WO2010116004A1 - Dispositif de caracterisation de la nature d'un flux aerodynamique le long d'une paroi et boucle de controle d'un profil de la paroi - Google Patents

Dispositif de caracterisation de la nature d'un flux aerodynamique le long d'une paroi et boucle de controle d'un profil de la paroi Download PDF

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WO2010116004A1
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wall
optical fiber
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node
heating element
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Inventor
Philippe Guichard
Philippe Rondeau
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Thales
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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/10—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring thermal variables
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions

Definitions

  • the invention relates to a device for characterizing the nature of an aerodynamic flow along a wall and a control loop of a profile of the wall.
  • the invention finds particular utility for the characterization of the aerodynamic flow at the surface of an aircraft cell, in particular the wings of an aircraft.
  • Knowledge of the zones where the flow is laminar, then turbulent, zones of transition towards air thread separation, and other characteristics such as shock waves are important parameters for the piloting of the aircraft.
  • a characterization device according to the invention is advantageously integrated in a control loop of these phenomena, with actuators for modifying the profile of the wall.
  • the actuators are arranged to act on the characteristics measured by the characterization device, so as to optimize the characteristics of the aircraft.
  • the entire control and control loop of the actuators will control certain aerodynamic or aeroelastic phenomena in the direction of protection of the aircraft, less structural fatigue, and a saving of fuel.
  • this control loop is itself integrated in a wider loop integrating inertial motion measurements.
  • Certain phenomena deserve to be essentially identified by their spatial distribution such as the nature of the flow, for example laminar on one part of the wing and turbulent on another part.
  • the action on the actuators then makes it possible to make the flow as laminar as possible, which reduces the drag.
  • a characterization device makes it possible to detect a boundary layer detachment, and thus to actuate devices to counter this detachment.
  • a characterization device also makes it possible to identify and locate the recompression shock wave phenomena at the supersonic-subsonic transition.
  • the invention finds another utility for the characterization of the aerodynamic flow along a boat sail to propel it.
  • the sails are cut to present a hollow profile. It is known to adjust the profile of the sails, in particular by modifying the trough by acting on the halyard tension enabling the sails to be swayed.
  • the nature of the flow of air along the sails can be visualized by means of penons arranged on the sail both on the intrados and on the extrados. They are strands, for example wool, intended to follow the flow. In laminar flow, these strands remain glued to the sail and in turbulent flow these strands wave.
  • the crew of the boat monitors these pins and adjusts the profile of the sails to obtain the most laminar flow possible to limit the drag.
  • the function of the penons is the same, in a simplified way, as that of the invention: to know the nature of the flow in places of interest, so as to act on this flow.
  • shear sensors well known in the British literature under the name “shear-stress sensors” have been used to measure the speed of an aerodynamic flow along a wall.
  • These sensors use, for example, the heat transfer between a heating element located on the wall and the aerodynamic flow.
  • the temperature of this heating element is controlled and the power dissipated by the heating element to obtain the set temperature is representative of the speed of the flow of the aerodynamic flow along the wall. Indeed, the higher the speed of the aerodynamic flow, the more the wall is cooled by the aerodynamic flow and therefore more the heating power necessary to reach the set temperature is important.
  • the heating element must be thermally decoupled from the material of the wall itself, in order to preserve the bandwidth of the measurement.
  • the element In order to transfer heat energy, the element is heated to a temperature that is generally regulated to a stable value greater than that of the aerodynamic flow. Heating power is usually provided by Joule effect.
  • the temperature regulation is generally ensured by a measurement of the temperature, either by a thermosensitive element separated from the heating element, or by the resistance of the heating element itself, which varies as a function of temperature.
  • a regulating device acts either on the supply voltage of the heating element or on the duty cycle of a fixed voltage modulation.
  • the thermal power transferred from the aerodynamic flow to the element is directly proportional to the electrical power supplied to the heating element.
  • the thermal decoupling of the heating element from the wall is important so that the cooling of the heating element is predominantly effected by the aerodynamic flow and to a lesser extent by the wall itself.
  • This principle can be found in hot-wire sensors, in hot-film sensors and in sensors made from a micro-machined hot-diaphragm structure.
  • Hot wire devices are very insufficiently robust to be arranged on a wing in series. In addition they are very sensitive to particulate deposits, especially water. Finally, their integration into the skin of an aircraft wing while preserving the industrial simplicity of manufacture is not resolved. Hot film devices have the same disadvantages of robustness. In addition, the presence of electrical signals outside the aircraft poses the unresolved problem of electrical and radio-electric susceptibility, particularly with respect to lightning.
  • Micro-machined hot-diaphragm devices do not impose any protuberance. Nevertheless, radio susceptibility and cost integration of multiple sensors in the skin of the aircraft are not resolved.
  • shear sensors that do not rely on variations in heat transfer, but on pressure variations. This principle is found in the traditional pressure sensors, with communication with the outside through a hole in the skin of the aircraft, and distributed surface pressure sensors, generally piezoelectric, in the form of a film containing a multitude of sensors.
  • sensors for measuring velocity or flow of a fluid flowing in a pipe or along a wall There are also many sensors for measuring velocity or flow of a fluid flowing in a pipe or along a wall.
  • the invention aims to overcome the defects of the devices described above by proposing a complete characterization device of the nature of an aerodynamic flow, ie not only allowing the location of places where the flow is laminar, turbulent, and transition zones but also allowing the identification of dynamic phenomena in the vicinity of the wall.
  • the invention also aims to sufficiently decouple the measurement of the thermal, mechanical, acoustic, electromagnetic and light environment, to facilitate the manufacture of the characterization device and its integration in a reception wall.
  • the object of the invention is to make the characterization device robust to the chosen environment and to obtain a minimum maintenance cost.
  • the subject of the invention is a device for characterizing the nature of an aerodynamic flow along a wall, characterized in that it comprises: a plurality of optical nodes that are sensitive to temperature and distributed over the along an optical fiber, each node comprising a wall heating element and an element sensitive to the temperature of the wall,
  • a generator supplying the heating element of each of the nodes
  • And processing means for: determining, for each node, variations in speed of the aerodynamic flow as a function of the power emitted by the generator for supplying the heating element and a temperature measured by the sensitive element; to differentiate temporal and spatial characteristics of flux velocity variations at different nodes and o to compare temporal and spatial characteristics with predefined models.
  • the sensitivity to temperature and temperature variations of the class of fiber optic sensors is taken advantage of. It also benefits from the ability of this technology to have several sensor zones delimited along the same fiber.
  • the device which measures a heat transfer, and not just a temperature, allows a decoupling with respect to the thermal environment of each node; the device being optimized for thermal measurement.
  • the device does not include an elongation amplifier such as optical pressure sensors. It is very insensitive to pressure and pressure vibrations. Since the device is completely optical, it has no electromagnetic sensitivity to radio frequencies. The device using the laser principle, it is not sensitive to the optical environment.
  • the invention is characterized by its means for measuring rapid temperature variations, which represent rapid variations in the thermal flux between the wall and the moving aerodynamic flow, which finally represent the rapid variations in speed. aerodynamic flow at the extreme proximity of the wall, ie at the base of the boundary layer, and by the process of processing the information of rapid variations, so as to deliver information of nature of the flow and location where appropriate transitions between the different flow modes.
  • known optical sensors are not intended for this object, because of a bandwidth and inadequate signal processing.
  • the optical fiber along which the nodes are positioned on certain semi-rigid elements of the sails such as slats usually used to stiffen the sails.
  • the invention also relates to a control loop of a profile of the wall, characterized in that it comprises a device for characterizing the nature of an aerodynamic flow along a wall according to the invention and to the minus an actuator making it possible to modify the profile of the wall as a function of the temporal and spatial characteristics of the variations of speed of the flux at the level of the different nodes so as to modify these variations.
