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WO2017021628A1 - Structure d'atténuation acoustique à multiples degrés d'atténuation pour ensemble propulsif d'aéronef - Google Patents

Structure d'atténuation acoustique à multiples degrés d'atténuation pour ensemble propulsif d'aéronef Download PDF

Info

Publication number
WO2017021628A1
WO2017021628A1 PCT/FR2016/051970 FR2016051970W WO2017021628A1 WO 2017021628 A1 WO2017021628 A1 WO 2017021628A1 FR 2016051970 W FR2016051970 W FR 2016051970W WO 2017021628 A1 WO2017021628 A1 WO 2017021628A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
sandwich panel
acoustically
skin
reflecting wall
structure according
Prior art date
Application number
PCT/FR2016/051970
Other languages
English (en)
Inventor
Laurent Georges Valleroy
Marc VERSAEVEL
Bertrand Desjoyeaux
Patrick Gonidec
Original Assignee
Safran Nacelles
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Nacelles filed Critical Safran Nacelles
Publication of WO2017021628A1 publication Critical patent/WO2017021628A1/fr
Priority to US15/884,507 priority Critical patent/US10875659B2/en

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
    • G—PHYSICS
    • G10—MUSICAL INSTRUMENTS; ACOUSTICS
    • G10K—SOUND-PRODUCING DEVICES; METHODS OR DEVICES FOR PROTECTING AGAINST, OR FOR DAMPING, NOISE OR OTHER ACOUSTIC WAVES IN GENERAL; ACOUSTICS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G10K11/00—Methods or devices for transmitting, conducting or directing sound in general; Methods or devices for protecting against, or for damping, noise or other acoustic waves in general
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    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention lies in the field of acoustic attenuation for aircraft propulsion assembly, that is to say the assembly formed by a turbojet (including a turbofan engine) equipped with a nacelle, the propulsion unit that may possibly include the engine mast.
  • a turbojet including a turbofan engine
  • nacelle the propulsion unit that may possibly include the engine mast.
  • the acoustic attenuation is generally performed by means of acoustic attenuation panels.
  • Such panels may take the form of a sandwich structure, comprising a cellular core framed between two skins, one full and the other perforated so as to be acoustically porous.
  • the perforated skin generally called acoustic skin, is intended to be in contact with the cold air flow passing through the nacelle and / or with the flow of hot gases ejected by the turbojet engine.
  • SDOF acoustic panels Sound attenuation panels with a degree of freedom of acoustic waves, known as SDOF acoustic panels (for "Single Degree Of Freedom"), are known. Such panels take the form of a sandwich structure as described above.
  • DDOF-type panels comprise a two-storey cellular structure, these floors being separated by an acoustically porous wall commonly called a septum. As for the previously described panels, this honeycomb structure is sandwiched between an acoustically reflecting skin and an acoustically porous skin.
  • the DDOF panels have the advantage of attenuating the acoustic waves over a wider frequency band than an SDOF panel.
  • the height of the honeycomb structure (and therefore the height of the cavities that it comprises) and the porosity of the acoustic skin and, where appropriate, the septum are optimized so as to maximize the acoustic attenuation and to target the right sound frequency range.
  • FIG. la and lb show a view of a propulsion unit comprising a nacelle 1 surrounding a turbofan engine, the assembly being integral with a motor pylon 5 (visible only in Figure lb).
  • the nacelle 1 conventionally comprises an air inlet 2, a median section 3 and a rear section 4.
  • FIG. 1a shows the nacelle 1 in "direct jet” configuration, that is to say with the thrust reversal system in the retracted position
  • Figure lb shows the nacelle in "reverse jet” configuration, that is to say with the thrust reversal system in the deployed position.
  • Figures 2a and 2b show a section of the rear section 4 of the nacelle 1, respectively when the reverse thrust system is in the retracted position (or direct jet) and deployed position (or reverse jet).
  • the thrust reverser system comprises a movable hood 20, which forms the outer surface of the rear section 4 of the nacelle.
  • the thrust reversal system further comprises reversing grids 21 and locking flaps 22, rotatable, and associated with connecting rods 23.
  • the thrust reverser system comprises actuators (not shown), in particular electromechanical actuators, for sliding the movable cowl between a retracted position (Figure 2a) and an extended position ( Figure 2b), and vice versa. This translation takes place along a longitudinal axis of the nacelle, corresponding to the longitudinal axis of the engine.
  • the movable cowl 20 is in the retracted position, corresponding to an advanced position in which it provides aerodynamic continuity with the median section of the nacelle;
  • the locking flaps 22 are in retracted position, in which position they are aligned with the inner surface of the movable cover 20, and housed in a shell 27 of the movable cover 20;
  • the movable cowl is in the extended position, corresponding to a retracted position, in which it discovers the reversing gates 21;
  • the locking flaps 22 are in the deployed position, in which they at least partially obstruct the vein 24 of cold flow.
  • the action of the locking flaps 22 and the inversion gates 21 makes it possible to redirect the cold flow outside the nacelle forwardly in order to create a counter-thrust.
  • the passage in the deployed position of the locking flaps 22 is in the example obtained by the action of connecting rods 23 attached to an internal fixed structure 25 of the nacelle.
  • FIGS. 3a and 3b show a longitudinal sectional view of a locking flap.
  • FIGS. 3a and 3b thus show a locking flap 15 equipped with an acoustic attenuation panel 26, respectively with a simple degree of freedom and with a double degree of freedom.
  • the acoustic attenuation panel 26 with a degree of freedom comprises a full back skin 28 and a front skin 29, these two skins framing a cellular core 30.
  • the front skin 29 is multi-perforated and therefore acoustically porous.
  • the front skin 29 forms the outer surface of the locking flap 15.
  • the acoustic attenuation panel 26, with two degrees of freedom is formed by a solid skin 28 and a perforated skin 29 surrounding a cellular core 30.
  • the cellular structure comprises two stages separated by a septum 31. This thus makes it possible to improve the acoustic attenuation performance, especially in medium and high sound frequencies, but leads to expensive and heavy acoustic panels.
  • the acoustic attenuation panel 26 being installed in the shell 27, it must be dimensioned to accommodate the locking flaps (and therefore the sound attenuation panel 26), when the blocking flaps are in position retracted.
