FR3019209A1 - MOVABLE DAWN COMPRISING NOISE REDUCING MEANS - Google Patents
MOVABLE DAWN COMPRISING NOISE REDUCING MEANS Download PDFInfo
- Publication number
- FR3019209A1 FR3019209A1 FR1452682A FR1452682A FR3019209A1 FR 3019209 A1 FR3019209 A1 FR 3019209A1 FR 1452682 A FR1452682 A FR 1452682A FR 1452682 A FR1452682 A FR 1452682A FR 3019209 A1 FR3019209 A1 FR 3019209A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- blade
- flaps
- flap
- turbomachine
- relative
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 20
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 2
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000001427 coherent effect Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/666—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by means of rotor construction or layout, e.g. unequal distribution of blades or vanes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
- F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
L'invention propose une aube (22) mobile de turbomachine (10) qui comporte, selon le sens d'écoulement d'air par rapport à l'aube (22), un bord d'attaque (26) amont et un bord de fuite (28) aval, caractérisée en ce qu'une partie aval (32) de l'aube (22) est formée d'une pluralité de volets (30) alignés radialement, les volets (30) étant montés articulés par rapport à un corps amont (34) de l'aube (22) autour d'un axe d'articulation (A) sensiblement parallèle à un axe principal du bord de fuite (28), les volets (30) étant mobiles entre une position d'alignement dans laquelle tous les volets (30) sont alignés et au moins une position de décalage dans laquelle au moins un volet (30) est décalé angulairement par rapport à la position d'alignement.The invention proposes a blade (22) movable turbomachine (10) which comprises, in the direction of air flow relative to the blade (22), a leading edge (26) upstream and an edge of downstream leak (28), characterized in that a downstream portion (32) of the vane (22) is formed of a plurality of radially aligned flaps (30), the flaps (30) being hingedly mounted relative to one another. upstream body (34) of the blade (22) about an articulation axis (A) substantially parallel to a main axis of the trailing edge (28), the flaps (30) being movable between an alignment position wherein all the flaps (30) are aligned and at least one offset position in which at least one flap (30) is angularly offset from the alignment position.
Description
AUBE MOBILE COMPORTANT DES MOYENS REDUCTEURS DE BRUIT DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention propose une aube de turbomachine qui est conformée pour réduire le bruit généré par la soufflante de la turbomachine. L'invention propose aussi une turbomachine comportant des moyens de réduction de bruit. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Dans une turbomachine d'aéronef, la soufflante est une partie de la turbomachine qui est responsable d'une grande partie du bruit produit par la turbomachine. En particulier, le bruit est produit lorsque le flux d'air en sillage des aubes mobiles de la soufflante vient se heurter contre les aubes fixes du redresseur de flux secondaire.TECHNICAL FIELD The invention proposes a turbomachine blade which is shaped to reduce the noise generated by the fan of the turbomachine. The invention also proposes a turbomachine comprising noise reduction means. STATE OF THE PRIOR ART In an aircraft turbomachine, the fan is a part of the turbomachine which is responsible for a large part of the noise produced by the turbomachine. In particular, the noise is produced when the air flow in the wake of the blades of the fan impinges against the vanes fixed by the secondary flow rectifier.
Afin de réduire le bruit généré, il a été proposé de modifier la forme aérodynamique des aubes fixes et/ou mobiles. Cependant, une modification du profil des aubes dans un but d'améliorer l'acoustique de la turbomachine, a un impact sur les performances et la consommation en carburant de la turbomachine.In order to reduce the noise generated, it has been proposed to modify the aerodynamic shape of the blades and / or mobiles. However, a modification of the profile of the blades in order to improve the acoustics of the turbomachine, has an impact on the performance and fuel consumption of the turbomachine.
