Brevet FR2822230A1 — publié le 20020920

revendications 1 à 8. La présente invention concerne un dispositif de mesure de température qui est positionné à l'intérieur du flux d'air s'écoulant dans un moteur d'un avion ou sur une surface externe de l'avion, et qui mesure la température du flux d'air. Conventionnellement, sur un avion sur lequel sont montés des moteurs, des dispositifs de mesure de température qui mesurent la température des flux d'air sont disposés dans l'entrce d'air ou près de l'admission des moteurs, ou sur une surface externe de l'avion. L'air sur la surface externe d'un avion de croisière forme un flux d'air à grande vitesse, et il est nécessaire de mesurer la température totale de ce flux d'air. Afin de mesurer la température totale du flux d'air, par exemple, un dispositif de mesure de température ayant une structure dans laquelle le flux d'air est guidé dans un boitier contenant un capteur, un point d'arrêt dans le flux d'air est formé par le flux d'air heurtant la surface interne du bo^'tier et la température d'arrêt à ce point d'arrêt est mesurée. En variante, il est possible d'utiliser un dispositif de mesure de température ayant une structure dans laquelle la température totale est mesurée au moyen d'une réduction du débit du flux d'air passant à travers un passage. En outre, dans la demande de brevet japonais n Hei 11-95563 préalablement déposée par le demandeur de la présente demande, un dispositif de mesure de température dans lequel un capteur est situé à la surface d'un bo^tier en forme de lame est décrit. Dans la pratique, ce dispositif de mesure de température calcule la température totale en mesurant la température du flux d'air passant au-dessus de la surface du bo^'tier en tenant compte du fait que la température du flux d'air passant au-dessus de la surface du bo^'tier et créant un frottement avoisine la température totale au niveau du point d'arrêt. Cependant, lorsqu'un avion vole dans des conditions de givre ou de neige, comme le dispositif de mesure de température mentionné ci-dessus possède une structure dans laquelle le flux d'air heurte la paroi interne du bo^'tier, le problème suivant se produit: étant donné que le givre et la neige adhérent et s'accumulent à l'intérieur du bo^'tier et sur la périphérie de l'entrée d'air, I'entrce d'air devient obstruée, le flux d'air ne peut pas être guidé à l' intérieur de l'entrée d' air et la température ne peut donc pas être mesurée. Ceci est par ailleurs problématique en ce sens que comme le givre et la neige adhèrent au capteur, une mesure précise de la température est impossible et le capteur lui-même est endommagé. De la même façon, le dispositif de mesure de température possédant une structure à travers laquelle passe le flux d'air présente également un problème en ce sens que le passage est obstrué par l'adhérence du givre et de la neige et qu'il est s donc impossible de mesurer la température. En outre, selon le dispositif de mesure de température décrit dans la demande de brevet japonais n Hei 11-95563, une structure est adoptée dans laquelle il ne se produit aucune adhérence et accumulation de givre et de neige sur le capteur ou à proximité du capteur. Par conséquent, les lo problèmes tels que l'endommagement du capteur ou l'impossibilité d'une mesure précise de la température ont été résolus. Cependant, lorsque les morceaux de glace ou de neige adhérant au bo^'tier deviennent gros et se détachent, ces morceaux de glace ou de neige heurtent le moteur, la cellule ou les équipements de l'avion, en raison du flux d'air. Par conséquent, il existe un problème d'endommagement du moteur ou autres éléments similaires. Il est possible d'empêcher le givrage qui est à l'origine de ce type de problème en chauffant le bo^'tier en utilisant un radiateur électrique ou l'air de purge à haute température du moteur, mais la structure devient complexe et lourde, et une mesure précise de la température est difficile lorsque le bo^'tier est chauffé. Compte tenu des problèmes mentionnés plus haut, la présente invention a pour objet de proposer un dispositif de mesure de température pouvant être utilisé sans la présence d'un mécanisme de chauffage, avec lequel une mesure précise de la température peut être réalisée, auquel le givre