FR2993357A1 - Systeme de fixation d'une sonde de mesure de pression statique sur un aeronef. - Google Patents

Abstract

- Système de fixation d'une sonde de mesure de pression statique sur un aéronef. - Le système de fixation comprend une plaque aérodynamique (11) qui comporte une plaque de base pourvue d'une zone de support (14) prévue autour d'ouvertures (12) d'entrée d'air et destinée à un contact direct avec la tête (18) d'une sonde (5) et d'un rebord annulaire pourvue d'éléments de plaque qui sont fixés sur une plaque de renfort (7), ladite plaque de renfort (7) comprenant une ouverture centrale qui présente une forme adaptée à la périphérie externe dudit rebord annulaire pour permettre un agencement de ladite plaque aérodynamique (11) à l'intérieur de ladite ouverture avec un contact latéral.

Description

-1- La présente invention concerne un système de fixation d'une sonde de mesure de pression statique sur un aéronef, en particulier sur un avion de transport. La présente invention s'applique à l'installation de la sonde intégrée de type ISP (« Integrated Static Probe » en anglais), qui mesure la pression statique locale au niveau du fuselage de l'aéronef, généralement au niveau du nez de l'aéronef, et fournit des données air mesurées, notamment à une unité de référence inertielle et de données air de type GADIRU (« GPS Air data Inertial Reference Unit » en anglais).

L'installation d'une telle sonde sur l'aéronef est réalisée à l'aide d'une plaque aérodynamique qui est fixée sur le fuselage et qui est montée à fleur de la peau du fuselage. Cette plaque aérodynamique est pourvue d'ouvertures (ou trous) d'entrée d'air afin de permettre à la sonde (qui est agencée au niveau de la face interne de la plaque) de réaliser des mesures de pression statique. Plus précisément, la sonde est généralement montée, de façon usuelle, sur le fuselage de l'aéronef, à l'aide d'un système de fixation qui comprend : - une plaque de renfort pourvue d'une ouverture centrale, destinée à être fixée par sa face externe sur la face interne de la peau du fuselage, et dont la face interne de cette plaque de renfort étant apte à recevoir des éléments de fixation de la sonde ; et - ladite plaque aérodynamique, qui est donc pourvue d'ouvertures d'entrée d'air au niveau d'une zone centrale, appelée « poivrière », et qui est fixée sur la plaque de renfort de manière à venir avec sa surface externe à fleur de la peau externe du fuselage de l'aéronef ; - ainsi qu'un élément intermédiaire servant de conducteur thermique. Dans ce système de fixation usuel, la plaque de renfort et la plaque aérodynamique sont formées et agencées de manière à créer un jeu entre la tête de la sonde (qui est équipée d'éléments de chauffage) et la plaque aérodynamique. Au niveau de ce jeu est agencé l'élément intermédiaire, par - 2 - exemple de type ABS1244, servant de conducteur thermique. Cet élément intermédiaire qui est généralement un élastomère en silicone est destiné à conduire la chaleur de la tête de sonde (pourvue des éléments de chauffage) à la plaque aérodynamique pour réaliser le dégivrage de cette dernière.

Ce système de fixation usuel présente toutefois quelques inconvénients. En particulier, il est relativement complexe et présente un grand nombre de pièces, dont l'élément intermédiaire. Ce grand nombre de pièces impose de réaliser un montage précis afin d'éviter l'apparition de jeux résiduels entre certaines pièces, notamment entre la plaque aérodynamique et la sonde. La présente invention concerne un système de fixation d'une sonde de mesure de pression statique sur un aéronef, qui permet de s'affranchir de l'utilisation d'un élément intermédiaire de conduction thermique. A cet effet, selon l'invention, ledit système de fixation du type comprenant : - une plaque de renfort réalisée en une seule pièce et pourvue d'une ouverture centrale, ladite plaque de renfort étant destinée à être fixée par sa face externe sur la face interne du fuselage, la face interne de ladite plaque de renfort étant apte à recevoir des éléments de fixation de la sonde ; et - une plaque aérodynamique réalisée en une seule pièce et pourvue d'ouvertures d'entrée d'air, ladite plaque aérodynamique étant fixée sur la plaque de renfort de manière à venir avec sa surface externe à fleur de la face externe du fuselage de l'aéronef, est remarquable en ce que : - ladite plaque aérodynamique comprend : - une plaque de base pourvue, sur sa face interne, d'une zone de support prévue autour desdites ouvertures d'entrée d'air et destinée à un contact direct avec la tête de la sonde ; et - un rebord annulaire prévu sur la face interne de la plaque de base autour de la périphérie de cette dernière, et dont l'extrémité interne est - 3 - pourvue d'éléments de plaque transversaux audit rebord annulaire et fixés sur la plaque de renfort ; et - l'ouverture centrale de la plaque de renfort présente une forme adaptée à la périphérie externe dudit rebord annulaire de la plaque aérodynamique pour permettre un agencement de ladite plaque aérodynamique à l'intérieur de ladite ouverture avec un contact latéral. Ainsi, grâce à l'invention, la plaque aérodynamique comprend une zone de support prévue autour desdites ouvertures d'entrée d'air qui (en liaison avec des caractéristiques coopérantes entre la plaque aérodynamique et la plaque de renfort, notamment concernant le rebord annulaire et l'ouverture centrale) permet un contact direct avec la tête de la sonde, dans laquelle sont agencés de façon usuelle des éléments de chauffage. Ainsi, la plaque aérodynamique est chauffée directement (au moins au niveau de cette zone de support ou de contact) par l'intermédiaire de la sonde, ce qui permet de se passer d'un élément intermédiaire usuel de conduction thermique, et ainsi réduire le nombre de pièces du système de fixation et simplifier sa géométrie. Dans un mode de réalisation préféré, la face radialement externe du rebord annulaire de la plaque aérodynamique est pourvue d'un évidement autour de toute sa périphérie, dans lequel est agencé un joint d'étanchéité à l'air. Par ailleurs, de façon avantageuse, la plaque de base est pourvue, sur sa face interne, autour de la zone de support, d'un rebord annulaire auxiliaire de forme circulaire, destiné à un contact latéral direct avec la tête de la sonde. En outre, avantageusement, les éléments de plaque transversaux de la plaque aérodynamique sont fixés, par l'intermédiaire de moyens de fixation, à des parties coopérantes de la plaque de renfort. De préférence, ledit système de fixation comporte, de plus, des cales, de type pelable, qui sont agencées entre lesdits éléments de plaque transversaux de la plaque aérodynamique et lesdites parties coopérantes de la plaque de renfort. - 4 - La présente invention concerne également un ensemble de sonde de mesure de pression statique, du type comprenant : - une sonde de mesure de pression statique, pourvue de moyens de chauffage ; et - un système de fixation de la sonde sur le fuselage de l'aéronef, comprenant au moins une plaque aérodynamique et une plaque de renfort, Selon l'invention, cet ensemble de sonde est remarquable en ce que ledit système de fixation est tel que celui précité. En outre, avantageusement, les éléments de plaque transversaux de la plaque aérodynamique sont fixés, par l'intermédiaire de vis de fixation, à des parties coopérantes de la plaque de renfort, situées respectivement à différents points de fixation, et ces points de fixation sont adaptés à la position de zones de fixation de la sonde de sorte qu'une même vis de fixation relie ensemble, à chaque fois, des parties respectivement de la sonde, de la plaque aérodynamique et de la plaque de renfort. En outre, avantageusement, la face externe de la sonde en contact avec la zone de support de la plaque aérodynamique est pourvue d'un évidement annulaire, dans lequel est agencé un joint d'étanchéité à l'air. Par ailleurs, la présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, qui comprend au moins un système de fixation et/ou au moins un ensemble de sonde, tels que ceux précités. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.

La figure 1 est une vue schématique en perspective d'un nez d'un avion, qui illustre le positionnement sur l'avion d'une sonde de mesure de pression statique. La figure 2 est une vue agrandie d'une partie de fuselage, montrée en transparence, au niveau d'une sonde de mesure de pression statique. - 5 - Les figures 3 et 4 sont des vues en perspective, respectivement d'une plaque de renfort et d'une plaque aérodynamique d'un système de fixation d'une sonde de mesure de pression. La figure 5 est une vue partielle en coupe, et en perspective, d'un ensemble de sonde comprenant une sonde et un système de fixation, permettant d'illustrer l'invention. La figure 6 est une vue agrandie d'une partie de la figure 5. Sur la figure 1, on a représenté le nez 1 d'un aéronef AC, en l'occurrence d'un avion, par exemple un avion de transport, sur lequel on a mis en évidence sur une partie latérale du fuselage 2 vers le bas du poste de pilotage 3, une position P1 indiquant la position d'une sonde de pression statique. La zone autour de cette position P1 est présentée selon une vue agrandie sur la figure 2. Sur cette figure 2, est représenté schématiquement un système de fixation 4 de la sonde de mesure de pression statique 5 sur le fuselage de l'aéronef AC. Le fuselage n'est pas représenté sur la figure 2 pour permettre de montrer les parties et éléments situés à l'intérieur de l'aéronef AC. Ledit système de fixation 4 forme, avec ladite sonde 5, un ensemble 6 de sonde de mesure de pression statique. De plus, ce système de fixation 4 est du type comprenant une plaque de renfort 7 interne, dont seule la face externe 7A est visible sur la figure 2, et qui est représentée en perspective sur la figure 3. Cette plaque de renfort 7 est réalisée en une seule pièce et est pourvue d'une ouverture centrale 8.

