FR3066779A1 - Dispositif de mesure de parametres d'un flux aerodynamique pour pale de turbomachine, pale et organe de turbomachine equipes dudit dispositif de mesure - Google Patents

Dispositif de mesure de parametres d'un flux aerodynamique pour pale de turbomachine, pale et organe de turbomachine equipes dudit dispositif de mesure Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un dispositif (1) de mesure de paramètres d'un flux aérodynamique d'une turbomachine, le dispositif (1) comprenant des moyens de relevé d'informations (2) relatives aux paramètres du flux, et un corps (3) comprenant lesdits moyens de relevé d'informations (2). Selon l'invention, le corps (3) présente une partie (4) allongée suivant une direction longitudinale (L) configurée pour former le bord d'attaque d'une pale (66) de la turbomachine et une première portion latérale (15, 16) prolongeant latéralement la partie (4) suivant une direction axiale (A), les moyens de relevé d'informations (2) étant agencés en saillie depuis le bord d'attaque de la partie (4) et la partie (4) comprenant des canaux internes (9) d'acheminement des informations en communication chacun au moins avec un moyen de relevé d'informations (2), la première portion latérale (15, 16) présentant une première surface (18, 20) configurée de manière à épouser au moins en partie une deuxième surface (19) d'une paroi intrados ou extrados d'une pale de turbomachine.

Description

Dispositif de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique pour pale de turbomachine, pale et organe de turbomachine équipés dudit dispositif de mesure 1. Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine des dispositifs de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique, et en particulier d’un flux aérodynamique d’une turbomachine. Elle vise un dispositif de mesure destiné à relever des informations sur les paramètres de flux en amont d’une aube de turbomachine. Elle concerne également une aube de turbomachine ainsi qu’un organe de turbomachine équipés dudit dispositif de mesure. 2. Etat de la technique
Une turbomachine et en particulier une turbomachine d’aéronef comprend au moins une veine annulaire suivant un axe longitudinal et dans laquelle circule un flux d’air aérodynamique. Ce flux d’air traverse d’amont en aval et successivement un ensemble de compresseur, une chambre de combustion et un ensemble turbine de la turbomachine. Les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine. L’ensemble de compresseur comprend un ou plusieurs étages de compresseur et l’ensemble de turbine comprend un ou plusieurs étages de turbine. Les étages de compresseur et de turbine comprennent chacun plusieurs rangées annulaires d’aubes fixes et des rangées d’aubes rotatives. Les aubes fixes connues sous le terme de distributeurs ou redresseurs dirigent le flux vers les aubes rotatives. Ces dernières échangent l'énergie du flux avec un arbre rotatif coaxial à l’axe longitudinal. Chaque aube comprend une pale s’étendant radialement entre une extrémité de tête et une extrémité de pied et comprenant en amont un bord d’attaque et en aval un bord de fuite. Entre les bords d’attaque et de fuite s’étendent des surfaces intrados et extrados opposées.
Les turbomachines subissent une pluralité de tests et d’essais permettant d’une part, de valider et de vérifier leur bon fonctionnement et d’autre part, leur capacité à maintenir leur intégrité et leurs performances. Il est en particulier réalisé lors de ces tests et essais des mesures de certains paramètres du flux aérodynamique, tels que la pression et/ou la température et/ou la giration au moyen d’un dispositif de mesure. Le flux d’air présente des caractéristiques différentes dans diverses zones de la veine par exemple au niveau de la zone centrale de celle-ci et le long des parois délimitant la veine. Il existe différents types de dispositifs de mesure adaptés à mesurer un ou plusieurs paramètres du flux. Ces dispositifs de mesure sont connus généralement sous le nom de peigne de mesure. Cependant, la mise en œuvre de dispositifs de mesure classiques et intrusifs présente des contraintes d’intégration du fait de la taille et de la tenue mécanique de certains organes de la turbomachine, d’une trop grande perturbation du fonctionnement aérodynamique de l’organe instrumenté ou d’une trop grande sollicitation mécanique du dispositif de mesure.
