FR3072169A1 - Dispositif de mesure d'au moins un parametre d'un flux aerodynamique d'une turbomachine equipe d'un moyen d'amortissement vibratoire et veine de turbomachine equipee d'un tel dispositif - Google Patents

Dispositif de mesure d'au moins un parametre d'un flux aerodynamique d'une turbomachine equipe d'un moyen d'amortissement vibratoire et veine de turbomachine equipee d'un tel dispositif Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un dispositif (1) de mesure de paramètres d'un flux aérodynamique d'une turbomachine (10) destiné à être installé dans une veine (33, 34) de la turbomachine comprenant des parois (40, 41) radialement interne et externe, le dispositif de mesure comprenant : - des moyens de relevé d'informations (2) relatives aux paramètres du flux, - un corps (3) s'étendant suivant un axe radial et portant les moyens de relevé d'informations (2), et - un élément de liaison (13) solidaire d'une première extrémité (4) du corps (3) et destiné à fixer le dispositif de mesure sur une paroi (41) radialement externe. Selon l'invention, le dispositif de mesure comprend un plot (21) rapporté et monté sur une deuxième extrémité (5) du corps, le second élément de liaison (21) comprenant au moins une portion en matériau caoutchouteux destinée à venir en contact avec une paroi radialement interne de la turbomachine.

Description

Dispositif de mesure d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique d’une turbomachine équipé d’un moyen d’amortissement vibratoire et veine de turbomachine équipée d’un tel dispositif
1. Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine des dispositifs de mesure d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique, et en particulier d’un flux aérodynamique d’une turbomachine. Elle vise également une veine de turbomachine dans laquelle est installé un tel dispositif de mesure.
2. Etat de la technique
Dans le cadre du développement des turbomachines, et en particulier de turbomachines pour aéronef, celles-ci subissent une pluralité de tests et d’essais permettant de vérifier et de valider d’une part, leur bon fonctionnement et d’autre part, leur capacité à maintenir leur intégrité et leurs performances. La validation de ces tests et essais permet d’obtenir une certification pour leur mise en service. Il est en particulier réalisé lors de ces tests et essais des mesures de certains paramètres de flux aérodynamique, tels que la pression, la température et/ou l’accélération au moyen d’un dispositif de mesure.
Ce dispositif de mesure est connu généralement sous le nom de mesureur intrusif ou peigne de mesure. Le dispositif de mesure est installé radialement dans une ou plusieurs zones précise(s) de la turbomachine où circule le flux aérodynamique à mesurer telle qu’une veine. En effet, le flux d’air circulant dans la veine présente des caractéristiques différentes dans diverses zones de celle-ci, par exemple au niveau de la zone centrale de celle-ci, le long des parois délimitant la veine, en amont d’aubes de stator, etc. Plusieurs dispositifs peuvent donc être nécessaires pour une cartographie complète des paramètres du flux dans la veine. Du fait de leur caractère intrusif dans le flux aérodynamique, les dispositifs de mesure peuvent perturber le flux aérodynamique induisant des mesures non fiables, notamment de par leur dimension imposante quand ceux-ci sont installés dans des turbomachines d’essais et en particulier des turbomachines de plus petites dimensions que les turbomachines habituelles. Les dispositifs peuvent également être soumis à des phénomènes vibratoires qui ont pour origine d’une part, la perturbation du flux du fait de l’intégration du dispositif de mesure dans le flux entraînant des sillages aérodynamiques sur des aubages de la turbomachine et d’autre part, les balourds durant la rotation de la turbomachine résultant d’organes mobiles de turbomachine qui ne sont pas équilibrés dynamiquement. De manière générale, les organes des turbomachines ne peuvent jamais être parfaitement équilibrés dynamiquement. Les balourds et les perturbations risquent de correspondre à l’une des fréquences propres de résonnance du dispositif de mesure. Dans certains cas, le dispositif de mesure peut également subir un phénomène de flottement, c’est-à-dire se mettre à « claquer >> tel un drapeau au vent et/ou impacter les performances aérodynamiques. Dans le pire des cas, le dispositif de mesure est susceptible d’entrer en résonnance voire de se casser ce qui peut engendrer la destruction complète de la turbomachine. Les conséquences financières et sur le délai du planning des essais peuvent donc être importantes.
Le document FR 3 036 735 décrit un dispositif de mesure cherchant à pallier les phénomènes vibratoires. Ce dispositif de mesure comprend des moyens de relevé d’informations relatives aux paramètres du flux, et un corps s’étendant suivant un axe radial et portant les moyens de relevé d’informations. Le dispositif comprend encore un premier élément de liaison solidaire d’une première extrémité du corps et destiné à fixer le dispositif de mesure sur une paroi radialement externe de la turbomachine, et un deuxième élément de liaison fixé à une deuxième extrémité opposée du corps et à une paroi radialement interne de la veine de la turbomachine.
