WO2013041818A1 - Capot primaire de turboréacteur double flux comportant une couronne tournante a micro-jets - Google Patents

Capot primaire de turboréacteur double flux comportant une couronne tournante a micro-jets Download PDF

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primary
flow
perforation
nozzle
perforations
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PCT/FR2012/052123
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Alexandre Vuillemin
Guillaume Bodard
Sébastien AEBERLI
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Snecma
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the field of the present invention is that of turbomachines and more particularly that of devices for reducing the noise emitted by these turbomachines.
  • turbofan engines which consist of a gas turbine driving a streamlined fan, which is generally placed upstream of the engine.
  • the mass of air sucked by the engine is divided into a primary flow, which flows in the gas turbine or primary body, and a secondary flow, which is derived from the fan, the two flows being concentric.
  • the primary flow exits the blower to pass into the primary body where it is compressed again, heated in a combustion chamber, guided to successive stages of turbines and ejected into a primary gas stream.
  • the secondary stream is compressed by the streamlined fan stage and then ejected directly without having been heated.
  • the two streams can be ejected separately in two concentric streams or mixed in the same channel before ejection.
  • the turbojet engine is conventionally housed in a nacelle which is shaped so as to make the aerodynamic drag as low as possible; it comprises a first part, upstream, which envelops the fan and a second part, downstream, which forms a hull to guide the secondary flow.
  • the primary flow is, in its downstream part, guided between a motor housing, said primary cover, and a conical housing which closes the engine at the rear and which is generally referred to as the rear cone.
  • the hull of the nacelle constitutes with the primary hood an ejection nozzle for the secondary flow, while the primary cowl constitutes with the rear cone an ejection nozzle for the primary flow.
  • rafters that are installed on the primary nozzle of the engine. This technology is currently used mainly on separate flow motors. But while it is acoustically efficient enough, it does have a negative effect on cruising performance.
  • Another solution envisaged by the industrialists consists in the implementation of micro-jets on the covers surrounding the primary flow and / or the secondary flow. These microjets are distributed circularly in azimuth on the hoods and inject air into the corresponding jet, at various angles of incidence and slippage.
  • the object of the present invention is to remedy these drawbacks by proposing a new device for reducing the jet noise of jet engines, which is more efficient than the current devices and which does not degrade the performance of these turbojet engines while cruising. thrust or specific consumption.
  • the subject of the invention is a hood for a turbojet having an outer surface extending around an axis of revolution and being connected to a system for supplying a gas under pressure, said external surface comprising at least a perforation for injecting this gas under pressure, through this perforation, characterized in that it comprises at least one ring bearing said perforation, rotatable about said axis relative to the outer surface and whose outer face is in the extension of said cover so as to recreate a continuity with its outer surface.
  • the presence of a perforation on the primary cover makes it possible, by modulating the conditions for injecting a gas under pressure with respect to the static pressure prevailing in the secondary flow, to create an unsteady flow phenomenon along the hood primary that continues over the entire length of the hood and beyond, and thus reduce the jet noise generated by the secondary flow.
  • the rotation of a crown carrying the-or-said perforations creates an unsteady phenomenon of alternately, in a given plane, a disturbance due to the passage of the jet and a period of calm that lasts until the passage of the following perforation in this plane.
  • this rotating ring leaving the rest of the fixed primary cover, very significantly lighten the device.
  • the perforation is shaped so that the jet passing through it makes an angle of between 20 and 90 ° with the longitudinal direction of said outer surface.
  • This orientation aims to make the jet penetrate as much as possible inside the primary flow and to better generate the unsteady phenomenon.
  • the perforation is shaped so that the jet is injected perpendicularly to the surface of said hood.
  • the cover has a number of perforations between 2 and 8, said perforations being evenly distributed around its circumference.
  • a minimum number of two makes it possible to maintain a symmetry in the configuration adopted and to reduce the vibration-generating factors, whereas a too large number of perforations has the disadvantage of having the same diameter of perforations and injection speeds. an excessive air sampling rate.
  • the invention also relates to an assembly consisting of a cover as described above and a pressurized gas supply system delivering a constant pressure.
