FR3069849A1 - Dispositif de reduction du bruit d'un turboreacteur comprenant des canaux d'interference acoustique - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un dispositif de réduction du bruit généré par les flux d'air liés au fonctionnement d'un ensemble propulsif pour avion, ledit ensemble propulsif comprenant une première conduite de turboréacteur exposée à un flux d'air et une deuxième conduite de turboréacteur également exposée à un flux d'air, la première conduite étant identique et non coaxiale à la deuxième conduite, caractérisé en ce qu'il comprend un ensemble de canaux d'interférence acoustique, chaque canal d'interférence reliant un premier point de la première conduite exposé à des fluctuations de pression avec un deuxième point correspondant de la deuxième conduite destiné à être exposé dans le temps à des fluctuations de pression similaires, et permettant la propagation des ondes acoustiques, de manière à mettre en communication les fluctuations de pression entre le premier point et le deuxième point correspondant au sein de la première conduite et de la deuxième conduite respectivement, réalisant ainsi des interférences acoustiques destructives.

Description

DISPOSITIF DE REDUCTION DU BRUIT D’UN TURBOREACTEUR

COMPRENANT DES CANAUX D’INTERFERENCE ACOUSTIQUE

DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION ET ART ANTERIEUR

La présente invention s’inscrit dans le domaine technique des turbomachines pour aéronef, plus particulièrement des turboréacteurs.

Dans ce domaine, se pose la problématique de la réduction du bruit généré par les éléments aérodynamiques d’un turboréacteur lors de son fonctionnement, notamment les rotors de turbines. Des solutions sont recherchées pour atténuer les fluctuations de pression générées par ces éléments, sans impacts importants sur l’encombrement mécanique, la masse ou la consommation énergétique du système.

Une solution bien connue consiste à installer sur l’intérieur de la nacelle d’un turboréacteur des panneaux anti-bruit « en nid d’abeille », où une tôle perforée sépare l’intérieur de la structure des flux d’air. Cependant, l’efficacité d’un tel traitement n’est optimisée que pour une gamme de fréquences relativement réduite dépendant de la conception des panneaux utilisés.

Il a également été proposé d’exploiter les phénomènes d’interférences destructives appliquées aux ondes acoustiques, telles que les signaux de fluctuation de pression produits par une soufflante.

Ce phénomène d’interférence, ici illustré en figure 1, se produit lorsque deux signaux provenant de sources distinctes peuvent se superposer en un même point. Dans le cas où les deux signaux sont de forme et d’amplitude identique, l’un des signaux étant en opposition de phase avec le second tels que les signaux S0 et S1 représentés schématiquement en figure 1, il est possible d’obtenir en résultante S2 une annulation du bruit. La compression générée par l’une des ondes est alors compensée par la détente associée à la seconde. Dans le cas où les deux ondes ne sont pas exactement en opposition de phase, il est tout de même possible d’obtenir une onde sonore résultante d’amplitude bien moindre, et donc d’atténuer le bruit généré par le système.

Ainsi, la demande de brevet FR2998267 a déjà proposé, pour réduire le bruit de la soufflante d’un moteur, une technologie dérivée du concept déjà connu de tube HQ (pour tube de Herschel-Quincke) (tube creux courbé constituant une dérivation parallèle pour les flux d’air, dans un conduit dans lequel circule une onde acoustique). Il est proposé dans cette demande d’installer un dispositif selon ce principe dans une conduite d’air d’un turboréacteur équipée d’un panneau en nid d’abeille sur sa surface, le tube HQ traversant l’épaisseur du panneau en nid d’abeille et débouchant à ses deux extrémités sur l’intérieur de la conduite. Un signal acoustique de fluctuation de pression est ainsi prélevé dans le conduit et réinjecté en un autre point avec un déphasage étudié pour l’atténuation du bruit généré par ce signal acoustique. Le signal réinjecté réalise des interférences destructives avec le signal non déphasé auquel il est superposé.

