WO2017187108A1 - Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine - Google Patents

Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine Download PDF

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WO2017187108A1
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longitudinal
measuring aerodynamic
aerodynamic quantities
rigid
measuring
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PCT/FR2017/051025
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Jérémy GIORDAN
Florian Joseph Bernard KOCKENPO
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F01D17/08—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F01D25/285—Temporary support structures, e.g. for testing, assembling, installing, repairing; Assembly methods using such structures
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    • 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
    • G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes

Definitions

  • the present invention relates to the general field of devices for measuring aerodynamic quantities, and in particular of pressure and temperature, in the flow vein of a turbomachine. STATE OF THE ART
  • FIG. 1 schematically represents a turbomachine 10 of the double-flow and double-body type to which the invention applies in particular.
  • the invention is not limited to this particular type of turbojet engine and applies to other turbojet engine architectures and in particular dual-flow and double-body.
  • the turbomachine 10 comprises, from upstream to downstream in the direction of the gas flow, a fan 1 1, one or more stages of compressors 17, a combustion chamber 14, one or more stages of turbines 15 and a nozzle of exhaust gas.
  • the turbojet also comprises an intermediate casing 20 having, in known manner, a structural function (because the forces are transmitted through it).
  • the fastening means of the turbojet engine to the structure of the aircraft in the front part are integral with the intermediate casing.
  • the intermediate casing 20 consists of a hub 25, an outer annular shell 24 disposed around the hub concentrically therewith.
  • the turbojet engine comprises two coaxial gas flow flow veins, namely a primary flow stream (or hot flow) 12, and a secondary flow flow stream (or cold flow) 13.
  • This measuring device 1 is generally called a probe comb.
  • the measuring device 1 conventionally comprises a body 2 and a plurality of sensors 4 of aerodynamic size placed in the body 2.
  • the sensitive elements 47 of the sensors are placed in nozzles 41 extending outside the body 2 at the leading edge, so that the air enters the nozzles and comes into contact with the sensitive elements 47 of the sensors.
  • the instrumentation lines 45 of the sensors are placed inside the body 2.
  • measuring devices 1 it is also known from the prior art methods of manufacturing measuring devices 1 to obtain a measuring device 1 monobloc whose body and the trailing edge form a single hollow part of conduits for the passage instrumentation lines.
  • the patent application FR 2 952 713 describes a monobloc measuring device 1 in which pipes are machined for the instrumentation lines.
  • this measuring device has no aerodynamic trailing edge and does not allow easy replacement of the sensors in case of deterioration.
  • the trailing edge is not sufficiently structured and resonance inputs are possible.
  • An object of the invention is to provide a measuring device for limiting the aerodynamic impact of the measuring device when it is placed in a flow vein of a turbomachine while allowing easy access to the sensors and particular to the instrumentation lines of the sensors disposed in the body of the measuring device.
  • a device for measuring aerodynamic quantities intended to be placed in a flow vein of a turbomachine, the device for measuring aerodynamic quantities comprising:
  • a body comprising a rigid portion having a leading edge which is extended by two opposite longitudinal faces, said longitudinal faces joining in a profiled trailing edge,
  • nozzles arranged in the rigid part at the leading edge, all the nozzles communicating with the longitudinal cavity
  • a plurality of sensors comprising instrumentation lines and sensitive elements, the sensitive elements of the sensors being placed in the nozzles, so that the air flowing in the flow channel enters the nozzles and enters into contact with the sensitive elements, the instrumentation lines of the sensors being arranged in the longitudinal cavity;
  • the device for measuring aerodynamic quantities being characterized in that a longitudinal groove is formed in a lateral face of the rigid part, said longitudinal groove communicating with the longitudinal cavity, the device further comprising an elastic part filling the longitudinal cavity and the groove longitudinal, said elastic portion being detachable from the rigid portion to allow access to the instrumentation lines.
  • the trailing edge of the body of the measuring device being constituted by the rigid part, it brings a sufficient structuring to the measuring device which makes it possible to limit the resonance inputs to the reference operating conditions of the turbomachine and thus to limit the aerodynamic impact of the measuring device when it is placed in a flow vein of a turbomachine.
  • the elastic portion can easily be removed to allow easy access to the sensors in case of damage to them.
  • instrumentation lines are cast in the elastic portion which prevents the risk of damage to vibration instrumentation during a test.
