BRPI0714746A2

BRPI0714746A2 - nacela de aeronave e aeronave

Info

Publication number: BRPI0714746A2
Application number: BRPI0714746-5A
Authority: BR
Inventors: Frabrice Gantie; Yann Druon
Original assignee: Airbus France
Priority date: 2006-09-07
Filing date: 2007-09-06
Publication date: 2013-05-14
Also published as: WO2008029062A8; WO2008029062A2; EP2069625B1; JP2010502885A; RU2009112609A; FR2905734B1; CN101558224A; FR2905734A1; JP5058262B2; WO2008029062A3; US20100038476A1; EP2069625A2; RU2454556C2; CN101558224B; CA2661874A1; US8167232B2

Abstract

NACELA DE AERONAVE E AERONAVE. O objeto da invenção é um dispositivo para melhorar a eficiência do ou dos tratamentos acústicos em um conjunto propulsor de aeronave compreendendo um conduto (36) dentro do qual escoa um fluxo gasoso, estando o dito conduto (36) delimitado por duas paredes interna (40) e externa (42) sensivelmente concêntricas, caracterizado pelo fato de compreender pelo menos uma divisória (38, 38') estendendo-se sobre pelo menos uma parte da extensão do conduto (36) entre as ditas paredes interna e externa (40, 42), e pelo fato de o perfil de pelo menos uma parede (44, 46) da dita pelo menos uma divisória (38, 38') ser definido de maneira a aumentar o número de reflexões de um raio acústico em pelo menos uma das ditas paredes (40, 42) interna e/ou externa do dito conduto e/ou em pelo menos uma das paredes (44, 46) da dita pelo menos uma divisória (38, 38')

Description

"NACELA DE AERONAVE E AERONAVE".

A presente invenção refere-se a um dispositivo que permite melhorar a eficiência dos tratamentos acústicos em um conduto de uma motorização de aeronave. Na figura 1, representou-se em 10 um conjunto propulsor de aeronave, também chamado turbo reator, ligado a uma aeronave graças a meios de ligação, especialmente graças a um mastro 12 sob as asas 14. Ele compreende um motor 16 com, por um lado, uma hélice de compressor compreendendo um rotor 18 munido de palhetas e um estator 20 munido de aletas, e, por outro lado, um conduto primário 22 no qual estão dispostos, de acordo com o sentido de escoamento do ar 24, estágios de compressores 26, uma câmara de combustão 28 e estágios de turbinas 30. O motor 16 está disposto em uma nacela 32 que compreende, a montante da hélice do compressor, uma entrada de ar 34 e, a jusante do estator do compressor, um conduto secundário 36. Pelo menos um espaçador 38, também chamado bifurcação, interliga geralmente o motor e a nacela, estendendo-se entre a parede interna 40 e a parede externa 42 do conduto secundário, formando o dito espaçador, dentro do conduto secundário 36, uma divisória disposta segundo a direção de escoamento do ar 24 e uma direção radial. De acordo com um modo de realização, a motorização compreende dois espaçadores radiais 38 e 38', dispostos em um plano vertical, respectivamente com posições angulares superior em 12h e inferior em 6h, formando os ditos espaçadores duas bifurcações, dividindo o conduto secundário 36 em dois condutos paralelos em forma de C segundo um corte transversal do motor. Geralmente, no

caso de uma motorização sob as asas, a bifurcação 38

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superior prolonga-se dentro do mastro 12 para reforçar a ligação entre o motor e o resto da aeronave. Cada bifurcação compreende uma primeira superfície dita superfície esquerda 44 e uma segunda superfície dita superfície direita 46.

De acordo com a arte anterior, estas bifurcações 38 formam superfícies 44 e 46 aproximadamente planas e são dimensionadas em função de restrições mecânicas e aerodinâmicas com o fim de não prejudicar o desempenho do conjunto propulsor.

0 ruído emitido pelo conjunto propulsor 10 é composto, * por um lado, pelo ruído de jato, produzido no exterior

dos condutos devido à mistura dos diferentes escoamentos de ar e de gás queimados, e, por outro lado, pelo ruído gerado pelas partes internas, dito ruído interno, produzido pela hélice, os compressores, as turbinas e a combustão, que se propaga no interior dos condutos. Qualquer que seja o ruído emitido na fonte, o campo acústico estrutura-se dentro do conduto na forma de uma combinação de "sons elementares" chamados modos, propagando-se cada modo ao longo do conduto segundo direções privilegiadas. A quase totalidade dos modos se propaga girando dentro do conduto, refletindo nas paredes interna e externa do conduto considerado e nas paredes das bifurcações. A título de exemplo, representou-se nas figuras 2 e 3 um raio acústico 48 associado a um determinado modo que se propaga dentro do conduto secundário 36, com duas reflexões 50.1 e 50.2 nas paredes interna 40 e externa 42, uma reflexão 50.3 na superfície esquerda 44 da bifurcação superior, seguida de duas reflexões 50.4 e 50.5 nas paredes interna 40 e externa 42, antes de sair do conduto.

