CN101606048B - 集成的总气温探头和电子仪器 - Google Patents

Abstract

总气温传感器包括固定到飞行器表面第一侧的探头。该探头包括空气入口和温度传感元件。空气流入该空气入口并经过该温度传感元件。该温度传感元件产生作为气温的函数的温度传感元件电信号。总气温传感器还包括固定到飞行器表面第二侧的电子仪器封装件。电子仪器封装件中的电子仪器接收来自温度传感元件的温度传感元件电信号并确定作为温度传感元件电信号的函数的总气温。

Description

集成的总气温探头和电子仪器

本申请要求提交于2006年12月19日的美国临时申请号60/870,716的权利，其通过引用结合于此。

背景技术

本发明涉及用于确定总气温的传感器。它与包括集成探头和集成电子仪器的总气温传感器结合获得特定的应用并且将用特定的参考说明。然而将认识到本发明对其他应用也是可行的。

总气温(TAT)传感器在飞行器(例如飞机)上使用以确定通过气团的飞行器的例如总温、真空速、马赫数等。目前分布式飞行数据结构依靠带有模拟(电阻)输出的TAT传感器，其与飞行器上的远程位置的飞行数据计算机(air data computer)连接。除了计算总温、真空速以及飞行器的马赫数外，飞行数据计算机监测和控制TAT传感器上的加热器用于降低结冰的风险。

飞行数据计算机的远程位置需要包括电缆的电路，用于从TAT传感器将模拟电阻输出传输到飞行数据计算机。加热的TAT传感器也需要飞行数据计算机或者其他装置以提供加热器控制和监测。这样的电路增加了包含这些电路的装置(例如飞行数据计算机)的尺寸和复杂性。在飞机上沿着电缆传输信号产生某些弊端。例如，信号损失趋向于在互连的电缆上发生。另外，互连电缆易受电噪声影响，其可干扰传输的信号。同样，在互连电缆和飞行数据计算机之间的接口要求是相对复杂的。

本发明提供处理上文提到的问题的新的和改进的装置和方法。

发明内容

在本发明的一个方面中，总气温传感器包括固定到飞行器表面的第一侧的探头。该探头包括空气入口和温度传感元件。空气流入空气入口并经过温度传感元件。温度传感元件产生作为气温的函数的温度传感元件电信号。总气温传感器还包括固定到飞行器表面的第二侧的电子封装件。电子封装件中的电子仪器接收来自温度传感元件的温度传感元件电信号并确定作为温度传感元件电信号的函数的总气温。

附图说明

在包含在说明书中并且构成说明书的一部分的附图中，说明本发明的实施例，其与上文给出的本发明的一般说明以及下文给出的详细说明一起用于举例说明本发明的实施例。

图1根据说明本发明的原理的装置的一个实施例示出总气温传感器的示意性表示；

图2根据说明本发明的原理的装置的另一个实施例示出总气温传感器的示意性表示；

图3根据说明本发明的原理的装置的一个实施例示出与各个飞行数据计算机通信的单通道TAT；

图4根据说明本发明的原理的装置的一个实施例示出与飞行数据计算机通信的双通道TAT；

图5根据在图2中示出的实施例示出与飞行数据系统集成的单通道集成TAT。

图6根据在图2中示出的实施例示出与飞行数据系统集成的冗余双通道集成TAT。

具体实施方式

参考图1，根据本发明的一个实施例示出示范总气温度(TAT)传感器10的简化组件图。TAT传感器10包括探头12以及电子封装件14。在一个实施例中，探头12与电子封装件14集成。

探头12包括空气入口16、主出口通道18、传感器流道20以及传感器组件22，其包括温度计或感测在传感器流道20里的气温的温度传感元件24。加热器26嵌入探头12的外壳30中。在一个实施例中，加热器26用作除冰加热器。传感元件24感测的温度可受到加热器26影响。因此，在传感元件24周围提供辐射屏蔽32(例如热屏蔽)以减少感测误差。进入空气入口16的部分空气从主出口通道18出去，而另一部分空气进入传感器流道20。进入传感器流道20中的空气部分的温度由传感器元件24在传感器流道20中的空气通过在传感器流道20和外壳30中的各个端口34、36离开前测量。

