EP4413245A1 - Tuyere de sortie equipee de chevrons pour propulseur aeronautique - Google Patents

Tuyere de sortie equipee de chevrons pour propulseur aeronautique

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Publication number
EP4413245A1
EP4413245A1 EP22789977.0A EP22789977A EP4413245A1 EP 4413245 A1 EP4413245 A1 EP 4413245A1 EP 22789977 A EP22789977 A EP 22789977A EP 4413245 A1 EP4413245 A1 EP 4413245A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
trailing edge
pattern
chevrons
outlet nozzle
aeronautical
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.)
Pending
Application number
EP22789977.0A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Fernando GEA AGUILERA
Guillaume Michel Marcel BODARD
Jean-Michel Daniel Paul BOITEUX
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 Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4413245A1 publication Critical patent/EP4413245A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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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
    • F02K1/46—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
    • 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
    • F02K1/46—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
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to the general field of aeronautical thrusters, and applies more particularly to aircraft turbojets and turboprops, in particular of the large-diameter type, but not exclusively.
  • the invention relates in particular to a gas ejection nozzle fitted to an aeronautical turbomachine, and relates in particular to the reduction of jet noise at the outlet of such an ejection nozzle.
  • aeronautical propellants with a high bypass ratio (“ByPass Ratio" -BPR- in English), for example bypass ratios greater than 10, and large diameter, that is to say having diameters greater than 1.5 m, in order to increase the propulsive efficiency of the turbojet engines and to reduce their fuel consumption, as well as the emissions of polluting gases.
  • the aeronautical propellants can be thermal engines, in particular turboshaft engines, turbojets, turbofans with a high bypass ratio, turbofans with gears or with a speed reduction box, turbojets with counter-rotating turbines, electric motors, hydrogen engines, or motors thermal and/or electric and/or hydrogen hybrids.
  • Aircraft propellants may include multiple engines, and the power sources for the engines may be kerosene-based fuels, aviation gasoline, diesel, aviation biofuels, electricity, or hydrogen. It should be noted that the term “turbojet” designates a gas turbine device providing, by reaction to the high-speed ejection of hot gas, a thrust which contributes to propulsion.
  • UHBR Ultra High Bypass Ration
  • VPF Variable Pitch Fan
  • turboprop refers to a gas turbine engine whose thrust is mainly obtained by the traction of the variable-pitch propeller.
  • the generated jet noise is represented by the circular arcs in broken lines.
  • the jet noise is mainly due to the high speed airflow outlet coming from the primary flow F1 (and/or the secondary flow F2), which produces a noise broadband which dominates at low frequency.
  • the jet interacts with the boundary layer CL which develops on the internal/external surface on the nacelle 20 (or the casing 10) of the turbomachine, which gives rise to a shear layer CS.
  • the jet can also interact with the wakes at the top or at the bottom of the blades/blades of stators or structural arms, for example the outlet guide vanes 30 (known as OGV for “Outlet Guide Vanes” in English), or the vanes of the exhaust casing 40 (known as TRF for "Turbine Rear Frame” in English) downstream of the low pressure turbine, close to the exit plane of one or more exhaust nozzles 12, 22 of the exhaust gases the turbomachine.
  • the flow at the foot or The tip of a blade may exhibit separations (known as “stall” flows or recirculation zones) at certain speeds or operating points of the turbomachine. These phenomena can also contribute to jet noise.
  • turbomachine architectures have a short nacelle 20 in the shrouded engines, in order to reduce drag, which reduces the distance between the stator vanes/blades 30, 40 and the nozzle exit plane. 12, 22 and promotes phenomena inducing jet noise.
  • a solution known per se consists in arranging chevrons along the trailing edge of the outlet nozzles, allowing jet noise to be reduced, because promoting the mixing of the shear layer at the interface of two flows with different speeds. In addition, they serve to reduce trailing edge noise, which is related to the passage of a turbulent boundary layer through the trailing edge of the housing or nacelle.
  • This presentation relates to an outlet nozzle for an aeronautical propellant, the outlet nozzle being intended to extend around a central axis and to be arranged downstream of at least one stator vane of the propellant, an edge of the outlet nozzle comprising a plurality of chevrons distributed circumferentially around the central axis, said trailing edge comprising:
  • At least one first trailing edge pattern intended to extend, in an azimuthal direction, over an angular range A0 including the at least one stator vane, the first pattern being a portion of the trailing edge comprising at least one chevron or being a portion of the trailing edge having no chevron, and
  • At least one second trailing edge pattern intended to extend, in the azimuthal direction, over an angular range A0' not including the at least one stator vane, the second pattern being a portion of the trailing edge comprising at least one chevron or being a portion of the trailing edge having no chevron and being distinct from the first pattern.
  • upstream is defined according to a direction of normal flow of the air through the turbomachine, along the central axis, i.e. that is to say along the axis of rotation of the turbomachine.
  • radial is considered with respect to the central axis of the nozzle, in other words with respect to the axis of rotation of the turbomachine with which the axis center of the nozzle can be confused.
  • chevron is understood to mean an irregularity along the trailing edge of the nozzle, characterized by the presence of a protrusion (or apex) and/or an indentation (or hollow), relative to a reference plane defined by the trailing edge if the latter does not include any chevrons.
  • a trailing edge pattern is a portion of the perimeter of the trailing edge extending over an azimuthal length, in other words over a predetermined angular range, and also having a predetermined geometry.
  • a first pattern is defined as extending over an angular range A0 including a stator vane arranged upstream of the trailing edge.
  • the stator vane in a front view of the outlet nozzle, perpendicular to the reference plane defined by the trailing edge and parallel to the central axis, the stator vane, then arranged behind the trailing edge according to this view is within the angular range A0 delimiting the first pattern.
  • each first pattern extends over a range A0 including one of the stator vanes
  • each second pattern extends over a range A0' not including a stator vane.
  • first pattern or the second trailing edge pattern is defined as a portion of the trailing edge comprising at least one chevron, or no chevron. It is understood that in the case where the first pattern or the second trailing edge pattern is a portion of the trailing edge having no chevron, this portion is straight, that is to say included in the plane of reference defined above. In a preferred embodiment of the invention, the first trailing edge pattern is a portion of the trailing edge having no chevron, and the second trailing edge pattern is a portion of the trailing edge having at least one chevron.
  • the various trailing edge patterns are positioned taking into account the azimuthal position of the stator vanes arranged upstream of the outlet nozzle, and capable of generate jet noises as described above.
  • the first and the second patterns are different so as to take into account the presence or not of a blade in upstream of the trailing edge. It is thus possible to adapt the structure of the patterns, in particular the number and/or the shape of the chevrons, according to the position, the orientation or the shape of the blades, so as to improve noise reduction. It is in particular possible to adapt the structure of the patterns according to the local particularities of the turbomachine and the specificities of the flow at the level of the outlet nozzle.
  • a trailing edge curve is a curve describing the shape of the trailing edge of the nozzle in a view perpendicular to the central axis, a portion of the trailing edge comprising at least one chevron being an interval of the trailing edge curve in which said curve comprises at least one maximum between the two ends of the interval, and a portion of the trailing edge having no chevron being an interval of the trailing edge curve wherein said curve is constant.
  • the first trailing edge pattern is a portion of the trailing edge comprising at least one chevron, the second trailing edge pattern being different from the first trailing edge pattern by at least one, preferably at least two of the number, amplitude, width, spacing or geometry of the chevrons.
  • the presence of structural arms, for example, in the internal air flow upstream of the outlet nozzle can impact the axi-symmetry of the jet.
  • the fact of arranging second patterns differing by at least one, preferably at least two parameters for example the fact of increasing the number of chevrons and/or of increasing the amplitude and/or of reducing the spacing or the width of the chevrons locally, near the vanes or elements that can interact with the jet (for example, a pylon, an airfoil and/or a high-lift device for the airfoil) makes it possible to improve the mixing of the jet and therefore to break up large vortex structures before interacting with neighboring elements.
  • the first trailing edge pattern and/or the second trailing edge pattern are not homothetic geometric patterns. It is understood in this case that the second trailing edge pattern is not obtained by a transformation of the first trailing edge pattern resulting from an enlargement or a reduction of the latter, but preferably from a modification of the number of rafters or their geometry, for example.
  • the second trailing edge pattern is a portion of the trailing edge comprising at least two chevrons.
  • the first trailing edge pattern is a portion of the trailing edge having no chevron, the second trailing edge pattern being a portion of the trailing edge comprising at least two chevrons.
  • the at least one first pattern and/or the at least one second trailing edge pattern comprises at least two chevrons of different amplitudes and/or widths and/or geometries.
  • the same pattern can comprise chevrons that are distinct from each other, and differ in particular in their amplitude and/or their width, and/or their geometry. It is thus possible to adapt the structure of a pattern according to the local structure of the flow.
  • the at least one first pattern and/or the at least one second trailing edge pattern comprise two chevrons so as to form at least one gap between said at least two chevrons
  • the at least a gap is filled at least in part with a porous material.
  • a porous material is placed in said at least one gap, so as to occupy at least part of the space left free between the two rafters.
  • Porous materials for example metal foams, have the advantage of having good sound absorption properties.
  • these porous materials can effectively reduce broadband and low frequency noise. These characteristics are particularly advantageous with respect to jet noise and make it possible to further reduce the latter.
  • the porous materials allow a silent relaxation of the jets.
  • the at least one first pattern and/or the at least one second trailing edge pattern comprise two chevrons so as to form at least one gap between said at least two chevrons
  • the at least a gap is filled at least in part by a plurality of metal strips.
  • metal slats are arranged in said at least one interval, so as to occupy at least part of the space left free between the two rafters.
  • the metal strips have an amplitude h and a width E such that h/E>10.
  • porous materials it is possible to promote gradual mixing of the jet and therefore to attenuate the noise of the jet by visco-elastic phenomena. thermal thanks to metal lamellae formed by a plurality of grooves, or slots, made along the trailing edge of the nozzle, thus forming a metal brush structure making it possible to reduce jet noise.
  • the outlet nozzle includes an upstream portion, and an annular cowl configured to be detachably attached to the upstream portion, a downstream end of the annular cowl including the plurality of chevrons.
  • the annular cowl comprising the trailing edge of the outlet nozzle and the plurality of chevrons can be dismantled with respect to the rest of the nozzle, in particular the upstream portion. This makes it possible to easily remove and replace the rafters during maintenance operations or in the event of damage to the rafters.
  • This presentation also relates to an aeronautical thruster configured to accommodate at least one internal air flow, comprising at least one outlet nozzle according to any one of the preceding embodiments and through which the at least one flow is ejected. internal air, and at least one stator vane disposed upstream of the outlet nozzle.
  • S/C ⁇ 5 where S is the distance between the trailing edge of the at least one stator vane at a recess of the stator vane on a casing, or a hub, or nacelle of the thruster and the point of the trailing edge of the exit nozzle closest to the stator vane in the direction of the central axis, and C is the chord of the measured stator vane at the level of the recess.
  • the aeronautical thruster comprises N stator vanes, where N>2, distributed circumferentially around the central axis, N first trailing edge patterns each extending over an angular range A0 including the 'one of the N blades, and N second trailing edge patterns distinct from the first patterns and each extending over an angular range A0' not including any of the N blades, the number of first patterns distinct from each other being between 1 and N, and the number of second patterns distinct from each other being between 1 and N. It will be noted that N can be between 3 and 80.
  • the first patterns are arranged at the azimuthal positions corresponding to the stator vanes, and the second patterns are arranged in an interval between two first patterns, corresponding to azimuthal positions not comprising any stator vane.
  • the main axis of the blade is the pitch change axis when the blades are variable-pitch stator vanes.
  • the pitch angle of the stator vanes may be different depending on the operating point of the thruster, in particular in cruise, on landing or on takeoff. Therefore, a variation in the pitch angle of the blades can give rise to a variation in the direction of the flow downstream of the stator vanes (if, for example, the flow is not completely straightened by the stators ), or to a variation in the width of the wakes of the stators or in their azimuthal positions at the level of the exit plane of the nozzle.
  • these angular range values A0 make it possible to ensure optimum operation regardless of the variation in the pitch angle of the stator vanes.
