WO2013017746A1 - Velocevietre insensible aux conditions givrantes et aux fortes pluies - Google Patents

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WO2013017746A1
WO2013017746A1 PCT/FR2012/000313 FR2012000313W WO2013017746A1 WO 2013017746 A1 WO2013017746 A1 WO 2013017746A1 FR 2012000313 W FR2012000313 W FR 2012000313W WO 2013017746 A1 WO2013017746 A1 WO 2013017746A1
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fin
angle
pressure
speed
axis
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PCT/FR2012/000313
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English (en)
Inventor
Robert Schegerin
Original Assignee
Aer
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Publication date
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    • 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
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
    • G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw

Definitions

  • aerodynamics of an aircraft or a drone particularly in exceptional atmospheric conditions, particularly in icing conditions and / or heavy rainfall.
  • probes are simple, accurate, but are sensitive to exceptional weather conditions such as heavy icing and / or heavy rainfall. They are generally heated, but if, for example, the diameter of ice in the air is greater than the inlet of the probe, it is likely that this probe is stuck and no longer works properly.
  • This error occurs when the static pressure measured by the tube is different from the actual atmospheric pressure away from the device, especially when the flow of air around the device is not equal to the actual speed of the device. 'apparatus. This can be caused by one or more factors: the angle of attack, the weight of the aircraft, acceleration ... and, in the case of helicopters, the airflow created by the movement of the blades.
  • the reading error can be positive or negative depending on the factors involved.
  • the position errors can be a fixed value (which depends only on the model of the device and can therefore be calibrated) and / or a variable value that can come from mechanical deformations locally changing the flow of air, or particular flight situations.
  • the proposed invention makes it possible to solve the problem posed of the reliability of the speed probes in exceptional atmospheric conditions by overcoming the previously defined defects and errors, particularly by completely avoiding the icing conditions and / or heavy rain. It fights the universally accepted idea that only a "Pitot" tube makes it possible to measure the speed relative to the air of an airplane from the measurement of the total pressure or the stopping pressure.
  • - Supersonic speed Mach greater than Mach 1.
  • Sharp angle a line delimiting two straight or curved surfaces which constitute the faces of an angle of a dihedron, or more especially the side of a face of a polyhedron, the said angle being of small radius.
  • the invention solves the aforementioned problems by proposing a device for reliably measuring the velocity of a fluid containing solid or liquid or gaseous elements having a density different from that of said fluid, with respect to a mobile structure or fixed, irrespective of, for example, icing conditions or heavy rains, in the entire flight domain and in particular in the subsonic and transonic regime.
  • an elongated fin placed in the ambient air mass said fin having a longitudinal axis OX, a span axis ZZ 'and comprising:
  • the shape of the fin defined according to the invention makes it possible to modify the direction of the fluid flow lines, to avoid excessive drag, to stabilize the transonic shock wave, to improve the smoothness and to balance the lift forces around the fin. Therefore, the dynamic pressure measurement to deduce the speed of the mobile is not tainted by error.
  • the length of its portion A referred to the axis Ox is between 70 and 80 mm
  • the height of the fin is between 4 and 10 mm
  • FIG. 9b shows a section of the section KK of the fin according to the preferred and particular embodiment of FIG. 9a.
  • - Figure 9c shows a sectional view of the section of the rear portion of the fin (1) according to Figure 9a.
  • Figures la to represent several embodiments of a fin profile according to the invention.
  • FIGS. 1-10 illustrate the portions A and B of the fin (1) and the dynamic pressure tap PB located in the portion B of the fin (1), said portion B constituting the rear portion of the fin (1).
  • the portion A which corresponds to the leading edge of the fin, does not include a pressure tap and has an increasing thickness in the direction of the portion B.
  • the fact of not having pressure taken on the portion A allows to overcome the errors of pressure measurements due to the incidence or drag and / or the boundary layer.
  • the static or dynamic pressure measurements are not tainted with errors and the velocimetry system according to the invention can thus be freed from the problems related to icing and heavy rain, for example accumulation of ice and water. water to the right of the dynamic pressure tap PB.
  • the advantage of measuring a dynamic pressure is characterized by the fact that the calculation means configured to deduce the speed V of the mobile relative to the ambient air mass (For a Pitot tube this calculation means is a manometer) measures the pressure difference between the static pressure and the dynamic pressure and thus makes it easy to calculate the speed of the fluid flow around the fin.
  • This speed corresponds to the relative wind and is, in aeronautics, one of the essential information for the pilot who must always maintain his aircraft above its stall speed and below its maximum speed. It also allows, knowing the profile of the function connecting the speed and pressure for an incidence and / or a skid angle, to deduce the ground speed and the consumption of the aircraft.
  • FIG. 1 shows a variant of FIG. 1b, in which the portion B has a rounded contour on the upper surface or lower surface of the fin, and forms a flange for protecting the inclined portion of the portion B of projections, especially when the plane is parked in the parking lot.
  • the portion A corresponds to a portion A of the profile where the absolute value of Y is increasing with X, that is to say the leading edge of the fin (1), of in order to remove the particles of water or dust present in the ambient air mass outside the profile.
  • Figures 2a and 2b show a variant of a velocimetry system according to the invention, Figure 2b being a sectional view of Figure 2a in the plane 2b-2b defined in Figure 2a.
  • the fin (1) as presented comprises an intermediate segment, a measuring segment (12) comprising protruding structural elements (13), and connecting means (14) adapted to allow the fin (1) to be fixed. for example the fuselage of an airplane.
  • the intermediate segment is disposed between the connecting means (14) and the measuring segment (12), and thus allows to shift the measurement segment (12) of the fuselage of the aircraft.
  • the protruding structural elements (13) are typically ribs, disposed substantially perpendicular to a span axis of the fin, and extending at least in the portion B of the fin. These projecting elements (13) are adapted to channel the flow of air to the right of the dynamic pressure tap PB and thus avoid the formation of parasitic turbulence that would disturb the measurement of the dynamic pressure PB.
  • the dynamic pressure PB measured by the velocimeter is converted into a pressure equivalent to that delivered by a Pitot tube under the same conditions.
  • the measured pressure PB is converted into a numerical value, and given as a reference to a motor M via a computer C.
  • the motor M activates a bellows MS according to this setpoint, which delivers a pressure to the aircraft system SA.
  • the wing is mounted here on the fuselage of the aircraft but it could also be mounted under the wing.
  • This fin is mounted movably on the fuselage (302) of the aircraft and is secured to a shaft which can rotate about an axis XX '.
  • two ball bearings (306) and (307) maintain the fixed fin in translation and along two axes of rotation but leaves free the fin to rotate about the axis XX '.
  • a flyweight (308) balances the fin so that the center of gravity CDG of the assembly constituted by the fin and the elements which are integrally attached thereto is located substantially on the axis XX '.
  • a dynamic pressure tap PB is constituted by an orifice placed on the underside of the fin. This pressure tap is located behind the master torque, after the leading edge. This pressure tap is located in the portion B of the fin (301). It should be noted that, as previously in FIG. 1, no pressure tap is placed in the portion A corresponding to the leading edge of the fin.
  • a first sealed channel (304) conveys this dynamic pressure PB to a pressure sensor (305) for creating an electrical signal corresponding to this dynamic pressure PB.
  • FIG. 4 shows a sectional view of another variant of the fin (1) according to the invention, in which the dynamic pressure tap PB comprises a plurality of orifices (21) which are arranged on the rear part of the fin (1), preferably on the underside of the fin, in the portion B forming the rear portion of the fin (1), and which open into a plenum (22) made in the body of the fin (1).
  • Two heating means (10) make it possible to regulate the temperature to avoid risks of icing.
  • the function F (V) (PS-PB) / PS thus obtained, as shown in FIG. 7b, for each value of the angle of incidence ALPHA and possibly of the slip angle GAMMA, is unambiguous in the sense from (PS-PB) / PS to V, strictly increasing according to the Mach number in the entire flight range of the aircraft, subsonic as transonic.
  • this function may have at least one inflection point for a value of the Mach number between 0.3 or 0.5 and 0.95. It can be smoothed or approximated by a polynomial function of degree at least equal to 2.
  • FIG. 8 shows another embodiment of a velocimeter according to the invention, made by exploiting an existing pitot tube (400) mounted on the fuselage (302) of an airplane for example.
  • the existing Pitot tube (400) is connected to the fuselage (302) by means of a mast (401) and a base (402), and is equipped with a plug (410) closing its front air intake (404), but leaving free its drain (403) which is operated as a pressure tap PB.
  • the plug (410) may also have a channel opening into the front air intake (404) of the Pitot tube (400), and opening into a pressure tap PB in the portion B of the plug (410).
  • FIG. 10 represents a section section KK of the fin (1) corresponding to a preferred and particular embodiment of the device that is the subject of the present invention.
  • This Figure 10 shows two plenums (22) and three heating means (10).
  • the portion B constituting the rear part of the fin, comprises at least one zone in the form of a concave or convex circular arc B1 and / or B2 with a particulate filter function, so that the particles of higher density at the density of the air, trapped in the fluid flow (4) at the rear of the fin, are ejected and / or removed by centrifugal forces out of the zone near the pressure tap PB , said zone B1 and / or B2 makes it possible to channel and / or stabilize the path of the air flow at the rear of the vane, said fluid flow (4) having a shape of a roller and / or a vortex of axis substantially parallel to the axis ZZ ';
  • the fin comprises at least one rib (13) disposed substantially perpendicular to the span axis ZZ 'of the fin and extending at least in the portion B of the fin, said rib is adapted to channel the flow of air in an area close to the dynamic pressure tap PB at the rear of the fin;

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Abstract

La présente invention concerne un système de vélocimétrie permettant de mesurer la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante indépendamment des conditions atmosphériques, le mobile étant adapté pour évoluer au moins à des vitesses subsoniques et transsoniques. Le système de vélocimétrie comprend : - une ailette de forme allongée placée dans la masse d'air ambiante dont le profil comprend une portion A et une portion B, au moins un moyen de chauffage, au moins une prise de pression dynamique PB située dans la portion B, un angle BETA défini entre l'axe OX et l'intrados ou l'extrados de la portion A de l'ailette; - au moins une prise de pression statique PS - au moins un moyen de mesure et/ou de calcul de l'angle d'incidence et éventuellement au moins un moyen de mesure et/ou de calcul de l'angle de dérapage, - au moins un moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante (7) à partir des valeurs de pression statique PS et dynamique PB et éventuellement de l'angle d'incidence ALPHA de l'ailette et/ou de l'angle de dérapage GAMMA, et ceci de manière univoque, injective dans tout le domaine subsonique et transsonique.

Description

VELOCEVIETRE INSENSIBLE AUX CONDITIONS GIVRANTES ET AUX FORTES PLUIES.
La présente invention concerne un dispositif multifonction permettant principalement d'améliorer la fiabilité des mesures de vitesses relatives d'un fluide par rapport à une structure solide.
Elle a plus particulièrement comme objet la mesure de la vitesse d'un gaz par rapport à une structure, par exemple la mesure fiable de la vitesse relative de l'air par rapport à une structure, comme l'air ambiant autour d'une structure en mouvement.
Elle convient tout à fait, également, à la mesure de la vitesse d'une masse d'air en mouvement par rapport à une structure fixe.
Elle convient particulièrement bien, également, à la mesure de la vitesse
aérodynamique d'un avion ou d'un drone notamment en conditions atmosphériques exceptionnelles, particulièrement en conditions givrantes et/ou sous fortes pluies.
Elle concerne éventuellement un système de mesure multiphysique des paramètres aérodynamiques et/ou thermodynamiques d'un mobile par rapport à un écoulement ou une masse d'air ambiante.
Elle permet d'éviter tous risques liés aux conditions atmosphériques exceptionnelles de façon à ce que les mesures de vitesse ne soient pas entachées d'erreurs.
Actuellement l'aviation commerciale est relativement sûre si l'on rapporte le nombre d'accidents aux kilomètres passagers parcourus.
Toutefois le nombre d'accidents est encore trop élevé. L'impact médiatique d'un accident grave est considérable et ralentit notablement le développement d'une industrie qui devrait encore se développer dans les années avenir.
La mesure de la vitesse d'un avion par rapport à une masse d'air ambiant est fondamentale pour sa sécurité. En effet à basse altitude et à basse vitesse l'avion risque de décrocher, et à haute altitude une plage étroite de vitesse permet à l'avion de rester en l'air. En effet compte tenu de la faible densité de l'air en altitude l'avion décroche à moins de se déplacer à une vitesse relativement élevée alors qu'une survitesse conduit à la destruction de l'appareil.
