FR2622170A1 - Helice d'avion - Google Patents

Abstract

Hélice d'avion à nombre de pales pair au moins égal à quatre, les pales étant diamétralement opposées deux à deux et l'angle entre deux pales voisines étant différent de 90degre(s). Les paires de pales 4, 6, 8, 10 sont disposées décalées l'une par rapport à l'autre avec un pas d'écart angulaire compris entre 15degre(s) et 50degre(s) de sorte que les niveaux des harmoniques de bruit de rotation sont affaiblies par interférence. Application en particulier aux avions dont la vitesse de croisière est inférieure à environ 300 km/h.

Description

L'invention a pour objet des hélices d'avion dont le nombre de pales

d'hélice est pair et supérieur ou égal à quatre, ces pales étant diamétralement opposées deux par

deux et l'angle entre deux pales d'hélice voisines étant dif-

férent de 90 .

Les avions dont la vitesse de croisière est infé-

rieure ou égale à 300 km/H sont en majorité des avions à hé-

lices. Ces avions sont, dans le domaine militaire, des avions de transport et, dans le domaine civil, des avions de sport et des avions d'affaires qui sont la source de bruits que les habitants des alentours des aérodromes ressentent comme une

nuisance, en particulier en raison du grand nombre de mouve-

ments de ces avions.

L'émission sonore des petits avions à hélice de la navigation aérienne générale a pour dominante le bruit des hélices. En l'occurrence, l'émission sonore est fonction en

particulier du nombre de Mach du sommet des pales.

Jusqu'a maintenant, on a cherché à abaisser le niveau sonore en diminuant le nombre de Mach du sommet des pales. Mais toute diminution du nombre de Mach du sommet des pales est obligatoirement liée à une perte de poussée. Il faut donc prendre des mesures supplémentaires pour compenser

cette perte de poussée.

C'est ainsi que l'on sait diminuer le rayonnement sonore des hélices dans les avions de la navigation aérienne générale en réduisant la vitesse de rotation (B. Berdrow, "Leiser Antrieb fur die allgemeine Luftfahrt", Bonn; BMFT,

Abschluebericht 1976). Mais, pour maintenir la poussée, ce-

ci oblige à augmenter le diamètre de l'hélice et à utiliser des démultiplicateurs. Dans bien des cas, une hélice de grand diamètre nécessite un train d'atterrissage de plus grande

hauteur pour obtenir la hauteur libre nécessaire à l'hélice.

S'ajoutant au démultiplicateur nécessaire et à l'hélice plus

grande, une telle augmentation de la hauteur du train d'at-

terrissage entraîne une augmentation notable de la masse de l'avion. Cette solution n'est donc envisageable que s'il existe la hauteur libre nécessaire au diamètre plus grand de

l'hélice et s'il est prévu de toute façon des démultiplica-

teurs pour l'hélice (revue "VDI - NACHRICHTEN", n 12, page

42, 20 mars 1987).

Avec les hélices à entraînement direct, le nombre

de Mach des sommets de pales ne peut être réduit qu'en di-

minuant le diamètre de l'hélice. Pour maintenir la poussée, il faut alors modifier le profil de la pale d'hélice de fa- çon appropriée et/ou pourvoir la pale d'hélice d'aides à la sustentation. On peut donc constater qu'en résumé la solution consistant à diminuer le nombre de Mach du sommet de pale pour parvenir à une diminution du rayonnement sonore oblige à procéder à des modifications importantes de l'hélice. En particulier, une adaptation dans ce sens d'avions existants

devient de ce fait très coûteuse.

On connaît une hélice double pour avions avec deux hélices disposées coaxialement et décalées dans le sens axial

qui sont entraînées respectivement au moyen d'un arbre cen-

tral et d'un arbre creux, chacune séparément par un groupe

propulseur particulier; cette hélice double exerce son im-

pulsion de préférence dans l'axe longitudinal du fuselage et, pour abaisser son niveau sonore ainsi que pour assurer la régularité de son fonctionnement même en cas de panne du

propulseur de l'une des hélices, les deux hélices ont le mê-

me sens de rotation et, au moins dans une position d'écart angulaire déterminée, peuvent être calées en rotation l'une avec l'autre au moyen d'un accouplement mobile (DE - OS 33

47 679).

