FR2979391A1 - Turbomachine comportant un element grillage circonferentiel entre deux helices contrarotatives non carenees - Google Patents
Turbomachine comportant un element grillage circonferentiel entre deux helices contrarotatives non carenees Download PDFInfo
- Publication number
- FR2979391A1 FR2979391A1 FR1157555A FR1157555A FR2979391A1 FR 2979391 A1 FR2979391 A1 FR 2979391A1 FR 1157555 A FR1157555 A FR 1157555A FR 1157555 A FR1157555 A FR 1157555A FR 2979391 A1 FR2979391 A1 FR 2979391A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- upstream
- turbomachine
- propeller
- downstream
- main
- 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.)
- Granted
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 title claims abstract description 57
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims 1
- 239000002356 single layer Substances 0.000 claims 1
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 3
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 2
- 230000000644 propagated effect Effects 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 239000004677 Nylon Substances 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000001788 irregular Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 229920001778 nylon Polymers 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 230000003595 spectral effect Effects 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 1
- 239000012815 thermoplastic material Substances 0.000 description 1
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/025—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Une turbomachine pour aéronef comprenant un corps axial (1) dans lequel circule intérieurement un flux d'air depuis l'amont vers l'aval, une première hélice amont (H1) et une deuxième hélice aval (H2) adjacentes formant un doublet d'hélices radiales contrarotatives non carénées, le doublet étant agencé pour accélérer un flux d'air incident circulant extérieurement au corps (1) de la turbomachine, la turbomachine comprenant au moins un élément grillagé circonférentiel principal (3) fixé solidairement au corps (1) de la turbomachine entre la première hélice amont (H1) et la deuxième hélice aval (H2) de manière à réduire les sillages formés par la première hélice amont (H1).
Description
TURBOMACHINE COMPORTANT UN ELEMENT GRILLAGE CIRCONFERENTIEL ENTRE DEUX HELICES CONTRAROTATIVES NON CARENEES La présente invention concerne le domaine des turbomachines comportant un doublet d'hélices contrarotatives. L'invention vise plus particulièrement à réduire les émissions sonores d'une telle turbomachine. Une turbomachine comportant un doublet d'hélices contrarotatives non carénées permet d'augmenter le rendement propulsif d'une turbomachine tout en limitant sa masse. Ce type de turbomachine est connu de l'homme du métier sous la désignation « open-rotor » étant donné que les hélices de la turbomachine ne sont pas logées dans un carter circonférentiel. L'absence de carter présente l'avantage de limiter la masse de la turbomachine mais présente l'inconvénient d'empêcher la fixation de panneaux d'isolation acoustique pour atténuer les émissions sonores de la turbomachine.
Les émissions sonores générées par un doublet d'hélices contrarotatives résultent des sillages formés en amont d'une hélice rotative du doublet. Un sillage, bien connu de l'homme du métier, est une structure turbulente qui est formée lorsqu'un corps est placé dans un flux d'air incident. Le sillage correspond à une zone située en aval du corps dans laquelle la vitesse du flux d'air est réduite. A titre d'exemple, l'hélice amont du doublet d'hélices génère des sillages qui viennent perturber le flux d'air incident reçu par l'hélice aval du doublet d'hélices. En effet, les sillages entraînent des variations de vitesse qui génèrent des vibrations aéro-acoustiques lorsque les pales de l'hélice aval interceptent ces sillages. Il en résulte des émissions d'ondes sonores dont la fréquence est inversement proportionnelle à la taille des sillages. Ainsi, plus la taille des sillages est importante et plus les émissions sonores sont de basses fréquences. Les ondes sonores de basses fréquences étant les plus propices à être propagées, elles sont les plus perceptibles au voisinage des aéroports et sont considérées comme nuisibles.
