Aéronef. tème propulseur, ce diagramme étant destiné à faciliter la compréhension de l'invention.
La fig. â représente, de façon schéma tique, .des moyens établis conformément à l'invention, pour assurer l'entraînement du système propulseur d'un aéronef.
La fig. 4 représente, en perspective et de façon schématique, une variante d'établis sement des moyens faisant l'objet de la pré cédente figure.
La fig. 5 montre une variante différente de la. précédente.
Les fig. 6 et 7, enfin., représentent, éga lement de façon schématique, des dispositifs de réglage de la puissance des susdits moyens.
Selon le dessin, le système propulseur de l'aéronef constitué, par exemple, par un avion, devant pouvoir évoluer à haute alti tude, est constitué par une hélice 2. Cette hé lice est attelée à un moteur, par exemple à L'invention est relative à un aéronef et caractérisée par le fait que l'aéronef est muni, d'une part, de moyens pour produire un gaz moteur sous pression et comportant une machine à piston libre et, d'autre part, d'un moteur alimenté par ledit gaz sous pres sion et entraînant le système propulseur de l'aéronef, le taux de compression desdits moyens pour produire le gaz moteur sous pression étant réglable en fonction de l'alti tude.
Les dessins ci-annexés représentent quel ques réalisations de l'invention à titre d'exemple.
La fig. 1 montre, de façon schématique, en vue de face avec parties arrachées, un aéronef muni d'un système propulseur en traîné conformément à l'invention.
La fig. 2 est un diagramme relatif au fonctionnement d'un aéronef et de son sys- une turbine 3, entraîné par un gaz moteur sous pression.
Le taux de compression des moyens pro duisant ledit gaz moteur est réglable, de pré férence, de façon automatique en fonction de l'altitude. Lesdits moyens comportent au moins une machine à. piston libre, de pré férence du type auto-générateur, c'est-à-dire d'un type pour lequel tout ou partie de l'air comprimé de l'élément compresseur de la iria- chine à piston libre sert à balayer et à ali menter ie cylindre moteur de la machine avant d'être envoyé à la turbine réceptrice.
On peut réaliser un tel auto-générateur de toute manière usuelle appropriée et, no tamment, comme représenté de façon schéma- tique sur le dessin, en montant dans un cy lindre moteur 4 deux pistons moteurs 5' et 5' eoagissant respectivement avec deux pis tons compresseurs 6' et 6\ travaillant, par exemple à double effet, dans des cylindres 71 et 7 2 munis de clapets d'aspiration 8 et de clapets de refoulement 9, des clapets de transvasement 1ï) étant prévus pour le pas sage de l'air comprimé d'une face des pistions vers l'autre,
en faisant débiter les éléments compresseurs de la machine dans un carter étanche 11 entourant le cylindre moteur 4, et en ménageant, dans ce dernier, des lu mières d'admission 12 et des lumières d'é chappement 13, découvertes respectivement par chacun des pistons moteurs au voisinage de leur point mort extérieur, les lumières d'échappement 13 débouchant dans un col lecteur d'échappement 14.
On peut, bien entendu, avoir recours à plusieurs auto-générateurs ainsi établis, pour alimenter une même turbine 3, et notam ment, comme représenté fig. 1, prévoir deux semblables machines, auquel cas il semble avantageux de les loger respectivement dans chacune des ailes de l'aéronef, ou dans tout autre endroit favorable au centrage ou à l'a ménagement dudit aéronef, chaque auto- générateur étant alors relié à la. susdite tur bine par un conduit 15 que l'on munit de préférence d'un raccord souple 16 propre à absorber les dilatations.
La puissance des moyens servant à en traîner l'hélice 2 est réglée de façon à. obte- iiir, dans tous les altitudes. le rendement maximum (le ladite hélice.
On sait que le rendement d'un système propulseur tel qu'une hélice déterminée dé pend uniquement du rapport de la vitesse d'avancement v de l'aéronef à la vitesse pé riphérique 7t <I>D</I> de l'hélice (ia <I>=</I> nombre de tours, D - diamètre de l'hélice). D'autre part, le rapport
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est déterminé par l'équa tion
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où k est un coefficient caractéristique de l'a vion pour une hélice donnée et C, le coeffi cient unitaire de traînée d'un avion.
