DISPOSITIVO Y PROCEDIMIENTO DE DETERMINACIÓN DE LA TEMPERATURA TOTAL PARA AERONAVE.

Dispositivo para medir la temperatura total (TAT) de una aeronave,

que comprende una sonda adaptada para fijarse a un revestimiento de la aeronave, comprendiendo la sonda: - medios para medir una temperatura total (25, 30, 31), - medios (36) para disipar una potencia térmica (P) diseñada para evitar la formación de hielo en la sonda, - medios de corrección de un error de recuperación para una temperatura (TATmedida) registrada por los medios de medición de una temperatura total (25, 30, 31) en función de parámetros infinitos corriente arriba (M∞, Pt∞, Ps∞) para obtener la temperatura total del flujo de aire (TATcorregida), caracterizado porque - dichos medios de corrección también son adecuados para corregir un error de deshielo de la sonda para una temperatura (TATmedida) registrada por los medios de medición de una temperatura total (25, 30, 31) en función de parámetros infinitos corriente arriba (M∞, Pt∞, Ps∞) y de la potencia (P) disipada en la sonda, para obtener la temperatura total del flujo de aire (TATcorregida)

La invención se refiere a un dispositivo y a un procedimiento de determinación de la temperatura total para aeronave. Este procedimiento y dispositivo encuentran una utilidad particular en una sonda, denominada multifunción, que permite medir diversos parámetros aerodinámicos, como por ejemplo la presión total Pt, la presión estática Ps y la temperatura total TAT de un flujo de aire alrededor de la aeronave.

La solicitud de patente francesa FR 2 802 647 presentada el 17 de diciembre de 1999 a nombre de THOMSON-CSF describe una sonda de este tipo que comprende un tubo de Pitot para medir la presión total Pt de flujo de aire y medios de medición de la temperatura total TAT en forma de un canal cuyo orificio de entrada de aire se realiza sensiblemente cara al flujo y de una cámara que comprende un sensor de temperatura. La cámara extrae una parte del aire que circula en el canal.

La medición de estos dos parámetros, temperatura y presión totales, contribuye a determinar la velocidad real de la aeronave. Ventajosamente, la sonda multifunción comprende adicionalmente medios de medición de la presión estática Ps y la incidencia α del flujo de aire alrededor de la aeronave. Se dispone por tanto del conjunto de parámetros necesarios para determinar el módulo y la dirección del vector de velocidad de la aeronave.

La medición de la temperatura total supone teóricamente que los chorros de aire por los que se mide la temperatura tengan una velocidad nula. Por otro lado, debe garantizarse una determinada ventilación en torno al sensor de temperatura con objeto de evitar que este no mida la temperatura de la estructura de la sonda. Del mismo modo esta ventilación permite garantizar un tiempo de respuesta suficientemente corto. La ventilación se garantiza generalmente gracias a la velocidad de la aeronave que arrastra el aire en el canal y en la cámara en la que se realiza la medición de temperatura. A bordo de una aeronave, la sonda debe funcionar en un amplio intervalo de velocidades lo que conlleva variaciones considerables de velocidad en la cámara. Por consiguiente, la medida realizada por el sensor de temperatura está contaminada de un error, denominado “error de recuperación” esencialmente en función de la velocidad de la aeronave. A baja velocidad, el error de recuperación es bajo, pero el tiempo de respuesta es prolongado. A gran velocidad, el sensor de temperatura está bien ventilado, el tiempo de respuesta es por tanto más corto pero el error de recuperación es considerable.

Por otro lado, las sondas dispuestas en la aeronave están sometidas a variaciones de temperatura considerables y, a veces, a condiciones en las que puede formarse escarcha, particularmente en el interior del tubo de Pitot o en los canales que permiten la medición de la temperatura total TAT. La escarcha perturba las mediciones y, para evitarla, la sonda comprende medios para recalentarla. Estos medios comprenden, en general, un hilo que recalienta la sonda por el efecto Joule. Este hilo está enrollado en las paredes de la sonda. La potencia disipada por el hilo es del orden de varias centenas de vatios. Esta potencia perturba la medición realizada por el sensor de temperatura que recalienta la estructura de la sonda y acarrea un error denominado “error de deshielo” que es tanto más considerable cuanta mayor potencia se inyecte.

