FR2955154A1 - Inverseur de poussee pour aeronef a turboreacteurs a double flux semi-enterres - Google Patents

Abstract

Le groupe de propulsion à réaction d'aéronef, comportant un turboréacteur (3) à double flux, caréné par une nacelle, comporte un dispositif d'inversion de poussée en deux parties : - une partie comprenant des moyens de reflux d'air (15) vers l'extérieur du propulseur, sur un premier secteur angulaire de la nacelle, - une partie comprenant des déflecteurs internes, amovibles et commandables, aptes à canaliser le flux d'air secondaire, circulant dans une veine secondaire entre le propulseur et le carénage dans un second secteur angulaire de la nacelle, de manière à le déporter angulairement dans la veine secondaire vers certains moyens d'inversion de poussée extérieurs. Les déflecteurs internes sont formés d'au moins deux surfaces mobiles (22, 23), articulées chacune en rotation, entre une position de repos, dans laquelle la surface mobile forme continuité avec la surface interne du carénage de la nacelle, et une position d'inversion de poussée, dans laquelle lesdites surfaces mobiles (22, 23) interrompent localement le flux d'air secondaire longitudinal, et le canalisent progressivement vers certains des moyens de reflux d'air.

Description

L'invention relève du domaine des systèmes de propulsion pour aéronefs. Elle concerne plus particulièrement les inverseurs de poussée pour propulseurs à réaction comportant un flux secondaire.

Contexte de l'invention et problème posé Les inverseurs de poussée sont des dispositifs de freinage utilisés depuis des décennies sur les avions à propulsion par turboréacteurs lors de leur atterrissage. Leur fonction est, au minimum, de supprimer la poussée résiduelle des réacteurs vers l'arrière de l'appareil, même lorsque ceuxùci sont mis au ralenti lors de l'atterrissage. Préférentiellement leur fonction est de rejeter vers l'avant de l'appareil, une partie du flux de gaz produit par le réacteur. De ce fait, ils provoquent une décélération de l'avion, facilitant son freinage. On se limite dans la suite de la description au cas de turboréacteurs à double flux, tels que classiquement utilisés pour l'équipement des avions commerciaux.

Ces turboréacteurs comportent une soufflante carénée entrainée par la turbine du réacteur, cette soufflante générant un flux d'air dit secondaire circulant dans une veine annulaire autour du réacteur proprement dit. Les inverseurs de vols sont cependant des dispositifs uniquement utilisés comme assistance au freinage, et non comme dispositif principal de freinage. Plus encore, la certification d'un appareil de type commercial se fait sans l'utilisation des inverseurs, car le système de freinage doit être suffisant à lui seul pour amener l'arrêt complet de l'avion. Cependant, les compagnies aériennes cherchent des moyens d'améliorer la sécurité et les coûts de fonctionnement de leurs flottes. Dans ce cadre, les inverseurs sont considérés comme une garantie de sécurité, notamment lors d'atterrissages avec intempéries, ainsi que sur piste mouillée ou localement verglacée. Par ailleurs, d'un point de vue économique, l'utilisation des inverseurs de poussée diminue la distance d'atterrissage nécessaire pour un avion, d'une valeur allant jusqu'à 25 à 50% selon que la piste est sèche ou glissante, ce qui entraine en conséquence une diminution de l'usure des pneus et des freins. Parallèlement, leur utilisation entraîne naturellement une réduction du temps d'occupation de la piste, ce qui permet à la compagnie de faire des économies de carburant et de taxes d'aéroport, et aux aéroports d'accepter un trafic plus important. On comprend que l'inverseur de poussée doit produire la poussée la plus forte possible vers l'avant de l'appareil, et dévier donc la plus grande partie du flux de gaz du réacteur. On connait, à ce jour, trois types principaux d'inverseurs de poussée.