  • the heating element comprises an optical fiber driving a light radiation towards the wall to heat it and the sensitive element comprises an optical fiber which integrates a Bragg grating capable of altering a radiation led by the optical fiber of the light. sensitive element, the alteration being a function of the temperature of the wall.
  • the fact of implementing optical fibers, both for the heating of the node and for the measurement of temperature makes it possible to overcome all electrical information and thus improve the robustness of the node vis-à-vis the environment electromagnetic.
  • the system can also be characterized in that a single optical fiber conducts the luminous flux for heating the walls of the various nodes and in that the optical fiber common to the various heating elements is curved at each sensor, the curvature allowing distribute part of the luminous flux to each node.
  • the heating system can also be achieved by doping the localized fiber at the location where it is desired to dissipate heat, so as to absorb infrared radiation emitted at one end, in known manner.
  • FIG. 1 schematically represents a characterization device according to the invention, the device comprising a plurality of optical nodes distributed along an optical fiber
  • FIG. 2 schematically represents an example of an optical node according to the invention
  • FIG. 3 represents an example of a sensitive element belonging to an optical node according to the invention
  • FIG. 4 represents a system comprising several nodes.
  • FIG. 5 represents in the form of a timing diagram an example of power modulation supplying a heating element of the node as well as examples of temperature measurements taken by the sensitive element of the node;
  • Figure 6 shows in section in a vertical plane an aircraft wing comprising actuators for modifying the profile of the wall of the wing;
  • FIG. 7 is a perspective view of an aircraft wing comprising a plurality of fluidic actuators.
  • the same elements will bear the same references in the different figures.
  • FIG. 1 represents a characterization device 1 disposed on the extrados 2 of a wing 3 of an airplane. It is of course possible to set up the characterization device 1 on the lower surface 4 of the wing 3, or in another location of interest, such as a fuselage surface area bearing surface, or around an engine nacelle, or the empennage itself.
  • the device 1 comprises an optical fiber 5 along which optical nodes 6 are arranged.
  • the optical fiber is placed on the extrados 2 forming a wall along which it is desired to characterize the aerodynamic flow circulating therein.
  • the optical fiber 5 is placed on the wall 2 substantially in a planned path of an air stream 7 of the aerodynamic flow.
  • This embodiment is well adapted to a wall made of composite material.
  • the optical fiber 5 is embedded in the wall 2 and the optical nodes 6 are flush with the surface of the wall 2.
  • the device also comprises a computer 8 for carrying out the characterization based on information received by each of the optical nodes 6.
  • the computer is for example disposed inside the fuselage of the aircraft.
  • the computer 8 determines variations in speed of the aerodynamic flow locally at each optical node 6.
  • Velocity variations are compared with predefined thresholds to characterize the flow.
  • the thresholds are for example defined in the wind tunnel and then refined during flight tests.
  • the processing means 8 compare the flow rates measured by the different nodes 6, so as to differentiate the average amplitude and the amplitude of the speed variations, which may be termed velocity noise, of a first group N1 of nodes 6 with a second group N2 of nodes 6 with respect to predetermined difference thresholds of amplitude average and speed variation.
  • the processing means 8 determine a transition zone located between the two groups N1 and N2. It has been found that the transition zone between the two regimes, laminar and turbulent, is particularly disturbed and produces greater velocity variations than in zones where the regimes are established in a laminar gradient. Determining the speed variations, or noise on the velocities, and not only the average velocities allows to identify well said laminar and turbulent zones and the transition zone.
  • the processing means 8 compare the flow rates measured by the different nodes 6, in a spectrum ranging from DC to a given frequency, to known spectrum signals.
  • the comparison spectrum may for example extend to a frequency of the order of 1 to 10 kHz.
  • the frequency band depends in practice on the number of Reynolds and other parameters specific to each application, from a few Hertz to several kilohertz. This frequency analysis makes it possible to easily identify characteristic signals of laminar, turbulent, unstuck and transition zone flows between laminar, turbulent and unstuck flows.
  • the known spectrum signals are defined by flight tests.
  • Frequency analysis can also be used to identify characteristic signals of recompression shock wave phenomena at the supersonic-subsonic transition and / or signals characteristic of buffeting and flutter phenomena.
  • Figure 2 shows a solid body 10 along which flows the aerodynamic flow.
  • the flow direction of the aerodynamic flow along the body 10 is represented by an arrow 11 forming the direction of the air flow 7.
  • the principle of speed measurement is that of a thermal shear sensor as mentioned above.
  • the node 6 comprises a heating element 13 for heating the wall 2 of the body 10.
  • the aerodynamic flow tends to cool the wall 2 by convection.
  • the knot 6 also comprises a member sensitive to the temperature of the wall 2.
  • nodes 6 can be placed on the extrados 2 between the leading edge and the trailing edge in order to know the nature (laminar or turbulent) flow along the wing. Indeed, a laminar flow of air induces less friction drag. Moreover, the thermal flow dissipated by convection of the wing towards the air is related to the speed of the air in the immediate vicinity of the wing, that is to say within the boundary layer of the airfoil. air flow along the wall 2. The convection is much larger in turbulent regime than in laminar regime. Such a node thus makes it possible to determine the nature of the regime of the air flow and of course the node 6 makes it possible to detect a possible transition between the two regimes. The transition between the regimes and the regimes themselves is discernible not only by comparing the value of the heat transfer in its DC component, but also by the dynamic characteristics of the signal representing the instantaneous value of the heat transfer.
  • a cavity 16 has been made in the solid element 10 closed by a skin 17 forming the wall 2 at the node 6.
  • the skin 17 is thin so as to limit the heat capacity of the body 10 locally at the node 6.
  • the skin 17 and the body 10 are in fact part of a coating of composite material, working or not.
  • the heating element 13 comprises an optical fiber 18 leading a luminous flux towards the wall 2 to heat it.
  • the sensitive element 15 of each node 6 comprises a Bragg grating capable of altering radiation led by the optical fiber 5, the alteration being a function of the temperature of the wall 2. More specifically, the fact of introducing a Bragg grating in the optical fiber 5 makes it possible to reflect a light radiation led by the latter at a precise wavelength. Temperature variations deform the Bragg grating which leads to a modification of the reflected wavelength. By measuring the wavelength reflected by the Bragg grating, an image of the temperature of the sensitive element 15 is obtained.
  • the Bragg grating remains transparent at the other wavelengths, which makes it possible to produce a plurality of sensitive elements on a single surface. same optical fiber 5.
  • the optical fiber 18 extends along the wall 2, that is to say parallel to it, embedded in the skin 17.
  • the optical fiber 18 comprises an end 20 located in the immediate vicinity of the sensitive element 15.
  • the end 20 is disposed substantially in the center of the sensitive element 15.
  • Light radiation is conducted by the optical fiber 18 to the end 20. This radiation luminous vehicle sufficient thermal energy to heat the skin 17.
  • the wall 2 comprises a material diffusing the light radiation emitted by the optical fiber 18.
  • This light radiation is for example infrared. It can be emitted by a laser or a lamp. To diffuse this type of radiation, it is possible, for example, to make the skin 17 made of carbon fiber embedded in an epoxy or carbon resin.
  • the optical fiber 18, at its end 20, is substantially perpendicular to the wall 2. The end 20 is for example disposed in the cavity 16 so as to illuminate the skin 17.
  • the wall 2 comprises a material transparent to the light radiation emitted by the optical fiber 18.
  • the transparent material is covered with the diffusing material at the interface between the wall 2 and the medium in which the aerodynamic flow circulates.
  • FIG. 3 shows an alternative embodiment of the sensitive element 15 which comprises two Bragg gratings 21 and 22 surrounding a resonant cavity 23 whose resonance wavelength is a function of the temperature of the wall 2.