  • the longitudinal groove is provided upstream of a maximum thickness axis of the profile of the profiled rigid part
  • the distance between the longitudinal groove and the trailing edge is greater than 50% of the profile cord of the profiled rigid part; the rigid part has a Young's modulus of more than 50GPa;
  • the elastic part has a Young's modulus of less than 1 GPa
  • the rigid part is made of metal
  • the elastic part is made of elastomer.
  • the invention also relates to a method for manufacturing a device for measuring aerodynamic quantities according to one of the preceding claims, comprising the following steps:
  • the step of obtaining the rigid part is made by laser fusion.
  • the invention also relates to a test bench for a turbomachine, characterized in that it comprises a device for measuring aerodynamic quantities as described above.
  • the invention also relates to a test bench for a turbomachine, comprising a device for measuring aerodynamic quantities as described above.
  • FIG. 1, discussed above, is a simplified diagram of a turbomachine
  • FIGS. 2, 3a discussed above, are perspective views of aerodynamic size measuring devices according to the prior art
  • FIG. 3b is a sectional view of a device for measuring aerodynamic quantities according to the prior art
  • FIG. 4 is a perspective view of an example of a device for measuring aerodynamic quantities according to the invention.
  • FIG. 5 is a sectional view of the device for measuring aerodynamic quantities of FIG. 4 on which the sensors have not been represented;
  • FIG. 6 is a sectional view of the device for measuring aerodynamic quantities of FIG. 4 on which the sensors are represented.
  • the aerodynamic quantities are measured using a turbomachine test bench comprising a turbomachine 10, a device for measuring aerodynamic quantities 1 placed in a flow line 12 or 13 of the turbomachine, and a computer 30.
  • the device for measuring aerodynamic quantities 1 comprises a body 2, and a plurality of sensors 4 of aerodynamic size.
  • the body 2 comprises a rigid portion 21 and an elastic portion 25.
  • the rigid portion 21 has a Young's modulus of more than 50GPa., And typically between 150GPa and 250GPa.
  • the rigid portion 21 is for example metal or rigid plastic.
  • the rigid portion 21 of the body 2 has two opposite longitudinal faces 22.
  • the rigid portion 21 of the body 2 is aerodynamically profiled to minimize aerodynamic losses introduced into the flow when the device 1 is placed in the flow path 12 or 13.
  • the rigid portion 21 of the body 2 has an aerodynamically profiled leading edge 6 and an aerodynamically profiled trailing edge 5.
  • the leading edge 21 is extended by two opposite longitudinal faces 22, said longitudinal faces joining at the rear of the rigid portion 21 at the level of the profiled trailing edge 5.
  • the rigid portion 21 of the body 2 typically has a section having an aerodynamic profile NACA type.
  • the leading edge 6 is the front part of an airfoil.
  • the leading edge hosts the stagnation point where the flow is divided into two sections. This stagnation point moves along the profile as a function of incidence. From a geometric point of view, the leading edge is the point at the front of the profile where the radius of curvature of the surface is minimal. This point is independent of the flow; it allows to define the rope line as well as the resulting geometric properties, such as the chord line or the maximum thickness axis of the profile.
  • the line of rope is the straight line through the leading edge and the trailing edge.
  • the axis of maximum thickness of the profile is the axis perpendicular to the line of rope at which the cross section of the profile is the thickest.
  • the trailing edge 5 is the rear part of an aerodynamic profile. In operation, when the device 1 is positioned in the vein, the trailing edge is where the two components of the fluid separated by the leading edge meet in a vortex. From a geometric point of view, the trailing edge 5 is the point at the rear of the profile where the two opposite longitudinal faces 22 of the body meet in a longitudinal stop.
  • the body 2 is dimensioned vibratory to prevent the device 1 does not resonate on the reference operating speed of the machine.
  • the measuring device 1 can be likened to a beam embedded at one of its ends, the eigenfrequencies are given by the following relation:
  • the body 2 can be positioned substantially radially in a flow vein.
  • the body 2 can also be positioned in a trailing arrow in the flow vein, that is, the center of gravity of the proximal portion of the body is axially further upstream than the center of gravity of the distal portion of the body. body.
  • the body 2 is fixed in the vein by one or both ends.
  • the rigid portion 21 of the body 2 comprises a fixing plate 26 on one of its ends.
  • the distal end of the rigid portion 21 of the body 2 may have a bent section which constitutes the fixing plate 26.
  • the mounting plate 26 is adapted to be fixed to the crankcase 20, for example to the primary / secondary flow separation spout or to the outer annular shroud 24.