Le système le plus classique et le plus utilisé de nos jours est celui des inverseurs dits "à cascades" ou "à grille" ("cascade type" en langue anglo-saxonne). Dans ce type d'inverseur de poussée, seul le flux secondaire est dévié, c'est-à-dire le flux d'air circulant dans la veine carénée entourant le moteur. Pour ce faire, une porte interne ("blockers doors" en langue anglo-saxonne) vient bloquer le flux secondaire, et le rejette vers l'extérieur à travers une ouverture ménagée sur la surface externe du moteur. Cette ouverture est dévoilée par la translation vers l'arrière (sens du flux de gaz) d'un capot coulissant extérieur à la nacelle, lors de la mise en place des portes intérieures. L'ouverture comporte une série de grilles ou cascades profilées de manière à piloter l'inclinaison du flux dévié. Un tel inverseur est par exemple décrit dans le document brevet EP1176302. Le second type d'inverseur est dit à portes (inverseur Blockers Doors). Un tel inverseur est constitué de portes intégrées dans la nacelle, par exemple au nombre de quatre, réparties angulairement de façon régulière. Ces portes sont articulées, en leur partie arrière, autour d'axes perpendiculaires au flux de gaz et tangent à la surface de la nacelle, et actionnées par des actionneurs commandés. En mode d'inversion de poussée (mode dit reverse), les quatre portes sont ouvertes, permettant ainsi l'obstruction du flux secondaire par la partie inférieure des portes, alors que la partie supérieure a pour fonction de rediriger l'air reflué.

Un tel dispositif d'inversion de poussée à portes est par exemple décrit dans le document brevet EP0851111. Un troisième type d'inverseur est connu sous le nom d'inverseur "à coquilles" ou inverseur "target". Il s'agit d'un inverseur disposé en partie avale de la nacelle et comportant deux coquilles. La caractéristique de cet inverseur est qu'en mode d'inversion de poussée, ce dispositif permet de renverser le flux secondaire, mais aussi le flux primaire, puisque les deux coquilles forment alors un obstacle sur l'ensemble du flux émanant du réacteur, et le redirigent vers l'avant, en déterminant des ouvertures sur les côtés de la nacelle. Un tel dispositif est par exemple décrit dans le document brevet EP0774578.

Du fait de leurs avantages économiques et de sécurisation des atterrissages, mentionnés plus haut, l'installation d'inverseurs de poussée est naturellement envisagée pour tous les avions commerciaux nouveaux. Parmi ceux-ci, dans un but notamment de réduction de bruit et de traînée, certains concepts d'avions envisagent des configurations de montage de moteurs à l'arrière du fuselage dans lesquelles un système propulsif est « semi enterré », c'est-à-dire que sa nacelle est partiellement intégrée au sein du fuselage. Il est clair que les dispositifs existants d'inversion de poussée à grilles ou à portes ne sont pas installables sur de tels aéronefs.

Objectifs de l'invention La présente invention a donc pour objet de proposer un nouveau type d'inverseur de poussée, adapté à être mis en oeuvre pour des nacelles dont seulement une partie de la surface est adaptée à recevoir des inverseurs de poussée classique. En particulier, l'invention a pour objectif de proposer un dispositif d'inverseur de poussée adapté à une utilisation sur des propulseurs "semi-enterrés" au sein du fuselage d'aéronefs. Un autre objectif de l'invention est d'être mécaniquement peu complexe, de manière à ne pas pénaliser le coût du dispositif complet d'inversion de poussée. Un autre objectif est d'utiliser une partie des dispositifs d'inversion de poussée existants, notamment à grilles ou à portes.

Exposé de l'invention A cet effet, l'invention vise en premier lieu un groupe de propulsion à réaction d'aéronef, comportant un propulseur caréné par une nacelle et suspendu par au moins un mat, ledit groupe de propulsion comportant un dispositif d'inversion de poussée en deux parties : - une partie comprenant au moins un moyen de reflux d'air vers l'extérieur du propulseur, - une partie comprenant des moyens, amovibles et commandables, de canaliser le flux d'air secondaire, circulant dans une veine dite secondaire entre le propulseur et la nacelle, de manière à le déporter angulairement dans la veine secondaire, vers au moins un moyen de reflux d'air vers l'extérieur du propulseur. Selon un mode de réalisation avantageux, les moyens de reflux d'air vers l'extérieur du propulseur sont regroupés sur un premier secteur angulaire de la nacelle, et les moyens de canaliser le flux d'air secondaire circulant entre le propulseur et la nacelle, sont regroupés dans un second secteur angulaire de la nacelle. On comprend que la solution proposée consiste à faire refluer sensiblement le même débit du flux d'air secondaire qu'une nacelle classique tout en ayant un secteur angulaire, réservé à l'inverseur proprement dit, plus petit.