  • the cavity 23 is for example doped with erbium.
  • the atoms therein are excited by optical pumping radiation 24.
  • the cavity 23 emits laser radiation whose wavelength is a function of the temperature of the sensitive element 15 due to the optical length variation. of the cavity 23 due to the thermal expansion of the materials forming the sensitive element 15.
  • This type of sensitive element has was used as a pressure node in a hydrophone as described in an article by David J. HiII et al "Fiber Laser Hydrophone Array" Proc. SPIE vol. 3860, pages 55 to 66 (September 19599)
  • the sensitive element 15 is integrated in the optical fiber 5. (This document has been referenced XP003013266 by the European Patent Office.)
  • Figure 4 shows the device with several nodes.
  • the optical fiber 5 is common to the sensitive elements 15 of the different nodes 6.
  • a pump laser 30 emits radiation stimulating the different sensitive elements 15.
  • the radiation emitted by each sensitive element 15 is centered around a particular wavelength to to be able to distinguish them.
  • An optical isolator 31 makes it possible to recover the radiation emitted by the various sensitive elements in order to determine the temperature of each.
  • the optical fiber 18 is illuminated by a light source 32 for example infrared.
  • the optical fiber 18 is curved at each node 6. The curvature of the optical fiber 18 makes it possible to diffuse part of the luminous flux emitted by the source 32 to each node 6.
  • optical fiber 18 specific to each node 6.
  • the optical fibers 18 and 5 are embedded in the skin 17 of each node 6 and more generally in the wall 2 between each node 6.
  • the device comprises a generator 32 supplying the heating element 13 according to a setpoint, means for modulating the setpoint at a given frequency and means of demodulating the temperature measured by the sensitive element 15, the demodulation being synchronous with the modulation.
  • the sensitive element 15 is at a temperature T as a function of time: T (t).
  • the sensitive element 15 is embedded in the skin 17 of heat capacity: C.
  • the node 6 has a thermal conductivity function of time: ⁇ (t) with respect to the aerodynamic flow whose heat capacity is considered infinite.
  • the heating element 13 provides the node 6 a thermal power function of time: P (t).
  • the temperature of the aerodynamic flow is noted: T ⁇ Xt (t).
  • Equation (2) B represents a coefficient that can be determined by the boundary conditions.
  • T (°°) T ext + - (4)
  • the equilibrium temperature ⁇ ( ⁇ ) depends on the temperature of the external medium T ⁇ Xt and the thermal conductivity ⁇ that it is desired to measure. Thus to obtain the thermal conductivity ⁇ , it is necessary to measure the temperature of the external medium.
  • P 0 is a mean power defined so that the power P (t) is always positive
  • P is the half amplitude of the power P (t)
  • ⁇ a pulsation of the power P (t)
  • Other types of modulations are of course possible. We can keep a constant puls pulse and choose a waveform different from the sinusoidal shape. It is also possible to vary the pulsation ⁇ in order to improve the robustness of the measurement with respect to external disturbances. This type of pulse variation is known in the English literature as "chirp" for tweeting.
  • the generator 32 supplies the heating element
  • the instantaneous velocity of the aerodynamic flow can be determined from the amplitude of the demodulated instantaneous temperature T (t). For example, an empirical correspondence is established between the amplitude of the thermal variations and the variations in the speed of the aerodynamic flow.
  • phase shift measurement has the advantage of being independent of the amplitude of the modulation of the heating power making the measurement even more robust.
  • the variations in speed of the aerodynamic flow can be determined from changes in the phase shift of the demodulated instantaneous temperature T (t) with respect to the power-modulated reference P (t). In this variant, it is also possible to establish a correspondence between the phase shift value and the speed of the aerodynamic flow.
  • FIG. 5 represents in the form of a timing diagram an example of power modulation P (t) feeding the heating element 13.
  • the average power P 0 is normalized to a value of 1 represented on the ordinate on the left of FIG. here is sinusoidal.
  • Two examples of temperature measurements T 1 (t) and T 2 (t) measured by the sensitive element 15 are also shown in FIG. 4. More precisely, the curves T 1 (t) and T 2 (t) are represented. after demodulation.
  • the temperature values are expressed in Kelvin and the temperature scale is represented on the ordinate on the line of FIG. 4.
  • the curve T 1 (t) is taken for a node 6 whose thermal conductivity ⁇ is lower than the node associated with the curve T 2 (t) .
  • a device according to the invention is advantageously integrated in a control loop of a profile of a wall.
  • the loop comprises actuators making it possible to modify the profile of the wall as a function of the temporal and spatial characteristics of the variations in flow velocity at the different nodes so as to modify these variations, for example to reduce turbulent or unglued flow zones.
  • FIG. 6 represents in section in a vertical plane an airplane wing 3 comprising actuators making it possible to modify the profile of the wall 2 of the wing 3.
  • the actuators are controlled by the computer 8.
  • a first series of actuators 40 formed of micro-cylinders arranged inside the wing 3 make it possible to modify the shape of the wall 2.
  • These micro-cylinders are, for example, piezoelectric.
  • several actuators 40 are arranged on the underside of the wing 3.
  • a second series of actuators 41 is formed of small flaps 42 arranged along the trailing edge 43 of the wing 3L.
  • the flaps 42 are rotated about an axis substantially along the trailing edge.
  • Figure 7 shows in perspective the wing 3 comprising a plurality of fluidic actuators. These actuators are formed by openings through which air jets can be emitted towards the outside of the wall 2 in order to modify the aerodynamic flow around the wall 2.
  • a first series of fluidic actuators 44 is disposed in the vicinity of the leading edge 45 of the wing 3 and a second series of fluidic actuators 46 is disposed in the vicinity of the trailing edge 43 of the wing 3 .

Abstract

L'invention concerne un dispositif de caractérisation de la nature d'un flux aérodynamique le long d'une paroi (2), le dispositif comprenant une pluralité de nœuds optiques (6) sensibles à la température de type réseau de Bragg répartis le long d'une fibre optique (5), et des moyens pour déterminer les variations de vitesse du flux aérodynamique. Les nœuds (6) sont répartis le long d'une fibre sensiblement placée selon le cheminement d'un filet d'air (7), et des moyens de traitements (8) sont agencés de manière à différencier les caractéristiques temporelles et spatiales des signaux de débit thermique des nœuds entre eux.

Description

Dispositif de caractérisation de la nature d'un flux aérodynamique le long d'une paroi et boucle de contrôle d'un profil de la paroi
L'invention concerne un dispositif de caractérisation de la nature d'un flux aérodynamique le long d'une paroi et une boucle de contrôle d'un profil de la paroi.
L'invention trouve une utilité particulière pour la caractérisation du flux aérodynamique en surface d'une cellule d'aéronef, en particulier les ailes d'un avion. La connaissance des zones où l'écoulement est laminaire, puis turbulent, des zones de transition vers un décollement des filets d'air, et d'autres caractéristiques comme les ondes de choc sont des paramètres importants pour le pilotage de l'aéronef. Un dispositif de caractérisation selon l'invention est avantageusement intégré dans une boucle de contrôle de ces phénomènes, avec des actionneurs permettant de modifier le profil de la paroi. Les actionneurs sont disposés de manière à agir sur les caractéristiques mesurées par le dispositif de caractérisation, de manière à optimiser les caractéristiques de l'aéronef. Dans ce cas, l'ensemble de la boucle de contrôle et de commande des actionneurs permettra de contrôler certains phénomènes aérodynamiques ou aéroélastiques dans le sens d'une protection de l'aéronef, d'une moindre fatigue structurelle, et d'une économie de carburant. Typiquement, cette boucle de contrôle est elle-même intégrée dans une boucle plus large intégrant des mesures de mouvements inertielles.
