FR3038981A1 - Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine - Google Patents
Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine Download PDFInfo
- Publication number
- FR3038981A1 FR3038981A1 FR1556651A FR1556651A FR3038981A1 FR 3038981 A1 FR3038981 A1 FR 3038981A1 FR 1556651 A FR1556651 A FR 1556651A FR 1556651 A FR1556651 A FR 1556651A FR 3038981 A1 FR3038981 A1 FR 3038981A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- nozzle
- measuring aerodynamic
- measuring
- quantities
- aerodynamic quantities
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/02—Arrangement of sensing elements
- F01D17/08—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01K1/00—Details of thermometers not specially adapted for particular types of thermometer
- G01K1/02—Means for indicating or recording specially adapted for thermometers
- G01K1/026—Means for indicating or recording specially adapted for thermometers arrangements for monitoring a plurality of temperatures, e.g. by multiplexing
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01K13/00—Thermometers specially adapted for specific purposes
- G01K13/02—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving fluids or granular materials capable of flow
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01K13/00—Thermometers specially adapted for specific purposes
- G01K13/02—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving fluids or granular materials capable of flow
- G01K13/024—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving fluids or granular materials capable of flow of moving gases
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
L'invention concerne un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1) destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine comportant : - un corps (2) de forme générale cylindrique ; - au moins une buse (41) s'étendant en dehors du corps (2) au niveau du bord d'attaque (5) ; - un ou plusieurs capteurs (4) de grandeur aérodynamique comportant un élément sensible (41) placé dans la buse (41) ; - au moins un conduit d'évacuation (46) s'étendant dans le corps (2), et débouchant, d'une part, dans la buse (41), et d'autre part, au niveau du bord de fuite (6).
Description
Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d’écoulement d’une turbomachine
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention se rapporte au domaine général des dispositifs de mesure de grandeurs aérodynamiques, et notamment de pression et de température, dans la veine d'écoulement d'une turbomachine.
ETAT DE LA TECHNIQUE
La figure 1 représente de façon schématique une turbomachine 10 du type à double flux et double corps auquel s'applique en particulier l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier de turboréacteur et s'applique à d'autres architectures de turboréacteurs et notamment à double flux et double corps.
La turbomachine 10 comprend, d'amont en aval dans le sens de l'écoulement des gaz, une soufflante 11, un ou plusieurs étages de compresseurs 17, une chambre de combustion 14, un ou plusieurs étages de turbines 15 et une tuyère d'échappement des gaz.
Le turboréacteur comprend également un carter intermédiaire 20 ayant, de façon connue en soi, une fonction structurale (car les efforts sont transmis par son intermédiaire). En particulier, les moyens de fixation du turboréacteur à la structure de l'avion dans la partie avant sont solidaires du carter intermédiaire. Le carter intermédiaire 20 se compose d'un moyeu 25, d'une virole annulaire extérieure 24 disposée autour du moyeu de façon concentrique à celui-ci.
Le turboréacteur comprend deux veines coaxiales d'écoulement de flux gazeux, à savoir une veine d'écoulement de flux primaire (ou flux chaud) 12, et une veine d'écoulement de flux secondaire (ou flux froid) 13.
Dans le cadre d’essais sur une turbomachine, il est parfois nécessaire de réaliser des mesures des grandeurs aérodynamiques, notamment de pression et de température, du flux gazeux s'écoulant dans une veine d'écoulement 12 ou 13 d’une turbomachine.
En référence aux figures 1 à 4, il est connu de réaliser la mesure de ces grandeurs aérodynamiques au moyen d'un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1, placé sensiblement radialement dans une veine d’écoulement 12 ou 13 d’une turbomachine. Ce dispositif de mesure 1 porte généralement le nom de peigne de sondes.
Comme illustré sur les figures 2 et 3, le dispositif de mesure 1 comporte classiquement un corps 2 ayant typiquement un profil NACA, et une pluralité de capteurs 4 de grandeur aérodynamique placés dans le corps 2, les éléments sensibles 47 des capteurs étant placés dans des buses 41 s’étendant en dehors du corps 2 au niveau d’un bord d’attaque 5, de manière à ce que l’air pénètre dans les buses et entre en contact avec les éléments sensibles 47 des capteurs. Comme illustré sur les figures 3 et 4, des trous d’évacuation 142 sont ménagés radialement dans les buses 41 pour permettre l’évacuation de l’air introduit dans la buse 41.