L'invention a pour but de proposer une aube de soufflante qui peut limiter le bruit, sans augmenter la consommation de carburant. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention propose une aube mobile de turbomachine qui comporte, selon le sens d'écoulement d'air par rapport à l'aube, un bord d'attaque amont et un bord de fuite aval, caractérisée en ce qu'une partie aval de l'aube est formée d'une pluralité de volets alignés radialement, les volets étant montés articulés par rapport à un corps amont de l'aube autour d'un axe d'articulation sensiblement parallèle à un axe principal du bord de fuite, les volets étant mobiles entre une position d'alignement dans laquelle tous les volets sont alignés et au moins une position de décalage dans laquelle au moins un volet est décalé angulairement par rapport à la position d'alignement.The invention aims to provide a fan blade that can limit noise, without increasing fuel consumption. PRESENTATION OF THE INVENTION The invention proposes a mobile turbine engine blade which comprises, in the direction of air flow with respect to the blade, an upstream leading edge and a trailing trailing edge, characterized in that a downstream portion of the blade is formed of a plurality of radially aligned flaps, the flaps being mounted articulated relative to an upstream body of the blade around an axis of articulation substantially parallel to a main axis of the edge leakage, the flaps being movable between an alignment position in which all the flaps are aligned and at least one offset position in which at least one flap is offset angularly with respect to the alignment position.
La pluralité de volets au niveau du bord de fuite de l'aube permet de modifier les dimensions des turbulences dans le sillage, afin d'ajuster le bruit produit. Le fait que les volets soient mobiles permet, lorsque les conditions le nécessitent, par exemple lors des phases de décollage/atterrissage, de limiter le bruit, et dans d'autres conditions de fonctionnement, par exemple en vol à haute altitude, de favoriser les performances de la turbomachine. De préférence, l'aube comporte des moyens d'entrainement des volets en déplacement par rapport au corps amont de l'aube autour dudit axe d'articulation. De préférence, chaque volet est entrainé par un actionneur associé monté dans le corps de l'aube.The plurality of flaps at the trailing edge of the blade makes it possible to modify the dimensions of the turbulence in the wake, in order to adjust the noise produced. The fact that the flaps are mobile allows, when the conditions require it, for example during the take-off / landing phases, to limit the noise, and in other operating conditions, for example in high-altitude flight, to favor the performance of the turbomachine. Preferably, the blade comprises drive means flaps moving relative to the upstream body of the blade around said hinge axis. Preferably, each flap is driven by an associated actuator mounted in the body of the blade.
De préférence, l'actionneur de chaque volet est un actionneur du type piézoélectrique. De préférence, des moyens de raccordement électrique des actionneurs à une source d'électricité traversent le corps de l'aube. De préférence, le nombre de volets est compris entre trois et dix.Preferably, the actuator of each flap is an actuator of the piezoelectric type. Preferably, means for electrically connecting the actuators to a source of electricity pass through the body of the blade. Preferably, the number of flaps is between three and ten.
De préférence, l'angle de décalage d'un volet par rapport à sa position d'alignement est compris dans l'intervalle [-15°; 15°]. L'invention propose aussi une turbomachine d'aéronef comportant une soufflante composée d'une pluralité d'aubes selon l'invention et un redresseur de flux, caractérisée en ce qu'elle comporte des moyens de mesure du bruit qui sont situés en aval du redresseur de flux et un dispositif de contrôle de la position des volets de chaque aube en fonction du bruit mesuré et en fonction des conditions de fonctionnement de la turbomachine et/ou de l'aéronef. De préférence, les moyens de mesure du bruit comportent des capteurs piézorésistifs ou des microphones.Preferably, the offset angle of a flap relative to its alignment position is in the range [-15 °; 15 °]. The invention also proposes an aircraft turbomachine comprising a fan composed of a plurality of blades according to the invention and a flow rectifier, characterized in that it comprises noise measuring means which are situated downstream of the engine. flow rectifier and a device for controlling the position of the flaps of each blade according to the noise measured and according to the operating conditions of the turbomachine and / or the aircraft. Preferably, the noise measuring means comprise piezoresistive sensors or microphones.