  • the length of the body 2 that is to say its dimension in the longitudinal direction, is defined by the height of the vein where it is desired to measure the aerodynamic quantities and therefore depends on the dimensions of the turbomachine.
  • a longitudinal cavity 24 is formed in the rigid portion 21.
  • the longitudinal cavity 24 communicates with an opening 27 formed at the mounting plate 26.
  • a longitudinal groove 23 is formed in a lateral face 22 of the rigid portion 2, said longitudinal groove 23 communicating with the cavity 24.
  • the longitudinal groove 23 is formed in a lateral face 22 of the rigid portion 2 upstream of the axis of maximum thickness of the profile of the profiled rigid portion 21.
  • the distance between the longitudinal groove 23 and the trailing edge 5 is advantageously greater than 50% of the chord of the profiled rigid profile 21.
  • the distance between the longitudinal groove 23 and the trailing edge 5 is advantageously less than 85% of the chord of the profiled rigid profile 21.
  • Nozzles 41 are formed in the rigid portion 21 of the body 2 at the leading edge 6.
  • the set of nozzles 41 communicating with the longitudinal cavity 24.
  • the nozzles 41 are typically cylindrical ducts.
  • the nozzles 41 are generally uniformly distributed along the leading edge 5.
  • the sensors 4 comprise sensitive elements 47 and instrumentation lines 45.
  • the sensors 4 may in particular be pressure and temperature probes.
  • the temperature probes may be of the thermocouple sensor type, the sensitive element 47 of the probe consisting of two different resistivity metals connected together, so as to generate a potential difference that can be connected at the measured temperature.
  • the pressure probes may especially be instrumentation tubes such as Kiel probes. Such probe pressure are well known to those skilled in the art and will not be described in detail.
  • the sensors 4 are connected to the computer 30 by instrumentation lines 45 which are placed inside the longitudinal groove 23.
  • the instrumentation lines 45 are typically capillaries for the pressure probes and thermocouple lines for the temperature probes.
  • the sensitive elements 47 of the sensors are placed in the nozzles 41, so that the air circulating in the flow passage enters the nozzles 41 and comes into contact with the sensitive elements 47 of the sensors.
  • the instrumentation lines 45 of the sensors are arranged in the longitudinal cavity 24. They leave the body 2 at the opening 27 formed at the mounting plate 26.
  • the body 2 further has an elastic portion 25 filling the cavity
  • the elastic portion 25 is softer than the rigid portion 21.
  • the elastic portion 25 typically has a Young's modulus of less than 1 GPa.
  • the elastic portion 25 has an adhesion relative to the rigid portion 21 sufficient for the elastic portion 25 is not torn during a test but low enough that the elastic portion 25 can be detached from the rigid portion 21 to access the instrumentation lines 45 when necessary.
  • the elastic portion 25 is for example elastomer, that is to say a polymer having elastic properties obtained after crosslinking.
  • the device for measuring aerodynamic quantities 1 may be manufactured according to a method comprising the following steps: - Obtaining the rigid portion 21 having the longitudinal cavity 24 and the longitudinal groove 23;
  • the rigid portion 21 is a one-piece piece made in one piece during the same manufacturing process.
  • the rigid portion 21 may in particular be made by a laser melting process. This laser melting process makes it possible to directly make the cavity 24 and the groove 23 during the layer construction of the rigid portion 21.
  • the laser melting process or laser sintering method is a method known to those skilled in the art. and will not be described in more detail.
  • the longitudinal cavity 24 and the groove 23 is then filled with a polymerizable material.
  • the polymerizable material is for example a polymerizable elastomer in contact with air, such as cold vulcanizable elastomers or silicone RTV or a polymerizable elastomer at a certain temperature, such as hot-vulcanizable silicone elastomers.
  • the polymerizable material Before polymerization, the polymerizable material is a viscous liquid. After polymerization, the polymerizable material is an elastic solid. The polymerizable material is poured into the cavity 24 and the groove 23, then polymerizes either in contact with the air or by raising the temperature thus creating an adhesion between the rigid portion 21 and the polymerized material which then constitutes the elastic portion 25.

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Abstract

Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine L'invention concerne un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine comportant un corps profilé comportant une partie rigide profilée (21)présentant une face longitudinale dans laquelle est ménagée une rainure longitudinale (23)dans laquelle sont placées les lignes d'instrumentation des capteurs, et une partie élastique comblant la rainure, ladite partie élastique pouvant être détachée de la partie rigide pour accéder aux lignes d'instrumentation.