En ce qui concerne la collecte des paramètres du flux dans l’environnement des pales des aubes de turbomachine, il est connu d’équiper le bord d’attaque des pales avec des moyens de relevé d’informations qui sont collés ou brasés dans un orifice de forme correspondante au niveau du bord d’attaque de la pale. Les moyens de relevé d’informations sont reliés à des moyens d’acheminement des informations relevées qui cheminent dans ou à travers la pale. Une telle pale instrumentée est connue du document FR3012169. Cependant, cette solution nécessite une modification profonde de la pale. En particulier, dans le cas d’une pale refroidie et/ou d’une pale permettant le cheminement de l’air de refroidissement d’autres composants, les moyens d’acheminement des informations perturbent le refroidissement des parois de la pale par la modification ou la suppression des chemises et/ou le cheminement de l’air de refroidissement par une obstruction du circuit d’acheminement de cet air. De plus, cette solution se révèle complexe, coûteuse et difficilement compatible avec des plannings de développement du moteur. 3. Objectif de l’invention
Le déposant s’est donc fixé notamment comme objectif de fournir un dispositif de mesure facilitant les mesures d’informations de paramètres de flux en amont d’au moins une aube de turbomachine en réduisant les modifications de configuration de ladite aube. 4. Exposé de l’invention
On parvient à cet objectif conformément à l’invention grâce à un dispositif de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique d’une turbomachine, le dispositif comprenant des moyens de relevé d’informations relatifs aux paramètres du flux, et un corps comprenant lesdits moyens de relevé d’informations, le corps et présentant une partie allongée s’étendant suivant une direction longitudinale configurée pour former le bord d’attaque d’une pale de la turbomachine et une première portion latérale prolongeant latéralement la partie suivant une direction axiale, les moyens de relevé d’informations étant agencés en saillie depuis le bord d’attaque de ladite partie et ladite partie comprenant des canaux internes acheminant les informations et en communication chacun au moins avec un moyen de relevé d’informations, la première portion latérale présentant une première surface configurée de manière à épouser au moins en partie une deuxième surface d’une paroi intrados ou extrados d’une pale de turbomachine.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, une telle configuration permet de fournir un dispositif de mesure qui soit rapide à mettre en place, qui simplifie l’usinage de la pale et de l’organe portant la pale sur laquelle doit être monté le dispositif. Il est possible d’agencer plusieurs moyens de relevé d’informations le long du bord d’attaque sans avoir d’impact sur le profil de la pale. De plus, l’impact sur la fonction de ventilation de l’aube est réduite compte tenu du fait que les moyens d’acheminement ne traversent pas la pale de l’aube sur laquelle le dispositif est agencé mais que le dispositif.
Suivant une caractéristique de l’invention, le corps du dispositif de mesure est configuré pour chausser le bord d’attaque de la pale.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le corps comprend une deuxième portion latérale prolongeant latéralement la partie suivant la direction axiale et qui fait face à la première portion latérale, la deuxième portion latérale présentant une première surface configurée de manière à épouser au moins en partie une deuxième surface de l’autre des parois intrados et extrados de l’aube de turbomachine. Une telle configuration permet de suivre les profils des parois intrados et extrados de la pale et de générer une transition progressive entre le dispositif et les parois pour diminuer l’impact aérodynamique du dispositif.
Suivant une autre caractéristique, le dispositif de mesure comprend des moyens d’acheminement des informations en communication chacun avec les canaux internes, les moyens d’acheminement s’étendant suivant une direction sensiblement longitudinale hors du dispositif de mesure. Une telle configuration permet un acheminement des paramètres de flux relevés à l’extérieur de la pale, et en particulier vers un système de traitement des informations.
Suivant une autre caractéristique, chaque moyen de relevé d’informations s’étend depuis le bord d’attaque suivant une orientation angulaire et une position radiale prédéterminée permettant de réaliser la mesure conformément aux exigences de qualité spécifiques au paramètre mesuré.
Suivant une autre caractéristique, le dispositif de mesure est formé d’une seule pièce.
De manière avantageuse, mais non limitative, le dispositif de mesure est réalisé par un procédé de fabrication additive. Un tel procédé permet de faciliter la fabrication du dispositif.
Suivant une autre caractéristique, les moyens de relevé d’informations comprennent des buses configurées de manière à réaliser la mesure en amont du bord d’attaque.
