ES2328228T3 - Dispositivo de medicion de la presion total de un flujo. - Google Patents

Abstract

Dispositivo de medición de la presión total (Pt) de un flujo, caracterizado porque al menos dos corrientes de fluido tomadas en el flujo son conducidas en contacto de manera de desacelerarse mutuamente en una zona (11), y porque comprende medios de medición (12) de la presión que reina en dicha zona (11).

Description

Dispositivo de medición de la presión total de un flujo.

La invención se relaciona con un dispositivo, de medición de la presión total de un flujo.

Para pilotar cualquier aeronave se necesita conocer su velocidad relativa en relación con el aire, es decir al viento relativo. Esta velocidad es determinada con la ayuda de sensores de la presión estática Ps, de la presión total Pt, del ángulo de incidencia \alpha y del ángulo de resbalamiento \beta. \alpha y \beta proporcionan la dirección del vector de velocidad en un sistema de referencia, o referencial, vinculado a la aeronave y (Pt-Ps) proporciona el módulo de ese vector velocidad. Los cuatro parámetros aerodinámicos permiten por lo tanto determinar el vector velocidad de un avión y, complementariamente, de una aeronave con rotor basculante llamada convertible.

La medición de la presión total Pt se realiza habitualmente con la ayuda de un tubo llamado de Pitot. Se trata de un tubo abierto en uno de sus extremos y obstruido por el otro. El extremo abierto del tubo sensiblemente se enfrenta al flujo.

En el interior del tubo de Pitot, en las cercanías del extremo obstruido, se dispone un medio de medición de la presión del aire que reina allí. La corriente de aire que penetra en el tubo por el extremo abierto del tubo es progresivamente desacelerada hasta que alcanza una velocidad nula en el tubo. La disminución de la velocidad del aire tiende a aumentar la presión del aire. Esta presión aumentada forma la presión total Pt del flujo de aire.

En la práctica, el flujo de aire puede contener partículas sólidas o líquidas susceptibles de penetrar en el tubo de Pitot y acumularse en el tubo al nivel del extremo obstruido. Para evitar que tal acumulación perturbe la medición de presión, se prevé en general al nivel del extremo obstruido, un orificio de purga por el cual las eventuales partículas pueden evacuarse.

En ese orificio, circulan a la vez las partículas y una parte del aire de entrada en el tubo de Pitot. Así, la desaceleración del aire en el tubo no es completa y la medición de la presión total Pt se encuentra alterada. Más precisamente, mientras más se busca evitar la acumulación de partículas de tamaño importante, más se altera la medición de presión total aumentando las dimensiones del orificio de purga.

Por el contrario, mientras más se busca mejorar la medición de la presión total Pt disminuyendo las dimensiones del orificio de purga, más aumenta el riesgo de acumulación de partículas.

Con un tubo de Pitot, se debe realizar un compromiso entre calidad de la medición de la presión total Pt y el riesgo de perturbación de la medición debido al hecho de las partículas contenidas en el flujo de aire donde la medición es realizada.

El documento US-A-4 275 603 divulga un dispositivo de medición de la presión total de un flujo, dicho dispositivo de medición comprendiendo dos corrientes de fluido tomadas en el flujo.

La invención tiene como objeto evitar ese compromiso realizando una medición suficiente de la presión total sin riesgo de acumulación de partículas.

Se entiende claramente que la invención no está limitada a una medición de la presión total realizada en un flujo de aire. La invención puede ser llevada a cabo para cualquier tipo de flujo fluido.

Para alcanzar este fin, la invención tiene por objeto un dispositivo de medición de la presión total de un flujo, caracterizado porque al menos dos corrientes de fluido tomadas en el flujo son conducidas en contacto de manera de desacelerarse mutuamente en una zona, y porque comprende medios de medición de la presión que reina en dicha zona.

La invención será mejor comprendida y otras ventajas resultarán evidentes con la lectura de la descripción detallada de varios modos de realización de la invención, modos de realización ilustrados por el dibujo adjunto en el cual:

\bullet las figuras 1 y 2 representan un primer modo de realización en el cual dos corrientes de aire son canalizadas y conducidas en contacto una con la otra; más precisamente, la figura 1 representa un dispositivo conforme a la invención colocado sobre una sonda fija en relación con la capa exterior de una aeronave; la figura 2 representa el mismo dispositivo que aquel representado en la figura 1 pero colocado esta vez sobre una sonda móvil en relación con la capa exterior de la aeronave;

\bullet la figura 3 representa un segundo modo de realización en el cual varias corrientes de aire son tomadas de forma anular en el flujo y luego conducidas en contacto.

La figura 1 representa un dispositivo conforme a la invención, dispositivo cuya posición es fija en relación con la capa exterior 1 de una aeronave sobre la cual el mismo está dispuesto. El dispositivo es fijado sobre un apoyo 2 que lo hace solidario a la capa exterior 1. El dispositivo comprende un cuerpo hueco 3, y dos canales tubulares 4 y 5. El dispositivo está situado en un flujo de aire cuyo eje es representado por la flecha 6. Los canales 4 y 5 comprenden cada uno un extremo abierto aguas arriba, respectivamente 7 y 8. En las cercanías de esos extremos, los canales 4 y 5 se abren sensiblemente según el eje 6 del flujo. En las cercanías de su extremo aguas arriba 7, 8 los canales 4 y 5 son sensiblemente paralelos. Los canales 4 y 5 comprenden cada uno un extremo abierto aguas abajo, respectivamente 9 y 10. En el interior del cuerpo hueco 3, los extremos 9 y 10 se enfrentan y una zona 11 es situada entre los extremos 9 y 10. Dos corrientes de aire tomadas en el flujo son guiadas por los canales 4 y 5 aguas arriba de la zona 11. En la zona 11, las dos corrientes de aire son conducidas en contacto, de tal manera de desacelerarse mutuamente.

La presión de aire que reina en la zona 11 es representativa de la presión total Pt que reina en el flujo. Se mide esta presión Pt por ejemplo por medio de un tubo 12 que desemboca en su primer extremo 13 en la zona 11. El tubo 12 está unido por su segundo extremo a medios de medición de la presión tales como por ejemplo un sensor de presión. Ese sensor de presión puede estar situado en el interior de la aeronave, en cuyo caso, el tubo 12 se extiende desde el interior del cuerpo hueco 3 hasta el interior de la aeronave pasando por el interior del apoyo 2

El cuerpo hueco 3 comprende orificios 14a a 14i así como 15 que permiten evacuar las corrientes de aire del cuerpo hueco 3. Esos orificios 14a a 14i así como 15 están posicionados sobre el cuerpo hueco 3 de tal manera que cuando los canales 4 y 5 son obstruidos, una presión sensiblemente igual a la presión estática Ps del flujo reina en el interior del cuerpo hueco 3.

Más precisamente, en el ejemplo representado en la figura 1, el cuerpo hueco 3 tiene una forme sensiblemente de revolución y alargado según un eje sensiblemente paralelo al eje 6 del flujo.

En su extremo aguas arriba 16, el cuerpo hueco tiene una sección (perpendicularmente al eje 6) relativamente mínima. Alejándose del extremo aguas arriba 16, la sección del cuerpo hueco 3 va ensanchándose hasta un máximo y luego afinándose hasta un extremo aguas abajo 17 del cuerpo hueco 3. La zona 11 en la cual se mide la presión total Pt está situada en el interior del cuerpo hueco 3 sensiblemente al nivel donde la sección del cuerpo hueco 3 es la más ancha. Los orificios 14a a 14i están situados sobre la capa exterior del cuerpo hueco 3 igualmente sensiblemente al nivel donde la sección es la más ancha. Los orificios 14a a 14i rodean la zona 11. El orificio 15 está, en cuanto a él, situado al nivel del extremo aguas abajo 17 del cuerpo hueco 3.

Ventajosamente, el dispositivo comprende medios de medición de la temperatura que reina en la zona 11. Por ejemplo, se puede disponer en la zona 11 de una sonda de temperatura bajo la forma de una resistencia de platino 18. Esta resistencia está unida por enlaces eléctricos 19 y 20 a medios de medición de la resistencia eléctrica, medios por ejemplo situados en la aeronave. Al igual que el tubo 12, los enlaces eléctricos pueden encaminarse en el interior del apoyo 2.

La temperatura que reina en la zona 11 es representativa de la temperatura total del flujo. En la zona 11, las corrientes de aire son suficientemente desaceleradas para permitir una medición de la temperatura total. Por el contrario, el aire desacelerado es permanentemente renovado por el aire circulante en los canales 4 y 5 y luego evacuado por los orificios 14a a 14i y 15, de tal manera que la resistencia 18 es cortada por un ligero flujo de aire. Así la resistencia 18 no se calienta o puede por efecto Joule, permitir una buena medición de la temperatura debido al hecho de esta convección forzada.