  • the invention relates to a turbofan engine comprising a primary body generating a primary flow intended to be ejected by a primary nozzle and a secondary body generating a secondary flow intended to be ejected in a secondary nozzle, said turbojet engine being equipped with a together as described above, wherein said cover is positioned downstream of said primary body and defines, on the internal side of the turbojet, the path followed by said primary flow downstream of the primary nozzle and the outer side, the path followed by said secondary flow downstream of the secondary nozzle and wherein said injection system injects said pressurized gas into the secondary flow.
  • the axial position of the ring along the primary cowl is positioned, upstream of the primary ejection section, at a distance of less than 1.5 times the diameter of the primary stream at the level of said ejection section.
  • This dimensioning makes it possible to create an unsteady flow phenomenon over a large length of the primary cover and thus to reduce the noise generated along and beyond this primary cover.
  • the invention also relates to a turbojet engine as described above in which the pressurized gas supply system is sized to provide each perforation with a flow rate less than or equal to 0.2% of the flow rate of the secondary flow.
  • FIG. 1 is a perspective view, from the rear, of a turbofan engine equipped with a noise reduction device according to one embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a schematic sectional view of the engine of FIG. 1, and
  • FIG. 3 is a schematic sectional view of the rear part of the turbojet engine of Figure 1.
  • FIG. 1 there is shown a turbojet engine 1, double flow and high dilution rate, mounted on the pylon 2 of an aircraft (not shown).
  • the reactor 1 comprises a nacelle, whose front portion surrounds the fan and whose rear part, or secondary cover 3, forms, with the outer portion of the primary cover 5, the ejection nozzle 4 of the secondary flow.
  • the primary body of the turbojet engine is enclosed in a succession of housings ending downstream by the primary cover 5 which separates the primary and secondary flows.
  • the primary flow On the internal side the primary flow is channeled by the rear cone 7 which forms, with the inner part of the primary cover 5, the ejection nozzle 6 of the primary flow.
  • the primary cover 5 is cut circularly downstream of the secondary ejection nozzle 4, to make room for a ring 15 whose outer face is in the extension of the cover so as to recreate continuity in the secondary vein.
  • this ring is rotatable about the axis of the motor. It is, moreover, pierced with a series of perforations 8 which are regularly distributed on its periphery. These perforations, which are intended to inject micro-jets 9 of air under pressure into the secondary flow, are oriented so as to ensure this injection in a radial plane, with reference to the axis of rotation of the engine 1.
  • FIG. 2 shows the rear part of the turbojet engine 1.
  • the perforations 8, in turn, are supplied with pressurized air by a feeding system which will be detailed with reference to FIG.
  • FIG. 3 shows in detail the downstream part of the engine, with the secondary flow 20 which is channeled between the primary cover 5 and the secondary cover 3.
  • This primary cover 5 fixed, is mounted so that rotating the ring 15 by means of support and rotation such as gears, bearings and bearings, not shown.
  • the rotation of the ring gear 15 is ensured by a motor 1 1 which transmits the movement by means of a rotating rod 12, which engages on the ring gear 15, for example by means of a gear wheel.
  • the air supply of the perforations 8 is ensured by a sampling on a stage of the compressor which sends the collected air, via a supply line 13, into a supply chamber 14.
  • This chamber is connected with the inside the ring 15 to feed the perforations 8 and generate micro-jets 9 at the exit thereof.
  • the ring 15 is constituted by the assembly of the primary cover 5 which is rotated by means of drive devices and reducers mechanically connected to one of the rotation shafts of the engine.
  • micro-jets 9 which are injected into the secondary flow downstream of the secondary ejection nozzle 4.
  • these micro-jets are oriented radially, with reference to the axis of rotation of the motor but other angles of injection are also possible, the preferred orientation being between 20 ° and 90 ° of the axis of rotation of the engine.
  • the jets are injected with a direction and a momentum such that they penetrate deeply inside the secondary flow and do not spread by mixing immediately with this flow to flow along the wall external cover 5.