飞机蒙皮38(表面)支撑探头12。更具体地，传感器10安装在蒙皮38中的孔中，直接地连接到蒙皮38本身或双夹板(例如在蒙皮内侧的结构加强层)。在一个实施例中，蒙皮38是碳复合材料；然而，在其他实施例中其他材料设计成用于飞机蒙皮38。导管40分别为在探头12与电子封装件14之间的电连接42、44(例如电线)提供通路。迄今为止，金属蒙皮已经成为标准。然而，由碳复合材料制成的飞机蒙皮38正变得越来越受欢迎。通过碳复合材料蒙皮38，在传感器10(例如探头12)和碳复合材料蒙皮38间的界面45上保持温度在可接受的温度对于避免损伤碳复合材料是必要的。碳复合材料蒙皮38的可接受温度(例如在大约60℃和90℃之间)低于传统金属蒙皮能够承受的温度。当电子仪器靠近飞机的蒙皮38安装时，环境以及电磁要求比电子仪器通常安装的电子仪器室和其他位置相对地更严格。例如，如果蒙皮不再是金属，可能是金属的探头12成为雷击的天线并且，因此，增强的防雷保护是期望的。设计成集成电子仪器14容纳这样的防雷保护设施47。

电子封装件14包括模拟/数字转换器46、功率调节器48、中央处理单元(CPU)50、I/O总线52、加热器监测/控制装置54以及监测传感器10的底板51的温度的端板温度传感器49。在示出的实施例中，底板51接触飞机的蒙皮38。然而，也设计成底板不接触，而是靠近飞机蒙皮38。在一个实施例中，功率调节器48将功率调至15VDC、28VDC或115VAC。I/O总线52是通信总线，例如CAN总线、ARINC429或Flexary(通过塑料光纤)等。加热器监测/控制装置54简单地监测加热器26的运行或既监测又控制加热器26的运行。在该点上，加热器监测/控制装置54通过感测向加热器26供应的电流监测加热器26并且通过飞行器的操作员可操作的开关控制加热器26的电流以使加热器26开/关(如果装置54只起监测装置的作用)。加热器监测/控制装置54通过使用飞机配置输入(例如轮承重(WOW)、空速等)自动开/关加热器26来控制加热器26(如果装置54还起控制装置的作用)。

模拟/数字转换器46与温度传感元件24电通信，其产生作为在传感器流道20中的气温(例如其表示量)的函数的模拟信号。模拟/数字转换器46产生作为从传感元件24接收的模拟信号的函数的数字信号。数字信号从模拟/数字转换器46通过I/O总线52传输到CPU 50。CPU 50还与加热器监测/控制装置54电通信用于确定加热器26是否开/关。CPU 50计算作为至少由传感元件24感测的温度和/或加热器26的状态(例如加热器26是否开/关)的函数的TAT。更具体地，如果加热器26是关闭的，CPU 50确定TAT是由传感器元件24感测的温度。另一方面，如果加热器26是打开的，CPU 50通过例如将传感器元件24感测的温度乘以常数值来确定TAT。

TAT通过总线I/O 52从CPU 50传输到飞机上的其他系统(没有示出)。例如，TAT从CPU 50传输到飞行管理计算机、发动机计算机、飞行数据计算机，和/或其他在飞机上的计算装置以确定真空速、燃料效率和/或发动机设置等。

在一个实施例中，一旦加热器26和/或传感元件24超过预定阈值，端板传感器49与CPU 50和/或加热器监测/控制装置54电通信并且引起加热器26和/或传感器元件24关闭。在预定阈值以上关闭传感元件24和/或加热器26帮助降低蒙皮38(例如碳复合材料蒙皮)会由于在底板和蒙皮38之间界面45处过热而受损的可能性(当例如飞机在地上处于相对温暖的环境中)。典型地，当飞机在航行中传感元件24和/或加热器26将不必关闭，因为经过蒙皮38的空气趋于冷却传感元件24和加热器26。