Afin d'éliminer cet inconvénient, il a été proposé par la demande de brevet FR 2 935 427 de la société SNECMA de modifier le profil des pales des hélices afin de réduire les niveaux vibratoires, synchrones de la vitesse de rotation de la turbomachine, sur une hélice mobile générée par le défilement relatif des sillages ou de la distorsion induite par une autre hélice mobile adjacente située en amont ou en aval. Une telle solution est difficile à mettre en oeuvre car elle limite la liberté de définition des profils des pales des hélices. Afin d'éliminer au moins certains de ces inconvénients, l'invention concerne une turbomachine pour aéronef comprenant un corps axial dans lequel circule intérieurement un flux d'air depuis l'amont vers l'aval, une première hélice amont et une deuxième hélice aval adjacentes formant un doublet d'hélices radiales contrarotatives non carénées, le doublet étant agencé pour accélérer un flux d'air incident circulant extérieurement au corps de la turbomachine, la turbomachine comprenant au moins un élément grillagé circonférentiel principal fixé solidairement au corps de la turbomachine entre la première hélice amont et la deuxième hélice aval de manière à réduire les sillages formés par la première hélice amont.
L'élément grillagé principal est placé directement en aval de la première hélice amont ce qui lui permet d'être en contact avec les sillages générés par la première hélice amont lors de l'accélération du flux d'air incident. Un grillage est constitué d'un assemblage de fils formant des mailles qui permettent de diviser les sillages formés par la première hélice amont en une pluralité de sillages élémentaires. Des sillages élémentaires interceptés par la deuxième hélice aval n'engendrent que de vibrations aéro-acoustiques de hautes fréquences et de faibles amplitudes ce qui limite l'émission d'ondes sonores nuisibles de basse fréquence. De préférence, la longueur radiale de l'élément grillagé principal est supérieure ou égale à la longueur radiale de la première hélice amont, c'est-à-dire, à son envergure. De manière avantageuse, la longueur radiale de l'élément grillagé permet d'atténuer les sillages formés aux extrémités des pales de la première hélice amont. Ainsi, tous les sillages générés par la première hélice amont sont atténués.
De préférence encore, l'élément grillagé principal possède un taux de remplissage compris entre 1% et 20%, de préférence entre 5% et 10%. Le taux de remplissage correspond au volume de matière dans l'élément grillagé par rapport au volume total dudit élément. Un taux de remplissage inférieur à 1% ne permet pas de réduire les nuisances sonores de manière suffisante tandis qu'un taux de remplissage supérieur à 20% engendre une augmentation de masse excessive. Un taux de remplissage entre 5% et 10% assure un bon compromis entre une limitation de la masse de l'élément grillagé et une réduction des nuisances sonores. De préférence toujours, l'élément grillagé principal est constitué en matériau composite qui possède de manière avantageuse une densité volumique réduite associée à une résistance structurelle importante. De manière préférée, le matériau composite comporte des fibres de carbone ou de verre enrobées d'un matériau thermoplastique. Selon un aspect préféré de l'invention, l'élément grillagé principal comporte une pluralité de couches de grillage de manière à augmenter la probabilité et le nombre de division des sillages formés par la première hélice amont. Ainsi, un sillage formé par la première hélice amont peut être divisé de manière successive par l'élément grillagé. De préférence, l'élément grillagé principal se présente sous la forme d'un tore circonférentiel. Un tore circonférentiel s'étend selon trois dimensions ce qui permet d'atténuer les sillages selon la première face amont du tore ainsi que selon sa deuxième face aval. En outre, une forme torique permet un montage simple de l'élément grillagé, celui-ci étant composé de préférence de deux demi-tores qui sont assemblé autour du corps de la turbomachine. Selon un autre aspect de l'invention, l'élément grillagé principal possède une unique couche de grillage. Un tel élément grillagé possède une masse réduite ce qui est avantageux. De préférence, la turbomachine comprend au moins un élément grillagé circonférentiel auxiliaire fixé solidairement au corps de la turbomachine en amont de la première hélice amont. Un tel élément grillagé auxiliaire permet d'atténuer les sillages formés en amont de la première hélice amont afin d'éviter que cette dernière émette des ondes sonores de basse fréquence. De préférence encore, la turbomachine comportant des moyens de fixation d'un mât de liaison d'aéronef, l'élément grillagé auxiliaire est fixé en aval des moyens de fixation du mât de liaison. L'élément grillagé auxiliaire permet avantageusement d'atténuer les sillages formés par le mât de liaison lorsque la turbomachine est montée sur un aéronef. De préférence toujours, la turbomachine comprend au moins une enveloppe grillagée circonférentielle enveloppant le corps et le doublet d'hélices de la turbomachine. L'enveloppe grillagée permet de protéger de manière globale la turbomachine en atténuant des turbulences formées, par exemple, par le fuselage de l'aéronef sur lequel est montée la turbomachine. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et se référant aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une représentation schématique en coupe d'une turbomachine selon une première forme de réalisation de l'invention ; - la figure 2 est une représentation schématique en coupe d'une turbomachine selon une deuxième forme de réalisation de l'invention ; et - la figure 3 est une représentation schématique en coupe d'une turbomachine selon une troisième forme de réalisation de l'invention.
