FR3107309A1 - Soufflante pour turbomachine d’aéronef équipée d’un cône d’entrée acoustique - Google Patents

Soufflante pour turbomachine d’aéronef équipée d’un cône d’entrée acoustique Download PDF

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Abstract

Soufflante pour turbomachine d’aéronef équipée d’un cône d’entrée acoustique Une soufflante (21) pour turbomachine d’aéronef (20) comprend un cône d’entrée d’air (210) comportant une surface externe aérodynamique (210a). Le cône d’entrée d’air s’étend suivant une direction axiale (DA) entre une extrémité amont libre (211) et une extrémité aval (212) reliée à un disque de soufflante (213) supportant une pluralité d’aubes (214) s’étendant suivant une direction radiale (DR). Le disque de soufflante est entraîné en rotation suivant un axe de rotation (27) de la soufflante. Le cône d’entrée d’air (210) comprend un système d’atténuation acoustique (29). L’extrémité aval (212) du cône d’entrée d’air est découplée en rotation du disque de soufflante (213). Figure pour l’abrégé : Fig. 2.

Description

Soufflante pour turbomachine d’aéronef équipée d’un cône d’entrée acoustique
La présente invention se rapporte au domaine général des soufflantes utilisées dans les turbomachines ou turbine à gaz de moteur aéronautique. Elle concerne plus particulièrement les soufflantes ayant un cône d’entrée d’air traité acoustiquement.
La figure 1 illustre un moteur aéronautique 10 qui comprend de l'amont vers l'aval dans le sens de l'écoulement de flux gazeux, une soufflante 11 disposée en entrée du moteur, un compresseur basse pression 12, un compresseur haute pression 13, une chambre de combustion 14, une turbine haute-pression 15, une turbine basse pression 16 et une tuyère d’échappement 17.
La soufflante 11 comprend un cône d’entrée d’air 110 comportant une surface externe aérodynamique 110a et une extrémité aval 111 reliée à un disque de soufflante 112 supportant une pluralité d’aubes 113. Le disque de soufflante 112 est entraîné en rotation par un arbre ou axe de rotation 18 solidaire de la turbine basse pression 16. La soufflante 11 est entourée par un carter de soufflante 19.
Afin d’atténuer le bruit du moteur dans l’environnement de la soufflante, il est connu d’intégrer des traitements acoustiques au niveau des parties fixes de la soufflante comme dans le carter de soufflante.
L’introduction de traitements acoustiques au niveau du cône d’entrée d’air de la soufflante est plus rare car plus complexe à mettre en œuvre sur cette partie de la soufflante. Le document US 4759513 divulgue une soufflante de moteur aéronautique dont une partie du cône d’entrée d’air est équipé d’un système d’atténuation acoustique de type sandwich. Toutefois, dans ce document, seule une faible partie du cône d’entrée d’air est concernée par le traitement acoustique. En outre, les performances acoustiques du système introduit dans le cône d’entrée d’air sont limitées en raison notamment du mouvement de rotation du cône d’entrée d’air.
Or, il existe un besoin pour permettre l’introduction de traitements acoustiques performants dans les cônes d’entrée d’air des soufflantes afin d’améliorer encore l’atténuation du bruit dans cette partie du moteur.
La présente invention a donc pour but principal de proposer une soufflante de moteur d’aéronef qui ne présente pas les inconvénients précités.
Conformément à l’invention, ce but est atteint grâce à une soufflante pour turbomachine d’aéronef comprenant un cône d’entrée d’air comportant une surface externe aérodynamique le cône d’entrée d’air s’étendant suivant une direction axiale entre une extrémité amont libre et une extrémité aval reliée à un disque de soufflante supportant une pluralité d’aubes s’étendant suivant une direction radiale, le disque de soufflante étant entraîné en rotation suivant un axe de rotation de la soufflante parallèle à la direction axiale le cône d’entrée d’air comprenant un système d’atténuation acoustique, caractérisée en ce que l’extrémité aval du cône d’entrée d’air est découplée en rotation du disque de soufflante.
La soufflante selon l’invention comporte ainsi un cône d’entrée d’air qui n’est plus entraînée en rotation par le disque de soufflante et qui reste immobile en rotation pendant le fonctionnement du moteur. En supprimant la rotation du cône d’entrée d’air, on améliore significativement l’efficacité du traitement acoustique réalisé par le système d’atténuation acoustique présent sur le cône d’entrée d’air. En effet, l’immobilisation en rotation du cône d’entrée d’air de la soufflante permet d’utiliser des systèmes d’atténuation acoustiques performants et bien maîtrisés qui sont habituellement utilisés dans des parties statiques du moteur. Cette immobilisation permet également de concevoir des systèmes d’atténuation acoustiques avancés qui ne pourraient pas fonctionner correctement sur un élément en mouvement du moteur.