L'invention propose aussi un procédé de commande des volets d'une aube selon l'invention, qui est montée dans une turbomachine, caractérisé en ce que au moins un est déplacé par rapport au corps amont de l'aube et par rapport au volet adjacent lors d'une phase de décollage et/ou d'atterrissage.The invention also proposes a method for controlling the flaps of a blade according to the invention, which is mounted in a turbomachine, characterized in that at least one is displaced with respect to the upstream body of the blade and with respect to the flap adjacent during a take-off and / or landing phase.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles : - la figure 1 est une représentation schématique d'une partie amont d'un turboréacteur double flux comportant une soufflante munie d'aubes selon l'invention ; - la figure 2 est une représentation schématique en perspective d'une aube de soufflante selon l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS On a représenté sur la figure 1 une turbomachine d'aéronef 10 qui consiste ici en un réacteur double flux qui prélève un flux d'air qui est comprimé et est divisé en un flux d'air primaire 12 qui est destiné à circuler dans la chambre de combustion et un flux d'air secondaire 14 périphérique par rapport au flux primaire. Il sera compris que l'invention n'est pas limitée à une turbomachine 10 du type double flux et qu'elle peut aussi s'appliquer à une turbomachine simple flux. La turbomachine 10 comporte un compresseur basse pression 16, communément appelé "soufflante", qui prélève le flux d'air et lui confère une accélération, et d'un compresseur haute pression (non représenté) situé en aval du compresseur basse pression 16 qui permet d'augmenter la pression du flux d'air.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the invention will appear on reading the detailed description which follows for the understanding of which reference will be made to the appended figures among which: FIG. 1 is a diagrammatic representation of a part upstream of a turbofan engine comprising a fan provided with blades according to the invention; - Figure 2 is a schematic perspective view of a fan blade according to the invention. DETAILED DESCRIPTION OF PARTICULAR EMBODIMENTS FIG. 1 shows an aircraft turbomachine 10 which here consists of a double-flow reactor which takes a stream of air which is compressed and is divided into a primary air flow 12 which is intended to circulate in the combustion chamber and a peripheral secondary air flow 14 relative to the primary flow. It will be understood that the invention is not limited to a turbomachine 10 of the double flow type and that it can also be applied to a single-flow turbomachine. The turbomachine 10 comprises a low-pressure compressor 16, commonly known as a "fan", which takes the air flow and gives it an acceleration, and a high-pressure compressor (not shown) located downstream of the low-pressure compressor 16 which allows to increase the pressure of the air flow.
Chaque compresseur haute pression ou basse pression 16 comporte d'une pluralité d'étages de compression, chaque étage étant composé d'une pluralité d'aubes mobiles 22 qui sont portées par le rotor 24 de la turbomachine 10 et d'un redresseur de flux 18, 20 qui réoriente le flux d'air dans l'axe principal de la turbomachine 10. Comme on peut le voir plus en détails à la figure 2, chaque aube mobile 22 comporte un bord d'attaque 26 qui est situé du côté amont par rapport au sens d'écoulement du flux d'air traversant la turbomachine 10 et un bord de fuite 28 situé du côté aval par rapport au sens d'écoulement de ce flux d'air. Lors de sa rotation autour de l'axe principal de la turbomachine, l'aube 22 agit sur le flux d'air pour lui donner une accélération et une orientation inclinée par rapport à l'axe de la turbomachine.Each high pressure or low pressure compressor 16 comprises a plurality of compression stages, each stage being composed of a plurality of moving blades 22 which are carried by the rotor 24 of the turbomachine 10 and a flow rectifier 18, 20 which redirects the flow of air in the main axis of the turbine engine 10. As can be seen in more detail in FIG. 2, each moving blade 22 has a leading edge 26 which is situated on the upstream side. relative to the direction of flow of the air flow passing through the turbomachine 10 and a trailing edge 28 located on the downstream side with respect to the direction of flow of this air flow. During its rotation around the main axis of the turbomachine, the blade 22 acts on the air flow to give it an acceleration and an inclined orientation relative to the axis of the turbomachine.
