FR2658868A1 - Moteur de statoreacteur a combustion supersonique et procede de fonctionnement d'un tel moteur. - Google Patents

Abstract

On décrit un moteur de statoréacteur à combustion supersonique qui peut être utilisé dans un avion hypersonique comme moteur intégré dans l'avion. Le moteur comporte une première surface (18) ayant un gradin (22) dirigé vers l'arrière, et une surface supérieure (16) de capot (14) distante de la première surface pour définir entre elles un ensemble intégré entrée-chambre de combustion (34). Des moyens pour injecter du carburant dans l'ensemble entrée-chambre de combustion au droit du gradin permettent de mélanger le carburant avec un courant d'air supersonique (44) et de produire des gaz de combustion supersoniques (48) dans l'ensemble entrée-chambre de combustion. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les moyens d'injection du carburant permettent d'injecter le carburant de façon à créer une limite de fluide (58) qui définit une zone à carburant subsonique (60) et une zone à fluide supersonique (62). La limite de fluide est variable et élimine les problèmes de démarrage et d'absence de démarrage nécessitant une géométrie variable de l'entrée dans un moteur de statoréacteur classique à combustion supersonique. Application aux avions fonctionnant aux vitesses hypersoniques.

Description

i La présente invention concerne les statoréacteurs à combustion

supersonique et, plus particulièrement, un moteur perfectionné de statoréacteur pour avion capable de voler à

des vitesses hypersoniques.

Un moteur de statoréacteur à combustion supersonique

fonctionne, comme son nom l'indique, par combustion super-

sonique; contrairement à un statoréacteur classique dans lequel le courant d'air d'admission et les gaz de combustion

s'écoulent de manière subsonique, le courant d'air d'admis-

sion et des gaz de combustion d'un statoréacteur à combustion

supersonique s'écoulent de façon supersonique Les statoréac-

teurs classiques fonctionnent dans une gamme des vitesses de l'avion comprise entre Mach 3 et environ Mach 6 et les statoréacteurs classiques à combustion supersonique entre environ Mach 5 et des vitesses plus élevées La vitesse relativement élevée d'un avion utilisant un statoréacteur à combustion supersonique dans le régime de vol d'environ Mach ou au-delà est également appelée vitesse hypersonique. On ne pense pas qu'on n'ait encore construit un avion mû par un statoréacteur à combustion supersonique en mesure de voler Cependant, on a construit des petits moteurs de statoréacteur à combustion supersonique du type recherche et on les a essayés en laboratoire à des vitesses de vol simulées atteignant environ Mach 7 Par conséquent, les références faites ici à des statoréacteurs à combustion -2- supersonique classiques et typiques et à leurs structures concernent des informations classiques pour les techniciens spécialisés en moteurs d'avions volant à des vitesses supersoniques, informations basées, en partie, sur un modèle et une analyse mathématiques. Comme les statoréacteurs à combustion supersonique fonctionnent avec un courant f luidique supersonique les traversant, ils sont fondamentalement différents en matière

de structure et de fonctionnement des statoréacteurs classi-

ques qui fonctionnent avec un écoulement f luidique subsoni-

que Un moteur typique de statoréacteur à combustion super-

sonique comprend une entrée supersonique, ou diffuseur, pour comprimer le courant d'air d'admission, suivi d'une chambre de combustion supersonique, laquelle est à son tour suivie

d'une tuyère d'échappement supersonique Une entrée superso-

nique est une tuyère convergente conduisant à un col, et la tuyère supersonique est un canal divergent communiquant par fluide avec le col La chambre de combustion s'étend généralement à partir du col et constitue un canal à surface constante ou divergente qui est en une pièce avec la tuyère

d' échappement divergente.

Du carburant est ajouté en courant supersonique de l'air d'admission dans la chambre de combustion pour être soumis à une combustion, laquelle est généralement spontanée, car le courant d'air d'admission a été comprimé à des températures d'environ 20000 'R et plus Cependant, comme le carburant, qui est généralement de l'hydrogène gazeux ayant un moment relativement faible, est injecté dans un courant d'air supersonique présentant un moment relativement élevé, une pénétration efficace du carburant dans l'air et à travers la chambre de combustion et un mélange effectif du carburant et de l'air sont difficiles à obtenir, en particulier aux vitesses hypersoniques élevées en vol. Pour permettre la compression interne nécessaire aux nombres de Mach du courant d'air supersonique et hypersonique

d'admission, on a généralement prévu des moyens pour permet-

tre à l'entrée "d'avaler" le choc normal qui dans le cas contraire se produirait à cette entrée Un moteur de

statoréacteur classique subit des chocs normaux qui décè-

lérent le courant d'air d'admission jusqu'à des valeurs subsoniques du nombre de Mach, d'o des pertes importantes du rendement, des taux de chauffage relativement élevés, des

charges structurelles importantes, et une traînée relative-

ment grande pour le moteur L'entrée d'un moteur de stato-

réacteur à combustion supersonique est considérée comme ayant "démarré" dès que le choc normal a été "avalé" par le moteur du statoréacteur, ce qui se traduit par un courant d'air

supersonique dans le statoréacteur.

Dans le cas d'une augmentation brutale de la contre-

pression se produisant dans le moteur du statoréacteur à combustion supersonique, par exemple lors d'un changement brutal de l'angle d'attaque de l'avion, ou lors d'un étranglement local du courant d'air interne, l'entrée peut

alors "ne pas démarrer", avec comme corrolaire les caracté-

ristiques indésirables qu'on a décrites ci-dessus Cela peut

etre à l'origine d'un problème important pour le fonctionne-

ment de l'avion aux vitesses hypersoniques car celui-ci a été

conçu avec un moteur de statoréacteur à combustion superso-

nique ayant un courant d'air interne supersonique Si le moteur du statoréacteur à combustion supersonique ne démarre pas, l'écoulement de l'air n'est plus supersonique et comme l'avion fonctionne à des vitesses hypersoniques, il est

impossible de le redémarrer en l'absence de moyens supplémen-

taires De tels moyens comprennent généralement une géométrie interne variable, bien connue dans la technique, pour l'entrée et des systèmes de commande à réponse élevée pour permettre le redémarrage de l'entrée Comme l'entrée est généralement démarrée initialement à des nombres de Mach

hypersoniques relativement faibles, toute absence de démar-

rage ultérieur à des nombres de Mach hypersoniques relative-

4 - ment élevés peut constituer une situation relativement plus

sérieuse dont il y a lieu de tenir compte.

