EP2800878A1 - Structure acoustique avéolaire pour turboréacteur et turboréacteur incorporant au moins une telle structure - Google Patents

Structure acoustique avéolaire pour turboréacteur et turboréacteur incorporant au moins une telle structure

Info

Publication number
EP2800878A1
EP2800878A1 EP12819120.2A EP12819120A EP2800878A1 EP 2800878 A1 EP2800878 A1 EP 2800878A1 EP 12819120 A EP12819120 A EP 12819120A EP 2800878 A1 EP2800878 A1 EP 2800878A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
acoustic
cellular
turbojet engine
acoustically
outer skin
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.)
Withdrawn
Application number
EP12819120.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Xavier Cazuc
Jean-Philippe Joret
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.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Publication of EP2800878A1 publication Critical patent/EP2800878A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • 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
    • F05D2260/963—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by Helmholtz resonators
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a cellular acoustic structure for a turbojet engine in particular. It also relates to a rboreactor incorporating at least one such structure.
  • the turbofan engines have a first envelope and a second envelope, one inside the other and imitating respectively a cold pressurized flow which is established between the first and second envelopes and a hot flow which is establishes inside the second envelope.
  • the cold flow is most often generated by a fan disposed at the reactor inlet.
  • the flow of hot air is composed of a part of the cold air that has passed through the fan and the combustion gases of at least one combustion chamber disposed inside the second envelope and which cause a turbine whose shaft drives the fan.
  • the two flows are grouped at the outlet of the nozzle.
  • the cold flow has turbulence that it is important not to increase or even reduce on the one hand and that the propagation of acoustic noise that results must be filtered as much as possible.
  • the invention relates to the improvement of the acoustic absorption characteristics of the structures which are in the air flow of an aircraft nacelle, such as the radial spreaders, but still others.
  • such structures are formed by honeycomb panels ("n ids d 'abeil") recovered from an aerodynamic outside pe pierced with holes for forming Helmholtz resonators, having an acoustic attenuation effect.
  • these structures must have a small thickness, in order to limit the aerodynamic impact on the flow of air.
  • the present invention is an improvement of this type of structure, and fo u rn it for this purpose alveolar acoustic structure for turbojet engine in particular, comprising:
  • a closed wall comprising at least two faces comprising acoustically transparent zones, this wall being filled by a plurality of cells, and
  • acoustic reflection means disposed inside said closed wall so that the acoustic path of the aerial sound vibrations passing through said acoustically transparent zones, penetrating inside said cells and reflecting on said means of acoustic reflection, present in at least some of said cells a deep eu r perieueu re at the dem-thickness of the ite structure.
  • the cellular acoustic structure comprises two levels of cellular material separated by a medial porous septum and an outer skin alternating between acoustically transparent zones and acoustically reflective zones, arranged in such a way that an acoustically reflective zone on one side of the outer skin opposes an acoustically transparent area on the opposite side of the outer skin;
  • the cellular acoustic structure comprises a single level of cellular material and an outer skin alternating acoustically transparent zones and acoustically reflective zones, arranged in such a way that an acoustically reflective zone on a first face opposes an acoustically reflective zone; acoustically transparent zone on a second face of the outer skin; the cellular acoustic structure comprises two levels of cellular material separated by a medial porous septum, an acoustically transparent outer skin and a plate comprising a plurality of acoustically reflective inclined faces, connected by edges so that the acoustic paths made through the two Alveolar material levels and porous septum are of varying heights along the section of the structure.
  • the invention also relates to a turbojet engine incorporating at least one such cellular acoustic structure.
  • the acoustic honeycomb structure is provided with an aerodynamic profile for producing a radial separator between a first envelope and a second envelope limiting a cold flow;
  • the acoustic honeycomb structure is provided with an aerodynamic profile for producing at least one flow straightening blade for a cold flow generation turbine propelled between a first envelope and a second envelope.
  • FIG. 1 is a perspective view of a turbojet of the type of that of the invention
  • FIG. 2 is a schematic sectional view of an air vein separation structure according to the state of the art
  • FIG. 3 is a schematic sectional view of a first embodiment of a cellular acoustic structure for a turbojet engine according to the invention
  • FIG. 4 is a diagrammatic sectional view of a second embodiment of a cellular acoustic structure for a turbojet engine according to the invention
  • FIG. 5 is a diagrammatic sectional view of a third embodiment of a cellular acoustic structure for a turbojet engine according to the invention
  • FIG. 6 is a graph showing the comparative acoustical efficiency of the three embodiments.
  • FIG 1 there is shown a perspective view of a turbojet incorporating an air stream separation structure.
  • the turbojet engine 1 comprises a first envelope 3 and a second envelope 5 which respectively limit a cold flow 2 which is established between the first and second envelopes, and a hot flow 4 inside the second envelope 5.
  • the direct trihedron ( xyz) 1 5 of the drawing of Figure 1 is directed downstream of the turbojet, with the y-axis according to the orientation of the thrust of the turbojet engine.
  • the cold flow is composed of the air sucked by a blower (not shown) upstream of the reactor 1.
  • the fan is itself driven by the shaft of a turbine (not shown) disposed downstream of the turbojet engine and inside the second shell 5.
  • a fraction of the cold air flow is taken for a combustion chamber (not shown), disposed in relation to the second casing 5 and whose combustion gases drive the turbine before being ejected by a nozzle (not shown) downstream, where they mix with the cold propulsive flow.
  • the first 3 and second 5 envelopes have aerodynamic structures that can generate strong acoustic noises.
  • the arrangement of cellular acoustic structures, here aerodynamically profiled is known in the state of the art. In this state of the art, four structures are available according to two different kinds:
  • beam splitters Two radial splitters, called “beam splitters” 1 1 and 13 directed along the x axis of the direct triad 15, horizontally to the drawing.
  • the two radial dividers 1 1 and 13 are each made of a cellular acoustic structure which, in addition, is formed according to a profile. In this case, it was assumed that the flow of refrigerant flow was at that level of the turbojet engine.
  • FIG. 2 shows a schematic sectional view of a cellular acoustic structure whose aerodynamic profile makes it possible to use it as a beam splitter structure.
  • the cellular acoustic structure of the state of the art comprises a closed wall 20 or skin, having two opposite faces 20A and 20B in one section.
  • the skin is acoustically transparent, that is to say that it is likely to pass the aerial sound vibrations in both directions.
  • This skin can be made from several glass plies (typically 2 or 3), polymerized and microporous (with diameter holes ranging from 0.2 to 0.5 mm in diameter, typically).
  • the skin is acoustically transparent because it is, over its entire surface opposite faces 20A and 20B, pierced with holes of porosity determined according to the constraints of mechanical strength and transmission constraints of the acoustic energy incident to the inside the cellular acoustic structure.
  • the enclosed volume between the two faces 20A and 20B is filled by a cellular material in the middle of which is mounted a mass central plate 21 which tends to reflect the sound waves that try to cross it.