Ventajosamente, las dimensiones del dispositivo son tales que la zona 11 es situada fuera de cualquier capa límite. Más precisamente, la medición de presión es perturbada si la toma de presión, en este caso en el extremo 13 del tubo 12, se sitúa en una capa límite. Se recuerda que una capa límite es una zona en la cual un flujo es perturbado por una pared. Por ejemplo, el apoyo 2 debe tener una longitud suficiente para que los extremos 7 y 8 de los canales 4 y 5 no estén situados en la capa límite formada por la capa exterior 1 de la aeronave. Además, las paredes de los canales 4 y 5 forman en el interior de estos una capa límite que se forma cuando las corrientes de aire del flujo circulan en el interior de los canales 4 y 5. Es por lo tanto importante definir las dimensiones de los canales 4 y 5 para que una capa límite que se forma allí no invada toda la sección de los canales 4 y 5 al nivel de sus extremos aguas abajo 9 y 10, a fin de conservar la zona 11 fuera de cualquier capa límite. Se velará más particularmente la relación entre la longitud y la sección de los canales 4 y 5 así como el radio de curvatura de los canales 4 y 5, la curvatura permitiendo conducir en contacto las corrientes de aire que circulan en los canales 4 y 5. Ese radio de curvatura no deberá ser demasiado bajo.

Ventajosamente, es igualmente posible medir en el interior del cuerpo hueco 3, por ejemplo en las cercanías de su extremo aguas arriba 16, la presión estática Ps del flujo. A este efecto, se puede medir la presión estática con la ayuda de un tubo 21 donde un primer extremo 22 desemboca en una zona situada en el interior del cuerpo hueco 3 donde reina una presión representativa de la presión estática Ps. El tubo 21 está unido en su segundo extremo a medios de medición de presión tales como por ejemplo un sensor de presión. Ese sensor puede estar situado en el interior de la aeronave en cuyo caso, el tubo 21 se extiende desde el cuerpo hueco 3 hasta el interior de la aeronave pasando por el interior del apoyo 2.

En el modo de realización representado en la figura 1, los dos canales 4 y 5 forman sensiblemente un plano perpendicular a la capa exterior 1 de la aeronave. Se entiende claramente posible que el plano que contiene los canales 4 y 5 tenga cualquier otra orientación en relación con la capa exterior 1 de la aeronave. El plano que contiene los canales 4 y 5 puede estar sensiblemente paralelo a la capa exterior de la aeronave. Esta orientación permite reducir las dimensiones del dispositivo que será así menos prominente en relación con la capa exterior 1 de la aeronave. Se puede determinar la distancia del plano que contiene los canales 4 y 5 en relación con la capa exterior de la aeronave de forma de que esté fuera de la capa límite formada por el flujo a lo largo de la capa exterior 1 de la aeronave.

Por el contrario, cuando los dos canales 4 y 5 forman sensiblemente un plano perpendicular a la capa exterior 1 de la aeronave, una variación de la incidencia local del flujo provocará perturbaciones idénticas para los dos canales 4 y 5. Una variación de este tipo no provocará por tanto defectos de simetría en la posición de la zona 11. Por el contrario, cuando los dos canales 4 y 5 forman sensiblemente un plano paralelo a la capa exterior 1 de la aeronave, una variación de la incidencia local arriesga de provocar una perturbación del flujo de aire que penetra en uno de los canales 4 ó 5, perturbación que es debida a la presencia del otro canal. Se recuerda que una variación de la incidencia local es una variación de la dirección del vector velocidad del flujo, variación de dirección del eje 6, en un plano paralelo a aquel de la capa exterior 1 de la aeronave.

La figura 2 representa otro modo de realización de la invención en el cual los canales 4 y 5, solidarios con el cuerpo hueco 3, tienen una posición móvil en relación con la capa exterior 1 de la aeronave. Para la disposición del cuerpo hueco 3 y de los canales 4 y 5, se podrá remitir a la figura 1. En la figura 2, el cuerpo hueco 3 es fijado sobre una paleta 30 móvil alrededor de un eje 31. La paleta 30 está destinada a orientarse naturalmente en función de la incidencia local del flujo. La paleta 30 es solidaria con un árbol 32 sensiblemente perpendicular a la capa exterior 1 de la aeronave. Un cojinete 33, por ejemplo con rodamiento, permite una rotación fácil del árbol 32 en relación con la capa exterior 1 de la aeronave asegurando completamente un posicionamiento preciso según los grados de libertad además de la rotación alrededor del eje 31.

