Добірка наукової літератури з теми "Bruit d'hélice"

Les nouvelles exigences des normes de certification acoustique se traduisent par une necessite de reduction du bruit exterieur des avions monomoteurs a pistons. Pour obtenir la diminution du bruit de l'helice, source sonore principale, en maintenant les performances globales de l'avion, une approche couplee des phenomenes acoustiques et aerodynamiques est menee. Pour determiner le niveau de pression acoustique de l'helice dans une configuration de vol en palier, une expression ecrite sous forme d'harmoniques de la frequence de passage des pales est utilisee. Les termes monopolaire et dipolaire sont exprimes en fonction de la geometrie des profils et de la repartition des coefficients de portance et de trainee. Ces dernieres donnees et les performances aerodynamiques globales de l'helice sont obtenues a l'aide d'un modele aerodynamique fonde sur la theorie de la ligne portante courbe. La validation des modeles, a partir d'une helice de reference, permet de mener une etude parametrique. Un compromis entre le nombre de pales, la diminution de la corde et du diametre, et la mise en fleche des pales est necessaire pour acceder a l'optimisation acoustique et aerodynamique de l'helice. Ainsi deux geometries prototypes sont definies. Plusieurs helices sont comparees lors d'essais acoustiques et de performances aerodynamiques. La mesure au sol de la puissance acoustique de l'ensemble propulsif est completee par la mesure en survol palier de la pression acoustique de l'avion. La reflexion sur le sol est prise en compte dans le modele acoustique pour ameliorer la validation des resultats analytiques. Le gain acoustique atteint pour l'avion equipe du premier prototype est de 4 dba. La prise en compte du couplage acoustique et aerodynamique liee au bruit des helices a permis une reduction significative du bruit de l'avion. Ainsi, la solution d'helice silencieuse doit etre completee par une diminution du bruit de la deuxieme source sonore, l'echappement

Cette thèse étudie expérimentalement et analytiquement les effets d'installation acoustiques d'une paire d’hélices subsoniques de six pales installées côte à côte et près du bord de fuite d’une aile. Dans une gamme importante de basses et moyennes fréquences, le diamètre des hélices, la corde de l'aile et la distance aile-hélice sont plus petites que les longueurs d'onde acoustiques, atteignant un régime compact. Cette configuration générique imite les futures architectures d'avions urbains à propulsion électrique distribuée, adressée dans le cadre du projet H2020 de l’Union européenne ENODISE. Les effets d'installation se référent aux sources supplémentaires de bruit aérodynamique provoquées par l'interaction pale-aile et à leur diffraction par l'aile, par rapport au cas d'hélices isolées. Ce travail vise à trouver une configuration générique optimale aérodynamique et acoustique à travers une étude paramétrique. L'idée est de démontrer la capacité de l'approche expérimentale à déterminer les configurations optimisées et le potentiel des modèles analytiques pour estimer l’effet de diffraction du son, qui présente un intérêt primordial pour les étapes préliminaires de conception d'un système. Des essais en soufflerie sont d’abord effectués à titre de référence, puis un modèle analytique est implémenté et ses prédictions sont validées avec les résultats expérimentaux. Enfin, cela permettra de trouver des options intéressantes pour l’intégration propulsion-cellule. Des essais en soufflerie ont été réalisés dans l'installation à jet ouvert anéchoïque de l'École Centrale de Lyon. Les mesures aérodynamiques ont été faites par des prises de pression statique sur l'aile, alors que les performances aéropropulsives ont été évaluées à l'aide de cellules de pesée. De plus, le bruit en champ lointain était mesuré avec une antenne de microphones rotative, explorant une partie d’une sphère autour de l’installation. Les hélices ont été testées à une vitesse de rotation constante de 7000 tr/min dans des conditions statiques. L'amplitude et la directivité de la pression acoustique aux fréquences de passage des pales ont été explorées de manière exhaustive pour les différents cas. Le contenu spectral de cas sélectionnés a été examiné plus en détail, montrant les impacts de la régénération de son par diffraction ou du masquage en fonction de la position des hélices. Les résultats montrent des positions pour lesquelles il existe un potentiel important d'atténuation du bruit. Des réductions allant jusqu'à 5 dB du niveau de pression acoustique global et 20 dB à la fréquence de passage des pales ont été observées. De plus, les données montrent