FR3077135A1 - DEVICE FOR MEASURING PARAMETERS OF A MINIMIZED INTRUSIVITY AERODYNAMIC FLOW, TURBOMACHINE VEIN FOR SUCH A DEVICE AND TURBOMACHINE EQUIPPED WITH SUCH A VEIN - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un dispositif (1) de mesure de paramètres d'un flux aérodynamique d'une turbomachine (30), la turbomachine s'étendant autour d'un axe longitudinal X, le dispositif de mesure (1) comprenant un corps (3) destiné à être solidarisé à une paroi (38, 39) d'une veine (33, 34) de la turbomachine et depuis lequel s'étendent des moyens de relevé d'informations (2) destinés à relever des informations du flux aérodynamique de la turbomachine. Selon l'invention, les moyens de relevé d'informations comprennent une pluralité de tubes de mesure (13) allongés, chacun destinés à s'allonger au moins suivant l'axe longitudinal X, le dispositif (1) de mesure comprenant un élément de maintien (20) rapporté plus mince que le corps (3) et solidarisé aux tubes de mesure (13), l'élément de maintien (20) étant configuré pour maintenir en position les tubes de mesure (13) dans le flux aérodynamique, et comprenant une première surface (21) et une deuxième surface (22), opposées suivant un axe transversal perpendiculaire à l'axe longitudinal, destinées à être baignées chacune au moins en partie dans le flux aérodynamique.The invention relates to a device (1) for measuring parameters of an aerodynamic flow of a turbomachine (30), the turbomachine extending around a longitudinal axis X, the measuring device (1) comprising a body ( 3) intended to be secured to a wall (38, 39) of a vein (33, 34) of the turbomachine and from which there extend information recording means (2) intended to record aerodynamic flow information of the turbomachine. According to the invention, the information recording means comprise a plurality of elongated measurement tubes (13), each intended to extend at least along the longitudinal axis X, the measuring device (1) comprising a measuring element maintaining (20) reported thinner than the body (3) and secured to the measuring tubes (13), the holding member (20) being configured to hold the measuring tubes (13) in position in the aerodynamic flow, and comprising a first surface (21) and a second surface (22), opposite along a transverse axis perpendicular to the longitudinal axis, each intended to be bathed at least in part in the aerodynamic flow.
Description
Dispositif de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique à intrusivité minimisée, veine de turbomachine pour un tel dispositif et turbomachine équipée d’une telle veineDevice for measuring parameters of an aerodynamic flow with minimized intrusiveness, turbomachine stream for such a device and turbomachine equipped with such a stream
1. Domaine de l’invention1. Field of the 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 également un ensemble de turbomachine comprenant un tel dispositif de mesure et une turbomachine équipée de cet ensemble.The present invention relates to the field of devices for measuring parameters of an aerodynamic flow, and in particular of an aerodynamic flow of a turbomachine. It also relates to a turbomachine assembly comprising such a measuring device and a turbomachine equipped with this assembly.
2. Etat de la technique2. State of the art
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 leurs intégrités et leurs performances. La validation de ces tests et essais permet d’obtenir une certification autorisant 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. Il existe différents types de dispositifs de mesure adaptés à mesurer un ou plusieurs paramètres du flux et qui sont généralement installés dans la veine de la turbomachine où circule le flux aérodynamique à mesurer. Ces dispositifs de mesure sont connus généralement sous le nom de peigne de mesure ou encore peigne couche limite en ce qui concerne ceux devant mesurer les paramètres du flux dans la couche limite. En effet, le flux aérodynamique circulant dans une veine de la turbomachine présente des caractéristiques différentes dans diverses zones de la veine par exemple au niveau de la zone centrale et le long des parois délimitant la veine. La couche limite détermine le flux d’air circulant le long des parois de la veine et représente environ 5% de la hauteur de la veine.As part of the development of turbomachines, and in particular of aircraft turbomachines, these undergo a plurality of tests and trials making it possible to verify and validate on the one hand, their correct operation and on the other hand, their capacity maintain their integrity and performance. The validation of these tests and trials makes it possible to obtain a certification authorizing their entry into service. It is in particular carried out during these tests and trials of measurements of certain aerodynamic flow parameters, such as pressure, temperature and / or acceleration by means of a measuring device. There are different types of measuring devices suitable for measuring one or more parameters of the flow and which are generally installed in the stream of the turbomachine where the aerodynamic flow to be measured circulates. These measuring devices are generally known under the name of measuring comb or also boundary layer comb with regard to those having to measure the parameters of the flux in the boundary layer. Indeed, the aerodynamic flow circulating in a vein of the turbomachine has different characteristics in various zones of the vein for example at the level of the central zone and along the walls delimiting the vein. The boundary layer determines the air flow circulating along the walls of the vein and represents approximately 5% of the height of the vein.
Un dispositif de mesure comprend de manière générale un corps s’étendant à travers la veine de la turbomachine, dans le flux aérodynamique, et est équipé de moyens de relevé d’informations relatives aux paramètres du flux. Un tel dispositif est connu du document FR 3 021 741. Toutefois, il existe un besoin de réduire la perturbation du flux aérodynamique généré par ce dispositif de mesure, car la perturbation générée peut avoir une incidence sur la fiabilité des paramètres mesurés.A measurement device generally comprises a body extending through the stream of the turbomachine, in the aerodynamic flow, and is equipped with means for reading information relating to the parameters of the flow. Such a device is known from document FR 3 021 741. However, there is a need to reduce the disturbance of the aerodynamic flow generated by this measuring device, since the disturbance generated can have an impact on the reliability of the parameters measured.
La problématique est d’autant plus importante dans le cas des dispositifs de type peignes à couche limite. En effet, sur ceux-ci, le point de mesure doit être suffisamment éloigné du corps de peigne pour ne pas mesurer sa propre couche limite, et pour ne pas subir les effets de déplacement des lignes de courant opéré par le corps de peigne. Cet éloignement est proportionnel à l’épaisseur de corps. En particulier, plus le corps de peigne est épais, plus le corps y compris les moyens de relevé d’informations (des tubes de mesure de pression) sera long. Par exemple, la longueur des moyens de relevé d’informations est égale à environ trois fois la longueur du corps. Il en résulte des dispositifs de mesure trop encombrants de sorte que leur intégration s’avère difficile et compliquée notamment dans les turbomachines d’essais et de plus petites dimensions que les turbomachines habituelles. La place disponible pour installer un dispositif de mesure à l’endroit de la couche limite est restreinte et celui-ci est généralement fixé sur une paroi via un élément de support au moyen de vis. A cela s’ajoute le fait que ces dispositifs imposants sont soumis à des phénomènes vibratoires qui ont pour origine la perturbation du flux du fait de l’intégration du dispositif de mesure dans le flux aérodynamique.The problem is all the more important in the case of devices of the comb type with boundary layer. Indeed, on these, the measurement point must be far enough from the comb body not to measure its own boundary layer, and not to be subjected to the effects of displacement of the current lines operated by the comb body. This distance is proportional to the thickness of the body. In particular, the thicker the comb body, the longer the body, including the means for reading information (pressure measurement tubes). For example, the length of the information gathering means is approximately three times the length of the body. This results in too bulky measuring devices so that their integration is difficult and complicated in particular in test turbomachines and of smaller dimensions than conventional turbomachines. The space available to install a measuring device at the location of the boundary layer is limited and this is generally fixed to a wall via a support element by means of screws. Added to this is the fact that these imposing devices are subjected to vibratory phenomena which originate from the disturbance of the flow due to the integration of the measurement device into the aerodynamic flow.