  • the size of the acoustic attenuation panel thus constitutes a disadvantage because it requires in this example to increase the dimensions of the shell, and ultimately the nacelle.
  • the invention aims to provide an acoustic attenuation structure with at least two degrees of freedom, adaptable in particular to a thrust reversal blocking louver, which allows to gain space and also mass.
  • the invention relates to an acoustic attenuation structure for an aircraft propulsion assembly, comprising an acoustically reflecting wall and a sandwich panel, the sandwich panel comprising a honeycomb structure framed by two acoustically porous skins, a rear skin and a front skin, the acoustically reflecting wall and the sandwich panel being arranged to be separated by a non-circulating air layer.
  • the acoustic attenuation structure in accordance with the invention makes it possible to obtain acoustic attenuation equivalent to that obtained with the known DDOF acoustic attenuation panels.
  • the invention provides compared to these known panels a saving in mass and simplicity of manufacture, since a single-stage honeycomb structure is sufficient.
  • the acoustic attenuation structure according to the invention can be made on elements that are movable relative to each other, such as for example a thrust reverser locking flap and a ferrule on which this flap is articulated.
  • non-circulating air layer is meant a layer of air in which the air is substantially static when the locking flaps are in the retracted position.
  • the non-circulating air layer improves the acoustic attenuation of the acoustic attenuation structure and maintains the aerodynamic performance of the propulsion unit. Indeed, if air circulated in the air layer, the aerodynamic performance of the propulsion system would be reduced.
  • the acoustically porous skins comprise pores with a diameter of preferably between 1 and 2 millimeters.
  • the pores do not circulate air in the air layer so as not to draw air into the vein. Indeed, the intake of air in the vein would reduce the aerodynamic performance of the propulsion unit.
  • the panel sandwich panel is integral with a movable member, in particular rotatable, with respect to the acoustically reflecting wall.
  • the sandwich panel is removably attached to the acoustically reflecting wall.
  • the acoustically reflecting wall comprises at least one partition extending towards the rear skin of the sandwich panel.
  • the rear skin of the sandwich panel comprises at least one partition extending towards the acoustically reflecting wall.
  • the structure comprises at least one seal disposed facing the free end of a partition.
  • the sandwich panel has a plurality of honeycomb structures that are separated from each other by an acoustically porous septum.
  • the porosity of the back skin of the sandwich panel is between 1% and 5%.
  • the porosity of the front skin of the sandwich panel is between 8% and 20%.
  • the air layer has a thickness of between 10 and 40 millimeters.
  • the honeycomb structure has a thickness of between 10 and 30 millimeters.
  • the rear skin of the sandwich panel comprises a lattice, in particular a wire mesh.
  • the invention also relates to an aircraft propulsion unit comprising one or more acoustic attenuation structures according to that defined above.
  • the propulsion unit comprises a nacelle equipped with a thrust reversal system, the thrust reversal system comprising at least one locking flap comprising the sandwich panel of the acoustic attenuation structure.
  • the acoustically reflecting wall is formed by a wall of a ferrule on which the locking flap is hinged.
  • the propulsion unit comprises a turbojet engine comprising a fan casing, the fan casing having an inner surface forming the acoustically reflecting wall, the sandwich panel being removably attached to the fan casing.
  • the propulsion unit comprises an ejection nozzle whose inner surface forms the acoustically reflecting wall, the sandwich panel being removably attached to the ejection nozzle.
  • the invention further relates to an aircraft comprising at least one propulsion unit as defined above.
  • FIGS. 1a and 1b represent an aircraft propulsion unit
  • Figures 2a and 2b show a sectional view of a rear section of nacelle turbojet turbofan
  • FIGS. 3a and 3b show a thrust reverser locking louver provided with an acoustic attenuation panel
  • Figures 4 to 8 are partial sectional views of a nacelle comprising an acoustic attenuation structure according to the invention
  • Figures 9 and 10 show embodiments of a sandwich panel according to the invention.
  • FIG. 11 is a graph describing acoustic attenuation performance as a function of frequency, for an attenuation structure according to the invention and for two known attenuation structures.
  • FIG. 4 shows a partial sectional view of a rear section of a nacelle 40 of a double-flow turbojet engine.
  • the secondary flow (or cold air flow) flowing through the nacelle when the thrust reversal system is not deployed is represented by the arrow F.
  • the nacelle 40 is for example similar to the nacelle 1 of FIGS. and lb.
  • the nacelle 40 thus comprises a thrust reversal system, comprising in particular a movable cover 41 and a plurality of locking flaps 42.
  • the thrust reversal system is represented in a "direct jet" configuration, the mobile cover 41 and the locking flap 42 is therefore in the retracted position.
  • the locking flap 42 is housed in a shell 43 integral with the movable cover 41.
  • the shell 43 has a solid wall 44 whose inner surface 45 facing the locking flap 42 is acoustically reflective.
  • the locking flap 42 is acoustically treated in accordance with the invention. It thus comprises a sandwich panel 46 comprising a honeycomb structure 47 framed between two skins, a rear skin 48 and a front skin 49.
  • the front skin 49 forms the outer surface of the locking flap 42.
  • the honeycomb structure comprises in the example a plurality of partitions 47a.
  • the honeycomb structure 47 may be formed in known manner by a honeycomb structure.
  • the two skins 48, 49 flanking the cellular structure 47 are perforated (so as to be acoustically porous).
  • the sandwich panel 46 forms the first stage of a sound attenuation structure with two degrees of freedom, the second stage being formed by the space 50 between the inner surface 45 of the shell 43 and the rear skin 48 of the panel sandwich 46.
  • the acoustic attenuation structure according to the invention therefore comprises, in the example of FIG. 4, an acoustic skin formed by the front skin 49 and a solid skin formed by the wall 44 of the shell 43, this wall being full and is therefore acoustically reflective.
  • the perforated rear skin 48 of the sandwich panel 46 forms the septum of this acoustic attenuation structure with two degrees of freedom.
  • the height of the second stage (referenced H2 in FIG. 5) will represent between 40% and 80% of the cumulative height of the first (height h1 in FIG. 5) and the second stage of the structure.
