EP2297445A1 - Turbomoteur à double flux pour aéronef à émission de bruit réduite - Google Patents

Turbomoteur à double flux pour aéronef à émission de bruit réduite

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Publication number
EP2297445A1
EP2297445A1 EP09745916A EP09745916A EP2297445A1 EP 2297445 A1 EP2297445 A1 EP 2297445A1 EP 09745916 A EP09745916 A EP 09745916A EP 09745916 A EP09745916 A EP 09745916A EP 2297445 A1 EP2297445 A1 EP 2297445A1
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EP
European Patent Office
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edge
cold flow
chevron
cold
outlet orifice
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP09745916A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Jérôme HUBER
Klaus Debatin
Amadou André SYLLA
Olivier Pelagatti
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Airbus SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Airbus SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS, Airbus SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of EP2297445A1 publication Critical patent/EP2297445A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
    • F02K1/48—Corrugated nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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    • F05D2250/00—Geometry
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/184—Two-dimensional patterned sinusoidal

Definitions

  • Double flow turbocharger for aircraft with reduced noise emission Double flow turbocharger for aircraft with reduced noise emission.
  • the present invention relates to a turbofan engine turbofan for aircraft with reduced noise emission. It is known that, at the rear of a nozzle, the jet emitted by the latter comes into contact with at least one other gas stream: in the case of a single-flow turbine engine, the latter comes into contact with the air ambient, whereas, in the case of a turbofan engine, the cold flow and the hot flow come into contact not only with each other, but with the ambient air.
  • jet in aeronautical technology.
  • GB-A-766,985 discloses a nozzle whose outlet port is provided at its periphery with a plurality of rearwardly extending projections having a general direction of at least approximately that of the jet emitted by said nozzle. Such projections are constituted by "teeth" that can have many different shapes.
  • GB-A-2 289 921 proposes to make indentations in the edge of the outlet orifice of the nozzle. Such indentations are distributed at the periphery of said outlet orifice and each of them generally has the at least approximate shape of a triangle whose base coincides with said edge of the outlet orifice and whose the summit is in front of this exit edge. This results in the formation, between two consecutive indentations, of a tooth shaped at least approximate triangular or trapezoidal.
  • Such protruding teeth are generally called “chevrons" in the aeronautical technique, whatever their precise form.
  • such rafters are commonly arranged both at the rear of the hot nozzle and behind the cold nozzle.
  • the turbofan engine for aircraft comprising, around its longitudinal axis:
  • a nacelle provided with an outer nacelle cover and enclosing a blower generating the cold flow and a central generator generating the hot flow; an annular cold flow channel formed around said central hot flow generator;
  • an external fan cowl delimiting said annular cold flow channel on the side of said nacelle outer cowl; an outlet orifice for the cold flow, the edge of which is determined by the said nacelle external cover and by the said external fan cowl converging towards each other;
  • said chevrons are two to two spaced apart by providing passages between them;
  • each chevron is inclined towards said longitudinal axis so as to penetrate into said cold stream with a penetration angle which, measured from said external fan cowl, is at least approximately equal to 30 °;
  • said penetration angle and the length of each chevron from said edge of the outlet orifice of the cold flow are chosen so that the penetration height thereof in said cold flow is between 0.01 times and 0, 03 times the diameter of said outlet port of the cold flow.
  • the periphery of said cold stream is subjected, at the outlet of the corresponding nozzle, to a splitting into jets of different orientations and structures, depending on whether said jets pass over the highly penetrating chevrons, although relatively short length, or in the passages between said rafters.
  • the cold flow jets passing through said passages have a direction extending said external fan cowl and have, at the edge of said cold flow outlet orifice, an acceleration value equal to the value nominal of the nozzle.
  • the streams of cold flow passing on the rafters are strongly deviated towards the axis of said turbine engine and penetrate deeply into said cold flow.
  • the chevrons according to the present invention thus make it possible to influence both the turbulence (noise source) and the shock cells (amplification of this noise).