On entend ici par moyens de reflux d'air des inverseurs de poussée par exemple de type classique, notamment de type à portes ou à grilles Préférentiellement, les moyens de canaliser le flux secondaire circulant entre le propulseur et la nacelle dans le premier secteur angulaire, comprennent au moins un déflecteur interne adapté à former continuité aérodynamique de la surface externe de la veine d'air secondaire, lorsque ce déflecteur est en position de propulsion normale, et à guider le flux d'air secondaire vers des moyens d'inversion de poussée extérieurs, lorsque ce déflecteur interne est en mode d'inversion de poussée. Le principe de cet inverseur est ainsi qu'en mode d'inversion de poussée (mode dit "reverse"), le flux d'air secondaire est dirigé vers l'extérieur par les portes reverses mais aussi par des déflecteurs positionnés à l'intérieur de la nacelle du côté du second secteur angulaire. Les déflecteurs internes sont conçus de manière à ce que leurs faces extérieures forment une continuité aérodynamique de la forme interne de la nacelle, c'est-à-dire de la surface externe de la veine d'air secondaire. De cette manière, lorsque le mode d'inversion de poussée n'est pas engagé, les déflecteurs ne dégradent pas la traînée aérodynamique dans le conduit d'éjection. La même invention peut être adaptée à un concept de type inverseur à portes ou inverseur à grilles.

Dans ce cas, préférentiellement, au moins un déflecteur interne comporte une première surface mobile, articulée en rotation, la forme de la première surface mobile étant déterminée par le fait : - que sa surface présente une continuité avec la surface externe de la veine d'air secondaire, lorsque la première surface mobile est dans une position angulaire de repos, et - que deux de ses arêtes viennent sensiblement au contact : de la surface externe de la veine d'air secondaire, et de la surface interne de la veine d'air secondaire, respectivement, lorsque la première surface mobile est dans sa position angulaire d'inversion de poussée. Plus particulièrement, au moins un déflecteur interne comporte une première surface mobile, disposée à proximité d'un mat traversant la veine d'air secondaire et supportant le propulseur dans la nacelle, une arête de cette surface mobile venant sensiblement au contact de la surface du mat traversant la veine d'air secondaire, lorsque la première surface mobile est dans sa position angulaire d'inversion de poussée. Selon une mise en oeuvre avantageuse, le groupe de propulsion comporte deux déflecteurs internes, disposés de part et d'autre d'un mat supportant le propulseur.

Il est clair cependant que les deux déflecteurs peuvent simplement être disposés de façon symétrique autour d'un plan de symétrie comprenant l'axe longitudinal du propulseur. On comprend que, dans ce cas, chaque déflecteur comporte une arête qui, au lieu de venir au contact de la surface d'un mat, vient au contact de l'arête correspondante du déflecteur symétrique. Selon une mise en oeuvre préférée, au moins un déflecteur interne est formé d'au moins deux surfaces mobiles, sensiblement en forme de secteurs cylindriques ou coniques, articulées chacune en rotation, autour d'un axe non concourant avec l'axe longitudinal du propulseur, entre une position de repos, dans laquelle la surface mobile forme continuité avec la surface externe de la veine d'air secondaire, et une position d'inversion de poussée, dans laquelle lesdites surfaces mobiles interrompent localement le flux d'air secondaire longitudinal, et le canalisent progressivement vers certains des moyens de reflux d'air.

Dans un mode de réalisation particulier, des surfaces mobiles voisines comportent des arêtes dites de continuité se faisant face complémentaires, adaptées à venir au contact l'une de l'autre lorsque lesdites surfaces mobiles sont en position d'inversion. Selon un mode de réalisation préféré, au moins une surface mobile comporte une arête venant au contact d'un bord d'un moyen de reflux d'air vers l'extérieur du propulseur, lorsque cette surface mobile et ce moyen de reflux d'air sont en position d'inversion de poussée. Selon un mode particulier de réalisation, au moins un déflecteur interne est formé d'une pluralité de surfaces mobiles successives, une première surface mobile étant disposée au voisinage d'un mat de support du propulseur, et une dernière surface mobile étant disposée au voisinage d'un moyen de reflux d'air vers l'extérieur du propulseur, l'axe d'articulation de la première surface mobile étant orienté sensiblement à un angle compris entre 40 et 50° avec l'axe longitudinal du propulseur, et l'axe d'articulation de la dernière surface mobile étant orienté sensiblement à un angle compris entre 60 et 80° avec l'axe longitudinal du propulseur. On comprend que cette disposition confère au déflecteur interne formé de surfaces mobiles une forme sensiblement hélicoïdale, canalisant et orientant progressivement l'air doté d'une vitesse initialement longitudinale vers un inverseur de poussée. L'invention vise également un groupe de propulsion tel qu'exposé, le groupe de propulsion étant du type dit semi-enterré, c'est-à-dire comportant un propulseur caréné par une nacelle ne faisant saillie du fuselage que sur un secteur angulaire extérieur, le fuselage de l'aéronef formant localement carénage du propulseur pour le secteur angulaire intérieur, le propulseur étant solidarisé mécaniquement à l'aéronef par l'intermédiaire d'un mât traversant le fuselage dans le secteur angulaire intérieur.