Aussi, le sillage de l'aube 22 a une structure turbulente particulière, qui, lorsqu'il vient impacter les aubes du redresseur de flux 18, 20, produit un certain bruit. Lorsque la structure turbulente du sillage de l'aube 22 est cohérente, c'est-à-dire que les tourbillons d'air qui se forment à partir du bord de fuite 28 de l'aube 22, sont de grandes dimensions, le bruit généré est de forte intensité. Par contre lorsque la structure turbulente du sillage de l'aube 22 est peu cohérente, c'est-à-dire que lés tourbillons d'air qui se forment à partir du bord de fuite 28 de l'aube 22, sont de faibles dimensions, le bruit généré est de faible intensité. En effet, des tourbillons de petites dimensions contiennent moins d'énergie que des tourbillons de plus grandes dimensions, ce qui se traduit par une pression acoustique moins élevée. Pour que le sillage de l'aube 22 puisse être constitué de tourbillons de plus faibles dimensions, la partie aval 32 de l'aube 22, dont le bord d'extrémité aval forme le bord de fuite 28, est constituée d'une pluralité de volets 30 qui sont répartis le long de la direction principale radiale de l'aube 22. Les volets 30 sont montés articulés par rapport à un corps amont 34 de l'aube 22 situé en amont de la partie aval 32. Les volets 30 forment ainsi un ensemble mobile de l'aube 22 qui est articulé par rapport au corps amont 34 autour d'un axe d'articulation A sensiblement parallèle à un axe principal du bord de fuite 28, ledit axe d'articulation A étant situé au niveau de l'extrémité amont de la partie aval 32.Also, the wake of the blade 22 has a particular turbulent structure, which, when it impacts the vanes of the flow rectifier 18, 20, produces a certain noise. When the turbulent structure of the wake of the blade 22 is coherent, that is to say that the air vortices that form from the trailing edge 28 of the blade 22, are large, the noise generated is of high intensity. On the other hand, when the turbulent structure of the wake of the blade 22 is not very coherent, that is to say that the air vortices that form from the trailing edge 28 of the blade 22 are of small dimensions. , the noise generated is of low intensity. In fact, small eddies contain less energy than larger eddies, which results in lower sound pressure. In order for the wake of the blade 22 to be constituted by vortices of smaller dimensions, the downstream portion 32 of the blade 22, whose downstream end edge forms the trailing edge 28, consists of a plurality of flaps 30 which are distributed along the radial main direction of the blade 22. The flaps 30 are mounted articulated relative to an upstream body 34 of the blade 22 located upstream of the downstream portion 32. The flaps 30 thus form a movable assembly of the blade 22 which is articulated with respect to the upstream body 34 about a hinge axis A substantially parallel to a main axis of the trailing edge 28, said hinge axis A being located at the level of the upstream end of the downstream part 32.
Le nombre de volets 30 est de préférence compris entre trois et dix. Ici, dans le mode de réalisation représenté à la figure 2, le nombre de volets 30 est de six. Les volets 30 sont montés mobiles les uns par rapport aux autres et par rapport au corps amont 34 de l'aube 22 entre une position initiale d'alignement représentée sur la figure 2, dans laquelle tous les volets 30 sont alignés les uns avec les autres, et une position active de décalage dans laquelle au moins un volet 30, et de préférence plusieurs volets 30 sont décalés angulairement par rapport à leur position d'alignement. Lorsque les volets 30 sont dans la position d'alignement, leurs bords d'extrémité aval, qui forment le bord de fuite 28 sont alignés, de sorte que le bord de fuite 28 consiste en une seule arête continue. Lorsque les volets 30 sont dans la position de décalage, les bords d'extrémité aval des volets qui sont décalés angulairement, sont décalés transversalement par rapport au bord de fuite 28 initial, c'est-à-dire que ces volets ont pivoté autour de l'axe A d'articulation d'un angle de décalage prédéterminé. La valeur de cet angle de décalage est de quelques degrés, et de préférence, il est au maximum de 15 degrés. Le pivotement d'un volet pouvant être réalisé de part et d'autre de la position d'alignement, la valeur de l'angle de décalage est par conséquent compris dans l'intervalle [-15° ; 1501.The number of flaps 30 is preferably between three and ten. Here, in the embodiment shown in Figure 2, the number of flaps 30 is six. The flaps 30 are movably mounted relative to each other and relative to the upstream body 34 of the blade 22 between an initial alignment position shown in Figure 2, in which all the flaps 30 are aligned with each other , and an active offset position in which at least one flap 30, and preferably several flaps 30 are angularly offset from their alignment position. When the flaps 30 are in the alignment position, their downstream end edges, which form the trailing edge 28 are aligned, so that the trailing edge 28 consists of a single continuous edge. When the flaps 30 are in the offset position, the downstream end edges of the flaps which are angularly offset, are shifted transversely to the initial trailing edge 28, that is to say that these flaps have pivoted around the articulation axis A of a predetermined offset angle. The value of this offset angle is a few degrees, and preferably, it is at most 15 degrees. The pivoting of a flap can be made on either side of the alignment position, the value of the offset angle is therefore in the range [-15 °; 1501.
