FR 2695960 A1 19940325 FR 9211281 A 19920923 MOTEUR A CYCLE VARIABLE POUR UN AVION A DECOLLAGE VERTICAL. DESCRIPTION L'invention concerne un moteur à cycle variable pour un avion à décollage vertical. Une des conceptions actuellement envisagées est appelée "Front Tandem Fan", c'est-à-dire à soufflante. avant divisée en deux parties solidaires. Elle est illustrée par les figures 1 et 2. La turbine à gaz 101 se compose d'un générateur de gaz 102 entre une turbine 103 à l'arrière et une soufflante 104 à l'avant. La turbine 103 et la soufflante 104 sont reliées par un arbre 105 et les deux parties de la soufflante sont coaxiales et reliées rigidement par une partie de l'arbre 105. Ces parties de la soufflante 104 sont référencées par 104av et 104ar. Une veine principale 106 d'écoulement des gaz s'étend entre la portion avant 104av et une tuyère arrière 107 en arrière de la turbine 103 ; une entrée d'air auxiliaire d'alimentation 108, située sur le dessus du fuselage de l'avion, s'étend entre les parties de soufflante 104av et 104ar et une tuyère avant 109. La tuyère arrière 107 est à orientation variable grâce à une enveloppe formée de parties articulées mais la tuyère avant 109 est immobile.Ce moteur est également muni de trois vannes : la première est située entre les parties de soufflante 104av et 104ar et sert à diriger l'écoulement d'air vers la tuyère avant 109, la seconde est située dans l'entrée d'air auxiliaire d'alimentation 108 du générateur 102, et la troisième est située en amont. Durant la phase de décollage, représentée par la figure 1, la première vanne, formée d'éléments pivotants à la manière des stores vénitiens, est disposée de façon que l'air qui pénètre à l'avant de la veine principale 106 soit dévié vers la tuyère avant 109 pour servir à la poussée de sustentation, après ouverture de la troisième vanne.La seconde vanne est ouverte pour permettre à de l'air de traverser l'entrée d'air auxiliaire d'alimentation 108, passer par le générateur de gaz 102 et la turbine 103 et aboutir à la tuyère arrière 107, qui est alors orientée vers le bas pour contribuer également à la sustentation. Chacune des parties de la soufflante est associée à un des écoulements : la partie 104av accélère l'air destiné à la tuyère avant 109 et la partie 104ar isair destiné à la tuyère arrière 107. Quand l'avion atteint une vitesse de sustentation alaire, les vannes subissent une commutation de façon que l'air entrant dans la veine principale 106 traverse toute celle-ci jusqu'à la tuyère arrière 107 et ne soit plus dévié vers la tuyère avant 109. Une telle conception est susceptible de causer des problèmes dans les états de transition entre les deux états principaux de vol, car trois vannes doivent être commutées, ce qui crée des états transitoires difficiles à prévoir. Une dépressurisation peut apparartre dans le générateur des gaz 102 si la seconde vanne est fermée trop t3t avant la commutation de la première vanne. La première vanne est quant à elle soumise à des conditions de fonctionnement difficiles à cause de la nécessité de dévier avec une précision suffisante le flux d'air qui entre dans la veine principale 106. Ces systèmes de déviation de flux d'air sont complexes sur le plan mécanique car ils ont la tâche extrêmement délicate de dévier le flux d'air à un moment critique du vol, à savoir pendant la transition.Un autre inconvénient consiste en ce que l'arbre 105 doit etre allongé à cause des deux parties séparées de la soufflante 104, ce qui rend le moteur plus volumineux, donc occupe un espace précieux qui serait autrement disponible-pour l'emport de carburant. Le moteur conforme à l'invention est suppose offrir des performances supérieures aux différents régimes de vol ainsi qu'une transition plus souple et plus sûre, entre les états, car il utilise un principe plus simple, qui fait appel à une coupure de flux d'air selon le mode de vol plutôt qu'à une déviation. Ce moteur comprend, outre une veine auxiliaire d'écoulement communiquant dans des tuyères avant, une veine principale d'écoulement communiquant dans une tuyère arrière à orientation variable, une soufflante unique s 'étendant à travers les deux veines et une vanne située en amont de la soufflante et susceptible de fermer la veine auxiliaire. De plus, les tuyères avant ont une orientation variable. Les veines sont avantageusement concentriques, la veine auxiliaire entourant normalement la