D'autre part les systèmes automatiques des avions (pilote automatique, auto manette, ... ) sont liés directement aux indications de vitesse par rapport à l'air ambiant. Une fausse indication de vitesse peut générer des accidents graves notamment en cas de fausses informations simultanées de plusieurs sondes de vitesse. Plusieurs accidents sont dus de façon certaine à la mauvaise indication des sondes de vitesses. Dans d'autres cas graves, de fausses indications de vitesses sont suspectées d'avoir été la cause directe ou indirecte d'incidents graves.
Les cas de mauvais fonctionnement des sondes actuelles ont généralement lieu dans des conditions météorologiques exceptionnellement difficiles, par exemple des conditions de givrage et/ou fortes pluies et/ou forte pression.
La consigne de navigabilité N° 2009-0195 émise par l'Agence Aéronautique et Spatiale Européenne (EASA) précise que certaines sondes de mesure de vitesse doivent être remplacées par d'autres jugées plus fiables en conditions givrantes ou par fortes pluies.
Les sondes "Pitot" du nom de leur inventeur existent depuis plusieurs centaines d'années. Elles ont été utilisées sur les bateaux puis améliorées par M. Ludwick Prandtl.
Les sondes Pitot ou tubes de Prandtl sont utilisées de façon systématique sur les avions actuels qu'ils soient civils ou militaires. Elles comportent un orifice sur l'avant de la sonde. Cet orifice est relié à un capteur de pression. Cette pression est appelée pression d'arrêt. Cette pression d'arrêt est comparée à une pression statique mesurée sur la sonde elle-même ou à un autre endroit de l'avion. Cette dite pression d'arrêt est toujours supérieure ou égale à ladite pression statique. Des lois de correspondance permettent de déduire la vitesse aérodynamique avion à partir des valeurs mesurées de pression d'arrêt et de la pression statique.
Ces sondes sont simples, précises, mais sont sensibles aux conditions atmosphériques exceptionnelles telle que les fortes conditions givrantes et/ou les fortes pluies. Elles sont en général chauffées, mais si, par exemple, le diamètre de glaçons présents dans l'air traversé est supérieur à l'orifice d'entrée de la sonde, il est probable que cette sonde soit obsturée et ne fonctionne plus correctement.
D'autre part en général, ces sondes comportent un drain d'évacuation de l'eau. Ce drain permet l'évacuation d'un certain débit d'eau. Si le débit d'eau ingéré par le tube Pitot est supérieur au débit d'eau maximal du drain, il est probable que la sonde ne puisse plus fonctionner. On peut citer quelques défauts intrinsèques de ce type sonde :
- Erreur de densité : Ces erreurs affectent les mesures de vitesse et d'altitude. Cette erreur est due aux variations de pression de l'atmosphère qui ne sont pas liées à l'altitude (météorologie);
- Erreur de compressibilité : Ces erreurs de mesure surviennent lorsque l'approximation du régime incompressible ne peut plus être faite et que la formule calculant la vitesse ne s'applique plus. Cette erreur intrinsèque se produit notamment aux altitudes élevées, où la vitesse du son est inférieure à sa valeur au niveau de la mer. Ces erreurs deviennent significatives pour des altitudes supérieures à 10000 pieds et pour des vitesses supérieures à 200 nœuds. Dans ces conditions, l'indicateur de vitesse rapporte une vitesse inférieure à la vitesse réelle de l'appareil ;
- Hystérésis mécanique due aux propriétés de la capsule anéroïde contenue dans l'instrument de mesure. Cet effet d'hystérésis peut être causé par un changement anormal dans l'inclinaison de l'appareil. Cette erreur se caractérise par une valeur momentanément fausse dans la mesure de l'inclinaison, puis lors du renversement d'hystérésis, dans la mesure d'altitude et la mesure de la vitesse verticale ;
- Erreur de position. Cette erreur se présente lorsque la pression statique mesurée par le tube est différente de la pression atmosphérique réelle loin de l'appareil, notamment lorsque l'écoulement de l'air autour de l'appareil n'est pas égal à la vitesse réelle de l'appareil. Cela peut être causé par un ou plusieurs facteurs : l'angle d'attaque, le poids de l'appareil, l'accélération... et, dans le cas des hélicoptères, au flux d'air créé par le mouvement des pales. L'erreur de lecture peut être positive ou négative selon les facteurs en cause. Les erreurs de positions peuvent être une valeur fixe (qui ne dépend que du modèle de l'appareil et peut donc être calibrée) et/ou une valeur variable qui peuvent provenir de déformations mécaniques changeant localement l'écoulement de l'air, ou des situations de vol particulières.
Classiquement, les sondes de type "Pitot" sont employées pour mesurer la vitesse aérodynamique sur avion, pourtant ces sondes semblent poser des problèmes dans certaines conditions exceptionnelles fortement givrantes et/ou sous fortes pluies. Or la sécurité maximale nécessaire en aéronautique n'est pas atteinte dans le cas où la cause de panne provient de phénomènes atmosphériques très exceptionnels. En effet la multiplication du nombre de sondes identiques et placées dans les mêmes conditions ne crée pas une redondance réelle. Il semble donc important pour améliorer encore la fiabilité de systèmes complets de ne pas oublier qu'il est préférable d'avoir une redondance réelle des sous- systèmes.
L'invention proposée permet de résoudre le problème posé de la fiabilité des sondes de vitesses en conditions atmosphériques exceptionnelles en s'affranchissant des défauts et erreurs précédemment définies, particulièrement en s'affranchissant complètement des conditions givrantes et/ou de fortes pluies. Elle combat l'idée universellement acceptée que seul un tube "Pitot" permet de mesurer la vitesse par rapport à l'air d'un avion à partir de la mesure de la pression totale ou de la pression d'arrêt.
Un autre objectif de l'invention est de présenter un système de mesure multiphysique des paramètres aérodynamiques et/ou thermodynamiques d'un mobile par rapport à un écoulement ou une masse d'air ambiante dans des conditions aérodynamiques et/ou thermodynamiques complexes. L'invention parvient à résoudre le problème posé en proposant un système de mesure multiphysique des paramètres aérodynamiques et/ou thermodynamiques d'un mobile par rapport à un écoulement ou une masse d'air ambiante, plus particulièrement un système de vélocimétrie avec une structure et/ou une forme particulière permettant de s'affranchir de toutes les erreurs et défauts précédemment définis, ledit système de vélocimétrie mesurant la vitesse du mobile par rapport à la masse d'air ambiante à partir de la mesure de la pression dynamique. De cette façon, il est possible de remonter facilement à la valeur de la vitesse du mobile pour chaque valeur de l'angle d'incidence et ou de l'angle de dérapage sans pour autant mesurer la pression totale ou la pression d'arrêt. Il est également possible de s'affranchir des problèmes de sensibilité aux fortes pressions car cette dite pression dynamique mesurée est toujours inférieure ou égale à la pression statique.
L'invention permet également de proposer une solution complémentaire au tube Pitot en créant un ensemble de mesures redondantes en éliminant les modes communs de défaillance de la mesure.
D'autres moyens de mesure de la vitesse d'un avion ont été proposés. On peut citer : les mesures laser, les mesures optoélectroniques... Toutes ces méthodes proposées pour mesurer la vitesse d'un avion par rapport à l'air ambiant ont conduit à des masses et/ou des coûts prohibitifs et ne sont pas exploitables.
Des améliorations aux tubes Pitot ont été proposées, afin de les rendre moins sensibles aux conditions givrantes et/ou aux fortes pluies. Le chauffage des tubes Pitot existe notamment depuis très longtemps afin d'empêcher la formation de glace autour de ces tubes. Malheureusement les solutions proposées ont des limites qui font que les tubes Pitot semblent être toujours sensibles à certaines conditions atmosphériques exceptionnelles (diamètre des grêlons, débit d'eau ingéré, ...). En effet à partir du moment où un orifice est placé vers l'avant du profil de mobile en mouvement, la probabilité qu'il soit obsturé par un grêlon ou un fort débit d'eau n'est pas nulle.
Afin de se protéger des risques d'injection de particules comme la poussière, la glace ou l'eau, il est important de ne placer aucune prise de pression sur le bord d'attaque. En effet toute ouverture sur le bord d'attaque est sujette aux injections de particules solides où liquides. Une prise de pression placée en liaison avec une ouverture sur le bord d'attaque d'un profil a de grande chance d'avoir un fonctionnement erratique durant certaines conditions atmosphériques, notamment météorologiques exceptionnelles.
Lorsque l'on étudie l'évolution des pressions existant autour d'une aile de forme conventionnelle on s'aperçoit à prime abord qu'il est possible de définir des coefficients de pression Cp qui ne dépendent que du profil, de l'endroit considéré sur le profil et de l'incidence du profil. En mesurant la pression à un endroit caractéristique d'un profil, il semble donc possible de calculer la vitesse relative du fluide si l'on connaît la pression statique du fluide à l'infini amont, et l'incidence du profil. Malheureusement ce concept de Cp que l'on retrouve dans beaucoup de livres et de documents, s'il est correct dans le cas d'une vitesse subsonique (entre Mach 0 et mach 0,7 environ), n'a aucun sens en transsonique (entre Mach 0,7 environ et Mach 0,99). En effet la courbe de pression d'un point du profil en fonction du Mach est une courbe croissante entre Mach 0 et le Mach critique, qui est la valeur pour laquelle la vitesse en au moins un point du profil est supérieure à la vitesse du son, puis décroit ensuite. Au-delà de Mach critique, à une valeur de pression donnée, correspond deux valeurs différentes de vitesse du mobile. Cette courbe n'est pas univoque ou biunivoque et il est donc impossible de déterminer la vitesse avion à partir de la valeur de pression sur un profil, pour un objet évoluant en subsonique et en transsonique. L'utilisation des coefficients de pression Cp ne peut donc être utilisée que pour le subsonique. Suivant la forme du profil, la valeur du Mach critique se situe entre 0,6 et 0,8. Or les avions commerciaux actuels et les avions d'affaires volent à des vitesses supérieures au Mach critique et évoluent dans des domaines subsoniques et transsoniques. L'utilisation des coefficients de pression Cp n'est donc pas possible dans tout le domaine de vol des avions modernes.
D'autre part le calcul de la vitesse d'un avion par rapport à la masse d'air ambiant doit être très précis et fiable à mieux d'un pourcent près pour être utilisable par le pilote et les systèmes de pilotage automatiques des avions.
Le document FR 02/01355 présente un doublement du tube Pitot. Ce dispositif comprend deux orifices pour la prise de pression 7 et 8. Malheureusement ces deux orifices 7 et 8 sont dirigés vers l'avant et sont donc susceptibles d'être obturés par des glaçons.
Le document FR 01/16160 décrit un système comprenant un orifice 21 dirigé vers l'avant et donc subissant de plein fouet les glaçons présents dans l'atmosphère. Ce dispositif ne permet donc pas d'assurer un bon fonctionnement quelque soit la taille des glaçons et le débit d'eau ingéré.
Le document FR 01/15991 décrit un mode de chauffage et de mesure de la température de l'air intégrée. Malheureusement ce dispositif ne permet pas de résoudre les problèmes posés par la présence de glaçons ou de fortes pluies dans l'atmosphère.
Le document US 4 920 808 présente un bulbe placé dans un écoulement et comprenant des prises de pression. Il n'est pas fait mention de forme de profils particuliers ni de positions particulières des prises de pression permettant d'obtenir une valeur univoque ou biunivoque de la vitesse de l'écoulement dans tout le domaine subsonique et transsonique.
Le document DE 10 2007 053273 décrit un système permettant de mesurer le débit de fluide dans une tuyauterie. Ce système comprend une prise de pression au point d'arrêt en amont et une prise de pression à l'arrière du profil. Ce système ne permet pas de s'affranchir des problèmes liés au givrage et aux fortes pluies en accumulant la glace et l'eau dans la prise de pression dans le bord d'attaque du profil.
Le document EP 0 255 056 décrit un dispositif de mesure de la vitesse d'écoulement d'un fluide dans une canalisation en réalisant un différentiel entre la pression statique et la pression dynamique. Ce document ne semble pas être dans le domaine technique proposé par la présente invention et ne permet pas de résoudre le problème technique posé par la présente invention.
Le document US 5 415 049 décrit également un dispositif de mesure de la vitesse du vent par comparaison entre une pression dynamique et une pression statique, via deux points de mesure de pression situés au sommet d'éléments se trouvant au sein d'un écoulement.
Le document US 3 882 721 décrit une ailette mobile autour d'un axe permettant de mesurer l'angle d'attaque d'un avion, mais ne mentionne pas la mesure de vitesse.