Cuando el sensor de presión unido al tubo 12 está situado en el interior de la capa exterior 1 de la aeronave, es ventajoso interponer entre el tubo 12 y el sensor una junta que gira (no representada en la figura 2) a fin de conservar el sensor de presión en una posición fija en relación con la aeronave.

El dispositivo representado en la figura 2 puede igualmente comprender una toma de presión apta para medir una presión representativa de la presión estática Ps del flujo y un sensor de temperatura para medir la temperatura total del flujo tal como es representado en la figura 1. Para unir la toma de presión estática y el sensor de temperatura, la junta que gira podrá disponer de varias vías, vías aérolicas para las mediciones de presión y vía eléctrica para la medición de temperatura.

Ventajosamente cuando la paleta 30 se orienta en el eje del flujo, es posible medir la orientación de la paleta por ejemplo por medio de un codificador óptico que mide el ángulo de la paleta 30, se puede anular mecánicamente la posición de la paleta 30 en función de las mediciones de la presión de incidencia de la paleta 30 en relación con el flujo. Para más detalles concernientes a la realización de una medición de posición angular de la paleta 30 alrededor del eje 31, se puede remitir a la solicitud de patente francesa FR 2 665 539.

El hecho de orientar los canales 4 y 5 según el eje 6 del flujo, incluso cuando este eje 6 varía en relación con la aeronave, permite mejorar la medición de presión representativa de la presión total Pt realizada por el dispositivo. En efecto, cuando el eje 6 se inclina en relación con la orientación de los canales 4 y 5 en las cercanías de su extremo abierto aguas arriba 7 y 8, puede formarse en el interior canales 4 y 5, una capa límite tanto más importante cuando la inclinación del eje 6 con relación a los canales 4 y 5 es grande. Esta capa límite puede perturbar la medición de presión.

En el modo de realización representado en la figura 3, varias corrientes de aire son tomadas de manera anular en el flujo y guiadas en un mismo canal 40. Más precisamente, en las cercanías de su extremo abierto aguas arriba 41 el canal 40 tiene una forma sensiblemente tubular. El canal 40 está situado entre una pared cilíndrica exterior 42 y una pared cilíndrica interior 43. Al nivel del extremo 41, la pared cilíndrica interior 43 está cerrada por ejemplo por una superficie cónica 44 que delimita un volumen interior 45 cuya función se verá posteriormente. El canal 40 en las cercanías de su extremo aguas abajo 46 se deprime alrededor de una zona 47 o las diferentes corrientes de aire que circulan en el canal 40 son conducidas en contacto de manera de desacelerarse mutuamente.

El canal 40 comprende en su extremo aguas abajo 46 orificios 48 y 49 que permiten al aire evacuarse de la zona 47. El orificio 48 está situado en la prolongación de la pared exterior 42 y permite a las corrientes de aire evacuarse de la zona 47 directamente en el flujo en la dirección del eje 6. El orificio 49 está situado en la prolongación de la pared interior 43 y permite a las corrientes de aire evacuarse de la zona 47 en la dirección opuesta a aquella del eje 6. Las corrientes de aire evacuadas por el orificio 49 desembocan en el volumen interior 45. El volumen interior 45 comunica con el flujo por medio de canales radiales 50 que atraviesan el canal 40. En la figura 3, solamente dos canales radiales son representados. Se entiende claramente que la invención no está limitada a ese número. Ese o esos canales radiales 50 permiten además la resistencia mecánica de la pared interior 43. Estas deben tener una sección suficiente para permitir la evacuación de las corrientes de aire provenientes del orificio 49 hacia el flujo de aire exterior al dispositivo. El o los canales radiales 50 no deben tener una sección demasiado importante ya que esta perturba la circulación de las corrientes de aire en el canal 40.

Como en los modos de realización representados con la ayuda de las figuras 1 y 2, el orificio 13 de un tubo 12 permite realizar una toma de presión en la zona 47. La pared exterior 42 es solidaria con el apoyo 2 en el interior del cual se extiende el tubo 12. Igualmente, otra toma de presión puede ser prevista para medir una presión representativa de la presión estática Ps del flujo. Se ha constatado que se puede medir una presión de este tipo en el volumen interior 45 en un espacio 51 situado entre la superficie cónica 44 y el o los canales radiales 50. El extremo 22 del tubo 21 es colocado a este efecto en el espacio 51. Es igualmente posible prever medios de medición de la temperatura que reina en la zona 47. Para no sobrecargar la figura, esos medios no son representados en la figura 3. Estos pueden tomar la forma del sensor de temperatura 17 representado en la figura 1.

