FR2817236A1 - Configuration de detecteur de givre pour ameliorer la detection de givre dans des conditions proches de la temperature de congelation - Google Patents
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Abstract
Détecteur de givre pour un avion comprenant un ensemble sonde et support et étant positionné sur l'avion de sorte que le champ de pression autour du détecteur de givre induise une température inférieure sur une zone sur l'ensemble sonde, comparée à l'avion. Ainsi, le givre se formera sur l'ensemble sonde avant de se former sur l'avion pour générer un préavis précoce de conditions de givre à des températures proches de la température de congélation.
Description
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CONFIGURATION DE DÉTECTEUR DE GIVRE POUR AMÉLIORER LA
DÉTECTION DE GIVRE DANS DES CONDITIONS PROCHES DE LA
TEMPERATURE DE CONGELATION
ARRIERE-PLAN DE L'INVENTION
La présente invention concerne une configuration de détecteur de givre qui détecte le givre à des températures qui sont proches de la température de congélation et qui présente un champ de pression qui réduit la pression sur des zones de la surface de sorte que ces mêmes zones refroidissent et atteignent une
température inférieure à mesure que l'air s'écoule au-
delà du détecteur de givre pour détecter le givre avant sa formation sur des surfaces critiques de l'avion. Le détecteur de givre est utilisé sur des véhicules de transport aérien et génère un préavis d'existence
effective de givrage.
Les détecteurs magnétostrictifs de givre existants fonctionnent bien sur l'enveloppe de performance habituelle de l'avion. Toutefois, comme de plus en plus d'avions sont conçus avec des ailes très performantes, des situations peuvent se produire à des températures
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proches de la température congélation o le givre se forme sur une aile alors que le détecteur de givre classique ne fournit aucune information indiquant le givre. La température critique est définie comme la température au-dessus de laquelle le givre ne se forme pas sur une structure, étant donné la configuration de l'avion et d'autres conditions atmosphériques. La température critique peut être différente pour une configuration à profil aérodynamique habituelle et pour un détecteur de givre classique, à la même vitesse. Les détecteurs de givre classiques comprennent en général
une sonde à section transversale circulaire.
Un document intitulé: " Equilibrium Temperature of an Unheated Icing Surface as a Function of Air Speed " (Température d'équilibre d'une surface de givrage non chauffée en fonction de la vitesse) Messinger, B. L., J. Aeronaut. Sci., p. 29-42, janvier 1953, procure des éléments de compréhension en matière d'équilibre thermodynamique à des températures proches de la
température critique pour deux dimensions de cylindre.
Il se produit un point auquel l'échauffement aérodynamique associé à l'impact direct ne peut pas résister à la propension des gouttelettes surfondues (eau sous forme liquide à des températures inférieures à sa température de congélation) à changer de phase pour demeurer sur la structure sous forme de givrage. Si la
température est suffisamment froide, ceci se produit.
Dans la pratique, la taille des détecteurs de givre relativement à la taille de la plupart des ailes peut être sélectionnée de manière à induire l'accumulation de givre sur le détecteur plus rapidement que l'accrétion se produisant sur l'aile, ce qui constitue le résultat
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recherché. Ceci ne prenait, toutefois, pas en compte, le fait que l'écoulement d'air sur la surface de levage de l'aile ou du profil aérodynamique peut créer des zones localisées dont la température est plus froide que le détecteur de givre. D'o le givrage qui peut se former sur l'aile à des températures plus chaudes que le
détecteur de givre classique.
À des angles d'attaque élevés, tels que ceux qui se forment lors du décollage et de l'atterrissage d'un avion, l'écoulement d'air autour de l'arête antérieure de l'aile s'accélère autour du sommet et créée une zone de pression plus basse ou de vide relativement à la pression statique ambiante. Cette pression plus basse génère, à son tour, une chute de température près de l'arête antérieure de l'aile, et dans les cas les plus extrêmes, la zone dans laquelle la pression plus basse s'exerce subit une accumulation de givre. En d'autres termes, si des gouttelettes d'eau surfondues sont présentes dans la zone de l'aile sur laquelle une pression plus basse s'exerce et qu'une chute de
température suffisante se produit, le givre se forme.
RÉSUMÉ DE L'INVENTION
La présente invention concerne un ensemble sonde et support de détecteur de givre qui présente une configuration géométrique qui modifie la répartition de la pression autour de la sonde et réduit la température à certaines zones de la sonde à un niveau inférieur à la température sur la surface critique de l'avion qui doit
être protégée de la formation de givre.
La configuration géométrique de l'ensemble sonde peut être une forme en coupe transversale à profil
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aérodynamique, ou peut être un cylindre avec un support qui modifie l'écoulement d'air afin d'obtenir la
répartition de la pression désirée.
