Résistance de glissement des revêtements acoustiques : étude paramétrique

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Résistance de glissement des revêtements acoustiques : étude
paramétrique des configurations classiques
Brian M. Howerton1 et Michael G. Jones.2
Centre de recherche Langley de la NASA, Hampton, VA, 23681
L'intérêt pour la caractérisation des performances aérodynamiques des revêtements acoustiques s'est
accru au cours des dernières années. Cet article détaille les expériences menées dans le tube d'impédance à
écoulement rasant du centre de recherche Langley de la NASA afin de quantifier la traînée relative de
plusieurs configurations conventionnelles de revêtements perforés sur nid d'abeilles. Pour une porosité fixe,
le diamètre des trous de la feuille de surface et la profondeur de la cavité sont modifiés afin d'étudier l'effet
de chacun. Ces configurations sont choisies pour couvrir la gamme des géométries de revêtements
conventionnels utilisées dans les moteurs d'avions commerciaux. Des mesures détaillées de la pression
statique et de l'acoustique sont effectuées pour des écoulements rasants jusqu'à M = 0,5 à 140 dB SPL pour
des fréquences comprises entre 400 et 2 800 Hz. Ces mesures sont utilisées pour calculer un facteur de
résistance (λ) pour chaque configuration. L'analyse montre une corrélation entre la taille des trous perforés
et le facteur de résistance, mais la profondeur de la cavité semble avoir peu d'influence. Les effets
acoustiques sur la traînée de la garniture s'avèrent limités aux faibles nombres de Mach inclus dans cette
étude.
Nomenclature
a
= largeur du conduit d'
b
= hauteur du conduit d'
dh
= diamètre hydraulique de la conduite d'
Dgaine
= traînée totale de la
gaine Dpression
= traînée de
pression Dsurfacefriction = traînée de
frottement de surface
γ
= rapport des chaleurs spécifiques
λ
= facteur de résistance a e
l
= longueur des chambres du noyau (profondeur de la cavité)
k
= nombre d'onde dans l'espace libre de l'
M
= nombre de Mach de l'écoulement sur l'axe central de l'
pstatique
= pression statique d' , absolue
p
= pression statique d' , différentielle
q
= pression dynamique de l'
x
= coordonnée du conduit dans le sens de l'écoulement
I. Introduction
I
Par le passé, la traînée aérodynamique générée par l'installation de revêtements acoustiques dans un moteur d'avion était considérée
comme un compromis inévitable pour respecter les niveaux sonores requis par la certification. Il est généralement admis que ces
revêtements augmentent inévitablement la traînée par rapport à une surface lisse recouvrant les mêmes zones.1 Les recherches menées
par Drouin ont également montré que la traînée due aux revêtements peut être influencée par le champ acoustique ambiant.2 Si cet effet
acoustique entraîne une traînée supplémentaire significative, de nouvelles contraintes pourraient s'imposer sur la conception des
revêtements afin d'atténuer la surconsommation de carburant qui en résulte. De nouveaux concepts de propulsion aéronautique (à rotor
ouvert, électrique distribuée) pourraient conduire à des conceptions de cellules où des revêtements externes seraient nécessaires pour
respecter les objectifs de bruit imposés par les collectivités.3 Il est donc nécessaire de mieux comprendre l'ampleur de la surtraînée
associée aux revêtements acoustiques afin de hiérarchiser leur importance dans le développement de techniques de réduction de la traînée
pour les futurs aéronefs. L'objectif de la présente étude est (1) de valider une méthode d'essai pour l'évaluation de la traînée des
revêtements, et (2) de mener des essais afin d'étudier la pénalité de traînée pour les revêtements conventionnels de type « perforé sur nid
d'abeilles ». Le
1
2
Chercheur scientifique, Division de l'acoustique des structures, MS 463, membre senior de l'AIAA.
Chercheur scientifique principal, Division d'acoustique structurelle, MS 463, membre associé de l'AIAA.
1
Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
L'objectif final est de fabriquer et de tester des concepts plus novateurs qui modifient la géométrie des perforations et pourraient offrir
certains avantages en termes de réduction de la traînée. Les progrès de l'impression tridimensionnelle (3D) permettent de mener des
études paramétriques sur ces concepts afin de développer une base de données empirique sur les variations géométriques avant la
formulation de modèles analytiques de la traînée des revêtements. Il convient toutefois de faire preuve de diligence raisonnable pour
vérifier les performances acoustiques de ces revêtements imprimés, en s'assurant que les principes physiques pertinents sont bien pris en
compte. Ainsi, un objectif supplémentaire de cette étude est de comparer les spectres d'impédance prédits et déduits pour ces revêtements
conventionnels utilisant des feuilles de surface imprimées, afin de vérifier les méthodes de construction en plus des mesures
aérodynamiques.