3. Objectif de l’invention3. Object of the invention
Le présent déposant s’est donc fixé notamment comme objectif de fournir un dispositif de mesure réduisant la perturbation du flux aérodynamique tout en facilitant l’intégration de celui-ci dans des zones restreintes et difficiles d’accès de la turbomachine et améliorant le comportement dynamique de celui-ci.The present applicant has therefore set himself, in particular, the objective of providing a measuring device reducing the disturbance of the aerodynamic flow while facilitating the integration of the latter in restricted and difficult-to-access areas of the turbomachine and improving the dynamic behavior. of it.
4. Exposé de l’invention4. Statement of the 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, la turbomachine s’étendant autour d’un axe longitudinal X, le dispositif de mesure comprenant un corps destiné à être solidarisé à une paroi d’une veine de la turbomachine et depuis lequel s’étendent des moyens de relevé d’informations destinés à relever des informations du flux aérodynamique de la turbomachine, les moyens de relevé d’informations comportant une pluralité de tubes de mesure allongés, chacun destinés à s’allonger au moins suivant l’axe longitudinal, le dispositif de mesure comprenant un élément de maintien rapporté plus mince que le corps et solidarisé aux tubes de mesure, l’élément de maintien étant configuré pour maintenir en position les tubes de mesure dans le flux aérodynamique, et comprenant une première surface et une deuxième surface, opposées suivant un axe transversal perpendiculaire à l’axe longitudinal, destinées à être baignées chacune au moins en partie dans le flux aérodynamique.This objective is achieved in accordance with the invention thanks to a device for measuring parameters of an aerodynamic flow of a turbomachine, the turbomachine extending around a longitudinal axis X, the measuring device comprising a body intended to be secured to a wall of a stream of the turbomachine and from which extend information reading means for reading information from the aerodynamic flow of the turbomachine, the information reading means comprising a plurality of tubes elongated measurement, each intended to extend at least along the longitudinal axis, the measurement device comprising a retaining element attached thinner than the body and secured to the measurement tubes, the retaining element being configured to maintain in position the measuring tubes in the aerodynamic flow, and comprising a first surface and a second surface, opposite along a tran axis transverse perpendicular to the longitudinal axis, each intended to be bathed at least in part in the aerodynamic flow.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, cet élément de maintien qui est mince permet de minimiser l’encombrement et l’intrusivité dans le flux aérodynamique de la turbomachine par rapport à un corps épais des dispositifs de mesure classiques. La perturbation du flux aérodynamique est réduite. D’autre part, l’élément de maintien apporte de la rigidité aux tubes de mesure qui sont retenus par celui-ci dans le flux et qui ne risquent pas de se déformer pendant les mesures, ce qui est susceptible d’affecter la fiabilité des mesures. Les tubes de mesure peuvent donc résister à des contraintes aérodynamiques du flux plus importantes. Cet élément de maintien permet également de faciliter la manipulation du dispositif de mesure et son installation dans une veine de turbomachine dans laquelle circule le flux aérodynamique. De plus, un tel élément de maintien de par son architecture permet de modifier le comportement dynamique du dispositif de mesure, notamment des tubes de mesure. Le dispositif de mesure est amené à entrer en résonnance à des fréquences supérieures à celles de dispositifs de mesure qui ne comportent pas un tel élément de maintien en repoussant les fréquences de résonnance des dispositifs de mesure à des fréquences que la turbomachine ne risque pas d’atteindre en fonctionnement.Thus, this solution achieves the above-mentioned objective. In particular, this holding element which is thin makes it possible to minimize the bulk and intrusiveness in the aerodynamic flow of the turbomachine compared to a thick body of conventional measurement devices. The disturbance of the aerodynamic flow is reduced. On the other hand, the holding element brings rigidity to the measurement tubes which are retained by the latter in the flow and which are not likely to deform during the measurements, which is likely to affect the reliability of the measures. The measurement tubes can therefore withstand higher aerodynamic flow constraints. This holding element also makes it possible to facilitate the manipulation of the measuring device and its installation in a turbomachine stream in which the aerodynamic flow circulates. In addition, such a retaining element by virtue of its architecture makes it possible to modify the dynamic behavior of the measurement device, in particular of the measurement tubes. The measurement device is brought into resonance at frequencies higher than those of measurement devices which do not include such a holding element by pushing the resonance frequencies of the measurement devices to frequencies that the turbomachine does not risk. reach in operation.
Suivant une autre caractéristique de l’invention, l’élément de maintien comprend des rainures agencées dans une parmi la première surface et la deuxième surface et dans laquelle est reçue au moins une partie des tubes de mesure. Ces rainures permettent d’une part, de positionner correctement chaque tube de mesure sur l’élément de maintien qui les retient, et d’autre part de réduire la surface de l’élément de maintien qui est immergé dans le flux aérodynamique.According to another characteristic of the invention, the holding element comprises grooves arranged in one of the first surface and the second surface and in which is received at least part of the measurement tubes. These grooves allow on the one hand, to correctly position each measuring tube on the holding element which retains them, and on the other hand to reduce the surface of the holding element which is immersed in the aerodynamic flow.
De manière avantageuse, l’élément de maintien présente une épaisseur de 0,3 à 5 mm, prise suivant l’axe transversal, entre la première surface et la deuxième surface. L’élément de maintien avec une telle épaisseur ne perturbe pas ou très peu le flux et apporte une rigidité suffisante aux tubes de mesure.Advantageously, the holding element has a thickness of 0.3 to 5 mm, taken along the transverse axis, between the first surface and the second surface. The holding element with such a thickness does not disturb or very little disturb the flow and provides sufficient rigidity to the measuring tubes.
Suivant une autre caractéristique, l’élément de maintien comprend une portion de surface biseautée qui forme un bord d’attaque. Cette configuration permet de fendre progressivement le flux aérodynamique autour de la paroi de l’élément de maintien avec un minimum de perturbation.According to another characteristic, the holding element comprises a bevelled surface portion which forms a leading edge. This configuration allows the aerodynamic flow to be gradually split around the wall of the holding element with a minimum of disturbance.
Suivant une autre caractéristique, l’élément de maintien comprend un chanfrein qui forme au moins une partie d’un bord de fuite opposé au bord d’attaque suivant l’axe longitudinal. Une telle caractéristique permet de réduire la surface de contact de l’élément de maintien dans le flux de manière à limiter la perturbation du flux aérodynamique.According to another characteristic, the holding element comprises a chamfer which forms at least part of a trailing edge opposite the leading edge along the longitudinal axis. Such a characteristic makes it possible to reduce the contact surface of the holding element in the flow so as to limit the disturbance of the aerodynamic flow.
