Brevet FR2985761A1 — publié le 20130719

PROCEDE ET APPAREIL DE SUPPRESSION DE BRUIT DE TURBOMACHINE DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne généralement la suppression de bruit dans des turbomachines et, particulièrement, la suppression de bruit dans une enveloppe d'entrée pour une turbomachine à turbine centrifuge. CONTEXTE DE L'INVENTION Le fonctionnement des turbomachines, telles que les turbomachines à turbine centrifuge, génère des quantités importantes de bruit acoustique. Une partie dominante du bruit acoustique généré par une turbomachine centrifuge est due à une aube de turbine tournant à un nombre de tours par minute élevé, ce qui amène un côté de pression élevée et un côté de pression faible à se développer sur le bord d'attaque de l'aube. Ce différentiel de pression génère des perturbations de pression qui se propagent de retour en amont à travers le passage de gaz à la fréquence de passage de l'aube, rayonnant hors de l'entrée du passage de fluide de la turbomachine en tant que bruit acoustique. De multiples tentatives ont été faites dans l'art pour réduire ce bruit par l'introduction de silencieux d'entrée. Les silencieux d'entrée sont principalement efficaces dans une plage de fréquence plus faible que la plage de fréquence du bruit généré par les aubes de turbine. D'autres tentatives pour réduire le bruit ont résulté en une réduction inacceptable de la performance de la turbomachine. RESUME DE L'INVENTION Une entrée de gaz pour une turbomachine comportant un passage de gaz comprenant une turbine est divulguée. Le passage de gaz est délimité, d'un premier côté, par une enveloppe d'entrée. Le passage de gaz comporte une entrée d'écoulement de fluide au moins partiellement radial par rapport à la turbine, et le passage de gaz comporte au moins une première partie d'écoulement de fluide axial par rapport à une ligne centrale de la turbine. Ladite entrée d'écoulement de fluide au moins partiellement radial est reliée à la première partie d'écoulement axial par l'intermédiaire d'un coude non graduel dans le passage de gaz. Un angle d'arc du coude non graduel et générant une forte courbure est suffisant pour générer une onde de choc s'étendant sur une partie d'une distance d'un premier côté du passage de gaz au niveau d'une sortie du coude vers un deuxième côté du passage de gaz au niveau de la sortie du coude. Le premier côté dudit coude peut être un côté d'enveloppe dudit 5 passage de gaz, et ledit deuxième côté dudit coude peut être un côté de moyeu dudit passage de gaz. La turbine peut être positionnée dans ladite première partie d'écoulement de fluide axial dudit passage de gaz et peut s'étendre d'un côté d'enveloppe dudit passage de gaz au côté de moyeu dudit passage de gaz. La 10 turbine peut être orientée de sorte que le fluide s'écoulant à travers ledit passage de gaz passe à travers ladite turbine à peu près perpendiculairement à ladite turbine. L'onde de choc générée par ledit coude non graduel peut s'étendre sur au moins 50 % d'une distance dudit premier côté dudit passage de gaz au dit 15 deuxième côté dudit passage de gaz, et l'onde de choc peut s'étendre à travers une région de 100 % à 50 % dudit passage de gaz, de préférence à travers une région de 100 % à 75 % dudit passage de gaz. L'onde de choc peut être utilisée pour bloquer la partie dominante des perturbations de pression générées dans un fluide s'écoulant à travers ledit passage de gaz par ladite turbine, réduisant 20 de ce fait à un minimum la sortie de bruit acoustique au niveau de ladite entrée. Une turbomachine est également divulguée comportant une enveloppe d'entrée définissant une première paroi d'un passage de gaz, un ensemble de turbine comportant un passage de gaz, avec une entrée d'écoulement de fluide au moins partiellement radial par rapport à l'ensemble de turbine, et au moins 25 une première partie d'écoulement de fluide axial, ladite entrée d'écoulement de fluide au moins partiellement radial étant reliée à la première partie d'écoulement de fluide axial par l'intermédiaire d'un coude non graduel dans le passage de gaz, et où un angle d'arc du coude non graduel est suffisant pour générer une onde de choc s'étendant sur une partie de la distance