Brève description des figures Les buts et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description et des dessins d'un mode particulier de réalisation, donné à titre d'exemple non limitatif, et pour lequel les dessins représentent : - figure 1 : un turboréacteur à double flux de type classique, en vue en coupe 30 longitudinale - figures 2a et 2b : un propulseur semi-enterré en vue en perspective et en vue de face, - figure 3a et 3b : deux vues similaires aux figures 2a et 2b du propulseur semi-enterré, avec des inverseurs de poussée en position active, - figure 4 : une vue du turboréacteur et des inverseurs de poussée seuls, selon le même angle de vue que les figures 2a et 3a, - figure 5 : une vue schématique du propulseur au sein de la nacelle semienterrée, - figure 6 : une vue du propulseur semi-enterré, mettant en évidence les surfaces mobiles de canalisation de l'air dans la veine secondaire, - figures 7a et 7b : deux vues en écorché de l'intérieur de la nacelle, mettant en évidence les surfaces mobiles de canalisation de l'air dans la veine secondaire, et les inverseurs de poussée proprement dit, ces divers éléments étant vus dans leur position de repos et dans leur position d'inversion de poussée, - figure 8a et 8b : des vues en perspective du turboréacteur et des inverseurs de poussée, vue du côté du mat de support, - figures 9a et 9b : deux vues des composants mobiles du dispositif d'inversion de poussée seuls, ces éléments étant vus dans leur position de repos et dans leur position d'inversion de poussée, selon une orientation similaire à celle des figures 7a et 7b.

Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention L'invention trouve sa place au sein d'un groupe propulseur de type turboréacteur à double flux, tel qu'illustré en vue en coupe sur la fiqure 1, ici dans une disposition conforme à l'art antérieur. Un tel groupe propulseur à double flux comprend une nacelle 1, mécaniquement suspendue à la structure d'un aéronef par un mat 2 qui se prolonge à l'intérieur de la nacelle 1 pour porter un turboréacteur 3.

De façon très simplifiée, le turboréacteur 3 aspire de l'air extérieur au niveau d'une entrée d'air 7 par l'intermédiaire d'une hélice carénée dite soufflante 6 dotée d'un cône d'entrée 13. Cette soufflante 6 est entraînée en rotation avec les autres étages d'un compresseur par une turbine (non représentée). L'air injecté par le turboréacteur 3 est séparé en deux parties : d'une part un flux primaire circulant dans une veine primaire 4, dont l'air sert à la combustion d'un carburant dans une chambre de combustion, et dont les gaz de combustion, fortement accélérés, sont éjectés vers l'arrière du turboréacteur 3 par une tuyère 5. D'autre part, le reste du flux d'air (la majeure partie en fait) aspiré et accéléré par la soufflante 6, est canalisé par une veine secondaire 8 vers une zone d'échappement 9. La surface intérieure de la nacelle 1 est, comme on le comprend, de forme déterminée par la rotation de la soufflante 6, et donc à symétrie de révolution (sauf au niveau du passage du mat 2) autour de l'axe longitudinal X du turboréacteur 3.

Cette surface intérieure forme également la surface externe 10 de la veine secondaire 8. La surface interne 11 de cette veine secondaire 8 est déterminée par l'enveloppe arrière du turboréacteur 3. Elle est également de forme principalement à symétrie de révolution autour du même axe longitudinal X.

La surface extérieure de la nacelle 1 est appelée dans la suite de la description capotage extérieur 14 du groupe propulseur. Sa forme est dictée par des considérations de design de l'avion et d'aérodynamique. Les différents éléments cités plus haut, formant le turboréacteur à double flux 3 sont supposés connus en soi de l'homme de l'art, et ne sont donc pas décrits plus avant ici. Les fiqures 2a et 2b illustrent alors le cas d'une disposition des groupes propulseurs dite "semi-enterrée", évoquée plus haut, dans laquelle chaque nacelle 1 est partiellement intégrée au sein de l'arrière du fuselage 12 d'un avion. Dans le cas illustré ici, un secteur angulaire intérieur d'environ 120° de la nacelle 1 est intégré au sein du fuselage, un secteur angulaire extérieur d'environ 240° restant "libre "et présentant une surface extérieure de forme classique. Comme on le voit sur ces figures, l'entrée d'air 7 ne présente, naturellement, plus alors de symétrie de révolution, mais le reste de la veine secondaire 8 maintient globalement cette symétrie. Le mat 2, maintenant le turboréacteur 3 au centre de la nacellel, est dissimulé au sein de la structure et est simplement schématisé figure 2b.