La présence du dispositif de mesure 1 dans la veine d'écoulement du flux 12 ou 13 génère des pertes de charge du fait que l’air contourne le dispositif de mesure 1.
Les pertes de charge créées par la présence du dispositif de mesure 1 dans la veine d'écoulement du flux 13 perturbent cet écoulement lorsqu'il pénètre dans le compresseur haute-pression, ce qui a pour conséquence de perturber le fonctionnement de la turbomachine 10 et par conséquent de fausser les mesures de grandeurs aérodynamiques réalisées.
Or, le flux prélevé par les buses 41 et évacué au niveau des trous d’évacuation 142 ménagés dans les buses 41 contourne le corps, ce qui augmente encore les pertes de charge générées par la présence du dispositif de mesure 1 dans la veine d'écoulement du flux 13.
En outre, l’écoulement de l’air dans la buse 41 n’est pas purement axial, mais présente une composante radiale, ce qui nuit à la qualité des mesures prises par les capteurs 4.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l’invention est de proposer un dispositif de mesure permettant de limiter l’impact aérodynamique du dispositif de mesure lorsque celui-ci est placé dans une veine d’écoulement d’une turbomachine.
Un autre but de l’invention est d’améliorer la qualité des mesures prises par les capteurs.
Ces buts sont atteints dans le cadre de la présente invention grâce à un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d’écoulement d’une turbomachine comportant : - un corps profilé, présentant une partie amont formant bord d’attaque, et une partie aval formant bord de fuite ; - au moins une buse s’étendant en dehors du corps au niveau du bord d’attaque ; - un ou plusieurs capteurs de grandeur aérodynamique comportant un élément sensible placé dans la buse, de manière à ce que l’air circulant dans la veine d’écoulement pénètre dans la buse et entre en contact avec l’élément sensible du capteur ; - au moins un conduit pour l’évacuation de l’air prélevé par une buse, ledit conduit s’étendant dans le corps entre, d’une part, ladite buse, et d’autre part, la partie aval du corps, en débouchant dudit corps, d’une part, dans ladite buse, et d’autre part, au niveau de la partie aval du corps.
Le conduit d’évacuation débouchant au niveau de la partie aval du corps, il permet de limiter les écoulements contournant le corps du dispositif de mesure, et par conséquent d’améliorer le comportement aérodynamique global du dispositif de mesure.
En outre, l’écoulement dans la buse est axial, ce qui permet une bonne prise de mesure par les capteurs. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en l’une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles.
Le conduit débouche du corps en aval de l’axe d’épaisseur maximale du profil, ce qui permet de limiter les écoulements contournant le corps du dispositif de mesure, et par conséquent d’améliorer le comportement aérodynamique global du dispositif de mesure.
Le conduit d’évacuation débouche au niveau d’une arrête longitudinale par laquelle se termine le bord de fuite. Ainsi, le flux prélevé par les buses est réinjecté en aval du dispositif de mesure et ne contourne pas le corps, ce qui permet de limiter les pertes de charge et d’améliorer le comportement aérodynamique global du dispositif de mesure.
Le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques comporte pour chaque buse, deux conduits d’évacuation.
Les deux conduits d’évacuation s’étendent symétriquement l’un par rapport à l’autre.
Les deux conduits d’évacuation débouchent respectivement sur des faces longitudinales opposées de la partie aval du corps. Ainsi, le flux est réinjecté au niveau de la couche limite qui se forme le long du corps, ce qui permet de réduire la profondeur du sillage à l’aval du dispositif de mesure, et donc les pertes de sillage. La réinjection du flux au niveau de la couche limite permet également de faire recoller la couche limite lorsque l’écoulement en amont du dispositif de mesure présente un angle d’incidence important par rapport à la direction dans laquelle s’étendent les buses.
Les conduits d’évacuation débouchent au niveau du bord de fuite avec un angle, par rapport au plan tangent à la surface du corps à l’endroit où débouche le conduit d’évacuation, inférieur à 20°. Ainsi, il n’y a pas une trop grande différence d’orientation entre le vecteur vitesse du flux contournant le dispositif de mesure et le vecteur vitesse du flux prélevé par les buses et évacué par le conduit d’évacuation, ce qui permet de limiter les pertes de charge et d’améliorer le comportement aérodynamique global du dispositif de mesure.
Les deux conduits d’évacuation se rejoignent en un conduit commun, débouchant au niveau d’une arrête longitudinale par laquelle se termine le bord de fuite. Ainsi, le flux prélevé par les buses est réinjecté en aval du dispositif de mesure et ne contourne pas le corps, ce qui permet de limiter les pertes de charge et d’améliorer le comportement aérodynamique global du dispositif de mesure.
Le corps présente une cavité dans laquelle sont disposées les lignes d’instrumentation, les conduits d’évacuation contournant la cavité.
Les conduits d’évacuation sont des conduits ménagés dans la matière du corps, ou des tubes rapportés à l’intérieur du corps. L’invention concerne également un banc de test pour turbomachine, comportant un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques comme décrit plus haut.
DESCRIPTION DES FIGURES D’autres objectifs, caractéristiques et avantages sortiront de la description détaillée qui suit en référence aux dessins donnés à titre illustratif et non limitatif parmi lesquels : - la figure 1, discutée plus haut, est un schéma simplifié d’une turbomachine ; - la figure 2, discutée plus haut, représente un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l’art antérieur ; - la figure 3, discutée plus haut, représente une partie du corps et les buses d’un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l’art antérieur ; - la figure 4, discutée plus haut, est une vue en coupe d’une buse d’un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l’art antérieur ; - la figure 5 est une vue tronquée d’un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques conforme à un mode de réalisation de l’invention; - la figure 6 est une vue en coupe transversale d’un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques conforme à un mode de réalisation de l’invention; - la figure 7 est une vue en coupe transversale du dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques de la figure 6 ; - la figure 8 est une vue en coupe transversale d’une buse d’un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques conforme à un mode de réalisation de l’invention ; - la figure 9 est une vue en coupe transversale d’un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques conforme à un autre mode de réalisation de l’invention; - la figure 10 est une vue en coupe transversale du dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques de la figure 9.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En référence à la figure 1, les grandeurs aérodynamiques sont mesurées à l’aide d’un banc de test pour turbomachine comportant, une turbomachine 10, un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1 placé sensiblement radialement dans une veine d’écoulement 12 ou 13 de la turbomachine, et un calculateur 30.
En référence aux figures 5 à 10, le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1 comporte un corps 2, et une pluralité de capteurs 4 de grandeur aérodynamique.
Le corps 2 présente une extrémité proximale et une extrémité distale.
Comme illustré sur la figure 5, le corps 2 est adapté pour être positionné sensiblement radialement dans une veine d'écoulement. Le corps 2 peut également être positionné en flèche arrière dans la veine d'écoulement, c'est-à-dire que le centre de gravité de la partie proximale du corps est axialement plus en amont que le centre de gravité de la partie distale du corps.
Le corps 2 est fixé à la veine par l’une ou par ses deux extrémités. Soit l’extrémité proximale du corps est fixée au moyeu 25, soit l’extrémité distale est fixée à la virole annulaire extérieure 24, soit les deux à la fois. Notamment, le corps 2 peut être fixé par une platine de fixation 26 sur la paroi interne de la virole annulaire extérieure 24 comme illustré en figure 5. Il est à noter que l’on préférera fixer le corps par ces deux extrémités. En effet, ceci a pour objectif d’éviter une coïncidence fréquentielle des modes fréquentiels du corps avec les fréquences moteurs. Ainsi les modes propres du corps sont plus hauts et les fréquences moteurs ne risquent pas de les rencontrer (on prend avantageuse en compte une marge fréquentielle supplémentaire entre les modes propres du corps et les fréquences moteurs ). Par conséquent, on choisira préférentiellement une longueur de corps 2 identique à celle de la hauteur de veine. Il est cependant également possible de fixer le corps par une seule de ces extrémités et de laisser libre l’autre extrémité.
En référence à la figure 5, le corps 2 s’étend selon un axe longitudinal Al du dispositif 1. Le corps 2 est de forme générale type NACA.
Le corps 2 est profilé pour réduire au maximum les pertes aérodynamiques introduites dans le flux lorsque le dispositif 1 est placé dans la veine d’écoulement 12 ou 13. A cet effet, le corps 2 présente une partie amont 5 formant bord d’attaque, et une partie aval 6, aérodynamiquement profilée, formant bord de fuite.
Le bord d'attaque est la partie avant d'un profil aérodynamique. En fonctionnement, lorsque le dispositif 1 est positionné dans la veine, le bord d’attaque héberge le point de stagnation où l’écoulement est divisé en deux sections (chacune passant d’un côté du profil). Ce point de stagnation se déplace le long du profil en fonction de l’incidence. D’un point de vue géométrique, le bord d’attaque est le point à l’avant du profil où le rayon de courbure de la surface est minimal. Ce point est indépendant de l’écoulement; il permet de définir la ligne de corde ainsi que les propriétés géométriques en découlant, telles que la ligne de corde ou l’axe d’épaisseur maximale du profil.
La ligne de corde est la droite passant par le bord d’attaque et le bord de fuite. Pour chaque section transversale du profil, l’axe d’épaisseur maximale Am du profil est l’axe perpendiculaire à la ligne de corde au niveau duquel la section transversale du profil est la plus épaisse.
Le bord de fuite est la partie arrière d'un profil aérodynamique. En fonctionnement, lorsque le dispositif 1 est positionné dans la veine, le bord de fuite est l’endroit où se rejoignent en un tourbillon les deux composantes du fluide séparé par le bord d’attaque. D’un point de vue géométrique, le bord d’attaque est le point à l’arrière du profil où les deux faces longitudinales 32 se rejoignent en une arrête longitudinale 33.
Par partie amont 5, on entend la partie située en amont de l’axe Am d’épaisseur maximale de la section transversale du corps, et par partie aval 6, on entend la partie située en aval de l’axe Am d’épaisseur maximale de la section transversale du corps. La partie aval 6 présente deux faces longitudinales 32 qui se rejoignent en une arrête longitudinale 33.
La distance entre le bord d’attaque et l’axe Am d’épaisseur maximale de la section transversale du corps est typiquement comprise entre 20% et 40% de la corde.
La longueur du corps 2, c’est-à-dire sa dimension dans la direction longitudinale, est définie par la hauteur de veine où l’on souhaite mesurer les grandeurs aérodynamiques et dépend donc des dimensions de la turbomachine.
Le corps 2 est par exemple en métal ou en plastique rigide.
Le corps 2 peut être en une seule pièce ou en plusieurs pièces assemblées. Le corps 2 peut notamment comprendre un carénage qui forme le profil aérodynamique.
Des buses 41 sont fixées au corps 2 au niveau de la partie amont 5 du corps, le long du bord d’attaque. Les buses 41 sont généralement uniformément répartie le long du bord d’attaque 5. Elles s’étendent en dehors du corps 2 dans la direction d’un axe Ac. Les buses 41 sont typiquement des conduits de forme cylindrique de révolution.
Les capteurs 4 sont des sondes de pression et de température. A titre d'exemple, les sondes de température peuvent être du type capteur thermocouple, l'élément sensible 47 de la sonde étant constitué de deux métaux de résistivité différente connectés ensemble, de manière à générer une différence de potentiel que l’on peut relier à la température mesurée.
Une telle sonde de température est bien connue de l'homme du métier et ne sera donc pas décrite en détails ici. A titre d'exemple, les sondes de pression peuvent notamment être des tubes d’instrumentation tels que des sondes de Kiel. De telles sonde de pression sont bien connues de l'homme du métier et ne seront donc pas décrites en détails.
Les capteurs 4 sont reliés à un calculateur 30 où les données mesurées sont traitées. Le calculateur 30 est positionné à l’extérieur du moteur.
Les capteurs 4 sont reliés au calculateur 30 par des lignes d’instrumentation 45 (figure 5) qui sont placées à l’intérieur du corps 2. Le corps 2 est creux. Le corps présente une cavité 44, de forme générale cylindrique, dans laquelle sont disposées les lignes d’instrumentation 45.
Les lignes d’instrumentation 45 sont typiquement des capillaires pour les sondes de pression et des lignes thermocouples pour les sondes de température.
Comme illustré sur les figures 6 à 10, les éléments sensibles 47 des capteurs sont placés dans les buses 41, de manière à ce que l’air circulant dans la veine d’écoulement 13 pénètre dans les buses 41 et entre en contact avec les éléments sensibles 47 des capteurs.