Selon une caractéristique particulière de la soufflante de l’invention, une masse d’inertie peut être présente dans le cône d’entrée d’air afin de renforcer l’immobilisation en rotation du cône d’entrée d’air.
Selon une autre caractéristique particulière de la soufflante de l’invention, l’extrémité aval du cône d’entrée d’air est reliée au disque de soufflante par un roulement.
Selon une autre caractéristique particulière de la soufflante de l’invention, l’extrémité aval du cône d’entrée d’air est reliée au disque de soufflante par un palier fluide.
Selon une autre caractéristique particulière de la soufflante de l’invention, l’extrémité aval du cône d’entrée d’air est reliée au disque de soufflante par un palier magnétique.
Selon une autre caractéristique particulière de la soufflante de l’invention, le système d’atténuation acoustique comprenant une peau interne pleine, une peau externe multi-perforée et une structure d’atténuation acoustique interposée entre les peaux interne et externe, la peau externe multi-perforée formant tout ou partie de la surface externe aérodynamique du cône d’entrée d’air.
Selon un aspect de la soufflante l’invention, la structure d’atténuation acoustique comprend au moins une première pluralité de cavités résonantes adjacentes.
Selon un autre aspect de la soufflante l’invention, la structure d’atténuation acoustique comprend en outre une deuxième pluralité de cavités résonantes adjacentes s’étendant au moins en partie sur ou sous la première pluralité de cavités résonantes suivant la direction radiale.
Selon un autre aspect de la soufflante l’invention, des cônes sont présents dans les cavités résonantes de la première pluralité de cavités résonantes adjacentes. Il est ainsi possible de traiter acoustiquement la soufflante sur plusieurs fréquences et en particulier sur des basses fréquences.
Selon un autre aspect de la soufflante l’invention, la structure d’atténuation acoustique comprend une ou plusieurs couches de matériau absorbant acoustique poreux ou fibreux.
Selon une autre caractéristique particulière de la soufflante de l’invention, l’extrémité amont du cône d’entrée d’air est dépourvue de système d’atténuation acoustique. Dans ce cas, il est possible de renforcer la résistance mécanique de la pointe du cône qui présente alors une résistance mécanique supérieure à celle de la partie du cône d’entrée d’air comportant le système d’atténuation acoustique.
L’invention a également pour objet un moteur d’aéronef comprenant une soufflante selon l’invention.
La figure 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d’un moteur d’aéronef selon l’art antérieur,
La figure 2 est une vue schématique en demi-coupe axiale d’un moteur d’aéronef selon un mode de réalisation de l’invention,
La figure 3 est une vue schématique partielle en perspective montrant le système d’atténuation acoustique présent dans le cône d’entrée d’air de la soufflante du moteur de la figure 2,
La figure 4 est une vue schématique en demi-coupe axiale d’un moteur d’aéronef selon un autre mode de réalisation de l’invention,
La figure 5 est une vue schématique partielle en perspective montrant le système d’atténuation acoustique présent dans le cône d’entrée d’air de la soufflante du moteur de la figure 4,
La figure 6 est une vue schématique partielle en perspective montrant un système d’atténuation acoustique présent dans le cône d’entrée d’air d’une soufflante selon un autre mode de réalisation,
La figure 7 est une vue schématique en demi-coupe axiale d’un moteur d’aéronef selon un autre mode de réalisation de l’invention,
La figure 8 est une vue schématique partielle en perspective montrant le système d’atténuation acoustique présent dans le cône d’entrée d’air de la soufflante du moteur de la figure 7.
L’invention s’applique d’une manière générale aux soufflantes de moteurs aéronautiques et, plus particulièrement mais non exclusivement aux soufflantes de moteurs à grand taux de dilution ( par exemple supérieur à 15:1) dont le cône d’entrée d’air présente des dimensions importantes.
