FR2912214A1

FR2912214A1 - Parietal head for measuring static pressure on aircraft, has measurement orifice arranged in concavity at right of symmetrical center of ellipse, which has large axis that is parallel to main axis of fuselage of aircraft

Info

Publication number: FR2912214A1
Application number: FR0753074A
Authority: FR
Inventors: Thomas Spoerry; Bruno Chauveau
Original assignee: Airbus Operations SAS; Airbus SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2007-02-05
Filing date: 2007-02-05
Publication date: 2008-08-08
Anticipated expiration: 2027-02-05
Also published as: FR2912214B1

Abstract

The head (100) has a concavity (130) of elliptical circumference, and an ellipse (135) has large axis (X'X) that is parallel to main axis of a fuselage of an aircraft. The concavity has a parabolic profiles along a small axis (Z'Z) and the large axis of the ellipse. The concavity has a curve that is found in direction of the axis (Z'Z) than in the axis (X'X). A measurement orifice (150) is arranged in the concavity at right of symmetrical centre of the ellipse.

Description

PRISE PARIÉTALE DE PRESSION STATIQUEPARIETAL TAKING OF STATIC PRESSURE

DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention est relative à l'anémométrie par mesure de pression. Elle concerne plus particulièrement le domaine de la mesure de la pression statique au moyen d'une prise pariétale sur un aéronef. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE La mesure de la pression statique sur un aéronef est nécessaire pour obtenir des informations de navigation telles que l'altitude, la vitesse air et le nombre de Mach. La vitesse air ou vitesse de l'aéronef par rapport à l'air est classiquement obtenue à partir de la pression dynamique, celle-ci s'exprimant selon la loi de Bernoulli comme la différence entre la pression totale PT et la pression statique PS, soit : 1 2 Pd=2pv =PT ù PS où v est la vitesse air et p la masse volumétrique de l'air. Cette différence peut être directement réalisée 25 par construction dans un tube de Pitot. De manière générale, les aéronefs commerciaux disposent d'une ou plusieurs prises de pression statique aménagées dans la (1) paroi de l'avion et appelées pour cette raison prises pariétales. Une prise de pression pariétale comprend typiquement une plaque aérodynamique affleurant la peau de l'aéronef, dans laquelle sont prévus plusieurs orifices de mesure en communication avec des capteurs de pression. Chaque capteur mesure localement la pression au droit de l'orifice correspondant. En pratique, la pression mesurée par une prise pariétale dépend d'un grand nombre de paramètres liés aux conditions de vol, tels que les angles d'incidence et de dérapage, le nombre de Mach, le braquage des becs volets, la position de l'atterrisseur, la proximité du sol, le régime moteur etc., de sorte que la pression mesurée localement diffère de la pression statique réelle. L'écart entre la pression mesurée et la pression statique réelle est appelé erreur de position. Cette erreur de position est fonction de l'emplacement de la prise pariétale. Certains emplacements sont moins sensibles que d'autres aux variations de tel ou tel paramètre et l'on prévoit par conséquent plusieurs prises pariétales pour réduire les erreurs de mesure. Enfin, la chaîne de mesure de l'aéronef permet de corriger l'influence des paramètres précités en procédant à une calibration préalable. L'influence de l'angle d'incidence sur la mesure de pression statique reste toutefois difficile à compenser. Or, les contraintes imposées par la réglementation sur la précision de la mesure pression statique sont strictes, étant donné que les informations qui en découlent sont critiques pour la sécurité de l'avion. Le problème à la base de l'invention est de proposer une prise pariétale de pression statique simple et robuste, présentant une sensibilité réduite aux variations de l'angle d'incidence. EXPOSÉ DE L'INVENTION La présente invention est définie par une prise pariétale de pression statique destinée à être montée sur le fuselage d'un aéronef comprenant une concavité de contour sensiblement elliptique, le grand axe de l'ellipse étant sensiblement parallèle à l'axe principal du fuselage de l'aéronef, ladite concavité présentant des profils sensiblement paraboliques selon le petit axe et le grand axe de l'ellipse, la courbure de la concavité étant plus prononcée dans la direction du petit axe de l'ellipse que dans la direction de son grand axe, ladite prise pariétale comprenant