Pour chacune des buses 41, le dispositif de mesure comporte au moins un conduit d’évacuation 46 s’étendant dans le corps 2. Ces conduits d’évacuation 46 débouchent, d’une part, au niveau d’un orifice de passage 55 situé à l’interphase entre la buse 41 est le corps 2, et d’autre part, au niveau d’un orifice d’évacuation 51 débouchant de la partie aval 6 du corps 2.
Les conduits d’évacuation 46 débouchent de la partie aval 6 du corps 2, ce qui signifie qu’ils débouchent du corps en aval de l’axe Am d’épaisseur maximale.
La distance entre l’orifice d’évacuation 51 et le bord d’attaque est typiquement supérieure à 60% de la corde. Le conduit d’évacuation 46 permet d’éjecter le flux prélevé par la buse 41 en aval de l’axe Am d’épaisseur maximale. Ainsi, le flux prélevé par la buse 41 ne contourne que partiellement le corps ce qui permet de limiter les pertes de charge et par conséquent d’améliorer le comportement aérodynamique global du dispositif 1.
En outre, le fait que les orifices de passage 55 soient ménagés à l’interphase entre la buse 41 et le corps 2 a pour conséquence que l’écoulement dans la buse 41 est axial. Si les orifices de passage 55 étaient ménagés sur la surface périphérique de la buse, comme dans l’art antérieur, l’écoulement dans la buse aurait une composante radiale, ce qui perturberait les mesures prises par les capteurs 4.
Comme illustré sur les figures 6, 7, 9 et 10, les conduits d’évacuation 46 contournent la cavité 44 dans laquelle s’étendent les lignes d’instrumentation 45.
Les conduits d’évacuation 46 sont, soit ménagés dans le corps 2 (dans ce cas ils peuvent notamment être prévus dès la fabrication du corps par exemple par fusion laser), soit des éléments rapportés comme des tubes raccordant le fond de la buse 41 et le orifice d’évacuation 51.
Dans un mode de réalisation illustré sur les figures 6 et 7, chaque buse 41 est reliée à deux conduits d’évacuation 46 débouchant chacun sur une face longitudinale 32 opposée du corps 2.
Dans ce mode de réalisation, le flux est évacué au niveau de la couche limite formée par l’écoulement au niveau de l'interface entre les faces longitudinales 32 opposée du corps 2 corps et le fluide. La réinjection du flux au niveau de la couche limite permet de réduire la profondeur du sillage à l’aval du dispositif 1, et donc les pertes de sillage. La réinjection du flux au niveau de la couche limite permet également de recoller la couche limite. En effet, la couche limite peut se décoller du bord de fuite 6 lorsque l’angle d’incidence de l’écoulement en amont du dispositif 1 par rapport à la direction Ac dans laquelle s’étendent les buses 41 est important. Un décollement de la couche limite augmente considérablement les pertes de sillage.
Les caractéristiques des conduits d’évacuation 46, notamment leur forme, leurs dimensions et leur positionnement dans le corps 2, sont définies de manière à ce que les conduits d’évacuation 46 puissent évacuer le débit nécessaire aux prises de mesure. La forme et les dimensions des conduits d’évacuation 46 dépendent donc du profil du corps 2, et de la position des orifices d’évacuation 51 sur le corps 2.
Les deux conduits d’évacuation 46 s’étendent préférentiellement symétriquement l’un par rapport à l’autre.
Avantageusement, les conduits d’évacuation 46 débouche, au niveau de la partie aval 6, avec un angle Θ entre l’axe du conduit d’évacuation 46 et le plan tangent à la surface du corps 2 au point ou débouche le conduit d’évacuation 46, inférieur à 20°, comme illustré sur la figure 7. Cela permet d’éviter une trop grande différence d’orientation entre les vecteurs vitesses du flux contournant le dispositif de mesure 1 et le vecteur vitesse du flux prélevé par les buses 41 et évacué par la conduit d’évacuation 46.
Dans un mode de réalisation illustré sur les figures 9 et 10, les conduits d’évacuation 46 se rejoignent en un conduit commun 49 qui débouche au niveau de l’arrête longitudinale 33. Dans ce mode de réalisation, le flux est réinjecté en aval du dispositif 1. Ainsi, le flux prélevé par la buse 41 ne contourne pas le corps 2 mais et directement éjecté à l’aval du dispositif 1. Le fait d’éjecter l’air directement à l’aval du dispositif 1 limite les pertes de charge et améliore par conséquent le comportement aérodynamique global du dispositif 1.