Il faut noter que les figures exposent l'invention de manière détaillée pour mettre en oeuvre l'invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l'invention le cas échéant. Les figures 1 à 3 sont des vues en coupe schématique d'une turbomachine comportant un corps annulaire 1 s'étendant axialement selon un axe X sur lequel sont montées une première hélice amont H1 et une deuxième hélice aval H2, chaque hélice comportant une pluralité de pales radiales. Les hélices H1, H2 s'étendent radialement depuis le corps 1 de la turbomachine et sont entraînées par la combustion d'un mélange de carburant et d'un flux d'air compressé circulant intérieurement au corps 1 de la turbomachine.40 Les hélices amont H1 et aval H2 forment un doublet d'hélices contrarotatives permettant l'accélération d'un flux d'air incident circulant extérieurement au corps de la turbomachine 1 ce qui fournit une force de poussée à l'aéronef sur lequel est montée la turbomachine. Ce type de turbomachine est connu de l'homme du métier sous la désignation « open-rotor » étant donné que les hélices H1, H2 de la turbomachine ne sont pas logées dans un carter circonférentiel. Dans cet exemple, en référence aux figures 1 à 3, le corps 1 de la turbomachine est fixé à un aéronef par l'intermédiaire d'un mât de liaison 2 situé en amont du doublet d'hélices. A cet effet, la turbomachine comporte des moyens de fixation (non représentés), connus en soi de l'homme du métier, permettant de relier le mât de liaison 2 au corps de la turbomachine. A titre d'exemple, les moyens de fixation du mât de liaison 2 peuvent se présenter sous la forme d'orifices formés dans le corps de la turbomachine agencés pour recevoir des vis de fixation. En référence à la figure 1, la turbomachine comporte un élément grillagé principal 3 qui s'étend de manière circonférentielle et qui est fixé solidairement au corps 1 de la turbomachine entre la première hélice amont H1 et la deuxième hélice aval H2. Dans cet exemple, l'élément grillagé principal 3 est constitué d'un assemblage de fils formant des mailles. L'ensemble des fils de l'élément grillagé principal 3 permettent de briser un sillage et de le diviser en une pluralité de sillages élémentaires de taille réduite. De manière avantageuse, lorsqu'un sillage est généré par la première hélice amont H1, celui-ci est en contact avec l'élément grillagé principal 3 et se divise en une pluralité de sillages élémentaires de taille réduite. Comme la fréquence des émissions sonores générée par un sillage est inversement proportionnelle à la grosseur du sillage, il en résulte que l'élément grillagé principal 3 permet de limiter l'émission des ondes sonores à basses fréquences qui sont les plus propices à être propagées et ainsi perceptibles et nuisibles à l'oreille humaine. De manière préférée, l'épaisseur d'un fil d'une maille grillagée est de l'ordre de 1 mm voire inférieure afin de générer des sillages de faible taille. De manière préférée, les mailles du grillage sont irrégulières de manière à former des sillages élémentaires hétérogènes. Comme la taille des sillages élémentaires qui entrent en contact avec la deuxième hélice amont est hétérogène, les ondes sonores générées par la deuxième hélice aval possèdent des fréquences différentes ce qui permet de lisser le spectre fréquentiel des nuisances sonores. Le bruit de la turbomachine est alors moins perceptible. Afin de limiter la masse de l'élément grillagé principal 3 tout en assurant une résistance structurelle suffisante pour éviter sa déformation en fonctionnement, l'élément grillagé principal 3 est constitué en matériau composite comportant, de préférence, des fibres de verre ou de carbone noyées dans une matrice thermoplastique. De manière préférée, le matériau composite présente une masse volumique de l'ordre de 1100 kg/m3. Il va de soi que l'élément grillagé principal 3 pourrait également être constitué