En particulier, du fait que le signal acoustique n’est pas réinjecté à l’endroit du prélèvement, il ne permet pas de garantir une similitude suffisante pour obtenir une atténuation significative par interférences destructives.

D’autre part, le déphasage obtenu dépend de la taille du tube HQ, ce qui impose d’être en mesure d’adapter la longueur du tube en fonction du régime de soufflante.

La demande de brevet FR2968048 propose quant à elle un dispositif de contrôle actif du bruit généré par l’interaction entre le sillage de la soufflante et les aubes directrices de sortie (également dites OGV), exploitant l’action d’actuateurs piézoélectriques de dimension réduite localisés sur les OGV, directement au niveau des surfaces aérodynamiques. Ces sources électrostatiques génèrent un signal sonore préférentiellement dipolaire pour être le plus similaire possible avec le bruit généré par les soufflantes, cette technologie se basant également sur le principe des interférences destructives.

Toutefois, des limitations de cette technologie ont été mises en exergue. Le niveau de puissance du bruit de soufflante est inatteignable dans les contraintes d’intégration d’un turboréacteur standard. De ce fait, il est difficile d’obtenir une atténuation sonore significative. De plus, la masse importante du dispositif empêche de l’installer sur l’ensemble des OGV. Or, la structure du bruit généré par les soufflantes est complexe et difficilement reproductible par un nombre réduit de sources acoustiques.

L’état de la technique ne fournit donc pas de solution satisfaisante mettant en oeuvre des interférences destructives pour limiter la nuisance sonore du bruit de soufflante dans un moteur d’aéronef, réalisant un compromis entre contraintes d’intégration, efficacité de l’atténuation de bruit et opérabilité sur toutes les gammes de fréquence de bruit de soufflante.

On connaît par ailleurs déjà des turboréacteurs à double flux présentant des architectures de type Multifan (terme usuel pour désigner une architecture multi3 soufflantes). Cette architecture, qui exploite le principe de propulsion distribuée, est schématisée sur la figure 2 de la présente demande. Le turboréacteur 1, conçu avec une telle architecture et d’axe A, correspond à un turboréacteur double corps standard doté d’un corps HP (haute pression) comprenant un compresseur 5 HP et une turbine 6 HP, ainsi que d’un corps BP (basse pression) comprenant un compresseur 7 BP et une turbine 8 BP et d’une chambre de combustion 3.

La turbine 8 entraîne non pas un seul rotor de soufflante, mais deux rotors de soufflante 2a et 2b de conception identique mais distincts, d’axes parallèles à l’axe A, disposant de deux conduits dissociés et non coaxiaux. Les rotors 2a et 2b sont articulés au corps BP par le système de transmission 4. Une droite S, passant par la surface avant des rotors 2a et 2b et perpendiculaire à l’axe A, est également représentée sur la figure 2.

L’intérêt de ce type d’architecture est de permettre l’augmentation du taux de dilution (aussi noté BPR) du turboréacteur et donc son rendement thermodynamique, en contournant les contraintes techniques et opérationnelles liées à une augmentation du diamètre d’un unique corps de soufflante telles que la vitesse en tête d’aubes de soufflante, la garde au sol.

PRÉSENTATION GÉNÉRALE DE L’INVENTION

La présente invention propose une nouvelle solution de réduction du bruit généré par les flux d’air liés au fonctionnement d’un ensemble propulsif pour avion.

Il est proposé d’exploiter le phénomène d’interférences destructives acoustiques dans une catégorie particulière d’ensembles propulsifs d’aéronefs, à savoir ceux qui présentent deux corps de soufflante identiques, comme c’est le cas des turboréacteurs Multifan qui disposent ainsi d’au moins deux conduits de soufflante de fonctionnements identiques, présentant des comportements aérodynamiques et acoustiques très proches. Etant soumis au même régime de fonctionnement, deux corps de soufflante d’un tel turboréacteur sont donc susceptibles de fournir deux signaux acoustiques de même forme et de même amplitude : en faisant en sorte que ces deux signaux soient en opposition de phase comme représenté en figure 1, il est possible de mettre en oeuvre le phénomène d’interférences destructives exposé précédemment en vue d’atténuer le bruit tonal produit par le sillage des soufflantes.