  • the length of each chevron is at most equal to 150 mm.
  • each chevron has the at least approximate shape of a trapezium with lateral sides converging towards each other while moving away from said edge of the outlet orifice of the cold flow, it is advantageous that each of said lateral sides of the rafters forms, with said edge, an angle of between 125 ° and 155 °.
  • said rafters of the present invention are short and narrow and, like claws, penetrate strongly into the cold stream.
  • the spacing between two consecutive chevrons is advantageous for the spacing between two consecutive chevrons to be greater than 1.5 times the width of a chevron along said edge of the outlet orifice of the cold flow. This spacing is preferably approximately equal to twice said width of a chevron.
  • the small base of said trapezium spaced apart from said edge of the outlet orifice of the stream. cold has a central notch.
  • said small base has two lateral projections separated by said central notch.
  • it causes the formation of vortices promoting mixing between the external aerodynamic flow and said cold flow.
  • each of the lateral projections of such a chevron generates a vortex, the two eddies of a chevron being interleaved and counter-rotating.
  • the set of said chevrons thus generates a swirling system rapidly homogenizing the gas flows at the rear of the nozzle.
  • each chevron has a rounded shape.
  • the small base of the trapezium is undulated forming two rounded lateral bumps (the projections) separated by said notch, also of rounded shape; and - each of the lateral sides of the rafters is connected to the edge of the cold flow outlet orifice by a rounded concave line.
  • Figure 1 shows, in schematic axial section, an improved turbomo- tor according to the present invention.
  • Figure 2 is a rear view, schematic and partial, of the cold flow nozzle of the turbine engine of Figure 1, seen according to the arrow II of the latter figure.
  • FIG. 3 is a diagrammatic section along the line III - III of FIG.
  • Figure 4 is a partial schematic plan view of the edge of the outlet orifice of the cold flow nozzle provided with the chevrons according to the present invention.
  • FIG. 5 is a diagram indicating, for a known engine and for this same known improved engine according to the invention, the variation of pressure P at the rear of said engine, as a function of the distance d along the axis of this latest.
  • the turbofan engine 1 with longitudinal axis L-L and shown in Figure 1, comprises a nacelle 2 externally bounded by an outer shell nacelle 3.
  • the nacelle 2 comprises, at the front, an air inlet 4 provided with a leading edge 5 and, at the rear, an air outlet orifice 6 having the diameter ⁇ and delimited by an edge 7 serving as trailing edge to said nacelle.
  • a fan 8 directed towards the air inlet 4 and capable of generating the cold flow 9 for the turbine engine 1;
  • a central generator 10 comprising in a known manner low and high pressure compressors, a combustion chamber and turbines at low and high pressure, and generating the hot flow 1 1 of said turbine engine 1;
  • annular cold flow channel 1 formed around said central generator 10, between an inner fan cowl 13 and an outer fan cowl 14.
  • the external fan cowl 14 forms a nozzle for the cold flow and converges towards the rear of the turbine engine 1, towards said cowl external of the nacelle 3, to form therewith the edge 7 of said orifice 6, which thus constitutes the outlet orifice of the cold flow.
  • a plurality of chevrons 15 are distributed on said edge 7 of the orifice 6, around said axis L-L, projecting towards the rear of the turbine engine 1.
  • the rafters 15 are two by two spaced apart, leaving passages 16 between them. Moreover, each chevron 15 is inclined towards the longitudinal axis LL so as to penetrate into said cold stream 9 with a penetration angle a (see Figure 3). Measured from the outer fan cowl 14, the penetration angle ⁇ is at least 20 °, and preferably about 30 °.
  • Penetration angle ⁇ the angle defined by the tangent T to the outer cover 14, near the edge 7, and the general direction D of the outer surface of the rafter 15.
  • the length £ of each chevron 15 from edge 7 of the outlet orifice 6 is between 0.03 times and 0.06 times the diameter ⁇ of the latter. This length is, for example, at most equal to 150 mm.