Selon une forme, une sonde à section transversale à profil aérodynamique est orientée relativement à une aile de sorte que, à mesure que l'angle d'attaque de l'aile augmente, l'angle d'attaque de la sonde du détecteur de givre à profil aérodynamique change aussi et définit des zones dans lesquelles s'exerce une
pression plus basse qu'à la surface de l'aile associée.
L'utilisation d'une sonde ayant une longueur de cordon plus courte, et ayant un profil aérodynamique approprié relativement à la forme de l'aile, résulte en accrétion de givre sur la sonde à des températures supérieures à la température critique de l'aile. Ainsi, le givre se forme sur la sonde à des températures plus chaudes que
celle de l'aile.
La sonde à profil aérodynamique est positionnée de sorte que le champ de pression sur la sonde et adjacent à la sonde est comparable au, mais créée une pression plus basse que le profil aérodynamique de l'aile à des
angles d'attaque élevés en fonctionnement.
D'autres formes de la présente invention montrent une sonde en tube cylindrique, qui se projette normalement (ou perpendiculairement) à la surface de l'avion, et qui est positionnée avec un support qui modifie l'écoulement au-delà de la sonde afin de réduire la température sur la sonde. En d'autres termes, la géométrie du support diminue la pression et la température sur les surfaces de la sonde jusqu'à un niveau inférieur à celui généré par l'aile ou une autre structure avec laquelle le détecteur de givre est
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utilisé. En particulier, le support peut incorporer des corps soit à l'avant soit à l'arrière de la sonde cylindrique avec lesquels la répartition de la pression
autour de la sonde est modifiée.
Une autre forme inclut une nervure qui s'étend sur l'axe d'une face latérale de la sonde. La nervure provoque le décollement de l'écoulement autour de la sonde résultant en une répartition de la pression irrégulière ou asymétrique avec des zones de la sonde étant à une pression plus basse que le revêtement de
l'avion et donc à une température inférieure.
D'autres méthodes peuvent inclure des ensembles sonde et support qui ont des axes longitudinaux qui ne sont pas normaux par rapport à la surface sur laquelle ils sont montés, mais inclinés soit vers l'avant soit vers l'arrière de sorte que l'écoulement d'air au-delà de la sonde est modifié du fait de l'inclinaison de la
sonde relativement à la direction de l'écoulement d'air.
L'écoulement peut être dirigé et dans tous les cas, l'ensemble sonde et support de détecteur de givre est formé de manière à induire une pression à une partie de la surface de la sonde du détecteur de givre qui est inférieure à la pression sur la surface critique qui est effectivement protégée par le détecteur de givre. La réduction de la pression provoque aussi une réduction de la température à la surface du détecteur de givre, provoquant ainsi l'accrétion de givre à une température plus chaude qu'avec les sondes classiques. La répartition locale de la pression sur la sonde du détecteur de givre est modifiée par la géométrie du support, le balayage de la sonde, ou par la formation de
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la section transversale à profil aérodynamique de la sonde.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
La figure 1 est un schéma de principe fragmenté de face d'un avion ayant un détecteur de givre conçu selon la présente invention installé sur celui-ci; la figure 2 est une vue en coupe schématique prise le long de la ligne 2--2 de la figure 1; la figure 3 est une représentation graphique d'un profil aérodynamique habituel indiquant des conditions de formation de givre et tracée selon la température critique par rapport à l'angle d'attaque; la figure 4 est une représentation schématique de la sonde du détecteur de givre à profil aérodynamique de la présente invention illustrant sa taille en comparaison à une sonde cylindrique habituelle de '' de diamètre; la figure 5 est une représentation agrandie du détecteur de givre à profil aérodynamique de la présente invention illustrant l'accumulation de givre telle que prévue par une simulation sur ordinateur; la figure 6 est une vue de dessus d'un détecteur de givre habituel conçu conformément à la version modifiée de la présente invention; la figure 7 est une vue de derrière de la figure 6; la figure 8 est une vue d'une extrémité du détecteur de givre de la figure 6; la figure 9 est une vue de dessus d'une autre forme modifiée de la présente invention illustrant un détecteur de givre ayant un arrière-corps;
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la figure 10 est une vue de derrière du détecteur de givre de la figure 9; la figure 11 est une vue d'une extrémité du détecteur de givre de la figure 9; la figure 12 est une vue de dessus d'une forme
modifiée de la présente invention incluant un avant-
corps sur une face avant d'une sonde du détecteur de givre; la figure 13 est une vue de derrière de la sonde de la figure 12; la figure 14 est une vue d'une extrémité de la sonde de la figure 12; la figure 15 est une vue de dessus d'une autre forme modifiée illustrant une sonde de détecteur de givre de la présente invention; la figure 16 est une vue de derrière de la forme de sonde de la présente invention illustrée sur la figure 15; la figure 17 est une vue d'une extrémité de la sonde du détecteur de givre de la figure 15; la figure 18 est une vue de dessus d'un détecteur de givre illustrant un balayage ou une inclination vers l'arrière de la sonde du détecteur de givre; et la figure 19 est une vue de dessus d'une sonde du détecteur de givre illustrant un balayage ou une
inclination vers l'avant.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE DES MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
ILLUSTRÉS
Sur la figure 1, un avion habituel indiqué par le numéro 10 présente une conception classique, et comprend une aile de forme en coupe transversale de profil
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aérodynamique 12, et comprend selon l'illustration un ensemble sonde de détecteur de givre 14 conçu conformément à la présente invention, supporté sur le
revêtement ou la cloison extérieure 16 de l'avion.
L'ensemble sonde de détecteur de givre 14 est positionné relativement à l'aile 12 à un endroit déterminé qui est sélectionné de manière à permettre la détection de givre à mesure que l'air s'écoule au-delà de l'aile et du revêtement de l'avion 16. Sur la figure 2, on peut observer que l'ensemble sonde de détecteur de givre 14, comprenant une section en amont arrondie 13 et la section en aval 15 définit une forme en section
transversale de profil aérodynamique.
Pour procéder à l'analyse de l'efficacité d'une sonde de détecteur de givre à section transversale de profil aérodynamique, le LEWICE v 1.6 (ou un programme comparable), une simulation CFD (Computational Fluid Dynamics, Étude de la dynamique des fluides par modélisation numérique) des environnements de givre, peut être utilisée pour déterminer par des paramètres l'effet de variables telles que la teneur en eau liquide (LWC), le diamètre du volume médian (MVD), la température ambiante, l'altitude, la vitesse et la géométrie de la sonde et du profil aérodynamique (de l'aile) par une série d'analyses. Les résultats de ces analyses fournissent une direction pour les autorités de certification, incluant U. S. Federal Aviation Administration, Joint Airworthiness Authorities, et Transport Canada, qui doivent certifier l'avion comme étant apte à naviguer. L'analyse réalisée consistait à utiliser une structure d'essai comprenant une section transversale à profil aérodynamique habituel pour une
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aile, et à l'analyser à un seul angle d'attaque. Pour cet angle d'attaque, la température ambiante a été abaissée à une vitesse donnée ou de référence afin de déterminer si le givre se formait sur le profil aérodynamique d'essai. Dès que le givre a commencé à se former, la température à laquelle la formation s'est produite était déclarée être la température " critique " pour ces géométrie, vitesse, angle d'attaque, altitude
et teneur en eau liquide (LWC).
La figure 3 illustre les résultats d'un série d'essais, par le tracé de la courbe de la température critique (la température en dessous de laquelle le givre s'accrète sur le profil aérodynamique de l'aile d'essai) en degrés Centigrades (ou Celsius) par rapport à l'angle d'attaque (AOA) utilisant une aile à profil aérodynamique Whitcomb, qui avait une longueur d'un mètre, et était utilisée avec des vitesses vraies d'écoulement d'air de 1,50 noeuds (KTAS). Le profil aérodynamique Whitcomb est un exemple d'un profil aérodynamique super " critique " utilisé sur des avions
très performants.
Les courbes incluent une courbe 20 indiquant que le givre se formera en dessous d'une température particulière sur ce profil aérodynamique, et une courbe 22 de la température " critique " moyenne est aussi tracée en association. La courbe 21 indique des températures au dessus desquelles le givre ne se
formera pas.
La courbe inférieure représente le coefficient de pression localisée le plus négatif, indiquant que plus le coefficient de pression localisée est négatif, plus le potentiel sera important pour le refroidissement et
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donc pour la formation de givre. Le coefficient de pression aérodynamique Cp est défini par l'expression: Cp = P1 - Pa qc expression dans laquelle, P1 est la pression statique locale, Pa est la pression statique ambiante, et qc est la pression dynamique. Le coefficient de
pression (Cp) est inscrit sur le côté droit de la figure.
La ligne horizontale 26 représente la température critique d'un détecteur de givre habituel qui présente une section transversale circulaire. Une section transversale circulaire n'est pas affectée par l'angle d'attaque, et donc la ligne 26 est horizontale et est légèrement supérieure à -1,0 C. En se reportant à la figure 3, on peut constater qu'au-dessus d'un angle d'attaque d'environ 5 , la température critique pour la sonde du détecteur de givre à profil aérodynamique Whitcomb est prévue pour être supérieure à la température critique d'un détecteur de givre cylindrique habituel représenté par la ligne 26, et ceci signifie que le givre se formera sur le profil aérodynamique avant de se former sur le détecteur de givre. Par exemple, à un angle d'attaque de 6 , le givre se formera sur le profil aérodynamique avec la température statique ambiante inférieure à -0,65 C. Pour des températures statiques locales supérieures à celle-ci, le givre ne se formera pas. Au-dessus d'environ - 1,01 C, le détecteur de givre habituel à sonde cylindrique ne détectera pas le givre. Si le profil aérodynamique se déplace selon un angle d'attaque de 6,0 , il est possible que le givre s'accumule sur l'aile
et non pas sur le détecteur de givre.
i 2817236 Les conditions d'écoulement doivent être équilibrées ou mises en perspective par le diagramme de manoeuvres et de rafales de l'avion. Il est invraisemblable qu'un avion commercial vole à la fois à des angles d'attaque élevés et à une vitesse élevée. La situation qui est illustrée par la courbe de la figure 3 est une situation qui est rencontrée par un avion volant sous des conditions de haute performance. On considère qu'une caractéristique importante du champ d'écoulement est la pression minimale, qui est l'endroit o la température est la plus basse. Sur la figure 3, la courbe de la pression minimale 24 est indiquée sous forme du coefficient de pression locale. Plus ce paramètre est négatif, plus le potentiel est important pour le refroidissement et par conséquent pour la formation de givre. Dans le cas d'un détecteur de givre de conception classique à section transversale (un cylindre circulaire), la pression minimale est donnée à un coefficient de pression de -3, en assumant un écoulement potentiel idéal. Le coefficient de pression minimale sur le profil aérodynamique Whitcomb, quant à
lui, dépasse -3 après un angle d'attaque d'environ 4,0 .
Ainsi, à des angles d'attaque supérieurs à 5,0 , le détecteur de givre habituel à section transversale cylindrique ne détectera par le givre dans les zones de
pression plus basse du profil aérodynamique Whitcomb.
En utilisant un ensemble sonde de détecteur de givre à profil aérodynamique, des conditions de champ de pression comparables peuvent être assurées à la fois pour l'aile et pour l'ensemble sonde de détecteur de givre, la sonde à profil aérodynamique étant orientée selon un certain angle d'attaque de manière à définir une zone de pression plus basse que le profil aérodynamique de l'aile ou étant placée dans une zone
d'amplification de l'angle d'attaque (AOA) local.
La figure 4 est une représentation de la forme du détecteur de givre en section transversale, utilisant un ensemble sonde de forme en section transversale de profil aérodynamique standard NACA 0012. Cet ensemble sonde de forme en section transversale est utilisé en remplacement d'une sonde cylindrique. Une sonde cylindrique de 6,35 mm de diamètre est représentée sur la figure 4 à titre de comparaison. L'ensemble sonde à profil aérodynamique 14 utilisé comptait 52,832 mm de long, et doit détecter le givre préalablement à l'aile s'il est correctement localisé et orienté. Les conditions opératoires pour les représentations illustrées à la fois sur les figures 4 et 5 sont les suivantes et ont abouti à l'utilisation de LEWICEv 1,6 vitesse: 150 noeuds KTAS; angle d'attaque: 120; altitude: 10 000 pieds; diamètre du volume médian (MVD): 20 microns; teneur en eau liquide (LWC): 0,25 g/m3; température statique de l'écoulement non perturbé
0,680 C;
longueur du cordon: 52,832 mm.
Après seulement 10 secondes, le givre s'est formé sur l'ensemble sonde de détecteur de givre sous ces conditions. Sous ces mêmes conditions, le givre ne s'est pas formé sur le détecteur de givre classique. Si l'ensemble sonde en forme de profil aérodynamique est correctement placé et orienté, on peut constater que la
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température critique du détecteur de givre est désormais supérieure à la température critique pour un profil aérodynamique Whitcomb avec un angle d'attaque (AOA)
local de 10 .
Comme le profil aérodynamique NACA 0012 présente une répartition de la pression différente du profil aérodynamique Whitcomb, il fut nécessaire de modifier l'orientation de l'ensemble sonde à profil aérodynamique NACA 0012 par rapport à celui de l'aile. La température statique critique pour le profil aérodynamique Whitcomb à un angle d'attaque de 10 est égal à +0, 68 C. L'ensemble sonde de détecteur de givre à profil aérodynamique NACA 0012 était orienté à un angle d'attaque de 12 afin d'obtenir une température statique critique plus chaude que +0,68 C. L'autre question aérodynamique concerne la manière dont l'ensemble sonde est disposé. La modification de l'angle d'attaque local est souvent une relation de type non un à un avec l'angle d'attaque de l'avion. C'est la raison pour laquelle, il est important de comprendre le placement de l'ensemble sonde et support de détecteur de
givre sur l'avion.
En d'autres termes, l'ensemble sonde à profil aérodynamique est monté à un certain endroit de sorte que, à l'angle d'attaque normalement désiré du décollage et de l'atterrissage, l'ensemble sonde de détecteur de givre à profil aérodynamique se trouvera dans un champ de pression qui est comparable à celui du profil aérodynamique sur l'avion sur lequel le détecteur de
givre est utilisé.
La figure 5 est une section agrandie de l'extrémité avant de la sonde de détecteur de givre à profil
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aérodynamique, j'ai dans ce cas aussi procédé au tracé de Z/C sur X/C, e n utilisant les mêmes paramètres que ceux établis pour la figure 4. L'accumulation de givre est illustrée par le numéro 28, et celui-ci s'est accumulé dans cette zone avant le givre qui s'est formé sur l'aile à profil aérodynamique Whitcomb à un angle d'attaque
(AOA) local légèrement inférieur.
Les figures 6, 7 et 8 illustrent une forme modifiée de la présente invention, dans laquelle un ensemble sonde et support 39 comprend une section de sonde cylindrique de détecteur de givre indiquée par le numéro 40 montée sur un support 41 fixé sur une pièce de montage 42 qui est supportée par le revêtement de l'avion 44. Un boîtier 46 sur l'intérieur de l'avion sous le revêtement 44, loge le circuit approprié d'excitation et de détection globalement indiqué par le numéro 50, dont la conception est classique. La section de sonde 40 peut être du type magnétostrictif, et est soumise à des vibrations dans la direction indiquée par la double flèche 52 par le circuit d'excitation, et toute modification de la fréquence naturelle de vibration causée par l'accrétion de givre à la surface de la sonde sera détectée par la partie détectrice du circuit
indiqué par le numéro 50.
La section de sonde 40 est cylindrique, comme on peut le constater sur la figure 8, et afin d'offrir la capacité de détecter le givre de manière fiable avant l'accrétion de givre sur le revêtement de l'avion 44 dans la zone qui doit être protégée du givre, l'ensemble sonde et support 39 comprend une section de plateau plat d'arrière-corps ou en aval 54 montée sur surface d'extrémité 56 du support 41, et s'étend vers le haut à proximité très adjacente et le long de la section de sonde 40 sur une distance désirée. Par exemple, l'arête de la section de plateau plat 54 s'étend approximativement sur 80 % de la longueur de la section de sonde 40. La longueur de la section de sonde 40 est mesurée depuis la surface 56 jusqu'à l'extrémité extérieure de la partie d'extrémité arrondie, hémisphérique 41. L'arête extérieure de la section d'arrière-corps ou de plateau plat peut être oblique ou tournée par rapport à la surface 56 ou parallèle à la surface 56 comme illustré, et peut être arrondie ou fuselée en direction de la cloison 56 dans la direction arrière également. (Voir les figures 9, 10
et 11).
L'arête antérieure de la section d'arrière-corps ou de plateau plat, indiquée par le numéro 54A est espacée de la face postérieure de la section de sonde 40, comme illustré, d'une distance égale à " d. " La distance " d " peut se situer dans la gamme de 0,635 mm, par exemple, et est suffisante pour ne pas affecter la vibration de la section de sonde 40, en utilisant le
circuit d'excitation et de détection.
En opération normale, l'écoulement d'air autour de la sonde à section transversale cylindrique à forme classique, depuis la direction indiquée par la flèche 55 sur la figure 6, sépare à approximativement 108 au-delà du point de stagnation. Des remous seront observés et le point de pression minimale sera à approximativement 90 à la direction de l'écoulement d'air. L'amplitude de cette pression minimale sera proche de la valeur théorique d'un coefficient de pression de -3. Si l'écoulement demeurait fixé tout le long jusqu'au point
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postérieur de stagnation, ceci serait le cas, mais en raison du décollement de l'écoulement, ceci ne se
produit pas dans la pratique. Avec l'ajout de l'arrière-
corps, l'amplitude des remous observés est réduite et l'écoulement demeure fixé plus longtemps. Ce qui autorise, par conséquent, la pression minimale à l'épaisseur maximale du cylindre à devenir plus négative. Plus la pression est basse, plus l'air sera
froid à ce point.
Les figures 9, 10 et 11 illustrent une autre forme modifiée de la présente invention, dans laquelle l'ensemble sonde et support de détecteur de givre 63 comprend une section de sonde 62 montée sur un support 64 supportée sur un plateau 66 qui est quant à lui supporté sur le revêtement d'un avion 68 de façon normale. La section de sonde 62 est du type magnétostrictif, et le circuit d'excitation et de détection indiqué par le numéro 70 est disposé. Le circuit serait normalement disposé sur l'intérieur du revêtement de l'avion contenu dans un boîtier 65 et est
illustré uniquement schématiquement.