Au-delà de cette valeur d'angle de décalage, un décollement trop important du flux d'air peut survenir, ce qui provoque alors une augmentation du bruit généré par la turbomachine. Lorsque les volets 30 sont dans la position de décalage, le bord de fuite résultant de l'aube 22 est formé d'une pluralité de segments décalés les uns par rapport aux autres. Le flux d'air s'écoulant de part et d'autre de l'aube 22, lorsque les volets 30 sont dans la position de décalage, produit un sillage très perturbé par rapport à un sillage lorsque les volets 30 sont dans leur position d'alignement. Les fortes perturbations du sillage se caractérisent par des mouvements tourbillonnaires de faibles dimensions qui génèrent un bruit limité lorsqu'ils viennent frapper les aubes du redresseur de flux secondaire 20, par exemple. Cependant, ces fortes perturbations peuvent avoir un effet limitant l'efficacité et le rendement de la turbomachine 10 dans certaines conditions de régime de la turbomachine. Afin de palier à cet inconvénient, chaque aube 22 est avantageusement conçue de manière telle que la position de chaque volet 30 puisse être modifiée entre la position d'alignement et une ou plusieurs positions de décalage. L'aube 22 comporte à cet effet des actionneurs (non représentés) qui réalisent l'entrainement des volets 30 vers la position requise. De préférence, l'aube 22 comporte un actionneur associé à chaque volet 30, qui réalise l'entrainement du volet 30 associé, en déplacement par rapport au corps amont 34 de l'aube 22. Afin de ne pas impacter sur l'écoulement de l'air autour de l'aube 22, les actionneurs sont intégrés à l'aube 22. De préférence, les actionneurs sont du type piézoélectrique. L'aube 22 comporte alors des moyens d'alimentation électrique des actionneurs qui sont montés au travers de l'aube 22, tels que par exemple des câbles électriques de raccordement des actionneurs piézoélectriques avec leur source d'énergie et leurs moyens de commande.Beyond this offset angle value, excessive separation of the air flow can occur, which then causes an increase in the noise generated by the turbomachine. When the flaps 30 are in the offset position, the trailing edge resulting from the blade 22 is formed of a plurality of segments offset from one another. The flow of air flowing on both sides of the blade 22, when the flaps 30 are in the offset position, produces a wake very disturbed compared to a wake when the flaps 30 are in their position d 'alignment. The strong disturbances of the wake are characterized by small vortex movements that generate a limited noise when they strike the vanes of the secondary flow rectifier 20, for example. However, these strong disturbances can have an effect limiting the efficiency and the efficiency of the turbomachine 10 under certain operating conditions of the turbomachine. In order to overcome this disadvantage, each blade 22 is advantageously designed such that the position of each flap 30 can be varied between the alignment position and one or more offset positions. The blade 22 comprises for this purpose actuators (not shown) which perform the drive flaps 30 to the required position. Preferably, the blade 22 comprises an actuator associated with each flap 30, which carries out the driving of the associated flap 30, in displacement relative to the upstream body 34 of the blade 22. In order not to have an impact on the flow of the air around the blade 22, the actuators are integrated with the blade 22. Preferably, the actuators are of the piezoelectric type. The blade 22 then comprises power supply means actuators which are mounted through the blade 22, such as for example electrical cables connecting piezoelectric actuators with their energy source and their control means.