veine principale. Il faut remarquer que le brevet français 2 554 169 décrit un agencement de moteur d'avion entre une veine principale de poussée et une veine auxiliaire de sustentation qui l'entoure, une soufflante unique s'détendant à travers les deux veines, mais aucun des autres éléments caractéristiques de l'invention n'est décrit et notamment pas de vanne de fermeture de la veine auxiliaire. La vanne est avantageusement constituee d'un opercule coulissant axialement, ou de volets articulés, ou d'une trappe, ou d'une écope basculante située sur le fuselage de l'avion, et commandée par un ou plusieurs vérins. La transition entre les deux états de fonctionnement est améliorée si les tuyères avant sont agencées pour exercer une poussée sensiblement plus faible que dans les conceptions actuelles, c'est-a-dire une poussée inférieure à 50X de la poussée totale. La veine principale peut comprendre une dérivation entre la soufflante et un dispositif de post-combustion, qu'on peut munir d'une seconde vanne a opercule coulissant axialement comme la précédente, permettant le fonctionnement en double flux à faible taux de dilution ou en simple flux du moteur. L'invention va maintenant être décrite plus en détail à l'aide des figures suivantes annexées à titre illustratif et non limitatif - la figure 1, déjà décrite, est un schéma d'une conception de l'art antérieur en vol horizontal ; ~ la figure 2, déjà décrite, est un schéma d'une conception de l'art antérieur, en vol vertical ; - la figure 3 est un schéma avec les mêmes conventions de représentation de la conception de l'invention en vol horzontal - la figure 4 est un schéma identique à la figure 3 mais en vol vertical ; - les figures 5 à 7 représentent des états principaux de fonctionnement de l'invention. On passe maintenant au commentaire des figures 3 et 4. On retrouve une turbine à gaz 1 composée d'un générateur de gaz 2, d'une turbine 3 et d'une soufflante 4 conformes à la description précédente, sauf que la soufflante 4 est composée d'une seule partie, de sorte que l'arbre 5 qui la relie au générateur de gaz 2 est plus court. On retrouve également une veine principale 6, une tuyère arrière 7, mais la veine auxiliaire 8 est ici séparée de la veine principale 6 qu'elle entoure par une paroi 11 circulaire, et elle aboutit directement aux tuyères avant 10, au nombre de deux et situées des deux côtés de l'avion. La soufflante 4 s'étend à travers la section totale des deux veines 6 et 8, et la paroi Il de séparation des deux veines est interrompue à cet endroit : la séparation est maintenue cependant grâce à une couronne 12 solidaire des pales de la soufflante 4 et qui prolonge la paroi 11. L'opercule 13 peut prendre deux positions principales et laisser la veine auxiliaire 8 ouverte aux vitesses subsoniques et au décollage, ou la fermer aux vitesses élevées, notamment supersoniques. Les différents états de fonctionnement du moteur seront décrits à l'aide des figures 5 à 7, à la faveur desquelles d'autres éléments de la structure seront introduits. On voit sur la figure 5, qui représente la configuration de décollage, que la tuyère arrière 7 est formée de segments 15 en forme de portion de sphère, susceptibles d'etre embottés les uns dans les autres et articulés autour d'un axe commun 16. Des bielles 17 commandées par des vérins 18 permettent de faire pivoter les segments 15 autour de l'axe 16 entre une position ou la tuyère arrière 7 s'ouvre vers l'arrière et une position ou elle s'ouvre vers le bas. C'est celle-ci qui est maintenant réalisée pour que les gaz issus de la veine principale 6 servent à la sustentation. Tout autre dispositif de tuyère orientable, bien connu dans le domaine de l'art, peut bien sûr être adapté au moteur. On a représenté ici une version à soufflantes et turbines contrarotatives : la soufflante 4 est formée de deux roues reliées chacune à un étage de turbine 3. L'arbre 5 est alors double également. Cette version est plus courte qu'une version à simple arbre de turbine, donc à soufflantes non contrarotatives, qui peut également être envisagée, avec des redresseurs entre les n étages de soufflante. Cette constatation ne change rien aux remarques précédentes car les roues de la soufflante 4 sont voisines, ont la même forme et le même rôle d'entraSnement dans les deux veines 6 et 8. Les tuyères avant 10 sont composées d'un manchon courbe 19 relié au corps du moteur par une couronne 