La figure 2 illustre un moteur ou turbomachine d’aéronef comprenant une soufflante conformément à un mode de réalisation de l’invention. Le moteur aéronautique 20 comprend de l'amont vers l'aval dans le sens de l'écoulement de flux gazeux représenté ici par une direction axiale DA, une soufflante 21 disposée en entrée du moteur, un compresseur basse pression 22a, un compresseur haute pression 22b, une chambre de combustion 23, une turbine haute-pression 24, une turbine basse pression 25 et une tuyère d’échappement 26.
La soufflante 21 comprend un cône d’entrée d’air 210 comportant une surface externe aérodynamique 210a, une extrémité amont 211 et une extrémité aval 212 reliée à un disque de soufflante 213 supportant une pluralité d’aubes 214 s’étendant suivant une direction radiale DR. Le disque de soufflante 213 est entraîné en rotation par un arbre ou axe de rotation 27 solidaire de la turbine basse pression 25. La soufflante 21 est entourée par un carter de soufflante 28.
Conformément à l’invention, le cône d’entrée d’air 210 comprend un système d’atténuation acoustique 29 qui s’étend entre l’extrémité amont 211 et l’extrémité aval 212 suivant la direction axiale DAet sur toute la circonférence du cône d’entrée d’air suivant une direction circonférentielle DC.
Le système d’atténuation acoustique 29 comprend une peau interne pleine 290, une peau externe multi-perforée 292 et une structure d’atténuation acoustique 291 interposée entre les peaux interne et externe (figures 2 et 3). Dans l’exemple décrit ici, la peau externe multi-perforée 292 forme la majeure partie de la surface externe aérodynamique 210a du cône d’entrée d’air 210. Toujours dans l’exemple décrit ici, l’extrémité amont 211 du cône d’entrée d’air 210 qui constitue la pointe dudit cône n’est pas traitée acoustiquement, c’est-à-dire est dépourvue du système d’atténuation acoustique 29. L’extrémité amont 211 est ici constituée d’une portion solide présentant une résistance mécanique supérieure à celle de la partie du cône d’entrée d’air 210 comportant le système d’atténuation acoustique 29. Cela permet de renforcer la tenue mécanique de la pointe du cône en cas d’impact avec un corps étranger, par exemple un oiseau. Toutefois, selon une variante de réalisation, l’extrémité amont du cône d’entrée d’air comprend également le système d’atténuation acoustique.
Comme représentée sur la figure 3, la structure d’atténuation acoustique type résonateur de Helmholtz 291 comprend ici une pluralité de cavités résonantes 2910 formée par des cellules 2911 de forme hexagonale qui permettent d'atténuer dans une certaine gamme de fréquences les ondes acoustiques produites dans la soufflante. Les cavités résonantes 2910 sont ici disposées adjacentes les unes aux autres sur une seule couche.
Conformément à l’invention, l’extrémité aval 212 du cône d’entrée d’air 210 est découplée en rotation du disque de soufflante 213. A cet effet, dans l’exemple décrit ici, l’extrémité aval 212 est reliée au disque de soufflante par un roulement 215 qui permet de réaliser une liaison entre ces deux éléments sans que le cône d’entrée d’air ne soit solidaire en rotation du disque de soufflante. Le cône d’entrée n’est ainsi plus entraîné en rotation par le disque de soufflante et reste immobile en rotation pendant le fonctionnement du moteur. En supprimant la rotation du cône d’entrée d’air, on améliore significativement l’efficacité du traitement acoustique réalisé par le système d’atténuation acoustique présent sur le cône d’entrée d’air.
Dans l’exemple décrit ici, une masse d’inertie 216 est présente dans le cône d’entrée d’air. La masse d’inertie 216 est placée de préférence à l’extrémité aval 212 du cône 210 et peut être formée par une surépaisseur de matière lors de la fabrication du cône ou par ajout d’une masselotte. La masse d’inertie est optionnelle. Elle permet de renforcer l’immobilisation en rotation du cône d’entrée d’air lorsque cela est nécessaire.
La figure 4 illustre un moteur ou turbomachine d’aéronef comprenant une soufflante conformément à un autre mode de réalisation de l’invention. Comme déjà décrit précédemment, le moteur aéronautique 30 comprend de l'amont vers l'aval dans le sens de l'écoulement de flux gazeux représenté ici par une direction axiale DA, une soufflante 31 disposée en entrée du moteur, un compresseur basse pression 32a, un compresseur haute pression 32b, une chambre de combustion 33, une turbine haute-pression 34, une turbine basse pression 35 et une tuyère d’échappement 36. La soufflante 31 comprend un cône d’entrée d’air 310 comportant une surface externe aérodynamique 310a, une extrémité amont 311 et une extrémité aval 312 reliée à un disque de soufflante 313 supportant une pluralité d’aubes 314 s’étendant suivant une direction radiale DR. Le disque de soufflante 313 est entraîné en rotation par un arbre ou axe de rotation 37 solidaire de la turbine basse pression 35. La soufflante 31 est entourée par un carter de soufflante 38.