  • the central plate 21 separates the cells in a first level of a cellular material such as the cell 26 which opens on the face 20A and the cells of a second level of a cellular material such as the cell 27 which opens on the face 20B.
  • Each cell is composed, in the cross-section of the section shown in FIG. 2, by two lateral mass walls 23 and 24.
  • the opening of the cell 22 directed towards the top of FIG. 2 is closed off by the central mass plate 21.
  • the opening of the cell 22 directed downwards of FIG. 2 is closed off by the face 20B of the acoustically transparent skin 20.
  • the sound waves reflected by the central mass plate 21 are strongly attenuated by the walls lateral masses 23 and 24 of the cell 22, and only a fraction of the incident acoustic energy is reflected out of the cellular acoustic structure.
  • the set is known as an acoustic filtering cell with a single degree of freedom "SDOF".
  • FIG 3 there is shown a schematic sectional view of a first embodiment of a cellular acoustic structure for turbojet according to the invention.
  • the cellular acoustic structure of the first embodiment of the invention comprises a closed wall 30 or skin, having two faces 30A and 30B in one section.
  • the skin is composed of an alternation of acoustically transparent zones, that is to say, it is likely to let the aerial sound vibrations pass in both directions, and of mass zones reflecting the aerial sound vibrations in both directions .
  • the two levels 34 and 35 of cells, taken from the alveolar acoustic structure of the state of the art, are separated not by a central mass plate as in the state of the art (FIG. 2), but by a septu m porous 31 likely to isser pass the aerial sound vibrations in both directions.
  • the alternation of the zones of the beam 30 makes it possible to oppose an acoustically transparent zone such as the zone 33 to a mass zone such as the zone 32, and further, the mass zone 41 to the acoustically transparent zone 40.
  • an incident sound wave 42 on the face 30B penetrates inside the first level of cellular material 35, passes through the porous septum 31, passes through the second level 34 of cells, is reflected on the mass zone 41 of the face 30A, crosses again the second level 34 of cells, the porous septum 31, and the first level 35 of cells to come out as a reflected wave 43 strongly weakened.
  • alternating opposite zones such as the acoustically transparent zone 40 and the mass zone 41
  • the geometric distribution of the alternating areas of the skin 30 is determined as a function of the desired acoustic response of the cellular acoustic structure once in place in the turbojet engine. It is then perfectly determined by construction of the cellular acoustic structure.
  • the distribution of the transparent or reflective outer skin acoustic zones is determined with respect to the distribution of the cells in the two levels 34 and 35 of cellular material.
  • This distribution of means for combining the different cells on at least part of the acoustic path of the first embodiment of the invention makes it possible to use the entire thickness (that is to say, the size of the alveolar acoustic structure) measured in the direction perpendicular to the septum 31, or parallel to the Z direction of FIG. 1 when this structure is a radial splitter or "beam splitter” such as 1 1 or 13) of the cellular acoustic structure, although it is profiled according to aerodynamic criteria which vary the thickness along the section and which prevent increasing this thickness for reasons of acoustic filtering. Since the sound path uses the two levels 34 and 35 of cells, the assembly is qualified as acoustic filtering cell with two degrees of freedom "DDOF".
  • DDOF degrees of freedom
  • FIG 4 there is shown a schematic sectional view of a second embodiment of a cellular acoustic structure for turbojet according to the invention.
  • the cellular acoustic structure of the second embodiment of the invention comprises a closed wall 50 or skin, having two faces 50A and 50B in the section shown in FIG. 4.
  • the skin is composed of an alternation of acoustically transparent zones, c. that is, capable of passing aerial sound vibrations in both directions, and mass zones reflecting the aerial sound vibrations in both directions, as in the first embodiment of the invention (see FIG. 3).
  • the cellular acoustic structure of the second embodiment has only one level of cells (or foam material) so that there is no central separation.
  • This kind of acoustic path is repeated according to the alternation of the acoustically transparent zones and the reflective zones of the outer skin 50 from the top (face 50A) towards the bottom (face 50B) or in the opposite direction.
  • the set is qualified as an acoustic filtering cell with a degree of freedom "SDOF".
  • FIG. 5 there is shown a schematic sectional view of a third embodiment of a cellular acoustic structure for turbojet according to the invention.
  • the cellular acoustic structure of the third embodiment of the invention comprises a closed wall 60 or skin, having two faces 60A and 60B in a section.
  • the skin is acoustically transparent on at least the two opposite faces 60A and 60B of the outer skin 60, that is to say that it is likely to pass the aerial sound vibrations in both directions.
  • the two cell levels 64 and 65 taken from the alveolar acoustic structure of the state of the art, are separated, not by a central mass plate as in the state of the art (FIG. porous septum 61 likely to pass the aerial sound vibrations in both directions, as in the first embodiment ( Figure 3).
  • the third embodiment comprises a plate 62 comprising a plurality of panels.
  • the edges 70-1 to 70-6 of the plate 62 formed by these sections are integral with the porous outer skin 60, alternately on the faces 60A and 60B.
  • the pitch, or distance, separating two edges is a parameter of the invention.
  • the panels forming the plate 62 are firstly integrated with the cells 64 and 65, and the assembly thus obtained is then bonded to the faces 60A and 60B of the outer skin. 60.
  • the plate 62 may be formed into folds of glass or polymerized carbon.
  • an incident acoustic path on one side of the face 60A or the face 60B passes through the two-level cellular material and / or its median porous septum 61 on a variable height according to the point d entrance between two edges of the plate 62.
  • an input acoustic path 65 via the face 60B penetrates into a cavity 63 of the first level of cells 73, passes through the porous septum 61, then a fraction of height of the cell 64 of the second level of cells 72. acoustic path then meets the reflection on the inclined face of the plate 62 to return by the same path.
  • an incident acoustic path 66 enters the cell 64 of the second level of cells 72 and immediately meets the reflection on the inclined section opposite the plate 62.
  • the acoustic path has a depth greater than half the thickness of the structure, and in some of these cells such as those located at the edges 70-1 to 70-6 of the plate 62 , the acoustic path is full thickness in the structure: the assembly is qualified as acoustic filtering cell with two degrees of freedom "DDOF".
  • FIG. 6 there is shown a graph showing the comparative acoustic efficiency of the three embodiments.
  • the vertical axis carries the power loss gain (in dB) and the horizontal axis carries the frequencies of the acoustic wave in Hertz.
  • the characterization of the acoustic filtering of the second embodiment is represented by the internal curve referenced SDOF, that of the first embodiment (FIG. 3) is represented by the median curve referenced DDOF and that of the third embodiment (FIG. 5) is represented by the outer curve referenced DDOF HVAR. It should be noted that the filtering spectrum is progressively widened between the second, then the first and finally the third embodiment and this widening acts especially towards the high frequencies.
  • the cellular acoustic structure which has been described in the three embodiments mentioned above is applicable to a radial turbojet separator as it has been exposed by applying to the chosen cellular acoustic structure a suitable aerodynamic profile.
  • a turbojet equipped with such a radial separator (1 1, 13 - Figure 1) has a reduced acoustic emission.
  • the cellular acoustic structure that has been described in the three embodiments mentioned above is applicable to other types of parts of a turbojet engine, among which the flow straightening vanes as OGV (Outlet Guide Vane) provided you receive a suitable aerodynamic profile.
  • OGV Outlet Guide Vane

