FR 2784960 A1 20000428 FR 9813354 A 19981026 La présente invention concerne un nouveau concept d'avion supersonique dont la consommation en carburant est très inférieure à celle des avions existants ou en projet. Ce concept est caractérisé par l'utilisation de moteurs ayant des caractéristiques très différentes. Des moteurs de petite section et à grande vitesse d'éjection sont utilisés en montée transsonique et en croisière supersonique ; à bas régime pour limiter le bruit, ils sont aussi utilisés au décollage. Des moteurs de grande section et à faible vitesse d'éjection sont utilisés pour le décollage, la croisière subsonique et l'approche ; ils sont escamotés à l'intérieur de 'avion en croisière supersonique. Les projets actuels d'avions de transport supersonique utilisent des moteurs d'un mme type qui s'adaptent aux différentes phases de vol. Il faut prévoir que, le survol supersonique des terres étant proscrit à cause du bang sonique, ces avions devront effectuer une fraction importante de leur trajet en croisière subsonique pour de nombreuses missions. Or, par rapport à l'unique avion de transport supersonique existant, le Concorde, les futurs avions auront déjà, malgré les progrès de la technologie, une consommation spécifique (masse de carburant consommée par unité de poussée et par unité de temps) en croisière supersonique plutôt augmentée à cause des complications diverses permettant un décollage moins bruyant. Quant à la croisière subsonique, leur consommation spécifique sera environ le double de celle des avions subsoniques modernes. Tout comme le projet d'avion européen à moteur à cycle variable, les projets américains à mélangeur-éjecteur ne permettent pas de satisfaire aux normes actuelles de bruit et a fortiori aux normes futures renforcées, d'après les résultats actuellement connus. C'est pourquoi le brevet récent WO 97/48600 (Rudolph), après avoir fait un rappel très complet de l'état de l'art actuel, propose l'utilisation au décollage de moteurs auxiliaires subsoniques rétractables. Les propositions faites dans ce brevet (avion et méthode) ne visent qu'à réduire le bruit ; en ce qui concerne la consommation spécifique en croisière subsonique, il y est dit explicitement aux pages 43 et 44 (avec référence aux figures 23 et 24) que l'utilisation du ou des moteurs rétractables n'abaisse pas la consommation spécifique. Bien que la revendication 18 de ce brevet concerne un rapport de poussée des moteurs subsoniques aux moteurs supersoniques au moins égal à 1 sur 10, cette borne inférieure est en effet beaucoup trop inférieure à ce qui est proposé dans la présente invention pour permettre une diminution de la consommation spécifique en vol de croisière subsonique. De plus, toutes les descriptions faites dans ce brevet antérieur, avec ou sans référence aux figures, ne permettent pas d'aboutir à toutes les solutions proposées dans la présente invention. Encore plus nettement, sa revendication 1, reprise dans toutes les suivantes, spécifie à l'alinéa c que les seuls moteurs supersoniques utilisés à plein régime peuvent assurer la poussée nominale nécessaire au décollage (mme s'ils produisent alors un bruit trop intense), alors qu'ils ne le peuvent pas selon certaines spécifications de la présente invention. C'est pourquoi il est proposé ici d'obtenir les différentes conditions de poussée avec des moteurs différents et non pas avec des changements de configuration des mmes moteurs ou avec des moteurs d'appoint. Par ailleurs, les projets de moteurs actuels impliquent des coûts d'étude et de développement considérables avec de gros risques d'échec alors que la présente invention met en oeuvre des moteurs existants (ou proches de ceux qui existent déjà). L'avion selon la présente invention est donc caractérisé par : -un ou des moteurs fixes à faible rapport (ou taux) de dilution, -un ou des moteurs escamotables à grand rapport de dilution. Les moteurs à faible rapport (d'un rapport de dilution inférieur à 3 et de préférence inférieur à 0,5) sont optimisés pour la croisière supersonique pour laquelle leur poussée