  • the proposed technology consists mainly in rotating a perforated crown carried by the primary cowl 5, and in equipping it with two or more jets of compressed air, which are distributed in azimuth on its periphery and which flow this air continuously. .
  • the continuous rotational movement of the jets thus introduces an unsteady component into the secondary flow, because in the same radial plane chronologically succeeds the passage of a jet and then the absence of disturbance.
  • the resulting dynamics of the flow is then closer to that of a wake than that of a mixing layer.
  • the device is designed with the following particular parameters:
  • the number of perforations 8 performing a compressed air injection varies between 2 to 8 according to the diameter of the primary cover.
  • Micro-jets 9 from these perforations are regularly spaced in azimuth, so as to preserve the symmetry of the geometry of the back of the turbojet engine. This respect for symmetry makes it possible to overcome some of the vibration problems that can appear on rotating structures.
  • the angle of penetration of the micro-jets in the secondary flow can vary between 20 ° and 90 °, with respect to the axis of the jet according to the case envisaged.
  • the jets can, in particular, be oriented perpendicularly to the outer wall of the primary cover 5.
  • the flow rate of the micro-jets 9 is defined as a percentage of the flow rate of the secondary flow, which makes it possible to adapt the invention to the size of the different existing turbojets.
  • the pressure within the injection system which feeds the micro-jets can be set at a value such that the air speed of the micro-jets is at most sonic when passing through the perforations 8. The higher the pressure, better is the penetration of micro-jets in the secondary stream and better is the associated noise reduction.
  • the size of the perforations 8 may vary, according to the number of perforations 8 which are located on the crown 15 of the primary cover 5 and the injection pressure retained, 1 cm to 5 cm in diameter.
  • the axial position of these perforations along the primary hood, upstream of the primary ejection section 6, can vary between 0 and 1.5 times the diameter of the primary vein at its ejection section 6. This sizing allows to create an unsteady flow phenomenon over a large length of the primary cover and thus reduce the noise generated along and beyond this primary cover.
  • the temperature of the air injected is preferably between the temperature of the primary flow and that of the secondary flow.
  • the speed of rotation given to the ring 15 is a function of its size and therefore, that of the engine on which it is mounted.
  • the device according to the invention has been described with an injection of continuous compressed air from a rotating ring 15 integrated in the primary cover 5, which has the effect of creating an unsteady fluid injection into the secondary flow 20, which the origin is placed in the center of this secondary flow.
  • the unsteady character comes, as already indicated above, the alternation, in a given radial plane, of a disturbance due to the passage of the jet 9 and a period of calm that lasts until the passage of the next perforation 8 .
  • Other devices that provide the same function can be imagined, which also fall within the scope of the present invention.
  • this unsteady injection could be obtained from fixed injectors carried by a primary cover 5, without a rotating ring, by organizing a pulsed modulation of the pressure applied to the air which passes through the perforations 8.
  • the modulations of FIG. the pressure would then create the desired instationnarity within the secondary flow and the dynamics that generates a reduction in noise.

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Abstract

Capot primaire pour un turboréacteur double flux comportant un corps primaire générant un flux primaire (10) destiné à être éjecté par une tuyère primaire (6) et un corps secondaire générant un flux secondaire destiné à être éjecté dans une tuyère secondaire (4), ledit capot primaire (5) étant conformé pour être positionné à l'aval dudit corps primaire et délimiter, du côté interne au turboréacteur, le cheminement suivi par ledit flux primaire en aval de la tuyère primaire (6) et du côté externe, le cheminement suivi par ledit flux secondaire en aval de la tuyère secondaire (4), caractérisé en ce qu'il comporte un raccordement à un système d'alimentation en un gaz sous pression et au moins une perforation (8) destinée à l'injection de ce gaz sous pression, à travers cette perforation, dans ledit flux secondaire. Préférentiellement le capot primaire comporte une couronne (15) porteuse de perforations (8), qui est mise en rotation autour de l'axe de rotation du turboréacteur.

Description

CAPOT PRIMAIRE DE TURBORÉACTEUR DOUBLE FLUX COMPORTANT UNE COURONNE TOURNANTE A MICRO-JETS Le domaine de la présente invention est celui des turbomachines et plus particulièrement celui des dispositifs de réduction du bruit émis par ces turbomachines.
