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WO2022194961A1 - Sonde aéronautique - Google Patents

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Info

Publication number
WO2022194961A1
WO2022194961A1 PCT/EP2022/056880 EP2022056880W WO2022194961A1 WO 2022194961 A1 WO2022194961 A1 WO 2022194961A1 EP 2022056880 W EP2022056880 W EP 2022056880W WO 2022194961 A1 WO2022194961 A1 WO 2022194961A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
probe
aeronautical
probe according
static pressure
pressure
Prior art date
Application number
PCT/EP2022/056880
Other languages
English (en)
Inventor
Natacha SZULGA
Romain Hodot
Lilian CAUCHARD
Original Assignee
Thales
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Thales filed Critical Thales
Priority to US18/550,452 priority Critical patent/US20240248113A1/en
Publication of WO2022194961A1 publication Critical patent/WO2022194961A1/fr

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—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
    • 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
    • G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes
    • 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

  • the present invention relates to an aeronautical probe, in particular for an aircraft.
  • These probes are protruding objects, often oblong, which are immersed in a flow.
  • a probe is part of a system of instruments for measuring flight conditions, namely speed, altitude, angle of attack, temperature, etc.
  • AOA probes with moving element AOA probes with moving element
  • total pressure probes AOA probes with static pressure probes
  • static pressure probes AOA probes with temperature probes
  • Such a system then usually comprises a Pitot probe, one or more static pressure taps, angle of attack probes, as well as instruments connected to them such as an anemometer, an altimeter and a variometer.
  • the static pressure measurement system is used to measure the elements on which the forces acting on the aircraft depend, such as the density, pressure and viscosity of the fluid in which this aircraft is moving.
  • Each pressure sensor static or total
  • the angle of attack probe requires an angular sensor of fixed or mobile multifunction probes each sensitive to all the parameters of the flow (total pressure, static pressure and incidence for example) which can advantageously replace the static pressure, total pressure and of incidence. Or even a network of numerous static pressure sensors, for example, each of which measures the pressure at a specific point on the aircraft fuselage. This system then makes it possible to reconstruct the pressure field around the aircraft equipped with it, and to deduce the flight conditions by computer processing.
  • Multifunction probes have the advantage of being able to measure at least three elements of the flight conditions, namely most often the total pressure, the static pressure and the angle of attack.
  • fixed multifunction probes have the advantage of not having a moving part, unlike mobile multifunction probes.
  • These moving parts can be sources of failure or even incidents due, for example, to blockage due to freezing or the intrusion of dust or sand into the mechanism of the rotating part.
  • the object of the invention is therefore to solve these problems by proposing a reliable and precise probe, including in terms of incidence, in particular for high incidences.
  • the problem to be solved can be summarized as follows, namely how to ensure both a measurement of total pressure, static pressure and incidence with good precision and with a minimal risk of blockage of moving parts.
  • the invention relates to improving the performance in terms of sensitivity and precision of aeronautical probes.
  • the subject of the present invention is an aeronautical probe, characterized in that it has a general profiled shape, provided with a fixing base and of which at least part of the leading edge comprises undulations.
  • - the undulations are described by a sinusoidal function;
  • the tip of the probe opposite its fixing base comprises a total pressure tube adapted to be connected by a conduit to a total pressure sensor;
  • each side of the probe has static pressure taps
  • the static pressure taps are arranged symmetrically on each side of the probe;
  • each static pressure chamber is equipped with a water trap
  • the static pressure chambers are connected by corresponding ducts on the one hand to means for determining absolute pressure to determine the static pressure, and on the other hand to means for determining differential pressure to determine the incidence;
  • FIG. 1 shows a side view of a probe according to the invention
  • Figure 2 illustrates in more detail the production of a leading edge of this probe
  • FIG. 3 illustrates the connection of the various sockets of a probe according to the invention
  • FIGS. 4 and 5 respectively show views in longitudinal and vertical sections of one or more static pressure chambers used in a probe according to the invention
  • Figure 6 illustrates a cross-sectional view of a total pressure tube forming part of a probe according to the invention.