20 qui peut être une couronne dentée qu'un pignon non représenté situé sur le moteur peut faire tourner. Comme pour la tuyère arrière 7, les tuyères avant 10 sont mobiles entre une position où elles s'ouvrent vers l'arrière et une autre où elles s'ouvrent vers le bas, celle-ci étant maintenant réalisée ; l'air issu de la veine auxiliaire 8, que l'opercule 13 laisse ouverte, sert aussi à la sustentation. La vanne est également composée d'un dispositif tel qu'un vérin 21, relié à l'opercule 13, qui assure son déplacement axial. Il est prévu que les tuyères avant 10 n'exerceront ensemble qu'une partie assez faible de la poussée totale, inférieure à 50Z, ce qui est parfaitement possible à condition de faire coincider le centre de poussée et le centre de gravité de l'avion. Pour accélérer l'avion après le décollage, on modifie peu à peu l'orientation des tuyères 7 et 10 en tournant les manchons courbes 19 et en repliant les segments 15 pour produire une poussée de plus en plus orientée vers l'arrière, jusqu'à ce qu'elle soit complètement horizontale, et d'autres changements sont effectués quand on arrive aux vitesses transsoniques, qui amènent à la configuration de la figure 4. L'opercule 13 ferme maintenant la veine auxiliaire 8 après avoir été progressivement avancé. Les tuyères avant 10 sont devenues inactives après avoir exercé une poussée horizontale, et l'air entre dans le moteur en passant entièrement par la veine principale 6 et sort par la tuyère arrière 7. Un dispositif de post-combustion 24 situé entre la turbine 3 et la tuyère arrière 7 est allumé, et une dérivation 25 qui s'étend entre la soufflante 4 et le dispositif de post-combustion 24 tout en contournant le générateur de gaz 2 et la turbine 3 est ouverte pour obtenir un fonctionnement en double flux du moteur (taux de dilution de 0,2 à 0,3) alors qu'en vol vertical et transition, il pourrait être de 0,7 à 0,8. L'ouverture est assurée par le déplacement de l'opercule 26 d'une seconde vanne. L'opercule 26 est en forme de cylindre d'anneau mais présente une face interne arrondie renflée au milieu et s'effilant à l'avant et à l'arrière.De plus, l'enveloppe 27 qui sépare la dérivation 25 de la veine principale 6 proprement dite présente un contour sensiblement parallèle à cette face interne, de sorte que la dérivation 25 a une section à peu près constante quand l'opercule 26 est ouvert, ce qui est le cas sur la figure 6, et que la veine principale 6 est délimitée par un contour lisse quand l'opercule 26 est fermé, ce qui est le cas sur les figures 5 et 7. La figure 7 correspond à l'état de vol aux vitesses supersoniques. 'Cet état est précisément caractérisé par la fermeture de l'opercule 26 pour que tout l'air passe par le générateur de gaz 2, le moteur fonctionnant alors en simple flux. Aucun autre changement n'a lieu, et la post-combustion 24 peut rester allumée. On constate que l'invention implique une transition douce et commode entre les états de vol ainsi qu'un écoulement presque naturel des gaz, avec peu de pertes de charge, de l'entrée à la sortie du moteur. Une poussée suffisante est garantie pendant les transitions entre les états. Le régime du moteur en vol horizontal, peut également être réduit, car le vol supersonique exige une poussée moindre que pour le décollage vertical. La vanne 13 étant fermée, le prélèvement de puissance à la turbine 3, exigé pour entraSner la soufflante au décollage, est également moindre. REVENDICATIONS 1. Moteur à cycle variable pour un avion à décollage vertical, comprenant une veine auxiliaire (8) d'écoulement communiquant dans des tuyères avant (10), à orientation variable, une veine principale (6) d'écoulement communiquant dans une tuyère arrière (7) à orientation variable, caractérisé par une soufflante unique (4) s'étendant à travers les deux veines et par une vanne (13) située en amont de la soufflante et susceptible de fermer la veine auxiliaire. 2. Moteur à cycle variable suivant la revendication 1, caractérisé en ce que la vanne comprend un opercule (13) ou une écope mobile coulissant axialement. 3. Moteur à cycle variable suivant l'une quelconque des -revendictions- 1--ou 2, caractérisé --en - ce -que- le's veines sont concentriques. 4. Moteur à cycle variable suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les tuyères avant exercent une poussée inférieure à 50% de la poussée totale des tuyères quand la veine auxiliaire est ouverte.