  • the perforation rate of the front skin 49 will for example be between 8% and 20%, while the perforation rate of the rear skin 48 will for example be between 1% and 5%.
  • the operating principle of the acoustic attenuation structure according to the invention is therefore analogous to that of a conventional acoustic attenuation panel with two degrees of freedom.
  • the acoustically porous front skin 49 is in direct contact with the secondary flow passing through the nacelle (direct jet). Acoustic waves can therefore partially pass through the skins before 49 and back 48, which are both porous.
  • the honeycomb structure 47 imposes a plane propagation within the sandwich panel 46.
  • the waves also propagate in the air layer 50a located in the space 50 (or cavity 50) between the shell 43 and the rear skin 48 of the sandwich panel 46. The waves are reflected by the wall 44 of the ferrule 43.
  • the acoustic attenuation structure according to the invention behaves substantially like a panel of the DDOF type, while being lighter and less cumbersome.
  • a result equivalent to the known attenuation panels is obtained in a simpler and more economical way, since only one sandwich structure (single-stage) is necessary.
  • the invention thus provides many gains over the state of the art, and in particular a saving in weight, bulk, economic, all with identical acoustic performance.
  • a plurality of partitions 51 extending from the wall 44 of the shell 43 may be provided towards the rear skin 48 of the sandwich panel 46.
  • the height of the partitions 51 is such that their free end is in close proximity to the rear skin 48 of the sandwich panel 46 (for example at a distance of between 1 and 5 millimeters).
  • the partitions 51 are in the example of Figure 5 parallel to each other (and further substantially parallel to the partitions of the honeycomb structure 47). As a variant, some of the partitions 51 may also be arranged perpendicular to the others and / or intersecting one another, to form an array of cells.
  • the partitions 51 make it possible to confine the propagation of the acoustic waves within the air layer 50a located in the space (or cavity) 50, in order to improve the acoustic attenuation performance of the acoustic attenuation structure. according to the invention. In addition, these partitions 51, acting as stiffeners, improve the mechanical strength of the shell 6.
  • partitions 52 extend from the rear skin 48 of the sandwich panel 46 to the wall 44 of the shell 43.
  • the height of the partitions 52 is such that their free end is located in the immediate vicinity of the inner surface 45 of the wall 44 of the ferrule 43.
  • Acoustic walls 53 have an acoustically sounding effect similar to that of the partitions 51 of FIG. 5.
  • the partitions 52 while playing the role of stiffeners, make it possible to improve the mechanical strength of the sandwich panel 46 and thus of the blocking flap 42.
  • partitions 51 extending from the wall 44 of the ferrule 43
  • partitions 52 extending from the rear skin 48 of the sandwich panel 46.
  • a network of seals 53 is provided opposite the free ends of the partitions 52 a network of seals 53 to achieve contact and / or sealing between the shell 43 and the partitions 52.
  • the use of a flexible material for the seal 53 also makes it possible to withstand the mechanical vibrations between the partitions 52 and the shell 43.
  • joints 53 as shown in FIG. 7 can be adapted to the acoustic attenuation structure of FIG. 5 or to a structure comprising partitions 51, 52 some of which are arranged on shell 43 and for others on sandwich panel 46.
  • the network of joints 53 is fixed directly on the free end of the partitions 51 and / or 52, thus allowing compensate for any gaps between these partitions 51 and / or 52 and the wall 44 of the shell 43 or the rear skin 48 of the sandwich panel 46.
  • FIG. 8 shows an exemplary embodiment in which both partitions 51, extending from the wall 44 of the shell 43, and partitions 52, extending from the rear skin 48 of the sandwich panel 46 are provided.
  • this example it is expected that at least some of the partitions 51 of the ferrule 43 and the partitions 52 of the sandwich panel 46 are paired, the proximity of two partitions 51, 52 of a pair forming a baffle.
  • the resulting baffle effect provides a sufficient seal to prevent the use of seals.
  • the partitions 51 extending from the shell 43 and the partitions 52 extending from the rear skin 48 are positioned in different planes. Thus, the partitions 51, 52 fit into each other.
  • Such a configuration in addition to the stiffening of the shell 43 and the sandwich panel 46, allows a better channelization of the waves, while maintaining the mobility of the flap 42 relative to the shell 43.
  • the free ends of the partitions 51, 52 are substantially opposite each other. This makes it possible to establish points of contact between the two parts, thus defining the distance between the flap 42 and the ferrule 43.
  • FIGS. 4 to 8 have the common point of being formed by the combination of the wall 44 of the ferrule 43 and the sandwich panel 46 of the locking flap 42.
  • this flap locking device is movable in rotation, and is to this effect hinged relative to the shell 43.
  • Figure 9 shows an example of blocking flap 42 according to the invention, including a perforated skin 48 rear.
  • the flap 42 further comprises partitions 52 extending from the rear skin 48.
  • the locking flap 42 comprises yokes 54 to be associated with ferrules or clevises of ferrule 43 (not shown), all of these screeds and fittings being traversed by collinear axes to define the axis of rotation (shown in phantom in FIG. 9) of the shutter relative to the ferrule.
  • the acoustic attenuation structure according to the invention does not comprise moving elements.
  • the acoustically reflecting wall may be formed by the inner surface of a fan casing or the inner surface of a nozzle, more generally any surface on which it is beneficial to rely to create a acoustic attenuator with at least two degrees of freedom.
  • the sandwich panel 46 is fixed to the wall via all systems known removable fasteners, such as screw-nut assemblies passing right through the two parts, screws tightened in threaded inserts, etc.
  • the spacing between the sandwich panel 46 and the acoustically reflecting wall is made for example by means of fixing studs 55, as shown in FIG. 10 which fix the distance between the sandwich panel and the support ferrule in order to obtain the desired cavity height 50.
  • the sandwich panel 46 comprises several superimposed cellular structures separated from each other by a porous septum, which makes it possible to obtain an acoustic attenuation structure behaving like an attenuation panel acoustic with three degrees of freedom or more.
  • the rear skin 49 of the sandwich panel 46 may comprise a so-called linear acoustic structure then composed of a skin with a high porosity (of the order of 30 to 50%) covered with a very fine mesh (metallic or organic mesh). , or CMO, whose acoustic characteristics are such that the resistance after gluing of the linear skin is of the order of 30 rpm to 70 rpm cgs).
