WO2006013243A1 - Reacteur d’avion equipe d’un dispositif de reduction de bruit des jets propulsifs - Google Patents

Reacteur d’avion equipe d’un dispositif de reduction de bruit des jets propulsifs Download PDF

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WO2006013243A1
WO2006013243A1 PCT/FR2005/001588 FR2005001588W WO2006013243A1 WO 2006013243 A1 WO2006013243 A1 WO 2006013243A1 FR 2005001588 W FR2005001588 W FR 2005001588W WO 2006013243 A1 WO2006013243 A1 WO 2006013243A1
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WO
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ducts
nozzle
reactor according
aircraft
jets
Prior art date
Application number
PCT/FR2005/001588
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English (en)
Inventor
Jean-Paul Bonnet
Joel Delville
Peter Jordan
Estelle Laurendeau
Original Assignee
Centre National De La Recherche Scientifique-Cnrs-
Universite De Poitiers
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Publication date
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Priority to BRPI0512457-3A priority patent/BRPI0512457A/pt
Priority to EP05778768A priority patent/EP1766218B1/fr
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Priority to US11/649,721 priority patent/US8020368B2/en

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/34—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for attenuating 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

Definitions

  • the present invention relates to the field of jet engines, and in particular devices for reducing the noise generated by jet engines.
  • Noise from an aircraft occurs mainly during the take-off and approach phases, and is particularly at the level of the jet engine and jet output of the aircraft.
  • the rafters impose a loss of thrust of the order of 0.3% per engine, thus leading to a reduction in performance, or even overconsumption for any duration. of the cruise, their action in this phase being however useless.
  • the physical chevrons offer equipment "frozen" in its geometry: the rafters are therefore configured to achieve a satisfactory level of performance for all the regimes of the aircraft. They offer a compromise that is not systematically optimized for all plans.
  • the engine speed being very different according to the phase of the flight, depending on whether it is a take-off, approach or landing of an aircraft, the geometry of the rafters should be adapted to the regime concerned. .
  • Document FR-A-1,195,859 discloses a nozzle in which auxiliary jets are ejected at the trailing edge of the nozzle, at points distributed around the main jet. These auxiliary jets are inclined towards the axis of the nozzle and further have a tangential component, so that they can converge in pairs. This tangential component is however very small, the jets converging at a great distance from the exit of the nozzle, typically at a distance indicated as necessary of the order of five times the diameter of the nozzle.
  • US-A-6 571 549 also describes a method of reducing the noise generated by a nozzle by ejection of peripheral pulsed auxiliary jets. These jets are inclined relative to the axis of the nozzle, but in radial planes, without tangential component. This document does not describe convergent streams.
  • US-A-1,493,912 describes the combination of a fluid chevron system and a configurable heat shield.
  • the auxiliary jets of the fluid chevrons are inclined relative to the axis of the main jet, but no tangential component is provided.
  • the device described in this document requires the addition of mechanical parts thus leading to a heavier engine and difficult to implement.
  • the present invention therefore intends to overcome the disadvantages of the prior art by providing a noise reduction device, simple to implement, and offering very little added mass.
  • the present invention also aims to provide a noise reduction device adaptable to the engine speed, the latter being different depending on whether it is a take-off phase, approach or landing.
  • the device according to the invention has the advantage of not functioning during the cruise phase for which such a device is useless, and therefore not to increase consumption.
  • the present invention also aims to provide a noise reduction device that can be mounted on the engine equipment already in service and without major modification of the existing.
  • the present invention relates to an aircraft reactor comprising a nozzle ejecting a propellant jet, or comprising the confluence of two propulsive jets, said nozzle having one or two output rings which comprise means for disturbing said primary jet (s) constituted by at least one pair of ducts through which air jets are ejected, said ducts emerging at the outlet of said nozzle, the ducts of each pair being arranged convergent with respect to one another to generate an output interaction triangle of the air jets, the ducts of each pair converging towards each other at the outlet of said nozzle at an angle of convergence at the vertex between 40 degrees and 70 degrees, and preferably a convergence angle of the order of 60 degrees.
  • the ducts are arranged on the output ring to present, with respect to the axis of the primary jet, a penetration angle of between 8 degrees and 40 degrees, and preferably a penetration angle of the order of 20 to 35 degrees.