A cet effet, l’invention propose de mettre en oeuvre un système de réduction du bruit généré par les flux d’air au sein d’un ensemble propulsif pour aéronef, applicable à un ensemble propulsif comprenant un premier rotor lié à une première conduite d’air, et un deuxième rotor de conception identique et de fonction identique (rotor de soufflante, rotor portant des aubes OGV...) lié à une deuxième conduite d’air de conception également identique, la première et la deuxième conduite étant non coaxiales.

Un tel système de réduction de bruit comprend un ensemble de canaux d’interférence acoustique disposé entre la première conduite et la deuxième conduite. Un tel canal d’interférence prend la forme d’un tube permettant la propagation des ondes acoustiques, faisant communiquer les flux d’air entre un point de la première conduite et un point correspondant de la deuxième conduite. Ici, un point de la deuxième conduite est considéré comme correspondant à un point de la première conduite si, la deuxième conduite étant identique à la première conduite, ledit point de la deuxième conduite a strictement la même position dans la deuxième conduite que ledit point de la première conduite dans la première conduite. Un tel tube débouche donc à une première extrémité dans la première conduite, et à une deuxième extrémité dans la deuxième conduite, et relie deux points de position identique dans leur conduite respective, donc exposés à des flux d’air de même forme et de même amplitude. Ce tube est préférentiellement souple, mais peut également être pris rigide.

De cette manière, le flux d’air existant au niveau de la seconde conduite peut s’introduire dans la première conduite (et réciproquement), se superposant au flux d’air existant au niveau de la première conduite. Puisqu’un point de la surface de la première conduite est relié à un point correspondant de la deuxième conduite, les deux points étant exposés à des flux d’air identiques, les deux signaux de fluctuation de pression ainsi superposés sont de forme et d’amplitude semblables.

En jouant sur le déphasage entre le signal de fluctuation de pression produit par le premier rotor et le signal produit par le deuxième rotor, il est ainsi possible de réaliser des interférences destructives selon les principes décrits précédemment, afin d’atténuer le bruit des flux d’air générés par les rotors.

Notamment, en se rapprochant d’une opposition de phase exacte entre lesdits deux signaux, on peut réaliser un système de réduction de bruit particulièrement efficace, le signal acoustique s’annulant localement au sein des deux conduites.

La présente invention est capable de produire une atténuation sensiblement meilleure par rapport aux solutions connues de l’art antérieur, en ce qu’elle permet une annulation locale potentiellement parfaite du bruit.

Par ailleurs, elle présente l’intérêt d’être applicable à toute condition opératoire du turboréacteur (si tant est que les deux systèmes rotoriques mis en communication tournent au même régime) sans nécessiter ni prélèvement d’énergie, ni contrôle en vol, et indépendamment de la gamme de fréquence des flux d’air mis en communication au sein de l’ensemble propulsif.

Enfin, la masse du système est réduite relativement aux systèmes de contrôle actif connus de l’art antérieur.

Le système proposé peut être mis en oeuvre pour toute surface en contact avec l’écoulement d’un flux d’air important au sein d’un turboréacteur, comme le flux secondaire mis en vitesse par un corps de soufflante.

Parmi ces surfaces, on compte, pour un turboréacteur standard, la surface qui s’étend axialement entre la lèvre de l’entrée d’air et le bord d’attaque du corps de soufflante, la surface qui s’étend axialement entre le bord de fuite de la soufflante et le bord d’attaque des aubes directrices de sortie, la surface qui s’étend axialement entre le bord d’attaque et le bord de fuite des aubes directrices de sortie, la surface comprise entre le bord de fuite des aubes directrices de sortie et la lèvre de la tuyère, la surface en contact avec la tête des aubes directrices de sortie, la surface du moyeu, etc..