Suivant une autre caractéristique, le dispositif de mesure comprend une semelle destinée à être fixée à la paroi de la veine, le corps étant destiné à s’étendre depuis la semelle, à travers la paroi de la veine.According to another characteristic, the measuring device comprises a sole intended to be fixed to the wall of the vein, the body being intended to extend from the sole, through the wall of the vein.
Suivant une autre caractéristique, le corps comprend des cavités qui sont aptes à recevoir et à guider les tubes de mesure dans le corps.According to another characteristic, the body comprises cavities which are capable of receiving and guiding the measurement tubes in the body.
Suivant une caractéristique de l’invention, le corps présente une face externe destinée à être affleurante avec une surface radialement interne de la paroi de la veine. De la sorte, le corps épais est noyé dans l’épaisseur de la paroi de la veine pour limiter les perturbations aérodynamiques du flux.According to a characteristic of the invention, the body has an external face intended to be flush with a radially internal surface of the wall of the vein. In this way, the thick body is embedded in the thickness of the wall of the vein to limit the aerodynamic disturbances of the flow.
Selon une autre caractéristique, le corps comprend une lumière débouchant sur la face externe du corps et dans laquelle est engagé un ergot de l’élément de maintien. De la sorte, l’élément de maintien est ajusté et retenu de manière optimale dans le corps du dispositif de mesure de façon à assurer sa fonction de maintien et de raidisseur des tubes de mesure.According to another characteristic, the body comprises a lumen opening onto the external face of the body and in which is engaged a lug of the holding element. In this way, the holding element is adjusted and optimally retained in the body of the measuring device so as to ensure its function of holding and stiffening the measuring tubes.
Suivant une autre caractéristique de l’invention, l’ergot est soudé ou brasé au corps du dispositif de mesure. Une telle configuration permet de mieux retenir l’élément de maintien dans le corps du dispositif de manière à apporter de la résistance mécanique aux tubes de mesure.According to another characteristic of the invention, the lug is welded or brazed to the body of the measuring device. Such a configuration makes it possible to better retain the holding element in the body of the device so as to provide mechanical resistance to the measurement tubes.
Suivant une caractéristique de l’invention, les tubes de mesure comprennent des tubes de pression allongés chacun suivant au moins l’axe longitudinal.According to a characteristic of the invention, the measurement tubes comprise elongated pressure tubes each along at least the longitudinal axis.
L’invention concerne également une veine de turbomachine dans laquelle circule un flux aérodynamique, la veine comprenant une paroi dans laquelle est monté un dispositif présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées, le corps du dispositif étant monté dans l’épaisseur de la paroi, et uniquement l’élément de maintien et les moyens de relevé d’informations étant agencés dans le flux.The invention also relates to a turbomachine stream in which an aerodynamic flow circulates, the stream comprising a wall in which is mounted a device having any of the aforementioned characteristics, the body of the device being mounted in the thickness of the wall, and only the holding element and the information reading means being arranged in the flow.
L’invention concerne également une veine de turbomachine pour un dispositif de mesure présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées, la turbomachine s’étendant autour d’un axe longitudinal et la veine comprenant une paroi destinée à guider un flux aérodynamique et à porter le dispositif de mesure, le corps du dispositif de mesure comprenant des moyens de relevé d’informations destinés à relever des informations du flux aérodynamique de la turbomachine et qui sont destinés à s’étendre dans la veine depuis la paroi, la paroi présentant sa surface de guidage du flux aérodynamique affleurante avec une face externe du corps du dispositif de mesure.The invention also relates to a turbomachine stream for a measurement device having any of the above-mentioned characteristics, the turbomachine extending around a longitudinal axis and the stream comprising a wall intended to guide an aerodynamic flow and to carry the measuring device, the body of the measuring device comprising information reading means intended to take information from the aerodynamic flow of the turbomachine and which are intended to extend into the stream from the wall, the wall having its surface guidance of the flush aerodynamic flow with an external face of the body of the measuring device.
L’invention peut encore concerner une veine de turbomachine qui s’étend autour d’un axe longitudinal X, la veine comprenant une paroi destinée à guider un flux aérodynamique et un dispositif de mesure porté par la paroi, le dispositif comprenant un corps monté dans la paroi et depuis lequel s’étendent des moyens de relevé d’informations destinés à relever des informations du flux aérodynamique de la turbomachine, les moyens de relevé d’informations comportant une pluralité de tubes de mesure allongés, chacun destiné à s’allonger au moins suivant l’axe longitudinal, le dispositif comprenant un élément de maintien rapporté, plus mince que le corps et solidarisé aux tubes de mesure, l’élément de maintien étant configuré de manière à maintenir en position les tubes de mesure et comprenant une première surface et une deuxième surface, opposées suivant un axe transversal perpendiculaire à l’axe longitudinal, destinées à être baignées chacune au moins en partie dans le flux aérodynamique.The invention may also relate to a turbomachine stream which extends around a longitudinal axis X, the stream comprising a wall intended to guide an aerodynamic flow and a measurement device carried by the wall, the device comprising a body mounted in the wall and from which extend information reading means intended to take information from the aerodynamic flow of the turbomachine, the information reading means comprising a plurality of elongated measurement tubes, each intended to lie at less along the longitudinal axis, the device comprising an attached holding element, thinner than the body and secured to the measuring tubes, the holding element being configured so as to hold the measuring tubes in position and comprising a first surface and a second surface, opposite along a transverse axis perpendicular to the longitudinal axis, intended to be bathed each at least partly in the aerodynamic flow.
L’invention concerne encore une turbomachine à double flux comprenant au moins une veine présentant l’une quelconque des caractéristiques précédentes.The invention also relates to a double-flow turbomachine comprising at least one stream having any of the preceding characteristics.
5. Brève description des figures5. Brief description of the 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 :The invention will be better understood, and other objects, details, characteristics and advantages thereof will appear more clearly on reading the detailed explanatory description which follows, of embodiments of the invention given by way of purely illustrative and nonlimiting examples, with reference to the appended schematic drawings in which:
La figure 1 représente schématiquement en coupe axiale et partielle, un exemple de turbomachine double flux à laquelle s’applique l’invention ;Figure 1 schematically shows in axial and partial section, an example of a double-flow turbomachine to which the invention applies;
La figure 2 illustre suivant une coupe axiale un exemple de dispositif de mesure installé dans une paroi de turbomachine avec des moyens de relevé d’informations et un élément de maintien les retenant dans le flux aérodynamique ;FIG. 2 illustrates in axial section an example of a measuring device installed in a turbomachine wall with means for reading information and a holding element retaining them in the aerodynamic flow;
La figure 3 est une vue en perspective d’un exemple de dispositif de mesure comprenant un élément de maintien de moyens de relevé d’informations de très faible épaisseur pour ne pas perturber le flux aérodynamique d’une turbomachine selon l’invention;FIG. 3 is a perspective view of an example of a measuring device comprising a holding element for means of reading information of very small thickness so as not to disturb the aerodynamic flow of a turbomachine according to the invention;
La figure 4 est une vue de face et en perspective du dispositif de mesure illustré sur la figure 3 ;Figure 4 is a front and perspective view of the measuring device illustrated in Figure 3;
La figure 5 illustre en perspective un exemple de dispositif de mesure avec un corps et une semelle, sans l’installation d’un élément de maintien et des moyens de relevé d’informations ;FIG. 5 illustrates in perspective an example of a measuring device with a body and a sole, without the installation of a retaining element and means for reading information;
La figure 6 est une vue schématique et en coupe axiale d’un exemple de dispositif de mesure selon l’invention ;Figure 6 is a schematic view in axial section of an example of a measuring device according to the invention;
La figure 7 représente en vue de dessus et en perspective un exemple d’élément de maintien de moyens de relevé d’informations; et,FIG. 7 represents in top view and in perspective an example of an element for holding information collection means; and,
La figure 8 représente en vue de dessous et en perspective l’élément de maintien illustré sur la figure 7.FIG. 8 represents in bottom view and in perspective the holding element illustrated in FIG. 7.