本发明的第二个实施例在图2中示出。为了易于理解本发明的这个实施例，像图1中的组件用带后缀(’)的相同数字标识并且新的组件用新的数字标识。

参考图2，探头12’包括第二传感器组件60，其包括感测在传感器流道中的气温的第二温度计或温度传感元件62。

电子封装件14’包括模拟/数字转换器46’、功率调节器48’、CPU50’、I/O总线52’，以及加热器监测/控制装置54’，其如参考图1上文说明的电连接到传感器组件22’。另外，电子封装件14’还包括第二模拟/数字转换器64、第二功率调节器66、第二CPU 68，以及第二I/O总线70，其电连接到第二传感器组件60。加热器监测/控制装置54’还电连接到第二传感器组件60。

如上文论述的，模拟/数字转换器46’与温度传感元件24’电通信，其产生作为在传感器流道中气温的函数的模拟信号。模拟/数字转换器46’产生作为从传感元件24’接收的模拟信号的函数的数字信号。数字信号从模拟/数字转换器46’通过I/O总线52’传输到CPU 50’。CPU 50’还与加热器监测/控制装置54’电通信用于确定加热器是否开/关。CPU50’计算作为由传感元件24’感测的温度的函数的TAT以及加热器是否开/关。更具体地，如果加热器是关闭的，CPU50’确定TAT是由传感元件24’感测的温度。另一方面，如果加热器是开的，CPU 50’通过例如将由传感元件24’感测的温度乘以常数值确定TAT。

另外，模拟/数字转换器64与第二温度传感元件62电通信，其产生作为在传感器流道中气温的函数的模拟信号。模拟/数字转换器64产生作为从传感器元件62接收的模拟信号的函数的数字信号。数字信号从模拟/数字转换器64通过I/O总线70传输到CPU 68。CPU 68还与加热器监测/控制装置54’电通信用于确定加热器是否开/关。CPU68计算作为由传感元件62感测的温度的函数的TAT以及加热器是开/关。更具体地，如果加热器是关闭的，CPU 68确定TAT是由传感元件62感测的温度。另一方面，如果加热器是打开的，CPU 68通过例如将由传感元件62感测的温度乘以常数值确定TAT。

在图示的实施例中，模拟/数字转换器46’、功率调节器48’、CPU50’、I/O总线52’、加热器监测/控制装置54’，以及传感器组件22’电独立于第二模拟/数字转换器64、第二功率调节器66、第二CPU68，和第二I/O总线70以及第二传感器组件60。同时，CPU 50’和第二CPU 68都电连接到加热器监测/控制装置54’。

图3示出通过各自的数据总线168、170与各自的飞行数据计算机164、166通信的单通道TAT 160、162。TAT 160、162还都通过各自的数据总线168、170与通通表示为172的飞机飞行管理系统(FMS)、发动机控制器以及其他TAT用户通信。TAT 160、162还通过各自的飞机电源总线174、176接收加热器电力以及电子仪器电力。

图4示出通过各自的数据总线186、188与飞行数据计算机182、184通信的双通道TAT 180。TAT 180还通过各自的数据总线186、188与通通表示为190的飞机飞行管理系统(FMS)、发动机控制器以及其他TAT用户通信。TAT 180还通过第一飞机电源总线192接收第一加热器电力以及第一电子仪器电力。TAT 180还通过第二飞机电源总线194接收第二加热器电力以及第二电子仪器电力。