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

La structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur notamment, est du genre comportant une paroi fermée comprenant au moins deux faces et emplie par une pluralité d'alvéoles. Elle comporte des moyens (31, 40, 41; 52, 53; 61, 64, 65, 67) pour combiner les différentes alvéoles sur au moins une partie de chemin acoustique (42; 56; 65, 66) de man ière à profiter de l'épaisseur complète de la structure pour le filtrage acoustique.

Description

Structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur et turboréacteur incorporant au moins une telle structure
La présente invention concerne une structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur notamment. Elle concerne aussi u n tu rboréacteu r incorporant au moins une telle structure.
Les turboréacteurs double flux présentent une première enveloppe et une seconde enveloppe, l'une à intérieu re de l 'autre et q u i l im itent respectivement un flux froid sous pression qui s'établit entre les première et seconde enveloppes et un flux chaud qui s'établit à l'intérieur de la seconde enveloppe. Le flux froid est le plus souvent généré par une soufflante disposée à l'entrée du réacteur. Le flux d'air chaud est composé à partir d'une partie de l'air froid ayant traversé la soufflante et par les gaz de combustion d'au moins une chambre de combustion disposée à l'intérieur de la seconde enveloppe et qui entraînent une turbine dont l'arbre entraîne la soufflante.
En mode de propulsion, les deux flux se regroupent à la sortie de la tuyère.
En mode d'inversion de poussée, par un mécanisme qui n'est pas mis en œuvre dans le cadre de la présente invention, une fraction plus ou moins élevée du flux froid est retournée vers l'amont du turboréacteur, appliquant ainsi une poussée dans le sens inverse de l'avance du réacteur.
Il en résulte que le flux froid présente des turbulences qu'il est important de ne pas accroître ou même de réduire d'une part et que la propagation des bruits acoustiques qui en résultent doit être filtrée autant que possible.
Dans l'état de la technique, il est connu de réaliser des structures mécaniques comme des panneaux ou des traverses, sous forme de composites alvéolés, chaque alvéole se comportant sensiblement comme un résonateur de Helmholtz.
L'invention se rapporte à l'amél ioration des caractéristiques d'absorption acoustique des structures qui se trouvent dans le flux d'air d'une nacelle d'aéronef, telles que les répartiteurs radiaux, mais d'autres encore.
Classiquement, de telles structures sont formées par panneaux d 'alvéol es ( « n ids d 'abeil les » ) re co u ve rts d ' u n e pe a u exté ri e u re aérodynamique percée de trous permettant de former des résonateurs de Helmholtz, ayant un effet d'atténuation acoustique. Par nature, ces structures doivent présenter une faible épaisseur, afin de limiter l'impact aérodynamique sur le flux d'air.
Ainsi, lorsqu'on cherche à améliorer les performances acoustiques de ces structures, il n'est pas possible d'augmenter la profondeur des alvéoles sans détériorer les performances aérodynamiques.
La présente invention est un perfectionnement d e ce type de structure, et fo u rn it à cet effet structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur notamment, comportant :
- une paroi fermée comprenant au moins deux faces comportant des zones acoustiquement transparentes, cette paroi étant emplie par une pluralité d'alvéoles, et
- des moyens de réflexion acoustique, disposés à l'intérieur de lad ite paroi fermée de sorte que le chemin acoustique des vibrations sonores aériennes traversant l esd ites zones acoustiquement transparentes, pénétrant à l'intérieur desdites alvéoles et se réfléch issant sur lesdits moyens de réflexion acoustique, présente dans au moins certaines desdites alvéoles u n e profond eu r su périeu re à l a dem i-épaisseur de lad ite structure.
Selon d'autres caractéristiques optionnelles, prises seules ou en combinaison :
- la structure acoustique alvéolaire comporte deux niveaux de matériau alvéolaire séparés par un septum poreux médian et une peau extérieure alternant des zones acoustiquement transparente et des zones acoustiquement réflectives, disposées de manière à ce qu'une zone acoustiquement réflective sur une face de la peau extérieure s'oppose à une zone acoustiquement transparente sur la face opposée de la peau extérieure ;
- la structure acoustique alvéolaire comporte un seul niveau de matériau alvéolaire et une peau extérieure alternant des zones acoustiquement transparente et des zones acoustiq uement réflectives, disposées de manière à ce qu'u n e zo n e acoustiquement réflective sur une première face s'oppose à une zone acoustiquement transparente sur une seconde face de la peau extérieure ; - la structure acoustique alvéolaire comporte deux niveaux de matériau alvéolaire séparés par un septum poreux médian, une peau extérieure acoustiquement transparente et une plaque comportant une pluralité de pans inclinés acoustiquement réflecteurs, reliés par des arêtes de sorte que les chemins acoustiques réalisés à travers les deux niveaux de matériau alvéolaire et le septum poreux sont de hauteurs variables le long de la section de la structure.
L'invention concerne aussi un turboréacteur incorporant au moins une telle structure acoustique alvéolaire.
Selon d'autres caractéristiques optionnelles, prises seules ou en combinaison :
- la structure alvéolaire acoustique est dotée d'un profil aérodynamique pour réaliser un séparateur radial entre une première enveloppe et une seconde enveloppe limitant un flux froid ;
- la structure alvéolaire acoustique est dotée d'un profil aérodynamique pour réaliser au moins une aube de redressement de flux pour une turbine de génération de flux froid propulsé entre une première enveloppe et une seconde enveloppe.
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre et à l'examen des figures annexées dans lesquelles :
- la figure 1 est une vue en perspective d'un turboréacteur du genre de celui de l'invention,
- la figure 2 est une vue en coupe schématique d'une structure de séparation de veine d'air selon l'état de la technique,