6. Description de modes de réalisation de l’invention6. Description of embodiments of the 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.FIG. 1 shows a sectional and partial view of a turbomachine of longitudinal axis X, in particular a double-flow turbomachine according to the invention. Of course, the invention is not limited to this type of turbomachine.
Cette turbomachine 30 à double flux comprend de manière générale un compresseur de gaz 38 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 première veine, dite veine primaire 33 dans laquelle circule un flux primaire qui traverse le compresseur de gaz 38 et une deuxième veine, dite veine secondaire 34 dans laquelle circule un flux secondaire autour du compresseur de gaz 38. Les veines primaire et secondaire 33, 34 sont coaxiales. En particulier, la veine secondaire 34 est délimitée radialement par un carter externe 35 annulaire, auquel est solidarisé un carter de soufflante 36, et un carter interne 37 annulaire dans lequel est logé le compresseur de gaz 38. Le terme « radial >> est défini par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X autour duquel s’étend la turbomachine. Le flux aérodynamique circulant dans la veine primaire 33 traverse d’amont en aval, le compresseur de gaz 38, une chambre de combustion (non représentée) et un ensemble de turbine (non représenté). En aval de l’ensemble de turbine est agencée une tuyère d’éjection des gaz (non représentée). Chaque veine 33, 34 est délimitée par une paroi radialement externe 39 et une paroi radialement interne 40 par rapport à l’axe radial Z. Les parois radialement externe 39 et radialement interne 40 sont annulaires et coaxiales.This double-flow turbomachine 30 generally comprises a gas compressor 38 upstream of which is mounted a fan 32. In the present invention, and generally, the terms “upstream” and “downstream” are defined with respect to gas circulation in the turbomachine, and here along the longitudinal axis X. The turbomachine 30 comprises a first stream, called the primary stream 33 in which a primary flow circulates which passes through the gas compressor 38 and a second stream, called the secondary stream 34 in which a secondary flow circulates around the gas compressor 38. The primary and secondary veins 33, 34 are coaxial. In particular, the secondary stream 34 is delimited radially by an annular external casing 35, to which a fan casing 36 is secured, and an annular internal casing 37 in which the gas compressor 38 is housed. The term "radial" is defined relative to a radial axis Z perpendicular to the longitudinal axis X around which the turbomachine extends. The aerodynamic flow circulating in the primary stream 33 passes from upstream to downstream, the gas compressor 38, a combustion chamber (not shown) and a turbine assembly (not shown). Downstream of the turbine assembly is arranged a gas ejection nozzle (not shown). Each vein 33, 34 is delimited by a radially external wall 39 and a radially internal wall 40 relative to the radial axis Z. The radially external 39 and radially internal 40 walls are annular and coaxial.
Pour permettre la certification de la turbomachine avant sa commercialisation, un dispositif de mesure 1 de paramètres d’un flux aérodynamique, tel qu’illustré sur la figure 2, est installé au moins en partie dans un flux F 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 l’écoulement du flux. En particulier, le dispositif de mesure 1 est installé sensiblement radialement dans la veine primaire 33 ou dans la veine secondaire 34 par rapport à l’axe longitudinal X. Dans le présent exemple, le dispositif de mesure 1 est destiné à être disposé dans la veine secondaire 34 et sur la paroi radialement interne 40 de la veine secondaire 34 annulaire.To allow the certification of the turbomachine before its commercialization, a device 1 for measuring the parameters of an aerodynamic flow, as illustrated in FIG. 2, is installed at least partially in a flow F circulating in the turbomachine so as to establish a map of pressures, temperatures and / or accelerations of said flow. The measurement is said to be intrusive because it is carried out directly in the flow. In particular, the measuring device 1 is installed substantially radially in the primary vein 33 or in the secondary vein 34 relative to the longitudinal axis X. In the present example, the measuring device 1 is intended to be placed in the vein secondary 34 and on the radially internal wall 40 of the secondary annular vein 34.
En référence aux figures 2 à 6, le dispositif de mesure 1 comprend des moyens de relevé d’informations 2 des paramètres du flux et un corps 3 comprenant les moyens de relevé d’informations 2. Le dispositif de mesure 1 comprend également un support 4 permettant de positionner de manière précise le dispositif de mesure 1 sur la paroi de la turbomachine. Le corps 3 permet de retenir les moyens de relevé d’informations s’étendant à travers le flux. Le corps 3 s’étend suivant l’axe radial Z dans un état où le dispositif est monté dans la turbomachine. La paroi radialement interne 40 de la veine de la turbomachine comprend une ouverture 41 (cf. figure 2) traversant celle-ci de part et d’autre suivant l’axe radial Z et destinée à recevoir le corps 3 du dispositif de mesure 1. Le corps 3 présente une forme complémentaire à celle de l’ouverture 41. Dans le présent exemple, le corps 3 présente une section transversale circulaire. Bien entendu, le corps 3 peut présenter une section transversale rectangulaire, oblongue ou autre du moment que le corps 3 puisse coopérer avec ou s’insérer dans l’ouverture 41 de la paroi de la turbomachine. Le terme « transversal » est défini par rapport à un axe transversal perpendiculaire à l’axe radial et à l’axe longitudinal.With reference to FIGS. 2 to 6, the measuring device 1 comprises means for reading information 2 of the flow parameters and a body 3 comprising the means for reading information 2. The measuring device 1 also includes a support 4 allowing precise positioning of the measuring device 1 on the wall of the turbomachine. The body 3 makes it possible to retain the means for collecting information extending through the flow. The body 3 extends along the radial axis Z in a state where the device is mounted in the turbomachine. The radially internal wall 40 of the stream of the turbomachine comprises an opening 41 (cf. FIG. 2) crossing the latter on either side along the radial axis Z and intended to receive the body 3 of the measuring device 1. The body 3 has a shape complementary to that of the opening 41. In the present example, the body 3 has a circular cross section. Of course, the body 3 may have a rectangular, oblong or other cross section as long as the body 3 can cooperate with or fit into the opening 41 of the wall of the turbomachine. The term "transverse" is defined with respect to a transverse axis perpendicular to the radial axis and to the longitudinal axis.