De manière avantageuse, mais non limitative, le dispositif de mesure est réalisé dans un matériau métallique ou un alliage à base d’un matériau métallique. Le dispositif de mesure peut également être réalisé dans un matériau céramique ou un matériau composite à matrice céramique. De tels matériaux peuvent supporter des températures élevées régnant dans l’environnement dans lequel est installé le dispositif de mesure. Ces matériaux peuvent également supporter les moyens de fixation permettant de fixer le dispositif sur la pale de l’aube. L’invention concerne également une pale de turbomachine équipée d’un dispositif de mesure présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées, la pale comprenant une paroi extrados et une paroi intrados s’étendant axialement et reliées entre elles au moins en aval par un bord de fuite suivant la circulation du flux dans la turbomachine, le dispositif de mesure étant monté sur la pale avec la partie du dispositif en amont du bord de fuite.
Suivant un mode de réalisation, au moins la première surface de la première ou deuxième portion latérale du dispositif est en contact avec la deuxième surface de la paroi intrados ou extrados correspondante, la deuxième surface définissant la surface externe et la première portion latérale est en chevauchement suivant une direction sensiblement transversale avec la paroi intrados ou extrados.
Suivant un autre mode de réalisation, chaque première et deuxième portion latérale comprend une première surface en contact avec une deuxième surface de la paroi intrados ou extrados, la première et la deuxième surfaces étant définies dans des plan parallèles et sensiblement perpendiculaires à la direction axiale.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la première surface de chaque première et deuxième portion latérale est fixée par une soudure ou brasure sur la deuxième surface de chaque paroi intrados et extrados de manière à former un profil aérodynamique de pale. L’invention concerne également un organe de turbomachine équipé d’au moins une aube de turbomachine présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées, l’organe comprenant un secteur de paroi radialement interne et un secteur de paroi radialement externe entre lesquels s’étend l’aube, le secteur de paroi radialement externe comprenant des trous de passage traversant la paroi du secteur de paroi radialement externe et traversés par les moyens d’acheminement du dispositif de mesure.
Suivant une autre caractéristique de l’organe de turbomachine, des moyens d’étanchéité sont disposés entre chaque trou de passage et un moyen d’acheminement. De préférence, mais de manière non limitative, les moyens d’étanchéité comprennent un ciment réfractaire. L’invention concerne également une turbomachine comprenant au moins un organe de turbomachine ou au moins une aube de turbomachine selon la revendication précédente. 5. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
La figure 1 représente schématiquement en coupe axiale et partielle, un exemple de turbomachine double flux à laquelle s’applique l’invention ;
La figure 2 est une vue en perspective d’un organe de turbomachine équipé d’un exemple de réalisation du dispositif de mesure ;
La figure 3 est une vue en perspective d’un mode de réalisation d’un dispositif de mesure destiné à équiper une pale de turbomachine ;
La figure 4 illustre en perspective le dispositif de mesure de la figure 3 équipée de moyens d’acheminement des informations relevées;
La figure 5 représente une vue de dessous et en perspective d’un secteur de paroi radialement externe d’un organe de la turbomachine portant des pales ;
La figure 6 est une vue de dessus et en perspective de la paroi radialement externe de l’organe de la turbomachine ; et
Les figures 7 à 9 représentent chacune un autre mode de réalisation du dispositif de mesure selon l’invention ;
La figure 10 est une vue en coupe transversale et schématique d’un autre mode de réalisation du dispositif de mesure monté sur une portion de pale de turbomachine. 6. Description de modes de réalisation de l’invention
La figure 1 montre une vue en coupe et partielle d’une turbomachine d’axe longitudinal X, en particulier une turbomachine double flux selon l’invention. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ce type de turbomachine.
Cette turbomachine 50 à double flux comprend de manière générale un générateur de gaz 51 en amont duquel est montée une soufflante 52. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine. La turbomachine 50 comprend une veine primaire 53 dans laquelle circule un flux primaire ou flux d’air chaud qui traverse le générateur de gaz 51 et une veine secondaire 54 dans laquelle circule un flux secondaire ou flux d’air froid autour du générateur de gaz 51. Les veines primaire et secondaire sont coaxiales. En particulier, la veine secondaire 54 est délimitée radialement par un carter de soufflante 55 et un carter interne 56 dans lequel est logé le générateur de gaz 51. Le terme «radial» est défini par rapport à un axe sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Le générateur de gaz 51 comprend d’amont en aval un ensemble de compresseur 57, une chambre de combustion 58 et un ensemble de turbine 59. Ces derniers constituent le générateur de gaz 51. L’ensemble de compresseur 57 comprend un ou plusieurs étages de compresseur et l’ensemble de turbine 59 comprend un ou plusieurs étages de turbine.