- la figure 3 est une vue en coupe schématique d'un premier mode de réalisation d'une structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur selon l'invention,
- la figure 4 est une vue en coupe schématique d'un deuxième mode de réalisation d'une structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur selon l'invention, et - la figure 5 est une vue en coupe schématique d'un troisième mode de réalisation d'une structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur selon l'invention, et
- la figu re 6 est un graph iq ue montrant l'efficacité acoustiq ue comparée des trois modes de réalisation.
A la figure 1 , on a représenté une vue en perspective d'un turboréacteur incorporant une structure de séparation de veine d'air. Le turboréacteur 1 comporte une première enveloppe 3 et une seconde enveloppe 5 qui limitent respectivement un flux froid 2 qui s'établit entre les première et seconde enveloppes, et un flux chaud 4 à l'intérieur de la seconde enveloppe 5. Le trièdre direct (xyz) 1 5 du dessin de la figure 1 est dirigé vers l'aval du turboréacteur, avec l'axe des y selon l'orientation de la poussée propulsive du turboréacteur.
Ainsi qu'il est connu, le flux froid est composé par l'air aspiré par une soufflante (non représentée) en amont du réacteur 1 . La soufflante est elle- même entraînée par l'arbre d'une turbine (non représentée) disposée en aval du turboréacteur et à l'intérieur de la seconde enveloppe 5. Pour entraîner la turbine, une fraction du flux d'air froid est prélevée pour une chambre de combustion (non représentée), d isposée en rel ation avec l a second e enveloppe 5 et dont les gaz de combustion entraînent la turbine avant de s'éjecter par une tuyère (non représentée) en aval, où ils se mélangent au flux froid propulsif.
Dans cette disposition, les première 3 et seconde 5 enveloppes portent des structures aérodynamiques qui peuvent générer de forts bruits acoustiques. Ainsi qu'il est connu, la disposition de structures acoustique alvéolaires, ici profilées aérodynamiquement, est connue dans l'état de la technique. Dans cet état de la technique, on dispose quatre structures selon deux genres différents :
- deux bifurcations, dites « 6H » (pour « 6 heures ») 9 et « 12H » (pour « 12 heures ») 7, dirigées le long de l'axe z du trièdre direct
15, verticalement au dessin ; et
- deux séparateurs radiaux, dits « beam splitters » 1 1 et 13 dirigés le long de l'axe x du trièdre direct 15, horizontalement au dessin.
Les deux séparateurs radiaux 1 1 et 13 sont réalisés chacun en une structure acoustique alvéolaire qui, de plus, est formée selon un profil a érod yn a m i q u e ad a pté à l a sé pa rat ion d e fl u x fro id à ce niveau du turboréacteur.
A la figure 2, on a représenté une vue en coupe schématique une structure acoustique alvéolaire dont le profil aérodynamique permet de l'utiliser comme structure de séparation de veine d'air (beam splitter).
La structure acoustiq ue alvéolaire de l'état de la technique comporte une paroi fermée 20 ou peau, présentant deux faces 20A et 20B opposées dans une section. La peau est acoustiquement transparente, c'est-à- dire qu'elle est susceptible de laisser passer les vibrations sonores aériennes dans les deux sens.
Cette peau peut être fabriquée à partir de plusieurs plis de verre (2 ou 3 typiquement), polymérisés pu is m icro-perforés (avec des trous de diamètre allant de 0,2 à 0,5 mm de diamètre, typiquement).
Préférentiellement, la peau est acoustiquement transparente parce qu'elle est, sur toute sa surface des faces opposées 20A et 20B, percée de trous de porosité déterminée selon les contraintes de tenue mécanique et des contraintes de transmission de l'énergie acoustique incidente à l'intérieur de la structure acoustique alvéolaire.
Le volume enclos entre les deux faces 20A et 20B est empli par un matériau alvéolaire au milieu duquel est montée une plaque centrale 21 massique qui tend à réfléchir les ondes sonores qui tentent de la franchir. La plaque centrale 21 sépare les alvéoles en un premier niveau d'un matériau alvéolaire comme l'alvéole 26 qui débouche sur la face 20A et les alvéoles d'un second niveau d'un matériau alvéolaire comme l'alvéole 27 qui débouche sur la face 20B.
Chaque alvéole est composée, dans la coupe de la section représentée à la figure 2, par deux parois massiques latérales 23 et 24. L'ouverture de l'alvéole 22 dirigée vers le haut de la figure 2 est obturée par la plaque centrale 21 massique, tandis que l'ouverture de l'alvéole 22 dirigée vers le bas de la figure 2 est obturée par la face 20B de la peau acoustiquement transparente 20. Les ondes sonores qui sont réfléchies par la plaque centrale 21 massique sont fortement atténuées par les parois massiques latérales 23 et 24 de l'alvéole 22, et seule une fraction de l'énergie acoustique incidente est réfléchie hors de la structure acoustique alvéolaire. L'ensemble est réputé comme cellule de filtrage acoustique à un seul degré de liberté « SDOF ». Pour augmenter le gain de filtrage acoustique d'une telle structure acoustique alvéolaire, il faut augmenter son épaisseur, ou distance entre les deux faces 20A et 20B de la peau 20. Or, quand cette structure acoustique alvéolaire est profilée selon des caractéristiques aérodynamiques comme pour réaliser un séparateur radial (beam splitter) pour turboréacteur, il n'est pas possible d 'accroître cette épa isseu r pou r amél iorer ses performan ces acoustiques.
A la figure 3, on a représenté une vue en coupe schématique d'un premier mode de réalisation d'une structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur selon l'invention.
La structure acoustique alvéolaire du premier mode de réalisation de l'invention comporte une paroi fermée 30 ou peau, présentant deux faces 30A et 30B dans une section. La peau est composée d'une alternance de zones acoustiquement transparentes, c'est-à-dire qu'elle est susceptible de laisser passer les vibrations sonores aériennes dans les deux sens, et de zones massiques réfléchissant les vibrations sonores aériennes dans les deux sens. Les deux niveaux 34 et 35 d'alvéoles, repris de la structure acoustique alvéolaire de l'état de la techn ique, sont séparés non pas par une plaque centrale massique comme dans l'état de la technique (figure 2), mais par un septu m poreux 31 susceptible de la isser passer les vibrations sonores aériennes dans les deux sens.
