Brevet FR2972710A1 — publié le 20120921

Arrière-plan de l'invention La présente invention concerne l'atténuation acoustique du bruit d'hélice d'un turbopropulseur d'aéronef à double hélice. Un turbopropulseur d'avion à double hélice comprend une turbine à deux rotors contrarotatifs entraînant chacun un ensemble de pales de soufflante qui sont non carénées, à savoir un ensemble amont et un ensemble aval placé derrière l'ensemble amont. Comme pour les turboréacteurs d'avion, un effort de réduction du bruit engendré par ce type de turbomachine est recherché, notamment pour le bruit rayonné vers l'extérieur (au décollage et à l'atterrissage de l'avion) et pour le bruit rayonné vers la cabine de l'avion (pendant les phases de croisière). Or, du fait que les pales de soufflante d'un turbopropulseur ne sont pas carénées, les solutions existantes du type traitement acoustique passif se révèlent peu appropriées et sans impact significatif sur le bruit émis par un tel moteur. Aussi, des solutions spécifiques ont été envisagées pour réduire le bruit émis par la rotation des pales de soufflante d'un turbopropulseur à double hélice. L'une d'entre elles consiste à réduire le diamètre de l'hélice constituée par l'ensemble aval de pales de soufflante. En effet, les pales de l'ensemble amont génèrent en fonctionnement des tourbillons en bout de pale qui interagissent avec les pales de l'ensemble aval, provoquant ainsi des niveaux de bruit élevés. En réduisant le diamètre de l'hélice aval, il est alors possible d'éviter une telle interaction. Cependant, cette solution nécessite d'augmenter la charge de l'hélice aval pour compenser la réduction de son diamètre. Or, une telle augmentation de charge, notamment au décollage, a pour conséquence de réduire les performances de l'hélice aval. La demande de brevet français n°10 56 069 déposée le 23 juillet 2010 par la Demanderesse propose une autre solution qui repose sur une atténuation active du bruit. Cette invention consiste à positionner sur la surface externe de la nacelle du turbopropulseur des actionneurs pilotés en fonction d'un signal acoustique environnant capté et d'un signal de référence caractéristique du régime de rotation des pales de soufflante pour générer un signal conduisant à une atténuation acoustique. Objet et résumé de l'invention La présente invention a pour objet une solution alternative de réduction du bruit engendré en fonctionnement par les hélices d'un turbopropulseur d'aéronef à double hélice en proposant un dispositif d'atténuation acoustique du bruit d'hélice d'un turbopropulseur d'aéronef à double hélice, le turbopropulseur comprenant une nacelle, un ensemble amont et un ensemble aval de pales de soufflante non carénées disposés à l'arrière de la nacelle, le dispositif comportant une pluralité de capteurs d'erreur montés sur une surface externe de la nacelle, lesdits capteurs étant aptes à capter un signal acoustique environnant, une pluralité d'actionneurs montés chacun en paroi d'une pale de soufflante, lesdits actionneurs étant aptes à délivrer un signal conduisant à une atténuation acoustique en réponse à un signal de commande; et un contrôleur relié aux capteurs d'erreur et aux actionneurs, ledit contrôleur étant apte à générer le signal de commande. Le dispositif selon l'invention est remarquable en ce qu'il n'affecte pas le design aérodynamique des hélices du turbopropulseur. En particulier, ce dispositif permet de s'affranchir de la nécessité de réduire fortement le diamètre de l'hélice constitué par l'ensemble aval, ce qui permet d'augmenter le rendement de cette hélice pour un même niveau de traction. De manière générale, le dispositif selon l'invention ne génère que très peu de pertes aérodynamiques (voire aucune). De préférence, les actionneurs comportent chacun une membrane logée dans une fenêtre pratiquée dans la pale de soufflante et un élément piézoélectrique connecté à la membrane pour la faire vibrer. Dans ce cas, la fenêtre de la pale de soufflante dans laquelle est logée la membrane est avantageusement obturée au moyen de tôles perforées reconstituant le profil géométrique de la pale de façon à respecter les propriétés aérodynamiques de la pale. En outre, la membrane est de préférence positionnée dans une portion supérieure de la pale et peut être réalisée en matériau métallique ou composite. Avantageusement, les actionneurs sont montés sur des pales de soufflante de l'ensemble aval. Quant aux capteurs d'erreur, ils peuvent être disposés en amont et en aval des pales de soufflante des ensembles amont et aval. L'invention concerne également un turbopropulseur d'aéronef à double hélice, comprenant un dispositif d'atténuation acoustique du bruit d'hélice tel que défini précédemment. 