spécifique est de l'ordre de 300 à 600 m/s. Leur consommation spécifique (moteur installé) peut alors tre voisine de 1,1 kg/daN. h. Ces mmes moteurs sont dimensionnés de façon à assurer seuls la montée transsonique. Pour la croisière subsonique, ils sont mis à bas régime ou arrtés, de façon que la poussée soit assurée exclusivement ou presque par les moteurs à grand rapport de dilution au moins égal à 3, et de préférence supérieur à 6, qui peuvent avoir une consommation spécifique (moteur installé) voisine de 0,5 kg/daN. h. Au décollage, la vitesse d'éjection des moteurs à faible rapport de dilution est réduite (sans nécessité de modifier leur géométrie de captage d'air ni d'utiliser d'éjecteur) à la valeur que nécessite le niveau de bruit désiré, par exemple environ 300 m/s. Les moteurs à grand rapport de dilution sont dimensionnés de façon à assurer le complément de poussée nécessaire au décollage avec cette mme vitesse moyenne d'éjection. En pratique, ces derniers moteurs assurent plus de la moitié de la poussée totale au décollage et leur diamètre peut tre tel qu'ils doivent tre escamotés l'un derrière l'autre (s'ils sont deux), dans une section pas trop rétrécie du fuselage, pendant le vol supersonique. Deux modes de réalisation de l'invention sont maintenant exposés en détail avec référence aux figures. Les valeurs numériques mentionnées résultent de l'état de l'art antérieur et des activités de recherche de l'inventeur. La figure 1 est une vue de dessous de la pointe arrière de l'avion décrit dans le premier exemple, montrant la configuration de vol subsonique avec deux moteurs à grand rapport de dilution et deux moteurs à faible rapport. La figure 2 est une vue de dessous du mme avion, montrant la configuration supersonique avec les deux moteurs à grand rapport de dilution rentrés dans le fuselage ; le premier rentré a subi une translation vers l'arrière. La figure 3 est une vue de face partielle du mme avion dans la mme configuration que sur la figure 1. La figure 4 est une vue de face partielle du mme avion pendant la manoeuvre de rentrée d'un moteur à grand rapport de dilution. La figure 5 est toujours une vue de face partielle du mme avion correspondant à la configuration de la figure 2. La figure 6 est une vue de face partielle de l'avion décrit dans le second exemple, en configuration de vol subsonique. La figure 7 est une vue de côté de l'arrière du mme avion en configuration supersonique avec le moteur à grand rapport de dilution rentré. La figure 8 est une vue de côté semblable à la précédente où le moteur escamoté alimente une tuyère de culot On considère d'abord un avion de transport d'environ 300 passagers ayant une poussée totale en montée transsonique de 560 kN. Avec une poussée spécifique proche de 640 m/s, chacun des deux moteurs à faible rapport de dilution (nul ou inférieur à 2) a un diamètre d'entrée d'air de 2 m. La poussée totale de 290 kN en croisière supersonique correspond à une consommation spécifique optimisée d'environ 1, 1 kg/daN. h. Ces moteurs à faible rapport de dilution, mme utilisés à leur poussée maximale nominale, sont éventuellement insuffisants pour assurer le décollage de l'avion à sa poussée nominale. Pour disposer d'une poussée totale au décollage de 1120 kN à 300 m/s de vitesse moyenne d'éjection sur tous les moteurs, le diamètre des deux moteurs escamotables est de 2,9 m et leur rapport de dilution voisin de 10. La section totale de captage d'air de l'ensemble des moteurs est alors plus de trois fois celle des seuls moteurs fixes. Les deux moteurs à grand rapport de dilution peuvent assurer seuls la poussée totale en croisière subsonique de 250 kN de façon à obtenir une consommation spécifique d'environ 0,5 kg/daN. h. Au décollage, la poussée des moteurs à grand rapport de dilution est plus du double de celle des moteurs à faible rapport de dilution. Les moteurs escamotables sont donc les moteurs principaux et non des moteurs auxiliaires. Ce système propulsif a un bruit inférieur de 10 décibels aux normes actuelles de certification (OACI, Annexe 16, Chapitre 3). Dans