Ainsi, par rapport au chemin acoustique d'une onde sonore incidente sensiblement normale aux faces 30A et 30B, l'alternance des zones de la pea u 30 permet d 'opposer u ne zone acoustiquement transparente comme la zone 33 à une zone massique comme la zone 32, et plus loin, la zone massique 41 à la zone acoustiquement transparente 40. Il en résulte qu'une onde sonore incidente 42 sur la face 30B, pénètre à l'intérieur du prem ier n iveau 35 de matériau alvéolaire, traverse le septum poreux 31 , traverse le second niveau 34 d'alvéoles, se réfléchit sur la zone massique 41 de la face 30A, traverse à nouveau le second niveau 34 d'alvéoles, le septum poreux 31 , et le prem ier n iveau 35 d'alvéoles pour ressortir comme onde réfléchie 43 fortement affaiblie.
On remarque que les début et fin de zones alternées en regard, comme la zone acoustiquement transparente 40 et la zone massique 41 , sont alignées selon les normales 38 et 39 au septum poreux plan 31 . La répartition géométrique des zones alternées de la peau 30 est déterminée en fonction de la réponse acoustique désirée de la structure acoustique alvéolaire une fois en place dans le turboréacteur. Elle est alors parfaitement déterminée par construction de la structure acoustique alvéolaire. De même, la répartition des zones acoustiques de peau extérieure transparentes ou réflectives est déterminée par rapport à la répartition des alvéoles dans les deux niveaux 34 et 35 de matière alvéolaire.
Cette répartition de moyens pour combiner les différentes alvéoles sur au moins une partie de chemin acoustique du premier mode de réalisation de l'invention permet d'util iser entièrement l'épaisseur (c'est-à-dire la dimension de la structure acoustique alvéolaire mesurée selon la direction perpendiculaire au septum 31 , ou parallèle à la direction Z de la figure 1 lorsque cette structure est un séparateur radial ou « beam splitter » tel que 1 1 ou 13) de la structure acoustique alvéolaire, bien qu'elle soit profilée selon des critères aérodynamiques qui varient l'épaisseur le long de la section et qui empêchent d'accroître cette épaisseur pour des raisons de filtrage acoustique. Du fait que le trajet sonore utilise les deux niveaux 34 et 35 d'alvéoles, l'ensemble est qualifié comme cellule de filtrage acoustique à deux degrés de liberté « DDOF ».
A la figure 4, on a représenté une vue en coupe schématique d'un deuxième mode de réalisation d'une structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur selon l'invention.
La structure acoustique alvéolaire du deuxième mode de réalisation de l'invention comporte une paroi fermée 50 ou peau, présentant deux faces 50A et 50B dans la section représentée à la figure 4. La peau est composée d 'u n e alternance de zones acoustiquement transparentes, c' est-à-dire susceptibles de laisser passer les vibrations sonores aériennes dans les deux sens, et de zones massiques réfléchissant les vibrations sonores aériennes dans les deux sens, comme dans le premier mode de réalisation de l'invention (voir figure 3).
Mais, à la différence du premier mode de réalisation, la structure acoustique alvéolaire du deuxième mode de réalisation ne comporte qu'un seul niveau d'alvéoles (ou de matériau alvéolaire) de sorte qu'il n'est disposé aucune séparation centrale. Ainsi entre les zones alternées 52 et 53, limitées dans la section de la structure par les normales au plan médian 54 et 55, il s'établ it un chem in acoustique 56 de pleine épaisseur de la structure acoustique entre les parois latérales 57 et 58 de chaque alvéole. Le même genre de trajet acoustique se répète selon l'alternance des zones acoustiquement transparentes et des zones réflectives de la peau externe 50 du haut (face 50A) vers le bas (face 50B) ou dans le sens inverse. L'ensemble est qualifié comme cellule de filtrage acoustique à un degré de liberté « SDOF ».
A la figure 5, on a représenté une vue en coupe schématique d'un troisième mode de réalisation d'une structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur selon l'invention.
La structure acoustique alvéolaire du troisième mode de réalisation de l'invention comporte une paroi fermée 60 ou peau, présentant deux faces 60A et 60B dans une section. La peau est acoustiquement transparente sur au moins les deux faces opposées 60A et 60B de la peau externe 60, c'est-à-dire qu'elle est susceptible de laisser passer les vibrations sonores aériennes dans les deux sens. Les deux niveaux 64 et 65 d'alvéoles, repris de la structure acoustique alvéolaire de l'état de la technique, sont séparés, non pas par une plaque centrale massique comme dans l'état de la technique (figure 2), mais par un septum poreux 61 susceptible de laisser passer les vibrations sonores aériennes dans les deux sens, comme dans le premier mode de réalisation (Figure 3).
Pour combiner les différentes alvéoles sur au moins une partie de chemin acoustique de façon à utiliser entièrement l'épaisseur de la structure acoustique alvéolaire, le troisième mode de réalisation comporte une plaque 62 comportant une pluralité de pans. Les arêtes 70-1 à 70-6 de la plaque 62 formée par ces pans sont solidaires de la peau externe poreuse 60, alternativement sur les faces 60A et 60B. Le pas, ou distance, séparant deux arêtes est un paramètre de l'invention.
Pour la réalisation de la structure acoustique alvéolaire du troisième mode de l'invention, on commence par intégrer les pans formant la plaque 62 aux alvéoles 64 et 65, puis on vient coller l'ensemble ainsi obtenu aux faces 60A et 60B de la peau externe 60.
La plaque 62 peut être formée en plis de verre ou de carbone polymérisé.
A la différence des deux premiers modes de réalisation, un chemin acoustique incident d'un côté de la face 60A ou de la face 60B traverse le matériau alvéolaire à deux niveaux et/ou son septum poreux 61 médian sur une hauteur variable selon le point d'entrée entre deux arêtes de la plaque 62. Ainsi un chemin acoustique 65 d'entrée par la face 60B pénètre dans une alvéole 63 du premier niveau d'alvéoles 73, traverse le septum poreux 61 , puis une fraction de hauteur de l'alvéole 64 du second niveau d'alvéoles 72. Le chemin acoustique rencontre alors la réflexion sur le pan incliné en regard de la plaque 62 pour revenir par le même chemin.