que l'effet d'installation est crucial pour analyser le bruit tonal des hélices. En particulier, le rayonnement sonore est considérablement augmenté lorsque les extrémités des pales fonctionnent à proximité du bord de fuite de l'aile. De plus, dans le cadre de la formulation analytique, les sources de bruit de type dipolaire des hélices sont prises en compte, en supposant des pales rigides. Le rayonnement sonore des hélices est formulé en trois dimensions, en s'appuyant sur la notion de modes-sources pour représenter le bruit tonal. Par ailleurs, la fonction de Green du demi-plan a permis de prendre en compte la diffraction du son par l'aile. Une correction de corde finie a été appliquée et validée par simulations numériques. Les résultats ont confirmé que l'effet d'installation est crucial pour analyser le bruit tonal. Les calculs ont été comparés favorablement aux mesures du bruit en soufflerie en champ lointain. Les résultats montrent qu'en présence d'une aile, des composantes du bruit évanescentes en champ libre peuvent être converties en modes de rayonnement très efficaces si les sources sont à une distance compacte du bord de fuite de l'aile. Ceci redonne de l'importance au bruit de charge stationnaire, le plus souvent d'importance secondaire en champ libre par rapport au bruit de charge instationnaire
The present thesis investigates experimentally and analytically the acoustic installation effects of a pair of six-bladed side-by-side subsonic propellers installed near a wing's trailing edge. In a significant range of low-and-middle frequencies, the propellers' diameter, wing chord, and propeller-wing distance are smaller than the acoustic wavelengths, reaching a compact regime. This generic configuration mimics future Distributed Electric Propulsion urban aircraft architectures, addressed in the framework of the European Union's H2020 project ENODISE. The installation effects refer to the additional sources of aerodynamic noise caused by blade-wing interaction and their scattering by the wing, compared to the case of isolated propellers. This work aims to find an optimum generic configuration concerning aerodynamic and acoustic standpoints through a parametric study. The idea is to demonstrate not only the ability of the experimental approach to determine optimized configurations but also the potential of analytical models to estimate this sound-scattering effect, which is of primary interest for the preliminary design steps of a system. Firstly, wind tunnel tests are performed as a reference. Secondly, an analytical model is implemented and its predictions are validated with the experimental results. Finally, this will help to find interesting options for propulsion-airframe integration. Wind tunnel tests have been conducted in the anechoic open-jet facility at École Centrale de Lyon. Aerodynamic measurements were taken by static pressure taps on the wing, whereas the aero-propulsive performance was evaluated with load cells. In addition, the far-field sound was measured with a rotating microphone antenna, exploring part of a sphere around the setup. The propellers were tested at a constant rate of 7000 rpm in static conditions. Variations in magnitude and directivity of the sound pressure levels at the first blade passing frequency tones were explored comprehensively for the different cases. The spectral content of selected cases of interest was examined in greater detail, showing the impacts of acoustic scattering, diffraction, reflection, and shielding depending on the propeller position. The results show positions at which there is significant potential for noise attenuation by masking both the tonal and broadband noise content. Reductions of up to 5~dB in the overall sound pressure level and 20 dB in the first blade passing frequency were evidenced. Additionally, the data show that the installation effect is crucial for analyzing tonal propeller noise. In particular, sound radiation is significantly increased when the blade tips operate close to the trailing edge. Furthermore, in the analytical formulation, dipole-like noise sources of the propellers are considered, assuming rigid blades. The sound radiation from the propellers is formulated in three dimensions for characteristic spinning modes of tonal noise. In addition, the half-plane Green's function is used to account for the sound scattering by the wing. A finite-chord correction is applied, and validated by numerical simulations. The results confirmed that the installation effect is crucial for analyzing tonal propeller noise. This approach was quantitatively assessed against the far-field wind tunnel sound measurement. Sound pressure maps show that in the presence of the wing, radiation modes that would be evanescent in free-field can be converted into very effectively radiating patterns if the blade tips of the installed propellers are at a compact distance from the wing trailing edge. This effect tends to increase the radiation efficiency of steady-loading noise, which is most often of secondary importance compared to unsteady-loading noise in free field