Cette plaque de renfort 7 est destinée à être fixée par sa face externe 7A sur la face interne 10B de la peau 10 du fuselage 2, comme montré en référence à la figure 5. De plus, sa face interne 7B est apte à recevoir des éléments de fixation de la sonde, décrits ci-dessous. Dans la présente description, les adjectifs « interne » et « externe » utilisés sans explication supplémentaire, s'appliquent à des faces ou parties (d'un élément particulier, par exemple 2 9 9 3 3 5 7 - 6 - d'une plaque), situées respectivement vers l'intérieur et vers l'extérieur de l'aéronef. En outre, ledit système de fixation 4 comprend, de plus, une plaque aérodynamique 11, dont seule la face externe 11A est visible sur la figure 2, 5 et qui est représentée en perspective sur la figure 4. Cette plaque aérodynamique 11 est réalisée en une seule pièce et est pourvue, dans une zone centrale ou poivrière, d'ouvertures 12 d'entrée d'air. Elle est fixée sur ladite plaque de renfort 7 de manière à venir avec sa face externe 11A à fleur de la face externe 10A (figure 6) du fuselage 2 de l'aéronef. 10 Selon l'invention, ladite plaque aérodynamique 11 comprend, comme représenté sur la figure 4 : - une plaque de base 13 qui est pourvue, sur sa face interne 13A, d'une zone de support 14 prévue autour desdites ouvertures 12 d'entrée d'air. Cette zone de support 14 est destinée à un contact direct avec une tête de la sonde, 15 comme précisé ci-dessous ; et - un rebord annulaire 15 de forme oblongue, prévu sur la face interne 13A de la plaque de base 13 autour de la périphérie de cette dernière. L'extrémité interne 15A dudit rebord annulaire 15 est pourvue d'éléments de plaque 16, de préférence deux plaques, à savoir une de chaque côté de la partie 20 allongée de la forme oblongue. Les éléments de plaque 16 sont orthogonaux audit rebord annulaire 15 et sont destinés à être fixés sur la plaque de renfort 7 de la manière indiquée ci-après. De plus, selon l'invention, l'ouverture centrale 8 de la plaque de renfort 7 présente une forme (oblongue) et des dimensions, qui sont adaptées 25 à la périphérie externe dudit rebord annulaire 15 de la plaque aérodynamique 11 pour permettre un agencement de ladite plaque aérodynamique 11 à l'intérieur de ladite ouverture centrale 8 avec un contact latéral, comme représenté sur les figures 5 et 6. Le montage de la sonde de pression 5 sur la peau du fuselage 2 est 30 tel que la face externe 31 de la tête 18 de la sonde 5 est en contact direct avec la zone de support 14 sur la face interne 11A de la plaque - 7 - aérodynamique 11, comme cela est représenté sur les figures 5 et 6, la figure 6 montrant de façon agrandie une partie de la figure 5. Ainsi, la plaque aérodynamique 11 comprend une zone de support 14 prévue autour des ouvertures 12 d'entrée d'air, qui permet un contact direct avec la tête 18 de la sonde 5, dans laquelle sont agencés de façon usuelle des éléments de chauffage (non représentés). Par conséquent, la plaque aérodynamique 11 est chauffée directement par l'intermédiaire de la sonde 5, ce qui permet de se passer d'un élément intermédiaire usuel de conduction thermique, et donc réduire le nombre de pièces du système de fixation 4 ainsi que sa complexité. La présente invention facilite également un test d'étanchéité réalisé au sol afin de vérifier l'étanchéité de l'installation (étanchéité à garantir en vol entre la pression atmosphérique et la cabine pressurisée), en s'affranchissant des chemins de fuite potentiels.

