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CA 02732127 2011-01-18
WO 2010/015751 PCT/FR2009/000980
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DISPOSITIF DE REDUCTION DE BRUIT POUR NACELLE DE TURBOREACTEUR A CHEVRONS
MOBILES, ET NACELLE ASSOCIEE
L'invention concerne une nacelle de turboréacteur équipée d'un
dispositif de réduction de bruit engendré par le turboréacteur.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant
une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à
entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval abritant des
moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer le générateur de gaz,
ainsi que le plus souvent une tuyère d'éjection dont la sortie est située en
aval du turboréacteur.
Les nacelles sont destinées à abriter un turboréacteur simple ou double
flux.
D'une façon générale, une partie du bruit provoqué par un turboréacteur
d'aéronef est généré par la vitesse d'éjection des gaz brûlés, en sortie de la
tuyère de la nacelle, et plus précisément par la rencontre entre les gaz
brûlés
ainsi expulsés par la tuyère avec l'air extérieur environnant.
La réduction du bruit, en particulier lors des phases de décollage de
l'aéronef, constitue l'un des objectifs prioritaires dans la conception des
turboréacteurs et nacelles associées.
A cet effet, il est connu de réaliser une partie de la paroi interne de la
structure d'entrée de la nacelle sous la forme d'une structure alvéolaire dans
laquelle la puissance des ondes sonores est amortie.
A cet effet, il est également connu des nacelles dont la section aval
présente des découpes en forme de chevrons pour mieux mélanger le flux
des gaz brûlés issus du turboréacteur à l'air extérieur environnant, et
réduire
ainsi les nuisances sonores générées par le turboréacteur.
Toutefois, ces chevrons sont en général fixes, ce qui impacte sur les
performances de l'aéronef.
Par exemple, la quantité de carburant consommée par rapport à une
tuyère lisse augmente à poussée comparable.
Pour cette raison, il a été proposé des dispositifs permettant à la fois de
réduire les bruits aéro-acoustiques du turboréacteur, notamment en phase de
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décollage, sans sensiblement dégrader les performances de l'aéronef
pendant les autres phases de vol de l'aéronef.
C'est par exemple le cas du dispositif présenté dans le document FR
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pour un turboréacteur à double flux. Par turboréacteur à double flux, on
entend un turboréacteur apte à générer, par l'intermédiaire des pales de la
soufflante en rotation, un flux d'air chaud (ou flux primaire) issu de la
chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (ou flux
secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers une veine
formée entre un carénage du turboréacteur et une paroi interne de la nacelle,
les deux flux d'air éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle étant
amenés à se mélanger avec le flux d'air extérieur environnant.
Un objectif de l'invention est de proposer une nacelle comportant un
dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques à géométrie variable de
conception alternative.
Un autre objectif est de proposer un dispositif de réduction des bruits
aéro-acoustiques à géométrie variable de conception alternative, destiné à
être installé sur une nacelle de turboréacteur.
Il est également désirable de proposer un dispositif de réduction des
bruits aéro-acoustiques à géométrie variable offrant un contrôle de l'effet de
mélange entre le flux des gaz issus du turboréacteur et l'air environnant et
une réduction des pertes aérodynamiques malgré la présence de chevrons.
A cet effet, l'invention propose une nacelle de turboréacteur comportant
à son extrémité aval une tuyère, la tuyère comprenant une paroi interne à
l'intérieur de laquelle circule un premier flux provenant du turboréacteur et
une paroi externe à l'extérieur de laquelle circule un deuxième flux
correspondant à l'air extérieur environnant, et un dispositif de réduction des
bruits aéro-acoustiques du turboréacteur comportant une pluralité de
chevrons disposés sur la circonférence de la tuyère, remarquable par le fait
que le dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques comprend, en
outre, une glissière disposée sur la circonférence de la tuyère et susceptible
de tourner autour de l'axe de ladite tuyère, chaque chevron étant relié à la
glissière par l'intermédiaire d'un élément de guidage susceptible de se
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déplacer le long de la glissière lors de la rotation de celle-ci pour assurer
le
déplacement de ce chevron.