Le dispositif d'inversion de poussée conforme à un mode de réalisation de l'invention comporte deux parties, dont la première est bien visible sur la figure 2a, ainsi que les figures 3a et 3b. Cette première partie du dispositif d'inversion de poussée comprend, dans le présent exemple nullement limitatif, trois portes pivotantes 15, réparties angulairement de façon régulière sur un secteur de 180° de la partie libre de la nacelle 1. Ces portes pivotantes 15 sont disposées au droit du tiers arrière du turboréacteur 3. Elles permettent le reflux d'air vers l'extérieur du propulseur, et sont de type connu en soi, dans le domaine des inverseurs de poussée à portes de l'art antérieur. Chaque porte pivotante 15 est articulée en rotation autour d'un axe 17 disposé dans un plan perpendiculaire à la direction longitudinale X du propulseur, et sensiblement tangent à la nacelle 1. Pour faciliter la lecture de la figure 3b, un seul axe de rotation 17 a été figuré. Comme on le voit sur les figures 2a à 3b, les portes pivotantes 15 présentent chacune une surface extérieure 16, formant, lorsque ces portes sont dans leur position de repos, une continuité aérodynamique avec le capotage extérieur 14 du groupe propulseur. De même, les portes pivotantes 15 présentent chacune une surface intérieure 26 formant, lorsque ces portes sont dans leur position de repos, une continuité aérodynamique avec la surface externe 10 de la veine secondaire 8 du groupe propulseur. Ces portes pivotantes 15 présentent donc sensiblement une forme de segment de cylindre ou de cône qui épouse localement celle de la nacelle 1 lorsqu'elles sont dans leur position de repos. Au contraire, lorsque ces portes pivotantes 15 sont amenées en position d'inversion de poussée par l'action de vérins commandés (voir figure 7b), elles dévoilent des ouvertures 20 dans l'épaisseur de la nacelle 1, permettant à l'air circulant dans la veine secondaire 8 d'être rejeté vers l'extérieur et l'avant de l'avion. Dans cette position, le bord postérieur 18 des portes pivotantes 15 vient affleurer la surface interne 11 de la veine secondaire 8 (voir également figure 4), forçant ainsi le flux d'air à sortir par les ouvertures 20 ménagées dans l'épaisseur de la nacelle 1. Les portes pivotantes 15 sont, dans le présent exemple, disposées de telle sorte que leur bord postérieur 18 vienne prendre appui sur la surface interne 11 de la veine secondaire 8, sensiblement à l'endroit où le diamètre de cette surface interne 11 est maximum. Comme on le voit sur la figure 3b, les trois portes pivotantes 15 comportent une partie arrière conformée en secteur angulaire de sorte que, dans la position d'inversion de poussée, les arêtes latérales 19 opposées, de portes pivotantes 15 voisines, viennent sensiblement au contact l'une de l'autre, et empêchent, de ce fait, le passage d'air dans la veine secondaire 8 entre lesdites portes pivotantes 15. De cette manière, l'ensemble du flux d'air secondaire circulant dans un secteur angulaire de 180° est dévié vers les ouvertures 20.