Les avions commerciaux sont généralement équipés de turboréacteurs à double flux, qui sont constitués d'une turbine à gaz entraînant une soufflante carénée, celle-ci étant généralement placée à l'amont du moteur. La masse d'air aspirée par le moteur est divisée en un flux primaire, qui circule dans la turbine à gaz ou corps primaire, et un flux secondaire, qui est issu de la soufflante, les deux flux étant concentriques. Le flux primaire sort de la soufflante pour passer dans le corps primaire où il est comprimé à nouveau, chauffé dans une chambre de combustion, guidé vers des étages successifs de turbines puis éjecté en un flux gazeux primaire. Le flux secondaire est comprimé par l'étage de soufflante carénée, puis éjecté directement sans avoir été chauffé. Les deux flux peuvent être éjectés séparément en deux flux concentriques ou bien mélangés dans un même canal avant éjection.
Le turboréacteur est classiquement logé dans une nacelle qui est conformée de manière à rendre la traînée aérodynamique aussi faible que possible ; elle comprend une première partie, à l'amont, qui enveloppe la soufflante et une deuxième partie, à l'aval, qui forme une carène pour guider le flux secondaire. Le flux primaire est, dans sa partie aval, guidé entre un carter du moteur, dit capot primaire, et un carter conique qui referme le moteur à l'arrière et qui est généralement dénommé cône arrière. La carène de la nacelle constitue avec le capot primaire une tuyère d'éjection pour le flux secondaire, alors que le capot primaire constitue avec le cône arrière une tuyère d'éjection pour le flux primaire.
La réduction du bruit causé par le jet des turboréacteurs est une préoccupation constante des avionneurs et des motoristes et différentes solutions ont été proposées dans ce but.
L'un des moyens actuels mis en œuvre est d'utiliser des chevrons qui sont installés sur la tuyère primaire du moteur. Cette technologie est actuellement employée essentiellement sur des moteurs à flux séparés. Mais, si elle est assez efficace sur le plan acoustique, elle a cependant un effet négatif sur les performances en croisière. Une autre solution envisagée par les industriels consiste en l'implémentation de micro-jets sur les capots entourant le flux primaire et/ou le flux secondaire. Ces microjets sont répartis circulairement en azimut sur les capots et injectent de l'air dans le jet correspondant, suivant divers angles d'incidence et de dérapage. Cependant, les études menées sur différents dispositifs ont montré que les gains acoustiques susceptibles d'être obtenus par les systèmes de contrôle de cette nature restent limités, ce que l'on peut attribuer au manque de capacité d'action de ce mode de contrôle par jets externes dans les zones de production acoustique, en l'occurrence à l'aval des tuyères d'éjection, ainsi que sur la dynamique des structures cohérentes de l'écoulement. En effet, avec des dispositifs localisés à l'extérieur du jet, notamment au niveau de la lèvre de la tuyère, les perturbations introduites sont rapidement assimilées par la turbulence de la couche où se produit le mélange des deux flux. L'impact de ces perturbations sur le développement de la turbulence relève alors plus d'une modification des conditions initiales de la couche de mélange plutôt que d'une action directe sur les zones aval de l'écoulement, là où se trouvent localisées les principales sources de bruit.
La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients en proposant un nouveau dispositif de réduction du bruit de jet des turboréacteurs, qui soit plus performant que les dispositifs actuels et qui ne dégrade pas les performances de ces turboréacteurs en croisière, que ce soit en poussée ou en consommation spécifique.
A cet effet, l'invention a pour objet un capot pour un turboréacteur comportant une surface externe s'étendant autour d'un axe de révolution et étant raccordé à un système d'alimentation en un gaz sous pression, ladite surface externe comportant au moins une perforation destinée à l'injection de ce gaz sous pression, à travers cette perforation, caractérisé en ce qu'il comporte au moins une couronne porteuse de la-ou- desdites perforations, mobile en rotation autour dudit axe par rapport à la surface externe et dont la face externe se situe dans le prolongement dudit capot de façon à recréer une continuité avec sa surface externe.
La présence d'une perforation sur le capot primaire permet, par une modulation des conditions d'injection d'un gaz sous pression par rapport à la pression statique régnant dans le flux secondaire, de créer un phénomène d'écoulement instationnaire le long du capot primaire qui se perpétue sur toute la longueur de ce capot et au-delà, et ainsi de réduire le bruit de jet généré par le flux secondaire. La mise en rotation d'une couronne porteuse de la-ou-desdites perforations crée un phénomène instationnaire du fait de l'alternance, dans un plan donné, d'une perturbation due au passage du jet et d'une période de calme qui dure jusqu'au passage de la perforation suivante dans ce plan. Par ailleurs la création de cette couronne tournante, en laissant le reste du capot primaire fixe, allège très sensiblement le dispositif.
Avantageusement, la perforation est conformée pour que le jet la traversant fasse un angle compris entre 20 et 90° avec la direction longitudinale de ladite surface externe. Cette orientation vise à faire pénétrer le jet le plus possible à l'intérieur du flux primaire et à mieux générer le phénomène instationnaire.
Dans un mode particulier de réalisation, la perforation est conformée pour que le jet soit injecté perpendiculairement à la surface dudit capot.
Préférentiellement le capot comporte un nombre de perforations compris entre 2 et 8, lesdites perforations étant réparties régulièrement sur sa circonférence. Un nombre minimum de deux permet de garder une symétrie dans la configuration adoptée et de réduire les facteurs générateurs de vibrations, alors qu'un nombre trop élevé de perforations présente, à diamètre des perforations et vitesse d'injection équivalentes, l'inconvénient d'un taux de prélèvement d'air trop important.
L'invention porte également sur un ensemble constitué d'un capot tel que décrit ci- dessus et d'un système d'alimentation en gaz sous pression délivrant une pression constante.
L'invention porte enfin sur un turboréacteur double flux comportant un corps primaire générant un flux primaire destiné à être éjecté par une tuyère primaire et un corps secondaire générant un flux secondaire destiné à être éjecté dans une tuyère secondaire, ledit turboréacteur étant équipé d'un ensemble tel que décrit ci-dessus, dans lequel ledit capot est positionné à l'aval dudit corps primaire et délimite, du côté interne au turboréacteur, le cheminement suivi par ledit flux primaire en aval de la tuyère primaire et du côté externe, le cheminement suivi par ledit flux secondaire en aval de la tuyère secondaire et dans lequel ledit système d'injection injecte ledit gaz sous pression dans le flux secondaire.
Avantageusement la position axiale de la couronne le long du capot primaire, est positionnée, en amont de la section d'éjection primaire, à une distance inférieure à 1 .5 fois le diamètre de la veine primaire au niveau de ladite section d'éjection. Ce dimensionnement permet de créer un phénomène d'écoulement instationnaire sur une longueur importante du capot primaire et donc de réduire le bruit généré le long et au- delà de ce capot primaire. L'invention porte encore sur un turboréacteur tel que décrit ci-dessus dans lequel le système d'alimentation en gaz sous pression est dimensionné pour fournir à chaque perforation un débit inférieur ou égal à 0,2% du débit du flux secondaire. L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative détaillée qui va suivre, d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple purement illustratif et non limitatif, en référence aux dessins schématiques annexés.
Sur ces dessins :
- la figure 1 est une vue en perspective, depuis l'arrière, d'un turboréacteur double flux équipé d'un dispositif de réduction de bruit selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique en coupe du moteur de la figure 1 , et
- la figure 3 est une vue schématique, en coupe, de la partie arrière du turboréacteur de la figure 1 .
En se référant à la figure 1 , on voit un turboréacteur 1 , à double flux et fort taux de dilution, monté sur le pylône 2 d'un aéronef (non représenté). Le réacteur 1 comprend une nacelle, dont la partie avant entoure la soufflante et dont la partie arrière, ou capot secondaire 3, forme, avec la partie externe du capot primaire 5, la tuyère d'éjection 4 du flux secondaire. Le corps primaire du turboréacteur est enfermé dans une succession de carters se terminant à l'aval par le capot primaire 5 qui sépare les flux primaire et secondaire. Du côté interne le flux primaire est canalisé par le cône arrière 7 qui forme, avec la partie interne du capot primaire 5, la tuyère d'éjection 6 du flux primaire.
Le capot primaire 5 est découpé circulairement en aval de la tuyère d'éjection secondaire 4, pour laisser la place à une couronne 15 dont la face externe se situe dans le prolongement du capot de façon à recréer une continuité dans la veine secondaire. A la différence du capot primaire qui est fixe, cette couronne est mobile en rotation autour de l'axe du moteur. Elle est, par ailleurs, percée d'une série de perforations 8 qui sont réparties régulièrement sur sa périphérie. Ces perforations, qui ont pour objet l'injection de micro-jets 9 d'air sous pression dans le flux secondaire, sont orientées de façon à assurer cette injection dans un plan radial, en référence à l'axe de rotation du moteur 1 . Bien que cela n'apparaisse pas sur la figure 1 , la couronne 15 est animée d'un mouvement de rotation autour de l'axe de rotation du moteur, de sorte que la direction des micro-jets 9 est constamment modifiée. La figure 2 montre la partie arrière du turboréacteur 1 . Le capot secondaire 3 et le capot primaire 5, tous deux de forme cylindrique, canalisent le flux secondaire 20, alors que le flux primaire 10 est canalisé par la face interne du capot primaire 5 et par le cône arrière 7. Sur cette figure apparaît la couronne tournante 15 qui s'insère dans l'épaisseur du capot primaire 5 et qui est mise en rotation par un dispositif qui sera expliqué en détail plus loin. Les perforations 8, quant à elles, sont alimentées en air sous pression par un système d'alimentation qui sera détaillé en référence à la figure 3.
La figure 3 montre de façon détaillée la partie la plus aval du moteur, avec le flux secondaire 20 qui est canalisé entre le capot primaire 5 et le capot secondaire 3. A l'intérieur de ce capot primaire 5, fixe, est montée de façon tournante la couronne 15 à l'aide de moyens de support et de mise en rotation tels que des engrenages, des roulements et des paliers, non représentés. Dans la réalisation représentée sur la figure, la mise en rotation de la couronne 15 est assurée par un moteur 1 1 qui transmet le mouvement par l'intermédiaire d'une tige de mise en rotation 12, qui embraye sur la couronne 15, par exemple au moyen d'une roue dentée. L'alimentation en air des perforations 8 est assurée par un prélèvement sur un étage du compresseur qui envoie l'air prélevé, via une canalisation d'alimentation 13, dans une chambre d'alimentation 14. Cette chambre est mise en relation avec l'intérieur de la couronne 15 pour alimenter les perforations 8 et générer des micro-jets 9 à la sortie de celles-ci. De façon alternative, non représentée, la couronne 15 est constituée par l'ensemble du capot primaire 5 qui est mis en rotation par l'intermédiaire de dispositifs d'entraînement et de réducteurs reliés mécaniquement à l'un des arbres de rotation du moteur.
Plusieurs orientations sont possibles pour les micro-jets 9 qui sont injectés dans le flux secondaire en aval de la tuyère d'éjection secondaire 4. Tels que représentés sur la figure 1 ces micro-jets sont orientés radialement, en référence à l'axe de rotation du moteur mais d'autres angles d'injection sont également possibles, l'orientation préférentielle se situant entre 20° et 90° de l'axe de rotation du moteur. Dans tous les cas les jets sont injectés avec une direction et une quantité de mouvement telles qu'ils pénètrent profondément à l'intérieur du flux secondaire et ne se répandent pas en se mélangeant immédiatement à ce flux pour s'écouler le long de la paroi externe du capot 5.
On va maintenant décrire le fonctionnement du dispositif, selon l'invention, de réduction du bruit d'un turboréacteur. La technologie proposée consiste principalement à mettre en rotation une couronne perforée portée par le capot primaire 5, et à l'équiper de deux ou plusieurs jets d'air comprimé, qui sont répartis en azimut sur sa périphérie et qui débitent cet air de façon continue. Le mouvement de rotation continu des jets introduit ainsi une composante instationnaire dans le flux secondaire, du fait que dans un même plan radial se succèdent chronologiquement le passage d'un jet puis des absences de perturbation. La dynamique obtenue de l'écoulement est alors plus proche de celle d'un sillage que de celle d'une couche de mélange. On peut ainsi s'attendre à ce que ces perturbations introduites dans l'écoulement ne soient pas assimilées trop rapidement par la turbulence de la couche de mélange et qu'elles conservent leur caractère cohérent sur une étendue axiale importante, voire jusqu'à l'extrémité du capot primaire et la confluence des deux flux primaire et secondaire.
Le dispositif proposé se caractérise en outre par sa grande simplicité :
- sa mise au point est relativement simple puisqu'il ne met en jeu qu'un nombre limité de paramètres, tels que le nombre et la position des perforations 8, le débit des jets et la vitesse de rotation à donner à la couronne 15 du capot primaire 5.
- il n'y a pas de pièce mécanique susceptible d'être mise en vibration, ce qui améliore de fait la fiabilité du dispositif,
- il ne nécessite qu'une faible consommation énergétique, du fait de la faible masse mise en mouvement,
- il ne nécessite l'ajout que de très peu de pièces, ce qui réduit le surcroît de masse embarquée,
- il est implanté à l'intérieur du capot primaire, à un endroit où il existe généralement de la place non utilisée,
- il ne nécessite pas de modification de la forme du capot primaire, et donc n'induit pas de perte aérodynamique.
Dans un mode préféré de réalisation, le dispositif est conçu avec les paramètres particuliers suivants :
- le nombre de perforations 8 effectuant une injection d'air comprimé varie entre 2 à 8 suivant le diamètre du capot primaire. Les micro-jets 9 issus de ces perforations sont espacés régulièrement en azimut, de façon à préserver la symétrie de la géométrie de l'arrière du turboréacteur. Ce respect de la symétrie permet de s'affranchir d'une partie des problèmes de vibration qui peuvent apparaître sur des structures en rotation. - l'angle de pénétration des micro-jets dans le flux secondaire peut varier entre 20° et 90°, par rapport à l'axe du jet suivant le cas de figure envisagé. Les jets peuvent, en particulier, être orientés perpendiculairement à la paroi externe du capot primaire 5.
- le débit des micro-jets 9 est défini comme un pourcentage du débit du flux secondaire, ce qui permet d'adapter l'invention à la taille des différents turboréacteurs existants.
Après expérimentation il apparaît que ces jets restent efficaces avec un débit qui ne dépasse pas, par perforation 8, le pourcentage de 0,2% du jet secondaire. Il est préférentiellement compris entre 0.05 et 0.2 %. En conséquence, même si la couronne 15 est équipée de 8 perforations, le débit injecté par ces perforations, et qui est prélevé sur l'air en sortie du compresseur haute pression, restera inférieur à 2% du débit du jet secondaire. Une telle valeur de prélèvement reste compatible avec un bon fonctionnement du moteur, en ne dégradant pas de façon excessive ses performances en poussée au décollage. Hors des phases de décollage, et notamment en croisière, là où les problèmes de bruit généré par le turboréacteur sont moins sensibles, il est prévu de mettre le dispositif de réduction du bruit hors service pour ne pas pénaliser le rendement thermodynamique ou les performances du réacteur comme c'était le cas dans les systèmes de l'art antérieur.
- la pression au sein du système d'injection qui alimente les micro-jets peut être fixée à une valeur telle que la vitesse de l'air des micro-jets soit au maximum sonique au passage des perforations 8. Plus la pression est élevée, meilleure est la pénétration des micro-jets dans le flux secondaire et meilleure est la réduction de bruit associée.
- la taille des perforations 8 peut varier, selon le nombre de perforations 8 qui sont implantées sur la couronne 15 du capot primaire 5 et la pression d'injection retenue, de 1 cm à 5 cm en diamètre.
- la position axiale de ces perforations le long du capot primaire, en amont de la section d'éjection primaire 6, peut varier entre 0 et 1 .5 fois le diamètre de la veine primaire au niveau de sa section d'éjection 6. Ce dimensionnement permet de créer un phénomène d'écoulement instationnaire sur une longueur importante du capot primaire et donc de réduire le bruit généré le long et au-delà de ce capot primaire.
- la température de l'air injecté est préférentiellement comprise entre la température du flux primaire et celle du flux secondaire.
- la vitesse de rotation donnée à la couronne 15 est fonction de sa taille et donc, de celle du moteur sur lequel il est monté. Le dispositif selon l'invention a été décrit avec une injection d'air comprimé continue à partir d'une couronne tournante 15 intégrée dans le capot primaire 5, ce qui a pour effet de créer une injection fluidique instationnaire dans le flux secondaire 20, dont l'origine est placée au centre de ce flux secondaire. Le caractère instationnaire provient, comme déjà indiqué plus haut, de l'alternance, dans un plan radial donné, d'une perturbation due au passage du jet 9 et d'une période de calme qui dure jusqu'au passage de la perforation 8 suivante. D'autres dispositifs qui assurent la même fonction peuvent être imaginés, qui entrent, eux aussi, dans le cadre de la présente invention.
A titre d'exemple cette injection instationnaire pourrait être obtenue à partir d'injecteurs fixes portés par un capot primaire 5, sans couronne tournante, en organisant une modulation puisée de la pression appliquée à l'air qui traverse les perforations 8. Les modulations de la pression créeraient alors l'instationnarité recherchée au sein du flux secondaire et la dynamique qui est génératrice d'une réduction du bruit.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Capot pour un turboréacteur comportant une surface externe s'étendant autour d'un axe de révolution et étant raccordée à un système d'alimentation en un gaz sous pression, ladite surface externe comportant au moins une perforation (8) destinée à l'injection de ce gaz sous pression, à travers cette perforation,
caractérisé en ce qu'il comporte au moins une couronne (15) porteuse de la-ou- desdites perforations, mobile en rotation autour dudit axe par rapport à la surface externe et dont la face externe se situe dans le prolongement dudit capot (5) de façon à recréer une continuité avec sa surface externe.
2. Capot selon la revendication 1 dans lequel la perforation (8) est conformée pour que le jet (9) la traversant fasse un angle compris entre 20 et 90° avec la direction longitudinale de ladite surface externe.
3. Capot selon la revendication 2 dans lequel la perforation (8) est conformée pour que le jet (9) soit injecté perpendiculairement à la surface dudit capot.
4. Capot selon l'une des revendications 1 à 3 comportant un nombre de perforations (8) compris entre 2 et 8, lesdites perforations étant réparties régulièrement sur sa circonférence.
5. Ensemble constitué d'un capot selon l'une des revendications 1 à 4 et d'un système d'alimentation en gaz sous pression délivrant une pression constante.
6. Turboréacteur double flux comportant un corps primaire générant un flux primaire (10) destiné à être éjecté par une tuyère primaire (6) et un corps secondaire générant un flux secondaire destiné à être éjecté dans une tuyère secondaire (4), ledit turboréacteur étant équipé d'un ensemble selon la revendication précédente dans lequel ledit capot est positionné à l'aval dudit corps primaire et délimite, du côté interne au turboréacteur, le cheminement suivi par ledit flux primaire en aval de la tuyère primaire (6) et du côté externe, le cheminement suivi par ledit flux secondaire en aval de la tuyère secondaire (4) et dans lequel ledit système d'injection injecte ledit gaz sous pression dans le flux secondaire.
7. Turboréacteur selon la revendication 6 dans lequel la position axiale de la couronne (15) le long du capot primaire, est positionnée, en amont de la section d'éjection primaire (6), à une distance inférieure à 1 .5 fois le diamètre de la veine primaire au niveau de ladite section d'éjection.
8. Turboréacteur selon l'une des revendications 6 ou 7 dans lequel le système d'alimentation en gaz sous pression est dimensionné pour fournir à chaque perforation (8) un débit inférieur ou égal à 0,2% du débit du flux secondaire.
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