L'invention a pour but d'obtenir une diminution notable du bruit de l'hélice sans qu'il soit nécessaire de

modifier le dispositif propulseur ni la géométrie de l'héli-

ce, et sans qu'il en résulte une perte de poussée.

Ce résultat est obtenu par l'invention grâce au fait que les paires de pales sont disposées décalées l'une

par rapport à l'autre avec un écart angulaire compris sensi-

blement entre 15 et 50 de telle sorte que le niveau des

harmoniques sonores de rotation soit affaibli par interfé-

rence. L'écart angulaire correspond sensiblement à la formule E = (180 /f. .) (N/60) dans laquelle N est égal au nombre de tours par minute et f... (en Hz) est égal à la fréquence à laquelle apparaît le

niveau maximum dans le spectre à bande étroite pondéré A me-

suré avec une hélice à écartement uniforme entre les pales.

Il peut être prévu deux hélices à deux pales disposées axia- lement l'une devant l'autre sur l'arbre du moteur et décalées l'une par rapport à l'autre suivant l'écart angulairee. Les deux hélices peuvent être du type à pales d'hélice fixes et il peut être prévu entre les deux hélices un mécanisme pour régler l'écart angulairee.Mais les hélices peuvent également

être des hélices à pas variable. Celle des pales se succé-

dant dans le sens périphérique à l'intérieur du pas angulaire

qui est situé en arrière dans le sens du vol doit être dis-

posée en avance de phase dans le sens de rotation.

L'avantage particulier de l'invention consiste en ce qu'une diminution sensible, tout en restant limitée, du bruit de l'hélice est possible avec des hélices qui sont de type standard pour les avions à équiper. Il n'est donc

pas nécessaire de recourir à de nouveaux profils d'hélice.

Le nombre de Mach des sommets de pales n'est pas modifié et par conséquent la poussée pouvant être atteinte avec les

hélices reste la même. Comme il est dit plus haut, la dimi-

nution du bruit d'hélice reste limitée. On est pourtant en droit d'envisager des diminutions du bruit pouvant atteindre 4 décibels (A). Ceci représente une diminution réellement importante des nuisances infligées à la population par le

bruit, pour une dépense raisonnable à la charge du proprié-

taire de l'avion.

Les caractéristiques et avantages de l'invention

ressortiront d'ailleurs de la description qui va suivre, à

titre d'exemple, en référence au dessin annexé dans lequel:

- la figure 1 représente une disposition de pai-

res de pales d'hélice permettant de diminuer le bruit, con-

cernant à titre d'exemple une hélice à quatre pales;

- la figure 2 est un diagramme montrant la rela-

tion de dépendance, déterminée par calcul du pas angulaire optimal des pales par rapport au nombre de Mach des sommets de pale pour une hélice à quatre pales; - la figure 3 est un diagramme des diminutions de

de niveau sonore A calculées (différences de niveau négati-

ves) en fonction du pas angulaire de pale et du nombre de Match des sommets de pale pour une hélice à quatre pales;

- la figure 4 montre comparativement des diagram-

mes schématiques du spectre non pondéré et du spectre pondé-

ré A d'hélices connues (figures 4A et 4B) et d'hélices se-

lon l'invention (figures 4C et 4D); - la figure 5 montre en élévation et en vue par dessus une disposition de deux hélices à deux pales montées

l'une derrière l'autre dans le sens du vol avec un pas angu-

laire selon l'invention;

- la figure 6 montre les spectres de niveau à ban-

de étroite mesurés du rayonnement sonore dans le plan de ro-

tation d'hélices - types.

