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FR2930972A1 - Turbomachine a double flux pour aeronef a emission de bruit reduite - Google Patents

Turbomachine a double flux pour aeronef a emission de bruit reduite Download PDF

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Abstract

Selon l'invention, l'orifice (6) du flux froid (9) du turbomoteur est équipé de chevrons (15) courts, étroits et espacés, pénétrant fortement dans ledit flux froid (9) à la manière de griffes.

Description

La présente invention concerne un turbomoteur à double flux pour aéronef à émission de bruit réduite. On sait que, à l'arrière d'une tuyère, le jet émis par cette dernière entre en contact avec au moins un autre flux gazeux : dans le cas d'un turbomoteur à simple flux, ce dernier entre en contact avec l'air ambiant, alors que, dans le cas d'un turbomoteur à double flux, le flux froid et le flux chaud entrent en contact, non seulement l'un avec l'autre, mais encore avec l'air ambiant. Du fait que la vitesse du jet émis par ladite tuyère est différente de la vitesse du ou desdits autres flux gazeux rencontrés par ledit jet, il en résulte des cisaillements fluides de pénétration entre lesdits flux, lesdits cisaillements fluides engendrant du bruit, généralement appelé "bruit de jet" dans la technique aéronautique. Pour atténuer un tel bruit de jet, on a déjà pensé à engendrer des turbulences aux frontières entre lesdits flux ayant des vitesses différentes afin de les mélanger rapidement. Par exemple, le document GB-A-766 985 décrit une tuyère dont l'orifice de sortie est pourvu, à sa périphérie, d'une pluralité de saillies qui s'étendent vers l'arrière et dont la direction générale est au moins ap- proximativement celle du jet émis par ladite tuyère. De telles saillies sont constituées par des "dents" pouvant présenter de nombreuses formes différentes. En variante, le document GB-A-2 289 921 propose de pratiquer des échancrures dans le bord de l'orifice de sortie de la tuyère. De telles échancrures sont réparties à la périphérie dudit orifice de sortie et chacune d'elles présente généralement la forme au moins approximative d'un triangle dont la base est confondue avec ledit bord de l'orifice de sortie et dont le sommet se trouve en avant de ce bord de sortie. Il en résulte la formation, entre deux échancrures consécutives, d'une dent en forme au moins approximative de triangle ou de trapèze. De telles dents saillantes sont généralement appelées "chevrons" dans la technique aéronautique, quelle que soit leur forme précise. Dans les turbomoteurs à double flux, de tels chevrons sont communément agencés aussi bien à l'arrière de la tuyère chaude qu'à l'arrière de la tuyère froide. Toutefois, on constate aisément que, si les chevrons connus sont généralement efficaces pour atténuer le bruit de jet de la tuyère chaude, en revanche ils le sont beaucoup moins en ce qui concerne le bruit émis par la tuyère froide. Ceci est vraisemblablement dû au fait que, par suite d'une dis-continuité de pression statique entre la pression externe et la pression à la sortie de la tuyère froide, ce flux froid supersonique engendre une série de cellules de compression-détente (oscillations de vitesse) agissant comme des amplificateurs de bruit et produisant un bruit dit de "cellule de choc" dans la technique aéronautique, encore appelé "shock cell noise" en langue anglaise. Or, il apparaît que les chevrons dont est pourvue une tuyère froide, bien qu'étant efficaces pour atténuer le bruit de jet en créant des turbulences favorisant le mélange du flux froid et de l'écoulement aérodynamique extérieur, ne produisent que peu d'effet dans la réduction du bruit de cellule de choc. La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient.
A cette fin, selon l'invention, le turbomoteur à double flux pour aéronef, comportant, autour de son axe longitudinal : ù une nacelle pourvue d'un capot externe de nacelle et enfermant une soufflante engendrant le flux froid et un générateur central engendrant le flux chaud ; - un canal annulaire de flux froid ménagé autour dudit générateur central de flux chaud ; - un capot externe de soufflante délimitant ledit canal annulaire de flux froid du côté dudit capot externe de nacelle ; ù un orifice de sortie du flux froid, dont le bord est déterminé par ledit capot externe de nacelle et par ledit capot externe de soufflante convergeant l'un vers l'autre ; et - une pluralité de chevrons répartis autour dudit bord de l'orifice de sortie du flux froid en faisant saillie vers l'arrière dudit turbomoteur, 10 est remarquable en ce que : lesdits chevrons sont deux à deux espacés en ménageant entre eux des passages; ù chaque chevron est incliné en direction dudit axe longitudinal de façon à pénétrer dans ledit flux froid avec un angle de pénétration qui, mesuré à 15 partir dudit capot externe de soufflante, est au moins égal à 20° ; et la longueur de chaque chevron à partir dudit bord de l'orifice de sortie du flux froid est comprise entre 0,03 fois et 0,06 fois le diamètre dudit orifice de sortie du flux froid. Grâce à la présente invention, la périphérie dudit flux froid est 20 soumise, à la sortie de la tuyère correspondante, à une division en jets d'orientations et de structures différentes, selon que lesdits jets passent sur les chevrons fortement pénétrants, bien que de relativement faible longueur, ou dans les passages se trouvant entre lesdits chevrons. En effet, les jets de flux froid passant dans lesdits passages ont une direction 25 prolongeant ledit capot externe de soufflante et présentent, au bord dudit orifice de sortie du flux froid, une valeur d'accélération égale à la valeur nominale de la tuyère. En revanche, les jets de flux froid passant sur les chevrons sont fortement déviés vers l'axe dudit turbomoteur et pénètrent profondément dans ledit flux froid.
