FR2783498A1 - Turbo-reacteur a faible bruit au decollage et procedes de mise en oeuvre - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un nouveau concept de turbo-réacteur d'avion dont le bruit au décollage ne contient pas les fréquences multiples de la rotation (bruit aussi appelé "Buzz-Saw Noise " en anglais). Pour supprimer ou atténuer les ondes de choc attachées aux têtes de pales supersoniques (2), qui sont la cause de ce bruit, il est proposé d'éjecter dans la manche d'entrée d'air (3) du gaz ultra-léger tel que de l'hélium ou de l'hydrogène à travers les fentes (6).
Description
La présente invention concerne un nouveau concept de turbo-réacteur
d'avion dont le bruit au décollage ne contient pas les fréquences multiples de la rotation (bruit
aussi appelé "Buzz-Saw Noise" en anglais).
Il est bien connu que ce bruit se produit lorsque les pales de la soufflante fonctionnent avec une vitesse supersonique a leur extrémité. Un point récent des connaissances dans ce domaine peut se trouver dans la communication de M.J. Fisher, B.J. Tester et P.J.G. Schwaller à la "4th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference" tenue à Toulouse du 2 au 4 juin 1998 (p. 290 à 300 des comptes rendus). Ces travaux ont été menés en grande partie dans le cadre du programme FANPAC de la Communauté Européenne. En résumé, les turbo-réacteurs modernes de grand diamètre (de grand rapport de dilution) émettent, lorsqu'ils fonctionnent à plein régime au décollage et en montée, un bruit intense contenant les fréquences multiples de la rotation de la soufflante. Ce bruit est dû à la propagation des ondes de choc produites en tête de pales lorsque celles-ci sont supersoniques. Les faibles défauts de positionnement de ces pales font que le bruit est émis non
seulement sur la fréquence de passage des pales (c'est-à-
dire la fréquence de rotation multipliée par le nombre de pales, B) mais aussi sur toutes les fréquences multiples de la rotation; le bruit à la fréquence de passage des pales
étant lui-même renforcé.
Les procédés de réduction de ce bruit, qui ont déjà été proposés, consistent en divers traitements acoustiques de
la surface interne de la manche d'entrée d'air du moteur.
Cependant, dans le brevet récent "WO 98 09868 (Parente)", il est proposé un soufflage de gaz à l'entrée du réacteur pour diminuer la turbulence d'entrée. Un tel soufflage n'est toutefois pas censé réduire les ondes de choc sur les pales ni le bruit qui en résulte. Pour atteindre ce résultat, la présente invention reprend une idée, déjà utilisée dans le brevet déposé sous le n 98/11 792 (Fournier), qui consiste à injecter, dans la région de formation des chocs, un gaz ultra-léger, tel que de l'hélium ou de l'hydrogène, pour éviter qu'ils se forment. Alors que - 2 - l'invention antérieure propose d'éjecter le gaz léger à travers le corps en mouvement qui produit le choc, dans la présente invention le gaz léger est éjecté à travers des parties fixes près desquelles se forment les chocs créés par les pales en rotation. Deux modes de réalisation sont maintenant exposés en détail avec référence aux figures. Les valeurs numériques mentionnées résultent de l'état de l'art antérieur et des
activités de recherche de l'inventeur.
La figure 1 représente la section, dans un plan méridien, de la soufflante d'un turbo-réacteur avec sa
manche d'entrée d'air.
La figure 2 représente la chaîne du contrôle de débit de gaz éjecté qui permet de réduire au mieux la gêne
i 5 sonore.
Dans un premier mode de réalisation, la soufflante est
constituée d'un moyeu (1) portant des pales (2).
L'ensemble est en rotation à l'intérieur d'un carénage ou manche d'entrée d'air (3). A l'intérieur du carénage, une chambre de tranquillisation (4) répartit le gaz ultra-léger, tel que de l'hélium ou de l'hydrogène, qui lui est apporté par la canalisation d'alimentation (5). Ce gaz ultra-léger est éjecté à travers une fente (6) en amont et près de la périphérie des pales (2). Lorsque ces pales, à haut régime, ont une extrémité faiblement supersonique en vitesse relative par rapport à l'air aspiré, la présence locale d'une petite quantité de gaz ayant une vitesse du son très supérieure à celle de l'air empêche que les ondes de choc se forment et produisent un bruit supplémentaire. Les autres éléments sont supposés conformes à l'état de l'art et ne sont pas représentés sur la figure 1. En particulier, le gaz ultra-léger arrivant par la canalisation (5) peut provenir, soit d'un réservoir sous pression (bouteille de gaz comprimé et détendeur) préféré pour l'hélium, soit d'un générateur chimique à grand débit qui peut être aussi envisagé pour l'hydrogène. A titre d'exemple non limitatif, le rotor de soufflante peut avoir 2 m de diamètre et tourner à 4 000 tours/minute (la fréquence - 3 - fondamentale est alors 67 Hz). La vitesse de rotation en extrémité de pale est alors de 419 m/s à laquelle correspond un nombre de Mach de 1,27 dans les
conditions normales de température et de pression au sol.
