FR3028886B1 - Organe de reduction de bruit de soufflante de turboreacteur - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un moteur (1) d'aéronef de type turboréacteur à double flux comportant une manche d'entrée d'air (2) ayant une face interne pourvue d'une virole d'atténuation acoustique (11) située en amont d'une soufflante (3) de ce moteur (1). Cette virole d'atténuation acoustique (11) comporte une alternance régulière de premières portions et de secondes portions ayant des épaisseurs différentes selon la direction radiale, le nombre d'alternances étant supérieur au double du nombre de modes vibratoires acoustiques azimutaux passants s'établissant dans le moteur (1) dépourvu de virole d'atténuation acoustique (11) fonctionnant à des conditions correspondant à une phase d'atterrissage et à une phase de décollage.

Description

ORGANE DE REDUCTION DE BRUIT DE SOUFFLANTE DE TURBOREACTEUR
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE L'invention concerne l'atténuation du niveau d'émission acoustique généré par un moteur de type turboréacteur à double flux en fonctionnement.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Dans un tel moteur, l'air extérieur est aspiré dans une manche d'entrée d'air par une soufflante, encore appelée fan, comportant une série de pales rotatives. Ce flux est ensuite scindé en un flux primaire central et un flux secondaire entourant le flux primaire.
Le flux primaire est ensuite compressé avant d'arriver dans une chambre de combustion, après quoi il se détend en traversant une turbine avant d'être évacué vers l'arrière en générant de la poussée. Le flux secondaire est quant à lui propulsé directement vers l'arrière par la soufflante pour générer une partie de la poussée.
La réduction du niveau d'émission sonore d'un tel moteur consiste notamment à diminuer la puissance des différentes sources de bruit et à atténuer l'énergie acoustique de ces sources par des traitements.
On distingue deux directions de propagation de l'énergie acoustique : une direction dite amont dans laquelle l'énergie acoustique se déplace en sens inverse de l'écoulement de l'air, et une direction dite avale dans laquelle l'énergie se propage dans le sens d'écoulement du flux d'air dans le moteur.
Dans le cas du bruit amont on peut distinguer plusieurs sources différentes. L'une de ces sources est liée à l'interaction de l'ensemble formé par la soufflante et ses redresseurs, avec le flux d'air qui les traverse. Ces redresseurs sont notamment des aubes fixes adaptées à redresser le flux d'air après son passage dans la soufflante. Les redresseurs peuvent également comporter des bras structuraux assurant le maintien du carter autour de la soufflante.
La face interne de la manche d'entrée d'air comporte des éléments d'atténuation acoustique qui permettent d'atténuer le bruit amont.
Cette manche d'entrée d'air est fixée sur le carter entourant la soufflante, encore appelé carter fan, qui assure une atténuation acoustique du fait qu'il est équipé d'une virole de traitement acoustique en amont de la soufflante dans le sens d'écoulement de l'air dans la turbomachine. Cet élément d'atténuation est solidarisé au carter de soufflante par des organes de fixation situés à sa face externe.
Complémentairement, un panneau annulaire d'atténuation additionnel est monté dans la manche d'entrée d'air en amont de la virole de traitement acoustique qui est elle-même immédiatement en amont de la soufflante. Ce panneau annulaire est fixé non pas au carter de soufflante, mais à des éléments situés en amont de ce carter.
Le bruit généré dans le moteur au niveau de l'ensemble formé par la soufflante et les redresseurs et qui se propage vers l'avant à contre-courant du flux d'air admis dans la manche, est ainsi diminué grâce à la virole de traitement acoustique et aussi grâce au panneau annulaire qui est situé en amont de cette virole.
La virole qui est immédiatement en amont des pales de la soufflante est formée habituellement de plusieurs éléments acoustiques distincts. En effet, lorsqu'un projectile tel qu'un caillou entre dans la manche d'air, il rebondit sur les pales de la soufflante puis sur cette virole, avant de traverser le moteur. L'impact du projectile peut suffire à détériorer un panneau d'atténuation acoustique, ce qui conduit alors à le remplacer.