  • FIG. 11 compares the acoustic attenuation performance obtained with a locking flap according to the invention (curve C1), with the performances obtained with a similar locking flap, but equipped with a conventional attenuation panel of type SDOF (curve C2), and a similar locking flap but equipped with a conventional attenuation panel of type DDOF (curve C3).
  • an attenuation structure in accordance with the invention exhibits slightly degraded performances in low-medium frequencies (1000 Hz - 2500 Hz) compared to a conventional DDOF.
  • a typical behavior of a DDOF at higher frequencies is obtained, where the solution according to the invention is much more efficient than a conventional SDOF.
  • an attenuation structure in accordance with the invention makes it possible to attenuate the acoustic waves over a much larger bandwidth than a panel of SDOF type (curve referenced C2), beyond 2800 Hz in the example presented , and a panel of type DDOF (curve C3) of the state of the art, with negligible loss of efficiency in low and medium frequency (1200Hz to 2500Hz in Figure 11).
  • the invention is not limited to an acoustic attenuation structure disposed in a thrust reverser, and that a structure according to the invention can be made within any suitable element in a nacelle or a propulsion unit.

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Abstract

L'invention se rapporte notamment à une structure d'atténuation acoustique pour ensemble propulsif d'aéronef, comprenant une paroi acoustiquement réfléchissante et un panneau sandwich, le panneau sandwich comportant une structure alvéolaire encadrée par deux peaux acoustiquement poreuses, une peau arrière et une peau, la paroi acoustiquement réfléchissante et le panneau sandwich étant agencés de manière à être séparés par une couche d'air.

Description

Structure d'atténuation acoustique à multiples degrés d'atténuation pour ensemble propulsif d'aéronef
L'invention se situe dans le domaine de l'atténuation acoustique pour ensemble propulsif d'aéronef, c'est-à-dire l'ensemble formé par un turboréacteur (notamment un turboréacteur à double flux) équipé d'une nacelle, l'ensemble propulsif pouvant éventuellement inclure le mât moteur.
Dans un ensemble propulsif d'aéronef, l'atténuation acoustique est généralement réalisée au moyen de panneaux d'atténuation acoustique. De tels panneaux peuvent prendre la forme d'une structure sandwich, comportant une âme alvéolaire encadrée entre deux peaux, l'une pleine et l'autre perforée de sorte à être acoustiquement poreuse. La peau perforée, généralement dite peau acoustique, est destinée à être en contact avec le flux d'air froid traversant la nacelle et/ou avec le flux de gaz chauds éjectés par le turboréacteur.
On connaît des panneaux d'atténuation acoustique à un degré de liberté des ondes acoustiques, connus sous le nom de panneaux acoustiques SDOF (pour « Single Degree Of Freedom »). De tels panneaux prennent la forme d'une structure sandwich telle que décrite ci-dessus.
On connaît également des panneaux d'atténuation acoustique à deux degrés de liberté, connus sous le nom de panneaux acoustiques 2DOF (ou DDOF, pour « Double Degree Of Freedom »). A la différence des panneaux de type SDOF, les panneaux de type DDOF comprennent une structure alvéolaire à deux étages, ces étages étant séparés par une paroi acoustiquement poreuse couramment dénommée septum. Comme pour les panneaux précédemment décrits, cette structure alvéolaire est prise en sandwich entre une peau acoustiquement réfléchissante et une peau acoustiquement poreuse. Les panneaux de type DDOF présentent l'avantage d'atténuer les ondes acoustiques sur une bande de fréquences plus large qu'un panneau de type SDOF.
D'une manière générale, la hauteur de la structure alvéolaire (et donc la hauteur des cavités qu'elle comporte) et la porosité de la peau acoustique et, le cas échéant, du septum sont optimisées de manière à maximiser l'atténuation acoustique et à cibler la bonne plage de fréquences sonores.
D'autre part, plus la surface traitée acoustiquement au sein d'un ensemble propulsif (et notamment au sein d'une nacelle) est importante, meilleure est la performance globale de l'atténuation acoustique. Les constructeurs déploient ainsi des efforts permanents pour augmenter la surface traitée acoustiquement. Les figures la et lb montrent une vue d'un ensemble propulsif comportant une nacelle 1 entourant un turboréacteur à double flux, l'ensemble étant solidaire d'un mât moteur 5 (visible uniquement sur la figure lb). La nacelle 1 comporte de manière conventionnelle une entrée d'air 2, une section médiane 3, ainsi qu'une section arrière 4. La figure la montre la nacelle 1 en configuration « jet direct », c'est-à-dire avec le système d'inversion de poussée en position rétractée, tandis que la figure lb montre la nacelle en configuration « jet inverse », c'est-à-dire avec le système d'inversion de poussée en position déployée. Ainsi on peut voir sur la figure lb qu'un capot mobile 20 de la section arrière 4 est en position reculée, laissant apparaître un ensemble de grilles d'inversion 21.
Les figures 2a et 2b montrent une coupe de la section arrière 4 de la nacelle 1, respectivement lorsque le système d'inversion de poussée est en position rétractée (ou jet direct) et en position déployée (ou jet inverse).
Le système d'inversion de poussée comprend un capot mobile 20, qui forme la surface extérieure de la section arrière 4 de la nacelle. Le système d'inversion de poussée comprend en outre des grilles d'inversion 21 et des volets de blocage 22, mobiles en rotation, et associés à des bielles 23. Le système d'inversion de poussée comporte des actionneurs (non représentés), notamment des actionneurs électromécaniques, permettant de faire coulisser le capot mobile entre une position rétractée (figure 2a) et une position déployée (figure 2b), et inversement. Cette translation s'opère selon un axe longitudinal de la nacelle, correspondant à l'axe longitudinal du moteur.