  • the perturbation means comprise 1 to 24 pairs of conduits.
  • the pairs of ducts are distributed over the output ring so that the duct converging in one direction, juxtaposes a conduit, of opposite convergence, of the pair of adjacent ducts.
  • the ducts consist of tubings distributed on the outer wall of said output ring.
  • the ducts consist of channels integrated in the thickness of the output ring.
  • the ducts are connected to a supply of compressed air via an air supply duct, the supply being preferably carried out at the high pressure portion of said reactor.
  • the conduit for supplying air to a duct of a pair constitutes the conduit for supplying air to the duct of the adjacent pair and having an opposite convergence.
  • the ducts have a diameter 20 to 50 times smaller than that of the outlet nozzle.
  • the outlet jets converge with respect to the axis of said primary jet at an angle of between 8 degrees and 40 degrees.
  • the air jets consist of air jets whose flow rate is controlled.
  • the pairs of ducts may be distributed symmetrically or otherwise on the output ring of said nozzle.
  • the pairs of ducts can be distributed only on a half crown, in the lower part, in order to reduce the required flow rates; this configuration makes it possible to reduce the noise perceived in the zones situated below the airplane; the dissymmetry generated on the jet propulsion can also contribute to increase the lift by creating a vertical thrust, thereby reducing the rise time of the aircraft.
  • means are provided for driving in rotation on themselves the jets of air ejected by said ducts. It may be for example fixed vanes or a crazy propeller mounted inside or at the outlet of the ducts, helical grooves formed on the inner surface of the ducts, or ducts themselves which would have a helical shape. Also in a particular embodiment, the mass ratio between the flow rate of the air jets ejected by said ducts and that of the propellant jet is between about 0.3% and 2%. This is a low flow rate fully compatible with proper operation of the engine.
  • the present invention also relates to an aircraft comprising reactors as described above.
  • FIG. 1 illustrates a perspective view a nozzle outlet equipping an aircraft reactor according to the invention
  • Figure 2 illustrates the operation of the invention
  • FIG. 3 is a diagram of the radial velocities as a function of the distance at the outlet of the nozzle.
  • FIG. 1 illustrates a nozzle outlet (1) of an aircraft reactor, provided with a device making it possible to reduce the noise caused by the propulsion jets of the reactor, in particular during the take-off or approach phases of the plane.
  • said nozzle outlet (1) is constituted, at its output, an output ring (2) having control jets.
  • said output ring (2) comprises jets which converge with respect to the axis of the propellant jet at an angle of the order of 20 to 35 degrees.
  • Said nozzle (1) further comprises perturbation means (3 to 10) for disturbing the propulsive jet at the outlet of said nozzle (1).
  • Said perturbation means consist of pairs of tubes (3a, 3b, ..., 10a, 10b) distributed on the outer wall of said ring (2) and having an outlet orifice at the level of the free end of said ring (2).
  • Said pairs of tubings can also be integrated in the thickness of said ring (2).
  • Said pipes are advantageously connected to the high pressure portion of the reactor via an air supply duct (not shown). Thus, jets of compressed air are sent to the pipes to be ejected at the outlet of said nozzle (1).
  • the speed of the compressed air is substantially identical to the speed of the propellant jets and the mass ratio between the flow rate of the air jets ejected by said ducts and that of the propellant jet is between approximately 0.3% and 2%. .
  • the tubes (3a, 3b 10a, 10b) of each pair, advantageously bent, are arranged on the output ring (2) so as to face one another.
  • the tubes of each pair are arranged relative to each other so that the compressed air jets, at the outlet of said tubes, generate triangles of fluid interaction at a convergence angle of the order of 60 degrees.
  • the rotation of the jets 20 causes cold external air 21 inside the propulsive jet between the converging jets, hot air 22 emerging from the contrary to the outside of the jets 20.
  • said "fluid triangles" thus obtained are inclined on the axis of the primary jet with an angle, called penetration angle, between 8 degrees (low penetration) and 40 degrees (strong penetration).
  • such an inclination is obtained by the fact of the convergence of the outer wall of the output ring (2) of said nozzle (1), the latter advantageously converging with respect to the axis of said primary jet at an angle of between 8 degrees and 40 degrees.