Cependant, ce dispositif de mesure, étant fixé sur la paroi de la veine, agit sur les fréquences propres mais pas sur l’intensité potentielle de la réponse vibratoire. Le dispositif de mesure est plus « rigide >>. En particulier, les fréquences propres ont des valeurs plus élevées, mais des restrictions d’opérabilité persistent ; interdiction de stabiliser sur les régimes de fonctionnement moteur associés. Un autre inconvénient de ce dispositif de mesure est qu’il est nécessaire de modifier localement la paroi radialement interne de la veine pour intégrer le dispositif de mesure dans la veine. Dans certaines turbomachines, une telle modification, notamment de la paroi radialement de la veine, n’est pas toujours possible suivant la complexité de l’environnement de la turbomachine et l’espace restreint. En effet, la mise en place d’une fixation de type vis / écrou est nécessaire pour lier le dispositif de mesure à la paroi radialement interne de la veine. De plus, ce type de fixation allonge le délai d’opération d’installation et de maintenance qui influe sur le délai des périodes de tests et le coût de la turbomachine.
3. Objectif de l’invention
Le déposant s’est donc fixé notamment comme objectif de fournir un dispositif de mesure qui présente une plus grande résistance aux sollicitations vibratoires tout en minimisant les perturbations du flux aérodynamique et en assurant un montage et démontage rapide du dispositif de mesure de sorte à ne pas retarder les délais de la période de tests et d’essais.
4. Exposé de l’invention
On parvient à cet objectif conformément à l’invention grâce à un dispositif de mesure d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique d’une turbomachine, le dispositif comprenant :
- des moyens de relevé d’informations relatives aux paramètres du flux,
- un corps s’étendant suivant un axe radial et portant les moyens de relevé d’informations, et
- un élément de liaison solidaire d’une première extrémité du corps et destiné à fixer le dispositif de mesure sur une paroi radialement externe de la turbomachine, le dispositif de mesure comprenant un plot rapporté et monté sur une deuxième extrémité du corps opposée radialement à la première extrémité, le plot comprenant au moins une portion en matériau caoutchouteux destinée à venir en contact avec une paroi radialement interne de la turbomachine.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, le plot permet d’agir sur les fréquences propres du dispositif de mesure et sur l’intensité potentielle de la réponse vibratoire. Nous observons un amortissement de plus de 90% de la réponse vibratoire lorsque le dispositif de mesure est sollicité sur son propre mode, et ce, en régime stabilisé. De plus, une telle configuration n’entraîne pas la modification des parois de la veine, ni des caractéristiques structurelles du dispositif de mesure. Le matériaux du plot permet la compression de celui-ci lors de l’installation du dispositif de mesure et permet que celui-ci épouse la forme de la paroi radialement interne de la veine. Le montage est aussi facile et rapide.
Suivant une caractéristique de l’invention, le plot est destiné à venir en contact suivant une liaison souple avec la paroi radialement interne de sorte à pouvoir être écrasé lors du contact avec la paroi radialement interne de la turbomachine.
Suivant une caractéristique de l’invention, le plot comprend un élément de renfort moulé dans ledit plot et réalisé dans un matériau plus dur que le matériau du plot, une distance e étant définie entre l’élément de renfort et une face externe du plot destinée à venir en contact avec la paroi radialement interne. Cette configuration permet de renforcer structurellement le plot et ainsi de supporter le corps du dispositif de mesure.
Suivant une caractéristique de l’invention, le plot est configuré de manière à être écrasé d’une valeur prédéterminée comprise entre 1 et 4 mm qui est inférieure à la distance e.
Selon une autre caractéristique de l’invention, le plot est réalisé dans un matériau polymère.
De manière avantageuse, mais non limitativement, le matériau caoutchouteux est du polydiméthylsiloxane.
Suivant une caractéristique de l’invention, le plot est monté de manière amovible sur la deuxième extrémité du corps, par exemple par collage. Cela permet l’installation de tout type de dispositif de mesure rien qu’en changeant le plot. Une telle caractéristique facilite également la maintenance des dispositifs de mesure en cas de détérioration de ce plot.
Suivant une caractéristique de l’invention, le corps comporte au moins une cavité longitudinale interne s’étendant suivant l’axe radial, la cavité longitudinale recevant au moins en partie des moyens d’acheminement des informations reliés aux moyens de relevé d’informations.
Suivant une caractéristique de l’invention, l’élément de liaison comprend une semelle de fixation destinée à être fixée à la paroi radialement externe et à porter ledit corps à travers le flux d’une veine aérodynamique de la turbomachine.
L’invention concerne également une veine annulaire d’écoulement d’un flux aérodynamique d’une turbomachine comprenant une paroi radialement externe et une paroi radialement interne, la veine étant équipée d’au moins un dispositif de mesure présentant l’une quelconque des caractéristiques précédentes installé radialement dans le flux aérodynamique, le plot étant agencé entre la deuxième extrémité du corps et la paroi radialement interne et en contact suivant une liaison souple avec la paroi radialement interne.
Suivant une caractéristique, un jeu prédéterminé est prévu entre la semelle et un bossage de la paroi radialement externe configuré de manière à prévoir une déformation prédéterminée de la paroi radialement interne de la veine.
De manière avantageuse, mais non limitativement, la déformation prédéterminée de la paroi radialement interne de la veine est comprise entre 0.5 et 3 mm. Cette configuration permet de pas influer sur les performances de la turbomachine.