II. Mesures de la traînée des revêtements
La traînée de la doublure peut être décomposée en deux composantes, comme le montre l'équation 1,
𝐷𝑙𝑖𝑛𝑒𝑟 =𝐷𝑠𝑘𝑖𝑛 𝑓𝑟𝑖𝑐𝑡𝑖𝑜𝑛 +𝐷𝑝𝑟𝑒𝑠𝑠𝑢𝑟𝑒
(1)
où la composante de frottement de surface est principalement due à la contrainte de cisaillement entre l'écoulement et la surface de la
gaine (feuille de surface), qui agit comme une rugosité répartie. La composante de pression est dominée par l'effet hydrodynamique de
l'écoulement entrant et sortant des cavités de la gaine et des orifices de la feuille de surface. Diverses méthodes ont été employées par le
passé pour mesurer ces grandeurs dans un écoulement rasant. Des mesures directes de la traînée totale peuvent être effectuées à l'aide
d'une approche par balance de forces, comme dans Wilkinson.4 Il existe également des méthodes indirectes qui examinent les variations
du profil de la couche limite de surface, telles que l'épaisseur d'impulsion et l'analyse de type Clauser, ou la loi de la paroi de Roberts.5
Dans le cadre de cette étude, la traînée relative de chaque configuration sera déterminée en mesurant les différences de perte de
charge statique le long de la paroi du conduit située à l'opposé de l'échantillon de revêtement. Cette méthode peut être appliquée à de
petits conduits présentant un écoulement turbulent en régime permanent et s'apparente à l'approche de Nikuradse pour l'étude de la
rugosité dans les tuyaux.6 À partir des données de pression statique et de certains paramètres d'écoulement, on peut calculer le facteur de
résistance du conduit, λ (également appelé « facteur de frottement »), donné par la formule suivante :
𝜆=
𝑑𝑝 𝑑ℎ
(2)
𝑑𝑥 𝑞
en utilisant le diamètre hydraulique du conduit d'écoulement
pour dh :
2𝑎𝑏
𝑑ℎ =
et la forme compressible pour q :
(3)
𝑎+𝑏
𝛾
𝑞=
2
2
𝑝𝑠𝑡𝑎𝑡𝑖𝑐𝑀
(4)
La nature adimensionnelle de λ permet de normaliser les données de pression statique, en éliminant les effets d'une à l'autre des
séries d'essais liés aux légères variations du nombre de Mach et de la pression statique dans le conduit.
III. Expérience
L'étude expérimentale consiste à tester trois configurations de revêtement extérieur de revêtement en association avec deux âmes de
revêtement dans le tube d'impédance à écoulement rasant (GFIT) de la NASA Langley. Pour chaque combinaison revêtement
extérieur/âme, une étude de la pression statique est réalisée sur toute la longueur du GFIT, ainsi qu'une mesure plus précise de la chute de
pression statique à travers le revêtement. Un échantillon à paroi rigide (HW) est inclus pour fournir une référence de base.
A. Construction de la feuille de revêtement
Chaque feuille présente une surface ouverte (POA) constante de 8 % et une épaisseur de 1,0 mm. Trois tailles de perforations, d'un
diamètre nominal de 1,0 mm, 0,7 mm et 0,5 mm, sont évaluées. Elles sont respectivement désignées S1, S2 et S3. La surface active de
chaque feuille de surface est nominalement de 50,8 mm x 435,2 mm, avec des dimensions hors tout de 64,0 mm x 460,8 mm. La figure 1
montre la feuille S1 placée sur l'une des cavités du noyau. La figure 2 est un gros plan des trois feuilles de surface montrant les
différences relatives de taille et d'espacement des trous. Les feuilles de surface ont été imprimées en 3D à partir de résine photopolymère
à l'aide d'un procédé de stéréolithographie (SLA), la surface d'écoulement ayant été poncée pour garantir une finition lisse.
2
Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
Figure 1. Feuille de surface S1 superposée à une cavité centrale.