Para limitar o impacto sonoro prejudicial à proximidade dos aeroportos, as normas internacionais são cada vez mais rigorosas em matéria de emissões sonoras.

I

Foram desenvolvidas técnicas para reduzir o ruído interno, especialmente dispondo-se, na altura das paredes dos condutos e das bifurcações, revestimentos que visam absorver uma parte da energia sonora, especialmente utilizando o princípio dos ressonadores de Helmholtz. Contudo, o ruído interno constituído principalmente pelo ruído da hélice, do qual grande parte se propaga dentro do conduto secundário e irradia na saída do conduto, permanece uma fonte preponderante de ruído, apesar da utilização dos revestimentos acústicos, especialmente devido a um número limitado de reflexões dos raios acústicos nos ditos revestimentos.

Assim, a presente invenção visa remediar os P inconvenientes da arte anterior propondo um dispositivo

que permite melhorar a eficiência dos tratamentos acústicos em um conduto de uma motorização de aeronave. Para tal, a invenção tem por objeto um dispositivo para melhorar a eficiência do ou dos tratamentos acústicos em um conjunto propulsor de aeronave compreendendo um conduto dentro do qual escoa um fluxo gasoso, estando o dito conduto delimitado por duas paredes interna e externa sensivelmente concêntricas, caracterizado pelo fato de compreender pelo menos uma divisória estendendo- se sobre pelo menos uma parte da extensão do conduto entre as ditas paredes interna e externa, e pelo fato de o perfil de pelo menos uma parede da dita pelo menos uma divisória ser definido de maneira a aumentar o número de reflexões de um raio acústico em pelo menos uma das ditas paredes interna e/ou externa do dito conduto e/ou em pelo menos uma das ditas paredes da dita pelo menos uma divisória.

Esta implantação permite melhorar a eficiência do tratamento acústico e obter uma melhor atenuação do som ao longo do conduto.

Outras características e vantagens ressaltarão da descrição da invenção a seguir, descrição essa dada unicamente a título de exemplo, em referências aos

i

desenhos anexos em que:

A figura 1 é um corte longitudinal segundo um plano vertical de um conjunto propulsor;

A figura 2 é uma vista em perspectiva da traseira de um conjunto propulsor ilustrando a trajetória de um raio acústico, com bifurcações da arte anterior;

A figura 3 é uma vista da traseira de um conjunto propulsor ilustrando a trajetória de um raio acústico, com bifurcações da arte anterior;

A figura 4 é uma vista em perspectiva da traseira de um conjunto propulsor ilustrando a trajetória de um raio acústico, com bifurcações de acordo com a invenção;

A figura 5 é uma vista da traseira de um conjunto propulsor ilustrando a trajetória de um raio acústico, com bifurcações de acordo com a invenção;

A figura 6A é uma vista da traseira ilustrando uma bifurcação de acordo com uma variante da invenção; e A figura 6B é uma vista da traseira ilustrando uma bifurcação de acordo com outra variante da invenção. Na figura 1, representou-se em 10 um conjunto propulsor de aeronave, também chamado turbo reator, ligado a uma aeronave graças a meios de ligação, especialmente graças a um mastro 12 sob as asas 14 da aeronave.

Todavia, a invenção não está limitada a esta implantação, podendo o conjunto propulsor ser ligado a outra parte da aeronave por intermédio de meios de ligação diferentes. De acordo com um modo de realização, o conjunto propulsor 10 compreende um motor 16 com, por um lado, uma hélice de compressor compreendendo um rotor 18 munido de palhetas e um estator 20 munido de aletas, e, por outro lado, um conduto primário 22 no qual estão dispostos, de acordo com o sentido de escoamento do ar 24, geralmente chamado fluxo gasoso, estágios de compressores 26, uma câmara de combustão 28 e estágios de turbinas 30. O motor 16 está disposto em uma nacela 32 que compreende, a montante da hélice do compressor, uma entrada de ar 34 e, a jusante do estator 20 do compressor, um conduto secundário 36. Pelo menos um espaçador 38, também chamado bifurcação, é projetado para interligar o motor e a nacela, estendendo- se entre a parede interna 40 e a parede externa 42 do conduto secundário, formando o dito espaçador dentro do conduto secundário 36 uma divisória disposta segundo a direção de escoamento do ar 24 e uma direção radial.