Comme un avion mû par un statoréacteur à combustion

supersonique fonctionne à une vitesse sensiblement hyperso-

nique, la traînée est pour le moteur un facteur important qui doit être rendu minimum Cependant, les statoréacteurs à combustion supersonique et géométrie interne variable pour

l'entrée sont par inhérence relativement complexes et relati-

vement de grandes dimensions et fournissent une plus grande surface avec comme corrolaire une traînée relativement importante Une pénalité importante en matière de poids est

également imposée.

En outre, un moteur de statoréacteur à combustion supersonique est généralement utilisé dans un avion dans lequel le courant d'air d'admission est initialement comprimé à l'extérieur du statoréacteur par des ondes de choc obliques provenant du nez de l'avion et l'échappement du moteur du statoréacteur est généralement canalisé pour être parallèle à l'arrière incliné de l'avion afin de fournir une détente externe des gaz de combustion supersoniques provenant du moteur Par conséquent, le courant d'air d'admission du moteur est généralement canalisé le long du nez suivant un angle aigu par rapport à l'axe longitudinal, ou axe du moteur, et doit être détourné de cet axe pour s'écouler en

étant généralement parallèle à l'arrière incliné de l'avion.

Ce détournement de l'écoulement du fluide hypersonique, tout d'abord vers l'axe longitudinal et ensuite pour l'éloigner de cet axe, impose que le moteur ait une longueur appropriée,

laquelle est généralement relativement grande, d'o l'augmen-

tation de la surface externe du moteur et de la traînée Ce détournement du courant d'air d'admission du statoréacteur

nécessite en général l'introduction de la détente de l'écou-

lement fluidique hypersonique détourné, ce qui réduit par inhérence la température statique et les pressions statiques par rapport aux valeurs obtenues par la compression externe, - d'o un gaspillage important de la majeure partie de la compression externe qui a été pénalisée par des pertes

irrécupérables à l'entrée et par l'échauffement.

Par conséquent, la présente invention a pour objet un moteur perfectionné pour statoréacteur à combustion superso- nique. La présente invention a pour autre objet un moteur pour statoréacteur à combustion supersonique qui ne nécessite

aucune géométrie variable de l'entrée pour le démarrage.

La présente invention a pour autre objet un moteur de statoréacteur à combustion supersonique permettant de faire tourner l'écoulement fluidique hypersonique dans une distance longitudinale relativement courte avec des pertes réduites, et aussi avec une meilleure pénétration du carburant et un

meilleur mélange du carburant injecté.

La présente invention a encore pour objet un moteur de statoréacteur à combustion supersonique qui soit d'une construction relativement simple avec une surface provoquant

une traînée relativement petite.

La présente invention a pour autre objet un moteur de statoréacteur à combustion supersonique qui présente une

longueur relativment courte.

La présente invention a encore pour objet un moteur de statoréacteur à combustion supersonique ayant une meilleure pénétration du carburant et un meilleur mélange du carburant

avec le courant d'air supersonique d'admission.

Un autre objet de la présente invention est de proposer un moteur de statoréacteur à combustion supersonique comportant des moyens pour faire varier le rapport de

contraction de l'écoulement fluidique supersonique le traver-

sant. La présente invention a aussi pour objet un moteur de statoréacteur à combustion supersonique permettant d'obtenir

un statoréacteur perfectionné intégré dans l'avion.

Un autre objet de la présente invention est de 6 - proposer un statoréacteur à combustion supersonique ayant un

poids réduit.

Un moteur de statoréacteur à combustion supersonique perfectionné selon l'invention comprend une première surface comportant un gradin en regard de l'arrière et un capot présentant une surface supérieure distante de la première surface afin de définir entre elles une chambre de combustion et une entrée intégrées Un moyen pour injecter du carburant dans l'ensemble entrée-chambre de combustion au droit du gradin est prévu afin d'injecter le carburant pour le

mélanger au courant d'air supersonique d'admission et pro-

duire des gaz de combustion supersoniques La première surface et la surface supérieure du capot sont généralement parallèles afin d'éliminer la contraction structurelle intene de l'écoulement fluidique supersonique les traversant Dans un mode de réalisation ayant la préférence, le moyen d'injection du carburant permet de créer une limite du fluide qui s'étend à partir du gradin afin de définir une zone au

carburant subsonique et une zone au fluide supersonique.

La suite de la description se réfère aux figures

annexées qui représentent respectivement: figure 1, une illustration schématique en perspective d'un statoréacteur à combustion supersonique intégré dans un avion, comprenant un moteur de statoréacteur à combustion supersonique selon un mode de réalisation donné à titre d'exemple, ayant la préférence, de la présente invention; figure 2, une vue schématique de coté du statoréacteur intégré dans un avion qu'on a représenté en figure 1, montrant le fonctionnement d'un moteur de statoréacteur à combustion supersonique selon un mode de fonctionnement préféré, donné à titre d'exemple, de la présente invention, figure 3, une vue schématique de côté, en partie en coupe, de l'un des moteurs du statoréacteur illustrés en

figures 1 et 2.

figure 4, une autre mode de réalisation de la présente -7- invention. En figure 1, on a représenté une vue schématique en perspective d'un avion hypersonique 10 comprenant quatre moteurs 12 de statoréacteur à combustion supersonique, sensiblement identiques, placés coté-à-côte, selon un mode de réalisation préféré, donné à titre d'exemple, de la présente invention Les moteurs 12 sont fonctionnellement intégrés dans l'avion 10 comme on le décrit ci-après et, par

conséquent, ils peuvent en variante être appelés statoréac-

teurs à combustion supersonique intégrés dans l'avion Chaque moteur 12 comprend un capot 14 qui présente une surface supérieure 16 distante, en étant en regard, d'une première surface interne 18, intermédiaire, en une pièce avec l'avion Deux parois latérales 20,espacées transversalement l'une de l'autre, s'étendent radialement entre la surface 18 et la surface supérieure 16 pour définir le moteur 12 généralement rectangulaire Comme représenté en figure 1, plusieurs paires

de parois latérales définissent quatre moteurs 12 généra-

lement identiques Le nombre des moteurs 12 est déterminé par des applications particulières de l'avion 10 et peut être inférieur ou supérieur à quatre Le moteur 10 représenté en

figure 1 est destiné à fonctionner à des vitesses hyperso-

niques avec des nombres de Mach supérieurs à environ 5 et

atteignant environ Mach 18.