A cet effet, l'invention propose également un dispositif de réduction des
bruits aéro-acoustiques d'un turboréacteur comportant une pluralité de
chevrons destinés à être disposés sur la circonférence d'une tuyère de
nacelle de turboréacteur, remarquable en ce qu'il comprend, en outre, une
glissière disposée sur la circonférence de la tuyère et susceptible de tourner
autour de l'axe de ladite tuyère, chaque chevron étant relié à la glissière
par
l'intermédiaire d'un élément de guidage susceptible de se déplacer le long de
la glissière lors de la rotation de celle-ci pour assurer le déplacement de ce
chevron.
Grâce à la présente invention, il est ainsi possible de proposer une
nacelle équipée d'un dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques, en
particulier utile en phase de décollage ou d'atterrissage d'un aéronef, dans
lequel les chevrons peuvent s'orienter ou se rétracter, ce qui permet un
meilleur contrôle des pertes aérodynamiques du turboréacteur, en particulier
dans d'autres phases que le décollage ou l'atterrissage de l'aéronef, liées à
la présence du dispositif en question.
Elle offre avantageusement un bon compromis entre l'efficacité
acoustique du dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques et les
pertes aérodynamiques associées à la présence de ce dispositif en vol.
Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention, le dispositif
peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises
isolément ou en combinaison techniquement possibles :
= le dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques comprend, en
outre, une pluralité de leviers chacun monté à l'une de ses extrémités sur la
glissière par l'intermédiaire de l'élément de guidage, chaque levier étant par
ailleurs fixé à son extrémité opposée à un chevron de sorte que le chevron
est susceptible d'être déplacé en rotation ;
- la glissière est un anneau circonférentiel monté entre la paroi interne
et la paroi externe de la tuyère, dont le rayon est variable de sorte que
chaque chevron est susceptible d'être déplacé en rotation autour d'un axe
tangentiel à la circonférence de la tuyère ;
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- chaque chevron présente une forme trapézoïdale ;
- la glissière présente une forme ondulée ou triangulaire selon la
circonférence de la tuyère, de sorte que chaque chevron est susceptible
d'être déplacé en translation entre une première position dans laquelle le
chevron est rétracté entre les parois interne et externe de la tuyère, et une
deuxième position correspondant à une position étendue du chevron ;
- la nacelle comprend une pluralité de rails de guidage, disposés entre
la paroi interne et la paroi externe de la tuyère, pour guider chaque chevron
entre la première position et la deuxième position ;
- la nacelle comprend un rail de guidage de part et d'autre de chaque
chevron, de sorte d'assurer un guidage indépendant pour chaque chevron ;
- chaque rail de guidage correspondant à une forme femelle, le
chevron correspondant présente des formes latérales mâles
correspondantes ;
- deux chevrons disposés successivement sur la circonférence de la
tuyère sont inclinés différemment pour améliorer le mélange entre le premier
flux et le deuxième flux représentant l'air extérieur environnant ;
- un premier chevron est disposé parallèlement à la paroi interne de la
tuyère, le chevron suivant étant disposé parallèlement à la paroi externe de
la
tuyère;
- la nacelle comprend une crémaillère actionnée par un moteur
électrique, ou par un vérin électrique ou hydraulique pour assurer la rotation
de la glissière autour de la circonférence de la tuyère.
