Arrière-plan de l'invention

La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines, et s'applique plus particulièrement aux turboréacteurs à hélices propulsives non carénées.

La tendance actuelle concernant les moteurs d'aéronefs civils vise à réduire notamment leur consommation spécifique et le rejet de polluants atmosphériques. Une des solutions techniques adoptées par les motoristes consiste à augmenter le taux de dilution entre le flux primaire (ou flux « chaud ») et le flux secondaire (ou flux « froid ») du moteur d'aéronef. A ce titre, plusieurs architectures de turboréacteurs ont été proposées, parmi lesquelles les turboréacteurs à doublet d'hélices contrarotatives (aussi appelés « CROR » pour « Contra Rotative Open Rotor ») qui sont de bons candidats pour remplacer les turboréacteurs actuels notamment sur des aéronefs assurant des vols moyens courriers.

Sur une architecture classique de turboréacteur, la nacelle canalise le flux secondaire pour produire la majorité de la poussée. Dans le cas d'une architecture CROR, la nacelle est retirée et le système propulsif se compose d'une hélice amont qui entraîne l'écoulement et d'une hélice aval, contrarotative par rapport à l'hélice amont, qui a pour but de redresser l'écoulement (l'hélice aval pouvant aussi être fixe sur d'autres types d'architectures). Le rendement propulsif du moteur est amélioré en récupérant l'énergie en rotation de manière plus efficace qu'avec une roue fixe, et le diamètre des hélices est aussi fortement augmenté pour permettre l'entraînement d'une plus grande quantité d'air.

Cependant, en l'absence de nacelle, les émissions sonores représentent un inconvénient majeur de cette architecture, et plus particulièrement le bruit généré par les hélices, et par les diverses interactions entre les hélices et les composants liés au montage du moteur sur l'aéronef (aussi appelés effets liés à l'installation du moteur sur l'avion).

Lorsque le turboréacteur est monté sur le fuselage d'un aéronef par le biais d'un pylône d'accrochage fixé en amont des hélices, on parle d'un montage de type « pusher ». Dans une telle configuration, plusieurs sources de bruit sont liées à la présence du pylône d'accrochage, et la plus importante est constituée par l'interaction entre le sillage (correspondant à un déficit de vitesse de l'écoulement) créé en aval du pylône et l'hélice amont.

Cette interaction sillage/hélice amont entraîne notamment deux types de bruit :

- un bruit de type tonal, correspondant à l'interaction entre le sillage moyen (constitué par un déficit de vitesse en aval du pylône) et l'hélice amont, présent aux fréquences propres de l'hélice, et

- un bruit de type large bande, correspondant principalement à l'interaction entre les structures turbulentes du sillage et l'hélice amont, dont la source est localisée au niveau du bord d'attaque des pales de l'hélice amont et qui couvre une large gamme de fréquences.

Plusieurs solutions ont été proposées pour réduire les nuisances sonores produites par les interactions entre le sillage du pylône et l'hélice amont. Le document FR 2968634 propose par exemple de combler le déficit de vitesse du sillage en aval du pylône pour réduire l'impact du sillage grâce à un pylône muni d'un bord de fuite équipé de deux faces inclinables entre lesquelles de l'air peut être soufflé sur toute l'envergure du pylône. Cependant, une telle solution présente l'inconvénient d'être active et de nécessiter un important prélèvement d'air sous pression au niveau de la turbomachine, ce qui peut notamment en réduire les performances.

Objet et résumé de l'invention

La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un ensemble propulsif pour aéronef comprenant :

un turboréacteur ayant au moins une hélice propulsive non carénée, et

un pylône d'accrochage destiné à assurer l'accrochage du turboréacteur sur un élément de structure de l'aéronef, ledit pylône étant positionné sur le turboréacteur en amont de l'hélice et ayant un profil aérodynamique s'étendant transversalement entre un bord d'attaque et un bord de fuite, le bord de fuite du profil aérodynamique du pylône comportant une découpe s'étendant longitudinalement sur une partie du bord de fuite en regard d'au moins une partie de l'hélice, ladite découpe étant configurée pour augmenter localement la distance entre le bord de fuite et l'hélice, un contour de la découpe ayant une forme courbe présentant au moins deux points d'inflexion.