Selon un deuxième aspect, l’invention propose un ensemble propulsif pour turboréacteur intégrant un système de réduction de bruit selon l’invention, dans lequel un ensemble de canaux d’interférence acoustique est mis en oeuvre entre deux conduites d’air reliées à des systèmes rotoriques de conception et de fonction identiques, exposées à des flux d’air de forme et d’amplitude identique et préférentiellement en opposition de phase.

Dans un premier mode de réalisation, la présente invention est utilisée pour relier deux systèmes rotoriques d’un turboréacteur unique présentant une architecture de type Multifan, où le premier et le deuxième rotor sont des rotors de soufflante entraînés par l’action d’une même turbine. Cependant, l’invention proposée peut aussi être avantageusement utilisée pour d’autres architectures, notamment au sein d’ensembles propulsifs présentant plusieurs turboréacteurs distincts mais de conception identique, les uns à proximité des autres. Des ensembles de canaux d’interférence acoustique selon l’invention peuvent alors être mis en place entre les nacelles de deux turboréacteurs identiques. En faisant en sorte que deux systèmes rotor/stator ainsi reliés produisent deux signaux acoustiques identiques en opposition de phase, les mêmes effets techniques peuvent être obtenus qu’au sein d’un turboréacteur Multifan équipé d’un dispositif de réduction de bruit selon l’invention. Notamment, un ensemble de moteurs de type « enterré », comptant plusieurs moteurs installés en arrière-fuselage peut avantageusement être équipé d’un dispositif selon l’invention.

PRÉSENTATION DES FIGURES

D’autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées parmi lesquelles :

la figure 1 représente de manière schématique deux signaux sonores sinusoïdaux en opposition de phase et leur résultante, à des fins d’illustration du principe d’interférences destructives mis en oeuvre dans l’invention ;

la figure 2 est une vue schématique de l’architecture d’un turboréacteur double flux à deux corps de soufflante ou « Multifan » ;

la figure 3 est une vue en coupe partielle des nacelles de deux turboréacteurs à double flux sur lesquels on a mis en oeuvre un ensemble de canaux d’interférence acoustique selon l’invention ;

la figure 4 illustre, sur l’un des deux turboréacteurs représentés en figure 4, un placement avantageux d’un ensemble de canaux d’interférence selon l’invention ;

la figure 5 est une vue de face des deux rotors de soufflante du turboréacteur représenté en figure 2.

DESCRIPTION D’UN OU PLUSIEURS MODES DE MISE EN ŒUVRE ET DE RÉALISATION

La figure 3 représente schématiquement les nacelles de deux turboréacteurs semblables Ta et Tb d’axes respectifs parallèles A1 et A2, dans une vue en coupe partielle selon le plan passant par les axes A1 et A2.

Ces turboréacteurs Ta, Tb sont de type à double flux et comportent chacun un conduit secondaire 9a, 9b pour le flux froid mis en vitesse par un rotor de soufflante 1a, 1b et un conduit primaire (non représenté sur les figures) pour le flux chaud brûlé dans la chambre de combustion.

Plusieurs ensembles de canaux s’étendent entre différents ensembles de points qui sont en correspondance à l’intérieur des turboréacteurs Ta et Tb. Plus particulièrement, ces différents canaux débouchent sur les surfaces intérieures des conduits secondaires 9a, 9b et assurent la communication acoustique entre les différents points de ces surfaces intérieures qu’ils relient.

En l’occurrence, dans l’exemple sur la figure 3, les canaux sont au nombre de trois et sont référencés par 11, 12 et 13. Les canaux de l’ensemble 11 (respectivement 12, 13) relient des ensembles de points 21a et 21b (respectivement 22a, 22b et 23a, 23b) qui sont des points qui se correspondent entre eux sur les surfaces intérieures des conduits secondaires 9a, 9b (et/ou sur les surfaces intérieures des conduits primaires, selon d’autres configurations possibles) où ils débouchent.