d'un premier 30 côté du passage de gaz au niveau d'une sortie dudit coude vers un deuxième côté du passage de gaz au niveau d'une sortie du coude. Un procédé pour réduire le bruit dans une turbomachine est également divulgué, comportant l'étape de génération d'une onde de choc dans un passage de fluide de la turbomachine, bloquant de ce fait la propagation en 35 amont des perturbations de pression ou, autrement dit, bloquant l'écoulement de retour des perturbations de pression dans un fluide passant à travers le passage de fluide. L'étape de génération d'une onde de choc peut comprendre la génération d'une onde de choc dans une région d'au moins 75 % à 100 % dudit 5 passage de fluide, plus préférablement dans une région d'au moins 50 % à 100 % dudit passage de fluide. Le procédé peut également comprendre une étape consistant à permettre à un écoulement de fluide dans ledit passage de fluide de se réattacher à une surface interne dudit passage de fluide après que ledit fluide a passé ladite onde 10 de choc, et avant que ledit écoulement de fluide n'entre dans un ensemble de turbine. L'écoulement de fluide peut entrer dans ledit ensemble de turbine à peu près perpendiculairement au dit ensemble de turbine. Ces caractéristiques et d'autres de la présente invention peuvent être 15 mieux comprises à partir de la spécification et des dessins qui suivent, dont ce qui suit est une brève description. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS La figure 1 illustre un schéma interne d'une turbomachine. 20 La figure 2 illustre une vue méridionale d'un passage de fluide de turbomachine. La figure 3 illustre une vue en coupe du passage de fluide de la figure 2. La figure 4 illustre un graphe d'échantillon de la puissance sonore par rapport à la distance par rapport au bord d'attaque d'un appareil à turbine dans 25 le trajet de gaz le long du profil d'enveloppe. DESCRIPTION DETAILLEE La figure 1 illustre un ensemble de compresseur 10 d'une turbomachine comportant une entrée de trajet de gaz 20 et une sortie de trajet de gaz 30. Une 30 ligne de contour de paroi d'enveloppe 44 et une ligne de contour de paroi de moyeu 42 sont incluses pour illustrer les parois de moyeu et d'enveloppe, étant donné que l'illustration du moyeu et de l'enveloppe réels obscurcirait les composants internes. Une roue de turbine est située entre l'entrée de trajet de gaz 20 et une sortie de trajet de gaz 30 dans un ensemble de compresseur 10. 35 La turbine aspire l'air à travers l'entrée 20 et force l'air hors de la sortie 30. La rotation des aubes de turbine 52 dans l'ensemble de compresseur 10 aux vitesses de fonctionnement normales génère des perturbations de pression à la fréquence de passage d'aube dans l'écoulement d'air à travers le trajet de gaz 40. Les perturbations de pression se propagent en amont à travers le trajet de gaz 40 vers l'entrée de trajet de gaz 20, et émanent de l'entrée 20 en tant que bruit acoustique vers le champ lointain. La figure 2 illustre une vue schématique méridionale du trajet de gaz 40. Le trajet de gaz 40 comprend un côté de moyeu 42 et un côté d'enveloppe 44. Lorsqu'il est fait référence au fluide s'écoulant à travers le trajet de gaz 40, il est fait référence au fluide s'écoulant immédiatement adjacent au côté d'enveloppe 44 comme étant à une étendue de 100 % et au fluide s'écoulant immédiatement adjacent au côté de moyeu 42 comme étant à une étendue de 0 %. A titre d'exemple, il est fait référence au fluide s'écoulant à travers le quart du trajet de gaz 40 le plus proche du côté d'enveloppe 44 comme s'écoulant à travers la région à une étendue de 75 % à 100 %. Il est fait référence au fluide s'écoulant à peu près parallèlement à une paroi du trajet de gaz 40 et adjacent à la paroi (très proche d'une étendue de 100 % ou d'une étendue de 0 %) comme étant attaché à la paroi. Le fluide, tel que l'air, entre dans le trajet de gaz 40 au niveau d'une entrée de fluide 110, se déplace à travers le trajet de gaz 40, et est expulsé au niveau d'une sortie de fluide 120 de la turbine 150. Le fluide se déplace à la fois à travers l'entrée de fluide 110 et la sortie de fluide 120 radialement par rapport à la ligne centrale 154 d'une roue de turbine 152. Le trajet de gaz 40 comprend un coude radial vers axial 130, où l'écoulement de fluide change d'un écoulement radial par rapport à une ligne centrale d'axe 154 de la roue de turbine 152 à un écoulement axial par rapport à la ligne centrale d'axe 154 de la roue de turbine 152. Un coude axial vers radial 140 change l'écoulement de fluide à travers le trajet de gaz 40 de retour en une direction d'écoulement radial par rapport à la turbine 150 avant que l'écoulement de fluide ne passe à travers la sortie 120. Bien que l'exemple illustré illustre une entrée de fluide purement radiale au niveau de l'entrée 110, d'autres configurations de trajet de gaz 40 avec une entrée d'écoulement partiellement radial peuvent également être utilisées avec la présente description. La turbine 150 est située dans la partie d'écoulement axial du trajet de gaz 40. La turbine 150 comprend de multiples aubes de turbine 52 rotatives (illustrées sur la figure 1), qui aspirent l'air à travers le trajet de gaz 40 de l'entrée 110 vers la sortie 120. La rotation des aubes de turbine 52 génère également des perturbations de pression périodiques dans le fluide s'écoulant à travers le trajet de gaz 40. Les perturbations de pression se propagent en amont vers l'entrée de fluide 110 où elles sortent en tant que bruit acoustique. L'amplitude du vecteur d'intensité acoustique généré en un point donné de l'écoulement de fluide peut être calculée en utilisant l'équation suivante : / = [i)--u'+ [i--;--u'+[±17,1p1 [Morfey, C.L., 1971 « Acoustic energy in nonuniform flows », J. Sound ib., 14, pages 159 à 170.] Dans l'équation ci-dessus, « I » est un vecteur d'intensité acoustique instantanée en un point particulier, et est composé des composantes Ix, Iy et Iz. "r" est un vecteur de vitesse moyennée dans le temps du fluide, et est constitué des composantes Vx, Vy et Vz. « u » est la composante irrotationnelle d'un vecteur de perturbation de vitesse, et est constitué des composantes Vx', Vy' et Vz'. « P » est une composante instantanée de perturbation de pression et est une valeur scalaire. est une densité de perturbations de pression moyennée dans le temps et est une valeur scalaire. Une fois que le vecteur d'intensité acoustique instantanée (I) a été déterminé, la puissance sonore totale à travers un plan peut être déterminée en utilisant la formule suivante : P = dS Dans l'équation ci-dessus, « P » est une puissance sonore totale, « I » est un vecteur d'intensité acoustique moyermée dans le temps et « dS » est un vecteur normal multiplié par une aire de face de cellule discrète. Une simulation de dynamique des fluides par ordinateur (CFD) totalement tridimensionnelle exécutée avec une grille structurée représentant le trajet de gaz 40 représenté géométriquement sur la figure 2 avec l'application des formules ci-dessus en utilisant les variables de solution extraites montre que la majorité des perturbations de pression se propagent dans la région d'étendue de 50 % à 100 % du trajet de gaz 40. Le coude radial vers axial 130 du trajet de gaz comprend une courbure agressive, non graduelle (c'est-à-dire, un coude de type « genou ») du côté d'enveloppe de la région de transition de radial vers axial, tout en maintenant une courbure graduelle du côté de moyeu de la région de transition de radial vers axial. Le coude de type genou provoque la génération d'une onde de choc dans l'écoulement de fluide lorsque le fluide rencontre le coude de type genou. L'onde de choc s'étend vers le bas du côté d'enveloppe 44 du trajet de gaz 40 vers le côté de moyeu 42. A titre d'exemple, l'onde de choc peut s'étendre à travers la région de 100 % à 50 % du trajet de gaz 40. La distance entre le coude de type genou 132 et la turbine 150 est une longueur suffisante pour permettre au fluide s'écoulant à travers le trajet de gaz 40 de se réattacher à la surface interne du trajet de gaz 40 du côté d'enveloppe 44 avant d'entrer dans la turbine 150. Une fois réattaché, le fluide s'écoule dans la turbine 150 avec des lignes de courant normales dans le plan méridional par rapport à la turbine 150. En permettant à l'écoulement de fluide de se réattacher au côté d'enveloppe 44 avant d'entrer dans la turbine 150 au niveau du bord d'attaque de la roue de turbine 152, la dégradation de performance résultant de l'onde de choc est réduite à une quantité minimale, et peut être aussi faible qu'une réduction de rendement de 0,1 % à 0,2 % de la turbomachine. La figure 3 illustre une section d'un trajet de gaz 240 avec une paire d'ondes de choc 210 induites par un écoulement localement accéléré dû à un coude de type genou 220, tel que le coude de type genou décrit ci-dessus avec référence à la figure 2. Bien que le présent exemple illustre deux ondes de choc, un coude de type genou pourrait être conçu pour générer un nombre différent d'ondes de choc. La largeur des ondes de choc illustrées est exagérée pour un effet illustratif. Le fluide entrant par l'intermédiaire d'une entrée 230 rencontre le coude de type genou 220, et accélère localement suffisamment pour atteindre des nombres de Mach supersoniques, résultant en un changement brusque localisé des quantités d'écoulement dans une région de perturbation d'écoulement 212. Les ondes de choc 210 illustrées s'étendent à travers la région d'étendue de 100 % à 75 %, et empêchent le bruit acoustique provoquant des perturbations de pression de se déplacer de retour en amont dans la région d'étendue de 100 % à 75 %. En variante, le coude de type genou 220 peut être conçu de sorte que l'onde de choc s'étende à travers la région d'étendue de 100 % à 50 %, augmentant de ce fait la quantité de perturbations de pression qui sont bloquées par les ondes de choc 210. La courbure du coude de type genou 220 détermine la profondeur en étendue des ondes de choc 210, des ondes de choc 210 plus profondes nécessitant davantage de distance dans l'écoulement de fluide pour se réattacher à la surface de trajet de gaz de fluide côté d'enveloppe. L'angle d'arc particulier du coude de type genou peut être ajusté pour n'importe quelle application spécifique pour générer une onde de choc souhaitée. La figure 4 est un graphe d'échantillon montrant la puissance sonore acoustique des perturbations de pression (en dB SWL, niveau de puissance sonore) sur l'axe y, et la distance par rapport au bord d'attaque de turbine le long de la coordonnée curviligne de l'enveloppe méridionale sur l'axe X. Comme on peut le voir sur le graphe, la puissance sonore acoustique immédiatement adjacente à l'appareil à turbine commence à un niveau élevé (point 312) et commence finalement à diminuer dans une région non linéaire. Alors que le trajet de gaz s'approche de la région de transition radial vers axial, c'est-à-dire du coude de type genou, (point 314), la puissance sonore commence à décliner plus rapidement jusqu'au bord des ondes de choc 210, illustré sur la figure 3, le plus proche de l'appareil à turbine (point 316). Une fois l'onde de choc atteinte, la puissance sonore diminue fortement avant de se stabiliser à une puissance sonore beaucoup plus faible (point 318) que celle qui serait atteinte avec la réduction graduelle de la puissance sonore présente sans les ondes de choc 210. Une ligne de base 320 illustrant la puissance sonore acoustique des perturbations de pression pour un système similaire sans un coude de type genou est également illustrée sur la figure 4. Bien qu'un mode de réalisation de la présente invention ait été présenté, un homme du métier reconnaîtrait que certaines modifications tomberaient dans l'étendue de la présente invention. Pour cette raison, les revendications qui suivent devraient être étudiées pour déterminer l'étendue et le contenu vrais de la présente invention. REVENDICATIONS1. Entrée de gaz (20) pour une turbomachine comprenant : un passage de gaz (40) comprenant une turbine (150), le passage de gaz (40) étant délimité d'un premier côté par une enveloppe d'entrée, le passage de gaz (40) comportant une entrée d'écoulement de fluide au moins partiellement radial par rapport à ladite turbine (150), et le passage de gaz (40) comportant au moins une première partie d'écoulement de fluide axial par rapport à une ligne centrale (154) de ladite turbine (150) ; ladite entrée d'écoulement de fluide au moins partiellement radial étant reliée à ladite première partie d'écoulement de fluide axial par l'intermédiaire d'un coude non graduel dans ledit passage de gaz ; et dans laquelle un angle d'arc dudit coude non graduel et générant une forte courbure est suffisant pour générer une onde de choc s'étendant sur 15 une partie d'une distance d'un premier côté dudit passage de gaz au niveau d'une sortie dudit coude vers un deuxième côté dudit passage de gaz au niveau de ladite sortie dudit coude. 2. Entrée de gaz selon la revendication 1, dans laquelle ledit premier côté dudit coude est un côté d'enveloppe dudit passage de gaz (40), et ledit 20 deuxième côté dudit coude est un côté de moyeu dudit passage de gaz (40). 3. Entrée de gaz (20) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle ladite turbine (150) est positionnée dans ladite première partie d'écoulement de fluide axial dudit passage de gaz (40). 4. Entrée de gaz (20) selon la revendication 3, dans laquelle ladite 25 turbine (150) s'étend d'un côté d'enveloppe dudit passage de gaz (40) vers le côté de moyeu dudit passage de gaz (40). 5. Entrée de gaz (20) selon la revendication 3 ou 4, dans laquelle ladite turbine (150) est orientée de sorte que le fluide s'écoulant à travers ledit passage de gaz (40) passe à travers ladite turbine (150) à peu près 30 perpendiculairement à ladite turbine (150). 6. Entrée de gaz (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle ladite onde de choc générée par ledit coude non graduel s'étend sur au moins 50 % d'une distance dudit premier côté dudit passage de gaz (40) au dit deuxième côté dudit passage de gaz (40). 7. Entrée de gaz (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle ladite onde de choc s'étend à travers une région de 100 % à 50 % dudit passage de gaz (40). 8. Entrée de gaz (20) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans laquelle ladite onde de choc s'étend à travers une région de 100 % à 75 % dudit passage de gaz (40). 9. Entrée de gaz (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle ladite onde de choc est utilisée pour bloquer la partie dominante des perturbations de pression générées dans un fluide s'écoulant à travers ledit passage de gaz par ladite turbine (150), réduisant de ce fait à un minimum la sortie de bruit acoustique au niveau de ladite entrée. 10. Turbomachine comprenant : une enveloppe d'entrée définissant une première paroi d'un passage de gaz (40), ledit passage de gaz (40) comportant un ensemble de turbine, une entrée d'écoulement de fluide au moins partiellement radial par rapport au dit ensemble de turbine, et au moins une première partie d'écoulement de fluide axial ; ladite entrée d'écoulement de fluide au moins partiellement radial étant reliée à ladite première partie d'écoulement de fluide axial par l'intermédiaire d'un coude non graduel dans ledit passage de gaz ; et où un angle d'arc dudit coude non graduel est suffisant pour générer une onde de choc s'étendant sur une partie de la distance d'un premier côté dudit passage de gaz au niveau d'une sortie dudit coude vers un deuxième 25 côté dudit passage de gaz au niveau d'une sortie dudit coude. 11. Procédé pour réduire le bruit dans une turbomachine comprenant l'étape de : génération d'une onde de choc dans un passage de fluide de la turbomachine, bloquant de ce fait l'écoulement de retour de perturbations de 30 pression dans un fluide passant à travers ledit passage de fluide. 12. Procédé selon la revendication 11, dans lequel ladite étape de génération d'une onde de choc comprend la génération d'une onde de choc au moins dans une région de 75 % à 100 % dudit passage de fluide. 13. Procédé selon la revendication 11, dans lequel ladite étape de 35 génération d'une onde de choc comprend la génération d'une onde de choc au moins dans une région de 50 % à 100 % dudit passage de fluide. 14. Procédé selon l'une quelconque des revendications 11 à 13, comprenant en outre l'étape consistant à : permettre à un écoulement de fluide dans ledit passage de fluide de se réattacher à une surface interne dudit passage de fluide après que ledit fluide a passé ladite onde de choc, et avant que ledit écoulement de fluide n'entre dans un ensemble de turbine. 15. Procédé selon la revendication 14, dans lequel ledit écoulement de fluide entre dans ledit ensemble de turbine à peu près perpendiculairement au dit ensemble de turbine.10