Au cours de ces dernières années ont été substan-

tiellement améliorées non seulement les possibilités expéri-

mentales de la mesure et de l'analyse du bruit mais en parti-

culier aussi les possibilités de traitement théorique du rayonnement sonore des hélices. Actuellement, il est donc

possible de calculer avec une précision suffisante le rayon-

nement sonore d'hélices qui fonctionnent avec des nombres de Mach des sommets de pales inférieurs à environ 0,8 dans

un écoulement d'air non perturbé parallèle à l'axe. (Air-

craft Noise Prediction Program - Theoretical Manual, Propel-

ler Aerodynamics and Noise; Nasa Technical Memorandum 83199,

Part 3, Hampton/Virginia 1986).

On constate à ce propos que le nombre de Mach hé-

lical des sommets de pale (somme vectorielle de la vitesse de soufflage et de la vitesse circonférentielle du sommet

de pale rapportée à la vitesse du son locale) est le para-

mètre dominant dans l'ensemble la production du bruit. De

plus, le niveau sonore émis s'élève en même temps qu'augmen-

tent la charge aérodynamique de la pale et l'épaisseur de la pale. La forme du profil et celle de son contour n'ont

fondamentalement d'influence sur le rayonnement sonore qu'a-

vec des nombres de Mach hélicaux de sommets de pale élevés

c'est-à-dire supérieurs à 0,7.

Des mesures de diminution du bruit comportent donc, pour une poussée prédéfinie, l'utilisation de profils de pale aussi minces que possible (avec des sommets de pale ronds) et, comme critère le plus essentiel, une limitation

du nombre de Mach des sommets de pale.

Pour la diminution du bruit des avions à hélice effectuée en conformité avec les recommandations internation- nales énoncées dans ICAO, annexe 16 et dans US-FAR, partie

36, l'unité de mesure décisive est le niveau maximum de pres-

sion acoustique pondéré A lors du passage en vol au-dessus d'un microphone étalon. Par rapport à ce niveau, il apparaît

une tendance à une réduction de bruit par utilisation d'hé-

lices à nombre de pales croissant et à diamètre plus grand, le nombre de Mach des sommets de pale et la poussée restant les mêmes, dans la mesure o le nombre de Mach des sommets de pale ne descend pas substantiellement en dessous de 0,5,

limite en dessous de laquelle le bruit à large bande de l'hé-

lice recouvre le bruit de rotation de l'hélice.

L'hélice 2 représentée à la figure 1 possède qua-

tre pales d'hélice 4, 6, 8, 10, les pales 4 et 6 de même que

les pales 8 et 10 étant respectivement diamétralement oppo-

sées, c'est-à-dire que l'angle que chaque paire de pales dé-

termine est égal à 180 . Dans les hélices à quatre pales con-

nues, les pales d'hélice élémentaires ont le même pas d'écar-

tement angulaire ', à savoir un pas angulaire E de 90 . Se-

lon l'invention, les deux paire de pales d'hélice ont un pas

angulaire C qui est inférieur à 50 et de préférence infé-

rieur à 45 . Le pas angulaire optimal est fonction du nombre de Mach hélical des sommets de pale qui est prédéterminé par les paramètres diamètre de l'hélice, vitesse de rotation de l'hélice et vitesse de vol. Pour l'hélice selon l'invention,

ces paramètres sont sensiblement les mêmes que pour une hé-

lice normale ayant le même pas d'écartement angulaire.

La valeur de l'angle a optimal est fonction du nombre de Mach de sommets de pale hélical M. On aura par

exemple typiquement 640 pour M30,5.

De faibles écarts par rapport au pas d'écartement C optimal, de l'ordre de +/-5 sont sans influence notable sur la diminution de bruit pouvant être atteinte. Ils se

trouvent sensiblement dans les limites de variation du nom-

bre de Mach de sommets de pale effectif suivant les diffé-

rentes conditions d'état de marche. Le pas angulaire d'écar-

temente peut être optimisé en fonction de l'état de marche

du moteur de l'hélice pour lequel est recherchée la diminu-

tion de bruit maximum. Celà peut être par exemple le décol-

lage et/ou le vol ascendant après le décollage, o est nor-

malement atteint le nombre de Mach de sommets de pale maxi-

mum. L'invention repose sur le fait que le signal de pression acoustique d'une hélice multiple peut être généré

par la superposition multiple déphasée en fonction du nom-

bre de pales et de la position azimutale de pale, du signal

de pression acoustique d'une pale élémentaire, les amplitu-

des maximales de pression acoustique se présentant dans l'in-

tervalle de temps o une pale se dirige vers l'observateur.