Certains phénomènes méritent d'être essentiellement identifiés par leur répartition spatiale tel que la nature de l'écoulement, par exemple laminaire sur une partie de l'aile et turbulent sur une autre partie. L'action sur les actionneurs permet alors de rendre l'écoulement le plus laminaire possible, ce qui réduit la trainée. Un dispositif de caractérisation permet de détecter un décollement de couche limite, et donc d'actionner des dispositifs pour contrer ce décollement. Un dispositif de caractérisation permet également d'identifier et de localiser les phénomènes d'onde de choc de recompression à la transition supersonique-subsonique. D'autres phénomènes peuvent être essentiellement identifiés par leurs caractéristiques dynamiques en un point donné tel que des oscillations de pression aérodynamique bien connue dans la littérature anglo-saxonne sont le nom de « buffeting » ou des phénomènes de couplage vibratoire entre les forces aérodynamiques et les forces mécaniques élastiques exercées sur une paroi non infiniment rigide. Ces phénomènes de couplage sont repérés au moyen d'un dispositif de caractérisation utilisé en combinaison avec des capteurs de charge mécanique, typiquement inertiels ou à jauge de déformation. Ces phénomènes de couplage sont bien connus dans la littérature anglo-saxonne sont le nom de « flutter ». Ces phénomènes dynamiques sont inconfortables et quelquefois dangereux, risquant de diverger jusqu'à briser la structure de l'aéronef.
L'invention trouve une autre utilité pour la caractérisation du flux aérodynamique le long d'une voile de bateau permettant de le propulser. Les voiles sont taillées pour présenter un profil creux. Il est connu de régler le profil des voiles notamment en modifiant le creux en agissant sur la tension de drisses permettant d'étarquer les voiles. Par ailleurs, la nature de l'écoulement de l'air le long des voiles peut être visualisé au moyen de penons disposés sur la voile aussi bien sur l'intrados que sur l'extrados. Il s'agit de brins, par exemple de laine, destinés à suivre l'écoulement. En écoulement laminaire, ces brins restent collés à la voile et en écoulement turbulent ces brins ondulent. L'équipage du bateau surveille ces penons et règle le profil des voiles pour obtenir un écoulement le plus laminaire possible afin de limiter la trainée. La fonction des penons est la même, de manière simplifiée, que celle de l'invention : connaître la nature de l'écoulement en des lieux d'intérêt, de manière à agir sur cet écoulement.
Dans le domaine de la voile sportive, ce type de réglage est resté manuel en ce que l'homme regarde les penons et corrige à un rythme limité par rapport aux variations aérologiques locales liées aux rafales et aux vagues par exemple.
En aéronautique, des capteurs de cisaillement bien connus dans la littérature anglo-saxonne sous le nom de « shear-stress sensors » ont été utilisés pour mesurer la vitesse d'un flux aérodynamique le long d'une paroi. Ces capteurs utilisent par exemple le transfert thermique entre un élément chauffant situé sur la paroi et le flux aérodynamique. On asservit la température de cet élément chauffant et la puissance dissipée par l'élément chauffant pour obtenir la température de consigne est représentative de la vitesse de l'écoulement du flux aérodynamique le long de la paroi. En effet, plus la vitesse du flux aérodynamique est importante, plus la paroi est refroidie par le flux aérodynamique et donc plus la puissance de chauffage nécessaire pour atteindre la température de consigne est importante.
L'élément chauffant doit être le mieux possible découplé thermiquement du matériau de la paroi elle même, pour préserver la bande passante de la mesure. Pour qu'il y ait transfert d'énergie calorifique, l'élément est chauffé à une température généralement régulée à une valeur stable supérieure à celle du flux aérodynamique. La puissance de chauffe est généralement fournie par effet joule. La régulation de température est généralement assurée par une mesure de la température, soit par un élément thermosensible séparé de l'élément chauffant, soit par la résistance de l'élément chauffant lui même, qui varie en fonction de la température. Un dispositif de régulation agit soit sur la tension d'alimentation de l'élément chauffant, soit sur le rapport cyclique d'une modulation à tension fixe. Ainsi, la puissance thermique transférée du flux aérodynamique vers l'élément est directement proportionnelle à la puissance électrique fournie à l'élément chauffant. Le découplage thermique de l'élément chauffant par rapport à la paroi est important pour que le refroidissement de l'élément chauffant se fasse de façon prépondérante par le flux aérodynamique et à moindre mesure par la paroi elle-même. On retrouve ce principe dans des capteurs à fil chaud, dans les capteurs à film chaud et dans des capteurs réalisés à partir d'une structure micro usinée à diaphragme chaud.
Ce type de nœud est incompatible avec une utilisation sur des avions commerciaux en exploitation. En effet, les dispositifs à fil chaud sont très insuffisamment robustes pour être disposés sur une aile en série. De plus ils sont très sensibles aux dépôts particulaires, en particulier l'eau. Enfin, leur intégration dans la peau d'une aile d'avion en préservant la simplicité industrielle de fabrication n'est pas résolue. Les dispositifs à films chaud présentent les mêmes inconvénients de robustesse. De plus, la présence de signaux électriques à l'extérieur de l'avion pose le problème non résolu de la susceptibilité électrique et radio- électrique, notamment vis-à-vis de la foudre.
Les dispositifs micro usinés à diaphragme chaud n'imposent aucune protubérance. Néanmoins, la susceptibilité radio-électrique et le coût d'intégration de multiples capteurs dans la peau de l'avion ne sont pas résolus.
Pour les applications de caractérisation de couche limite, on citera pour mémoire l'existence de détecteurs de transition laminaire par caméra infrarouge, qui ne sont utilisables que dans le cadre d'essais en vol. En effet, le chauffage est assuré par le soleil ou par une puissante source répartie dans la peau. Ces détecteurs ne sont pas non plus suffisamment robustes pour une utilisation en série. Par ailleurs, ces détecteurs ont un découplage insuffisant avec les variations de température environnementales. Tous ces dispositifs mesurent directement et indistinctement la variation puissance thermique transmise, qu'elle soit liée à une variation de flux aérodynamique, ou à une variation de la température de ce flux aérodynamique, ou même directement de l'élément sensible par le rayonnement solaire par exemple, ou par rayonnement électromagnétique ambiant.
Il existe également des capteurs de cisaillement qui ne reposent pas sur des variations de transfert thermique, mais sur des variations de pression. On retrouve ce principe dans les capteurs de pression traditionnels, avec communication avec l'extérieur par un trou dans la peau de l'avion, et les capteurs de pression de surface répartis, généralement piézo-électriques, sous la forme d'un film contenant une multitude de capteurs.
Les capteurs de pression traditionnels présentent l'inconvénient majeur de nécessiter un trou de communication avec l'extérieur. Ce trou est sujet et obstruction et donc, l'application en exploitation est compromise. La complexité d'intégration d'un grand nombre de capteurs de pression sous la peau de l'avion est également un inconvénient majeur.
Les réseaux de capteurs de pression répartis en surface ont les mêmes inconvénients que les films chauds. Tous ces dispositifs mesurent directement et indistinctement toutes les variations de pression, qu'elles soient liées à une variation due aux caractéristiques intrinsèques locales du flux dans la couche limite, à proximité immédiate de la paroi, ou à un bruit acoustique de provenance plus lointaine, ou même directement transmis par la structure d'accueil des capteurs, c'est à dire la paroi. Tous ces dispositifs présentent donc l'inconvénient d'un découplage insuffisant avec les variations de pression environnementales.
Ces dispositifs de caractérisation permettent au moyen de mesure locale de vitesse moyenne du flux aérodynamique circulant le long de la paroi de caractériser le type d'écoulement mais ne tiennent pas compte des phénomènes dynamiques évoqués plus haut.
