FR2653742A1

FR2653742A1 - Helice d'avion.

Info

Publication number: FR2653742A1
Application number: FR9013440A
Authority: FR
Inventors: Dobzrynski Werner
Original assignee: FORSCHUNGDANSTALT LUFT DEUTSCH; Deutsche Forschungs und Versuchsanstalt fuer Luft und Raumfahrt eV DFVLR
Current assignee: FORSCHUNGDANSTALT LUFT DEUTSCH; Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 1989-11-02
Filing date: 1990-10-30
Publication date: 1991-05-03
Anticipated expiration: 2010-10-30
Also published as: GB2239905A; US5096383A; FR2653742B1; GB9023914D0

Abstract

Hélice d'avion à nombre pair de pales au moins égal à quatre. Les pales de chaque paire sont diamétralement opposées et les paires de pales sont décalées les unes par rapport aux autres suivant un écart angulaire compris entre environ 15degré et 50degré , de manière a atténuer les niveaux des harmoniques de vrombissement par interférence. Pour les hélices à plus de quatre pales, toutes les pales diamétralement opposées des diverses paires sont décalées entre elles suivant un écart angulaire sensiblement égal et compris entre environ 15degré et 40degré . Application essentiellement aux avions de tourisme et d'affaire.

Description

-1- L'invention se rapporte à une hélice d'avion à nombre pair de pales

qui doit être au moins égal à qatr-e et dont les pales sont iarmétralement opposées deux à deux, les paires de pales étant décalées les unes par rapport aux autres suivant un écart anlgulaire compnris entre 15 et 50" en raison inverse du nombre de Mach au sonunet des pales. de manière que les niveaux des

harmoniques du vrormbissement soient atténués par interférence.

Une hé.lice d'avion telle que décrite dans FR 88 13 326 permet d'abaisser le niveau de pression sonore global pondéré dun ordre de grandetur atteignant

4dB (A).

1l L'invention a pour objet de maximiser cet effet pour les hélices d'avion dont le nombre de pales est supérieur à 4. Conformémenrt à l'invention, toutes les pales diamétralement opposées de chacune des paires sont décalées les unes par rapport aux autres suivant un écart angulaire e. sensiblement

idenrtique et compris entre environ I15 et 40.

Linvention va étre décrite plus en détail en regard des dessins annexes à titre d'exemple et sur ilesquels: La figure 1 représente une hélice d'avion à six pales qui sont diamétralement opposées deux à deux suivant un- mode de réalisation conforme a l'invention; La figure 2 est une élévation liatérale d'un mode de réalisation d'une hélice d'avion selon la figure I;

La figure 3 est un graphique illustrant la relation entre l'écart angulaire opti-

mal e et le nombre de Mach au sommet des pales MH pour une hélice de Sm de diamtre d'ume part à quatre,. d'autre part à six pales; La figure 4 est un graphique illustrant l'abaissement du niveau sonore A qu'il est possible d'obtenir avec mu écart angulaire e optimal en fonction du nombre de Mach au somrmet des pales MH pour une hélice de 3Sm de diamètre d'une part à quatre, d'autre part à six pales; La figure 5 est un graphique tridimensionnel de l'abaissement du niveau sonore calculé en fonction de rl'écart angulaire des pales successives pour une hélice à six pales, d'un diamètre de 3m et a

nombre de M1ach au sommet des pales MH égal à 0, 17.

La figure 6 est un graphique illustrant l'abaissement des niveaux sonores A qu'il estpossible d'obtenir en fonction de l'antgle d'émission PHI du bruit pour une hélice d'une part à écart angulaire symétrique et

d'autre part à écart angulaire asymétrique e des pales.

L'hélice A six pales représentée sur la figure I en comporte trois paires

IJ IL IIt comprenant les pales diamétralement opposées 2,4; 5,6 et 8,1 0.

Les paires de pales sont disposes les unes par rapport aux autres de manière a prévoir entre deux pales successives des trois paires> c'est à dire les pales 2, 4,8 ainsi que 5, 6, 10, un écart angulaire ou qui est plus petit que l'écart angu- laire obtenu avec une disposition s.métrique des pales et qui est de 60 pour une hélice à six pales. L'cart angulaire eou eÄest compris entre environ 15 et > , selon le nombre de Mach au sormet des pales MH. L'cart anguaire compris dans la page indiquée a une valeur qui est en raison inverse du nombre de Mach au somme des pales, c'est & dire que plus le nombre de Mach au

sommet des pales est élevé, plus faible est l'écart angulaire.