de fils d'aluminium, de fils de carbone ou de fils de nylon.40 La longueur radiale de l'élément grillagé principal 3 est supérieure ou égale à celle de la première hélice amont H1 de manière à atténuer les sillages formés jusqu'aux extrémités des pales de la première hélice amont Hl. De manière préférée, la longueur radiale de l'élément grillagé principal 3 est égale à celle de la première hélice amont H1, c'est-à-dire à son envergure, afin de limiter les dimensions et donc la masse de l'élément grillagé principal 3. Selon une forme de réalisation de l'élément grillagé principal 3, celui-ci comporte une unique couche de grillage et se présente sous la forme d'une couronne plane radiale fixée entre la première hélice amont H1 et la deuxième hélice aval H2. Ainsi, de manière avantageuse, l'élément grillagé principal 3 s'étend uniquement selon deux dimensions et présente un encombrement et une masse faible. Les sillages générés par la première hélice amont H1 sont avantageusement divisés lors de la traversée du plan radial de l'élément grillagé principal 3. Selon une autre forme de réalisation préférée de l'élément grillagé principal 3, celui-ci se présente sous la forme d'un tore circonférentiel. Autrement dit, l'élément grillagé principal 3 s'étend selon trois dimensions de manière à ce que les sillages formés par la première hélice amont H1 soient atténués par une pluralité de couches grillagées, en particulier, par une première couche grillagée formant la face amont du tore et par une deuxième couche grillagée formant la face aval du tore. Afin de favoriser la division de sillages élémentaires, le tore comporte une pluralité de couches grillagées internes de manière à augmenter le nombre de fils de l'élément grillagé principal 3 venant en contact avec les sillages de la première hélice amont Hl. Ainsi, la probabilité de division et le nombre de division d'un sillage formé par la première hélice amont H1 sont augmentés ce qui réduit les nuisances sonores.
De manière préférée, le tore se présente sous forme modulaire et comporte deux demi-tores pour faciliter le montage de l'élément grillagé principal 3 autour du corps 1 de la turbomachine. Plus le taux de remplissage de l'élément grillagé principal 3 est important, plus les sillages sont divisés et plus les nuisances sonores de basses fréquences sont réduites. Au contraire, plus le taux de remplissage de l'élément grillagé principal 3 est faible, moins la vitesse du flux d'air incident est modifiée lors de la traversée de l'élément grillagé principal 3 ce qui permet de ne pas affecter les performances de poussée de la turbomachine. Un assemblage de fils dont le taux de remplissage est compris entre 1% et 20% permet d'assurer un compromis entre une réduction du bruit optimale (fort taux de remplissage) et une performance de poussée optimale (faible taux de remplissage). De manière préférée, le taux de remplissage de l'élément grillagé principal 3 est compris entre 5% et 10%. De manière préférée, la longueur axiale de l'élément grillagé principal 3 est inférieure à la distance axiale séparant la première hélice amont H1 de la deuxième hélice aval H2. A titre d'exemple, la longueur axiale de l'élément grillagé principal 3 est de l'ordre de 10 cm et s'étend radialement depuis le corps 1 de la turbomachine, la longueur radiale de l'élément grillagé principal 3 étant sensiblement égale à celle de la première hélice amont H1, c'est-à-dire, de l'ordre de 3 m. De manière préférée, l'élément grillagé principal 3 est profilé de manière à ne pas réduire la vitesse de circulation du flux d'air incident entre les hélices H1, H2. Grâce à l'élément grillagé principal 3, les premières raies spectrales d'interaction de relative basses fréquences (de l'ordre de 100 Hz jusqu'à 2000 Hz) sont atténuées de l'ordre de 3 à 15dB, les nuisances sonores étant alors moins perceptibles au voisinage d'un aéroport.