La turbomachine 10 comporte aussi des moyens de commande de la position des volets 30 de chaque aube 22, en fonction des conditions de fonctionnement de la turbomachine 10. En effet, la réduction du bruit n'est nécessaire que pour certaines conditions de fonctionnement de la turbomachine 10, comme par exemple lors de phases de décollage et d'atterrissage de l'aéronef, car c'est à ces instants que le bruit est le plus nuisible pour la population, tandis que lors du vol à haute altitude, le bruit n'est pas perceptible par la population. Aussi, les moyens de réduction du bruit réduisent l'efficacité et le rendement de la turbomachine 10. C'est pourquoi il est préférable de ne conserver la configuration des volets 30 en position décalée que lorsque la réduction de bruit est requise, et de maintenir les volets 30 en position alignée le reste du temps, c'est-à-dire principalement en vol. Les moyens de commande de la position des volets 30 comportent un calculateur 38, qui est apte à déterminer les conditions de fonctionnement de la turbomachine, pour définir si la réduction de bruit est requise ou non, et qui est apte à définir la position optimale des volets 30 par rapport au corps amont 34 de l'aube 22. Pour déterminer cette position optimale de chaque volet 30 par rapport au corps 34 de l'aube 22, le calculateur 38 des moyens de commande intègre de préférence une base de données issue d'essais acoustiques qui auront été réalisés au préalable sur différentes positions et configurations des volets 30. Une comparaison entre la valeur cible et la valeur mesurée du bruit émis, ainsi qu'une mesure des conditions de fonctionnement permettront au calculateur 38 de définir les amplitudes de pivotements des volets 30. Le pivotement des volets 30 peut ainsi varier en fonction des conditions de fonctionnement, c'est-à-dire que les angles de décalage des volets 30, ainsi que le sens de pivotement peuvent varier d'un volet 30 à un autre, afin que deux volets 30 adjacents soient décalés angulairement l'un par rapport à l'autre. Aussi, le calculateur 38 peut déterminer si un ou plusieurs volets 30 doivent pivoter, et lesquels. Les moyens de commande comportent aussi un capteur 36 de mesure du niveau de bruit, ou de la pression acoustique, en aval du redresseur 18, 20, au niveau duquel le bruit est généré par le flux d'air en aval des aubes mobiles 22, comme on l'a représenté sur la figure 1. Le capteur 36 est de préférence un microphone ou un capteur piézorésistif.The turbomachine 10 also comprises means for controlling the position of the flaps 30 of each vane 22, as a function of the operating conditions of the turbomachine 10. In fact, the reduction of the noise is only necessary for certain operating conditions of the engine. turbomachine 10, such as during takeoff and landing phases of the aircraft, because it is at these times that the noise is the most damaging to the population, while during the high-altitude flight, the noise n is not perceptible to the population. Also, the noise reduction means reduce the efficiency and the efficiency of the turbomachine 10. This is why it is preferable to keep the configuration of the shutters 30 in an offset position only when the noise reduction is required, and to maintain the flaps 30 in the aligned position the rest of the time, that is to say, mainly in flight. The control means of the position of the flaps 30 comprise a computer 38, which is able to determine the operating conditions of the turbomachine, to define whether the noise reduction is required or not, and which is able to define the optimum position of the engines. flaps 30 relative to the upstream body 34 of the blade 22. To determine this optimum position of each flap 30 relative to the body 34 of the blade 22, the computer 38 of the control means preferably integrates a database derived from acoustic tests that have been performed beforehand on different positions and configurations of the flaps 30. A comparison between the target value and the measured value of the noise emitted, as well as a measurement of the operating conditions will allow the computer 38 to define the amplitudes of The pivoting of the flaps 30 may thus vary according to the operating conditions, that is to say that the angles of offset of the flaps 30 may vary. Lets 30, as well as the direction of pivoting can vary from one flap 30 to another, so that two flaps 30 adjacent are angularly offset relative to each other. Also, calculator 38 can determine if one or more flaps 30 should pivot, and which ones. The control means also comprise a sensor 36 for measuring the noise level, or the sound pressure, downstream of the rectifier 18, 20, at the level of which the noise is generated by the airflow downstream of the blades 22, as shown in FIG. 1. The sensor 36 is preferably a piezoresistive microphone or sensor.