  • this inclination is obtained by the orientation of the integrated ducts in the thickness of the crown.
  • the inclination of all or part of the pairs of jets can be directed towards the outer jet.
  • said pairs of pipes are distributed so that the tubing converging in one direction directly juxtaposes the tubing of the adjacent pair and which has an opposite convergence.
  • the spacing between the tubes of the same pair and the spacing of the adjacent tubes of two different pairs will be a function of the number of tubes to equip the nozzle and the diameter of the latter.
  • said nozzle (1) has eight pairs (3, ..., 10) of tubings. It is of course obvious that this is an exemplary embodiment given by way of illustration, the number of pairs of tubings can be lower or higher.
  • the number of tubing pairs associated with the nozzle (1) will be a function, in particular, of the size of the reactor, but also of the noise nuisance of the reactors.
  • a blow of compressed air is initiated through the air supply ducts. to the pipes distributed at the outlet ring of said nozzle (1).
  • the crown concerned can be either that separating the hot flow and the cold flow (inner ring), that is between the cold flow and the ambient air (crown of the engine nacelle).
  • the air jets consist of controlled jets. Connected to the high pressure part of the reactor, their supply is made effective only in the phases where the control is necessary (generally during the take-off or landing phases). Outside these phases, the disturbance means are made completely inert by simple blow stop. The aircraft thus equipped, has no penalty in terms of drag or loss of thrust.
  • the air jets can be operated independently of one another, thus providing a particularly flexible primary jet disruption device. According to a particular embodiment of the invention, it can be operated only every other jet, thereby generating a rotation of the propulsive jets. According to another particular embodiment of the invention, it can also be envisaged a partial activation of said jets: actuation of jets positioned on the top, bottom, right or left of said nozzle (1), thus changing the directivity sound emissions.
  • control jets can be actuated unsteady to reduce the flow rates of said control jets or to improve the performance of said control.
  • the device can be implemented indifferently on one or the other or jointly on both sides of the motor output ring (inner and outer), thus producing chevrons with internal and / or external penetration.
  • the device in the case of double-flow reactors, can be put in place on the outlet lips of the crown surrounding the inner jet (hot jet) but also on the crown constituting the outer part surrounding the cold jet (nacelle). or at the same time on both crowns.

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Abstract

La présente invention se rapporte à un réacteur d'avion comprenant au moins une tuyère (1) éjectant un jet propulsif ou plusieurs jets propulsifs confluents, ladite tuyère (1) présentant une couronne de sortie (2), caractérisée en ce que ladite couronne de sortie (2) comporte des moyens de perturbation dudit ou desdits jets propulsifs constitués au moins d'une paire (3 à 10) de conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) par lesquels sont éjectés des jets d'air, lesdits conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) débouchant en sortie desdites tuyères (1), et en ce que les conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) de chaque paire (3 à 10) sont disposés convergents l'un par rapport à l'autre selon un angle de 40 à 70 degrés pour générer en sortie un triangle d'interaction des jets d'air pénétrant dans le jet propulsif avec une incidence donnée.

Description

REACTEUR D'AVION EQUIPE D'UN DISPOSITIF DE REDUCTION DE BRUIT DES JETS PROPULSIFS
La présente invention se rapporte au domaine des réacteurs d'avions, et notamment des dispositifs permettant la réduction des bruits générés par les réacteurs d'avions.
Les nuisances sonores provenant d'un avion ont lieu principalement durant les phases de décollage et d'approche, et se situent notamment au niveau du réacteur de l'avion et du jet en sortie de celui-ci.
Du fait des nuisances croissantes imposées aux riverains d'aéroports liés aux bruits générés par les moteurs, lesquels sont exacerbées par l'augmentation du trafic, la limitation des bruits au décollage ou à l'atterrissage constitue aujourd'hui, mais également à l'avenir une voie de recherche capitale.