Par suite du déphasage dans le temps mutuel des signaux de pression acoustique de pale élémentaire émis pendant un tour d'hélice, il se forme dans le spectre de niveau de pression

acoustique des minima d'interférence de sorte que la fréquen-

ce du premier minimum coincide sensiblement avec la fréquen-

ce du maxium spectral du spectre de niveau pondéré A de

l'harmonique du bruit de rotation.

Comme il est dit plus haut, des déphasages appro-

priés peuvent être obtenus en partant de l'écartement (azi-

mutal) régulier qui est d'usage avec les hélices à pales mul-

tiples. Pour éviter en l'occurrence des problèmes de désé-

quilibrage, et pour pouvoir continuer à utiliser les pales

d'hélice identiques, un angle d'écartements entre pales irré-

gulier ne peut toutefois être envisagé que pour des paires

de pales 4, 6, 8, 10 dont les pales sont diamétralement op-

posées entre elles, comme le montre la figure 1. Par consé-

quent l'invention n'est valable que pour les hélices ayant au moins quatre pales ou un nombre pair de pales supérieur

à quatre.

Dans une hélice à quatre pales, l'écartement an-

gulaireC entre les pales des deuypaires de pales 4, 6 et 8,

peut être optimisé en vue de réduire au minimum le rayon-

nement sonore de l'hélice. La diminution du niveau de pres-

sion acoustique totale pondérée A qu'il est possible d'ob-

tenir est rapportée au niveau sonore correspondant d'une hé-.

lice ordinaire avec un écart angulaire C = 90 qui possède le

même profil de pale et le même diamètre et qui tourne au mê-

me régime pour la même vitesse de vol. La diminution du ni-

veau de pression acoustique dépend pour l'essentiel de la vitesse de rotation de l'hélice et du diamètre d'hélice

de l'hélice d'origine. Ainsi, d'une part la carac-

téristique du spectre du bruit de rotation de l'hélice est déterminée par le nombre de Mach de sommets de pale hélical (par conséquent essentiellement dépendante de la vitesse de rotation et du diamètre) et, d'autre part, la position en

fréquence des harmoniques, et avec elle l'effet de la pondé-

ration A, est fixée par la vitesse de rotation et par le nom-

bre de pales.

Lorsque la vitesse de rotation de l'hélice s'écar-

te de la vitesse de référence, il faut ou bien modifier le

réglage de l'écart angulaire existant en fonction des nou-

velles conditions de marche pour ramener cet écart angulaire à une nouvelle valeur optimale, ou bien s'accommoder d'une

réduction de la diminution de bruit maximum pouvant être at-

teinte.

La figure 2 montre à titre d'exemple pour une hé-

lice à quatre pales la relation typique calculée donnant la variation du pas d'écart angulaire optimale en fonction du

nombre de Mach hélical de sommet de pale. On voit que la va-

leur de l'anglec optimal diminue lorsque le nombre de Mach de sommet de pale augmente et augmente lorsque le nombre de

Mach de sommet de pale diminue. Sont représentatifs les an-

gles déjà mentionnés plus haut de X = 20 pour M = 0,7 et

de C = 40 pour M = 0,5, avec des tolérances de +/- 5 .