Conformément à l’invention, le cône d’entrée d’air 310 comprend un système d’atténuation acoustique 39 qui s’étend entre l’extrémité amont 311 et l’extrémité aval 312 suivant la direction axiale DAet sur toute la circonférence du cône d’entrée d’air suivant une direction circonférentielle DC, le système d’atténuation acoustique 39 comprenant une peau interne pleine 390, une peau externe multi-perforée 392 et une structure d’atténuation acoustique 391 interposée entre les peaux interne et externe (figures 4 et 5). L’extrémité amont 311 du cône d’entrée d’air 310 qui constitue la pointe dudit cône peut ne pas être traitée acoustiquement, c’est-à-dire être dépourvue du système d’atténuation acoustique 39 comme dans l’exemple représenté sur la figure 4 afin de constituer une portion solide présentant une résistance mécanique supérieure à celle de la partie du cône d’entrée d’air 310 comportant le système d’atténuation acoustique 39. La portion renforcée du cône d’entrée d’air au niveau de l’extrémité amont qui est dépourvue de traitement acoustique peut être définie en fonction d’une hauteur ou rayon R1 par rapport à la hauteur ou rayon maximum R2 du cône (figure 4). Le rapport R1/R2 peut varier par exemple entre 0,01 et 0,9.
Toutefois, l’extrémité amont peut également comprendre le système d’atténuation acoustique.
Comme représentée sur les figures 4 et 5, la structure d’atténuation acoustique 391 diffère de la structure d’atténuation acoustique 291 décrite ci-avant en ce qu’elle comprend une deuxième pluralité de cavités résonantes adjacentes s’étendant au moins en partie sur ou sous une première pluralité de cavités résonantes. Plus précisément, la structure d’atténuation acoustique 391 comprend une première pluralité de cavités résonantes adjacentes 3910 formée par des cellules 3911 de forme hexagonale formant des résonateurs de Helmholtz qui s’étendent sur toute la surface de la structure 391. La structure d’atténuation acoustique 391 comprend en outre une deuxième pluralité de cavités résonantes adjacentes 3920 formée par des cellules 3921 de forme hexagonale formant des résonateurs de Helmholtz qui s’étend ici suivant la direction radiale DRsous la première pluralité de cavités résonantes 3910 sur une zone ZD dans laquelle la hauteur est suffisante pour intégrer deux couches de cavités résonnantes. La zone ZD se situe du côté aval du cône d’entrée d’air qui correspond à la portion de plus grand diamètre du cône. Toutefois, la deuxième pluralité de cavités et, par conséquent, la zone ZD, peuvent également s’étendre sur toute la longueur de la première pluralité de cavités suivant la direction axiale DA.
Les première et deuxième pluralités de cavités résonnantes 3910 et 3920 sont séparées l’une de l’autre par une peau multi-perforée 394, la partie inférieure de la première pluralité de cavités résonantes 3910 ne comportant pas en-dessous de deuxième pluralité de cavité résonantes 3920 étant fermée par une peau pleine 393.
Toujours conformément à l’invention, l’extrémité aval 312 du cône d’entrée d’air 310 est découplée en rotation du disque de soufflante 313. A cet effet, dans l’exemple décrit ici, l’extrémité aval 312 est reliée au disque de soufflante par un roulement 315 qui permet de réaliser une liaison entre ces deux éléments sans que le cône d’entrée d’air d’être soit solidaire en rotation du disque de soufflante. Le cône d’entrée n’est ainsi plus entraîné en rotation par le disque de soufflante et reste immobile en rotation pendant le fonctionnement du moteur. En supprimant la rotation du cône d’entrée d’air, on améliore significativement l’efficacité du traitement acoustique réalisé par le système d’atténuation acoustique présent sur le cône d’entrée d’air.
Dans l’exemple décrit ici, une masse 316 d’inertie est présente dans le cône d’entrée d’air. La masse d’inertie 316 est placée de préférence à l’extrémité aval 312 du cône 310 et peut être formée par une surépaisseur de matière lors de la fabrication du cône ou par ajout d’une masselotte. La masse d’inertie est optionnelle. Elle permet de renforcer l’immobilisation en rotation du cône d’entrée d’air lorsque cela est nécessaire.