et la neige n'adhèrent pas facilement, et avec lequel, même en cas d'adhérence du givre et de la neige, le dispositif de mesure de température lui-même n'est pas endommagé et le moteur ou éléments similaires ne sont pas endommagés lorsque la glace et la neige se détachent. Afin de réaliser l'objet mentionné ci-dessus, la présente invention est un dispositif de mesure de température qui comprend un bo^'tier sensiblement en forme de lame disposé à l'intérieur du flux d'air s'écoulant dans un moteur d'un avion ou sur la surface externe d'une cellule d'un avion, et qui mesure la température totale T 1 d 'un flux d' air en se basant sur la température mesurée T du flux d'air s'écoulant au- dessus des s surfaces du bo^'tier, dans lequel la forme du bo^'tier est déterminée de telle sorte que les morceaux de glace et de neige qui se forment à la surface du bo^'tier dans des conditions de givre et de neige, et qui se détachent du bo^'tier et sont attirés dans le moteur ou sur la cellule ou les équipements de l'avion, se détachent à un stade de croissance auquel ils n'endommagent pas le moteur ni la cellule ni les équipements de l'avion. s Selon la présente invention, même dans des conditions de givre et de neige, étant donné que le bo^'tier présente une forme à partir de laquelle des morceaux de glace et de neige ayant adhéré se détachent avant d'atteindre une taille importante, et qu'il est possible de calculer la température totale sans mesurer la température d'arrêt en utilisant une o structure sur laquelle le givre et la neige s'accumulent facilement, un mécanisme de chauffage pour prévenir l'adhérence du givre et de neige n'est pas nécessaire, et la mesure de température qui est plus précise qu'avec les dispositifs conventionnels est possible. En outre, le dispositif de mesure de température n'est pas endommagé par le givre et la neige, et par ailleurs, le moteur, la cellule ou les équipements de 1'avion ne sont pas endommagés en raison de 1'impact de morceaux de glace et de noige détachés. En d'autres termes, selon la présente invention, il est possible d'obtenir au moyen d'une construction simple, un dispositif de mesure de température avec lequel il est possible d'effectuer une mesure précise de la o température sans endommagement du moteur et qui ne se casse pas facilement. En outre, lorsque l' angle d'inclinaison de chaque surface en forme de lame du bo^'tier par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air est déterminé de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se :5 détachent à un stade de croissance auquel ils n'entranent pas d'endommagement du moteur, de la cellule ni des équipements de l'avion, il est difficile pour les morceaux de glace et de neige d'adhérer au bord avant et de cro^'tre vers l'arrière. Par ailleurs, étant donnée que la superficie pour l'adhérence sur le bo^'tier est réduite, le pouvoir adhésif du bo^'tier est faible. Par conséquent, la croissance de la glace et de la neige peut être contrôlée, il est possible pour la glace et la neige de se détacher facilement, et de ce fait, il est possible d'obtenir un dispositif de mesure de température plus fiable en matière de non-endommagement du moteur. En outre, lorsque la largeur du bord avant du bo^'tier par rapport au 3s sens de la ligne d 'écoulement du flux d' air est déterm inée de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel ils n'entra'^nent pas d'endommagement du moteur, de la cellule ni des équipements de l'avion, la surface du bo^'tier sur iaquelle des morccaux de glace et de ncige peuvent adhérer est réduite, et la résistance au cisaillement de la partie ayant adhéré est faible, par conséquent, ils se s cassent facilement et les morceaux de glace et de noige n'adhèrent pas fortement au bo^'tier. Par conséquent, il est possible de contrôler la croissance de la glace et de la neige, et étant donné que la glace et la neige se détachent facilement, il est donc possible d'obtenir un dispositif de mesure de température qui est plus fiable en matière de non o endommagement du moteur. En outre, lorsque l 'angle d' inclinaison du bord avant du bo^'tier par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air est déterminé de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel ils n'endommagent