  • figure 7 illustrates a view similar to that of figure 1 on which a direction of the air flow is represented.
  • FIG. 1 An embodiment of an aeronautical probe, in particular for an aircraft, according to the invention. This is designated by the general reference 1 in this figure, and is part for example of the family of pneumatic fixed multifunction probes.
  • this probe 1 then takes the form, for example, of a symmetrical thin profiled body, and for example, in a generally triangular shape.
  • a “thin” section is meant a section of small thickness compared to its length.
  • the ratio of the thickness to the length of such a profile is less than 20%, advantageously less than 10% and in certain examples, less than 8%.
  • this profile is also of low camber. In the symmetric case, such a camber is zero.
  • This probe 1 is then provided with a fixing base for example on the rest of the aircraft, this base being designated by the general reference 2.
  • the probe At its tip opposite this base, the probe comprises a total pressure tube designated by the general reference 3.
  • the profiled body is also provided with several static pressure outlets designated by the general reference 4 in these figures.
  • the probe according to the invention comprises a leading edge designated by the general reference 5.
  • the leading edge 5 corresponds to a part of the surface of the probe 1 facing the flow. This part is more particularly visible in figure 7 on which the arrows designate the direction of the incident air flow when it meets the leading edge 5.
  • this leading edge 5 comprises undulations designated by the general reference 6.
  • the undulations 6 are described by a sinusoidal function which can be for example of type x is the distance to the upstream tip of the probe,
  • 4(x) is the ripple amplitude as a function of the chord (C(x) ) and l is the wavelength of the leading edge ripple.
  • the airflow locally changes the direction to take an orientation which tends to approach the direction normal to the leading edge 5.
  • the direction of the airflow changes locally to substantially follow the undulations and therefore, the normal direction at the leading edge 5.
  • the undulations of the leading edge 5 are therefore configured to direct the incident airflow towards the direction normal to the leading edge 5.
  • FIG. 2 represents in more detail the various parameters and the undulations described above.
  • This wavy leading edge 5 of probe 1 is used to prevent boundary layer separation which occurs when a thin section is placed at certain incidences in a flow.
  • This boundary layer separation is then manifested by a recirculation zone around the profile, accompanied by a drastically lower pressure than elsewhere on the profile.
  • two static pressure chambers can be provided and located symmetrically on each side of the proposed fixed multifunction probe.
  • the incidence is then calculated as the differential of the measured pressures and the static pressure as their average.
  • leading edge undulations of this nature can also find their place on the mast of an L type multifunction probe or in the same way on that of a static PITOT type probe.
  • the static pressure taps must be located on the mast to benefit from the detachment retarding effect provided by the undulations of the leading edge.
  • the undulations described can also find their place on the rotating element of an angle of attack or sideslip sensor (AOA or SSA).
  • various tubes and sockets are connected to sensors.
  • the total pressure tube designated by the general reference 3 is adapted to be connected by a conduit 7, to a total pressure sensor.
  • This duct 7 then crosses the profile until it comes out at 8 to reach the sensor.
  • the static pressure outlets 4 open out on each side of the profile of the probe, into a static pressure chamber, for example 9 and 10. Each of these static pressure chambers then opens out into a corresponding duct for connecting them. this.
  • these taps can be connected to means for determining absolute pressure to determine the static pressure, and to means for determining differential pressure to determine the incidence.
  • the static pressure outlets 4 which may have a diameter of the order of a millimeter, open into one of the static pressure chambers 9 and 10.
  • These chambers are of the same dimensions and are located symmetrically on either side of the profile of the probe.
  • They are of symmetrical geometry so as not to introduce additional factors to the pressure differential obtained when the probe is brought into incidence.
  • FIG. 5 There is shown in more detail in Figure 5 a section of a static pressure chamber, such as the chamber designated by the general reference 9.
  • the static pressure taps 4 therefore open into this pressure chamber 9.
  • the shape of the chamber is elongated at one corner so that it can be manufactured, for example, by additive manufacturing, i.e. by metal 3D printing.
  • Each of the pressure chambers is equipped with a water trap, designated by the general reference 13 in this figure 5 for chamber 9.
  • This water trap is provided for example around the junctions of these chambers, with corresponding ducts and in particular of the chamber 9 with the duct 11 as shown.
  • these traps are formed by a portion in the shape of a collar whose purpose is to capture any drops of water or other, which would enter the chamber. These drops are then evacuated or eliminated, for example by evaporation using a heating system.
  • the internal section of the tubes or connection ducts for example of static and total pressure, can be in the shape of a drop of water as shown in FIG. 6 for the duct 7 .
  • the probe according to the invention makes it possible to measure the incidence, the static pressure and the total pressure without a rotating mobile part.
  • leading edge undulations prevent boundary layer separations, which symmetrizes the pressure distribution around the probe.
  • aeronautical probes are generally equipped with anti-icing systems. These systems usually consist of a thermo-resistive element.
  • the heat released by the Joule effect makes it possible to heat the probe and prevents the droplets of supercooled water or the crystals from accreting there. If frost were to accrete on the corrugated leading edge, then its effectiveness would be greatly impacted. The boundary layer would peel off and the measured static pressure would be incorrect.
  • the sinusoidal shape of the undulations makes it possible to limit the possibility of accretion compared to crenellated shapes with discontinuous derivative. This makes it possible to limit the heating power required by the anti-icing system and to more easily ensure the correct operation of the device in icing conditions. This has the effect of having a more monotonous increase in the angle of attack measurement relative to the true angle of attack of the aircraft, especially at the highest angles of attack.

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Abstract

Cette sonde aéronautique, est caractérisée en ce qu'elle présente une forme générale profilée, munie d'une base de fixation (2) et dont au moins une partie du bord d'attaque (5) comporte des ondulations (6).

Description

DESCRIPTION
TITRE : SONDE AERONAUTIQUE
La présente invention concerne une sonde aéronautique notamment pour un aéronef.
Ces sondes sont des objets protubérants, souvent oblongs, et qui sont plongés dans un écoulement.
On trouvera un exemple de sonde de cette nature dans le document US 10,416,188.
Une sonde fait partie d’un système d’instruments de mesure des conditions de vol, à savoir vitesse, altitude, incidence, température, etc.
On peut en effet utiliser des systèmes constitués : de sondes monofonction différentes (sondes AOA à élément mobile, plus sondes de pression totale, plus sondes de pression statique, plus sondes de température). Un tel système comprend alors habituellement une sonde de Pitot une ou plusieurs prises de pression statique, des sondes d’incidence, ainsi que des instruments qui leur sont reliés tels qu’un anémomètre, un altimètre et un variomètre. Le système de mesure de pression statique sert à mesurer les éléments dont dépendent les forces qui agissent sur l’aéronef, comme la densité, la pression et la viscosité du fluide dans lequel évolue cet aéronef. Chaque sonde de pression (statique ou totale) requiert un capteur de pression pour fonctionner. La sonde d’incidence requiert un capteur angulaire de sondes multifonctions fixes ou mobiles chacune sensible à tous les paramètres de l’écoulement (pression totale, pression statique et incidence par exemple) qui peuvent avantageusement remplacer les sondes de pression statique, de pression totale et d’incidence. Ou encore, d’un réseau de nombreuses sondes de pression statique par exemple, qui mesurent chacune la pression en un point précis du fuselage de l’aéronef. Ce système permet alors de reconstruire le champ de pression autour de l’aéronef qui en est équipé, et d’en déduire les conditions de vol par traitement informatique.
Les sondes multifonctions présentent l’intérêt de pouvoir mesurer au moins trois éléments des conditions de vol, à savoir le plus souvent la pression totale, la pression statique et l’incidence. Parmi les sondes multifonctions, les sondes multifonctions fixes présentent l’avantage de ne pas posséder de partie mobile, contrairement aux sondes multifonctions mobiles.
Ces éléments mobiles peuvent être des sources de défaillance voire d’incidents en raison par exemple d’un blocage dû au gel ou à l’intrusion de poussière ou de sable dans le mécanisme de la partie tournante.
Or le blocage de la partie mobile a pour conséquence une perte de l’information d’incidence.
Leur performance en incidence est cependant éprouvée lorsqu’elles ne sont pas bloquées.
Le concept de sondes multifonctions fixes pneumatiques existe depuis plusieurs dizaines d’années, mais leurs performances en incidence sont moins bonnes que celles des sondes multifonctions mobiles, en particulier pour de hautes incidences.
Cependant, elles ne sont pas sensibles au blocage car elles ne possèdent pas de partie mécanique mobile.
Le but de l’invention est donc de résoudre ces problèmes en proposant une sonde fiable et précise y compris en incidence notamment pour les hautes incidences.
Ainsi, le problème à résoudre peut être résumé de la façon suivante, à savoir comment assurer à la fois une mesure de pression totale, de pression statique et d’incidence avec une bonne précision et avec un risque minimal de blocage d’éléments mobiles. De façon générale, l’invention porte sur l’amélioration des performances en sensibilité et précision des sondes aéronautiques.
Un exemple de sonde de type Pitot présentant un dispositif de contrôle de l’écoulement à des fins d’amélioration de précision est montré dans le brevet US 10,416,188. La sonde, de type Pitot présente un tube cylindrique monté sur un mat. Le brevet présente différentes formes pour la prise de pression totale permettant de générer une couche limite turbulente le long du tube. Ceci permet en effet d’améliorer la précision de la mesure de pression statique à condition que les prises soient situées sur le tube. Cette solution n’est pas satisfaisante puisqu’elle n’est adaptée qu’à un seul type et une seule géométrie de sonde.
La présente invention a pour objet une sonde aéronautique, caractérisée en ce qu’elle présente une forme générale profilée, munie d’une base de fixation et dont au moins une partie du bord d’attaque comporte des ondulations.
Suivant d’autres caractéristiques de la sonde selon l’invention prises seules ou en combinaison :
- les ondulations sont décrites par une fonction sinusoïdale ; - la fonction sinusoïdale est du type y = A(x) s x est la distance à la pointe amont de la sonde, A(x ) est l’amplitude de l’ondulation, fonction de la corde (C(x) ) et l est la longueur d’onde de l’ondulation de bord d’attaque ;
- la pointe de la sonde opposée à sa base de fixation comporte un tube de pression totale adapté pour être raccordé par un conduit à un capteur de pression totale ;
- chaque côté de la sonde comporte des prises de pression statique ;
- les prises de pression statique sont disposées de façon symétrique de chaque côté de la sonde ;
- les prises de pression statique débouchent de chaque côté de la sonde dans une chambre de pression statique correspondante ; chaque chambre de pression statique est équipée d’un piège à eau ;
- les chambres de pression statique sont raccordées par des conduits correspondants d’une part à des moyens de détermination de pression absolue pour déterminer la pression statique, et d’autre part à des moyens de détermination de pression différentielle pour déterminer l’incidence ;
- les pièges à eau des chambres de pression sont prévus autour des jonctions de celles-ci avec les conduits ;
- elle est réalisée par impression 3D.
L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés, sur lesquels : [Fig. 1] la figure 1 représente une vue de côté d’une sonde selon l’invention ;
[Fig. 2] la figure 2 illustre de façon plus détaillée la réalisation d’un bord d’attaque de cette sonde ;
[Fig. 3] la figure 3 illustre le raccordement des différentes prises d’une sonde selon l’invention ;
[Fig. 4 et 5] les figures 4 et 5 représentent respectivement des vues en coupes longitudinale et verticale d’une ou de plusieurs chambres de pression statique utilisées dans une sonde selon l’invention ;
[Fig. 6] la figure 6 illustre une vue en coupe d’un tube de pression totale entrant dans la constitution d’une sonde selon l’invention ; et
[Fig. 7] la figure 7 illustre une vue analogue à celle de la figure 1 sur laquelle une direction du flux d’air est représentée.
On a en effet illustré sur ces figures et en particulier sur la figure 1 , un exemple de réalisation d’une sonde aéronautique notamment pour aéronef, selon l’invention. Celle-ci est désignée par la référence générale 1 sur cette figure, et fait partie par exemple de la famille des sondes multifonctions fixes pneumatiques.
En fait, cette sonde 1 se présente alors sous la forme par exemple d’un corps profilé mince symétrique, et par exemple sous une forme générale triangulaire.
En particulier, par un profilé « mince », on entend un profilé de faible épaisseur par rapport à sa la longueur. Par exemple, le rapport de l’épaisseur sur la longueur d’un tel profilé est inférieur à 20%, avantageusement inférieur à 10% et dans certains exemples, inférieur à 8%. Avantageusement, ce profilé est en outre de faible cambrure. Dans le cas symétrique, une telle cambrure est nulle.
Bien entendu d’autres formes de réalisation de cette sonde peuvent être envisagées.
Cette sonde 1 est alors munie d’une base de fixation par exemple sur le reste de l’aéronef, cette base étant désignée par la référence générale 2.
À sa pointe opposée à cette base, la sonde comporte un tube de pression totale désigné par la référence générale 3.
Le corps profilé est également muni de plusieurs prises de pression statique désignées par la référence générale 4 sur ces figures.
Celles-ci sont réparties de façon symétrique autour du corps profilé de la sonde 1 et destinées à mesurer la pression statique par la moyenne des pressions perçues et l’incidence par le différentiel de pression perçu.
Comme est également illustré, la sonde selon l’invention comporte un bord d’attaque désigné par la référence générale 5. Comme cela est connu en soi, le bord d’attaque 5 correspond à une partie de la surface la sonde 1 faisant face au flux. Cette partie est plus particulièrement visible sur la figure 7 sur laquelle les flèches désignent la direction du flux d’air incident lorsqu’il rencontre le bord d’attaque 5.
Comme cela est illustré, au moins une partie de ce bord d’attaque 5 comporte des ondulations désignées par la référence générale 6.
En fait, les ondulations 6 sont décrites par une fonction sinusoïdale qui peut être par exemple de type x
Figure imgf000006_0001
est la distance à la pointe amont de la sonde,
4(x) est l’amplitude de l’ondulation, fonction de la corde (C(x) ) et l est la longueur d’onde de l’ondulation de bord d’attaque.
Il est à noter que l’amplitude de ces ondulations est maximale au bord d’attaque 5 et elle diminue au fur et à mesure de l’éloignement du bord d’attaque 5 (c’est-à-dire vers la gauche dans l’exemple des figures).
Il est à noter en outre que, comme cela est illustré sur la figure 7, en rencontrant le bord d’attaque 5, le flux d’air change localement la direction pour prendre une orientation qui tend à s’approcher de la direction normale au bord d’attaque 5. Autrement dit, au contact avec le bord d’attaque 5, la direction du flux d’air change localement pour suivre sensiblement les ondulations et donc, la direction normale au bord d’attaque 5. Les ondulations du bord d’attaque 5 sont donc configurées pour diriger le flux d’air incident vers la direction normale au bord d’attaque 5.
La figure 2 représente plus en détail les différents paramètres et les ondulations décrits précédemment.
Ce bord d’attaque ondulé 5 de la sonde 1 sert à prévenir le décollement de couche limite qui apparaît lorsqu’un profilé mince est placé à certaines incidences dans un écoulement.
Ce décollement de couche limite se manifeste alors par une zone de recirculation autour du profil, accompagnée d’une pression drastiquement plus faible qu’ailleurs sur le profil.
Lorsque l’incidence augmente, la zone de couche limite décollée s’étend, tout comme la zone de très faible pression.
Mais, à l’intérieur des régions décollées, la pression reste quasiment constante en fonction de l’incidence.
Supprimer ce décollement de couche limite avec un bord d’attaque ondulé permet alors de rendre plus symétrique l’évolution des pressions mesurées sur chaque face de la sonde.
Par ailleurs, et comme cela sera décrit plus en détails par la suite, deux chambres de pression statique peuvent être prévues et situées symétriquement de chaque côté de la sonde multifonction fixe proposée.
L’incidence est alors calculée comme le différentiel des pressions mesurées et la pression statique comme leur moyenne.
Avoir une évolution des pressions mesurées de chaque côté de la sonde la plus symétrique possible, permet d’obtenir une pression statique la plus stable possible en fonction de l’incidence et une incidence mesurée variant de manière monotone et sans point d’inflexion, c’est-à-dire sans rupture de pente, avec l’incidence vraie.
Bien entendu, des ondulations de bord d’attaque de cette nature peuvent également trouver leur place sur le mât d’une sonde multifonction du type L ou de la même manière sur celui d’une sonde de type PITOT statique.
Dans ce cas, les prises de pression statique doivent se situer sur le mât pour bénéficier de l’effet retardateur de décollement apporté par les ondulations du bord d’attaque. Par ailleurs, les ondulations décrites peuvent également trouver leur place sur l’élément tournant d’une sonde d’incidence ou de dérapage (AOA ou SSA).
En harmonisant les pressions sur les faces de cet élément tournant, elles permettent de mieux le stabiliser.
Ainsi, elles améliorent alors la précision des sondes de mesure d’angle à élément tournant.
Comme cela a été indiqué précédemment, dans la sonde selon l’invention différents tube et prises sont raccordés à des capteurs.
On a illustré sur la figure 3, un exemple de raccordement de ces différents tubes et capteurs.
En fait, et comme cela est illustré, le tube de pression totale désigné par la référence générale 3, est adapté pour être raccordé par un conduit 7, à un capteur de pression totale.
Ce conduit 7 traverse alors le profilé jusqu’à en sortir en 8 pour atteindre le capteur.
Les prises de pression statique 4 débouchent quant à elles de chaque côté du profilé de la sonde, dans une chambre de pression statique, par exemple 9 et 10. Chacune de ces chambres de pression statique débouche alors dans un conduit correspondant de raccordement de celles-ci.
Ces conduits de raccordement sont désignés par les références 11 et 12 respectivement et ceux-ci débouchent également en 8 pour sortir de la sonde.
Ainsi, ces prises peuvent être raccordées à des moyens de détermination de pression absolue pour déterminer la pression statique, et à des moyens de détermination de pression différentielle pour déterminer l’incidence.
À cet effet, on peut par exemple utiliser un capteur de pression absolue ou un capteur de pression différentielle, ou des capteurs de pression simple raccordés à des moyens de traitement des informations de sortie de ceux-ci pour obtenir cette pression différentielle.
Comme illustré sur la figure 4, les prises de pression statique 4 qui peuvent présenter un diamètre de l’ordre du millimètre, débouchent dans l’une des chambres de pression statique 9 et 10.
Ces chambres sont de mêmes dimensions et sont situées symétriquement de part et d’autre du profilé de la sonde.
Elles sont de géométrie symétrique pour ne pas introduire de facteurs supplémentaires au différentiel de pression obtenu lors de la mise en incidence de la sonde.
On a représenté de façon plus détaillée sur la figure 5 une coupe d’une chambre de pression statique, comme par exemple la chambre désignée par la référence générale 9. Les prises de pression statique 4 débouchent donc dans cette chambre de pression 9.
La forme de la chambre est allongée en un coin pour pouvoir être fabriquée par exemple par une fabrication additive c’est-à-dire par impression 3D métallique.
Chacune des chambres de pression est équipée d’un piège à eau, désigné par la référence générale 13 sur cette figure 5 pour la chambre 9.
Ce piège à eau est prévu par exemple autour des jonctions de ces chambres, avec des conduits correspondants et en particulier de la chambre 9 avec le conduit 11 comme cela est illustré.
Il en est de même pour la chambre 10 avec le conduit 12
En fait, ces pièges sont formés par une portion en forme de collerette dont le but est de capturer d’éventuelles gouttes d’eau ou autres, qui entreraient dans la chambre. Ces gouttes sont ensuite évacuées ou éliminées par exemple par évaporation à l’aide d’un système de réchauffage.
En raison de sa géométrie particulière et à cause des ondulations sinusoïdales relativement complexes à réaliser par usinage, on recommande d’utiliser un procédé de fabrication par impression 3D métallique, c’est-à-dire par fabrication additive, de cette sonde, comme indiqué précédemment.
C’est pourquoi, et comme cela est illustré, la section interne des tubes ou des conduits de raccordement par exemple de pression statique et totale, peuvent être en forme de goutte d’eau comme cela est illustré sur la figure 6 pour le conduit 7.
Ainsi, la sonde selon l’invention permet de mesurer l’incidence, la pression statique et la pression totale sans partie mobile tournante.
Les ondulations de bord d’attaque permettent d’éviter les décollements de couche limite, ce qui symétrise la répartition de pression autour de la sonde.
En effet, les sondes aéronautiques sont généralement équipées de systèmes antigivrage. Ces systèmes consistent la plupart du temps en un élément thermo-résistif. La chaleur dégagée par effet Joule permet de chauffer la sonde et empêche les gouttelettes d'eau surfondue ou les cristaux de s'y accréter. Si du givre venait à s'accréter sur le bord d'attaque ondulé, alors son efficacité serait grandement impactée. La couche limite décollerait et la pression statique mesurée serait erronée. La forme sinusoïdale des ondulations permet de limiter la possibilité d'accrétion comparativement à des formes crénelées à dérivée discontinue. Ceci permet de limiter la puissance de réchauffage nécessaire de la part du système antigivrage et d'assurer plus facilement le bon fonctionnement du dispositif en conditions givrantes. Ceci a pour effet d’avoir une augmentation plus monotone de la mesure d’incidence par rapport à l’incidence vraie de l’aéronef, surtout aux plus hautes incidences.
L’utilisation des mêmes prises de pression à destination du calcul de l’incidence et de la pression statique permet de proposer une architecture simplifiée de l’intérieur de la sonde multifonction fixe.
Bien entendu, d’autres modes de réalisation et d’autres formes et types de sondes encore (multifonctions, AOA-SSA, TAT...) peuvent être envisagés.

Claims

REVENDICATIONS
1. Sonde aéronautique, caractérisée en ce qu’elle présente une forme générale profilée mince, munie d’une base de fixation (2) et dont au moins une partie du bord d’attaque (5) comporte des ondulations (6) ; et en ce que les ondulations (6) sont décrites par une fonction sinusoïdale.
2. Sonde aéronautique selon la revendication 1 , caractérisée en ce que la fonction sinusoïdale est du type y = A(x) s x est la distance à la pointe amont de
Figure imgf000011_0001
la sonde, (x) est l’amplitude de l’ondulation, fonction de la corde (C(x) ) et l est la longueur d’onde de l’ondulation de bord d’attaque.
3. Sonde aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la pointe de la sonde (1 ) opposée à sa base de fixation (2) comporte un tube de pression totale (3) adapté pour être raccordé par un conduit (7) à un capteur de pression totale.
4. Sonde aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque côté de la sonde (1) comporte des prises de pression statique (4).
5. Sonde aéronautique selon la revendication 4, caractérisée en ce que les prises de pression statique (4) sont disposées de façon symétrique de chaque côté de la sonde (1).
6. Sonde aéronautique selon la revendication 4 ou 5, caractérisée en ce que les prises de pression statique (4) débouchent de chaque côté de la sonde dans une chambre de pression statique correspondante (9, 10).
7. Sonde aéronautique selon la revendication 6, caractérisée en ce que chaque chambre de pression (9, 10) statique est équipée d’un piège à eau (13).
8. Sonde aéronautique selon la revendication 7, caractérisée en ce que les chambres de pression statique (9, 10) sont raccordées par des conduits correspondants (11 , 12) d’une part à des moyens de détermination de pression absolue pour déterminer la pression statique, et d’autre part à des moyens de détermination de pression différentielle pour déterminer l’incidence.
9. Sonde aéronautique selon les revendications 7 et 8, caractérisée en ce que les pièges à eau (13) des chambres de pression (9, 10) sont prévus autour des jonctions de celles-ci avec les conduits (11 , 12).
10. Sonde aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle est réalisée par impression 3D.
11. Sonde aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle définit des ondulations d’amplitude maximale au bord d’attaque (5).
12. Sonde aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les ondulations du bord d’attaque (5) sont configurées pour diriger un flux d’air incident vers la direction normale au bord d’attaque (5).
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