Les étages de compresseur et de turbine comportent plusieurs rangées annulaires d’aubes réparties circonférentiellement autour de l’axe X de la turbomachine. Les aubes s’étendent radialement à travers la veine primaire 53 où circule le flux primaire.
En référence à la figure 2, est représenté un organe de turbomachine tel qu’un secteur de distributeur 60 avec un secteur de paroi radialement interne 63 et un secteur de paroi radialement externe 64. Dans cet exemple, quatre aubes 65 relient les secteurs de paroi radialement interne et externe 63, 64. Chaque aube 65 comprend une pale 66 ayant une paroi extrados 67 (cf. figure 5) et une paroi intrados 68 s’étendant axialement et reliées entre elles en amont par un bord d’attaque 69 (cf. figure 5) et en aval par un bord de fuite 70 suivant la circulation du flux dans la turbomachine. Ces aubes 65 coopérant avec le flux primaire, une cavité 73 telle que représentée sur la figure 7 peut être ménagée entre les parois intrados et extrados 67, 68 de manière à permettre le refroidissement de la pale 66. Bien entendu, la pale 66 peut comprendre d’autres cavités ou ne pas en comporter. Pour refroidir une pale pourvue de cavités, une pluralité d’orifices 71 traversent transversalement les parois intrados et extrados 67, 68 et communiquent avec la cavité 73 de la pale 66.
Une des pales 66 du secteur de distributeur 60 est équipée d’un dispositif 1 de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique. Ce dernier est installé au moins en partie dans le flux circulant dans la turbomachine de manière à établir une cartographie des pressions et/ou des températures et/ou des girations dudit flux. Dans le cas présent, il convient de mesurer au moins la pression et/ou la température et/ou d’autres paramètres du flux dans une zone de la veine primaire de l’ensemble de turbine 59. Ce dispositif 1 présente sensiblement au moins le profil du bord d’attaque 69 de l’aube et est distinct de la pale 66. Le dispositif 1 est disposé en amont du bord d’attaque 69 de la pale. En particulier, le dispositif de mesure est configuré pour former le bord d’attaque de la pale.
En référence aux figures 3 et 4, le dispositif 1 de mesure comprend des moyens de relevé d’informations 2 relatives aux paramètres du flux à mesurer et un corps 3 comprenant lesdits moyens de relevé d’informations 2. Le corps 3 s’étend suivant une direction longitudinale L laquelle est sensiblement parallèle à l’axe radial de la turbomachine lorsque le dispositif est installé dans la turbomachine et présente une section curviligne suivant un plan perpendiculaire à la direction longitudinale L. Le corps 3 présente une partie 4 allongée suivant la direction longitudinale L et forme un bord d’attaque. Cette partie 4 est destinée à épouser le bord d’attaque 69 de la pale 66 (cf. figure 7) ou à constituer le bord d’attaque 69 de la pale 66 (cf. figure 10). Pour cela, la partie 4 comprend une surface externe 5 orientée vers le flux aérodynamique (ce flux est orienté suivant la direction axiale A, perpendiculaire à la direction longitudinale L et parallèle à l’axe X) et une surface interne 6 opposée suivant la direction axiale A. Sur la figure 4 est également représentée une direction transversale T perpendiculaire aux directions longitudinale L et axiale A. La surface externe 5 et la surface interne 6 sont sensiblement convexes selon la direction axiale A. Une telle configuration permet à la partie 4 du dispositif 1 de s’adapter au bord d’attaque 69 de la pale 66. En particulier, cette configuration permet de réduire les pertes aérodynamiques introduites dans le flux lorsque le dispositif de mesure est installé sur la pale 66.
Le bord d’attaque formé par la partie 4 porte les moyens de relevé d’informations 2 qui sont agencés en saillie depuis celui-ci. Les moyens de relevé d’informations 2 s’étendent depuis la surface externe 5 suivant la direction axiale A. En particulier, pour répondre aux spécificités de la mesure (positionner la buse de mesure face au flux d’air pour éviter les effets d’incidence sur la sonde néfaste à la qualité de la mesure), chaque moyen de relevé d’informations 2 est orienté suivant une orientation angulaire et une position radiale prédéterminée. Dans le présent exemple illustré sur les figures 3 et 4, cinq moyens de relevé d’informations 2 sont régulièrement disposés le long du bord d’attaque de la partie 4 avec des orientations différentes. L’angle d’orientation de chaque moyen de relevé d’informations est compris entre -45° et + 45° par rapport à la direction longitudinale L et sont différents entre les moyens de relevé d’informations 2. Les moyens de relevé d’informations 2 comprennent des buses 7 ayant chacun un corps droit sensiblement cylindrique. Le corps comprend également un orifice d’entrée 8 exposé au flux pour en prélever un échantillon en amont du bord d’attaque et un orifice de sortie (non représenté) opposé axialement. Ces buses 7 permettent de relever des informations de température et/ou de pression. Dans le présent exemple, les buses permettent de mesurer la pression du flux en amont de la pale dans différentes conditions d’opération de la turbomachine et sont généralement connues en tant que tube de Pitot ou encore sonde de Kiel.
La partie 4 comprend des canaux internes 9 destinés à acheminer les informations relevées par les moyens de relevé d’informations 2. Les canaux internes 9 s’étendent dans la paroi du dispositif, et en particulier de la partie 4 comme cela est représenté en pointillé sur la figure 3. Les canaux internes 9 sont régulièrement espacés dans la paroi et suivent le profil de la partie 4. Ces canaux internes 9 débouchent chacun sur une surface radialement externe 10 de la partie 4 via une ouverture 11. La surface radialement externe 10 est définie dans un plan sensiblement perpendiculaire à la direction longitudinale L. Les ouvertures 11 sont réparties le long de la surface radialement externe 10. Les canaux internes 9 sont d’autre part, en communication avec les moyens de relevé d’informations 2, et en particulier avec leur orifice de sortie. Chaque canal interne 9 est en communication avec un orifice de sortie d’une buse 7. Ici, cinq ouvertures 11 sont en communication chacune avec un canal interne 9 lequel est connecté à une buse 7 pour la circulation du flux dans le dispositif. Nous pouvons voir sur la figure 3 que chaque canal interne 9 présente une portion sensiblement rectiligne suivant la direction longitudinale s’étendant depuis l’ouverture 11 correspondante et une portion sensiblement transversale se connectant à une buse.
En référence aux figures 4 et 5, le dispositif 1 comprend des moyens d’acheminement des informations 12 à l’extérieur du dispositif 1. Les moyens d’acheminement 12 se présentent sous la forme de conduits 13 permettant de transmettre l’information relevée, ici par les buses 7, à un système de traitement d’information tels qu’un calculateur ou à un capteur. Pour cela, le secteur de paroi radialement externe comprend au niveau d’une plateforme 74, des trous de passage 14 traversant celle-ci de part et d’autre suivant l’axe radial de la turbomachine. Chaque conduit 13 est connecté d’une part à un canal interne 9 et s’étend longitudinalement, radialement, hors du corps du dispositif 1 de mesure de manière à traverser un trou de passage 14 du secteur de la paroi radialement externe 64. Les conduits 13 peuvent avoir des orientations différentes et traverser la paroi à différents endroits comme cela est représenté sur la figure 2. Des moyens d’étanchéité sont prévus au niveau des trous de passage 14 pour éviter des fuites aérodynamiques. Un exemple de moyen d’étanchéité est le dépôt d’une couche de ciment réfractaire entre chaque trou de passage 14 et un conduit 13.
Sur les figures 2 à 4 et 7, le dispositif 1 de mesure comprend en outre une première portion latérale 15 et une deuxième portion latérale 16 prolongeant axialement la partie 4 du dispositif 1 de mesure. Selon la direction axiale A, ces première et deuxième portions latérales 15, 16 sont disposées de part et d’autre de la partie 4 pour se faire face. Les première et deuxième portions latérales 15, 16 présentent un profil complémentaire ou sensiblement le même profil que les parois intrados et extrados 67, 68 de la pale 66. Chaque première et deuxième portion latérale 15, 16 comprend, dans cet exemple, une épaisseur se rétrécissant de l’amont vers l’aval jusqu’à une arête formant un bord de fuite 17. De manière plus précise, ces portions latérales présentent une surface externe 22 en continuité et affleurant avec la surface externe 5 de la partie 4.
Chaque première et deuxième portion latérale 15, 16 comprend une première surface configurée de manière à épouser au moins en partie une deuxième surface d’une paroi intrados ou extrados de la pale 66. En particulier, les première et deuxième portions latérales 15, 16 présentent chacune une surface interne 18 de contact destinée à être en contact respectivement avec au moins une surface externe 19 des parois intrados et extrados 67, 68 d’une pale 66. La surface interne 18 de la première portion latérale 15 est définie dans un plan sensiblement parallèle à celui de la surface externe 19 de la paroi intrados 68 de la pale 66. La surface interne 18 est opposée transversalement à la surface externe 22. Plus précisément, selon la direction axiale A, la surface interne 18 de la première portion latérale 15 est convexe de manière à épouser la forme convexe de la surface externe 19 de la paroi intrados 68. De même, la surface interne 18 de la deuxième portion latérale 16 est définie dans un plan parallèle à celui de la surface externe 19 de la paroi extrados. La surface interne 18 définie la première surface du dispositif tandis que la surface externe 19 définie la deuxième surface de la pale 66. Comme nous pouvons le voir sur la figure 7, le dispositif 1 est chaussé en amont du bord d’attaque 69 de la pale 66. La section transversale du dispositif présente sensiblement la forme d’un U avec les moyens de relevé d’informations 2 en saillie depuis le fond du U. Le flux de la turbomachine permet de plaquer le dispositif sur la pale de manière à garantir son maintien sur celle-ci. Le dispositif de mesure peut également être fixé au bord d’attaque de l’aube par soudage, brasage ou par tout autre moyen adéquat. Les portions latérales 15, 16 n’obstruent pas les orifices 71 permettant le refroidissement de la pale 66 via la ou les cavités 73.
Suivant un autre mode de réalisation illustré sur les figures 8 et 9, le dispositif 1 de mesure comprend un corps comprenant une partie 4 chaussant le bord d’attaque de la pale 66 et une seule portion latérale prolongeant axialement la partie 4. Cette portion latérale vient épouser la surface externe de la paroi extrados ou intrados 67, 68 d’une pale 66. Cette configuration permet de répondre à certaines spécifications aérodynamiques en adaptant la géométrie du dispositif de mesure à la paroi intrados ou extrados de la pale. Ce dispositif de mesure comprend également les buses 7 s’étendant depuis le bord d’attaque formé par la partie 4.
Suivant encore un autre mode de réalisation illustré sur la figure 10, le dispositif 1 de mesure est solidarisé à une portion de pale 72 de manière à former la pale 66. En effet, une partie amont de la pale 66 est découpée et le dispositif 1 est solidarisé en amont de cette portion de pale 66. Ce dispositif de mesure présente sensiblement les mêmes caractéristiques et configurations que celles du dispositif du premier mode de réalisation décrit précédemment. Les éléments décrits précédemment et identiques dans la suite de la présente description portent les mêmes références numériques. En particulier, le dispositif 1 de mesure comprend une partie 4 formant le bord d’attaque, en amont du bord de fuite de la pale 66 et les première et deuxième portions latérales 15, 16 prolongent axialement la partie 4. Chaque première et deuxième portion latérale 15, 16 comprend une surface de contact 20 en contact avec une surface 21 transversale des parois intrados et extrados 67, 68. Les surfaces externes 22 des première et deuxième portions latérales sont affleurantes avec la surface externe 19 des portions de paroi intrados et extrados 67, 68 de manière à maintenir le profil aérodynamique de la pale 66. En d’autres termes, les surfaces externes 22 du dispositif 1 forment chacune une continuité de surface respectivement avec les surfaces externe 19 de la portion de pale 72. La surface de contact 20 définie la première surface tandis que la surface 21 transversale définie la deuxième surface de la pale 66. Les surfaces de contact 20 et surfaces transversales 21 sont définies dans des plans sensiblement parallèles entre eux et perpendiculaires à la direction longitudinale L. Celles-ci forment une liaison appui-plan. Les surface de contact 20 et les surfaces 21 transversales sont solidarisées entre elles par une soudure ou brasure ou encore tout autre moyen adéquat. Les buses 7 s’étendent depuis la partie 4 formant alors le bord d’attaque de la pale 66. Cette configuration permet de définir une géométrie plus proche de la pale 66 et réduit les perturbations aérodynamiques. Toute l’instrumentation se réalise sur le dispositif 1 de mesure qui vient se solidariser à la portion de pale 66.