Sur la figure 2, l’ouverture 41 est réalisée dans un bossage 42 formé sur la paroi de la veine de la turbomachine. Le bossage 42 s’étend suivant l’axe radial de la turbomachine à partir d’une surface radialement externe 43 vis-à-vis de veine de la turbomachine. Comme cela est illustré, le bossage 42 est orienté vers l’intérieur de la turbomachine. En d’autres termes, le bossage 42 est à l’intérieur d’un compartiment interveine 31 qui sépare la veine primaire 33 de la veine secondaire 34. La hauteur du corps 3 est sensiblement égale à la hauteur (dimension dans la direction radiale) de l’ouverture 41. Le corps 3 présente une face externe 5 définie dans un plan A qui est sensiblement transversal à l’axe radial Z. En particulier, le plan A de la face externe 5 est incliné par rapport à l’axe radial depuis lequel s’étend le corps 3. Cette face externe 5 présente une continuité de surface avec une surface radialement interne 44 de la paroi radialement interne 40 de la veine de turbomachine quand le dispositif de mesure 1 est installé. La surface radialement interne 44 est une surface de guidage de la paroi 40 destinée à guider, au moins en partie, le flux aérodynamique. De manière alternative, le plan de la face externe 5 peut être perpendiculaire à l’axe radial et présenter une continuité de surface avec la surface radialement interne de la veine. La surface radialement interne 44 est opposée radialement à la surface radialement externe 43 suivant l’axe radial Z. En d’autres termes, la face externe 5 est affleurante avec la surface radialement interne 44 de la turbomachine. Cela permet de ne pas perturber l’écoulement du flux aérodynamique. De même, le corps 3 ne s’étend pas dans la veine où circule le flux aérodynamique. De la sorte, le corps 3 épais ne s’étend qu’à travers l’épaisseur de la paroi radialement interne 40.In FIG. 2, the opening 41 is made in a boss 42 formed on the wall of the vein of the turbomachine. The boss 42 extends along the radial axis of the turbomachine from a radially external surface 43 with respect to the vein of the turbomachine. As illustrated, the boss 42 is oriented towards the inside of the turbomachine. In other words, the boss 42 is inside an interveinous compartment 31 which separates the primary vein 33 from the secondary vein 34. The height of the body 3 is substantially equal to the height (dimension in the radial direction) of the opening 41. The body 3 has an external face 5 defined in a plane A which is substantially transverse to the radial axis Z. In particular, the plane A of the external face 5 is inclined relative to the radial axis from which the body 3 extends. This external face 5 has a surface continuity with a radially internal surface 44 of the radially internal wall 40 of the turbomachine stream when the measuring device 1 is installed. The radially internal surface 44 is a surface for guiding the wall 40 intended to guide, at least in part, the aerodynamic flow. Alternatively, the plane of the external face 5 can be perpendicular to the radial axis and have surface continuity with the radially internal surface of the vein. The radially internal surface 44 is radially opposite the radially external surface 43 along the radial axis Z. In other words, the external face 5 is flush with the radially internal surface 44 of the turbomachine. This does not disturb the flow of the aerodynamic flow. Similarly, the body 3 does not extend into the vein where the aerodynamic flow circulates. In this way, the thick body 3 extends only through the thickness of the radially internal wall 40.
Le support 4 comprend ici une semelle 6 depuis laquelle s’étend le corps 3. La semelle 6 comprend plus précisément une paroi s’étendant suivant un plan sensiblement perpendiculaire à l’axe radial Z. En situation d’installation, la semelle 6 repose sur une bordure radialement externe du bossage 42 sur laquelle la semelle 6 est fixée. Pour cela, la semelle 6 comprend des trous traversants 7, ici deux trous traversants, recevant des organes de fixation 8 (cf. figure 2) destinés à solidariser la semelle 6 à la paroi de la veine. Le bossage 42 comprend également des trous borgnes (non représentés) qui sont alignés, une fois la semelle 6 installée, avec les trous traversants 7. Les organes de fixation 8 sont également engagés dans les trous borgnes. Les organes de fixation 8 comprennent des vis, boulons ou autres permettant de monter et démonter aisément le dispositif de mesure 1. Dans le présent exemple, la semelle 6 présente une section transversale hexagonale. Les trous traversants 7 sont opposés suivant l’axe longitudinal et au niveau des sommets allongés de la paroi hexagonale. Une autre forme de la paroi de la semelle est, bien entendu, envisageable. Il est également prévu un joint d’étanchéité 18 annulaire entre la semelle 6 et le bossage 42 de manière à éviter des fuites de flux de la turbomachine à travers l’ouverture 41 de la paroi de la turbomachine.The support 4 here comprises a sole 6 from which the body 3 extends. The sole 6 more precisely comprises a wall extending along a plane substantially perpendicular to the radial axis Z. In the installation situation, the sole 6 rests on a radially outer edge of the boss 42 on which the sole 6 is fixed. For this, the sole 6 includes through holes 7, here two through holes, receiving fastening members 8 (see Figure 2) intended to secure the sole 6 to the wall of the vein. The boss 42 also includes blind holes (not shown) which are aligned, once the sole 6 is installed, with the through holes 7. The fixing members 8 are also engaged in the blind holes. The fixing members 8 include screws, bolts or the like making it possible to easily mount and dismount the measuring device 1. In the present example, the sole 6 has a hexagonal cross section. The through holes 7 are opposite along the longitudinal axis and at the elongated vertices of the hexagonal wall. Another shape of the wall of the sole is, of course, possible. An annular seal 18 is also provided between the sole 6 and the boss 42 so as to avoid flow leaks from the turbomachine through the opening 41 of the wall of the turbomachine.
En référence à la figure 6, le corps 3 du dispositif de mesure comprend au moins une cavité 9 s’étendant au moins suivant l’axe radial Z et à l’intérieur du corps 3. Dans le présent exemple, le corps 3 comprend plusieurs cavités 9 conformées chacune de manière à recevoir au moins une partie des moyens de relevé d’informations 2 et à les positionner avec précision. Chaque cavité 9 traverse le corps 3 de part et d’autre suivant l’axe radial. En particulier, chaque cavité 9 débouche d’une part sur la face externe 5 du corps 3. Les cavités 9 sont alignées dans le corps 3 suivant une droite orientée dans l’axe longitudinal X. D’autre part, chaque cavité 9 débouche dans un alésage 10 ayant un axe coaxial avec l’axe radial Z du corps 3. L’alésage 10 traverse également la paroi de la semelle 6 de part et d’autre suivant l’axe radial Z. Cet alésage 10 permet au moins en partie l’installation de moyens d’acheminement 11 comme cela est illustré sur la figure 2. Les moyens d’acheminement 11 comprennent des conduits 12 qui traversent la paroi radialement interne 40 de la veine, cheminent dans l’alésage 10 du corps 3 du dispositif de mesure 1 puis s’étendent vers l’extérieur du dispositif de mesure 1 dans la veine via les moyens de relevé d’informations 2. Les moyens d’acheminement 11 comprennent, dans le présent exemple, des conduits de pression et/ou des conduits de température.With reference to FIG. 6, the body 3 of the measuring device comprises at least one cavity 9 extending at least along the radial axis Z and inside the body 3. In the present example, the body 3 comprises several cavities 9 each shaped so as to receive at least part of the information reading means 2 and to position them with precision. Each cavity 9 passes through the body 3 on either side along the radial axis. In particular, each cavity 9 opens on the one hand on the external face 5 of the body 3. The cavities 9 are aligned in the body 3 along a straight line oriented in the longitudinal axis X. On the other hand, each cavity 9 opens in a bore 10 having an axis coaxial with the radial axis Z of the body 3. The bore 10 also passes through the wall of the sole 6 on either side along the radial axis Z. This bore 10 allows at least in part the installation of conveying means 11 as illustrated in FIG. 2. The conveying means 11 comprise conduits 12 which pass through the radially internal wall 40 of the vein, pass through the bore 10 of the body 3 of the device 1 then extend towards the outside of the measuring device 1 in the vein via the information reading means 2. The routing means 11 comprise, in the present example, pressure conduits and / or temperature pipes.