Ainsi, comme représenté schématiquement à la figure 1, après s'être écoulé autour de l'aube 22, le flux d'air, produit un flux turbulent (représenté par la flèche F1) qui vient au contact du redresseur 18, 20 et produit un certain bruit. Ce bruit est mesuré par le capteur 36 qui transmet alors une information de pression acoustique au calculateur 38 (flèche F2).Thus, as shown schematically in FIG. 1, after having passed around the blade 22, the airflow produces a turbulent flow (represented by the arrow F1) which comes into contact with the rectifier 18, 20 and produces some noise. This noise is measured by the sensor 36 which then transmits acoustic pressure information to the computer 38 (arrow F2).
Le calculateur 38 détermine alors quelle doit être la position de chaque volet 30 par rapport au corps amont 34 de l'aube 22, puis transmet les commandes de pivotement aux actionneurs d'entrainement des volets 30 qui doivent pivoter (flèche F3). Après le pivotement des volets 30, un bruit ayant une autre pression acoustique est généré, celui-ci est à nouveau mesuré par le capteur 36 puis, comme décrit ci-dessus, l'information de pression acoustique est transmise au calculateur 38 pour qu'un ajustement des positions des volets 30 puisse être effectué si nécessaire.10The computer 38 then determines what should be the position of each flap 30 relative to the upstream body 34 of the blade 22, and then transmits the pivot controls to the actuating actuators flaps 30 which must pivot (arrow F3). After the flaps 30 are pivoted, a noise having another acoustic pressure is generated, this is again measured by the sensor 36 and, as described above, the sound pressure information is transmitted to the computer 38 so that an adjustment of the positions of the flaps 30 can be carried out if necessary.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1452682A FR3019209B1 (en) | 2014-03-27 | 2014-03-27 | MOVABLE DAWN COMPRISING NOISE REDUCING MEANS |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1452682A FR3019209B1 (en) | 2014-03-27 | 2014-03-27 | MOVABLE DAWN COMPRISING NOISE REDUCING MEANS |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3019209A1 true FR3019209A1 (en) | 2015-10-02 |
| FR3019209B1 FR3019209B1 (en) | 2016-07-08 |
Family
ID=51063608
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1452682A Active FR3019209B1 (en) | 2014-03-27 | 2014-03-27 | MOVABLE DAWN COMPRISING NOISE REDUCING MEANS |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3019209B1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3168586A1 (en) * | 2015-11-12 | 2017-05-17 | Safran Aircraft Engines | Device for measuring aerodynamic variables intended for being placed in an air stream of a turbine engine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005056984A1 (en) * | 2003-12-06 | 2005-06-23 | Eads Deutschland Gmbh | Method for reducing the noise of turbo generators by modifying the surface circulation of a stator |
| EP1548229A2 (en) * | 2003-12-22 | 2005-06-29 | United Technologies Corporation | Airfoil surface impedance modification for noise reduction in turbofan engines |
| EP2006488A2 (en) * | 2006-04-07 | 2008-12-24 | IHI Corporation | Axial flow fluid device and blade |
| FR2927674A1 (en) * | 2008-02-14 | 2009-08-21 | Snecma Sa | Fan blade for turbine engine of airplane, has two vents exclusively transporting less percentages of air, which enters into turbine engine along main axis and runs along blade during normal operation, from inlet orifices to outlet orifices |
| EP2301841A2 (en) * | 2009-09-24 | 2011-03-30 | Rolls-Royce plc | Variable shape rotor blade |
| WO2011147422A2 (en) * | 2010-05-27 | 2011-12-01 | Vestas Wind Systems A/S | Method and apparatus for reducing fluid flow induced forces produced by vortex shedding on a wind turbine rotor blade |
-
2014
- 2014-03-27 FR FR1452682A patent/FR3019209B1/en active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005056984A1 (en) * | 2003-12-06 | 2005-06-23 | Eads Deutschland Gmbh | Method for reducing the noise of turbo generators by modifying the surface circulation of a stator |