De acordo com um modo de realização, a motorização compreende dois espaçadores radiais 38 e 38', dispostos em um plano vertical, respectivamente com posições angulares superior em 12h e inferior em 6h, formando os ditos espaçadores duas bifurcações, dividindo o conduto secundário 36 em dois condutos paralelos em forma de C segundo um corte transversal do motor. Geralmente, no caso de uma motorização sob as asas, a bifurcação 38 superior prolonga-se dentro do mastro 12 para reforçar a ligação entre o motor e o resto da aeronave. Cada bifurcação compreende uma primeira superfície dita superfície esquerda 44 e uma segunda superfície dita superfície direita 46.

A disposição das bifurcações 38 pode ser diferente. Assim, o conjunto propulsor pode compreender três bifurcações dispostas a 120° ou qualquer outra distribuição de bifurcações.

A interação do escoamento de ar com a hélice produz um ruído chamado ruído de hélice que se propaga pelo conduto de ejeção secundário, mas também pela entrada de ar, e que irradia em todas as direções na saída do dito conduto. A presente invenção visa melhorar o tratamento do ruído de hélice. Entretanto, ela poderia se aplicar aos outros ruídos, tais como por exemplo, o ruído decorrente da combustão ou aquele decorrente da interação do escoamento com os estágios de turbinas ou de compressores.

Qualquer que seja o ruído emitido na fonte, o campo acústico estrutura-se dentro do conduto na forma de uma combinação de "sons elementares" chamados modos, propagando-se cada modo ao longo do conduto segundo direções privilegiadas. A quase totalidade dos modos se propaga girando dentro do conduto, seguindo trajetórias aproximadamente helicoidais, refletindo nas paredes interna e externa do conduto considerado e nas paredes das bifurcações.

A invenção visa mais particularmente reduzir a percepção no solo do ruído do motor, especialmente, do ruído de hélice emitido por um conjunto propulsor compreendendo pelo menos um conduto de ejeção. Os ruídos de combustão e de turbina também podem ser visados se for inserido pelo menos um espaçador dentro do conduto correspondente. Geralmente, a parede interna 40 e/ou a parede externa 42 são revestidas pelo menos parcialmente por um revestimento que visa absorver uma parte da energia sonora, especialmente utilizando o princípio dos ressonadores de Helmholtz. Este revestimento não é mais detalhado, pois é conhecido do o técnico do assunto. De acordo com a invenção, pelo menos uma parede de pelo menos uma bifurcação 38 possui um perfil que permite aumentar o número de reflexões em pelo menos uma das paredes interna 40 ou externa 42 do conduto secundário 36 e/ou em pelo menos uma das próprias paredes da bifurcação se esta for tratada, especialmente se compreender um revestimento visando absorver uma parte da energia sonora com o fim de melhorar a eficiência do ou dos tratamentos acústicos.

Geralmente, para uma mesma bifurcação, as paredes esquerda e direita são sensivelmente simétricas. Entretanto, as paredes esquerda e direita podem possuir um perfil diferente, e/ou possuir um perfil evolutivo sobre a extensão da bifurcação segunda a direção do escoamento 24.

De acordo com as variantes, pelo menos uma das paredes de pelo menos uma bifurcação, especialmente aquela na qual reflete pelo menos uma onda sonora, compreende um revestimento visando absorver uma parte da energia sonora da mesma maneira que as paredes interna e externa do conduto secundário. Contudo, as paredes das bifurcações podem não compreender nenhum revestimento visando absorver uma parte da energia sonora.

Para simplificar a descrição a seguir, as paredes esquerda e direita das bifurcações são sensivelmente

simétricas.

De acordo com uma primeira variante ilustrada nas figuras 4, 5 e 6A, o perfil das paredes é definido de maneira a aumentar o número de reflexões na ou nas paredes 40 e/ou 42 do conduto secundário 36, especialmente na altura das zonas compreendendo um revestimento acústico, após pelo menos uma reflexão na dita bifurcação. Na medida em que a eficiência do tratamento acústico aumenta com o número de reflexões, o dispositivo da invenção permite melhorar a eficiência do tratamento acústico e obter uma melhor atenuação do som ao longo do conduto.

De preferência, de acordo com essa configuração, o perfil das paredes é côncavo ou compreende pelo menos uma parte curva côncava.

