FR3050823A1 - DEVICE FOR MEASURING AERODYNAMIC SIZES FOR PLACING IN A FLOWING VEHIC OF A TURBOMACHINE - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine comportant un corps profilé comportant une partie rigide profilée présentant une face longitudinale dans laquelle est ménagée une rainure longitudinale dans laquelle sont placées les lignes d'instrumentation des capteurs, et une partie élastique comblant la rainure, ladite partie élastique pouvant être détachée de la partie rigide pour accéder aux lignes d'instrumentation.The invention relates to a device for measuring aerodynamic quantities intended to be placed in a flow vein of a turbomachine comprising a profiled body comprising a profiled rigid part having a longitudinal face in which is formed a longitudinal groove in which are placed the instrumentation lines of the sensors, and an elastic portion filling the groove, said elastic portion being detachable from the rigid portion to access the instrumentation lines.
Description
Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d’écoulement d’une turbomachineDevice for measuring aerodynamic quantities intended to be placed in a flow vein of a turbomachine
DOMAINE DE L'INVENTIONFIELD OF THE 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.The present invention relates to the general field of devices for measuring aerodynamic quantities, and in particular of pressure and temperature, in the flow vein of a turbomachine.
ETAT DE LA TECHNIQUESTATE OF THE ART
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.FIG. 1 schematically represents a turbomachine 10 of the double-flow and double-body type to which the invention applies in particular. Of course, the invention is not limited to this particular type of turbojet engine and applies to other turbojet engine architectures and in particular dual-flow and double-body.
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.The turbomachine 10 comprises, from upstream to downstream in the direction of the flow of the gases, a fan 11, one or more stages of compressors 17, a combustion chamber 14, one or more turbine stages 15 and a nozzle. exhaust gas.
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.The turbojet also comprises an intermediate casing 20 having, in known manner, a structural function (because the forces are transmitted through it). In particular, the fastening means of the turbojet engine to the structure of the aircraft in the front part are integral with the intermediate casing. The intermediate casing 20 consists of a hub 25, an outer annular shell 24 disposed around the hub concentrically therewith.
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.The turbojet engine comprises two coaxial gas flow flow veins, namely a primary flow stream (or hot flow) 12, and a secondary flow flow stream (or cold flow) 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.In the context of tests on a turbomachine, it is sometimes necessary to make measurements of the aerodynamic quantities, in particular of pressure and temperature, of the gaseous flow flowing in a flow line 12 or 13 of a turbomachine.
En référence à la figure 1, 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.With reference to FIG. 1, it is known to measure these aerodynamic quantities by means of a device for measuring aerodynamic quantities 1, placed substantially radially in a flow path 12 or 13 of a turbomachine. This measuring device 1 is generally called a probe comb.
Comme illustré sur la figure 2, le dispositif de mesure 1 comporte classiquement un corps 2 et une pluralité de capteurs 4 de grandeur aérodynamique placés dans le corps 2. Les éléments sensibles 47 des capteurs sont placés dans des buses 41 s’étendant en dehors du corps 2 au niveau du bord d’attaque, de manière à ce que l’air pénètre dans les buses et entre en contact avec les éléments sensibles 47 des capteurs. Les lignes d’instrumentations 45 des capteurs sont placées à l’intérieur du corps 2.As illustrated in FIG. 2, the measuring device 1 conventionally comprises a body 2 and a plurality of sensors 4 of aerodynamic size placed in the body 2. The sensitive elements 47 of the sensors are placed in nozzles 41 extending outside the body 2 at the leading edge, so that the air enters the nozzles and comes into contact with the sensitive elements 47 of the sensors. The instrumentation lines 45 of the sensors are placed inside the body 2.
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.The presence of the measuring device 1 in the flow path of the flow 12 or 13 generates pressure drops because the air bypasses the measuring device 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, ce qui a pour conséquence de perturber le fonctionnement de la turbomachine 10 et par conséquent de fausser les mesures de grandeurs aérodynamiques réalisées.The pressure losses created by the presence of the measuring device 1 in the flow path of the flow 13 disturb this flow, which has the consequence of disrupting the operation of the turbomachine 10 and therefore to distort the aerodynamic measurements taken. .