Ainsi, lesdits chevrons pénétrants conformes à la présente invention : induisent des hétérogénéités radiales dans le champ de pression du flux froid à la sortie de la tuyère de soufflante, c'est-à-dire qu'ils désorgani- sent localement la structure dudit flux froid, ce qui entraîne à l'arrière du turbomoteur une réduction de l'intensité des cellules de chocs et donc de l'amplitude des oscillations de vitesse ; et, simultanément, favorisent le mélange entre le flux froid et l'écoulement aérodynamique autour du turbomoteur, ce qui entraîne une réduction du bruit de jet.
Les chevrons conformes à la présente invention permettent donc d'influer, à la fois, sur la turbulence (source de bruit) et sur les cellules de chocs (amplification de ce bruit). De préférence, l'angle de pénétration desdits chevrons est voisin de 30°, alors que la longueur de chaque chevron est au plus égale à 150 mm. Cet angle de pénétration et la longueur des chevrons sont de préférence choisis pour que la hauteur de pénétration de ceux-ci dans ledit flux froid soit comprise entre 0,01 fois et 0,03 fois le diamètre dudit orifice de sortie du flux froid. Lorsque, de façon connue, chaque chevron présente la forme au moins approximative d'un trapèze avec des côtés latéraux convergeant l'un vers l'autre en s'éloignant dudit bord de l'orifice de sortie du flux froid, il est avantageux que chacun desdits côtés latéraux des chevrons forme, avec ledit bord, un angle compris entre 125° et 155°. De ce qui précède, on comprendra aisément que lesdits chevrons de la présente invention sont courts et étroits et, à la manière de griffes, pénètrent fortement dans le flux froid. Aussi, pour limiter les pertes aérodynamiques, il est avantageux que l'espacement entre deux chevrons consécutifs soit supérieur à 1,5 fois la largeur d'un chevron le long dudit bord de l'orifice de sortie du flux froid. Cet espacement est, de préférence, de l'ordre du double de ladite largeur d'un chevron. Pour réduire encore plus le bruit du jet lorsque chaque chevron présente la forme au moins approximative d'un trapèze comme mentionné ci-dessus, il est avantageux que la petite base dudit trapèze, espacée du-dit bord de l'orifice de sortie du flux froid, comporte une échancrure centrale. II en résulte que ladite petite base comporte deux saillies latérales séparées par ladite échancrure centrale. Ainsi, on provoque la formation de tourbillons favorisant le mélange entre l'écoulement aérodynamique 1 o extérieur et ledit flux froid. En effet, chacune des saillies latérales d'un tel chevron engendre un tourbillon, les deux tourbillons d'un chevron étant imbriqués et contra-rotatifs. L'ensemble desdits chevrons engendre donc un système tourbillonnaire homogénéisant rapidement les flux gazeux à l'arrière de la tuyère. 15 Il en résulte donc une atténuation rapide du bruit de jet. Par ailleurs, pour éviter les effets de bord et la formation de sources acoustiques parasites, il est avantageux que chaque chevron présente une forme arrondie. A cet effet : la petite base du trapèze est ondulée en formant deux bosses latérales 20 arrondies (les saillies) séparées par ladite échancrure, également de forme arrondie ; et chacun des côtés latéraux des chevrons est raccordé au bord de l'orifice de sortie du flux froid par une ligne concave arrondie. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment 25 l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 représente, en coupe axiale schématique, un turbomoteur perfectionné selon la présente invention.