Il existe aussi de nombreux capteurs de mesure de vitesse ou de débit d'un fluide circulant dans une canalisation ou le long d'une paroi. On retrouve des capteurs mettant en œuvre des principes décrits plus haut comme des capteurs à film chaud et les capteurs micro usinés à diaphragme chaud.
Il existe également des capteurs à fibre optique de type réseau de Bragg, bien connus dans la littérature anglo-saxonne sous le nom de « Fiber Bragg Grating». On connaît ce dernier type de nœud depuis 1978 ; on en trouvera le principe et les modes de réalisations dans la publication suivante : HiII, K.O. (1978). "Photosensitivity in optical fiber waveguides: application to reflection fiber fabrication". Appl. Phys. Lett. 32, 647. De tels capteurs de vitesse ou de débit optiques ont également été décrits et utilisés pour mesurer la vitesse du flux aérodynamique, sa température, ou le débit d'une canalisation par exemple. On trouvera de telles descriptions, à titre d'exemple, dans les documents : GB 2 389 902, DE 10 2006 04261 , US 6,431 ,010, WO 2004/094961 , JP 2005/172713. Les capteurs de mesure de vitesse ou de débit, de principe optique ne réalisent pas de caractérisation de nature de flux. De façon plus générale, ils ne s'intéressent qu'à la vitesse moyenne ou au débit moyen et ne permettraient pas d'identifier des phénomènes dynamiques.
L'invention vise à pallier les défauts des dispositifs décrits précédemment en proposant un dispositif de caractérisation complet de la nature d'un écoulement aérodynamique, c'est à dire non seulement permettant la localisation des lieux où l'écoulement est laminaire, turbulent, et les zones de transition mais aussi permettant l'identification de phénomènes dynamiques au voisinage de la paroi. L'invention vise également à découpler suffisamment la mesure de l'environnement thermique, mécanique, acoustique, électromagnétique et lumineux, à faciliter la fabrication du dispositif de caractérisation et son intégration dans une paroi d'accueil. L'invention vise enfin à rendre le dispositif de caractérisation robuste à l'environnement choisi et obtenir un coût de maintenance minimal.
A cet effet, l'invention a pour objet un dispositif de caractérisation de la nature d'un flux aérodynamique le long d'une paroi, caractérisé en ce qu'il comprend : • une pluralité de nœuds optiques sensibles à la température et répartis le long d'une fibre optique, chaque nœud comprenant un élément chauffant la paroi et un élément sensible à la température de la paroi,
• un générateur alimentant l'élément chauffant de chacun des nœuds,
• et des moyens de traitements permettant : o de déterminer pour chaque nœud des variations de vitesse du flux aérodynamique en fonction de la puissance émise par le générateur pour alimenter l'élément chauffant et d'une température mesurée par l'élément sensible, o de différencier des caractéristiques temporelles et spatiales des variations de vitesse du flux au niveau des différents nœuds et o de comparer les caractéristiques temporelles et spatiales à des modèles prédéfinis.
On tire profit, de la sensibilité à la température et aux variations de température de la classe de capteurs à fibre optique. On tire également profit de la capacité de cette technologie à disposer plusieurs zones capteurs délimitées le long d'une même fibre.
Le dispositif qui mesure un transfert de chaleur, et non simplement une température, permet un découplage par rapport à l'environnement thermique de chaque nœud ; le dispositif étant optimisé pour la mesure thermique. Le dispositif ne comporte pas d'amplificateur d'allongement comme les capteurs optiques de pression. Il est très peu sensible à la pression et aux vibrations de pression. Le dispositif étant complètement optique, il n'a aucune sensibilité électromagnétique aux fréquences radio. Le dispositif utilisant le principe laser, il n'est pas sensible à l'environnement optique.
Par rapport aux capteurs optiques, l'invention se caractérise par ses moyens permettant la mesure des variations rapides de la température, qui représentent des variations rapides du flux thermique entre la paroi et le flux aérodynamique en mouvement, qui représentent enfin les variations rapides de vitesse du flux aérodynamique à l'extrême proximité de la paroi, c'est à dire à la base de la couche limite, et par le procédé de traitement de l'information de variations rapides, de manière à délivrer une information de nature de l'écoulement et la localisation le cas échéant des transitions entre les différents modes d'écoulement. En effet, les capteurs optiques connus ne sont pas destinés à cet objet, du fait d'une bande passante et d'un traitement du signal inadéquat.
Dans le domaine de la voile sportive, il est possible de disposer la fibre optique le long de laquelle les nœuds sont positionnés sur certains éléments semi rigides des voiles tels que des lattes habituellement utilisées pour rigidifier les voiles.
L'invention a également pour objet une boucle de contrôle d'un profil de la paroi, caractérisée en ce qu'elle comprend un dispositif de caractérisation de la nature d'un flux aérodynamique le long d'une paroi selon l'invention et au moins un actionneur permettant de modifier le profil de la paroi en fonction des caractéristiques temporelles et spatiales des variations de vitesse du flux au niveau des différents nœuds de façon à modifier ces variations.
Avantageusement, pour chaque nœud, l'élément chauffant comprend une fibre optique conduisant un rayonnement lumineux vers la paroi pour la chauffer et l'élément sensible comprend une fibre optique qui intègre un réseau de Bragg pouvant altérer un rayonnement conduit par la fibre optique de l'élément sensible, l'altération étant fonction de la température de la paroi.
Le fait de mettre en œuvre des fibres optiques, aussi bien pour le chauffage du nœud que pour la mesure de température permet de s'affranchir de toute information électrique et ainsi d'améliorer la robustesse du nœud vis-à-vis de l'environnement électromagnétique. Le système peut aussi être caractérisé en ce qu'une seule fibre optique conduit le flux lumineux permettant de chauffer les parois des différents nœuds et en ce que la fibre optique commune aux différents éléments chauffants est courbée au niveau de chaque capteur, la courbure permettant de diffuser une partie du flux lumineux vers chaque nœud. Le système de chauffe peut également être réalisé par dopage de la fibre localisé à l'endroit où l'on veut dissiper de la chaleur, de manière à absorber un rayonnement infrarouge émis à une extrémité, de manière connue.
L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée d'un mode de réalisation donné à titre d'exemple, description illustrée par le dessin joint dans lequel : la figure 1 représente schématiquement un dispositif de caractérisation selon l'invention, le dispositif comprenant plusieurs nœuds optiques répartis le long d'une fibre optique ; la figure 2 représente schématiquement un exemple de nœud optique selon l'invention ; la figure 3 représente un exemple d'élément sensible appartenant à un nœud optique selon l'invention ; la figure 4 représente un système comprenant plusieurs nœuds. la figure 5 représente sous forme de chronogramme un exemple de modulation de puissance alimentant un élément chauffant du nœud ainsi que des exemples de mesures de températures relevées par l'élément sensible du nœud ; la figure 6 représente en coupe dans un plan vertical une aile d'avion comprenant des actionneurs permettant de modifier le profil de la paroi de l'aile ; la figure 7 représente en perspective une aile d'avion comprenant plusieurs actionneurs fluidiques. Par souci de clarté, les mêmes éléments porteront les mêmes repères dans les différentes figures.
L'invention est décrite en rapport à un dispositif embarqué à bord d'un aéronef mais il est bien entendu qu'elle peut être mise en œuvre dans d'autres applications telles des voiles de bateau par exemple. La figure 1 représente un dispositif de caractérisation 1 disposé sur l'extrados 2 d'une aile 3 d'un avion. Il est bien entendu possible de mettre en place le dispositif de caractérisation 1 sur l'intrados 4 de l'aile 3, ou en un autre endroit d'intérêt, tel que qu'une zone de jonction fuselage surface portante, ou bien autour d'une nacelle moteur, ou l'empennage lui-même. Le dispositif 1 comprend une fibre optique 5 le long de laquelle sont disposés des nœuds optiques 6. La fibre optique est placée sur l'extrados 2 formant une paroi le long de laquelle on cherche à caractériser le flux aérodynamique qui y circule. La fibre optique 5 est placée sur la paroi 2 sensiblement selon un cheminement prévu d'un filet d'air 7 du flux aérodynamique.