Il est connu de l’art antérieur des dispositifs de mesure 1, comme celui illustré sur la figure 3a, ayant un bord de fuite métallique 3 rapporté sur le corps 2. La demande de brevet française portant le numéro de dépôt 1560803 par exemple décrit un tel dispositif de mesure 1. Le bord de fuite métallique 3 apporte une structuration suffisante au dispositif de mesure 1 permettant de limiter les entrées en résonnance sur les régimes de fonctionnement de référence de la turbomachine, cependant les éléments de fixations du bord de fuite 3 sur le corps 2 (goupilles, ou vis et écrous) risquent de se détacher lors du fonctionnement du moteur et de générer des dommages conséquents en aval sur le moteur.It is known from the prior art measuring devices 1, such as that illustrated in Figure 3a, having a metal trailing edge 3 attached to the body 2. The French patent application bearing the deposit number 1560803 for example describes a Such a measuring device 1. The metallic trailing edge 3 provides a sufficient structuring for the measuring device 1 making it possible to limit the resonance inputs to the reference operating speeds of the turbomachine, however the elements for fixing the trailing edge 3 to the the body 2 (pins, or screws and nuts) may detach during operation of the engine and generate significant damage downstream on the engine.
Il est également connu de l’art antérieur des dispositifs de mesure, comme celui illustré sur la figure 3b, comportant un corps 28 en forme de U, la forme du U permet d'assurer la manipulation et l'installation des capteurs. Les capteurs sont mise en place dans le corps 28 en U et maintenue en position dans le corps par le moulage d'un élastomère 29 dans le corps en forme de U, la partie en élastomère 29 formant le bord de fuite aérodynamique. Il est possible d’enlever facilement le bord de fuite en élastomère 29 pour accéder aux capteurs afin de les remplacer en cas de détérioration. Cependant, le bord de fuite en élastomère 29 ne confère pas à la pièce un aspect structurant suffisant pour limiter les entrées en résonnance sur les régimes de fonctionnement de référence de la turbomachine.It is also known from the prior art measuring devices, such as that illustrated in Figure 3b, comprising a U-shaped body 28, the shape of the U ensures the handling and installation of the sensors. The sensors are placed in the U-shaped body 28 and held in position in the body by the molding of an elastomer 29 in the U-shaped body, the elastomeric portion 29 forming the aerodynamic trailing edge. It is possible to easily remove the elastomeric trailing edge 29 to access the sensors to replace them in case of deterioration. However, the elastomeric trailing edge 29 does not give the part a sufficient structuring appearance to limit the resonance inputs to the reference operating speeds of the turbomachine.
Enfin, il est également connu de l’art antérieur des procédés de fabrication de dispositifs de mesure 1 permettant d’obtenir un dispositif de mesure 1 monobloc dont le corps et le bord de fuite forment une seule et même pièce évidé de conduits permettant le passage des lignes d’instrumentations. La demande de brevet FR 2 952 713, notamment, décrit un dispositif de mesure 1 monobloc dans lequel sont usinés des conduits pour les lignes d’instrumentations. Cependant ce dispositif de mesure ne comporte pas de bord de fuite aérodynamique et ne permet pas un remplacement aisé des capteurs en cas de détérioration.Finally, it is also known from the prior art methods of manufacturing measuring devices 1 to obtain a measuring device 1 monobloc whose body and the trailing edge form a single hollow part of conduits for the passage instrumentation lines. The patent application FR 2 952 713, in particular, describes a monobloc measuring device 1 in which pipes are machined for the instrumentation lines. However, this measuring device has no aerodynamic trailing edge and does not allow easy replacement of the sensors in case of deterioration.
EXPOSE DE L'INVENTIONSUMMARY OF THE 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 tout en permettant un accès facile aux capteurs et en particulier aux lignes d’instrumentations des capteurs disposées dans le corps du dispositif de mesure.An object of the invention is to provide a measuring device for limiting the aerodynamic impact of the measuring device when it is placed in a flow vein of a turbomachine while allowing easy access to the sensors and particular to the instrumentation lines of the sensors disposed in the body of the measuring device.