  • the main axis of the blade is the axis perpendicular to the central axis and passing through the trailing edge of the blade at a recess of the stator blade on a casing, a hub, or a nacelle of the thruster, when the vanes are fixed-pitch stator vanes.
  • the aeronautical propellant is a turbofan engine.
  • the aeronautical propellant is a ducted turbofan engine comprising a first outlet nozzle through which a first internal air flow is ejected and a second outlet nozzle through which a second air flow is ejected. internal air, a trailing edge of each of the first and second outlet nozzle comprising a plurality of chevrons, at least one first stator vane being disposed in the first internal air flow upstream of the first outlet nozzle outlet, and at least one second stator vane being disposed in the second internal air flow upstream of the first outlet nozzle and of the second outlet nozzle, the trailing edge of each of the first and the second outlet nozzle comprising at least a first pattern and at least a second trailing edge pattern.
  • each of the first and the second outlet nozzle comprises first patterns arranged at azimuthal positions corresponding to the positions of the first stator vanes and the second stator vanes respectively. It is thus possible to adapt the structures of the trailing edge patterns on each of the outlet nozzles, according to the local specificities of each of the internal flows and of each of the nozzles, thus making it possible to reduce the jet noise from the twin thruster streamlined flow.
  • the aeronautical propellant is an unducted turbofan engine comprising an outlet nozzle, an internal surface of which delimits the internal air flow and an external surface of which delimits an external air flow, an trailing edge of the outlet nozzle comprising a plurality of chevrons, at least one first stator vane being disposed in the internal air flow upstream of the outlet nozzle.
  • the first stator vane is a fixed TRF vane of the exhaust casing.
  • the aeronautical thruster comprises at least a second stator vane arranged in the external air flow upstream of the outlet nozzle, the trailing edge of the outlet nozzle comprising at least a first pattern and at least one second trailing edge pattern, the at least one first pattern being arranged such that the angular range A0 over which it extends includes the blade axially closest to the trailing edge, among the at least at least one first stator vane and the at least one second stator vane.
  • the at least one first pattern is arranged such that the angular range A0 over which it extends includes the blade for which the S/C ratio is the lowest, among the at least at least one first stator vane and the at least one second stator vane.
  • the stator vanes fixed on the external face and the internal face of a casing, a hub or a nacelle of the unducted thruster are likely to generate jet noises at the level of the outlet nozzle upstream of which it is located.
  • the fact of arranging the different trailing edge patterns, in particular the first patterns, according to the azimuthal positions of the blades closest to the trailing edge of the outlet nozzle, or whose S/C ratio is the lowest, allows to optimize jet noise reduction.
  • the variation of the patterns in the azimuthal direction is not monotonous.
  • the thruster comprises N stator vanes, N first distinct patterns and N second distinct patterns, in other words a total of 2*N distinct patterns
  • the variation of the patterns along the circumference of the trailing edge n is not solely a decrease in the amplitude of the chevrons, for example, but may alternate between increases and decreases in amplitude, and also include variations in the width and/or the spacing and/or the geometry of the herringbone.
  • the outlet nozzle comprises a third trailing edge pattern extending over an angular range including a pylon for attaching the thruster to an aircraft wing, the third trailing edge pattern being a portion of the trailing edge having no chevron.
  • the thruster When the thruster is installed in an aircraft, the presence of a pylon (or mast) and/or of the wing can also have an effect on the expansion of the jet. Consequently, the fact of having a third trailing edge pattern, preferably not comprising a chevron, makes it possible to improve the reduction of jet noise.
  • Figure 1 schematically represents a partial sectional view of a streamlined turbomachine according to the prior art
  • FIG. 2 Figure 2 schematically represents a partial sectional view of an unducted turbomachine according to the prior art
  • FIG. 3A schematically represents a partial cross-sectional view of a shrouded turbomachine according to a first embodiment in accordance with the invention
  • FIG. 3B schematically represents a partial cross-sectional view of a non-shrouded turbomachine according to the first embodiment
  • FIG. 4 schematically shows a side view of an outlet nozzle of the turbomachine of Figure 3A
  • FIG. 5 schematically represents a side view and a rear view, with respect to the central axis of the turbomachine, of an example of an unducted turbomachine according to the first embodiment
  • FIGS. 6A to 6H schematically show rear views of the unducted turbomachine of FIG. 5, according to various examples in accordance with the first embodiment
  • FIGS. 7A to 7F schematically represent side views of the outlet nozzle of the unducted turbomachine of FIG. 5, according to various examples conforming to the first embodiment,
  • FIG. 8 schematically represents side views of an outlet nozzle illustrating alternative examples in accordance with the first embodiment
  • FIG. 9 schematically represents a rear view of the turbomachine of FIG. 3A, according to an example conforming to the first embodiment
  • FIG. 10 Figure 10 schematically shows side views of an outlet nozzle of a turbomachine according to a second embodiment
  • FIG. 11 Figure 11 schematically shows side views of an outlet nozzle of a turbomachine according to a third embodiment
  • Figure 12 schematically shows side views of an outlet nozzle of a turbomachine according to a fourth embodiment.
  • the aeronautical thrusters are turbomachines.
  • upstream the terms “upstream”, “downstream” and their derivatives are defined with respect to the direction of gas flow in the turbomachine along the central axis A of the turbomachine.
  • radial the terms “circumferential”, “azimuthal direction” and their derivatives are also defined with respect to the central axis A.
  • FIGS. 3A and 3B represent respectively a shrouded (for example of the UHBR or VPF type) and non-shrouded (for example of the CROR or USF type) turbomachine, on which a device in accordance with the present description can be applied.
  • FIG. 3A represents a ducted turbomachine 1, with a central axis of rotation A.
  • the turbomachine according to the prior art described with reference to FIG. 1 it comprises in particular a casing 10 whose internal surface delimits a primary internal flow, and a nacelle 20 whose internal surface delimits a secondary internal flow.
  • a first outlet nozzle 12 is arranged at a downstream end of the casing 10, the primary internal flow being ejected by said first outlet nozzle 12.
  • a second outlet nozzle 22 is arranged at a downstream end of the nacelle 20, the internal flow secondary being ejected by said second outlet nozzle 22.
  • At least one stationary vane of the exhaust casing 40 (referred to as the TRF vane in the remainder of the description) is arranged in the primary internal flow, upstream of the first outlet nozzle 12, more precisely upstream of a trailing edge 122 of the first outlet nozzle 12.
  • the TRF is the last blade wheel in the primary internal flow of the turbomachine 1, located downstream of the low pressure turbine and making it possible to evacuate air at high temperature from the combustion chamber and the high/low pressure turbine stages.
  • the number of TRF blades 40 is typically around 10.
  • At least one outlet guide vane 30 (referred to as the OGV vane in the remainder of the description) is arranged in the secondary internal flow, upstream of the second outlet nozzle 22, more precisely upstream of an edge leakage 222 from the second outlet nozzle 22.
  • the OGV is a fixed wheel arranged downstream of the fan 2, in the secondary internal flow of the streamlined turbomachine 1, and allowing the gyration of the flow to be straightened.
  • the number of blades 30 that the OGV wheel comprises can be between 30 and 60. This example is not limiting, the invention being able to apply to the outlet nozzles arranged downstream of the structural arms, themselves arranged in downstream of the OGV blades, or integrated into the OGV.
  • S1 represents the distance between the trailing edge of a blade 40 at the level of its embedding on the internal face of the casing 10, and the point of the trailing edge 122 of the first outlet nozzle 12 the furthest close to the blade 40, in the direction of the central axis A.
  • C1 is the chord of the blade 40 measured at the level of said recess.
  • C1 is the axial distance between the leading edge and the trailing edge of the blade 40 at said recess.
  • S2 represents the distance between the trailing edge of a blade 30 at the level of its embedding on the outer face of the casing 10, and the point of the trailing edge 122 of the first outlet nozzle 12 closest to the blade 30 .
  • C2 is the chord of blade 30 measured at the level of said recess.
  • S2' represents the distance between the trailing edge of the blade 30 at the level of its embedding on the internal face of the nacelle 20, and the point of the trailing edge 222 of the second outlet nozzle 22 closest to blade 30.
  • C2' is the chord of blade 30 measured at said recess.
  • FIG. 3B represents an unducted turbomachine 1′, with a central axis of rotation A. It comprises a casing 10′, the internal surface of which delimits a primary internal flow, and the external surface of which delimits an external flow. secondary. An outlet nozzle 12' is arranged at a downstream end of the casing 10', the primary internal flow being ejected by said outlet nozzle 12'.
  • the turbomachine 1 comprises an unducted propeller having a plurality of blades
  • the unducted turbomachine 1′ is of the USF type comprising stator blades 32 arranged downstream of the rotor blades 31. the dawns
  • stator 32 of the stator are preferably fixed with variable pitch around a pitch change axis X2.
  • the invention is nevertheless applicable to fixed-pitch stator vanes 32 .
  • the number of vanes 32 is preferably between 5 and 20.
  • At least one stationary vane 40 of TRF is arranged in the primary internal flow, upstream of the outlet nozzle 12', more precisely upstream of an edge of leak 122' from outlet nozzle 12'.
  • S1 represents the distance between the trailing edge of a blade 40 at the level of its embedding on the internal face of the casing 10', and the point of the trailing edge 122' of the outlet nozzle 12' closest to the blade 40, in the direction of the central axis A.
  • C1 is the chord of the blade 40 measured at the level of said recess.
  • S2 represents the distance between the trailing edge of a blade 32 at the level of its embedding on the external face of the casing 10', and the point of the trailing edge 122' of the outlet nozzle 12' closest of blade 32.
  • C2 is the chord of blade 32 measured at said recess.
  • Each of the turbomachines in accordance with the present description and represented in FIGS. 3A and 3B are large-diameter turbomachines, having a main diameter D, which may be the diameter of the fan in the case of the ducted turbomachine, or the diameter of the upstream rotor in the case of the unducted turbomachine, such that D>1.5 m.
  • the value of this ratio makes it possible to reduce the distance between the stator vanes 30, 32, 40 and the nozzle outlet plan. However, this also promotes increased jet noise.
  • the outlet nozzles in accordance with the present disclosure comprise, along their trailing edge, a plurality of chevrons 4 distributed circumferentially around the central axis A, representing both the 'central axis of the nozzle 12, 12', 22 and the axis of rotation of the turbomachine 1, 1'.
  • Figure 4 shows a trailing edge 122 of the outlet nozzle 12 of Figure 3A. This example is not limiting and could apply in the same way to the outlet nozzle 22 of the nacelle 20, or to the outlet nozzle 12' of the unducted turbomachine 1'.
  • a chevron 4 corresponds to an irregularity along the trailing edge 122, characterized by the presence of a protuberance and/or an indentation, with respect to a reference plane P defined by the trailing edge 122 in the case where the latter would not include any chevron.
  • the reference plane P forms an angle a with respect to the central axis A, the angle a possibly being equal to 90° or different from 90°, so that the outlet plane of the nozzle can be inclined relative to the central axis A.
  • the angle a is between 40° and 140°.
  • the rafters 4 can extend downstream parallel to the central axis A, or be inclined with respect to the latter.
  • the angle between the axis along which a chevron 4 extends downstream and the central axis A can be between -60° and 60°, preferably between -15° and 15°.
  • the chevrons 4 are protrusions projecting from the reference plane P downstream.
  • the geometry of the chevrons 4 is not limited, the latter possibly being of triangular shape (as in FIG. 4), corrugated or crenellated, for example.
  • the chevrons 4 can also vary by their amplitude, that is to say their axial length from the reference plane P, their width, that is to say their azimuthal length along the trailing edge 122 at the level of the plane P, or their spacing, that is to say the azimuthal distance between the peaks (or troughs) of two adjacent rafters 4.
  • an amplitude h of the chevrons 4 is defined, and in particular an amplitude h(0), which is the amplitude of a chevron 4 as a function of the azimuthal position 0 along the trailing edge 122.
  • the function h(0) can be a combination of linear, parabolic, sinusoidal, hyperbolic, exponential or logarithmic functions.
  • the amplitude of the chevrons can be defined by the following function:
  • the trailing edge 122 comprises at least one first trailing edge pattern M1, and at least one second trailing edge pattern M2.