La figure 2 est une vue de l'arrière, schématique et partielle, de la tuyère de flux froid du turbomoteur de la figure 1, vue selon la flèche II de cette dernière figure. La figure 3 est une coupe schématique selon la ligne III-III de la fi- gure 2. La figure 4 est une vue à plat schématique partielle du bord de l'orifice de sortie de la tuyère de flux froid pourvu des chevrons conformes à la présente invention. La figure 5 est un schéma indiquant, pour un moteur connu et pour ce même moteur connu perfectionné selon l'invention, la variation de pression P à l'arrière dudit moteur, en fonction de la distance d le long de l'axe de ce dernier. Le turbomoteur à double flux 1, d'axe longitudinal L-L et montré sur la figure 1, comporte une nacelle 2 délimitée extérieurement par un capot externe de nacelle 3. La nacelle 2 comporte, à l'avant, une entrée d'air 4 pourvue d'un bord d'attaque 5 et, à l'arrière, un orifice de sortie d'air 6 présentant le diamètre (D et délimité par un bord 7 servant de bord de fuite à ladite na-celle.
A l'intérieur de ladite nacelle 2, sont disposés : - une soufflante 8 dirigée vers l'entrée d'air 4 et apte à engendrer le flux froid 9 pour le turbomoteur 1 ; - un générateur central 10, comprenant de façon connue des compres- seurs à basse et haute pression, une chambre de combustion et des turbines à basse et haute pression, et engendrant le flux chaud 1 1 dudit turbomoteur 1 ; et - un canal annulaire de flux froid 12, ménagé autour dudit générateur central 10, entre un capot interne de soufflante 13 et un capot externe de soufflante 14.
Le capot externe de soufflante 14 forme une tuyère pour le flux froid et converge, vers l'arrière du turbomoteur 1, en direction dudit capot externe de la nacelle 3, pour former avec celui-ci le bord 7 dudit orifice 6, qui constitue donc l'orifice de sortie du flux froid.
Une pluralité de chevrons 15 sont répartis sur ledit bord 7 de l'orifice 6, autour dudit axe L-L, en faisans: saillie vers l'arrière du turbomoteur 1. Comme le montre la figure 2, les chevrons 15 sont deux à deux espacés en ménageant entre eux des passages 16. De plus, chaque che- vron 15 est incliné en direction de l'axe longitudinal L-L de façon à pénétrer dans ledit flux froid 9 avec un angle de pénétration a (voir la figure 3). Mesuré à partir du capot externe de soufflante 14, l'angle de pénétration a est au moins égal à 20°, et, de préférence, de l'ordre de 30°. La longueur L de chaque chevron 15 à partir du bord 7 de l'orifice de sortie 6 est comprise entre 0,03 fois et 0,06 fois le diamètre (D de ce dernier. Cette longueur L est, par exemple, au plus égale à 150 mm. Par ailleurs, l'angle de pénétration a et la longueur .e sont tels que la hauteur h de pénétration des chevrons 15 dans le flux froid 9 est comprise entre 0,01 fois et 0,03 fois ledit diamètre b de l'orifice de sortie de flux froid 6. Comme le montre la figure 4, chaque chevron 15 présente la forme au moins approximative d'un trapèze avec des côtés latéraux 17, 18 convergeant l'un vers l'autre en s'éloignant du bord 7 de l'orifice de flux froid 6. Chacun des côtés latéraux 17, 18 forme, avec ledit bord 7, un angle b compris entre 125° et 155 ° . De plus, l'espacement E entre deux chevrons consécutifs 15 le long du bord 7 est supérieur à 1,5 fois la largeur L des chevrons 15 au niveau dudit bord 7. L'espacement E peut être voisin du double de la largeur L.
La petite base des chevrons 15, espacée du bord 7, comporte une échancrure centrale 19. Il en résulte que cette petite base présente deux saillies latérales 20 et 21 séparées par ladite échancrure 19. Comme représenté, l'échancrure 19 et les saillies latérales 20 et 21 sont arrondies, de sorte que ladite petite base est ondulée avec deux bosses latérales (les saillies 20 et 21) séparées par l'échancrure 19. Par ailleurs, chacun des côtés latéraux 17, 18 des chevrons 15 est raccordé au bord 7 de l'orifice 6 par une ligne concave arrondie 22 ou 23, respectivement.
Lorsque l'aéronef (non représenté) qui porte le turbomoteur 1 se déplace, un écoulement aérodynamique V s'écoule autour de la nacelle 2, au contact du capot externe de nacelle 3 (voir les figures 1 et 3). Par ail-leurs, comme l'illustre la figure 3, à la périphérie du flux froid 9, des jets 9.15 de celui-ci sont déviés par lesdits chevrons 15 en direction de l'axe L-L du turbomoteur 1, alors que d'autres jets 9.16 dudit flux froid passent entre les chevrons 15, à travers les passages 16, en prolongement du capot externe de soufflante 14, l'accélération des jets 9.15 étant très supérieure à celle des jets 9.16. Grâce aux tourbillons engendrés par les bosses 20 et 21 des che- vrons 15, il se produit un excellent mélange entre le flux froid 9 et l'écoulement aérodynamique V. Le bruit de jet est donc réduit. De plus, à cause de la différence des accélérations des jets 9.15 et 9.16 à la sortie de l'orifice 6, le flux froid 9 est déstructuré au moins en périphérie, de sorte que les cellules de choc de bruit sont réduites.