El canal 40 formado entre las paredes 42 y 43 ha sido representado en posición fija en relación con la capa exterior 1 de la aeronave. Es igualmente posible, como en el modo de realización representado en la figura 2, fijar el canal 40 sobre una paleta móvil 30 a fin de mejorar la alineación del canal 40 en relación con el eje 6 del flujo cuando la aeronave modifica su dirección en relación con el eje 6 del flujo.

El modo de realización representado en la figura 3 presenta ventajosamente una simetría de revolución alrededor de un eje 52 orientado según el eje preferencial del flujo de aire, eje representado por la flecha 6.

El modo de realización representado en la figura 3 presenta la ventaja de ser más compacto que los modos de realización representados en las figuras 1 y 2. Mientras más compacto es el modo de realización, más necesario es el recalentamiento del dispositivo para evitar la formación de escarcha, en caso de vuelo a gran altura, es fácil de realizar. Para el recalentamiento, se pueden por ejemplo utilizar resistencias eléctricas integradas a las paredes 42 ó 43 específicamente la pared exterior 42. Mientras más compacto es el modo de realización, menor será la potencia eléctrica necesaria para el recalentamiento.

Claims (15)

1. Dispositivo de medición de la presión total (Pt) de un flujo, caracterizado porque al menos dos corrientes de fluido tomadas en el flujo son conducidas en contacto de manera de desacelerarse mutuamente en una zona (11), y porque comprende medios de medición (12) de la presión que reina en dicha zona (11).

2. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado porque las corrientes de fluido son guiadas en al menos un canal (4, 5; 40) y porque el canal (4, 5; 40), en las cercanías de su extremo abierto aguas arriba (7, 8) es sensiblemente orientado en el eje (6) del flujo.

3. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación 2, caracterizado porque dos corrientes de aire tomadas en el flujo son guiadas aguas arriba de dicha zona (11) cada una en un canal (4, 5).

4. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación 3, caracterizado porque los canales (4, 5), en las cercanías de su extremo aguas arriba (7, 8), son sensiblemente paralelos.

5. Dispositivo de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 3 ó 4, caracterizado porque los canales (4, 5) comprenden cada uno un extremo abierto aguas abajo (9, 10), porque los extremos abierto aguas abajo (9, 10) se enfrentan, y porque dicha zona (11) está situada entre los extremos abierto aguas abajo (9, 10).

6. Dispositivo de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 3 a 5, caracterizado porque dicha zona (11) está situada en un cuerpo hueco (3) en el interior del cual derivan los dos canales (4, 5), porque el cuerpo hueco (3) comprende orificios (14a a 14i, 15), que permiten evacuar las corrientes de fluido del cuerpo hueco (3).

7. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación 6, caracterizado porque los orificios (14a a 14i, 15) del cuerpo hueco (3) son posicionados de tal manera que cuando los canales (4, 5) son obstruidos, una presión sensiblemente igual a la presión estática (Ps) del flujo que reina en el interior del cuerpo hueco (3).

8. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado porque varias corrientes de fluido son tomadas de manera anular en el flujo y guiadas en un mismo canal (40).

9. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación 8, caracterizado porque el canal (40), en las cercanías de su extremo aguas arriba (41), tiene una forma sensiblemente tubular.

10. Dispositivo de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 8 ó 9, caracterizado porque el canal, en las cercanías de su extremo aguas abajo, se deprime alrededor de dicha zona (47).

11. Dispositivo de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 8 a 10, caracterizado porque el canal (40) comprende en su extremo aguas abajo (46) orificios (48, 49) que permiten al fluido evacuarse de dicha zona (47).

12. Dispositivo de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 2 a 11, caracterizado porque el canal (4, 5; 40) tiene una posición fija en relación con la capa exterior (1) de una aeronave.

13. Dispositivo de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 2 a 11, caracterizado porque el canal (4, 5; 40) es solidario con medios destinados a orientarse en el eje (6) del flujo.

14. Dispositivo de acuerdo con una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las dimensiones del dispositivo son tales que dicha zona (11, 47) está situada fuera de cualquier capa límite.

15. Dispositivo de acuerdo con una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque comprende medios de medición (18, 19, 20) de la temperatura que reina en dicha zona (11; 47).