Dans cette forme de la présente invention, une section de plateau plat ou d'arrière-corps 72 est incluse dans l'ensemble support. Cette section d'arrière-corps 72 est une lame étroite et plate qui est de forme triangulaire sur la vue de dessus et présente une arête extérieure qui diminue progressivement vers le bas depuis la section de sonde 62 jusqu'à l'arrière. L'arête extérieure est
également arrondie. L'arête antérieure de l'arrière-
corps 72 est espacée de la section de sonde 62 d'une distance " d, " qui dans ce cas aussi, se situe dans la gamme désirée, par exemple, de 0,635 mm. La face de la section d'arrière-corps 72 adjacente aux sections de sonde peut avoir approximativement la même hauteur que la section d'arrière-corps 54 illustrée sur la figure 8, ou suffisamment plus courte, et doit décoller l'écoulement de sorte que l'air s'écoule autour de la section de sonde cylindrique 62 dans la direction indiquée par la flèche 67, et doit générer une pression plus basse sur les zones de la face latérale globalement indiquées par le numéro 76, comme cela a été expliqué en liaison aux figures 6, 7 et 8. Comme cela a été stipulé, avec l'ajout de l'arrière-corps, l'amplitude des remous observés est réduite et l'écoulement demeure fixé plus longtemps. Ce qui autorise, par conséquent, la pression minimale à l'épaisseur maximale de la section de sonde cylindrique à devenir plus négative. Plus la pression est basse,
plus l'air sera froid à ce point.
Les figures 12, 13 et 14 illustrent une autre forme modifiée de la présente invention, dans laquelle l'ensemble sonde et support de détecteur de givre 81 comprend un support 80 et une section de sonde cylindrique 82 montés conjointement sur une pièce de support ou un plateau 83 qui est quant à lui monté sur le revêtement d'un avion 84. La section de sonde 82 est du type magnétostrictif, et le circuit d'excitation et de détection indiqué par le numéro 88 est disposé. Le circuit serait normalement disposé sur l'intérieur du revêtement de l'avion contenu dans un boîtier 85 et est
illustré uniquement schématiquement.
Dans cette forme de la présente invention, une section de plateau plat ou d'avant-corps 86 est incluse dans l'ensemble sonde et support 81. La section d'avant-corps 86 est une lame étroite et plate qui est de forme triangulaire sur la vue de dessus et présente une arête antérieure qui diminue progressivement vers le haut depuis une extrémité avant en direction de la section de sonde 82. L'arête postérieure de l'avant-corps 86 est concave en vue de recevoir la forme cylindrique de la section de sonde et est espacée de la section de sonde 82 d'une distance " d, " qui dans ce cas aussi, se situe dans la gamme désirée, par exemple, de 0,635 mm. L'arête postérieure de la section d'avant-corps 86, comme illustrée,s'étend uniquement sur environ 60 % à 80 % de la longueur de l'axe de la section de sonde, et diminue progressivement en épaisseur depuis l'arête antérieure jusqu'à l'arête postérieure, comme illustrée sur la figure 14. Le cône de l'avant-corps depuis l'avant jusqu'à l'arrière favorise une accélération régulière de l'écoulement d'air. L'avant-corps 86 doit décoller l'écoulement de sorte que l'air s'écoule autour de la section de sonde cylindrique 82 dans la direction indiquée par la flèche 89, et doit générer une pression plus basse sur les zones des faces sous le vent ou en aval globalement indiquées par le numéro 87, qui est inférieure à la pression générée sur le revêtement de l'avion 84. L'ajout de l'avantcorps modifie la répartition de la pression autour de la sonde et réduit l'amplitude des remous observés et permet à l'écoulement de demeurer fixé à la section de sonde 82 plus longtemps. Ainsi, des zones de la section de sonde
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seront plus froides qu'elles ne devraient l'être sans l'influence de l'avant-corps. En outre, l'avant-corps agit comme bouclier de protection des parties de la section de sonde et réduit les effets d'échauffement aérodynamique généraux dus à la conduction. Le circuit 88 doit fournir un préavis de conditions de
givre, avant que le givre ne s'accrète sur l'avion.
Les figures 15, 16 et 17 illustrent un autre mode de réalisation de la présente invention comprenant une pièce de montage 90, qui comporte un ensemble sonde et support 91 comprenant un support 93 et une section de
sonde cylindrique 92 faisant saillie depuis le support.