Cependant, cette architecture en plusieurs panneaux pénalise grandement les niveaux de bruit acoustique, et de plus, grâce à l'utilisation de matériaux composites pour réaliser cette virole, le risque de détérioration est devenu très limité.
Il a ainsi été envisagé de fabriquer une virole monobloc, c'est-à-dire en un seul élément, pour améliorer l'atténuation acoustique. Mais les zones de fixation de cette virole restent pénalisantes du point de vue acoustique du fait notamment qu'elles constituent des discontinuités de cette virole dont il est connu qu'elles sont en soi pénalisantes en matière d'atténuation acoustique.
Le but de l'invention est ainsi de concevoir une virole d'atténuation de bruit destinée à être située immédiatement en amont de la soufflante, mais se présentant sous forme d'une virole monobloc tout en améliorant l'efficacité d'atténuation acoustique, en comparaison des viroles monobloc connues.
EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention concerne un moteur d'aéronef de type turboréacteur à double flux comportant un carter de soufflante ayant une face interne pourvue d'une virole d'atténuation acoustique située en amont d'une soufflante de ce moteur, cette virole d'atténuation acoustique comportant une alternance régulière de premières portions et de secondes portions ayant respectivement une première épaisseur et une seconde épaisseur différentes selon la direction radiale, le nombre d'alternances étant supérieur au double du nombre de modes vibratoires acoustiques azimutaux passants s'établissant dans le moteur dépourvu de virole d'atténuation acoustique et fonctionnant dans des conditions correspondant à une phase d'atterrissage et à une phase de décollage.
Grâce à cette conception, avec ce choix de nombre d'alternances, la virole provoque une conversion des modes de vibration acoustiques azimutaux passants dans la conduite que forme le carter de soufflante du moteur, en modes coupés par cette conduite, c'est-à-dire non passants. Cette virole apporte ainsi une atténuation identique voire supérieure à celle d'une virole d'épaisseur constante dont la fixation à une structure de carter existante est problématique.
Les portions de faible épaisseur peuvent en outre recevoir des moyens de fixation classiques implantés au niveau des portions de faible épaisseur, de sorte que l'intégration de cette virole à un moteur de conception antérieure ne nécessite pas de modifier les autres composants du moteur en question de façon significative. L'invention concerne également un moteur tel que défini ci-dessus, dans lequel la virole est fixée à un carter de soufflante du moteur. L'invention concerne également un moteur tel que défini ci-dessus, dans lequel les premières portions forment des rainures à la face externe de la virole, ces rainures étant orientées parallèlement à l'axe de révolution de la virole. L'invention concerne également un moteur tel que défini ci-dessus, dans lequel la virole est équipée de moyens de fixation au carter, chaque moyen de fixation étant situé au niveau d'une première portion de cette virole, les premières portions ayant une épaisseur plus faible que les deuxièmes portions. L'invention concerne également un moteur tel que défini ci-dessus, comportant des premières portions libres et des premières portions équipées de moyens de fixation de la virole au carter. L'invention concerne également un procédé de conception d'une virole d'atténuation acoustique destinée à équiper un moteur de type turboréacteur à double flux pour être montée en face interne du carter de soufflante de ce moteur en étant située en amont d'une soufflante de ce moteur, ce procédé comportant : - une étape de détermination du nombre de modes vibratoires acoustiques azimutaux passants s'établissant dans le moteur dépourvu de virole d'atténuation acoustique et fonctionnant à des conditions correspondant à une phase d'atterrissage et à une phase de décollage ; - une étape de dimensionnement de la virole d'atténuation acoustique dans laquelle on prévoit une alternance régulière de premières portions et de secondes portions ayant des épaisseurs différentes selon la direction radiale, le nombre d'alternances étant supérieur au double du nombre de modes vibratoires acoustiques azimutaux passants. L'invention concerne également un procédé tel que défini ci-dessus, dans lequel la détermination du nombre de modes azimutaux passants est réalisée de manière analytique.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
La figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'un moteur selon l'invention ;
La figure 2 est une vue en perspective de la virole selon l'invention représentée seule ;
La figure 3 est une représentation en perspective montrant schématiquement un moteur équipé d'une virole selon l'invention ;
La figure 4 est un graphe montrant l'atténuation apportée par la virole selon l'invention ainsi que celle obtenue avec une virole parfaite et celle obtenue sans virole pour un ensemble de modes azimutaux ;
La figure 5 est un graphe montrant l'atténuation apportée par la virole selon l'invention ainsi que celle obtenue avec une virole selon l'état de la technique pour une gamme de fréquence relativement basse correspondant aux fréquences sonores à réduire en phase de décollage et d'atterrissage.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Comme visible dans la figure 1, une partie avant d'un turboréacteur à double flux 1 comporte une manche d'entrée d'air 2 dans laquelle est admis l'air avant d'être aspiré par les pales 3 d'une soufflante 4. Après avoir passé la région de la soufflante, un flux d'air dit primaire traverse ensuite un compresseur 6 situé immédiatement après la soufflante alors qu'un flux dit secondaire qui entoure le flux primaire est propulsé vers l'arrière pour directement générer une partie de la poussée.
Le moteur 1 et ses composants ont une forme de révolution autour d'un axe longitudinal ΑΧ. Il comporte notamment un carter 7 de soufflante entourant les pales 3 de la soufflante 4, ce carter 7 étant prolongé vers l'avant par une lèvre d'entrée d'air 8, ayant lui aussi une forme de révolution.
La manche d'entrée d'air 2 de ce moteur 1 est ainsi entourée successivement le long de l'axe AX par la lèvre d'entrée d'air 8, puis par le carter 7. Ce carter 7 s'étend vers l'arrière au-delà de la soufflante 4. Il supporte les composants situés au centre du moteur tels que le compresseur 6, au moyen de bras radiaux 9 qui sont fixes, ainsi que la lèvre d'entrée d'air 8 qui s'étend dans le prolongement de ce carter vers l'avant.
Dans une zone située immédiatement en amont de la soufflante 4, le carter 7 porte à sa face interne une virole d'atténuation de bruit 11. Complémentairement, un panneau annulaire d'atténuation de bruit 12 s'étend dans le prolongement de la virole 11, au-delà de celle-ci vers l'avant de la manche 2. Ce panneau annulaire 12 est ainsi interposé entre la virole 11 et l'extrémité avant de la lèvre d'entrée d'air 8. Ce panneau annulaire 12 est entouré par la lèvre d'entrée d'air 8 qui assure son maintien et qui est lui-même porté par le carter 7. Ce panneau annulaire 12 a sensiblement le même diamètre interne que la virole 11, qui correspond sensiblement au diamètre interne du carter de soufflante 4, ou carter fan, en amont de la soufflante.
Comme visible dans les figures 2 et 3, la virole 11 a une surface interne 13 lisse et régulière en forme de portion de cylindre, alors que sa face externe 14 comporte au contraire des rainures 16 parallèles à l'axe AX régulièrement espacées autour de cet axe et qui constituent autant de réductions d'épaisseur locales de cette virole 11. La virole 11 comporte ainsi une succession régulière de premières portions 16 de faible épaisseur et de secondes portions 17 d'épaisseur plus importante. Dans l'exemple des figures, les portions 17 de plus forte épaisseur sont plus étendues, c'est-à-dire qu'elles ont une plus grande surface, que les portions de faible épaisseur 16.