Au même niveau de la section de la structure acoustique alvéolaire, mais du côté de la face 60A, un chemin acoustique incident 66 entre dans l'alvéole 64 de second niveau d'alvéoles 72 et rencontre immédiatement la réflexion sur le pan incliné en regard de la plaque 62.
Dans certaines au moins des alvéoles, le chemin acoustique présente une profondeur supérieure à la demi-épaisseur de la structure, et dans certaines de ces alvéoles telles que celles qui se situent au droit des arêtes 70-1 à 70-6 de la plaque 62, le chemin acoustique est de pleine épaisseur dans la structure : l'ensemble est qualifié comme cellule de filtrage acoustique à deux degrés de liberté « DDOF ».
A la figure 6, on a représenté un graphique montrant l'efficacité acoustique comparée des trois modes de réalisation. L'axe vertical porte le gain d'affaiblissement en puissance (en dB) et l'axe horizontal porte les fréquences de l'onde acoustique en Hertz.
La caractérisation du filtrage acoustique du deuxième mode de réalisation (figure 4) est représentée par la courbe intérieure référencée SDOF, celle du premier mode de réalisation (figure 3) est représentée par la courbe médiane référencée DDOF et celle du troisième mode de réalisation (figure 5) est représentée par la courbe extérieure référencée DDOF HVAR. On note que le spectre de filtrage est élargi progressivement entre le deuxième, puis le premier et enfin le troisième mode de réalisation et cet élargissement agit surtout vers les fréquences élevées.
La structure acoustique alvéolaire qui a été décrite aux trois modes de réalisation précités est applicable à un séparateur radial de turboréacteur ainsi qu'il a été exposé en appliquant à la structure acoustique alvéolaire choisie un profil aérodynamique convenable. Un turboréacteur équipé d'un tel séparateur radial (1 1 , 13 - figure 1 ) présente une émission acoustique réduite.
De plus, la structure acoustique alvéolaire qui a été décrite aux trois modes de réalisation précités est applicable à d'autres types de pièces d'un turboréacteur, parmi lesquels les aubes de redressement de flux comme des OGV (Outlet Guide Vane) à condition de recevoir un profil aérodynamique convenable.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Structure acoustique alvéolaire pour turboréacteur notamment, la structure étant du genre comportant :
- une paroi fermée (30 ; 50 ; 60) comprenant au moins deux faces (30A, 30B ; 50A, 50B ; 60A, 60B) comportant des zones acoustiquement transparentes (33, 40 ; 52 ; 60), cette paroi étant emplie par une pluralité (34, 35 ; 72, 73) d'alvéoles, et
- des moyens de réflexion acoustique (32, 41 ; 53 ; 62), disposés à l ' intérieu r de lad ite paroi fermée de sorte q ue le chem in acoustique (42, 43 ; 56 ; 65, 66) des vibrations sonores aériennes traversant lesdites zones acoustiquement transparentes, pénétrant à l'intérieur desdites alvéoles et se réfléchissant sur lesdits moyens de réflexion acoustique, présente dans au moins certaines desdites alvéoles une profondeur supérieure à la demi- épaisseur de ladite structure.
2. Structu re acoustiq ue alvéola ire selon la revend ication 1 , caractérisé en ce qu'elle comporte deux niveaux de matériau alvéolaire (34, 35) séparés par un septum poreux (31 ) médian et une peau extérieure (30) alternant d es zon es acoustiquement transparentes (40) et des zones acoustiquement réflectives (41 ), disposées de man ière à ce que une zone acoustiquement réflective (41 ) sur une face (30A ou 30B) de la peau extérieure s'oppose à une zone acoustiquement transparente (40) sur la face opposée (30B ou 30A) de la peau extérieure (30).
3. Structu re acoustiq ue alvéola ire selon la revend ication 1 , caractérisé en ce qu'elle comporte un seul niveau de matériau alvéolaire et une peau extérieure (50) alternant des zones acoustiquement transparentes (52) et des zones acoustiquement réflectives (53), disposées de manière à ce que une zone acoustiquement réflective (53) sur une première face (50A) s'oppose à une zone acoustiquement transparente (52) sur une seconde face (50B) de la peau extérieure (50).
4. Structu re acoustiq ue alvéola ire selon la revend ication 1 , caractérisé en ce qu'elle comporte deux niveaux de matériau alvéolaire (34, 35) séparés par un septum poreux (61 ) médian, une peau extérieure (60) acoustiquement transparente et une plaque (62) comportant une pluralité de pans inclinés (67, 68) acoustiquement réflecteurs, reliés par arêtes (70-1 , 70-2, ...) de sorte que les chemins acoustiques réalisés à travers les deux niveaux (34, 35) de matériau alvéolaire et le septum poreux (61 ) sont de profondeurs variables le long de la section de la structure.
5. Turboréacteur caractérisé en ce qu'il incorpore au moins une structure alvéolaire acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.
6. Turboréacteur selon la revendication 5, caractérisé en ce que la structure alvéolaire acoustique est dotée d'un profil aérodynamique pour réaliser un séparateur radial (1 1 , 13) entre une première enveloppe (3) et une seconde enveloppe (5) limitant un flux froid.
7. Turboréacteur selon la revendication 5, caractérisé en ce que la structure alvéolaire acoustique est dotée d'un profil aérodynamique pour réaliser au moins une aube de redressement de flux pour une turbine de génération de flux froid propulsé entre une première enveloppe (3) et une seconde enveloppe (5).
EP12819120.2A 2012-01-04 2012-12-28 Structure acoustique avéolaire pour turboréacteur et turboréacteur incorporant au moins une telle structure Withdrawn EP2800878A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1250073A FR2985287B1 (fr) 2012-01-04 2012-01-04 Structure acoustique alveolaire pour turboreacteur et turboreacteur incorporant au moins une telle structure
PCT/FR2012/053094 WO2013102724A1 (fr) 2012-01-04 2012-12-28 Structure acoustique avéolaire pour turboréacteur et turboréacteur incorporant au moins une telle structure