Le document WO 01/44820 décrit une sonde placée dans un courant d'air comprenant des moyens permettant de l'orienter en fonction de l'écoulement d'air, et des moyens de mesure de pression disposés sur les parois latérales de la sonde. Il n'est pas fait mention de mesure de vitesse.
Le document DE 675846 décrit un anémomètre sonde pour avions en forme de cône tronqué comprenant une partie avant et une partie arrière, au moins une prise de pression dynamique et au moins une prise de pression statique et un moyen de chauffage. Les prises de pression sont formées par au moins une fente cylindrique annulaire. La partie avant de l'anémomètre constituant le bord d'attaque est un déflecteur qui permet, soit de réguler, ou d'écarter le flux d'air le long de l'anémomètre dans une direction voulue de façon à empêcher l'anémomètre de subir des turbulences aérodynamique. Ce bord d'attaque, peut dans certain cas être une tête sphérique. Cependant, ce dispositif n'est pas une ailette et ne permet pas de résoudre le problème technique lié aux précisions des mesures de vitesses et les problèmes de givrage dans les conditions atmosphériques exceptionnelles. L'absence de moyens de mesure directe de la vitesse, de l'angle d'incidence et de dérapage avion et sa forme inadaptée, ne permettent pas de calculer de manière précise la vitesse V du mobile dans tout le domaine de vol, subsonique comme transsonique. Ainsi, ce dispositif ne permet pas de résoudre le problème technique objet de la présente invention.
Le document FR 2 908 882 décrit un dispositif et un procédé de mesure de la pression totale d'un écoulement. Ce dit dispositif comporte un tube de Pitot, des moyens de prise de pression à point d'arrêt et des moyens de comparaison de pressions mesurées par le tube de Pitot et les moyens de prise de pression totale à l'arrêt fluide. Cependant, ce dispositif ne permet pas de résoudre le problème de mesure de vitesse d'un mobile en mouvement par rapport à une masse d'air dans des conditions thermodynamiques ou aérodynamiques complexes. Le document EP 0176405 décrit une sonde multifonction pour un aéronef permettant de mesurer les paramètres aérodynamiques d'un écoulement au moyen d'une ailette. Ladite sonde permet de s'affranchir des erreurs de la mesure mécanique de l'incidence. Pour ce faire, cette mesure est corrigée par une mesure d'incidence pneumatique. L'incidence aérodynamique est mesurée à l'aide de deux prises de pression disposées symétriquement au bord d'attaque de l'ailette côté intrados et côté extrados. L'incidence pneumatique est mesurée par deux prises de pression disposées symétriquement de part et d'autre du bord t'attaque de l'ailette. Ladite ailette a une forme d'une demi-aile delta qui peut être réchauffée électriquement pour éviter les problèmes de givrage. Ladite ailette comprend une première portion formant le bord d'attaque, une seconde portion dans le prolongement de la première portion formant l'arrière de l'ailette, et une troisième portion, de forme sensiblement rectangulaire, disposé sur la seconde portion. L'épaisseur de la première portion est sensiblement croissante en direction de la seconde portion et celle de la seconde portion est sensiblement constante. Ladite ailette comprend en outre au moins une prise de pression totale (7) disposée sur la partie avant de la troisième portion et deux prises de pression statique (6, 6') disposées de façon symétrique de part et d'autre du bord d'attaque de l'ailette sur la première portion. Un moyen de calcul permet de déterminer la vitesse du mobile en fonction de l'incidence et des pressions totale et statique.
Malheureusement, le système de vélocimétrie selon ce document EP 0176405 mesure une pression d'arrêt qui est toujours supérieure à la pression statique et donc sensible aux fortes pressions, sensible par nature à l'accumulation de givre et de glace comme un tube Pitot classique. De plus, le profil de la fonction reliant la vitesse et les pressions statique et dynamique pour chaque valeur de l'angle d'incidence n'est pas connu. Il est donc difficile de donner une approximation fiable ou de déduire de façon efficace ou simple la vitesse V du mobile. Ce document ne montre pas non plus comment éviter la couche limite qui est susceptible d'influencer les mesures des pressions dynamique et/ou statique. De même les dimensions de l'ailette et la forme de l'ailette présentée dans la figure 1 de ce document ne permettent pas non plus de résoudre le problème de la traînée ou de la couche limite. La prise de pression totale placée sur la troisième portion de l'ailette en face du fluide, ne permet pas de s'affranchir des problèmes liés au givrage et aux fortes pluies en accumulant la glace et l'eau car cette dernière reçoit de plein fouet le fluide. C'est l'inconvénient principal des tubes Pitot. On note également que la forme globale de l'ailette, forme sensiblement en escalier, n'est pas adapté pour orienter l'écoulement dans l'axe principal de circulation de la masse d'air ambiante et ne permet pas de stabiliser l'onde de choc en transsonique, ce qui génère de fortes turbulences dans la partie arrière de l'ailette.
Le but de l'invention est de remédier à ces inconvénients.
Dans la description qui suit les termes listés ci-après auront la définition suivante : - Tube Pitot : tube permettant la prise de pression dynamique d'un fluide en mouvement relatif et comportant un orifice vers l'avant.
- Tube de Prandtl : amélioration du tube Pitot comprenant une prise de pression statique intégrée.
- Maître couple : c'est la section transversale maximale d'un corps, c'est-à-dire la surface exerçant la plus grande résistance face à l'écoulement du vent autour du corps.
- Direction avant : direction d'où provient le vent relatif.
- Direction arrière : direction où va le vent relatif.
- Bord d'attaque : c'est la partie qui est à l'avant de la portion ayant le maître couple maximal, qui fait face au vent.
- Centre de poussée aérodynamique : c'est le point où le tenseur résultant de toutes les forces aérodynamiques appliquées à un solide se compose d'une seule force et d'un moment nul.
- Pression statique : pression ne dépendant pas de la vitesse.
- Pression d'arrêt : c'est la pression exercée par ou sur un fluide en mouvement au point d'arrêt. Elle ne dépend donc pas de la surface mais uniquement de la vitesse et de la masse volumique du fluide. En aéronautique, la pression d'arrêt s'ajoute à la pression statique pour donner la pression totale qui peut être mesurée au point de vitesse nulle ou point d'arrêt par un tube de Pitot.
- Pression dynamique : c'est une pression qui dépend de la vitesse
- Intrados : partie située sous l'aile.
- Extrados : partie située sur l'aile.
- Fonction univoque dans le sens Y vers X: fonction Y=f(X) de telle sorte qu'à une ou plusieurs valeurs de Y ne corresponde qu'une et une seule valeur de X.
- Fonction biunivoque : fonction Y=f(X) de telle sorte qu'à une valeur de X ne corresponde qu'une et une seule valeur de Y et qu'à une valeur de Y ne corresponde qu'une et une seule valeur de X.
- Vitesse V du mobile : on définit la vitesse V en Mach, c'est-à-dire par rapport à la vitesse du son pour laquelle Mach = 1 dans l'environnement considéré.
- Mach critique : L'écoulement autour d'une aile passe du régime subsonique au régime transsonique lorsqu'apparaît une portion dans laquelle la vitesse locale devient égale à la célérité du son. Le nombre de Mach correspondant, inférieur à 1 , s'appelle le Mach critique.
- Vitesse subsonique : Mach compris entre Mach 0 et Mach critique.
- Vitesse transsonique : Mach compris entre Mach critique et Mach 1.
- Vitesse supersonique : Mach supérieur à Mach 1. - Angle vif : une droite délimitant deux surfaces droites ou courbes qui constituent les faces d'un angle d'un dièdre, ou plus spécialement le côté d'une face d'un polyèdre, le dit angle étant de faible rayon.
L'invention parvient à résoudre les problèmes énoncés précédemment en proposant un dispositif permettant de mesurer de façon fiable la vitesse d'un fluide contenant des éléments solides ou liquides ou gazeux ayant une densité différente de celle dudit fluide, par rapport à une structure mobile ou fixe, indépendamment par exemple de conditions givrantes ou de fortes pluies, dans tout le domaine de vol et notamment en régime subsonique et transsonique.
A cet effet, l'invention propose un système de vélocimétrie permettant de mesurer la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante indépendamment des conditions atmosphériques, le mobile étant adapté pour évoluer au moins à des vitesses subsoniques et transsoniques, ledit système de vélocimétrie comprenant :
- une ailette de forme allongée placée dans la masse d'air ambiante, ladite ailette présentant un axe longitudinal OX, un axe d'envergure ZZ' et comprenant :
-une portion A et une portion B, ladite portion A ayant une épaisseur croissante en direction de la portion B et formant le bord d'attaque de l'ailette, ladite portion B, d'épaisseur décroissante, étant située à l'arrière de la portion A et formant l'arrière de l'ailette,
-au moins un moyen de chauffage défini pour éviter tout risque de givrage, -au moins une prise de pression dynamique PB située dans la portion B, -un angle BETA défini entre l'axe OX et l'intrados ou l'extrados de la portion A de l'ailette
- au moins une prise de pression statique PS placée sur le fuselage ou sur le socle de l'ailette,
- au moins un moyen de mesure et/ou de calcul de l'angle d'incidence ALPHA de l'ailette et éventuellement au moins un moyen de mesure et/ou de calcul de l'angle de dérapage avion GAMMA,
- au moins un moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante à partir des valeurs de pression statique PS et dynamique PB et éventuellement de l'angle d'incidence ALPHA de l'ailette et/ou de l'angle de dérapage GAMMA,
caractérisé en ce que,
- l'ailette étant relativement mince et ayant une forme en coin au moins dans sa partie avant (portion A), le bord d'attaque du coin constituant un angle vif de rayon au moins inférieur ou égal à 2 mm, - ladite ailette ayant une forme au moins partiellement biseautée tronquée et comprenant au moins un angle vif de rayon au moins inférieur à 2 mm séparant la portion A de la portion B de façon à ce que, en transsonique, l'onde de choc créé au niveau de ce dit angle vif soit stabilisée et/ou la trajectoire des lignes de champs soit modifiée à l'arrière de l'ailette,
- la portion B, constituant la partie arrière de l'ailette, comprenant au moins une zone en forme d'arc de cercle concave ou convexe B l et/ou B2 à fonction filtre à particules, de façon à ce que les particules de densité supérieure à la densité de l'air, piégées dans l'écoulement fluide à l'arrière de l'ailette, soient éjectées et/ou écartées sous l'effet des forces centrifuges hors de la zone proche de la prise de pression PB, ladite zone
Bl et/ou B2 permettant de canaliser et/ou de stabiliser le cheminement du courant d'air à l'arrière de l'ailette, ledit écoulement fluide ayant une forme de rouleau et/ou d'un tourbillon sensiblement parallèle à l'axe ZZ',
- la fonction F (V) = (PS - PB)/PS permettant de déduire la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante indépendamment des conditions atmosphériques, est une fonction univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, strictement croissante en fonction de la vitesse V, de préférence en fonction du nombre Mach, ceci dans tout le domaine subsonique et transsonique pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA.
Avantageusement, le dispositif comprend au moins une nervure disposée sensiblement perpendiculaire à l'axe d'envergure ZZ' de l'ailette et s'étendant au moins dans la portion B de l'ailette, ladite nervure étant adaptée pour canaliser l'écoulement de l'air dans une zone proche de la prise de pression dynamique PB à arrière de l'ailette.
La forme de l'ailette définie selon l'invention permet de modifier la direction des lignes de courant du fluide, d'éviter une traînée trop importante, de stabiliser l'onde de choc en transsonique, d'améliorer la finesse et d'équilibrer les forces de portances autour de l'ailette. De ce fait, la mesure de pression dynamique permettant de déduire la vitesse du mobile n'est pas entachée d'erreur.
L'ailette selon l'invention est moins sensible aux fortes pressions car la pression dynamique mesurée est toujours inférieure à la pression statique. Elle est moins sensible aux fortes conditions givrantes par ce qu'elle a une structure et/ou une forme particulière dans sa partie arrière lui permettant de filtrer les particules de densité supérieure à la densité de l'air et d'écarter lesdites particules de la zone proche de la prise pression PB. De cette façon, l'ailette n'est pas frappée de plein fouet par les particules de l'écoulement de densité supérieure à la densité de l'air, comme les particules de glace. L'ailette selon l'invention permet d'éviter également des erreurs de compressibilité par une méthode de détermination de la vitesse V du mobile définie par une fonction univoque dans le sens de (PS-PB)/PS, strictement croissante en fonction du nombre de Mach, pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et éventuellement de l'angle GAMMA.
L'ailette permet éventuellement d'orienter l'écoulement dans la partie arrière proche de la prise de pression PB de façon homogène par la mise en place d'un écoulement tourbillonnaire permettant d'évacuer les particules de densité supérieure à la densité de l'air.