Lorsque le système d'inversion de poussée est en position rétractée
(figure 2a) :
- le capot mobile 20 est en position rétractée, correspondant à une position avancée dans laquelle il assure la continuité aérodynamique avec la section médiane de la nacelle ;
- les volets de blocage 22 sont en position rétractée, position dans laquelle ils sont alignés avec la surface interne du capot mobile 20, et logés dans une virole 27 du capot mobile 20 ;
Lorsque le système d'inversion de poussée est en position déployée
(figure 2b) :
- le capot mobile est en position déployée, correspondant à une position reculée, dans laquelle il découvre les grilles d'inversion 21 ;
- les volets de blocage 22 sont en position déployée, position dans laquelle ils obstruent au moins partiellement la veine 24 de flux froid. Dans cette configuration, l'action de volets de blocage 22 et des grilles d'inversion 21 permet de rediriger le flux froid à l'extérieur de la nacelle, vers l'avant afin de créer une contre-poussée. Le passage en position déployée des volets de blocage 22 est dans l'exemple obtenu par l'action de bielles 23 rattachées à une structure fixe interne 25 de la nacelle.
Il est connu de prévoir un panneau d'atténuation acoustique 26 sur les volets de blocage. Des exemples de volets de blocage traités acoustiquement sont représentés aux figures 3a et 3b, qui représentent une vue en coupe longitudinale d'un volet de blocage. Les figures 3a et 3b montrent ainsi un volet de blocage 15 équipé d'un panneau d'atténuation acoustique 26, respectivement à simple degré de liberté et à double degré de libéré.
Sur la figure 3a, on peut voir que le panneau d'atténuation acoustique 26 à un degré de liberté comporte une peau arrière 28 pleine et une peau avant 29, ces deux peaux encadrant une âme alvéolaire 30. La peau avant 29 est multiperforée et donc acoustiquement poreuse. La peau avant 29 forme la surface externe du volet de blocage 15.
La recherche de réduction maximale du bruit des ensembles propulsifs d'aéronef a conduit les constructeurs à envisager des atténuateurs acoustiques à deux degrés de liberté.
Ainsi, sur la figure 3b, le panneau d'atténuation acoustique 26, à deux degré de liberté, est formé par une peau pleine 28 et une peau perforée 29 encadrant une âme alvéolaire 30. Toutefois, la structure alvéolaire comporte deux étages séparés par un septum 31. Ceci permet ainsi d'améliorer la performance d'atténuation acoustique notamment dans les moyennes et hautes fréquences sonores, mais conduit à des panneaux acoustiques chers et lourds.
De plus, le panneau d'atténuation acoustique 26 étant installé dans la virole 27, celle-ci doit être dimensionnée pour pouvoir loger les volets de blocage (et donc le panneau d'atténuation acoustique 26), lorsque les volets de blocages sont en position rétractée. L'encombrement du panneau d'atténuation acoustique constitue ainsi un inconvénient car il oblige dans cet exemple à augmenter les dimensions de la virole, et, au final, de la nacelle.
L'invention a pour objectif de proposer une structure d'atténuation acoustique à au moins deux degrés de liberté, adaptable notamment à un volet de blocage d'inversion de poussée, qui permette de gagner en encombrement et également en masse. A cet effet, l'invention se rapporte à une structure d'atténuation acoustique pour ensemble propulsif d'aéronef, comprenant une paroi acoustiquement réfléchissante et un panneau sandwich, le panneau sandwich comportant une structure alvéolaire encadrée par deux peaux acoustiquement poreuses, une peau arrière et une peau avant, la paroi acoustiquement réfléchissante et le panneau sandwich étant agencés de manière à être séparés par une couche d'air non circulant.
Ainsi, la structure d'atténuation acoustique conforme à l'invention permet d'obtenir une atténuation acoustique équivalente à celle obtenue avec les panneaux d'atténuation acoustique de type DDOF connus. L'invention procure par rapport à ces panneaux connus un gain de masse et de simplicité de fabrication, puisqu'une structure alvéolaire à simple étage suffit. En outre, la structure d'atténuation acoustique conforme à l'invention peut être réalisée sur des éléments mobiles l'un par rapport à l'autre, comme par exemple un volet de blocage d'inverseur de poussée et une virole sur laquelle ce volet est articulé.
On entend par couche d'air non circulant, une couche d'air dans laquelle l'air est sensiblement statique lorsque les volets de blocage sont en position rétractée.
En effet, la couche d'air non circulant d'améliorer l'atténuation acoustique de la structure d'atténuation acoustique et de conserver les performances aérodynamiques de l'ensemble propulsif. En effet, si de l'air circulait dans la couche d'air, les performances aérodynamiques de l'ensemble propulsif seraient diminuées.
Selon un aspect de l'invention, les peaux acoustiquement poreuses comprennent des pores d'un diamètre compris de préférence entre 1 et 2 millimètres. Les pores ne permettent pas de faire circuler de l'air dans la couche d'air afin de ne pas prélever d'air dans la veine. En effet, le prélèvement d'air dans la veine diminuerait les performances aérodynamique de l'ensemble propulsif.
Dans une réalisation, le panneau le panneau sandwich est solidaire d'un élément mobile, notamment mobile en rotation, par rapport à la paroi acoustiquement réfléchissante.
Dans une réalisation, le panneau sandwich est fixé de manière démontable à la paroi acoustiquement réfléchissante.
Dans une réalisation, la paroi acoustiquement réfléchissante comprend au moins une cloison s'étendant vers la peau arrière du panneau sandwich.
Dans une réalisation, la peau arrière du panneau sandwich comprend au moins une cloison s'étendant vers la paroi acoustiquement réfléchissante. Dans une réalisation, la structure comporte au moins un joint disposé en regard de l'extrémité libre d'une cloison.
Dans une réalisation, le panneau sandwich comporte une pluralité de structures alvéolaires qui sont séparées entre elles par un septum acoustiquement poreux.
Dans une réalisation, la porosité de la peau arrière du panneau sandwich est comprise entre 1% et 5%.
Dans une réalisation, la porosité de la peau avant du panneau sandwich est comprise entre 8% et 20%.
Dans une réalisation, la couche d'air présente une épaisseur comprise entre 10 et 40 millimètres.
Dans une réalisation, la structure alvéolaire présente une épaisseur comprise entre 10 et 30 millimètres.
Dans une réalisation, la peau arrière du panneau sandwich comporte un treillis, notamment un treillis métallique.