La figure 6 illustre une variante de réalisation d’un système d’atténuation acoustique conforme à l’invention. Comme déjà décrit ci-avant, le système d’atténuation acoustique 49 s’étend entre l’extrémité amont et l’extrémité aval du cône d’entrée d’air de la soufflante (non représentés sur la figure 6) et peut être présent ou non sur l’ensemble de l’extrémité amont. Le système d’atténuation acoustique 49 diffère des systèmes décrit précédemment en ce qu’il comprend une structure d’atténuation acoustique 491 incluant une ou plusieurs couches de matériau absorbant acoustique, dans l’exemple décrit ici une couche de matériau absorbant acoustique fibreux ou poreux 4910 interposée entre une peau interne pleine 490 et une peau externe multi-perforée 492.
La figure 7 illustre un moteur ou turbomachine d’aéronef comprenant une soufflante conformément à un autre mode de réalisation de l’invention. Comme déjà décrit précédemment, le moteur aéronautique 50 comprend de l'amont vers l'aval dans le sens de l'écoulement de flux gazeux représenté ici par une direction axiale DA, une soufflante 51 disposée en entrée du moteur, un compresseur basse pression 52a, un compresseur haute pression 52b, une chambre de combustion 53, une turbine haute-pression 54, une turbine basse pression 55 et une tuyère d’échappement 56. La soufflante 51 comprend un cône d’entrée d’air 510 comportant une surface externe aérodynamique 510a, une extrémité amont 511 et une extrémité aval 512 reliée à un disque de soufflante 513 supportant une pluralité d’aubes 514 s’étendant suivant une direction radiale DR. Le disque de soufflante 513 est entraîné en rotation par un arbre de rotation 57 solidaire de la turbine basse pression 55. La soufflante 51 est entourée par un carter de soufflante 58.
Conformément à l’invention, le cône d’entrée d’air 510 comprend un système d’atténuation acoustique 59 qui s’étend entre l’extrémité amont 511 et l’extrémité aval 512 suivant la direction axiale DAet sur toute la circonférence du cône d’entrée d’air suivant une direction circonférentielle DC, le système d’atténuation acoustique 59 comprenant une peau interne pleine 590, une peau externe multi-perforée 592 et une structure d’atténuation acoustique 591 interposée entre les peaux interne et externe (figures 7 et 8). L’extrémité amont 511 du cône d’entrée d’air 510 qui constitue la pointe dudit cône peut ne pas être traitée acoustiquement, c’est-à-dire être dépourvue du système d’atténuation acoustique 59 comme dans l’exemple représenté sur la figure 7 afin de constituer une portion solide présentant une résistance mécanique supérieure à celle de la partie du cône d’entrée d’air 510 comportant le système d’atténuation acoustique 59. La portion renforcée du cône d’entrée d’air au niveau de l’extrémité amont qui est dépourvue de traitement acoustique peut être définie en fonction d’une hauteur ou rayon R1 par rapport à la hauteur ou rayon maximum R2 du cône (figure 7). Le rapport R1/R2 peut varier par exemple entre 0,01 et 0,9.
Toutefois, l’extrémité amont peut également comprendre le système d’atténuation acoustique.
Comme représentée sur la figure 8, la structure d’atténuation acoustique 591 diffère de la structure d’atténuation acoustique 291 décrite ci-avant en ce que des cônes sont en outre présents dans les cavités résonantes. Plus précisément, la structure d’atténuation acoustique 591 comprend une pluralité de cavités résonantes adjacentes 5910 formée par des cellules 5911 de forme carrée de type résonateurs Helmholtz qui s’étendent sur toute la surface de la structure 591. La structure d’atténuation acoustique 591 comprend en outre une pluralité de cônes 5920 chacun présent respectivement dans une cavité résonantes 5910. Dans ce cas, la peau externe 592 n’est plus perforée que partiellement en ce qu’elle ne comprend des perforations qu’en regard des cônes.