  • first pattern M1 is characterized by a portion of the trailing edge 122 comprising at least one chevron 4, or a portion of the trailing edge 122 having no chevron.
  • the first pattern M1 corresponds to a portion of the trailing edge 122 not comprising a chevron 4.
  • the trailing edge 122 remains included in the reference plane P on this portion.
  • the second pattern M2 is characterized by a portion of the trailing edge 122 comprising at least one chevron 4, and is distinct from the first pattern M1.
  • the first and second patterns M1 and M2 alternate one after the other around the axis A in the azimuthal direction.
  • a first pattern M1 is necessarily arranged between two second patterns M2, and vice versa.
  • the patterns M1 and M2 are not only are the patterns M1 and M2 different from each other, but each of the first patterns M1 are not necessarily identical to each other, and each of the second patterns M2 are not necessarily identical to each other as well.
  • the first two patterns M1 visible in FIG. 4 are identical and are portions of the trailing edge 122 devoid of chevrons 4.
  • the second patterns M2 are different from each other. In particular, among the second patterns M2 visible in FIG.
  • FIG. 5 illustrates in more detail how the first patterns M1 and the second patterns M2 are respectively arranged with respect to the stator vanes.
  • the non-limiting example represented in FIG. 5 is an unducted turbomachine 1′ of the USF type, the characteristics of which are identical to the turbomachine represented in FIG. 3B will not be repeated. It will be noted that the distance S between the trailing edge of the blades 32 and the point of the trailing edge 122' of the outlet nozzle 12' closest to the blade 32, and the chord C of the blades 32 measured at the level of their embedding, verify S/C ⁇ 5.
  • the trailing edge 122' comprises a plurality of chevrons 4 projecting from the reference plane P.
  • the number and the structure of the patterns are determined according to the number N and the azimuthal position of the stator blades, in particular of the blades respecting the relationship Si/Ci ⁇ 5.
  • N 10, where N is the number of blades 32.
  • the number of first patterns M1 different from one another is between 1 and N.
  • the number of second patterns M2 different from one another is between 1 and N.
  • the total number of different patterns can be between 2 and 2*N.
  • there are only two different patterns the first patterns M1 being all identical to each other, and the second patterns M2 also being all identical to each other. Nevertheless, as indicated previously, this configuration is not limiting, the patterns M1 and M2 being respectively able to be different from one another.
  • the first patterns M1 are arranged such that each of them extends in the azimuthal direction over an angular range A0, preferably centered on the axis X2 of change in pitch of a blade 32 , including this blade 32.
  • each blade 32 is arranged inside the interval delimited by the angular range A0, defining the first pattern M1.
  • the first patterns M1 are all identical to each other as indicated above, and characterized by a portion of the trailing edge 122' not comprising a chevron 4.
  • the trailing edge 122' does not include a chevron 4.
  • the second patterns M2 also all identical to one another, are characterized by a portion of the trailing edge comprising three chevrons 4.
  • the trailing edge 122' comprises three chevrons 4.
  • each second pattern M2 the three chevrons 4 are identical to one another, and in particular have the same amplitude, the same geometric shape and the same width.
  • this configuration is not limiting as indicated in the following description, describing various embodiments in accordance with the invention, with reference to Figures 6A to 6H, 7A to 7F and 8.
  • FIG. 6A represents a configuration in which the first patterns M1 are identical to one another and correspond to portions of the trailing edge devoid of a chevron.
  • the second patterns M2 are not all identical to one another, the latter possibly comprising three or four chevrons 4. It will be noted that in this example, the chevrons 4 correspond to indentations along the trailing edge.
  • FIG. 6B represents a configuration in which the first patterns M1 are identical to each other and correspond to portions of the trailing edge devoid of chevrons, and whose angular range A0 over which the first patterns M1 extend in the direction azimuthal is greater than in the examples shown in Figures 5 and 6A.
  • the second patterns M2 are also all identical to one another, and each include a chevron 4. It will be noted that alternatively, the first patterns M1 could each include a chevron 4, the second patterns M2 then being devoid of any chevron.
  • FIG. 6C represents an alternative example similar to the example of FIG. 5, but for which an angular range A0 at 12H is locally greater, and corresponds to a third pattern.
  • a fourth pattern comprising a single chevron is also arranged on either side of the third pattern.
  • FIG. 6D represents a configuration applicable in particular to an unducted turbomachine, in particular the turbomachine illustrated in FIG. 3B.
  • the stator vanes 32 and the TRF vanes 40 satisfy respectively the relationship S1/C1 ⁇ 5 and S2/C2 ⁇ 5, with S1/C1 ⁇ S2/C2.
  • the first patterns M1 are preferably arranged taking into account the azimuthal position of the blades closest to the trailing edge 122', or those whose S/C ratio is the lowest. The choice of one or other of these criteria can be made according to the noise source deemed to be dominant, and for which the acoustic gain is the greatest.
  • FIG. 6D represents a configuration applicable in particular to an unducted turbomachine, in particular the turbomachine illustrated in FIG. 3B.
  • the stator vanes 32 and the TRF vanes 40 satisfy respectively the relationship S1/C1 ⁇ 5 and S2/C2 ⁇ 5, with S1/C1 ⁇ S2/C2.
  • the first patterns M1 are preferably arranged taking into account the azimuthal position of
  • the first patterns M1 are all identical and devoid of chevrons, and extend over an angular range A0 including the vanes 40 of the TRF.
  • the second patterns M2 extend over an angular range not including any blade 40 of TRF.
  • the second patterns M2 are all identical and comprise three chevrons 4 having a geometry different from that illustrated in FIGS. 6A to 6C, in particular a wavy geometry.
  • FIG. 6E represents a configuration in which the first patterns M1 are identical to one another and correspond to portions of the trailing edge devoid of a chevron.
  • the second patterns M2 are also identical to each other, and correspond to portions of the trailing edge comprising three chevrons 4, said chevrons not being identical to each other. More precisely, for the same second pattern M2, one of the chevrons 4 has a greater amplitude and width than the other two chevrons 4 of this same second pattern M2.
  • FIG. 6F represents a configuration in which the first patterns M1 are identical to one another and correspond to portions of the trailing edge comprising two chevrons 4.
  • the second patterns M2 are also identical to one another, and correspond to portions of the edge trailing comprising a chevron 4, the amplitude of this chevron being greater than the amplitude of the chevrons 4 of the first patterns M1.
  • FIG. 6G represents a configuration in which the first patterns M1 are not all identical to each other.
  • the first pattern M1 arranged at 12 o'clock comprises two chevrons 4 of triangular shape, other first patterns M1 comprising two chevrons 4 of wavy shape.
  • first pattern M1 arranged at 6H comprises a higher number of chevrons 4, of smaller widths and spacings than for the other first patterns M1.
  • the second patterns M2 are identical to each other, and correspond to portions of the trailing edge comprising a chevron 4.
  • FIG. 6H represents a configuration in which the first patterns M1 are identical to each other and correspond to portions of the trailing edge devoid of a chevron.
  • the second patterns M2 are not identical to each other, and correspond to portions of the trailing edge comprising three chevrons 4, of different amplitudes from one pattern M2 to another, and decreasing in particular downwards, i.e. say from 12 p.m. to 6 a.m.
  • FIGS. 7A to 7F represent alternative examples of structures of first patterns M1 and of second patterns M2.
  • the first patterns M1 include a chevron 4, and the second patterns M2 include two chevrons 4 of greater amplitude than the amplitude of the chevron 4 of the first patterns M1.
  • the configuration of FIG. 7B is similar to that of FIG. 7A, but differs from the latter by the shape of the chevrons 4, the chevrons 4 having a curved or sinusoidal end, and not pointed.
  • the first patterns M1 and the second patterns M2 each comprise a chevron 4, of identical shape at the point, but of different amplitude.
  • FIG. 7A the first patterns M1 include a chevron 4 include two chevrons 4 of greater amplitude than the amplitude of the chevron 4 of the first patterns M1.
  • the configuration of FIG. 7B is similar to that of FIG. 7A, but differs from the latter by the shape of the chevrons 4, the chevrons 4 having a
  • the first patterns M1 and the second patterns M2 each comprise a chevron 4, of identical crenellated shape, but of different amplitude.
  • the chevrons 4 have a wavy shape.
  • the first patterns M1 include a chevron 4, and the second patterns M2 include two chevrons 4 of greater amplitude.
  • the chevrons 4 have a wavy shape.
  • the first patterns M1 and the second patterns M2 each comprise a chevron 4, of different amplitude.
  • FIG. 8 presents other alternative examples of first and second patterns M1, M2 distributed over the trailing edge of the outlet nozzle 12', the chevrons 4 of which have different geometries and/or amplitudes.
  • the advantage of the chevrons having different geometries is to be able to reduce the correlation of the sources of noise along the trailing edge of the nozzle. This is useful to reduce the noise generated when the boundary layer passes through the trailing edge of the nozzle, as well as to promote the mixing of the jet.
  • FIG. 9 corresponds to the case of a ducted turbomachine 1 represented in FIG. 3A, comprising a first outlet nozzle 12 and a second outlet nozzle 22.
  • Each of the outlet nozzles 12, 22 comprises the along its respective trailing edge 112, 222, first patterns M1 and second patterns M2.
  • the first patterns M1 of the second nozzle 22 have no chevron and extend over an angular range A0, corresponding to the azimuthal positions of the OGV blades 30, and the second patterns M2 of the second nozzle 22 extend over an angular range A0' and comprise three chevrons 4, corresponding to notches along the trailing edge 222.
  • the chevrons 4 of the trailing edge 122 of the first nozzle 12 correspond to undulations of the trailing first patterns M1' of the first nozzle 12 corresponding to the hollows of the undulations extend over an angular range A0 2 , corresponding to the azimuthal positions of the vanes 40 of TRF.
  • FIG. 10 A second embodiment in accordance with the present description is then described with reference to FIG. 10, showing on the one hand (on the left-hand side of FIG. 10) three trailing edges of nozzle 12 comprising chevrons 4, and on the other hand (on the right part of FIG. 10), two examples of a detailed view of the trailing edge 122, 122' in a radial section plane AA'.
  • the chevrons 4 are shown identical to each other, without distinct patterns. It will nevertheless be understood that the description of the second embodiment below applies to the various examples described above with reference to the first embodiment.
  • the space between two rafters 4 is filled at least in part, in this example completely filled, by a porous material 13.
  • the rafters 4 themselves comprise the porous material 13.
  • the porous material may be a metallic foam which can be permeable between the internal 12a and external 12b faces of the trailing edge 122 of the nozzle 12 in order to promote the mixing of the flow and attenuate noise by visco-thermal effects in the cavities of the porous material.
  • the porous material 13 can be located on the internal face 12a of the trailing edge 122', delimiting the primary flow, and/or on the external face 12b of the trailing edge 122', delimiting the secondary flow, while being isolated from the internal 12a or external 12b face by an extension 123 of the trailing edge 122'. That makes it possible to limit the interference of the porous material 13 on the boundary layer on the secondary flow and/or on the jet.
  • FIG. 11 representing on the one hand (on the left-hand part of FIG. 11) two nozzle trailing edges 12 comprising chevrons 4 , and on the other hand (on the right part of FIG. 11 ), a detailed view of a trailing edge according to the third embodiment.
  • the chevrons 4 are shown identical to each other, without distinct patterns. It will nevertheless be understood that the description of the third embodiment below applies to the various examples described above with reference to the first embodiment.
  • the space between two rafters 4 is filled at least in part, in this example completely filled, by metal strips 14, the latter possibly being formed by slots made along the trailing edge .
  • the chevrons 4 themselves comprise metal strips 14.
  • the plurality of metal strips 14 thus form a metal brush in which each strip 14 extends axially over a distance h from the trailing edge, and has a width E in the azimuthal direction.
  • each metal strip 14 is spaced by a distance L from an adjacent metal strip 14, L and E preferably being substantially equal to each other, and L and E are between 10 -9 *h and h.
  • the distances h, E and L in other words h(0), E(0) and L(0), can vary according to the azimuthal position 0.
  • the outlet nozzle 12 comprises an upstream portion 124, and an annular cover 126 detachably attached to the upstream portion 124, by attachment means 128.
