CA2721227A1 - Turbomoteur a double flux pour aeronef a emission de bruit reduite - Google Patents
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Abstract
- Turbomoteur à double flux pour aéronef à émission de bruit réduite. - 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
Turbomoteur à double flux pour aéronef à émission de bruit réduite.
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 en-core 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 dif-férentes.
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 trian-gle dont la base est confondue avec ledit bord de l'orifice de sortie et dont
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 en-core 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 dif-férentes.
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 trian-gle dont la base est confondue avec ledit bord de l'orifice de sortie et dont
2 le sommet se trouve en avant de ce bord de sortie. Il en résulte la forma-tion, 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 com-munément 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 lan-gue 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 aérody-namique 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 aé-ronef, comportant, autour de son axe longitudinal :
- 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 ;
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 com-munément 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 lan-gue 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 aérody-namique 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 aé-ronef, comportant, autour de son axe longitudinal :
- 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 ;
3 - 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 - 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, est remarquable en ce que :
- lesdits chevrons sont deux à deux espacés en ménageant entre eux des passages;
- 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
partir dudit capot externe de soufflante, est au moins approximativement égal à 301 ; et - ledit angle de pénétration et la longueur de chaque chevron à partir dudit bord de l'orifice de sortie du flux froid sont 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.
Grâce à la présente invention, la périphérie dudit flux froid est 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 ef-fet, les jets de flux froid passant dans lesdits passages ont une direction 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
- un capot externe de soufflante délimitant ledit canal annulaire de flux froid du côté dudit capot externe de nacelle - 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, est remarquable en ce que :
- lesdits chevrons sont deux à deux espacés en ménageant entre eux des passages;
- 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
partir dudit capot externe de soufflante, est au moins approximativement égal à 301 ; et - ledit angle de pénétration et la longueur de chaque chevron à partir dudit bord de l'orifice de sortie du flux froid sont 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.
Grâce à la présente invention, la périphérie dudit flux froid est 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 ef-fet, les jets de flux froid passant dans lesdits passages ont une direction 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
4 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 inven-tion :
- 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, la longueur de chaque chevron est au plus égale à
150 mm.
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 0.
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 aéro-dynamiques, 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 préfé-rence, approximativement égal au 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 cen-
Ainsi, lesdits chevrons pénétrants conformes à la présente inven-tion :
- 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, la longueur de chaque chevron est au plus égale à
150 mm.
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 0.
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 aéro-dynamiques, 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 préfé-rence, approximativement égal au 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 cen-
5 trale. Il 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 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 tourbil-lonnaire homogénéisant rapidement les flux gazeux à l'arrière de la tuyère.
Il en résulte donc une atténuation rapide du bruit de jet.
Par ailleurs, pour éviter les effets de bord et la formation de sour-ces 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 arrondies (les saillies) séparées par ladite échancrure, également de forme arrondie ; et - chacun des côtés latéraux des chevrons est raccordé au bord de l'ori-fice de sortie du flux froid par une ligne concave arrondie.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 représente, en coupe axiale schématique, un turbomo-teur 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.
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 tourbil-lonnaire homogénéisant rapidement les flux gazeux à l'arrière de la tuyère.
Il en résulte donc une atténuation rapide du bruit de jet.
Par ailleurs, pour éviter les effets de bord et la formation de sour-ces 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 arrondies (les saillies) séparées par ladite échancrure, également de forme arrondie ; et - chacun des côtés latéraux des chevrons est raccordé au bord de l'ori-fice de sortie du flux froid par une ligne concave arrondie.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 représente, en coupe axiale schématique, un turbomo-teur 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.
6 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 t 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 11 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
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 t 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 11 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
7 PCT/FR2009/000515 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'ori-fice 6, autour dudit axe L-L, en faisant 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 péné-trer 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 200, et, de préférence, de l'ordre de 301.
On entend par angle de pénétration a, l'angle défini par la tangente T au capot externe 14, à proximité du bord 7, et la direction générale D de la surface extérieure du chevron 15.
La longueur 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 c de ce dernier. Cette longueur est, par exemple, au plus égale à 150 mm.
On entend :
- par longueur . d'un chevron 15, la distance entre le bord 7 de l'orifice 6 et l'extrémité distale 1 5A du chevron 15, par rapport audit bord 7, selon la direction générale D du chevron 15 (voir la figure 3) ; et - par diamètre ' de l'orifice de sortie 6, le diamètre interne défini par le bord 7 de l'orifice 6, en amont des chevrons 15 (voir la figure 1).
Par ailleurs, l'angle de pénétration a et la longueur . sont tels que la hauteur h de pénétration radiale des chevrons 15 dans le flux froid 9 est comprise entre 0,01 fois et 0,03 fois ledit diamètre c 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,
Une pluralité de chevrons 15 sont répartis sur ledit bord 7 de l'ori-fice 6, autour dudit axe L-L, en faisant 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 péné-trer 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 200, et, de préférence, de l'ordre de 301.