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention
apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, selon des
modes de réalisation donnés à titre d'exemples non limitatifs, et faite en
référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure la représente une vue d'une nacelle comportant un
dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques selon un premier mode de
réalisation de l'invention;
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- la figure lb représente une vue de détail de la figure la sur la
glissière et l'élément de guidage du dispositif de réduction des bruits aéro-
acoustiques de la nacelle;
- la figure 2 représente trois positions possibles, dites fermée,
5 neutre et ouverte de chevrons du dispositif de réduction des bruits aéro-
acoustiques de la nacelle illustré sur la figure la;
- la figure 3 représente une vue schématique d'une nacelle
comportant un dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques selon un
deuxième mode de réalisation de l'invention, et pour lequel on peut observer
l'action du dispositif sur les positions envisageables de chevrons,
respectivement en position rétractée - à gauche - et en position étendue - à
droite;
- la figure 4 représente plus précisément une glissière,
présentant une forme ondulée et quasi-sinusoïdale, du dispositif de réduction
des bruits aéro-acoustiques selon le deuxième mode de réalisation de
l'invention;
- la figure 5 représente une variante de réalisation d'une
glissière, présentant une forme triangulaire, du dispositif de réduction des
bruits aéro-acoustiques selon le deuxième mode de réalisation de l'invention;
- la figure 6 représente une vue d'ensemble du dispositif de
réduction des bruits aéro-acoustiques selon le deuxième mode de réalisation
de l'invention, avec une glissière conforme à la variante de réalisation de la
figure 4 ;
- la figure 7 représente une vue de détail de la figure 6 sur les
rails du dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques selon le deuxième
mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 8 représente une vue en coupe des parois interne et
externe de la tuyère de la nacelle avec un chevron, et positionné de façon
parallèle à la paroi interne de la tuyère ;
- la figure 9 représente une vue en coupe des parois interne et
externe de la tuyère de la nacelle avec un autre chevron, adjacent au
chevron illustré sur la figure 8, dans un positionnement parallèle à la paroi
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externe de la tuyère formant une ligne aérodynamique de l'air extérieur
environnant;
- la figure 10 représente une vue en coupe des parois interne et
externe de la tuyère de la nacelle avec un chevron tel qu'illustré ,sur la
figure
8, dans une position étendue, permettant de visualiser l'augmentation de la
section de tuyère correspondante.
En référence aux figures la, 1 b et 2, on observe un premier mode de
réalisation de l'invention.
II est prévu une nacelle 1 de turboréacteur comportant à son extrémité
aval une tuyère 10, la tuyère 10 comprenant une paroi interne à l'intérieur de
laquelle circule un premier flux provenant du turboréacteur et une paroi
externe 102 à l'extérieur de laquelle circule un deuxième flux correspondant à
l'air extérieur environnant.
La nacelle 1 comprend, en outre, un dispositif 20 de réduction des bruits
aéro-acoustiques du turboréacteur comportant une pluralité de chevrons 201
disposés sur la circonférence de la tuyère 10.
Selon l'invention, le dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques
du turboréacteur comprend une glissière 202 disposée sur la circonférence
de la tuyère 10 et susceptible de tourner autour de l'axe de ladite tuyère 10,
chaque chevron étant relié à la glissière 202 par l'intermédiaire d'un élément
de guidage 204 susceptible de se déplacer le long de la glissière 202 lors de
la rotation de celle-ci pour assurer le déplacement du chevron 201.
De préférence, cet élément de guidage 204 est un galet.
Selon ce premier mode de réalisation, la glissière 202 est un anneau
circonférentiel monté entre la paroi interne 101 et la paroi externe 102 de la
tuyère 10, dont le rayon est variable de sorte que chaque chevron 201 est
susceptible d'être déplacé en rotation autour d'un axe tangentiel à la
circonférence de la tuyère 10.
Pour cela, le dispositif de réduction des bruits aéro-acoustiques
comprend, en outre, une pluralité de leviers 203 chacun monté à l'une de ses
extrémités sur la glissière 202 par l'intermédiaire du galet 204 et à son
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extrémité opposée à un chevron 201 de sorte que le chevron 201 est
susceptible d'être déplacé en rotation.
En effet, si par exemple le rayon de l'anneau 202 diminue par rapport à
une position neutre (schéma 3 dit ouvert de la figure 2), alors le chevron
201 a tendance à remonter vers la paroi externe 102 de la tuyère 10 en
tournant autour de son axe de rotation.
En revanche, si le rayon de l'anneau 202 augmente par rapport à une
position neutre (schéma central sur la figure 2 ou flèche F sur la figure 1),
alors le chevron a tendance à descendre vers la paroi interne 101 de la
tuyère 10 en tournant autour de son axe de rotation (schéma 1 dit fermé
de la figure 2).