On voit, d'après cette équation, que le rapport
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donc le rendement du propul seur ne peut rester rigoureusement constant que si C, demeure lui-même constant. De même, il serait facile à démontrer, en combi nant les relations connues relatives aux hé lices et aux planeurs que, C, demeurant cons tant, la puissance fournie air propulseur doit être maintenue également constante.
Le diagramme de la fig. ? montre les relations existant entre les valeurs de C" de partie supérieure de ce diagramme (au-dessus
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et; du rendement 13 de l'hélice. Dans la de l'axe I0-1), on a représenté une polaire P dont les abscisses correspondent aux va leurs de C, et dont les ordonnées correspon dent aux valeurs de C.,, (coefficients unitaires de portance).
Au-dessous de l'axe 0-1, on a figuré deux courbes B et 13i, chacune d'elles indi quant, pour la même hélice, mais pour dif férents avions, la valeur de
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en fonction de C, pris comme abscisse. Les ordonnées des courbes B et Bi vont en crois sant de haut en bas.
La courbe C, enfin, indique des valeurs du rendement P du système propulseur en fonction de
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Les ordonnées de la
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courbe C sont identiques à celles de B ou Bi, tandis que les, abscisses -de ladite courbe (indiquées sur l'axe<I>0'-l')</I> vont en crois sant de gauche à droite.
Si l'on considère tout d'abord, à titre d'exemple, le cas usuel d'avions auxquels leurs conditions d'utilisation imposent un rapport de vitesses extrêmes de l'ordre de quatre, le rapport entre le coefficient de por tance CZ, qui correspond à la vitesse maxima, et la valeur maxima dudit coefficient sur la polaire de l'avion, devra être égal à
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Il s'ensuit que la valeur de CY est voisine de sa valeur minima.
Ce cas est caractérisé, sur le diagramme de la fig. 2, par les points i, et il, dont le premier indique les CX et CZ utilisés pour le vol à la vitesse maxima au voisinage du sol et le second indique les va leurs correspondantes pour le vol à une alti tude assez élevée, par exemple de 10.000 m.
On voit, sur .la courbe B, que, pour des variations de CX faibles et prises dans le voi sinage des valeurs minima, les valeurs de
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vont en décroissant faiblement, et cor respondent, par conséquent, à des variations infimes du rendement au voisinage du maxi mum de la courbe B. L'influence des va riations de CY sur le rendement peut donc être négligée.
On peut donc, dans le cas considéré, qui est le cas le plus courant, maintenir sensible ment constant en altitude le rendement d'un propulseur entraîné par une machine récep trice non liée mécaniquement avec les généra teurs qui l'alimentent, en maintenant sensi blement constante la puissance de la machine réceptrice liée au propulseur; et ce en agis sant convenablement sur les générateurs qui l'alimentent.
En ce qui concerne plus particulièrement les générateurs à pistons libres., on sait que, pour une certaine quantité de combustible in jectée dans l'élément moteur de ces machines la pression des gaz moteurs ou de refoulement dépend de la pression d'alimentation des gé nérateurs, et que la vitesse oscillatoire de ces derniers dépend de leur pression de refoule ment, donc également de leur pression d'ali mentation.
La puissance fournie à la machine récep trice (turbine 3), puissance qui est le produit de la pression par le débit, dépend donc seu lement en définitive, de la pression d'ali mentation desdits générateurs.
Un premier mode de réalisation d'un sys tème de réglage est représenté sur la fig. 3, sur laquelle les deux générateurs de la fig. 1 sont schématiquement représentés par un seul générateur G.
Selon ce mode de réalisation, pour main tenir approximativement constante la puis sance fournie à la machine motrice qui en traîne le propulseur, par exemple par l'inter médiaire d'un démultiplicateur 20, on main tient constant le débit et le rapport de dé tente dans la turbine motrice 3 en alimentant le générateur G par l'intermédiaire d'un con duit 21 et d'un collecteur 21', à l'aide d'un compresseur aspirant l'air à la pression exté rieure et comprimant cet air jusqu'à une pression constante,
et l'on entraîne ledit com- presseur par une turbine spéciale 18 dispo sée en aval de la turbine principale 3, ladite turbine 18 détendant les gaz moteurs depuis la pression d'échappement constante de la turbine motrice 3 jusqu'à la pression exté rieure, laquelle va en décroissant avec l'alti tude.