L'invention concerne également un ensemble propulsif d'aéronef comportant une ou plusieurs structures d'atténuation acoustique conforme à celle définie ci-dessus.
Dans une réalisation, l'ensemble propulsif comporte une nacelle équipée d'un système d'inversion de poussée, le système d'inversion de poussée comportant au moins un volet de blocage comportant le panneau sandwich de la structure d'atténuation acoustique.
Dans une réalisation, la paroi acoustiquement réfléchissante est formée par une paroi d'une virole sur laquelle le volet de blocage est articulé.
Dans une réalisation, l'ensemble propulsif comporte un turboréacteur comprenant un carter de soufflante, le carter de soufflante comportant une surface interne formant la paroi acoustiquement réfléchissante, le panneau sandwich étant fixé de manière démontable au carter de soufflante.
Dans une réalisation, l'ensemble propulsif comporte une tuyère d'éjection dont une surface interne forme la paroi acoustiquement réfléchissante, le panneau sandwich étant fixé de manière démontable à la tuyère d'éjection.
L'invention concerne en outre un aéronef comportant au moins un ensemble propulsif tel que défini ci-dessus.
L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques et avantages apparaîtront plus clairement à la lecture de la description ci-après, donnée à titre d'exemple en référence aux dessins annexés, parmi lesquels : les figures la et lb représentent un ensemble propulsif d'aéronef ; les figures 2a et 2b représentent une vue en coupe d'une section arrière de nacelle de turboréacteur à double flux ;
les figures 3a et 3b représentent un volet de blocage d'inverseur de poussée pourvu d'un panneau d'atténuation acoustique ;
les figures 4 à 8 sont des vues partielles en coupe d'une nacelle comportant une structure d'atténuation acoustique conforme à l'invention ;
les figures 9 et 10 représentent des exemples de réalisation d'un panneau sandwich conforme à l'invention ;
la figure 11 est un graphique décrivant les performances d'atténuation acoustique en fonction de la fréquence, pour une structure d'atténuation conforme à l'invention et pour deux structures d'atténuation connues.
La figure 4, montre une vue en coupe partielle d'une section arrière d'une nacelle 40 de turboréacteur double-flux. Le flux secondaire (ou flux d'air froid) circulant à travers la nacelle lorsque le système d'inversion de poussée n'est pas déployé est représenté par la flèche F. La nacelle 40 est par exemple analogue à la nacelle 1 des figures la et lb. La nacelle 40 comporte ainsi un système d'inversion de poussée, comportant notamment un capot mobile 41 et une pluralité de volets de blocage 42. Sur la figure 4, le système d'inversion de poussée est représenté en configuration « jet direct », le capot mobile 41 et le volet de blocage 42 étant donc en position rétractée. Ainsi, le volet de blocage 42 est logé dans une virole 43 solidaire du capot mobile 41. La virole 43 comporte une paroi 44 pleine, dont la surface interne 45, en regard avec le volet de blocage 42, est acoustiquement réfléchissante.
Le volet de blocage 42 est traité acoustiquement conformément à l'invention. Il comporte ainsi un panneau sandwich 46 comportant une structure alvéolaire 47 encadrée entre deux peaux, une peau arrière 48 et une peau avant 49. La peau avant 49 forme la surface externe du volet de blocage 42. La structure alvéolaire comporte dans l'exemple une pluralité de cloisons 47a. La structure alvéolaire 47 peut être formée de manière connue par une structure en nid d'abeille.
Conformément à l'invention, les deux peaux 48, 49 encadrant la structure alvéolaire 47 sont perforées (de sorte à être acoustiquement poreuses). Ainsi, le panneau sandwich 46 forme le premier étage d'une structure d'atténuation acoustique à deux degrés de liberté, le deuxième étage étant formé par l'espace 50 entre la surface interne 45 de la virole 43 et la peau arrière 48 du panneau sandwich 46. La structure d'atténuation acoustique conforme à l'invention comporte donc dans l'exemple de la figure 4 une peau acoustique formée par la peau avant 49 et une peau pleine formée par la paroi 44 de la virole 43, cette paroi étant pleine et est donc acoustiquement réfléchissante. Par ailleurs, la peau arrière 48 perforée du panneau sandwich 46 forme le septum de cette structure d'atténuation acoustique à deux degrés de liberté. La hauteur du deuxième étage (référencée H2 sur la figure 5), représentera entre 40% et 80% de la hauteur cumulée du premier (hauteur hl sur la figure 5) et du deuxième étage de la structure. Le taux de perforation de la peau avant 49 sera par exemple compris entre 8% et 20%, tandis que le taux de perforation de la peau arrière 48 sera par exemple compris entre 1% et 5%.
Le principe de fonctionnement de la structure d'atténuation acoustique selon l'invention est donc analogue à celui d'un panneau d'atténuation acoustique classique à deux degrés de liberté.
La peau avant 49, acoustiquement poreuse, est en contact direct avec le flux secondaire traversant la nacelle (en jet direct). Les ondes acoustiques peuvent donc partiellement traverser les peaux avant 49 et arrière 48, qui sont toutes deux poreuses. La structure alvéolaire 47 impose une propagation plane au sein du panneau sandwich 46. Les ondes se propagent également dans la couche d'air 50a situé dans l'espace 50 (ou cavité 50) entre la virole 43 et la peau arrière 48 du panneau sandwich 46. Les ondes sont réfléchies par la paroi 44 de la virole 43. Bien que la cavité 50 de la figure 4 ne soit pas munie de cloisons comme une structure alvéolaire classique, la propagation des ondes acoustiques et l'efficacité de l'atténuation acoustique sont très proches de celles d'un panneau d'atténuation acoustique de type DDOF conventionnel.
La structure d'atténuation acoustique conforme à l'invention se comporte sensiblement comme un panneau de type DDOF, tout en étant plus légère et moins encombrante. En outre, on obtient un résultat équivalent aux panneaux d'atténuation connus de manière plus simple et plus économique, puisqu'une seule structure sandwich (à simple étage) est nécessaire.
L'invention procure donc de nombreux gains par rapport à l'état de la technique, et notamment un gain de masse, d'encombrement, économique, le tout à performance acoustique identique.