La figure 2 représente une section du moteur 10 suivant l'un des moteurs 12 La figure 3 est une vue agrandie du moteur 12 de la figure 2 En liaison avec les figures 2 et 3, la première surface intermédiaire 18 comprend un gradin

incliné 22, en regard de l'arrière, à son extrémité anté-

rieure 24, et une extrémité postérieure opposée 26 Le capot 14 comprend un bord avant 28 et un bord arrière 30, avec la surface supérieure 16 et une surface inférieure 32 du capot s'étendant entre le bord avant 28 et le bord arrière 30 La surface supérieure 16 du capot est de préférence distante, en étant généralement parallèle, de la surface 18 du corps intermédiaire dans ce mode de réalisation, donné à titre d'exemple de la présente inventon, de manière à définir un 8 - ensemble intégré entréechambre de combustion 34 intégrées

présentant un axe longitudinal 36 L'ensemble intégré entrée-

chambre de combustion 34 comprend une entrée 38 s'étendant entre le gradin 22 et le bord avant 28 du capot et une sortie

s'étendant entre l'extrémité arrière 26 du corps intermé-

diaire jusqu'à point intermédiaire correspondant 42 de la surface supérieure 16 du capot La sortie 40 est généralement perpendiculaire à l'axe longitudinal 36 Le bord avant 28 du capot et le gradin 22 sont généralement alignés l'un avec l'autre par rapport à l'axe longitudinal 36 pour définir l'entrée 38 destinée à recevoir le courant d'air supersonique d'admission 44 et à le canaliser jusque dans l'ensemble

entrée-chambre de combustion 34.

Le moteur 12 comprend en outre un moyen classique 46 pour injecter du carburant dans l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 au droit du gradin 22 pour le mélanger au courant d'air supersonique 44 afin de produire des gaz de combustion supersoniques 48 dans l'ensemble entréechambre de combustion 34 Plus spécialement, le moyen 46 d'injection du carburant comprend une multitude de premiers injecteurs classiques 50 espacés transversalement les uns des autres et placés de préférence en étant perpendiculaires au gradin 22 et une multitude respective de conduits de carburant 52 reliant les premiers injecteurs 50 à une alimentation classique en carburant 54 à bord de l'avion 10 Le moyen 46 d'injection du carburant comprend en outre une multitude de seconds injecteurs 50 a de préférence perpendiculaires à la surface 18 du corps intermédiaire et disposés en aval du gradin 22 en étant contigus à celuici, et une multitude respective de conduits de carburant 52 reliant les seconds injecteurs 50 a à l'alimentation en carburant 54 Le carburant 56 est injecté dans l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 par l'intermédiaire des injecteurs 50 et 50 a contigus à

l'entrée 38.

Dans le mode de réalisation préféré, le carburant 56 est de l'hydrogène, fourni initialement à l'état liquide, lequel est relativement froid Alors qu'il s'écoule dans les 9 - lequel est relativement froid Alors qu'il s'écoule dans les conduits 52, le carburant 56 sert à refroidir les structures adjacentes de l'avion et du moteur, et par conséquent est réchauffé pour prendre un état gazeux afin d'être injecté dans la chambre de combustion 34 par les injecteurs 50 et 50 a pour le propulsion de l'avion 10 à des vitesses hypersoniques

atteignant environ Mach 18.

L'ensemble intégré entrée-chambre de combustion 34 est défini par les deux parois latérales 20, par la surface 18 du corps intermédiaire, et par la surface supérieure 16 du capot, et est généralement rectangulaire dans des plans perpendiculaire à l'axe longitudinal 36 On peut utiliser en variante des sections transversales non rectangulaires pour

l'ensemble 34 en fonction des applications particulières.

Comme représenté en figure 3, le moyen 46 d'injection du carburant permet d'injecter le carburant 56 à partir des premiers injecteurs 50 dans le gradin 22 et à partir des seconds injecteurs 50 a dans la direction arrière, d'une façon généralement oblique par rapport à l'axe longitudinal 36 et à un endroit contigu à la surface 18 du corps intermédiaire afin de créer une limite 58 pour le fluide s'étendant dans la direction arrière à partir du gradin 22, d'o la création d'une zone locale de cisaillement permettant d'améliorer le mélange du carburant 56 et du courant d'air 44 La limite 58 du fluide définit une région subsonique ou zone 60 pour le carburant qui est contiguë à la surface 18 et s'étend entre celle-ci et la limite 58 La limite 58 définit aussi une zone 62 de fluide supersonique qui s'étend entre la limite 58 et

la surface supérieure 16 du capot.

Le moteur 12 comprend en outre une seconde surface antérieure 64 qui s'étend en amont de la surface 18 du corps intermédiaire en faisant un premier angle aigu a par rapport à celle-ci et définissant entre elles le gradin 22 dirigé vers l'arrière La surface 64 fait partie de l'avion 10 et - permet de canaliser le courant d'air d'admission supersonique

44 parallèlement à elle car l'écoulement du fluide superso-

nique a tendance à s'effectuer en étant généralement paral-

lèle aux surfaces Le courant d'air 44 est canalisé suivant un second angle aigu $ par rapport à la surface supérieure 16 du capot et, dans le mode de réalisation ayant la préférence, la surface 16 contiguë à l'entrée 38 est parallèle à la surface 18 du corps intermédiaire Par

conséquent, le premier angle aigu a, dans un tel agence-

ment, est généralement égal au second angle aigu 3 Dans une variante de réalisation, les angles a et S peuvent être

différents de manière à tenir compte d'une géométrie diffé-

rente du capot en amont du gradin 22.

Le gradin 22 est généralement disposé en étant perpendiculaire à la surface 64 du corps antérieur et par conséquent, le carburant 56 provenant de l'injecteur 50 est canalisé dans l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 en étant généralement parallèle au courant d'air 44 Comme le carburant 56 a un moment qui est sensiblement inférieur à celui du courant d'air supersonique 44, la limite 58 du fluide se forme au gradin 22 en étant initialement parallèle à la surface 64 et en étant inclinée vers la surface supérieure 16 du capot Le carburant 56 est en contact avec le courant d'air supersonique 44 et est initialement acheminé à travers l'entrée, puis se détourne de la surface 16 pour produire la limite 58 qui se présente sous la forme d'un arc et est distante de la surface 16 pour définir un col 66 d'aire minimum pour l'écoulement supersonique dans la zone 62 à fluide supersonique Le col 66 a une hauteur h 1 et la zone 60, dans le même plan que le col 66, présente une hauteur h 2 pour une hauteur hors-tout H = 1 + h 2 pour l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 Le capot 14 a une longueur L et le rapport d'aspect H/L est relativement élevé pour les raisons qu'on décrit ci-dessous Etant donné que le courant d'air 44 est canalisé dans l'entrée 38 suivant un angle aigu 11 - S par rapport à la surface supérieure 16 du capot, ce courant à vitesse élevée peut diriger une partie du carburant 56 provenant des injecteurs 50 et 50 a vers la surface supérieure 16 du capot de manière à améliorer la pénétration et le mélange du carburant 50 et du courant d'air 44 dans la

zone 62 à fluide supersonique.