  • the penetration angle ⁇ and the length ⁇ are such that the height h of radial penetration of the rafters 15 in the cold stream 9 is between 0.01 times and 0.03 times said diameter ⁇ of the orifice of cold flow output 6.
  • each chevron 15 has the at least approximate shape of a trapezium with lateral sides 17, 18 each of the lateral sides 17, 18 forms, with said edge 7, an angle b between 125 ° and 155 °.
  • the spacing E between two consecutive chevrons 15 along the edge 7 is greater than 1.5 times the width L of the rafters 15 at said edge 7.
  • the spacing E may be close to twice the width L.
  • edge 7 of the outlet orifice 6 provided with the chevrons 15 of FIG. 4, we mean: by the angle b, the angle defined by the tangent S of the edge 7 and the straight line M, N extending a lateral side 17, 18 of a chevron 15;
  • width L of a chevron 15 the distance separating the intersection 11 from the line M, extending a lateral side 17 of a chevron 15, with the tangent S of the edge 7 and the intersection 12 of the line N, extending the other side 18 of the chevron 15, with the tangent of the edge 7;
  • the small base of the rafters 15, spaced from the edge 7, comprises a central notch 19.
  • this small base has two lateral projections 20 and 21 separated by said notch 19.
  • the notch 19 and the lateral projections 20 and 21 are rounded, so that said small base is corrugated with two lateral bumps (the projections 20 and 21) separated by the notch 19.
  • each of the lateral sides 17, 18 of the rafters 15 is connected to the edge 7 of the orifice 6 by a rounded concave line 22 or 23, respectively.
  • an aerodynamic flow V flows around the nacelle 2, in contact with the outer shell nacelle 3 (see Figures 1 and 3).
  • jets 9.15 thereof are deflected by said rafters 15 towards the axis LL of the turbine engine 1, while other jets 9.16 said cold flow pass between the rafters 15, through the passages 16, an extension of the outer fan cowl 14, the acceleration of the jets 9.1 5 being much greater than that of the jets 9.16.
  • the vortices generated by the bumps 20 and 21 of the rafters 15 there is an excellent mixture between the cold flow 9 and the aerodynamic flow V.
  • the jet noise is reduced.
  • the cold flow 9 is destructured at least peripherally, so that the noise shock cells are reduced.
  • FIG. 5 is a diagram indicating the pressure oscillations P at the rear of the turbine engine as a function of the distance d thereto.
  • the curve 24 in the solid line of FIG. 5 corresponds to said improved turbine engine according to the invention by arranging 14 chevrons 15 equi-parties at the periphery of the outlet orifice of its external blower cover, so as to provide as many passages 16
  • the dotted curve of FIG. 5 corresponds to the same non-improved turbine engine according to the invention.

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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 approximativement celle du jet émis par ladite tuyère. De telles saillies sont constituées par des "dents" pouvant présenter de nombreuses formes différentes. En variante, le document GB-A-2 289 921 propose de pratiquer des échancrures dans le bord de l'orifice de sortie de la tuyère. De telles échancrures sont réparties à la périphérie dudit orifice de sortie et chacune d'elles présente généralement la forme au moins approximative d'un triangle dont la base est confondue avec ledit bord de l'orifice de sortie et dont le sommet se trouve en avant de ce bord de sortie. Il en résulte la formation, entre deux échancrures consécutives, d'une dent en forme au moins approximative de triangle ou de trapèze.
De telles dents saillantes sont généralement appelées "chevrons" dans la technique aéronautique, quelle que soit leur forme précise.
Dans les turbomoteurs à double flux, de tels chevrons sont communément agencés aussi bien à l'arrière de la tuyère chaude qu'à l'arrière de la tuyère froide.
Toutefois, on constate aisément que, si les chevrons connus sont généralement efficaces pour atténuer le bruit de jet de la tuyère chaude, en revanche ils le sont beaucoup moins en ce qui concerne le bruit émis par la tuyère froide.