De manière avantageuse, un joint d’étanchéité est agencé entre la semelle de l’élément de liaison et un bossage de la paroi radialement externe.
De manière avantageuse, le joint d’étanchéité est un joint plat.
L’invention concerne également une turbomachine comprenant une veine présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées.
L’invention concerne également un procédé de montage d’un dispositif de mesure présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées, dans une veine de turbomachine, le procédé comprenant les étapes suivantes :
- mise en place du plot sur la deuxième extrémité du corps du dispositif de mesure,
- insertion du dispositif de mesure avec le plot dans la veine de manière à mettre le plot en contact avec une paroi radialement interne de la veine,
- obtention d’un jeu prédéterminé entre un bossage de la paroi radialement externe de la veine et la semelle,
- insertion d’un joint d’étanchéité dans le jeu prédéterminé,
- serrage entre la semelle et le bossage par des moyens de fixation de manière à permettre un écrasement prédéterminé du plot sur la paroi radialement interne de la veine.
Le procédé comprend également une étape d’usinage d’une surépaisseur du plot lorsqu’une valeur du jeu mesuré entre le bossage et la semelle est supérieure à une valeur du jeu prédéterminé.
Un tel procédé permet de faciliter la mise en place du dispositif de mesure avec un plot d’amortissement. En particulier, cela permet de garantir l’intégrité physique et mécanique du dispositif de mesure et de la veine de la turbomachine. En maîtrisant le jeu J prédéterminé il est ainsi possible d’obtenir une contrainte souhaitée entre le plot et la veine de la turbomachine. De même, l’écrasement prédéterminé du plot permet d’obtenir une compression prédéterminée de la paroi. Cela garantit le bon maintien du dispositif de mesure tout en évitant l’endommagement de la veine par une contrainte trop forte et permet également l’étanchéité au niveau du joint.
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, d’un mode de réalisation de l’invention donné à titre d’exemple purement illustratif et non limitatif, 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 exemple de réalisation d’un dispositif de mesure selon l’invention ;
La figure 3 est vue en coupe axiale d’un dispositif de mesure selon l’invention installé dans une zone d’une veine de la turbomachine ;
La figure 4 est une vue en perspective et de détails de la partie supérieure du dispositif de mesure selon l’invention installé dans une turbomachine ;
La figure 5 est une vue en perspective et de détails de la partie inférieure du dispositif de mesure selon l’invention installé dans une turbomachine ;
La figure 6 représente en vue de face le plot formant un plot d’amortissement selon l’invention ;
La figure 7 représente de manière schématique et en coupe axiale un exemple de plot pourvu d’une interface métallique noyée dans la matière ;
La figure 8 est une représentation graphique de la réponse vibratoire du dispositif de mesure équipé d’un plot selon l’invention ;
La figure 9 est une vue de dessus et en perspective d’un moule permettant de réaliser le plot ;
La figure 10 illustre suivant une vue de dessus une cavité du moule de la figure 9 dans laquelle une interface métallique est montée ;
La figure 11 est une vue schématique d’un exemple d’interface métallique du plot ;
La figure 12 illustre en perspective et plus en détail le montage de l’interface métallique sur un fond d’une cavité du moule ; et
La figure 13 illustre une vue de détails et partielle d’un dispositif de mesure monté dans une veine de turbomachine avec une semelle coopérant avec un bossage de la paroi de la veine, un joint d’étanchéité étant disposé entre la semelle et le bossage.
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 30 à double flux comprend de manière générale un compresseur de gaz 31, 37 en amont duquel est montée une soufflante 32. 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 et ici suivant l’axe longitudinal X. La turbomachine 30 comprend une veine annulaire primaire 33 dans laquelle circule un flux primaire ou flux chaud qui traverse le un compresseur de gaz 31, 37 et une veine annulaire secondaire 34 dans laquelle circule un flux secondaire ou flux froid autour du compresseur de gaz 31, 37. Les veines primaire et secondaire sont coaxiales. En particulier, la veine secondaire 34 est délimitée radialement par un carter de soufflante 35 et un carter interne 36 dans lequel est logé le compresseur de gaz 31, 37. Le terme « radial >> est défini par rapport à un axe radial Z sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Le flux aérodynamique circulant dans la veine primaire 33 traverse d’amont en aval, un ensemble de compresseur 37, une chambre de combustion 38 et un ensemble de turbine 39. Chaque veine 33, 34 est délimitée par une paroi radialement interne 40 (cf. figure 3) et une paroi radialement externe 41 (cf. figure 3) par rapport à l’axe longitudinale X. Les parois radialement interne et externe 40, 41 sont annulaires et coaxiales.