Ce mode de réalisation est bien adapté à une paroi réalisée en matériau composite. La fibre optique 5 est noyée dans la paroi 2 et les nœuds optiques 6 affleurent à la surface de la paroi 2.
Le dispositif comprend également un calculateur 8 permettant de réaliser la caractérisation en fonction d'informations reçues par chacun des nœuds optiques 6. Le calculateur est par exemple disposé à l'intérieur du fuselage de l'avion. Le calculateur 8 détermine des variations de vitesse du flux aérodynamique localement au niveau de chaque nœud optique 6.
Les variations de vitesse sont comparées à des seuils prédéfinis permettant de caractériser l'écoulement. Les seuils sont par exemple définis en soufflerie puis affinés lors d'essais en vol.
Par exemple, pour définir une première zone où le flux aérodynamique est laminaire et une seconde zone où le flux aérodynamique est turbulent, les moyens de traitement 8 comparent les vitesses du flux mesurés par les différents nœuds 6, de manière à différencier l'amplitude moyenne et l'amplitude des variations de vitesse, que l'on peut nommer bruit sur la vitesse, de flux d'un premier groupe N1 de nœuds 6 avec un second groupe N2 de nœuds 6 par rapport à des seuils de différence prédéterminés d'amplitude moyenne et de variation de vitesse. Les moyens de traitement 8 déterminent ensuite une zone de transition située entre les deux groupes N1 et N2. On a constaté que la zone de transition entre les deux régimes, laminaire et turbulent, est particulièrement perturbée et produit des variations de vitesses plus importantes que dans les zones où les régimes sont établis en gradient laminaire. Le fait de déterminer les variations de vitesse, ou bruit sur les vitesses, et pas seulement les vitesses moyennes permet de bien identifier lesdites zones laminaire et turbulente et la zone de transition.
Avantageusement, les moyens de traitement 8 comparent les vitesses du flux mesurés par les différents nœuds 6, dans un spectre allant du continu jusqu'à une fréquence donnée, à des signaux de spectre connu. Le spectre de comparaison peut par exemple s'étendre jusqu'à une fréquence de l'ordre de 1 à 10 kHz. La bande de fréquence dépend en pratique du nombre de Reynolds et d'autres paramètres propres à chaque application, de quelques Hertz à plusieurs kiloHertz. Cette analyse fréquentielle permet d'identifier facilement des signaux caractéristiques d'écoulements laminaires, turbulents, décollés et de zone de transition entre des écoulements laminaire, turbulent, et décollés. Les signaux de spectre connus sont définis par des essais en vol.
L'analyse fréquentielle peut également permettre d'identifier des signaux caractéristiques de phénomènes d'onde de choc de recompression à la transition supersonique-subsonique et/ou des signaux caractéristiques de phénomènes de buffeting et de flutter.
La figure 2 représente un corps massif 10 le long duquel circule le flux aérodynamique. Le sens de circulation du flux aérodynamique le long du corps 10 est représenté par une flèche 1 1 formant la direction du filet d'air 7.
A l'intérieur du corps 10, on a disposé un nœud 6 permettant de mesurer la vitesse du flux aérodynamique le long du corps 10.
Le principe de mesure de vitesse est celui d'un capteur thermique de cisaillement comme évoqué plus haut. Le nœud 6 comprend un élément chauffant 13 permettant de chauffer la paroi 2 du corps 10. Le flux aérodynamique tend à refroidir la paroi 2 par convection. Le nœud 6 comprend également un élément sensible 15 à la température de la paroi 2.
Plus la vitesse du flux aérodynamique est importante, plus la convection est forte et plus la température de la paroi 2, mesurée par l'élément sensible 15, est basse. En conséquence, l'information de température recueillie par l'élément sensible 15 est représentative de la vitesse du flux aérodynamique le long de la paroi 2.
On peut disposer plusieurs nœuds 6 sur l'extrados 2 entre le bord d'attaque et le bord de fuite afin de connaître la nature (laminaire ou turbulent) de l'écoulement le long de l'aile. En effet, un écoulement laminaire de l'air induit moins de traînée par frottement. Par ailleurs, le flux thermique dissipé par convection de l'aile vers l'air est liée à la vitesse de l'air à proximité immédiate de l'aile, c'est à dire à l'intérieur de la couche limite de l'écoulement d'air le long de la paroi 2. La convection est beaucoup plus importante en régime turbulent qu'en régime laminaire. Un tel nœud permet donc de déterminer la nature du régime du flux d'air et bien entendu le nœud 6 permet de détecter une éventuelle transition entre les deux régimes. La transition entre les régimes et les régimes eux-mêmes sont discernables non seulement par comparaison de la valeur du transfert thermique dans sa composante continue, mais également par les caractéristiques dynamiques du signal représentant la valeur instantanée du transfert thermique.
On cherche à limiter au maximum le transfert thermique entre l'élément chauffant 13 et le corps massif 10 afin de privilégier le transfert thermique vers le flux aérodynamique. A cet effet, on a réalisé dans l'élément massif 10 une cavité 16 fermée par une peau 17 formant la paroi 2 au niveau du nœud 6. La peau 17 est fine de façon limiter la capacité calorifique du corps 10 localement au niveau du nœud 6.
Dans un mode de réalisation préférentiel, la peau 17 et le corps 10 sont en fait parties d'un revêtement en matériau composite, travaillant ou pas.
Selon l'invention, l'élément chauffant 13 comprend une fibre optique 18 conduisant un flux lumineux vers la paroi 2 pour la chauffer. De plus, l'élément sensible 15 de chaque nœud 6 comprend un réseau de Bragg pouvant altérer un rayonnement conduit par la fibre optique 5, l'altération étant fonction de la température de la paroi 2. Plus précisément, Le fait d'introduire un réseau de Bragg dans la fibre optique 5 permet de réfléchir un rayonnement lumineux conduit par celle-ci à une longueur d'onde précise. Des variations de température déforment le réseau de Bragg ce qui entraine une modification de la longueur d'onde réfléchie. En mesurant la longueur d'onde réfléchie par le réseau de Bragg, on obtient une image de la température de l'élément sensible 15. Le réseau de Bragg reste transparent aux autres longueurs d'onde ce qui permet de réaliser plusieurs éléments sensibles sur une même fibre optique 5. Dans un premier mode de réalisation représenté sur la figure 2, la fibre optique 18 s'étend le long de la paroi 2, c'est-à-dire parallèlement à celle-ci, noyée dans la peau 17. La fibre optique 18 comprend une extrémité 20 située à proximité immédiate de l'élément sensible 15. L'extrémité 20 est disposée sensiblement au centre de l'élément sensible 15. Un rayonnement lumineux est conduit par la fibre optique 18 jusqu'à l'extrémité 20. Ce rayonnement lumineux véhicule une énergie thermique suffisante pour chauffer la peau 17.
Avantageusement, la paroi 2 comprend un matériau diffusant le rayonnement lumineux émis par la fibre optique 18. Ce rayonnement lumineux est par exemple infrarouge. Il peut être émis par un laser ou par une lampe. Pour diffuser ce type de rayonnement on peut par exemple réaliser la peau 17 en fibre de carbone noyées dans une résine époxy ou carbone. Dans un second mode de réalisation, la fibre optique 18, au niveau de son extrémité 20, est sensiblement perpendiculaire à la paroi 2. L'extrémité 20 est par exemple disposée dans la cavité 16 de façon à éclairer la peau 17.