Par ce biais, chaque chevron 201 est ainsi orientable comme désiré, et
donc adaptable en fonction des phases de vol de l'aéronef.
J On peut ainsi faire varier la section de la tuyère 10 de la nacelle suivant
les différentes phases de vol de l'aéronef.
On contrôle alors l'effet de mélange entre le flux du turboréacteur et l'air
environnant.
La forme des chevrons 201 n'est pas critique pour l'intérêt de
l'invention.
Toutefois, dans ce premier mode de réalisation, une forme trapézoïdale
présente l'avantage de permettre un bouchage complet entre deux chevrons
201 adjacents pour éviter tout passage d'air entre les chevrons en position
fermée, ce passage d'air étant néfaste dans l'objectif de réduction du bruit.
Un deuxième mode de réalisation est illustré à l'appui des figures 3 à 7.
Dans ce deuxième mode de réalisation, la glissière 202 présente par
exemple une forme ondulée (figure 4) ou triangulaire (figure 5) selon la
circonférence de la tuyère 10.
Une telle forme permet de faire évoluer la distance entre la glissière 202
et le bord de fuite de la tuyère 10, de sorte que chaque chevron 201 est
susceptible d'être déplacé en translation entre une première position dans
laquelle le chevron est rétracté, comme illustré sur la figure 3, à gauche et
la
figure 7, entre les parois interne 101 et externe 102 de la tuyère 10, et une
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deuxième position correspondant à une position étendue du chevron comme
illustré sur la figure 3, à droite et les figures 4, 5 et 6.
Il est ainsi possible de rétracter entièrement les chevrons, et de se
retrouver avec une nacelle se comportant, sur le plan aérodynamique,
comme une nacelle n'ayant aucun dispositif de réduction des bruits aéro-
acoustiques.
Ceci est particulièrement avantageux lorsque l'aéronef est en vol pour
réduire les pertes aérodynamiques en vol, et ainsi diminuer la consommation
de carburant associée.
II est alors également prévu une pluralité de rails de guidage 205,
disposés entre la paroi interne 101 et la paroi externe 102 de la tuyère 10,
pour guider chaque chevron 201 entre la première position rétractée et la
deuxième position étendue.
De préférence, on prévoit un rail de guidage 205 de part et d'autre de
chaque chevron 201, de sorte d'assurer un guidage indépendant pour
chaque chevron 201.
Dans une variante de réalisation, chaque rail de guidage 205
correspond à une forme femelle, le chevron 201 correspondant présentant en
conséquence des formes latérales mâles correspondantes.
Sur la figure 7 par exemple, chaque rail présente une section en forme
générale de U.
On peut également envisager une variante de réalisation applicable aux
deux modes de réalisation décrits ci-dessus, et représentés sur les figures 8
et 9.
En effet, il est possible d'installer le dispositif de réduction des bruits
aéro-acoustiques de sorte que deux chevrons 201 adjacents sur la
circonférence de la tuyère 10 soient inclinés différemment, et ce afin
d'améliorer le mélange entre le premier flux provenant du turboréacteur et
l'air extérieur environnant en faisant interférer les chevrons 201 avec le
premier flux puis l'air extérieur consécutivement.
Plus précisément, on peut envisager qu'un premier chevron 201 soit
disposé parallèlement à la paroi interne 101 de la tuyère 10 (figure 9), le
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chevron 201 suivant étant disposé parallèlement à la paroi externe 102 de la
tuyère (figure 8).
On notera que le fait de déployer un chevron de façon parallèle à la
paroi externe 102 de la tuyère permet certes d'augmenter la section de sortie
de la nacelle, mais que le débit de sortie du premier flux reste limité par la
section de sortie en position rétractée (figure 10).
L'augmentation du débit d'air de la tuyère dans ce cas peut être
d'environ 2%, pour un fonctionnement classique représentatif du décollage.
Quel que soit le mode de réalisation envisagé, on peut prévoir pour
assurer le déplacement en rotation de la glissière 202 autour de la
circonférence de la tuyère, une crémaillère actionnée par un moteur
électrique, ou en variante par un vérin électrique ou hydraulique.