Au moins un dispositif de mesure 1 d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique, tel qu’illustré sur la figure 2, est installé au moins en partie dans le flux circulant dans la turbomachine de manière à établir une cartographie des pressions, des températures et/ou des accélérations dudit flux. La mesure est dite intrusive car celle-ci est réalisée directement dans le flux. Le dispositif de mesure 1 peut être installé sensiblement radialement dans la veine primaire 33 ou dans la veine secondaire 34 par rapport à l’axe longitudinal X. Le dispositif de mesure 1 comprend des moyens de relevé d’informations 2 relatives aux paramètres du flux et un corps 3 portant les moyens de relevé d’informations 2. Le corps 3 est profilé et s’étend suivant une direction longitudinale L entre les parois radialement interne et externe 40, 41 de la veine 33, 34. En particulier, le corps 3 s’étend entre une première extrémité 4 et une deuxième extrémité 5. La direction longitudinale L est sensiblement parallèle à l’axe radial de la turbomachine quand le dispositif est installé dans une des veines 33, 34. Le corps 3 comprend un bord d’attaque 6 et un bord de fuite 7 opposés axialement. Le bord d’attaque 6 et le bord de fuite 7 relient respectivement en amont et en aval deux faces latérales 8 opposées, dont une seule est représentée en figure 2, suivant une direction transversale T, perpendiculaire aux axes longitudinal et radial. De manière plus précise, le corps 3 présente une épaisseur sensiblement décroissante du bord d’attaque 6 au bord de fuite 7. Les faces latérales 8 opposées se rejoignent ainsi en une arête au niveau du bord de fuite
7. Une telle forme profilée du corps permet de réduire les pertes aérodynamiques introduites dans le flux lorsque le dispositif de mesure 1 est installé dans une des veines 33, 34 de la turbomachine. Dans un état installé du dispositif de mesure 1, le bord d’attaque 6 est amont du bord de fuite 7 par rapport à la direction du flux aérodynamique.
Les moyens de relevé d’informations 2 s’étendent axialement depuis le bord d’attaque 6 du corps 3. Ceux-ci sont également disposés et répartis régulièrement le long du bord d’attaque 6, soit suivant la direction longitudinale L. Les moyens de relevé d’informations 2 peuvent mesurer des informations relatives à la pression, la température et/ou l’accélération du flux.
En référence à la figure 3, le corps 3 comprend également une cavité 9 longitudinale s’étendant sensiblement suivant la direction longitudinale L et à l’intérieur du corps 3. Cette cavité 9 débouche sur une des faces latérales 8 du corps 3. La cavité 9 est en communication avec chaque moyen de relevé d’informations 2. Chacun des moyens de relevé d’informations 2 comporte des orifices de sortie débouchant dans la cavité 9. Le dispositif de mesure comprend des moyens d’acheminement 10, visibles sur la figure 4, qui sont reliés d’une part, aux moyens de relevé d’informations 2 et d’autre part, à un système de traitement d’informations 60 de la turbomachine tel qu’illustré schématiquement sur la figure 1. Ces moyens d’acheminement 10 cheminent en partie dans la cavité 9 longitudinale et s’étendent vers l’extérieur du dispositif de mesure 1. Les moyens d’acheminement 10 comprennent, dans le présent exemple, des conduits de pression et/ou des conduits de température.
Les moyens de relevé d’informations 2 peuvent comprendre des capteurs de température et de pressions. Plus précisément, les moyens de relevé d’informations peuvent comprendre un thermocouple pour mesurer la température ou des buses pour mesurer la pression du flux. Ces derniers sont connectés aux conduits qui sont eux même reliés au système de traitement d’informations 60 agencé dans la turbomachine 30. Dans le présent exemple, les moyens de relevé d’informations 2 comprennent chacun une buse
11. Chaque buse 11 est pourvue d’un corps droit sensiblement cylindrique. Le corps des buses 11 comprend également un orifice d’entrée 12 exposé face au flux pour en prélever un échantillon en amont du bord d’attaque 6. Les thermocouples peuvent être installés dans les buses 11. Ces derniers sont connectés aux conduits qui sont eux même reliés au système de traitement d’informations 60.
La cavité 9 est comblée avec des éléments de remplissage (non représentés) de manière à réduire les pertes aérodynamiques. Les éléments de remplissage comprennent un premier élément de remplissage en matériau polymère et/ou céramique agencé dans la cavité 9 pour la combler et maintenir en position les moyens d’acheminement. Ce premier élément de remplissage permet de reconstituer le profil complet de la face latérale du dispositif de mesure. Un exemple de matériau polymère envisagé est un élastomère. De manière alternative, les éléments de remplissage comporte également un deuxième élément de remplissage comportant ici des clinquants ou tôles qui sont rapportés et fixés sur le corps 3 pour reconstituer le profil complet de la face latérale 8 du dispositif de mesure. Dans ce cas de figure, le deuxième élément de remplissage recouvre le premier élément de remplissage.
En référence aux figures 3 et 4, le dispositif de mesure comprend un élément de liaison 13 solidaire de la première extrémité 4 du corps 3. Cet élément de liaison 13 est destiné à fixer le dispositif de mesure sur la paroi radialement externe 41 de la veine 33, 34. L’élément de liaison 13 comprend une semelle 14 permettant la fixation du dispositif de mesure dans la turbomachine et de supporter le corps 3 s’étendant à travers le flux aérodynamique. Plus précisément, la semelle 14 comprend une paroi s’étendant suivant un plan sensiblement perpendiculaire à la direction longitudinale L du corps 3. Celle-ci comprend une ouverture 15 traversant la paroi de part et d’autre suivant la direction longitudinale permettant le passage des moyens d’acheminement 10 hors du dispositif de mesure 1. L’ouverture 15 débouche dans la cavité 9 longitudinale. La semelle 14 comprend en outre des orifices traversants 16 la paroi de celle-ci de part et d’autre suivant la direction longitudinale L. Ces orifices traversants 16 sont alignés avec des lumières 17 réalisées dans un bossage 18 lequel est formé sur la paroi radialement externe 41 de la veine 33, 34. Le bossage 18 s’étend à partir d’une surface externe de la paroi radialement externe 41. En d’autres termes, le bossage 18 est à l’extérieur de la veine 33, 34. Ce bossage 18 est destiné à recevoir la semelle 14 du dispositif de mesure. Dans les orifices traversants 16 et les lumières 18 sont engagés des moyens de fixation 19 (cf. figure 2) qui permettent de verrouiller la semelle 14 sur la paroi radialement externe 41. Les moyens de fixation 19 comprennent par exemple, des vis, boulons ou autres éléments filetés de sorte à faciliter le montage et démontage du dispositif de mesure. Ici, la semelle 14 présente un corps sensiblement circulaire avec deux oreilles de part et d’autre du corps, les deux oreilles comprenant chacune un des orifices traversants
16. Le bossage 18 comprend également un trou 20 dans lequel est reçu le corps 3 du dispositif de mesure 1 pour s’étendre radialement dans le flux. La semelle 14 est agencée à l’extérieur de la veine 33, 34. Comme nous pouvons le voir plus précisément sur les figures 3 et 13, le dispositif de mesure comporte un capot de fixation 43 permettant de maintenir les moyens d’acheminement 10 sur la semelle 14 et de les orienter vers le système de traitement d’informations 60.
En référence aux figures 3 et 5, le dispositif de mesure comprend également un plot 21 monté sur la deuxième extrémité 5 du corps 3. Le plot 21 est monté de manière amovible. Ce plot 21 est une pièce rapportée sur le dispositif de mesure. Nous entendons par le terme « rapporté >> dans la présente description, une pièce distincte du dispositif de mesure et qui n’est pas réalisée suivant le même procédé de réalisation du dispositif de mesure. Le plot 21 est destiné à être en contact avec la paroi radialement interne 40 de la veine suivant une liaison souple. Le plot 21 est réalisé dans un matériau élastique formant un plot d’amortissement ayant pour effet, d’une part d’élever les fréquences propres du mesureur intrusif, et d’autre part de dissiper l’énergie des sollicitations vibratoires. Le plot 21 est agencé entre la paroi radialement interne 40 de la turbomachine et la deuxième extrémité 5 du corps 3 du dispositif de mesure.
Plus précisément illustré sur les figures 6 et 7, le plot 21 comprend une base 22 depuis laquelle s’étend un corps 23. Ce dernier comprend en partie supérieure une cuvette 24 (cf. figure 7) destinée à chausser la deuxième extrémité 5 du corps 3 du dispositif de mesure. La cuvette 24 est bordée par une jupe périphérique 25. Cette jupe 25 périphérique comprend une bordure périphérique 26 depuis laquelle s’étendent deux ailes 27 qui sont disposées l’une en regard de l’autre. La cuvette 24 et les ailes 27 comprennent une interface métallique 28 noyée dans le matériau du plot 21 de manière à permettre un positionnement et un maintien corrects du plot sur la deuxième extrémité 5 du corps du dispositif de mesure 1. Cette interface métallique 28 est noyée dans la matière lors de la fabrication du plot 21 décrit ci-après. La deuxième extrémité 5 et le plot 21 sont liés de manière avantageuse, mais non limitativement, par collage.
Le plot 21 est destiné à être écrasé lors du contact avec la paroi radialement interne 40 de la turbomachine comme cela est illustré sur la figure 5. En particulier, le plot est écrasé suivant sa hauteur (suivant la direction longitudinale L). L’écrasement du plot correspond à une valeur inférieure à une distance prise entre un élément de renfort tel qu’un crochet 58 décrit plus loin dans la description (figure 7) et une face externe 29 de la base 22 du plot 21 destinée à venir en contact avec la paroi radialement interne 40 de la turbomachine. La face externe 29 est opposée à la cuvette 24 suivant la direction longitudinale L. Cette face externe est dans le présent exemple définie dans un plan perpendiculaire à la direction longitudinale L. Lors de l’installation du dispositif de mesure dans la veine, le plot 21 subit une compression ou un écrasement élastique pour que celui-ci épouse la paroi radialement interne 40 de la veine sur laquelle il est installé. Une telle installation est effectuée en vue d’une réduction des phénomènes vibratoires susceptibles d’affecter le dispositif de mesure. De manière avantageuse, mais non limitativement, l’écrasement du plot est compris entre 1 et 4 mm. Cela permet de garantir un bon maintien du dispositif de mesure dans la veine et sur la paroi radialement interne 40. Au-delà de la valeur d’écrasement de 4 mm indiqué, la paroi radialement interne subit une déformation trop importante. Une telle déformation crée un endommagement mécanique et aérodynamique de la veine. De préférence, la déformation de la paroi radialement interne considérée comme acceptable est comprise entre 0,5 et 3 mm.