  • the attachment means 128 may comprise a first flange disposed at a downstream end of the upstream portion 124, and a second flange disposed at an upstream end of the annular cowl 126, the first and the second flange being fixed together by screw/nut assemblies, for example, arranged at different azimuthal positions.
  • a protective cover 129 having a profiled structure can be installed to cover the fastening means 128.
  • the number of screws/nuts length of the flanges can vary between 2 and 500 depending on the perimeter of the outlet nozzle 12.
  • the trailing edge 122 comprising the plurality of chevrons 4, is arranged on the annular cowl 126, the latter being removable and can be replaced, in particular in the event of damage to the chevrons 4, or be simply removed for repair.

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Abstract

Tuyère de sortie (12') pour propulseur aéronautique disposée en aval d'au moins une aube de stator (32) du propulseur, un bord de fuite (122') de la tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons (4) répartis circonférentiellement autour d'un axe central, ledit bord de fuite (122') comprenant un premier motif de bord de fuite (Ml) s'étendant sur une plage angulaire AO incluant la au moins une aube de stator (32), le premier motif (Ml) étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron (4) ou étant une portion du bord de fuite n'ayant pas de chevron, et un deuxième motif de bord de fuite (M2) s'étendant sur une plage angulaire AO' n'incluant pas la au moins une aube de stator (32), le deuxième motif (M2) étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron (4) ou étant une portion du bord de fuite n'ayant pas de chevron (4), et étant distinct du premier motif (Ml).

Description

Description
Titre de l'invention : Tuyère de sortie équipée de chevrons pour propulseur aéronautique
Domaine Technique
[0001] La présente invention se rapporte au domaine général des propulseurs aéronautiques, et s’applique plus particulièrement aux turboréacteurs et turbopropulseurs d’aéronefs, notamment de type à grands diamètres mais pas uniquement. L’invention concerne en particulier une tuyère d’éjection des gaz équipant une turbomachine aéronautique, et concerne notamment la réduction du bruit de jet en sortie d’une telle tuyère d’éjection.
Technique antérieure
[0002] Il est envisagé, pour les nouvelles générations d’avions commerciaux, d’utiliser des propulseurs aéronautiques à grand taux de dilution (« ByPass Ratio » -BPR- en anglais), par exemple des taux de dilution supérieurs à 10, et à grand diamètre, c’est-à- dire présentant des diamètres supérieurs à 1 .5 m, afin d’augmenter le rendement propulsif des turboréacteurs et de diminuer leur consommation de carburant, ainsi que les émissions de gaz polluants. Les propulseurs aéronautiques peuvent être des moteurs thermiques, en particulier turbomoteurs, turboréacteurs, turbosoufflantes à fort taux de dilution, turbosoufflantes à engrenages ou à boitier de réduction de vitesse, turboréacteurs à turbines contrarotatives, des moteurs électriques, des moteurs à hydrogène, ou des moteurs hybrides thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène. Les propulseurs aéronautiques peuvent comprendre plusieurs moteurs, et les sources d’énergie des moteurs peuvent être des carburants à base de kérosène, l’essence pour aviation, le diesel, les biocarburants pour aviation, l’électricité ou l’hydrogène. On notera que le terme « turboréacteurs » désigne un appareil à turbine à gaz fournissant par réaction à l’éjection à grande vitesse de gaz chaud, une poussée qui contribue à la propulsion.
[0003] Par ailleurs, différents types de propulseurs aéronautiques, notamment de turboréacteurs, carénés et non carénés peuvent être utilisés :
- « Ultra High Bypass Ration » (UHBR) : turboréacteur caréné 100 tel qu’illustré sur la figure 1 , avec une roue de soufflante à calage fixe, avec ou sans boitier de réduction de vitesse de la soufflante, - « Variable Pitch Fan » (VPF) : turboréacteur caréné avec une soufflante à calage variable,
- « Counter Rotating Open Rotor » (CROR) : turboréacteur non-caréné avec deux hélices (au moins) contrarotatives à calage variable,
- « Unducted Stator Fan » (USF) : turboréacteur non-caréné 100’ tel qu’illustré sur la figure 2, avec une roue d’hélice 31 à calage variable et une roue de redresseur 32 (stator) à calage fixe ou variable.
[0004] Des turbopropulseurs non carénés peuvent être également utilisés. On notera que le terme « turbopropulseur » désigne un appareil à turbine à gaz dont la poussée est principalement obtenue par la traction de l’hélice à calage variable.
[0005] Cependant, un inconvénient majeur de ces architectures intégrées sur des avions commerciaux est leur impact acoustique, c’est-à-dire les niveaux de bruit. Les niveaux sonores émis par les avions sont soumis à des réglementations internationales de plus en plus strictes lors des phases de décollage et d’atterrissage, afin de limiter l’emprunte acoustique au voisinage des aéroports. Bien que l’augmentation du taux de dilution et la réduction de la vitesse de rotation de la soufflante ou des hélices sur les architectures non-carénées aient permis de réduire la vitesse d’éjection du flux secondaire et d’améliorer le mélange des écoulements à l’aval de la turbomachine, et donc améliorer la réduction du bruit de jet, ce dernier reste une source de bruit importante dont il est nécessaire de tenir compte dans le processus de conception d’une turbomachine aéronautique.
[0006] Sur les figures 1 et 2, le bruit de jet généré est représenté par les arcs de cercle en traits interrompus. En référence à la figure 1 représentant une turbomachine carénée 100, le bruit de jet est principalement dû à la sortie d’écoulement d’air à grande vitesse provenant du flux primaire F1 (et/ou du flux secondaire F2), qui produit un bruit à large bande qui domine à basse fréquence. De plus, le jet interagit avec la couche limite CL qui se développe sur la surface interne/externe sur la nacelle 20 (ou le carter 10) de la turbomachine, ce qui donne lieu à une couche de cisaillement CS.
[0007] Par ailleurs, le jet peut également interagir avec les sillages en tête ou en pied des aubes/pales de stators ou bras structuraux, par exemple les aubes directrices de sortie 30 (dites OGV pour « Outlet Guide Vanes » en anglais), ou les aubes du carter d’échappement 40 (dites TRF pour « Turbine Rear Frame » en anglais) en aval de la turbine basse pression, à proximité du plan de sortie d’une ou plusieurs tuyères d’échappement 12, 22 des gaz de la turbomachine. En effet, l’écoulement en pied ou en tête d’une aube peut présenter des décollements (dits écoulements « décrochés » ou zones de recirculation) à certains régimes ou points de fonctionnement de la turbomachine. Ces phénomènes peuvent également contribuer au bruit de jet. En outre, les architectures de turbomachine précitées à grand diamètre présentent une nacelle 20 courte dans les moteurs carénés, afin de réduire la trainée, ce qui réduit la distance entre les aubes/pales 30, 40 de stator et le plan de sortie de la tuyère 12, 22 et favorise les phénomènes induisant les bruits de jet.
[0008] Une solution connue en soi consiste à disposer des chevrons le long du bord de fuite des tuyères de sortie, permettant la réduction du bruit de jet, car favorisant le mélange de la couche de cisaillement à l’interface de deux écoulements avec des vitesses différentes. De plus, ils servent à réduire le bruit de bord de fuite, qui est lié au passage d’une couche limite turbulente par le bord de fuite du carter ou de la nacelle.
[0009] Néanmoins, malgré leurs avantages, ces solutions ne sont pas adaptées à tous les types de turbomachines, et des améliorations restent nécessaires. Il existe donc un besoin pour une solution permettant d’améliorer encore la réduction du bruit de jet, et de pallier au moins en partie les inconvénients précités.
Exposé de l’invention
[0010] Le présent exposé concerne une tuyère de sortie pour propulseur aéronautique, la tuyère de sortie étant destinée à s’étendre autour d’un axe central et à être disposée en aval d’au moins une aube de stator du propulseur, un bord de fuite de la tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons répartis circonférentiellement autour de l’axe central, ledit bord de fuite comprenant :
- au moins un premier motif de bord de fuite destiné à s’étendre, dans une direction azimutale, sur une plage angulaire A0 incluant la au moins une aube de stator, le premier motif étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, et
- au moins un deuxième motif de bord de fuite destiné à s’étendre, dans la direction azimutale, sur une plage angulaire A0’ n’incluant pas la au moins une aube de stator, le deuxième motif étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron et étant distinct du premier motif.
[0011 ] Dans le présent exposé, les termes « amont », « aval » et leurs dérivés sont définis selon un sens d’écoulement normal de l’air à travers la turbomachine, le long de l’axe central, c’est-à-dire le long de l’axe de rotation de la turbomachine. De même, les termes « radial », « circonférence », « direction azimutale » et leurs dérivés sont considérés par rapport à l’axe central de la tuyère, en d’autres termes par rapport à l’axe de rotation de la turbomachine avec lequel l’axe central de la tuyère peut être confondu.
[0012] On comprend par « chevron », une irrégularité le long du bord de fuite de la tuyère, caractérisée par la présence d’une protubérance (ou sommet) et/ou d’une échancrure (ou creux), par rapport à un plan de référence défini par le bord de fuite dans le cas où ce dernier ne comprendrait aucun chevron.
[0013] Par ailleurs, un motif de bord de fuite est une portion du périmètre du bord de fuite s’étendant sur une longueur azimutale, en d’autres termes sur une plage angulaire, prédéterminée, et présentant une géométrie prédéterminée également. On définit un premier motif comme s’étendant sur une plage angulaire A0 incluant une aube de stator disposée en amont du bord de fuite. En d’autres termes, dans une vue de face de la tuyère de sortie, perpendiculaire au plan de référence défini par le bord de fuite et parallèle à l’axe central, l’aube de stator, alors disposée derrière le bord de fuite selon cette vue, se trouve à l’intérieur de la plage angulaire A0 délimitant le premier motif.
[0014] De la même façon, selon cette même vue, la plage angulaire A0’ délimitant le deuxième motif n’inclue aucune aube de stator. Ainsi, lorsque plusieurs aubes de stator sont disposées en amont de la tuyère de sortie, chaque premier motif s’étend sur une plage A0 incluant une des aubes de stator, et chaque deuxième motif s’étend sur une plage A0’ n’incluant pas une aube de stator.
[0015] De plus, le premier motif ou le deuxième motif de bord de fuite est défini comme une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron, ou aucun chevron. On comprend que dans le cas de figure où le premier motif ou le deuxième motif de bord fuite est une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, cette portion est droite, c’est-à-dire comprise dans le plan de référence défini ci-dessus. Dans un mode privilégié de l’invention, le premier motif de bord fuite est une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, et le deuxième motif de bord fuite est une portion du bord de fuite ayant au moins un chevron.
[0016] Ainsi, selon le présent exposé, les différents motifs de bord de fuite, incluant ou non des chevrons, sont positionnés en tenant compte de la position azimutale des aubes de stator disposées en amont de la tuyère de sortie, et susceptible d’engendrer des bruits de jet comme décrit précédemment. En particulier, les premiers et les deuxièmes motifs sont différents de manière à tenir compte de la présence ou non d’une aube en amont du bord de fuite. Il est ainsi possible d’adapter la structure des motifs, notamment le nombre et/ou la forme des chevrons, en fonction de la position, de l’orientation ou de la forme des aubes, de manière à améliorer la réduction du bruit. Il est en particulier possible d’adapter la structure des motifs en fonction des particularités locales de la turbomachine et des spécificités de l’écoulement au niveau de la tuyère de sortie.
[0017] Dans certains modes de réalisation, une courbe de bord de fuite est une courbe décrivant la forme du bord de fuite de la tuyère dans une vue perpendiculaire à l’axe central, une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron étant un intervalle de la courbe de bord de fuite dans lequel ladite courbe comprend au moins un maximum entre les deux extrémités de l’intervalle, et une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron étant un intervalle de la courbe de bord de fuite dans lequel ladite courbe est constante.
[0018] Dans certains modes de réalisation, le premier motif de bord de fuite est une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron, le deuxième motif de bord de fuite étant différent du premier motif de bord de fuite par au moins un, de préférence au moins deux parmi le nombre, l’amplitude, la largeur, l’espacement ou la géométrie des chevrons.