On choisit en outre avantageusement un rapport convenable entre la chute de pression dans la turbine 18 et dans le compresseur 17. Pour des compresseurs et des turbines ayant un bon rendement, ce rapport peut être choisi voisin de 1, en tenant compte du fait que les pertes dues au rendement de ces engins sont à peu près intégralement compensées par l'excès d'énergie des gaz évoluant dans la turbine 18 par rapport à la même masse d'air pur évoluant dans le compresseur 17, cet excès étant dû au fait que cette dernière masse a une température plus basse.
En ce qui concerne tout d'abord le com presseur proprement dit, il peut être choisi d'un type quelconque, mais il y a lieu de noter qu'un compresseur rotatif convient par ticulièrement bien. En effet, avec un tel compresseur, l'augmentation de régime de la turbine 18 à laquelle on attelle ledit com presseur permet à ce dernier de maintenir automatiquement constante, lorsque l'alti tude varie, la pression et le débit d'air com primé alimentant le générateur G.
Un tel système de réglage permet donc de maintenir sensiblement constante, en altitude, la puissance de l'installation moto-propulsive de l'aéronef ainsi que le rendement de son système propulseur, à la condition toutefois que les rendements des turbines et du com presseur soient maintenus eux-mêmes à peu près constants.
En ce qui concerne maintenant la turbine motrice 3, laquelle fonctionne avec une chute de pression approximativement constante, on établit ses aubages de façon telle que la fai ble variation des angles de fonctionnement due à l'augmentation de la vitesse de rota tion du propulseur avec l'altitude influence peu le rendement de ladite turbine, ce pour quoi, avantageusement, on choisit, pour les aubages de cette dernière, des angles et des profils peu sensibles aux variations de vi tesse.
Il y a lieu de noter que les rendements de la turbine 18 et du compresseur 17 demeu rent satisfaisants du fait des variations con- comittantes de la vitesse de rotation et du rapport des pressions.
On pourra alors, avantageusement et comme représenté fil-. 3, disposer le com presseur rotatif 17 de façon que son côté as piration soit tourné vers la turbine 18. Cette disposition permet d'enfermer l'ensemble constitué par les turbines 3 et 18 et le com presseur 17 à l'intérieur d'un carénage aéro- dynamique tel que figuré schématiquement en 19.
Mais on pourrait aussi, suivant une va riante du précédent mode de réalisation qu'il lustre la fig. 4, faire entraîner le compres seur 17 par une turbine 18' disposée en dé rivation sur le circuit des gaz moteurs par rapport à la turbine 3.
On devra alors faire varier, en fonction de l'altitude, les caractéristiques de vitesse et de puissance de la turbine 18' ce, par exemple, en faisant commander le degré d'admission des gaz moteurs dans ladite tur bine par un dispositif tel, par exemple en core, qu'une capsule barométrique 22 sou rnise à l'action de la pression atmosphérique et actionnant un clapet 23 disposé à l'inté rieur du conduit d'alimentation 24 de la tur bine 18'.
On pourrait encore, selon une autre va riante représentée fig. 5, faire entraîner le compresseur 17 par la turbine 3 elle-même. On a supposé dans ce cas, à titre d'exemple, que le générateur à pistons libres G était à un étage de compression, ses cylindres compres seurs 71 et 72 étant alimentés par un col lecteur 21' et un conduit 21 reliant ledit col lecteur au compresseur 17.
On devra alors agir, de préférence de fa çon automatique, sur certains facteurs de ré glage de la pression de refoulement du com presseur 17, car la vitesse de rotation de la susdite turbine 3 ne croît pas suffisamment vite avec l'altitude pour que ledit compres seur soit entraîné à des vitesses telles que sa pression de refoulement soit maintenue cons tante.
On pourra, en particulier, agir sur la pression de refoulement du compresseur 17, comme représenté fig. 6, en prévoyant un système de distribution grâce auquel on puisse faire communiquer le conduit d'ali mentation 21 des cylindres compresseurs du générateur G avec l'un ou l'autre des étages successifs de compression du compresseur 17, système que l'on peut constituer, par exem ple, par une série de by-pass 251 à 254 com mandés par un tiroir 26, et en faisant coagir avec l'organe de réglage de ce système de distribution, à savoir avec le tiroir 26, un dispositif de commande, de préférence auto matique, que l'on peut constituer, par exem ple, par une capsule barométrique 27,
sou mise à l'action de la pression atmosphérique, un ressort de rappel 28 étant avantageuse ment prévu qui tende à court-circuiter des étages de compression d'autant moins élevés que la pression atmosphérique est plus forte c'est-à-dire l'altitude plus faible.