Comme la limite 58 du fluide créé le col 66, elle définit aussi un canal supersonique convergent 68 entre l'entrée 38, au droit du bord avant 28 du capot, et le col 66 dans la zone 62 La limite 58 définit également un canal supersonique divergent 70 dans la zone 62 qui s'étend entre le col 66 et la sortie 40 et le bord arrière 30 du capot afin de canaliser les gaz supersoniques de combustion 48 formés par le carburant 56 et le courant d'air supersonique d'admission 44 En plus de l'introduction du carburant 56 dans la zone 60, le moyen 46 d'injection de carburant permet

aussi d'injecter une partie du carburant 56 par l'intermé-

diaire de la limite 58 dans le canal convergent 68 dans la direction de la surface supérieure 16 du capot pour mélange

avec le courant d'air 44.

Un mélange suplémentaire du carburant 56 avec le courant d'air 44 est obtenu par l'onde de choc 72 du capot, qui s'étend à partir du bord avant 28 du capot de manière oblique pour entrer dans le canal convergent 68 Plus particulièrement, la surface supérieure 16 du capot, à proximité du bord avant 28, est située par rapport au courant d'air d'admission 44 et au gradin 22 de façon à obtenir le second angle aigu S pour que l'onde de choc générée 72 s'étende obliquement par rapport au bord 28 pour entrer dans

le canal convergent 68.

Une caractéristique importante de la présente inven-

tion est la formaion de la limite 58 du fluide qui définit le canal convergent 68, le col 66 et le canal divergent 70 Au lieu d'utiliser une limite structurelle fixe pour définir le col 66 et les canaux 68 et 70 comme cela est classique dans 12 - la technique antérieure, l'utilisation de la limite 58 présente des avantages supplémentaires tout en créant un canal convergent efficace 68, un col 66 et un canal divergent 70. Une autre caractéristique importante est la synergie entre le courant d'air à moment élevé 44 à l'angle Oa, et le carburant 56 à moment plus faible provenant des injecteurs 50 et 50 a, ce qui se traduit par une meilleure pénétration du carburant par le courant d'air 44 acheminant le carburant 56

à travers l'entrée 38 Le carburant 56 injecté dans l'en-

semble entrée-chambre de combustion 34 présente un moment relativement faible par rapport à celui du courant d'air supersonique 44, créant la limite 58 et la zone 60 à carburant subsonique à proximité de la paroi 18, qui constitue une petite partie du carburant 56 et comprend pratiquement le seul carburant 56 se déplaçant à une vitesse subsonique sans quantité importante du courant d'air 44 La majorité du carburant 56 est mélangée au courant d'air 44 et est contenue dans la zone 62 à fluide supersonique Cela est dû en grande partie à la meilleure pénétration du carburant 56 dans le courant d'air 44 par le moyen 46 d'injection de carburant et le gradin 22, d'o il résulte que le carburant 56 est acheminé par le courant d'air local 44, initialement généralement parallèle au courant d'air 44 au droit de l'angle a La zone locale de cisaillement de la limite 58 aide alors au mélange du carburant 56 et du courant d'air 44 pour former la zone 62 à fluide supersonique qui comporte un

mélange du carburant 56 et du courant d'air 44.

Plus spécialement, le canal convergent 68 agit en diffuseur supersonique classique pour augmenter encore la

pression statique du courant d'air 44 dans l'ensemble entrée-

chambre de combustion 34 et le canal divergent 70 agit en tuyère supersonique classique pour augmenter la vitesse des gaz de combustion 48 la traversant Comme la limite 58 du fluide est formée par le moyen 46 d'injection de carburant, 13 - la configuration de cette limite peut être spécifique en contrôlant le volume ou la vitesse du carburant 56 injecté à partir des injecteurs De cette manière, les hauteurs relatives h 1 du col 66 et h 2 de la zone à carburant 60 peuvent être modifiées sélectivement en réponse aux condi- tions du courant d'air d'admission 44 se produisant dans une plage des nombres de Mach en vol de l'avion 10 et dans la plage correspondante des vitesses du courant d'air 44 Le moyen 46 d'injection de carburant permet par conséquent de faire varier la configuration de la limite 58 du fluide en contrôlant le volume ou la vitesse du carburant 56 injecté dans l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 pour fournir un rapport de contraction variable du courant d'air 44 dans le canal convergent 68 et un rapport de détente variable des

gaz de combustion 48 dans le canal divergent 70.

Cela est particulièrement important, car une limite 58 flexible et variable est fournie; la limite à géométrie fixe associée aux moteurs classiques des statoréacteurs pour

fournir une contraction interne du courant d'air est élimi-

née, d'o l'élimination effective des problèmes de démarrage et d'absence de démarrage La limite 58 du fluide est une limite flexible qui réduit, voire élimine, le problème de l'absence de démarrage car, dans le cas de l'absence d'un démarrage, le moteur 12 peut être redémarré en contrôlant simplement les quantités du carburant 56 injecté dans l'ensemble entréechambre de combustion 34 La hauteur H de l'ensemble 34 est relativement grande de manière à tenir compte des conditions du courant d'air 44 dans cet ensemble

aux vitesses hypersoniques relativement faibles par augmenta-

tion de la hauteur h 1 du col et par diminution de la hauteur h 2 de la zone à carburant Aux vitesses hypersoniques plus élevées de l'avion 10 et du courant d'air d'admission 44, on peut rendre la hauteur h 1 relativement plus petite et la hauteur h 2 relativement plus grande en introduisant le carburant 56 pour tenir compte du courant d'air 44 à vitesse 14 - relativement plus élevée à de telles vitesses hypersoniques

plus grandes.