A titulo de exemplo, representou-se nas figuras 4 e 5 um raio acústico 52 associado a um determinado modo que se propaga dentro do conduto secundário 36, com duas reflexões 54.1 e 54.2 nas paredes interna 40 e externa 42, uma reflexão 54.3 na superfície esquerda 44 da bifurcação superior, seguida de múltiplas reflexões 54.4, 54.5, 54.6 e 54.7 nas paredes interna 40 e externa 42, antes de sair do conduto. Na figura 6A, representou-se outra configuração na qual um raio acústico 56 reflete duas vezes na bifurcação 38. Assim, o raio acústico 56 propaga-se dentro do conduto secundário 36 com uma primeira reflexão 58.1 na bifurcação, seguida de uma reflexão 58.2 em uma das paredes do conduto secundário 36 e de uma segunda reflexão 58.3 na bifurcação, e de múltiplas reflexões 58.4, 58.5 nas paredes interna 40 e externa 42 antes de sair do conduto.

De acordo com outra variante ilustrada na figura 633, o

iT

perfil das paredes é definido de maneira capturar a energia acústica por múltiplas reflexões entre a bifurcação e uma das paredes interna ou externa do conduto secundário. Esta configuração é mais eficiente uma vez que a parede do conduto secundário e/ou da bifurcação compreende perpendicularmente às zonas de reflexão um revestimento visando absorver uma parte da energia sonora. De preferência, de acordo com esta configuração, o perfil das paredes é convexo ou compreende pelo menos uma parte curva convexa.

A titulo de exemplo, representou-se na figura 6B um raio acústico 60 associado a um determinado modo que se propaga dentro do conduto secundário 36 com reflexões alternadas, na bifurcação e em uma das paredes do conduto secundário.

0 perfil da bifurcação poderia compreender pelo menos uma parte côncava e/ou pelo menos uma parte convexa.

Em todos os casos, a invenção é muito pouco prejudicial, e até nada prejudicial, em termos de massa, uma vez que se utiliza um elemento pré-existente, contrariamente aos dispositivos da arte anterior que induzem um aumento de massa da aeronave.

De acordo com uma alternativa, poderiam ser acrescentadas divisórias estendendo-se em planos radiais ou não, pelo menos em parte, sobre a extensão do conduto secundário, permitindo aumentar as reflexões em pelo menos uma das paredes do dito conduto, com o fim de obter uma melhor atenuação do ruido sem que as ditas divisórias assegurem uma função estrutural como as bifurcações 38. Em variante, a invenção pode ser aplicada dentro do conduto primário. Finalmente, na medida em que a geometria da bifurcação mais adaptada depende da direção de propagação do campo acústico dentro do conduto e, portanto, dos modos que compõem este campo, a geometria da bifurcação poderá ser definida para tratar certos modos em particular, os mais dominantes, especialmente aqueles que constituem o ruido de giro ["bruit de raie"], na freqüência de rotação e nos seus harmônicos.

Claims

1. Nacela de aeronave, compreendendo um conduto (22, 36) dentro do qual escoa um fluxo gasoso, estando o dito conduto (22, 36) delimitado por duas paredes interna (40) e externa (42) sensivelmente concêntricas, revestidas pelo menos parcialmente com um revestimento visando absorver uma parte da energia sonora, caracterizada pelo fato de compreender pelo menos uma divisória (38, 38' ) estendendo-se sobre pelo menos uma parte da extensão do conduto (22, 36) entre as ditas paredes interna e externa (40, 42), e pelo fato de o perfil de pelo menos uma parede (44, 46) da dita pelo menos uma divisória (38, 38') ser definido de maneira a aumentar o número de reflexões de um raio acústico no revestimento visando absorver uma parte da energia sonora.

2. Nacela, compreendendo por um lado um conduto (36) dito secundário dentro do qual escoa um fluxo gasoso, estando 0 dito conduto (36) delimitado por duas paredes interna (40) e externa (42) sensivelmente concêntricas, revestidas pelo menos parcialmente com um revestimento visando absorver uma parte da energia sonora, e, por outro lado, pelo menos uma bifurcação (38, 38') estendendo-se em um plano radial sobre pelo menos uma parte da extensão do dito conduto (36), caracterizada pelo fato de o perfil de pelo menos uma parede (44, 46) da dita pelo menos uma bifurcação (38, 38') ser definido de maneira a aumentar o número de reflexões de um raio acústico no revestimento visando absorver uma parte da energia sonora.

3. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 ou 2, caracterizada pelo fato de o perfil de pelo menos uma parede (44, 46) compreender pelo menos uma parte côncava.

4. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 3, caracterizada pelo fato de o perfil de pelo menos uma parede (44, 4 6) compreender pelo menos uma parte convexa.

5. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 4, caracterizada pelo fato de a parede (44, 46) da divisória ou da bifurcação (38, 38') compreender um revestimento acústico visando absorver uma parte da energia sonora.

6. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender uma nacela como identificado em qualquer uma das reivindicações de 1 a 5.