FR3039511A1 - Rechauffage pour equipement aeronautique d'aeronef - Google Patents

Rechauffage pour equipement aeronautique d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
FR3039511A1
FR3039511A1 FR1501616A FR1501616A FR3039511A1 FR 3039511 A1 FR3039511 A1 FR 3039511A1 FR 1501616 A FR1501616 A FR 1501616A FR 1501616 A FR1501616 A FR 1501616A FR 3039511 A1 FR3039511 A1 FR 3039511A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
aircraft
evaporator
equipment
skin
aircraft according
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.)
Granted
Application number
FR1501616A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3039511B1 (fr
Inventor
Claude Sarno
Romain Hodot
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thales SA
Original Assignee
Thales SA
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Thales SA filed Critical Thales SA
Priority to FR1501616A priority Critical patent/FR3039511B1/fr
Priority to US15/221,170 priority patent/US10035603B2/en
Priority to GB1612970.2A priority patent/GB2541989B/en
Publication of FR3039511A1 publication Critical patent/FR3039511A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3039511B1 publication Critical patent/FR3039511B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/06—Liquid application
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y50/00—Data acquisition or data processing for additive manufacturing
    • B33Y50/02—Data acquisition or data processing for additive manufacturing for controlling or regulating additive manufacturing processes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D15/00—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D15/00—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies
    • F28D15/02—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes
    • F28D15/0266—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes with separate evaporating and condensing chambers connected by at least one conduit; Loop-type heat pipes; with multiple or common evaporating or condensing chambers
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01F—MEASURING VOLUME, VOLUME FLOW, MASS FLOW OR LIQUID LEVEL; METERING BY VOLUME
    • G01F1/00—Measuring the volume flow or mass flow of fluid or fluent solid material wherein the fluid passes through a meter in a continuous flow
    • G01F1/05—Measuring the volume flow or mass flow of fluid or fluent solid material wherein the fluid passes through a meter in a continuous flow by using mechanical effects
    • G01F1/34—Measuring the volume flow or mass flow of fluid or fluent solid material wherein the fluid passes through a meter in a continuous flow by using mechanical effects by measuring pressure or differential pressure
    • G01F1/36—Measuring the volume flow or mass flow of fluid or fluent solid material wherein the fluid passes through a meter in a continuous flow by using mechanical effects by measuring pressure or differential pressure the pressure or differential pressure being created by the use of flow constriction
    • G01F1/40—Details of construction of the flow constriction devices
    • G01F1/46—Pitot tubes
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F28D2021/0019—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for
    • F28D2021/0021—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for aircrafts or cosmonautics

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)

Abstract

L'invention concerne un aéronef muni d'au moins un équipement aéronautique, l'équipement (25) comprenant une partie destinée à être disposée au niveau d'une peau (27) de l'aéronef et des moyens de réchauffage de la partie, caractérisé en ce que les moyens de réchauffage comprennent une boucle thermodynamique comprenant un circuit fermé dans lequel circule un fluide caloporteur, le circuit fermé comprenant un évaporateur (14) associé à des moyens fonctionnels (70) de l'aéronef formant source chaude dégageant de la chaleur lors de leur fonctionnement et une zone dans laquelle peut s'opérer une condensation du fluide caloporteur dans l'appendice pour le réchauffer, et en ce que hors de l'évaporateur, le circuit dans lequel circule le fluide est formé par un canal tubulaire à section vide.