Un deuxième mode de réalisation de l'invention est décrit en référence à la figure 2. Les références utilisées pour décrire les éléments de structure ou fonction identique, équivalente ou similaire à celles des éléments de la figure 1 sont les mêmes, pour simplifier la description. D'ailleurs, l'ensemble de la description du mode de réalisation de la figure 1 n'est pas reprise, cette description s'appliquant aux éléments de la figure 2 lorsqu'il n'y a pas d'incompatibilités. Seules les différences notables, structurelles et fonctionnelles, sont décrites. En référence à la figure 2, la turbomachine comporte un élément grillagé principal 3 et un élément grillagé auxiliaire 4 fixés solidairement au corps 1 de la turbomachine. Contrairement à l'élément grillagé principal 3 qui est fixé entre la première hélice amont H1 et la deuxième hélice aval H2, l'élément grillagé auxiliaire 4 est fixé entre le mât de liaison 2 de la turbomachine et la première hélice amont Hl. En étant fixé en amont de la première hélice amont H1, l'élément grillagé auxiliaire 4 permet de limiter l'émission d'ondes sonores par la première hélice amont H1, en particulier, celles relatives à des sillages formés par le mât de liaison 2.
Les caractéristiques de l'élément grillagé auxiliaire 4 sont similaires à celles de l'élément grillagé principal 3 tel que présenté précédemment. Ainsi, l'élément grillagé auxiliaire 4 peut s'étendre selon deux ou trois dimensions et comprendre une ou plusieurs couches internes de mailles grillagées. Les éléments grillagés 3, 4 peuvent être identiques afin de faciliter la logistique et la maintenance. De préférence, les éléments grillagés 3, 4 sont différents de manière à s'adapter aux sillages du mât amont 2 et aux sillages de la première hélice amont Hl. Un troisième mode de réalisation de l'invention est décrit en référence à la figure 3. Les références utilisées pour décrire les éléments de structure ou fonction identique, équivalente ou similaire à celles des éléments de la figure 2 sont les mêmes, pour simplifier la description. D'ailleurs, l'ensemble de la description du mode de réalisation de la figure 2 n'est pas reprise, cette description s'appliquant aux éléments de la figure 3 lorsqu'il n'y a pas d'incompatibilités. Seules les différences notables, structurelles et fonctionnelles, sont décrites.
En référence à la figure 3, la turbomachine comporte une enveloppe grillagée circonférentielle 5 enveloppant le corps 1 et le doublet d'hélices de la turbomachine. Les caractéristiques de l'enveloppe grillagée 5 sont similaires à celles d'un élément grillagé principal 3 creux tel que présenté précédemment. Une enveloppe grillagée 5 creuse permet avantageusement de limiter l'augmentation de masse de la turbomachine tout en atténuant tous les sillages susceptibles d'engendrer des ondes sonores de basse fréquence, en particulier, les sillages générés par le fuselage de l'aéronef. De manière préférée, les extrémités radiales extérieures des éléments grillagés principal 3 et auxiliaire 4 sont fixées à la surface interne de l'enveloppe grillagée circonférentielle 5 de manière à renforcer la structure de l'assemblage grillagé. Il va de soi que la turbomachine selon la troisième forme de réalisation pourrait ne comporter qu'un élément grillagé principal 3 et une enveloppe grillagée 5.15
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Turbomachine pour aéronef comprenant un corps axial (1) dans lequel circule intérieurement un flux d'air depuis l'amont vers l'aval, une première hélice amont (H1) et une deuxième hélice aval (H2) adjacentes formant un doublet d'hélices radiales contrarotatives non carénées, le doublet étant agencé pour accélérer un flux d'air incident circulant extérieurement au corps (1) de la turbomachine, turbomachine caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un élément grillagé circonférentiel principal (3) fixé solidairement au corps (1) de la turbomachine entre la première hélice amont (H1) et la deuxième hélice aval (H2) de manière à réduire les sillages formés par la première hélice amont (H1).
- 2. Turbomachine selon la revendication 1, dans laquelle la longueur radiale de l'élément grillagé principal (3) est supérieure ou égale à la longueur radiale de la première hélice amont (H1).
