FR 2878579 A1 20060602 FR 0510665 A 20051019 TRAJET D'ECOULEMENT DE STATOREACTEUR A COMBUSTION SUPERSONIQUE SEMI-AXISYMETRIQUE AVEC TUYERE CONFORME La présente invention concerne un système destiné à conditionner un statoréacteur à combustion supersonique ayant une entrée, un isolateur, et une chambre de combustion dans un fuselage d'aéronef tel qu'un corps de missile cylindrique. Le système est en outre caractérisé par le conditionnement d'un propulseur d'appoint à propergol solide dans l'espace occupé par une partie de tuyère du statoréacteur à combustion supersonique. Depuis un certain temps, un missile qui utilise au maximum un volume cylindrique dont le diamètre maximum est d'environ 53,34 cm (21 pouces) est souhaité. Une telle construction de missile est souhaitable du fait que le missile soit compatible avec des plateformes de lancement en surface et sous-marines. La maximisation du rendement volumétrique est importante pour atteindre les objectifs de capacité de transport en charge utile, ainsi que l'aptitude à transporter une énergie stockée sous la forme de propergols solides et liquides pour la maximisation du rayon d'action. Des configurations de trajet d'écoulement de statoréacteur à combustion supersonique ont été proposées et essayées lesquelles configurations ont des caractéristiques de trajet d'écoulement radial et circulaire. Des exemples de celles-ci comportent un statoréacteur à double combustion et les configurations de champ d'écoulement tournées vers l'intérieur du Dr Fred Billig. On a besoin d'une configuration améliorée de trajet d'écoulement de statoréacteur à combustion supersonique qui autorise davantage de volume interne. Par conséquent, un objet de la présente invention consiste à fournir un statoréacteur à combustion supersonique pour une utilisation dans un aéronef ayant un trajet d'écoulement qui fournit une section d'écoulement et un potentiel de poussée à un coût minimal à un volume interne contigu. L'objet susdit est atteint par la présente invention. Conformément à un premier aspect de la présente invention, un aéronef ayant un statoréacteur à combustion supersonique est fourni. Le statoréacteur à combustion supersonique comporte un trajet d'écoulement qui varie dans trois dimensions depuis une partie d'entrée jusqu'à une section de tuyère. Conformément à un second aspect de la présente invention, un procédé destiné à lancer un aéronef ayant un statoréacteur à combustion supersonique avec une partie de tuyère et un propulseur d'appoint à propergol solide positionné à l'intérieur de la partie de tuyère est fourni. Le procédé comprend d'une façon générale des étapes consistant à allumer le propulseur d'appoint à propergol solide pour accélérer l'aéronef jusqu'à une vitesse à laquelle le statoréacteur à combustion supersonique peut fonctionner, dégager la partie de tuyère par l'éjection du propulseur d'appoint à propergol solide de la partie de tuyère lors de l'expulsion du propulseur d'appoint à propergol solide; et injecter du carburant dans un écoulement d'air qui passe à travers le statoréacteur à combustion supersonique et allumer le carburant et l'air pour fournir une poussée à l'aéronef. D'autres détails du trajet d'écoulement de statoréacteur à combustion supersonique semi-axisymétrique avec une buse conforme, ainsi que d'autres objets et avantages connexes sont exposés dans la description détaillée suivante et les dessins annexés dans lesquels des numéros de référence identiques représentent les éléments identiques. 2878579 3 La figure 1 est une vue en coupe transversale d'un aéronef ayant une configuration de trajet d'écoulement semi-annulaire; la figure 2 est une vue en perspective d'une région 5 d'entrée d'un statoréacteur à combustion supersonique utilisé dans l'aéronef; la figure 3 est une vue en coupe partielle d'un aéronef représentant la configuration de trajet d'écoulement du statoréacteur à combustion interne de la présente invention; la figure 4 est une vue en coupe prise le long de la section 44 de la figure 3 la figure 5 est une vue en coupe prise le long de la section 5-5 de la figure 3; la figure 6 est une vue en coupe prise le long de la section 6-6 de la figure 3 la figure 7 est une vue en coupe prise le long de la section 7-7 de la figure 6; les figures 8 à 10 sont des représentations 20 simplifiées du fonctionnement de l'aéronef de la présente invention. En se référant maintenant aux dessins, la figure 1 illustre un aéronef 10, tel qu'un missile, ayant un volume interne 12 et un statoréacteur à combustion supersonique 13 avec une configuration de trajet d'écoulement semiannulaire 14. Tel qu'on l'examinera ci-après, la configuration de trajet d'écoulement 14 du statoréacteur à combustion