Pour limiter l’encombrement, les différents points reliés entre eux sont en particulier placés sur des zones de surfaces de conduit secondaire particulièrement exposées au bruit, pour ne pas avoir à équiper une part trop importante de la surface des conduits secondaires.

Notamment, les points 21a, 21b sont répartis à proximité des têtes d’aubes de soufflante, au niveau où l’air extérieur est admis par les rotors de soufflante.

Les points 22a, 22b sont disposés près des aubes directrices de sortie.

Enfin, les points 23a, 23b sont localisés respectivement sur le conduit secondaire 9a et le conduit secondaire 9b, au niveau d’une sortie d’air des conduits primaires.

Les canaux d’interférence des ensembles 11, 12, 13 sont par exemple des tubes en des matériaux souples compatibles avec les sollicitations mécaniques et thermiques des zones de moteurs sur lesquelles ils sont montés.

Ils présentent par exemple un diamètre compris entre 1 et 10 mm.

Ce diamètre doit en effet être suffisant pour permettre la propagation des ondes acoustiques sans altérations, mais pas trop important dans un souci d’encombrement mécanique du système.

En outre, si ce diamètre est pris grand, le système est susceptible de perturber le comportement aérodynamique des flux d’air au niveau des surfaces des conduits reliés par les canaux d’interférence, et par là même le rendement desdits conduits.

Egalement, un panneau de matériau poreux peut être placé sur les surfaces des conduits secondaires 9a, 9b où les canaux d’interférence acoustique sont mis en œuvre pour reconstituer les surfaces aérodynamiques au contact des flux d’air, sans empêcher le passage des canaux. Par exemple, des panneaux « en nid d’abeille » classiques tels que ceux évoqués en préambule peuvent être utilisés à cet effet, avec l’avantage que des canaux d’interférence acoustique peuvent facilement être intégrés à des conduits équipés de tels panneaux en faisant passer les canaux à travers des cellules des panneaux.

Pour une surface de conduit donnée à mettre en correspondance entre les deux moteurs, le nombre d’orifices où les canaux débouchent est important, les différents points mis en correspondance et les orifices constituant un réseau dense au niveau des surfaces ciblées sur l’un et l’autre des deux moteurs. Une distance maximale de deux diamètres de canal entre deux orifices successifs constitue un ordre de grandeur pertinent pour constituer un tel réseau dense.

Certaines stratégies de positionnement s’avèrent particulièrement avantageuses pour optimiser le nombre de canaux, de façon à en utiliser suffisamment pour garantir une bonne atténuation du bruit tout en limitant l’encombrement.

Sur la vue proposée en figure 4, qui reprend la configuration de placement de canaux d’interférence proposée pour le turboréacteur Ta de la figure 4, les canaux 11 débouchent sur la surface intérieure d’entrée du conduit secondaire 9a au niveau d’une multitude d’orifices (points 21a) distribués avec une répartition régulière en azimut sur l’ensemble d’un pourtour intérieur de ladite surface.

De même, les canaux 13 débouchent sur la surface intérieure de sortie du conduit secondaire 9a au niveau d’une multitude d’orifices (points 23a) distribués avec une répartition régulière sur l’ensemble d’un pourtour intérieur de ladite surface.

La distance entre deux orifices consécutifs est minimisée de manière constituer un réseau de canaux dense, comme indiqué précédemment.

Dans un mode de réalisation préférentiel mais non limitatif, applicable par exemple au cas d’un ensemble propulsif comprenant plusieurs turboréacteurs ou au cas d’un unique turboréacteur présentant une architecture de type Multifan, on réalise un déphasage géométrique entre le premier jeu d’aubes de rotor associé au premier rotor et le deuxième jeu d’aubes associé au deuxième rotor, de manière à obtenir deux signaux acoustiques en opposition de phase en sortie des deux rotors.