Il y a lieu de noter que l'on pourra avan tageusement faire en sorte que le compres seur 1.7 ait un rendement optimum au voi sinage de l'altitude d'utilisation la plus cou rante, et que ce rendement aille en croissant depuis le sol jusqu'à ladite altitude.
On conçoit aisément que l'on pourra, en agissant comme il vient d'être dit, maintenir constante jusqu'à une certaine altitude la pression d'alimentation du générateur et la puissance transmise par la turbine 3 au pro pulseur.
Dans le cas qui vient d'être envisagé, on déterminera de préférence les caractéristiques de la turbine 3, conformément à une autre disposition de l'invention, de façon telle que cette turbine ait son rendement optimum à l'altitude d'utilisation la plus courante, donc également à la vitesse la plus courante, en sorte notamment qu'à cette altitude ladite turbine puisse transmettre le maximum de puissance au compresseur 17.
Il suffira alors, aux altitudes inférieures, ou bien de court-circuiter un certain nombre d'étages basse pression de ladite turbine, semblablement à ce qui a été indiqué dans ce qui précède à propos du compresseur 17, ou bien de laisser le fluide moteur se dé tendre dans tous les étages de la turbine. dont le nombre, bien que surabondant, ne nuit pas au rendement, même lorsque le rap port de détente décroît, ou bien encore de di minuer le degré d'admission dans ladite tur bine au-dessous de l'altitude d'utilisation la plus courante.
L'on a envisagé jusqu'ici le cas le plus courant, où l'aéronef est établi de façon telle que le rendement de son système propulseur soit maintenu sensiblement constant lorsque la puissance qui lui est transmise est elle- même maintenue sensiblement constante, ce que l'on obtient en maintenant substantiel lement constante la pression d'alimentation des générateurs.
Dans ces conditions, la quantité de combustible brûlée dans lesdits générateurs ne varierait pas si la température de l'air d'alimentation de ces engins demeu rait constante. Ce résultat peut être obtenu pratiquement, avec des compresseurs de bon rendement, jusqu'à une altitude limite au- dessous de laquelle la température extérieure diminue rapidement quand l'altitude croît, mais cette diminution de température est compensée par l'augmentation du rapport de compression dans le compresseur 17,
ou plus exactement par l'augmentation de la chaleur de compression dans ledit compresseur.
Au-dessus de la susdite altitude limite, la température de l'air comprimé par le com presseur 17 augmenterait en même temps que le rapport de compression.
L'on peut alors, pour pallier à cet incon vénient, ou bien maintenir constante, en même temps que sa pression, la température de l'air d'alimentation des générateurs, par exemple en refroidissant cet air comprimé dans un radiateur à partir de l'altitude li mite, @ ou bien, plus simplement, introduire l'air comprimé dans les générateurs à une température qui aille en croissant avec l'alti tude, et compenser la perte de puissance ré sultant de la diminution de la masse d'air évoluant dans les générateurs par une aug mentation convenable de la quantité de com bustible à injecter.
Généralement, les aéronefs sont établis pour permettre le vol avec un écart de vitesse assez élevé, par exemple dans un rapport de. 4 à 1, ce qui conduit, ainsi qu'il a été expli qué précédemment, à utiliser, à la vitesse maxima, des angles 'de vol pour lesquels le coefficient unitaire de traînée CX ne varie que très peu avec l'altitude. Il peut cepen dant se produire des cas où l'écart de vitesse peut être obtenu par d'autres moyens tels que, par exemple, des dispositifs hypersusten- tateurs.
Il peut arriver que les conditions d'utili sation de l'aéronef n'imposent qu'un écart de vitesse réduit, par exemple si l'aéronef doit atterrir quand il est considérablement allégé. Dans de tels cas, l'aéronef peut être établi pour utiliser à la vitesse la plus cou rante des angles économiques correspondant 5, la partie moyenne de la. polaire, les points figuratifs étant, par exemple, i'o au sol et i' t, à l'altitude h.
L'on voit sur le diagramme de la fig. 2 que, dans ce cas, le coefficient CX varie d'une façon sensible avec l'altitude. 'Tais l'examen de la courbe Bi (relative à un avion à écart de vitesse réduit) montre que le rendement au voisinage de son maximum ne varie que très peu, même pour des variations de CX de l'ordre de 30 à 40%. Toutefois, pour de telles variations de CY, la puissance néces saire n'est pas constante, mais doit. croître avec l'altitude suivant une certaine loi.