un fuselage de l'ordre de 4 m de diamètre, les deux moteurs à grand rapport de dilution ne peuvent pas etre rangés côte à côte. Leur position de travail pourrait tre décallée axialement mais, dans le présent exemple, il est jugé préférable d'avoir une mme position axiale de travail. Il est donc nécessaire de rentrer dans le fuselage, de préférence en aval de la soute du train d'atterrissage principal, un premier moteur et de le déplacer axialement le long d'un ou plusieurs rails pour faire de la place pour le second. Les figures 1 et 3 représentent la configuration de croisière subsonique, également utilisée au décollage et en approche. Sur la figure 1, tous les moteurs, à grand rapport de dilution (11 et 12) et à faible rapport de dilution (21 et 22) sont en position de travail, représentés sur une vue de dessous de l'arrière de l'avion. La figure 3 représente, de face, le fuselage (1) et l'aile gauche (2) ; le moteur gauche à grand rapport de dilution (11) a son support profilé (4) fixé à son bras de manoeuvre (3) ; tous les volets d'obturation de cavités (G, 7 et 9) sont fermés. La figure 4 représente le moteur à grand rapport de dilution gauche (11) pendant son déplacement pour escamotage. Tous les volets sont ouverts. Le bras de manoeuvre (3) déplace le moteur (11) en rotation autour de l'axe (5). Sur la figure 5, le moteur (11) a terminé sa rotation et est fixé au rail (8) en vue de sa translation vers l'arrière de la soute ; le bras de manoeuvre (3) a été détaché du support profilé (4) et est rentré dans l'aile (2), capot (6) refermé. Après translation du moteur (11) et rentrée du second moteur à grand rapport de dilution (12), la figure 2 représente en vue de dessous schématique (c'est-à-dire moteurs dessinés bien qu'ils soient cachés par les volets d'obturation) la configuration de montée transsonique et de croisière supersonique. La soute des moteurs est séparée de la cabine des passagers par la cloison étanche (10). Les moteurs à grand rapport de dilution (11 et 12) sont resortis pour la croisière subsonique finale et pour l'approche. Les ombilics de commande et les canalisations de carburant sont éventuellement déconnectés et reconnectés automatiquement. La masse totale de cette installation motrice est d'environ 30 tonnes réparties en 10 tonnes pour l'ensemble des moteurs supersoniques et 20 tonnes pour les moteurs subsoniques avec leurs dispositifs de manoeuvre. On considère maintenant un avion d'affaires d'environ 20 passagers ayant une masse au décollage de 34 tonnes. Sa poussée totale en montée transsonique est de 56 kN. Avec une poussée spécifique proche de 640 m/s, chacun des deux moteurs monoflux (rapport de dilution nul ou pratiquement nul) a un diamètre de 0, 63 m. La poussée totale de 29 kN en croisière supersonique à Mach 2 correspond à une consommation spécifique optimisée d'environ 1, 1 kg/daN. h. Pour disposer d'une poussée totale au décollage de 112 kN à 300 m/s de vitesse d'éjection sur tous les moteurs, le diamètre du moteur escamotable est de 1,31 m et son rapport de dilution voisin de 10. Ce moteur peut assurer seul la poussée totale en croisière subsonique de 25 kN avec une consommation spécifique d'environ 0,5 kg/daN. h. Dans cet exemple, plutôt qu'un déplacement en rotation, il est proposé d'escamoter le moteur à grand rapport de dilution par un déplacement en translation verticale. Dans un fuselage de l'ordre de 2 m de diamètre, le moteur à grand rapport de dilution rentré occupe un tronçon de fuselage entier. Les figures 6 et 7 illustrent la disposition de ces moteurs pendant les différentes phases de vol. La figure 6 représente une vue de face de la configuration de croisière subsonique, également utilisée au décollage et en approche ; tous les moteurs, à grand rapport de dilution (11) et à faible rapport de dilution (21 et 22) sont en position de travail sous la voilure (2) et le fuselage (1). La figure 7 représente, de côté, la configuration supersonique avec le moteur (11) escamoté grâce au support télescopique (13). La masse totale de cette installation motrice est d'environ 