FR3094345A1 - Équipement aéronautique pour un aéronef - Google Patents

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Abstract

Equipement aéronautique pour un aéronef Cet équipement aéronautique pour un aéronef, comprenant une partie (2) destinée être disposée au niveau d’une peau de l’aéronef et des moyens (3) de réchauffage de cette partie comprenant une boucle thermodynamique en circuit fermé dans laquelle circule un fluide caloporteur à changement de phase, est caractérisé en ce qu’il comporte des moyens (7, 8, 9) de surveillance de la pression de fluide dans la boucle pour détecter et signaler un dysfonctionnement de l’équipement. Figure pour l'abrégé : Figure 1

Description

Equipement aéronautique pour un aéronef
La présente invention concerne un équipement aéronautique pour un aéronef, équipé de moyens permettant de détecter et de signaler une panne par exemple d’un système de réchauffage.
Plus particulièrement, l’invention concerne un équipement aéronautique comprenant une partie destinée à être disposée au niveau d’une peau de l’aéronef et des moyens de réchauffage de cette partie, comprenant une boucle thermodynamique en circuit fermé dans laquelle circule un fluide caloporteur à changement de phase.
De tels équipements aéronautiques pour aéronef comprennent par exemple une sonde de mesure aérodynamique également connue sous le nom de tube de Pitot.
Ce type d’équipements est soumis, en particulier, à des écoulements d’air à très haute vitesse et à très basse température, ce qui entraîne notamment des situations de gel.
Pour pouvoir fonctionner dans de telles conditions, ces équipements doivent donc être réchauffés.
Ce réchauffage évite en effet par exemple que l’équipement ne soit obstrué par de la glace.
Différents moyens de réchauffage ont déjà été proposés dans l’état de la technique.
Ainsi par exemple on a déjà proposé de réchauffer de tels tubes en utilisant un fil électrique chauffant brasé à l’intérieur de la sonde pour la réchauffer et la protéger du gel.
On a également proposé dans l’état de la technique, d’utiliser des moyens de réchauffage mettant en œuvre une boucle thermodynamique en circuit fermé, à base de canaux fluidiques inclus dans sa structure et dans laquelle circule un fluide caloporteur à changement de phase.
Cette solution diphasique permet de transmettre une puissance thermique vers la partie exposée de la sonde, au travers les canaux fluidiques intégrés dans l’équipement.
On sait qu’une telle technique de réchauffage devient particulièrement intéressante avec l’émergence des technologies de fabrication additive qui permettent de réaliser des canaux intégrés sans surcoût à l’équipement lors de la fabrication de celui-ci.
Mais ce type de solution diphasique introduit des modes de défaillance qui n’existent pas sur une sonde réchauffée par un fil électrique chauffant et qui peuvent alors ne pas être détectés.
Le but de l’invention est donc de résoudre ces problèmes en respectant l’interface aéronef et en reproduisant un comportement de défaillance analogue à une rupture par exemple du fil électrique chauffant.
En effet le reste des systèmes de l’aéronef ne sait détecter qu’une telle rupture du fil électrique chauffant comme mode de panne.
A cet effet l’invention a pour objet un équipement aéronautique pour un aéronef, comprenant une partie destinée être disposée au niveau d’une peau de l’aéronef et des moyens de réchauffage de cette partie comprenant une boucle thermodynamique en circuit fermé dans laquelle circule un fluide caloporteur à changement de phase, caractérisé en ce qu’il comporte des moyens de surveillance de la pression de fluide dans la boucle pour détecter et signaler un dysfonctionnement de l’équipement.
Selon d’autres caractéristiques de l’équipement suivant l’invention, prises seules ou en combinaison :
- le circuit fermé comprend en outre au moins un évaporateur associé à des moyens de chauffage et au moins une chambre de compensation;
- les moyens de chauffage comprennent au moins une résistance chauffante ;
- la chambre de compensation est associée aux moyens de surveillance ;
- les moyens de surveillance comprennent un capteur de pression ;
- le capteur de pression est localisé dans la chambre de compensation ;
- les moyens de surveillance de la pression de fluide dans la boucle sont adaptés pour détecter et signaler un dysfonctionnement de l’équipement lorsque la pression dans le circuit est proche de la pression atmosphérique ;
- il comprend une sonde de mesure aérodynamique.
L’invention sera mieux comprise à l’aide de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant au dessin annexé qui représente un schéma synoptique illustrant la structure d’un équipement aéronautique pour un aéronef, selon l’invention.
On a en effet illustré sur cette figure, un équipement aéronautique pour un aéronef comprenant par exemple une sonde de mesure aérodynamique désignée par la référence générale 1.
Une telle sonde de mesure aérodynamique comporte par exemple un tube de Pitot
Ce tube de Pitot comporte alors de façon classique, une partie destinée à être disposée au niveau d’une peau de l’aéronef, et qui est désignée par la référence générale 2 et des moyens de réchauffage de cette partie qui sont désignés par la référence générale 3.
Dans cet exemple de réalisation illustré, ces moyens de réchauffage 3 comprennent une boucle thermodynamique en circuit fermé, à base de canaux fluidiques inclus dans sa structure et dans laquelle circule un fluide caloporteur à changement de phase.
De façon classique, ce circuit fermé comprend en outre au moins un évaporateur désigné par la référence générale 4, associé à des moyens de chauffage désignés par la référence générale 5 et au moins une chambre de compensation désignée par la référence générale 6.
Les moyens de chauffage comprennent par exemple une résistance chauffante.
Ceux-ci sont raccordés électriquement au réseau électrique de l’aéronef qui fournit l’alimentation électrique.
Des canaux sont prévus dans le reste de l’équipement pour constituer la boucle thermodynamique de circulation du fluide caloporteur à changement de phase.
Selon l’invention l’équipement aéronautique est également équipé de moyens de surveillance de la pression de fluide dans la boucle pour détecter un dysfonctionnement de celui-ci.
Ces moyens de surveillance de la pression de fluide dans la boucle sont désignés par la référence générale 7 sur cette figure et sont associés à la chambre de compensation 6.
En fait ces moyens de surveillance comprennent par exemple un capteur de pression qui est par exemple placé dans la chambre de compensation 6, ce capteur étant désigné par la référence générale 8.
Bien entendu ce capteur pourrait être placé ailleurs dans le circuit fluidique de réchauffage.
Ce capteur de pression est alors adapté pour détecter et signaler un dysfonctionnement de l’équipement lorsque la pression dans le circuit chute et en particulier est proche de la pression atmosphérique.
En effet, les variations de pression du système en fonctionnement normal ne sont pas comparables avec une variation d’un système Hors Service (variation de pression atmosphérique autour de 1 bar).
En effet à 20 °C, la pression de saturation pour le fluide pressenti dans l’application donne une valeur de 8.5 bars. Au-dessus de 70 à 100 °C, la pression est comprise entre 39 et 89 bars, et ces variations de pression sont donc facilement détectables.
Ce capteur de pression agit alors pour ouvrir un circuit de raccordement de l’alimentation électrique de cet équipement au reste de l’aéronef en ouvrant par exemple ce circuit par l’intermédiaire d’un interrupteur 9.
Ainsi de tels moyens de surveillance permettent de détecter une panne du système diphasique en ouvrant un contact après contrôle de la pression dans la chambre de compensation.
On reproduit ainsi le fonctionnement équivalent à un fil chauffant coupé comme dans les systèmes actuels, ce qui permet d’utiliser l’équipement aéronautique selon l’invention avec les aéronefs actuels sans modification des interfaces avion et sans rajouter d’électronique de surveillance.
Il va de soi bien entendu que d’autres modes de réalisation encore peuvent être envisagés.