Figure 2. Détail des couches extérieures S1 (à gauche), S2 (au centre) et S3 (à droite) d'un échantillon de revêtement.
B. Construction du noyau de revêtement
Ces feuilles de surface ont été utilisées sur deux âmes de revêtement métalliques de construction similaire (mêmes dimensions
extérieures et même taille de alvéoles) mais présentant des profondeurs de cavités différentes. Les âmes de revêtement provenaient d'une
étude précédente et ont été réutilisées pour cette expérience. Le noyau C1 présente une profondeur de cavité de 38,1 mm, tandis que le
C2 utilise un nid d'abeilles de 76,2 mm de profondeur. La figure 3 montre des photos des deux noyaux de revêtement afin de mettre en
évidence leur structure interne et leurs profondeurs respectives. Afin de permettre des changements rapides de configuration du
revêtement, les feuilles de surface ne sont pas collées à la structure du noyau, mais fixées par leurs bords longs dans le cadre de
l'installation sur le banc d'essai.
Figure 3. Cavités des échantillons de noyaux de revêtement C1 (en bas) et C2 (en haut) avec nid d'abeilles interne.
Il convient de noter que les âmes ont été construites sur toute la longueur de la fenêtre d'essai GFIT (614,4 mm), alors que les feuilles de
surface ne mesurent que 460,8 mm de long. Un flan de remplissage a été fabriqué à partir de la même résine que les feuilles de surface
afin de recouvrir la partie restante de l'âme. Un résumé des paramètres clés pour chaque configuration de revêtement est présenté dans le
tableau 1.
3
Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
Configuration
S1C1
S1C2
S2C1
S2C2
S3C1
S3C2
Diamètre du trou (mm)
1,0
1,0
0,7
0,7
0,5
0,5
Profondeur de la cavité
(mm)
38,1
76,2
38,1
76,2
38,1
76,2
Tableau 1. Paramètres des échantillons de revêtement.
C. Tube d'impédance à écoulement rasant (GFIT)
Le tube d'impédance à écoulement rasant (GFIT) est une installation unique initialement construite pour déterminer les
caractéristiques acoustiques des traitements de réduction du bruit destinés aux nacelles et aux tuyères des moteurs à réaction d'avions.
L'installation est une petite soufflerie de section rectangulaire de 50,8 mm sur 63,5 mm. Le trajet d'écoulement (voir figure 4) est un
conduit droit comprenant une section de source acoustique en amont à 12 haut-parleurs, des longueurs interchangeables de conduit
vierge, une section d'essai contenant l'échantillon de revêtement et un réseau de 95 microphones de mesure menant à une section de
source en aval à 6 haut-parleurs et à un diffuseur de terminaison anéchoïque. De l'air pressurisé et chauffé est acheminé à l'entrée du
GFIT, tandis qu'un système de vide est utilisé à la sortie du conduit pour « aspirer » l'écoulement hors du tube. Cette configuration
permet à la pression statique au niveau de la section d'essai d'être proche de la pression ambiante à toutes les vitesses d'écoulement, tout
en créant une condition de paroi adiabatique. Dans sa configuration actuelle, les échantillons peuvent être testés à des vitesses
d'écoulement rasantes comprises entre 0 et Mach 0,6 et à des niveaux de pression acoustique allant jusqu'à 150 dB pour la gamme de
fréquences comprise entre 400 et 3 000 Hz.
Écoul
ement
Figure 4. Schéma du tube d'impédance à écoulement rasant (GFIT) de la NASA Langley.
Cette étude utilise également un réseau de 80 orifices de pression statique situés le long de la paroi inférieure du conduit afin de
mesurer la répartition de la pression axiale. Les pressions provenant de ces orifices sont échantillonnées simultanément par une série de
transducteurs ayant une plage de mesure de +/- 17 kPa et une précision de 0,05 % de la pleine échelle, avec une fréquence
d'échantillonnage fixe de 100 Hz. La figure 5 présente un graphique représentatif de la distribution complète de la pression statique GFIT
pour le cas de référence à paroi lisse et dure. La transition de la pression positive à la pression négative se produit nominalement au
centre de la section d'essai (x = 4,343 m).
Pression statique (kPa, Re : Patm )
15
10
HW M=0,5
5
0
-5
-10
-15
0
1
2
3
4
5
6
7
Distance axiale (m)
Figure 5. Répartition de la pression statique GFIT, échantillon à paroi rigide, M = 0,5, sans excitation acoustique.
La figure 6 présente un graphique de la distribution de la pression axiale dans la section d'essai pour le cas de la paroi rigide. Deux
orifices, l'un situé près de l'entrée et l'autre près de la sortie de la section d'essai (séparés axialement de 1,07 m), sont également reliés à
un manomètre différentiel de haute précision afin de mesurer la chute de pression statique entre ces deux emplacements. Ce manomètre
effectue des relevés à une fréquence beaucoup plus faible (~10 Hz), mais grâce à sa plage de mesure plus restreinte (0-6900 Pa) et à sa
précision de 0,01 % de la pleine échelle, l'incertitude de mesure est réduite d'un facteur de 12,5. Un schéma de la section d'essai est inclus
au-dessus du graphique, indiquant l'emplacement relatif de la paroi interne et des orifices utilisés pour calculer la perte de charge statique
(∆P). Les points de mesure haute résolution sont désignés respectivement comme le port 37 et le port 59.
4
Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
Revêtement
Débit
2.0
1,5
Partie revêtue
1,0
Pression statique (kPa, par
rapport à Patm )
HW M=0,5
0,5
0,0
∆P
-0,5
-1,0
-1,5
-2,0
Port 37
3,75
Port 59
4,00
4,25
4,50
4,75
5,00
Distance axiale (m)
Figure 6. Répartition de la pression statique dans la section d'essai GFIT, échantillon à paroi rigide, M = 0,5.
D. Procédure de mesure
Des mesures de pression statique moyennes ont été effectuées pour chaque configuration sans excitation acoustique à M = 0,1,
0,3 et 0,5. Pour chaque ensemble de données, 1 000 relevés ont été effectués à chaque orifice statique sur une période nominale de 40
secondes, puis moyennés pour donner une mesure par orifice. Simultanément, des données similaires ont été acquises à partir du
manomètre de haute précision afin de fournir la chute de pression statique sur toute la longueur de la paroi. Dans tous les cas, le nombre
de Mach cible a été maintenu avec une tolérance de +/- 0,002 tandis que la pression statique dans la section d'essai a été réglée à +/- 130
Pa. Les conditions de la soufflerie, y compris le nombre de Mach moyen et la pression statique, sont également enregistrées pour
permettre le calcul de λ à partir de l'équation 2. L'utilisation d'un coefficient adimensionnel tel que λ présente l'avantage de normaliser les
données de pression statique. Cette normalisation réduit la variabilité des résultats, permettant ainsi de comparer les données issues de
différents essais d'écoulement où les différences de pression statique et de nombre de Mach (même minimes) peuvent affecter les
mesures brutes de ∆P. Un exemple de cette variation est présenté dans le graphique de gauche de la figure 7, qui montre les mesures de
∆P pour le cas de la paroi rigide à un nombre de Mach nominal de 0,5. L'existence d'une relation entre le nombre de Mach et ∆P est
clairement visible. Le calcul de λ à partir de ces données donne les graphiques présentés dans le graphique de droite de la figure 7.
3195
9,47
9,45
3185
λ x 10³
∆P (Pa)
3190
3180
0,1 %
9,40
3175
3170
0,4985
9,42
0,499
0,4995
0,5
0,5005
9,37
0,4985
0,499
0,4995
Mach #
Mach #
Figure 7. Mesures de ∆P sur la paroi et valeurs correspondantes de λ, échantillon à paroi rigide, M = 0,5.
5
Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
0,5
0,5005
Les valeurs calculées de λ sont indépendantes des faibles variations du nombre de Mach observées, tandis que la variabilité des résultats
par rapport à la moyenne est nominalement de 0,1 %, ce qui indique une excellente répétabilité. Les comparaisons avec d'autres vitesses
d'écoulement montrent que la variabilité diminue avec l'augmentation du nombre de Mach, puisque ∆P augmente alors que la précision
du manomètre est fixe en pourcentage de sa plage. Il convient de noter que les valeurs de λ dérivées des mesures de pression GFIT ne
peuvent pas être directement mises en relation avec les valeurs du coefficient de frottement de Darcy que l'on trouve couramment sur un
diagramme de Moody. Seule une partie de la surface du conduit est revêtue et, en fonction de M et de l'emplacement axial de la section
d'essai, l'écoulement peut ne pas être pleinement développé.
Une excitation acoustique tonale a également été utilisée pour M = 0,1 à M = 0,5 (par incréments de 0,2) pour des fréquences
comprises entre 400 et 2 800 Hz (par incréments de 400 Hz) à un niveau de pression acoustique (SPL) de 140 dB (référence 20 μPa).
Dans ces cas, des mesures de pression statique ont été effectuées pour évaluer l'effet de l'excitation acoustique sur la traînée du
revêtement. Des mesures acoustiques à M = 0,0 ont également été effectuées afin de permettre la comparaison des impédances de
revêtement obtenues à l'aide de la méthode de Watson7 avec le modèle de prédiction à deux paramètres fourni par Jones.8,9 Une bonne
concordance renforcerait la confiance dans le fait que la méthode de fabrication du revêtement (feuilles de surface imprimées posées sur
une âme) donne des résultats similaires à ceux d'une construction conventionnelle, entièrement collée, à structure alvéolaire perforée.
IV. Résultats et discussion
A. Mesures de pression statique
1400
3400
1300
3300
∆P (Pa)
∆P (Pa)
Les résultats des mesures de pression statique pour chaque configuration sont présentés à la figure 8 pour M = 0,3 et M = 0,5. Les
différences entre les diverses configurations sont faibles, variant de moins de 50 Pa pour M = 0,3 à 120 Pa pour M = 0,5 (à l'exception du
cas HW). La perte de charge statique augmente effectivement avec le nombre de Mach, comme prévu, et l'on constate que l'écart entre la
configuration de référence HW et les configurations avec revêtement s'accroît à mesure que M augmente. Le cas « hardwall » produit la
perte de charge la plus faible, comme prévu, tandis que les autres cas se classent par diamètre de trou, le plus petit diamètre produisant la
différence de pression la plus faible pour les deux nombres de Mach. Les effets de la profondeur de la cavité sur la perte de charge
mesurée étaient minimes pour tous les cas, ce qui implique que la géométrie de la feuille de surface domine la traînée.
Sur la figure 8, deux valeurs sont représentées pour les configurations utilisant la feuille de surface S3, indiquées par un astérisque (*).
Au cours des essais, il a été observé que le bord aval de la découpe de remplissage recouvrant les 152,4 derniers millimètres du noyau
s'était courbé latéralement vers le bas dans le flux, créant un gradin orienté vers l'arrière. Cette saillie a augmenté la perte de charge
mesurée à un niveau comparable à celui des configurations S2. Les résultats étaient en contradiction avec les tendances attendues et se
situaient en dehors de la marge d'erreur de mesure (+/- 0,7 Pa). Les autres configurations ont été testées bien plus tôt (en raison de
complications de fabrication avec la feuille de surface S3) et n'ont pas présenté ce problème de courbure. Une ébauche de remplissage
métallique plus rigide a été fabriquée en remplacement et testée avec la configuration S3C1, ce qui a réduit la perte de charge mesurée.
Des contraintes de temps ont empêché de refaire des essais pour la configuration S3C2.
1200
1100
1000
3200
3100
M=0,3
3000
M=0,5
Figure 8. Perte de charge statique mesurée (∆P) pour chaque configuration de revêtement (sans bruit).
Le calcul de λ à partir des données de pression et des conditions du tunnel donne les résultats présentés à la figure 9 pour les mêmes
nombres de Mach et les mêmes configurations de revêtement. Les valeurs du facteur de résistance diminuent avec l'augmentation du
nombre de Mach, comme l'ont montré Nikuradse et la référence à paroi rigide, qui produit les valeurs les plus faibles. Comme cela a été
observé pour ∆P, λ diminue avec la diminution du diamètre du trou, tandis que la variation de la profondeur de la cavité semble avoir un
effet minime sur le facteur de résistance calculé. L'incertitude de λ est d'une ampleur si faible que les barres d'erreur n'ont pas été incluses
dans la figure. Il convient de noter que
6
Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
10.5
10
10,3
9,8
10,1
9,6
λ x 10³
λ x 10³
les variations entre les feuilles de revêtement sont nettement plus importantes que l'incertitude de mesure, tandis que les effets de la
profondeur de la cavité sont statistiquement insignifiants.
9,9
9,7
9,4
9,2
M=0,3
9,5
HW
S1C1
S1C2
S2C1
M=0,5
9
S2C2
Devoirs
S3C1
S1C1
S1C2
S2C1
S2C2
S3C1
Figure 9. Facteur de résistance (λ) pour chaque configuration de revêtement (sans son).
B. Mesures acoustiques
Chaque configuration de revêtement a été testée en présence d'une excitation acoustique à M = 0,1, 0,3 et 0,5 sur une plage de
fréquences comprise entre 400 Hz et 2 800 Hz, avec un niveau de pression acoustique (SPL) de 140 dB. Les configurations avec le noyau
C1 ont également fait l'objet d'un enregistrement complet des profils de pression acoustique à M = 0 à des fins de calcul de l'impédance.
Ces spectres d'impédance réduits ont été comparés aux prévisions établies à l'aide du modèle semi-empirique à deux paramètres
mentionné précédemment. La figure 10 présente les résultats de cette comparaison pour la configuration S1C1. On observe une bonne
concordance entre les données mesurées et les prévisions. La plus grande divergence apparaît à la fréquence la plus basse, où
l'atténuation linéaire est faible, ce qui rend la réduction précise plus difficile. Le spectre de résistance est assez plat sur toute la gamme de
fréquences, tandis que la réactance présente la forme attendue -cot(kl).
4
Résistance
mesurée
Réactance
mesurée
Impédance normalisée
3
2
1
Préd. Rés.
Réactance
prédite
0
-1
-2
-3
-4
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
Fréquence
Figure 10. Comparaison de l'impédance mesurée et de l'impédance prévue, M = 0,0, S1C1, 140 dB.
La figure 11 présente des résultats similaires pour la gaine S2C1, mais avec un écart plus important au niveau de la résistance à la
fréquence la plus basse. Contrairement aux comparaisons précédentes, les résultats obtenus pour la gaine S3C1 (fig. 12) montrent une
différence marquée entre la réactance prévue et celle mesurée. Les valeurs mesurées sont inférieures aux prévisions, en particulier aux
fréquences les plus élevées. Ce résultat suggère que la fréquence d'antirésonance prévue est inférieure à celle mesurée. La taille des trous
perforés pour cette configuration (0,5 mm) était proche de la limite de performance de l'imprimante 3D et, bien que la taille nominale des
trous ait été vérifiée à l'aide de mesures effectuées avec des jauges à broches sélectionnées, la variabilité entre les trous sur la longueur de
l'échantillon pourrait être à l'origine de cette différence. Dans l'ensemble, la concordance entre les mesures et les prévisions était très
bonne, en particulier pour les diamètres de trous supérieurs à 0,5 mm. Cela permet de penser que les feuilles de surface de revêtement
imprimées en 3D, superposées sans collage au noyau du revêtement, peuvent produire des résultats acoustiques comparables à ceux des
revêtements fabriqués de manière conventionnelle
7
Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
. De telles techniques de fabrication permettront de tester rapidement des géométries de feuilles de surface difficiles à reproduire par usinage
conventionnel.
4
Rés. mes.
Mes. Réa
Impédance normalisée
3
2
Prédiction
Résultat
Préd. Réel
1
0
-1
-2
-3
-4
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
Fréquence
Figure 11. Comparaison entre l'impédance mesurée et l'impédance prévue, M = 0,0, S2C1, 140 dB.
4
Résistance
mesurée
Réel
mesuré
Impédance normalisée
3
2
1
Résistance
prédite
Préd. Réel
0
-1
-2
-3
-4
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
Fréquence
Figure 12. Comparaison de l'impédance mesurée et prédite, M = 0,0, S3C1, 140 dB.
C.
Effets de l'excitation acoustique sur λ
Chaque configuration de revêtement a été évaluée en présence d'une excitation acoustique tonale à un niveau de pression acoustique
(SPL) de 140 dB, dans la gamme de fréquences comprise entre 400 Hz et 2 800 Hz, par incréments de 400 Hz, afin de déterminer tout
effet sur λ et, par conséquent, sur la traînée. Les résultats sont présentés pour trois nombres de Mach : 0,1, 0,3 et 0,5 pour chaque
configuration. La figure 13 représente le facteur de résistance en fonction de la fréquence tonale pour les revêtements S1 (plus grand
trou). Pour M = 0,1, on observe une variabilité significative de λ en fonction de la fréquence à ce niveau de pression acoustique, mais cet
effet semble disparaître complètement lorsque la vitesse d'écoulement est portée à M = 0,3. Les données à M = 0,5 montrent une
insensibilité similaire. La réduction de la taille des trous pour les chemises S2 ne semble pas modifier les tendances observées pour les
configurations S1, comme le montre la figure 14. Les résultats des configurations S3 (plus petit trou) sont présentés à la figure 15 et sont
similaires aux graphiques précédents, à l'exception de la configuration S3C2 à 1 600 Hz. Dans ce cas, la valeur calculée pour λ est
nettement supérieure aux autres valeurs pour M = 0,5 et même légèrement supérieure aux valeurs pour M = 0,3. Un examen plus
approfondi a révélé que ce point de données avait été acquis lors d'une série d'essais répétés à des fréquences sélectionnées, nécessaires
pour combler les données manquantes dues à un dysfonctionnement du code d'acquisition. Ainsi, les données ont été acquises en utilisant
le même échantillon de remplissage bombé mentionné précédemment. Il a été inclus pour montrer davantage l'effet de la courbure et
l'importance d'un montage correct de l'échantillon, tout en garantissant que le reste de l'ensemble de données n'était pas affecté.
L'insensibilité à l'excitation acoustique observée à des nombres de Mach plus élevés est un résultat souhaitable compte tenu de la
nécessité d'une faible traînée en croisière, où les nombres de Mach de l'écoulement à l'entrée d'un moteur se situeraient probablement
dans une plage subsonique élevée. À ces nombres de Mach, le niveau de pression acoustique (SPL) requis pour influencer la traînée de la
chemise peut être supérieur aux niveaux généralement observés dans un turboréacteur à double flux
8
Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
. Si les niveaux de pression acoustique (SPL) à l'entrée sont suffisamment bas, la conception des chemises n'aura pas à tenir compte de
la variation de la traînée en fonction de la fréquence, ce qui réduira le nombre de paramètres d'optimisation requis.
12.5
12
λ x 10³
11,5
11
S1C1 M=0,1
S1C1 M=0,3
S1C1 M = 0,5
S1C2 M=0,1
S1C2 M=0,3
S1C2 M = 0,5
10,5
10
9,5
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
Fréquence (Hz)
Figure 13. Variation du facteur de résistance (λ) en fonction de la fréquence de la source et du nombre de Mach, face S1, 140 dB.
12,5
12
λ x 10³
11,5
11
10,5
S2C1 M=0,1
S2C1 M=0,3
S2C1 M=0,5
S2C2 M=0,1
S2C2 M = 0,3
S2C2 M=0,5
10
9,5
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
Fréquence (Hz)
Figure 14. Variation du facteur de résistance (λ) en fonction de la fréquence de la source et du nombre de Mach, face S2, 140 dB.
12,5
12
λ x 10³
11,5
11
S3C1 M=0,1
S3C1 M=0,3
S3C1 M=0,5
S3C2 M=0,1
S3C2 M=0,3
S3C2 M-0,5
10,5
10
9,5
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
Fréquence (Hz)
Figure 15. Variation du facteur de résistance (λ) en fonction de la fréquence de la source et du nombre de Mach, face S3, 140 dB.
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Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
V. Remarques finales
Une étude a été menée dans le tube d'impédance à écoulement rasant (GFIT) de la NASA Langley afin d'évaluer les effets de la taille
des perforations et de la profondeur de la cavité sur la traînée de la paroi, avec et sans excitation acoustique. Trois parois ont été
fabriquées en résine plastique à l'aide d'un procédé de stéréolithographie, avec trois diamètres de perforations différents. Ces parois ont
été superposées sur deux noyaux métalliques conventionnels de profondeurs différentes pour former six configurations. Un échantillon à
paroi rigide a également été inclus comme cas de référence. Des mesures de pression statique et de pression acoustique ont été effectuées
pour chaque configuration à des nombres de Mach allant jusqu'à M = 0,5, avec un son compris entre 400 et 2 800 Hz à 140 dB SPL. Les
impédances déduites des résultats acoustiques à M = 0,0 ont été comparées aux prévisions analytiques afin d'évaluer l'efficacité de la
méthode de fabrication de la gaine. L'analyse des données obtenues a conduit aux observations suivantes :
1.
La méthode de mesure de la perte de charge statique, ∆P, détaillée dans cette étude peut être utilisée pour déterminer la traînée
relative de diverses configurations de revêtement dans le GFIT. La simplicité de cette méthode permet une évaluation rapide de
multiples configurations de revêtement.
2.
L'utilisation du facteur de résistance adimensionnel, λ, à la place de la valeur mesurée de ∆P, élimine les effets des conditions
de débit variables qui pourraient entraîner des problèmes de répétabilité au quotidien.
3.
L'augmentation de la taille des trous dans la feuille de surface augmente les valeurs calculées du facteur de résistance.
4.
Aucun effet significatif sur le facteur de résistance n'a été observé en faisant varier la profondeur de l'âme pour les essais sans
excitation acoustique. Avec excitation, on observe une variation du facteur de résistance en fonction de la fréquence, mais cet
effet s'atténue avec l'augmentation du nombre de Mach.
5.
Les spectres d'impédance prédits concordaient étroitement avec les impédances dérivées des données mesurées, ce qui permet
de penser que les feuilles de surface imprimées peuvent être utilisées pour fabriquer des revêtements présentant des
caractéristiques acoustiques similaires à celles des constructions conventionnelles.
Des travaux supplémentaires sont nécessaires pour établir un lien entre les différences relatives du facteur de résistance et les
différences relatives de la traînée de la doublure. Idéalement, les valeurs du facteur de résistance pourraient être corrélées aux valeurs
absolues de traînée par unité de surface. Ce résultat nécessiterait de tester des doublures d'étalonnage dans d'autres installations capables
d'effectuer des mesures directes à l'aide d'une balance de force.
Remerciements
Les auteurs tiennent à remercier Carol Harrison, de la division d'acoustique structurelle de la NASA Langley, pour ses efforts dans la
collecte des données expérimentales, ainsi que Robert Andrews, de la section des procédés de fabrication avancés, pour son travail dans
la création des feuilles de revêtement. Ce projet a été financé dans le cadre du projet « Advanced Air Transport Technology » de la
NASA pour le programme « Advanced Air Vehicles », ainsi que par le projet « Environmentally Responsible Aviation » pour le
programme « Integrated Aviation Systems ».
Références
Tam, Christopher K. W., Pastouchenko, Nikolai N., Jones, Michael G., Watson, Willie R., « Experimental Validation of Numerical
Simulations for an Acoustic Liner in Grazing Flow », document AIAA 2013-2222,19e conférence AIAA/CEAS sur l'aéroacoustique, mai 2013.
2 Drouin, M. K., Gallman, J. M., et Olsen, R.F., « Sound Level Effect on Perforated Panel Boundary Layer Growth », document AIAA 20062411, mai 2006.
3 Thomas, R. H., Burley, C. L., Lopes, L. V., Bahr, C. J., Gern, F. H. et Van Zante, D. E., « Évaluation du bruit du système et potentiel d’un
aéronef hybride à aile-fuselage à faible bruit avec propulsion à rotor ouvert », document AIAA 2014-0258, janvier 2014.
4 Wilkinson, S. P., « Influence de la perméabilité des parois sur les propriétés de la couche limite turbulente », AIAA-83-0294,21e réunion de
l'AIAA sur les sciences aérospatiales, AIAA SciTech,52e réunion de l'AIAA sur les sciences aérospatiales. Janvier 1983.
5 Roberts, D. W., « Rugosité équivalente à celle d’un grain de sable des revêtements acoustiques en tôle perforée », AIAA-77-104,15e réunion
de l’AIAA sur les sciences aérospatiales, janvier 1977.
6 Nikuradse, J., « Lois de l'écoulement dans les tuyaux rugueux », NACA TM-1292, novembre 1950.
7 Watson, W. R., Jones, M. G. et Parrott, T. L., « Validation of an Impedance Eduction Method in Flow », AIAA Journal, vol. 37, n° 7,
juillet 1999, p. 818–824.
8 Parrott, T. L. et Jones, M. G., « Évaluation des capacités de prévision du bruit des aéronefs de la NASA, chapitre 6 : Incertitude dans la mesure et
la prévision de l’impédance acoustique des revêtements », NASA TP 2012-215653, juillet 2012.
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Institut américain d'aéronautique et d'astronautique
9 Motsinger, R. E. et Kraft, R. E., « Conception et performances des traitements acoustiques des conduits : Aéroacoustique des véhicules de vol ;
Chapitre 14, Vol. 2 : Contrôle du bruit », NASA RP 1258, août 1991.
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Institut américain d'aéronautique et d'astronautique