En effet, le passage au Chapitre 4 de l'OACI (Organisation de l'Aviation Civile Internationale) prévoit d'imposer une diminution de 10 dB par rapport au Chapitre 3 dès le 1 er janvier 2006. A ce jour, aucune méthode effective n'est disponible. Il existe bien des méthodes reposant principalement sur le mélange des jets propulsifs à la sortie des réacteurs d'avions, les jets propulsifs étant composés d'un jet primaire chaud sortant de la tuyère du réacteur, et d'un flux secondaire s'écoulant entre la paroi externe de la tuyère et la paroi interne du réacteur, mais elles restent limitées en vue de la réduction des quelques décibels demandés.
En particulier, on connaît de l'art antérieur des méthodes passives consistant en une modification de la géométrie de la lèvre du jet à manipuler. Ces dispositifs, tels que les mélangeurs à lobes et les volets miniatures, sont cependant très difficilement amovibles.
Parmi les méthodes actives de contrôle du mélange adaptées aux jets subsoniques ou supersoniques, on trouve les actionneurs pneumatiques ou mécaniques. Cependant, la région de réceptivité maximale étant située à la lèvre de sortie du jet, les échelles caractéristiques de l'écoulement sont donc très petites et à très hautes fréquences. Ces contraintes, ajoutées au fait que la région concernée est difficilement accessible dans le cas des réacteurs d'avions commerciaux font que de tels dispositifs de contrôle de jets sont mal adaptés à une mise en œuvre in situ.
Une méthode, actuellement en développement à la NASA avec la société Boeing, consiste à utiliser des chevrons placés aux bords de fuite des sorties des moteurs. Cependant, l'utilisation de tels chevrons présente un certain nombre d'inconvénients.
En particulier, du fait de la masse ajoutée au moteur associée à leur caractère permanent, les chevrons imposent une perte de poussée de l'ordre de 0,3% par moteur, entraînant alors une réduction des performances, voire une surconsommation pendant toute à durée de la croisière, leur action dans cette phase étant pourtant inutile.
En outre, les chevrons physiques offrent un équipement « figé » dans sa géométrie : les chevrons sont donc configurés pour atteindre un niveau de performances satisfaisant pour tous les régimes de l'avion. Ils offrent un compromis non systématiquement optimisé pour tous les régimes. En particulier le régime moteur étant très différent selon la phase du vol, selon qu'il s'agit d'un décollage, d'une approche ou d'un atterrissage d'un avion, la géométrie des chevrons devrait être adaptée au régime concerné.
Afin de palier ce dernier inconvénient, d'autres méthodes, appelées méthodes de rétractation partielle, sont en cours de développement. Parmi ces méthodes, lesquelles consistent à modifier les angles de pénétration des chevrons, une approche consiste à utiliser des matériaux à mémoire de forme. Cependant, de telles méthodes restent relativement complexes à mettre en œuvre et peu adaptatives. On connaît par ailleurs par le document FR-A-1 195 859 une tuyère dans laquelle des jets auxiliaires sont éjectés au bord de fuite de la tuyère, en des points répartis autour du jet principal. Ces jets auxiliaires sont inclinés en direction de l'axe de la tuyère et ont en outre une composante tangentielle, de sorte qu'ils peuvent converger deux à deux. Cette composante tangentielle est toutefois très faible, les jets convergeant à grande distance de la sortie de la tuyère, typiquement à une distance indiquée comme nécessaire de l'ordre de cinq fois le diamètre de la tuyère.
Le document US-A-6 571 549 décrit également un procédé de réduction du bruit engendré par une tuyère par éjection de jets auxiliaires puisés périphériques. Ces jets sont inclinés par rapport à l'axe de la tuyère, mais dans des plans radiaux, sans composante tangentielle. Ce document ne décrit donc pas de jets convergents.
Le document US-A-1 493 912 décrit la combinaison d'un système à chevrons fluides et d'un écran thermique configurable. Comme dans le document précédent, les jets auxiliaires des chevrons fluides sont inclinés par rapport à l'axe du jet principal, mais aucune composante tangentielle n'est prévue. Le dispositif décrit dans ce document nécessite l'ajout de pièces mécaniques conduisant ainsi à un moteur plus lourd et délicat à mettre en œuvre.