[0019] La présence de bras structuraux, par exemple, dans le flux d’air interne en amont de la tuyère de sortie peut impacter l’axi-symétrie du jet. Ainsi, le fait de disposer des deuxièmes motifs différant par au moins un, de préférence au moins deux paramètres, par exemple le fait d’augmenter le nombre de chevrons et/ou d’augmenter l’amplitude et/ou de réduire l’espacement ou la largeur des chevrons localement, près des aubes ou des éléments pouvant interagir avec le jet (par exemple, un pylône, une voilure et ou un dispositif hypersustentateur de la voilure) permet d’améliorer le mélange du jet et donc de casser les grosses structures tourbillonnaires avant d’interagir avec des éléments voisins.
[0020] Dans certains modes de réalisation, le premier motif de bord de fuite et/ou le deuxième motif de bord de fuite ne sont pas des motifs géométriques homothétiques. On comprend dans ce cas de figure que le deuxième motif de bord de fuite n’est pas obtenu par une transformation du premier motif de bord de fuite résultant d’un agrandissement ou d’une réduction de celui-ci, mais préférentiellement d’une modification du nombre de chevrons ou de leur géométrie, par exemple.
[0021] Dans certains modes de réalisation, le deuxième motif de bord de fuite est une portion du bord de fuite comprenant au moins deux chevrons. Dans un mode privilégié de l’invention, le premier motif de bord fuite est une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron, le deuxième motif de bord de fuite étant une portion du bord de fuite comprenant au moins deux chevrons.
[0022] Dans certains modes de réalisation, le au moins un premier motif et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite comprend au moins deux chevrons d’amplitudes et/ou de largeurs et/ou de géométries différentes.
[0023] En d’autres termes, un même motif peut comprendre des chevrons distincts les uns des autres, et différant notamment par leur amplitude et/ou leur largeur, et/ou leur géométrie. Il est ainsi possible d’adapter la structure d’un motif en fonction de la structure locale de l’écoulement.
[0024] Dans certains modes de réalisation, lorsque le au moins un premier motif et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite comprennent deux chevrons de manière à former au moins un intervalle entre lesdits au moins deux chevrons, le au moins un intervalle est rempli au moins en partie par un matériau poreux.
[0025] En d’autres termes, un matériau poreux est disposé dans ledit au moins un intervalle, de manière à occuper au moins en partie l’espace laissé libre entre les deux chevrons. Les matériaux poreux, par exemple les mousses métalliques, présentent l’avantage de posséder de bonnes propriétés d’absorption acoustique. En particulier, ces matériaux poreux permettent de réduire efficacement les bruits à large bande et basse fréquence. Ces caractéristiques sont particulièrement avantageuses vis-à-vis du bruit de jet et permettent de réduire davantage ce dernier. De plus, les matériaux poreux permettent une détente silencieuse des jets.
[0026] Dans certains modes de réalisation, lorsque le au moins un premier motif et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite comprennent deux chevrons de manière à former au moins un intervalle entre lesdits au moins deux chevrons, le au moins un intervalle est rempli au moins en partie par une pluralité de lamelles métalliques. En d’autres termes, des lamelles métalliques sont disposés dans ledit au moins un intervalle, de manière à occuper au moins en partie l’espace laissé libre entre les deux chevrons.
[0027] Dans certains modes de réalisation, les lamelles métalliques présentent une amplitude h et une largeur E telles que h/E>10.
[0028] De manière alternative aux matériaux poreux, il est possible de favoriser un mélange graduel du jet et donc d’atténuer le bruit du jet par des phénomènes visco- thermiques grâce à des lamelles métalliques formées par une pluralité de rainures, ou fentes, réalisées le long du bord de fuite de la tuyère, formant ainsi une structure de brosse métallique permettant de réduire le bruit de jet.
[0029] Dans certains modes de réalisation, la tuyère de sortie comprend une portion amont, et un capot annulaire configuré pour être fixé de manière détachable à la portion amont, une extrémité aval du capot annulaire comprenant la pluralité de chevrons.
[0030] En d’autres termes, le capot annulaire comprenant le bord de fuite de la tuyère de sortie et la pluralité de chevrons, est démontable par rapport au reste de la tuyère, notamment la portion amont. Il est ainsi possible d’enlever et de remplacer facilement les chevrons lors d’opérations de maintenance ou en cas d’endommagement des chevrons.
[0031 ] Le présent exposé concerne également un propulseur aéronautique configurée pour accueillir au moins un flux d’air interne, comprenant au moins une tuyère de sortie selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents et par laquelle est éjecté le au moins un flux d’air interne, et au moins une aube de stator disposée en amont de la tuyère de sortie.
[0032] Dans certains modes de réalisation, S/C < 5, où S est la distance entre le bord de fuite de la au moins une aube de stator au niveau d’un encastrement de l’aube de stator sur un carter, ou un moyeu, ou une nacelle du propulseur et le point du bord de fuite de la tuyère de sortie le plus proche de l’aube de stator dans la direction de l’axe central, et C est la corde de l’aube de stator mesurée au niveau de l’encastrement.
[0033] Ces rapports permettent de rendre le propulseur plus compact, notamment en diminuant la longueur du carter ou de la nacelle, permettant également de diminuer la trainée.
[0034] Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique comprend N aubes de stator, où N>2, réparties circonférentiellement autour de l’axe central, N premiers motifs de bord de fuite s’étendant chacun sur une plage angulaire A0 incluant l’une des N aubes, et N deuxièmes motifs de bord de fuite distincts des premiers motifs et s’étendant chacun sur une plage angulaire A0’ n’incluant aucune des N aubes, le nombre de premiers motifs distincts les uns des autres étant compris entre 1 et N, et le nombre de deuxièmes motifs distincts les uns des autres étant compris entre 1 et N. On notera que N peut être compris entre 3 et 80.
[0035] En d’autres termes, les premiers motifs sont disposés au niveau des positions azimutales correspondant aux aubes de stator, et les deuxièmes motifs sont disposés dans un intervalle entre deux premiers motifs, correspondant à des positions azimutales ne comprenant aucune aube de stator.
[0036] Dans certains modes de réalisation, chaque plage angulaire A0 incluant l’une des N aubes est centrée sur un axe principal de l’aube, et est telle que A0min < A0 < A0max, où A0min = 360/(36*N) et A0max=36O/(N+1 ), A0min, A0 et A0max s’exprimant en degrés.
[0037] Dans certains modes de réalisation, l’axe principal de l’aube est l’axe de changement de calage lorsque les aubes sont des aubes de stator à calage variable.
[0038] L’angle de calage des aubes de stator peut être différent en fonction du point de fonctionnement du propulseur, notamment en croisière, à l’atterrissage ou au décollage. Par conséquent, une variation de l’angle de calage des aubes peut donner lieu à une variation de la direction de l’écoulement à l’aval des aubes stators (si par exemple, l’écoulement n’est pas complètement redressé par les stators), ou à une variation de la largeur des sillages des stators ou de leurs positions azimutales au niveau du plan de sortie de la tuyère. Ainsi, ces valeurs de plage angulaire A0 permettent d’assurer un fonctionnement optimal quelle que soit la variation de l’angle de calage des aubes de stator.
[0039] Dans certains modes de réalisation, l’axe principal de l’aube est l’axe perpendiculaire à l’axe central et passant par le bord de fuite de l’aube au niveau d’un encastrement de l’aube de stator sur un carter, un moyeu, ou une nacelle du propulseur, lorsque les aubes sont des aubes de stator à calage fixe.
[0040] Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique est un turboréacteur à double flux.
[0041 ] Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique est un turboréacteur à double flux caréné comprenant une première tuyère de sortie par laquelle est éjecté un premier flux d’air interne et une deuxième tuyère de sortie par laquelle est éjecté un deuxième flux d’air interne, un bord de fuite de chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons, au moins une première aube de stator étant disposée dans le premier flux d’air interne en amont de la première tuyère de sortie, et au moins une deuxième aube de stator étant disposée dans le deuxième flux d’air interne en amont de la première tuyère de sortie et de la deuxième tuyère de sortie, le bord de fuite de chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie comprenant au moins un premier motif et au moins un deuxième motif de bord de fuite.
[0042] En d’autres termes, chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie comprend des premiers motifs disposés à des positions azimutales correspondant aux positions des premières aubes de stators et des deuxièmes aubes de stators respectivement. Il est ainsi possible d’adapter les structures des motifs de bord de fuite sur chacune des tuyères de sortie, en fonction des spécificités locales de chacun des flux internes et de chacune des tuyères, permettant ainsi de diminuer les bruits de jet du propulseur à double flux caréné.
[0043] Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique est un turboréacteur à double flux non caréné comprenant une tuyère de sortie dont une surface interne délimite le flux d’air interne et dont une surface externe délimite un flux d’air externe, un bord de fuite de la tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons, au moins une première aube de stator étant disposée dans le flux d’air interne en amont de la tuyère de sortie. On comprend que dans ce cas de figure, la première aube de stator est une aube TRF fixe du carter d’échappement.
[0044] Dans certains modes de réalisation, le propulseur aéronautique comprend au moins une deuxième aube de stator disposée dans le flux d’air externe en amont de la tuyère de sortie, le bord de fuite de la tuyère de sortie comprenant au moins un premier motif et au moins un deuxième motif de bord de fuite, le au moins un premier motif étant disposé de telle sorte que la plage angulaire A0 sur laquelle il s’étend inclue l’aube la plus proche axialement du bord de fuite, parmi la au moins une première aube de stator et la au moins une deuxième aube de stator.
[0045] Dans certains modes de réalisation, le au moins un premier motif est disposé de telle sorte que la plage angulaire A0 sur laquelle il s’étend inclue l’aube pour laquelle le rapport S/C est le plus faible, parmi la au moins une première aube de stator et la au moins une deuxième aube de stator. Dans ce cas de figure, les aubes de stators fixées sur la face externe et la face interne d’un carter, d’un moyeu ou d’une nacelle du propulseur non caréné sont susceptibles d’engendrer des bruits de jet au niveau de la tuyère de sortie en amont de laquelle elle se trouve. Le fait de disposer les différents motifs de bord de fuite, notamment les premiers motifs, en fonction des positions azimutales des aubes les plus proches du bord de fuite de la tuyère de sortie, ou dont le rapport S/C est le plus faible, permet d’optimiser la réduction du bruit de jet. [0046] Dans certains modes de réalisation, lorsque la tuyère de sortie comprend plus de deux motifs distincts, la variation des motifs selon la direction azimutale n’est pas monotone. Par exemple, lorsque le propulseur comprend N aubes de stator, N premiers motifs distincts et N deuxièmes motifs distincts, en d’autres termes un total de 2*N motifs distincts, la variation des motifs le long de la circonférence du bord de fuite n’est pas uniquement une diminution de l’amplitude des chevrons, par exemple, mais peut alterner entre augmentions et diminutions de l’amplitude, et également comprendre des variations de la largeur et/ou de l’écartement et/ou de la géométrie des chevrons.
[0047] Dans certains modes de réalisation, la tuyère de sortie comprend un troisième motif de bord de fuite s’étendant sur une plage angulaire incluant un pylône d’accrochage du propulseur à une voilure d’aéronef, le troisième motif de bord de fuite étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron.
[0048] Lorsque le propulseur est installé dans un aéronef, la présence d’un pylône (ou mât) et/ou de la voilure peuvent également avoir un effet sur la détente du jet. Par conséquent, le fait de disposer un troisième motif de bord de fuite, de préférence ne comportant pas de chevron, permet d’améliorer la réduction du bruit de jet.