Dans une variante représentée à la figure 5, on peut prévoir une pluralité de cloisons 51 s'étendant depuis la paroi 44 de la virole 43, vers la peau arrière 48 du panneau sandwich 46. Avantageusement, la hauteur des cloisons 51 est telle que leur extrémité libre se trouve à proximité immédiate de la peau arrière 48 du panneau sandwich 46 (par exemple à une distance comprise entre 1 et 5 millimètres).
Les cloisons 51 sont dans l'exemple de la figure 5 parallèles entre elles (et, en outre sensiblement parallèles aux cloisons de la structure alvéolaire 47). En variante, certaines des cloisons 51 peuvent être également disposées perpendiculairement aux autres et/ou sécantes entre elles, pour former un réseau de cellules.
Les cloisons 51 permettent de confiner la propagation des ondes acoustiques au sein même de la couche d'air 50a située dans l'espace (ou cavité) 50, afin d'en améliorer les performances d'atténuation acoustique de la structure d'atténuation acoustique conforme à l'invention. En outre, ces cloisons 51, en jouant le rôle de raidisseurs, permettent d'améliorer la tenue mécanique de la virole 6.
Dans une variante représentée à la figure 6, on prévoit que des cloisons 52 s'étendent depuis la peau arrière 48 du panneau sandwich 46 vers la paroi 44 de la virole 43. Avantageusement, la hauteur des cloisons 52 est telle que leur extrémité libre se trouve à proximité immédiate de la surface interne 45 de la paroi 44 de la virole 43. Sur le plan acoustique, les cloisons acoustiques 53 ont un effet analogue à celui des cloisons 51 de la figure 5. En outre, les cloisons 52, en jouant le rôle de raidisseurs, permettent d'améliorer la tenue mécanique du panneau sandwich 46 et donc du volet de blocage 42.
Bien entendu, on pourra prévoir à la fois des cloisons 51, s'étendant depuis la paroi 44 de la virole 43, et des cloisons 52, s'étendant depuis la peau arrière 48 du panneau sandwich 46.
Dans une variante représentée à la figure 7, on prévoit, en regard des extrémités libres des cloisons 52 un réseau de joints 53 afin de réaliser le contact et/ou l'étanchéité entre la virole 43 et les cloisons 52. Il en résulte une atténuation améliorée des ondes acoustiques, ces ondes étant mieux confinées au sein de la couche d'air 50a située entre la surface interne 45 de la virole 43 et la peau arrière 48 du panneau sandwich 46. L'utilisation d'un matériau souple pour le joint 53 permet également de supporter les vibrations mécaniques entre les cloisons 52 et la virole 43.
Bien entendu, l'utilisation de joints 53 tel que représenté à la figure 7 peut être adapté à la structure d'atténuation acoustique de la figure 5 ou à une structure comprenant des cloisons 51, 52 disposées pour certaines sur la virole 43 et pour les autres sur le panneau sandwich 46.
On pourra en outre prévoir que le réseau de joints 53 soit fixé directement sur l'extrémité libre des cloisons 51 et/ou 52, permettant ainsi de compenser d'éventuels jeux entre ces cloisons 51 et/ou 52 et la paroi 44 de la virole 43 ou la peau arrière 48 du panneau sandwich 46.
La figure 8 montre un exemple de réalisation dans lequel on prévoit à la fois des cloisons 51, s'étendant depuis la paroi 44 de la virole 43, et des cloisons 52, s'étendant depuis la peau arrière 48 du panneau sandwich 46. Dans cet exemple, on prévoit qu'au moins certaines des cloisons 51 de la virole 43 et des cloisons 52 du panneau sandwich 46 sont appairées, la proximité de deux cloisons 51, 52 d'une paire formant une chicane. L'effet de chicane obtenu permet d'obtenir une étanchéité suffisante pour éviter l'emploi de joints. De manière plus générale, les cloisons 51 s'étendant depuis la virole 43 et les cloisons 52 s'étendant depuis la peau arrière 48 sont positionnées selon des plans différents. Ainsi, les cloisons 51, 52 s'emboîtent les unes dans les autres. Une telle configuration, en plus du raidissement de la virole 43 et du panneau sandwich 46, permet une meilleure canalisation des ondes, tout en conservant la mobilité du volet 42 par rapport à la virole 43. Dans une autre variante (non représentée), les extrémités libres des cloisons 51, 52 se situent sensiblement en regard les unes des autres. Ceci permet d'établir des points de contact entre les deux pièces, définissant ainsi la distance entre le volet 42 et la virole 43.
Les structures d'atténuation acoustique représentées sur les figures 4 à 8 ont pour point commun d'être formées par la combinaison de la paroi 44 de la virole 43 et du panneau sandwich 46 du volet de blocage 42. Comme mentionné plus haut, ce volet de blocage est mobile en rotation, et est à cet effet articulé par rapport à la virole 43. La figure 9 montre un exemple de volet de blocage 42 conforme à l'invention, comportant notamment une peau arrière 48 perforée. Dans l'exemple de la figure 9, le volet 42 comporte en outre des cloisons 52 s'étendant depuis la peau arrière 48. Afin d'être fixé à la virole 43, le volet de blocage 42 comporte des chapes 54 destinées à être associées avec des ferrures ou chapes de la virole 43 (non représentées), l'ensemble de ces chapes et ferrures étant traversées par des axes colinéaires pour définir l'axe de rotation (représenté en trait mixte sur la figure 9) du volet par rapport à la virole.
Alternativement, on pourra prévoir que la structure d'atténuation acoustique conforme à l'invention ne comporte pas d'éléments mobiles. A titre d'exemple, la paroi acoustiquement réfléchissante pourra être formée par la surface interne d'un carter de soufflante ou la surface interne d'une tuyère, de façon plus générale toute surface sur laquelle il est bénéfique de s'appuyer pour créer un atténuateur acoustique à au moins deux degrés de liberté. Dans ce cas, on prévoira que le panneau sandwich 46 soit fixé à la paroi par l'intermédiaire de tous systèmes de fixations démontables connus, tels que des assemblages vis-écrous traversant de part en part les deux pièces, des vis serrés dans des inserts taraudés, etc.. L'écartement entre le panneau sandwich 46 et la paroi acoustiquement réfléchissante, est réalisé par exemple par l'intermédiaire de plots de fixation 55, comme représenté à la figure 10 qui fixent la distance entre les le panneau sandwich et la virole support afin d'obtenir la hauteur de cavité 50 désirée.