La fente périphérique d'éjection peut avoir une largeur d'environ 1 mm sur 6,3 m de longueur périphérique, c'est-à-dire une surface de 0,0063 m2. Le gaz ultra-léger soufflé à environ 100 m/s a alors un débit volumique de 0,63 m3/s, ce qui est très faible par rapport au débit d'air total aspiré qui est de l'ordre de 600 m3/s. Pour limiter le bruit des pales supersoniques pendant le décollage et le début de la montée, on peut prévoir une durée d'éjection de l'ordre de 300 s (5 minutes) soit un besoin de 189 m3 à pression ambiante, ce qui correspond à l'ordre de i 5 grandeur de la contenance d'une bouteille de gaz
comprimé industrielle.
En variante, la fente (6) peut être recouverte d'une
surface perforée ou poreuse.
Dans un second mode de réalisation, la figure de référence reste la même mais la fente continue est remplacée par des éjecteurs de gaz ultra- léger (6) tels que des buses en nombre suffisant, vingt par exemple, réparties à la périphérie avec des intervalles équidistants
ou non. Le reste de la description et des indications
numériques peut être semblable à celles du premier mode de réalisation décrit précédemment mais la répartition discrète des zones d'éjection, éventuellement plus simples à réaliser ou permettant d'éjecter plus loin de la paroi du carénage un débit moindre, présente le risque de rendre inhomogène le cheminement des pales et donc de créer un
bruit d'interaction.
Bien que l'invention concerne en premier lieu le fonctionnement supersonique de la soufflante, il est aussi proposé de maintenir l'éjection de gaz ultra-léger pendant 3 5 le fonctionnement subsonique de façon à agir sur la
répartition modale pour diminuer le bruit émis.
Une autre variante consiste à optimiser en temps réel
la réduction de bruit. La description de la boucle de réglage
se réfère à la figure 2. La grandeur physique à réduire est - 4- la pression sonore mesurée par un microphone (10) placé, par exemple, à l'entrée de la manche à air du moteur. Une option consiste à ne pas utiliser ce signal brut mais à le filtrer pour n'en retenir que les fréquences les plus gênantes pour les riverains des aéroports ou les passagers (par exemple, filtrage dit A par les acousticiens). Ce signal, filtré ou non, est utilisé par l'automate (11), tant pour sa valeur instantanée que pour des valeurs mesurées peu de temps avant, ou préenregistrées avant le vol, et qui servent de repère pour l'optimisation. L'automate (11) peut aussi gérer des données auxiliaires (12) telles que la quantité de gaz ultra-léger restant disponible, le temps de fonctionnement encore nécessaire au moment du règlage, le régime du moteur, etc... A partir de sa loi de commande, l'automate ajuste la vanne (13) qui détermine le débit de gaz ultra-léger. Une nouvelle mesure de bruit du microphone (10) indique alors à l'automate (11) si son
choix de débit doit être modifié.
L'invention s'applique principalement aux avions de transport. La réduction du bruit de leurs turbo-réacteurs au décollage et en montée leur permet d'être mieux acceptés par les riverains des aéroports et d'être mieux appréciés par les passagers. L'invention, décrite en détail pour la soufflante d'entrée d'un turbo-réacteur, s'applique également à tout rotor de compresseur supersonique ou
même subsonique.
-5 -
Claims (6)
1) Avion de transport propulsé par des turbo-
réacteurs dont les extrémités de pales de soufflante sont supersoniques au décollage et à la montée, caractérisé en ce que leur excès de bruit, en particulier aux fréquences multiples de la rotation, est réduit par la disparition ou la réduction des ondes de choc attachées aux pales (2) de la soufflante grâce à l'éjection, à l'amont des zones de choc,
d'un gaz ultra-léger tel que de l'hélium ou de l'hydrogène.
2) Avion de transport selon la revendication 1 caractérisé en ce que le gaz ultra-léger est éjecté à travers
la paroi interne de la manche d'entrée d'air (3).
3) Avion de transport selon les revendications 1 et 2
caractérisé en ce que l'éjection du gaz ultra-léger est faite àa travers une fente (6) de largeur constante tout au long i 5 de la périphérie de la face interne du carénage de façon à ne pas introduire de fluctuations de charge sur les pales
(2) de soufflante.