L'écart angulaire s'optimise en fonction du nombre de Mach au sommet des paIes de manière que les niveaux des hanroniques de vrombissement soient attinufs par interférence, colmmae décrit dans FR 88 133 26 auquel il convient de se référer pour ce qui concerne la détermination de

l'écart angulaire optimal e.

il ressort des calculs d'optimisation que l'écart angulaire e pour lequeI le niveau sonore Aest minimal dc:rodt avec I'lvation du nombre de Mach au sommet des pales (dans la plage comprise entre 0>4 et 0>9 MH). Cette relation est représentée sur la figre 3 pour deux hélices d'un diamètre D = 3m, & quatre pales d'une part> - par des points trianguaires - et d'autre part à six pales - par des points carrés. I1 ressort de la figure 3 que pour l'hélice à six pales. il convient de prévoir des écarts angulaires e légèrement plus faibles dans la plage comprise entre 0,4 et 0,9 MH et que les deux lignes représentées qui relient les points de mesure calcuIs - ligne en traits interrompus et ligne

continue - sont sensiblement parallèles.

Cete relation inverse entre lI'cart angulaire e et le nombre de Mach au sommet des pales est également valable pour des nombres supérieurs de pales, par exemple pour des hélices> notarnment du type Propfan par exemple a 8, 10 ou 12 pales avec le préalable que l'écart angulaire optimal déterminé en fonction des conditions de service soit inférieur à l'écart angulaire e résultant d'un pas de division uniforme correspondant à 360 /nombre des pales> donc

par exemple 36< pour une hélice à 10 pales.

Ceci signifie que l'effet de l'atténuation du bruit obtenu par des écarts angulaires symétriques est limité, avec l'accroissement du nombre de pales> à des nombres de Mach au sommet des pales qui montent progressivement. Mais en l'occurrence, les attenuations de niveau sonore A qu'il est possible d'obtenir sont les plus grandes dans la plage des nornbres de Mach au somemet des pales -3- qui sont relativement grands, commine le montre par exemple la figure 4 sur laquelle les atténuations de niveau sonore A qu'il est possible d'atteindre sont comparées pour une hélice à quatre pales et une hélice à six pales, la representation concernant dans les deux cas à nouveau des hélices de diamètre D = Sm. La séquence des différentes grandeurs de calcul correspond à celle de la figure 3.I1 apparalt donc pour les hélices à quatre pales que pour un écart angulaire e d'environ 350 et pour un nombre de Mach au sommet des pales d'environ MH = 0,55, il est possible d'atteindre un maximum d'atténuation du niveau sonore A d'environ 3,25, tandis que pour l'hélice à six pales ayant un écart angulaire a = 24 et un nombre de Mach au sommet des pales MH O,65,l'attenuation du niveau sonore A qui a été calculée est de 4. Pour les deux hélices, l'atténuation du niveau sonore A se réduit en cas de différences par rapport à la correspondance optimale entre l'écart angulaire e et le nombre de

Mach au somrmet des pales MH.

La figure 5 représente l'atténuation calculée du niveau sonore A pour la plage de l'écart angulaire a de 100 à 60 dans une représentation tridimensionnelle, à savoir pour les écarts angulaires % et e selon la figure 1. i a été admis que l'hélice avait six pales, un diamètre D = 3m et un nombre de

Mach au sommet des pales MH = 0, 7.

I1 apparaît dans le graphique de la figure 5 que les atténuations maximales du niveau sonore A sont atteintes avec des écarts angulaires égaux =240. Toutes les grandeurs indiquées sur les graplhiques sont basées sur ies calculs de bruit d'après l'équation Ffowcs- Williamrs/Hawldkings. Le calcul a été basé sur les paramètres ou les plages de paramètres suivants: nombre de pales de l'hélice BLN = 4 et 6 diamètre des hélices D = 1, 7 à 5,0 m nombre de Mach hélical ausommet des pales MH = 0,45 à 0,85 La vitesse de rotation de l'hélice est définie en l'occurrence par la combinaison de MH et D. Langle de calage des pales qui a été admis est tel que l'angle d'incidence

des pales (par rapport à l'écoulement incident local) demeure constant.

La géométrie des pales des hélices et tous les autres paramètres géomé-

triques et de service ont été maintenus à des valeurs constantes, c'est à dire: vitesse de vol v = 60 m/s angle d'émission PHI = 90 dans Ie plan de rotation -4- En ce qui concerne l'effet acoustique de l'atténuation d ite du bruit par interférence, il est souhaitable que toutes les hélices soient disposées dars le mêre plan de rotation lorsque, cormnne tel est le cas en général, le maximum du niveau sonore apparaî dans le plan du rotor. Pendant le survol d'un avion h hélice, les relations géométriques (distances) entre l'observateur au sol et les lieux géométriques des pales de l'halice subissent natlurellement des variations de façon telle que, & la diff&rence de rl'mission sonore dans le plan de rotation (avion à la verticale de l'observateur), l'effet d'atténuation du bnrit conditionné par interférence diminue avant et après le survol et il apparaîtra même une certaine augmentation du bruit due à l'interflrence. Toutefois, ce facteur ne représente pas un inconvénient pour autant la valeur absolue du niveau

sonore est deéa tombe d'au moins I0 dB au-dessous du niveau maximal.