en outre au moins un orifice de mesure dans ladite concavité. Avantageusement, la prise comprend une surface hôte dans laquelle est aménagée ladite concavité, ladite surface hôte présentant un profil aérodynamique identique à celui qu'aurait la peau de l'aéronef en absence de ladite prise pariétale. De préférence, une surface de raccordement est prévue pour raccorder la concavité à la surface hôte, ladite surface de raccordement présentant un profil sensiblement en arc de cercle de part et d'autre de la concavité, selon ledit petit axe de l'ellipse. TECHNICAL FIELD The present invention relates to anemometry by pressure measurement. It relates more particularly to the field of measurement of the static pressure by means of a wall taken on an aircraft. STATE OF THE PRIOR ART The measurement of the static pressure on an aircraft is necessary to obtain navigation information such as altitude, air speed and Mach number. The air speed or speed of the aircraft relative to the air is conventionally obtained from the dynamic pressure, which is expressed according to Bernoulli's law as the difference between the total pressure PT and the static pressure PS. ie: 1 2 Pd = 2pv = PT ù PS where v is the air speed and p is the volumetric mass of the air. This difference can be directly made by construction in a pitot tube. In general, commercial aircraft have one or more static pressure taps arranged in the (1) wall of the aircraft and called for this reason taken parietal. A wall pressure tap typically comprises an aerodynamic plate flush with the skin of the aircraft, in which several measurement ports are provided in communication with pressure sensors. Each sensor locally measures the pressure to the right of the corresponding orifice. In practice, the pressure measured by a wall outlet depends on a large number of parameters related to the flight conditions, such as the angles of incidence and wander, the Mach number, the deflection of the flaps, the position of the landing gear, the proximity of the ground, the engine speed etc., so that the locally measured pressure differs from the actual static pressure. The difference between the measured pressure and the actual static pressure is called position error. This position error is a function of the location of the parietal outlet. Some locations are less sensitive than others to variations in a particular parameter, and therefore several wall outlets are planned to reduce measurement errors. Finally, the measurement system of the aircraft makes it possible to correct the influence of the aforementioned parameters by performing a preliminary calibration. The influence of the angle of incidence on the static pressure measurement remains difficult to compensate. However, the constraints imposed by the regulations on the accuracy of the static pressure measurement are strict, since the resulting information is critical for the safety of the aircraft. The problem underlying the invention is to provide a parietal plug static pressure simple and robust, having a reduced sensitivity to variations in the angle of incidence. DISCLOSURE OF THE INVENTION The present invention is defined by a static pressure wall outlet intended to be mounted on the fuselage of an aircraft comprising a substantially elliptical contour concavity, the major axis of the ellipse being substantially parallel to the axis. main fuselage of the aircraft, said concavity having substantially parabolic profiles along the minor axis and the long axis of the ellipse, the curvature of the concavity being more pronounced in the direction of the minor axis of the ellipse than in the direction its major axis, said parietal outlet further comprising at least one measuring orifice in said concavity. Advantageously, the plug comprises a host surface in which said concavity is arranged, said host surface having an aerodynamic profile identical to that which would have the skin of the aircraft in the absence of said parietal outlet. Preferably, a connecting surface is provided for connecting the concavity to the host surface, said connecting surface having a substantially arcuate profile on either side of the concavity along said minor axis of the ellipse.

La surface de raccordement présente en outre un profil sensiblement en arc de cercle, de part et d'autre de la concavité, selon le grand axe de l'ellipse. The connecting surface also has a substantially arcuate profile, on either side of the concavity, along the major axis of the ellipse.