L'ensemble sonde et support 91 est monté dans une position sélectionnée relativement à une partie du revêtement de l'avion 98. La section de sonde cylindrique 92 devrait avoir le circuit approprié associé à celle- ci pour la faire vibrer et détecter les modifications de fréquence, comme cela a été précédemment expliqué. Dans cette forme de la présente invention, la section de sonde cylindrique 92 présente une section de nervure s'étendant sur l'axe 94
constitutif de la sonde 92 le long d'une face de celle-
ci. La section de nervure 94 se situe sur une face latérale relativement à la direction de l'écoulement d'air, qui est indiquée par la flèche 96. La section de nervure 94 doit provoquer le décollement de l'écoulement autour de la section de sonde 92. En raison du décollement de l'écoulement au niveau de la nervure, une répartition irrégulière et asymétrique de la pression se produit lorsque l'orientation de l'écoulement n'est pas parallèle à une ligne reliant la partie frontale de l'ensemble sonde à l'arrière. En
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supposant que la ligne de stagnation sur l'ensemble sonde est plus proche de la nervure 94 qu'elle ne le serait sous un écoulement perpendiculaire (ceci souligne le besoin de soigneusement placer et orienter l'ensemble sonde), l'effet de la nervure 94 consiste à effectivement procurer une condition sous laquelle la discrimination de l'orientation s'effectue, ce qui n'est pas le cas sous les écoulements classiques. Des zones de la surface de la sonde seront à une pression plus basse que le revêtement de l'avion, et donc à une température inférieure à celle de la surface portante
environnante ou de la surface de l'avion 98.
La figure 18 est une forme modifiée de la présente invention. Un ensemble sonde et support 99 comprenant un support à profil aérodynamique 98 et une sonde cylindrique 100 ayant une section transversale circulaire. L'ensemble sonde et support 99 est monté sur une pièce de support appropriée 102, et présente un axe indiqué par le numéro 107 qui s'incline suivant une direction en aval relativement à un axe 106 perpendiculaire à la surface de l'avion 101. La direction de l'écoulement d'air pour ce détecteur est
indiquée par le numéro 108.
La figure 19 illustre un ensemble sonde et support 113 comprenant un support à profil aérodynamique 111 et une sonde cylindrique 112 qui est montée sur le support 111. L'ensemble sonde et support 113 est maintenu en place par une pièce 114. La sonde cylindrique présente un axe 116 qui s'incline suivant une direction an amont relativement à un axe 118 perpendiculaire au revêtement de l'avion 120. La sonde 112 est dans ce cas aussi un cylindre à section
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transversale circulaire. La direction de l'écoulement
d'air est indiquée par la flèche 117.
L'inclination de l'ensemble sonde et support dans une configuration de balayage soit en avant soit en arrière, comme illustrée sur la figure 18 ou 19, modifie la répartition de la pression autour de la sonde par une augmentation de l'écoulement dans le sens de l'envergure (direction avant et arrière) le long de la sonde. Cet écoulement dans le sens de l'envergure réduit le rétablissement le long de l'arête antérieure de la sonde tout en permettant de biser les remous observés dans le sillage de la sonde. La région de pression plus basse aura aussi des températures inférieures à celle du revêtement de l'avion, qui provoque l'accrétion de givre sur la sonde avant qu'il ne s'accrète sur les
surfaces adjacentes de l'avion.
La présente invention permet ainsi l'orientation et la configuration de la sonde de manière à réduire la pression et la température sur des parties de la surface de la sonde afin de provoquer l'accrétion de givre sur la sonde avant qu'il ne s'accrète sur la surface de l'avion. Bien que la présente invention ait été décrite en FAISANT référence aux modes de réalisation préférés, l'homme du métier reconnaîtra que des modifications peuvent y être apportées sur la forme et les détails sans pour autant s'écarter de l'esprit et de la portée
de la présente invention.
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Claims (18)
1. Détecteur de givre pour émettre un signal indiquant la formation de givre, ledit détecteur de givre comprenant un ensemble sonde faisant saillie dans un courant aérien et supporté relativement à une surface d'une structure subissant le givre, le courant aérien se déplaçant audelà de ladite surface et dudit ensemble sonde, et ledit ensemble sonde comprenant des sections formant des parties structurelles qui définissent une zone de pression plus basse sur une partie de la surface de l'ensemble sonde que sur la structure, résultant en une température inférieure sur les surfaces
de l'ensemble sonde que sur la structure.
2. Détecteur de givre selon la revendication 1, dans lequel des sections dudit ensemble sonde comprennent un élément de corps en position adjacente à au moins l'une
des faces en amont et en aval de l'ensemble sonde.
3. Détecteur de givre selon la revendication 2, dans lequel ledit élément de corps est positionné sur une face en amont d'une section de sonde cylindrique, ledit élément de corps ayant une arête fuselée depuis une surface sur laquelle l'ensemble sonde est monté en direction d'une extrémité extérieure de la section de
sonde cylindrique.
4. Détecteur de givre selon la revendication 2, dans lequel l'ensemble sonde comprend une section de sonde cylindrique et dans lequel ledit élément de corps est positionné sur une face en aval de la section de sonde cylindrique, et s'étend le long d'une longueur de la section de sonde cylindrique sur une distance sélectionnée.