Le fait d'avoir la prise de pression PB dans la partie arrière de l'ailette permet d'éviter que cette dite prise de pression PB soit frappée de plein fouet par les particules du fluide susceptible de l'obstruer.
Le fait d'avoir les nervures permet à l'ailette de canaliser l'écoulement de l'air (les lignes de champs) dans une zone proche de la prise de pression dynamique PB car après avoir modifié les lignes de champs de l'écoulement dans la partie avant, il s'établi une turbulence aérodynamique dans la partie arrière sous forme d'un tourbillon. Cette turbulence étant due à une traînée de forme, qui est minimisée par l'ailette en ayant une forme au moins partiellement biseautée tronquée et comprenant au moins un angle vif séparant la portion A de la portion B. Ce qui permet d'effectuer une mesure de pression dynamique sans perturbation dans la portion B.
En variante, le moyen de calcul est adapté pour, en fonction de la pressions statique mesurée, sélectionner une loi reliant de manière univoque la pression dynamique PB à la vitesse V, y appliquer un facteur de correction en fonction de l'incidence ALPHA de l'ailette, et déterminer la valeur de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air.
En variante, ledit système de vélocimétrie comprend en outre des éléments de structure saillants sensiblement perpendiculaires à un axe d'envergure de l'ailette et disposés dans la portion B de l'ailette, lesdits éléments saillants étant adaptés pour canaliser l'écoulement de l'air au droit de la prise de pression dynamique PB.
L'ailette est typiquement montée tournante autour d'un axe XX', ledit axe XX' étant fixe par rapport au mobile et sensiblement perpendiculaire à la direction de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante, le centre de gravité de l'ensemble comprenant l'ailette et les pièces solidairement attachées à cette ailette est situé sensiblement sur l'axe XX' et le centre de poussée aérodynamique de l'ailette est situé en arrière de l'axe XX' par rapport à la direction de la vitesse V.
Le système de vélocimétrie comprend en outre typiquement un moyen de mesure à chaque instant de l'angle de rotation de l'ailette autour de l'axe XX', définissant ainsi l'angle d'incidence de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante. En variante, ledit système comprend en outre, monté sur le même mobile, un autre indicateur de mesure du type "tube de Pitot", et des moyens de comparaison des mesures de vitesse réalisées au moyen dudit tube de Pitot et par ledit moyen de calcul.
En variante la prise de pression dynamique PB comprend une pluralité d'orifices reliés à une chambre de tranquillisation aménagée dans l'ailette, ladite chambre de tranquillisation étant adaptée pour permettre un établissement stable de la pression relevée par la prise de pression dynamique PB.
Selon un mode de réalisation particulier, l'ailette est telle que :
- la longueur de sa portion A rapportée sur l'axe Ox est comprise entre 70 et 80 mm,
- la longueur de sa portion B rapportée sur l'axe Ox est comprise entre 4 et 10 mm,
- la hauteur de l'ailette est comprise entre 4 et 10 mm,
- la portion A présente une inclinaison comprise entre 3 et 10 degrés par rapport à l'axe Ox localement au niveau de sa liaison avec la portion B,
- la portion B présente une inclinaison comprise entre 20 et 60 degrés par rapport à l'axe Oy localement au niveau de sa liaison avec la portion A.
L'invention propose également un procédé de détermination de la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiant au moyen d'un système de vélocimétrie décrit précédemment dans lequel on détermine la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant, à partir de valeurs de pression statique PS et dynamique PB pour chaque valeur de l'angle incidence ALPHA et/ou de l'angle de dérapage GAMMA du système de vélocimétrie, et ceci de manière univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V dans tout le domaine subsonique et transsonique, c'est-à-dire que pour chaque valeur de la pression PB et PS correspondant à un l'angle d'incidence ALPHA et/ou éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA ne corresponde qu'une et une seule valeur de vitesse V.
Ce dit procédé présente les étapes suivantes :
- on mesure la pression statique PS,
- en cas de dérapage de l'avion, on mesure deux pressions statiques PSI et PS2 et on déduit une pression statique PS correspondant à la moyenne des pressions statiques PSI et PS2 mesurées,
- on mesure la pression dynamique PB de l'ailette,
- pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou l'angle de dérapage avion GAMMA, on sélectionne la fonction F (V) = (PS - PB)/PS univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, strictement croissante en fonction du nombre de Mach,
- on applique à ladite fonction un facteur de correction correspondant à ladite valeur de l'angle d'incidence ALPHA de l'ailette et/ou éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA, - on obtient une nouvelle fonction F (V) = (PS - PB)/PS corrigée de l'influence du dit angle d'incidence ALPHA et/ou éventuellement du dit angle de dérapage GAMMA,
- on déduit à partir de cette dite nouvelle fonction la valeur de la vitesse V en Mach du mobile par rapport à la masse d'air ambiante.
Avantageusement on détermine la vitesse V du mobile par rapport au courant d'air ambiant, à partir de valeurs de pression statique et dynamique, et de l'incidence ALPHA de l'ailette du vélocimètre, et ceci de manière univoque dans les sens de (PS-PB)/PS vers V, dans tout le domaine subsonique et transsonique.
En variante, ledit procédé comprend les étapes suivantes :
- on mesure la pression statique PS,
- en fonction de la valeur de pression statique mesurée, on sélectionne une loi reliant de manière univoque dans le sens de PB vers V, la pression dynamique PB à la vitesse V,
- on applique à ladite loi un facteur de correction en fonction de l'incidence ALPHA de l'ailette,
- on mesure la pression dynamique PB,
- on détermine la valeur de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air en reportant ladite mesure de la pression dynamique sur ladite loi.
L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée des modes de réalisation donnés à titre d'exemple non limitatif en faisant référence aux dessins annexés dans lesquels :
- les figures la à l e représentent plusieurs modes de réalisation d'un profil d'ailette selon l'invention ;
- les figures 2a et 2b présentent deux variantes d'ailettes selon l'invention ;
- la figure 3 présente un mode de réalisation dans lequel une ailette est montée tournante autour d'un axe ;
- la figure 4 présente une autre variante d'ailette selon l'invention ;
- la figure 5 présente une variante du mode de réalisation dans lequel une ailette selon l'invention est montée tournante autour d'un axe sur le fuselage d'un avion ;
- les figures 6, 7a et 7b présentent des courbes de variation de la fonction F(V) permettant de déduire la vitesse V du mobiles dans le domaine subsonique et transsonique indépendamment des conditions atmosphériques pour une ailette selon l'invention ;
- la figure 8 présente une variante d'un vélocimètre selon un aspect de l'invention.
- La figure 9a est une vue schématique en coupe d'un mode préféré et particulier de réalisation du dispositif objet de la présente invention selon la figure le.
- La figure 9b représente une coupe de la section KK de l'ailette selon le mode préféré et particulier de réalisation de la figure 9a. - La figure 9c représente une vue de coupe de la section de la partie arrière de l'ailette (1) selon la figure 9a.
- La figure 9d représente une coupe de la section KK de l'ailette selon le mode de réalisation de la figure 9a mettant en évidence les lignes de champs de l'écoulement fluide autour de l'ailette.
- La figure 10 représente une coupe de la section KK de l'ailette correspondant à un autre mode préféré de réalisation du dispositif objet de la présente invention selon la figure le.
Sur l'ensemble des figures 1 à 4, on représente le sens de déplacement du vent par une flèche et la référence W.
Les figures la à le représentent plusieurs modes de réalisation d'un profil d'ailette selon l'invention.
L'ailette (1) a une forme allongée. Elle est relativement mince, pour ne pas générer une traînée trop importante. Cette ailette a une envergure typiquement comprise entre 4 et 14 cm pour être sûr de ne pas être dans la "couche limite" existant le long du fuselage. Elle est placée de préférence en avant du fuselage de l'avion, là où la couche limite n'est pas très épaisse, de préférence très faible. En effet, ces caractéristiques permettent de réduire la traînée induite par la portance sans pour autant augmenter l'envergure de l'ailette (1 ). En subsonique comme en transsonique, la portance d'une ailette est proportionnelle à la circulation de l'air autour de celle-ci.
Ces figures illustrent les portions A et B de l'ailette (1) ainsi que la prise de pression dynamique PB située dans la portion B de l'ailette (1), ladite portion B constituant la partie arrière de l'ailette (1). La portion A, qui correspond au bord d'attaque de l'ailette, ne comprend pas de prise de pression et a une épaisseur croissante en direction de la portion B. Le fait de ne pas avoir de prises de pressions sur la portion A permet de s'affranchir des erreurs de mesures de pression dues à l'incidence ou à la traînée et/ou à la couche limite. De ce fait, les mesures de pression statique ou dynamique ne sont pas entachées d'erreurs et le système de vélocimétrie selon l'invention pourra ainsi s'affranchir des problèmes liés au givrage et aux fortes pluies, par exemple accumulation de glace et d'eau au droit de la prise de pression dynamique PB. En effet, par exemple pour une incidence positive, la circulation de l'air autour de l'ailette peut créer des vitesses plus élevées sur l'extrados et plus faibles sur l'intrados qui se traduit par une pression plus forte sur l'intrados que sur l'extrados, donc une portance dirigée vers le haut. Cette force de portance est générée par le fluide qui est expulsé vers le bas en raison de la forme particulière de l'ailette et de l'angle d'incidence. De cette façon, le profil de l'ailette est adapté pour éviter une traînée trop importante.
L'avantage de mesurer une pression dynamique est caractérisé par le fait que le moyen de calcul configuré pour déduire la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante (pour un tube Pitot ce moyen de calcul est un manomètre) mesure la différence de pression entre la pression statique et la pression dynamique et permet donc de calculer facilement la vitesse de l'écoulement du fluide autour de l'ailette. Cette vitesse correspond au vent relatif et est, en aéronautique, une des informations primordiales pour le pilote qui doit toujours maintenir son appareil au-dessus de sa vitesse de décrochage et au-dessous de sa vitesse maximale. Elle permet en outre, connaissant le profil de la fonction reliant la vitesse et la pression pour une incidence et/ou un angle de dérapage, de déduire la vitesse sol et la consommation de l'aéronef.
Le profil de l'ailette (1 ) est défini par un axe d'envergure ZZ' et un ensemble de points de coordonnées X et Y formant le profil de l'ailette (1 ) en chaque endroit de l'axe d'envergure ZZ', cet ensemble de points étant défini par une fonction Y = G(X) où l'axe OX des X est défini sensiblement suivant l'axe longitudinal du profil de l'ailette (1) et où l'axe OY des Y est perpendiculaire à l'axe OX des X.
La portion B est une portion de l'ailette (1) située à l'arrière de la portion A par rapport au sens de déplacement de l'ailette dans une masse d'air, ladite portion B a une épaisseur décroissante. Selon un mode de réalisation particulier, cette portion B correspond à une portion de l'ailette (1) dans laquelle la valeur absolue de Y est décroissante en fonction de X sur l'intrados ou sur l'extrados de l'ailette; et constitue alors une portion dont l'épaisseur décroit en s'éloignant de la portion A. Cette portion B constitue l'arrière de l'ailette (1 ), par opposition au bord d'attaque formé par la portion A.
On voit clairement l'effet de cette succession de portions A et B. La portion A est la portion faisant face à l'écoulement de fluide. L'ailette est relativement mince, elle a une forme en coin, le bord d'attaque du coin constitue un angle vif (8) de rayon environ 2 mm. Ainsi, les particules en suspension peuvent rentrer facilement en contact de l'ailette (1 ) sur cette dite portion A au niveau du bord d'attaque. En raison de la section croissante de cette dite portion A, ces particules vont être guidées par le bord d'attaque de l'ailette de manière à les éloigner de l'axe OX de l'ailette (1). Au point de transition entre la portion A et la portion B de l'ailette (1 ) constituant l'angle vif (2), ces particules sont canalisées proche de la prise de pression dynamique PB dans la partie arrière de la portion B.
De manière plus générale, la portion B présente une rupture de la pente par rapport à la portion A sur l'intrados et/ou l'extrados de l'ailette.
Dans le mode de réalisation représenté sur la figure la, les portions A et B sont délimitées par des segments rectilignes, définissant ainsi une arrête de l'ailette au niveau de la liaison entre ces deux portions. Cet arrête définit un angle vif (2) d'environ 2 mm séparant la portion A de la portion B, ledit angle vif (2) permettant de stabiliser l'onde de choc en transsonique. De cette manière, il est possible d'éviter toute variation parasite ou les erreurs de mesure de pression dynamique prise dans la partie arrière de la portion B. L'inclinaison entre le segment définissant la portion B et l'axe vertical des Y tel que représenté est définie par un angle TETA dont la valeur est typiquement comprise dans l'intervalle de 0 à 70 degrés; typiquement égale à 30 degrés ou 45 degrés. L'inclinaison entre le segment définissant la portion A et l'axe horizontal OX est définie par un angle BETA, dont la valeur est typiquement comprise entre 5 et 30 degrés, de préférence inférieur à 30 degrés, localement au niveau de la liaison entre la portion A et la portion B. Il est possible de réaliser un angle TETA négatif par exemple égal à -10 degrés.