Or, la seule augmentation, avec l'altitude, de la pression d'alimentation des générateurs à pistons libres ne saurait être suffisante pour maintenir constant le rendement du système propulseur de l'aéronef, car la puis sance maxima 4esdits . générateurs est obte nue pour une pression d'alimentation bien dé terminée au delà de laquelle leur puissance cesse de croître.
On pourrait, alors, sous-alimenter les gé nérateurs aux altitudes inférieures, mais cette solution présenterait l'inconvénient d'obliger à surdimensionner les générateurs, et, par conséquent, à diminuer leur puissance mas sique.
On pourra alors, aussi bien dans le cas où la puissance doit croître avec l'altitude que dans le cas où elle doit être maintenue constante à des altitudes très élevées, avoir recours à une autre disposition susceptible d'être utilisée indépendamment des précé dentes, et consistant à augmenter la, puis sance utilisable dans la turbine 3 (ou à main tenir cette puissance constante si le compres seur 17 ne permet pas d'obtenir à lui seul ce résultat) en effectuant dans l'ensemble "générateur-turbine" une introduction supplé- inentaire de combustible, dont on détermine la quantité en fonction de l'altitude, de pré férence par l'action d'un dispositif automa tique, tel, par exemple, qu'une capsule ba rométrique 32,
comme il sera plus explicite ment indiqué ci-après.
Lorsque le générateur est du type auto- générateur à balayage sous pression, dont il a été parlé précédemment, les gaz moteurs contiennent toujours un excès d'air de ba layage, donc d'oxygène non combiné, ce grâce à quoi on peut, suivant différents modes de' réalisation de cette dernière disposition, in troduire le combustible supplémentaire sous la forme d'une injection directe dans les gaz moteurs sous pression.
On réalisera alors, de préférence, une in jection continue, à l'aide d'une pompe 30 com mandée, par exemple, par une source d'air comprimé 101, l'injection principale étant réalisée, par exemple encore, à l'aide :d'une pompe 102 commandée par une came 103 por tée par les équipages alternatifs.
Cette injection sous pression, pratiquée de préférence automatiquement en fonction de l'altitude, pourra être effectuée, soit dans<B>la</B> turbine 3, par exemple entre deux étages de détente, soit entre le cylindre 4 et la turbine 3, soit successivement ou simultanément, dans le cylindre 4 et dans ladite turbine a, ou en amont de cette dernière, le cylindre 4 pouvant, par exemple, être seul suralimenté jusqu'à une certaine altitude au-dessus de la quelle on effectue en outre une injection de combustible en aval dudit cylindre, soit en core, comme représenté fig. 5, simultanément dans la turbine 3 et en amont de cette der nière.
Il est intéressant de noter que l'injection supplémentaire de combustible en aval du cylindre 4 s'effectuera aux hautes altitudes avec un rendement thermique satisfaisant du fait que le rapport de détente des gaz dans la turbine croît avec l'altitude.
Cette disposition présente, entre autres avantages, celui de permettre d'accroître la puissance des ensembles "générateur-turbine" sans surdimensionner lesdits ensembles.
Elle permet, en particulier, d'accroître momentanément la puissance à toute altitude même au sol, pour faciliter le décollage. Elle présente toutefois l'inconvénient d'augmen ter d'autant plus la température des gaz mo teurs que la quantité supplémentaire injec tée est plus importante.
Pour une forte augmentation de puissance momentanée, notamment au décollage, on peut avoir recours à une autre disposition sui vant laquelle, en même temps que l'on in jecte une quantité supplémentaire de combus tible, ou que l'on augmente la pression des gaz moteurs, l'on injecte un liquide tel que de l'eau, dont la chaleur de vaporisation et de surchauffe abaisse la température des gaz de combustion à une limite compatible avec la tenue des turbines.
Quel que soit le mode de réalisation adopté, on a constitué des moyens permet tant de régler la puissance d'un ensemble "générateur-turbine" pour aéronef, et notam ment de" faire suivre à cette puissance, en fonction de l'altitude, la loi pour laquelle le système propulseur dudit aéronef travaille avec le rendement optimum.