Le matériau élastique, en particulier caoutchouteux, du plot 21 est réalisé à partir d’un polymère. De préférence, mais non limitativement le polymère comprend un polydiméthylsiloxane (PDMS). Un exemple de polydiméthylsiloxane pour réaliser le plot 21 est un Rhodorsil® RTV 3255. Ce dernier présente une dureté (55 shore A) comparable à celle du silicone, c’est-à-dire assez souple. De la sorte, le plot peut être mis en contact avec la paroi radialement interne 40 facilement et sans la déformer.
Le dispositif de mesure est mis en place dans la veine de la manière suivante. Dans un premier temps, le dispositif de mesure 1 est inséré par le trou 20 du bossage 18 prévu sur la paroi radialement interne 40. Lors de cette étape le plot 21 d’amortissement 21 est déjà solidarisé au dispositif 1 de mesure. Le plot 21 est mis en contact avec la paroi radialement interne 40 de la veine. Cette opération a lieu sans appliquer d’effort sur le dispositif 1 de mesure, et en particulier sur le plot 21. La semelle 14 du dispositif de mesure 1 se trouve du côté de la surface radialement externe de la paroi radialement externe et est montée avec un jeu prédéterminé J formé entre la semelle 14 et le bossage 18. Ce jeu prédéterminé est mesuré de manière à vérifier que le plot 21 installé entraîne la déformation de la paroi radialement interne de la veine entre 0,5 et 3 mm. De même, le jeu prédéterminé permet de déterminer sensiblement la valeur d’écrasement du plot 21. En d’autres termes, la valeur du jeu prédéterminé permet de déterminer que le plot 21 présente ou non une surépaisseur.
La valeur du jeu est mesurée lorsque le plot est contact avec la paroi radialement interne 40. A cet effet, la valeur du jeu prédéterminé est de l’ordre de 2 mm +/-0.5 mm. Si la valeur du jeu mesurée est correcte, c’est-à-dire sensiblement égale à la valeur du jeu J prédéterminé de 2 +/-0.5 mm, un joint d’étanchéité 42 est agencé entre la semelle 14 et le bossage 18 tel qu’illustré sur la figure 13. De manière avantageuse, mais non limitativement, le joint d’étanchéité 42 est un joint plat. Si la valeur du jeu mesuré est supérieure à la valeur du jeu prédéterminé, la surépaisseur du plot est supprimée. Le plot 21 installé est ainsi usiné de manière à supprimer la surépaisseur correspondante. Si la valeur du jeu mesuré est inférieure à la valeur du jeu prédéterminé, le plot 21 installé est remplacé par un autre plot. L’opérateur vérifiera à nouveau que cet autre plot permet d’obtenir le jeu J prédéterminé attendu.
La semelle 14 de fixation est fixée avec les moyens de fixation 19 en prévoyant un serrage délicat. Ce serrage délicat est réalisé en alternant le serrage de chaque moyen de fixation pour garantir un serrage homogène et pour que la compression ou écrasement du plot 21 soit progressive. De préférence, les moyens de fixation sont serrés en appliquant un couple de serrage prédéterminé pour que le serrage soit homogène et progressif.
Le plot 21 est mis en compression sur la paroi radialement externe 41 dans le but de réduire la réponse vibratoire du dispositif de mesure 1. Comme cela est illustré sur la figure 9, la réponse vibratoire du dispositif de mesure équipé d’un plot sous forme d’un plot d’amortissement représentée par la courbe D1 est ramenée très en-dessous d’une limite d’endurance du dispositif de mesure LE. Dans le présent exemple, la limite d’endurance LE est de l’ordre de 70 MPa. La réponse vibratoire d’un dispositif de mesure de l’art antérieur non équipé d’un tel plot est représentée par la courbe D0 qui est très audessus de cette limite d’endurance LE. Un amortissement de plus de 90% est alors obtenu avec le plot d’amortissement lorsque le dispositif de mesure est sollicité sur son mode propre, en régime moteur stabilisé. La liaison souple entre le plot d’amortissement et la paroi radialement interne 40 induit une hausse des fréquences propres du dispositif de mesure. Plus le plot 21 est comprimé et/ou rigide, plus les fréquences augmentent. La compression du plot 21 permet de jouir de l’amortissement et ne doit pas déformer ou endommager la paroi radialement interne de la veine.
Le plot 21 est réalisé par exemple par moulage. Quelques étapes de la réalisation décrites ci-après sont illustrées sur les figures 10 à 13. Pour cela, un moule 50 fabriqué par un procédé de prototypage rapide peut être utilisé. Un exemple de prototypage rapide est la stéréolithographie. Le moule 50 comprend ici plusieurs cavités 51 allongées suivant une première direction de profondeur depuis un panneau 52. Chaque cavité 51 comprend un fond 53 depuis lequel s’étend une paroi 54. Chaque fond 53 de cavité comprend un trou de passage 55 traversant la paroi 54 du fond 53 de part et d’autre suivant la première direction. Le trou de passage est disposé sensiblement au centre du fond 53. Chaque cavité 51 du moule est revêtue d’une composition destinée à faciliter le démoulage du plot après polymérisation. Le revêtement est déposé par pulvérisation de la composition qui comprend une poudre de polytétrafluoroéthylène (PTFE).