Cette virole 11 est fabriquée en matériau composite à structure en nid d'abeille dont les alvéoles sont orientées radialement par rapport à l'axe AX, et partiellement ouvertes vers l'axe AX pour constituer des résonateurs. Les premières portions peu épaisses 16 correspondent ainsi à des alvéoles de faible longueur alors que les secondes portions 17, plus épaisses, correspondent à des alvéoles plus longues.
Les premières portions 16, d'épaisseur réduite, constituent des discontinuités de l'impédance acoustique apportée par la virole 11. De telles discontinuités, sont généralement considérées comme tendant à augmenter le niveau d'émission via l'entrée d'air du bruit généré par la soufflante 3, de sorte que l'on cherche habituellement à en réduire la quantité. L'invention tire au contraire parti de ces discontinuités, en se basant sur le fait qu'elles permettent d'agir sur les modes de propagation acoustique azimutaux qui composent le bruit généré par la soufflante 3, pour convertir les modes azimutaux passants en des modes azimutaux coupés de manière à diminuer la propagation de bruit hors du moteur.
Avec un nombre de discontinuités suffisant, les modes azimutaux passants sont convertis en des modes azimutaux non passants qui ne peuvent pas se propager vers l'amont.
Selon l'invention, le nombre de premières portions 16 de faible épaisseur, qui est le même que le nombre de secondes portions 17 de plus forte épaisseur et que le nombre d'alternances ou de discontinuités, est choisi supérieur au double du nombre de modes acoustiques azimutaux passants, afin de convertir les modes passants ou propagatifs en des modes coupés. L'invention tire ainsi parti des propriétés de conversion modale qu'apportent les discontinuités et des propriétés de coupure du conduit pour diminuer la propagation de bruit hors du moteur.
La détermination du nombre de modes azimutaux passants pour le moteur devant être équipé de la virole selon l'invention est réalisée par exemple de manière analytique, car les propriétés de coupure de la conduite que constitue le carter fan dépendent principalement de la fréquence considérée, du diamètre de cette conduite, et du nombre de Mach de l'écoulement fluide qui la traverse.
La détermination du nombre de modes passants peut être réalisée sur la base des modèles analytiques utilisés en théorie modale pour décrire la propagation acoustique dans un guide d'onde cylindrique annulaire infini traversé par un écoulement de fluide uniforme. Les principaux éléments de cette approche sont rappelés par exemple dans le document Reinsta, S. W. : 2000 "Noise in Turbomachines : Sound propagation in ducts" Von Karman Institute for fluid dynamics LS 2000-02.
Ainsi, pour une fréquence d'excitation considérée, qui dépend de la vitesse de rotation et du nombre de pales de la soufflante, pour un diamètre donné qui est sensiblement le diamètre du carter fan, et pour un régime d'écoulement uniforme correspondant aux conditions de vol que l'on se donne et qui est caractérisé par un nombre de Mach, le calcul analytique permet de déterminer les modes de propagation acoustiques s'établissant dans la conduite que forme le moteur.
Chaque mode possède une fréquence de coupure qui lui est propre. Les modes passants sont ceux dont la fréquence est supérieure à leur propre fréquence de coupure. Les modes non passants, c'est-à-dire coupés, sont ceux dont la fréquence est inférieure à leur propre fréquence de coupure. L'ordre discuté ici est l'ordre azimutal : les modes se propagent dans la conduite selon une direction formant avec l'axe longitudinal de cette conduite un angle d'autant plus important que l'ordre azimutal du mode considéré est élevé. Les modes d'ordre azimutal faible se propagent selon des directions proches de l'axe longitudinal (angle nul).
Par définition et selon les fonctions de Bessel (fonctions de définition de la propagation des ondes acoustiques dans la conduite), les modes d'ordres plus élevés ont plus d'énergie en rayon externe et sont donc plus sensibles aux traitements et aux ruptures d'impédance.
La détermination du nombre de modes passants pour des conditions données consiste ainsi à déterminer par l'analyse le nombre de modes dont l'ordre est inférieur à l'ordre du premier mode coupé.