Par ailleurs, les éléments de plaque transversaux 16 de la plaque aérodynamique 11 sont fixés à des parties coopérantes de la plaque de renfort 7, à savoir à plusieurs, en l'occurrence à quatre, inserts standard 20 qui sont intégrés à la plaque de renfort 7 et qui sont munis chacun, comme représenté sur la figure 3, d'un trou taraudé 21. Un tel trou taraudé 21 permet la fixation par une vis 22 (figures 5 et 6) qui traverse à chaque fois un trou taraudé 23 approprié et coopérant (figure 4) d'une desdites parties de plaque 16. De plus, ces éléments 20 et 16 et les trous taraudés 21 et 23 sont prévus à des points de fixation qui sont adaptés à la position de zones de fixation (trous taraudés 24) de la sonde 5 de sorte qu'en position de montage, une même vis de fixation 22 traverse à la fois des trous 24, 23 et 21 superposés de parties, respectivement, de la sonde 5, de la plaque aérodynamique 11 et de la plaque de renfort 7, comme représenté notamment sur la figure 6. Ces caractéristiques permettent de limiter le nombre de points de fixation et de faciliter l'installation, puisqu'il n'est pas nécessaire de prévoir deux niveaux de fixation (comme pour les systèmes de fixation usuels, avec - 8 - un premier niveau de fixation entre la sonde et la plaque de renfort, et un second niveau de fixation entre la plaque de renfort et la plaque aérodynamique) De plus, en adaptant ainsi ses points de fixation (relatifs aux trous 21 et 23) à la position des points de fixation (trous 24) existant sur la sonde 5, le système de fixation 4 peut être appliqué à des sondes usuelles qui n'ont pas à être modifiées pour la mise en oeuvre de la présente invention. De plus, comme les trous 23 de fixation de la plaque aérodynamique 11 (figure 4) sont prévues vers l'intérieur de cette plaque 11, et non pas sur la plaque de base 13 comme pour les plaques aérodynamiques usuelles, la face 11A externe de la plaque 11 (figure 2), visible de l'extérieur de l'aéronef AC, est exempte de vis de fixation. De préférence, ledit système de fixation 4 comporte, de plus, des cales 26 de type pelable, qui sont agencées, à chaque fois, entre un élément de plaque 16 de la plaque aérodynamique 11 et un insert 20 de la plaque de renfort 7, comme représenté sur la figure 6. De telles cales 26 présentent la propriété de pouvoir être pelées facilement, dans le sens de l'épaisseur, en lamelles très fines, et ainsi être utilisées pour ajuster des niveaux et remplir des espaces entre différents composants d'un ensemble mécanique.

Les cales 26 sont adaptées pour réaliser un ajustement exact afin que la face externe 11A de la plaque aérodynamique 11 vienne exactement à fleur de la face externe 10A de la peau 10 du fuselage 2 (figure 6). Par ailleurs, la plaque de base 13 est également pourvue, sur sa face interne 13A, autour de la zone de support 14, d'un rebord annulaire auxiliaire 25 de forme circulaire, qui présente des dimensions adaptées à celles de la tête 18 de la sonde 5 de manière à venir en contact latéral direct avec la tête de la sonde 5 en l'entourant, comme visible notamment sur la figure 6. Ce contact latéral de la tête 18 contre le rebord 25 circulaire permet de participer à la conduction thermique de la tête 18 de la sonde 5 vers la plaque aérodynamique 11, tout en assurant un appui latéral. - 9 - Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, la face 27 radialement externe du rebord annulaire 15 de la plaque aérodynamique 11 est pourvue d'un évidement 28 autour de toute sa périphérie, dans lequel est agencé un joint 29 d'étanchéité à l'air représenté sur les figures 5 et 6.

Ce joint 29 permet notamment de supprimer un chemin de fuite potentiel d'air lors d'essais d'étanchéité. En outre, la face externe 31 de la tête 18 de la sonde 5, qui est en contact avec la zone de support 14 de la plaque aérodynamique 11 dans la position montée de l'ensemble 6, est pourvue d'un évidement annulaire 32, dans lequel est agencé un joint 33 d'étanchéité à l'air standard, représenté sur les figures 5 et 6. Ce joint torique standard 33 participe à l'étanchéité tout en autorisant un contact tête de sonde/plaque aérodynamique. On prévoit également un joint aérodynamique, réalisé à l'aide d'un mastic usuel approprié, pour combler l'espace annulaire 34 externe (figure 6) au niveau de la jonction de la plaque aérodynamique 11 et de la peau 10 du fuselage 2. Par ailleurs, concernant le fonctionnement de l'ensemble 6, une fois que les différents éléments sont installés comme indiqué ci-dessus, l'air pénètre à travers les ouvertures 12 (poivrière) de la plaque aérodynamique 11, de manière à atteindre la sonde 5 qui réalise, de façon usuelle, une mesure de pression statique. En outre, la chaleur générée par les moyens de chauffage usuels qui sont présents dans la sonde 5 est transmise directement par le contact de la tête 18 de la sonde avec la plaque aérodynamique 11 à cette dernière, ce qui permet de la dégivrer.