Le diagramme selon la figure 3 montre des diminu-

tions de niveau sonore A calculées représentatives (diffé-

rence de niveau négative relative à l'émission sonore d'une hélice à quatre pales avec C = 90 ) pour une hélice ayant un diamètre de 4m en fonction du pas d'écart angulaire C et du nombre de Mach de sommets de pale M, Les augmentations de niveau sonore A représentées dans le diagramme pour les petits angles (C < 20 ) sont exclusivement provoquées par des interactions acoustiques. Il n'est pas fait état d'une

interférence aérodynamique à laquelle on pourrait éventuel-

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lement s'attendre lorsque les pas d'écart angulaire sont

très petits. Comme on peut le voir à la figure 3, le pas d'é-

cart angulairesC optimal est égal à 40 pour M, = 0,5 à 30

pour MH = 0,6 à 23 pour Mg = 0,7, et à 18 pour Mw%0,8.

L'abaissement du niveau sonore qu'on peut obtenir diminue lorsque le nombre de Mach de sommets de pales augmente et est; 3,8 dB (A) pour MH = 0,5 et; 2 dB (A) lorsque M"= 0,8.

Le potentiel de diminution du bruit résultant d'in-

férences acoustiques combiné avec la fonction de pondération

A s'élève jusqu'à de petits nombres de Mach hélicaux de som-

mets de pale car, dans ce cas, le niveau des harmoniques de

bruit de rotation s'abaisse très rapidement au fur et à me-

sure de la croissance du nombre ordinal (fréquence). Pour

cette raison, le niveau de pression acoustique total pondé-

ré A est déterminé presqu'exclusivement par le niveau d'un harmonique élémentaire dont la diminution conditionnée par

interférence peut alors se faire valoir totalement.

Dans des cas d'exemple calculés et contrôlés expé-

rimentalement (à l'échelle du modèle), on a obtenu par effet d'interférence des diminutions de niveau atteignant environ

4 dB (A). Une telle diminution peut être décisive, par exem-

ple dans le cadre des lois en vigueur en République Fédérale

d'Allemagne, pour l'homologation d'un avion avec qualifica-

tion "peu bruyant". Des abaissements de niveau sonore sensi-

biement plus importants ne sont pas à attendre en raison des sousharmoniques qui se forment en plus. C'est ainsi que dans

le cas d'une hélice à quatre pales avec c < 90 , on a un nom-

bre d'harmoniques sonores de rotation qui est le double de celui de l'hélice d'origine avec C= 90 , correspondant au spectre d'une hélice à deux pales, ainsi qu'il est montré

à la figure 4.

La figure 4 montre au moyen de spectres acousti-

ques de rotation d'hélice schématiques la conséquence de l'effet d'interférence qui est à la base de l'invention. A la figure 4A est représenté le spectre non pondéré et, à la figure 4B, le spectre pondéré A d'une hélice à quatre pales de type courant avec un pas d'écartement angulaire c = 90 et un diamètre de 2 m. Les figures 4C et 4D montrent les spectres correspondants pour une hélice à quatre pales avec pas d'écartement angulaire E optimisé selon l'invention, en

même temps que les valeurs indiquées aux figures 4A et 4B.

La diminution de bruit qui peut être obtenue peut être cons-

tatée clairement dans les figures 4C et 4D.

Pour la mise en application du principe de l'in-

vention, on détermine en fonction des paramètres d'hélice géométriques et opérationnels, par exemple pour une hélice à quatre pales, le pas d'écartement angulaire C " à bruit

minimal" et on dispose sur le moyeu sous cet angle d'écarte-

ment C les pales d'hélice (qui sont identiques à celles de

l'hélice à quatre pales classique).

La configuration d'hélice représentée à la figure peut être réalisée par exemple grâce à deux hélices à deux pales classiques dont les plans de rotation peuvent présenter

un léger décalage axial en raison des propriétés de rayonne-

ment spécifiques du bruit de l'hélice (le maximum du niveau

de pression acoustique total pondéré A se présente, en fonc-

tion des paramètres de fonctionnement, la plupart du temps derrière le plan de rotation dans le sens du vol). De ce fait, en particulier lorsque les angles C sont petits, sont évités les problèmes constructifs en ce qui concerne la fixation du pied de pale dans les hélices à changement de pas. Avec les hélices rigides, on dispose de plus pour l'exemple choisi

d'une possibilité simple consistant à monter sur l'arbre mo-

teur immédiatement l'une devant l'autre dans le sens axial

deux hélices à deux pales classiques.