La seconde partie du dispositif d'inversion de poussée, conforme au présent mode de réalisation de l'invention, comprend des déflecteurs mobiles aptes à canaliser l'air dans le secteur complémentaire de la veine secondaire 8, de manière à le déplacer angulairement vers la zone de ladite veine secondaire 8 correspondant au secteur angulaire de la nacelle 1 dans lequel sont disposées les portes pivotantes 15. L'air ainsi canalisé peut alors être guidé, par les portes pivotantes 15, à travers les ouvertures 20 dans l'épaisseur de la nacelle 1. Dans le présent exemple, le turboréacteur 3 est suspendu par un mat 2 (voir fiqures 5 et 6 qui illustrent la situation du moteur depuis un point de vue intérieur à l'avion) qui traverse la veine d'air secondaire 8, sous la forme d'une surface 21, symétrique selon un plan horizontal, et pratiquement perpendiculaire aux surfaces externe 10 et interne 11 de la veine secondaire 8. Deux déflecteurs prennent donc place de part et d'autre du mat 2, à l'intérieur de la veine secondaire 8. Dans le présent exemple nullement limitatif, ces deux déflecteurs présentent une géométrie symétrique par rapport au mat 2. Chaque déflecteur forme, en position d'inversion de poussée, une surface sensiblement continue entre la surface 21 du mat 2 et une arête latérale 19 d'une porte pivotante 15. De même, chaque déflecteur obstrue alors quasi complètement la veine secondaire 8 dans cette position. Le déflecteur disposé au dessus du mat 2 est détaillé sur les fiqures 7a et 7b. Comme on le voit sur ces figures, ce déflecteur supérieur comprend, dans le présent exemple de réalisation, deux surfaces mobiles 22, 23 formant en position de repos une partie de la surface externe 10 de la veine secondaire 8 du propulseur. La première surface mobile 22 est disposée à côté du mat 2, et la seconde surface mobile 23 est disposée entre la première surface mobile 22 et une porte pivotante 15. La première surface mobile 22 est articulée en rotation autour d'un axe 24, pratiquement tangent à la surface moyenne locale de la nacelle 1, et orienté dans le présent exemple sensiblement à 45° avec la direction longitudinale X du propulseur. La seconde surface mobile 23 est articulée en rotation autour d'un axe 25, également pratiquement tangent à la surface moyenne locale de la nacelle 1, et orienté dans le présent exemple sensiblement à 65° avec la direction longitudinale X du propulseur. Ces surfaces mobiles 22, 23 sont mues en rotation par l'action de vérins 27, 28 de type connu en soi. Chaque surface mobile 22, 23 est reliée à son axe d'articulation 24, 25 par deux attaches 29, 30, configurées en "L", de type connu en soi, de manière à ce que, lorsque les surfaces mobiles 22, 23 sont mues en rotation, elles soient également légèrement déplacées vers l'avant de la veine secondaire 8. On rappelle que la porte pivotante 15 est, quant-à-elle, articulée, dans le présent exemple, autour d'un axe 17 orienté à 90° de la direction longitudinale du propulseur. La disposition des angles des axes successifs 24, 25, 17 des surfaces mobiles 22, 23 et de la porte pivotante 15, dont on a vu qu'ils sont de plus en plus orientés perpendiculairement à la direction X du flux d'air dans le propulseur, est destinée à dévier progressivement ce flux d'air et à transformer sa vitesse longitudinale en vitesse latérale. Les surfaces mobiles 22, 23 présentent chacune une forme gauche (apparente notamment sur les figures 9a et 9b), formant continuité aérodynamique avec la surface externe 10 de la veine secondaire 8 lorsque ces surfaces mobiles sont en position de repos. Dans le présent exemple, cette forme est sensiblement celle d'un secteur de cône, correspondant à la forme localement conique de la surface externe 10 de la veine d'air secondaire 8 à cet endroit. Ces surfaces mobiles 22, 23 sont ici réalisées en matériau rigide, par exemple métallique ou composite, et leur épaisseur peut être calculée par l'homme de l'art selon les efforts mécaniques à reprendre lorsque les surfaces mobiles sont en position d'inversion de poussée. Dans le présent exemple de mise en oeuvre, donné ici uniquement à titre d'illustration non limitative, la première surface mobile 22 est délimitée par quatre arêtes. - Une première arête, dite ici arête externe 31, est située au voisinage de l'axe d'articulation 24. Elle est conformée en arc de telle sorte que, lorsque la première surface mobile 22 est en position d'inversion de poussée, l'arête externe 31 vient sur toute sa longueur au contact de la surface externe 10 de la veine secondaire 8. - Une seconde arête, dite arête interne 32, est située à l'opposé de cette première arête 31, et lui est sensiblement parallèle. Elle est conformée en arc de telle sorte que, lorsque la première surface mobile 22 est en position d'inversion de poussée, l'arête interne 32 vient sur toute sa longueur au contact de la surface interne 11 de la veine secondaire 8. - Une troisième arête, dite arête de mat 33, relie les deux arêtes précédentes, au voisinage du mat 2. Elle est conformée en arc de telle sorte que, lorsque la première surface mobile 22 est en position d'inversion de poussée, l'arête de mat 32 vient sur toute sa longueur au contact de la surface 21 du mat 2 dans la veine secondaire 8. - Une quatrième arête, dite arête de continuité 34, relie l'arête externe 31 et l'arête interne 32 sur le bord opposé au mat 2. De même, la seconde surface mobile 23 est délimitée par quatre arêtes. - Une première arête, dite ici arête externe 35, est située au voisinage de l'axe d'articulation 25. Elle est conformée en arc de telle sorte que, lorsque la seconde surface mobile 23 est en position d'inversion de poussée, l'arête externe 35 vient sur toute sa longueur au contact de la surface externe 10 de la veine secondaire 8. - Une seconde arête, dite arête interne 36, est située à l'opposé de cette première arête 31, et lui est sensiblement parallèle. Elle est conformée en arc de telle sorte que, lorsque la seconde surface mobile 23 est en position d'inversion de poussée, l'arête interne 36 vient sur toute sa longueur au contact de la surface interne 11 de la veine secondaire 8. - Une troisième arête, dite arête de porte 37, relie les deux arêtes précédentes, au voisinage de la porte pivotante 15. Elle est conformée de telle sorte que, lorsque la seconde surface mobile 23 est en position d'inversion de poussée, l'arête de porte 37 vient sur toute sa longueur au contact de l'arête latérale 19 de la porte pivotante 15 dans la veine secondaire 8. - Une quatrième arête, dite arête de continuité 38, relie l'arête externe 35 et l'arête interne 36 sur le bord opposé à la porte 15. Dans le présent exemple, les arêtes de continuité 34, 38 des deux surfaces mobiles 22, 23, sont conformées de manière à ce que, lorsque les surfaces mobiles 22, 23 sont en position d'inversion de poussée, ces arêtes de continuité 34, 38 viennent au contact l'une de l'autre sur toute leur longueur. La continuité aérodynamique ainsi obtenue, lorsque les déflecteurs et les portes pivotantes sont en position d'inversion de poussée, est illustrée sur les figures 8a et 8b, selon deux angles de vue différents.