La présente invention entend donc remédier aux inconvénients de l'art antérieur en proposant un dispositif de réduction du bruit, simple de mise en œuvre, et n'offrant que très peu de masse ajoutée. La présente invention a également pour but de proposer un dispositif de réduction du bruit adaptable en fonction du régime moteur, celui-ci étant différent suivant qu'il s'agit d'une phase de décollage, d'approche ou d'atterrissage. En particulier, le dispositif selon l'invention présente l'avantage de ne pas fonctionner durant la phase de croisière pour laquelle un tel dispositif est inutile, et donc de ne pas augmenter la consommation.
La présente invention a également pour but d'offrir un dispositif de réduction du bruit pouvant être monté sur les équipements de moteur déjà en service et ce, sans modification majeure de l'existant.
Pour ce faire, la présente invention concerne un réacteur d'avion comprenant une tuyère éjectant un jet propulsif, ou comportant la confluence de deux jets propulsifs, ladite tuyère présentant une ou deux couronnes de sortie qui comportent des moyens de perturbation dudit ou desdits jets primaires constitués au moins d'une paire de conduits par lesquels sont éjectés des jets d'air, lesdits conduits débouchant en sortie de ladite tuyère, les conduits de chaque paire étant disposés convergents l'un par rapport à l'autre pour générer en sortie un triangle d'interaction des jets d'air, les conduits de chaque paire convergeant l'un vers l'autre en sortie de ladite tuyère selon un angle de convergence au sommet compris entre 40 degrés et 70 degrés, et de préférence un angle de convergence de l'ordre de 60 degrés.
Les phénomènes en jeu sont donc à beaucoup plus petite échelle, d'environ un ordre de grandeur, que dans le document FR- A-1 195 859, puisque la convergence des jets se produit à une distance de l'ordre de la moitié ou du cinquième du diamètre de la tuyère dans l'invention, contre cinq fois le diamètre dans le document précité.
Il semblerait qu'à cette échelle, on obtiendrait à la fois les effets des chevrons fluides et de l'écran thermique du document US-A- 1 493 912.
Avantageusement, les conduits sont disposés sur la couronne de sortie pour présenter par rapport à l'axe du jet primaire un angle de pénétration compris entre 8 degrés et 40 degrés, et de préférence un angle de pénétration de l'ordre de 20 à 35 degrés. Avantageusement, les moyens de perturbation comprennent 1 à 24 paires de conduits.
Avantageusement, les paires de conduits sont réparties sur la couronne de sortie de sorte que le conduit convergeant dans un sens, juxtapose un conduit, de convergence opposée, de la paire de conduits adjacente.
Avantageusement, les conduits consistent en des tubulures réparties sur la paroi extérieure de ladite couronne de sortie.
Avantageusement les conduits sont constitués de canaux intégrés dans l'épaisseur de la couronne de sortie.
Avantageusement, les conduits sont reliés à une alimentation d'air comprimé via un conduit d'amenée d'air, l'alimentation étant réalisée de préférence au niveau de la partie haute pression dudit réacteur. Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, le conduit d'amenée d'air d'un conduit d'une paire constitue le conduit d'amenée d'air du conduit de la paire adjacente et présentant une convergence opposée.
Avantageusement, les conduits présentent un diamètre de 20 à 50 fois plus petit que celui de la tuyère en sortie. Avantageusement, les jets de sortie convergent par rapport à l'axe dudit jet primaire selon un angle compris entre 8 degrés et 40 degrés.
Avantageusement, les jets d'air consistent en des jets d'air dont le débit est contrôlé. Avantageusement, les paires de conduits pourront être réparties symétriquement ou non sur la couronne de sortie de ladite tuyère.
Dans un mode de réalisation particulier, les paires de conduit peuvent être réparties seulement sur une demi couronne, dans la partie basse, afin de réduire les débits requis; cette configuration permet de réduire les bruits perçus dans les zones situées en dessous de l'avion; la dissymétrie engendrée sur le jet propulsif peut aussi contribuer à augmenter la portance par création d'une poussée verticale, permettant ainsi de réduire les temps de montée de l'avion.
Dans un mode de réalisation particulier, des moyens sont prévus pour entraîner en rotation sur eux-mêmes les jets d'air éjectés par lesdits conduits. Il peut s'agir par exemple d'aubes fixes ou d'une hélice folle montées à l'intérieur ou à la sortie des conduits, de rainures hélicoïdales formées à la surface intérieure des conduits, ou encore des conduits eux-mêmes qui auraient une forme hélicoïdale. Egalement dans un mode de réalisation particulier, le rapport massique entre le débit des jets d'air éjectés par lesdits conduits et celui du jet propulsif est compris entre environ 0,3% et 2%. Il s'agit d'un débit faible tout à fait compatible avec un fonctionnement convenable du moteur.