Description

Réchauffage pour équipement aéronautique d’aéronef L’invention concerne un aéronef et plus particulièrement le réchauffage d’un équipement aéronautique destiné à être disposé au niveau de la peau de l’aéronef.
Pour assurer sa mission, un aéronef comprend plusieurs équipements comprenant des parties affleurantes ou des appendices sortant de la peau de l’aéronef.
Ces appendices ou ces parties affleurantes appartiennent par exemple à des sondes permettant notamment de mesurer différents paramètres aérodynamiques du flux d’air entourant l’aéronef, comme notamment la pression totale, la pression statique, la température, ou l’incidence du flux d’air au voisinage de la peau de l’aéronef.
La pression totale permet, associée à la pression statique, de déterminer la vitesse locale du flux d’air au voisinage de la sonde. D’autres sondes permettent par exemple de mesurer l’incidence locale d’un flux d’air.
Les sondes d’incidences peuvent comprendre des appendices mobiles destinés à s’orienter dans l’axe du flux d’air entourant la sonde. L’orientation de la sonde permet de déterminer l’incidence du flux d’air. D’autres sondes d’incidences peuvent être équipées d’appendices fixes équipés de plusieurs prises de pression.
La différence de pression mesurée entre ces prises de pression permet aussi de déterminer l’incidence du flux d’air entourant la sonde. D'autres équipements tels que des caméras nécessitent aussi d’être installés de façon affleurante ou proéminente par rapport à la peau de l’aéronef, par exemple sur des nacelles connues dans la littérature anglo-saxonne sous le nom de « pod ».
Lors de vol en haute altitude, l’aéronef peut rencontrer des conditions givrantes.
Plus précisément du givre peut se former sur la peau et sur les appendices de l’aéronef. L'apparition de givre est particulièrement problématique pour les sondes aérodynamiques dont les profils peuvent être modifiés par du givre et dont les orifices de prises de pression peuvent être obstrués.
Les instruments de mesure montés sur nacelles peuvent aussi être perturbés par l’apparition de givre.
Une solution permettant d’éviter la formation de givre consiste à réchauffer les appendices.
Actuellement le réchauffage est dans la plupart des cas réalisé au moyen de résistances électriques noyées dans les appendices.
Le réchauffage se fait par effet joule. Par exemple pour réchauffer une sonde de pression totale, il est nécessaire de dissiper plusieurs centaines de watts.
Plus précisément, ce type de sonde est formé d’un mat portant un tube fermé à l’une de ses extrémités et appelé tube de Pitot.
Le réchauffage de la sonde est réalisé au moyen d’une résistance chauffante réalisée sous forme d’un fil chauffant enroulé dans le corps de la sonde, c'est-à-dire à la fois dans le mât et dans le tube de Pitot.
Pour réaliser le fil chauffant, on utilise couramment un conducteur électrique comportant un alliage de fer et de nickel enrobé d'un isolant minéral tel que de l'alumine ou de la magnésie. L'isolant est lui-même enrobé d'une gaine de nickel ou d’« INCONEL (marque déposée) » permettant le brasage du fil sur le corps de la sonde.
Un procédé de réalisation d’une telle sonde est par exemple décrit dans la demande de brevet FR 2 833 347 déposée au nom de la demanderesse.
La réalisation du fil chauffant et son assemblage dans la sonde nécessitent une série d’opérations complexes et coûteuses.
Un autre mode de réalisation pour réchauffer une sonde à tube de Pitot avait été envisagé dans le brevet US 4 275 603.
Ce document décrit l’utilisation d’un caloduc apportant de l’énergie thermique autour du tube. Le retour du fluide caloporteur à l’état liquide est assuré dans un matériau poreux.
Cela permet à la sonde d’être disposée dans toute orientation possible sur la peau de l’aéronef.
En pratique, cette solution ne présente pas d’avantage industriel du fait de la difficulté d’insérer un matériau poreux dans une sonde.
Le procédé de réalisation d’une telle sonde est au moins aussi complexe que celui mettant en œuvre un fil chauffant. L’invention vise à proposer une nouvelle sonde réchauffée et plus généralement un équipement aéronautique affleurant ou possédant un appendice externe réchauffé dont la réalisation est beaucoup plus simple que celle décrite dans l’art antérieur. A cet effet, l’invention a pour objet un aéronef muni d’au moins un équipement aéronautique, l’équipement comprenant une partie destinée à être disposée au niveau d’une peau de l’aéronef et des moyens de réchauffage de la partie, caractérisé en ce que les moyens de réchauffage comprennent une boucle thermodynamique comprenant un circuit fermé dans lequel circule un fluide caloporteur, le circuit fermé comprenant un évaporateur associé à des moyens fonctionnels de l’aéronef formant source chaude dégageant de la chaleur lors de leur fonctionnement et une zone dans laquelle peut s’opérer une condensation du fluide caloporteur dans l’appendice pour le réchauffer, et en ce que hors de l’évaporateur, le circuit dans lequel circule le fluide est formé par un canal tubulaire à section vide.
Suivant d’autres caractéristiques de l’aéronef selon l’invention prises seules ou en combinaison : - les moyens fonctionnels de l’aéronef formant source chaude sont formés par une partie de ou une carte électronique de celui-ci ; - les moyens fonctionnels de l’aéronef formant source chaude sont formés par un actionneur de celui-ci ; - les moyens fonctionnels de l’aéronef formant source chaude sont formés par une partie de ou un équipement électrique de celui-ci ; - le canal est configuré pour que le fluide y circule par capillarité ; - il comprend une pompe de circulation du fluide caloporteur ; - le canal tubulaire forme une boucle thermodynamique unique hors de l’évaporateur ; - le canal tubulaire forme plusieurs boucles thermodynamiques dans lesquelles le fluide caloporteur circule en parallèle hors de l’évaporateur ; - la partie est configurée pour être affleurante de la peau de l’aéronef ; - la partie est un appendice configuré pour être disposée de façon proéminente par rapport à la peau de l’aéronef ; - l’équipement comprend une embase destinée à fixer l’équipement sur la peau de l’aéronef, et l’appendice est disposé d’un premier coté de l’embase et l’évaporateur est disposé d’un second coté de l’embase, opposé au premier coté ; - l’équipement comprend une sonde de mesure aérodynamique.
Selon un autre aspect l'invention concerne également un procédé de réalisation d’un équipement aéronautique pour un aéronef tel que décrit précédemment, l’équipement comprenant un corps dans lequel est réalisé le canal tubulaire à section vide, le procédé étant caractérisé en ce que le corps est réalisé par un procédé de fabrication additive.
Enfin l’invention concerne également un fichier de données stocké sur des moyens de stockage et chargeable dans la mémoire d’une unité de traitement associée à une machine de fabrication additive apte à fabriquer un objet par superposition de couches de matière, caractérisé en ce qu’il comprend des données de représentation tridimensionnelle de l’équipement pour un aéronef tel que décrit précédemment, en sorte de permettre, lorsqu’il est chargé dans la mémoire de, et traité par, ladite unité de traitement, la fabrication dudit équipement par ladite machine de fabrication additive. L'invention sera mieux comprise et d’autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée d’un mode de réalisation donné à titre d’exemple, description illustrée par le dessin joint dans lequel : la figure 1a représente schématiquement une boucle thermodynamique pouvant réchauffer un équipement aéronautique ; la figure 1b représente schématiquement plusieurs boucles thermodynamiques pouvant réchauffer un équipement aéronautique ; la figure 2 représente une sonde aérodynamique destinée à mesurer la pression totale et équipant un aéronef ; les figures 3a et 3b représentent un mat et un tube de Pitot formant des parties externes de la sonde de la figure 1 ; la figure 4 représente en vue éclatée différentes pièces constitutives de la sonde ; les figures 5a et 5b représentent une sonde aérodynamique destinée à mesurer la pression statique et équipant un aéronef ; la figure 6 représente un exemple de réalisation d’une sonde aérodynamique entrant dans la constitution d’un aéronef selon l’invention.
Par souci de clarté, les mêmes éléments porteront les mêmes repères dans les différentes figures.
La figure 1a représente schématiquement une boucle thermodynamique 11 dans laquelle circule en circuit fermé, un fluide caloporteur.
Dans cette boucle, le fluide peut se présenter selon deux phases : liquide 12 et vapeur 13.
La chaleur latente de transformation entre ces deux phases est exploitée pour transporter de l’énergie thermique entre un évaporateur 14 et un condenseur 15.
Ce type de boucle thermodynamique est largement utilisé pour refroidir des composants électroniques dissipant de la chaleur lors de leur fonctionnement.
De façon générale, un apport de chaleur, schématisé par des flèches 16, au niveau de l’évaporateur 14, est transporté par le fluide en phase vapeur 13 vers le condenseur 15 où l’apport énergétique est restitué au milieu environnant.
Cette restitution est schématisée par des flèches 17.
Le circuit fermé comprend également un réservoir 18 contenant du fluide caloporteur à l’état liquide. Le réservoir 18 est disposé à proximité de l’évaporateur 14. Le réservoir 18 alimente la boucle 11 par l’évaporateur 14.
Ainsi dès qu’un apport énergétique suffisant est capté par l’évaporateur 14, le fluide à l’état liquide contenu dans l’évaporateur se vaporise. La surpression due à l’évaporation pousse le fluide à l’état vapeur 13 vers le condenseur 15 où le fluide reprend son état liquide pour revenir vers l’évaporateur 14.
Dans la présente demande, la boucle thermodynamique 11 est utilisée pour réchauffer une partie d’un équipement aéronautique embarqué. A bord d’un aéronef, de nombreux équipements possèdent des appendices proéminents par rapport à la peau de l’aéronef ou des parties affleurantes.
Ces équipements peuvent être des sondes aérodynamiques, des antennes, des capteurs...
Ces appendices ou ces parties affleurantes nécessitent un réchauffage afin de permettre leur fonctionnement. Ce réchauffage est particulièrement important pour les sondes aérodynamiques qui possèdent des orifices utilisés comme prises de pression.
Le réchauffage permet d’éviter la formation de givre qui pourrait obstruer ces orifices.
Les sondes d’incidences, possédant une palette destinée à s’orienter dans le lit du flux d’air entourant la sonde, sont également sensibles au givre qui pourrait se former sur la palette et modifier sa forme, entraînant ainsi une mauvaise mesure, voire même un blocage de la palette.
La figure 1b représente schématiquement deux boucles thermodynamiques 11a et 11b dans lesquelles le fluide caloporteur circule en parallèle hors d’un évaporateur 14 commun aux différentes boucles.
Ces différentes boucles 11a et 11b permettent de réchauffer plus spécifiquement différentes zones, formant des condenseurs 15a et 15b, d’un appendice ou d’une partie d’un équipement aéronautique. L’invention peut bien entendu être mise en œuvre pour plus de deux boucles thermodynamiques.
La figure 2 représente une sonde aéronautique 25 permettant de mesurer la pression totale d’un flux d’air entourant la peau 27 d’un aéronef.
La sonde 25 est destinée à être fixée en traversée d’une ouverture 26 réalisée dans la peau 27 de l’aéronef.
Sur la figure 2, la peau 27, au niveau de son ouverture 26, est représentée à distance de la sonde 25.
La sonde 25 comprend un tube de Pitot 30 et par un mât 31 portant le tube de Pitot 30.
Le tube de Pitot 30 et le mât 31 sont externes à la peau 27.
La sonde 25 comprend également une partie interne à la peau 27 comportant un connecteur pneumatique 32 permettant le raccordement pneumatique du tube de Pitot 30 à un capteur de pression situé à l’intérieur du fuselage de l’aéronef.
La sonde 25 est positionnée sur la peau 27 de l’aéronef de telle sorte que le tube de Pitot 30 soit orienté sensiblement suivant un axe longitudinal de l’aéronef, hors de la couche limite, pour que la direction de l’écoulement, matérialisé par une flèche 33, fasse sensiblement face à un orifice d’entrée 34 situé à une première extrémité 35 du tube de Pitot 30.
Une seconde extrémité 36 du tube de Pitot 30, opposée à l’extrémité 35, est fermée de façon à créer un point d’arrêt dans le filet d’air prélevé dans l’écoulement et pénétrant dans le tube 30 par son orifice 34.
Au niveau de l’extrémité 36 du tube, un canal pneumatique, non représenté sur la figure 2, s’ouvre dans le tube 30 pour y former une prise de pression au niveau de laquelle on cherche à mesurer la pression d’air.
Le canal pneumatique est par exemple relié à un capteur de pression ou à un autre dispositif de mesure de pression tel que par exemple un débitmètre.
Le capteur de pression permet de mesurer de façon effective la pression de l’air régnant à l’intérieur du tube 30 au niveau de son extrémité obstruée 36.
Le capteur de pression peut appartenir à la sonde 25 ou bien être déporté. Dans ce cas, le capteur de pression est raccordé à la sonde 25 au moyen d’un tuyau et du connecteur pneumatique 32. A l’extrémité 36, le tube 30 comporte un ou plusieurs trous de purge non représentés et permettant l’évacuation de l’eau pénétrant à l’intérieur du tube 30.
Hormis le ou les trous de purge, dont la section est faible par rapport à celle du tube 30, le tube 30 est fermé au niveau de son extrémité 36.
La pression mesurée au niveau de cette extrémité représente donc la pression totale Pt de l’écoulement d’air.
Le mât 31 porte le tube de Pitot 30 au niveau de sa seconde extrémité 36.
Le tube de Pitot 30 possède une forme sensiblement cylindrique et le mât 31 une forme allongée. Le mât 31 a par exemple une forme d’aile dont l’intrados et l’extrados peuvent être symétriques.
La sonde 25 peut comprendre d’autres prises de pression, comme par exemple des prises de pression disposées sur la mât 31 ou autour du tube 30 sur sa partie cylindrique et permettant de définir l’incidence locale de l’écoulement par rapport à la sonde 25 ou mesurant la pression statique de l’écoulement.
La sonde 25 comprend des moyens de fixation destinés à fixer la sonde 25 à la peau 27 de l’aéronef.
Ces moyens comprennent par exemple une embase 38 formée par un épaulement destinée à venir au contact de la peau 27.
Des vis disposées autour de l’ouverture 26 immobilisent l’embase 38 par rapport à la peau 27.
Dans l’exemple représenté, le tube de Pitot 30 est fixe par rapport à la peau 27 de l’aéronef.
Il est bien entendu possible de monter le tube de Pitot 30 sur un mât mobile comme par exemple une palette pouvant s'orienter dans l’axe de l’écoulement, comme par exemple décrit dans le brevet publié sous le n° FR 2 665 539 et déposé le 3 août 1990. L’embase 38 comprend alors une liaison pivot permettant la rotation du mât 31 par rapport à la peau 27 autour d’un axe perpendiculaire à la peau 27.
Ainsi lorsque l’incidence locale de l’écoulement, au voisinage de la sonde 25 évolue, l’orientation du tube de Pitot 30 suit cette incidence afin de toujours faire face à l’écoulement.
La mesure de pression totale Pt s’en trouve améliorée lors de variations d’incidence locale de l’écoulement le long de la peau 27 de l’aéronef. L’évaporateur 14 et le réservoir 18 sont disposés à l’intérieur du fuselage de l’aéronef d’un coté de l’embase 38.
Le condenseur 15 est formé d'un canal disposé dans le mât 31 et dans le tube de Pitot 30.
Des moyens de chauffage permettent d’apporter de l’énergie thermique à l’évaporateur 14.
Ces moyens comprennent par exemple une résistance électrique chauffante 40 disposée autour de l’évaporateur 14.
Tout autre moyen permettant l’apport de chaleur à l’évaporateur peut également être mis en œuvre dans le cadre de l’invention, comme par exemple le passage d’un flux d’air chaud le long des parois externes de l’évaporateur 14.
Bien entendu, d’autres moyens peuvent être envisagés comme cela sera décrit plus en détails par la suite.
Il est possible de placer dans l’appendice, un capteur de température permettant de mesurer sa température pour asservir les moyens de chauffage.
Alternativement, une mesure de température du fluide dans l’évaporateur 14 donne une image de la température de l’appendice. L’utilisation d’une boucle thermodynamique pour réchauffer la sonde 25 et plus généralement un appendice aéronautique présente l’avantage de faciliter la régulation de la température de l’appendice en pilotant les moyens de chauffage délocalisés à l’intérieur de la peau de l’aéronef au voisinage de l’appendice.
Les fluides généralement utilisés comme fluides caloporteurs dans une boucle thermodynamique diphasique peuvent présenter des chaleurs latentes de transformation fortes, ce qui permet de réduire le débit de fluide dans la boucle pour un même échange thermique.
La réduction du débit permet de réduire les pertes de charge dans la boucle. A titre d’exemple, on peut utiliser du méthanol comme fluide caloporteur.
Dans ce qui vient d’être décrit, le fluide circule dans un canal tubulaire 39 à section vide entre l’évaporateur 14 et le condenseur 15, dans le condenseur 15 lui même, et entre le condenseur 14 et l’évaporateur 14.
Autrement dit, hors de l’évaporateur 14, le circuit dans lequel circule le fluide est formé par le canal tubulaire 39 à section vide.
On entend par canal tubulaire à section vide, un canal ne comprenant aucun remplissage hormis le fluide bien entendu.
Notamment, aucun matériau poreux n’est présent dans le canal tubulaire 39. Les parois internes du canal tubulaire 39 sont lisses pour faciliter la circulation du fluide et limiter les pertes de charges.
Les figures 3a et 3b représentent un exemple de disposition du canal 39 équipant les parties externes de la sonde 25 et dans lesquels circule le fluide caloporteur permettant de réchauffer ces parties externes.
Le mât 31 et le tube 30 comprennent tous deux une enveloppe, 41 pour le mât et 42, pour le tube 30.
Le canal pneumatique utilisé pour la mesure de pression circule dans l’enveloppe 41. Le canal 39 est réalisé dans les enveloppes respectives.
Dans le canal 39, le fluide qui y circule est susceptible de se condenser pour réchauffer l’enveloppe correspondante ou une partie de celle-ci en fonction du besoin.
Plus précisément, un autre avantage lié à la réalisation du canal tubulaire 39 à section vide est la capacité d’auto-adaptation des échanges thermiques au niveau de la sonde.
En effet, le coefficient d’échange entre le fluide et la paroi, coefficient de condensation, est lié aux gradients de température entre le fluide et la paroi.
Les échanges thermiques sont plus importants dans les zones les plus froides de la sonde 25. Ces zones les plus froides correspondent aux zones des enveloppes où le refroidissement externe est le plus important.
Ceci permet d’obtenir une meilleure homogénéité en température de la sonde.
La figure 3a représente le mât 31 et le tube de Pitot 30 de profil. On y distingue un exemple de cheminement du canal 39 dans les enveloppes correspondantes.
La figure 3b représente en coupe le mât 31 dans un plan parallèle à la peau 27 au voisinage de l’ouverture 26.
Dans son cheminement, le canal 39 peut être décomposé en trois parties 39a, 39b et 39c se succédant.
Après sa sortie de l’évaporateur 14, le fluide circule dans la partie 39a réalisée dans l’enveloppe 41. La partie 39a peut serpenter dans l’enveloppe 41 entre le bord d’attaque 31a et le bord de fuite 31b du mât 31.
Ensuite le canal 39 serpente dans l’enveloppe 42 par sa partie 39b. Le cheminement de la partie 39b est par exemple hélicoïdal autour de la cavité interne du tube de Pitot 30 au fond de laquelle on mesure la pression totale.
Le canal 39 poursuit son cheminement dans sa partie 39c en circulant à nouveau dans l’enveloppe 41 du mât 31.
Comme pour la partie 39a, la partie 39c peut serpenter dans l’enveloppe 41 entre le bord d’attaque 31a et le bord de fuite 31b.
La définition du cheminement du canal 39 est réalisée en fonction des zones de la sonde qu’il convient de réchauffer préférentiellement.
Dans l’exemple représenté, le canal 39 serpente dans l’appendice en formant une boucle unique hors de l’évaporateur 14.
Il est également possible de réaliser dans l’appendice plusieurs boucles dans lesquelles le fluide caloporteur circule en parallèle hors de l’évaporateur 14, comme schématisé sur la figure 1b. L’auto-adaptation de l’échange thermique à la température réelle des parois externes de la sonde 25 permet une définition du cheminement plus tolérante que pour une sonde réchauffée directement par une résistance électrique.
La section du canal peut être variable tout au long de son cheminement dans le mât 31 et dans le tube de Pitot 30.
La circulation du fluide dans le canal 39 peut être assurée au moyen d’une pompe de circulation 45 disposée en amont de l’évaporateur 14. La pompe de circulation 45 est avantageusement disposée à l’intérieur de la peau 27 de l’aéronef.
Alternativement, il est possible de se passer de cette pompe de circulation 45 en configurant la section du canal 39 dans ses différentes parties 39a à 39c pour que le fluide circule dans sa phase liquide par capillarité.
Un tel mode de circulation nécessite des sections relativement faibles.
Afin de conserver un débit global suffisant, le canal 39 peut comprendre des zones mises en parallèles.
Il est avantageux de réaliser la sonde 25 et plus généralement tout équipement aéronautique mettant en œuvre l’invention en mettant en œuvre un procédé de fabrication additive pour fabriquer la ou les pièces mécaniques dans lesquelles chemine le canal 39.
Ce procédé est également connu sous le nom d’impression 3D. A ce jour, il est connu de réaliser des pièces métalliques selon ce procédé. Il est par exemple possible d’employer des alliages à base de titane, d’aluminium ou plus généralement des alliages inoxydables à base d’acier, de nickel et/ou de chrome.
La figure 4 représente en vue éclatée plusieurs pièces mécaniques qui, une fois assemblées, forment la sonde 25.
Un corps 47 forme l’embase 38 et les enveloppes 41 et 42. Le canal 39 peut directement être réalisé dans le corps 47 par fabrication additive.
Le corps 47 peut rester ouvert au niveau de son bord de fuite, par exemple pour disposer dans le corps, les canaux pneumatiques permettant de réaliser la mesure de pression totale.
Alternativement ces canaux peuvent aussi être réalisés par le procédé de fabrication additive.
Le bord de fuite 31a du mât 31 et l’extrémité 36 du tube de Pitot peuvent être fermés au moyen d’un bouchon 48 qui peut être réalisé par tout type de procédé de fabrication.
Les formes du bouchon 48 sont plus simples que celles du corps 47. Il est par exemple possible de réaliser le bouchon 48 par moulage.
La fabrication additive est bien entendu utilisable également pour le bouchon 48.
Un support 49 peut compléter la sonde 25.
Le support 49 peut être utilisé pour porter le connecteur pneumatique dans une première partie 49a ainsi que l’évaporateur 14 dans une seconde partie 49b.
Le support est assemblé au corps 47 par l’embase 38.
Les figures 5a et 5b représentent une autre sonde aérodynamique 60.
Plus précisément, la sonde 60 forme un équipement aéronautique comprenant une partie 61 destinée à être affleurante de la peau 27 de l’aéronef.
La figure 5a est une vue dans le plan de la peau 27 au voisinage de la sonde 60.
La figure 5b est une vue en coupe perpendiculaire au plan de la peau 27.
La partie 61 a par exemple la forme d’un disque venant obturer un orifice 62 de la peau 27. L’orifice 62 est prévu pour recevoir la partie 61 qui est fixée par vis sur la peau 27.
La sonde 60 est par exemple une sonde de pression statique possédant une ou plusieurs prises de pression 63 formées de canaux débouchant sensiblement perpendiculairement à la peau 27.
Le canal 39 circule dans la partie 61. Le canal serpente autour des prises de pression 63 afin de réchauffer la partie 61 et d’éviter que les prises de pression ne soient obturées pas du givre.
Dans ce mode de réalisation, le canal 39 peut également former une boucle unique ou plusieurs boucles parallèles hors de l’évaporateur 14.
La sonde 60 comprend également une partie interne 65 à la peau 27. La partie interne 65 permet d’accueillir un capteur de pression relié aux prises de pression afin de mesurer la pression statique de l’air s’écoulant le long de la peau 27. La partie interne 65 peut également accueillir l’évaporateur 14 et le réservoir 18.
Comme pour la sonde 25, la partie 61 est avantageusement réalisée en mettant en œuvre un procédé de fabrication additive. L’invention concerne alors également un fichier de données stocké sur des moyens de stockage et chargeable dans la mémoire d’une unité de traitement associée à une machine de fabrication additive apte à fabriquer un objet par superposition de couches de matière, qui comprend des données de représentation tridimensionnelle de l’équipement tel que décrit précédemment, en sorte de permettre, lorsqu’il est chargé dans la mémoire de, et traité par, ladite unité de traitement, la fabrication dudit équipement par ladite machine de fabrication additive.
On a représenté sur la figure 6, une sonde 25 fixée au niveau de la peau 27 d’un aéronef.
Dans cet exemple de réalisation, l'évaporateur 14 des moyens de réchauffage est associé à des moyens fonctionnels 70 de l’aéronef formant source chaude dégageant par exemple par perte de la chaleur lors de leur fonctionnement.
Ainsi par exemple ces moyens fonctionnels de l’aéronef peuvent être formés par une partie de ou une carte électronique de celui-ci permettant d’apporter de l’énergie thermique à l’évaporateur comme cela est illustré sur cette figure 6.
Bien entendu d’autres modes de réalisation encore peuvent être envisagés et ces moyens peuvent être formés par un actionneur de l’aéronef ou encore une partie de ou un équipement électrique de celui-ci... D’autres modes de réalisation peuvent encore être envisagés.

Claims (13)

  1. REVENDICATIONS
    1. Aéronef muni d’au moins un équipement aéronautique, l’équipement (25) comprenant une partie (60 ; 30, 31) destinée à être disposée au niveau d’une peau (27) de l’aéronef et des moyens de réchauffage de la partie, caractérisé en ce que les moyens de réchauffage comprennent une boucle thermodynamique comprenant un circuit fermé dans lequel circule un fluide caloporteur, le circuit fermé comprenant un évaporateur (14) associé à des moyens fonctionnels de l’aéronef formant source chaude dégageant de la chaleur lors de leur fonctionnement et une zone (15) dans laquelle peut s’opérer une condensation du fluide caloporteur dans l’appendice pour le réchauffer, et en ce que hors de l’évaporateur (14), le circuit dans lequel circule le fluide est formé par un canal tubulaire (39) à section vide.
  2. 2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens fonctionnels de l’aéronef formant source chaude sont formés par une partie de ou une carte électronique de celui-ci.
  3. 3. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens fonctionnels de l’aéronef formant source chaude sont formés par un actionneur de celui-ci.
  4. 4. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens fonctionnels de l’aéronef formant source chaude sont formés par une partie de ou un équipement électrique de celui-ci.
  5. 5. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le canal (39) est un canal de circulation de fluide par capillarité.
  6. 6. Aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce qu’il comprend une pompe de circulation (45) du fluide caloporteur.
  7. 7. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le canal tubulaire (39) forme une boucle thermodynamique (11) unique hors de l’évaporateur (14).
  8. 8. Aéronef selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que le canal tubulaire (39) forme plusieurs boucles thermodynamiques (11a, 11b) dans lesquelles le fluide caloporteur circule en parallèle hors de l’évaporateur (14).
  9. 9. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la partie (61) est configurée pour être affleurante de la peau (27) de l’aéronef.
  10. 10. Aéronef selon quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la partie est un appendice (30, 31) configuré pour être disposée de façon proéminente par rapport à la peau (27) de l’aéronef.
  11. 11. Aéronef selon la revendication 10, caractérisé en ce que l’équipement comprend une embase (38) destinée à fixer l’équipement sur la peau (27) de l’aéronef, en ce que l’appendice (30, 31) est disposé d’un premier coté de l’embase (38) et en ce que l’évaporateur (14) est disposé d’un second coté de l’embase (38), opposé au premier coté.
  12. 12. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’équipement comprend une sonde de mesure aérodynamique (30).
  13. 13. Procédé de réalisation d’un équipement aéronautique pour un aéronef selon l’une des revendications précédentes, l’équipement comprenant un corps (47) dans lequel est réalisé le canal tubulaire (39) à section vide, le procédé étant caractérisé en ce que le corps (47) est réalisé par un procédé de fabrication additive.
FR1501616A 2015-07-28 2015-07-28 Rechauffage pour equipement aeronautique d'aeronef Active FR3039511B1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1501616A FR3039511B1 (fr) 2015-07-28 2015-07-28 Rechauffage pour equipement aeronautique d'aeronef
US15/221,170 US10035603B2 (en) 2015-07-28 2016-07-27 Aircraft including plane equipment heating with a thermodynamic loop having a closed circuit in which heat transfer liquid circulates and the closed circuit loop including an evaporator
GB1612970.2A GB2541989B (en) 2015-07-28 2016-07-27 Plane equipment heating

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1501616A FR3039511B1 (fr) 2015-07-28 2015-07-28 Rechauffage pour equipement aeronautique d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3039511A1 true FR3039511A1 (fr) 2017-02-03
FR3039511B1 FR3039511B1 (fr) 2017-09-08

Family

ID=55129907

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1501616A Active FR3039511B1 (fr) 2015-07-28 2015-07-28 Rechauffage pour equipement aeronautique d'aeronef

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10035603B2 (fr)
FR (1) FR3039511B1 (fr)
GB (1) GB2541989B (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115229214A (zh) * 2022-07-15 2022-10-25 深圳大学 增材制造及再制造环境温度调整装置和方法

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10472072B2 (en) * 2015-11-25 2019-11-12 Hamilton Sundstrand Corporation Supply tube for sensor
JP7390252B2 (ja) * 2020-05-12 2023-12-01 新光電気工業株式会社 ループ型ヒートパイプ
EP4310430A1 (fr) * 2022-07-19 2024-01-24 Airbus Operations, S.L.U. Échangeur de chaleur

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4275603A (en) * 1979-11-23 1981-06-30 The Boeing Company Indirectly heated aircraft probes and masts
GB2389174A (en) * 2002-05-01 2003-12-03 Rolls Royce Plc An apparatus with a plurality of heat exchanges using an evaporating liquid means for cooling a component
EP1524190A2 (fr) * 2003-10-14 2005-04-20 ROLLS-ROYCE plc Système de refroidissement d'un moteur
WO2005063566A2 (fr) * 2003-12-30 2005-07-14 Airbus Deutschland Gmbh Systeme de refroidissement et procede associe permettant d'evacuer la chaleur d'une source de chaleur situee a l'interieur d'un aeronef
CN101590913A (zh) * 2009-07-02 2009-12-02 北京航空航天大学 采用环路热管的民机防冰除冰方法
US20100084118A1 (en) * 2008-08-21 2010-04-08 Airbus Operations Cooling system for aircraft electric or electronic devices
US7716980B1 (en) * 2008-05-30 2010-05-18 Lockheed Martin Corporation Pitot probe with water blockage prevention
EP2700952A1 (fr) * 2012-08-22 2014-02-26 Rosemount Aerospace Inc. Sondes de données d'air résistant à l'humidité
US20150068703A1 (en) * 2013-09-06 2015-03-12 Ge Aviation Systems Llc Thermal management system and method of assembling the same

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2665539B1 (fr) 1990-08-03 1992-11-27 Sextant Avionique Sonde d'aeronef pour la mesure des parametres aerodynamiques de l'ecoulement ambiant.
FR2833347B1 (fr) 2001-12-11 2004-02-27 Thales Sa Sonde multifonction pour aeronef
US6839607B2 (en) * 2003-01-09 2005-01-04 The Boeing Company System for rapid manufacturing of replacement aerospace parts
US6941805B2 (en) * 2003-06-26 2005-09-13 Rosemount Aerospace Inc. Multi-function air data sensing probe having an angle of attack vane
US7313963B2 (en) * 2006-02-28 2008-01-01 General Electric Company Isothermal de-iced sensor
FR3002801B1 (fr) * 2013-03-01 2015-03-20 Thales Sa Sonde de mesure de pression totale d'un ecoulement et procede de mise en oeuvre de la sonde

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4275603A (en) * 1979-11-23 1981-06-30 The Boeing Company Indirectly heated aircraft probes and masts
GB2389174A (en) * 2002-05-01 2003-12-03 Rolls Royce Plc An apparatus with a plurality of heat exchanges using an evaporating liquid means for cooling a component
EP1524190A2 (fr) * 2003-10-14 2005-04-20 ROLLS-ROYCE plc Système de refroidissement d'un moteur
WO2005063566A2 (fr) * 2003-12-30 2005-07-14 Airbus Deutschland Gmbh Systeme de refroidissement et procede associe permettant d'evacuer la chaleur d'une source de chaleur situee a l'interieur d'un aeronef
US7716980B1 (en) * 2008-05-30 2010-05-18 Lockheed Martin Corporation Pitot probe with water blockage prevention
US20100084118A1 (en) * 2008-08-21 2010-04-08 Airbus Operations Cooling system for aircraft electric or electronic devices
CN101590913A (zh) * 2009-07-02 2009-12-02 北京航空航天大学 采用环路热管的民机防冰除冰方法
EP2700952A1 (fr) * 2012-08-22 2014-02-26 Rosemount Aerospace Inc. Sondes de données d'air résistant à l'humidité
US20150068703A1 (en) * 2013-09-06 2015-03-12 Ge Aviation Systems Llc Thermal management system and method of assembling the same

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115229214A (zh) * 2022-07-15 2022-10-25 深圳大学 增材制造及再制造环境温度调整装置和方法
CN115229214B (zh) * 2022-07-15 2024-01-09 深圳大学 增材制造及再制造环境温度调整装置和方法

Also Published As

Publication number Publication date
GB2541989A (en) 2017-03-08
US20170029126A1 (en) 2017-02-02
GB201612970D0 (en) 2016-09-07
GB2541989B (en) 2021-06-02
US10035603B2 (en) 2018-07-31
FR3039511B1 (fr) 2017-09-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3039513A1 (fr) Procede de fabrication additive d'un equipement aeronautique
FR3039515A1 (fr) Rechauffage pour equipement aeronautique
FR3039511A1 (fr) Rechauffage pour equipement aeronautique d'aeronef
FR3039510A1 (fr) Rechauffage pour un equipement aeronautique pour aeronef
FR3039509A1 (fr) Rechauffage pour equipement aeronautique pour un aeronef
EP3080523B1 (fr) Dispositif électrique de conditionnement thermique de fluide pour véhicule automobile, et appareil de chauffage et/ou de climatisation associé
EP2894419B1 (fr) Dispositif de climatisation d'un compartiment, notamment pour un véhicule ferroviaire, et procédé de dégivrage du dispositif
FR3034753A1 (fr) Rechauffage d'un equipement aeronautique
CA2355384C (fr) Girouette de mesure de l'orientation du vent a rechauffeur integre
FR3039512A1 (fr) Rechauffage d'un premier equipement aeronautique d'aeronef
FR3039508A1 (fr) Rechauffage pour equipement d'aeronef
EP2520889B1 (fr) Dispositif et systeme de transfert de la chaleur
EP3545183B1 (fr) Dispositif et procédé de régulation de débit de gaz
FR3039514A1 (fr) Rechauffage pour un equipement aeronautique
FR3010190A1 (fr) Sonde de mesure aerodynamique pour aeronef
WO2006106204A2 (fr) Systeme de propulsion a gaz froid diphasique et reservoir pour un tel systeme de propulsion d’engin spatial
EP3673169B1 (fr) Systeme d'alimentation ameliore pour l'alimentation de moteur-fusee
FR3075333A1 (fr) Echangeur de chaleur pour vehicule
FR3035101B1 (fr) Element de support d'un dispositif thermo-regule, capteur et micro-horloge associes
FR3073609A1 (fr) Canal pour echangeur thermique d'un vehicule automobile
FR2988823A1 (fr) Echangeur thermique muni de deux circuits de circulation de fluide frigorigene et dispositif thermodynamique comportant un tel echangeur thermique
FR3010787A1 (fr) Dispositif de chauffage pour appareil de mesure par spectrometrie
FR2979760A1 (fr) Dispositif pour stabiliser un cable enroule d'une bobine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20170203

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10