5. Détecteur de givre selon la revendication 4, dans lequel ledit élément de corps s'étend substantiellement sur 60 % à 80 % de la longueur de la section de sonde cylindrique le long d'une arête de l'élément de
corps adjacent à la section de sonde cylindrique.
6. Détecteur de givre selon la revendication 5, dans lequel ledit élément de corps a une largeur qui constitue une partie substantielle du diamètre de la section de sonde cylindrique, et une arête de l'élément de corps étant encastrée pour recevoir une partie de la section de sonde cylindrique afin de maintenir un espace entre la section de sonde cylindrique et l'arête antérieure.
7. Détecteur de givre selon la revendication 6, dans lequel l'espace entre l'arête antérieure de l'élément de corps et une surface de la section de sonde cylindrique se situe dans la gamme de 0,635 mm.
8. Détecteur de givre selon la revendication 1, dans lequel ledit ensemble sonde comprend une forme en coupe transversale de profil aérodynamique avec une section arrondie de l'ensemble sonde faisant
face à la direction de l'écoulement d'air.
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9. Détecteur de givre selon la revendication 8, dans lequel ledit ensemble sonde de forme en coupe transversale de profil aérodynamique est positionné sur un avion comprenant la structure, l'ensemble sonde de forme en coupe transversale de profil aérodynamique ayant un angle d'attaque qui produit
une pression plus basse qu'une aile d'avion.
10. Détecteur de givre selon la revendication 1, dans lequel ledit ensemble sonde comprend une structure qui maintient une partie de la surface de l'ensemble sonde à une température inférieure à la
surface protégée de l'avion.
11. Détecteur de givre selon la revendication 1, dans lequel l'ensemble sonde comprend une sonde dont l'axe longitudinal fait saillie dans le courant aérien, l'axe étant incliné selon un angle autre que perpendiculaire à une direction de l'écoulement du courant aérien se déplaçant au-delà
de la sonde.
12. Ensemble sonde selon la revendication 11, dans lequel l'axe longitudinal s'incline de sorte qu'une extrémité extérieure de la sonde s'incline dans la
direction du courant aérien.
13. Ensemble sonde selon la revendication 11, dans lequel une extrémité extérieure de la sonde s'incline
dans une direction en aval.
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14. Détecteur de givre pour une structure à profil aérodynamique comprenant un ensemble sonde s'étendant depuis un véhicule aérien et ayant une longueur longitudinale globalement parallèle à la longueur longitudinale d'une structure à profil aérodynamique du véhicule aérien et ledit ensemble sonde ayant une section transversale à profil aérodynamique et étant orienté pour que le champ de pression sur le profil aérodynamique de l'ensemble sonde produise une pression minimale plus basse qu'une pression minimale sur une structure à profil aérodynamique du véhicule aérien à un angle d'attaque désiré de la structure à profil aérodynamique.
15. Détecteur de givre selon la revendication 14, dans lequel ladite structure à profil aérodynamique comprend une aile, et l'angle d'attaque de la section transversale à profil aérodynamique de l'ensemble sonde est supérieur à l'angle d'attaque de l'aile de l'avion, et ledit ensemble sonde ayant un axe longitudinal s'étendant globalement en parallèle à une dimension
dans le sens de l'envergure de l'aile.
16. Détecteur de givre selon la revendication 14, dans lequel la section transversale à profil aérodynamique de l'ensemble sonde est positionnée de manière à générer une température critique plus chaude que la température critique de la surface à protéger, la température critique étant définie comme la température en dessous de laquelle le givre se forme sur une structure dans le
courant aérien.
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17. Procédé pour générer un préavis de formation de givre sur une structure comprenant un ensemble sonde de détecteur de givre, en plaçant l'ensemble sonde du détecteur de givre dans une certaine position dans un courant aérien, en configurant et en positionnant l'ensemble sonde du détecteur de givre pour que le champ de pression autour de l'ensemble sonde du détecteur de givre induise une température à un endroit sur la surface de l'ensemble sonde du détecteur de
givre inférieure à la température sur la structure.
18. Procédé selon la revendication 17, dans lequel l'ensemble sonde du détecteur de givre comprend une section transversale à profil aérodynamique et est monté sur un avion ayant une aile à profil aérodynamique, et incluant l'orientation de la section transversale à profil aérodynamique de l'ensemble sonde du détecteur de givre à un angle d'attaque de sorte que, à un angle d'attaque sélectionné de l'aile, l'ensemble sonde à section transversale à profil aérodynamique génère un champ de pression plus basse à un endroit sur l'ensemble sonde à section transversale à profil aérodynamique que
sur l'aile.
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