En référence aux figures 11 et 12, dans le fond de chaque cavité 51 est agencée l’interface métallique 28 destinée à permettre le maintien et le positionnement du plot 21 sur la deuxième extrémité 5 du corps du dispositif de mesure. Cette interface métallique 28 comprend un corps cylindrique 56 avec une embase 57 située à une première extrémité et un crochet 58 situé à une deuxième extrémité opposée du corps cylindrique. Le crochet 58 ainsi moulé a une fonction structurante dans le plot. En effet, le matériau du crochet 58 est plus dur que celui du plot qui l’enrobe ce qui permet le renfort du plot 21. Cette interface métallique 28 est réalisée au moyen d’une coupelle comprenant un corps cylindrique formant le corps cylindrique 56 et qui est pourvu d’une collerette destinée à former l’embase 57. Le corps cylindrique 56 est percé et reçoit un tube 59 traversant le corps cylindrique 56. Le diamètre du perçage est compris entre 1 et 2 mm. Le tube 59 dans le corps cylindrique présente une longueur comprise entre 15 et 20 mm. Le corps cylindrique et le tube 59 sont fixés rigidement l’un à l’autre. Le tube 59 solidarisé au corps cylindrique comprend une première portion 60 dépassant de la collerette et qui sera destinée à être insérée dans le trou de passage 55. La longueur de la première portion 60 du tube 59 est comprise entre 2.5 et 3.5 mm. Le tube 59 comprend une deuxième portion dépassant du corps cylindrique, au niveau de la deuxième extrémité dudit corps, de manière à former le crochet 58. Lorsque l’interface métallique 28 est disposée dans le fond de la cavité 51, la première portion 60 est insérée dans le trou de passage 55. Deux parties de la collerette sont pliées de manière que la coupelle vienne chausser le fond 53 de la cavité. Les deux parties pliées sont ainsi en contact avec des pans 63 situés de part et d’autre du fond. Ces pans 63 et une partie de la paroi 54 de la cavité sont destinés à former les ailes 27 du plot 21. Les parties pliées de la collerette sont noyées dans les ailes du plot 21. Afin de faciliter l’installation de l’interface métallique 28 dans la cavité, et notamment le pliage des parties de la collerette, la cavité peut être retournée de sorte à former un dôme. En d’autres termes, les parois de la cavité s’étendent suivant une deuxième direction opposée à la première direction de profondeur de la cavité depuis le panneau 52 du moule. Cela est possible du fait de la souplesse du matériau dans lequel est réalisé le moule. Puis, la deuxième portion du tube 59 est courbée pour former le crochet 58.
Un matériau polymère ici le Rhodorsil® RTV 3255 est injecté dans chaque cavité du moule comprenant une interface métallique 28. Les cavités 51 sont remplies du matériau polymère jusqu’au niveau du plan dans lequel est défini le panneau 52 du moule, sans débordement. Après démoulage, il est obtenu le plot 21.
Le plot 21 est ensuite solidarisé à la deuxième extrémité 5 du corps du dispositif de mesure 1 de manière amovible. De préférence, le plot est solidarisé par collage sur 5 cette deuxième extrémité 5.
Ainsi, le comportement vibratoire du dispositif de mesure est amélioré en plaquant le plot 21 qui se déforme de façon élastique sur la paroi radialement interne de la veine. De plus, un tel dispositif de mesure peut être monté et démonté rapidement sans incidence sur le délai de réalisation des tests et essais et les performances du moteur 10 sont garanties.

Claims (12)

  1. REVENDICATIONS
    1. Dispositif de mesure (1) d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique d’une turbomachine (10), le dispositif comprenant :
    - des moyens de relevé d’informations (2) relatives aux paramètres du flux,
    - un corps (3) s’étendant suivant un axe radial (L) et portant les moyens de relevé d’informations (2), et
    - un élément de liaison (13) solidaire d’une première extrémité (4) du corps (3) et destiné à fixer le dispositif de mesure sur une paroi radialement externe (41) de la turbomachine, caractérisé en ce que le dispositif de mesure (1) comprend un plot (21) rapporté et monté sur une deuxième extrémité (5) du corps (3) opposée radialement à la première extrémité (4), le plot (21) comprenant au moins une portion en matériau caoutchouteux destinée à venir en contact avec une paroi radialement interne (40) de la turbomachine.
  2. 2. Dispositif de mesure (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le plot (21) est destiné à venir en contact suivant une liaison souple avec la paroi radialement interne (40) de sorte à pouvoir être écrasé lors du contact avec la paroi radialement interne (40) de la turbomachine.
  3. 3. Dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le plot (21) comprend un élément de renfort (58) moulé dans ledit plot (21 ) et réalisé dans un matériau plus dur que le matériau du plot (21 ), une distance (e) étant définie entre l’élément de renfort (58) et une face externe (29) du plot (21) destinée à venir en contact avec la paroi radialement interne (40).