On notera que la présente invention ne nécessite aucune modification de la sonde 5, ni de la peau 10 du fuselage 2 et des trous destinés à la fixation de la plaque de renfort 7 sur la peau.30

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Système de fixation d'une sonde de mesure de pression statique sur un aéronef (AC), ledit système (4) comprenant : - une plaque de renfort (7) réalisée en une seule pièce et pourvue d'une ouverture centrale (8), ladite plaque de renfort (7) étant destinée à être fixée par sa face externe (7A) sur la face interne (10B) du fuselage (2), la face interne (7B) de ladite plaque de renfort (7) étant apte à recevoir des éléments (22) de fixation de la sonde (5) ; et - une plaque aérodynamique (11) réalisée en une seule pièce et pourvue d'ouvertures (12) d'entrée d'air, ladite plaque aérodynamique (11) étant fixée sur la plaque de renfort (7) de manière à venir avec sa surface externe (11A) à fleur de la face externe (10A) du fuselage (2) de l'aéronef (AC), caractérisé en ce que : - ladite plaque aérodynamique (11) comprend : - une plaque de base (13) pourvue, sur sa face interne (13A), d'une zone de support (14) prévue autour desdites ouvertures (12) d'entrée d'air et destinée à un contact direct avec une tête (18) de la sonde (5) ; et - un rebord annulaire (15) prévu sur la face interne (13A) de la plaque de base (13) autour de la périphérie de cette dernière, et dont l'extrémité interne (15A) est pourvue d'éléments de plaque (16) transversaux audit rebord annulaire (15) et fixés sur la plaque de renfort (7) ; et - l'ouverture centrale (8) de la plaque de renfort (7) présente une forme adaptée à la périphérie externe dudit rebord annulaire (15) de la plaque aérodynamique (11) pour permettre un agencement de ladite plaque aérodynamique (11) à l'intérieur de ladite ouverture (8) avec un contact latéral.
2. 2. Système de fixation selon la revendication 1,caractérisé en ce que la face (27) radialement externe du rebord annulaire (15) de la plaque aérodynamique (11) est pourvue d'un évidement (28) autour de toute sa périphérie, dans lequel est agencé un joint (29) d'étanchéité à l'air.
3. 3. Système de fixation selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que la plaque de base (13) est pourvue, sur sa face interne (13A), autour de la zone de support (14), d'un rebord annulaire auxiliaire (25) de forme circulaire.
4. 4. Système de fixation selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les éléments de plaque (16) transversaux de la plaque aérodynamique (11) sont fixés, par l'intermédiaire de moyens de fixation (22), à des parties coopérantes (20) de la plaque de renfort (7).
5. 5. Système de fixation selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des cales (26) de type pelable, lesdites cales (26) étant agencées entre lesdits éléments de plaque (16) transversaux de la plaque aérodynamique (11) et lesdites parties coopérantes (20) de la plaque de renfort (7).
6. 6. Ensemble de sonde de mesure de pression statique, ledit ensemble (6) comprenant : - une sonde (5) de mesure de pression statique, pourvue de moyens de chauffage ; et - un système de fixation (4) pour fixer la sonde (5) sur le fuselage (2) de l'aéronef (AC), comprenant au moins une plaque aérodynamique (11) et une plaque de renfort (7), caractérisé en ce que ledit système de fixation (4) est tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 5.
7. 7. Ensemble selon la revendication 6, caractérisé en ce que les éléments de plaque (16) transversaux de la plaque aérodynamique (11) sont fixés, par l'intermédiaire de vis de fixation (22), à des parties coopérantes (20) de la plaque de renfort (7), situées respectivement à différents points de fixation, et en ce que ces points de-12- fixation sont adaptés à la position de zones de fixation de la sonde (5) de sorte qu'une même vis de fixation (22) relie ensemble, à chaque fois, des parties respectivement de la sonde (5), de la plaque aérodynamique (11) et de la plaque de renfort (7).
8. 8. Ensemble selon l'une des revendications 6 et 7, caractérisé en ce que la face externe (31) de la sonde (5) en contact avec la zone de support (14) de la plaque aérodynamique (11) est pourvue d'un évidement annulaire (32), dans lequel est agencé un joint (33) d'étanchéité à l'air.
9. 9. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un système de fixation (4) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 5.
10. 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un ensemble (6) de sonde de mesure de pression statique, tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 6 à 8.