En outre, l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 est considéré comme intégré car le diffuseur d'entrée supersonique classique et la chambre de combustion classique à canal divergent sont remplacés par des parois généralement

parallèles, c'est-à-dire par la surface 18 du corps intermé-

diaire et la surface supérieure 16 du capot, et le carburant 56 est introduit au côté amont, c'est-à-dire à l'entrée 38 au droit du gradin 22 et au bord avant 28 du capot Par

conséquent, cette structure introduit le carburant 56 immé-

diatement dans l'ensemble intégré entrée-chambre de combus-

tion 34 au lieu de l'aval comme cela se produit généralement dans un moteur de statoréacteur classique à combustion

supersonique Par conséquent, le carburant 56, étant intro-

duit plus tôt dans le moteur 12, peut commencer la combustion

et la compléter plus tôt En conséquence, la longueur hors-

tout L de l'ensemble intégré entrée-chambre de combustion 34 peut être relativement courte par rapport au moteur d'un statoréacteur classique à combustion supersonique même si le rapport d'aspect H/L est relativement plus élevé que celui

d'un moteur de statoréacteur classique à combustion super-

sonique La longueur réduite de l'ensemble intégré 34 permet de minimiser la surface du capot 22 et par conséquent de rendre minimum la traînée indésirable, et de réduire le poids structurel. Dans le mode de réalisation ayant la préférence, la surface supérieure 16 du capot estplane entre le bord avant 28 et le bord arrière 30 et la surface 18 du corps

intermédiaire est également plane entre son extrémité anté-

rieure 24 et son extrémité postérieure 26, et l'ensemble intégré entréechambre de combustion 34 présente une aire sensiblement constante à l'écoulement, laquelle est définie

entre ces surfaces et les deux parois latérales 20.

La surface supérieure 16 du capot peut comporter en outre une partie antérieure 16 A et une partie postérieure 16 B s'étendant à partir de la première à un point d'intersection - 74 distant longitudinalement vers l'arrière du bord avant 28 du capot D'une façon similaire, la surface 18 peut comporter une partie antérieure 18 A et une partie postérieure 18 B s'étendant vers l'aval à partir d'un point d'intersection 76 distant vers l'aval de l'extrémité antérieure 24 du corps

intermédiaire Dans le mode de réalisation ayant la préfé-

rence, la partie antérieure 16 A de la surface du capot est parallèle à la partie antérieure 18 A du corps intermédiaire, et la partie postérieure 16 B de la surface du capot est

parallèle à la partie postérieure 18 B du corps intermédiaire.

Comme on l'a décrit ci-dessus, les parties antérieure et

postérieure respectives du corps 18 dans la surface supé-

rieure 16 du capot sont planes Cependant, dans une variante

de réalisation, la partie postérieure 18 B du corps intermé-

diaire peut être inclinée vers le haut par rapport à la partie antérieure 18 A et d'une façon similaire, la partie postérieure 16 B de la surface supérieure du capot peut être inclinée vers le haut par rapport à la partie antérieure 16 A de la surface supérieure du capot pour aider au changement de

la direction des gaz de combustion 48 dans l'ensemble entrée-

chambre de combustion 34 Comme le courant d'air 44 entre dans l'entrée 38 suivant l'angle aigu X et que les gaz de combustion 48 sont déchargés de la sortie 40 suivant un angle généralement opposé par rapport à l'axe longitudinal 36, la surface 18 du corps intermédiaire et la surface supérieure 16 du capot peuvent être inclinées comme on l'a décrit cidessus

pour aider au changement de la direction du fluide superso-

nique afin de réduire les pertes associées à celui-ci.

La surface supérieure 16 du capot peut, en option,

comprendre un gradin 78 dirigé vers l'arrière, comme repré-

senté en figure 3, au point d'intersection 74 reliant la partie antérieure 16 A de la surface du capot à sa partie postérieure 16 B Le moyen 46 d'injection de carburant permet

aussi d'injecter le carburant 56 dans l'ensemble entrée-

chambre de combustion 34 au droit du gradin 78 par l'intermé-

diaire d'injecteurs supplémentaires de carburant 50 alimentés 16 - en carburant 56 provenant de conduits supplémentaires 52 reliés à l'alimentation 54 en carburant De cette façon, du

carburant supplémentaire 56 peut être introduit dans l'en-

semble entrée-chambre de combustion 34 en aval du bord avant 28 du capot et des injecteurs primaires 50 situés au droit du

gradin 22.

Le moteur 12 du statoréacteur à combustion super-

sonique est de préférence incorporé dans l'avion 10 sous forme de statoréacteur intégré dans l'avion et comprend en outre une troisième surface de nez 80, comme représenté en figure 2, qui s'étend en amont de la surface 64 du corps avant à un point d'inflexion 82 La surface 80 fait un angle obtus e avec la surface 64 et s'étend jusqu'à un bord d'attaque 84 de l'avion La surface 80 permet de produire une onde de choc oblique 86 dans le courant d'air ambiant 44 B, ou courant d'air à écoulement libre, à partir du bord d'attaque 84 aux vitesses supersoniques de l'avion comme cela est bien connu La surface 64 permet également de produire une onde de choc oblique 88 dans le courant d'air 44 B, à partir du point d'inflexion 82, comme cela est également bien connu Les deux ondes de choc 86, 88 provoquent la compression du courant d'air 44 B, qu'on appelle également recompression, lequel est canalisé jusque dans l'entrée 38 de l'ensemble intégré entrée-chambre de combustion 34 au droit du bord avant 28 du capot comme courant d'air d'admission 44 Dans un mode de réalisation ayant la préférence, la surface 80 et la surface 64 sont positionnées par rapport au bord avant 28 du capot de façon à produire les ondes de choc 86, 88, lesquelles sont canalisées dans leur quasi-totalité dans l'entrée 38 comme cela est représenté en figure 3 De cette façon, la recompression du courant d'air d'admission 44 due aux ondes de choc 86 et 88 est canalisée dans l'entrée 38 pour fournir

une compression externe optimum du courant d'air 44.

Dans le mode de réalisation intégré dans l'avion du moteur 12 représenté en figures 1-3, ce moceur comprend une 17 - quatrième surface ou surface arrière 90 qui s'étend vers l'aval à partir de la surface 18 du corps intermédiaire à son extrémité arrière 26 et aussi à partir de la sortie 40 du moteur 12 qui s'étend jusqu'à la surface supérieure 16 du capot au droit du point intermédiaire 42 La surface 90 est de préférence en forme d'arc et définit une partie d'une limite d'une tuyère d'échappement supersonique 92 du moteur 12 pour décharger les gaz de combustion 48 sortant de l'ensemble intégré entrée-chambre de combustion 34 Le capot 14 peut comporter une partie 94 à tuyère qui s'étend entre le point intermédiaire 42 et le bord arrière 30 du capot La partie 94 définit une partie de la limite de la tuyère d'échappement 92 Les gaz supersoniques de combustion 48 sont canalisés dans la tuyère 92 et se détendent à l'intérieur jusqu'au bord arrière 30 du capot et à l'extérieur de ce bord arrière 30 et contre la surface 90 qui s'étend jusqu'à un

bord arrière 96 de l'avion 10.