supersonique 13 variera dans trois dimensions pour fournir un potentiel de poussée à un coût minimal au volume interne contigu. Le volume interne 12 de l'aéronef 10 peut être utilisé pour loger tout composant ou tous composants souhaités quelconques. Le volume interne 12 est défini par la paroi interne 11 du corps de l'aéronef et la paroi 15 qui forme le trajet d'écoulement 14 avec la paroi interne 11. La présente invention a quatre caractéristiques de définition qui sont pour le mieux illustrées sur les figures 2 et 3. L'aéronef 10 a une partie avant semiconique 20 attachée de préférence à la face inférieure d'une partie de nez conique 22 de l'aéronef 10. La partie avant 20 est contiguë avec la partie de nez conique 22. Une ou plusieurs rampes coniques 24 à angles plus fort menant à une partie d'entrée 26 du statoréacteur à combustion supersonique 13 sont fournies. La partie d'entrée 26a de préférence une forme semiannulaire, telle que celle représentée sur la figure 1, et est définie comme cette partie de la configuration de trajet d'écoulement 14 à l'arrière du bord d'attaque capot où la configuration de trajet d'écoulement 14 devient fermée et la direction de l'écoulement est tournée vers une direction axiale. La forme semi-annulaire de la partie d'entrée 26 est définie par la paroi interne 11 et la paroi 15 qui a une forme semi-annulaire centrale et deux parois latérales 17. Le trajet d'écoulement 14 du statoréacteur à combustion supersonique 13 a un isolateur semi-annulaire 28 de statoréacteur à combustion supersonique situé à l'arrière de la partie d'entrée 26 et une chambre de combustion 30 située à l'arrière de l'isolateur 28. L'isolateur ou le diffuseur supersonique 28 est un dispositif qui est destiné à contenir la contre-pression due à la combustion en aval. Dans la chambre de combustion 30, le carburant peut être injecté dans l'air qui s'écoule à travers le trajet d'écoulement 14. Le carburant peut être injecté de toute manière appropriée quelconque connue dans l'art en utilisant tout moyen approprié quelconque (non représenté) connu dans l'art. De plus, une bougie (non représentée) peut être positionnée à proximité de la chambre de combustion 30 pour allumer le mélange carburant- air. En se référant maintenant à la figure 3, le statoréacteur à combustion supersonique 13 a une section de tuyère 32. La section de tuyère 32 a un prolongement de la paroi 15 qui sert de surface interne. La paroi 15 varie dans trois dimensions depuis la partie d'entrée semiannulaire jusqu'à une configuration concave (voir figure 4) au niveau de sortie 36 de la section de chambre de combustion 30 jusqu'à une configuration convexe (voir figure 5) au niveau d'un point intermédiaire 38 le long de la longueur de la section de tuyère 32. En faisant varier la forme de la paroi 15 et ainsi la forme du trajet d'écoulement 14 du statoréacteur à combustion supersonique, on peut utiliser de façon optimale le volume interne 12. Conformément à la présente invention, en se référant maintenant aux figures 3, 6 et 7, un propulseur d'appoint à propergol solide 40 est conditionné avec un boîtier séparé dans l'espace occupé par la section de tuyère 32. Le propulseur d'appoint à propergol solide 40 transmet des charges de poussée à l'aéronef 10 par l'intermédiaire d'un rebord 42 situé à l'arrière du propulseur d'appoint 40. Le propulseur d'appoint 40 a un boîtier 44 qui est circulaire au niveau de chaque repaire axial le long de sa longueur, afin d'absorber efficacement la charge de pression interne sur le carter du propulseur d'appoint. Là où la section de tuyère 32 de statoréacteur à combustion supersonique d'entourage n'est pas circulaire en raison des exigences de profilage aérodynamique, des coussins élastomères amovibles 50 sont de préférence adaptés afin de transmettre des charges de pression et vibratoires provenant du propulseur d'appoint à propergol solide 40 à la section de tuyère 32 du statoréacteur à combustion supersonique et ainsi au corps de l'aéronef 10. Les coussins 50 sont de préférence éjectés avec le propulseur d'appoint à propergol solide 40. Le fonctionnement du statoréacteur à combustion supersonique dans le contexte d'un missile est représenté sur les figures 8 à 10 et se présente comme suit. Lors du lancement de l'aéronef/du missile 10, le propulseur d'appoint à propergol solide 40 s'allume, fournissant une poussée pour accélérer l'aéronef 10 jusqu'à une vitesse à laquelle le statoréacteur à combustion supersonique aérobie 13 peut fonctionner. Des propulseurs d'appoint externes supplémentaires (non représentés) peuvent être requis pour fournir l'accélération nécessaire et peuvent être attachés aux surfaces externes de l'aéronef/du missile 10 de toute manière appropriée