- 3. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 2, dans laquelle l'élément grillagé principal (3) possède un taux de remplissage compris entre 1% et 20%, de préférence entre 5% et 10%.
- 4. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, dans laquelle l'élément grillagé principal (3) est constitué en matériau composite.
- 5. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 4, dans laquelle l'élément grillagé principal (3) comporte une pluralité de couches de grillage.
- 6. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 5, dans laquelle l'élément grillagé principal (3) se présente sous la forme d'un tore circonférentiel.
- 7. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 4, dans laquelle l'élément grillagé principal (3) possède une unique couche de grillage.
- 8. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 7, comprenant au moins un élément grillagé circonférentiel auxiliaire (4) fixé solidairement au corps (1) de la turbomachine en amont de la première hélice amont (H1).
- 9. Turbomachine selon la revendication 8, dans laquelle, la turbomachine comportant des moyens de fixation d'un mât de liaison (2) d'aéronef, l'élément grillagé auxiliaire (4) est fixé en aval des moyens de fixation du mât de liaison (2).
- 10. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 9, comprenant au moins une enveloppe grillagée circonférentielle (5) enveloppant le corps (1) et le doublet d'hélices de la turbomachine.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1157555A FR2979391B1 (fr) | 2011-08-26 | 2011-08-26 | Turbomachine comportant un element grillage circonferentiel entre deux helices contrarotatives non carenees |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1157555A FR2979391B1 (fr) | 2011-08-26 | 2011-08-26 | Turbomachine comportant un element grillage circonferentiel entre deux helices contrarotatives non carenees |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2979391A1 true FR2979391A1 (fr) | 2013-03-01 |
| FR2979391B1 FR2979391B1 (fr) | 2013-08-23 |
Family
ID=44681376
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1157555A Active FR2979391B1 (fr) | 2011-08-26 | 2011-08-26 | Turbomachine comportant un element grillage circonferentiel entre deux helices contrarotatives non carenees |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2979391B1 (fr) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3021706A1 (fr) * | 2014-05-28 | 2015-12-04 | Snecma | Turbopropulseur d'aeronef comportant deux helices coaxiales. |
| WO2016132073A1 (fr) * | 2015-02-19 | 2016-08-25 | Snecma | Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage |
| GB2551882A (en) * | 2016-04-28 | 2018-01-03 | Airbus Operations Sas | Aircraft engine assembly comprising a pylon leading edge incorporated with an annular row of unfaired after guide vanes |
| US10556702B2 (en) | 2016-07-13 | 2020-02-11 | General Electric Company | Aircraft having an airflow duct |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2613688A1 (fr) * | 1987-04-13 | 1988-10-14 | Gen Electric | Pylone pour avion |
| DE3834511A1 (de) * | 1987-10-13 | 1990-04-12 | Kastens Karl | Propellergeblaese |
| US20100047068A1 (en) * | 2007-02-10 | 2010-02-25 | Rolls-Royce Plc | Aeroengine |
| EP2253817A2 (fr) * | 2009-05-20 | 2010-11-24 | Rolls-Royce plc | Turbopropulseur propfan |
-
2011
- 2011-08-26 FR FR1157555A patent/FR2979391B1/fr active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2613688A1 (fr) * | 1987-04-13 | 1988-10-14 | Gen Electric | Pylone pour avion |
| DE3834511A1 (de) * | 1987-10-13 | 1990-04-12 | Kastens Karl | Propellergeblaese |
| US20100047068A1 (en) * | 2007-02-10 | 2010-02-25 | Rolls-Royce Plc | Aeroengine |
| EP2253817A2 (fr) * | 2009-05-20 | 2010-11-24 | Rolls-Royce plc | Turbopropulseur propfan |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3021706A1 (fr) * | 2014-05-28 | 2015-12-04 | Snecma | Turbopropulseur d'aeronef comportant deux helices coaxiales. |
| US9776707B2 (en) | 2014-05-28 | 2017-10-03 | Snecma | Aircraft turboprop engine comprising two coaxial propellers |