De plus, dans le cas o des paires d'hélice sont disposées l'une devant l'autre dans le sens axial, avec une vitesse de rotation d'hélice pouvant varier, il est possible en cours de vol, à l'aide d'un mécanisme de réglage disposé

entre les deux hélices à deux pales, de rajuster le pas d'é-

cart angulaire à sa valeur acoustiquement optimale en fonc-

tion de la vitesse de rotation du moment de l'hélice. Pour les hélices à pas variable avec leur réglage de l'angle de calage de pale en fonction de la puissance, cela n'est guère

nécessaire car, dans ce cas, la vitesse de rotation de l'hé-

lice est à peu de chose près constante dans un grand domaine

de fonctionnement.

Pour obtenir des poussées de décollage élevées il existe de plus dans le cas de paires de pales disposées

l'une devant l'autre dans le sens axial la possibilité d'a-

dopter des dispositions azimutales de pales appropriées à cette fin. Avec des pales d'hélices disposées avec décalage axial, il y a lieu, pour des raisons acoustiques, de prendre

soin que celle des pales se succédant dans le sens circonfé-

rentiel dans l'angle C qui se trouve derrière dans le sens

du vol soit en avance de phase dans le sens de rotation com-

me on peut le voir à la figure 5, ceci pour que soit évitée

de façon sûre une interaction aéroacoustique possible du sil-

lage de la pale avant avec la pale arrière. Pour déterminer

l'angle C optimal, il faut prendre en considération le déca-

lage axial le plus favorable ou admissible des plans de rota-

tion sur la base de la caractéristique directive de rayonne-

ment correspondante.

La détermination précise de l'écart angulaire le plus favorable peut s'effectuer soit empiriquement sur la base de mesures de bruit soit à l'aide d'un procédé approprié

de calcul de bruit d'hélice, par exemple avec le procédé in-

* diqué dans le "Aircraft Noise Prediction Program" (ANOPP) de la NASA dont il a été question plus haut. Par contre,

le pas d'écart angulaire optimal pour le bruit peut être ap-

proximativement déterminé de façon très simple lorsque à la vitesse de rotation d'hélice considérée, des mesures en vol donnent un spectre de niveau à bande étroite pondéré A du

rayonnement sonore de l'hélice d'origine (C = 90 )(les ré-

sultats de mesures faites au banc d'essai ne sont pas vala-

bles). Dans ce cas, l'écart angulaire optimal peut être dé-

terminé approximativement selon la relation.

C = (180 /f...) (N/60) dans laquelle N est égal au nombre de tours par minute et f... représente la fréquence (en Hz) à laquelle le maximum de niveau sonore dans le spectre à bande étroite pondéré A

mesuré ou calculé avec une hélice dont le pas d'écart angu-

laire des pales est uniforme.

L'invention peut également être appliquée avec des hélices qui travaillent en flux d'air perturbé. Dans ce cas, la diminution de bruit que l'on peut obtenir et l'écart angulaire azimutal C correspondant ne peuvent toutefois être

déterminés que par des études expérimentales.

Des études expérimentales ont été effectuées avec des hélices à deux pales du type commercial pour des avions- modèles. Les hélices utilisées étaient du type "Super 25-8"

(société Gaupner) de 25 cm de diamètre et avec un pas("avan-

cement" axial) de 8 cm par rotation. Pour simuler l'attitude

de vol, les hélices étaient propulsées par un moteur électri-

que dans un courant d'air silencieux et sans turbulence de m/s (banc d'essai à jet libre) et elles tournaient à une vitesse N = 18060 tours/min correspondant à un nombre de Mach

hélical de sommets de pale égal à 0,695.