Brève description des dessins
[0049] L’invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles :
[0050] [Fig. 1] La figure 1 représente schématiquement une vue partielle en coupe d’une turbomachine carénée selon l’art antérieur,
[0051 ] [Fig. 2] La figure 2 représente schématiquement une vue partielle en coupe d’une turbomachine non carénée selon l’art antérieur,
[0052] [Fig. 3A-3B] La figure 3A représente schématiquement une vue partielle en coupe d’une turbomachine carénée selon un premier mode de réalisation conforme à l’invention, et la figure 3B représente schématiquement une vue partielle en coupe d’une turbomachine non carénée selon le premier mode de réalisation,
[0053] [Fig. 4] La figure 4 représente schématiquement une vue latérale d’une tuyère de sortie de la turbomachine de la figure 3A, [0054] [Fig. 5] La figure 5 représente schématiquement une vue latérale et une vue arrière, par rapport à l’axe central de la turbomachine, d’un exemple d’une turbomachine non carénée conforme au premier mode de réalisation,
[0055] [Fig. 6A-6H] Les figures 6A à 6H représentent schématiquement des vues arrière de la turbomachine non carénée de la figure 5, selon différents exemples conformes au premier mode de réalisation,
[0056] [Fig. 7A-7F] Les figures 7A à 7F représentent schématiquement des vues latérales de la tuyère de sortie de la turbomachine non carénée de la figure 5, selon différents exemples conformes au premier mode de réalisation,
[0057] [Fig. 8] La figure 8 représente schématiquement des vues latérales d’une tuyère de sortie illustrant des exemples alternatifs conformes au premier mode de réalisation,
[0058] [Fig. 9] La figure 9 représente schématiquement une vue arrière de la turbomachine de la figure 3A, selon un exemple conforme au premier mode de réalisation,
[0059] [Fig. 10] La figure 10 représente schématiquement des vues latérales d’une tuyère de sortie d’une turbomachine conforme à un deuxième mode de réalisation,
[0060] [Fig. 11] La figure 11 représente schématiquement des vues latérales d’une tuyère de sortie d’une turbomachine conforme à un troisième mode de réalisation,
[0061 ] [Fig. 12] La figure 12 représente schématiquement des vues latérales d’une tuyère de sortie d’une turbomachine conforme à un quatrième mode de réalisation.
Description des modes de réalisation
[0062] Un premier mode de réalisation conforme au présent exposé va être décrit en référence aux figures 3A à 9. Dans les exemples non limitatifs décrits ci-dessous, les propulseurs aéronautiques sont des turbomachines. Dans la suite de l’exposé, les termes « amont », « aval » et leurs dérivés sont définis par rapport au sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine le long de l’axe central A de la turbomachine. En outre, les termes « radial », « circonférentiel », « direction azimutale » et leurs dérivés sont également définis par rapport à l’axe central A.
[0063] Les figures 3A et 3B représentent respectivement une turbomachine carénée (par exemple du type UHBR ou VPF) et non carénée (par exemple du type CROR ou USF), sur lesquelles peut être appliqué un dispositif conforme au présent exposé. [0064] En particulier, la figure 3A représente une turbomachine à double flux carénée 1 , d’axe central de rotation A. De la même façon que pour la turbomachine selon l’art antérieur décrite en référence à la figure 1 , elle comprend notamment un carter 10 dont la surface interne délimite un flux interne primaire, et une nacelle 20 dont la surface interne délimite un flux interne secondaire. Une première tuyère de sortie 12 est disposée à une extrémité aval du carter 10, le flux interne primaire étant éjecté par ladite première tuyère de sortie 12. Une deuxième tuyère de sortie 22 est disposée à une extrémité aval de la nacelle 20, le flux interne secondaire étant éjecté par ladite deuxième tuyère de sortie 22.
[0065] Au moins une aube fixe du carter d’échappement 40 (dite aube de TRF dans la suite de la description) est disposée dans le flux interne primaire, en amont de la première tuyère de sortie 12, plus précisément en amont d’un bord de fuite 122 de la première tuyère de sortie 12. Le TRF est la dernière roue d’aubes dans le flux interne primaire de la turbomachine 1 , située en aval de la turbine basse pression et permettant d’évacuer de l’air à haute température provenant de la chambre de combustion et des étages de turbine haute/basse pression. Le nombre d’aubes 40 de TRF est typiquement de l’ordre de 10.
[0066] Au moins une aube directrice de sortie 30 (dite aube d’OGV dans la suite de la description) est disposée dans le flux interne secondaire, en amont de la deuxième tuyère de sortie 22, plus précisément en amont d’un bord de fuite 222 de la deuxième tuyère de sortie 22. L’OGV est une roue fixe disposée en aval de la soufflante 2, dans le flux interne secondaire de la turbomachine 1 carénée, et permettant de redresser la giration de l’écoulement. Le nombre d’aubes 30 que comprend la roue OGV peut être compris entre 30 et 60. Cet exemple n’est pas limitatif, l’invention pouvant s’appliquer aux tuyères de sortie disposée en aval des bras structuraux, eux-mêmes disposés en aval des aubes d’OGV, ou intégrés à l’OGV.
[0067] Par ailleurs, S1 représente la distance entre le bord de fuite d’une aube 40 au niveau de son encastrement sur la face interne du carter 10, et le point du bord de fuite 122 de la première tuyère de sortie 12 le plus proche de l’aube 40, dans la direction de l’axe central A. C1 est la corde de l’aube 40 mesurée au niveau dudit encastrement. En d’autres termes, C1 est la distance axiale entre le bord d’attaque et le bord de fuite de l’aube 40 au niveau dudit encastrement. S2 représente la distance entre le bord de fuite d’une aube 30 au niveau de son encastrement sur la face externe du carter 10, et le point du bord de fuite 122 de la première tuyère de sortie 12 le plus proche de l’aube 30. C2 est la corde de l’aube 30 mesurée au niveau dudit encastrement. Enfin, S2’ représente la distance entre le bord de fuite de l’aube 30 au niveau de son encastrement sur la face interne de la nacelle 20, et le point du bord de fuite 222 de la deuxième tuyère de sortie 22 le plus proche de l’aube 30. C2’ est la corde de l’aube 30 mesurée au niveau dudit encastrement.
[0068] La figure 3B représente une turbomachine à double flux non carénée 1 ’, d’axe central de rotation A. Elle comprend un carter 10’ dont la surface interne délimite un flux interne primaire, et dont la surface externe délimite un flux externe secondaire. Une tuyère de sortie 12’ est disposée à une extrémité aval du carter 10’, le flux interne primaire étant éjecté par ladite tuyère de sortie 12’.
[0069] La turbomachine 1 ’ comprend une hélice non carénée ayant une pluralité d’aube
31 de rotor, de préférence à calage variable autour d’un axe X1 de changement de calage. Dans le présent exemple, la turbomachine non carénée 1 ’ est de type USF comprenant des aubes 32 de stator disposées en aval des aubes 31 de rotor. Les aubes
32 de stator (ou redresseur, ou SRV pour « swirl recovery vane » en anglais) sont de préférence fixes à calage variable autour d’un axe X2 de changement de calage. L’invention est néanmoins applicable à des aubes 32 de stator à calage fixe. Le nombre d’aubes 32 est de préférence compris entre 5 et 20.
[0070] En outre, de la même façon que la turbomachine carénée, au moins une aube fixe 40 de TRF est disposée dans le flux interne primaire, en amont de la tuyère de sortie 12’, plus précisément en amont d’un bord de fuite 122’ de la tuyère de sortie 12’.
[0071] Par ailleurs, S1 représente la distance entre le bord de fuite d’une aube 40 au niveau de son encastrement sur la face interne du carter 10’, et le point du bord de fuite 122’ de la tuyère de sortie 12’ le plus proche de l’aube 40, dans la direction de l’axe central A. C1 est la corde de l’aube 40 mesurée au niveau dudit encastrement. De même, S2 représente la distance entre le bord de fuite d’une aube 32 au niveau de son encastrement sur la face externe du carter 10’, et le point du bord de fuite 122’ de la tuyère de sortie 12’ le plus proche de l’aube 32. C2 est la corde de l’aube 32 mesurée au niveau dudit encastrement.
[0072] Chacune des turbomachines conformes au présent exposé et représentées sur les figures 3A et 3B sont des turbomachines de grand diamètre, présentant un diamètre principal D, pouvant être le diamètre de la soufflante dans le cas de la turbomachine carénée, ou le diamètre du rotor amont dans le cas de la turbomachine non carénée, tel que D > 1 .5 m. En outre, les dimensions Si (où Si = S1 , S2 ou S2’) et Ci (où Ci = C1 , C2 ou C2’) sont telles que le rapport Si / Ci est compris entre 0 et 15. De préférence, Si / Ci < 5. La valeur de ce rapport permet de réduire la distance entre les aubes de stator 30, 32, 40 et le plan de sortie des tuyères. Néanmoins, cela favorise également l’augmentation du bruit de jet.
[0073] Ainsi, pour réduire le bruit de jet, les tuyères de sortie conforme au présent exposé comprennent, le long de leur bord de fuite, une pluralité de chevrons 4 réparties circonférentiellement autour de l’axe central A, représentant à la fois l’axe central de la tuyère 12, 12’, 22 et l’axe de rotation de la turbomachine 1 , 1 ’. La figure 4 représente un bord de fuite 122 de la tuyère de sortie 12 de la figure 3A. Cet exemple n’est pas limitatif et pourrait s’appliquer de la même façon à la tuyère de sortie 22 de la nacelle 20, ou à la tuyère de sortie 12’ de la turbomachine non carénée 1 ’.
[0074] Un chevron 4 correspond à une irrégularité le long du bord de fuite 122, caractérisée par la présence d’une protubérance et/ou d’une échancrure, par rapport à un plan de référence P défini par le bord de fuite 122 dans le cas où ce dernier ne comprendrait aucun chevron. On notera que le plan de référence P forme un angle a par rapport à l’axe central A, l’angle a pouvant être égal 90° ou différent de 90°, de teé sorte que le plan de sortie de la tuyère peut être incliné par rapport à l’axe central A. De préférence, l’angle a est compris entre 40° et 140°. En outre, les chevons 4 peuvent s’étendre vers l’aval parallèlement à l’axe central A, ou être incliné par rapport à ce dernier. En particulier, l’angle entre l’axe le long duquel s’étend un chevron 4 vers l’aval et l’axe central A peut être compris entre -60° et60°, de préférence entre -15° et 15°.
[0075] Ainsi, dans l’exemple représenté sur la figure 4, les chevrons 4 sont des protubérances faisant saillie depuis le plan de référence P vers l’aval. La géométrie des chevrons 4 n’est pas limitée, ces derniers pouvant être de forme triangulaire (comme sur la figure 4), ondulée ou crénelée, par exemple. Les chevrons 4 peuvent également varier par leur amplitude, c’est-à-dire leur longueur axiale depuis le plan de référence P, leur largeur, c’est-à-dire leur longueur azimutale le long du bord de fuite 122 au niveau du plan P, ou leur espacement, c’est-à-dire la distance azimutale entre les sommets (ou les creux) de deux chevrons 4 adjacents. On définit à cet égard une amplitude h des chevrons 4, et notamment une amplitude h(0), qui est l’amplitude d’un chevron 4 en fonction de la position azimutale 0 le long du bord de fuite 122. On définit également un espacement À entre deux chevrons, et notamment un espacement À(0), qui est l’espacement entre les sommets de deux chevrons 4 adjacents en fonction de la position azimutale 0 le long du bord de fuite 122. On comprend ainsi que la géométrie, l’amplitude, la largeur ou l’espacement des chevrons peuvent varier en fonction de la position azimutale 0 le long du bord de fuite.
[0076] On notera que la fonction h(0) peut être une combinaison de fonctions linéaires, paraboliques, sinusoïdales, hyperboliques, exponentielles ou logarithmiques. Par exemple, l’amplitude des chevrons peut être définie par la fonction suivante :
[0077] Où hmax est une amplitude maximale, 5 est un angle de déphasage, M le nombre total de chevrons, et 0 est l’angle azimutal en degrés pouvant varier entre -180° et 180°. Dans cette configuration, 0 = 0° correspond à la position azimutale à 12H et0 = +/- 180° correspond à la position azimutale à 6H.
[0078] Par ailleurs, le bord de fuite 122 comprend au moins un premier motif de bord de fuite M1 , et au moins un deuxième motif de bord de fuite M2. Dans l’exemple représenté sur la figure 4, deux premiers motifs M1 et trois deuxièmes motifs M2 sont visibles. Dans le présent exposé, le premier motif M1 est caractérisé par une portion du bord de fuite 122 comprenant au moins un chevron 4, ou une portion du bord de fuite 122 n’ayant pas de chevron. Dans l’exemple illustré sur la figure 4, le premier motif M1 correspond à une portion du bord de fuite 122 ne comprenant pas de chevron 4. En d’autres termes, le bord de fuite 122 reste compris dans le plan de référence P sur cette portion. Par ailleurs, le deuxième motif M2 est caractérisé par une portion du bord de fuite 122 comprenant au moins un chevron 4, et est distinct du premier motif M1 .