Ceci est vraisemblablement dû au fait que, par suite d'une discontinuité de pression statique entre la pression externe et la pression à la sortie de la tuyère froide, ce flux froid supersonique engendre une série de cellules de compression-détente (oscillations de vitesse) agissant comme des amplificateurs de bruit et produisant un bruit dit de "cellule de choc" dans la technique aéronautique, encore appelé "shock cell noise" en langue anglaise. Or, il apparaît que les chevrons dont est pourvue une tuyère froide, bien qu'étant efficaces pour atténuer le bruit de jet en créant des turbulences favorisant le mélange du flux froid et de l'écoulement aérodynamique extérieur, ne produisent que peu d'effet dans la réduction du bruit de cellule de choc.
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. A cette fin, selon l'invention, le turbomoteur à double flux pour aéronef, comportant, autour de son axe longitudinal :
- une nacelle pourvue d'un capot externe de nacelle et enfermant une soufflante engendrant le flux froid et un générateur central engendrant le flux chaud ; - un canal annulaire de flux froid ménagé autour dudit générateur central de flux chaud ;
- un capot externe de soufflante délimitant ledit canal annulaire de flux froid du côté dudit capot externe de nacelle ; - 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 30° ; 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 effet, 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 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 désorganisent 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°.
De ce qui précède, on comprendra aisément que lesdits chevrons de la présente invention sont courts et étroits et, à la manière de griffes, pénètrent fortement dans le flux froid. Aussi, pour limiter les pertes aérodynamiques, il est avantageux que l'espacement entre deux chevrons consécutifs soit supérieur à 1 ,5 fois la largeur d'un chevron le long dudit bord de l'orifice de sortie du flux froid. Cet espacement est, de préférence, 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- traie. 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'orifice 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. La figure 3 est une coupe schématique selon la ligne III-III de la figure 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 Φ et délimité par un bord 7 servant de bord de fuite à ladite nacelle.
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 compresseurs à basse et haute pression, une chambre de combustion et des turbines à basse et haute pression, et engendrant le flux chaud 1 1 dudit turbomoteur 1 ; et
- un canal annulaire de flux froid 1 2, ménagé autour dudit générateur central 10, entre un capot interne de soufflante 13 et un capot externe de soufflante 14.
Le capot externe de soufflante 14 forme une tuyère pour le flux froid et converge, vers l'arrière du turbomoteur 1 , en direction dudit capot externe de la nacelle 3, pour former avec celui-ci le bord 7 dudit orifice 6, qui constitue donc l'orifice de sortie du flux froid.
Une pluralité de chevrons 15 sont répartis sur ledit bord 7 de l'orifice 6, autour dudit axe L-L, en 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 chevron 15 est incliné en direction de l'axe longitudinal L-L de façon à pénétrer dans ledit flux froid 9 avec un angle de pénétration a (voir la figure 3). Mesuré à partir du capot externe de soufflante 14, l'angle de pénétration a est au moins égal à 20°, et, de préférence, de l'ordre de 30° .
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 Φ 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 15A du chevron 15, par rapport audit bord 7, selon la direction générale D du chevron 15 (voir la figure 3) ; et
- par diamètre Φ 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 Φ de l'orifice de sortie de flux froid 6.
Comme le montre la figure 4, chaque chevron 15 présente la forme au moins approximative d'un trapèze avec des côtés latéraux 17, 18 convergeant l'un vers l'autre en s'éloignant du bord 7 de l'orifice de flux froid 6. Chacun des côtés latéraux 17, 18 forme, avec ledit bord 7, un angle b compris entre 125° et 155° .
De plus, l'espacement E entre deux chevrons consécutifs 15 le long du bord 7 est supérieur à 1 ,5 fois la largeur L des chevrons 15 au niveau dudit bord 7. L'espacement E peut être voisin du double de la largeur L.