Claims (11)
- REVENDICATIONS1. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1 ) destiné à être placé dans une veine d’écoulement (12, 13) d’une turbomachine comportant : - un corps (2) profilé, présentant une partie amont (5) formant bord d’attaque, et une partie aval (6) formant bord de fuite ; - au moins une buse (41) s’étendant en dehors du corps (2) au niveau du bord d’attaque (5) ; - un ou plusieurs capteurs (4) de grandeur aérodynamique comportant un élément sensible (41) placé dans la buse (41), de manière à ce que l’air circulant dans la veine d’écoulement (13) pénètre dans la buse (41) et entre en contact avec l’élément sensible (47) du capteur ; caractérisé en ce qu’il comporte en outre, au moins un conduit (46) pour l’évacuation de l’air prélevé par une buse (41), ledit conduit (46) s’étendant dans le corps (2) entre, d’une part, ladite buse (41), et d’autre part, la partie aval (6) du corps (2), en débouchant dudit corps (2), d’une part, dans ladite buse (41), et d’autre part, au niveau de la partie aval (6) du corps (2).
- 2. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon la revendication précédente, dans lequel le conduit (46) débouche du corps en aval d’un axe (Am) d’épaisseur maximale du profil.
- 3. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le conduit d’évacuation (46) débouche au niveau d’une arrête longitudinale (33) par laquelle se termine le bord de fuite.
- 4. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon l’une des revendications 1 ou 2, comportant, pour chaque buse (41), deux conduits d’évacuation (46).
- 5. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon la revendication précédente, dans lequel les deux conduits d’évacuation (46) s’étendent symétriquement l’un par rapport à l’autre. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon l’une des revendications 4 ou 5, dans lequel les deux conduits d’évacuation (46) débouchent respectivement sur des faces longitudinales (32) opposées de la partie aval (6) du corps (2).
- 6. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les conduits d’évacuation (46) débouchent, au niveau de la partie aval (6) du corps (2), avec un angle (Θ), par rapport à au plan tangent au corps (2) à l’endroit où débouche le conduit d’évacuation (46), inférieur à 20°.
- 7. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon l’une des revendications 4 ou 5, dans lequel les deux conduits d’évacuation (46) se rejoignent en un conduit commun (49), débouchant au niveau d’une arrête longitudinale (33) par laquelle se termine le bord de fuite.
- 8. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le corps présente une cavité (44) dans laquelle sont disposées les lignes d’instrumentation (45), les conduits d’évacuation (46) contournant la cavité (44).
- 9. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les conduits d’évacuation (46) sont des conduits ménagés dans la matière du corps (2).
- 10. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1), selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel les conduits d’évacuation (46) sont des tubes rapportés à l’intérieur du corps (2).
- 11. Banc de test pour turbomachine, caractérisé en ce qu’il comporte un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques (1) selon l’une des revendications précédentes.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1556651A FR3038981A1 (fr) | 2015-07-13 | 2015-07-13 | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1556651A FR3038981A1 (fr) | 2015-07-13 | 2015-07-13 | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3038981A1 true FR3038981A1 (fr) | 2017-01-20 |
Family
ID=54848670
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1556651A Withdrawn FR3038981A1 (fr) | 2015-07-13 | 2015-07-13 | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3038981A1 (fr) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3053786A1 (fr) * | 2016-07-05 | 2018-01-12 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine |
| EP3363996A1 (fr) * | 2017-02-16 | 2018-08-22 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Ensemble pale pour moteurs de turbine à gaz et moteur de turbine à gaz intégrant ledit ensemble pale |
| FR3067454A1 (fr) * | 2017-06-13 | 2018-12-14 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de mesure d'au moins un parametre d'un flux de turbomachine et bec de separation comprenant un tel ensemble de mesure |
| FR3128289A1 (fr) * | 2021-10-14 | 2023-04-21 | Safran Aircraft Engines | Mesureur intrusif pour turbomachine muni d'une membrane de compensation dynamique |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0186609A2 (fr) * | 1984-12-13 | 1986-07-02 | United Technologies Corporation | Dispositif de mesure de la température |
| EP0298012A1 (fr) * | 1987-06-29 | 1989-01-04 | United Technologies Corporation | Palpeur de la température et pression |
| WO1994025842A1 (fr) * | 1993-04-29 | 1994-11-10 | Rosemount Aerospace Inc. | Detecteur de temperature comportant un element de protection contre les debris |
| FR2952713A1 (fr) * | 2009-11-16 | 2011-05-20 | Snecma | Procede de fabrication d'un peigne de mesure comportant des moyens de mesure aptes a la mesure de parametres dans un flux d'air de turboreacteur experimental |
-
2015
- 2015-07-13 FR FR1556651A patent/FR3038981A1/fr not_active Withdrawn
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0186609A2 (fr) * | 1984-12-13 | 1986-07-02 | United Technologies Corporation | Dispositif de mesure de la température |
| EP0298012A1 (fr) * | 1987-06-29 | 1989-01-04 | United Technologies Corporation | Palpeur de la température et pression |
| WO1994025842A1 (fr) * | 1993-04-29 | 1994-11-10 | Rosemount Aerospace Inc. | Detecteur de temperature comportant un element de protection contre les debris |
| FR2952713A1 (fr) * | 2009-11-16 | 2011-05-20 | Snecma | Procede de fabrication d'un peigne de mesure comportant des moyens de mesure aptes a la mesure de parametres dans un flux d'air de turboreacteur experimental |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3053786A1 (fr) * | 2016-07-05 | 2018-01-12 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine |
| EP3363996A1 (fr) * | 2017-02-16 | 2018-08-22 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Ensemble pale pour moteurs de turbine à gaz et moteur de turbine à gaz intégrant ledit ensemble pale |
| FR3067454A1 (fr) * | 2017-06-13 | 2018-12-14 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de mesure d'au moins un parametre d'un flux de turbomachine et bec de separation comprenant un tel ensemble de mesure |
| FR3128289A1 (fr) * | 2021-10-14 | 2023-04-21 | Safran Aircraft Engines | Mesureur intrusif pour turbomachine muni d'une membrane de compensation dynamique |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2722077C (fr) | Prelevement d'air centripete dans un rotor de compresseur d'une turbomachine | |
| WO2017187108A1 (fr) | Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine | |
| EP1881179B1 (fr) | Système de ventilation de paroi de chambre de combustion dans une turbomachine | |
| FR3043775A1 (fr) | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine | |
| CA2510669C (fr) | Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore | |
| FR3038981A1 (fr) | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine | |
| CA2975570C (fr) | Ensemble de redressement a performances aerodynamiques optimisees | |
| EP3215714B1 (fr) | Aube de turbine avec capuchon d'extrémité | |
| CA2891072C (fr) | Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine | |
| FR2930588A1 (fr) | Rotor de compresseur d'une turbomachine comportant des moyens de prelevement d'air centripete | |
| FR3025885A1 (fr) | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine | |
| FR3058181A1 (fr) | Renfort de bord d'attaque d'une aube de turbomachine | |
| EP3301428B1 (fr) | Peigne de mesure pour mesurer des parametres des gaz en sortie d'une veine de turbomachine | |
| EP2558831B1 (fr) | Dispositif de mesure de la temperature dans une veine d'ecoulement de flux primaire d'un turboreacteur a double flux. | |
| FR3012169A1 (fr) | Pale instrumentee | |
| CA2839815A1 (fr) | Dispositif et procede de mesure des temps de passage de sommets d'aubes dans une turbomachine | |
| EP2917518B1 (fr) | Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine | |
| EP3274578B1 (fr) | Dispositif a grilles d'ejection de microjets pour la reduction du bruit de jet d'une turbomachine | |
| FR3053786A1 (fr) | Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine | |
| FR3087829A1 (fr) | Carter intermediaire de turbomachine avec un dispositif de mesure de parametre aerodynamique, module de turbine comprenant un tel carter intermediaire et turbomachine equipee d'un tel module | |
| FR3084160A1 (fr) | Dispositif de mesure de temperature d’un flux aerodynamique dans une veine de turbomachine et turbomachine equipee d’un tel dispositif | |
| FR2953252A1 (fr) | Secteur de distributeur pour une turbomachine | |
| WO2016001602A1 (fr) | Dispositif de guidage d'air pour turbomachine | |
| EP3869023B1 (fr) | Structure interne d'un conduit d'éjection primaire comportant un séparateur dont la géometrie varie en fonction de la température | |
| FR3073287A1 (fr) | Dispositif ameliore d'essai au sol pour turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20170120 |
|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20170331 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20180809 |