On entend par « découpe » une portion formant un décrochage dans l'arrête du bord de fuite du pylône. La découpe peut s'étendre dans toute l'épaisseur du bord de fuite. La découpe peut être obtenue par enlèvement de matière dans un pylône déjà fabriqué, ou être directement intégrée au pylône lors de sa fabrication.

L'ensemble propulsif selon l'invention permet de réduire la taille du sillage pour un segment donné du bord de fuite du pylône d'accrochage correspondant à la découpe, en diminuant le déficit de vitesse créé en aval du pylône (ou, en d'autres termes, en diminuant les pertes aérodynamiques dans l'écoulement). En effet, la découpe présente au niveau du bord de fuite permet de réduire la taille du pylône « vue » par l'écoulement sur le segment du bord de fuite considéré. De la sorte, le déficit de vitesse dans le sillage en aval du pylône est réduit au niveau de la découpe. Comme la découpe est située en face d'au moins une partie de l'hélice, l'interaction sillage/hélice responsable de la génération de bruit indésirable s'en voit réduite.

De façon équivalente, la découpe permet d'augmenter localement la distance à l'aval du pylône d'accrochage sur laquelle le sillage peut se dissiper avant de rencontrer le bord d'attaque des aubes de l'hélice amont, ce qui permet de favoriser la décroissance du déficit de vitesse dans le plan du bord d'attaque de l'hélice amont.

En outre, le dispositif selon l'invention permet de réduire le bruit d'interaction sillage/hélice amont de façon totalement passive. En effet, la réduction de bruit est réalisée sans prélèvement d'air au niveau du moteur, et n'altère donc pas les performances du turboréacteur. De plus, la découpe constitue un retrait de matière sur le pylône d'accrochage, ce qui permet un gain de masse.

Dans tout l'exposé, on entend par « profil géométrique du bord de fuite », la courbe que décrit l'arrête du bord de fuite. Lorsque le bord de fuite ne présente pas de découpe, son profil géométrique peut être généralement rectiligne ou très légèrement courbé. De même, on entend par « profil géométrique de la découpe », la courbe que décrit le contour de la découpe.

De préférence, le bord de fuite du profil aérodynamique du pylône présente un profil géométrique courbe. En d'autres termes le bord de fuite présente une forme régulière, ce qui évite la formation de tourbillons en aval du pylône dus à des bords irréguliers (de type angles pointus).

De préférence également, la découpe du bord de fuite du profil aérodynamique du pylône s'étend longitudinalement sur le bord de fuite entre un point du bord de fuite situé à moins de 80% de la hauteur de l'hélice et un point du bord de fuite situé à plus de 110% de la hauteur de l'hélice. La présence de la découpe sur cette partie du pylône est optimale pour réduire le bruit généré au niveau de l'extrémité des pales de l'hélice amont notamment.

Selon un mode de réalisation de l'invention, la découpe du bord de fuite du profil aérodynamique du pylône présente un profil géométrique composé d'un segment central et de deux courbes de jonction, lesdites courbes de jonction présentant un point d'inflexion et étant tangentielles à leurs extrémités au segment central et au bord de fuite.

Selon un autre mode de réalisation de l'invention, la découpe du bord de fuite du profil aérodynamique du pylône présente un profil géométrique comprenant un arc de cercle, ou encore un profil géométrique décrivant une courbe polynomiale ou décrivant une spline.

La découpe du bord de fuite du profil aérodynamique du pylône peut présenter un profil géométrique composé de deux courbes de jonction, chaque courbe de jonction étant tangentielle à une extrémité au bord de fuite et à une autre extrémité à l'autre courbe de jonction.

Brève description des dessins

D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures :

- la figure 1 est une vue schématique d'un ensemble propulsif selon l'invention, - la figure 1A est une vue schématique agrandie d'un ensemble propulsif selon l'invention au niveau de son pylône d'accrochage,

- la figure 2 est une vue en coupe du pylône d'accrochage selon le plan II de la figure 1, et

- la figure 3 est une vue schématique agrandie d'un ensemble propulsif selon un autre mode de réalisation de l'invention au niveau de son pylône d'accrochage.

Description détaillée de l'invention

Dans le présent exposé, les termes « longitudinal », « transversal » et leurs dérivés sont définis par rapport à l'axe principal du pylône s'étendant entre le turboréacteur et l'aéronef ; les termes « amont » et « aval » sont quant à eux définis par rapport au sens d'écoulement du fluide traversant le turboréacteur.

La figure 1 montre une vue schématique d'un ensemble propulsif comprenant un turboréacteur 1 accroché au fuselage 2 d'un aéronef par le biais d'un pylône d'accrochage 3. Le turboréacteur 1 est centré sur un axe X-X et comprend un doublet d'hélices 4 non carénées composé d'une hélice amont 4a rotative (comprenant un ensemble d'aubes 40) et d'une hélice aval 4b, contrarotative par rapport à l'hélice amont 4a. L'hélice aval 4b peut également être fixe et prendre la forme d'un stator à calage variable, comme c'est le cas par exemple des moteurs dits USF (pour « Unducted Single Fan »), ou sans calage variable. On notera que le turboréacteur 1 est en configuration dite « pusher », c'est-à- dire que le pylône d'accrochage 3 est accroché sur le turboréacteur 1 en amont du doublet d'hélices 4.

Le pylône d'accrochage 3 comprend un profil aérodynamique 30 s'étendant transversalement entre un bord d'attaque 31 et un bord de fuite 32. Conformément à l'invention, le pylône d'accrochage 3 comprend également une découpe 34 au niveau de son bord de fuite 32, dont au moins une partie est située en face de l'hélice amont 4a ou en regard de l'hélice amont 4a. Cette découpe 34 augmente localement la distance entre le bord de fuite 32 du pylône 3 et l'hélice amont 4a, ce qui a notamment pour effet de réduire la profondeur du déficit de vitesse dans le sillage en aval du pylône 3 et donc le bruit d'interaction qu'il génère lorsqu'il rencontre l'hélice amont 4a. La figure 2 montre une coupe du pylône d'accrochage 3 de la figure 1 selon le plan II, au niveau de la découpe 34. On voit sur cette figure que la découpe 34 peut être obtenue par enlèvement de matière par rapport au profil du bord de fuite 32 dépourvu de découpe (représenté en pointillés). On notera que la profondeur de la découpe 34 est aussi conditionnée par les fonctions que doit assurer le pylône d'accrochage, à savoir l'accrochage du turboréacteur sur l'aéronef, ainsi que le passage d'éléments assurant notamment l'alimentation et le contrôle du turboréacteur depuis l'aéronef (par exemple : câbles électriques, circuits hydrauliques, alimentation en carburant, etc.), autrement appelés servitudes, ainsi que l'élément d'accroché.

Sur la figure 1A, qui est une vue agrandie de la figure 1, le pylône d'accrochage 3 est détaillé au niveau de sa découpe 34. On peut voir que la découpe 34 s'étend sur une partie du bord de fuite 32 qui est située au moins en partie en regard de l'hélice amont 4a.

Le bord de fuite 32 muni de la découpe 34 présente un profil géométrique courbe dont les dérivées spatiales sont toutes continues. En d'autres termes, le bord de fuite 32 présente un profil régulier sur toute sa longueur, ce qui évite la formation de tourbillons dus à des irrégularités géométriques.

Dans le mode de réalisation illustré, la découpe 32 présente un profil géométrique composé d'un segment central 34a, et de deux courbes de jonction 34b. Le segment central 34a est sensiblement parallèle au profil initial du bord de fuite 32, les courbes de jonction 34b présentent quant à elles un point d'inflexion I et sont tangentielles à leurs extrémités au segment central 34a et au bord de fuite 32. Afin d'améliorer l'aérodynamique de l'ensemble, le profil géométrique du bord de fuite 32 peut aussi présenter à son extrémité supérieure une partie courbe 36 (représentée sur la figure 1A) qui est tangente au fuselage 2 de l'aéronef.

Avantageusement, la découpe 34 s'étend longitudinalement sur le bord de fuite 32 entre un point A du bord de fuite 32 situé à moins de 80% de la hauteur H de l'hélice 4a et un point B du bord de fuite 32 situé à plus de 110% de la hauteur H de l'hélice 4a. La hauteur H étant définie comme la distance radiale (par rapport à l'axe X-X du turboréacteur) prise entre le point d'une aube 40 de l'hélice 4a affleurant le carter du turboréacteur 1 et le sommet de l'aube 40. Les sources de bruit d'interaction les plus importants entre le pylône 3 et l'hélice amont 4a sont localisées à proximité du sommet des aubes 40 au niveau de leur bord d'attaque, cette disposition permet donc d'optimiser la réduction de bruit sur cette zone.

Un autre mode de réalisation de l'invention est illustré sur la figure 3 (sauf indication contraire, les signes de référence des différentes figures désignent des caractéristiques identiques). Sur cette figure, le pylône d'accrochage 3 présente un bord de fuite 32 muni d'une découpe 34' ayant un profil géométrique courbe et régulièr tel que défini ci-avant.

La découpe 34' présente ici un profil géométrique comprenant un arc de cercle 34'a relié au bord de fuite par deux jonctions tangentielles respectivement à l'arc de cercle 34'a et au bord de fuite 32 en leurs extrémités. Le profil géométrique de cette découpe 34' peut également être vu comme comprenant deux courbes de jonction 34'b qui sont tangentielles l'une avec l'autre, et tangentielle chacune avec le bord de fuite 32. De la même manière que précédemment, la découpe 34' s'étend longitudinalement sur le bord de fuite en regard d'au moins une partie de l'hélice amont 4a, et de préférence au moins entre un point situé à 80% de la hauteur H de l'hélice 4a et un point situé à 110% de la hauteur de l'hélice 4a.

Bien entendu, la découpe 34, 34' peut présenter d'autres profils géométriques, par exemple décrivant une courbe polynomiale ou une spline, tout en restant dans l'esprit de la présente invention. En outre, le dispositif selon l'invention peut comprendre tout type de turboréacteur à soufflante non carénée en configuration « pusher », par exemple à doublet d'hélices contra rotatives, ou ayant une seule hélice propulsive rotative à l'amont et une hélice de redressement fixe à l'aval.

On notera également que dans les exemples illustrés, la loi de corde du pylône d'accrochage 3 est sensiblement constante. La loi de corde correspond à l'évolution de la distance entre le bord d'attaque 31 du pylône 3 et son bord de fuite 30 dépourvu de découpe, entre le fuselage 2 de l'aéronef et le turboréacteur 1. En d'autres termes, dans les exemples illustrés, le bord d'attaque 31 et le bord de fuite 32 dépourvu de découpe présentent un profil géométrique sensiblement rectiligne et sont sensiblement parallèles entre eux. Toutefois, l'invention peut également s'appliquer à des pylônes d'accrochage présentant une loi de corde différente, par exemple croissante, décroissante, ou encore, décroissante puis croissante. Dans ce cas, le profil géométrique du bord d'attaque 31 ou du bord de fuite 32 dépourvu de découpe peuvent être légèrement courbés.