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 11 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 11 de la droite M, prolongeant un côté latéral 17 d'un chevron 15, avec la tangente S du rbord 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 représenté, l'échancrure 19 et les saillies latérales 20 et 21 sont arrondies, de sorte que ladite petite base est ondulée avec deux bosses latérales (les saillies 20 et 21 ) séparées par l'échancrure 19.
Par ailleurs, chacun des côtés latéraux 17, 18 des chevrons 15 est raccordé au bord 7 de l'orifice 6 par une ligne concave arrondie 22 ou 23, respectivement. Lorsque l'aéronef (non représenté) qui porte le turbomoteur 1 se déplace, un écoulement aérodynamique V s'écoule autour de la nacelle 2, au contact du capot externe de nacelle 3 (voir les figures 1 et 3). Par ailleurs, comme l'illustre la figure 3, à la périphérie du flux froid 9, des jets 9.15 de celui-ci sont déviés par lesdits chevrons 15 en direction de l'axe L-L du turbomoteur 1 , alors que d'autres jets 9.16 dudit flux froid passent entre les chevrons 15, à travers les passages 16, en prolongement du capot externe de soufflante 14, l'accélération des jets 9.1 5 étant très supérieure à celle des jets 9.16. Grâce aux tourbillons engendrés par les bosses 20 et 21 des chevrons 15, il se produit un excellent mélange entre le flux froid 9 et l'écoulement aérodynamique V. Le bruit de jet est donc réduit. De plus, à cause de la différence des accélérations des jets 9.15 et 9.16 à la sortie de l'orifice 6, le flux froid 9 est déstructuré au moins en périphérie, de sorte que les cellules de choc de bruit sont réduites.
Cette conséquence est illustrée par la figure 5.
Sur cette figure 5, on a représenté des résultats d'essais sur un turbomoteur équipant un avion long-courrier. Cette figure 5 est un diagramme 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 turbomoteur perfectionné selon l'invention en disposant 14 chevrons 15 équiré- partis à la périphérie de l'orifice de sortie de son capot externe de soufflante, de façon à fournir autant de passages 16. En revanche la courbe 25 en pointillés de la figure 5 correspond au même turbomoteur non perfectionné selon l'invention.
Par comparaison des courbes 24 et 25, on peut constater que la présente invention permet de réduire d'environ 20% l'amplitude de ces oscillations de pression.

Claims

REVENDICATIONS
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 (1 1 ) ;
- un canal annulaire de flux froid (12) ménagé autour dudit générateur central de flux chaud (10) ;
- un capot externe de soufflante (14) délimitant ledit canal annulaire de flux froid (12) du côté dudit capot externe de nacelle (3) ;
- un orifice de sortie du flux froid (6), dont le bord (7) est déterminé par ledit capot externe de nacelle (3) et par ledit capot externe de soufflante (14) convergeant l'un vers l'autre ; et
- une pluralité de chevrons (15) répartis autour dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6) en faisant saillie vers l'arrière dudit turbomoteur, caractérisé en ce que :
- lesdits chevrons (15) sont deux à deux espacés d'un espacement (E) en ménageant entre eux des passages (16) ; - chaque chevron (15) est incliné en direction dudit axe longitudinal (L-L) de façon à pénétrer dans ledit flux froid (9) avec un angle de pénétration (a) qui, mesuré à partir dudit capot externe de soufflante (14), est au moins approximativement égal à 30° ; et
- ledit angle de pénétration (a) et la longueur {£) 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 (Φ) dudit orifice de sortie (6) du flux froid.
2. Turbomoteur selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la longueur {l) 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 (1 5) 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 1 55°.
4. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'espacement (E) entre deux chevrons (15) consécutifs est supérieur à 1 ,5 fois la largeur (L) d'un chevron (15) le long dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6).
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 trapèze avec des côtés latéraux (17, 18) convergeant l'un vers l'autre en s'éloignant dudit bord (7) de l'orifice de sortie du flux froid (6), caractérisé en ce que la petite base dudit trapèze, espacée dudit bord (7), comporte une échancrure centrale (19).
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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