Dans ces deux modes de réalisation, mais avantageusement pour le second, il est possible de concentrer l'émission de chaleur au niveau de la face extérieure de la peau 17, face en contact avec le flux aérodynamique. A cet effet, la paroi 2 comprend un matériau transparent au rayonnement lumineux émis par la fibre optique 18. Le matériau transparent est recouvert du matériau diffusant à l'interface entre la paroi 2 et le milieu dans lequel circule le flux aérodynamique.
La figure 3 représente une variante de réalisation de l'élément sensible 15 qui comprend deux réseaux de Bragg 21 et 22 encadrant une cavité résonnante 23 dont la longueur d'onde de résonnance est fonction de la température de la paroi 2. La cavité 23 est par exemple dopée à l'erbium. Les atomes qui s'y trouvent sont excités par un rayonnement de pompage optique 24. La cavité 23 émet un rayonnement laser 25 dont la longueur d'onde est fonction de la température de l'élément sensible 15 du fait de la variation de longueur optique de la cavité 23 due à la dilatation thermique des matériaux formant l'élément sensible 15. Ce type d'élément sensible a été utilisé comme nœud de pression dans un hydrophone comme décrit dans un article de David J. HiII et al « Fiber laser hydrophone array » Proc. SPIE vol. 3860, pages 55 à 66 (septembre 19599) L'élément sensible 15 est intégré dans la fibre optique 5. (Ce document a été référencé XP003013266 par l'office européen des brevets.)
La figure 4 représente le dispositif avec plusieurs nœuds. La fibre optique 5 est commune aux éléments sensibles 15 des différents nœuds 6. Un laser de pompe 30 émet un rayonnement stimulant les différents éléments sensibles 15. Le rayonnement émis par chaque élément sensible 15 est centré autour d'une longueur d'onde particulière afin de pouvoir les distinguer. Un isolateur optique 31 permet de récupérer les rayonnements émis par les différents éléments sensibles pour déterminer la température de chacun. Dans le système de la figure 3, il est également possible de mettre en œuvre une seule fibre optique 18 commune à tous les nœuds 6 pour chauffer la paroi 2. La fibre optique 18 est éclairée par une source lumineuse 32 par exemple infrarouge. La fibre optique 18 est courbée au niveau de chaque nœud 6. La courbure de la fibre optique 18 permet de diffuser une partie du flux lumineux émis par la source 32 vers chaque nœud 6. On peut bien entendu chauffer la paroi 2 au niveau de chaque nœud 6 au moyen d'une fibre optique 18 propre à chaque nœud 6. Les fibres optiques 18 et 5 sont noyées dans la peau 17 de chaque nœud 6 et plus généralement dans la paroi 2 entre chaque nœud 6. L'intégration d'une fibre de mesure 5 et de génération de chaleur
18 dans une paroi 2, en particulier dans une paroi en matériau composite, est facile à réaliser. Une fois intégrées, deux fibres, avec leurs connecteurs, assurent la fonction d'un ensemble de nombreux capteurs, de 10 à 100 typiquement, répartis le long des fibres. L'intégration est donc infiniment plus simple que celle du même nombre de capteurs électriques, qui de plus doivent bénéficier de blindages électromagnétiques.
Avantageusement, le dispositif comprend un générateur 32 alimentant l'élément chauffant 13 en fonction d'une consigne, des moyens pour moduler la consigne à une fréquence donnée et des moyens de démodulation de la température mesurée par l'élément sensible 15, la démodulation étant synchrone de la modulation.
En effet, on peut modéliser la conservation de la chaleur au niveau du nœud 6 de la façon suivante
Figure imgf000015_0001
Dans l'équation (1 ), l'élément sensible 15 est à une température T fonction du temps : T(t). L'élément sensible 15 est noyé dans la peau 17 de capacité calorifique : C. Le nœud 6 présente une conductivité thermique fonction du temps : λ(t) par rapport au flux aérodynamique dont la capacité calorifique est considérée comme infinie. L'élément chauffant 13 apporte au nœud 6 une puissance thermique fonction du temps : P(t). La température du flux aérodynamique est notée : TΘXt(t). En intégrant l'équation (1 ) on obtient :
Figure imgf000015_0002
Dans l'équation (2), B représente un coefficient pouvant être déterminé par les conditions aux limites.
Dans le cas où la conductivité thermique λ(t), la puissance thermique P(t) et la température extérieure TΘXt(t) varient très lentement ou sont constants, on obtient pour la température du nœud :
Figure imgf000015_0003
On voit que dans ce cas, la température d'équilibre τ(∞) du nœud (6) est
P
T(°°) = Text + - (4) La température d'équilibre τ(∞) dépend de la température du milieu extérieur TΘXt et de la conductivité thermique λ que l'on souhaite mesurer. Ainsi pour obtenir la conductivité thermique λ, il faut effectuer une mesure de la température du milieu extérieur.
On peut moduler la puissance apportée P(t) au nœud 6 par exemple selon une modulation sinusoïdale :
P(t) = P0 + P∞s(ωt) (5)
Dans cette modulation, P0 est une puissance moyenne définie de façon à ce que la puissance P(t) soit toujours positive, P est la demi- amplitude de la puissance P (t) et ω une pulsation de la puissance P (t). D'autres types de modulations sont bien entendu possible. On peut conserver une pulsation ω constante et choisir une forme d'onde différente de la forme sinusoïdale. On peut aussi faire varier la pulsation ω afin d'améliorer la robustesse de la mesure par rapport aux perturbations extérieures. Ce type de variation de pulsation est connu dans la littérature anglo-saxonne sous le nom de « chirp » pour gazouillis.
Par la suite et pour simplifier la compréhension, on ne s'intéresse qu'à une modulation sinusoïdale. Le même type de raisonnement peut se faire pour d'autres modulations. La température T(t) de l'élément sensible 15 s'exprime alors :
Figure imgf000016_0001
On voit ici que la variation de température T(t) obtenue au niveau du nœud 6 ne dépend plus que de paramètres maitrisables ou caractéristiques de la configuration de mesure.
Ainsi, si on applique un filtre sur les variations de températures observées par l'élément sensible 15 afin de ne regarder qu'une certaine bande passante autour de la fréquence de modulation, la mesure devient insensible à toutes les perturbations extérieures en dehors de cette bande d'analyse augmentant par conséquent la précision de la mesure effectuée.
Avantageusement, le générateur 32 alimente l'élément chauffant
13 en modulation de largeur d'impulsion à une fréquence supérieure à la fréquence de modulation de manière à découpler les deux modulations. On peut par exemple avoir un rapport de 10 entre les deux fréquences. Ainsi, lors de la démodulation, d'éventuelles variations de température mesurées par l'élément sensible 15 à la fréquence de modulation de largeur d'impulsion disparaîtront.
La vitesse instantanée du flux aérodynamique peut être déterminée à partir de l'amplitude de la température instantanée démodulée T(t). On établit par exemple de façon empirique une correspondance entre amplitude des variations thermiques et les variations de vitesse du flux aérodynamique.
Il est également possible d'utiliser le retard de phase entre la température mesuré et les variations de la puissance de chauffe P(t) pour effectuer la mesure. Cette mesure de déphasage, présente l'intérêt d'être indépendante de l'amplitude de la modulation de la puissance de chauffe rendant la mesure encore plus robuste. Les variations de vitesse du flux aérodynamique peuvent être déterminées à partir des évolutions du déphasage de la température instantanée démodulée T(t) par rapport à la consigne modulée en puissance P(t). Dans cette variante on peut également établir une correspondance entre valeur de déphasage et vitesse du flux aérodynamique.