La présente invention se rapporte également à un avion comportant des réacteurs tels que décrits précédemment.
On comprendra mieux l'invention à l'aide de la description, faite ci-après à titre purement explicatif, d'un mode de réalisation de l'invention, en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 illustre une vue en perspective d'une sortie de tuyère équipant un réacteur d'avion selon l'invention la figure 2 illustre le fonctionnement de l'invention ; et - la figure 3 est un diagramme des vitesses radiales en fonction de la distance à la sortie de la tuyère.
La figure 1 illustre une sortie de tuyère (1 ) d'un réacteur d'avion, munie d'un dispositif permettant de réduire le bruit provoqué par les jets propulsifs du réacteur, notamment lors des phases de décollage ou d'approche de l'avion.
Pour ce faire, ladite sortie de tuyère (1 ) est constituée, au niveau de sa sortie, d'une couronne de sortie (2) comportant des jets de contrôle. De préférence, ladite couronne de sortie (2) comporte des jets qui convergent par rapport à l'axe du jet propulsif selon un angle de l'ordre de 20 à 35 degrés.
Ladite tuyère (1 ) comporte en outre des moyens de perturbation (3 à 10) destinés à perturber le jet propulsif à la sortie de ladite tuyère (1 ).
Lesdits moyens de perturbation (3 à 10) consistent en des paires de tubulures (3a, 3b, ... , 10a, 10b) réparties sur la paroi extérieure de ladite couronne (2) et présentant un orifice de sortie au niveau de l'extrémité libre de ladite couronne (2). Bien entendu, il s'agit ici d'un exemple de configuration. Il est bien entendu évident que lesdites paires de tubulures peuvent être également intégrées dans l'épaisseur de ladite couronne (2). Lesdites tubulures sont avantageusement reliées à la partie haute pression du réacteur via un conduit d'amenée d'air (non représenté). Ainsi, des jets d'air comprimé sont envoyés vers les tubulures pour être éjectés en sortie de ladite tuyère (1 ).
Avantageusement, la vitesse de l'air comprimé est sensiblement identique à la vitesse des jets propulsifs et le rapport massique entre le débit des jets d'air éjectés par lesdits conduits et celui du jet propulsif est compris entre environ 0,3% et 2%.
Les tubulures (3a, 3b 10a, 10b) de chaque paire, avantageusement coudées, sont disposées sur la couronne de sortie (2) de façon à faire face l'une avec l'autre.
Les tubulures de chaque paire sont disposées l'une par rapport à l'autre de sorte que les jets d'air comprimés, à la sortie desdites tubulures, génèrent des triangles d'interaction fluide selon un angle de convergence de l'ordre de 60 degrés.
On voit à la figure 2 que l'inclinaison des tubulures 3 donne aux jets 20 qui en sont issus une composante de vitesse tangentielle qui, du fait de l'interaction avec le jet propulsif, provoque une rotation des jets 20 sur eux-mêmes, en sens inverse pour deux jets convergents. Cette rotation peut être favorisée par des moyens tels que ceux mentionnés ci-dessus. Par ailleurs, l'angle de convergence précité amène les deux jets convergents à se rencontrer à courte distance, de l'ordre du quart du diamètre de la tuyère.
Lorsque la réalisation concerne la couronne séparant le jet extérieur froid et le jet central chaud, la rotation des jets 20 entraîne de l'air froid extérieur 21 à l'intérieur du jet propulsif entre les jets convergents, de l'air chaud 22 ressortant au contraire à l'extérieur des jets 20.
Il en résulte une homogénéisation des températures dès la sortie de la tuyère, pouvant contribuer à la réduction du bruit généré par cette tuyère. On peut également penser qu'il se produit un effet d'écran thermique, également favorable à la réduction du bruit rayonné.