Les moyens de relevé d’informations 2 peuvent comprendre un thermocouple pour mesurer la température ou des tubes de pression pour mesurer la pression du flux. Dans le présent exemple de réalisation, les moyens de relevé d’informations 2 comprennent des tubes de mesure qui mesurent la pression, ici cinq tubes de pression 13 qui sont connectés chacun aux conduits 12. Ces derniers sont eux-mêmes reliés à un système de traitement d’informations 45 (cf. figure 1) agencé dans la turbomachine 30.The information reading means 2 may include a thermocouple for measuring the temperature or pressure tubes for measuring the pressure of the flow. In the present exemplary embodiment, the information reading means 2 comprise measurement tubes which measure the pressure, here five pressure tubes 13 which are each connected to the conduits 12. The latter are themselves connected to a system of information processing 45 (cf. FIG. 1) arranged in the turbomachine 30.
En référence aux figures 2 et 6, chaque tube de pression 13 comprend un corps cylindrique droit. Les tubes de pression 13 comprennent chacun un orifice d’entrée 14 débouchant dans la veine de la turbomachine et un orifice de sortie connecté à un conduit 12 des moyens d’acheminement 11. Chacun des tubes de pression 13 comprend une première portion 15 qui s’étend suivant l’axe radial et une deuxième portion 16 qui s’étend suivant l’axe longitudinal. La première portion 15 et la deuxième portion 16 sont reliées par une portion coudée 17. La première portion 15 de chaque tube 13 s’étend au moins en partie à l’intérieur d’une cavité 9 laquelle est ajustée à la paroi dudit tube de pression 13. La cavité 9 présente une section qui est de préférence circulaire. Les tubes de pression 13 sont fixés dans chaque cavité 9 correspondante du corps 3. La fixation peut être réalisée par une brasure, une soudure ou un collage. Quant à la deuxième portion 16 de chaque tube de pression 13, celle-ci s’étend dans le flux aérodynamique, soit à l’extérieur du corps 3. Dans le présent exemple, chaque deuxième portion 16 est orientée suivant une direction qui est sensiblement parallèle au plan A de la face externe 5.Referring to Figures 2 and 6, each pressure tube 13 comprises a straight cylindrical body. The pressure tubes 13 each comprise an inlet orifice 14 opening into the stream of the turbomachine and an outlet orifice connected to a conduit 12 of the conveying means 11. Each of the pressure tubes 13 comprises a first portion 15 which s 'extends along the radial axis and a second portion 16 which extends along the longitudinal axis. The first portion 15 and the second portion 16 are connected by a bent portion 17. The first portion 15 of each tube 13 extends at least partially inside a cavity 9 which is adjusted to the wall of said tube pressure 13. The cavity 9 has a section which is preferably circular. The pressure tubes 13 are fixed in each corresponding cavity 9 of the body 3. The fixing can be carried out by soldering, welding or gluing. As for the second portion 16 of each pressure tube 13, this extends in the aerodynamic flow, ie outside the body 3. In the present example, each second portion 16 is oriented in a direction which is substantially parallel to plane A of the external face 5.
De manière avantageuse, mais non limitativement, la hauteur de l’ensemble des tubes de pression 13 suivant l’axe radial, dans un état installé du dispositif dans la veine, correspond sensiblement à la hauteur de la couche limite le long de la paroi de la veine. La hauteur de l’ensemble des tubes de pression est comprise entre 2 et 5% de la hauteur de la veine mesurée depuis ici la surface radialement interne 44 de la paroi radialement interne 40 de la veine.Advantageously, but not limited to, the height of the set of pressure tubes 13 along the radial axis, in an installed state of the device in the vein, corresponds substantially to the height of the boundary layer along the wall of the vein. The height of the set of pressure tubes is between 2 and 5% of the height of the vein measured from here the radially internal surface 44 of the radially internal wall 40 of the vein.
En référence aux figures 2 à 4, 7 et 8, le dispositif de mesure 1 comprend en outre un élément de maintien 20 rapporté permettant de maintenir et de positionner les moyens de relevé d’informations 2, ici les tubes de pression 13. En particulier, l’élément de maintien 20 permet de limiter la perturbation du flux aérodynamique en réduisant son encombrement et ainsi son intrusivité. En d’autres termes, cet élément de maintien s’étend dans le flux aérodynamique. Nous entendons par le terme « rapporté >> dans la présente description, une pièce distincte du dispositif de mesure. L’élément de maintien se présente sous la forme d’une lame ou plaque de très faible épaisseur de manière à perturber le moins possible le flux mais tout en étant assez rigide pour supporter les tubes de pression. L’élément de maintien 20 est plus mince que le corps 3 du dispositif de mesure qui est épais. L’épaisseur e de l’élément de maintien suivant l’axe transversal est comprise entre 0,3 et 5 mm. Le rapport d’épaisseur entre l’épaisseur transversale de l’élément de maintien et l’épaisseur (diamètre) du corps 3 épais est inférieure à 0,5. De préférence, le rapport d’épaisseur est compris entre 0,05 et 0,5. Suivant une autre caractéristique, le rapport d’épaisseur de l’élément de maintien et celui des tubes de pression (diamètre) est de l’ordre de 1.With reference to FIGS. 2 to 4, 7 and 8, the measuring device 1 further comprises an attached holding element 20 making it possible to hold and position the information reading means 2, here the pressure tubes 13. In particular , the holding element 20 makes it possible to limit the disturbance of the aerodynamic flow by reducing its size and thus its intrusiveness. In other words, this holding element extends into the aerodynamic flow. We understand by the term "reported" in this description, a separate part of the measuring device. The holding element is in the form of a very thin blade or plate so as to disturb the flow as little as possible but while being rigid enough to support the pressure tubes. The holding element 20 is thinner than the body 3 of the measuring device which is thick. The thickness e of the holding element along the transverse axis is between 0.3 and 5 mm. The thickness ratio between the transverse thickness of the holding element and the thickness (diameter) of the thick body 3 is less than 0.5. Preferably, the thickness ratio is between 0.05 and 0.5. According to another characteristic, the thickness ratio of the holding element and that of the pressure tubes (diameter) is of the order of 1.