La figure 5 représente schématiquement la mise en oeuvre de cette configuration. Les deux rotors de soufflante 2a et 2b de la figure 2 y sont représentés en vue de face, selon le plan perpendiculaire à l’axe A du turboréacteur représenté en figure 2 et passant par la droite S de la figure 2.

Le premier rotor de soufflante 2a est doté d’un jeu d’aubes dont deux aubes successives sont notées 30a et 31a dans la figure. De même, le deuxième rotor de soufflante 2b, de conception identique au rotor de soufflante 2a, présente le même jeu d’aubes comprenant deux aubes successives 30b et 31b.

L’angle A qui existe entre les aubes 30a et 31a est de même mesure que l’angle A’ qui existe entre les aubes 30b et 31b. Sur les deux rotors de soufflante 2a et 2b est repérée une verticale V. Pour la réalisation du mode de réalisation préférentiel exposé ici, à un instant où l’axe de l’aube 30a coïncide avec la verticale V, le deuxième jeu d’aubes est déphasé d’un angle de déphasage D par rapport au premier jeu d’aubes, et l’angle de déphasage D est de mesure égale à la moitié de la mesure des angles A et A’.

Si les rotors de soufflante 2a et 2b appartiennent au même turboréacteur dans une architecture Multifan, cette configuration peut être obtenue en indexant les aubes de soufflante de façon judicieuse au moment du montage du turboréacteur. Dans le cas de deux rotors de soufflante associés à deux turboréacteurs distincts, dont on met en communication les flux d’air par un système de réduction de bruit selon l’invention, il convient de contrôler en vol la rotation des soufflantes de manière à réaliser à tout moment le déphasage voulu.

La description qui précède concerne le cas d’une mise en communication des flux d’air de deux turboréacteurs distincts mais de conception identique et tournant au même régime moteur, en vue de réaliser des interférences acoustiques destructives.

Comme vu précédemment, un système de réduction de bruit peut également être utilisé dans un unique turboréacteur, dans le cas où ledit turboréacteur comprend plusieurs corps de soufflante selon une architecture « Multifan ».

Claims (13)

1. Dispositif de réduction du bruit généré par les flux d’air liés au fonctionnement d’un ensemble propulsif pour avion, ledit ensemble propulsif comprenant une première conduite de turboréacteur (9a) exposée à un flux d’air et une deuxième conduite de turboréacteur (9b) également exposée à un flux d’air, la première conduite (9a) étant sensiblement identique et non coaxiale à la deuxième conduite (9b), caractérisé en ce qu’il comprend un ensemble de canaux d’interférence acoustique (11, 12, 13), chaque canal d’interférence (11) reliant un premier point (21a) de la première conduite (9a) exposé à des fluctuations de pression avec un deuxième point correspondant de la deuxième conduite (21b) destiné à être exposé dans le temps à des fluctuations de pression similaires, et permettant la propagation des ondes acoustiques, de manière à mettre en communication les fluctuations de pression entre le premier point (21a) et le deuxième point correspondant (21b), au sein de la première conduite (9a) et de la deuxième conduite (9b) respectivement, réalisant ainsi des interférences acoustiques destructives.

2. Dispositif de réduction de bruit selon la revendication 1, comprenant un canal d’interférence acoustique (11) reliant un premier point (21a) de la première conduite (9a) avec un deuxième point (21b) de la deuxième conduite (9b), la position du deuxième point (21b) dans la deuxième conduite (9b) étant identique à la position du premier point (21a) dans la première conduite (9a).

3. Dispositif de réduction de bruit selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel un canal d’interférence (11) est de diamètre compris entre 1 et 10 millimètres.

4. Dispositif de réduction de bruit selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel un canal d’interférence (11) est formé d’un tube souple.

