Brevet FR3067468A1 — publié le 20181214

I Système de sonde de mesure de pression statique et procédé associé La présente invention porte sur un système de sonde de mesure 5 de pression statique et un procédé associé. La présente invention se situe dans le domaine de l'anémobarométrie pour avion (militaire ou civil). 10 Une loi fondamentale de la thermodynamique régit la portance donc la capacité de sustentation dans l'air : 1 Fz = PV2SC, dans laquelle : 15 Fz représente la portance, en N; - représente la masse volumique du fluide, en l'espèce l'air, en kg/m3; / représente la vitesse du système de sonde par rapport à l'air environnant, en mis; 20 S représente une surface exposée au flux d'air, en m2; Cz représente un coefficient de portance, adimensionnel. De manière classique, il est connu de ne pas mesurer la masse 25 volumique p de l'air ni la vitesse vraie de l'air ou TAS pour acronyme de "True Air Speed" en langue anglaise, car une manière plus simple est utilisée depuis les débuts de l'aviation sur la base de la vitesse conventionnelle ou CAS pour acronyme de "Calibrated Air Speed" en langue anglaise obtenue par différence entre une pression totale (pression d'arrêt) fournie par une 30 sonde Pitot et une pression statique prélevée tangentiellement au flux d'air, considérée aussi proche que possible de la pression ambiante en l'absence de l'avion. 2 Les systèmes de mesure anérnobarométriques installés sur des avions militaires ou civils présentent des mesures susceptibles d'être faussées en cas de givrage, du fait du caractère protubérant des sondes utilisées, telles des sondes Pitot, des sondes d'incidence et des sondes de dérapage. Il est donc classiquement recouru à des dispositifs de dégivrage et d'antigivrage de ces sondes par réchauffage, ce qui peut occasionner des problèmes de fiabilité et conduire à une consommation électrique importante. Il est connu de pallier ces problèmes au moyen de systèmes affleurants (non protubérants) parfois nommés "flush" en langue anglaise utilisant par exemple : la technologie pariétale, i.e. une pluralité de sondes de pression locale (prélevant une pression plus ou moins proche de la pression statique) réparties sur la peau de l'aéronef, qui, combinée à une calibration complexe et sous réserve de grandes précautions d'installation permet de fournir la Pression Statique, l'angle d'incidence ou AOA pour acronyme de "Angle Of Attack" en langue anglaise, la vitesse conventionnelle ou CAS pour acronyme de "Calibrated AirSpeed" en langue anglaise, et l'angle de dérapage ou SSA pour acronyme de "SlideSlip Angle" en langue anglaise ; la technologie LiDAR pour acronyme de "Light Detection and Ranging" en langue anglaise permettant d'effectuer une mesure directe de la vitesse de l'air en dehors de la couche limite en 3D (vectorielle) à l'aide de faisceaux laser, permettant d'obtenir alors la vitesse vraie de l'air TAS pour acronyme de "True AirSpeed" en langue anglaise, l'angle d'incidence AOA et l'angle de dérapage SSA ; - la technologie à base de sondes à ultrasons qui fournit des informations de vitesse vectorielle ; et - la technologie hybride qui combine plusieurs des technologies citées ci-dessus, par exemple FR2994273 ou FR3035209 créant ainsi des sondes multifonction. 3 Ces systèmes non protubérants présentent des inconvénients de coût élevé, de difficulté d'installation car généralement sensibles aux imperfections de la peau d'avion, et parfois de complétude du domaine de vol. 5 En outre, dans le domaine militaire, les furtivités électromagnétique et thermique sont un enjeu supplémentaire, car les sondes protubérantes réchauffées présentent un écho RADAR significatif et une émission thermique détectable en infrarouge. 10 Un but de l'invention est de pallier les problèmes précédemment cités. Il est proposé, selon un aspect de l'invention, un système de 15 sonde de mesure de pression statique comprenant : une embase destinée à être fixée sur la carlingue d'un aéronef ; au moins une prise de pression locale ménagée à travers l'embase et raccordée à un capteur de mesure de pression ; pour chaque prise de pression locale, au moins deux ensembles 20 comprenant chacun une fenêtre optique transparente à un rayonnement laser et une sonde d'anémométrie laser configurée pour faire des mesures d'anémométrie dans un cylindre imaginaire centré sur la prise de pression statique et de diamètre inférieur à 3 cm et de hauteur inférieure à 4 cm à compter de l'extrémité externe de la prise 25 de pression locale, de manière à ce que les mesures soient dans la couche limite d'écoulement de l'air. Un tel système de sonde de mesure de pression locale est insensible au givrage et de résistance améliorée à l'usure et aux chocs. 30 En outre, ce système reste performant dans tout le domaine de vol d'un aéronef militaire manoeuvrant, a une signature RADAR et une signature thermique faibles, le tout à un coût réduit. 4 Dans un mode de réalisation, les deux ensembles, la prise de pression locale et le capteur de mesure de pression sont disposés dans un cylindre imaginaire, centré sur la prise de pression, et de diamètre inférieur à 20 cm. 5 Ainsi, il n'y a plus de tubes pneumatiques à installer dans l'avion pour relier le capteur à la sonde. Selon un mode de réalisation, les sondes d'anémométrie laser 10 sont des micro-lidars. Ainsi, il est possible d'obtenir les composantes du vecteur vitesse de l'air au plus près (quelques cm au maximum) du trou de mesure de pression locale. 15 Par exemple, les micro-lidars sont configurés pour émettre un rayonnement laser à une longueur d'onde comprise entre 1,4 pm et 1,8 pm et de puissance optique comprise entre 1 W et 5 W. 20 Dans un mode de réalisation, les fenêtre optiques ont un diamètre au plus égal à 3 cm. Il est également proposé, selon un autre aspect de l'invention, un aéronef comprenant un système de sonde tel que précédemment décrit. 25 Il est également proposé, selon un autre aspect de l'invention, un procédé de détermination de pression statique par compensation de la pression locale mesurée au moyen d'une mesure de la vitesse de l'air au point de mesure. 30 Ainsi, il est possible d'associer une correction de pression en fonction du module et de l'orientation du flux d'air local. L'invention sera mieux comprise à l'étude de quelques modes de 35 réalisation décrits à titre d'exemples nullement limitatifs et illustrés par les 5 dessins annexés sur lesquels les figures 1 et 2 illustrent schématiquement un système de sonde de mesure de pression statique selon un aspect de l'invention. 5 Sur l'ensemble des figures, les éléments ayant des références identiques sont similaires. Sur la figure 1 est représenté, en vue de coupe, un système de sonde de mesure de pression statique selon un aspect de l'invention. 10 Le système de sonde de mesure de pression statique comprend une embase 1 destinée à être fixée sur la carlingue d'un aéronef, et au moins une prise 2 de pression locale ménagée à travers l'embase et raccordée à un capteur 3 de mesure de pression, en l'espèce une seule prise 2 de pression 15 locale est représentée. Pour chaque prise de pression locale, en l'espèce la seule prise 2 de pression locale, deux ensembles 4, 5 comprenant chacun une fenêtre optique respective 6, 7 transparente à un rayonnement laser et un sonde 20 d'anémométrie laser 8, 9 configurée pour faire des mesures d'anémométrie au moyen de leur faisceau laser 10, 11 dans un cylindre imaginaire 12 centré sur la prise 2 de pression locale et de diamètre inférieur à 3 cm et de hauteur inférieure à 4 cm à compter de l'extrémité externe de la prise 2 de pression locale, de manière à ce que les mesures soient dans la couche 25 limite d'écoulement de l'air. Préférentiellement les deux ensembles 4, 5, la prise 2 de pression statique et le capteur 3 de mesure de pression sont disposés dans un cylindre imaginaire 13 interne au système de sonde, centré sur la prise 2 de 30 pression, et de diamètre inférieur à 20 cm. Les sondes d'anémométrie laser 8, 9 peuvent être des microlidars Doppler permettant d'effectuer la mesure des projections du vecteur vitesse air local suries axes optiques (faisceau laser 10,11). 35 6 De tels micro-lidars peuvent émettre un laser à une longueur d'onde comprise entre 1,4 pm et 1,8 pm et de puissance optique comprise entre 1 W et 5 W. 5 Une plaque de peau d'avion 14, comprenant les fenêtres optiques 6, 7 recouvre la partie externe du système de sonde, destinée à se retrouver sur le surface externe de l'aéronef sur lequel il est destiné à être monté. Cette plaque est classiquement étudiée pour minimiser les turbulences locales de l'écoulement de l'air au voisinage de la prise de pression ce qui 10 aura pour effet de simplifier la loi de correction de mesure de pression locale à partir de la mesure de vitesse air effectuée par les lidars. Sur la figure 2 est représenté, en vue de dessus, l'ensemble de sonde de mesure de pression statique de la figure 1, ainsi qu'un angle a 15 entre le vecteur vitesse V de l'air et un axe de référence 15 de l'ensemble de sonde. Le vecteur vitesse local, au niveau du trou de mesure de la prise 2 de pression statique Ps, est pratiquement parallèle à la plaque de peau 20 d'avion 14 recouvrant les système de sonde. Le domaine de vol fait varier ce vecteur en module et en angle a par rapport à l'axe de référence du système de sonde. Lors de l'installation du système de sonde, il faut veiller à ce que le domaine de variation de a ne dépasse pas l'angle que font entre eux les axes des mesure des sondes d'anémométrie laser 8, 9, car chaque sonde 25 d'anémométrie laser 8, 9 effectue une mesure de la projection classiquement non signée Vg et Vg du vecteur sur son axe, afin d'éviter une ambiguïté lors du calcul de l'angle a. Disposant des deux composantes selon les deux axes de 30 mesures des deux faisceaux lasers respectifs 10, 11, il est possible de calculer, (avec l'indice "la," signifiant que chaque sonde 8, 9 fait une mesure différente qui dépend de son lieu d'installation ou de localisation) les éléments suivants : - le module du vecteur vitesse : Vbc 7 - l'angle (signé) abc par rapport à l'axe de référence du système de sonde ; - Si l'angle entre les sondes d'anémométrie laser 7 et 8 vaut 900 et que les axes de mesures des sondes sont symétriques par rapport à l'axe de 5 référence, VIOC = (V82 + V92)" abc = Arctan(V8/V9) - 450 Lors d'essais en vol, on identifie une correction de la mesure de 10 pression statique Psloo avec l'angle calculé abc et le module de la vitesse locale V10c. Dans un cas simple (premier ordre), on peut donner une relation du type. PScorrigée = PSmesurée ± a - VIOC + b - abc 15 Il est également possible d'envisager une correction plus complexe résultant d'une calibration à un ordre 2 prenant en compte des termes en Vioc2 et aloc2 et/ou croisé VIoc - abc- Pour les ordres de grandeur, on considère que le domaine de 20 variation de a est de +/- 45° autour de l'axe de référence 15, que le point de convergence des axes des faisceaux lasers 10, 11 des sondes d'anémométrie laser 8, 9 est situé à une distance du trou de mesure de pression ou prise de pression statique 2 comprise entre 1 et 3 cm, et que le diamètre des fenêtres optiques ou hublots 6, REVENDICATIONS1. Système de sonde de mesure de pression statique comprenant : une embase (1) destinée à être fixée sur la carlingue d'un aéronef ; au moins une prise (2) de pression locale ménagée à travers l'embase (1) et raccordée à un capteur (3) de mesure de pression ; pour chaque prise (2) de pression locale, au moins deux ensembles (4, 5) comprenant chacun une fenêtre optique transparente (6, 7) à un rayonnement laser et un sonde d'anémométrie laser (8, 9) configurée pour faire des mesures d'anémométrie dans un cylindre imaginaire (12) centré sur la prise (2) de pression locale et de diamètre inférieur à 3 cm et de hauteur inférieure à 4 cm à compter de l'extrémité externe de la prise de pression locale, de manière à ce que les mesures soient dans la couche limite d'écoulement de l'air. 2. Système selon la revendication 1, dans lequel les deux ensembles, la prise de pression locale et le capteur de mesure de pression sont disposés dans un cylindre imaginaire, centré sur la prise de pression, et de diamètre inférieur à 20 cm. 3. Système selon l'une des revendications précédentes, dans lequel les sondes d'anémométrie laser (8, 9) sont des micro-lidars. 4. Système selon la revendication 3, dans lequel les micro- lidars sont configurés pour émettre un rayonnement laser à une longueur d'onde comprise entre 1,4 pm et 1,8 pm et de puissance optique comprise entre 1 W et 5 W. 5. Système selon l'une des revendications précédentes, dans lequel les fenêtre optiques (6, 7) ont un diamètre au plus égal à 3 cm. 9 6. Aéronef comprenant un système de sonde selon l'une des revendications précédentes. 7. Procédé de détermination de pression statique par 5 compensation de la pression locale mesurée au moyen d'une mesure de la vitesse de l'air au point de mesure.