En référence aux figures 7 et 8, l’élément de maintien 20, selon cet exemple de réalisation, comprend un corps principal avec une première surface 21 et une deuxième surface 22 qui sont opposées suivant l’axe transversal. Ces première et deuxième surfaces sont reliées en amont par un bord d’attaque 23 et en aval par un bord de fuite 24. Ces bords d’attaque et de fuite 23, 24 sont donc opposés suivant l’axe longitudinal X dans un état installé du dispositif de mesure 1 dans la turbomachine. La première surface et la deuxième surface 22 sont définies chacune dans un plan radial de la turbomachine. Comme nous pouvons le voir sur les figures 7 et 8, le bord d’attaque 23 est biseauté. En particulier, l’épaisseur de l’élément de maintien 20 au niveau du bord d’attaque 23 est décroissante vers l’extrémité axiale libre du bord d’attaque 23. Le bord d’attaque 23 présente alors à son extrémité axiale libre une arête 25 ce qui permet de perturber le moins possible le flux aérodynamique. Dans cet exemple et pour obtenir la forme biseautée, la première surface 21 comprend une portion de surface 26 qui est inclinée par rapport au plan B de la première surface 21. L’inclinaison est orientée vers l’arête 25 du bord d’attaque 23. Cette portion de surface 26 présente une continuité de surface avec la première surface 21. Il n’y a donc pas de marche pouvant perturber le flux aérodynamique.Referring to Figures 7 and 8, the holding element 20, according to this exemplary embodiment, comprises a main body with a first surface 21 and a second surface 22 which are opposite along the transverse axis. These first and second surfaces are connected upstream by a leading edge 23 and downstream by a trailing edge 24. These leading and trailing edges 23, 24 are therefore opposite along the longitudinal axis X in an installed state of the measuring device 1 in the turbomachine. The first surface and the second surface 22 are each defined in a radial plane of the turbomachine. As we can see in Figures 7 and 8, the leading edge 23 is bevelled. In particular, the thickness of the retaining element 20 at the leading edge 23 decreases towards the free axial end of the leading edge 23. The leading edge 23 then has at its free axial end a edge 25 which makes it possible to disturb the aerodynamic flow as little as possible. In this example and to obtain the beveled shape, the first surface 21 comprises a surface portion 26 which is inclined relative to the plane B of the first surface 21. The inclination is oriented towards the edge 25 of the leading edge 23 This surface portion 26 has a surface continuity with the first surface 21. There is therefore no step which can disturb the aerodynamic flow.
L’élément de maintien 20 est monté sur le corps 3 du dispositif de maintien et s’étend radialement. Pour cela, le corps 3 comprend une lumière 27 dans laquelle est engagé un ergot 28 de l’élément de maintien 20. La lumière 27, illustrée précisément sur la figure 5, débouche sur la face externe 5 du corps 3. Cette lumière 27 est non traversante. La lumière 27 présente une forme allongée et est disposée à proximité des cavités 9 guidant les tubes de pression 13. Par ailleurs, la lumière 27 présente une longueur sensiblement égale à la distance suivant laquelle sont disposées et alignées les cavités 9. L’ergot 28 s’étend depuis le corps principal de l’élément de maintien et en partie radialement interne de celui-ci lorsque l’élément de maintien est monté dans le corps 3. Cet ergot 28 présente une épaisseur inférieure à celle du corps principal de l’élément de maintien. L’ergot 28 présente une surface définie dans le même plan B que la première surface 21. A l’inverse l’autre surface de l’ergot 28, opposée suivant l’axe transversal, est définie dans un plan C parallèle et décalé de celui de la deuxième surface 22. Dans cet exemple de réalisation, l’ergot 28 est fixé dans le corps 3 par une brasure ou une soudure de sorte que l’élément de maintien assure sa fonction de raidisseur pour les tubes de pression 13. Une fois l’ergot introduit dans la lumière 27, la première surface 21 et la deuxième surface 22 de l’élément de maintien 20 sont baignées ou immergées chacune dans le flux aérodynamique dans un état installé du dispositif de mesure dans la turbomachine.The holding element 20 is mounted on the body 3 of the holding device and extends radially. For this, the body 3 comprises a slot 27 in which is engaged a lug 28 of the holding element 20. The slot 27, illustrated precisely in FIG. 5, opens onto the external face 5 of the body 3. This slot 27 is not through. The lumen 27 has an elongated shape and is disposed near the cavities 9 guiding the pressure tubes 13. Furthermore, the lumen 27 has a length substantially equal to the distance at which the cavities are arranged and aligned 9. The pin 28 extends from the main body of the holding element and in a radially internal part thereof when the holding element is mounted in the body 3. This lug 28 has a thickness less than that of the main body of the holding element. The lug 28 has a surface defined in the same plane B as the first surface 21. Conversely, the other surface of the lug 28, opposite along the transverse axis, is defined in a plane C parallel and offset by that of the second surface 22. In this embodiment, the lug 28 is fixed in the body 3 by a solder or a weld so that the holding element performs its function of stiffener for the pressure tubes 13. A once the lug introduced into the lumen 27, the first surface 21 and the second surface 22 of the holding element 20 are each immersed or immersed in the aerodynamic flow in an installed state of the measurement device in the turbomachine.
En référence à la figure 8, l’élément de maintien 20 comprend des rainures 29 agencées sur la deuxième surface 22 pour maintenir et positionner les moyens de relevé d’informations, ici les tubes de pression 13. Ces rainures 29 sont creusées dans la paroi de l’élément de maintien et débouchent sur la deuxième surface 22. Chaque rainure 29 est conformée de manière à recevoir une partie d’un tube de pression. Les rainures 29 permettent de minimiser la surface de l’élément de maintien immergée dans le flux aérodynamique pour ne pas le perturber. En effet, il s’agit d’évider de la matière et de combler l’évidement qui permet de loger les tubes de pression. En particulier, au moins une rainure comprend une première partie 29a et une deuxième partie 29b qui sont reliées par une partie coudée 29c. La première portion 15 d’au moins un tube de pression est logée dans la première partie 29a tandis que la deuxième portion 16 du tube de pression est logée dans la deuxième partie 29b. Ici, il y a quatre rainures 29 avec des première et deuxième parties reliées par une partie coudée. La dernière rainure 29e, dans le sens du flux, présente uniquement une deuxième partie dans laquelle est logée la deuxième portion du tube de pression 13 correspondant. Les tubes de pression 13 sont fixés dans les rainures par une brasure, un soudage ou un collage.With reference to FIG. 8, the retaining element 20 comprises grooves 29 arranged on the second surface 22 for maintaining and positioning the information reading means, here the pressure tubes 13. These grooves 29 are hollowed out in the wall of the retaining element and open onto the second surface 22. Each groove 29 is shaped so as to receive part of a pressure tube. The grooves 29 make it possible to minimize the surface of the holding element immersed in the aerodynamic flow so as not to disturb it. Indeed, it is a question of hollowing out the material and filling the recess which makes it possible to accommodate the pressure tubes. In particular, at least one groove comprises a first part 29a and a second part 29b which are connected by a bent part 29c. The first portion 15 of at least one pressure tube is housed in the first part 29a while the second portion 16 of the pressure tube is housed in the second part 29b. Here there are four grooves 29 with first and second parts connected by a bent part. The last groove 29e, in the direction of flow, has only a second part in which is housed the second portion of the corresponding pressure tube 13. The pressure tubes 13 are fixed in the grooves by brazing, welding or gluing.