5. Ensemble propulsif pour turboréacteur sur lequel est monté un dispositif de réduction de bruit (11, 12, 13) selon l’une quelconque des revendications précédentes pour obtenir une atténuation du bruit généré par des fluctuations de pression de flux au sein d’une première conduite (9a) de turboréacteur et d’une deuxième conduite (9b) de turboréacteur.

6. Ensemble propulsif selon la revendication 5, dans lequel l’ensemble de canaux d’interférence (11, 12, 13) relie un premier ensemble de points (21a) d’une surface de la première conduite (9a) distribués en anneau autour d’un premier axe (A1) de ladite première conduite (9a) à une même position selon le premier axe (A1), à un deuxième ensemble de points correspondants (21b) d’une surface de la deuxième conduite (9b), distribués en anneau autour d’un deuxième axe (A2) de ladite deuxième conduite (9b) à une même position selon le deuxième axe (A2).

7. Ensemble propulsif selon la revendication 5 ou 6, dans lequel la première conduite se situe au voisinage d’un premier rotor de soufflante (2a) et la deuxième conduite se situe au voisinage d’un deuxième rotor de soufflante (2b), les deux rotors de soufflante (2a, 2b) étant entraînés par une seule et même turbine, appartenant au même turboréacteur (1).

8. Ensemble propulsif selon la revendication 5 ou 6, dans lequel la première conduite (9a) appartient à un premier turboréacteur (Ta) et la deuxième conduite (9b) appartient à un deuxième turboréacteur (Tb), l’ensemble propulsif comprenant les premier (Ta) et deuxième (Tb) turboréacteurs.

9. Ensemble propulsif selon la revendication 8, dans lequel la première conduite (9a) est située au voisinage d’un premier rotor de soufflante (1a) doté d’un premier jeu d’aubes de rotor de soufflante, la deuxième conduite (9b) est située au voisinage d’un deuxième rotor de soufflante (1b) doté d’un deuxième jeu d’aubes de rotor de soufflante, et un ensemble de canaux d’interférence (11) est installé entre des points (21a) au voisinage des têtes d’aubes du premier jeu d’aubes de rotor de soufflante et des points (21b) au voisinage des têtes d’aubes du deuxième jeu d’aubes de rotor de soufflante.

10. Ensemble propulsif selon l’une des revendications 8 ou 9, dans lequel la première conduite (9a) est située au voisinage d’un premier rotor portant un premier jeu d’aubes directrices de sortie, la deuxième conduite (9b) est située au voisinage d’un deuxième rotor portant un deuxième jeu d’aubes directrices de sortie, et un ensemble de canaux d’interférence (12) est installé entre des points (22a) au voisinage des têtes d’aubes du premier jeu d’aubes directrices de sortie et des points (22b) au voisinage des têtes d’aubes du deuxième jeu d’aubes directrices de sortie.

11. Ensemble propulsif selon la revendication 5 ou 6, comprenant un premier

5 rotor (2a) doté d’un premier jeu d’aubes de rotor (30a, 31a), chaque aube de rotor distante d’un angle d’aubes (A) avec son aube consécutive, et comprenant un deuxième rotor (2b) doté d’un deuxième jeu d’aubes de rotor (30b, 31b), chaque aube de rotor distante du même angle d’aubes (A’) avec son aube consécutive,

10 caractérisé en ce que le deuxième jeu d’aubes de rotor (30b, 31b) est conçu pour être déphasé du premier jeu d’aubes de rotor (30a, 31a) d’un angle de déphasage (D) égal à la moitié de l’angle d’aubes (A).

12. Ensemble propulsif selon l’une des revendications 5 à 11, comprenant une

15 conduite (9a) exposée à un flux d’air et percée par un ensemble de canaux d’interférence acoustique (11, 12, 13), recouverte sur une de ses surfaces d’une plaque de matériau poreux propre à laisser passer les flux d’air.