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2800878A1 true EP2800878A1 (fr) 2014-11-12

Family

ID=47628337

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP12819120.2A Withdrawn EP2800878A1 (fr) 2012-01-04 2012-12-28 Structure acoustique avéolaire pour turboréacteur et turboréacteur incorporant au moins une telle structure

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9670878B2 (fr)
EP (1) EP2800878A1 (fr)
CN (1) CN104114817A (fr)
BR (1) BR112014013202A2 (fr)
CA (1) CA2857171A1 (fr)
FR (1) FR2985287B1 (fr)
RU (1) RU2014131244A (fr)
WO (1) WO2013102724A1 (fr)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3029573B1 (fr) * 2014-12-05 2019-04-05 Airbus Operations (S.A.S.) Inverseur de poussee pour un ensemble moteur d'aeronef, nacelle et ensemble moteur correspondants
US10332501B2 (en) * 2017-02-01 2019-06-25 General Electric Company Continuous degree of freedom acoustic cores
US11059559B2 (en) 2018-03-05 2021-07-13 General Electric Company Acoustic liners with oblique cellular structures
US11047304B2 (en) 2018-08-08 2021-06-29 General Electric Company Acoustic cores with sound-attenuating protuberances
US10823059B2 (en) 2018-10-03 2020-11-03 General Electric Company Acoustic core assemblies with mechanically joined acoustic core segments, and methods of mechanically joining acoustic core segments
US11434819B2 (en) 2019-03-29 2022-09-06 General Electric Company Acoustic liners with enhanced acoustic absorption and reduced drag characteristics
CN111580922A (zh) * 2020-05-15 2020-08-25 北京字节跳动网络技术有限公司 应用程序的互动消息展示方法、装置及可读存储介质
US11668236B2 (en) 2020-07-24 2023-06-06 General Electric Company Acoustic liners with low-frequency sound wave attenuating features
US11970992B2 (en) 2021-06-03 2024-04-30 General Electric Company Acoustic cores and tools and methods for forming the same
FR3124016B1 (fr) * 2021-06-15 2024-01-05 Safran Nacelles Panneau de traitement acoustique renforcé pour un ensemble propulsif d’aéronef
US12142253B2 (en) 2021-10-05 2024-11-12 General Electric Company Solid adhesive film for acoustic liner and method
US11965425B2 (en) 2022-05-31 2024-04-23 General Electric Company Airfoil for a turbofan engine
US12312969B2 (en) 2023-01-17 2025-05-27 General Electric Company Airfoils for turbofan engines