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, le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques comportant : - un corps comportant une partie rigide présentant un bord de fuite profilé et un bord d’attaque profilé, - une cavité longitudinale ménagée dans la partie rigide, • des buses ménagées dans la partie rigide au niveau du bord d’attaque, l’ensemble des buses communiquant avec la cavité longitudinale, - une pluralité de capteurs comportant des lignes d’instrumentation et des éléments sensibles, les éléments sensibles des capteurs étant placés dans les buses, de manière à ce que l’air circulant dans la veine d’écoulement pénètre dans les buses et entre en contact avec les éléments sensibles, les lignes d’instrumentation des capteurs étant disposées dans la cavité longitudinale ; le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques étant caractérisé en ce que une rainure longitudinale est ménagée dans une face latérale de la partie rigide, ladite rainure longitudinale communiquant avec la cavité longitudinale, le dispositif comportant en outre une partie élastique comblant la cavité longitudinale et la rainure longitudinale, ladite partie élastique pouvant être détachée de la partie rigide pour permettre l’accès aux lignes d’instrumentation.These objects are achieved within the context of the present invention by means of a device for measuring aerodynamic quantities intended to be placed in a flow vein of a turbomachine, the device for measuring aerodynamic quantities comprising: a body comprising a part rigid member having a profiled trailing edge and a profiled leading edge, - a longitudinal cavity formed in the rigid part, • nozzles formed in the rigid part at the leading edge, all the nozzles communicating with the cavity longitudinal, - a plurality of sensors comprising instrumentation lines and sensitive elements, the sensitive elements of the sensors being placed in the nozzles, so that the air flowing in the flow channel enters the nozzles and between in contact with the sensitive elements, the instrumentation lines of the sensors being arranged in the longitudinal cavity; the device for measuring aerodynamic quantities being characterized in that a longitudinal groove is formed in a lateral face of the rigid part, said longitudinal groove communicating with the longitudinal cavity, the device further comprising an elastic part filling the longitudinal cavity and the groove longitudinal, said elastic portion being detachable from the rigid portion to allow access to the instrumentation lines.
Le bord de fuite du corps du dispositif de mesure étant constitué par la partie rigide, il apporte une structuration suffisante au dispositif de mesure ce qui permet de limiter les entrées en résonnance sur les régimes de fonctionnement de référence de la turbomachine et ainsi de limiter l’impact aérodynamique du dispositif de mesure lorsque celui-ci est placé dans une veine d’écoulement d’une turbomachine.The trailing edge of the body of the measuring device being constituted by the rigid part, it brings a sufficient structuring to the measuring device which makes it possible to limit the resonance inputs to the reference operating conditions of the turbomachine and thus to limit the aerodynamic impact of the measuring device when it is placed in a flow vein of a turbomachine.
Par ailleurs, la partie élastique peut facilement être retirée pour permettre un accès aisé aux capteurs en cas de dégradations de ceux-ci. L’absence d’éléments de fixations d’un bord de fuite sur le corps principal prévient le risque de perdre des éléments dans la veine et d’impacter les pièces moteur.Moreover, the elastic portion can easily be removed to allow easy access to the sensors in case of damage to them. The absence of fasteners of a trailing edge on the main body prevents the risk of losing elements in the vein and impact the engine parts.