pas le moteur ni la cellule ni les s équipements de 1'avion, la force de résistance exercée sur la glace et la noige par le flux d'air entra'^ne un détachement facile de la glace et de la neige, la glace et la neige n'adhèrent pas facilement à la partie inférieure du bo^'tier et la force d'adhérence de la glace et de la neige n'est pas accrue. En conséquence, il est possible de contrôler la croissance de la glace et de la neige, et la glace et la neige se détachent facilement; de ce fait, il est possible d'obtenir un dispositif de mesure de température qui est plus fiable en matière de non endommagement du moteur ou éléments similaires. La figure 1 est une vue en perspective représentant un mode de réalisation du dispositif de mesure de température selon la présente invention. La figure 2 est vue en coupe représentant le dispositif de mesure de température selon un mode préféré de la présente invention installé dans un moteur. La figure 3A est une première représentation schématique montrant o la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la noige adhèrent par rapport au bo^'tier selon la présente invention. La figure 3B est une seconde représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport au bo^'tier selon la présente invention. La figure 3C est une troisième représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et ia manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport au bo^'tier selon la présente invention. La figure 4A est une première représentation schématique montrant s la façon dont le flux d'air s'écoule et ia manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport à un bo^'tier. La figure 4B est une seconde représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport à un bo^'tier. 0 La figure 4C est une troisième représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport à un bo^'tier. La figure 5A est une première représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport à un bo^'tier. La figure 5B est une seconde représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport à un bo^'tier. La figure 5C est une troisième représentation schématique montrant o la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la noige adhèrent par rapport à un bo^'tier. La figure 6A est une première représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport à un bo'^tier. s La figure 6B est une seconde représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la neige adhèrent par rapport à un boitier. La figure 6C est une troisième représentation schématique montrant la façon dont le flux d'air s'écoule et la manière dont la glace et la neige so adhèrent par rapport à un bo^'tier. Nous allons maintenant expliquer des modes de réalisation de la présente invention en faisant référence aux figures. La figure 1 est une vue en perspective représentant un mode de réalisation du dispositif de mesure de température de la présente invention. 3s Ce dispositif de mesure de température 10 a une structure dans laquelle un capteur de température 30 est intégré dans un bo^'tier 20, et la température mesurée par le capteur de température 30 est transmise à l'extérieur via une interface électrique 31. Comme représenté sur la figure 2, le bo^tier 20 comprend une base 21 servant à fixer le bo^'tier 20 à l'entrée de guidage du flux d'air 41 du moteur 40, et une section de logement du capteur 22. La section de logement du capteur 22 est formée de telle sorte à se projeter depuis la base 21 dans le flux d'air qui pénètre dans le moteur 40. La section de logement du capteur 22 comprend deux surfaces traversant le flux d'air 23 qui sont disposées de telle sorte qu'elles sont o chacune à un angle de 9 par rapport à la ligne d'écoulement du flux d'air et qui forment ensemble un angle de sommet a de 18 , et une section avant inclinée 24 formée par une crête de R 0,1 o ces surfaces traversant le flux d'air 23 (surfaces en forme de lame) se rejoignent, et ayant un angle de 55 (angle en flèche de 35 ) par rapport au sens de la ligne s d'écoulement du flux d' air lorsqu'elle est positionnée à l 'intérieur du flux d'air. La section avant 24 est disposée vers l'amont à l'intérieur du flux d'air (à droite sur la figure 2). En outre, les deux surfaces traversant le flux d'air 23, qui se rejoignent en formant la section avant 24 telle une crête, montent perpendiculairement par rapport à la base 21, et sont alignées sur le flux d'air. Par ailleurs, chaque surface de la section de logement du capteur 22 est reliée et étanchée sans jeu. Le capteur de température 30 utilise, par exemple, un capteur de température à résistance, un thermocouple, ou similaire, est situé à l'intérieur de la section de logement du capteur 22 près de la surface des surfaces traversant le flux d'air 23, et est relié à une interface électrique 31 au moyen d'un câble 32. La température mesurce par le détecteur de température 30 est transmise sous la forme d'un signal électrique via l'interface électrique 31 à un dispositif de contrôle du moteur (non représenté sur les figures). Un dispositif de mesure de température 10 ayant la structure mentionnée ci-dessus est fixé au niveau de la partie supérieure de la paroi interne de l'entrée de guidage du flux d'air 41 du moteur 40 à l'aide de la base 21, et est disposé de telle sorte que lorsque l'avion est en vol. les surfaces traversant le flux d'air 23 sont alignées sur le flux d'air et la section avant 24 est orientée vers l'amont (figure 2). Lorsqu'un avion dont le moteur 40 est équipé d'un dispositif de mesure de température 10 est en vol. le flux d'air est divisé le long des deux côtés de la section de logement du capteur 22 et s'écoule le long des surfaces 23 traversant le flux d'air (figure 3A). Nous allons maintenant expliquer la température T mesurée par le s présent dispositif de mesure de température 10. Lorsque le flux d'air s'écoule le long des surfaces traversant le flux d'air 23, I'air à proximité de la surface des surfaces traversant le flux d'air 23 produit de la chaleur en raison du frottement dû aux vitesses relatives du flux d'air et des surfaces traversant le flux d'air 23. Par o conséquent, la température T mesurée par le capteur de température 30 est une température qui s'est accrue en raison de la chaleur produite par le frottement. Par ailleurs, en général, la température totale T1 de l'air ayant une température statique TO s'écoulant à Mach M est représentée par: T1 = TO + (K- 1)/2 x M2) (1) OU K est le coefficient de chaleur spécifique de l'air (. 1,4) D'autre part, la température mesurce T d'un flux d'air qui s'écoule sur la surface des surfaces traversant le flux d'air 23 comme dans la présente invention est. par rapport à la température statique TO, représentée par: T = TO( 1 + r(,c - 1)/2 x M2) (2) O: r. Pr"3(. 0,9) Pr est le nombre de Prandtl de l'air (. 0,71) A partir de la formule (1) et de la formule (2), on obtient la relation suivante entre la température totale T1 et la température mesurée T: T1 = T x (1 + 0,2 x M2)/(1 + 0,18 x M2) En d'autres termes, il n'existe qu'une légère différence entre la température totale T1 et la température mesurée T: Par exemple, lorsque M est 0,55, T1 = 1,006 x T. et la différence entre elles est d'environ 0,6%. Par conséquent, si K et r sont considérées comme constantes, la température mesurée T et la température totale T1 sont fonction de la vitesse (Mach M) du flux d'air. De ce fait, il est possible de calculer une température totale précise T1 par compensation en utilisant cette fonction. En variante, il est possible de tolérer cette différence comme une valeur s5 d'erreur, et de considérer que la température mesurée T est la température totale T1. L'effet de la forme du boitier 20 sur la croissance et le détachement des morceaux de glace et de neige L qui adhèrent sur le dispositif de mesure de température 10 lorsqu'un avion sur lequel est monté un moteur 40 vole dans des conditions de givre et de neige est ensuite s expliqué. Lorsqu'un avion vole dans des conditions de givre et de ncige, le flux d' air au point de congélation ou en dessous de celui-ci dans lequel est mélangé de l'humidité s'écoule dans l'entrée de guidage du flux d'air 41. En conséquence, pour ce qui est du dispositif de mesure de o température 10, le flux d'air heurte la section avant 24, de la glace se produit et les morceaux de glace et de neige L commencent à grossir (figure 3BJ. L'air qui contient de l'humidité heurte les morceaux de glace et de neige L, entrainant la formation de givre sur la surface avant des morceaux de glace et de ncige L et soufflant légèrement le long des côtés de la surface traversant le flux d'air 23. De ce fait, les morceaux de glace et de neige L s'agrandissent à partir de leur partie initialement givrée de telle sorte que la largeur de la surface avant p augmente alors que l'épaisseur s augmente vers l'avant (vers l'amont) (figure 3C). Comme représenté sur les figures 3A à 3C, accompagnant la croissance des morceaux de glace et de neige L, la largeur de la surface avant p augmente et la superficie q de la surface avant augmente. Par conséquent, la résistance de l ' air reçue par les morceaux de gl ace et de neige L augmente graduellement. D'autre part, étant donné que la section avant 24 sur laquelle adhèrent les morceaux de glace et de neige L est de la forme d'un angle pointu, la largeur (largeur d'adhérence t) sur laquelle les morccaux de glace et de neige L peuvent adhérer sur le boitier 20 est réduite, et bien que les morceaux de glace et de neige L s'agrandissent vers l'avant (vers l'amont), ils ne s'élargissent pas vers l'arrière (vers l'aval). En conséquence, la superficie d'adhérence u (= largeur d'adhérence t x hauteur b de la section avant 24) n'augmente pas. Plus la superficie d'adhérence u est réduite, plus la force d'adhérence des morccaux de glace et de neige L est faible par rapport au boitier 20, et plus la section transversale des morceaux de glace et de neige L à proximité est réduite. Par conséquent, ils se cassent facilement, et de ce fait, les s5 morceaux de glace et de neige L ayant adhéré au boftier 20 se détachent facilement du boitier 20. En outre, lorsque les morceaux de glace et de neige L s'agrandissent et que la force de la résistance de l'air devient plus forte que la force d'adhérence (résistance au cisaillement) des morceaux de glace et de neige L de la partie givrée, les morceaux de glace et de neige L de la partie givrée s s'écaillent de la section avant 24 (ou la zone proche à la partie givrée se casse) et les morceaux de glace et de neige L tombent de la section avant 24. Les morceaux de glace et de neige L qui tombent sont soufflés en aval par le flux d'air et sont attirés dans le moteur 40. De plus, comme représenté sur les figures 4A à 4C, lorsque l'angle des surfaces traversant le flux d'air 23 de la section de logement du capteur 22 est supérieur à 9 (et le point du sommet a est supérieur à 18 ) par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air, les gouttes d'eau qui heurtent les surfaces traversant le flux d'air 23 augmentent. Par conséquent, la glace et la neige adhèrent non seulement à la section avant 24, mais également aux surfaces traversant le flux d'air 23 (figure 4B). La glace et la neige qui adhèrent aux surfaces traversant le flux d'air 23 s'agrandissent vers l'avant et forment un seul bloc avec la glace et la neige adhérant à la section avant 24. Comme représenté sur la figure 4C, ces morceaux de glace et de neige L forment de larges morccaux de glace et de neige L, par conséquent, la superficie d'adhérence u s'agrandit, et la force d'adhérence et la résistance au cisaillement des morccaux de glace et de neige L augmentent. Par conséquent, les morceaux de glace et de ncige L ne se détachent pas facilement du bo^'tier 20, et de ce fait deviennent gros. Lorsque les s morceaux de glace et de neige L qui ont grossi se détachent et pénètrent dans le moteur 40, le moteur 40 est endommagé. La limite (=9 ) pour l'angle des surfaces traversant le flux d'air 23 par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air à laquelle les morceaux de glace et de neige L ne s'agrandissent pas a été obtenue de par une expérience utilisant une soufflerie de givrage et de neige. Par ailleurs, comme représenté sur les figures 5A à 5C, lorsque le rayon R de la section avant 24 est supérieur à 0,5 mm ou lorsque la largeur est supérieure à 1 mm, la superficie qui est heurtée par l'air est grande. En d'autres termes, comme la largeur d'adhérence t est importante, la 3s superficie d'adhérence u est importante et le flux d'air tourne vers l'arrière des morceaux de glace et de neige L entranant l'adhérence du givre et de la neige, la superficie d'adhérence u est encore augmentée. Par conséquent, la force d'adhérence et la résistance au cisaillement des morceaux de glace et de neige L deviennent plus importantes. De ce fait, les morceaux de glace et de neige L ne se détachent pas facilement du s bo^'tier 20 et grossissent, et lorsque les morceaux de glace et de neige L qui ont grossi se détachent et volent dans le moteur, le moteur est endommagé. Les limites (R de 0,5 ou largeur de 1 mm) pour la forme de la section avant 24 dans lesquelles les morceaux de glace et de neige L ne s'agrandissent pas ont été obtenues de par une expérience dans une lo soufflerie de givrage et de neige. Les figures 6A à 6C représentent un exemple d' angle en flèche, de la section avant 24 inférieur à 30 (la section avant 24 est inclinée à un angle supérieur à 60 par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air), une situation dans laquelle l'angle en flèche est de 0 est représentée. Lorsque le flux d'air heurte la section avant 24, la glace et la neige qui adhèrent s'agrandissent vers l'avant. Au stade initial du givrage, moins de givre est présent au niveau de la zone proche de la base 21 o le débit du flux d'air est lent (figure 6A). Par ailleurs, au fur et à mesure du givrage, le flux d'air est guidé entre la base 21 et le morceau de glace et de neige L, et de la glace et de la ncige adhèrent également à la base 21 (figure 6B) et ceci englobe le morceau de glace et de neige L, qui s'est agrandi sur la section avant 24 (figure 6C). Par conséquent, comme le morccau de glace et de neige L a adhéré sur la base 21 et la section avant 24, la force d'adhérence est forte et le morceau de glace et de neige L s'agrandit. Des estimations ont été effectuces pour la croissance et le détachement de morceaux de glace et de noige L pour une situation dans laquelle ce type de dispositif de mesure de température 10 est utilisé. Pour la réalisation des estimations, la résistance au cisaillement d'un morceau de glace et de neige L est hypothétique, et lorsque l'effort de cisaillement sur un morceau de glace et de neige L dépasse cette résistance au cisaillement, le morceau de glace et de neige L est considéré comme s'étant détaché, et la masse des morccaux de glace et de neige L au moment o ils se détachent est calculée. Les facteurs impliqués dans la 3s détermination de la tension de cisaillement sont les suivants. Vitesse, densité, température totale T 1 et teneur en hum idité de l ' air L'angle du sommet a L'angle en flèche, La largeur a, la hauteur b et le rayon R de la section avant 24. La largeur de la surface avant p; la superficie q de la surface avant, s l' angle d'étalement r, I'épaisseur s, la largeur d' adhérence t, et la superficie d'adbérence u d'un morceau de glace et de ncige L. L'entrée d'un morceau de glace et de neige L faisant jusqu'à 60 g est permise pour un moteur 40 équipé du présent dispositif de mesure de température 10. Selon les estimations, les morceaux de glace et de neige L o s'agrandissent, I'effort de cisaillement augmente, et la résistance au cisaillement est dépassoe lorsque la masse d'un morceau de glace et de neige L est de 7 g. D'après les estimations, ceci se produit environ 16 secondes après le début du givrage. En outre, des résultats d'estimations ont montré que 39 secondes environ après le début du givrage, I'effort de cisaillement agissant sur un morceau de glace et de neige L dépasse deux fois la résistance au cisaillement, et méme si un morceau de glace et de neige L continue à s'agrandir sans se détacher jusqu'à ce stade, la masse du morceau de glace et de neige L sera d'environ 28 g et ceci est une masse suffisamment tolérce si elle pénètre dans le moteur 40. Par conséquent, au moyen du dispositif de mesure de température 10 de la présente invention, le moteur 40 ne sera pas endommagé par les morceaux de glace et de neige L détachés. Au moyen de ce dispositif de mesure de température, les effets suivants peuvent être obtenus: 2s a. Etant donné que la section de logement du capteur 22 est formée de telle sorte que les morceaux de glace et neige L adhérant sur celle-ci ne s'agrandissent pas, le moteur 40 ne sera pas endommagé par les morceaux de glace et de neige L. b. Etant donné qu'il est inutile d'utiliser un mécanisme de chauffage pour empécher l'adhérence de glace et de neige, il est possible d'effectuer une mesure précise de la température sans pour autant nécessiter de source d'énergie ni d'espace pour un mécanisme de chauffage, et il est possible de réduire la taille du dispositif de mesure de température 10. c. Etant donné que la température mesurée T est prise à la surface des surfaces traversant le flux d'air 23 en utilisant un capteur de température 30, il est possible de calculer la température totale T1 sans utiliser un dispositif de mesure de la temperature d'arrêt généralement utilisé avant une structure sur laquelle le givre et la neige s'accumulent facilement et avec lequel le dispositif de mesure de temperature lui-même pourrait être endommagé. REVENDICATIONS 1. Dispositif de mesure de température (10) comprenant un bo^tier (20) sensiblement en forme de lame disposé à l'intérieur d'un flux d' air s'écoulant dans un moteur (40) d'un avion ou sur une surface externe d'une cellule d'un avion, le dispositif de mesure de température servant s à mesurer la température totale T 1 du flux d' air en se basant sur une température mesurée T du flux d'air s'écoulant au-dessus des surfaces du bo^'tier, caractérisé en ce qu'une forme du bo'^tier (20) est déterminée de telle sorte que des morceaux de glace et de neige qui se forment à la surface du bo^tier dans des conditions de givre et de neige, et qui se o détachent du bo^'tier et heurtent le moteur (40), la cellule ou des équipements de l'avion se détachent à un stade de croissance auquel les morceaux de glace et de neige n'endommagent pas le moteur (40), la cellule ni les équipements de l'avion. s 2. Dispositif de mesure de température selon la revendication 1, dans lequel un angle d'inclinaison (a) de chaque surface (23) en forme de lame du bo^'tier (20) par rapport au sens d'une ligne d'écoulement du flux d'air est déterminé de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel les morceaux de glace et de neige n'endommagent pas le moteur, la cellule ni les équipements de l'avion. 3. Dispositif de mesure de température selon l'invention 1, dans lequel une largeur d'une section avant du boitier (20) par rapport au sens d'une ligne d'écoulement du flux d'air est déterminée de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel les morceaux de glace et de neige n'endommagent pas le moteur, la cellule ni les équipements de l'avion. so 4. Dispositif de mesure de température selon la revendication 2, dans lequel une largeur d'une section avant du bo^'tier par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air est déterminée de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel les morceaux de glace et de neige n'endommagent pas le moteur, la cellule ni les équipements de l'avion. 5. Dispositif de mesure de température selon la revendication 1, dans s lequel un angle d'inclinaison () de la section avant (24) du bo^'tier (20) par rapport au sens d'une ligne d'écoulement du flux d'air est déterminé de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel les morccaux de glace et de neige n'endommagent pas le moteur, la cellule ni les équipements de l'avion. 6. Dispositif de mesure de température selon la revendication 2, dans lequel un angle d'inclinaison (,B) de la section avant (24) du bo^'tier par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air est déterminé de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel les morceaux de glace et de neige n'endommagent pas le moteur (40), la cellule ni les équipements de I'avion. 7. Dispositif de mesure de température selon la revendication 3, dans lequel un angle d'inclinaison () de la section avant (24) du bo^'tier par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air est déterminé de telle sorte que les morceaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel les morceaux de glace et de neige n'endommagent pas le moteur (40), la cellule ni les équipements de I'avion. 8. Dispositif de mesure de température selon la revendication 4, dans lequel un angle d'inclinaison (,) de la section avant (24) du bo'^tier par rapport au sens de la ligne d'écoulement du flux d'air est déterminé de so telle sorte que les morccaux de glace et de neige se détachent à un stade de croissance auquel les morceaux de glace et de neige n'endommagent pas le moteur (40), la cellule ni les équipements de