Selon un mode de réalisation particulier de l'ailette présenté sur la figure la, on a les valeurs d'angles suivantes : BETA = 5 degrés et TETA = 30 degrés. Plus généralement, la valeur de BETA est avantageusement supérieure à 4 degrés et la valeur de TETA est avantageusement inférieure à 60 degrés, de manière à définir une rupture prononcée entre les portions A et B. On retrouve les angles BETA et TETA sur les figures lb à le, pour lesquelles les mêmes ordres de grandeurs s'appliquent.
La figure lb présente un mode de réalisation dans lequel la portion A présente un bord d'attaque arrondi, tandis que la portion B forme une partie biseautée sur l'intrados ou sur l'extrados de l'ailette.
La figure le présente une variante de la figure la, dans laquelle la portion B est concave, et présente deux portions dont le contour est délimité par un arc de cercle de rayon h à partir de la liaison avec la portion A.
La figure ld présente une autre variante, dans laquelle la portion B est convexe et a sensiblement une forme de demi-cercle de rayon h et dont le centre est situé sur l'axe OX, à partir de la liaison avec la portion A.
La figure le présente une variante de la figure lb, dans laquelle la portion B présente un contour arrondi sur l'extrados ou l'intrados de l'ailette, et forme un rebord permettant de protéger la partie inclinée de la portion B de projections, notamment lorsque l'avion est stationné au parking.
En variante la portion B est sensiblement transverse à l'axe OX, l'ailette (1) ayant alors une section triangulaire, typiquement un triangle isocèle. La longueur de la portion B rapportée sur l'axe OX est alors nulle. La prise de pression dynamique PB est ici située à l'arrière de l'ailette par rapport au sens de déplacement de l'ailette dans la masse d'air.
Dans chacun des modes de réalisation illustrés, la portion A correspond à une portion A du profil où la valeur absolue de Y est croissante avec X, c'est-à-dire le bord d'attaque de l'ailette (1), de façon à écarter les particules d'eau ou de poussières présentes dans la masse d'air ambiante à l'extérieur du profil.
Les longueurs selon l'axe des X des portions A et B présentent typiquement un ratio supérieur ou égal à 1, typiquement compris entre 1 : 1 et 10 : 1 , c'est-à-dire qu'en désignant la longueur de la portion A rapportée sur l'axe des X par LAX et en désignant la longueur de la portion B rapportée sur l'axe des X par LBX, on a typiquement la relation suivante : LBX < LAX, ou typiquement LBX < LAX < 20 LBX. De ce fait, les turbulences produites par l'écoulement fluide ne sont pas susceptibles de perturber les mesures de pressions dans la partie arrière de l'ailette.
Selon un mode de réalisation particulier de l'ailette (1 ), LAX = 76mm et LBX = 8mm.
La valeur de Y varie typiquement entre +hl et -h2, où hl et h2 sont typiquement compris entre 4 et 20 mm, par exemple égaux à 8 mm.
La prise de pression dynamique PB est typiquement disposée à une distance sensiblement égale à 3h/4 de l'axe OX, sur la portion B de l'ailette (1), avantageusement sur son intrados ou sur son extrados.
Les figures 2a et 2b présentent une variante d'un système de vélocimétrie selon l'invention, la figure 2b étant une vue en coupe de la figure 2a selon le plan 2b-2b défini sur la figure 2a. L'ailette (1 ) telle que présentée comprend un segment intermédiaire, un segment de mesure (12) comprenant des éléments de structure saillants (13), et des moyens de liaison (14) adaptés pour permettre de fixer l'ailette (1) par exemple au fuselage d'un avion. Le segment intermédiaire est disposé entre les moyens de liaison (14) et le segment de mesure (12), et permet ainsi de décaler le segment de mesure (12) du fuselage de l'avion.
Les éléments de structure saillants (13) sont typiquement des nervures, disposées sensiblement perpendiculaires à un axe d'envergure de l'ailette, et s'étendant au moins dans la portion B de l'ailette. Ces éléments saillants (13) sont adaptés pour canaliser l'écoulement de l'air au droit de la prise de pression dynamique PB et ainsi éviter la formation de turbulences parasites qui viendraient perturber la mesure de la pression dynamique PB.
Dans ce mode de réalisation, la pression dynamique PB mesurée par le vélocimètre est transformée en une pression équivalente à celle délivrée par un tube Pitot dans les mêmes conditions. La pression PB mesurée est convertie en valeur numérique, et donnée en consigne à un moteur M via un calculateur C. Le moteur M active un soufflet MS en fonction de cette consigne, qui délivre une pression au système avion SA.
Une prise de pression R assure une boucle de retour entre la pression délivrée par le soufflet MS et le calculateur C, permettant ainsi d'ajuster la consigne que donne le calculateur C au moteur M. Ce mode de réalisation permet ainsi d'adapter un vélocimètre selon l'invention, sans nécessiter de modifications du système avion SA existant.
La figure 3 présente un mode de réalisation d'un système de vélocimétrie selon l'invention dans lequel une ailette est montée tournante autour d'un axe XX' par rapport au corps de l'objet en mouvement au sein du fluide, typiquement le fuselage d'un avion.
Dans ce mode de réalisation, une ailette (301) est placée dans un fluide, typiquement de l'air contenant des particules liquides et des particules solides (eau, neige, glace, insectes ou sable par exemple). Lorsque l'avion vole, son déplacement par rapport à la masse d'air ambiant crée un vent relatif dont le sens de déplacement est repéré par la flèche W.
L'ailette est montée ici sur le fuselage de l'avion mais elle pourrait être également montée sous la voilure. Cette ailette est montée mobile sur le fuselage (302) de l'avion et est solidaire d'un arbre qui peut tourner autour d'un axe XX'. Ici deux roulements à billes (306) et (307) maintiennent l'ailette fixe en translation et selon deux axes de rotation mais laisse libre l'ailette de tourner autour de l'axe XX'. Une masselotte (308) permet d'équilibrer l'ailette afin que le centre de gravité CDG de l'ensemble constitué par l'ailette et les éléments qui lui sont solidairement attachés soit situé sensiblement sur l'axe XX'. Ici le centre de gravité CDG est en plus situé près du fuselage afin que l'application d'un facteur de charge ne crée pratiquement aucun moment sur le fuselage et donc confère à l'ensemble une grande stabilité sous facteur de charge. Cette position du centre de gravité est cruciale car elle assure que sous facteur de charge, l'ailette n'ait pas tendance à augmenter son incidence et ainsi fausser les mesures. En effet les coefficients de portance varient avec l'angle d'attaque de l'ailette par rapport au vent relatif.
Ici l'ailette comporte une flèche d'environs 30 degrés, de sorte que le centre de poussée de l'ailette CDP soit placé en arrière du centre de gravité CDG pour assurer une stabilité naturelle de l'ailette.
Une prise de pression dynamique PB est constituée par un orifice placé sur l'intrados de l'ailette. Cette prise de pression est située à l'arrière du maître couple, après le bord d'attaque. Cette prise de pression est située dans la portion B de l'ailette (301). On note que, comme précédemment sur la figure 1 , aucune prise de pression n'est placée dans la portion A correspondant au bord d'attaque de l'ailette. Un premier canal étanche (304) achemine cette pression dynamique PB jusqu'à un capteur de pression (305) permettant de créer un signal électrique correspondant à cette pression dynamique PB.
Une prise de pression statique PS repérée par la référence (309) est placée sur le fuselage (302) et communique par un tuyau étanche à un capteur de pression (310). Cette prise de pression peut également être disposée sur l'ailette (301 ), les moyens de prise et de mesure de la pression statique étant bien connus de l'Homme de l'art, par exemple en prélevant la pression en un point où la pression varie très faiblement avec la vitesse V.
Un capteur de rotation (31 1) mesure la rotation de l'ailette et donc son incidence ALPHA par rapport au vent. On peut alors connaître la valeur absolue de la vitesse mais également l'angle d'incidence du vent relatif. On peut donc transmettre ces informations au pilote pour lui indiquer par exemple un décrochage imminent.
Les capteurs de pression (310) et (305) ainsi que le capteur de rotation 31 1 envoient des signaux électriques à un calculateur C qui en fonction des valeurs de la pressions statique PS, de la pression dynamique PB et pour une incidence ALPHA et/ou un angle de dérapage GAMMA déduit la valeur de la vitesse aérodynamique V de l'avion suivant une loi F préétablie de la forme F (V) = (PS - PB)/PS, univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, strictement croissante dans tout le domaine subsonique et transsonique.
La figure 4 présente une vue en coupe d'une autre variante de l'ailette (1) selon l'invention, dans laquelle la prise de pression dynamique PB comprend une pluralité d'orifices (21) qui sont disposés sur la partie arrière de l'ailette (1), de préférence sur l'intrados de l'ailette, dans la portion B constituant la partie arrière de l'ailette (1), et qui débouchent dans une chambre de tranquillisation (22) réalisée dans le corps de l'ailette (1). Deux moyens de chauffage (10) permettent de réguler la température pour éviter des risques dé givrage.
Cette figure 4 présente une forme générale similaire à celle présentée sur la figure 1 c, dans laquelle le rayon des deux portions de cercles définissant la portion B est typiquement égal à 30 mm et la valeur de h est sensiblement égale à 8 mm et les angles vifs (2) et (8) ont typiquement un rayon d'environ 2 mm. Ces paramètres dimensionnels propres à ce type d'ailette sont nécessaires pour éviter une traînée trop importante et les perturbations des mesures provoquées par la couche limite. La chambre de tranquillisation (22) permet d'établir une pression stable, dont la sensibilité aux perturbations est réduite par rapport à une prise de pression conventionnelle munie d'un unique orifice sans chambre de tranquillisation.
La figure 5 présente une variante du système de vélocimétrie présenté selon la figure
3, dans laquelle l'ailette (1) est en forme de coin, et est montée tournante autour d'un axe XX'. Cette forme en coin est nécessaire pour canaliser le fluide sur l'intrados et l'extrados avec un ratio de 50 pourcent de façon à équilibrer la portance sur les deux faces de l'ailette.
La figure 6 présente un exemple de loi F de la forme PB = F(V) pour une ailette ayant un profil selon l'invention tel que présenté sur les figure la à le. Cette figure présente trois courbes correspondant à trois valeurs distinctes de pression statique ou atmosphérique PS, ainsi qu'une table de valeurs correspondant à ces courbes. Cette figure montre l'évolution de la pression en fonction de la vitesse ou en fonction du Mach. On observe que les courbes obtenues sont univoques sur toute la gamme de vitesse comprise entre Mach 0 et Mach 1 c'est-à-dire, à une valeur de pression correspond une unique valeur de vitesse.
A partir des valeurs de pressions statique PS et dynamique PB, pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA, on définit une fonction F (V) = (PS - PB)/PS permettant de déduire la vitesse V du mobile en Mach.
La fonction F (V) = (PS - PB)/PS ainsi obtenue, comme le montre la figure 7b, pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA, est univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, strictement croissante en fonction du nombre de Mach dans tout le domaine de vol de l'avion, subsonique comme transsonique. Cette dite fonction peut présenter dans certains cas, au moins un point d'inflexion pour une valeur du nombre de Mach comprise entre 0,3 ou 0,5 et 0,95. Elle peut être lissée ou approximée par une fonction polynôme de degré au moins égal à 2.
La figure 7a est similaire à la figure 6. Elle présente également des fonctions permettant d'approximer les courbes de pression en fonction de la vitesse V du mobile. Les fonctions illustrées permettent d'approximer les courbes de pression en fonction de la vitesse sur tout le domaine subsonique et transsonique, c'est-à-dire de Mach 0 à Mach 1 pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et de/ou éventuellement de l'angle de dérapage avion GAMMA. Les fonctions PB = F(V) présentées sont des fonctions polynômes de degré au moins égal à 3 pour une pression statique donnée:
- pour une pression statique ou atmosphérique PS à 101325 Pa,
y = -85471 3 + 24675x2 - 15088* + 101262 ;
- pour une pression statique ou atmosphérique PS à 60000 Pa,
y = -50612x3 + 1461 lx2 - 8934,6* + 59963 ;
- pour une pression statique ou atmosphérique PS à 25000 Pa,
y = -21088X3 + 6088x2 - 3722,8x + 24985.
ou y désigne la pression dynamique PB et x le Mach.
La figure 7b illustre la représentation graphique de la fonction F (V) = (PS - PB)/PS. On constate que, quelque soif la valeur de la pression statique PS, ladite fonction F(V) permettant de déduire la vitesse V du mobile, est unique. Cette fonction est univoque ou dans certains cas biunivoque strictement croissance dans tout le domaine subsonique et transsonique. Elle peut également être approximée par une fonction polynômiale univoque ou biunivoque, strictement croissante de degré au moins égal à deux dans le domaine subsonique et transsonique, de préférence, de degré au moins égal à trois. On note aussi la présence d'un seul point d'inflexion nécessaire pour l'univocité ou biunivocité et l'injectivité de ladite fonction F (V) = (PS - PB)/PS.
Lesdites figures 6, 7a et 7b ont été validées par des simulations numériques et des essais en soufflerie. Ces deux méthodes donnent des résultats concordants et mettent en avant l'avantage que procure l'ailette selon l'invention. Toutefois des essais en vol devront être réalisés pour chaque type d'avion, éventuellement pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA, pour établir de façon plus précise les fonctions qui devront être utilisées pour obtenir une vitesse précise et fiable dans tout le domaine de vol subsonique et transsonique, indépendamment des conditions de givrage et de fortes pluies en tenant compte de la correction qu'apporterait l'angle de dérapage avion GAMMA et/ou l'angle d'incidence ALPHA. La fonction F (V) = (PS - PB)/PS obtenue et/ou l'approximation polynomiale obtenue ici permet d'établir un modèle théorique nécessaire pour la détermination ou la déduction de la vitesse du mobile par rapport à une masse d'air ambiante (7).
La figure 8 présente un autre mode de réalisation d'un vélocimètre selon l'invention, réalisé en exploitant un tube Pitot (400) existant monté sur le fuselage (302) d'un avion par exemple. Dans ce mode de réalisation, le tube Pitot (400) existant est relié au fuselage (302) au moyen d'un mât (401 ) et d'un socle (402), et est équipé d'un bouchon (410) venant obturer sa prise d'air frontale (404), mais laissant libre son drain (403) qui est exploité en tant que prise de pression PB. On comprend bien que le bouchon (410) peut également présenter un canal débouchant dans la prise d'air frontale (404) du tube Pitot (400), et débouchant sur une prise de pression PB dans la portion B du bouchon (410). De manière plus générale, le bouchon (410) comprend un canal présentant une prise d'air dans sa portion B de manière similaire aux vélocimètres présentés sur les figures précédentes, et débouchant dans le conduit interne du tube Pitot (400) de manière à acheminer la pression dynamique au système avion ou à un convertisseur ou calculateur via un canal (304). Le bouchon (410) présente une forme adaptée de sorte que l'ensemble formé par le tube Pitot (400) et le bouchon (410) présente une forme similaire à la forme des différents modes de réalisation présentés sur les figures la à le, c'est-à-dire avec une portion A formant un bord d'attaque et dont l'épaisseur selon l'axe longitudinal de l'ailette est croissante, et une portion arrière B dont l'épaisseur selon l'axe longitudinal de l'ailette est décroissante. Ce mode de réalisation particulier permet ainsi d'obtenir un vélocimètre selon l'invention, en exploitant des sondes Pitot qui équipent déjà des avions par exemple. Le bouchon (410) est typiquement métallique de manière à être conducteur de chaleur afin d'assurer la fonction de dégivrage, et est associé à des moyens de fixation assurant son maintien en position sur le tube Pitot (400). Le système de vélocimétrie selon un aspect de l'invention exploite les lois polynomiales définies précédemment, reliant la vitesse de déplacement du mobile par rapport à une masse d'air en fonction de la pression dynamique, de la pression statique pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou de l'angle de dérapage GAMMA. Par exemple, le dispositif relève la valeur de pression statique PS mesurée, et détermine alors quelle est la loi applicable. Ensuite, en fonction de l'incidence de l'ailette et/ou de l'angle de dérapage, il applique un facteur correctif à cette loi applicable. Enfin, en fonction de la valeur de pression dynamique PB mesurée, il détermine la vitesse relative du mobile, par exemple en reportant sur la loi corrigée la valeur de pression dynamique ainsi mesurée.
Selon un mode de réalisation avantageux, un système stabilisateur empêche l'ailette de vibrer, tout en la laissant libre de s'aligner dans le sens du vent. De manière préférentielle, l'ailette est munie de moyens de chauffage pour éviter le dépôt de givre sur la surface de l'ailette qui serait susceptible de bloquer ou d'obstruer la prise de pression.
La figure 9a est une vue schématique en coupe d'un mode préféré et particulier de réalisation du dispositif objet de la présente invention selon la figure le. Cette figure 9a montre une ailette (1) relativement mince et ayant une forme en coin dans sa partie avant (portion A). Le bord d'attaque du coin constitue un angle vif (8) de rayon au moins inférieur ou égal à 5 mm, de préférence un rayon d'environ 5 mm. De ce fait, les forces de traînées du fluide au niveau du bord d'attaque de l'ailette (1) sont faibles ou négligeables et tout l'écoulement fluide est orienté et/ou dirigé, de façon équilibrée, le long de la portion A sur l'intrados et l'extrados, ce qui permet d'améliorer la finesse.
A la fin de la portion A de l'ailette (1) apparaissent des lignes de tourbillons (4) consommatrices d'énergie qui sont à l'origine d'une traînée induite par la portance comme le montre le figure 9b et 9d. En transsonique se forme une onde de choc (5), qui ralentit brutalement l'écoulement comme le montre la figure 9d et modifie la trajectoire des lignes de champs de l'écoulement (7) qui devient l'écoulement des lignes champs (6). Cette onde de choc écarte suffisamment l'écoulement de la zone de prise de pression PB, à l'arrière de l'ailette. Ce ralentissement correspond à une perte d'énergie engendrée par la traînée d'onde. Pour remédier à ce sujet qui peut induire des erreurs de mesure de la vitesse du mobile, il est prévu que l'ailette ait une forme en double coins dans sa partie arrière correspondant à la portion B. Ladite ailette ayant une forme au moins partiellement biseautée tronquée et comprenant deux angles vifs (2) de rayon au moins inférieur à 5 mm séparant la portion A de la portion B de façon à ce que, en transsonique, l'onde de choc créé au niveau de ces dits angles vifs (2) soit stabilisée et/ou la trajectoire des lignes de champs soit modifiée à l'arrière de l'ailette, créant un écoulement tourbillonnaire (4) dans la partie arrière de l'ailette (1), l'épaisseur de la portion A étant croissante en direction de la portion B. Ce dit écoulement tourbillonnaire (4) ainsi créé dans la partie arrière de l'ailette a une forme de rouleau ou de tourbillon d'axe sensiblement parallèle à l'axe ZZ' et permet d'orienter le fluide dans la zone proche de la prise de pression PB à l'arrière de l'ailette.
De cette façon, l'ailette (1) peut stabiliser l'onde de choc (5) en transsonique et diminuer la traînée induite par la portance. Ainsi, la vitesse de l'écoulement chute brutalement de façon à ce que sa composante normale au choc passe du supersonique au subsonique ou transsonique, ce qui se traduit par un nouveau type de traînée correspondant dans le domaine de 0 à 1 Mach.
La portion A de l'ailette constituant la partie avant de l'ailette ne comprend pas de prise de pression. De ce fait il est possible d'éviter que les valeurs de la pression statique soient erronées, car dans cette portion A où la surface de l'ailette est croissante, une traînée de forme se superpose à la traînée de frottement et/ou de l'onde.
La portion B, constituant la partie arrière de l'ailette, comprend deux zones de forme incurvée concave Bl et/ou B2. Ces zones B] et B2 créent un écoulement tourbillonnaire (4) dans la partie arrière de l'ailette permettant de diriger l'écoulement dans la zone proche de la prise de pression PB. L'écoulement tourbillonnaire créé permet, par l'intermédiaire des forces centrifuges, de piéger puis de filtrer et/ou éjecter et/ou écarter les particules de densité supérieure à la densité de l'air proche de la zone de prise de pression PB à l'arrière de l'ailette. Lesdites zones Bl et B2 permettent également de canaliser et/ou de stabiliser le cheminement du courant d'air à l'arrière de l'ailette, plus particulièrement proche de la zone de prise de pression PB. De cette façon, l'ailette est moins sensible aux fortes conditions givrantes et ne peut être frappée de plein fouet par les particules de densité supérieure à la densité de l'air, comme les particules de glace.
Une variante de réalisation se caractérise par le fait que la portion B présente une rupture de la pente par rapport à la portion A sur l'intrados et l'extrados de l'ailette, lesdites portions A et B sont délimitées par des segments rectilignes, définissant une arête de l'ailette au niveau de la liaison entre ces deux portions. De cette manière, la traînée de forme peut être contrôlée en évitant que la traînée de l'ensemble soit plus importante que la portance.
Une autre variante de réalisation se caractérise par le fait que La portion B, constituant la partie arrière de l'ailette, comprend deux zones de forme incurvée convexe Bl et/ou B2.
Le vecteur W représente la direction du fluide et le vecteur V la direction de la vitesse du mobile par rapport au fluide.
Le rapport de la longueur de la portion B sur la portion A est supérieur à 0,3 et l'angle BETA est inférieur à 20 degré de façon à ce que la longueur de la couche limite existant le long de l'ailette soit très faible, de préférence négligeable. C'est l'une des raisons permettant de concevoir une ailette (1) de forme sensiblement mince.
La prise de pression dynamique PB comprend trois orifices (21) de diamètre inférieur ou égal 5 mm, placés dans la partie arrière de la portion B de l'ailette (1). L'avantage d'avoir plusieurs orifices de prise de pression d'au moins 5 mm réside par le fait qu'il permet de canaliser ou de diriger un flux important de fluide dans l'une des chambres de mesure de pression PB.
La disposition des orifices (21) de prises de pression à l'arrière permet d'éviter que le fluide rencontre de plein fouet lesdits orifices (21 ), ce qui permet à l'ailette (1 ) de s'affranchir des conditions atmosphériques exceptionnelles, comme des problèmes liés au givrage et aux fortes pluies, en évitant d'accumuler de la glace et de l'eau.
L'ailette (1 ) comprend des nervures (13) disposées sensiblement perpendiculaires à un axe d'envergure (ΖΖ') de l'ailette (1) et s'étendant dans la partie arrière de la portion B de l'ailette. Lesdites nervures sont adaptées pour canaliser l'écoulement de l'air dans la zone proche de la prise de pression PB, plus particulièrement au droit de la prise de pression dynamique PB.
L'ailette a une faible envergure (9) typiquement comprise entre 3 et 14 cm, une longueur de la portion A rapportée sur l'axe OX inférieure ou égale à 160 mm, de préférence 70 mm, une longueur de la portion B rapportée sur l'axe OX inférieure ou égale à 30 mm, une hauteur comprise entre 4 et 10 mm, une inclinaison BETA comprise entre 3 et 10 degré par rapport à l'axe OX, de façon à ce que les effets de la couche limite le long de l'ailette soient négligeables. De cette manière, la traînée de forme peut être négligeable.
La fonction F (V) = (PS - PB)/PS permettant de déduire la vitesse relative V du mobile par rapport à une masse d'air ambiante (7) indépendamment des conditions atmosphériques est une fonction univoque ou biunivoque, strictement croissante en fonction du nombre de Mach. Ceci dans tout le domaine subsonique et transsonique pour chaque valeur de l'incidence ALPHA et éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA.
Une variante de réalisation est en ce que cette dite fonction F (V) = (PS - PB)/PS présente au moins un point d'inflexion pour une valeur du nombre de Mach comprise entre 0,3 et 0,95. Cette dite fonction peut, dans certain cas, être approximée par une fonction polynomiale de degré au moins égal à 2.
La figure 9b représente une coupe de la section KK de l'ailette (1) selon le mode précédent de réalisation. Dans cette figure 9b, la prise de pression dynamique PB
comprenant trois orifices (21) de section inférieure à 1 centimètre carré comme le montre la figure 9c. Chaque orifice (21) est relié à un canal de prise de pression (3). Le volume total des trois canaux de prise de pression reliés aux orifices (21) est noté Vc. Chaque canal de prise de pression (3) est relié à la chambre de tranquillisation (22) de Volume Vt. Lesdits canaux de prise de pression (3) et ladite chambre de tranquillisation (22) sont adaptés aux dimensions particulières de l'ailette (1) telles que définies plus haut, de façon à ce que le rapport du volume Vc des canaux de prise de pression (3) sur le volume Vt de la chambre de tranquillisation (22) soit inférieur à 0,1 et de façon à ce que ladite chambre de
tranquillisation permette de filtrer les variations rapides de pression induites par les turbulences aérodynamiques et/ou thermodynamiques de la portion B. De cette manière, la pression dynamique mesurée n'est pas entachée d'erreurs induites par les turbulences environnantes ou ces dites turbulences.
L'ailette comprend des moyens de chauffage (10) et de régulation de température qui permettent d'éviter tout risque de givrage. Ces moyens de chauffage sont constitués par au moins deux sondes cylindriques de chauffage (10) d'au moins 2 mm de diamètre et 30 à 80 mm de longueur. Lesdites sondes (10) sont montées en série ou en dérivation électriquement. Lesdits moyens de chauffage sont des filaments ou une barre cylindrique constitués par un alliage de Fer-Nikel, chauffé par effet joule entre 50 et 500 watts.
L'avantage d'utiliser cet alliage Fer-Nikel réside par le fait qu'il alliage présente une faible dilatation thermique et peut être utilisé dans un milieu complexe et dans une plage de température de 0 à 750 °C. Lesdites sondes de température sont adaptées de façon à éviter les problèmes d'oxydation du fer les constituants.
La figure 9c représente une vue de coupe de la partie arrière de l'ailette (1 ) selon la figure 9a. On voit bien des nervures (13) qui permettent de canaliser l'écoulement au droit de la prise de pression PB, les orifices de prises de pression (21) pour la mesure de pression dynamique et les deux angles vifs (2) nécessaires pour stabiliser l'onde de choc en transsonique.
La figure 9d représente une coupe de la section KK de l'ailette (1) selon la figure 9a. On voit bien que les lignes de champs du fluide sont canalisées dans la zone proche de la prise de pression PB, de préférence au droit de la prise de pression PB. Le bord d'attaque du coin constituant un angle vif (8) est mince et ne comprend pas de prise de pression. Ainsi, le fluide ne frappe pas de plein fouet la prise de pression dynamique.
Avant d'atteindre le bord d'attaque du coin constituant l'angle vif (8), les lignes de champs de l'écoulement fluide (7) sont parallèles à l'axe OX. Après le bord d'attaque, les lignes de champs de l'écoulement suivent la structure de la portion A, en s'écartant de l'axe OX. À la fin de la portion A, en transsonique, une onde de choc (5) écarte les lignes de champs (6) de l'écoulement fluide de la structure de l'ailette de façon sévère en modifiant la trajectoire des lignes de champs (7). Les angles vifs (2) séparent la portion A de la portion B, stabilisent cette onde de choc (5) et/ou modifient la trajectoire de ligne de champs (6) dans la partie arrière de l'ailette. Ainsi, un écoulement tourbillonnaire (4) se produit après les angles vifs (2). Les zones de formes incurvées Bl et B2 constituant la portion B redirige l'écoulement tourbillonnaire (4) vers la partie arrière de l'ailette, proche de zone de prise de pression PB. Ce qui crée une force centrifuge permettant de piéger les particules du fluide dans l'écoulement tourbillonnaire (4) de façon à écarter les particules de densité supérieure à la densité de l'air proche de la zone de prise de pression PB. Ces particules de densité supérieure à la densité de l'air, sont éjectées sous l'effet des forces centrifuges hors de la zone de prise de pression PB et les particules de faible densité sont stabilisées et canalisées à l'arrière de l'ailette, au droit de la prise de pression PB. L'écoulement tourbillonnaire (4) a une forme de rouleau et/ou d'un tourbillon d'axe sensiblement parallèle à l'axe ZZ'. De cette façon, ce système de mesure multiphysique, particulièrement le système de vélocimétrie selon l'invention évite tout problème de givrage ou de forte pression.
La figure 10 représente une coupe de section KK de l'ailette (1) correspondant à un mode préféré et particulier de réalisation du dispositif objet de la présente invention. Cette figure 10 montre deux chambres de tranquillisations (22) et trois moyens de chauffage (10). De ce fait, il est possible de filtrer suffisamment les variations parasites des pressions et de maintenir l'ailette à une température suffisante dans des conditions atmosphériques exceptionnelles.
Selon un mode de réalisation avantageux, ledit système de vélocimétrie permet de mesurer également deux pressions statiques PSI et PS2 respectivement à droite et à gauche du fuselage de façon à ce que le moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant prenne en compte les écarts de pression PSI et PS2 en fonction de l'angle de dérapage avion.
Le procédé de détermination de la vitesse relative V du mobile par rapport à une masse d'air ambiant (7) au moyen d'un système de mesure multiphysique, particulièrement d'un système de vélocimétrie selon l'invention consiste à déterminer la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant, à partir de valeurs de pression statique et dynamique mesurées pour chaque valeur de l'angle de l'incidence ALPHA et éventuellement de l'angle de dérapage avion GAMMA du système de vélocimétrie. Ceci de manière univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, dans tout le domaine subsonique et transsonique.
Ce procédé est définit par les étapes suivants :
- on mesure la pression statique PS,
- en cas de dérapage de l'avion, on mesure deux pressions statiques PSI et PS2 et on déduit une pression statique PS correspondant à la moyenne des pressions statiques PSI et PS2 mesurées,
- on mesure la pression dynamique PB de l'ailette (1),
- pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou l'angle de dérapage avion GAMMA, on sélectionne la fonction F (V) = (PS - PB)/PS univoque dans le sens de
(PS-PB)/PS vers V, strictement croissante en fonction du nombre de Mach,
- on applique à ladite fonction un facteur de correction correspondant à ladite valeur de l'incidence ALPHA de l'ailette et/ou de l'angle de dérapage GAMMA,
- on obtient une nouvelle fonction F (V) = (PS - PB)/PS corrigée de l'influence du dit angle d'incidence ALPHA et/ou du dit angle de dérapage GAMMA,
- on déduit à partir de cette dite nouvelle fonction la valeur de la vitesse V, de préférence en Mach, du mobile par rapport à la masse d'air (7).
Selon un mode de réalisation avantageux, la fonction F (V) = (PS - PB)/PS présente au moins un point d'inflexion pour une valeur du nombre de Mach comprise entre 0,5 et 0,90. Cette dite fonction peut être également approximée par une fonction polynomiale.
On voit donc qu'il est possible de réaliser de façon industrielle un dispositif permettant de connaître la vitesse relative d'un fluide par rapport à une structure indépendamment des particules qui pourraient se trouver dans ce fluide, sans risque de voir ce dispositif se boucher partiellement ou totalement dans le cas où les capteurs de pression sont disposés sur l'intrados ou sur la partie arrière de l'ailette. En particulier on voit donc qu'il est possible de réaliser de façon industrielle un dispositif permettant de connaître la vitesse relative d'un avion par rapport à la masse d'air ambiant (et également l'angle d'incidence de l'avion) dans tout le domaine de vol des avions modernes, de préférence indépendamment de la présence ou non de corps solides ou liquides comme le givre, les fortes pluies ou la présence d'insectes ou de sable par exemple.
Egalement, on voit donc qu'il est possible de réaliser un système de mesure multiphysique des paramètres aérodynamiques et/ou thermodynamiques d'un mobile par rapport à un écoulement.
L'invention permet de résoudre les problèmes énoncés précédemment en proposant un dispositif constitué par un système de vélocimétrie permettant de mesurer la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante (7) indépendamment des conditions atmosphériques, le mobile étant adapté pour évoluer au moins à des vitesses subsoniques et transsoniques, ledit système de vélocimétrie comprenant :
- une ailette de forme allongée placée dans la masse d'air ambiante (7), ladite ailette présentant un axe longitudinal OX, un axe d'envergure ZZ' et comprenant :
-une portion A et une portion B, ladite portion A ayant une épaisseur croissante en direction de la portion B et formant le bord d'attaque de l'ailette, ladite portion B, d'épaisseur décroissante, étant située à l'arrière de la portion A et formant l'arrière de l'ailette,
-au moins un moyen de chauffage (10) défini pour éviter tout risque de givrage, -au moins une prise de pression dynamique PB située dans la portion B, -un angle BETA défini entre l'axe OX et l'intrados ou l'extrados de la portion A de l'ailette,
- au moins une prise de pression statique PS placée sur le fuselage (302) ou sur le socle de l'ailette,
- au moins un moyen de mesure et/ou de calcul de l'angle d'incidence ALPHA de l'ailette et éventuellement au moins un moyen de mesure et/ou de calcul de l'angle de dérapage avion GAMMA,
- au moins un moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante (7) à partir des valeurs de pression statique PS et dynamique PB et éventuellement de l'angle d'incidence ALPHA de l'ailette et/ou de l'angle de dérapage GAMMA.
Il est avantageux que : - L'ailette soit relativement mince et ait une forme en coin au moins dans sa partie avant (portion A), le bord d'attaque du coin constitue un angle vif (8) de rayon au moins inférieur ou égal à 2 mm ;
- L'ailette ait une forme au moins partiellement biseautée tronquée et comprenne au moins un angle vif (2) de rayon au moins inférieur à 2 mm séparant la portion A de la portion B de façon à ce que, en transsonique, l'onde de choc (5) créée au niveau de ce dit angle vif (2) soit stabilisée et/ou la trajectoire des lignes de champs soit modifiée à l'arrière de l'ailette ;
- La portion B, constituant la partie arrière de l'ailette, comprenne au moins une zone en forme d'arc de cercle concave ou convexe Bl et/ou B2 à fonction filtre à particules, de façon à ce que les particules de densité supérieure à la densité de l'air, piégées dans l'écoulement fluide (4) à l'arrière de l'ailette, soient éjectées et/ou écartées sous l'effet des forces centrifuges hors de la zone proche de la prise de pression PB, ladite zone Bl et/ou B2 permette de canaliser et/ou de stabiliser le cheminement du courant d'air à l'arrière de l'ailette, ledit écoulement fluide (4) ayant une forme de rouleau et/ou d'un tourbillon d'axe sensiblement parallèle à l'axe ZZ' ;
- L'ailette comprenne au moins une nervure (13) disposée sensiblement perpendiculaire à l'axe d'envergure ZZ' de l'ailette et s'étendant au moins dans la portion B de l'ailette, ladite nervure soit adaptée pour canaliser l'écoulement de l'air dans une zone proche de la prise de pression dynamique PB à arrière de l'ailette ;
- La fonction F (V) = (PS - PB)/PS permettant de déduire la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante (7) indépendamment des conditions atmosphériques, soit une fonction univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, strictement croissante en fonction de la vitesse V, de préférence en fonction du nombre Mach, ceci dans tout le domaine subsonique et transsonique pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA.
Il est également avantageux que :
- La portion B présente une rupture de la pente par rapport à la portion A sur l'intrados et/ou l'extrados de l'ailette, lesdites portions A et B étant délimitées par des segments rectilignes, définissant une arrête de l'ailette au niveau de la liaison entre ces deux portions ;
- Le rapport de la longueur de la portion B sur la longueur de la portion A soit inférieur à 0,3 et l'angle BETA soit inférieur à 20 degrés de façon à ce que la couche limite existant le long de l'ailette soit très faible ;
- La prise de pression dynamique PB comprenne au moins un orifice (21) de section inférieure ou égal 1 à centimètre carré, ledit orifice soit relié à au moins un canal de prise de pression (3) de volume Vc et ledit canal de prise de pression soit relié à au moins une chambre de tranquillisation (22) de Volume Vt, ledit canal de prise de pression (3) et ladite chambre de tranquillisation (22) soient adaptés aux dimensions particulières de l'ailette de telle sorte que le rapport Vc/Vt soit inférieur à 0,1 et de façon à ce que ladite chambre de tranquillisation permette de filtrer les variations rapides de pression induites par les turbulences aérodynamiques de la portion B ;
- L'ailette soit montée mobile sur le fuselage et solidaire d'un arbre qui peut tourner autour d'un axe XX', ladite ailette soit maintenue fixe en translation et selon deux axes de rotation, ledit système de vélocimétrie comprenne une masselotte permettant d'équilibrer l'ailette de façon à ce que le centre de gravité de l'ensemble constitué par l'ailette et les éléments qui lui sont solidairement attachés soit situé sensiblement sur axe XX' et le centre de poussée aérodynamique de l'ailette soit situé en arrière de l'axe XX' par rapport à la direction de la vitesse V ;
- Le système de vélocimétrie comprenne en outre, monté sur le même mobile, un autre indicateur de mesure du type "tube de Pitot" et des moyens de comparaison des mesures de vitesse réalisées au moyen dudit tube de Pitot et par ledit moyen de calcul.
- Le moyen de chauffage (10) permettant d'éviter tout risque de givrage soit un filament ou une barre constitué par un alliage de Fer-Nikel, chauffé par effet joule entre 50 et 500 watt en mode stabilisé, ce dit moyen de chauffage (10) ait une forme cylindrique d'au moins 2 mm de diamètre et 30 à 80 mm de longueur.
Il est aussi avantageux que :
- L'ailette ait une faible envergure (9) typiquement comprise entre 3 et 14 cm, une longueur de la portion A rapportée sur l'axe OX inférieure ou égale à 160 mm, de préférence 70 mm, une longueur de la portion B rapportée sur l'axe OX inférieure ou égale à 30 mm de préférence 10 mm, une hauteur hl+h2 comprise entre 4 et 20 mm, une inclinaison BETA comprise entre 3 et 10 degré par rapport à l'axe OX, de façon à ce que les effets de la couche limite le long de l'ailette soient négligeables.
Avantageusement, le système de vélocimétrie permet de mesurer également deux pressions statiques PS 1 et PS2 respectivement disposées à droite et à gauche du fuselage de façon à ce que le moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant prenne en compte lesdites pressions PS I et PS2 qui sont des fonctions de l'angle de dérapage avion GAMMA.
Selon différentes caractéristiques de l'invention, la fonction F (V) = (PS - PB)/PS, permettant de déduire la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante (7) indépendamment des conditions atmosphériques comprend au moins un point d'inflexion pour une valeur du nombre de Mach comprise entre 0,3 et 0,95. Cette dite fonction peut être approximée par une fonction polynomiale de degré au moins égal à 2. L'invention permet de résoudre les problèmes énoncés précédemment en proposant également un procédé de détermination de la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiant au moyen d'un système de vélocimétrie dans lequel on détermine la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant (7), à partir de valeurs de pression statique PS et dynamique PB pour chaque valeur de l'angle incidence ALPHA et/ou éventuellement de l'angle de dérapage GAMMA du système de vélocimétrie, et ceci de manière univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, dans tout le domaine subsonique et transsonique, c'est-à-dire que pour chaque valeur de la pression PB et PS correspondant à un l'angle d'incidence ALPHA et/ou de l'angle de dérapage GAMMA ne corresponde qu'une et une seule valeur de vitesse V.
Il est avantageux que le procédé précédent comprenne les étapes suivantes :
- on mesure la pression statique PS,
- en cas de dérapage de l'avion, on mesure deux pressions statiques PSI et PS2 et on déduit une pression statique PS correspondant à la moyenne des pressions statiques PSI et PS2 mesurées,
- on mesure la pression dynamique PB de l'ailette (1),
- pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou l'angle de dérapage avion GAMMA, on sélectionne la fonction F (V) = (PS - PB)/PS univoque dans le sens de (PS-PB)/PS, strictement croissante en fonction du nombre de Mach,
- on applique à ladite fonction un facteur de correction correspondant à ladite valeur de l'incidence ALPHA de l'ailette et/ou de l'angle de dérapage GAMMA,
- on obtient une nouvelle fonction F (V) = (PS - PB)/PS corrigée de l'influence du dit angle d'incidence ALPHA et/ou du dit angle de dérapage GAMMA,
- on déduit à partir de cette dite nouvelle fonction la valeur de la vitesse V en Mach du mobile par rapport à la masse d'air (7).
Contrairement aux préjugés qui consistaient à croire que seules les sondes de type "Pitot" comportant un orifice vers l'avant permettent de mesurer la vitesse d'un avion, le dispositif objet de l'invention permet à coût similaire de fournir des informations fiables de vitesse aérodynamique et d'incidence indépendamment des conditions climatiques et indépendamment de la présence dans l'atmosphère de particules solides ou liquides (grêlons, fortes pluies, insectes, sable...), dans tout le domaine de vol des avions modernes.
L'homme de l'art pourra appliquer l'invention à de nombreux autres systèmes similaires sans sortir du cadre de l'invention défini dans les revendications jointes.

Claims

REVENDICATIONS
1) Système de vélocimétrie permettant de mesurer la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante (7) indépendamment des conditions atmosphériques, le mobile étant adapté pour évoluer au moins à des vitesses subsoniques et transsoniques, ledit système de vélocimétrie comprenant :
- une ailette de forme allongée placée dans la masse d'air ambiante (7), ladite ailette présentant un axe longitudinal OX, un axe d'envergure ZZ' et comprenant :
-une portion A et une portion B, ladite portion A ayant une épaisseur croissante en direction de la portion B et formant le bord d'attaque de l'ailette, ladite portion B, d'épaisseur décroissante, étant située à l'arrière de la portion A et formant l'arrière de l'ailette,
-au moins un moyen de chauffage (10) défini pour éviter tout risque de givrage, -au moins une prise de pression dynamique PB située dans la portion B, -un angle BETA défini entre l'axe OX et l'intrados ou l'extrados de la portion A de l'ailette,
- au moins une prise de pression statique PS placée sur le fuselage (302) ou sur le socle de l'ailette,
- au moins un moyen de mesure et/ou de calcul de l'angle d'incidence ALPHA de l'ailette et éventuellement au moins un moyen de mesure et/ou de calcul de l'angle de dérapage avion GAMMA,
- au moins un moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante (7) à partir des valeurs de pression statique PS et dynamique PB et éventuellement de l'angle d'incidence ALPHA de l'ailette et/ou de l'angle de dérapage GAMMA,
caractérisé en ce que,
- l'ailette étant relativement mince et ayant une forme en coin au moins dans sa partie avant (portion A), le bord d'attaque du coin constituant un angle vif (8) de rayon au moins inférieur ou égal à 5 mm,
- ladite ailette ayant une forme au moins partiellement biseautée tronquée et comprenant au moins un angle vif (2) de rayon au moins inférieur à 5 mm séparant la portion A de la portion B de façon à ce que, en transsonique, l'onde de choc (5) créée au niveau de ce dit angle vif (2) soit stabilisée,
- la portion B, constituant la partie arrière de l'ailette, comprenant au moins une zone en forme d'arc de cercle concave ou convexe Bl et/ou B2 à fonction filtre à particules, de façon à ce que les particules de densité supérieure à la densité de l'air, piégées dans l'écoulement fluide (4) à l'arrière de l'ailette, soient éjectées et/ou écartées sous l'effet des forces centrifuges hors de la zone proche de la prise de pression PB, ladite zone Bl et/ou B2 permettant de canaliser et/ou de stabiliser le cheminement du courant d'air à l'arrière de l'ailette, ledit écoulement fluide (4) ayant une forme de rouleau et ou de tourbillon d'axe sensiblement parallèle à l'axe ZZ',
- la fonction F (V) = (PS - PB)/PS permettant de déduire la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante (7) indépendamment des conditions atmosphériques, est une fonction univoque dans le sens de (PS-PB) PS vers V, strictement croissante en fonction de la vitesse V, de préférence en fonction du nombre Mach, ceci dans tout le domaine subsonique et transsonique pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou éventuellement de l'angle de dérapage
GAMMA.
2) Système de vélocimétrie selon la revendication 1 caractérisé en ce que la portion B présentant une rupture de la pente par rapport à la portion A sur l'intrados et/ou l'extrados de l'ailette, lesdites portions A et B étant délimitées par des segments rectilignes, définissant une arrête de l'ailette au niveau de la liaison entre ces deux portions.
3) Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que ladite ailette comprenant au moins une nervure (13) disposée sensiblement perpendiculaire à l'axe d'envergure ZZ' de l'ailette et s'étendant au moins dans la portion B de l'ailette, ladite nervure étant adaptée pour canaliser l'écoulement de l'air dans une zone proche de la prise de pression dynamique PB à arrière de l'ailette.
4) Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le rapport de la longueur de la portion B sur la longueur de la portion A étant inférieur à 0,3 et l'angle BETA étant inférieur à 20 degrés de façon à ce que la couche limite existant le long de l'ailette soit très faible.
5) Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que la prise de pression dynamique PB comprenant au moins un orifice (21) de section inférieure ou égal 1 à centimètre carré, ledit orifice étant relié à au moins un canal de prise de pression (3) de volume Vc et ledit canal de prise de pression étant relié à au moins une chambre de tranquillisation (22) de Volume Vt, ledit canal de prise de pression (3) et ladite chambre de tranquillisation (22) étant adaptés aux dimensions particulières de l'ailette de telle sorte que le rapport Vc/Vt soit inférieur à 0,1 et de façon à ce que ladite chambre de tranquillisation permettant de filtrer les variations rapides de pression induites par les turbulences aérodynamiques de la portion B. 6) Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que l'ailette étant montée mobile sur le fuselage et solidaire d'un arbre qui peut tourner autour d'un axe XX', ladite ailette étant maintenue fixe en translation et selon deux axes de rotation, ledit système de vélocimétrie comprenant une masselotte permettant d'équilibrer l'ailette de façon à ce que le centre de gravité de l'ensemble constitué par l'ailette et les éléments qui lui sont solidairement attachés soit situé sensiblement sur P axe XX' et le centre de poussée aérodynamique de l'ailette soit situé en arrière de l'axe XX' par rapport à la direction de la vitesse V et en ce que ledit système de vélocimétrie comprenant en outre, monté sur le même mobile, un autre indicateur de mesure du type "tube de Pitot" et des moyens de comparaison des mesures de vitesse réalisées au moyen dudit tube de Pitot et par ledit moyen de calcul.
7) Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le moyen de chauffage (10) permettant d'éviter tout risque de givrage est un filament ou une barre constitué par un alliage de Fer-Nikel, chauffé par effet joule entre 50 et 500 watt en mode stabilisé, ce dit moyen de chauffage (10) ayant une forme cylindrique d'au moins 2 mm de diamètre et 30 à 80 mm de longueur. 8) Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que ladite ailette ayant une faible envergure (9) typiquement comprise entre 3 et 14 cm, une longueur de la portion A rapportée sur l'axe OX inférieure ou égale à 160 mm, de préférence 70 mm, une longueur de la portion B rapportée sur l'axe OX inférieure ou égale à 30 mm de préférence 10 mm, une hauteur hl+h2 comprise entre 4 et 20 mm, une inclinaison BETA comprise entre 3 et 10 degré par rapport à l'axe OX, de façon à ce que les effets de la couche limite le long de l'ailette soient négligeables.
9) Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que ledit système de vélocimétrie permettant de mesurer également deux pressions statiques PSI et PS2 respectivement disposées à droite et à gauche du fuselage de façon à ce que le moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant prenne en compte lesdites pressions PSI et PS2 qui sont des fonctions de l'angle de dérapage avion GAMMA. 10) Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que la fonction F (V) = (PS - PB)/PS permettant de déduire la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante (7) indépendamment des conditions atmosphériques comprenant au moins un point d'inflexion pour une valeur du nombre de Mach comprise entre 0,3 et 0,95, et en ce que, cette dite fonction pouvant être approximée par une fonction polynomiale de degré au moins égal à 2. 1 1 ) Procédé de détermination de la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiant au moyen d'un système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel on détermine la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant (7), à partir de valeurs de pression statique PS et dynamique PB pour chaque valeur de l'angle incidence ALPHA et/ou de l'angle de dérapage GAMMA du système de vélocimétrie, et ceci de manière univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, dans tout le domaine subsonique et transsonique, c'est-à-dire que pour chaque valeur de la pression PB et PS correspondant à un l'angle d'incidence ALPHA et/ou de l'angle de dérapage GAMMA ne corresponde qu'une et une seule valeur de vitesse V. 12) Procédé selon la revendication 11 , dans lequel
- on mesure la pression statique PS,
- en cas de dérapage de l'avion, on mesure deux pressions statiques PSI et PS2 et on déduit une pression statique PS correspondant à la moyenne des pressions statiques PSI et PS2 mesurées,
- on mesure la pression dynamique PB de l'ailette (1),
- pour chaque valeur de l'angle d'incidence ALPHA et/ou l'angle de dérapage avion GAMMA, on sélectionne la fonction F (V) = (PS - PB )/PS univoque dans le sens de (PS-PB)/PS vers V, strictement croissante en fonction du nombre de Mach,
- on applique à ladite fonction un facteur de correction correspondant à ladite valeur de l'incidence ALPHA de l'ailette et/ou de l'angle de dérapage GAMMA,
- on obtient une nouvelle fonction F (V) = (PS - PB)/PS corrigée de l'influence du dit angle d'incidence ALPHA et/ou du dit angle de dérapage GAMMA,
- on déduit à partir de cette dite nouvelle fonction la valeur de la vitesse V en Mach du mobile par rapport à la masse d'air (7).
13) Véhicule caractérisé en ce qu'il comprend le système de vélocimétrie ou le procédé revendiqué selon l'une des revendications précédentes.
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