6 tonnes réparties en 3 tonnes pour les moteurs supersoniques et 3 tonnes pour le moteur subsonique avec son dispositif de manoeuvre. Les deux exemples décrits en détail ci-dessus ne sont pas limitatifs. Selon des variantes non illustrées, un ou plusieurs moteurs, à grand ou à faible taux de dilution, peuvent tre placés au-dessus de la voilure, sur les côtés du fuselage, en pied de dérive, sur des mâts quelconques, etc... Les positions axiales des moteurs peuvent tre différentes de celles représentées sur les figures. Dans une variante de réalisation il est proposé de faire fonctionner à régime réduit un ou plusieurs moteurs à grand rapport de dilution alors qu'ils sont escamotés et de rejeter leurs gaz (le flux primaire seul de préférence) à la pointe arrière du fuselage. Ce soufflage de culot permet de raccourcir la partie arrière effilée de l'avion et donc de l'alléger tout en diminuant la trainée de culot. La figure 8 montre un moteur escamoté (11) alimenté par un regroupement des prélèvements d'air (31) à travers une chambre de tranquillisation (3 2) et se déchargeant dans une tuyère de culot (33). Une autre variante, complémentaire de la précédente, consiste à alimenter un ou plusieurs moteurs escamotés par des prélèvements de couche limite effectués à divers emplacements (pris ensemble ou l'un d'eux seulement ou plusieurs d'entre eux) tels que le voisinage du bord d'attaque des ailes, le cockpit, différentes positions le long du fuselage, la dérive. Selon l'état de l'art connu, ces prélèvements de couche limite sont susceptibles de réduire la traînée de l'avion et donc sa consommation ; de plus, ceux effectués le long du cockpit et du fuselage peuvent diminuer le bruit interne de l'avion et tous contribuent à la diminution du bruit externe. A la différence des projets en cours, l'avion supersonique selon la présente invention ne nécessite pas de gros développements de moteurs entièrement nouveaux. Par exemple, dans le cas de l'avion lourd exposé précédemment, les moteurs à grand rapport de dilution existent ; dans le cas de l'avion d'affaires, le moteur à grand rapport de dilution existe également et les moteurs à faible rapport de dilution peuvent tre une simple adaptation d'un moteur militaire existant. La technologie des vérins télescopiques ou rotatifs existe, ainsi que celle des chaînes à déroulement raidi. L'application de l'invention à une fabrication industrielle ne nécessitera donc qu'une étude mécanique des dispositifs de déploiement et d'escamotage des moteurs à grand rapport de dilution ainsi que l'examen de ses conséquences sur l'étude de marchés liée aux coûts de construction et d'exploitation. REVENDICATIONS 1) Avion supersonique, à faible consommation de carburant mais par ailleurs réalisé selon l'art antérieur, caractérisé par un ou plusieurs turboréacteurs (11-12) à rapport de dilution au moins égal à 3 assurant la quasitotalité de la poussée pendant la croisière subsonique, le ou les autres moteurs (21-22) à rapport de dilution inférieur à 3 étant alors arrtés ou à très bas régime. 2) Avion supersonique selon la revendication 1 caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs moteurs fixes (21-22) à rapport de dilution inférieur à 3 tels que leur poussée totale maximale nominale soit insuffisante pour assurer le décollage de l'avion à sa poussée nominale (mme avec un bruit excédant les normes). 3) Avion supersonique selon la revendication 1 caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs moteurs fixes (21-22) à rapport de dilution inférieur à 3 assurant seuls les phases de montée transsonique et de croisière supersonique pendant que les moteurs (11-12) à rapport de dilution supérieur à 3 sont escamotés à l'intérieur de la structure. 4) Avion supersonique selon les revendications 1 et 3 caractérisé par un ou plusieurs moteurs fixes (21-22) à rapport de dilution inférieur à 3 dimensionnés pour assurer seuls la montée transsonique et optimisés seulement pour la croisière supersonique, c'est-à-dire ne comportant pas de dispositifs de réduction de bruit au décollage tels qu'une géométrie variable, des écopes ou un éjecteur. 