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3820628A (en) * 1972-10-02 1974-06-28 United Aircraft Corp Sound suppression means for rotating machinery
US3948346A (en) * 1974-04-02 1976-04-06 Mcdonnell Douglas Corporation Multi-layered acoustic liner
US4257998A (en) * 1978-05-01 1981-03-24 The Boenig Company Method of making a cellular core with internal septum
GB2038410B (en) * 1978-12-27 1982-11-17 Rolls Royce Acoustic lining utilising resonance
US5782082A (en) * 1996-06-13 1998-07-21 The Boeing Company Aircraft engine acoustic liner
US6619913B2 (en) * 2002-02-15 2003-09-16 General Electric Company Fan casing acoustic treatment
US7018172B2 (en) * 2003-12-22 2006-03-28 United Technologies Corporation Airfoil surface impedance modification for noise reduction in turbofan engines
US7540354B2 (en) * 2006-05-26 2009-06-02 United Technologies Corporation Micro-perforated acoustic liner
FR2915522A1 (fr) * 2007-04-30 2008-10-31 Airbus France Sas Panneau acoustique a caracteristique acoustique variable
US7607287B2 (en) * 2007-05-29 2009-10-27 United Technologies Corporation Airfoil acoustic impedance control
JP2009062977A (ja) * 2007-08-15 2009-03-26 Rohr Inc 線形音響ライナー
US9085592B2 (en) * 2009-09-16 2015-07-21 Ranbaxy Laboratories Limited Process for the preparation of fosamprenavir calcium
WO2011034469A1 (fr) * 2009-09-17 2011-03-24 Volvo Aero Corporation Panneau d'atténuation du bruit et élément de turbine à gaz comportant un panneau d'atténuation du bruit

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *
See also references of WO2013102724A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
US9670878B2 (en) 2017-06-06
CA2857171A1 (fr) 2013-07-11
CN104114817A (zh) 2014-10-22
RU2014131244A (ru) 2016-02-27
BR112014013202A2 (pt) 2017-06-13
FR2985287A1 (fr) 2013-07-05
WO2013102724A1 (fr) 2013-07-11
US20140341744A1 (en) 2014-11-20
FR2985287B1 (fr) 2018-02-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2800878A1 (fr) Structure acoustique avéolaire pour turboréacteur et turboréacteur incorporant au moins une telle structure
EP2142779B1 (fr) Panneau acoustique a caracteristique acoustique variable
EP3237741B1 (fr) Panneau d'atténuation acoustique pour nacelle de turboréacteur
CA2602168C (fr) Moteur d'helicoptere a turbine a gaz a emission sonore reduite par traitement acoustique d'un ejecteur
FR2787513A1 (fr) Dispositif d'echappement multicanal de turbomachine traite acoustiquement
EP3839238A1 (fr) Cône de sortie d'un ensemble propulsif d'aéronef formant un système de traitement acoustique à au moins deux degrés de liberté
WO2018020174A1 (fr) Panneau d'atténuation acoustique pour ensemble propulsif d'aéronef et ensemble propulsif comportant un tel panneau
EP4042407B1 (fr) Panneau d'atténuation acoustique pour onde basses fréquences
EP3552951A1 (fr) Panneau d'atténuation acoustique pour aéronef présentant des propriétés d'absorption acoustique combinées
EP3792469B1 (fr) Entrée d'air, nacelle, ensemble propulsif et aéronef à lèvre rainurée
FR3143169A1 (fr) Ame alveolaire optimisee et panneau d’attenuation acoustique la comprenant pour une turbomachine d’aeronef
FR2962586A1 (fr) Panneau pour le traitement acoustique
FR3078107A1 (fr) Nacelle de turbomachine a parois acoustiquement poreuses
EP3914820B1 (fr) Dispositif de réduction de bruit avec structure en nid d'abeille à perçage oblique
EP4002352A1 (fr) Coque de peau résistive intégrant des bandes métalliques perforées, et paroi interne acoustique d'une entrée d'air d'aéronef formée à partir de telles coques de peau résistive
EP4609384A1 (fr) Procede de formation d'une structure d'attenuation acoustique dotee de cellules en s
EP3723081A1 (fr) Procédé de fabrication d'une couche poreuse d'une structure d'absorption acoustique, couche poreuse d'une structure d'absorption acoustique ainsi obtenue et structure d'absorption acoustique comprenant ladite couche poreuse
EP4482738B1 (fr) Dispositif d'absorption acoustique
WO2026003446A1 (fr) Panneau d'atténuation acoustique pour turbomachine d'aéronef
FR3016390A1 (fr) Aube supprimant les reflexions acoustiques, et turbomachine
WO2024236244A1 (fr) Structure d'attenuation acoustique dotee de cellules en s a barrieres drainees et son procede de fabrication
FR3164049A1 (fr) Dispositif d’isolation acoustique pour un aéronef
FR3161597A1 (fr) Procédé de fabrication d’une âme alvéolaire pour panneau d’atténuation acoustique
FR3105553A1 (fr) Système de traitement acoustique à au moins deux degrés de liberté comportant un revêtement quart d’onde permettant le passage d’ondes acoustiques dans un résonateur à mode de cavité
FR3127787A1 (fr) Tuyère d’éjection d’air pour nacelle, traitée acoustiquement

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20140624

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
17Q First examination report despatched

Effective date: 20161118

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SAFRAN NACELLES

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20181011

RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: CAZUC, XAVIER

Inventor name: JORET, JEAN-PHILIPPE

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20190222