Ledit orifice de mesure est préférentiellement disposé dans la concavité au droit du centre de symétrie de ladite ellipse. Elle peut comprendre une pluralité d'orifices de mesure disposés au fond de la concavité le long de la direction du grand axe de l'ellipse. Le ou les orifice(s) de mesure a(ont) un diamètre de l'ordre de 3 mm. L'invention concerne également un aéronef comprenant au moins une prise pariétale telle que décrite ci-dessus, la surface supérieure de ladite prise venant affleurer la peau de l'aéronef, ladite prise étant en outre orientée de manière à ce que le grand axe de l'ellipse soit sensiblement parallèle à l'axe principal du fuselage de l'aéronef. Said measurement orifice is preferably disposed in the concavity at the center of symmetry of said ellipse. It may comprise a plurality of measuring orifices arranged at the bottom of the concavity along the direction of the major axis of the ellipse. The orifice (s) of measurement has (have) a diameter of the order of 3 mm. The invention also relates to an aircraft comprising at least one wall socket as described above, the upper surface of said socket being flush with the skin of the aircraft, said catch being further oriented so that the main axis of the ellipse is substantially parallel to the main axis of the fuselage of the aircraft.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINSBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture d'un mode de réalisation préférentiel de l'invention fait en référence aux figures jointes parmi lesquelles : La Fig. 1 représente une prise pariétale de pression statique selon un mode de réalisation de l'invention ; La Fig. 2A représente une coupe de la prise pariétale de la Fig. 1 selon l'axe X'X ; La Fig. 2B représente une coupe de cette même prise selon l'axe Z'Z ; La Fig. 3 représente une vue de dessus de la prise pariétale de la Fig. 1 ; La Fig. 4 compare la sensibilité aux variations de l'angle d'incidence de la prise de pression statique selon l'invention par rapport à celle d'une prise conventionnelle. Other features and advantages of the invention will appear on reading a preferred embodiment of the invention with reference to the attached figures among which: FIG. 1 represents a parietal outlet of static pressure according to an embodiment of the invention; Fig. 2A is a sectional view of the wall socket of FIG. 1 along the axis X'X; Fig. 2B represents a section of this same take along the Z'Z axis; Fig. 3 is a top view of the wall socket of FIG. 1; Fig. 4 compares the sensitivity to changes in the angle of incidence of the static pressure measurement according to the invention compared to that of a conventional grip.

EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS L'idée générale à la base de l'invention est de prévoir une prise pariétale présentant une concavité de forme sensiblement elliptique, le grand axe de l'ellipse étant parallèle à l'axe de l'aéronef, ladite concavité possédant une courbure sensiblement plus prononcée selon le petit axe de l'ellipse que selon son grand axe. La Fig. 1 illustre une prise de pression statique selon un mode de réalisation de l'invention. Cette prise de pression est de type à affleurement (flush). Plus précisément, la prise de pression statique 100 est destinée à être montée dans un logement aménagé dans la paroi de l'aéronef, de sorte que, lorsque la prise est mise en place dans son logement, sa surface supérieure 120 vient affleurer la peau de l'aéronef. De préférence, le contour 123, délimitant la surface supérieure de la prise est circulaire. La prise est maintenue dans son logement grâce à une pluralité d'organes de fixation 125, par exemple des boulons ou des rivets. Avantageusement, la prise est montée sur un panneau du fuselage selon le procédé décrit dans le brevet FR-B-2807737 délivré au nom de la demanderesse. En particulier, les organes de fixation 125 sont avantageusement distribués en périphérie de la surface supérieure de manière à perturber le moins possible la mesure de pression. La surface supérieure 120 de la prise comprend une concavité 130 de forme sensiblement elliptique, une surface de raccordement 137 détaillée ci-après et une surface hôte 139 ayant le même profil aérodynamique que celui qu'aurait la paroi de l'aéronef en absence de prise, dit profil théorique. Plus précisément, le contour délimitant la concavité à la surface de la prise est une ellipse 135 dont le grand axe X'X est parallèle à l'axe principal du fuselage. Au fond de la concavité sont prévus un ou plusieurs orifices 150 de faible diamètre, disposés le long du grand axe X'X. Ces orifices sont reliés à des capteurs de pression correspondants, de manière connue de l'état de la technique. DETAILED DESCRIPTION OF PARTICULAR EMBODIMENTS The general idea underlying the invention is to provide a parietal outlet having a concavity of substantially elliptical shape, the major axis of the ellipse being parallel to the axis of the aircraft, said concavity having a curvature substantially more pronounced along the minor axis of the ellipse than along its major axis. Fig. 1 illustrates a static pressure tap according to one embodiment of the invention. This pressure tap is flush type. More specifically, the static pressure tap 100 is intended to be mounted in a housing provided in the wall of the aircraft, so that when the plug is placed in its housing, its upper surface 120 comes flush with the skin of the the aircraft. Preferably, the outline 123 delimiting the upper surface of the socket is circular. The socket is held in its housing by a plurality of fasteners 125, for example bolts or rivets. Advantageously, the socket is mounted on a fuselage panel according to the method described in patent FR-B-2807737 issued in the name of the applicant. In particular, the fasteners 125 are advantageously distributed at the periphery of the upper surface so as to disturb the pressure measurement as little as possible. The upper surface 120 of the socket comprises a concavity 130 of substantially elliptical shape, a connecting surface 137 detailed below and a host surface 139 having the same aerodynamic profile as that which would have the wall of the aircraft in the absence of grip , said theoretical profile. More precisely, the contour delimiting the concavity at the surface of the socket is an ellipse 135 whose major axis X'X is parallel to the main axis of the fuselage. At the bottom of the concavity are provided one or more orifices 150 of small diameter, arranged along the major axis X'X. These orifices are connected to corresponding pressure sensors, in a manner known from the state of the art.

La Fig. 2A montre une coupe de la surface supérieure de la prise selon l'axe X'X. On a représenté en pointillés le profil théorique 210 qu'aurait la peau de l'aéronef en absence de prise pariétale. Le profil de la concavité présente avantageusement la forme d'un arc parabolique 235 qui vient se raccorder de part et d'autre au profil théorique de la peau de l'aéronef en deux points Xupstreum et Xdownstreum. Au-delà de ces points de raccordement, le profil de la surface supérieure épouse le profil théorique de la peau de l'aéronef. Selon une variante non représentée, des arcs de raccordement sont prévus pour raccorder de part et d'autre l'arc parabolique au profil théorique. Cette variante permet d'éviter, si nécessaire, un décollement des lignes de flux. Toutefois, étant donné que la courbure de l'arc parabolique est peu prononcée selon l'axe X'X, un décollement n'intervient généralement pas dans les conditions usuelles de vol. Lorsqu'ils sont présents, les arcs de raccordement ont sensiblement la forme d'arcs circulaires. La Fig. 2B montre une coupe de la surface supérieure de la prise pariétale selon le petit axe de l'ellipse Z'Z. Comme précédemment, on a représenté en pointillés le profil théorique 210 qu'aurait la peau de l'aéronef en absence de la prise. Le profil 235 de la face supérieure comprend une première partie en forme d'arc parabolique 237 délimitant le fond de la concavité et deux arcs de raccordement 236 et 238 raccordant de part et d'autre l'arc parabolique au profil théorique 210 de la peau de l'aéronef, de manière à éviter le décollement des lignes de flux. De préférence, les arcs de raccordement sont sensiblement des arcs de cercle. Du fait du contour elliptique de la concavité, le rayon de courbure de l'arc parabolique selon Z'Z est sensiblement plus faible que celui de l'arc parabolique selon X'X. Fig. 2A shows a section of the upper surface of the plug along the axis X'X. Dashed is the theoretical profile 210 that would have the skin of the aircraft in the absence of parietal. The profile of the concavity advantageously has the shape of a parabolic arc 235 which is connected on both sides to the theoretical profile of the skin of the aircraft in two points Xupstreum and Xdownstreum. Beyond these connection points, the profile of the upper surface matches the theoretical profile of the skin of the aircraft. According to a variant not shown, connection arcs are provided for connecting on either side the parabolic arc to the theoretical profile. This variant makes it possible to avoid, if necessary, detachment of the flow lines. However, since the curvature of the parabolic arc is not very pronounced along the X'X axis, a detachment does not generally occur under the usual flight conditions. When present, the connecting arcs have substantially the shape of circular arcs. Fig. 2B shows a section of the upper surface of the parietal outlet along the minor axis of the ellipse Z'Z. As previously, the theoretical profile 210 that would have the skin of the aircraft in the absence of the catch is shown in dotted lines. The profile 235 of the upper face comprises a first portion in the form of a parabolic arc 23 delimiting the bottom of the concavity and two connecting arcs 236 and 238 connecting on either side the parabolic arc to the theoretical profile 210 of the skin of the aircraft, so as to avoid detachment of the flow lines. Preferably, the connecting arcs are substantially circular arcs. Due to the elliptical contour of the concavity, the radius of curvature of the parabolic arc along Z'Z is substantially lower than that of the parabolic arc along X'X.