| WO2016132073A1 (fr) * | 2015-02-19 | 2016-08-25 | Snecma | Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage |
| FR3032942A1 (fr) * | 2015-02-19 | 2016-08-26 | Snecma | Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage |
| GB2549439A (en) * | 2015-02-19 | 2017-10-18 | Safran Aircraft Engines | Aircraft propulsion unit comprising an unducted-fan turbine engine and an attachment pylon |
| US10723434B2 (en) | 2015-02-19 | 2020-07-28 | Safran Aircraft Engines | Aircraft propulsion unit comprising an unducted-fan turbine engine and an attachment pylon |
| GB2549439B (en) * | 2015-02-19 | 2020-12-02 | Safran Aircraft Engines | Aircraft propulsion unit comprising an unducted-fan turbine engine and an attachment pylon |
| GB2551882A (en) * | 2016-04-28 | 2018-01-03 | Airbus Operations Sas | Aircraft engine assembly comprising a pylon leading edge incorporated with an annular row of unfaired after guide vanes |
| US10556699B2 (en) * | 2016-04-28 | 2020-02-11 | Airbus Operations Sas | Aircraft engine assembly comprising a pylon leading edge incorporated with an annular row of unfaired after-guide vanes |
| GB2551882B (en) * | 2016-04-28 | 2021-03-24 | Airbus Operations Sas | Aircraft engine assembly comprising a pylon leading edge incorporated with an annular row of unfaired after guide vanes |
| US10556702B2 (en) | 2016-07-13 | 2020-02-11 | General Electric Company | Aircraft having an airflow duct |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2979391B1 (fr) | 2013-08-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3489487B1 (fr) | Panneau d'atténuation acoustique pour aéronef | |
| EP3850616B1 (fr) | Panneau de traitement acoustique pour turboréacteur | |
| EP3963192B1 (fr) | Intégration d'un amortisseur de flottement du fan dans un carter moteur | |
| CA2890274C (fr) | Aeronef propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives | |
| FR2979385A1 (fr) | Panneau d'isolation acoustique pour turbomachine et turbomachine comportant un tel panneau | |
| FR2990718A1 (fr) | Helice pour moteur d'aeronef comprenant des moyens de reduction du bruit a moyennes et hautes frequences et amelioration de la perception acoustique. | |
| CA2970092C (fr) | Turbomachine a helice multi-diametres | |
| FR2979391A1 (fr) | Turbomachine comportant un element grillage circonferentiel entre deux helices contrarotatives non carenees | |
| WO2022129778A1 (fr) | Panneau de traitement acoustique à encombrement réduit pour turboréacteur | |
| FR2787513A1 (fr) | Dispositif d'echappement multicanal de turbomachine traite acoustiquement | |
| FR3028886A1 (fr) | Organe de reduction de bruit de soufflante de turboreacteur | |
| EP3491228B1 (fr) | Panneau d'atténuation acoustique pour ensemble propulsif d'aéronef et ensemble propulsif comportant un tel panneau | |
| EP2441675B1 (fr) | Nacelle d'aéronef incorporant au moins une cloison radiale entre deux conduits | |
| EP3779961A1 (fr) | Elément acoustique à double enceinte et encombrement réduit, en particulier pour panneau acoustique d'aéronef | |
| EP2839458A1 (fr) | Panneau mince d'absorption d'ondes acoustiques émises par un turboréacteur de nacelle d'aéronef, et nacelle équipée d'un tel panneau | |
| EP3755626B1 (fr) | Nacelle de turbomachine à parois acoustiquement poreuses | |
| WO2009115700A1 (fr) | Panneau acoustique d'une nacelle d'un aerone | |
| EP3483396A1 (fr) | Anneau d'aubes fixes d'un turboréacteur comprenant une structure de traitement acoustique | |
| FR2968048A1 (fr) | Aube de turbomachine comprenant une source electroacoustique amelioree, rangee d'aubes directrices de sortie et turbomachine comprenant une telle aube | |
| WO2017109430A1 (fr) | Turbomachine à hélice à clipping inversé | |
| WO2023031540A1 (fr) | Panneau acoustique à cavités obliques | |
| FR3078106A1 (fr) | Nacelle de turbomachine comprenant une conduite d'evacuation acoustique |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SNECMA, FR Effective date: 20170713 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |