WO2015036684A1 - Arrière corps de turboréacteur à flux mélangés comportant un mélangeur à lobes et des chevrons à surface interne non axisymétrique - Google Patents

Arrière corps de turboréacteur à flux mélangés comportant un mélangeur à lobes et des chevrons à surface interne non axisymétrique Download PDF

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WO2015036684A1
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WO
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nozzle
chevrons
flow
azimuth
mixer
Prior art date
Application number
PCT/FR2014/052221
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English (en)
Inventor
Jonathan Langridge
Guillaume Bodard
Irwin KERNEMP
Maxime KOENIG
Julien Szydlowski
Original Assignee
Snecma
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Publication date
Application filed by Snecma filed Critical Snecma
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Priority to GB1603288.0A priority patent/GB2532398B/en
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    • 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
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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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
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    • 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
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Definitions

  • the present invention relates to the field of noise reduction for a mixed flow turbojet engine. It relates more particularly to the rear body of the turbojet engine, where the primary flow leaving the engine and the secondary flow are mixed inside a nozzle, to form a jet propelled into the external air.
  • the turbojet of an airplane must operate at different speeds depending on the flight conditions (cruising, takeoff, landing ..).
  • the main function of the rear body is to control the expansion of the gases in the outside air in order to optimize operational performance criteria adapted to these different flight conditions, such as the thrust coefficient at cruising speed or the takeoff flow.
  • jet noise is a broadband noise, particularly annoying during the takeoff and landing phases of the aircraft.
  • chevrons placed in a ring at the downstream end of the nozzle makes it possible to substantially reduce the low frequency component of this noise by decreasing the intensity of the larger vortex structures in the mixing zone.
  • the action of the chevrons is generally accompanied by a process of generating small structures that cause undesirable noise at high frequencies.
  • the challenge of designing acoustically efficient chevrons is to achieve the right balance between these two effects, without degrading operational performance.
  • the patent application EP1873389 describes chevrons recalling the interest of getting them into the jet to attenuate the noise and highlighting the shape of the pattern of cutting the trailing edge. More particularly, the application FR2986832 presents, in the case of a nozzle shape corresponding to a mixed flow turbojet rear body, a configuration of chevrons within which the vein forms a convergent divergent.
  • a lobe mixer may be installed at the confluence of the primary and secondary flows at the inlet of the ejection nozzle, as indicated for example in the application FR2902469 or EP1870588.
  • a lobe mixer By homogenizing the mixture of flows passing through the nozzle, such a device improves the performance of the turbojet engine. It is also noted that such a device has a beneficial influence on the noise radiated on the sides by the motor at low frequencies.
  • the interaction between the turbulence coming from the mixer and the supersonic flow zones in the nozzle is a source of high frequency noise. This phenomenon can occur especially when the nozzle begins to prime.
  • the way to overcome this problem can lead in particular, either to change the geometry of the nozzle to delay the appearance of Mach pockets greater than 1 depending on the rate of expansion, or to reduce the efficiency of the mixer.
  • This generally has the disadvantage of reducing operability margins, related to a reduction in flow rate at low expansion rates, and / or a loss of thrust coefficient.
  • the present invention aims to advantageously combine, in a mixed flow turbojet, the use of a lobe mixer and modifications of the outlet end of the nozzle, including including rafters, to improve the acoustic performance while by preserving the margins of operability and operational performance of the turbojet engine. Presentation of the invention
  • the invention relates to a mixed flow turbojet rear body having a central axis, comprising a lobe mixer, having an alternation of hot lobes entering the secondary flow and cold lobes penetrating into the primary flow, and a nozzle having on its trailing edge longitudinal indentations delimiting a crown of anti-noise chevrons.
  • Said rear body is remarkable in that at a given abscissa on the central axis downstream of the lobe mixer, the inner wall of the nozzle has a neck where the surface of the cross section of a flow in the nozzle passes through a minimum, and in that downstream of this determined abscissa, the radius of the inner wall of the nozzle varies between the notches and the rafters so as to create in the flow, in the vicinity of said chevron crown, fluctuations in azimuth of the Mach number.
  • This configuration makes it possible for the vortex structures created by the lobe mixer to pass through regions of supersonic flow near the outlet of the nozzle which are less extensive than with a “smooth" nozzle.
  • smooth nozzle means here a nozzle whose section of the inner wall in a plane transverse to the axis of the reactor is based on a circle to its trailing edge. Since the interaction of vortex structures with supersonic flow creates sources of noise, especially at high frequencies, the intensity of these sources is minimized by combining, for different operating regimes, the positive effects on noise attenuation. between the lobe mixer and the rafters. This avoids having to resort to solutions that reduce operational performance to achieve noise reduction objectives.
  • the lobe mixer creates in the flux in the vicinity of the chevron ring spatial fluctuations in azimuth of swirl intensity level and the chevron ring is positioned in azimuth with respect to the lobe mixer so that, in its neighborhood, the azimuth of at least one maximum swirl intensity level corresponds to a minimum Mach number in the azimuth fluctuations of the flux in the nozzle in the vicinity of the chevron crown.
  • the swirling intensity of a velocity field will be defined here as the rotational modulus of this vector field. Since the flows considered are generally turbulent, it is the swirl intensity of the mean velocities over time. This average speed field for a turbojet engine operating speed can be estimated by a calculation method or by measurements.
  • the mixer creates in the flow vortices whose center of each is a local maximum of swirling intensity.
  • the arrangement between the mixer and the chevron crown according to the invention matches the areas of the lower Mach number flow with the passage of the main vortex structures created by the lobe mixer and thus optimizes the effects of the combination. both ways.
  • the mixer and the nozzle with the chevron crown each have a symmetry of revolution about the axis of the turbojet engine. According to different variants of these embodiments of the invention that can be taken together or separately:
  • the points of the chevrons are in the same axial planes as the points of maximum radius of a hot lobe
  • the radius variations of the inner wall of the nozzle in the end portion define in azimuth sectors in which the radius has a maximum value at the notches and sectors in which the radius has a minimum value at the chevrons; the surface of the internal wall of the nozzle approaches continuously the axis of the turbojet engine in the sectors for which the radius has a minimum value.
  • the inner wall of the nozzle has a circular section to a given abscissa, said inner wall having in any axial half-plane, an upstream tangent defined in this abscissa and:
  • the inner wall of the nozzle deviates radially inwards from said upstream tangent passing through the point of the internal wall corresponding to said abscissa in this half. plan.
  • the invention also relates to a turbojet engine equipped with such a rear body. It relates in particular to a turbojet in which the relative positioning in azimuth between the lobe mixer and the chevron ring is determined so that fluctuations in azimuth of the Mach number create, in the vicinity of the throat of the nozzle in a region. annulus where the supersonic flow begins to appear, pockets where the flow remains subsonic, when the nozzle begins to prime, preferably when the rate of expansion at initiation is less than 1, 7 and, even more preferably, when it is between 1, 5 and 1, 6.
  • the expansion ratio is defined, in the context of the invention, by the ratio between an average pressure after the lobe mixer, at the neck of the nozzle, and the ambient static pressure.
  • the number of lobes of the mixer and the number of chevrons used in this process are equal.
  • the rear body may be designed so that the nozzle begins to prime in a turbojet engine operating regime corresponding to the take-off flight conditions of an aircraft intended to receive the turbojet, and in wherein the relative azimuth positioning between the lobe mixer and the chevron ring is determined so that the azimuth fluctuations of the Mach number create, in the vicinity of the neck of the nozzle in an annular region where the supersonic flow begins to appear, pockets where the flow remains subsonic.
  • the pockets where the flow remains subsonic are provided regularly distributed in azimuth.
  • the rear body is designed so that the nozzle preferably begins to prime at a priming expansion rate of less than 1.7, and more preferably rate of expansion between 1, 5 and 1, 6,
  • Figure 1 shows a schematic view of a turbojet rear body according to the invention perpendicularly to a section along a half-plane passing through the axis of the turbojet engine.
  • Figure 2 schematically shows a view of the rear perspective of the same rear body cut along an axial plane.
  • Figure 3 schematically shows a rear view of a quarter of the lobe mixer placed in the nozzle of the rear body.
  • FIG. 4 presents measurement results representing the comparison of the frequency distribution of the noise generated by the rear body of a mixed flow reactor with and without the presence of a lobe mixer according to the invention in the nozzle.
  • Figure 5 shows a schematic perspective view of the end portion of the nozzle on a chevron corresponding to an embodiment of the invention.
  • FIG. 7 schematically shows a rear view of a rear body according to a first embodiment of the invention combining the lobe mixer and the chevron crown.
  • FIG. 8 shows the acoustic gains by frequencies in a direction perpendicular to the axis of the turbojet engine, obtained by the presence of chevrons with the first embodiment combining a mixer with lobes and chevron rings and with a rear body that does not include a mixer .
  • Figure 9 schematically shows a rear view of a rear body according to a second embodiment of the invention combining the lobe mixer and the chevron crown.
  • Figure 10 schematically shows a rear view of a rear body according to a third embodiment of the invention combining the lobe mixer and the chevron crown.
  • Figure 1 1 schematically shows a rear view of a rear body according to a fourth embodiment of the invention combining the lobe mixer and the chevron crown.
  • the invention relates to a turbojet rear body, of central axis LL, comprising:
  • a nozzle 1 whose inner wall 2, of cross section relative to the central axis LL of the essentially circular turbojet, defines the peripheral surface of the vein in which flows an internal gas flow and whose outer wall 3 is in contact with outside air;
  • a lobe mixer 6 disposed in the nozzle 1 at the confluence between the primary flow inlet 4 and the secondary flow inlet 5;
  • An end portion 1a of the nozzle 1 shaped to form, at the confluence of the outlet jet of the nozzle with the outside air flow, anti-noise rafters 7 combined with deformations of the inner wall 2 of the nozzle in the circumferential direction.
  • the rear body may comprise a central body 8 limiting the radial extension of the vein inside the nozzle 1.
  • This central body 8 is not concerned with the invention. Its shape, if it exists, is taken into account in the geometry of the nozzle 1 and the lobe mixer to adapt the geometry of the flow passage of the mixture of primary and secondary flows, inside the nozzle, to the operation of the turbojet engine.
  • the shape of the inner wall of the nozzle is designed by those skilled in the art taking into account, in particular, the thrust coefficient obtained with a significant rate of expansion of the flow passing inside the nozzle in cruising mode. and the coefficient of flow obtained with a low expansion ratio, corresponding for example to take-off.
  • the lobe mixer 6 is a profiled piece extending inside the nozzle 1, up to a given abscissa X1, the walls separating the arrival 4 from the primary flow and the arrival 5 from secondary stream. It has at its downstream end a trailing edge 9 whose thickness is generally low to avoid a base effect between the two flows.
  • the lobe mixer 6 generally stops at a significant distance from the downstream end of the nozzle 1 to allow the flow mixture to homogenize.
  • an exemplary embodiment of the mixer 6 is constituted by symmetrical, periodic lobes in azimuth around the axis LL of the turbojet engine.
  • the trailing edge line 9 has a uniform, azimuth wavy three-dimensional shape that periodically passes through a low point of minimum radius and a high point 11 of maximum radius.
  • the shape of the mixer is preferably obtained by joining this trailing edge line 9 by smooth smooth surfaces, on one side to the circular section of the outer wall of the primary flow inlet 4, on the other side to the circular section of the inner wall of the inlet 5 of secondary flow.
  • Known means enable those skilled in the art to obtain these smooth surfaces by defining regular radius variation laws to join the inlet sections to the trailing edge 9 of the lobed mixer 6.
  • the evolutions of the trailing edge 9 of the mixer 6 are periodic.
  • the average surface between the radially outer wall and the radially inner wall of the mixer 6 makes periodic undulations in azimuth around the axis LL which create, on the side of the primary flow, diverging lobes 12 called hot, under the points 1 1 top of the trailing edge 9, and the side of the secondary flow of convergent lobes 13 said cold, above the low points 10 of the trailing edge 9 ,.
  • abscissa X1 on the LL axis which determines the maximum extension of the downstream lobe mixer 6 corresponds to the low points 10 of the cold lobes.
  • this embodiment of mixer which is used in the following to illustrate the interest of the invention comprises eighteen hot lobes 12 symmetrical about the axial plane passing through their middle and distributed periodically.
  • a lobe mixer 6 by modifying its axial extension X 1, the penetration rate of the lobes (determined essentially by the rays of the high points 11 and 10 of the edge). leakage), the shape of this trailing edge 9, and the number of lobes 1 2, 13.
  • the lobes may also have no axial planes of symmetry.
  • the distribution of the lobes 12, 13 is essentially periodic, this periodicity can be locally affected by modifying the shape of certain lobes, for example to adapt the mixer 6 to a pylon passage.
  • the lobe mixer 6 promotes the mixing of the primary flow F1 and secondary F2 in the vein inside the nozzle 1, in particular by causing shears and vortices at the interface between the flows. This has in particular a beneficial effect on the noise generated by the turbojet engine by disrupting the large structures swirling in the outlet flow.
  • Figure 4 shows the acoustic spectrum of the far noise, expressed in decibels with respect to the logarithm of the frequency, generated by the outlet jet on the reactor side, in a direction on the 120 degree side with respect to the LL axis of the turbojet.
  • the curve L1 corresponds to a rear body without lobe mixer in which the end portion of the nozzle 1 is smooth.
  • the curve L2 corresponds to a rear body equipped with the same nozzle with a smooth end portion where the lobe mixer 6 presented above is installed. It can be seen that the presence of the lobe mixer 6 causes significant acoustic gains for the low frequencies, at least up to 2000 Hz.
  • the vorticity intensity maxima are created by the mixer 6 along the interfaces between the hot lobes 12 and cold 13, according to the parts of the trailing edge 9 of the mixer 6 most aligned with a radial direction. These vortex structures are transported by the medium flow inside the nozzle. Thus, in the sections near the outlet end of the nozzle, there is an azimuth distribution of maxima and minima of vortex intensity having the same periodicity as the lobes of the mixer 6.
  • the invention also relates to the end portion 1a of the nozzle 1.
  • the inner wall 2 and the outer wall 3 of the nozzle 1 are axisymmetric, that is to say of circular section in the transverse planes, at the level of the lobed mixer 6.
  • the nozzle 1 comprises notches 15 cut in the end portion 1a, taking a rounded triangular shape on the trailing edge 14.
  • the notches 15 thus define noise-absorbing chevrons 7 of also rounded triangular shape, on the trailing edge 14 in the extension of the nozzle 1.
  • the indentations 1 5 and the rafters 7 could have any other suitable form (for example trapezoidal).
  • the notches 15, regularly spaced from each other in the circumferential direction (although it could be otherwise), are defined by a vertex 15A and a base 15B.
  • the rafters 7, defined by a point 7A and a base 7B are regularly spaced from each other.
  • the notches 15 are identical to each other. It is the same with regard to rafters 7.
  • the peaks 15A of the indentations 15 have an abscissa X4 on the axis LL and the points of the chevrons have the abscissa X3 of the transverse plane defining the end of the nozzle.
  • the end portion 1a of the nozzle further comprises circumferential variations of the radius of the inner wall 2.
  • the abscissa X4 on the axis LL of the apex of the indentations is therefore at least equal to the abscissa X2 of the beginning of the end portion 1 a.
  • the radius of the cross section of the internal wall 2 of the nozzle is circular up to an abscissa X5 which corresponds to a neck where the surface of the cross section of the vein goes through a minimum.
  • the line 16 defining the inner wall 2 of the nozzle 1 downstream of the abscissa X5 of the neck in the axial plane passing through the apex 15A of a notch 15 deviates radially outwardly from the tangent T1 passing through the point of the internal X5 abscissa wall at the neck and causes the internal flow to the outside.
  • the surface of the inner wall 2 between the tip 7A of a chevron 7 and the top 15A of a notch 1 5 is shaped by means known to those skilled in the art to regularly connect the lines 16 and 17 thus defined in the two corresponding axial planes, leaning upstream on the arc 18 of the inner wall 2 in the transverse X5 abscissa plane at the neck and downstream on the trailing edge 14 of the nozzle 1.
  • the rafters 7 and notches 15 follow each other periodically. Periodic modulations of the radius of the inner wall 2 of the nozzle are thus obtained in the terminal region 1a, starting from the abscissa X5 of the neck. These modulations correspond to an azimuth distribution of recessed sectors in the inner wall 2, centered on the indentations 15, and sectors entering the flow, centered on the rafters 7. Furthermore, the nozzle 1 may have a significant thickness. in the terminal part 1 a. The modifications of the outer wall 3 in this terminal part 1 a can start at a given abscissa different from the abscissa X5 of the neck. With reference to FIG.
  • this abscissa is smaller than that of the neck and corresponds to the abscissa X2 of the beginning of the terminal part 1 a.
  • the surface of the outer wall 3 of the nozzle being defined in the end portion 1a by means similar to those used for the inner wall 2, thus creating a convergence of internal and external flows to accelerate mixing.
  • the penetration of the rafters 7 is an important parameter for the noise reduction efficiency by these rafters.
  • this penetration has a negative effect on the operational performance of the nozzle 1 by decreasing the output cross section, especially for low-expansion regimes.
  • the variations in radius of the inner wall 2 between the indentations 15 and the chevrons 7 introduced after the abscissa X5 of the neck in this first embodiment make it possible to compensate for this effect and to increase the output cross section.
  • FIG. 6 shows the Mach number distribution in a flow simulation representative of the operating regime corresponding to the noise results of FIG. 4.
  • Iso-Mach lines are represented in the transverse plane of abscissa X5 at the neck, in an angular sector between the apex 15A of an indentation 15 and the tip 7A of a chevron 7.
  • FIG. 6 furthermore shows that the Mach minimum in azimuth at the neck occurs for an azimuth intermediate between the plane of the tip 7A of the chevron 7 and the plane of the apex 15A of the indentation 15. The effect This finding is therefore due to the combination of the presence of the chevrons 7 and the azimuth modulations of the radius of the inner wall 2 of the nozzle 1 in this end portion 1 a.
  • the invention is not limited to this first embodiment in the terminal part 1 a.
  • the azimuth modulations of the radius of the inner wall 2 of the nozzle 1 can start upstream of the abscissa X5 of the neck.
  • the nozzle 1 may not have a significant thickness in the terminal region 1a.
  • the evolutions of the outer wall 3 in this end portion 1a follow those of the inner wall 2.
  • the shape of the rafters 7 can be more complex than that presented in FIG. 5.
  • the variations in azimuth of the radius of the inner wall 2 can follow more complex laws than changes. between radially determined values at both ends of a sector defined by the apex 1 5A of a notch 15 and the tip 7A of an adjacent chevron 7.
  • the invention finally relates to the combination between a lobe mixer 6 and a chevron ring 7 with an inner wall 2 corrugated in the circumferential direction, these elements corresponding to the previously introduced embodiments.
  • the lobe mixer 6 and the chevron ring 7 have a periodic azimuth geometry, with the same number of chevrons 7 and hot lobes 12.
  • the chevron crown 7 carried out according to the mode corresponding to FIG. 5, is wedged in azimuth so that the tip 7A of the rafters 7 is in the same axial plane as the high point 1 1 of the hot lobes 12. This high point 1 1 corresponds to for the exemplary embodiment, at the center of the hot lobe 12 in the azimuthal direction.
  • This embodiment corresponds to the fact that the zone of maximum vortex intensity created at the interfaces between successive hot lobes 12 and cold 13 of the mixer passes, in the region close to the inner wall 2 at the end portion 1 a of the nozzle, in pockets where the Mach number of the flow is close to a minimum in azimuth. The interaction between these vortices and the part of the flow where the Mach number is greater than 1 is thus minimized.
  • the curve L3 illustrates the operation of the chevron ring 7 without the lobe mixer. It is found that the presence of rafters 7 causes significant acoustic gains, of the order of 1, 5 dB, for low frequencies below 1000Hz. It also reveals a maximum penalty of high frequency, about 1, 8 dB, to a frequency of about 4000Hz. It can be seen on the curve L4 that the interaction between the chevrons 7 with corrugated inner wall in the circumferential direction amplifies the action of the lobe mixer 6 at low frequency since the maximum gain obtained is this time approximately 2 dB for frequencies near 250Hz, and that this is a gain on that already obtained in this region of the spectrum with the lobe mixer 6, as can be seen on the curve L2 of Figure 4.
  • the degradation of acoustic performance at high frequencies is generally lower and the maximum penalty is pushed back to higher frequencies, about 8000Hz instead of 4000 Hz.
  • This last point is also interesting since the intensity noise is lower at these frequencies and therefore less troublesome.
  • Other embodiments are possible.
  • the tip 7A of the rafters 7 can be positioned facing the low points 10 of the cold lobes 13. According to the results presented in FIG. 6 on the Mach number distribution, this The configuration should also match Mach minimums in the near-chevron region with areas of maximum vorticity. However, results are a little less interesting.
  • the maximum gain in low frequency is of the order of 1.5 dB and the maximum penalty is set at lower frequencies.
  • the distribution of the rafters 7 is always periodic but with a number different from that of the hot lobes 12 of the mixer 6.
  • the number of chevrons 7 is equal to half that of the hot lobes 12, the tip 7A of each chevron 7 being positioned in azimuth opposite the center of a hot lobe 1 2.
  • the number of chevrons 7 is twice that of the hot lobes 12 of the mixer 6, the center of each hot lobe 12 being positioned in azimuth in front of the tip 7A. of a chevron 7.
  • the variants described may, however, be of interest if structural or operational constraints make it necessary to have different numbers of chevrons 7 and hot lobes 12. More generally, the strict periodicity of the lobes and / or chevrons may not be possible in a given application. Moreover, complex three-dimensional effects can modify the azimuthal distribution of swirl zones in some configuration variants.
  • the invention therefore also relates to mixed flow reactor body bodies, comprising a lobe mixer 6 and a nozzle 1 equipped with an end portion 1a with a chevron crown 7 with an inner wall 2 corrugated in the circumferential direction, obtained by a design method determining the azimuth wedging of the chevron ring 7 with respect to the hot lobes 12 of the lobed mixer 6.
  • a design method determining the azimuth wedging of the chevron ring 7 with respect to the hot lobes 12 of the lobed mixer 6.
  • An example of such a method may comprise the steps briefly described hereinafter.
  • a smooth backbody nozzle 1 is designed adapted to meet operating criteria of the mixed flow reactor. These criteria include at least one cruising performance condition and a condition of operability between multiple operating regimes.
  • a chevron crown 7 with an inner wall 2 corrugated in the circumferential direction that is designed for:
  • a lobe mixer 6 is designed to improve at least the acoustic performance of the rear body for at least one operating regime.
  • the second and third steps can be conducted in parallel.
  • the chevron ring 7 is preferably designed with a number of chevrons 7 equal to that of the number of hot lobes 12 in the mixer 6.
  • a fourth step a first value of the azimuth wedging between the lobes of the mixer is chosen. 6 and the tips 7A of the rafters 7.
  • the far noise obtained with this configuration is evaluated by simulation for at least one direction and for at least one operating regime of the reactor.
  • Such a simulation can be performed by measurements around a model tested in a test means as for the results presented in Figures 4 and 8.
  • these far-noise assessments are compared with a goal or with previous results. If these results are not satisfactory, another calibration value is chosen between the lobe mixer and the chevron crown by an optimization algorithm.
  • This algorithm can be a simple test and error method or, more effectively, an incrementation of the parameters by successive interpolations between values that have already been estimated. We then resume the fifth step with this new calibration value in azimuth.
  • the method stops when the sixth step has determined an azimuth setting value between the lobed mixer 6 and the chevron crown 7 with inner wall 2 corrugated in the circumferential direction corresponding to a maximum of acoustic gain.

Abstract

L'invention concerne un arrière corps de turboréacteur à flux mélangé présentant un axe central (LL), comportant un mélangeur à lobes (6), présentant une alternance de lobes chauds (12) rentrant dans le flux secondaire (F2) et de lobes froids (13) pénétrant dans le flux primaire (F1), et une tuyère (1) comportant sur son bord de fuite (14) des échancrures longitudinales (15) délimitant une couronne de chevrons antibruit (7), caractérisé en ce qu'à une abscisse déterminée (X5) sur l'axe central (LL) en aval du mélangeur à lobes (6), la paroi interne (2) de la tuyère (1) présente un col où la surface de la section de passage transversal d'un écoulement dans la tuyère passe par un minimum, et en ce qu'en aval de cette abscisse déterminée (X5), le rayon de la paroi interne (2) de la tuyère (1) varie entre les échancrures (15) et les chevrons (7) de manière à créer dans le flux, au voisinage de la dite couronne de chevrons (7), des fluctuations en azimut du nombre de Mach. Elle concerne également un procédé de conception d'un tel arrière corps comportant un calage en azimut du mélangeur à lobes (6) et des chevrons (7).

Description

Arrière corps de turboréacteur à flux mélangés comportant un mélangeur à lobes et des chevrons à surface interne non axisymétrique
La présente invention se rapporte au domaine de la réduction du bruit pour un turboréacteur à flux mélangés. Elle concerne plus particulièrement l'arrière corps du turboréacteur, où le flux primaire en sortie du moteur et le flux secondaire se mélangent à l'intérieur d'une tuyère, pour former un jet propulsé dans l'air externe.
Le turboréacteur d'un avion doit fonctionner à différents régimes suivant les conditions de vol (croisière, décollage, atterrissage..). L'arrière corps a pour première fonction de contrôler la détente des gaz dans l'air extérieur afin d'optimiser des critères de performance opérationnelle adaptés à ces différentes conditions de vol, tels que le coefficient de poussée en régime de croisière ou le coefficient de débit au décollage.
Par ailleurs, la différence de vitesses entre le jet en sortie de tuyère et l'air externe engendre des cisaillements fluides et donc des turbulences, ce qui provoque du bruit, communément désigné par « bruit de jet ». Ce « bruit de jet » est un bruit large bande, particulièrement gênant lors des phases de décollage et d'atterrissage de l'avion.
L'utilisation de chevrons placés en couronne à l'extrémité aval de la tuyère permet de réduire sensiblement la composante basse fréquence de ce bruit en diminuant l'intensité des plus grosses structures tourbillonnaires dans la zone de mélange. L'action des chevrons s'accompagne cependant généralement d'un processus de génération de petites structures qui entraînent un bruit indésirable aux hautes fréquences. Toute la difficulté de concevoir des chevrons efficaces sur le plan acoustique consiste à réaliser le bon compromis entre ces deux effets, sans dégrader les performances opérationnelles. La demande de brevet EP1873389 décrit des chevrons en rappelant l'intérêt de les faire rentrer dans le jet pour atténuer le bruit et mettant en avant la forme du motif de la découpe du bord de fuite. Plus particulièrement, la demande FR2986832 présente, dans le cas d'une forme de tuyère correspondant à un arrière corps de turboréacteur à flux mélangés, une configuration de chevrons à l'intérieur desquels la veine forme un divergent convergent.
Par ailleurs, un mélangeur à lobes peut être installé à la confluence des flux primaire et secondaire en entrée de la tuyère d'éjection, comme cela est indiqué par exemple dans la demande FR2902469 ou EP1870588. En homogénéisant le mélange des flux passant dans la tuyère, un tel dispositif améliore les performances du turboréacteur. On constate également qu'un tel dispositif a une influence bénéfique sur le bruit rayonné sur les côtés par le moteur aux basses fréquences. Par contre, l'interaction entre la turbulence issue du mélangeur et les zones d'écoulement supersonique dans la tuyère est une source de bruit haute fréquence. Ce phénomène peut apparaître notamment lorsque la tuyère commence à s'amorcer.
La manière de remédier à ce problème peut conduire en particulier, soit à modifier la géométrie de la tuyère pour retarder l'apparition de poches de Mach supérieur à 1 en fonction du taux de détente, soit à diminuer l'efficacité du mélangeur. Cela a en général pour inconvénient une réduction des marges d'opérabilité, liée à une réduction de débit aux faibles taux de détente, et/ou une perte de coefficient de poussée. La présente invention a pour objectif de combiner avantageusement, dans un turboréacteur à flux mélangés, l'utilisation d'un mélangeur à lobes et des modifications de l'extrémité de sortie de la tuyère, incluant notamment des chevrons, pour améliorer les performances acoustiques tout en préservant les marges d'opérabilité et les performances opérationnelles du turboréacteur. Présentation de l'invention :
Pour répondre à ces objectifs, l'invention concerne un arrière corps de turboréacteur à flux mélangé ayant un axe central, comportant un mélangeur à lobes, présentant une alternance de lobes chauds rentrant dans le flux secondaire et de lobes froids pénétrant dans le flux primaire, et une tuyère comportant sur son bord de fuite des échancrures longitudinales délimitant une couronne de chevrons antibruit. Ledit arrière corps est remarquable en ce qu'à une abscisse déterminée sur l'axe central en aval du mélangeur à lobes, la paroi interne de la tuyère présente un col où la surface de la section de passage transversal d'un écoulement dans la tuyère passe par un minimum, et en ce qu'en aval de cette abscisse déterminée, le rayon de la paroi interne de la tuyère varie entre les échancrures et les chevrons de manière à créer dans le flux, au voisinage de la dite couronne de chevrons, des fluctuations en azimut du nombre de Mach.
Cette configuration, permet de faire en sorte que les structures tourbillonnaires créées par le mélangeur à lobes traversent, près de la sortie de la tuyère, des régions où l'écoulement est supersonique qui soient moins étendues qu'avec une tuyère « lisse ». Par tuyère « lisse », on entend ici une tuyère dont la section de la paroi interne dans un plan transversal à l'axe du réacteur s'appuie sur un cercle jusqu'à son bord de fuite. Comme l'interaction des structures tourbillonnaires avec l'écoulement supersonique crée des sources de bruit, notamment à haute fréquence, on minimise l'intensité de ces sources, en combinant, pour différents régimes de fonctionnement, les effets positifs sur l'atténuation du bruit entre le mélangeur à lobes et les chevrons. Cela évite ainsi de devoir avoir recours à des solutions diminuant les performances opérationnelles pour atteindre les objectifs de réduction de bruit.
Avantageusement, le mélangeur à lobes crée dans le flux au voisinage de la couronne de chevrons des fluctuations spatiales en azimut de niveau d'intensité tourbillonnaire et la couronne de chevrons est positionnée en azimut par rapport au mélangeur à lobes de manière à ce que, dans son voisinage, l'azimut d'au moins un maximum de niveau d'intensité tourbillonnaire corresponde à un minimum du nombre de Mach dans les fluctuations en azimut du flux dans la tuyère au voisinage de la couronne de chevrons. L'intensité tourbillonnaire d'un champ de vitesse sera définie ici comme le module du rotationnel de ce champ de vecteurs. Comme les écoulements considérés sont en général turbulents, il s'agit de l'intensité tourbillonnaire des vitesses moyennes dans le temps. Ce champ de vitesses moyennes pour un régime de fonctionnement du turboréacteur peut être estimé par une méthode de calcul ou par des mesures. Le mélangeur crée dans l'écoulement des tourbillons dont le centre de chacun est un maximum local d'intensité tourbillonnaire. La disposition entre le mélangeur et la couronne de chevrons selon l'invention met en concordance les zones de l'écoulement à nombre de Mach plus faible avec le passage des principales structures tourbillonnaires créées par le mélangeur à lobes et optimise ainsi les effets de la combinaison des deux moyens.
De préférence, le mélangeur et la tuyère avec la couronne de chevrons présentent chacun une symétrie de révolution autour de l'axe du turboréacteur. Selon différentes variantes de ces modes de réalisation de l'invention qui pourront être prises ensemble ou séparément :
le nombre de lobes chauds du mélangeur et le nombre de chevrons sont identiques ;
les pointes des chevrons sont dans les mêmes plans axiaux que les points de rayon maximal d'un lobe chaud ;
les variations de rayon de la paroi interne de la tuyère dans la partie terminale définissent en azimut des secteurs dans lesquels le rayon a une valeur maximale au niveau des échancrures et des secteurs dans lesquels le rayon a une valeur minimale au niveau des chevrons ; la surface de la paroi interne de la tuyère se rapproche continûment de l'axe du turboréacteur dans les secteurs pour lesquels le rayon a une valeur minimale. Selon un mode de réalisation particulier, la paroi interne de la tuyère a une section circulaire jusqu'à une abscisse déterminée, ladite paroi interne ayant dans tout demi- plan axial, une tangente amont définie en cette abscisse et :
- dans le demi-plan axial passant par le sommet d'une échancrure la paroi interne de la tuyère s'écarte radialement vers l'extérieur de ladite tangente amont passant par le point de la paroi interne correspondant à ladite abscisse dans ce demi-plan ;
- dans le demi-plan axial passant par la pointe d'un chevron, la paroi interne de la tuyère s'écarte radialement vers l'intérieur de ladite tangente amont passant par le point de la paroi interne correspondant à ladite abscisse dans ce demi-plan.
L'invention concerne aussi un turboréacteur équipé d'un tel arrière corps. Elle concerne en particulier un turboréacteur dans lequel le positionnement relatif en azimut entre le mélangeur à lobes et la couronne de chevrons est déterminé de façon à ce que les fluctuations en azimut du nombre de Mach créent, au voisinage du col de la tuyère dans une région annulaire où l'écoulement supersonique commence à apparaître, des poches où l'écoulement reste subsonique, lorsque la tuyère commence à s'amorcer, de préférence lorsque le taux de détente à l'amorçage est inférieur à 1 ,7 et, en encore plus préférentiellement, lorsqu'il est compris entre 1 ,5 et 1 ,6. Le taux de détente est défini, dans le contexte de l'invention, par le rapport entre une pression moyenne après le mélangeur à lobes, au niveau du col de la tuyère, et la pression statique ambiante.
L'invention concerne également un procédé de conception d'un turboréacteur à flux mélangés avec un arrière corps tel que défini précédemment dans lequel sont conçus une tuyère équipée d'une couronne de chevrons avec des variations de rayons de la paroi interne entre les échancrures et les chevrons de manière à créer dans le flux, au voisinage de la dite couronne de chevrons, des fluctuations en azimut du nombre de Mach, ainsi qu'un mélangeur à lobes. Le procédé est remarquable en ce qu'il comporte :
- au moins une étape d'utilisation d'une méthode d'évaluation du bruit rayonné pour au moins une valeur de positionnement relatif en azimut du mélangeur et de la couronne de chevrons dont les formes ont été préalablement définies, pour au moins un régime de fonctionnement du turboréacteur ;
- l'utilisation d'un algorithme utilisant l'étape précédente pour déterminer le positionnement relatif en azimut entre le mélangeur à lobes et la couronne de chevrons qui minimise le bruit rayonné évalué pour ledit régime de fonctionnement. Avantageusement, le nombre de lobes du mélangeur et le nombre de chevrons utilisés dans ce procédé sont égaux.
Dans un tel procédé, l'arrière corps peut être conçu de façon à ce que la tuyère commence à s'amorcer dans un régime de fonctionnement du turboréacteur correspondant aux conditions de vol du décollage d'un avion destiné à recevoir le turboréacteur, et dans lequel le positionnement relatif en azimut entre le mélangeur à lobes et la couronne de chevrons est déterminé de façon à ce que les fluctuations en azimut du nombre de Mach créent, au voisinage du col de la tuyère dans une région annulaire où l'écoulement supersonique commence à apparaître, des poches où l'écoulement reste subsonique.
Cela permet, en particulier, de limiter le bruit lors de la phase de décollage, qui est l'une des plus contraignantes sur cet aspect des performances du turboréacteur. Avantageusement, dans ce procédé, les poches où l'écoulement reste subsonique sont prévues régulièrement réparties en azimut. Dans un tel procédé, l'arrière corps est conçu de façon à ce que la tuyère commence, de préférence, à s'amorcer à un taux de détente à l'amorçage inférieur à 1 ,7 et, en encore plus préférentiellement, à un taux de détente compris entre 1 ,5 et 1 ,6,
Description détaillée de l'invention :
La présente invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 présente une vue schématique d'un arrière corps de turboréacteur selon l'invention perpendiculairement à une coupe selon un demi-plan passant par l'axe du turboréacteur.
La figure 2 présente schématiquement une vue de l'arrière en perspective du même arrière corps coupé selon un plan axial.
La figure 3 présente schématiquement une vue de l'arrière d'un quart du mélangeur à lobes placé dans la tuyère de l'arrière corps.
La figure 4 présente des résultats de mesure représentant la comparaison de la répartition en fréquence du bruit généré par l'arrière corps d'un réacteur à flux mélangés avec et sans la présence d'un mélangeur à lobes selon l'invention dans la tuyère.
La figure 5 présente une vue schématique en perspective de la partie terminale de la tuyère sur un chevron correspondant à un mode de réalisation de l'invention.
La figure 6 présente schématiquement la répartition du nombre de Mach dans la section du col lors de l'amorçage dans un arrière corps de turboréacteur selon l'invention.
La figure 7 présente schématiquement une vue de l'arrière d'un arrière corps selon un premier mode de réalisation de l'invention combinant le mélangeur à lobes et la couronne de chevrons. La figure 8 présente les gains acoustiques par fréquences dans une direction perpendiculaire à l'axe du turboréacteur, obtenus par la présence de chevrons avec le premier mode de réalisation combinant mélangeur à lobes et couronnes de chevrons et avec un arrière corps ne comportant pas de mélangeur.
La figure 9 présente schématiquement une vue de l'arrière d'un arrière corps selon un deuxième mode de réalisation de l'invention combinant le mélangeur à lobes et la couronne de chevrons.
La figure 10 présente schématiquement une vue de l'arrière d'un arrière corps selon un troisième mode de réalisation de l'invention combinant le mélangeur à lobes et la couronne de chevrons.
La figure 1 1 présente schématiquement une vue de l'arrière d'un arrière corps selon un quatrième mode de réalisation de l'invention combinant le mélangeur à lobes et la couronne de chevrons.
En référence aux figures 1 et 2, l'invention concerne un arrière corps de turboréacteur, d'axe central LL, comportant :
une tuyère 1 dont la paroi intérieure 2, de section transversale par rapport à l'axe central LL du turboréacteur essentiellement circulaire, définit la surface périphérique de la veine dans laquelle s'écoule un flux de gaz interne et dont la paroi extérieure 3 est en contact avec l'air extérieur ;
une arrivée 4 de flux primaire F1 dans la tuyère, de section essentiellement axisymétrique dans un plan transversal d'entrée dans la tuyère 1 , d'abscisse X0 sur l'axe LL ;
une arrivée 5 de flux secondaire F2 dans la tuyère entourant l'arrivée 4 de flux primaire dans le même plan transversal d'entrée dans la tuyère 1 , également de section essentiellement axisymétrique dans ce plan ;
un mélangeur à lobes 6 disposé dans la tuyère 1 à la confluence entre l'arrivée 4 de flux primaire et l'arrivée 5 de flux secondaire ;
Une partie terminale 1 a de la tuyère 1 conformée pour former, à la confluence du jet de sortie de la tuyère avec l'écoulement d'air extérieur, des chevrons antibruit 7 combinés avec des déformations de la paroi interne 2 de la tuyère dans le sens circonférentiel.
Par ailleurs, ainsi que c'est représenté sur les figures 1 à 3, l'arrière corps peut comporter un corps central 8 limitant l'extension radiale de la veine à l'intérieur de la tuyère 1 . Ce corps central 8 n'est pas concerné par l'invention. Sa forme, s'il existe, est prise en compte dans la géométrie de la tuyère 1 et du mélangeur à lobes pour adapter la géométrie de la veine de passage du mélange des flux primaire et secondaire, à l'intérieur de la tuyère, au fonctionnement du turboréacteur. La forme de la paroi interne de la tuyère est conçue par l'homme du métier en prenant en compte, en particulier, le coefficient de poussée obtenu avec un taux de détente important du flux passant à l'intérieur de la tuyère en régime de croisière et le coefficient de débit obtenu avec un faible taux de détente, correspondant par exemple au décollage.
En référence à la figure 1 , le mélangeur à lobes 6 est une pièce profilée prolongeant à l'intérieur de la tuyère 1 , jusqu'à une abscisse déterminée X1 , les parois séparant l'arrivée 4 de flux primaire et l'arrivée 5 de flux secondaire. Il présente à son extrémité aval un bord de fuite 9 dont l'épaisseur est généralement faible pour éviter un effet de culot entre les deux flux. Le mélangeur à lobes 6 s'arrête généralement à une distance significative de l'extrémité aval de la tuyère 1 pour permettre au mélange de flux de s'homogénéiser.
En référence aux figures 1 et 3, un exemple de mode de réalisation du mélangeur 6 est constitué avec des lobes symétriques, périodiques en azimut autour de l'axe LL du turboréacteur. Sur cet exemple, la ligne de bord de fuite 9 a une forme tridimensionnelle ondulée en azimut et régulière qui passe périodiquement par un point bas 10 de rayon minimum et un point haut 1 1 de rayon maximum. La forme du mélangeur est préférentiellement obtenue en rejoignant cette ligne de bord de fuite 9 par des surfaces régulières lisses, d'un côté à la section circulaire de la paroi extérieure de l'arrivée 4 de flux primaire, de l'autre côté à la section circulaire de la paroi intérieure de l'arrivée 5 de flux secondaire. Des moyens connus permettent à l'homme du métier d'obtenir ces surfaces lisses en définissant des lois régulières de variation de rayon pour joindre les sections d'entrée au bord de fuite 9 du mélangeur à lobes 6.
Sur l'exemple présenté, les évolutions du bord de fuite 9 du mélangeur 6 sont périodiques. De cette manière, la surface moyenne entre la paroi radialement externe et la paroi radialement interne du mélangeur 6 fait des ondulations périodiques en azimut autour de l'axe LL qui créent, du côté du flux primaire des lobes divergents 12 dits chauds, sous les points hauts 1 1 du bord de fuite 9, et du côté du flux secondaire des lobes convergents 13 dit froids, au dessus des points bas 10 du bord de fuite 9,.
Sur l'exemple présenté, l'abscisse X1 sur l'axe LL qui détermine l'extension maximale du mélangeur à lobes 6 en aval correspond aux points bas 10 des lobes froids. De même, cet exemple de réalisation de mélangeur qui sert dans la suite pour illustrer l'intérêt de l'invention, comporte dix-huit lobes chauds 12 symétriques autour du plan axial passant par leur milieu et répartis de manière périodique.
Dans un autre mode de réalisation de l'invention, on peut envisager de définir un mélangeur à lobes 6 en modifiant son extension axiale X1 , le taux de pénétration des lobes (déterminé essentiellement par les rayons des points hauts 1 1 et bas 10 du bord de fuite), la forme de ce bord de fuite 9, ainsi que le nombre de lobes 1 2, 13. Les lobes peuvent également ne pas présenter de plans axiaux de symétrie. De même, bien que la répartition des lobes 12, 13 soit essentiellement périodique, cette périodicité peut être localement affectée en modifiant la forme de certains lobes, par exemple pour adapter le mélangeur 6 à un passage de pylône.
Le mélangeur à lobe 6 favorise le mélange des flux primaire F1 et secondaire F2 dans la veine à l'intérieur de la tuyère 1 , notamment en provoquant des cisaillements et des tourbillons à l'interface entre les flux. Cela a en particulier un effet bénéfique sur le bruit généré par le turboréacteur en désorganisant les grosses structures tourbillonnaires dans l'écoulement de sortie. La figure 4 montre le spectre acoustique du bruit lointain, exprimé en décibels par rapport au logarithme de la fréquence, généré par le jet de sortie sur le côté du réacteur, dans une direction sur le côté à 120 degrés par rapport l'axe LL du turboréacteur. Ces résultats sont obtenus pour un régime de fonctionnement du turboréacteur correspondant au décollage, où les contraintes de bruit sont les plus pénalisantes. La courbe L1 correspond à un arrière corps sans mélangeur à lobes dans lequel la partie terminale de la tuyère 1 est lisse. La courbe L2 correspond à un arrière corps équipé de la même tuyère avec une partie terminale lisse où le mélangeur à lobes 6 présenté précédemment est installé. On constate que la présence du mélangeur à lobes 6 entraine des gains acoustiques importants pour les basses fréquences, au moins jusqu'à 2000Hz.
Par contre, on observe sur cette même figure 4 que la présence du mélangeur à lobes 6 entraîne une dégradation acoustique aux hautes fréquences, entre 8000 et 16000Hz. Cette dégradation est expliquée par le fait que des structures tourbillonnaires générées par le mélangeur à lobes se propagent vers la périphérie de la section de sortie de la tuyère. Lors du régime de fonctionnement considéré, l'écoulement du flux à l'intérieur de la tuyère forme des zones où le nombre de Mach est voisin de un dans cette région périphérique de la veine, proche de la sortie de la tuyère. C'est l'interaction entre ces structures tourbillonnaires et la zone d'écoulement supersonique qui crée les sources du bruit haute fréquence supplémentaire constaté sur la courbe L2.
On remarque par ailleurs, que les maxima d'intensité tourbillonnaire sont créés par le mélangeur 6 le long des interfaces entre les lobes chauds 12 et froids 13, suivant les parties du bord de fuite 9 du mélangeur 6 les plus alignées avec une direction radiale. Ces structures tourbillonnaires sont transportées par l'écoulement moyen à l'intérieur de la tuyère. On retrouve donc dans les sections proches de l'extrémité de sortie de la tuyère, une répartition en azimut de maxima et de minima d'intensité tourbillonnaire ayant la même périodicité que les lobes du mélangeur 6. L'invention concerne également la partie terminale 1 a de la tuyère 1 . Généralement la paroi intérieure 2 et la paroi extérieure 3 de la tuyère 1 sont axisymétriques, c'est-à-dire de section circulaire dans les plans transverses, au niveau du mélangeur à lobes 6. En référence à la figure 1 , la partie terminale 1 a de la tuyère 1 s'étend d'un plan transversal d'abscisse X2 sur l'axe LL jusqu'à l'extrémité de sortie, dans le plan transversal d'abscisse X3. De préférence, l'abscisse X2 se situe significativement en aval de l'abscisse X1 de l'extrémité du mélangeur à lobes 6. Dans cette partie terminale, les parois intérieure 2 et extérieure 3 de la tuyère 1 se rejoignent pour former le bord de fuite 14 de la tuyère 1 , qui détermine la confluence entre le flux interne, sortant de la tuyère 1 , et l'écoulement d'air extérieur.
Selon l'invention, en référence aux figures 1 et 5, la tuyère 1 comporte des échancrures 15 découpées dans la partie terminale 1 a, prenant une forme triangulaire arrondie sur le bord de fuite 14. Les échancrures 15 définissent ainsi des chevrons antibruit 7 de forme également triangulaire arrondie, sur le bord de fuite 14 dans le prolongement de la tuyère 1 . Bien entendu, les échancrures 1 5 et les chevrons 7 pourraient présenter toute autre forme appropriée (par exemple trapézoïdale). Les échancrures 15, régulièrement espacées les unes des autres dans le sens circonférentiel (bien qu'il pourrait en être autrement), sont définies par un sommet 15A et une base 15B. De la même façon, les chevrons 7, définis par une pointe 7A et une base 7B, sont régulièrement espacés les uns des autres. En outre, bien qu'il puisse en être autrement, dans l'exemple de la figure 1 , les échancrures 15 sont identiques entre elles. Il en est donc de même en ce qui concerne les chevrons 7.
Les sommets 15A des échancrures 15 ont une abscisse X4 sur l'axe LL et les pointes des chevrons ont l'abscisse X3 du plan transverse définissant la fin de la tuyère. Selon l'invention, la partie terminale 1 a de la tuyère comporte en outre des variations circonférentielles du rayon de la paroi interne 2. L'abscisse X4 sur l'axe LL du sommet des échancrures est donc au moins égale à l'abscisse X2 de début de la partie terminale 1 a. En référence à la figure 5, selon un premier mode de réalisation, le rayon de la section transversale de la paroi interne 2 de la tuyère est circulaire jusqu'à une abscisse X5 qui correspond à un col où la surface de la section transversale de la veine passe par un minimum. La ligne 16 définissant la paroi interne 2 de la tuyère 1 en aval de l'abscisse X5 du col dans le plan axial passant par le sommet 15A d'une échancrure 15 s'écarte radialement vers l'extérieur de la tangente T1 passant par le point de la paroi interne d'abscisse X5 au col et entraîne le flux interne vers l'extérieur. Par ailleurs, la ligne 17 définissant la paroi interne 2 de la tuyère 1 en aval de l'abscisse X5 du col dans le plan axial passant par la pointe 7A d'un chevron 7 s'écarte radialement vers l'intérieur de la tangente T2 passant par le point de la paroi interne d'abscisse X5 au col et fait pénétrer le chevron 7 dans l'écoulement interne. La surface de la paroi interne 2 entre la pointe 7A d'un chevron 7 et le sommet 15A d'une échancrure 1 5 est conformée par des moyens connus de l'homme du métier pour relier de manière régulière les lignes 16 et 17 ainsi définies dans les deux plans axiaux correspondants, en s'appuyant en amont sur l'arc de cercle 18 de la paroi interne 2 dans le plan transversal d'abscisse X5 au col et en aval sur le bord de fuite 14 de la tuyère 1 .
Selon ce mode de réalisation, les chevrons 7 et les échancrures 15 se suivent de manière périodique. On obtient ainsi des modulations périodiques du rayon de la paroi interne 2 de la tuyère dans la région terminale 1 a, à partir de l'abscisse X5 du col. Ces modulations correspondent à une répartition en azimut de secteurs en creux dans la paroi interne 2, centrés sur les échancrures 15, et de secteurs rentrant dans l'écoulement, centrés sur les chevrons 7. Par ailleurs, la tuyère 1 peut avoir une épaisseur significative dans la partie terminale 1 a. Les modifications de la paroi externe 3 dans cette partie terminale 1 a peuvent commencer à une abscisse déterminée différente de l'abscisse X5 du col. En référence à la figure 5, dans l'exemple présenté, cette abscisse est inférieure à celle du col et correspond à l'abscisse X2 de début de la partie terminale 1 a. La ligne 19 définissant la paroi externe 3 de la tuyère en aval de cette abscisse X2 dans un plan axial passant par le sommet 15A d'une échancrure 15, et respectivement, la ligne 20 dans un plan axial passant par la pointe 7A d'un chevron 7, se rapproche de la tangente T1 , respectivement de la tangente T2, passant par le point d'abscisse X5 au col dans le plan axial correspondant. La surface de la paroi externe 3 de la tuyère étant définie dans la partie terminale 1 a par des moyens similaires à ceux utilisés pour la paroi interne 2, on crée ainsi une convergence des écoulements interne et externe en vue d'accélérer le mélange.
La pénétration des chevrons 7 est un paramètre important pour l'efficacité de réduction de bruit par ces chevrons. Cependant, cette pénétration a un effet négatif sur les performances opérationnelles de la tuyère 1 en diminuant la section efficace de sortie, notamment pour les régimes à faibles taux de détente. Les variations de rayon de la paroi interne 2 entre les échancrures 15 et les chevrons 7 introduites après l'abscisse X5 du col dans ce premier mode de réalisation permettent de compenser cet effet et d'augmenter la section efficace de sortie.
Pour un tel mode de réalisation, on observe, de plus, un effet de modulation en azimut sur le nombre de Mach de l'écoulement dans la veine au voisinage de la paroi interne 2, au niveau des chevrons et du col, dans la partie terminale 1 a de la tuyère. La figure 6 montre la répartition de nombre de Mach dans une simulation d'écoulement représentatif du régime de fonctionnement correspondant aux résultats de bruits de la figure 4. Des lignes iso-Mach y sont représentées dans le plan transverse d'abscisse X5 au col, dans un secteur angulaire compris entre le sommet 15A d'une échancrure 15 et la pointe 7A d'un chevron 7. Sur la figure, une projection de la ligne de bord de fuite 14 dans le plan transverse pour indiquer la position par rapport à l'échancrure 15 et au chevron 5. La ligne C1 présente les iso-Mach de valeur 1 , la ligne C2 celles de valeur 0.9, et les lignes C3 et C4 des iso-Mach de valeurs décroissantes. Sur ces résultats, on constate qu'il se forme au voisinage du col, dans une région annulaire où l'écoulement supersonique commence à apparaître, des poches, régulièrement réparties en azimut, où l'écoulement reste subsonique.
Il faut noter, à ce propos, que d'autres types de solutions de chevrons 7, ne correspondant pas à l'invention, pour lesquelles la paroi interne 2 de la tuyère 1 a été conformée afin d'améliorer les problèmes d'opérabilité mais en conservant une section transversale s'appuyant sur des cercles après le col ne produisent pas cet effet. Les mêmes simulations avec ce type de solution produisent dans les mêmes conditions une couronne circulaire de Mach supérieur à 1 . On voit de plus sur la figure 6 que le minimum de Mach en azimut au niveau du col se produit pour un azimut intermédiaire entre le plan de la pointe 7A du chevron 7 et le plan du sommet 15A de l'échancrure 15. L'effet constaté est donc bien dû à la combinaison de la présence des chevrons 7 et des modulations en azimut du rayon de la paroi interne 2 de la tuyère 1 dans cette partie terminale 1 a.
L'invention ne se limite pas à ce premier mode de réalisation dans la partie terminale 1 a. En particulier, dans une première variante, les modulations en azimut du rayon de la paroi interne 2 de la tuyère 1 peuvent démarrer en amont de l'abscisse X5 du col.
Par ailleurs, dans un autre mode de réalisation, la tuyère 1 peut ne pas avoir d'épaisseur significative dans la région terminale 1 a. Dans ce cas, les évolutions de la paroi extérieure 3 dans cette partie terminale 1 a suivent celles de la paroi intérieure 2.
De plus, comme il a été signalé précédemment, la forme des chevrons 7 peut être plus complexe que celle présentée dans la figure 5. De même, les variations en azimut du rayon de la paroi interne 2 peuvent suivre des lois plus complexes que des évolutions régulières entre des valeurs déterminées sur les plan radiaux aux deux extrémités d'un secteur délimité par le sommet 1 5A d'une échancrure 15 et la pointe 7A d'un chevron 7 adjacent.
L'invention concerne enfin la combinaison entre un mélangeur à lobes 6 et une couronne de chevrons 7 à paroi interne 2 ondulée dans le sens circonférentiel, ces éléments correspondants aux modes de réalisation précédemment introduits.
Dans un mode de réalisation préféré, en référence à la figure 7, le mélangeur à lobes 6 et la couronne de chevrons 7 ont une géométrie périodique en azimut, avec un même nombre de chevrons 7 et de lobes chauds 12. La couronne de chevrons 7, réalisée selon le mode correspondant à la figure 5, est calée en azimut de telle sorte que la pointe 7A des chevrons 7 se trouve dans le même plan axial que le point haut 1 1 des lobes chauds 12. Ce point haut 1 1 correspond, pour le mode de réalisation fourni en exemple, au centre du lobe chaud 12 dans la direction azimutale.
Il est possible d'obtenir, par calcul ou par des mesures d'essais, une estimation de la répartition spatiale de l'intensité tourbillonnaire de l'écoulement dans la tuyère pour un régime de fonctionnement de la tuyère. Ce mode de réalisation correspond au fait que la zone d'intensité tourbillonnaire maximale créée aux interfaces entre des lobes chaud 12 et froid 13 successifs du mélangeur passe, dans la région proche de la paroi interne 2 au niveau de la partie terminale 1 a de la tuyère, dans des poches où le nombre de Mach de l'écoulement est proche d'un minimum en azimut. On minimise ainsi l'interaction entre ces tourbillons et la partie de l'écoulement où le nombre de Mach est supérieur à 1 .
Le figure 8 illustre l'effet positif de l'interaction entre le mélangeur à lobes 6 et la couronne de chevrons 7 à paroi interne 2 ondulée dans le sens circonférentiel. Elle montre le gain acoustique, exprimé en décibels par rapport au logarithme de la fréquence, obtenu par les chevrons 7 sur le bruit lointain généré par le jet, à 90 degrés par rapport à l'axe du turboréacteur sur le côté du réacteur. Ces résultats sont obtenus pour le même régime de fonctionnement du turboréacteur et la même tuyère, avant la partie terminale 1 a, que ceux présentés sur la figure 4. La courbe L3 montre le gain obtenu avec la couronne de chevrons 7 correspondant au mode de réalisation décrit sur la figure 5 par rapport à la tuyère lisse, lorsqu'il n'y a pas de mélangeur à lobes. La courbe L4 montre le gain obtenu avec l'invention combinant la couronne de chevrons 7 et le mélangeur à lobes 6 dans le mode de réalisation correspondant à la figure 7, par rapport à la tuyère lisse avec le même mélangeur à lobes 6.
Les résultats présentés sur les figures 4 et 8 ont été obtenus en réalisant des maquettes à échelle réduite des modes de réalisation de l'invention ou des configurations utilisées pour les comparaisons, puis en effectuant des mesures dans un moyen d'essai. L'application de méthodes de calcul des écoulements, puis du bruit lointain généré, peut constituer une alternative à cette méthode d'estimation.
La courbe L3 illustre le fonctionnement de la couronne de chevrons 7 sans le mélangeur à lobes. On constate que la présence des chevrons 7 entraine des gains acoustiques importants, de l'ordre de 1 ,5 dB, pour les basses fréquences inférieures à 1000Hz. Elle révèle également un maximum de pénalisation en haute fréquence, d'environ 1 ,8 dB, vers une fréquence d'environ 4000Hz. On constate sur la courbe L4 que l'interaction entre les chevrons 7 à paroi interne ondulée dans le sens circonférentiel amplifie l'action du mélangeur à lobes 6 en basse fréquence puisque le maximum de gain obtenu est cette fois d'environ 2dB pour des fréquences proches de 250Hz, et qu'il s'agit d'un gain sur celui déjà obtenu dans cette région du spectre avec le mélangeur à lobes 6, ainsi qu'on peut le voir sur la courbe L2 de la figure 4.
On constate également que la dégradation de performance acoustique à hautes fréquences est généralement plus faible et que le maximum de pénalité est repoussé vers des fréquences plus élevées, d'environ 8000Hz au lieu de 4000 Hz. Ce dernier point est également intéressant puisque l'intensité du bruit est moins élevée à ces fréquences et donc moins gênante. D'autres modes de réalisation sont envisageables. Dans une première variante, en référence à la figure 9, la pointe 7A des chevrons 7 peut être positionnée en face des points bas 10 des lobes froids 13. En fonction des résultats présentés dans la figure 6 sur la répartition du nombre de Mach, cette configuration devrait aussi faire concorder des minima du nombre de Mach dans la région proche des chevrons avec des zones d'intensité tourbillonnaire maximale. On constate cependant des résultats un peu moins intéressants. Le gain maximal en basse fréquence est de l'ordre de 1 ,5 dB et le maximum de pénalité est positionné à des fréquences moins élevées.
Dans d'autres modes de réalisation la répartition des chevrons 7 est toujours périodique mais avec un nombre différent de celui des lobes chauds 12 du mélangeur 6. Dans un premier exemple de variante, en référence à la figure 10, le nombre de chevrons 7 est égal à la moitié de celui des lobes chauds 12, la pointe 7A de chaque chevron 7 étant positionnée en azimut en face du centre d'un lobe chaud 1 2.
Dans un deuxième exemple de réalisation, en référence à la figure 1 1 , le nombre de chevrons 7 est le double de celui des lobes chauds 12 du mélangeur 6, le centre de chaque lobe chaud 12 étant positionné en azimut en face de la pointe 7A d'un chevron 7.
Les résultats sur les gains acoustiques obtenus avec ces variantes, sont également un peu moins intéressants que ceux du mode de réalisation préféré. Par ailleurs on constate que ces configurations ne mettent pas systématiquement en concordance en azimut dans la région proche des chevrons, toutes les zones d'intensité tourbillonnaire maximale avec des zones de Mach minimal.
Les variantes décrites peuvent cependant avoir un intérêt si des contraintes structurales ou opérationnelles obligent à avoir des nombres de chevrons 7 et de lobes chauds 12 différents. De manière plus générale, la stricte périodicité des lobes et/ou des chevrons peut ne pas être possible dans une application donnée. De plus, des effets tridimensionnels complexes peuvent modifier la distribution azimutale des zones tourbillonnaires dans certaines variantes de configuration.
L'invention concerne donc également des arrières corps de réacteur à flux mélangés, comportant un mélangeur à lobes 6 et une tuyère 1 équipée d'une partie terminale 1 a avec une couronne de chevrons 7 à paroi interne 2 ondulée dans le sens circonférentiel, obtenus par une méthode de conception déterminant le calage en azimut de la couronne de chevrons 7 par rapport aux lobes chauds 12 du mélangeur à lobes 6. Un exemple d'une telle méthode peut comprendre les étapes brièvement décrites ci-après.
Dans une première étape, on conçoit une tuyère 1 d'arrière corps lisse adaptée pour répondre à des critères opérationnels du réacteur à flux mélangés. Ces critères comprennent au moins une condition de performance en régime de croisière et une condition d'opérabilité entre plusieurs régimes de fonctionnement.
Dans une deuxième étape, on définit en partie terminale 1 a de la tuyère une couronne de chevrons 7 à paroi interne 2 ondulée dans le sens circonférentiel que l'on conçoit pour :
- obtenir un gain acoustique indépendamment de la présence d'un mélangeur ; maintenir les résultats obtenus sur les critères opérationnels avec la tuyère lisse ;
créer au voisinage de la paroi interne 2 de la tuyère 1 dans chaque intervalle en azimut entre le sommet 15A d'une échancrure 15 et la pointe 7A d'un chevron 7 une zone de Mach minimal.
Dans une troisième étape, on conçoit un mélangeur à lobes 6 améliorant au moins les performances acoustiques de l'arrière corps pour au moins un régime de fonctionnement. La seconde et la troisième étape peuvent être conduites en parallèle. Cependant, la couronne de chevrons 7 est conçue de préférence avec un nombre de chevrons 7 égal à celui du nombre de lobes chauds 12 dans le mélangeur 6. Dans une quatrième étape, on choisit une première valeur du calage en azimut entre les lobes du mélangeur 6 et les pointes 7A des chevrons 7.
Dans une cinquième étape, on évalue par une simulation le bruit lointain obtenu avec cette configuration pour au moins une direction et pour au moins un régime de fonctionnement du réacteur. Une telle simulation peut être effectuée par des mesures autour d'une maquette testée dans un moyen d'essai comme pour les résultats présentés dans les figures 4 et 8.
Dans une sixième étape, on compare ces évaluations de bruit lointain avec un objectif ou avec des résultats précédents. Si ces résultats ne sont pas satisfaisants, on choisit une autre valeur de calage entre le mélangeur à lobes et la couronne de chevrons par un algorithme d'optimisation. Cet algorithme peut être une simple méthode d'essai et erreur ou, de manière plus efficace, une incrémentation des paramètres par des interpolations successives entre des valeurs ayant déjà fait l'objet d'une estimation. On reprend ensuite la cinquième étape avec cette nouvelle valeur de calage en azimut.
La méthode s'arrête lorsque la sixième étape a déterminé une valeur de calage en azimut entre le mélangeur à lobes 6 et la couronne de chevrons 7 à paroi interne 2 ondulée dans le sens circonférentiel correspondant à un maximum de gain acoustique.

Claims

Revendications
1 . Arrière corps de turboréacteur à flux mélangé ayant un axe central (LL), comportant un mélangeur à lobes (6), présentant une alternance de lobes chauds (12) rentrant dans le flux secondaire (F2) et de lobes froids (13) pénétrant dans le flux primaire (F1 ), et une tuyère (1 ) comportant sur son bord de fuite (14) des échancrures longitudinales (15) délimitant une couronne de chevrons antibruit (7), caractérisé en ce qu'à une abscisse déterminée (X5) sur l'axe central (LL) en aval du mélangeur à lobes (6), la paroi interne (2) de la tuyère (1 ) présente un col où la surface de la section de passage transversal d'un écoulement dans la tuyère passe par un minimum, et en ce qu'en aval de cette abscisse déterminée (X5), le rayon de la paroi interne (2) de la tuyère (1 ) varie entre les échancrures (15) et les chevrons (7) de manière à créer dans le flux, au voisinage de la dite couronne de chevrons (7), des fluctuations en azimut du nombre de Mach.
Arrière corps de turboréacteur à flux mélangé selon la revendication précédente dans lequel le mélangeur à lobes (6) crée dans le flux au voisinage de la couronne de chevrons (7) des fluctuations spatiales en azimut de niveau d'intensité tourbillonnaire et dans lequel la couronne de chevrons (7) est positionnée en azimut par rapport au mélangeur à lobes (6) de manière à ce que, dans son voisinage, l'azimut d'au moins un maximum de niveau d'intensité tourbillonnaire corresponde à un minimum du nombre de Mach dans les fluctuations en azimut du flux dans la tuyère au voisinage de la couronne de chevrons.
Arrière corps de turboréacteur selon l'une des revendications précédentes dans lequel le mélangeur à lobes (6) et la tuyère (1 ) avec la couronne de chevrons (7) présentent chacun une symétrie de révolution autour de l'axe (LL) du turboréacteur.
4. Arrière corps de turboréacteur selon la revendication précédente dans lequel le nombre de lobes chauds (12) du mélangeur (6) et le nombre de chevrons (7) sont identiques.
5. Arrière corps de turboréacteur selon la revendication précédente dans lequel les pointes (7A) des chevrons (7) sont dans les mêmes plans axiaux que les points (1 1 ) de rayon maximal d'un lobe chaud (12).
6. Arrière corps de turboréacteur à flux mélangé selon l'une des revendications précédentes dans lequel les variations de rayon de la paroi interne (2) de la tuyère dans la partie terminale (1 a) définissent en azimut des secteurs dans lesquels le rayon a une valeur maximale au niveau des échancrures (15) et des secteurs dans lesquels le rayon a une valeur minimale au niveau des chevrons (7).
7. Arrière corps de turboréacteur selon la revendication précédente dans lequel la surface de la paroi interne (2) de la tuyère (1 ) se rapproche continûment de l'axe (LL) du turboréacteur dans les secteurs pour lesquels le rayon a une valeur minimale.
8. Arrière corps de turboréacteur selon l'une des revendications 6 ou 7 dans lequel la paroi interne (2) de la tuyère (1 ) a une section circulaire jusqu'à une abscisse déterminée (X5), ladite paroi interne (2) ayant dans tout demi-plan axial, une tangente définie en cette abscisse (X5) et :
- dans le demi-plan axial passant par le sommet (15A) d'une échancrure (1 5) la paroi interne (2) de la tuyère (1 ) s'écarte radialement vers l'extérieur de ladite tangente amont (T1 ) passant par le point de la paroi interne correspondant à ladite abscisse (X5) dans ce demi-plan ;
- dans le demi-plan axial passant par la pointe (7A) d'un chevron (7), la paroi interne (2) de la tuyère (1 ) s'écarte radialement vers l'intérieur de ladite tangente amont (T2) passant par le point de la paroi interne correspondant à ladite abscisse (X5) dans ce demi-plan.
9. Procédé de conception d'un turboréacteur à flux mélangés avec un arrière corps selon l'une des revendications précédentes dans lequel sont conçus une tuyère (1 ) équipée d'une couronne de chevrons (7) avec des variations de rayons de la paroi interne (2) entre les échancrures (15) et les chevrons (7) de manière à créer dans le flux, au voisinage de la dite couronne de chevrons, des fluctuations en azimut du nombre de Mach, ainsi qu'un mélangeur à lobes (6), caractérisé en ce qu'il comporte :
- au moins une étape d'utilisation d'une méthode d'évaluation du bruit rayonné pour au moins une valeur de positionnement relatif en azimut du mélangeur (6) et de la couronne de chevrons (7) dont les formes ont été préalablement définies, pour au moins un régime de fonctionnement du turboréacteur ;
- l'utilisation d'un algorithme utilisant l'étape précédente pour déterminer le positionnement relatif en azimut entre le mélangeur à lobes (6) et la couronne de chevrons (7) qui minimise le bruit rayonné évalué pour ledit régime de fonctionnement.
10. Procédé de conception selon la revendication précédente dans lequel le nombre de lobes chauds (12) du mélangeur (6) et le nombre de chevrons (7) sont égaux.
11. Procédé de conception selon la revendication 9 ou 10, dans lequel l'arrière corps est conçu de façon à ce que la tuyère commence à s'amorcer dans un régime de fonctionnement du turboréacteur correspondant aux conditions de vol du décollage d'un avion destiné à recevoir le turboréacteur, et dans lequel le positionnement relatif en azimut entre le mélangeur à lobes (6) et la couronne de chevrons (7) est déterminé de façon à ce que les fluctuations en azimut du nombre de Mach créent, au voisinage du col de la tuyère dans une région annulaire où l'écoulement supersonique commence à apparaître, des poches où l'écoulement reste subsonique.
12. Procédé de conception selon la revendication 1 1 , dans lequel les poches où l'écoulement reste subsonique sont prévues régulièrement réparties en azimut.
13. Procédé de conception selon la revendication 1 1 ou 12, dans lequel l'arrière corps est conçu de façon à ce que la tuyère commence à s'amorcer à un taux de détente à l'amorçage inférieur à 1 ,7 et de préférence compris entre 1 ,5 et 1 ,6,
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