Mode de fonctionnement Le procédé de pilotage d'un inverseur de poussée, tel que décrit plus haut à titre d'exemple nullement limitatif, comprend normalement l'ouverture simultanée des portes pivotantes 15, et la commande des surfaces mobiles 22, 23, vers leur position d'inversion de poussée. Dans cette position, la veine secondaire 8 est totalement obstruée et l'air est canalisé par les surfaces mobiles 22, 23 vers les portes pivotantes 15 ouvertes et vers les ouvertures 20 ainsi créées dans l'épaisseur de la nacelle 1.

Avantages de l'invention Le dispositif d'inversion de poussée, tel qu'il a été décrit, permet une installation sur des nacelles dont seulement une partie de la surface est adaptée à recevoir des inverseurs de poussée classique. Le dispositif décrit est mécaniquement simple, et peut être intégré au sein de la veine secondaire en mobilisant peu d'espace.

Variantes de l'invention La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art. Ainsi qu'il a été dit, il est clair que les portes pivotantes 15 peuvent être remplacées par des grilles de type connu, sans modification du principe de l'invention. Ici encore, des surfaces déflectrices sont déployées dans la veine d'air secondaire 8 pour décaler angulairement l'air vers le secteur de la nacelle où il est possible d'évacuer cet air par des ouvertures 20 dans l'épaisseur de ladite nacelle. Le déflecteur tel que décrit comporte deux surfaces mobiles 22, 23. Des variantes utilisant un nombre différent de surfaces mobiles sont naturellement envisageables, selon la conformation de la veine d'air. Il a été mentionné des surfaces mobiles rigides dans la description précédente. Une variante envisageable consiste à utiliser une surface mobile souple, appuyée sur des raidisseurs articulés. Une telle surface souple peut être réalisée en matériau composite ou en textile résistant à la température de l'air circulant dans la veine secondaire.