Les doublets d'hélices contra-rotatives (CROR) sont un moyen alternatif aux turbofans actuels pour propulser les avions commerciaux. Un CROR est composé de 2 soufflantes coaxiales non carénées tournant dans des sens opposées. Actuellement, les CROR pourraient réduire les émissions de CO2 mais les émissions sonores pourraient être un frein à leur commercialisation. Au décollage et en condition d'approche, le son est principalement créé par la charge instationnaire subie par un des rotor. Cette charge provient de l'interaction d'un des rotors avec des fluctuations de vitesses périodiques produites par l'autre. Ce bruit d'interaction provient principalement de 3 sources principales. La première est liée à l'interaction des sillages visqueux provenant du rotor amont qui se font découper par le bord d'attaque des pales du rotor aval. La seconde est liée au potentiel de vitesse créé par le bord d'attaque des pales du rotor aval qui influence les vitesses vues au bord de fuite des pales du rotor amont. La dernière provient de l'interaction des pales du rotor aval avec les tourbillons d'extrémités créés en tête ou en pied de pale du rotor amont. Cette dernière interaction s'est avérée principale pour des conditions d'approche et de décollage. Pour réduire l'interaction tourbillon de tête - pale aval pour des conditions nominales de vol, le rayon maximal des pales du rotor aval est rogné. Le rognage classique est obtenu pour les conditions de décollage et d'approche où l'effet de contraction de la veine fluide est le plus important. Cependant, le CROR est alors considéré avec un écoulement uniforme sans angle d'incidence. Avant de prendre en compte les effets d'incidences, il peut être intéressant de prendre en compte l'angle de contraction de la veine fluide qui pour certaines configurations et points de fonctionnement est suffisant pour réactiver l'interaction paletourbillon. L'interaction est alors tridimensionnelle, toutes les composantes de la vitesse du tourbillon contribuent au bruit émis. Le but de cette étude sera d'analyser l'influence de la contraction de la veine fluide et des trois composantes de la vitesse du tourbillon de tête sur la charge instationnaire vu par la pale aval. Ces améliorations seront implémentées dans un outil de prévision de bruit de turbomachines : Optibrui. Une étude paramétrique préliminaire sera faite sur cette source. Les retombées de cette étude sont doubles. Tout d'abord, une meilleure compréhension des mécanismes d'interactions entre un tourbillon et une pale tournante dans des conditions réalistes sera possible. Ensuite, un outil rapide d'évaluation préliminaire du bruit provenant de l'interaction pale-tourbillon sera incorporé dans le but de pouvoir effectuer une optimisation aéroacoustique sur des géométries préliminaires
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Les doublets d'hélices contra-rotatives (CROR) sont un moyen alternatif aux turbofans actuels pour propulser les avions commerciaux. Un CROR est composé de 2 soufflantes coaxiales non carénées tournant dans des sens opposées. Actuellement, les CROR pourraient réduire les émissions de CO2 mais les émissions sonores pourraient être un frein à leur commercialisation. Au décollage et en condition d'approche, le son est principalement créé par la charge instationnaire subie par un des rotor. Cette charge provient de l'interaction d'un des rotors avec des fluctuations de vitesses périodiques produites par l'autre. Ce bruit d'interaction provient principalement de 3 sources principales. La première est liée à l'interaction des sillages visqueux provenant du rotor amont qui se font découper par le bord d'attaque des pales du rotor aval. La seconde est liée au potentiel de vitesse créé par le bord d'attaque des pales du rotor aval qui influence les vitesses vues au bord de fuite des pales du rotor amont. La dernière provient de l'interaction des pales du rotor aval avec les tourbillons d'extrémités créés en tête ou en pied de pale du rotor amont. Cette dernière interaction s'est avérée principale pour des conditions d'approche et de décollage. Pour réduire l'interaction tourbillon de tête - pale aval pour des conditions nominales de vol, le rayon maximal des pales du rotor aval est rogné. Le rognage classique est obtenu pour les conditions de décollage et d'approche où l'effet de contraction de la veine fluide est le plus important. Cependant, le CROR est alors considéré avec un écoulement uniforme sans angle d'incidence. Avant de prendre en compte les effets d'incidences, il peut être intéressant de prendre en compte l'angle de contraction de la veine fluide qui pour certaines configurations et points de fonctionnement est suffisant pour réactiver l'interaction pale-tourbillon. L'interaction est alors tridimensionnelle, toutes les composantes de la vitesse du tourbillon contribuent au bruit émis. Le but de cette étude sera d'analyser l'influence de la contraction de la veine fluide et des trois composantes de la vitesse du tourbillon de tête sur la charge instationnaire vu par la pale aval. Ces améliorations seront implémentées dans un outil de prévision de bruit de turbomachines : Optibrui. Une étude paramétrique préliminaire sera faite sur cette source. Les retombées de cette étude sont doubles. Tout d'abord, une meilleure compréhension des mécanismes d'interactions entre un tourbillon et une pale tournante dans des conditions réalistes sera possible. Ensuite, un outil rapide d'évaluation préliminaire du bruit provenant de l'interaction pale-tourbillon sera incorporé dans le but de pouvoir effectuer une optimisation aéroacoustique sur des géométries préliminaires.

Le développement de systèmes de propulsion alternatifs aux turboréacteurs actuels constitue un axe de recherche important dans le contexte aéronautique. L’open-rotor, moteur à hélices contrarotatives, constitue une piste sérieuse car il permet à la fois de réduire fortement la consommation de carburant et les émissions de gaz. Toutefois, les émissions sonores restent un défi pour ce type d’architecture, notamment du fait de l’absence de carénage. La compréhension des sources acoustiques et leur prévision est nécessaire afin de pouvoir, par la suite, réduire le bruit de ces moteurs. Les écoulements d’un doublet d’hélices contrarotatives sont complexes, en particulier pour l’hélice aval qui constitue l’axe d’étude de la thèse. Le travail présenté est dédié à une étude numérique, expérimentale et analytique et intervient dans le cadre de la chaire industrielle ADOPSYS entre Safran Aircraft Engines et l’Ecole Centrale de Lyon. L’objectif de ce travail est double. Il s’agit d’une part de réaliser une campagne expérimentale afin d’observer et de mieux comprendre le comportement de l’écoulement et de l’acoustique d’une pale en flèche, notamment en réponse à la présence d’un tourbillon de bord d’attaque. Un second objectif de la thèse était de constituer une base de données afin de comparer les prévisions obtenues avec un modèle analytique. Une méthode de calcul semi-analytique de la réponse aéroacoustique d’une pale aval en réponse à une excitation provenant de l’amont et prenant en compte les effets de charge et de géométrie a été développée. Une étude numérique d’un doublet d’hélices contrarotatives a servi de base à la définition de la géométrie de pale utilisée pendant l’étude. Celle-ci a été définie de façon à observer un tourbillon de bord d’attaque pour certains angles d’incidence. La maquette a ensuite été placée dans une soufflerie anéchoïque de l’Ecole Centrale de Lyon afin de réaliser une étude paramétrique. Des visualisations par enduit visqueux et des mesures de pression pariétale permettent de rendre compte de la présence du tourbillon de bord d’attaque à certains angles d’incidence. L’étude des spectres en champ lointain permet de distinguer un comportement en trois régimes, associés aux trois comportements du tourbillon de bord d’attaque. Des mesures de localisation de sources permettent de corroborer ces observations. Des prévisions analytiques du bruit émis par la pale et se basant sur le modèle d’Amiet ont également été réalisées. Dans un premier temps, les effets de la flèche sont pris en compte dans le modèle et celui-ci est alors appliqué à la pale de l’étude. Une meilleure adéquation des résultats est alors trouvée quand les effets de flèche sont pris en compte, en particulier dans les directions perpendiculaires à la pale. Le modèle est ensuite étendu afin de prendre en compte les effets de la jonction en pied de pale. Cette partie est exploratoire et le développement reste à approfondir. Un complément à l’expérience a consisté en l’étude de l’impact de sillages défilants sur la pale. Un système de barreaux rotatifs permet de générer des sillages périodiques représentatifs d’une interaction de sillages rotor-rotor. Les mesures réalisées montrent le comportement quasi-stationnaire du tourbillon
The development of alternative propeller systems to turbojets is a main issue for research in the current context of aeronautical transport. Counter rotating open rotors are a candidate solution because they allow reduction of fuel consumption and gas emission. However, noise emissions are still a challenge for these types of configuration, in particular because they cannot benefit from the nacelle and the liners currently used in turbojet. The understanding of acoustic sources and their prediction is necessary in order to be able to reduce noise emission in the near future. Flows in an open-rotor are complex, in particular for the downstream propeller which is the subject of this approach.This work based on a numerical, experimental and analytical study and takes part in the ADOPSYS chair between Safran Aircraft Engines and l’Ecole Centrale de Lyon. This PhD has two main goals. The first one is to complete an experimental study in order to elucidate the behavior of the flow on a swept airfoil and the resulting acoustics, with a possibly developing leading-edge vortex. The measurements will be a data base for further comparison with analytical prediction. The second objective of the PhD consists in developing a semi-analytical modeling of the noise emitted by an airfoil in response to an incoming perturbation, taking into account the loading and geometry effects. A numerical study of a full counter-rotating system was used as a basis for designing the investigated airfoil. The latter was designed so that a leading-edge vortex could be formed on the surface for some angles of attack. The mock-up was then tested in an anechoic wind tunnel of Ecole Centrale de Lyon for various sets of parameters. Flow visualization and wall-pressure measurements indicated the presence of the leading-edge vortex for some angles of attack. The far-field measurements indicated three acoustic regimes, which can be associated with three behaviors of the leading-edge vortex. Source localization measurements corroborate these observations. Analytical predictions of the noise emitted by the airfoil and based on Amiet’s model were also performed. Firstly, the sweep angle is taken into account in the model. Secondly it is applied to the studied airfoil. A better match of the results is found when the sweep is considered, in particular in the perpendicular directions. The model in then extended in order to include the wall-junction. This part is exploratory and should be further developed. Finally, a complementary experimental investigation of the impingement of periodic wakes on the airfoil has been performed, using a system made of rotating bars, mimics true wake interactions. The measurements suggest that the leading-edge vortex has a quasi-steady behavior

Les maladies pulmonaires obstructives chroniques sont la quatrième cause de mortalité en Europe. Les techniques disponibles pour les suivre ne permettent de diagnostiquer la maladie que tardivement. Une nouvelle méthode a été proposée en 1994 : l'imagerie par résonance magnétique (IRM) avec des gaz hyperpolarisés (HP). Les poumons constituent un immense interface entre le gaz et le tissu. Dans un champ magnétique (B0), la différence de susceptibilité magnétique entre les deux milieux a pour conséquence de détériorer le signal. Cet effet est d'autant plus fort que B0 est élevé. Ayant à notre disposition deux appareils à deux B0 différents (0,1 T et 1,5 T) ainsi qu'un système de pompage optique pour produire de l'hélium 3 (3He) HP, nous avons étudié quantitativement l'influence de B0 sur le signal de l'3He HP dans les poumons. Dans un premier temps les bases théoriques et la liste exhaustive des matériels nécessaires pour cette étude ont été présentées. Puis nous avons mis en évidence que le temps de relaxation transversale de l'3He HP lors de l'application d'un train d'échos de spins, T2cpmg, s'allonge lorsque B0 décroît. Une variation de deux ordres de grandeur a été observée entre 0,1 et 1,5 T. Des études sur modèle animal (rat) ont montré que d'une part T2cpmg a une sensibilité au remplissage pulmonaire équivalente à celle du coefficient apparent de diffusion, et d'autre part l'ajout d'un agent super paramagnétique provoque la compensation de l'effet de susceptibilité. Nous avons ensuite mis en évidence le rallongement du temps de vie du signal de l'hélium-3 HP dans les poumons, T2*, à faible B0. Enfin une comparaison du rapport signal sur bruit mesuré sur les deux appareils a été entreprise. En conclusion bien que le rallongement de T2* à faible B0 soit bénéfique pour l'IRM, cet effet est limité et l'utilisation d'appareil classique haut champ ne représente pas un inconvénient déterminant pour cette application.

Open rotors are known to have significant advantages in terms of propulsive efficiency. These advantages translate directly in reduced fuel burn so that they nowadays benefit from a surge of interest. At the same time, recent advances in numerical simulations make the application of multidisciplinary optimization for the demanding design of transonic propeller blades, an affordable option. Therefore, an optimization method in which the performance objectives of aerodynamics, aeroacoustics and aeroelasticity compete against each other, is developed and applied for the design of high-speed single-rotation propellers. The optimization is based on Multi-Objective Differential Evolution (MODE).This technique is a particular kind of evolutionary algorithm that mimics the natural evolution of populations by relying on the selection, recombination and eventually mutation of blade designs, each of them being represented by a vector of design variables (e.g. chord width, tip sweep, etc). MODE has the advantage of dealing concurrently with all the objectives in the selection of potentially promising designs among a population. In order to keep the computational cost within reasonable margins, the assessment of the performance of proposed designs is done in a two-level approach. A metamodel provides performance estimates for each proposed design at extremely low computational effort while high-fidelity analysis codes provide accurate performance values on some promising designs at much higher cost. To safeguard the accuracy of the estimates, the metamodel is initially trained on a population that is specifically assembled for that purpose. The training is repeated from time to time with the high-fidelity performance values of promising designs. Different high-fidelity tools have been developed and used for the assessment of performance.The CFD-tool performs steady RANS simulations of a single blade passage of the isolated propeller in free air under zero angle of attack. These simulations provide the aerodynamic performance values. The full propeller is modelled thanks to cyclic boundary conditions. The k - ε turbulence model is used in combination with wall treatment. Adiabatic no-slip wall conditions are imposed on the spinner and blade surfaces whereas the test-section radial boundary is reproducing the effects of a pressure far-field. This approach has proven its robustness and, above all, its accuracy as satisfactory agreement with experimental results has been found for different operating conditions over a wide range of blade shapes, as well as sufficient grid independency. In the post-processing of the aerodynamic results, the Sound Pressure Level (SPL)is computed for tonal noise at various observer locations by the aeroacoustic solver(CHA). Formulation 1A from Farassat is used for this purpose. This formulation is related to the inhomogeneous wave equation derived from Lighthill's acoustic analogy by Ffowcs Williams and Hawkings (FW-H). It benefits from the partial decoupling of the acoustic and aerodynamic aspects and is particularly suited to compute the noise from propellers. The thickness noise and loading noise are expressed by separate equations in the time-domain whereas the quadrupole source term is dropped from the original FW-H equation. The blade surface is chosen as integration surface and a newly developed truncation technique is applied to circumvent the mathematical singularity arising when parts of the blade reach sonic conditions in terms of kinematics with respect to the observer. This approach delivers accurate values at acceptable computational cost. Besides, CSM-computations make use of a finite elements solver to compute the total mass of the blade as well as the stresses resulting from the centrifugal and aerodynamic forces. Considering the numerous possibilities to tailor the blade structure so that it properly takes on the stresses, only a simplified blade model is implemented. [...]