Différentes valeurs du nombre de modes passants peuvent ainsi être déterminées en se basant sur différentes vitesses de rotation de la soufflante et différentes valeurs du nombre de Mach, pour un même moteur, de manière à ensuite retenir le nombre de modes passants le plus élevé parmi ceux qui ont été déterminés, pour établir le nombre de discontinuités de la virole selon l'invention.
Il est aussi possible de se baser sur un point de certification de l'avion pour déterminer le régime de rotation et le nombre de Mach représentatif de l'écoulement fluide, de manière à déterminer le nombre de modes passants à prendre en compte pour déterminer le nombre de discontinuités que doit comporter la virole afin d'atténuer efficacement le niveau de bruit pour ce point de certification. Il existe par exemple trois points de certification qui sont les suivants : deux points de vol au décollage et un à l'atterrissage.
Le nombre de modes retenu peut aussi correspondre au nombre maximum obtenu en balayant une certaine gamme de fréquence et une certaine gamme de nombres de Mach, sur la base des éléments d'analyse ci-dessus. A titre d'illustration, les graphes des figures 4 et 5 permettent de visualiser l'atténuation de bruit obtenue grâce à l'invention pour un moteur donné.
Le graphique de la figure 4 qui illustre la perte par transmission du signal, c'est-à-dire la transmission du bruit pour un ensemble de modes, l'axe des abscisses correspondant à leurs numéros d'ordres, comporte trois courbes Cl, C2 et C3 représentatives de cette atténuation, l'axe des ordonnées correspondant à l'atténuation en dB.
La courbe Cl qui représente cette atténuation pour le cas d'un moteur équipé d'une virole selon l'invention est très proche de la courbe C2 qui représente l'atténuation pour le cas d'une virole parfaite, c'est-à-dire d'épaisseur constante. A contrario, la courbe C3 qui correspond à l'atténuation pour un moteur dépourvu de virole avec des discontinuités donne lieu à des gains significativement plus faibles.
De manière analogue, le graphe de la figure 5 illustre l'atténuation, graduée en décibels sur l'axe des ordonnées, pour une large gamme de fréquence graduée en Hertz sur l'axe des abscisses, habituellement appelée "bruit large bande". Ce graphe montre lui aussi que l'atténuation est significativement plus importante avec une virole selon l'invention, ce qui correspond à la courbe C4, qu'avec un moteur équipé d'une virole parfaite ou dépourvu de virole ce qui correspond dans les deux cas à la courbe C5.
Ce graphe de la figure 5 montre en outre que l'invention apporte une atténuation de bruit dans toute une gamme de fréquences basses, ce qui correspond au but recherché en matière de diminution du bruit généré par les aéronefs en phase de décollage et/ou d'atterrissage. L'invention permet ainsi de fabriquer une virole monobloc apportant une atténuation importante, tout en pouvant être équipée grâce à ses portions de faible épaisseur de moyens de fixation classiques montés à sa périphérie externe. Le montage de la virole selon l'invention ne nécessite ainsi pas de modifier significativement les autres composants du moteur. L'invention peut ainsi conduire à concevoir une virole ayant un nombre de portions de faible épaisseur significativement supérieur à celui nécessaire à l'implantation des fixations de la virole au carter de soufflante, du fait que ce nombre dépend d'une analyse acoustique modale.
La virole selon l'invention a ainsi par ailleurs une masse sensiblement réduite par rapport à une virole utilisant toute l'épaisseur.

Claims (7)

  1. REVENDICATIONS
    1. Procédé de conception d'une virole d'atténuation acoustique (11) destinée à équiper un moteur (1) de type turboréacteur à double flux pour être montée en face interne d’une manche d’entrée d'air (2) du moteur (1) en étant située en amont d'une soufflante (3) du moteur (1), ledit procédé comportant : - une étape de détermination du nombre de modes vibratoires acoustiques azimutaux passants s’établissant dans le moteur (1) dépourvu de virole d'atténuation acoustique (11) et fonctionnant à des conditions correspondant à une phase d'atterrissage et à une phase de décollage ; - une étape de dimensionnement de la virole d'atténuation acoustique (11) dans laquelle on prévoit une alternance régulière de premières portions (16) et de secondes portions (17) ayant respectivement une première épaisseur et une seconde épaisseur différentes selon la direction radiale, le nombre d'alternances étant supérieur au double du nombre de modes vibratoires acoustiques azimutaux passants.