Le moyen 46 d'injection du carburant permet aussi de faire varier la configuration de la limite 58 du fluide en réponse au courant d'air d'admission 44 pour fournir un rapport de détente variable des gaz de combustion 48 dans le canal divergent 70 de l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 Le moyen 46 d'injection du carburant sert à faire en sorte que la limite 58 coupe de préférence la sortie 44 du statoréacteur au droit de la surface 90 du corps arrière dans

le voisinage de l'extrémité arrière 26 du corps intermé-

diaire De cette façon, le canal divergent 70 est en continuité avec la tuyère d'échappement 92 formée avec la surface 90 comme constituant une limite pour assurer une détente efficace des gaz de combustion 48 provenant de

l'ensemble intégré entrée-chambre de combustion 34 et traver-

sant la tuyère 92.

En plus des avantages qu'on vient de décrire en ce qui concerne le moteur 12 de la présente invention, on a comme autre avantage le fait qu'on évite une détente interne 18 - importante des gaz de combustion 48 alors qu'après avoir suivi la direction du courant d'air 44 ils longent la surface du corps arrière Cela est dû à la zone 60 à carburant subsonique dans l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 qui fournit la limite fluidique 58 à auto-ajustement de manière à réduire la détente interne des gaz 48 ainsi que les pertes corollaires de pression La longueur totale L de l'ensemble entrée-chambre de combustion 34 est sensiblement plus courte que celle d'une entrée et d'une chambre de combustion classiques grâce en grande partie à l'introduction et à la combustion du carburant 56 au droit de l'entrée 38 située à l'extrémité antérieure 24 du corps intermédiaire et au droit du bord avant 28 du capot Le carburant 56 commence sa combustion plus tôt que dans une chambre de combustion classique, ce qui se traduit par une pression statique plus

élevée des gaz de combustion 48 dus à la combustion (c'est-à-

dire une recombinaison) Un moteur 12 plus court a un poids moins élevé, une traînée extérieure plus faible, et nécessite une surface moins grande pour le refroidissement par rapport à des moteurs de statoréacteurs à combustion supersonique classiques. La figure 4 représente un autre mode de réalisation de l'invention qui est généralement similaire au mode représenté en figure 3, à l'exception de son entrée 38 a L'entrée 38 a est définie par le bord avant 28 du capot placé en amont par rapport au gradin 22 dirigé vers l'arrière et par la surface 64 du corps avant, cette entrée ayant un profil convergent

qui s'étend jusqu'au gradin 22.

L'entrée 38 a permet d'obtenir une contraction interne

du courant d'air 44 avant son mélange avec le carburant 56.

Cette contraction, ou compression, supplémentaire du courant d'air 44 par l'entrée 38 a est nécessaire au fonctionnement de l'avion 10 à des vitesses hypersoniques en vol plus élevées

que celles associées au mode de réalisation de la figure 3.

Bien que les avantages d'auto-démarrage et de redémarrage offerts par l'invention puissent ne pas être obtenus dans ce 19 - mode de réalisation, l'avantage que présentent une meilleure pénétration du carburant et un meilleur mélange avec le courant d'air 44 est maintenu et est d'une grande importance, en particulier pour le fonctionnement à vitesse encore plus élevée de l'avion 10, la différence de moment du carburant 56 et du courant d'air 4 devenant encore plus grande qu'aux

faibles vitesses hypersoniques.

Dans les deux modes de réalisation de l'invention représentés en figures 3 et 4, les gradins 22 et 78 jouent un rôle particulièrement important Le gradin 22, par exemple, fournit une capacité de maintien de la flamme qui permet à la flamme de combustion de démarrer et de se maintenir pendant le fonctionnement Le gradin 22, en même temps que le gradin 78 en cas d'utilisation de celui-ci, isole aussi l'élévation en pression de combustion pour l'empêcher de se diriger vers l'amont jusqu'au droit du gradin 22, ce qui perturberait le courant d'air d'admission 44 et pourrait éventuellement

aboutir à une situation d'absence de démarrage.

En outre, le gradin 22 comprend de préférence les premiers injecteurs de carburant 50 afin d'obtenir les avantages que confère la présente invention, c'est-à-dire une

meilleure pénétration du carburant et un meilleur mélange.

Cependant, il n'est pas nécessaire de disposer les injecteurs de carburant dans le gradin 22 Comme représenté en figure 3, par exemple, certains injecteurs (par exemple les injecteurs

a), voire leur totalité, peuvent être disposés immédiate-

ment en aval du gradin 22 dans la surface 18 du corps intermédiaire Les injecteurs sont de préférence placés de façon à injecter obliquement le carburant 50 par rapport au courant d'air 44 de manière à améliorer la pénétration et le

mélange du carburant.

Comme représenté dans le mode de réalisation illustré en figure 4, les injecteurs de carburant 50 b peuvent être disposés dans la surface supérieure 16 du capot immédiatement en aval du gradin 78 de ce capot, plutôt que dans le gradin - 78 comme cela est représenté dans le mode de réalisation de

la figure 3.

Les divers modes de réalisation de la présente invention qu'on a décrits ci-dessus constituent un procédé perfectionné pour le fonctionnement du moteur 12 d'un stato-

réacteur à combustion supersonique Comme on l'a décrit ci-

dessus, le procédé de fonctionnement consiste à canaliser le courant d'air 44 suivant le premier angle aigu a par rapport à l'axe longitudinal 36, puis à faire tourner le courant d'air 44 pour qu'il s'écoule en étant généralement parallèle à l'axe 36 Le carburant 56 est alors injecté obliquement dans le courant d'air pour former la limite fluidique 58 en forme d'arc Des étapes supplémentaires comprennent celles qu'on a décrites ci-dessus en liaison avec

les modes de réalisation ayant la préférence.

Alors qu'on a décrit ce qu'on considère comme étant les modes de réalisation préférés de la présente invention, des modifications apparaîtront aux techniciens à partir des présents enseignements et l'on souhaite, par conséquent, qu'il soit tenu compte de ces modifications lorsqu'elles

tombent dans l'esprit et le domaine de l'invention.