[0079] Les premier et deuxième motifs M1 et M2 alternes les uns après les autres autour de l’axe A dans la direction azimutale. Ainsi, un premier motif M1 est nécessairement disposé entre deux deuxième motifs M2, et inversement. On notera en outre que, non seulement les motifs M1 et M2 sont différents les uns des autres, mais chacun des premiers motifs M1 ne sont pas nécessairement identiques entre eux, et chacun des deuxièmes motifs M2 ne sont pas nécessairement identiques entre eux également. Ainsi, les deux premiers motifs M1 visibles sur la figure 4 sont identiques et sont des portions du bord de fuite 122 dépourvues de chevrons 4. En revanche, les deuxièmes motifs M2 sont différents entre eux. En particulier, parmi les deuxièmes motifs M2 visibles sur la figure 4, deux comprennent deux chevrons 4, d’amplitudes h différentes, et un autre comprend un seul chevron 4, d’amplitude h et de largeur différentes des deux autres motifs M2. [0080] Il est ainsi possible de déterminer les dispositions et les structures adaptées des motifs M1 , M2 permettant d’améliorer la réduction du bruit de jet, en fonction des spécificités locales de la turbomachine et de l’écoulement. La figure 5 illustre plus en détail la façon dont les premiers motifs M1 et les deuxièmes motifs M2 sont respectivement disposés par rapport aux aubes de stator.
[0081 ] L’exemple non limitatif représenté sur la figure 5 est une turbomachine non carénée 1 ’ de type USF, dont les caractéristiques identiques à la turbomachine représentée sur la figure 3B ne seront pas répétées. On notera que la distance S entre le bord de fuite des aubes 32 et le point du bord de fuite 122’ de la tuyère de sortie 12’ le plus proche de l’aube 32, et la corde C des aubes 32 mesurée au niveau de leur encastrement, vérifient S/C < 5. Dans cet exemple, le bord de fuite 122’ comprend une pluralité de chevrons 4 faisant saillie depuis le plan de référence P.
[0082] Selon l’invention, le nombre et la structure des motifs sont déterminés en fonction du nombre N et de la position azimutale des aubes de stator, en particulier des aubes respectant la relation Si/Ci < 5. Dans l’exemple représenté sur la figure 5, N = 10, où N est le nombre d’aubes 32. Le nombre de premiers motifs M1 différents entre eux est compris entre 1 et N. De même, le nombre de deuxièmes motifs M2 différents entre eux est compris entre 1 et N. En d’autres termes, le nombre total de motifs différents peut être compris entre 2 et 2*N. Ainsi, dans l’exemple illustré sur la figure 5, il y a seulement deux motifs différents, les premiers motifs M1 étant tous identiques entre eux, et les deuxièmes motifs M2 étant également tous identiques entre eux. Néanmoins, comme indiqué précédemment, cette configuration n’est pas limitative, les motifs M1 et M2 pouvant respectivement être différents entre eux.
[0083] Par ailleurs, les premiers motifs M1 sont disposés de telle sorte que chacun d’eux s’étende dans la direction azimutale sur une plage angulaire A0, de préférence centrée sur l’axe X2 de changement de calage d’une aube 32, incluant cette aube 32. En d’autres termes, dans une vue arrière de la turbomachine parallèle à l’axe central A, correspondant à la vue de droite sur la figure 5, chaque aube 32 est disposée à l’intérieur de l’intervalle délimité par la plage angulaire A0, définissant le premier motif M1 . On notera par ailleurs que A0 est tel que A0min < A0 < A0max, où A0min = 360/(36*N) et A0max=36O/(N+1 ), afin d’assurer un fonctionnement optimal quel que soit la variation de l’angle de calage des aubes 32 autour de l’axe X2 de changement de calage de chaque aube. [0084] De même, les deuxièmes motifs M2 sont disposés de telle sorte que chacun d’eux s’étende dans la direction azimutale sur une plage angulaire A0’ n’incluant pas une aube 32. En d’autres termes, dans la vue arrière parallèle à l’axe central A, aucune aube 32 n’est disposée à l’intérieur de l’intervalle délimité par la plage angulaire A0’, définissant le deuxième motif M2. On notera en outre que N* A0 + N* A0’ = 360°.
[0085] Dans l’exemple illustré sur la figure 5, les premiers motifs M1 sont tous identiques entre eux comme indiqué ci-dessus, et caractérisés par une portion du bord de fuite 122’ ne comprenant pas de chevron 4. En d’autres termes, sur les plages angulaires A0 incluant les aubes 32, c’est-à-dire sur les positions azimutales correspondant aux aubes 32, le bord de fuite 122’ ne comprend pas de chevron 4. En outre, les deuxièmes motifs M2, également tous identiques entre eux, sont caractérisés par une portion du bord de fuite comprenant trois chevrons 4. En d’autres termes, sur les plages angulaires A0’ n’incluant pas les aubes 32, c’est-à-dire sur les positions azimutales correspondant à l’espace entre deux aubes 32, le bord de fuite 122’ comprend trois chevrons 4.
[0086] On notera également que pour chaque deuxième motif M2, les trois chevrons 4 sont identiques entre eux, et ont notamment la même amplitude, la même forme géométrique et la même largeur. Cette configuration n’est cependant pas limitative comme indiqué dans la suite de la description, décrivant différents exemples de réalisation conforme à l’invention, en référence aux figures 6A à 6H, 7A à 7F et 8.
[0087] La figure 6A représente une configuration dans laquelle les premiers motifs M1 sont identiques entre eux et correspondent à des portions du bord de fuite dépourvues de chevron. En revanche, les deuxièmes motifs M2 ne sont pas tous identiques entre eux, ces derniers pouvant comprendre trois ou quatre chevrons 4. On notera que dans cet exemple, les chevrons 4 correspondent à des échancrures le long du bord de fuite.
[0088] La figure 6B représente une configuration dans laquelle les premiers motifs M1 sont identiques entre eux et correspondent à des portions du bord de fuite dépourvues de chevron, et dont la plage angulaire A0 sur laquelle s’étendent les premiers motifs M1 dans la direction azimutale est plus importante que dans les exemples illustrés sur les figures 5 et 6A. Par ailleurs, les deuxièmes motifs M2 sont également tous identiques entre eux, et comprennent chacun un chevron 4. On notera que de manière alternative, les premiers motifs M1 pourraient comprendre chacun un chevron 4, les deuxièmes motifs M2 étant alors dépourvus de chevron. [0089] La figure 6C représente un exemple alternatif similaire à l’exemple de la figure 5, mais dont une plage angulaire A0 à 12H est localement plus importante, et correspond à un troisième motif. Ce dernier est disposé au niveau d’une position azimutale correspondant au pylône, ou mât d’accrochage de la turbomachine à l’aéronef, afin de tenir compte de la présence de ce pylône pouvant également interagir avec le jet et augmenter le bruit de jet. Un quatrième motif comprenant un unique chevron est également disposé de part et d’autre du troisième motif.
[0090] La figure 6D représente une configuration applicable notamment à une turbomachine non carénée, notamment la turbomachine illustrée sur la figure 3B. Dans ce cas de figure, les aubes 32 de redresseur et les aubes 40 de TRF vérifient respectivement la relation S1/C1 < 5 et S2/C2 < 5, avec S1/C1 < S2/C2. Dans ce cas, les premiers motifs M1 sont de préférence disposés en tenant compte de la position azimutale des aubes les plus proches du bord de fuite 122’, ou celles dont le rapport S/C est le plus faible. Le choix de l’un ou l’autre de ces critères peut être effectué en fonction de la source de bruit jugée dominante, et pour laquelle le gain acoustique est le plus important. Ainsi, sur la figure 6D, les premiers motifs M1 sont tous identiques et dépourvus de chevron, et s’étendent sur une plage angulaire A0 incluant les aubes 40 du TRF. Les deuxièmes motifs M2 s’étendent sur une plage angulaire n’incluant aucune aube 40 de TRF. Les deuxièmes motifs M2 sont tous identiques et comprennent trois chevrons 4 ayant une géométrie différente de celle illustrée sur les figures 6A à 6C, notamment une géométrie ondulée.
[0091 ] La figure 6E représente une configuration dans laquelle les premiers motifs M1 sont identiques entre eux et correspondent à des portions du bord de fuite dépourvues de chevron. Les deuxièmes motifs M2 sont également identiques entre eux, et correspondent à des portions du bord de fuite comprenant trois chevrons 4, lesdits chevrons n’étant pas identiques entre eux. Plus précisément, pour un même deuxième motif M2, l’un des chevrons 4 présente une amplitude et une largeur plus importante que les deux autres chevrons 4 de ce même deuxième motif M2.
[0092] La figure 6F représente une configuration dans laquelle les premiers motifs M1 sont identiques entre eux et correspondent à des portions du bord de fuite comprenant deux chevrons 4. Les deuxièmes motifs M2 sont également identiques entre eux, et correspondent à des portions du bord de fuite comprenant un chevron 4, l’amplitude de ce chevron étant plus importantes que l’amplitude des chevrons 4 des premiers motifs M1. [0093] La figure 6G représente une configuration dans laquelle les premiers motifs M1 ne sont pas tous identiques entre eux. Par exemple, le premier motif M1 disposé à 12H comprend deux chevrons 4 de forme triangulaire, d’autres premiers motifs M1 comprenant deux chevrons 4 de forme ondulée. De plus, le premier motif M1 disposé à 6H comprend un nombre plus élevé de chevrons 4, de largeurs et d’espacements plus faibles que pour les autres premiers motifs M1 . Les deuxièmes motifs M2 sont identiques entre eux, et correspondent à des portions du bord de fuite comprenant un chevron 4.
[0094] La figure 6H représente une configuration dans laquelle les premiers motifs M1 sont identiques entre eux et correspondent à des portions du bord de fuite dépourvues de chevron. Les deuxièmes motifs M2 ne sont pas identiques entre eux, et correspondent à des portions du bord de fuite comprenant trois chevrons 4, d’amplitudes différentes d’un motif M2 à un autre, et diminuant notamment vers le bas, c’est-à-dire de 12H à 6H.
[0095] Les figures 7A à 7F représentent des exemples alternatifs de structures de premiers motifs M1 et de deuxièmes motifs M2. Sur la figure 7A, les premiers motifs M1 comprennent un chevron 4, et les deuxièmes motifs M2 comprennent deux chevrons 4 d’amplitude plus importante que l’amplitude du chevron 4 des premiers motifs M1 . La configuration de la figure 7B est similaire à celle de la figure 7A, mais diffère de cette dernière par la forme des chevrons 4, les chevrons 4 ayant une extrémité courbe ou sinusoïdale, et non pointue. Sur la figure 7C, les premiers motifs M1 et les deuxièmes motifs M2 comprennent chacun un chevron 4, de forme identique en pointe, mais d’amplitude différente. Sur la figure 7D, les premiers motifs M1 et les deuxièmes motifs M2 comprennent chacun un chevron 4, de forme identique en créneau, mais d’amplitude différente. Sur la figure 7E, les chevrons 4 ont une forme ondulée. Les premiers motifs M1 comprennent un chevron 4, et les deuxièmes motifs M2 comprennent deux chevrons 4 d’amplitude plus importante. Sur la figure 7F, les chevrons 4 ont une forme ondulée. Les premiers motifs M1 et les deuxièmes motifs M2 comprennent chacun un chevron 4, d’amplitude différente.