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 turbopropulseur d'avion à double hélice muni d'un dispositif d'atténuation du bruit selon l'invention ; - la figure 2 représente un exemple de réalisation d'un capteur d'erreur du dispositif de la figure 1 ; et - la figure 3 représente un exemple d'actionneur du dispositif de la figure 1. Description détaillée d'un mode de réalisation L'invention est applicable à différents types de turbopropulseurs d'aéronef, notamment à un turbopropulseur d'avion à double hélice tel que celui représenté sur la figure 1. De façon connue, le turbopropulseur 10 comprend notamment un axe longitudinal 12 et une nacelle annulaire 14 disposée coaxialement autour de cet axe. Il comprend en outre, d'amont en aval, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine à deux rotors contrarotatifs (ces différents éléments étant logés à l'intérieur de la nacelle, ils ne sont pas représentés sur la figure 1). Ces rotors entraînent en rotation autour de l'axe 12 un ensemble amont (ou avant) 16a et un ensemble aval (ou arrière) 16b de pales de soufflante 16 à orientation réglable qui sont situées à l'arrière du turbopropulseur. Par ailleurs, le turbopropulseur est apte à être suspendu à un pylône fixé sous une aile de l'avion ou à être accroché latéralement à un pylône fixé au fuselage de l'avion. Selon l'invention, il est prévu un dispositif permettant d'atténuer le bruit engendré par la rotation des pales de rotors du turbopropulseur. Plus précisément, l'invention propose d'atténuer les sources acoustiques, et en particulier celles dues aux perturbations induites par les pales de l'ensemble amont 16a sur celles de l'ensemble aval 16b. Le dispositif selon l'invention fonctionne selon le principe du contrôle actif du bruit consistant à utiliser des sources acoustiques auxiliaires qui sont pilotées pour émettre des ondes de pression acoustique avec la même amplitude et en opposition de phase avec le bruit indésirable des rotors, les deux champs de pression se superposant pour atténuer le bruit des rotors. A cet effet, le dispositif selon l'invention comprend une pluralité d'actionneurs 18 (formant des sources acoustiques auxiliaires), une pluralité de capteurs d'erreur 20 et un contrôleur 22 relié aux capteurs d'erreur et aux actionneurs. Les capteurs d'erreur 20 sont aptes à capter un signal acoustique environnant SE. Comme représenté sur la figure 1, ils sont de préférence répartis axialement selon deux rangées de capteur, ces rangées étant positionnées en amont et en aval des pales de soufflante des ensembles amont et aval. Pour chacune de ces rangées, les capteurs d'erreur 20 sont de préférence régulièrement espacés les uns des autres autour de l'axe longitudinal 12 de la nacelle. Le nombre de capteurs d'erreur par rangée peut être compris entre quinze et trente par exemple. Comme représenté sur la figure 2, ces capteurs peuvent être des capteurs de pression acoustique (de type microphoniques ou à électret) aptes à capter des signaux acoustiques de niveau sonore compris entre 80 et 160 décibels. Ils sont montés en paroi sous la surface externe de la nacelle 14, c'est-à-dire qu'ils sont logés dans une cavité 24 formée à la périphérie extérieure de la nacelle, cette cavité débouchant à la surface externe de la nacelle par l'intermédiaire d'une paroi perforée 26 (c'est-à-dire transparente d'un point de vue acoustique) reconstituant le profil de la nacelle. Les actionneurs 18 sont aptes à délivrer un signal SA conduisant à une atténuation acoustique en réponse à un signal de commande Sc fourni par le contrôleur 22 du dispositif selon un mode opératoire décrit ultérieurement. Ces actionneurs sont montés chacun en paroi d'une pale de soufflante 16, et de préférence d'une pale de soufflante appartenant à l'ensemble aval 1612. Comme représenté sur la figure 3, chaque actionneur comprend de préférence une membrane 28 logée dans une fenêtre 30 pratiquée dans la pale de soufflante 16 correspondante et un élément piézoélectrique 32 connecté à la membrane pour la faire vibrer. La membrane 28 qui peut être réalisée dans un matériau métallique ou composite est de préférence positionnée dans une portion supérieure de la pale (c'est-à-dire dans une portion proche du sommet de pale). De plus, la fenêtre 30 de la pale de soufflante dans laquelle est logée la membrane 28 est avantageusement obturée au moyen de tôles perforées 34 reconstituant le profil géométrique de la pale de façon à respecter les propriétés aérodynamiques de la pale. Le contrôleur 22 permet d'élaborer un signal de commande Sc qui est fourni aux actionneurs, ce signal de commande étant notamment calculé à partir des caractéristiques du signal acoustique environnant SE capté par les capteurs d'erreur 20 et d'un signal de référence SR caractéristique du régime de rotation des rotors du turbopropulseur. A cet effet, le contrôleur met en oeuvre par des moyens logiciels un algorithme de minimisation permettant, à partir du signal de référence SR et du signal acoustique environnant SE, de délivrer un signal de commande Sc qui excite les actionneurs 18 de telle sorte que les ondes de contre bruit émises par les actionneurs présentent la même amplitude que le signal SE capté par les capteurs d'erreur 20 mais en opposition de phase par rapport à celui-ci pour atténuer le bruit émis par les rotors du turbopropulseur. Par exemple, un tel algorithme peut être un algorithme de type LMS (pour « Least Means Square » ou « Moindres Carrés Moyens ») bien connu en soi. Différentes variantes du dispositif d'atténuation acoustique selon l'invention peuvent être envisagées. Par exemple, les actionneurs peuvent être positionnés sur les pales de soufflante de l'ensemble amont et/ou sur celles de l'ensemble aval. De même, en fonction des besoins, seules certaines des pales de l'ensemble amont et/ou aval peuvent être équipées de tels actionneurs. Selon une autre variante, plusieurs actionneurs peuvent être montés sur une même pale de soufflante. REVENDICATIONS1. Dispositif d'atténuation acoustique du bruit d'hélice d'un turbopropulseur d'aéronef à double hélice, le turbopropulseur comprenant une nacelle (14), un ensemble amont (16a) et un ensemble aval (1612) de pales de soufflante (16) non carénées disposés à l'arrière de la nacelle, le dispositif comportant : une pluralité de capteurs d'erreur (20) montés sur une surface externe de la nacelle, lesdits capteurs étant aptes à capter un signal acoustique environnant (SE) ; une pluralité d'actionneurs (18) montés chacun en paroi d'une pale de soufflante, lesdits actionneurs étant aptes à délivrer un signal (SA) conduisant à une atténuation acoustique en réponse à un signal de commande (Sc) ; et un contrôleur (22) relié aux capteurs d'erreur et aux actionneurs, ledit contrôleur étant apte à générer le signal de commande (Sc). 2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel les actionneurs (18) comportent chacun une membrane (28) logée dans une fenêtre (30) pratiquée dans la pale de soufflante (16) et un élément piézoélectrique (32) connecté à la membrane pour la faire vibrer. 3. Dispositif selon la revendication 2, dans lequel la fenêtre (30) de la pale de soufflante dans laquelle est logée la membrane est obturée au moyen de tôles perforées (34) reconstituant le profil géométrique de la pale. 4. Dispositif selon l'une des revendications 2 et 3, dans lequel la membrane (28) est positionnée dans une portion supérieure de la pale. 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel la membrane (28) est réalisée en matériau métallique ou composite.35 6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel les actionneurs (18) sont montés sur des pales de soufflante de l'ensemble aval. 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel les capteurs d'erreur (20) sont disposés en amont et en aval des pales de soufflante des ensembles amont et aval. 8. Turbopropulseur d'aéronef à double hélice comprenant un dispositif d'atténuation acoustique du bruit d'hélice selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.