Plus spécialement, et à titre d'exemple seulement, l'ensemble intégré entrée-chambre de combustion 34 peut être utilisé avec un trajet d'écoulement de section transversale

soit axisymétrique à deux dimensions, soit à trois dimen-

sions On effectue le choix afin de permettre une intégration optimum du moteur du statoréacteur à combustion supersonique dans un avion particulier On peut utiliser de multiples orifices d'injection du carburant (par exemple 50, 50 a et 50 b) dans la surface 18 du corps intermédiaire et dans la surface supérieure 16 du capot, et ceux-ci peuvent comprendre la combinaison d'une injection perpendiculaire ou inclinée du carburant dans le but d'améliorer les performances dans de vastes gammes de nombres Mach pour l'écoulement libre En outre, comme on l'a décrit ci-dessus, le second gradin 78 du 21 - capot 14 peut avoir une hauteur nulle, et le carburant

injecté perpendiculairement peut être introduit à cet empla-

cement, par exemple, là o la hauteur du passage pour l'écoulement au droit du plan du bord avant 28 du capot est relativement petite et le nombre de Reynolds du courant d'air d'admission 44 passant sur la partie antérieure 16 A de la surface du capot fournit une couche limite turbulente raisonnablement stable Bien qu'un avantage particulier que présente la présente invention soit l'élimination de la géométrie variable de l'entrée, on peut néanmoins utiliser l'invention dans d'autres modes de réalisation en liaison avec une géométrie variable de manière à maîtriser tant la valeur de la compression du courant d'air obtenue que la distribution des surfaces dans la zone de combustion de

l'ensemble intégré entrée-chambre de combustion 34.

Des modes de réalisation supplémentaires de l'inven-

tion peuvent comporter un ensemble entrée-chambre de combus-

tion 34 comprenant des parties disposées de façon générale-

ment symétrique par rapport à deux axes longitudinaux se coupant suivant un angle obtus de manière à faire tourner le courant d'air 44 pour le faire passer de la surface 64 du corps avant à la surface 90 du corps arrière De plus,

l'entrée 38 et la sortie 40 ne doivent pas être obligatoire-

ment placées perpendiculairement à l'axe longitudinal 36.

2 t -

Claims (21)

REVENDICATIONS

1 Moteur ( 12) de statoréacteur à combustion super-

sonique, caractérisé en ce qu'il comprend: une première surface ( 18) comportant un gradin ( 22) dirigé vers l'arrière; un capot ( 14) comprenant: un bord avant ( 28) et un bord arrière ( 30); une surface supérieure ( 16) et une surface inférieure ( 32) s'étendant entre le bord avant et le bord arrière; la surface supérieure ( 16) du capot étant distante, en étant généralement parallèle, de la première surface ( 18) pour définir entre elles un ensemble intégré entrée-chambre de combustion ( 34) présentant une entrée ( 38) pour recevoir et canaliser dans l'ensemble un courant d'air supersonique d'admission ( 44); et

un moyen ( 46) pour injecter du carburant dans l'en-

semble entrée-chambre de combustion au droit du gradin pour mélange avec le courant d'air supersonique d'admission afin

de produire des gaz de combustion supersoniques ( 48).

2 Moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre deux parois latérales espacées ( 20) s'étendant entre la première surface ( 18) et la surface supérieure ( 16) du capot, et en ce que l'ensemble intégré

entrée-chambre de combustion ( 34) est généralement rectangu-

laire et défini par les deux parois latérales, la première

surface et la surface supérieure du capot.

3 Moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce

que le moyen ( 46) pour injecter du carburant permet d'injec-

ter du carburant à partir du gradin ( 22) dans une direction arrière contiguë à la première surface ( 18) afin de créer une limite de fluide ( 58) s'étendant dans une direction arrière à partir du gradin, la limite définissant une zone à carburant subsonique ( 60) qui s'étend entre la limite ( 58) et la première surface ( 18) et une zone à fluide supersonique ( 62) qui s'étend entre la limite ( 58) et la surface supérieure 23 -

( 16) du capot.

4 Moteur selon la revendication 3, caractérisé en ce que la limite de fluide ( 58) a la forme d'un arc et est distante de la surface supérieure ( 16) du capot pour définir un col ( 66) de surface minimum présentée à l'écoulement dans

la zone à fluide supersonique ( 62).

Moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que la limite de fluide définit un canal convergent ( 68) dans la zone à fluide supersonique qui s'étend entre le bord avant

( 28) du capot et le col ( 66).

6 Moteur selon la revendication 5, caractérisé en ce

que le moyen ( 46) pour injecter du carburant permet d'injec-

ter le carburant à travers la limite de fluide ( 58) pour le faire entrer dans le canal convergent ( 68) dans la direction de la surface supérieure ( 16) du capot pour le mélanger au

courant d'air supersonique d'admission.

7 Moteur selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une seconde surface ( 64) s'étendant en amont de la première surface ( 18) suivant un premier angle aigu (a) par rapport à celle-ci et définissant entre elles le gradin ( 22) dirigé vers l'arrière, la seconde surface

permettant de canaliser le courant d'air supersonique d'ad-

mission pour le rendre parallèle à cette seconde surface et à un second angle aigu () par rapport à la surface supérieure ( 16) du capot afin de diriger le carburant provenant du moyen d'injection de carburant vers la surface supérieure du capot pour améliorer le mélange du carburant et du courant d'air supersonique d'admission dans la zone à fluide supersonique

( 62).

8 Moteur selon la revendication 5, caractérisé en ce que la surface supérieure ( 16) du capot, à proximité du bord avant ( 28), est placée par rapport à l'écoulement d'air supersonique d'admission ( 44) et le gradin ( 22) de façon à obtenir le second angle aigu ( 6) afin de produire une onde de choc ( 72) qui s'étend obliquement à partir du bord avant ( 28) 24 - du capot pour entrer dans le canal convergent ( 68) afin d'augmenter le mélange du carburant avec le courant d'air

supersonique d'admission.

9 Moteur selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une seconde surface ( 64) s'étendant en amont de la première surface ( 18) suivant un premier angle aigu (a) par rapport à celle-ci et définissant entre elles le gradin ( 22) dirigé vers l'arrière, et en ce que: le moyen ( 46) pour injecter du carburant permet d'injecter le carburant à travers la limite de fluide ( 58) pour le faire entrer dans le canal convergent ( 68) dans la direction de la surface supérieure ( 16) du capot pour le mélanger au courant d'air supersonique d'admission; la seconde surface permet de canaliser le courant d'air supersonique d'admission ( 44) pour le rendre parallèle à cette seconde surface suivant un second angle aigu (S) par rapport à la surface supérieure ( 16) du capot afin de diriger le carburant provenant du moyen d'injection de carburant vers la surface supérieure du capot pour améliorer le mélange du carburant et du courant d'air supersonique d'admission dans la zone à fluide supersonique ( 62) et la surface supérieure ( 16) du capot à proximité du bord avant ( 28) est positionnée par rapport au courant d'air supersonique d'admission et au gradin pour obtenir le second angle aigu (f) permettant de produire une onde de choc ( 72) qui s'étend obliquement à partir du bord avant du capot pour entrer dans le canal convergent ( 68) afin d'améliorer le mélange du carburant et du courant d'air supersonique d'admission.