  4. 4. Dispositif (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le plot (21) est configuré de manière à être écrasé d’une valeur prédéterminée comprise entre 1 et 4 mm qui est inférieure à la distance (e).
  5. 5. Dispositif (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le matériau caoutchouteux est du polydiméthylsiloxane.
  6. 6. Dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le plot (21) est monté de manière amovible sur la deuxième extrémité (5) du corps, de préférence par collage.
  7. 7. Dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le corps (3) comporte au moins une cavité (9) longitudinale interne s’étendant suivant l’axe radial (L), la cavité (9) longitudinale recevant au moins en partie des moyens d’acheminement (10) des informations reliés aux moyens de relevé d’informations (2).
  8. 8. Dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’élément de liaison (13) comprend une semelle (14) de fixation destinée à être fixée à la paroi radialement externe (41) de la turbomachine et à porter ledit corps (3) à travers le flux d’une veine aérodynamique de la turbomachine.
  9. 9. Veine (33, 34) annulaire d’écoulement d’un flux aérodynamique d’une turbomachine comprenant une paroi radialement externe (41) annulaire et une paroi radialement interne (40) annulaire, la veine (33, 34) étant équipée d’au moins un dispositif (1) de mesure selon l’une quelconque des revendications 1 à 8 installé radialement dans le flux aérodynamique, le plot (21) étant agencé entre la deuxième extrémité (5) du corps (3) et la paroi radialement interne (40), et en contact suivant une liaison souple avec la paroi radialement interne (40).
  10. 10. Veine (33, 34) selon la revendication précédente, comprenant un dispositif de mesure (1) selon la revendication 8, caractérisé en ce qu’un joint d’étanchéité (42) est agencé entre la semelle (14) de l’élément de liaison (13) et un bossage (18) de la paroi radialement externe (41).
  11. 11. Procédé de montage d’un dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8 dans une veine (33, 34) de turbomachine, le procédé comprenant les étapes suivantes :
    - mise en place du plot (21) sur la deuxième extrémité (5) du corps (3) du dispositif de mesure (1 ),
    - insertion du dispositif de mesure (1) avec le plot (21) dans la veine (33, 34) de manière à mettre le plot (21) en contact avec une paroi radialement interne (40) de la veine (32, 34),
    - obtention d’un jeu (J) prédéterminé entre un bossage (18) de la paroi radialement externe de la veine et la semelle (14),
    - insertion d’un joint d’étanchéité (42) dans le jeu (J) prédéterminé,
    - serrage entre la semelle (14) et le bossage (18) par des moyens de fixation (19) de manière à permettre un écrasement prédéterminé du plot (21) sur la paroi radialement interne (40) de la veine (33, 34).
  12. 12. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend une étape d’usinage d’une surépaisseur du plot (21) lorsqu’une valeur du jeu mesuré entre le bossage (18) et la semelle (14) est supérieure à une valeur du jeu (J) prédéterminé.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3123437A1 (fr) 2021-05-25 2022-12-02 Safran Aircraft Engines Mesureur intrusif hybride pour turbomachine d'aeronef a frequences propres elevees
FR3128289A1 (fr) 2021-10-14 2023-04-21 Safran Aircraft Engines Mesureur intrusif pour turbomachine muni d'une membrane de compensation dynamique

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3123986B1 (fr) * 2021-06-11 2023-04-28 Safran Aircraft Engines Râteau de mesure a couplage vibratoire pour une turbomachine d'aeronef
CN114294068B (zh) * 2021-10-20 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 双层机匣上叶尖间隙传感器的安装结构及涡轮发动机

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3036735A1 (fr) * 2015-05-26 2016-12-02 Snecma Veine instrumentee de turbomachine
EP3168586A1 (fr) * 2015-11-12 2017-05-17 Safran Aircraft Engines Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB759268A (en) * 1953-07-14 1956-10-17 Power Jets Res & Dev Ltd Method of mounting instruments in turbines and compressors
US4433584A (en) * 1981-11-27 1984-02-28 United Technologies Corp. Total pressure probe
US4605315A (en) * 1984-12-13 1986-08-12 United Technologies Corporation Temperature probe for rotating machinery
US7527471B2 (en) * 2006-07-31 2009-05-05 General Electric Company Stator vane and gas turbine engine assembly including same
US20140182292A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Integral instrumentation in additively manufactured components of gas turbine engines
US9863261B2 (en) * 2012-12-29 2018-01-09 United Technologies Corporation Component retention with probe
WO2015119792A1 (fr) * 2014-02-05 2015-08-13 United Technologies Corporation Instrument intégré dans des composants de turbines à gaz fabriqués de manière additive

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3036735A1 (fr) * 2015-05-26 2016-12-02 Snecma Veine instrumentee de turbomachine
EP3168586A1 (fr) * 2015-11-12 2017-05-17 Safran Aircraft Engines Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3123437A1 (fr) 2021-05-25 2022-12-02 Safran Aircraft Engines Mesureur intrusif hybride pour turbomachine d'aeronef a frequences propres elevees
FR3128289A1 (fr) 2021-10-14 2023-04-21 Safran Aircraft Engines Mesureur intrusif pour turbomachine muni d'une membrane de compensation dynamique

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