Et, ou bien on se contente de procéder comme il vient d'être dit, ou bien et mieux, on a recours en outre à certaines dispositions sus ceptibles, le cas échéant, d'être utilisées iso lément.
Suivant l'une de ces dispositions que l'on supposera, à titre d'exemple, être appliquée à un ensemble tel que celui décrit précédem ment, on fait subir à la quantité supplé mentaire de liquide injectée dans le circuit des gaz moteurs en fonction de l'altitude, une correction déterminée en fonction de la température desdits gaz moteurs, et ce de façon telle qu'un accroissement de ladite tem pérature donne lieu à une réduction de la quantité supplémentaire de combustible, de sorte qu'il ne se développe pas dans l'élé ment moteur de température préjudiciable à son bon fonctionnement. A cet effet, on pourra avantageusement et par exemple,
avoir recours au mode de réalisation que montre la fig. 7 du dessin, et selon lequel on attelle à l'organe -de com mande 29 de la pompe 30 assurant les injec tions supplémentaires de combustible, un le vier 31 avec lequel on fait coagir, d'une part, une capsule barométrique 32 soumise à l'ac tion d'un ressort 33 tendant à faire basculer le levier 31 dans le sens des injections dé croissantes lorsque ladite capsule s'aplatit, c'est-à-dire lorsque l'altitude diminue, et, d'autre part, un dispositif thermostatique, tel, par exemple, qu'une capsule thermostatique 34, que l'on monte à l'intérieur d'un conduit 35 dans lequel circulent les gaz moteurs,
par exemple- encore de façon telle qu'elle prenne appui contre la paroi dudit conduit, un res sort de rappel 36 étant alors prévu qui tende à faire basculer le levier 31 dans le sens des injections croissantes (sens indiqué par le signe -f-) lorsque ladite capsule se contracte.
Suivant une autre disposition, on prévoit un réglage de la quantité supplémentaire de combustible injectée, ou au moins une limi tation de sa valeur maxima, en fonction de la vitesse de rotation de la turbine 3 et du pro- puIseur qu'elle entraîne, ce pourquoi, par exemple, on fait coagir un régulateur centri fuge 37 entraîné par ladite turbine, avec l'une des extrémités d'un levier 38,
dont l'au tre extrémité constitue une butée propre à li- miter la course du levier 31.
On peut en outre avantageusement corri ger ce dernier réglage en fonction de l'alti tude, de façon à permettre à la vitesse limite du propulseur de croître avec l'altitude, en même temps que croît l'injection supplémen taire de combustible.
A cet effet, et par exemple, on peut faire dépendre la position du point d'articulation du susdit régulateur centrifuge 37 sur le levier 38, de la pression atmosphérique, ce pourquoi l'on peut, par exemple encore, faire coagir ledit régulateur et le levier 38 par l'intermédiaire d'un doigt 39 soumis à l'ac tion du régulateur 37, et monté coulissante dans une oeillère 40 ménagée @à cet effet dans le susdit levier 38, et articuler ce dernier dans sa partie médiane à l'une des extrémités d'un levier de sonnette 41,
dont on fait coagir de façon telle, l'autre extrémité, avec la capsule barométrique 32 que, lorsque l'altitude croît, le point d'articulation du levier 38 sur le levier 41 se rapproche du doigt 39. De cette manière, les déplacements de l'extrémité du levier 38, formant butée, deviennent plus im portants et, par suite, la limite supérieure de la quantité de combustible injectée augmente.
On pourrait enfin, selon une autre dis position non représentée sur le dessin, faire varier en même temps que la quantité de combustible injectée le point du cycle auquel est produite l'injection.
Comme il va de soi, et comme il résulte d'ailleurs déjà de ce qui précède, l'invention ne se limite nullement à celui de ses modes d'application, non plus qu'à ceux des modes de réalisation de ses diverses parties, ayant plus spécialement été indiqués:
elle en em brasse, au contraire, toutes les variantes, no tamment celles où des dispositifs tels que ceux décrits précédemment seraient utilisés pour faire varier la puissance d'un ensem ble "générateur-turbine" pour aéronef en fonction d'un facteur autre que l'altitude, ou selon des lois différentes de celles dont il a été question, et celles où, au lieu d'un moto générateur, serait utilisé un moto-compres- seur débitant de l'air pur sous pression, le dit air étant avantageusement réchauffé, par exemple par partie au moins des gaz de com bustion provenant du cylindre moteur du moto-compresseur.