[0096] La figure 8 présente d’autres exemples alternatifs de premiers et deuxièmes motifs M1 , M2 répartis sur le bord de fuite de la tuyère de sortie 12’, dont les chevrons 4 présentent des géométries et/ou des amplitudes différentes. L’avantage des chevrons présentant des géométries différentes est de pouvoir diminuer la corrélation des sources de bruit le long du bord de fuite de la tuyère. Cela est utile pour réduire le bruit généré lors du passage de la couche limite par le bord de fuite de la tuyère, ainsi que de favoriser le mélange du jet. [0097] La figure 9 correspond au cas d’une turbomachine 1 à double flux carénée représentée sur la figure 3A, comprenant une première tuyère de sortie 12 et une deuxième tuyère de sortie 22. Chacune des tuyères de sortie 12, 22 comprend, le long de son bord de fuite respectif 112, 222, des premiers motifs M1 et des deuxièmes motifs M2. En particulier, les premiers motifs M1 de la deuxième tuyère 22 sont dépourvus de chevron et s’étendent sur une plage angulaire A0, correspondant aux positions azimutales des aubes 30 d’OGV, et les deuxièmes motifs M2 de la deuxième tuyère 22 s’étendent sur une plage angulaire A0’ et comprennent trois chevrons 4, correspondant à des échancrures le long du bord de fuite 222. Par ailleurs, les chevrons 4 du bord de fuite 122 de la première tuyère 12 correspondent à des ondulations du bord de fuite, les premiers motifs M1 ’ de la première tuyère 12 correspondant aux creux des ondulations s’étendent sur une plage angulaire A02, correspondant aux positions azimutales des aubes 40 de TRF.
[0098] Un deuxième mode de réalisation conforme au présent exposé est ensuite décrit en référence à la figure 10, représentant d’une part (sur la partie de gauche de la figure 10) trois bords de fuite de tuyère 12 comprenant des chevrons 4, et d’autre part (sur la partie de droite de la figure 10), deux exemples d’une vue détaillée du bord de fuite 122, 122’ dans un plan de coupe radial AA’. Afin de simplifier la description de ce mode de réalisation, les chevrons 4 sont représentés identiques les uns aux autres, sans motifs distincts. On comprendra néanmoins que la description du deuxième mode de réalisation ci-dessous s’applique aux différents exemples décrits précédemment en référence au premier mode de réalisation.
[0099] Dans ce mode de réalisation, l’espace entre deux chevrons 4 est rempli au moins en partie, dans cet exemple totalement rempli, par un matériau poreux 13. Dans un exemple alternatif, correspondant à la tuyère la plus à gauche sur la figure 10, les chevrons 4 eux-mêmes comprennent le matériau poreux 13. Le matériau poreux peut être une mousse métallique pouvant être perméable entre les faces internes 12a et externes 12b du bord de fuite 122 de la tuyère 12 afin de favoriser le mélange de l’écoulement et d’atténuer le bruit par effets visco-thermiques dans les cavités du matériau poreux. De manière alternative, le matériau poreux 13 peut être situé sur la face interne 12a du bord de fuite 122’, délimitant l’écoulement primaire, et/ou sur la face externe 12b du bord de fuite 122’, délimitant l’écoulement secondaire, en étant isolé de la face interne 12a ou externe 12b par une extension 123 du bord de fuite 122’. Cela permet de limiter l’interférence du matériau poreux 13 sur la couche limite sur l’écoulement secondaire et/ou sur le jet.
[0100] Un troisième mode de réalisation conforme au présent exposé est décrit en référence à la figure 1 1 , représentant d’une part (sur la partie de gauche de la figure 1 1 ) deux bords de fuite de tuyère 12 comprenant des chevrons 4, et d’autre part (sur la partie de droite de la figure 11 ), une vue détaillée d’un bord de fuite conforme au troisième mode de réalisation. Afin de simplifier la description de ce mode de réalisation, les chevrons 4 sont représentés identiques les uns aux autres, sans motifs distincts. On comprendra néanmoins que la description du troisième mode de réalisation ci-dessous s’applique aux différents exemples décrits précédemment en référence au premier mode de réalisation.
[0101 ] Dans ce mode de réalisation, l’espace entre deux chevrons 4 est rempli au moins en partie, dans cet exemple totalement rempli, par des lamelles métalliques 14, ces dernières pouvant être formées par des fentes réalisées le long du bord de fuite. Dans un exemple alternatif, correspondant à la tuyère du dessous sur la figure 10, les chevrons 4 eux-mêmes comprennent des lamelles métalliques 14. La pluralité de lamelles métalliques 14 forme ainsi une brosse métallique dans laquelle chaque lamelle 14 s’étend axialement sur une distance h depuis le bord de fuite, et présente une largeur E dans la direction azimutale. De plus, chaque lamelle métallique 14 est espacée d’une distance L d’une lamelle métallique 14 adjacente, L et E étant de préférence sensiblement égales entre elles, et L et E sont comprises entre 10-9*h et h. On notera que les distances h, E et L, en d’autres termes h(0), E(0) et L(0), peuvent varier en fonction de la position azimutale 0. De préférence h(0)/E(0) > 10.
[0102] Un quatrième mode de réalisation conforme au présent exposé va être décrit en référence à la figure 12, représentant un bord de fuite de tuyère 12 comprenant des chevrons 4. Dans ce mode de réalisation, la tuyère de sortie 12 comprend une portion amont 124, et un capot annulaire 126 fixé de manière détachable à la portion amont 124, par des moyens de fixation 128. Les moyens de fixation 128 peuvent comprendre une première bride disposée à une extrémité aval de la portion amont 124, et une deuxième bride disposée à une extrémité amont du capot annulaire 126, la première et la deuxième bride étant fixées entre elles par des ensembles vis/écrous, par exemple, disposés à différentes positions azimutales. Afin d’éviter des décollements et de limiter les pertes aérodynamiques, un capot de protection 129 présentant une structure profilée peut être installé pour recouvrir le moyen de fixation 128. Le nombre de vis/écrous le long des brides peut varier entre 2 et 500 en fonction du périmètre de la tuyère de sortie 12.
[0103] Dans ce mode de réalisation, le bord de fuite 122 comprenant la pluralité de chevrons 4, est disposé sur le capot annulaire 126, ce dernier étant amovible et pouvant être remplacé, notamment en cas d’endommagement des chevrons 4, ou être simplement retiré pour réparation.
[0104] Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.

Claims

23 Revendications
[Revendication 1] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) configurée pour accueillir au moins un flux d’air interne, comprenant au moins une tuyère de sortie (12, 12’, 22) par laquelle est éjecté le au moins un flux d’air interne, s’étendant autour d’un axe central (A) et étant disposée en aval d’au moins une aube de stator (30, 32, 40) du propulseur, un bord de fuite (122, 122’, 222) de la tuyère de sortie comprenant une pluralité de chevrons (4) répartis circonférentiellement autour de l’axe central, ledit bord de fuite (122, 122’, 222) comprenant :
- au moins un premier motif de bord de fuite (M1 ) destiné à s’étendre, dans une direction azimutale, sur une plage angulaire A0 incluant la au moins une aube de stator (30, 32, 40), le premier motif (M1 ) étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron (4) ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron (4), et
- au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2) destiné à s’étendre, dans la direction azimutale, sur une plage angulaire A0’ n’incluant pas la au moins une aube de stator (30, 32, 40), le deuxième motif (M2) étant une portion du bord de fuite comprenant au moins un chevron (4) ou étant une portion du bord de fuite n’ayant pas de chevron (4), et étant distinct du premier motif (M1 ).
[Revendication 2] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon la revendication 1 , dans laquelle le premier motif de bord de fuite (M1 ) est une portion du bord de fuite (122, 122’, 222) comprenant au moins un chevron (4), le deuxième motif de bord de fuite (M2) étant différent du premier motif de bord de fuite (M1 ) par au moins un, de préférence au moins deux parmi le nombre, l’amplitude, la largeur, l’espacement ou la géométrie des chevrons (4).
[Revendication 3] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le premier motif de bord de fuite (M1 ) et/ou le deuxième motif de bord de fuite (M2) ne sont pas des motifs géométriques homothétiques.
[Revendication 4] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le deuxième motif de bord de fuite (M2) est une portion du bord de fuite (122, 122’, 222) comprenant au moins deux chevrons (4).
[Revendication 5] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle le au moins un premier motif de bord de fuite (M1) et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2) comprend au moins deux chevrons (4) d’amplitudes et/ou de largeurs et/ou de géométries différentes.
[Revendication 6] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle, lorsque le au moins un premier motif de bord de fuite (M1 ) et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2) comprennent deux chevrons (4) de manière à former au moins un intervalle entre lesdits au moins deux chevrons (4), le au moins un intervalle est rempli au moins en partie par un matériau poreux (13).
[Revendication 7] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle, lorsque le au moins un premier motif de bord de fuite (M1 ) et/ou le au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2) comprennent deux chevrons (4) de manière à former au moins un intervalle entre lesdits au moins deux chevrons (4), le au moins un intervalle est rempli au moins en partie par une pluralité de lamelles métalliques (14).
[Revendication 8] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant une portion amont (124), et un capot annulaire (126) configuré pour être fixé de manière détachable à la portion amont (124), une extrémité aval du capot annulaire (126) comprenant la pluralité de chevrons (4).
[Revendication 9] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel S/C < 5, où S est la distance entre le bord de fuite de la au moins une aube de stator (40, 32, 30) au niveau d’un encastrement de l’aube de stator sur un carter (10,
10’, 20) du propulseur et le point du bord de fuite de la tuyère de sortie le plus proche de l’aube de stator dans la direction de l’axe central (A), et C est la corde de l’aube de stator mesurée au niveau de l’encastrement. [Revendication 10] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, comprenant N aubes de stator (40, 32, 30), où N > 2, réparties circonférentiellement autour de l’axe central (A), N premiers motifs de bord de fuite (M1 ) s’étendant chacun sur une plage angulaire A0 incluant l’une des N aubes, et N deuxièmes motifs de bord de fuite (M2) distincts des premiers motifs de bord fuite (M1 ) et s’étendant chacun sur une plage angulaire A0’ n’incluant aucune des N aubes, le nombre de premiers motifs (M1 ) distincts les uns des autres étant compris entre 1 et N, et le nombre de deuxièmes motifs (M2) distincts les uns des autres étant compris entre 1 et N.
[Revendication 11 ] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, dans laquelle chaque plage angulaire A0 incluant l’une des N aubes de stator est centrée sur un axe principal (X2) de l’aube qui est l’axe de changement de calage lorsque les aubes de stator sont des aubes de stator à calage variable, et est telle que A0min < A0 < A0max, où A0min = 360/(36*N) et A0max=36O/(N+1 ), A0min, A0 et A0max s’exprimant en degrés.
[Revendication 12] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 11 , le propulseur aéronautique étant un turboréacteur à double flux carénée comprenant une première tuyère de sortie (12) par laquelle est éjecté un premier flux d’air interne (F1 ) et une deuxième tuyère de sortie (22) par laquelle est éjecté un deuxième flux d’air interne (F2), un bord de fuite (122, 222) de chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie (12, 22) comprenant une pluralité de chevrons (4), au moins une première aube de stator (40) étant disposée dans le premier flux d’air interne en amont de la première tuyère de sortie (12), et au moins une deuxième aube de stator (30) étant disposée dans le deuxième flux d’air interne en amont de la première tuyère de sortie (12) et de la deuxième tuyère de sortie (22), le bord de fuite (122, 222) de chacune de la première et de la deuxième tuyère de sortie (12, 22) comprenant au moins un premier motif (M1 ) et au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2).
[Revendication 13] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 11 , le propulseur aéronautique étant un turboréacteur à double flux non carénée comprenant une tuyère de sortie (12’) dont une surface interne délimite le flux d’air interne et dont une surface externe délimite un flux d’air externe, 26 un bord de fuite (122’) de la tuyère de sortie (12’) comprenant une pluralité de chevrons (4), au moins une première aube de stator (40) étant disposée dans le flux d’air interne en amont de la tuyère de sortie (12’). [Revendication 14] Propulseur aéronautique (1 , 1 ’) selon la revendication 13, comprenant au moins une deuxième aube de stator (32) disposée dans le flux d’air externe en amont de la tuyère de sortie (12’), le bord de fuite (122’) de la tuyère de sortie (12’) comprenant au moins un premier motif (M1 ) et au moins un deuxième motif de bord de fuite (M2), le au moins un premier motif de bord de fuite (M1 ) étant disposé de telle sorte que la plage angulaire A0 sur laquelle il s’étend inclue l’aube de stator la plus proche axialement du bord de fuite (122’), parmi la au moins une première aube de stator (40) et la au moins une deuxième aube de stator (32).
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