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Groupe de propulsion à réaction d'aéronef, comportant un propulseur (3) à double flux, caréné par une nacelle (1) et suspendu par au moins un mat (2), caractérisé en ce que ledit groupe de propulsion comporte un dispositif d'inversion de poussée en deux parties : - une partie comprenant au moins un moyen de reflux d'air (15) vers l'extérieur du propulseur (3), - une partie comprenant des moyens (22, 23), amovibles et commandables, de canaliser le flux d'air secondaire, circulant dans une veine secondaire (8) entre le propulseur (3) et la nacelle (1), de manière à le déporter angulairement dans la veine secondaire (8), vers au moins un moyen de reflux d'air (15) vers l'extérieur du propulseur.
2. 2. Groupe de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de reflux d'air (15) vers l'extérieur du propulseur sont regroupés sur un premier secteur angulaire de la nacelle (1), et en ce que les moyens de canaliser le flux d'air secondaire (22, 23) circulant entre le propulseur (3) et la nacelle (1), sont regroupés dans un second secteur angulaire de la nacelle.
3. 3. Groupe de propulsion selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les moyens de canaliser le flux secondaire (22, 23) circulant entre le propulseur et la nacelle (1) dans le premier secteur angulaire, comprennent au moins un déflecteur interne adapté à former continuité aérodynamique de la surface externe (10) de la veine d'air secondaire (8), lorsque ce déflecteur est en position de propulsion normale, et à guider le flux d'air secondaire vers des moyens de reflux d'air (15), lorsque ce déflecteur est en mode d'inversion de poussée.
4. 4. Groupe de propulsion selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'au moins un déflecteur interne comporte une première surface mobile (22), articulée en rotation, la forme de la première surface mobile (22) étant déterminée par le fait - que sa surface présente une continuité avec la surface externe (10) de la veine d'air secondaire (8), lorsque la première surface mobile (22) est dans uneposition angulaire de repos, et - que deux de ses arêtes (31, 32) viennent sensiblement au contact : de la surface externe (10) et de la surface interne (11) de la veine d'air secondaire (8), respectivement, lorsque la première surface mobile (22) est dans sa position angulaire d'inversion de poussée.
5. 5. Groupe de propulsion selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'au moins un déflecteur interne comporte une première surface mobile (22), disposée à proximité d'un mat (2) traversant la veine d'air secondaire (8) et supportant le propulseur (3) dans la nacelle (1), une arête de mât (33) de cette surface mobile (22) venant sensiblement au contact de la surface (21) du mât (2) traversant la veine d'air secondaire (8), lorsque la première surface mobile (22) est dans sa position angulaire d'inversion de poussée.
6. 6. Groupe de propulsion selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce qu'il comporte deux déflecteurs internes, disposés de part et d'autre d'un mat (2) supportant le propulseur.
7. 7. Groupe de propulsion selon l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisé en ce qu'au moins un déflecteur interne est formé d'au moins deux surfaces mobiles (22, 23), sensiblement en forme de secteurs cylindriques ou coniques, articulées chacune en rotation, autour d'un axe (24, 25) non concourant avec l'axe longitudinal X du propulseur (3), entre une position de repos, dans laquelle les surfaces mobiles (22, 23) forment continuité avec la surface externe (10) de la veine d'air secondaire (8), et une position d'inversion de poussée, dans laquelle les surfaces mobiles (22, 23) interrompent localement le flux d'air secondaire longitudinal, et le canalisent progressivement vers certains des moyens de reflux d'air (15).
8. 8. Groupe de propulsion selon la revendication 7, caractérisé en ce que des surfaces mobiles (22, 23) voisines comportent des arêtes de continuité (34, 38) se faisant face, complémentaires, adaptées à venir au contact l'une de l'autre lorsque lesdites surfaces mobiles (22, 23) sont en position d'inversion.
9. 9. Groupe de propulsion selon l'une quelconque des revendications 4 à 8, caractérisé en ce qu'au moins une surface mobile (23) comporte une arête (37) venant au contact d'un bord (19) d'un moyen de reflux d'air (15) vers l'extérieur du 15propulseur, lorsque cette surface mobile (23) et ce moyen de reflux d'air (15) sont en position d'inversion de poussée.
10. 10. Groupe de propulsion selon l'une quelconque des revendications 4 à 9, caractérisé en ce qu'au moins un déflecteur interne est formé d'une pluralité de surfaces mobiles successives, une première surface mobile (22) étant disposée au voisinage d'un mat (2) de support du propulseur, et une dernière surface mobile (23) étant disposée au voisinage d'un moyen de reflux d'air (15) vers l'extérieur du propulseur, l'axe d'articulation (24) de la première surface mobile (22) étant orienté sensiblement à un angle compris entre 40 et 50° avec l'axe longitudinal X du propulseur, et l'axe d'articulation (25) de la dernière surface mobile (23) étant orienté sensiblement à un angle compris entre 60 et 80° avec l'axe longitudinal X du propulseur.