Mais la disposition de toutes les pales dans um seul plan de rotation n'est pratiquement pas réalisable, en particulier pour les hélices & plus de quatre pales: les pieds des pales deviennent trop rapprochés dans la direction circonférencielle avec pour consequence des problèmes de construction et

également la Possibilité d'apparitions d'interactions arodynamiques gênantes.

Pour cette raison, un déalage axial x peut être réalisé entre les paires de pales

de la manière représentée sur la figure 2. Un tel décalage axial a pour consè-

quence une asymérie de la di-ectivité de l'émission sonore dans le plan de la

ligne de vol, de telle sorte que l'atténuation du bruit conditionnée par interfé-

fence crdit dans le sens d'émission vers l'avant (PHI < 90), mais toutefois décrdt dans ie sens d'émission vers l'arrière. La figure 6 représente cet effet, a titre d'exemple pour une hélice A 6 pales d'un diamètre D = 3 met à nombre de 4Mach au sommet des pales MH = 0,?. La distance axiale x des rotors qui est tolérable du point de vue acoustique doit donc être contrôl1e pour chaque cas individuel. Les calculs de bruit qui ont été effectués ont été basés sur une structure d'hélices A deux pales situées Ies umes par rapport aux autres A des distances axiales xi respectivement x distances supposèes égales et fixées par exemple h x = 0, 12, (D/2) Ces distances entre rotors Xl ou x. qui sont représentées sur la figure 2 en 'lvation latérale de l'hélice de la figure 1, ont ét adoptées en pariculier avec pour hypothèse qu'ut encastrement constructivement indépendant du En l'occurrence, les hélices successives à pales doubles sont disposées de maniere que, parmi les pales qui se succèdent dans le sens circorférencel, a l'intérieur de la plage de 1' écart angulaire, celle qui est à l'arTiere par rapport

au sens du vol se trouve à l'avant dans le sens de la rotation.

Ainsi sont egalement évitées les interférences tourbillonnaires des pales

et donc l'émission supplémentaire de bruit.

L'atténuation du niveau sonore A obtenu par l'inégalité, décrite ci-

dessus, des écarts angulaires entre pales s'accompagne en principe d'un abaissement de la fréquence de succession des pales a une valeur égale a celle d'une hélice Aà deux pales et de l'apparition d'harmoniques correspondants du vrombissement. Etant donné toutefois que des composantes de bruit à basse fréquence peuvent, en cours de vol de croisière, en cas de mauvaise insonorisation de la cellule de l'avion, avoir pour effet une élévation du niveau sonore intérieur, et que, d'autre part, l'atténuation du niveau sonore A qu'il est possible d'atteindre, en ce qui concerne l'émission dans un champ lointain, est surtout important pour les phases de idécollage et de montée, il peut être judicieux de prévoir un mécanisme de réglage de l'écart angulaire dans le cas de plusieurs hélices à deux pales disposées les unes derrière les autres de la manière illustrée a la figure 2. Il conviendrait de réaliser un mécanisme de ce type de telle manière que, pour les phases de décollage et de montée, l'écart angulaire soit réglé sur le maximum d'atténuation du niveau sonore A qu'il est possible d'atteindre. A la fin de la phase de décollage et de montée, pour laquelle l'atténuation de niveau sonore A est exigée, les différentes hélices a deux pales peuvent tre réglées à rlécart angulaire uniforme conventionnel aprs que la hauteur de vol de croisière a été atteinte, de manière a éviter en vol de croisière une éventuelle élévation du niveau sonore interne produite par

lrasymétrie des écarts eangulaires entre pales.

-6- RE VENDtCATION Hélice d'avion & nombre pair de pales, avec au moins quatre pales qui sont diamétralement opposées detux deux et dont les paires de pales (4, 6; 8, ) sont décalées les unes par rapport aux autres suivant un écart anguiafre (ó) compris entre environ 15 et 50 en raison inverse du nombre de Mach au

sommet des pales, de manière que les niveaux des harmoniques de vrom-

bissement soient atténués par interférence, caractérisé en ce que, pour une hélice à un nombre de pales supérieur -à quatre, toutes les pales diamétralement opposées des paires de pales sont décalées les unes par rapport aux autres avec

un écart anguiaire (ó) sensiblement égal et compris entre environ 15 et 40 .