On conçoit ainsi que la concavité à la surface supérieure de la prise de pression soit définie par une nappe dont les génératrices sont paraboliques selon les directions respectives du grand axe et du petit axe d'une ellipse sur laquelle elles s'appuient. Cette nappe est raccordée au profil théorique de la peau de l'aéronef par une surface de raccordement 137 dont la coupe selon le petit axe de l'ellipse comprend deux arcs, de préférence sensiblement des arcs circulaires 236 et 238. Le cas échéant, comme indiqué plus haut, la coupe de la surface de raccordement selon le grand axe de l'ellipse comprend également deux arcs sensiblement circulaires (congés). On a représenté en Fig. 3 une vue de dessus de la concavité de la prise pariétale, sur laquelle on a fait figurer les axes X'X, Z'Z et l'angle d'incidence î. It is thus conceivable that the concavity at the upper surface of the pressure tap is defined by a web whose generators are parabolic in the respective directions of the major axis and the minor axis of an ellipse on which they rest. This sheet is connected to the theoretical profile of the skin of the aircraft by a connecting surface 137 whose section along the minor axis of the ellipse comprises two arcs, preferably substantially circular arcs 236 and 238. Where appropriate, as indicated above, the section of the connecting surface along the major axis of the ellipse also comprises two substantially circular arcs (leaves). It is shown in FIG. 3 a view from above of the concavity of the parietal outlet, on which the axes X'X, Z'Z and the angle of incidence I are shown.

La prise de pression statique selon l'invention présente une faible sensibilité à l'angle d'incidence. En effet, pour une incidence nulle ou faible î1, telle que typiquement observée en régime de croisière, l'écoulement d'air passe dans la concavité selon une direction sensiblement parallèle à l'axe X'X. Etant donné que la courbure de la concavité est faible selon cet axe, la pression mesurée au droit des orifices 150 ne diffère que peu de la pression qui serait mesurée en absence de concavité. En revanche, pour un angle d'incidence élevé ahr par exemple au décollage, l'écoulement d'air passe dans la concavité selon une direction oblique et voit par conséquent une courbure plus prononcée. Il en résulte que la vitesse de l'air au niveau des orifices de mesure 150 est plus faible que sous faible incidence. Cela se traduit, selon le principe de Bernoulli exprimé en (1), par une augmentation locale de la pression statique mesurée, P. Cette augmentation de pression statique compense, au moins partiellement, la chute de pression statique observée aux fortes incidences. The static pressure tap according to the invention has a low sensitivity to the angle of incidence. Indeed, for a zero or low incidence I1, as typically observed in cruising mode, the air flow passes in the concavity in a direction substantially parallel to the axis X'X. Since the curvature of the concavity is low along this axis, the pressure measured at the level of the orifices 150 differs only slightly from the pressure that would be measured in the absence of concavity. On the other hand, for a high angle of incidence, for example at take-off, the flow of air passes into the concavity in an oblique direction and consequently sees a more pronounced curvature. As a result, the air velocity at the measurement ports 150 is lower than at low incidence. This results, according to the Bernoulli principle expressed in (1), by a local increase in the measured static pressure, P. This increase in static pressure compensates, at least partially, the static pressure drop observed at high incidences.

Plus précisément en absence de concavité, la pression statique Pa, mesurée pour un angle d'incidence a peut s'écrire : Pa =P +q_Cp(a) (2) où Cp(a) est un coefficient dénommé coefficient de pression, qoo et P sont respectivement la pression dynamique et la pression statique de l'écoulement libre, c'est-à-dire hors perturbations aérodynamiques introduites par l'aéronef. Le coefficient Cp(a) peut généralement s'exprimer en première approximation sous la forme : Cp(a)=a+bcos2a (3) où a et b sont des coefficients indépendants de l'angle d'incidence. L'utilisation d'une prise de pression statique selon l'invention introduit dans l'expression Cp(a) une composante variant selon une loi en sin2a, soit : Cp(a)=a+bcos2a+csin2a (4) où c est un coefficient indépendant de l'angle d'incidence. L'introduction de cette composante permet de compenser la décroissance de Cp(a) en fonction de l'angle d'incidence. Les coefficients b et c dépendent notamment des rayons de courbure du profil de la concavité selon les axes X'X et Z'Z, respectivement. L'optimisation de la prise pariétale peut être réalisée en fonction des rayons de courbure et de la profondeur de la concavité, du nombre ainsi que de l'agencement des orifices de mesure. More precisely, in the absence of concavity, the static pressure Pa, measured for an angle of incidence a can be written: Pa = P + q_Cp (a) (2) where Cp (a) is a coefficient called pressure coefficient, qoo and P are respectively the dynamic pressure and the static pressure of the free flow, that is to say excluding aerodynamic disturbances introduced by the aircraft. The coefficient Cp (a) can generally be expressed as a first approximation in the form: Cp (a) = a + bcos2a (3) where a and b are coefficients independent of the angle of incidence. The use of a static pressure tap according to the invention introduces into the expression Cp (a) a component varying according to a law in sin2a, namely: Cp (a) = a + bcos2a + csin2a (4) where c is a coefficient independent of the angle of incidence. The introduction of this component makes it possible to compensate the decay of Cp (a) as a function of the angle of incidence. The coefficients b and c depend in particular on the radii of curvature of the profile of the concavity along the axes X'X and Z'Z, respectively. The optimization of the parietal outlet can be carried out according to the radii of curvature and the depth of the concavity, the number as well as the arrangement of the measuring orifices.

La Fig. 4 illustre la compensation de pression dans un exemple de réalisation de l'invention. Fig. 4 illustrates the pressure compensation in an exemplary embodiment of the invention.

La prise pariétale considérée se présente ici sous la forme d'une plaque aérodynamique de diamètre par exemple égal à 160 mm, l'ellipse définissant le contour de la concavité ayant par exemple une longueur selon son grand axe comprise entre trois à cinq fois la longueur selon le petit axe. La profondeur de la concavité est par exemple trente fois plus petite que la longueur selon le grand axe. Le raccordement de l'arc parabolique, selon le grand axe de l'ellipse, au profil théorique est réalisé par des congés dont le rayon est sensiblement égal à la longueur selon le petit axe de l'ellipse. La concavité est pourvue de préférence de quelques orifices, 3 par exemple, de diamètre sensiblement égaux à 3mm et espacés d'environ 5mm selon l'axe X'X, le trou médian étant situé au droit du centre de symétrie de l'ellipse. On a représenté sur la figure par un trait discontinu l'évolution du module du coefficient de pression CP en fonction de l'angle d'incidence î, mesuré pour une prise pariétale classique ayant le profil théorique du fuselage (c'est-à-dire dépourvue de The parietal outlet considered here is in the form of an aerodynamic plate of diameter for example equal to 160 mm, the ellipse defining the contour of the concavity having for example a length along its major axis of between three to five times the length according to the small axis. The depth of the concavity is for example thirty times smaller than the length along the major axis. The connection of the parabolic arc, along the long axis of the ellipse, to the theoretical profile is achieved by fillets whose radius is substantially equal to the length along the minor axis of the ellipse. The concavity is preferably provided with a few orifices, 3 for example, of diameter substantially equal to 3mm and spaced about 5mm along the axis X'X, the median hole being located at the center of symmetry of the ellipse. FIG. 1 is a broken line showing the evolution of the modulus of the pressure coefficient CP as a function of the angle of incidence η, measured for a conventional parietal outlet having the theoretical profile of the fuselage (ie say devoid of

concavité). On a représenté sur la même figure, par un trait plein, l'évolution du module du coefficient de pression CP en fonction de l'angle d'incidence, le coefficient étant mesuré au niveau de l'orifice médian dans l'exemple précité. On remarque que l'amplitude de variation du coefficient de pression est sensiblement plus faible pour la prise pariétale selon l'invention, ce dans une plage d'angle d'incidence sensiblement comprise entre -15 et 20 . concavity). The graph shows, by a solid line, the evolution of the modulus of the pressure coefficient CP as a function of the angle of incidence, the coefficient being measured at the level of the median orifice in the aforementioned example. Note that the amplitude of variation of the pressure coefficient is substantially lower for the wall outlet according to the invention, in a range of incidence angle substantially between -15 and 20.

Claims

1. Static pressure wall outlet intended to be mounted on the fuselage of an aircraft, characterized in that it comprises a concavity (130) of substantially elliptical contour, the major axis (X'X) of the ellipse (135 ) being substantially parallel to the main axis of the fuselage of the aircraft, said concavity having substantially parabolic profiles along the minor axis (Z 'Z) and the major axis (X'X) of the ellipse, the curvature of the concavity being more pronounced in the direction of the minor axis of the ellipse than in the direction of its major axis, said parietal outlet further comprising at least one measuring orifice (150) in said concavity.

2. parietal outlet according to claim 1, characterized in that it comprises a host surface (139) in which is arranged said concavity, the host surface having an aerodynamic profile identical to that which would have the skin of the aircraft in absence of said parietal outlet.

3. parietal outlet according to claim 1 or 2, characterized in that it further comprises a connecting surface for connecting the concavity to the host surface, said connecting surface having a substantially arcuate profile (236, 237). on either side of the concavity along said minor axis of the ellipse.

4. parietal outlet according to claim 3, characterized in that the connecting surface further has a substantially arcuate profile, on either side of the concavity, along the major axis of the ellipse.

5. parietal outlet according to one of the preceding claims characterized in that said measuring orifice is disposed in the concavity to the right of the center of symmetry of said ellipse.

6. parietal outlet according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises a plurality of measuring orifices arranged at the bottom of the concavity along the direction of the major axis of the ellipse.

7. parietal outlet according to one of the preceding claims, wherein the orifice (s) measurement (s) has (have) a diameter of about 3 mm.

8. Aircraft comprising at least one parietal outlet according to one of the preceding claims, the upper surface of said plug being flush with the skin of the aircraft, said catch being oriented so that the major axis of the ellipse is substantially parallel to the main axis of the fuselage of the aircraft.