4) Avion de transport selon les revendications 1 et 2
caractérisé en ce que l'éjection du gaz ultra-léger est faite à travers des éjecteurs (6) de petite section, circulaire ou non, répartis à la périphérie avec des intervalles
équidistants ou non.
) Procédé de réduction du bruit des avions équipés
de turbo-réacteurs, caractérisé en ce qu'un gaz ultra-
léger, tel que de l'hélium ou de l'hydrogène, est éjecté en
amont des pales (2) de soufflante.
6) Procédé de réduction du bruit des avions selon la revendication 5 caractérisé en ce que le gaz ultra-léger est éjecté à travers la paroi interne de la manche d'entrée
d'air (3).
7) Procédé de réduction du bruit des avions selon les
revendications 5 et 6 caractérisé en ce que l'éjection du
gaz ultra-léger est faite à travers une fente (6) de largeur constante tout au long de la périphérie de la face interne du carénage de façon à ne pas introduire de fluctuations de
charge sur les pales (2) de soufflante.
- 6 - 8) Procédé de réduction du bruit des avions selon les
revendications 5 et 6 caractérisé en ce que l'éjection du
gaz ultra-léger est faite à travers des éjecteurs (6) de petite section, circulaire ou non, répartis à la périphérie avec des intervalles équidistants ou non. 9) Procédé de réduction du bruit des avions selon les
revendications 5 et 6 caractérisé en ce que le débit de gaz
ultra-léger est ajusté en permanence par une vanne (13) commandée par un automate (11), lui-même renseigné par des mesures fréquentes du microphone (10) et par des données auxiliaires (12), de façon à minimiser le bruit émis. ) Procédé de réduction du bruit des avions selon la revendication 9 caractérisé en ce que la mesure du bruit 1 5 émis est suivie d'un filtrage classique (par exemple filtrage dit A) avant d'être utilisée par l'automate (1 1) pour règler le débit de gaz ultra-léger par la vanne (13), de façon à minimiser la gêne effectivement ressentie par les riverains
des aéroports ou les passagers.
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1296126A2 (fr) | 2001-09-19 | 2003-03-26 | Ford Global Technologies, Inc., A subsidiary of Ford Motor Company | Procédé de détermination de la proportion de bruit transmis par l'air ou par les solides dans le bruit moteur |
| WO2021156077A1 (fr) * | 2020-02-05 | 2021-08-12 | kopter germany GmbH | Système de rotor pour un aéronef |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04321489A (ja) * | 1991-04-19 | 1992-11-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の翼 |
| US5447283A (en) * | 1994-02-02 | 1995-09-05 | Grumman Aerospace Corporation | Blown boundary layer control system for a jet aircraft |
| WO1998009868A2 (fr) | 1996-09-09 | 1998-03-12 | Northrop Grumman Corporation | Systeme antibruit pour moteur a reaction |
-
1999
- 1999-02-11 FR FR9901621A patent/FR2783498B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04321489A (ja) * | 1991-04-19 | 1992-11-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の翼 |
| US5447283A (en) * | 1994-02-02 | 1995-09-05 | Grumman Aerospace Corporation | Blown boundary layer control system for a jet aircraft |
| WO1998009868A2 (fr) | 1996-09-09 | 1998-03-12 | Northrop Grumman Corporation | Systeme antibruit pour moteur a reaction |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| M.J. FISHER, B.J. TESTER, P.J.G.SCHWALLER: "4th aiaa/ceas aeroacoustics conference, p.290 a 300 des comptes rendus", 2 June 1998, TOULOUSE |
| PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 017, no. 151 (M - 1387) 25 March 1993 (1993-03-25) * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1296126A2 (fr) | 2001-09-19 | 2003-03-26 | Ford Global Technologies, Inc., A subsidiary of Ford Motor Company | Procédé de détermination de la proportion de bruit transmis par l'air ou par les solides dans le bruit moteur |
| US6626041B2 (en) | 2001-09-19 | 2003-09-30 | Ford Global Technologies, Llc | Method for determining solid-borne and airborne portions of engine noise |
| DE10146121B4 (de) * | 2001-09-19 | 2004-01-08 | Ford Global Technologies, Inc., Dearborn | Verfahren zur Bestimmung des Körperschall- und des Luftschallanteils eines Motorengeräusches |
| WO2021156077A1 (fr) * | 2020-02-05 | 2021-08-12 | kopter germany GmbH | Système de rotor pour un aéronef |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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|---|---|---|---|
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