Description

Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention se rapporte au domaine général des dispositifs de mesure de grandeurs aérodynamiques, et notamment de pression et de température, dans la veine d'écoulement d'une turbomachine. ETAT DE LA TECHNIQUE
La figure 1 représente de façon schématique une turbomachine 10 du type à double flux et double corps auquel s'applique en particulier l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce type particulier de turboréacteur et s'applique à d'autres architectures de turboréacteurs et notamment à double flux et double corps.
La turbomachine 10 comprend, d'amont en aval dans le sens de l'écoulement des gaz, une soufflante 1 1 , un ou plusieurs étages de compresseurs 17, une chambre de combustion 14, un ou plusieurs étages de turbines 15 et une tuyère d'échappement des gaz.
Le turboréacteur comprend également un carter intermédiaire 20 ayant, de façon connue en soi, une fonction structurale (car les efforts sont transmis par son intermédiaire). En particulier, les moyens de fixation du turboréacteur à la structure de l'avion dans la partie avant sont solidaires du carter intermédiaire. Le carter intermédiaire 20 se compose d'un moyeu 25, d'une virole annulaire extérieure 24 disposée autour du moyeu de façon concentrique à celui-ci. Le turboréacteur comprend deux veines coaxiales d'écoulement de flux gazeux, à savoir une veine d'écoulement de flux primaire (ou flux chaud) 12, et une veine d'écoulement de flux secondaire (ou flux froid) 13.
Dans le cadre d'essais sur une turbomachine, il est parfois nécessaire de réaliser des mesures des grandeurs aérodynamiques, notamment de pression et de température, du flux gazeux s'écoulant dans une veine d'écoulement 12 ou 13 d'une turbomachine.
En référence à la figure 1 , il est connu de réaliser la mesure de ces grandeurs aérodynamiques au moyen d'un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1 , placé sensiblement radialement dans une veine d'écoulement 12 ou 13 d'une turbomachine. Ce dispositif de mesure 1 porte généralement le nom de peigne de sondes.
Comme illustré sur la figure 2, le dispositif de mesure 1 comporte classiquement un corps 2 et une pluralité de capteurs 4 de grandeur aérodynamique placés dans le corps 2. Les éléments sensibles 47 des capteurs sont placés dans des buses 41 s'étendant en dehors du corps 2 au niveau du bord d'attaque, de manière à ce que l'air pénètre dans les buses et entre en contact avec les éléments sensibles 47 des capteurs. Les lignes d'instrumentations 45 des capteurs sont placées à l'intérieur du corps 2.
La présence du dispositif de mesure 1 dans la veine d'écoulement du flux
12 ou 13 génère des pertes de charge du fait que l'air contourne le dispositif de mesure 1.
Les pertes de charge créées par la présence du dispositif de mesure 1 dans la veine d'écoulement du flux 13 perturbent cet écoulement, ce qui a pour conséquence de perturber le fonctionnement de la turbomachine 10 et par conséquent de fausser les mesures de grandeurs aérodynamiques réalisées.
Il est connu de l'art antérieur des dispositifs de mesure 1 , comme celui illustré sur la figure 3a, ayant un bord de fuite métallique 3 rapporté sur le corps 2. La demande de brevet française portant le numéro de dépôt 1560803 par exemple décrit un tel dispositif de mesure 1. Le bord de fuite métallique 3 apporte une structuration suffisante au dispositif de mesure 1 permettant de limiter les entrées en résonnance sur les régimes de fonctionnement de référence de la turbomachine, cependant les éléments de fixations du bord de fuite 3 sur le corps 2 (goupilles, ou vis et écrous) risquent de se détacher lors du fonctionnement du moteur et de générer des dommages conséquents en aval sur le moteur.
Il est également connu de l'art antérieur des dispositifs de mesure, comme celui illustré sur la figure 3b, comportant un corps 28 en forme de U, la forme du U permet d'assurer la manipulation et l'installation des capteurs. Les capteurs sont mise en place dans le corps 28 en U et maintenue en position dans le corps par le moulage d'un élastomère 29 dans le corps en forme de U, la partie en élastomère 29 formant le bord de fuite aérodynamique. Il est possible d'enlever facilement le bord de fuite en élastomère 29 pour accéder aux capteurs afin de les remplacer en cas de détérioration. Cependant, le bord de fuite en élastomère 29 ne confère pas à la pièce un aspect structurant suffisant pour limiter les entrées en résonnance sur les régimes de fonctionnement de référence de la turbomachine.
Enfin, il est également connu de l'art antérieur des procédés de fabrication de dispositifs de mesure 1 permettant d'obtenir un dispositif de mesure 1 monobloc dont le corps et le bord de fuite forment une seule et même pièce évidé de conduits permettant le passage des lignes d'instrumentations. La demande de brevet FR 2 952 713, notamment, décrit un dispositif de mesure 1 monobloc dans lequel sont usinés des conduits pour les lignes d'instrumentations. Cependant ce dispositif de mesure ne comporte pas de bord de fuite aérodynamique et ne permet pas un remplacement aisé des capteurs en cas de détérioration.
De problématiques similaires à celles de ces différents arts antérieurs se posent également dans le cas de la configuration proposée dans la demande de brevet DE 10 2008 025 869 A1 dans laquelle un accès aux canaux de mesure est réalisé par une rainure ménagée dans le bord de fuite.
Dans une telle configuration en particulier, le bord de fuite n'est pas suffisamment structuré et des entrées en résonance sont possibles.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l'invention est de proposer un dispositif de mesure permettant de limiter l'impact aérodynamique du dispositif de mesure lorsque celui-ci est placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine tout en permettant un accès facile aux capteurs et en particulier aux lignes d'instrumentations des capteurs disposées dans le corps du dispositif de mesure.
Ces buts sont atteints dans le cadre de la présente invention grâce à un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine, le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques comportant :
- un corps comportant une partie rigide présentant un bord d'attaque qui se prolonge par deux faces longitudinales opposées, lesdites faces longitudinales se rejoignant en un bord de fuite profilé,
- une cavité longitudinale ménagée dans la partie rigide,
- des buses ménagées dans la partie rigide au niveau du bord d'attaque, l'ensemble des buses communiquant avec la cavité longitudinale,
- une pluralité de capteurs comportant des lignes d'instrumentation et des éléments sensibles, les éléments sensibles des capteurs étant placés dans les buses, de manière à ce que l'air circulant dans la veine d'écoulement pénètre dans les buses et entre en contact avec les éléments sensibles, les lignes d'instrumentation des capteurs étant disposées dans la cavité longitudinale ;
le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques étant caractérisé en ce que une rainure longitudinale est ménagée dans une face latérale de la partie rigide, ladite rainure longitudinale communiquant avec la cavité longitudinale, le dispositif comportant en outre une partie élastique comblant la cavité longitudinale et la rainure longitudinale, ladite partie élastique pouvant être détachée de la partie rigide pour permettre l'accès aux lignes d'instrumentation.
Le bord de fuite du corps du dispositif de mesure étant constitué par la partie rigide, il apporte une structuration suffisante au dispositif de mesure ce qui permet de limiter les entrées en résonnance sur les régimes de fonctionnement de référence de la turbomachine et ainsi de limiter l'impact aérodynamique du dispositif de mesure lorsque celui-ci est placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine.
Par ailleurs, la partie élastique peut facilement être retirée pour permettre un accès aisé aux capteurs en cas de dégradations de ceux-ci.
L'absence d'éléments de fixations d'un bord de fuite sur le corps principal prévient le risque de perdre des éléments dans la veine et d'impacter les pièces moteur.
En outre, les lignes d'instrumentations sont coulées dans la partie élastique ce qui permet de prévenir les risques de détérioration de l'instrumentation par vibration lors d'un essai.
L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en l'une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles. - la rainure longitudinale est ménagée en amont d'un axe d'épaisseur maximale du profil de la partie rigide profilée ;
- la distance entre la rainure longitudinale et le bord de fuite est supérieure à 50% de la corde du profil de la partie rigide profilée ; - la partie rigide présente un module de Young de plus de 50GPa ;
- la partie élastique présente un module de Young de moins de 1 GPa ;
- la partie rigide est en métal ;
- la partie élastique est en élastomère.
L'invention concerne également un procédé de fabrication d'un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'une des revendications précédentes, comportant les étapes suivantes :
- obtention de la partie rigide par fabrication additive ; - positionnement des capteurs de manière à ce que les lignes d'instrumentations soient positionnées dans la cavité longitudinale, et que les éléments sensibles s'étendent dans les buses ;
- comblement de la cavité longitudinale et de la rainure longitudinale avec un matériau polymérisable ;
- polymérisation du matériau polymérisable de manière à former la partie élastique.
L'étape d'obtention de la partie rigide est faite par fusion laser.
L'invention concerne également un banc de test pour turbomachine, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques tel que décrit plus haut. L'invention concerne également un banc de test pour turbomachine, comportant un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques comme décrit plus haut.
DESCRIPTION DES FIGURES
D'autres objectifs, caractéristiques et avantages sortiront de la description détaillée qui suit en référence aux dessins donnés à titre illustratif et non limitatif parmi lesquels :
- la figure 1 , discutée plus haut, est un schéma simplifié d'une turbomachine ;
- les figures 2, 3a, discutées plus haut, sont des vues en perspectives de dispositifs de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'art antérieur ;
- la figure 3b, discutée plus haut, est une vue en coupe d'un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'art antérieur ;
- la figure 4 est une vue en perspective d'un exemple de dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'invention ;
- la figure 5 est une vue en coupe du dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques de la figure 4 sur laquelle les capteurs n'ont pas été représentés ;
- la figure 6 est une vue en coupe du dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques de la figure 4 sur laquelle les capteurs sont représentés. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En référence à la figure 1 , les grandeurs aérodynamiques sont mesurées à l'aide d'un banc de test pour turbomachine comportant, une turbomachine 10, un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1 placé dans une veine d'écoulement 12 ou 13 de la turbomachine, et un calculateur 30.
En référence aux figures 4 à 6, le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1 comporte un corps 2, et une pluralité de capteurs 4 de grandeur aérodynamique.
Le corps 2 comporte une partie rigide 21 et une partie élastique 25.
La partie rigide 21 a un module d'Young de plus de 50GPa., et typiquement compris entre 150GPa et 250GPa.
La partie rigide 21 est par exemple en métal ou en plastique rigide.
La partie rigide 21 du corps 2 présente deux faces longitudinales 22 opposées.
La partie rigide 21 du corps 2 est aérodynamiquement profilée pour réduire au maximum les pertes aérodynamiques introduites dans le flux lorsque le dispositif 1 est placé dans la veine d'écoulement 12 ou 13.
La partie rigide 21 du corps 2 présente un bord d'attaque 6 aérodynamiquement profilé et un bord de fuite 5 aérodynamiquement profilé. Le bord d'attaque 21 se prolonge par deux faces longitudinales opposées 22, lesdites faces longitudinales se rejoignant à l'arrière de la partie rigide 21 au niveau du bord de fuite profilé 5.
La partie rigide 21 du corps 2 a typiquement une section ayant un profil aérodynamique de type NACA.
Le bord d'attaque 6 est la partie avant d'un profil aérodynamique. En fonctionnement, lorsque le dispositif 1 est positionné dans la veine, le bord d'attaque héberge le point de stagnation où l'écoulement est divisé en deux sections. Ce point de stagnation se déplace le long du profil en fonction de l'incidence. D'un point de vue géométrique, le bord d'attaque est le point à l'avant du profil où le rayon de courbure de la surface est minimal. Ce point est indépendant de l'écoulement; il permet de définir la ligne de corde ainsi que les propriétés géométriques en découlant, telles que la ligne de corde ou l'axe d'épaisseur maximale du profil.
La ligne de corde est la droite passant par le bord d'attaque et le bord de fuite. Pour chaque section transversale du profil, l'axe d'épaisseur maximale du profil est l'axe perpendiculaire à la ligne de corde au niveau duquel la section transversale du profil est la plus épaisse.
Le bord de fuite 5 est la partie arrière d'un profil aérodynamique. En fonctionnement, lorsque le dispositif 1 est positionné dans la veine, le bord de fuite est l'endroit où se rejoignent en un tourbillon les deux composantes du fluide séparé par le bord d'attaque. D'un point de vue géométrique, le bord de fuite 5 est le point à l'arrière du profil où les deux faces longitudinales 22 opposées du corps se rejoignent en une arrête longitudinale.
Le corps 2 est dimensionné en vibratoire pour éviter que le dispositif 1 n'entre en résonnance sur les régimes de fonctionnement de référence de la machine.
Le dispositif de mesure 1 pouvant être assimilé à une poutre encastrée à une de ses extrémités, les fréquences propres sont données par la relation suivante :
Figure imgf000011_0001
Avec :
- ai2 coefficient qui dépend de l'ordre du mode i6{1 , 2,
conditions d'accrochage
- L : longueur libre en porte-à-faux
- K : raideur
- M : masse. La raideur K et la masse M du corps 2 sont choisies de manière à éviter que les fréquences propres du dispositif de mesure 1 correspondent aux fréquences de vibration de la machine. Comme illustré sur la figure 1 , le corps 2 peut être positionné sensiblement radialement dans une veine d'écoulement. Le corps 2 peut également être positionné en flèche arrière dans la veine d'écoulement, c'est- à-dire que le centre de gravité de la partie proximale du corps est axialement plus en amont que le centre de gravité de la partie distale du corps.
Le corps 2 est fixé dans la veine par l'une ou par ses deux extrémités.
La partie rigide 21 du corps 2 comporte une platine de fixation 26 sur l'une de ses extrémités. En particulier, l'extrémité distale de la partie rigide 21 du corps 2 peut présenter une section coudée qui constitue la platine de fixation 26.
La platine de fixation 26 est adaptée pour être fixée au carter moteur 20, par exemple au bec de séparation flux primaire/secondaire ou à la virole annulaire extérieure 24.
La longueur du corps 2, c'est-à-dire sa dimension dans la direction longitudinale, est définie par la hauteur de veine où l'on souhaite mesurer les grandeurs aérodynamiques et dépend donc des dimensions de la turbomachine.
Une cavité longitudinale 24 est ménagée dans la partie rigide 21 .
La cavité longitudinale 24 communique avec une ouverture 27 ménagée au niveau de la platine de fixation 26.
Une rainure longitudinale 23 est ménagée dans une face latérale 22 de la partie rigide 2, ladite rainure longitudinale 23 communiquant avec la cavité 24. La rainure longitudinale 23 est ménagée dans une face latérale 22 de la partie rigide 2 en amont de l'axe d'épaisseur maximale du profil de la partie rigide profilée 21 .
La distance entre la rainure longitudinale 23 et le bord de fuite 5 est avantageusement supérieure à 50% de la corde du profil de la partie rigide profilée 21.
Par ailleurs, la distance entre la rainure longitudinale 23 et le bord de fuite 5 est avantageusement inférieure à 85% de la corde du profil de la partie rigide profilée 21.
Des buses 41 sont ménagées dans la partie rigide 21 du corps 2 au niveau du bord d'attaque 6.
L'ensemble des buses 41 communiquant avec la cavité longitudinale 24.
Les buses 41 sont typiquement des conduits cylindriques.
Les buses 41 sont généralement uniformément réparties le long du bord d'attaque 5.
Les capteurs 4 comportent des éléments sensibles 47 et des lignes d'instrumentation 45.
Les capteurs 4 peuvent en particulier être des sondes de pression et de température.
A titre d'exemple, les sondes de température peuvent être du type capteur thermocouple, l'élément sensible 47 de la sonde étant constitué de deux métaux de résistivité différente connectés ensemble, de manière à générer une différence de potentiel que l'on peut relier à la température mesurée.
Une telle sonde de température est bien connue de l'homme du métier et ne sera donc pas décrite en détails ici.
A titre d'exemple, les sondes de pression peuvent notamment être des tubes d'instrumentation tels que des sondes de Kiel. De telles sonde de pression sont bien connues de l'homme du métier et ne seront donc pas décrites en détails.
Les capteurs 4 sont reliés au calculateur 30 par des lignes d'instrumentation 45 qui sont placées à l'intérieur de la rainure longitudinale 23.
Les lignes d'instrumentation 45 sont typiquement des capillaires pour les sondes de pression et des lignes thermocouples pour les sondes de température.
Les éléments sensibles 47 des capteurs sont placés dans les buses 41 , de manière à ce que l'air circulant dans la veine d'écoulement pénètre dans les buses 41 et entre en contact avec les éléments sensibles 47 des capteurs.
Les lignes d'instrumentation 45 des capteurs sont disposées dans la cavité longitudinale 24. Elles sortent du corps 2 au niveau de l'ouverture 27 ménagée au niveau de la platine de fixation 26.
Le corps 2 présente en outre une partie élastique 25 comblant la cavité
24.
La partie élastique 25 est plus souple que la partie rigide 21 . La partie élastique 25 a typiquement un module d'Young de moins de 1 GPa.
La partie élastique 25 présente une adhérence par rapport à la partie rigide 21 suffisante pour que la partie élastiques 25 ne soit pas arrachée lors d'un essai mais suffisamment faible pour que la partie élastiques 25 puisse être détachée de la partie rigide 21 pour accéder aux lignes d'instrumentation 45 lorsque cela est nécessaire.
La partie élastique 25 est par exemple en élastomère, c'est-à-dire un polymère présentant des propriétés élastiques obtenues après réticulation.
Le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques 1 peut être fabriqué selon un procédé comportant les étapes suivantes : - obtention de la partie rigide 21 présentant la cavité longitudinale 24 et la rainure longitudinale 23 ;
- positionnement des capteurs 4 de manière à ce que les lignes d'instrumentations 45 soient positionnées dans la cavité 24, et que les éléments sensibles 47 s'étendant dans les buses 47 ;
- comblements de la cavité longitudinale 24 par un matériau polymérisable.
La partie rigide 21 est une pièce monobloc réalisée d'un seul tenant lors d'un même procédé de fabrication.
La partie rigide 21 peut notamment être réalisée par un procédé de fusion laser. Ce procédé de fusion laser permet de réaliser directement la cavité 24 et la rainure 23 lors de la construction par couche de la partie rigide 21. Le procédé de fusion laser ou procédé de frittage par fusion laser est un procédé connu de l'homme du métier et ne sera pas décrit plus en détails.
La cavité longitudinale 24 et la rainure 23 est ensuite comblée par un matériau polymérisable. Le matériau polymérisable est par exemple un élastomère polymérisable au contact avec l'air, comme les élastomères vulcanisables à froid ou RTV silicone ou un élastomère polymérisable à une certaine température comme les élastomères silicone vulcanisables à chaud. Avant polymérisation, le matériau polymérisable est un liquide visqueux. Après polymérisation, le matériau polymérisable est un solide élastique. Le matériau polymérisable est coulé dans la cavité 24 et la rainure 23, puis polymérise soit en contact avec l'air soit par élévation de la température créant ainsi une adhérence entre la partie rigide 21 et le matériau polymérisé qui constitue alors la partie élastique 25.

Claims

REVENDICATIONS
Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques destiné à être placé dans une veine d'écoulement d'une turbomachine, le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques comportant :
- un corps comportant une partie rigide présentant un bord d'attaque qui se prolonge par deux faces longitudinales opposées, lesdites faces longitudinales se rejoignant en un bord de fuite profilé,
- une cavité longitudinale ménagée dans la partie rigide,
- des buses ménagées dans la partie rigide au niveau du bord d'attaque, l'ensemble des buses communiquant avec la cavité longitudinale,
- une pluralité de capteurs comportant des lignes d'instrumentation et des éléments sensibles, les éléments sensibles des capteurs étant placés dans les buses, de manière à ce que l'air circulant dans la veine d'écoulement pénètre dans les buses et entre en contact avec les éléments sensibles, les lignes d'instrumentation des capteurs étant disposées dans la cavité longitudinale ;
le dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques étant caractérisé en ce que une rainure longitudinale (23) est ménagée dans une face longitudinale (22) de la partie rigide, ladite rainure longitudinale (23) communiquant avec la cavité longitudinale (24), le dispositif comportant en outre une partie élastique (25) comblant la cavité longitudinale (24) et la rainure longitudinale, ladite partie élastique (25) pouvant être détachée de la partie rigide pour permettre l'accès aux lignes d'instrumentation. Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon la revendication précédente, dans lequel la rainure longitudinale (23) est ménagée en amont d'un axe d'épaisseur maximale du profil de la partie rigide profilée (21 ).
Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la distance entre la rainure longitudinale (23) et le bord de fuite est supérieure à 50% de la corde du profil de la partie rigide profilée (21 ).
Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques, selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la partie rigide (21 ) présente un module de Young de plus de 50GPa.
Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques, selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la partie élastique (25) présente un module de Young de moins de 1 GPa.
Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la partie rigide (21 ) est en métal.
Dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la partie élastique (25) est en élastomère.
Procédé de fabrication d'un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'une des revendications précédentes, comportant les étapes suivantes : - obtention de la partie rigide par fabrication additive ;
- positionnement des capteurs de manière à ce que les lignes d'instrumentations soient positionnées dans la cavité longitudinale, et que les éléments sensibles s'étendent dans les buses ;
- comblement de la cavité longitudinale et de la rainure longitudinale (23) avec un matériau polymérisable ;
- polymérisation du matériau polymérisable de manière à former la partie élastique.
Procédé de fabrication d'un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon la revendication précédente, dans lequel l'étape d'obtention de la partie rigide est faite par fusion laser.
10. Banc de test pour turbomachine, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif de mesure de grandeurs aérodynamiques selon l'une des revendications 1 à 7.
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