5) Avion supersonique selon la revendication 4 caractérisé par un niveau de bruit choisi par ailleurs et obtenu par la seule limitation de la vitesse moyenne d'éjection de tous les moteurs, par exemple à 400 m/s et de préférence à environ 300 m/s. 6) Avion supersonique selon la revendication 1 caractérisé en ce que le ou les moteurs (11-12) à rapport de dilution supérieur à 3 assurent au décollage plus de la moitié de la poussée totale et de préférence environ les deux tiers, c'est-à-dire que la section d'entée d'air totale du ou des moteurs escamotables (11-12) est alors environ le double de celle des moteurs fixes (21-22). 7) Avion supersonique selon la revendication 1 caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs moteurs fixes (21-22) ayant un rapport de dilution inférieur à 0,5. 8) Avion supersonique selon la revendication 1 caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs moteurs escamotables (11-12) ayant un rapport de dilution supérieur à 6. 9) Avion supersonique selon les revendications 1 et 3 caractérisé en ce que deux gros moteurs escamotés (11-12) sont rangés l'un derrière l'autre le long de l'axe du fuselage, le premier rentré ayant subi une translation grâce à des rails (8). 10) Avion supersonique selon les revendications 1 et 3 caractérisé en ce que le déplacement du ou des moteurs à grand rapport de dilution (11-12), de leur position de travail à la rentrée dans leur soute, est assurée par des bras pivotants (3), ceux-ci pouvant tre séparés des supports profilés (4) pour faciliter leur propre escamotage, par exemple dans la voilure (2), et pour permettre la translation du premier moteur rentré. 11) Avion supersonique selon les revendications 1 et 3 caractérisé en ce que les moteurs escamotés (11-12) ont leur ombilic de commande et leur canalisation d'alimentation en carburant éventuellement déconnectables et reconnectables automatiquement. 12) Avion supersonique selon les revendications 1 et 3 caractérisé en ce qu'un ou plusieurs moteurs (11-12) en position rentrée fonctionnent à régime réduit pour éjecter leurs gaz à la pointe arrière de l'avion de façon à diminuer sa trainée de culot tout en allégeant sa pointe arrière. 13) Avion supersonique selon les revendications 1 et 12 caractérisé en ce qu'un ou plusieurs moteurs (11-12) en position rentrée prélève une partie ou la totalité de son air d'alimentation près du bord d'attaque de la voilure et (ou) près du cockpit et (ou) en différentes positions le long du fuselage et (ou) sur la dérive en vue de diminuer la trainée de frottement (donc d'économiser du carburant) et de diminuer le bruit intérieur et extérieur de l'avion. 14) Procédé permettant de réduire fortement la consommation en carburant d'un avion supersonique caractérisé en ce qu'un avion selon la revendication 1 utilise à bas régime, ou arrte, ses moteurs à faible rapport de dilution (21-22) pendant les phases de croisière subsonique, la quasi totalité de la poussée étant alors fournie par les moteurs (11-12) à grand rapport de dilution de façon à obtenir une consommation spécifique de 0,5 kg/daN. h environ, et en ce qu'il utilise pour la croisière supersonique, les moteurs (11-12) à grand rapport de dilution étant alors escamotés dans la structure de l'avion, des moteurs à faible rapport de dilution (21-22) optimisés par le fait qu'ils n'ont pas à tre modifiés au décollage pour abaisser leur bruit (cette réduction de bruit étant alors obtenue par leur foctionnement à bas régime). 15) Procédé permettant d'obtenir des niveaux de bruit d'environ 10 décibels en dessous des normes internationales actuelles (OACI, Annexe 16, Chapitre 3) caractérisé en ce que tous les moteurs (11-12) et (21-22) de l'avion selon les revendications 1 et 3 ont une vitesse d'éjection inférieure à 400 m/s, et de préférence voisine de 300 m/s, au décollage et en approche, la poussée nécessaire au décollage étant alors assurée par une section de captage d'air de l'ensemble des moteurs environ 3 fois supérieure à celle des seuls moteurs fixes (21-22).