On voit à la figure 3 la vitesse radiale en fonction de la distance à la sortie de la tuyère, exprimée ici par son rapport au diamètre de la tuyère. La présence d'une composante de vitesse radiale (perpendiculaire à l'axe du jet propulsif) négative égale à environ 40% de la vitesse du jet propulsif montre l'importance de l'entraînement du fluide froid dans le coeur du jet propulsif chaud . Cet entraînement se produit très près de la sortie de la tuyère, typiquement dans le premier quart de diamètre. Cette forte pénétration et sa localisation près de la sortie du jet sont liées à l'angle choisi pour la convergence des jets.
Par ailleurs, afin d'augmenter encore la perturbation du jet primaire, lesdits « triangles fluides » ainsi obtenus sont inclinés sur l'axe du jet primaire avec un angle, appelé angle de pénétration, compris entre 8 degrés (faible pénétration) et 40 degrés (forte pénétration).
Selon un mode de réalisation de l'invention, une telle inclinaison est obtenue du fait même de la convergence de la paroi extérieure de la couronne de sortie (2) de ladite tuyère (1 ), celle-ci convergeant avantageusement par rapport à l'axe dudit jet primaire selon un angle compris entre 8 degrés et 40 degrés.
Selon un autre mode de réalisation, cette inclinaison est obtenue par l'orientation des conduits intégrés dans l'épaisseur de la couronne.
Selon un autre mode de réalisation, l'inclinaison de tout ou partie des paires de jets peut être dirigée vers le jet extérieur.
Cependant, cette inclinaison pourra être réajustée, voire directement obtenue, par construction mécanique en fonction de la perturbation souhaitée, et par conséquent de la force de pénétration nécessaire.
Concernant la disposition des tubulures au niveau de la couronne de sortie (2), lesdites paires de tubulures sont réparties de sorte que la tubulure convergeant dans un sens, juxtapose directement la tubulure de la paire adjacente et qui présente une convergence opposée.
Cependant, l'écartement entre les tubes d'une même paire ainsi que l'écartement des tubes adjacents de deux paires différents sera fonction du nombre de tubes devant équiper la tuyère et le diamètre de cette dernière. En effet, dans l'exemple illustré, ladite tuyère (1 ) comporte huit paires (3, ... , 10) de tubulures. Il est bien entendu évident qu'il s'agit ici d'un exemple de réalisation donné à titre d'illustration, le nombre de paires de tubulures pouvant être inférieur ou supérieur. Le nombre de paires de tubulures adjointes à la tuyère (1 ) sera notamment fonction de la taille du réacteur, mais également de la nuisance sonore des réacteurs.
Ainsi, afin de réduire le bruit lié aux jets propulsifs des réacteurs au moment de la phase de décollage ou de la phase d'approche de l'avion, on déclenche un soufflage d'air comprimé au travers des conduits d'amenée d'air jusqu'aux tubulures réparties au niveau de la couronne de sortie de ladite tuyère (1 ). La couronne concernée peut être soit celle séparant le flux chaud et le flux froid (couronne intérieure), soit celle séparant le flux froid et l'air ambiant (couronne de la nacelle du moteur). De par le positionnement des tubulures au niveau de la couronne de sortie ainsi que leur répartition, les jets d'air comprimés sont propulsés hors des tubulures selon des incidences de convergence et de pénétration, perturbant alors le jet propulsif selon des triangles d'interaction fluide dans le sens de l'écoulement.
Les jets d'air consistent en des jets contrôlés. Reliés à la partie haute pression de réacteur, leur alimentation est rendue effective uniquement dans les phases où le contrôle est nécessaire (généralement lors des phases de décollage ou d'atterrissage). En dehors de ces phases, les moyens de perturbation sont rendus entièrement inertes par simple arrêt de soufflage. L'avion ainsi équipé, ne présente aucune pénalisation en terme de traînée ou de perte de poussée.
Avantageusement, les jets d'air peuvent être opérés les uns indépendamment des autres, offrant ainsi un dispositif de perturbation du jet primaire particulièrement flexible. Selon un mode de réalisation particulier de l'invention, il pourra être actionné seulement un jet sur deux, générant de ce fait une rotation des jets propulsifs. Selon un autre mode de réalisation particulier de l'invention, il peut être également envisagé une activation partielle desdits jets : actionnement des jets positionnés sur le haut, le bas, la droite ou la gauche de ladite tuyère (1 ), modifiant ainsi la directivité des émissions sonores.
