Brevet FR3106660A1 — publié le 20210730

Dispositif de mesure (1, 1’) d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique d’une turbomachine (50) d’aéronef, ce dispositif étant destiné à traverser un flux aérodynamique de la turbomachine (50) et comprenant : un corps (2, 2’) de forme allongée le long d’un axe Z, et des moyens de relevé d’informations (3) qui sont portés par le corps (2) et qui sont configurés de manière à relever des informations relatives aux paramètres du flux aérodynamique de la turbomachine (50), caractérisé en ce que ledit corps (2) comprend une cavité interne dans lequel est logé un stabilisateur gyroscopique (22). Figure pour l'abrégé : Figure 6 Dispositif de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique DANS UNE TURBOMACHINE D’AERONEF Domaine technique de l'invention La présente invention concerne un dispositif de mesure d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique d’une turbomachine, ce dispositif étant destiné à traverser un flux aérodynamique de la turbomachine d’aéronef. Arrière-plan technique Dans le cadre du développement des turbomachines, et en particulier de turbomachines pour aéronef, celles-ci subissent une pluralité de tests et d’essais permettant de vérifier et de valider d’une part, leur bon fonctionnement et d’autre part, leur capacité à maintenir leurs intégrités et leurs performances. La validation de ces tests et essais permet d’obtenir une certification autorisant leur mise en service. Il est en particulier réalisé lors de ces tests et essais des mesures de certains paramètres de flux aérodynamique, tels que la pression, la température et/ou l’accélération au moyen d’un dispositif de mesure. Ce dispositif de mesure est connu généralement sous le nom de mesureur intrusif ou peigne de mesure. Il en existe différents types qui sont adaptés à mesurer un ou plusieurs paramètres du flux et qui sont généralement installés dans une ou plusieurs zone(s) précise(s) de la turbomachine où circule le flux aérodynamique à mesurer, telles que des zones d’une veine aérodynamique. Ces différentes zones sont communément appelées « plan de mesure ». En effet, le flux aérodynamique circulant dans une veine de la turbomachine présente des caractéristiques différentes dans diverses zones de la veine, par exemple au niveau de la zone centrale de celle-ci, le long des parois délimitant la veine, en amont d’aubes de stator, etc. Plusieurs dispositifs peuvent donc être nécessaires pour une cartographie complète des paramètres du flux dans la veine. Un dispositif de mesure est fixé de manière générale sur une paroi de la turbomachine et comprend un corps allongé s’étendant à travers le flux aérodynamique. Le corps est équipé de moyens de relevé d’informations relatives aux paramètres du flux. Un tel dispositif est connu par exemple des documents FR-A1-1 753 977 et FR-A1-2 952 713. Il est connu que les dispositifs de mesure de ce genre sont soumis à des phénomènes vibratoires du fait de leur caractère intrusif dans le flux aérodynamique. Ces phénomènes vibratoires ont pour origine la perturbation du flux du fait de l’intégration du dispositif de mesure dans le flux en amont ou en aval d’un disque de rotor suivant la circulation du flux dans la turbomachine. La perturbation du flux a pour conséquence un dysfonctionnement de la turbomachine et aussi un risque d’inviabilité des mesures. De même, des phénomènes aéro-élastiques font vibrer le dispositif de mesure à cause de l’agencement du corps en porte-à-faux dans le flux aérodynamique et de sa faible robustesse. Par ailleurs, les organes des turbomachines ne peuvent jamais être parfaitement équilibrés dynamiquement. Des balourds et les perturbations aérodynamiques générés par la turbomachine risquent de correspondre à l’une des fréquences propres de résonnance du dispositif de mesure. Dans le pire des cas, le dispositif de mesure est susceptible d’entrer en résonnance (le dispositif de mesure est incapable de dissiper l’énergie reçue) ce qui peut engendrer des fissures de celui-ci voire une casse totale et en conséquence peut