La figure 5 représente sous forme de chronogramme un exemple de modulation de puissance P(t) alimentant l'élément chauffant 13. La puissance moyenne P0 est normalisée à une valeur de 1 représentée en ordonnée sur la gauche de la figure 4. La modulation est ici sinusoïdale. Deux exemples de mesures de températures T1 (t) et T2 (t) relevées par l'élément sensible 15 sont également représentés sur la figure 4. Plus précisément, les courbes T1 (t) et T2(t) sont représentées après démodulation. Les valeurs de températures sont exprimées en Kelvin et l'échelle de température est représentée en ordonnée sur la droite de la figure 4. La courbe T1 (t) est relevée pour un nœud 6 dont la conductivité thermique λ est plus faible que le nœud associé à la courbe T2(t). On peut établir une correspondance entre la vitesse du flux aérodynamique le long de la paroi 2 et, soit l'amplitude de la courbe mesurée T1 (t) ou T2(t), soit le déphasage entre une des courbes T1 (t) ou T2 (t) et la courbe représentant la modulation de puissance P(t).
Un dispositif selon l'invention est avantageusement intégré dans une boucle de contrôle d'un profil d'une paroi. La boucle comprend des actionneurs permettant de modifier le profil de la paroi en fonction des caractéristiques temporelles et spatiales des variations de vitesse du flux au niveau des différents nœuds de façon à modifier ces variations, par exemple pour réduire les zones d'écoulement turbulent ou décollé. La figure 6 représente en coupe dans un plan vertical une aile 3 d'avion comprenant des actionneurs permettant de modifier le profil de la paroi 2 de l'aile 3. Les actionneurs sont pilotés par le calculateur 8.
Sur la figure 6, une première série d'actionneurs 40 formés de micro vérins disposés à l'intérieur de l'aile 3 permettent de modifier la forme de la paroi 2. Ces micro vérins sont par exemple piézo-électriques. Sur la figure 6, plusieurs actionneurs 40 sont disposés sur l'intrados de l'aile 3.
D'autres positions sont bien entendus possibles en fonction du besoin de corriger le flux aérodynamique autour de la paroi 2.
Une seconde série d'actionneurs 41 est formée de petits volets 42 disposés le long du bord de fuite 43 de l'aile 3L Les volets 42 sont commandés en rotation autour d'un axe suivant sensiblement le bord de fuite
43.
La figure 7 représente en perspective l'aile 3 comprenant plusieurs actionneurs fluidiques. Ces actionneurs sont formés d'ouvertures par les quelles des jets d'air peuvent être émis vers l'extérieur de la paroi 2 afin de modifier le flux aérodynamique autour de la paroi 2.
Sur la figure 7 une première série d'actionneurs fluidiques 44 est disposée au voisinage du bord d'attaque 45 de l'aile 3 et une deuxième série d'actionneurs fluidiques 46 est disposée au voisinage du bord de fuite 43 de l'aile 3.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de caractérisation de la nature d'un flux aérodynamique le long d'une paroi (2), caractérisé en ce qu'il comprend :
• une pluralité de nœuds optiques (6) sensibles à la température et répartis le long d'une fibre optique (5), chaque nœud (6) comprenant un élément chauffant (13) la paroi (2) et un élément sensible (15) à la température de la paroi (2),
• un générateur (32) alimentant l'élément chauffant (13) de chacun des nœuds (6),
• et des moyens de traitements (8) permettant : o de déterminer pour chaque nœud (6) des variations de vitesse du flux aérodynamique en fonction de la puissance émise par le générateur (32) pour alimenter l'élément chauffant (13) et d'une température mesurée par l'élément sensible (15), o de différencier des caractéristiques temporelles et spatiales des variations de vitesse du flux au niveau des différents nœuds (6) et o de comparer les caractéristiques temporelles et spatiales à des données prédéfinies.
2. Dispositif selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les nœuds (6) sont répartis le long d'une fibre (5) sensiblement placée sur la paroi (2) selon un cheminement prévu d'un filet d'air (7) du flux aérodynamique.
3. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de traitement (8) comparent les vitesses du flux mesurés par les différents nœuds (6), de manière à différencier l'amplitude moyenne de débit thermique d'un premier groupe (N1 ) de nœuds (6) avec un second groupe (N2) de nœuds (6) par rapport à un seuil de différence prédéterminé et déterminent une zone de transition située entre les deux groupes (N1 , N2).
4. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de traitement (8) comparent les vitesses du flux mesurés par les différents nœuds (6) dans un spectre allant du continu jusqu'à une fréquence donnée à des signaux de spectre connu, de manière à identifier des signaux caractéristiques d'écoulements laminaires, turbulents, décollés et de zone de transition entre lesdits écoulements laminaire, turbulent, et décollés.
5. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de traitement comparent les vitesses du flux mesurés par les différents nœuds (6) dans un spectre allant du continu jusqu'à une fréquence donnée à des signaux de spectre connu, de manière à identifier des signaux caractéristiques de phénomènes d'onde de choc de recompression à la transition supersonique-subsonique.
6. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de traitement comparent les vitesses du flux mesurés par les différents nœuds (6) dans un spectre allant du continu jusqu'à une fréquence donnée à des signaux de spectre connu, de manière à identifier des signaux caractéristiques de phénomènes de buffeting et de flutter.
7. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'élément sensible (15) de chaque nœud comprend au moins un réseau de Bragg (21 , 22) disposé sur la fibre optique (5) et pouvant altérer un rayonnement conduit par la fibre optique (5), l'altération étant fonction de la température de la paroi (2).
8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'élément sensible (15) comprend deux réseaux de Bragg (21 , 22) encadrant une cavité résonnante (23) dont la longueur d'onde de résonnance est fonction de la température de la paroi (2).
9. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'élément chauffant (13) de chaque nœud (6) comprend une seconde fibre optique (18) conduisant un rayonnement lumineux vers la paroi (2) pour la chauffer.
10. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce que la paroi (2) comprend un matériau diffusant le rayonnement lumineux émis par la fibre optique (18) de l'élément chauffant (13).
11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 9 ou 10, caractérisé en ce que la paroi (2) comprend un matériau transparent au rayonnement lumineux émis par la fibre optique (18) de l'élément chauffant (13) recouvert du matériau diffusant à l'interface entre la paroi (2) et le milieu dans lequel circule le flux aérodynamique.
12. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 9 à 1 1 , caractérisé en ce qu'une extrémité (20) de la fibre optique (18) de l'élément chauffant (13) est située dans la cavité (1 6) de façon à éclairer la peau (17).
13. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 9 à 6, caractérisé en ce que la fibre optique (18) de l'élément chauffant (13) s'étend le long de la paroi (2) et comprend une extrémité (20) située à proximité immédiate de l'élément sensible (15).
14. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'au niveau de chaque nœud, la paroi (2) limite un corps massif (10) le long duquel circule le flux aérodynamique et en ce que le corps massif (10) comprend une cavité (1 6) fermée par une peau (17) formant la paroi (2) au niveau de l'élément sensible (15).
15. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que, pour chaque nœud (6), le générateur (32) alimente l'élément chauffant (13) en fonction d'une consigne et en ce que le dispositif comprend des moyens pour moduler la consigne à une fréquence donnée et des moyens de démodulation de la température mesurée par l'élément sensible (15), la démodulation étant synchrone de la modulation.
16. Boucle de contrôle d'un profil d'une paroi (2), caractérisé en ce qu'elle comprend un dispositif selon l'une des revendications précédentes de caractérisation de la nature d'un flux aérodynamique le long de la paroi (2) et au moins un actionneur (40, 41 , 44, 46) permettant de modifier le profil de la paroi (2) en fonction des caractéristiques temporelles et spatiales des variations de vitesse du flux au niveau des différents nœuds (6) de façon à modifier ces variations.
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