Claims (8)

  1. Equipement aéronautique pour un aéronef, comprenant une partie (2) destinée être disposée au niveau d’une peau de l’aéronef et des moyens de réchauffage (3) de cette partie comprenant une boucle thermodynamique en circuit fermé dans laquelle circule un fluide caloporteur à changement de phase, caractérisé en ce qu’il comporte des moyens (7, 8, 9) de surveillance de la pression de fluide dans la boucle pour détecter et signaler un dysfonctionnement de l’équipement.
  2. Equipement aéronautique pour un aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que le circuit fermé comprend en outre au moins un évaporateur (4) associé à des moyens de chauffage (5) et au moins une chambre de compensation (6).
  3. Equipement aéronautique pour un aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de chauffage comprennent au moins une résistance chauffante.
  4. Equipement aéronautique pour un aéronef selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que la chambre de compensation est associée aux moyens de surveillance (7).
  5. Equipement aéronautique pour un aéronef selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens de surveillance (7) comprennent un capteur de pression (8).
  6. Equipement aéronautique pour un aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce que le capteur de pression est localisé dans la chambre de compensation (6).
  7. Equipement aéronautique selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens (7) de surveillance de la pression de fluide dans la boucle sont adaptés pour détecter et signaler un dysfonctionnement de l’équipement lorsque la pression dans le circuit est proche de la pression atmosphérique.
  8. Equipement aéronautique selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend une sonde de mesure aérodynamique.
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