10 Moteur selon la revendication 9, caractérisé en ce que le moyen ( 46) pour injecter du carburant permet de faire varier la configuration de la limite de fluide ( 58) en réponse à la vitesse du courant d'air d'admission afin de fournir un rapport de contraction variable du courant d'air

d'admission dans le canal convergent ( 68).

- 11 Moteur selon la revendication 5, caractérisé en ce que le moyen ( 46) pour injecter du carburant permet de faire varier la configuration de la limite de fluide ( 58) en réponse à la vitesse du courant d'air d'admission afin de fournir un rapport de contraction variable du courant d'air

d'admission dans le canal convergent ( 68).

12 Moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que la surface supérieure ( 16) du capot est plane entre le bord avant ( 28) et le bord arrière ( 30), et la première surface ( 18) est plane et l'ensemble intégré entrée-chambre

de combustion ( 34) présente à l'écoulement une aire sensible-

ment constante.

13 Moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que la surface supérieure ( 16) du capot comporte une partie antérieure ( 16 A) et une partie postérieure ( 16 B), et la première surface ( 18) comprend une partie antérieure ( 18 A) et une partie postérieure ( 18 B) disposées en étant sensiblement parallèles aux parties antérieure et postérieure de la

surface supérieure du capot, respectivement.

14 Moteur selon la revendication 13, caractérisé en ce que les parties antérieure et postérieure de la première surface et du capot sont inclinées l'une par rapport à

l'autre, respectivement.

Moteur selon la revendication 13, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un gradin ( 78)dirigé vers l'arrière, reliant la partie antérieure ( 16 A) de la surface supérieure ( 16) du capot à la partie postérieure ( 16 B) de la

surface supérieure du capot.

16 Moteur selon la revendication 15, caractérisé en ce que le moyen ( 46) pour injecter du carburant permet

d'injecter le carburant dans l'ensemble intégré entrée-

chambre de combustion ( 34) au droit de ce gradin dirigé vers

l'arrière du capot.

17 Moteur selon la revendication 16, caractérisé en ce que les parties antérieure et postérieure ( 18 A, 18 B; 16 A, 26 - 16 B) de la première surface ( 18) et du capot ( 14) sont

inclinées l'une par rapport à l'autre, respectivement.

18 Moteur selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une troisième surface ( 80) s'étendant en amont de la seconde surface ( 64) à un point d'inflexion ( 82) et suivant un angle obtus (O) par rapport à celle-ci et formant un arc se terminant au bord d'attaque de l'avion dans un statoréacteur à combustion supersonique intégré dans l'avion qui incorpore le moteur, l'arc permettant de produire une onde de choc oblique ( 86) à partir du bord d'attaque de l'avion à une vitesse supersonique de celui-ci et la seconde surface ( 64) permettant de produire une onde de choc oblique ( 88) à partir du point d'inflexion ( 82), les deux ondes de

choc fournissant la recompression du courant d'air d'admis-

sion ( 44) qui est canalisé dans l'ensemble intégré entrée-

chambre de combustion ( 34) au droit du bord avant ( 28) du

capot ( 14).

19 Moteur selon la revendication 18, caractérisé en ce que les seconde ( 64) et troisième ( 84) surfaces sont positionnées par rapport au bord avant du capot pour produire des ondes de choc provenant du nez et du corps avant qui sont pratiquement canalisées dans l'ensemble entréechambre de combustion. Moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que la limite de fluide ( 58) définit un canal divergent ( 70) dans la zone à fluide supersonique ( 62) qui s'étend entre le col ( 66) et le bord arrière ( 30) du capot afin de canaliser les gaz de combustion supersoniques formés à partir du

carburant et du courant d'air supersonique d'admission.

21 Moteur selon la revendication 20, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une quatrième surface ( 90) en aval de la première surface ( 18) au droit de la sortie ( 40) du statoréacteur s'étendant jusqu'à la surface supérieure ( 16) du capot, la quatrième surface définissant une limite d'une tuyère d'échappement supersonique ( 92) afin de décharger les 27 -

gaz de combustion provenant de l'ensemble intégré entrée-

chambre de combustion ( 34).

22 Moteur selon la revendication 21, caractérisé en ce que le moyen ( 46) pour injecter du carburant permet de faire varier la configuration de la limite de fluide ( 58) en réponse au courant d'air d'admission afin de fournir un rapport de détente variable des gaz de combustion dans le

canal divergent ( 70).

23 Moteur selon la revendication 22, caractérisé en ce que le moyen ( 46) pour injecter du carburant a pour effet que la limite de fluide ( 58) coupe la sortie ( 40) du

statoréacteur au droit de la quatrième surface ( 90).

24 Moteur selon la revendication 21, caractérisé en ce que la quatrième surface ( 90) comprend le corps arrière d'un statoréacteur intégré dans l'avion incorporant ledit moteur. Moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend en outre: une seconde surface ( 64) s'étendant en amont de la première surface ( 18) suivant un premier angle aigu (a) par rapport à celle-ci et définissant entre elles le gradin ( 22) dirigé vers l'arrière; le bord avant ( 28) du capot ( 14) étant positionné en amont par rapport au gradin pour définir avec la seconde surface ladite entrée ( 38) ayant un profil convergent qui

s'étend jusqu'au gradin.

26 Procédé pour faire fonctionner un moteur de statoréacteur à combustion supersonique défini entre une première surface ( 18) et une surface supérieure ( 16) d'un

capot ( 14) et présentant un axe longitudinal ( 36), caracté-

risé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: canaliser un courant d'air supersonique ( 44) dans la moteur suivant un angle aigu (a) par rapport à l'axe longitudinal; faire tourner le courant d'air canalisé dans le moteur 28 - de manière qu'il s'écoule en étant généralement parallèle à l'axe longitudinal; injecter obliquement par rapport à l'axe longitudinal du carburant dans le courant d'air ayant tourné de façon à former une limite de fluide ( 58) en forme d'arc et une zone à carburant subsonique ( 60) qui s'étend entre la limite de

fluide et la première surface et une zone à fluide superso-

nique ( 62) qui s'étend entre la limite de fluide et la surface supérieure du capot, la zone à fluide supersonique comportant le carburant mélangé avec le courant d'air ayant

tourné.