Etant donné que le bord d’attaque 23 est biseauté avec une face inclinée 26 au niveau de la première surface 21 et que les rainures 29 sont creusées dans la paroi de l’élément de maintien suivant un axe transversal, le bord d’attaque 23 comprend des encoches 50 le long de celui-ci suivant l’axe radial. Cela permet également de minimiser la surface immergée dans le flux aérodynamique.Since the leading edge 23 is bevelled with an inclined face 26 at the first surface 21 and the grooves 29 are hollowed out in the wall of the holding element along a transverse axis, the leading edge 23 includes notches 50 along the latter along the radial axis. This also minimizes the area immersed in the aerodynamic flow.
L’épaisseur totale ET transversale de l’élément de maintien 20 et des tubes de pression 13 est inférieure ou égale à deux fois l’épaisseur e transversale de l’élément de maintien 20. L’épaisseur totale ET est mesurée entre la distance séparant le plan B dans lequel est définie la première surface 21, et le plan D comprenant un point de la périphérie du tube de pression 13. Le plan A et le plan D sont parallèles.The total transverse thickness ET of the retaining element 20 and the pressure tubes 13 is less than or equal to twice the transverse thickness e of the retaining element 20. The total thickness ET is measured between the distance separating the plane B in which the first surface 21 is defined, and the plane D comprising a point on the periphery of the pressure tube 13. The plane A and the plane D are parallel.
De manière avantageuse, mais non limitativement, l’élément de maintien 20 comprend un chanfrein 47 au niveau du bord de fuite 24. En particulier, le chanfrein 47 est défini par une face inclinée du bord de fuite 24 qui relie une paroi du bord de fuite s’étendant suivant l’axe radial à une paroi d’un bord radialement externe 49 de l’élément de maintien 20 s’étendant suivant l’axe longitudinal.Advantageously, but not limited to, the retaining element 20 comprises a chamfer 47 at the trailing edge 24. In particular, the chamfer 47 is defined by an inclined face of the trailing edge 24 which connects a wall of the trailing edge. leak extending along the radial axis to a wall of a radially outer edge 49 of the retaining element 20 extending along the longitudinal axis.
De préférence, mais non limitativement, le dispositif de mesure 1, ainsi que l’élément de maintien 20, est réalisé dans un matériau métallique par exemple à base d’aluminium, de cobalt ou de chrome.Preferably, but not limited to, the measuring device 1, as well as the holding element 20, is made of a metallic material, for example based on aluminum, cobalt or chromium.
Nous allons maintenant décrire l’installation du dispositif de mesure 1 dans la turbomachine en vue d’effectuer les essais et/ou des mesures de paramètres du flux aérodynamique. Le dispositif de mesure 1 se monte par l’intérieur de la veine. En particulier, le corps 3 du dispositif de mesure 1 est inséré dans l’ouverture 41 de la paroi radialement interne 40 de la veine. La semelle 6 vient en butée contre une bordure radialement interne du bossage 42 de la paroi de la veine et repose sur celle-ci. Les organes de fixation 8 sont insérés et serrés dans les trous traversants de la semelle et les trous borgnes du bossage 42. Préalablement à l’installation du corps 3 dans la paroi, un joint d’étanchéité 18 est placé sur la semelle 6 en regard de la paroi de la veine de turbomachine. A l’intérieur de la veine s’étendent uniquement les tubes de pression 13, et notamment les portions coudées et les deuxièmes portions, ainsi que l’élément de maintien 20. Ces derniers sont montés sur le corps de dispositif de mesure avant que celui-ci ne soit introduit dans l’ouverture 41. Le corps épais, quant à lui, est inséré dans la paroi. Ainsi, la perturbation du flux est limitée du fait de la faible épaisseur de l’élément de maintien.We will now describe the installation of the measuring device 1 in the turbomachine in order to carry out tests and / or measurements of parameters of the aerodynamic flow. The measuring device 1 is mounted inside the vein. In particular, the body 3 of the measuring device 1 is inserted into the opening 41 of the radially internal wall 40 of the vein. The sole 6 abuts against a radially internal border of the boss 42 of the wall of the vein and rests thereon. The fixing members 8 are inserted and tightened in the through holes of the sole and the blind holes of the boss 42. Prior to the installation of the body 3 in the wall, a seal 18 is placed on the sole 6 opposite of the wall of the turbomachine stream. Inside the vein extend only the pressure tubes 13, and in particular the bent portions and the second portions, as well as the holding element 20. These are mounted on the body of the measuring device before that it is not introduced into the opening 41. The thick body, meanwhile, is inserted into the wall. Thus, the disturbance of the flow is limited due to the small thickness of the holding element.
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|---|---|---|---|---|
| FR3112807A1 (en) * | 2020-07-24 | 2022-01-28 | Safran Aircraft Engines | Support device for means for visualizing a flow in an aircraft engine |
| FR3134890A1 (en) * | 2022-04-25 | 2023-10-27 | Safran Aircraft Engines | Air flow characteristics measurement set |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5483839A (en) * | 1994-12-08 | 1996-01-16 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Multi-pitot tube assembly |
| WO2006125939A1 (en) * | 2005-05-21 | 2006-11-30 | Rolls-Royce Plc | An instrumentation arrangement |
| FR2952713A1 (en) * | 2009-11-16 | 2011-05-20 | Snecma | Method for fabricating measuring comb utilized to measure e.g. pressure in air flow of experimental turbojet in e.g. military aircraft, involves installing and welding measuring units at outlet of internal pipes |
-
2018
- 2018-01-23 FR FR1850506A patent/FR3077135B1/en active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5483839A (en) * | 1994-12-08 | 1996-01-16 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Multi-pitot tube assembly |
| WO2006125939A1 (en) * | 2005-05-21 | 2006-11-30 | Rolls-Royce Plc | An instrumentation arrangement |
| FR2952713A1 (en) * | 2009-11-16 | 2011-05-20 | Snecma | Method for fabricating measuring comb utilized to measure e.g. pressure in air flow of experimental turbojet in e.g. military aircraft, involves installing and welding measuring units at outlet of internal pipes |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3112807A1 (en) * | 2020-07-24 | 2022-01-28 | Safran Aircraft Engines | Support device for means for visualizing a flow in an aircraft engine |
| FR3134890A1 (en) * | 2022-04-25 | 2023-10-27 | Safran Aircraft Engines | Air flow characteristics measurement set |
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