En outre, les lignes d’instrumentations sont coulées dans la partie élastique ce qui permet de prévenir les risques de détérioration de l'instrumentation par vibration lors d'un essai. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en l’une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles. - la rainure longitudinale est ménagée en amont d'un axe d'épaisseur maximale du profil de la partie rigide profilée ; - la distance entre la rainure longitudinale et le bord de fuite est supérieure à 50% de la corde du profil de la partie rigide profilée ; - la partie rigide présente un module de Young de plus de 50GPa ; - la partie élastique présente un module de Young de moins de 1GPa ; - la partie rigide est en métal ; - la partie élastique est en élastomère. L’invention concerne également un procédé de fabrication d’un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l’une des revendications précédentes, comportant les étapes suivantes : - obtention de la partie rigide par fabrication additive ; - positionnement des capteurs de manière à ce que les lignes d'instrumentations soient positionnées dans la cavité longitudinale, et que les éléments sensibles s’étendent dans les buses ; - comblement de la cavité longitudinale et de la rainure longitudinale avec un matériau polymérisable ; - polymérisation du matériau polymérisable de manière à former la partie élastique. L’étape d’obtention de la partie rigide est faite par fusion laser. L’invention concerne également un banc de test pour turbomachine, caractérisé en ce qu’il comporte un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques tel que décrit plus haut. L’invention concerne également un banc de test pour turbomachine, comportant un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques comme décrit plus haut.In addition, the instrumentation lines are cast in the elastic portion which prevents the risk of damage to vibration instrumentation during a test. The invention is advantageously supplemented by the following characteristics, taken individually or in any of their technically possible combinations. the longitudinal groove is provided upstream of a maximum thickness axis of the profile of the profiled rigid part; the distance between the longitudinal groove and the trailing edge is greater than 50% of the profile cord of the profiled rigid part; the rigid part has a Young's modulus of more than 50GPa; the elastic part has a Young's modulus of less than 1GPa; the rigid part is made of metal; the elastic part is made of elastomer. The invention also relates to a method for manufacturing a device for measuring aerodynamic quantities according to one of the preceding claims, comprising the following steps: - obtaining the rigid part by additive manufacturing; positioning the sensors so that the instrumentation lines are positioned in the longitudinal cavity, and that the sensitive elements extend in the nozzles; filling the longitudinal cavity and the longitudinal groove with a polymerizable material; polymerization of the polymerizable material so as to form the elastic part. The step of obtaining the rigid part is made by laser fusion. The invention also relates to a test bench for a turbomachine, characterized in that it comprises a device for measuring aerodynamic quantities as described above. The invention also relates to a test bench for a turbomachine, comprising a device for measuring aerodynamic quantities as described above.
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 ; - les figures 2, 3a, discutées plus haut, sont des vues en perspectives de dispositifs de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l’art antérieur ; - la figure 3b, discutée plus haut, est une vue en coupe d’un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l’art antérieur ; - la figure 4 est une vue en perspective d’un exemple de dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l’invention ; - la figure 5 est une vue en coupe du dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques de la figure 4 sur laquelle les capteurs n’ont pas été représentés ; - la figure 6 est une vue en coupe du dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques de la figure 4 sur laquelle les capteurs sont représentés.DESCRIPTION OF THE FIGURES Other objectives, features and advantages will become apparent from the detailed description which follows with reference to the drawings given by way of non-limiting illustration, among which: FIG. 1, discussed above, is a simplified diagram of a turbomachine; FIGS. 2, 3a, discussed above, are perspective views of aerodynamic size measuring devices according to the prior art; FIG. 3b, discussed above, is a sectional view of a device for measuring aerodynamic quantities according to the prior art; FIG. 4 is a perspective view of an example of a device for measuring aerodynamic quantities according to the invention; FIG. 5 is a sectional view of the device for measuring aerodynamic quantities of FIG. 4 on which the sensors have not been represented; FIG. 6 is a sectional view of the device for measuring aerodynamic quantities of FIG. 4 on which the sensors are represented.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTIONDETAILED DESCRIPTION OF THE 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 dans une veine d’écoulement 12 ou 13 de la turbomachine, et un calculateur 30.With reference to FIG. 1, the aerodynamic quantities are measured using a test bench for a turbomachine comprising, a turbomachine 10, a device for measuring aerodynamic quantities 1 placed in a flow channel 12 or 13 of the turbomachine, and a calculator 30.
En référence aux figures 4 à 6, le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1 comporte un corps 2, et une pluralité de capteurs 4 de grandeur aérodynamique.With reference to FIGS. 4 to 6, the device for measuring aerodynamic quantities 1 comprises a body 2, and a plurality of sensors 4 of aerodynamic size.
Le corps 2 comporte une partie rigide 21 et une partie élastique 25.The body 2 comprises a rigid portion 21 and an elastic portion 25.
La partie rigide 21 a un module d’Young de plus de 50GPa., et typiquement compris entre 150GPa et 250GPa.The rigid portion 21 has a Young's modulus of more than 50GPa., And typically between 150GPa and 250GPa.
La partie rigide 21 est par exemple en métal ou en plastique rigide.The rigid portion 21 is for example metal or rigid plastic.
La partie rigide 21 du corps 2 présente deux faces longitudinales 22 opposées.The rigid portion 21 of the body 2 has two opposite longitudinal faces 22.
La partie rigide 21 du corps 2 est aérodynamiquement profilée 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.The rigid portion 21 of the body 2 is aerodynamically profiled to minimize aerodynamic losses introduced into the flow when the device 1 is placed in the flow path 12 or 13.
La partie rigide 21 du corps 2 présente un bord d’attaque 6 aérodynamiquement profilée et un bord de fuite 5 aérodynamiquement profilée.The rigid portion 21 of the body 2 has an aerodynamically profiled leading edge 6 and an aerodynamically profiled trailing edge 5.
La partie rigide 21 du corps 2 a typiquement une section ayant un profil aérodynamique de type NACA.The rigid portion 21 of the body 2 typically has a section having an aerodynamic profile NACA type.
Le bord d'attaque 6 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. 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.The leading edge 6 is the front part of an airfoil. In operation, when the device 1 is positioned in the vein, the leading edge hosts the stagnation point where the flow is divided into two sections. This stagnation point moves along the profile as a function of incidence. From a geometric point of view, the leading edge is the point at the front of the profile where the radius of curvature of the surface is minimal. This point is independent of the flow; it allows you to define the string line and the resulting geometric properties, such as the chord line or the maximum thickness axis of the profile.
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 du profil est l’axe perpendiculaire à la ligne de corde au niveau duquel la section transversale du profil est la plus épaisse.The line of rope is the straight line through the leading edge and the trailing edge. For each cross section of the profile, the axis of maximum thickness of the profile is the axis perpendicular to the line of rope at which the cross section of the profile is the thickest.
Le bord de fuite 5 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 de fuite 5 est le point à l’arrière du profil où deux faces longitudinales 22 opposées du corps se rejoignent en une arrête longitudinale.The trailing edge 5 is the rear part of an aerodynamic profile. In operation, when the device 1 is positioned in the vein, the trailing edge is where the two components of the fluid separated by the leading edge meet in a vortex. From a geometric point of view, the trailing edge 5 is the point at the rear of the profile where two opposite longitudinal faces 22 of the body meet in a longitudinal stop.
Le corps 2 est dimensionné en vibratoire pour éviter que le dispositif 1 n’entre en résonnance sur les régimes de fonctionnement de référence de la machine.The body 2 is dimensioned vibratory to prevent the device 1 does not resonate on the reference operating speed of the machine.
Le dispositif de mesure 1 pouvant être assimilé à une poutre encastrée à une de ses extrémités, les fréquences propres sont données par la relation suivante :The measuring device 1 can be likened to a beam embedded at one of its ends, the eigenfrequencies are given by the following relation:
Avec : -ai2 coefficient qui dépend de l’ordre du mode i8{1, 2, ...} et des conditions d’accrochage - L : longueur libre en porte-à-faux - K : raideur - M : masse.With: -ai2 coefficient which depends on the order of the mode i8 {1, 2, ...} and the conditions of attachment - L: free length cantilever - K: stiffness - M: mass.
La raideur K et la masse M du corps 2 sont choisies de manière à éviter que les fréquences propres du dispositif de mesure 1 correspondent aux fréquences de vibration de la machine.The stiffness K and the mass M of the body 2 are chosen so as to prevent the natural frequencies of the measuring device 1 from corresponding to the vibration frequencies of the machine.
Comme illustré sur la figure 1, le corps 2 peut 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.As illustrated in Figure 1, the body 2 can be positioned substantially radially in a flow vein. The body 2 can also be positioned in a trailing arrow in the flow vein, that is to say that the center of gravity of the proximal portion of the body is axially further upstream than the center of gravity of the distal portion of the body. body.
Le corps 2 est fixé dans la veine par l’une ou par ses deux extrémités.The body 2 is fixed in the vein by one or both ends.
La partie rigide 21 du corps 2 comporte une platine de fixation 26 sur l’une de ses extrémités. En particulier, l’extrémité distale de la partie rigide 21 du corps 2 peut présenter une section coudée qui constitue la platine de fixation 26.The rigid portion 21 of the body 2 comprises a fixing plate 26 on one of its ends. In particular, the distal end of the rigid portion 21 of the body 2 may have a bent section which constitutes the fixing plate 26.
La platine de fixation 26 est adaptée pour être fixée au carter moteur 20, par exemple au bec de séparation flux primaire/secondaire ou à la virole annulaire extérieure 24.The mounting plate 26 is adapted to be fixed to the crankcase 20, for example to the primary / secondary flow separation spout or to the outer annular shroud 24.
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.The length of the body 2, that is to say its dimension in the longitudinal direction, is defined by the height of the vein where it is desired to measure the aerodynamic quantities and therefore depends on the dimensions of the turbomachine.
Une cavité longitudinale 24 est ménagée dans la partie rigide 21.A longitudinal cavity 24 is formed in the rigid portion 21.
La cavité longitudinale 24 communique avec une ouverture 27 ménagée au niveau de la platine de fixation 26.The longitudinal cavity 24 communicates with an opening 27 formed at the mounting plate 26.
Une rainure longitudinale 23 est ménagée dans une face latérale 22 de la partie rigide 2, ladite rainure longitudinale 23 communiquant avec la cavité 24.A longitudinal groove 23 is formed in a lateral face 22 of the rigid portion 2, said longitudinal groove 23 communicating with the cavity 24.
La rainure longitudinale 23 est ménagée dans une face latérale 22 de la partie rigide 2 en amont de l’axe d’épaisseur maximale du profil de la partie rigide profilée 21.The longitudinal groove 23 is formed in a lateral face 22 of the rigid portion 2 upstream of the axis of maximum thickness of the profile of the profiled rigid portion 21.
La distance entre la rainure longitudinale 23 et le bord de fuite 5 est avantageusement supérieure à 50% de la corde du profil de la partie rigide profilée 21.The distance between the longitudinal groove 23 and the trailing edge 5 is advantageously greater than 50% of the chord of the profiled rigid profile 21.
Par ailleurs, la distance entre la rainure longitudinale 23 et le bord de fuite 5 est avantageusement inférieure à 85% de la corde du profil de la partie rigide profilée 21.Moreover, the distance between the longitudinal groove 23 and the trailing edge 5 is advantageously less than 85% of the chord of the profiled rigid profile 21.
Des buses 41 sont ménagées dans la partie rigide 21 du corps 2 au niveau du bord d’attaque 6. L’ensemble des buses 41 communiquant avec la cavité longitudinale 24.Nozzles 41 are formed in the rigid portion 21 of the body 2 at the leading edge 6. The set of nozzles 41 communicating with the longitudinal cavity 24.
Les buses 41 sont typiquement des conduits cylindriques.The nozzles 41 are typically cylindrical ducts.
Les buses 41 sont généralement uniformément réparties le long du bord d’attaque 5.The nozzles 41 are generally uniformly distributed along the leading edge 5.
Les capteurs 4 comportent des éléments sensibles 47 et des lignes d’instrumentation 45.The sensors 4 comprise sensitive elements 47 and instrumentation lines 45.
Les capteurs 4 peuvent en particulier être 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.The sensors 4 may in particular be pressure and temperature probes. By way of example, the temperature probes may be of the thermocouple sensor type, the sensitive element 47 of the probe consisting of two different resistivity metals connected together, so as to generate a potential difference that can be connected at the measured temperature.
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.Such a temperature probe is well known to those skilled in the art and will not be described in detail here. By way of example, the pressure probes may especially be instrumentation tubes such as Kiel probes. Such pressure sensors are well known to those skilled in the art and will not be described in detail.
Les capteurs 4 sont reliés au calculateur 30 par des lignes d’instrumentation 45 qui sont placées à l’intérieur de la rainure longitudinale 23.The sensors 4 are connected to the computer 30 by instrumentation lines 45 which are placed inside the longitudinal groove 23.
Les lignes d’instrumentation 45 sont typiquement des capillaires pour les sondes de pression et des lignes thermocouples pour les sondes de température.The instrumentation lines 45 are typically capillaries for the pressure probes and thermocouple lines for the temperature probes.
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 pénètre dans les buses 41 et entre en contact avec les éléments sensibles 47 des capteurs.The sensitive elements 47 of the sensors are placed in the nozzles 41, so that the air circulating in the flow passage enters the nozzles 41 and comes into contact with the sensitive elements 47 of the sensors.
Les lignes d’instrumentation 45 des capteurs sont disposées dans la cavité longitudinale 24. Elles sortent du corps 2 au niveau de l’ouverture 27 ménagée au niveau de la platine de fixation 26.The instrumentation lines 45 of the sensors are arranged in the longitudinal cavity 24. They leave the body 2 at the opening 27 formed at the mounting plate 26.
Le corps 2 présente en outre une partie élastique 25 comblant la cavité 24.The body 2 further has an elastic portion 25 filling the cavity 24.
La partie élastique 25 est plus souple que la partie rigide 21. La partie élastique 25 a typiquement un module d’Young de moins de 1GPa.The elastic portion 25 is softer than the rigid portion 21. The elastic portion 25 typically has a Young's modulus of less than 1GPa.
La partie élastique 25 présente une adhérence par rapport à la partie rigide 21 suffisante pour que la partie élastiques 25 ne soit pas arrachée lors d’un essai mais suffisamment faible pour que la partie élastiques 25 puisse être détachée de la partie rigide 21 pour accéder aux lignes d’instrumentation 45 lorsque cela est nécessaire.The elastic portion 25 has an adhesion relative to the rigid portion 21 sufficient for the elastic portion 25 is not torn during a test but low enough that the elastic portion 25 can be detached from the rigid portion 21 to access the instrumentation lines 45 when necessary.
La partie élastique 25 est par exemple en élastomère, c’est-à-dire un polymère présentant des propriétés élastiques obtenues après réticulation.The elastic portion 25 is for example elastomer, that is to say a polymer having elastic properties obtained after crosslinking.
Le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1 peut être fabriqué selon un procédé comportant les étapes suivantes : - obtention de la partie rigide 21 présentant la cavité longitudinale 24 et la rainure longitudinale 23 ; - positionnement des capteurs 4 de manière à ce que les lignes d’instrumentations 45 soient positionnées dans la cavité 24, et que les éléments sensibles 47 s’étendant dans les buses 47 ; - comblements de la cavité longitudinale 24 par un matériau-polymérisable.The device for measuring aerodynamic quantities 1 may be manufactured according to a method comprising the following steps: - obtaining the rigid portion 21 having the longitudinal cavity 24 and the longitudinal groove 23; positioning the sensors 4 so that the instrumentation lines 45 are positioned in the cavity 24, and the sensitive elements 47 extending in the nozzles 47; filling the longitudinal cavity 24 with a polymerizable material.
La partie rigide 21 est une pièce monobloc réalisée d'un seul tenant lors d'un même procédé de fabrication.The rigid portion 21 is a one-piece piece made in one piece during the same manufacturing process.
La partie rigide 21 peut notamment être réalisée par un procédé de fusion laser. Ce procédé de fusion laser permet de réaliser directement la cavité 24 et la rainure 23 lors de la construction par couche de la partie rigide 21. Le procédé de fusion laser ou procédé de frittage par fusion laser est un procédé connu de l'homme du métier et ne sera pas décrit plus en détails.The rigid portion 21 may in particular be made by a laser melting process. This laser melting process makes it possible to directly make the cavity 24 and the groove 23 during the layer construction of the rigid portion 21. The laser melting process or laser sintering method is a method known to those skilled in the art. and will not be described in more detail.
La cavité longitudinale 24 et la rainure 23 est ensuite comblée par un matériau polymérisable. Le matériau polymérisable est par exemple un élastomère polymérisable au contact avec l’air, comme les élastomères vulcanisables à froid ou RTV silicone ou un élastomère polymérisable à une certaine température comme les élastomères silicone vulcanisables à chaud. Avant polymérisation, le matériau polymérisable est un liquide visqueux. Après polymérisation, le matériau polymérisable est un solide élastique. Le matériau polymérisable est coulé dans la cavité 24 et la rainure 23, puis polymérise soit en contact avec l’air soit par élévation de la température créant ainsi une adhérence entre la partie rigide 21 et le matériau polymérisé qui constitue alors la partie élastique 25.The longitudinal cavity 24 and the groove 23 is then filled with a polymerizable material. The polymerizable material is for example a polymerizable elastomer in contact with air, such as cold vulcanizable elastomers or silicone RTV or a polymerizable elastomer at a certain temperature, such as hot-vulcanizable silicone elastomers. Before polymerization, the polymerizable material is a viscous liquid. After polymerization, the polymerizable material is an elastic solid. The polymerizable material is poured into the cavity 24 and the groove 23, then polymerizes either in contact with the air or by raising the temperature thus creating an adhesion between the rigid portion 21 and the polymerized material which then constitutes the elastic portion 25.
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|---|---|---|---|---|
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| FR3090102A1 (en) * | 2018-12-17 | 2020-06-19 | Airbus Operations | Pressure measurement tool comprising a sheath for fitting into a vein of an aircraft engine |
| FR3112807B1 (en) * | 2020-07-24 | 2022-06-24 | Safran Aircraft Engines | Support device for means for visualizing a flow in an aircraft engine |
| CN112539909B (en) * | 2020-11-30 | 2023-03-24 | 中国空气动力研究与发展中心 | Gantry crane device for boundary layer measurement in pulse wind tunnel |
| CN112629870B (en) * | 2020-12-14 | 2024-05-17 | 浙江大学 | Device and method for measuring three-dimensional flow field of gas turbine blade tip clearance |
| CN112577754A (en) * | 2020-12-30 | 2021-03-30 | 昆明理工大学 | Engine cylinder inner space and near-wall surface visual air flue flow stabilization experiment table and experiment method |
| AT525548B1 (en) * | 2021-11-22 | 2023-05-15 | Avl List Gmbh | sampling device |
Citations (4)
| 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 |
| DE102008025869A1 (en) * | 2008-05-31 | 2009-12-03 | Mtu Aero Engines Gmbh | Measuring probe and method for producing a measuring probe |
| US20100158074A1 (en) * | 2008-12-19 | 2010-06-24 | Rejean Fortier | Multipoint probe assembly and method |
| FR3025885A1 (en) * | 2014-09-15 | 2016-03-18 | Snecma | DEVICE FOR MEASURING AERODYNAMIC SIZES FOR PLACING IN A FLOWING VEHIC OF A TURBOMACHINE |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2952713B1 (en) | 2009-11-16 | 2014-01-03 | Snecma | PROCESS FOR MANUFACTURING A MEASURING COMB WITH MEASURING MEANS FOR MEASURING PARAMETERS IN AN EXPERIMENTAL TURBOJET AIR FLOW |
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Patent Citations (4)
| 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 |
| DE102008025869A1 (en) * | 2008-05-31 | 2009-12-03 | Mtu Aero Engines Gmbh | Measuring probe and method for producing a measuring probe |
| US20100158074A1 (en) * | 2008-12-19 | 2010-06-24 | Rejean Fortier | Multipoint probe assembly and method |
| FR3025885A1 (en) * | 2014-09-15 | 2016-03-18 | Snecma | DEVICE FOR MEASURING AERODYNAMIC SIZES FOR PLACING IN A FLOWING VEHIC OF A TURBOMACHINE |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3128289A1 (en) * | 2021-10-14 | 2023-04-21 | Safran Aircraft Engines | INTRUSIVE METER FOR TURBOMACHINE EQUIPPED WITH A DYNAMIC COMPENSATION MEMBRANE |
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