De préférence, mais non limitativement, le dispositif de mesure est réalisé à partir d’un matériau métallique ou alliage à base d’un matériau métallique, d’un matériau céramique ou un matériau composite à matrice céramique. Un exemple de matériau métallique ou d’alliage à base d’un matériau métallique est un Inconel 600® ou un René 77®. L’Inconel 600® est un alliage à base de Nickel qui garantit de bonnes tenues en température et de bonnes propriétés mécaniques. Pour le matériau céramique ou composite à matrice céramique, il peut s’agir d’un alumine (AI2O3) ou une Zircone (Zr02) ou un mélange d’au moins un de ces deux composés. Ces matériaux répondent également au besoin de tenue en température et de bonnes propriétés mécaniques.
Le dispositif de mesure est formé d’une seule pièce. En d’autres termes, les moyens de relevé d’informations 2, les moyens d’acheminement 12, les canaux internes 9, la ou les portions latérales 15, 16 sont réalisés de préférence, mais non limitativement d’une seule pièce avec le corps du dispositif.
Le corps du dispositif est réalisé par un procédé de fabrication additive. De préférence, mais non limitativement, la fabrication additive peut être un procédé de fusion laser connu sous l’acronyme anglais SLM pour « Sélective Laser Melting » permettant la fusion de poudre du matériau destiné à réaliser le dispositif.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1. Dispositif (1) de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique d’une turbomachine, le dispositif (1) comprenant : des moyens de relevé d’informations (2) relatives aux paramètres du flux, et un corps (3) comprenant lesdits moyens de relevé d’informations (2), caractérisé en ce que le corps (3) présente une partie (4) allongée suivant une direction longitudinale (L) configurée pour former le bord d’attaque d’une pale (66) de la turbomachine et une première portion latérale (15, 16) prolongeant latéralement la partie (4) suivant une direction axiale (A), les moyens de relevé d’informations (2) étant agencés en saillie depuis le bord d’attaque de ladite partie (4) et ladite partie (4) comprenant des canaux internes (9) acheminant les informations en communication chacun au moins avec un moyen de relevé d’informations (2), la première portion latérale (15, 16) présentant une première surface (18, 20) configurée de manière à épouser au moins en partie une deuxième surface (19) d’une paroi intrados ou extrados (67, 68) de la pale (66) de turbomachine.
  2. 2. Dispositif (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le corps (3) comprend une deuxième portion latérale (15, 16) prolongeant latéralement la partie (4) suivant la direction axiale (A) et qui fait face à la première portion latérale (15, 16), la deuxième portion latérale (15, 16) présentant une première surface configurée de manière à épouser au moins en partie une deuxième surface de l’autre des parois intrados et extrados de la pale (66).
  3. 3. Dispositif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend des moyens d’acheminement (12) des informations en communication chacun avec les canaux internes (9), les moyens d’acheminement (12) s’étendant sensiblement suivant la direction longitudinale hors du dispositif de mesure.
  4. 4. Dispositif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il est réalisé d’une seule pièce.
  5. 5. Pale de turbomachine équipée d’un dispositif de mesure selon l’une quelconque des revendications précédentes, la pale (66) comprenant une paroi extrados (67) et une paroi intrados (68) s’étendant axialement et reliées entre elles au moins en aval par un bord de fuite (70) suivant la circulation du flux dans la turbomachine, le dispositif de mesure (1) étant monté sur la pale (66) avec la partie (4) du dispositif en amont du bord de fuite (70).
  6. 6. Pale selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu’au moins la première surface (18, 20) de la première ou deuxième portion latérale (15, 16) du dispositif est en contact avec la deuxième surface (19, 21) de la paroi intrados ou extrados (67, 68) correspondante, la deuxième surface définissant la surface externe et la première portion latérale est en chevauchement suivant une direction sensiblement transversale avec la paroi intrados ou extrados.
  7. 7. Pale selon la revendication 5, caractérisée en ce que chaque première et deuxième portion latérale (15, 16) comprend une première surface (18, 20) en contact avec une deuxième surface (19, 21) de la paroi intrados ou extrados (67, 68), la première surface et la deuxième surface étant définies dans des plan parallèles et sensiblement perpendiculaire à la direction axiale.
  8. 8. Pale selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la première surface (20) de chaque première et deuxième portions latérales (15, 16) est fixée par une soudure ou brasure sur la deuxième surface (21) de chaque paroi intrados et extrados (67, 68) de manière à former un profil aérodynamique de pale (66).