Cette conséquence est illustrée par la figure 5. Sur cette figure 5, on a représenté des résultats d'essais sur un turbomoteur équipant un avion long-courrier. Cette figure 5 est un dia-gramme indiquant les oscillations de pression P à l'arrière du turbomoteur en fonction de la distance d à celui-ci.
La courbe 24 en trait plein de la figure 5 correspond audit turbo-moteur perfectionné selon l'invention en disposant 14 chevrons 15 équirépartis à la périphérie de l'orifice de sortie de son capot externe de soufflante, de façon à fournir autant de passages 16.
En revanche la courbe 25 en pointillés de la figure 5 correspond au même turbomoteur non perfectionné selon l'invention. Par comparaison des courbes 24 et 25, on peut constater que la présente invention permet de réduire. d'environ 20% l'amplitude de ces oscillations de pression.10

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1 . Turbomoteur à double flux pour aéronef, comportant, autour de son axe longitudinal (L-L) : une nacelle (2) pourvue d'un capot externe de nacelle (3) et enfermant une soufflante (8) engendrant le flux froid (9) et un générateur central (10) engendrant le flux chaud (Il) ; un canal annulaire de flux froid (12) ménagé autour dudit générateur central de flux chaud (10) ; un capot externe de soufflante (14) délimitant ledit canal annulaire de flux froid (12) du côté dudit capot externe de nacelle (3) ; un orifice de sortie du flux froid (6), dont le bord (7) est déterminé par ledit capot externe de nacelle (3) et par ledit capot externe de soufflante (14) convergeant l'un vers l'autre ; et une pluralité de chevrons (15) répartis autour dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6) en faisant saillie vers l'arrière dudit turbomoteur, caractérisé en ce que : lesdits chevrons (15) sont deux à deux espacés d'un espacement (E) en ménageant entre eux des passages (16) ; û chaque chevron (15) est incliné en direction dudit axe longitudinal (L-L) de façon à pénétrer dans ledit flux froid (9) avec un angle de pénétration (a) qui, mesuré à partir dudit capot externe de soufflante (14), est au moins égal à 20° ; et la longueur (.e) de chaque chevron (15) à partir dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6) est comprise entre 0,03 fois et 0,06 fois le diamètre ((D) dudit orifice de sortie du flux froid (6).
  2. 2. Turbomoteur selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit angle de pénétration (a) est au moins approximativement égal à 30°.
  3. 3. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que la longueur (e) de chaque chevron (15) est au plus égale à 150 mm.
  4. 4. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit angle de pénétration (a) et ladite longueur (~) des chevrons (15) sont choisis pour que la hauteur (h) de pénétration de ceux-ci dans ledit flux froid (9) soit comprise entre 0,01 fois et 0,03 fois le diamètre (d)) dudit orifice de sortie (E3) du flux froid.
  5. 5. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel chaque chevron (15) présente la forme au moins approximative d'un trapèze avec des côtés latéraux (17, 18) convergeant l'un vers l'autre en s'éloignant dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6), caractérisé en ce que chacun desdits côtés latéraux (17, 18) des chevrons (15) forme, avec ledit bord (7), un angle (b) compris entre 125° et 155°.
  6. 6. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l'espacement (E) entre deux chevrons (15) consécutifs est supérieur à 1,5 fois la largeur (L) d'un chevron (15) le long dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6).
  7. 7. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit espacement (E) est de l'ordre du double de la-dite largeur (L) d'un chevron.
  8. 8. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel chaque chevron (15) présente la forme au moins approximative d'un trapèze avec des côtés latéraux (17, 18) convergeant l'un vers l'autre en s'éloignant dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6), caractérisé en ce que la petite base dudit trapèze, espacée dudit bord (7), comporte une échancrure centrale (19).
  9. 9. Turbomoteur selon la revendication 8, caractérisé en ce que ladite petite base du trapèze est ondulée en formant deux bosses latérales arrondies (20, 21) séparées par ladite échancrure centrale (19), également arrondie.
  10. 10. Turbomoteur selon l'une des revendications 5 à 9, caractérisé en ce que chacun desdits côtés latéraux (17, 18) des chevrons (15) est raccordé audit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6) par une ligne concave arrondie (22, 23).
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