induire des dommages importants à la turbomachine. Le dimensionnement mécanique d’un dispositif de mesure consiste donc à obtenir un écart suffisant entre les fréquences propres du dispositif et celles de sources d’excitation, ceci en respectant toutes les autres contraintes d’intégration. Lorsque cette marge est jugée faible et que le risque de résonnance est jugé élevé, il existe des solutions techniques permettant : d’augmenter la raideur du dispositif, d’amortir l’amplitude des vibrations du dispositif, et de modifier ses conditions de fixation. L’intégration d’une ou plusieurs de ces solutions est fonction des contraintes liées à l’installation dans le plan de mesure concerné. Ainsi, les deuxième et troisième solutions ne sont que très rarement possibles. De même, le raidissement du dispositif par l’augmentation de l’épaisseur de son corps se faisant toujours au détriment du bon fonctionnement du moteur, cette solution n’est jamais retenue. Enfin, le raidissement du dispositif par l’utilisation d’un matériau plus raide pour la réalisation de son corps n’offre que très peu de gain. Pour amortir l’amplitude des vibrations, une solution connue est d’intégrer un joint élastomère au niveau de la fixation du dispositif. Toutefois, premièrement, cette solution permet seulement de réaliser un faible amortissement. Et deuxièmement, le joint élastomère ne résiste pas aux fortes chaleurs (dégradation rapide du joint lorsque la température est notamment supérieure à 140°C). La présente invention propose une solution à ce problème, qui est simple, efficace et économique. La présente invention propose un dispositif de mesure d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique d’une turbomachine d’aéronef, ce dispositif étant destiné à traverser un flux aérodynamique de la turbomachine et comprenant : un corps de forme allongée le long d’un axe Z, et des moyens de relevé d’informations qui sont portés par le corps et qui sont configurés de manière à relever des informations relatives aux paramètres du flux aérodynamique de la turbomachine, caractérisé en ce que ledit corps comprend une cavité interne dans lequel est logé un stabilisateur gyroscopique. Un stabilisateur gyroscopique est un appareil qui exploite le principe de la conservation du moment angulaire en physique. Cette loi fondamentale de la mécanique veut qu'en l'absence de couple appliqué à un solide en rotation, celui-ci conserve son axe de rotation invariable. Un stabilisateur gyroscopique comprend en général un rotor mobile autour d’un axe et qui, une fois mis en rotation, tend à résister aux changements de son orientation. Le stabilisateur gyroscopique va ainsi augmenter la raideur du corps du dispositif sans changer son matériau et sans modifier sa géométrie externe, ce qui est particulièrement avantageux. Le dispositif selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - le stabilisateur gyroscopique comprend une masse qui est mobile en rotation autour d’un axe Z1 s’étendant parallèlement audit axe Z ou confondu avec cet axe Z ; - ladite masse a une forme allongée le long dudit axe Z1 ; - ladite masse s’étend sur plus de 50% de la dimension longitudinale dudit corps mesurée le long dudit axe Z ; - ladite masse est centrée et guidée par un palier à chacune de ses extrémités longitudinales ; - le palier est du type à roulement ; - il comprend en outre un organe de mise en rotation de la masse autour dudit axe Z1, cet organe étant situé en dehors de la cavité et relié à l’une des extrémités longitudinales de la masse ; - ledit organe comprend une turbine à gaz ou un moteur, par exemple électrique, dont un arbre de sortie est relié à ladite extrémité de la masse par un arbre de transmission, de préférence flexible ; - le corps est modulaire et comprend un assemblage d’au moins deux pièces définissant entre elles ladite cavité. La présente invention concerne encore une turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant au moins un dispositif tel que décrit ci-dessus qui traverse un flux aérodynamique de la turbomachine. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif en référence aux dessins annexés, dans lesquels : La figure 1 représente schématiquement en coupe axiale et partielle, un exemple de turbomachine double flux à laquelle s’applique l’invention ; La figure 2 illustre en perspective un dispositif de mesure d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique dans une turbomachine ; La figure 3 est une vue en coupe axiale d’une veine d’une turbomachine avec le dispositif de mesure de la figure 2 monté dans sa paroi guidant un flux aérodynamique; la figure 4 illustre en perspective un autre dispositif de mesure ; la figure 5 est une vue schématique en coupe transversale du dispositif de la figure 4 ; et la figure 6 est vue très schématique en perspective d’un mode de réalisation d’un dispositif de mesure selon l’invention. Description détaillée de l'invention La figure 1 montre une vue en coupe axiale et partielle d’une turbomachine d’axe longitudinal X, en particulier une turbomachine 50 double flux selon l’invention. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ce type de turbomachine. Cette turbomachine 50 à double flux comprend de manière générale un compresseur de gaz 51 en amont duquel est montée une soufflante 52. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine, et ici suivant l’axe longitudinal X. De même, les termes « radial », « interne » et « externe » sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X et au regard de l’éloignement par rapport à l’axe longitudinal X. La turbomachine 50 comprend également en aval de l’ensemble de compresseur 51, une chambre de combustion 53 suivie d’un ensemble de turbine 54. La turbomachine 50 comprend une première veine annulaire, dite veine primaire 55 dans laquelle circule un flux aérodynamique primaire ou flux chaud et une deuxième veine annulaire, dite veine secondaire 56 dans laquelle circule un flux aérodynamique secondaire ou flux froid autour de la veine primaire 55. Le flux primaire traverse l’ensemble de compresseur 51, la chambre de combustion 53, et l’ensemble de turbine 54. Le flux secondaire circule autour d’un carter inter-veine 57 qui enveloppe l’ensemble de compresseur 51 (pouvant comprendre un compresseur haute pression et un compresseur basse pression), la chambre de combustion 53 et l’ensemble de turbine 54 (pouvant comprendre une turbine basse pression et une turbine haute pression). Les veines primaire et secondaire 55, 56 sont coaxiales. En particulier, la veine primaire 55 est délimitée radialement par un carter interne 58 annulaire et le carter inter-veine 57 annulaire. Quant à la veine secondaire 56, celle-ci est délimitée radialement par le carter inter-veine 57 et un carter externe 59 annulaire auquel est solidarisé un carter de soufflante 60. La turbomachine comprend en outre une tuyère d’éjection 61 annulaire, située en aval de l’ensemble de turbine 54, par laquelle sont éjectés le flux primaire et le flux secondaire à l’extérieur de la turbomachine, et en particulier dans l’atmosphère. La turbomachine 50 comprend au moins un dispositif de mesure 1 de paramètres d’un flux aérodynamique qui est prévu pour mesurer un ou plusieurs paramètres du flux circulant dans la turbomachine de manière à établir une cartographie des pressions, des températures, des accélérations, et/ou de la composition dudit flux au voisinage du dispositif de mesure. Ces paramètres sont nécessaires pour obtenir la certification de la turbomachine avant sa commercialisation par exemple ou pour vérifier l’état de santé de la turbomachine. La mesure est dite intrusive car celle-ci est réalisée directement dans l’écoulement du flux. Le dispositif de mesure 1 est destiné à être installé sensiblement radialement dans une des veines primaire et secondaire 55, 56 de la turbomachine. Chaque veine 55, 56 est délimitée radialement par une paroi radialement externe 62 et une paroi radialement interne 63 par rapport à l’axe radial Z. Les parois radialement externe et interne 62, 63 sont annulaires et coaxiales. En référence aux figures 2 et 3, le dispositif de mesure 1 comprend un corps 2 et des moyens de relevé d’informations 3 configurés pour relever des informations relatives à au moins un paramètre du flux s’écoulant dans la turbomachine. Le corps 2 porte les moyens 3 de relevé d’informations à travers le flux. Pour cela, le corps 2 s’étend suivant l’axe radial Z (dans un état installé du dispositif de mesure dans la turbomachine). En particulier, le corps 2 présente une longueur L libre en porte-à-faux déterminée entre une extrémité radialement interne 4 et une extrémité radialement externe 5 qui sont opposées suivant l’axe radial Z. Comme nous pouvons le voir également sur la figure 2, le corps 2 présente un bord d’attaque 6 et un bord de fuite 7 opposés suivant l’axe longitudinal X. Le bord d’attaque 6 et le bord de fuite 7 relient respectivement en amont et en aval deux faces latérales 9 opposées suivant un axe transversal T. L’axe transversal T est perpendiculaire aux axes longitudinal X et radial Z. Le terme « transversal » est donc défini par rapport à cet axe transversal T. De manière plus précise, le corps 2 présente une épaisseur sensiblement décroissante du bord d’attaque 6 au bord de fuite 7 (de sorte à présenter par exemple un profil de type NACA dont les initiales signifient en anglais « National Advisory Committee for Aeronautics » pour Comité Consultatif National pour l'Aéronautique). Les faces latérales 9 opposées se rejoignent ainsi en une arête au niveau du bord de fuite 7. Une telle forme profilée du corps 2 permet de réduire les pertes aérodynamiques introduites dans le flux lorsque le dispositif de mesure 1 est installé dans une des veines 55, 56 de la turbomachine 50. Dans un état installé du dispositif de mesure 1, le bord d’attaque 6 est en amont du bord de fuite 7 par rapport à la direction du flux aérodynamique. Bien entendu, le corps 2 peut présenter une section transversale différente qui soit aérodynamique et qui ne perturbe pas ou très peu le flux telle qu’une section de forme oblongue. Le dispositif de mesure 1 comprend une semelle 10 permettant la fixation du dispositif de mesure 1 dans la turbomachine 50 et de supporter le corps 2 qui s’étend à travers le flux aérodynamique. Plus précisément, la semelle 10 comprend une paroi s’étendant suivant un plan sensiblement perpendiculaire à l’axe radial Z. Le corps 2 s’étend radialement depuis la semelle 10. En situation d’installation telle que représentée sur la figure 3, cette dernière est destinée à reposer sur une surface radialement externe 62a de la paroi radialement externe 62 de la veine 55, 56 ou par exemple sur une bordure radialement externe d’un bossage (non représenté). Pour fixer la semelle 10, cette dernière comprend des orifices de passage 11 traversant la paroi de celle-ci de part et d’autre suivant l’axe radial Z. Les orifices de passage 11 reçoivent des organes de fixation 12 destinés à solidariser la semelle 10 à la paroi radialement externe 62 de la veine 55,56 de sorte à créer une liaison encastrement. La paroi radialement externe 62 (ou le bossage) comprend également des trous borgnes (non représentés) qui sont alignés, une fois la semelle 10 installée, avec les orifices de passage 11. Les organes de fixation 12 sont également engagés dans les trous borgnes. Les organes de fixation 12 comprennent des vis, boulons ou autres éléments similaires permettant de monter et démonter aisément le dispositif de mesure 1. La semelle 10 présente une forme sensiblement parallélépipédique, circulaire ou rectangulaire. La figure 3 illustre le dispositif de mesure 1 qui est fixé sur la paroi radialement externe 62 de la veine de turbomachine. La paroi radialement externe 62 est traversée radialement par le corps 2 du dispositif de mesure 1. A cet effet, la paroi radialement externe 62 comprend une ouverture traversante 64 qui traverse l’épaisseur de celle-ci de part et d’autre suivant l’axe radial Z. L’ouverture traversante 64 débouche dans la veine 55, 56. Cette ouverture traversante 64 permet le passage du corps 2. La semelle 10 repose à l’extérieur de la veine 55, 56 tandis que le corps 2 (avec les moyens de relevé d’informations 3) s’étend dans la veine 55, 56. L’ouverture traversante 64 permet un positionnement précis du dispositif de mesure 1 dans la paroi radialement externe 62. A cet effet, l’ouverture traversante 64 présente une section correspondant sensiblement à celle du corps 2 du dispositif de mesure 1. L’ouverture traversante 64 peut présenter une autre forme que celle du corps 2 à condition que ce dernier puisse coopérer avec ou s’insérer de façon étanche dans l’ouverture traversante 64. De manière avantageuse, mais non limitativement, le dispositif de mesure 1 comprend une embase 13 qui est destinée à être agencée dans l’épaisseur de la paroi radialement externe 62 de manière à permettre un positionnement précis du dispositif de mesure 1 dans la paroi radialement externe 62 et à maintenir le corps 2 à travers le flux. L’embase 13 est disposée radialement entre la semelle 10 et le reste du corps 2 en porte-à-faux dans le flux aérodynamique. Dans le présent exemple, l’embase 13 présente une section transversale de forme oblongue. Cette forme peut être, bien entendu, rectangulaire, circulaire ou autre. Les moyens de relevé d’informations 3 sont agencés au niveau du bord d’attaque 6 du corps 2. Ceux-ci sont également disposés et répartis régulièrement le long du bord d’attaque, soit suivant l’axe radial Z. Les moyens de relevé d’informations 3 peuvent mesurer des informations relatives à la pression, la température et/ou l’accélération du flux. Les moyens de relevé d’informations 3 sont reliés à des moyens d’acheminement (non représentés) des informations relevées par les moyens de relevé d’informations 3. Ces moyens d’acheminement sont reliés également à un système de traitement d’information 66 de la turbomachine 50 tel qu’illustré schématiquement sur la figure 1. Dans le présent exemple, les moyens de relevé d’informations 3 comprennent des canaux cylindriques qui s’étendent chacun dans la paroi du corps suivant l’axe longitudinal X. Chaque canal débouche d’une part sur une surface externe du bord d’attaque 6 par un orifice d’entrée 15 qui est exposé au flux aérodynamique pour en prélever un échantillon. Nous pouvons voir sur la figure 2 six orifices d’entrée 11 sur le bord d’attaque 6. D’autre part, chaque canal débouche dans une cavité longitudinale (non représentée) formée à l’intérieur du corps 2. La cavité longitudinale s’étend le long du corps 2 et débouche à l’extérieur du dispositif de mesure 1 par une lumière 16 définie dans une surface radialement externe 17 de la semelle 10. Les moyens d’acheminement cheminent en partie dans le corps 2 et s’étendent vers l’extérieur du dispositif de mesure 1. Chaque canal est relié à un câble des moyens d’acheminement. Les câbles sont retenus dans la cavité longitudinale. A titre d’exemple des thermocouples et/ou des sondes de Khiel peuvent être installés dans les canaux ou au niveau des orifices d’entrée 15. Le corps 2 du dispositif de mesure 1 de la figure 2 est formé d’une seule pièce. Dans la variante des figures 4 et 5, le corps 2’ du dispositif de mesure 1’ est modulaire et est formé par l’assemblage d’au moins deux pièces qui définissent entre elles la cavité longitudinale 20 précitée. Le corps 2’ peut par exemple comprendre une pièce amont 20a comportant le bord d’attaque 6 et les moyens de relevé d’informations 3, et une pièce aval 20b comportant le bord de fuite 7 et les parois latérales 9. La cavité longitudinale 20 peut s’étendre sur sensiblement toute la longueur du corps 2’ et déboucher à l’extérieur du dispositif de mesure 1’ par la lumière 16. L’invention propose un perfectionnement au dispositif de mesure 1, 1’ des figures 2 et 3, ou des figures 4 et 5, en intégrant un stabilisateur ou raidisseur gyroscopique à l’intérieur de la cavité 20 du dispositif. Un stabilisateur gyroscopique peut comprendre un rotor tournant autour d’un axe qui, une fois en rotation, possède la particularité de résister aux changements de son orientation. L’effet gyroscopique, aussi appelé « couple gyroscopique » dépend des propriétés d’inertie du gyroscope, de sa vitesse de rotation et de la vitesse à laquelle des sollicitations extérieures vont chercher à le dévier de son axe. L’invention utilise les propriétés du gyroscope afin de stabiliser/raidir le dispositif de mesure 1, 1’ face aux sources d’excitations vibratoires, et plus particulièrement celles susceptibles d’exciter son premier mode de flexion dans le plan de mesure. Dans l’exemple représenté à la figure 5, le stabilisateur gyroscopique 22 comprend une masse 24 qui est mobile en rotation autour d’un axe Z1 s’étendant parallèlement à l’axe Z ou confondu avec cet axe Z. La masse 24 se présente ici sous une forme allongée le long de l’axe Z1. Elle s’étend de préférence sur plus de 50% de la dimension du corps 2, 2’ mesurée le long de l’axe Z. La masse 24 est centrée et guidée par des paliers 27. La masse 24 comprend à chacune de ses extrémités longitudinales un doigt 26, qui est engagé dans un palier 27, par exemple à roulement. Les paliers 27 sont montés dans la cavité 20 du dispositif de mesure 1, 1’. Le dispositif de mesure 1, 1’ comprend en outre un organe 28 de mise en rotation de la masse 24 autour de l’axe Z1, cet organe étant situé en dehors de la cavité 20 et relié à l’un des doigts de la masse 24. L’organe 28 est ici situé du côté de la semelle 10 et peut être fixé sur la paroi de la turbomachine sur laquelle est fixée cette semelle (voir figure 3). L’organe 28 est alors relié au doigt 26 radialement externe de la masse 24 en vue de sa mise en rotation. L’organe 28 peut comprendre un moteur dont un arbre de sortie est relié à la masse 24 par un arbre de transmission 30, de préférence flexible. En fonctionnement de la turbomachine, l’actionnement du stabilisateur gyroscopique permet d’amortir les résonances du dispositif de mesure et donc de garantir une durée de vie optimale de ce dernier. Dispositif de mesure (1, 1’) d’au moins un paramètre d’un flux aérodynamique d’une turbomachine (50) d’aéronef, ce dispositif étant destiné à traverser un flux aérodynamique de la turbomachine (50) et comprenant : un corps (2, 2’) de forme allongée le long d’un axe Z, et des moyens de relevé d’informations (3) qui sont portés par le corps (2) et qui sont configurés de manière à relever des informations relatives aux paramètres du flux aérodynamique de la turbomachine (50), caractérisé en ce que ledit corps (2) comprend une cavité interne dans lequel est logé un stabilisateur gyroscopique (22). Dispositif (1, 1’) selon la revendication 1, dans lequel le stabilisateur gyroscopique (22) comprend une masse (24) qui est mobile en rotation autour d’un axe Z1 s’étendant parallèlement audit axe Z ou confondu avec cet axe Z. Dispositif (1, 1’) selon la revendication 2, dans lequel ladite masse (24) a une forme allongée le long dudit axe Z1. Dispositif (1, 1’) selon la revendication 3, dans lequel ladite masse (24) s’étend sur plus de 50% de la dimension longitudinale dudit corps (2, 2’) mesurée le long dudit axe Z. Dispositif (1, 1’) selon la revendication 3 ou 4, dans lequel ladite masse (24) est centrée et guidée par un palier (27) à chacune de ses extrémités longitudinales. Dispositif (1, 1’) selon la revendication 5, dans lequel le palier (27) est du type à roulement. Dispositif (1, 1’) selon l’une des revendications 3 à 6, dans lequel il comprend en outre un organe (28) de mise en rotation de la masse (24) autour dudit axe Z1, cet organe étant situé en dehors de la cavité (20) et relié à l’une des extrémités longitudinales de la masse. Dispositif (1, 1’) selon la revendication 7, dans lequel ledit organe (28) comprend une turbine à gaz ou un moteur, par exemple électrique, dont un arbre de sortie est relié à ladite extrémité de la masse (24) par un arbre de transmission (30), de préférence flexible. Dispositif (1’) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le corps (2’) est modulaire et comprend un assemblage d’au moins deux pièces (20a, 20b) définissant entre elles ladite cavité (20). Turbomachine d’aéronef, comportant au moins un dispositif (1, 1’) selon l’une des revendications précédentes qui traverse un flux aérodynamique de la turbomachine.