On entend par angle de pénétration a, l'angle défini par la tangente T au capot externe 14, à proximité du bord 7, et la direction générale D de la surface extérieure du chevron 15.
La longueur 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 c de ce dernier. Cette longueur est, par exemple, au plus égale à 150 mm.
On entend :
- par longueur . d'un chevron 15, la distance entre le bord 7 de l'orifice 6 et l'extrémité distale 1 5A du chevron 15, par rapport audit bord 7, selon la direction générale D du chevron 15 (voir la figure 3) ; et - par diamètre ' de l'orifice de sortie 6, le diamètre interne défini par le bord 7 de l'orifice 6, en amont des chevrons 15 (voir la figure 1).
Par ailleurs, l'angle de pénétration a et la longueur . sont tels que la hauteur h de pénétration radiale des chevrons 15 dans le flux froid 9 est comprise entre 0,01 fois et 0,03 fois ledit diamètre c 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,
8 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 lar-geur L.
Selon la vue en plan schématique partielle du bord 7 de l'orifice de sortie 6 pourvu des chevrons 15 de la figure 4, on entend :
- par l'angle b, l'angle défini par la tangente S du bord 7 et la droite M, N
prolongeant un coté latéral 17, 18 d'un chevron 15 - par largeur L d'un chevron 15, la distance séparant l'intersection Il de la droite M, prolongeant un côté latéral 17 d'un chevron 15, avec la tangente S du bord 7 et l'intersection 12 de la droite N, prolongeant l'autre côté latéral 18 du chevron 15, avec la tangente du bord 7 ; et - par espacement E, la distance séparant l'intersection Il de la droite M, prolongeant un côté latéral 17 d'un chevron 15, avec la tangente S du (bord 7 et l'intersection 12 de la droite N, prolongeant un côté latéral 18 d'un chevron 15 adjacent, avec la tangente S du bord 7.
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 re-présenté, 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.
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 lar-geur L.
Selon la vue en plan schématique partielle du bord 7 de l'orifice de sortie 6 pourvu des chevrons 15 de la figure 4, on entend :
- par l'angle b, l'angle défini par la tangente S du bord 7 et la droite M, N
prolongeant un coté latéral 17, 18 d'un chevron 15 - par largeur L d'un chevron 15, la distance séparant l'intersection Il de la droite M, prolongeant un côté latéral 17 d'un chevron 15, avec la tangente S du bord 7 et l'intersection 12 de la droite N, prolongeant l'autre côté latéral 18 du chevron 15, avec la tangente du bord 7 ; et - par espacement E, la distance séparant l'intersection Il de la droite M, prolongeant un côté latéral 17 d'un chevron 15, avec la tangente S du (bord 7 et l'intersection 12 de la droite N, prolongeant un côté latéral 18 d'un chevron 15 adjacent, avec la tangente S du bord 7.
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 re-présenté, 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.
9 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 ca-pot externe de soufflante 14, l'accélération des jets 9.15 étant très supé-rieure 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'écou-lement 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 équiré-partis à la périphérie de l'orifice de sortie de son capot externe de souf-flante, 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.
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'écou-lement 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 équiré-partis à la périphérie de l'orifice de sortie de son capot externe de souf-flante, 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.
Claims (8)
1. 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 (11) ;
- 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 souf-flante (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 turbomo-teur, caractérisé en ce que - lesdits chevrons (15) sont deux à deux espacés d'un espacement (E) en ménageant entre eux des passages (16) ;
- 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 pénétra-tion (a) qui, mesuré à partir dudit capot externe de soufflante (14), est au moins approximativement égal à 300 ; et - ledit angle de pénétration (a) et la longueur (2) de chaque chevron (15) à partir dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6) 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 (6) du flux froid.
- 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 (11) ;
- 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 souf-flante (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 turbomo-teur, caractérisé en ce que - lesdits chevrons (15) sont deux à deux espacés d'un espacement (E) en ménageant entre eux des passages (16) ;
- 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 pénétra-tion (a) qui, mesuré à partir dudit capot externe de soufflante (14), est au moins approximativement égal à 300 ; et - ledit angle de pénétration (a) et la longueur (2) de chaque chevron (15) à partir dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6) 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 (6) du flux froid.
2. Turbomoteur selon la revendication 1, caractérisé en ce que la longueur (~) de chaque chevron (15) est au plus égale à 150 mm.
3. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel chaque chevron (15) présente la forme au moins approximative d'un tra-pèze 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°.
4. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'espacement (E) entre deux chevrons (15) consécu-tifs 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).
5. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit espacement (E) est approximativement égal au double de ladite largeur (L) d'un chevron.
6. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 5, dans lequel chaque chevron (15) présente la forme au moins approximative d'un tra-pèze 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).
7. Turbomoteur selon la revendication 6, 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.
8. Turbomoteur selon l'une des revendications 3 à 7, 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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