| EP1548229A2 (en) * | 2003-12-22 | 2005-06-29 | United Technologies Corporation | Airfoil surface impedance modification for noise reduction in turbofan engines |
| EP2006488A2 (en) * | 2006-04-07 | 2008-12-24 | IHI Corporation | Axial flow fluid device and blade |
| FR2927674A1 (en) * | 2008-02-14 | 2009-08-21 | Snecma Sa | Fan blade for turbine engine of airplane, has two vents exclusively transporting less percentages of air, which enters into turbine engine along main axis and runs along blade during normal operation, from inlet orifices to outlet orifices |
| EP2301841A2 (en) * | 2009-09-24 | 2011-03-30 | Rolls-Royce plc | Variable shape rotor blade |
| WO2011147422A2 (en) * | 2010-05-27 | 2011-12-01 | Vestas Wind Systems A/S | Method and apparatus for reducing fluid flow induced forces produced by vortex shedding on a wind turbine rotor blade |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3168586A1 (en) * | 2015-11-12 | 2017-05-17 | Safran Aircraft Engines | Device for measuring aerodynamic variables intended for being placed in an air stream of a turbine engine |
| FR3043775A1 (en) * | 2015-11-12 | 2017-05-19 | Snecma | DEVICE FOR MEASURING AERODYNAMIC SIZES FOR PLACING IN A FLOWING VEHIC OF A TURBOMACHINE |
| US10138754B2 (en) | 2015-11-12 | 2018-11-27 | Safran Aircraft Engines | Device for measuring aerodynamic magnitudes intended to be placed in a flow passage of a turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3019209B1 (en) | 2016-07-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3325346B1 (en) | Aircraft including a streamlined rear thruster with an input stator having movable flaps | |
| CA2975570C (en) | Guide assembly with optimised aerodynamic performance | |
| EP3204620B1 (en) | Stator of an aircraft turbine engine | |
| CA2837829C (en) | Blade, particularly variable-pitch blade, propellor comprising such blades and corresponding turbomachine | |
| CA2837498C (en) | Variable-pitch nozzle for a radial flow turbine, in particular for a turbine of an auxiliary power source | |
| CA2794825C (en) | Method for adapting the air flow of a turbine engine having a centrifugal compressor and diffuser for implementing same | |
| CA2880146A1 (en) | Turbomachine comprising a plurality of fixed radial blades mounted upstream of the fan | |
| CA2893254C (en) | Propeller blade for a turbomachine | |
| CA2936324A1 (en) | Blade for a turbine engine propeller, in particular a propfan engine, propeller, and turbine engine comprising such a blade | |
| FR3082230A1 (en) | NON-HULL ROTOR AIRCRAFT ENGINE WITH ADAPTATION OF STATOR BLADES | |
| CA2850243C (en) | Blade for a fan of a turbomachine, notably of the unducted fan type, corresponding fan and corresponding turbomachine | |
| FR2982842A1 (en) | PLANE | |
| FR2956454A1 (en) | Variable setting angle integrated blade for use in guide wheel of turbojet of airplane, has visible device forming vortex generating element on suction face in closed position of mobile flap to allow prevention of separation | |
| FR3019209A1 (en) | MOVABLE DAWN COMPRISING NOISE REDUCING MEANS | |
| EP2976507B1 (en) | Blade and blade dihedral angle | |
| WO2017017392A1 (en) | Air-flow straightening assembly having improved aerodynamic performances | |
| CA3024433A1 (en) | Mast for a propulsive assembly | |
| FR3082229A1 (en) | TURBOMACHINE WITH A PARTIAL COMPRESSION VANE | |
| FR3050759A1 (en) | AIR FLOW AND TURBOMACHINE RECOVERY ASSEMBLY COMPRISING SUCH AN ASSEMBLY | |
| WO2023021258A1 (en) | Stator part of a turbomachine comprising an airfoil and a fin defining between them a decreasing surface from upstream to downstream in the gas flow direction | |
| WO2024121463A1 (en) | Aircraft propulsion assembly | |
| WO2023198981A1 (en) | Stator part having a fin, in a turbine engine | |
| FR3122224A1 (en) | TURBOMACHINE COMPRESSOR WITH VARIABLE GEOMETRY INLET BLADE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SNECMA, FR Effective date: 20170713 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |