FR2986211A1

FR2986211A1 - Fixing pylon for connecting turbojet to wing of airplane, has air foil defined by two opposite faces and delimited longitudinally between leading edge and trailing edge, where portion of trailing edge is provided with brackets

Info

Publication number: FR2986211A1
Application number: FR1250759A
Authority: FR
Inventors: Alexandre Alfred Gaston Vuillemin; Pierre Philippe Marie Loheac
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2012-01-26
Filing date: 2012-01-26
Publication date: 2013-08-02
Anticipated expiration: 2032-01-26
Also published as: FR2986211B1

Abstract

The pylon (30) has an air foil defined by two opposite faces (36) and delimited longitudinally between a leading edge (31) and a trailing edge (33), where the pylon is transversely delimited between a distal end (35) to be fixed at a turboshaft engine and a proximal end (34) to be fixed at a structure element of the aircraft. A portion of the trailing edge is provided with brackets (40). The brackets extend longitudinally without deviation in a thickness direction of the pylon and penetrate a shearing zone (Z1) between a primary flow and a secondary flow.

Description

PYLONE D'ACCROCHAGE POUR TURBOMACHINE DOMAINE DE L'INVENTION Le présent exposé concerne un pylône (ou mât) d'accrochage pour turbomachine et un dispositif pour aéronef comprenant un tel pylône. Plus particulièrement, un tel pylône peut servir à accrocher un turboréacteur à l'aile d'un avion. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE De façon connue, les moteurs d'avion, plus particulièrement les turboréacteurs, sont fixés sous les ailes des avions au moyen de pylônes d'accrochage. Chaque pylône relie mécaniquement un moteur à l'aile. En termes d'acoustique, il a été constaté que la présence d'un tel pylône avait une influence sur le bruit de jet (i.e. le bruit lié aux turbulences dans la zone où les gaz chauds à haute pression éjectés du moteur se mélangent à l'air ambiant). Or, le bruit de jet, surtout au décollage de l'avion, est un paramètre critique, contrôlé selon certaines normes et ne devant pas dépasser un certain seuil. En outre, de manière plus générale, limiter les nuisances sonores générées par le moteur, auxquelles le bruit de jet participe, est une préoccupation constante. BACKGROUND OF THE INVENTION The present disclosure relates to a latching pylon (or mast) for a turbomachine and to an aircraft device comprising such a pylon. More particularly, such a tower can be used to hook a turbojet engine to the wing of an airplane. STATE OF THE PRIOR ART As is well known, aircraft engines, more particularly turbojet engines, are fixed under the wings of planes by means of towing towers. Each pylon mechanically connects an engine to the wing. In terms of acoustics, it was found that the presence of such a pylon had an influence on the jet noise (ie the noise related to turbulence in the area where the high-pressure hot gases ejected from the engine mix with the 'ambiant air). However, jet noise, especially at take-off, is a critical parameter, controlled according to certain standards and must not exceed a certain threshold. In addition, more generally, limiting the noise generated by the engine, to which the jet noise is involved, is a constant concern.

PRESENTATION DE L'INVENTION Le présent exposé concerne un pylône d'accrochage pour turbomachine, configuré pour relier une turbomachine à un élément de structure d'un aéronef, le pylône ayant un profil aérodynamique défini par deux faces opposées et délimité longitudinalement entre un bord d'attaque et un bord de fuite, dans lequel au moins une partie du bord de fuite présente des chevrons. Le terme "chevrons" est employé dans le domaine de l'aéronautique et dans la présente demande pour désigner des zigzags ou équivalents réalisés sur le bord d'un élément et définissant une succession de creux et de saillies. PRESENTATION OF THE INVENTION The present disclosure relates to an attachment pylon for a turbomachine, configured to connect a turbomachine to a structural element of an aircraft, the pylon having an aerodynamic profile defined by two opposite faces and delimited longitudinally between a dashboard. etching and a trailing edge, wherein at least a portion of the trailing edge has chevrons. The term "chevrons" is used in the field of aeronautics and in the present application to designate zigzags or equivalents made on the edge of an element and defining a succession of hollows and projections.

En section, le contour des chevrons peut, par exemple, être constitué par une succession de "V", de "U" ou d'autres formes. Un bord à chevrons n'est donc pas un bord lisse. Au contraire, un bord à chevrons presente des creux et des saillies. La présence de chevrons sur le bord de fuite du pylône permet d'homogénéiser plus rapidement l'écoulement d'air en aval du pylône en mélangeant plus efficacement les couches de gaz de vitesses différentes dans la zone d'éjection de la turbomachine, ce qui se traduit par une diminution significative du bruit de jet dans les basses fréquences et par une augmentation du bruit de jet dans les hautes fréquences. In section, the outline of the chevrons may, for example, be constituted by a succession of "V", "U" or other forms. A herringbone edge is not a smooth edge. On the contrary, a herringbone edge has depressions and projections. The presence of chevrons on the trailing edge of the pylon makes it possible to homogenize the air flow downstream of the pylon more quickly by mixing the layers of gas of different speeds more efficiently in the ejection zone of the turbomachine, which results in a significant decrease in jet noise at low frequencies and an increase in jet noise at high frequencies.

Dans le cas particulier d'un moteur d'avion, à l'échelle du bruit global généré par le moteur (appelé "bruit moteur"), la diminution du bruit de jet dans les basses fréquences contribue à la diminution du bruit moteur dans les basses fréquences, tandis que l'augmentation du bruit de jet dans les hautes fréquences a peu d'incidence sur le bruit moteur dans les hautes fréquences, du fait que d'autres bruits comme les bruits internes au moteur (e.g. les bruits du rotor) sont prépondérants dans les hautes fréquences. Par conséquent, au global et comparativement à un pylône avec bord de fuite lisse, un pylône avec bord de fuite à chevrons permet de diminuer les nuisances sonores générées par le moteur. In the particular case of an aircraft engine, at the scale of the global noise generated by the engine (called "engine noise"), the decrease of the jet noise in the low frequencies contributes to the reduction of the engine noise in the at low frequencies, while the increase in jet noise at high frequencies has little effect on the motor noise in the high frequencies, because other noises such as internal engine noise (eg rotor noise) are predominant in high frequencies. Therefore, overall and compared to a pylon with smooth trailing edge, a pylon with chevron trailing edge reduces the noise generated by the engine.

Dans le présent exposé, les adjectifs "longitudinal" et "transversal" (adverbes "longitudinalement" et "transversalement") sont utilisés en référence aux directions longitudinale et transversale du pylône. La direction longitudinale du pylône est une direction parallèle à l'axe moteur de la turbomachine (i.e. l'axe de rotation du rotor de la turbomachine), lorsque cette dernière est fixée au pylône. Cette direction longitudinale correspond par conséquent à la direction générale du flux d'air circulant autour du pylône dans des conditions normales d'utilisation. La direction transversale est la direction perpendiculaire à la direction longitudinale, qui passe par la turbomachine. In this presentation, the adjectives "longitudinal" and "transverse" (adverbs "longitudinally" and "transversely") are used with reference to the longitudinal and transverse directions of the pylon. The longitudinal direction of the pylon is a direction parallel to the motor axis of the turbomachine (i.e. the axis of rotation of the rotor of the turbomachine), when the latter is fixed to the pylon. This longitudinal direction therefore corresponds to the general direction of the air flow circulating around the pylon under normal conditions of use. The transverse direction is the direction perpendicular to the longitudinal direction, which passes through the turbomachine.

Le pylône est délimité transversalement entre une extrémité distale destinée à être fixée à la turbomachine et une extrémité proximale destinée à être fixée à l'élément de structure de l'aéronef. Les adjectifs "proximal" et "distal" sont utilisés en référence au raccordement du pylône à l'élément de structure de l'aéronef. Le présent exposé concerne également un dispositif pour aéronef, comprenant une turbomachine et un pylône du type précité, au moyen duquel la turbomachine peut être reliée à un élément de structure de l'aéronef. The pylon is delimited transversely between a distal end intended to be fixed to the turbomachine and a proximal end intended to be fixed to the structural element of the aircraft. The adjectives "proximal" and "distal" are used with reference to the connection of the pylon to the structural element of the aircraft. The present disclosure also relates to an aircraft device, comprising a turbomachine and a pylon of the aforementioned type, by means of which the turbomachine can be connected to a structural element of the aircraft.

Ladite turbomachine peut être une turbomachine aéronautique comme un moteur d'avion, en particulier un turboréacteur ou un turbopropulseur. Par ailleurs, ledit élément de structure peut être un élément de voilure ou de fuselage de l'aéronef. L'aéronef peut être un avion. Bien entendu, l'invention ne se limite pas à ces exemples. Dans certains modes de réalisation, la turbomachine est un moteur d'avion et l'élément de structure est une aile d'avion. Dans certains modes de réalisation, la turbomachine est un turboréacteur à flux séparés. Il peut s'agir d'un turboréacteur double ou triple flux. 20 Dans certains modes de réalisation, le turboréacteur est traversé par un flux primaire et un flux secondaire, et au moins un chevron pénètre la couche de cisaillement entre le flux primaire (le plus proche de l'axe moteur du turboréacteur et le plus rapide) et le flux secondaire (plus éloigné de l'axe moteur et plus lent que le flux primaire). Ainsi, ce ou ces chevrons 25 permettent de créer des turbulences dans cette couche du cisaillement. Ces turbulences favorisent le mélange des deux flux à proximité du turboréacteur, ce qui se traduit en aval par une diminution du phénomène de cisaillement entraînant une diminution du bruit de jet dans les basses fréquences. Said turbomachine may be an aviation turbine engine such as an aircraft engine, in particular a turbojet engine or a turboprop engine. Moreover, said structural element may be a wing or fuselage element of the aircraft. The aircraft can be an airplane. Of course, the invention is not limited to these examples. In some embodiments, the turbomachine is an aircraft engine and the structural member is an aircraft wing. In some embodiments, the turbomachine is a separate flow turbojet engine. It can be a double or triple flow turbojet engine. In some embodiments, the turbojet engine is traversed by a primary flow and a secondary flow, and at least one chevron penetrates the shear layer between the primary flow (closest to the turbojet engine axis and the faster). and the secondary flow (farther from the motor axis and slower than the primary flow). Thus, this or these rafters 25 can create turbulence in this layer of shear. These turbulences favor the mixing of the two flows in the vicinity of the turbojet, which is translated downstream by a decrease in the shear phenomenon resulting in a decrease of the jet noise in the low frequencies.

Dans certains modes de réalisation, au moins un chevron pénètre la couche de cisaillement entre le flux secondaire et le flux d'air extérieur au turboréacteur (le flux d'air extérieur étant plus éloigné de l'axe moteur et plus lent que le flux secondaire). Ainsi, ce ou ces chevrons permettent de créer des turbulences dans cette couche du cisaillement. Ces turbulences favorisent le mélange des deux flux à proximité du turboréacteur, ce qui se traduit en aval par une diminution du phénomène de cisaillement entraînant une diminution du bruit de jet dans les basses fréquences. Bien entendu, des chevrons peuvent être prévus dans les deux couches de cisaillement précitées, de manière à cumuler les effets précités. Dans certains modes de réalisation, au moins la partie distale du bord de fuite présente des chevrons. Ces chevrons servent à pénétrer la couche de cisaillement entre le flux primaire et le flux secondaire. Dans certains modes de réalisation, les chevrons présentent, en section longitudinale, une extrémité pointue. Les extrémités pointues des chevrons peuvent être reliées entre elles par des lignes brisées ou un (des) courbe(s) (e.g. une parabole). Comparativement à des extrémités arrondies, les extrémités pointues favorisent la création de turbulences dans les écoulements, ce qui est recherché. In some embodiments, at least one chevron penetrates the shear layer between the secondary flow and the air flow outside the turbojet engine (the outside airflow being further away from the motor shaft and slower than the secondary flow ). Thus, this or these rafters can create turbulence in this layer of shear. These turbulences favor the mixing of the two flows in the vicinity of the turbojet, which is translated downstream by a decrease in the shear phenomenon resulting in a decrease of the jet noise in the low frequencies. Of course, rafters may be provided in the two shear layers mentioned above, so as to combine the aforementioned effects. In some embodiments, at least the distal portion of the trailing edge has chevrons. These rafters serve to penetrate the shear layer between the primary flow and the secondary flow. In some embodiments, the chevrons have, in longitudinal section, a pointed end. The pointed ends of the rafters can be connected to each other by broken lines or curve (s) (e.g., a parabola). Compared to rounded ends, the pointed ends promote the creation of turbulence in the flows, which is sought.

Dans certains modes de réalisation, les chevrons s'étendent longitudinalement, sans déviation dans les sens de l'épaisseur du pylône. Ceci permet de limiter l'impact négatif des chevrons sur l'aérodynamisme du pylône. Les caractéristiques et avantages précités, ainsi que d'autres, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, d'exemples de réalisation du pylône d'accrochage et du dispositif proposés. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS Les dessins annexés sont schématiques et ne sont pas à l'échelle, ils visent avant tout à illustrer les principes de l'invention. 2 9 8 6 2 1 1 Sur ces dessins, d'une figure (FIG) à l'autre, des éléments (ou parties d'élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence. En outre, des éléments (ou parties d'élément) appartenant à des exemples de réalisation différents mais ayant une fonction analogue sont repérés sur les 5 figures par des références numériques espacées de 100, 200, etc. La FIG 1 représente, en vue de côté, un exemple de pylône d'accrochage reliant un turboréacteur à une aile d'avion. La FIG 2 est une vue de dessus selon la flèche II du pylône et du turboréacteur de la FIG 1. 10 La FIG 3 est une vue arrière selon la flèche III du pylône de la FIG 1. La FIG 4 est une vue de côté, analogue à celle de la FIG 1, montrant un autre exemple de pylône d'accrochage. La FIG 5 représente différents motifs à chevrons réalisables sur le bord de fuite du pylône de la FIG 1. 15 DESCRIPTION DETAILLEE D'EXEMPLES DE REALISATION Des exemples de réalisation sont décrits en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Ces exemples illustrent les caractéristiques et les avantages de l'invention. Il est toutefois rappelé que l'invention ne se limite pas à ces exemples. En particulier, bien que l'invention soit décrite ci-après 20 dans le cadre de son application à un turboréacteur double flux, à flux séparés, fixé sous une aile d'avion, l'invention ne se limite pas à cette application. La FIG 1 représente un turboréacteur 10 double flux, à flux séparés, fixé sous une aile d'avion 20 au moyen d'un pylône d'accrochage 30. L'axe 25 moteur A du turboréacteur 10 est représenté en traits mixtes sur les figures. Le pylône 30 a un profil aérodynamique défini par deux faces opposées 36, 38 et délimité longitudinalement (i.e. parallèlement à l'axe moteur A) entre un bord d'attaque 31 et un bord de fuite 33. Le pylône 30 est délimité transversalement entre une extrémité distale 35 fixée au turboréacteur 10 et 30 une extrémité proximale 34 fixée à l'aile 20 de l'avion. Les directions 2 9 8 6 2 1 1 6 longitudinale et transversale sont respectivement repérées X et Y sur les FIGS. La direction Z, repérée sur la FIG 2 est la direction de l'épaisseur du pylône 30. Sur la FIG 1 est représentée la couche de cisaillement Z1 entre le flux 5 primaire et le flux secondaire sortant du turboréacteur 10. Le flux primaire est le flux de gaz chauds sortant de la tuyère primaire 11 du turboréacteur 10 à très haute vitesse. Le flux secondaire est le flux d'air sortant de la tuyère secondaire 12 qui entoure la tuyère primaire 11. Suivant l'axe moteur A, la tuyère primaire 11 s'étend en aval de la tuyère secondaire 12 de sorte 10 que les flux primaire et secondaire sont séparés lorsqu'ils sortent du turboréacteur 10. Lors du décollage de l'avion ou en vol, l'air du flux secondaire est moins chaud et circule moins vite que les gaz du flux primaire. La rencontre de ces deux flux donne naissance à un phénomène de cisaillement dans la première zone Z1 hachurée sur la FIG 1. 15 Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du flux gazeux au décollage ou en vol. Sur la FIG 1 est également représentée la couche de cisaillement Z2 entre le flux secondaire sortant du turboréacteur et le flux extérieur au turboréacteur. Le flux extérieur est le flux d'air passant entre le 20 turboréacteur 10 et l'aile 20. Lors du décollage de l'avion ou en vol, cet air extérieur circule moins vite que l'air du flux secondaire. La rencontre de ces deux flux donne naissance à un phénomène de cisaillement dans la deuxième zone Z2 hachurée sur la FIG 1. Les premières et deuxièmes zones Z1, Z2 s'intersectent dans une zone 25 d'intersection Z12. Comme représenté sur la FIG 1, le bord de fuite 33 présente des chevrons 40. Dans cet exemple, le bord de fuite 33 présente deux chevrons et ces chevrons 40, en section longitudinale, i.e. dans le plan de section (X, Y), ont une extrémité pointue 41A, 41B. Ces deux extrémités 41A, 41B sont 30 reliées entre elles et au turboréacteur 10 ou à l'aile 20 par des segments 42 2 9 8 6 2 1 1 7 en creux définissant, en section longitudinale, des courbes concaves vers l'extérieur. Comme représenté sur les FIGS 2-3, les chevrons 40 s'étendent longitudinalement, sans déviation dans les sens de l'épaisseur (direction Z) 5 du pylône. En d'autres termes, les chevrons 40 ne s'écartent pas du plan longitudinal médian du pylône 30 et restent dans le sillage du corps du pylône 30 de manière à avoir le moins d'impact possible sur l'aérodynamique du pylône 30. Dans l'exemple des FIGS 1 à 3, les chevrons 40 sont présents dans la 10 portion distale du bord de fuite 33, i.e. la portion du bord de fuite la plus proche du turboréacteur et la moins inclinée par rapport à l'axe moteur A. Un des deux chevrons 40 pénètre la première zone (aussi appelée "couche") de cisaillement Z1, en ce sens que son extrémité 41A est située dans cette zone Z1. L'autre des deux chevrons 40 pénètre à la fois la première zone de 15 cisaillement Z1 et la deuxième zone (aussi appelée "couche") de cisaillement Z2, en ce sens que son extrémité 41B est située dans la zone d'intersection Z12. La présence des chevrons 40 sur le bord de fuite 33 du pylône permet d'homogénéiser plus rapidement l'écoulement d'air en aval du pylône 30 en 20 mélangeant plus efficacement les couches de cisaillement dans la zone d'éjection du turboréacteur 10, ce qui se traduit par une diminution significative du bruit de jet dans les basses fréquences et par une diminution des nuisances sonores du turboréacteur 10. L'effet d'homogénéisation est renforcé lorsque les chevrons 30 pénètrent les deux zones de cisaillement 25 Z1, Z2, comme c'est le cas ici. Un autre exemple de pylône 130 est représenté sur la FIG 4, ce pylône 130 diffère de celui de la FIG 1 uniquement par la forme du bord de fuite 133. Dans l'exemple de la FIG 4, le bord de fuite présente quatre chevrons 140 dont trois dans la portion distale du bord de fuite 133 et un dans la 30 portion proximale. Les deux premiers chevrons (les plus proches du 2 9 8 6 2 1 1 turboréacteur 10) pénètrent la première zone de cisaillement Z1, en ce sens que leurs extrémités 141A, 141B sont situées dans cette zone Zl. Le troisième chevron pénètre à la fois la première zone de cisaillement Z1 et la deuxième zone de cisaillement Z2, en ce sens que son extrémité 141C est 5 située dans la zone d'intersection Z12. Le quatrième chevron (le plus proche de l'aile 20) pénètre la deuxième zone de cisaillement Z2, en ce sens que son extrémité 141D est située dans cette zone Z2. Bien entendu, le nombre de chevrons présents sur le bord de fuite du pylône et la forme de ces chevrons, ne sont pas limités aux nombres et aux 10 formes des exemples de réalisation des FIGS 1 et 4. En particulier, d'autres formes de chevrons sont réalisables sur le bord de fuite. A titre illustratif, des exemples de motifs à chevrons dont il est possible de s'inspirer pour réaliser le contour du bord de fuite du pylône sont représentés sur la FIG 5. L'exemple A de la FIG 5 est un motif à chevrons en "V". Chaque 15 chevron présente une extrémité pointue et les extrémités des chevrons sont reliées entre elles par des lignes brisées. L'exemple B de la FIG 5 est un motif à chevrons en "U". Chaque chevron présente une extrémité pointue et les extrémités des chevrons sont reliées entre elles par courbes paraboliques. Les contours des chevrons des 20 FIGS 1 et 4 sont inspirés de ce motif. L'exemple C de la FIG 5 est un motif à chevrons constitué par une succession de "V" de tailles différentes. L'exemple D de la FIG 5 est un motif à chevrons de forme générale sinusoïdale. Chaque chevron présente une extrémité arrondie et les 25 extrémités des chevrons sont reliées entre elles par courbes concaves. Les modes ou exemples de réalisation décrits dans le présent exposé sont donnés à titre illustratif et non limitatif, une personne du métier pouvant facilement, au vu de cet exposé, modifier ces modes ou exemples de réalisation, ou en envisager d'autres, tout en restant dans la portée de 30 l'invention. In some embodiments, the rafters extend longitudinally, without deviation in the direction of the thickness of the pylon. This makes it possible to limit the negative impact of the rafters on the aerodynamics of the pylon. The aforementioned features and advantages, as well as others, will appear on reading the following detailed description of exemplary embodiments of the attachment pylon and the proposed device. This detailed description refers to the accompanying drawings. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The accompanying drawings are diagrammatic and are not to scale, they are primarily intended to illustrate the principles of the invention. In these drawings, from one figure (FIG) to the other, identical elements (or parts of element) are identified by the same reference signs. In addition, elements (or parts of elements) belonging to different exemplary embodiments but having an analogous function are marked in the figures by reference numerals spaced 100, 200, etc. FIG 1 shows, in side view, an example of attachment pylon connecting a turbojet to an aircraft wing. FIG 2 is a top view along the arrow II of the pylon and turbojet engine of FIG 1. FIG 3 is a rear view along the arrow III of the pylon of FIG 1. FIG 4 is a side view, similar to that of FIG. 1, showing another example of an attachment pylon. FIG. 5 shows various herringbone patterns that can be made on the trailing edge of the pylon of FIG. 1. DETAILED DESCRIPTION OF EXEMPLARY EMBODIMENTS Embodiments are described in detail below, with reference to the appended drawings. These examples illustrate the features and advantages of the invention. However, it is recalled that the invention is not limited to these examples. In particular, although the invention is described below in the context of its application to a turbojet engine, with separate flows, fixed under an aircraft wing, the invention is not limited to this application. FIG. 1 represents a turbojet engine 10 with separate flows, fixed under an aircraft wing 20 by means of an attachment pylon 30. The motor axis A of the turbojet engine 10 is shown in phantom in the figures . The pylon 30 has an aerodynamic profile defined by two opposite faces 36, 38 and delimited longitudinally (ie parallel to the motor axis A) between a leading edge 31 and a trailing edge 33. The pylon 30 is delimited transversely between a distal end 35 attached to the turbojet engine 10 and a proximal end 34 attached to the wing 20 of the aircraft. The longitudinal and transverse directions are respectively marked X and Y in FIGS. The direction Z, marked in FIG. 2, is the direction of the thickness of the tower 30. In FIG. 1 is represented the shear layer Z1 between the primary flow and the secondary flow leaving the turbojet engine 10. The primary flow is the flow of hot gases leaving the primary nozzle 11 of the turbojet engine 10 at a very high speed. The secondary flow is the flow of air leaving the secondary nozzle 12 which surrounds the primary nozzle 11. According to the motor axis A, the primary nozzle 11 extends downstream of the secondary nozzle 12 so that the primary flows and secondary are separated when they exit the turbojet engine 10. During take-off of the aircraft or in flight, the air of the secondary flow is less hot and circulates less quickly than the gases of the primary flow. The meeting of these two flows gives rise to a shear phenomenon in the first zone Z1 hatched in FIG 1. In the present application, the upstream and downstream are defined with respect to the normal direction of flow of the gas stream takeoff or flight. FIG. 1 also shows the shear layer Z2 between the secondary flow leaving the turbojet and the flow outside the turbojet engine. The external flow is the flow of air passing between the turbojet engine 10 and the wing 20. During take-off of the airplane or in flight, this outside air circulates less rapidly than the air of the secondary flow. The meeting of these two flows gives rise to a shear phenomenon in the second zone Z2 hatched in FIG 1. The first and second zones Z1, Z2 intersect in an intersection zone Z12. As shown in FIG. 1, the trailing edge 33 has chevrons 40. In this example, the trailing edge 33 has two chevrons and these rafters 40, in longitudinal section, ie in the section plane (X, Y), have a pointed end 41A, 41B. These two ends 41A, 41B are connected to each other and to the turbojet engine 10 or to the flange 20 by recessed segments 42 defining, in longitudinal section, concave curves towards the outside. As shown in FIGS. 2-3, the chevrons 40 extend longitudinally, without deviation in the direction of the thickness (Z direction) of the pylon. In other words, the rafters 40 do not deviate from the median longitudinal plane of the tower 30 and remain in the wake of the tower body 30 so as to have the least impact on the aerodynamics of the tower 30. In the example of FIGS. 1 to 3, the chevrons 40 are present in the distal portion of the trailing edge 33, ie the portion of the trailing edge closest to the turbojet and the least inclined with respect to the motor axis A. One of the two chevrons 40 penetrates the first zone (also called "layer") shear Z1, in that its end 41A is located in this zone Z1. The other of the two chevrons 40 penetrates both the first shear zone Z1 and the second zone (also called the "shear" zone) Z2, in the sense that its end 41B is located in the intersection zone Z12. The presence of the chevrons 40 on the trailing edge 33 of the pylon makes it possible to homogenize the air flow downstream of the pylon 30 more rapidly by mixing the shearing layers more effectively in the ejection zone of the turbojet engine 10. which results in a significant decrease in jet noise in the low frequencies and in a decrease in the noise nuisance of the turbojet engine 10. The homogenization effect is reinforced when the rafters 30 penetrate the two shear zones Z1, Z2, as this is the case here. Another example of tower 130 is shown in FIG. 4, this pylon 130 differs from that of FIG. 1 only in the shape of the trailing edge 133. In the example of FIG. 4, the trailing edge has four chevrons 140 of which three in the distal portion of the trailing edge 133 and one in the proximal portion. The first two rafters (the closest to the turbojet engine 10) penetrate the first shear zone Z1, in that their ends 141A, 141B are located in this zone Z1. The third chevron penetrates both the first shear zone Z1 and the second shear zone Z2, in the sense that its end 141C is located in the intersection zone Z12. The fourth chevron (the closest to the wing 20) penetrates the second shear zone Z2, in that its end 141D is located in this zone Z2. Of course, the number of chevrons present on the trailing edge of the tower and the shape of these rafters are not limited to the numbers and to the forms of the exemplary embodiments of FIGS. 1 and 4. In particular, other forms of rafters are achievable on the trailing edge. By way of illustration, examples of herringbone patterns that can be inspired to form the contour of the trailing edge of the tower are shown in FIG. 5. Example A of FIG. 5 is a herringbone pattern in FIG. V ". Each chevron has a pointed end and the ends of the chevrons are interconnected by broken lines. Example B of FIG. 5 is a "U" herringbone pattern. Each chevron has a pointed end and the ends of the rafters are interconnected by parabolic curves. The contours of the chevrons of FIGS. 1 and 4 are inspired by this pattern. Example C of FIG. 5 is a herringbone pattern consisting of a succession of "V" of different sizes. Example D of FIG. 5 is a herringbone pattern of generally sinusoidal shape. Each chevron has a rounded end and the ends of the chevrons are interconnected by concave curves. The modes or examples of embodiment described in the present description are given for illustrative and not limiting, a person skilled in the art can easily, in view of this presentation, modify these modes or embodiments, or consider others, while remaining within the scope of the invention.

De plus, les différentes caractéristiques de ces modes ou exemples de réalisation peuvent être utilisées seules ou être combinées entre elles. Lorsqu'elles sont combinées, ces caractéristiques peuvent l'être comme décrit ci-dessus ou différemment, l'invention ne se limitant pas aux combinaisons spécifiques décrites dans le présent exposé. En particulier, sauf précision contraire, une caractéristique décrite en relation avec un mode ou exemple de réalisation peut être appliquée de manière analogue à un autre mode ou exemple de réalisation. In addition, the various features of these modes or embodiments can be used alone or be combined with each other. When combined, these features may be as described above or differently, the invention not being limited to the specific combinations described herein. In particular, unless otherwise specified, a characteristic described in connection with a mode or example of embodiment may be applied in a similar manner to another embodiment or embodiment.

Claims

REVENDICATIONS1. Turbomachine coupling pylon, configured for CLAIMS1. Turbomachine coupling pylon, configured to connect a turbomachine to a structural element of an aircraft, the pylon (30) having an aerodynamic profile defined by two opposite faces (36, 38) and delimited longitudinally between a leading edge (31) and a trailing edge (33), characterized in that at least a portion of the trailing edge (33) has chevrons (40).

2. Pylon according to claim 1, wherein the pylon (30) is delimited transversely between a distal end (35) intended to be fixed to the turbomachine and a proximal end (34) intended to be fixed to the structural element of the aircraft, in that at least the distal portion of the trailing edge (33) has chevrons (40).

3. Pylon according to claim 1 or 2, wherein the chevrons (40) have, in longitudinal section, a pointed end (41A, 41B).

4. Pylon according to any one of claims 1 to 3, wherein the chevrons (40) extend longitudinally without deviation in the direction of the thickness of the pylon.

5. Apparatus for an aircraft, comprising: a turbomachine; and a pylon (30) according to any one of claims 1 to 4, by means of which the turbomachine can be connected to a structural element of the aircraft.

6. Device according to claim 5, wherein the turbomachine is an aircraft engine, and wherein the structural element is an aircraft wing (20).

7. Device according to claim 5 or 6, wherein the turbomachine is a turbojet engine (10) with separate streams

8. Device according to claim 7, wherein the turbojet engine (10) is traversed by a primary flow and a secondary flow, and wherein at least one chevron (40) penetrates the shear zone (Z1) between the primary flow and secondary stream.

9. Device according to claim 7 or 8, wherein the turbojet engine (10) is traversed by a primary flow and a secondary flow, and wherein at least one chevron (40) penetrates the shear zone (Z2) between the flow secondary and the air flow outside the turbojet engine (10).