On obtient ainsi un système d’atténuation acoustique avancé qui permet de réaliser un traitement acoustique, c’est-à-dire une atténuation acoustique, sur plusieurs fréquences cibles et en particulier sur des basses fréquences
Toujours conformément à l’invention, l’extrémité aval 512 du cône d’entrée d’air 510 est découplée en rotation du disque de soufflante 513. A cet effet, dans l’exemple décrit ici, l’extrémité aval 512 est reliée au disque de soufflante par un roulement 515 qui permet de réaliser une liaison entre ces deux éléments sans que le cône d’entrée d’air d’être soit solidaire en rotation du disque de soufflante. Le cône d’entrée n’est ainsi plus entraîné en rotation par le disque de soufflante et reste immobile en rotation pendant le fonctionnement du moteur. En supprimant la rotation du cône d’entrée d’air, on améliore significativement l’efficacité du traitement acoustique réalisé par le système d’atténuation acoustique présent sur le cône d’entrée d’air.
Dans l’exemple décrit ici, une masse d’inertie 516 est présente dans le cône d’entrée d’air. La masse d’inertie 516 est placée de préférence à l’extrémité aval 512 du cône 510 et peut être formée par une surépaisseur de matière lors de la fabrication du cône ou par ajout d’une masselotte. La masse d’inertie est optionnelle. Elle permet de renforcer l’immobilisation en rotation du cône d’entrée d’air lorsque cela est nécessaire.
Dans les modes de réalisation décrit ci-avant, le découplage en rotation entre le cône d’entrée d’air et le disque de soufflante est réalisé en reliant ces deux éléments par un roulement. L’invention n’est cependant pas limitée à ce moyen de découplage en rotation. Selon des variantes de mise en œuvre, le découplage en rotation peut être également réalisé en reliant l’extrémité aval du cône d’entrée d’air au disque de la soufflante par un palier fluide ou un palier magnétique, ou bien tout autre dispositif permettant de découpler en rotation le cône d’entrée du disque de la soufflante.

Claims (12)

  1. Soufflante (21) pour turbomachine d’aéronef (20) comprenant un cône d’entrée d’air (210) comportant une surface externe aérodynamique (210a), le cône d’entrée d’air s’étendant suivant une direction axiale (DA) entre une extrémité amont libre (211) et une extrémité aval (212) reliée à un disque de soufflante (213) supportant une pluralité d’aubes (214) s’étendant suivant une direction radiale (DR), le disque de soufflante étant entraîné en rotation suivant un axe de rotation (27) de la soufflante parallèle à la direction axiale, le cône d’entrée d’air (210) comprenant un système d’atténuation acoustique (29), caractérisée en ce que l’extrémité aval (212) du cône d’entrée d’air est découplée en rotation du disque de soufflante (213).
  2. Soufflante selon la revendication 1, dans laquelle une masse d’inertie (216) est présente dans le cône d’entrée d’air.
  3. Soufflante selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle l’extrémité aval (212) du cône d’entrée d’air (210) est reliée au disque de soufflante (213) par un roulement (215).
  4. Soufflante selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle l’extrémité aval (212) du cône d’entrée d’air (210) est reliée au disque de soufflante (213) par un palier fluide.
  5. Soufflante selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle l’extrémité aval (212) du cône d’entrée d’air (210) est reliée au disque de soufflante (213) par un palier magnétique.
  6. Soufflante (21) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle le système d’atténuation acoustique (29) comprend une peau interne pleine (290), une peau externe multi-perforée (292) et une structure d’atténuation acoustique (291) interposée entre les peaux interne et externe, la peau externe multi-perforée formant tout ou partie de la surface externe aérodynamique (210a) du cône d’entrée d’air.
  7. Soufflante selon la revendication 6, dans laquelle la structure d’atténuation acoustique (291) comprend au moins une première pluralité de cavités résonantes adjacentes (2910).
  8. Soufflante selon la revendication 7 dans laquelle la structure d’atténuation acoustique (39) comprend en outre une deuxième pluralité de cavités résonantes adjacentes (3920) s’étendant au moins en partie sur ou sous la première pluralité de cavités résonantes (3910) suivant la direction radiale (DR).
  9. Soufflante selon la revendication 7, dans laquelle des cônes (5920) sont présents dans les cavités résonantes (5910) de la première pluralité de cavités résonantes adjacentes.
  10. Soufflante selon la revendication 6, dans laquelle la structure d’atténuation acoustique (491) comprend une ou plusieurs couches de matériau absorbant acoustique (4910).
  11. Soufflante selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, dans laquelle l’extrémité amont (211) du cône d’entrée d’air est dépourvue de système d’atténuation acoustique (29.
  12. Moteur d’aéronef (20) comprenant une soufflante selon l’une quelconque des revendications 1 à 11.
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