Selon un autre mode de réalisation, les jets de contrôle peuvent être actionnés de façon instationnaire afin de réduire les débits desdits jets de contrôle ou d'améliorer les performances dudit contrôle.
L'invention est décrite dans ce qui précède à titre d'exemple. Il est entendu que l'homme du métier est à même de réaliser différentes variantes de l'invention sans pour autant sortir du cadre du brevet. Avantageusement, le dispositif pourra être mis en place indifféremment sur l'une ou l'autre ou conjointement sur les deux faces de la couronne de sortie moteur (intérieure et extérieure), réalisant ainsi des chevrons à pénétration intérieure et/ou extérieure.
Avantageusement, dans le cas de réacteurs double-flux, le dispositif peut être mis en place sur les lèvres de sortie de la couronne entourant le jet intérieur (jet chaud) mais aussi sur la couronne constituant la partie externe entourant le jet froid (nacelle) ou en même temps sur les deux couronnes.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Réacteur d'avion comprenant une tuyère (1 ) éjectant un jet propulsif, ou comportant la confluence de deux jets propulsifs, ladite tuyère (1 ) présentant une ou deux couronnes de sortie (2), qui comportent des moyens de perturbation dudit ou desdits jets propulsifs constitués au moins d'une paire (3 à 10) de conduits (3a, 3b, ... , 10a, 10b) par lesquels sont éjectés des jets d'air, lesdits conduits (3a, 3b 10a, 10b) débouchant en sortie de ladite tuyère (1 ), les conduits (3a, 3b 10a, 10b) de chaque paire (3 à 10) étant disposés convergents l'un par rapport à l'autre pour générer en sortie un triangle d'interaction des jets d'air caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ... , 10a, 10b) de chaque paire (3 à 10) convergent l'un vers l'autre en sortie de ladite tuyère (1 ) selon un angle de convergence compris entre 40 degrés et 70 degrés, et de préférence un angle de convergence de l'ordre de 60 degrés.
2. Réacteur d'avion selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ... , 10a, 10b) sont disposés au niveau de la couronne de sortie (2) pour présenter par rapport à l'axe du jet propulsif un angle de pénétration compris entre 8 degrés et 40 degrés, et de préférence un angle de pénétration de l'ordre de 20 à 35 degrés.
3. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de perturbation comprennent 1 à 24 paires de conduits.
4. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les paires de conduits (3a, 3b, ... , 10a, 10b) sont réparties sur la couronne de sortie (2) de sorte que le conduit convergeant dans un sens, juxtapose un conduit, de convergence opposée, de la paire de conduits adjacente.
5. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ... , 10a, 10b) consistent en des tubulures réparties sur l'une ou les deux parois de ladite couronne de sortie (2).
6. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ... , 10a, 10b) consistent en des canaux intégrés dans l'épaisseur de la couronne de sortie (2).
7. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ... , 10a, 10b) sont reliés à une alimentation d'air comprimé via un conduit d'amenée d'air, l'alimentation étant réalisée de préférence au niveau de la partie haute pression dudit réacteur.
8. Réacteur d'avion selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le conduit d'amenée d'air d'un conduit d'une paire constitue le conduit d'amenée du conduit de la paire adjacente et présentant une convergence opposée.
9. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ... , 10a, 10b) présentent un diamètre de 20 à 50 fois plus petit que celui de la tuyère (1 ) en sortie.
10. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les jets d'air (2) convergent par rapport à l'axe de la tuyère selon un angle compris entre 8 degrés et 40 degrés.
1 1. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les jets d'air consistent en des jets d'air contrôlés.
12. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les paires de conduits sont réparties de manière symétrique sur la couronne de sortie (2) de ladite tuyère (1 ).
13. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que les paires de conduits sont réparties de manière non symétrique sur la couronne de sortie (2) de ladite tuyère (1 ).
14. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour entraîner en rotation sur eux-mêmes les jets d'air éjectés par lesdits conduits.
15. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport massique entre le débit des jets d'air éjectés par lesdits conduits et celui du jet propulsif est compris entre environ 0,3% et 2%.
16. Avion comportant des réacteurs selon l'une quelconque des revendications précédentes.
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