A l'exception d'états de marche extrêmes, il est possible d'utiliser avec une précision suffisante pour une hélice de dimension normale les valeurs de mesure de bruit

d'hélice provenant d'essais sur maquette à condition de res-

pecter les mêmes nombres de Mach de sommets de pale. Pour ce faire il faut augmenter de façon appropriée la vitesse

de rotation des petites maquettes d'hélice et il en résulte-

ra en fonction de l'échelle de la maquette une augmentation des valeurs de fréquence pour les harmoniques de bruit de rotation du bruit de l'hélice. Avant de calculer un niveau

de pression acoustique total pondéré A, il est donc néces-

saire d'effectuer une transformation de fréquences.

La figure 6 montre des exemples de résultat de mesure sur maquettes (spectres de niveau à bande étroite non pondérés) pour l'hélice à quatre pales classique C= 90 (fig. 6A) et pour une hélice selon l'invention avec l'écart

angulaire C = 24 (fig. 6B). Dans le spectre de l'hélice se-

lon l'invention apparaît clairement le minimum d'interférence dont la position en fréquence peut être calculée à l'aide

de l'écart angulaire choisi et de la vitesse de rotation.

Pour déterminer la diminution de bruit qu'on peut obtenir avec l'hélice à interférence correspondante de 2 m

de diamètre en ce qui concerne le niveau de pression acous-

tique total pondéré A (par rapport au rayonnement sonore

d'une hélice classique) il faut d'abord multiplier les échel-

les de fréquence des spectres mesurés par l'échelle de la

maquette (dans ce cas 0,125 = 0,25 m / 2,0 m) ( transforma-

tion des fréquences). Un cadrage correspondant est indiqué en supplément à la figure 6 pour mettre cette opération en

évidence. Ensuite, les spectres peuvent être soumis à la pon-

dération A et le niveau de pression acoustiqque total peut

être calculé en faisant la somme des carrés de pression acous-

tique (valeurs RMS) des harmoniques de bruit de rotation.

Dans l'exemple représenté, il en résulte une diminution de

bruit d'environ 3 dB (A) si on admet pour l'hélice en gran-

deur réelle un diamètre de 2 mètres.

Outre l'application de l'invention aux hélices d'avion, les dimuinutions de bruit -obtenues par interf&rence peuvent également être obtenues pour les soufflantes axiales

à grande vitesse.

Claims (6)

REVENDICATIONS

1. Hélice d'avion possédant un nombre de pales d'hélice pair et supérieur ou égal à quatre, ces pales étant diamétralement opposées deux à deux, et dans laquelle les angles entre deux pales d'hélice voisines sont différents de 90 , caractérisée en ce que les paires de pales (4, 6, 8,10) sont disposées décalées les unes par rapport aux autres

avec un pas d'écart angulaire (C) compris entre approximati-

vement 15 et 50 de telle sorte que les niveaux des harmo-

niques de bruit de rotation sont affaiblis par interférence.

2. Hélice d'avion selon la revendication 1, carac-

térisée en ce que le pas d'écart angulaire (C) correspond sensiblement à la formule e = (180 / f...) (N/60) avec N = nombre de tours à la minute et f... (Hz) étant la fréquence à laquelle se présente le niveau maximum dans le spectre à bande cour-e pondéré A pour une hélice à écartement

uniforme des pales d'hélice.

3. Hélice d'avion selon la revendication 1 ou 2, carac-térisée en ce que eux hélices à deux pales décalées l'une par rapport à l'autre suivant le pas d'écart angulaire (C) sont disposées l'une devant l'autre dans le sens axial

sur l'arbre moteur.

4. Hélice d'avion selon la revendication 3,carac-

térisée en ce que les deux hélices sont du type à pales d'hé-

lice fixes et en ce qu'il est prévu un mécanisme destiné à modifier le pas d'écart angulaire (C) disposé entre les deux hélices.

5. Hélice d'avion selon la revendication 3,carac-

térisée en ce que les hélices sont des hélices à pas varia-

ble.

6. Hélice d'avion selon une quelconque des reven-

dications 3 à 5, carac-térisée en ce que celle des pales se

succédant dans le pas d'écart angulaire dans le sens circon-

férentiel qui est située en arrière dans le sens du vol est

disposée en avance de phase dans le sens de rotation.