  9. 9. Organe de turbomachine (60) équipé d’au moins une pale de turbomachine selon l’une quelconque des revendications 5 à 8, caractérisé en ce que l’organe comprend un secteur de paroi radialement interne (63) et un secteur de paroi radialement externe (64) entre lesquels s’étend la pale, le secteur de paroi radialement externe (64) comprenant des trous de passage (14) traversant la paroi du secteur de paroi radialement externe (64) et traversés par les moyens d’acheminement (12) du dispositif de mesure.
  10. 10. Organe de turbomachine (60) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que des moyens d’étanchéité sont disposés entre chaque trou de passage (14) et un moyen d’acheminement (13).
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3090102A1 (fr) * 2018-12-17 2020-06-19 Airbus Operations Outil de mesure de pression comportant un fourreau pour sa mise en place dans une veine d’un moteur d’aeronef

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3044412B1 (fr) * 2015-11-30 2018-11-09 Safran Aircraft Engines Veine instrumentee de turbomachine
US11692455B1 (en) * 2022-09-19 2023-07-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Passively orientable pressure probe

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2946221A (en) * 1953-07-14 1960-07-26 Power Jets Res & Dev Ltd Stator blade mounting of condition sensing elements in fluid flow machines
GB2111221A (en) * 1981-11-27 1983-06-29 United Technologies Corp Total pressure probe
US4765751A (en) * 1987-06-29 1988-08-23 United Technologies Corporation Temperature and pressure probe
FR3012169A1 (fr) * 2013-10-21 2015-04-24 Snecma Pale instrumentee
WO2016174412A1 (fr) * 2015-04-29 2016-11-03 Composite Technology And Applications Limited Procédés et systèmes de collage

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4605315A (en) * 1984-12-13 1986-08-12 United Technologies Corporation Temperature probe for rotating machinery
GB0510440D0 (en) * 2005-05-21 2005-06-29 Rolls Royce Plc An instrumentation rake
US7527471B2 (en) * 2006-07-31 2009-05-05 General Electric Company Stator vane and gas turbine engine assembly including same
US9297720B2 (en) * 2012-12-21 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine vane embedded beam interrupt optical tip-timing probe system
US20140182292A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Integral instrumentation in additively manufactured components of gas turbine engines
US10151214B2 (en) * 2014-02-05 2018-12-11 United Technologies Corporation Integral instrumentation in additively manufactured components of gas turbine engines
FR3017459B1 (fr) * 2014-02-07 2017-07-21 Snecma Aube instrumentee a tube rapporte dans une rainure
US9856743B2 (en) * 2014-05-28 2018-01-02 Safran Aircraft Engines Instrumented flow passage of a turbine engine
GB2541356A (en) * 2015-06-08 2017-02-22 Meggitt (Uk) Ltd Moving-vane angle of attack probe
FR3043775B1 (fr) * 2015-11-12 2017-11-10 Snecma Dispositif de mesure de grandeurs aerodynamiques destine a etre place dans une veine d'ecoulement d'une turbomachine
WO2018156335A2 (fr) * 2017-02-03 2018-08-30 Aurora Flight Sciences Corporation Système et procédé de détection de débit d'air distribuée

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2946221A (en) * 1953-07-14 1960-07-26 Power Jets Res & Dev Ltd Stator blade mounting of condition sensing elements in fluid flow machines
GB2111221A (en) * 1981-11-27 1983-06-29 United Technologies Corp Total pressure probe
US4765751A (en) * 1987-06-29 1988-08-23 United Technologies Corporation Temperature and pressure probe
FR3012169A1 (fr) * 2013-10-21 2015-04-24 Snecma Pale instrumentee
WO2016174412A1 (fr) * 2015-04-29 2016-11-03 Composite Technology And Applications Limited Procédés et systèmes de collage

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3090102A1 (fr) * 2018-12-17 2020-06-19 Airbus Operations Outil de mesure de pression comportant un fourreau pour sa mise en place dans une veine d’un moteur d’aeronef
EP3671166A1 (fr) * 2018-12-17 2020-06-24 Airbus Operations Outil de mesure de pression comportant un fourreau pour sa mise en place dans une veine d'un moteur d aéronef
US11099096B2 (en) 2018-12-17 2021-08-24 Airbus Operations (S.A.S.) Pressure measurement tool comprising a sheath for installation in a duct of an aircraft engine

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