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel ta détermination du nombre de modes azimutaux passants est réalisée de manière analytique.
  3. 3. Moteur (1) d’aéronef de type turboréacteur à double flux comportant un carter de soufflante équipé d’une virole d'atténuation acoustique (11) conçue conformément au procédé selon la revendication 1 et située en amont d'une soufflante (3) de ce moteur (1).
  4. 4. Moteur selon la revendication 3, dans lequel ta virole (11) est fixée à un carter (7) du moteur entourant la manche d'entrée d’air immédiatement en amont de la soufflante (3).
  5. 5. Moteur selon ta revendication 4, dans lequel les premières portions (16) forment des rainures à la face externe de la virole (11), ces rainures étant orientées parallèlement à l'axe de révolution de la virale (11).
  6. 6. Moteur selon la revendication 4, dans lequel la virole (il) est équipée de moyens de fixation au carter (7), chaque moyen de fixation étant situé au niveau d'une première portion (16) de cette virole, les premières portions ayant une plus faible épaisseur que les deuxièmes portions.
  7. 7. Moteur selon la revendication 6, comportant des premières portions (16) libres et des premières portions équipées de moyens de fixation de la virole (11) au carter (7).
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3068007B1 (fr) * 2017-06-23 2021-07-16 Safran Nacelles Dispositif de traitement acoustique pour nacelle de turboreacteur d'aeronef
FR3069850B1 (fr) * 2017-08-01 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Systeme actif generant des interferences acoustiques destructives pour moteur d'aeronef a plusieurs corps de soufflante
GB201820940D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
GB201820941D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
GB201820943D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine having improved noise signature
US10815895B2 (en) 2018-12-21 2020-10-27 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine with differing effective perceived noise levels at differing reference points and methods for operating gas turbine engine
GB201820945D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
GB201820936D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
FR3092611B1 (fr) * 2019-02-07 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Soufflante de turbomachine
US10753226B1 (en) * 2019-05-07 2020-08-25 United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Reverse vortex ring (RVR) for dramatic improvements in rocket engine turbomachinery rotordynamic stability margins

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3508838A (en) 1968-09-16 1970-04-28 Gen Electric Sound suppression of compressors used in gas turbine engines
US3819009A (en) * 1973-02-01 1974-06-25 Gen Electric Duct wall acoustic treatment
US3937590A (en) 1974-09-03 1976-02-10 General Electric Company Acoustic duct with peripherally segmented acoustic treatment
GB1490923A (en) * 1975-06-23 1977-11-02 Short Brothers & Harland Ltd Sound-absorbing structures
FR2613773B1 (fr) 1987-04-08 1990-11-30 Snecma Panneau acoustique pour garniture insonorisante et turboreacteur comportant une telle garniture
US5782082A (en) 1996-06-13 1998-07-21 The Boeing Company Aircraft engine acoustic liner
US20060169533A1 (en) 2005-02-03 2006-08-03 Patrick William P Acoustic liner with a nonuniform depth backwall
GB2453941B (en) 2007-10-22 2012-01-11 Yen Tuan Aero-acoustic aviation engine inlet for aggressive noise abatement
FR2980241A1 (fr) 2011-09-15 2013-03-22 Snecma Panneau acoustique
FR3005100B1 (fr) * 2013-04-26 2015-05-01 Snecma Carter de turbomachine
FR3022218B1 (fr) 2014-06-12 2016-07-15 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une entree d'air amelioree

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