Existe la tentación de corregir este error colocando una barrera térmica alrededor del sensor de temperatura y optimizando las formas del canal de entrada y de la cámara con objeto de mejorar el flujo de aire alrededor del sensor de temperatura. Por ejemplo, se ha buscado evacuar hacia el exterior de la sonda el aire perteneciente a una capa límite térmica que se desarrolla a lo largo de la pared del canal y de la cámara de medición de temperatura. Esta capa límite se perturba particularmente por el recalentamiento de la sonda. A pesar de las precauciones apenas es posible realizar una buena medición de temperatura total para bajas velocidades de la aeronave, particularmente para velocidades de la aeronave inferiores a un Mach de 0,3. El espesor de esta capa límite es más grueso cuanto menor sea la velocidad de la aeronave. Sin embargo, la precisión de la medición a bajas velocidades supone una importancia considerable para la seguridad del vuelo ya que permite determinar los parámetros del flujo de aire que rodea la nave desde la fase de rodaje y antes del despegue de la aeronave. Para paliar este problema se ha realizado una circulación de aire forzado en la cámara de medición mediante un efecto Venturi realizado sobre el chorro de aire que sale de la cámara. Esta solución es costosa ya que requiere adaptaciones mecánicas considerables. Adicionalmente, los fabricantes de aeronaves requieren poder realizar, particularmente en aviones de nueva generación de gran capacidad, mediciones de temperatura total en condiciones de escarcha cada vez más graves lo que requiere potencias de deshielo más considerables lo que aumenta aún más el error de deshielo.

El documento US 5 025 661 describe una sonda multifunción fija que comprende medios de medición de presión estática, presión total y temperatura total. Este documento no refiere interés en cuanto al error de deshielo.

El documento WO 01/05 496 también describe una sonda multifunción fija que comprende medios de medición de presión estática, presión total y temperatura total. Este documento no describe ninguna corrección de la temperatura medida.

El documento WO 01/88 496 describe una sonda de temperatura total cuyas formas se adaptan para limitar el error de deshielo. Este documento no describe medios de corrección de este error.

El documento WO 003/10 948 describe una sonda de medición de la temperatura total de un flujo en el que esta se La invención se refiere a paliar estos problemas, permitiendo realizar una determinación de la temperatura total de flujo de aire que rodea a una aeronave mediante una sonda de deshielo a partir de bajas velocidades de la aeronave y sin ventilación forzada de la sonda.

Con este efecto, la invención tiene por objeto un dispositivo de medición de temperatura total para aeronave de acuerdo con la reivindicación 1.

La invención también tiene por objeto un procedimiento de determinación de la temperatura total para aeronave de acuerdo con la reivindicación 6.

La sonda descrita en la solicitud de patente francesa FR 2 802 647 comprende una paleta móvil que se orienta en el eje de flujo de aire que la rodea. Esta sonda comprende medios de medición de temperatura total y de un tubo de Pitot para medir la presión total de flujo del aire que rodea la aeronave. La medición de temperatura puede perturbarse por la incidencia del aire de entrada en los medios de medición de temperatura. En la solicitud de patente francesa FR 2 802 647, los medios de medición de temperatura se fijan sobre la paleta móvil y por tanto la incidencia no perturba la medición de temperatura. Sin embargo, se entiende que la invención también puede realizarse para una sonda que comprenda una paleta móvil, así como para una sonda que no la comprenda. Este tipo de sonda se conoce con el nombre de sonda fija y las tomas de presión, tubo de Pitot y medios de medición de temperatura total, tienen una posición fija con respecto al revestimiento de la aeronave. La invención también está adaptada a una sonda de temperatura total aislada que no dispone de ninguna toma de presión. Para realizar la corrección de la temperatura medida por la sonda de temperatura, se utilizan por tanto las medidas realizadas por sondas de medición de presión dispuestas en otro lado en el revestimiento de la aeronave.

La invención se comprenderá mejor, y surgirán otras ventajas, a partir de la lectura de la descripción detallada de un modo de realización proporcionado a modo de ejemplo, descripción ilustrada por el dibujo adjunto en el que:

- la figura 1 representa una sonda que comprende medios para medir la temperatura total de flujo de aire, medios para medir la presión total de flujo de aire, medios para medir la presión estática de flujo de aire y medios para medir la incidencia de flujo de aire que rodea a la aeronave, conteniendo el plano de la figura el eje del flujo;

La sonda representada en la figura 1 comprende una paleta móvil 1 que gira alrededor de un eje 2. La paleta 1 comprende un ala 3 que posee un plano de simetría, paralelo al plano de la figura y que separa el intradós del extradós. El perfil del ala 3 perpendicularmente a su borde de ataque 4 es,... [Seguir leyendo]

1. Dispositivo para medir la temperatura total (TAT) de una aeronave, que comprende una sonda adaptada para fijarse a un revestimiento de la aeronave, comprendiendo la sonda:

- medios para medir una temperatura total (25, 30, 31), -medios (36) para disipar una potencia térmica (P) diseñada para evitar la formación de hielo en la sonda, -medios de corrección de un error de recuperación para una temperatura (TATmedida) registrada por los medios

de medición de una temperatura total (25, 30, 31) en función de parámetros infinitos corriente arriba (M∞, Pt∞, Ps∞) para obtener la temperatura total del flujo de aire (TATcorregida),

caracterizado porque

- dichos medios de corrección también son adecuados para corregir un error de deshielo de la sonda para una temperatura (TATmedida) registrada por los medios de medición de una temperatura total (25, 30, 31) en función de parámetros infinitos corriente arriba (M∞, Pt∞, Ps∞) y de la potencia (P) disipada en la sonda, para obtener la temperatura total del flujo de aire (TATcorregida).

2. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado porque los parámetros infinitos corriente arriba usados por los medios de corrección de una temperatura comprenden un número de Mach del flujo infinito corriente arriba de la aeronave (M∞), una presión total infinita corriente arriba (Pt∞) de la aeronave y una presión estática (Ps∞) infinita corriente arriba de la aeronave.

3. Dispositivo de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los medios de medición de una temperatura total (25, 30, 31) comprenden una cámara (30) en la cual penetra parte de un flujo de aire que rodea el revestimiento de la aeronave, medios para ralentizar el flujo de aire que penetra en la cámara (30), un sensor de temperatura (31) dispuesto en la cámara (30) y diseñado para medir la temperatura de flujo del aire desacelerado.

4. Dispositivo de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende medios (9) para medir la presión estática (Ps) del flujo de aire.

5. Dispositivo de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende medios (20 a 24) para medir la presión total (Pt) del flujo de aire.

6. Procedimiento de determinación de la temperatura total (TAT) de una aeronave, que usa una sonda fijada en un revestimiento de la aeronave, comprendiendo la sonda:

- medios de medición de una temperatura total (25, 30, 31), -medios (36) para disipar una potencia térmica (P) diseñada para impedir que se forme hielo en la sonda,

y que consiste en corregir un error de recuperación para una temperatura (TATmedida) registrada por los medios de medición de una temperatura total (25, 30, 31) en función de parámetros infinitos corriente arriba (M∞, Pt∞, Ps∞) para obtener la temperatura total del flujo del aire (TATcorregida),

caracterizado porque también se corrige un error de deshielo de la sonda para una temperatura (TATmedida) registrada por los medios de medición de una temperatura total (25, 30, 31) en función de parámetros infinitos corriente arriba (M∞, Pt∞, Ps∞) y de la potencia (P) disipada en la sonda, para obtener la temperatura total del flujo del aire (TATcorregida).

7. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 6, caracterizado porque los parámetros infinitos corriente arriba usados por los medios de corrección de una temperatura comprenden un número de Mach de flujo infinito corriente arriba de la aeronave (M∞), una presión total infinita corriente arriba (Pt∞) de la aeronave y una presión estática (Ps∞) infinita corriente arriba de la aeronave.

8. Procedimiento de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 6 ó 7, caracterizado porque consiste en corregir un error de recuperación debido a la velocidad de la aeronave usando una función lineal de la velocidad (M∞, Mloc) de la aeronave expresándose esta función de la siguiente manera:

Correcciónrecup = f x M∞ +g

en la que Correcciónrecup es una corrección aplicada a una temperatura (TATmedida) medida por el sensor de temperatura y que representa el error de recuperación, en la que f y g son constantes determinadas a partir de resultados experimentales, realizados en túnel aerodinámico, de la sonda en cuestión sometida a diferentes velocidades de flujo de aire, y en la que M∞ representa el número de Mach del flujo infinito corriente arriba.

9. Procedimiento de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 6 a 8, caracterizado porque consiste en corregir un error de deshielo, debido a los medios (36) para disipar una potencia térmica, usando una función de la velocidad (M∞. Mloc) de la aeronave expresada en número de Mach y de la potencia disipada en la sonda para el en la que Correccióndeshielo es una corrección aplicada a una temperatura medida por el sensor de temperatura y que representa el error de deshielo,

**(Ver fórmula)**

5 en la que a y b son polinomios en función de Z y M∞, siendo Z el número de Mach reducido, y en la que c, d y e son constantes determinadas a partir de resultados experimentales realizados en túnel aerodinámico de la sonda en cuestión, los polinomios a y b se expresan, por ejemplo, de la siguiente forma:

a = kx (l -M

**(Ver fórmula)**

**(Ver fórmula)**

**(Ver fórmula)**

**(Ver fórmula)**

en la que k, l, m y n son constantes y en la que δ es función de la altitud de la aeronave.

10. Procedimiento de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9, caracterizado porque consiste en corregir la temperatura (TATmedida), registrada por los medios de medición de una temperatura total (25, 30, 31) en función de la temperatura media de la sonda.