Par ailleurs, dans une variante non représentée, on pourra prévoir que le panneau sandwich 46 comporte plusieurs structures alvéolaires superposées séparées entre elles par un septum poreux, ce qui permet d'obtenir une structure d'atténuation acoustique se comportant comme un panneau d'atténuation acoustique à trois degrés de liberté ou plus.
Avantageusement, la peau arrière 49 du panneau sandwich 46 peut comporter une structure dite acoustique linéaire composée alors, d'une peau à forte porosité (de l'ordre de 30 à 50%) recouverte d'un grillage très fin (grillage métallique ou organique, ou CMO, dont les caractéristiques acoustiques sont telles que la résistance après collage de la peau linéaire est de l'ordre de 30 rayls cgs à 70 rayls cgs).
La figure 11, permet de comparer les performances d'atténuation acoustique obtenues avec un volet de blocage conforme à l'invention (courbe Cl), avec les performances obtenues avec un volet de blocage similaire, mais équipé d'un panneau d'atténuation conventionnel de type SDOF (courbe C2), et un volet de blocage similaire mais équipé d'un panneau d'atténuation conventionnel de type DDOF (courbe C3).
Sur le diagramme de la figure 11, on a représenté le taux d'atténuation des ondes acoustiques, en fonction de la fréquence des ondes acoustiques (exprimée en hertz) abscisse.
Comme on peut le voir sur la figure 11, une structure d'atténuation conforme à l'invention présente des performances légèrement dégradées en basse- moyenne fréquences (1000Hz - 2500Hz) par rapport un DDOF conventionnel. En revanche, on obtient bien un comportement typique d'un DDOF en plus hautes fréquences (à partir de 3000Hz), où la solution selon l'invention est beaucoup plus efficace qu'un SDOF conventionnel. Ainsi, une structure d'atténuation conforme à l'invention permet d'atténuer les ondes acoustiques sur une largeur de bande nettement plus importante qu'un panneau de type SDOF (courbe référencée C2), au- delà de 2800Hz dans l'exemple présenté, et qu'un panneau de type DDOF (courbe C3) de l'état de l'art, avec une perte d'efficacité négligeable en basse et moyenne fréquence (1200Hz à 2500Hz sur la figure 11).
Il est bien entendu que l'invention ne se limite pas à une structure d'atténuation acoustique disposée dans un inverseur de poussée, et qu'une structure conforme à l'invention peut être réalisée au sein de tout élément adapté se trouvant dans une nacelle ou un ensemble propulsif.
Il va de soi que l'invention n'est pas non plus limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus à titre d'exemples mais qu'elle comprend tous les équivalents techniques et les variantes des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons possibles.

Claims

REVENDICATIONS
1. Structure d'atténuation acoustique pour ensemble propulsif d'aéronef, comprenant une paroi acoustiquement réfléchissante (44) et un panneau sandwich (46), le panneau sandwich (46) comportant une structure alvéolaire encadrée (47) par deux peaux acoustiquement poreuses, une peau arrière (49) et une peau avant (48), la paroi acoustiquement réfléchissante (44) et le panneau sandwich (46) étant agencés de manière à être séparés par une couche d'air (50a) non circulant.
2. Structure (3) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le panneau (46) sandwich est solidaire d'un élément mobile (42), notamment mobile en rotation, par rapport à la paroi acoustiquement réfléchissante (44).
3. Structure selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le panneau sandwich (46) est fixé de manière démontable à la paroi acoustiquement réfléchissante (44).
4. Structure selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la paroi acoustiquement réfléchissante (44) comprend au moins une cloison (51) s'étendant vers la peau arrière (48) du panneau sandwich.
5. Structure selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisée en ce que la peau arrière (48) du panneau sandwich (46) comprend au moins une cloison (52) s'étendant vers la paroi acoustiquement réfléchissante (44).
6. Structure selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce qu'elle comporte au moins un joint (53) disposé en regard de l'extrémité libre d'une cloison (51, 52).
7. Structure selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisée en ce que le panneau sandwich (46) comporte une pluralité de structures alvéolaires qui sont séparées entre elles par un septum acoustiquement poreux.
8. Structure selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la porosité de la peau arrière (48) du panneau sandwich (46) est comprise entre 1% et 5%.
9. Structure selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la porosité de la peau avant (49) du panneau sandwich (46) est comprise entre 8% et 20%.
10. Structure selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la couche d'air (50a) présente une épaisseur comprise entre 10 et 40 millimètres.
11. Structure selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la structure alvéolaire (47) présente une épaisseur comprise entre 10 et 30 millimètres.
12. Structure selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la peau arrière (48) du panneau sandwich (46) comporte un treillis, notamment un treillis métallique.
13. Ensemble propulsif d'aéronef comportant une ou plusieurs structures selon l'une quelconque des revendications précédentes.
14. Ensemble propulsif selon la revendication précédente, comportant une nacelle (40) équipée d'un système d'inversion de poussée, le système d'inversion de poussée comportant au moins un volet de blocage (42) comportant le panneau sandwich (46) de la structure d'atténuation acoustique.
15. Ensemble propulsif selon la revendication précédente, dans lequel la paroi acoustiquement réfléchissante (44) est formée par une paroi d'une virole (43) sur laquelle le volet de blocage (42) est articulé.
16. Ensemble propulsif selon l'une des revendications 13 à 15, comportant un turboréacteur comprenant un carter de soufflante, le carter de soufflante comportant une surface interne formant la paroi acoustiquement réfléchissante, le panneau sandwich étant fixé de manière démontable au carter de soufflante.
17. Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 13 à
16, caractérisé en ce qu'il comporte une tuyère d'éjection dont une surface interne forme la paroi acoustiquement réfléchissante, le panneau sandwich étant fixé de manière démontable à la tuyère d'éjection.
18. Aéronef comportant au moins un ensemble propulsif selon l'une des revendications 13 à 17.
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