quelconque connue dans l'art. Lors de l'expulsion du propulseur d'appoint à propergol solide 40, le propulseur d'appoint 40 est éjecté vers l'arrière, dégageant la section de tuyère 32 du statoréacteur à combustion supersonique. Tout moyen approprié quelconque connu dans l'art peut être utilisé pour éjecter le propulseur d'appoint à propergol solide 40 depuis la section de tuyère 32. Lors de l'éjection du propulseur d'appoint à propergol solide 40, l'air commence à s'écouler à travers le trajet d'écoulement 14 du statoréacteur à combustion supersonique 13. Tel qu'examiné précédemment, le carburant est de préférence introduit dans l'écoulement d'air au niveau d'un ou plusieurs emplacements et l'allumage est réalisé en utilisant la bougie. Le statoréacteur à combustion supersonique 13 fournit ensuite la poussée pour achever la mission de l'aéronef/du missile 10. REVENDICATIONS 1. Aéronef (10) ayant un statoréacteur à combustion supersonique (13) , ledit statoréacteur à combustion supersonique (13) comportant un trajet d'écoulement (14) qui varie dans trois dimensions depuis une partie d'entrée (26) jusqu'à une section de tuyère (32). 2. Aéronef (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la partie d'entrée (26) dudit trajet d'écoulement (14) 10 a une configuration semiannulaire. 3. Aéronef (10) selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit statoréacteur à combustion supersonique (13) a une section de tuyère (32) et ledit trajet d'écoulement (14) a une configuration concave au niveau d'une entrée de ladite section de tuyère (32). 4. Aéronef (10) selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite section de tuyère (32) a une courbure convexe au niveau d'une partie intermédiaire en aval de ladite entrée vers ladite section de tuyère (32). 5. Aéronef (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit statoréacteur à combustion supersonique (13) a une chambre de combustion (30) positionnée entre ladite partie d'entrée (26) et ladite entrée vers ladite partie de tuyère (32). 6. Aéronef (10) selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit statoréacteur à combustion supersonique (13) a en outre un isolateur (28) positionné entre ladite chambre de combustion (30) et ladite partie d'entrée (26). 7. Aéronef (10) selon la revendication 1, comprenant en outre un nez conique (22), une partie avant semi-conique (20) contiguë avec ledit nez conique (22), et au moins une rampe conique (24) menant à la partie d'entrée (26). 8. Aéronef (10) selon la revendication 3, comprenant en outre un propulseur d'appoint à propergol solide (40) 35 positionné à l'intérieur de ladite section de tuyère (32). 9. Aéronef (10) selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit propulseur d'appoint à propergol solide (40) est éjectable. 10. Aéronef (10) selon la revendication 8, comprenant en outre un rebord (42) au niveau d'une partie arrière du propulseur d'appoint à propergol solide (40) destiné à transmettre des charges de poussée à l'aéronef (10). 11. Aéronef (10) selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit propulseur d'appoint à propergol solide (40) a un boîtier circulaire le long de sa longueur destiné à absorber des exigences de profilage aérodynamiques. 12. Aéronef (10) selon la revendication 8, comprenant en outre des coussins élastomères amovibles (50) attachés à un boîtier dudit propulseur d'appoint à propergol solide (40) destinés à transmettre des charges de pression et vibratoires provenant dudit propulseur d'appoint à propergol solide (40) à ladite section de tuyère (32). 13. Aéronef (10) selon la revendication 12, caractérisé en ce que lesdits coussins élastomères (50) sont éjectés avec 20 ledit propulseur d'appoint (40). 14. Aéronef (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit aéronef (10) est un missile. 15. Procédé destiné à lancer un aéronef (10) ayant un statoréacteur à combustion supersonique (13) avec une section de tuyère (32) et un propulseur d'appoint à propergol solide (40) positionné à l'intérieur de ladite section de tuyère (32), ledit procédé comprenant les étapes consistant à : - allumer ledit propulseur d'appoint à propergol solide (40) pour accélérer l'aéronef (10) jusqu'à une vitesse à laquelle ledit statoréacteur à combustion supersonique (13) peut fonctionner; - dégager ladite section de tuyère (32) par l'éjection dudit propulseur d'appoint à propergol solide (40) de ladite section de tuyère (32) lors de l'expulsion dudit propulseur d'appoint à propergol solide (40) ; et - injecter du carburant dans un écoulement d'air qui passe à travers le statoréacteur à combustion supersonique (13) et allumer ledit carburant et ledit air pour fournir une poussée audit aéronef (10).