根据图2示出的实施例，图5示出集成到飞行数据系统中的单通道TAT。在示出的实施例中，两个(2)TAT传感器80、82置于飞机的相对侧。TAT传感器80、82中的每个如上文说明运行。第一TAT传感器80与在飞机上的第一计算机86的飞行数据部分84和也在飞机上的第二计算机90的对侧压力(OSP)部分88电连接。第二TAT传感器82与第二计算机90的飞行数据部分92以及第一计算机86的OSP部分94电连接。数据通过数据线100在第一计算机86的i)第一TAT传感器80及ii)飞行数据部分84与第二计算机90的OSP部分88之间传输；并且电力通过电力线102从第一计算机86的飞行数据部分84传输到第二计算机90的第一TAT传感器80以及OSP部分88。另外，数据通过数据线104在第二计算机90的i)第二TAT传感器82及ii)飞行数据部分92与第一计算机86的OSP部分94之间传输；并且电力通过电力线106从第二计算机90的飞行数据部分92传输到第一计算机86的第二TAT传感器82以及OSP部分94。

根据图2示出的实施例，图6示出双通道冗余飞行数据系统。在示出的实施例中，两个(2)TAT传感器110、112被置于飞机的相对侧。TAT传感器110、112中的每个如上文说明运行。第一TAT传感器110与在飞机上的驾驶仪计算机116的飞行数据部分114和也在飞机上的第一备用计算机120的OSP部分118电连接。第一TAT传感器110还与也在飞机上第二备用计算机124的飞行数据部分122和也在飞机上自动驾驶仪(Co-Pilot)计算机128的OSP部分126电连接。数据通过数据线130在驾驶仪计算机116的i)第一TAT传感器110及ii)飞行数据部分114与第一备用计算机120的OSP部分118之间传输；并且电力通过电力线132从驾驶仪计算机116的飞行数据部分114传输到第一备用计算机120的第一TAT传感器110以及OSP部分118。数据通过数据线134在自动驾驶仪计算机128的i)第一TAT传感器110及ii)OSP部分126和第二备用计算机124的飞行数据部分122之间传输；并且电力通过电力线126从第二备用计算机124的飞行数据部分122传输到自动驾驶仪计算机128的第一TAT传感器110和OSP部分126。

第二TAT传感器112与驾驶仪计算机116的OSP部分140以及第一备用计算机120的飞行数据部分142电连接。第二TAT传感器112还与第二备用计算机124的OSP部分144以及自动驾驶仪计算机128的飞行数据部分146电连接。数据通过数据线148在驾驶仪计算机116的i)第二TAT传感器112及ii)OSP部分140与第一备用计算机120的飞行数据部分142之间传输；并且电力通过电力线150从第一备用计算机120的飞行数据部分142传输到驾驶仪计算机116的第二TAT传感器112以及OSP部分140。数据通过数据线152在自动驾驶仪计算机128的i)第二TAT传感器112及ii)飞行数据部分146与第二备用计算机124的OSP部分144之间传输；并且电力通过电力线154从自动驾驶仪计算机128的飞行数据部分146传输到第二备用计算机124的第二TAT传感器112以及OSP部分144。

尽管本发明已经用其的实施例的说明来说明，并且尽管实施例已经相当详细地说明了，约束或以任何方式限制所附的权利要求的范围至这样的细节不是本申请的意图。另外的优势和改动对于那些本领域内的技术人员易于明显。因此，本发明在它的更广泛的方面中，不限于示出和说明的具体的细节、代表的装置以及说明性的例子。因此，可做出从这样的细节的变更而没有偏离本申请人的总的发明概念的精神或范围。

Claims (13)

1.一种总气温传感器，包括：

探头，所述探头包括：

空气入口；以及

温度传感元件，空气流入所述空气入口并经过所述温度传感元件产生作为气温的函数的温度传感元件电信号；

以及

电子仪器封装件，其与所述探头集成，所述电子仪器封装件包括用于监测集成的探头和电子仪器封装件与所述飞行器蒙皮之间的界面处的温度的界面温度传感器，所述电子仪器封装件中的电子仪器接收来自所述温度传感元件的所述温度传感元件电信号，并确定作为所述温度传感元件电信号的函数的总气温。

2.如权利要求1所述的总气温传感器，还包括：

与所述探头和所述电子仪器封装件中的电子仪器电通信的电导体，所述温度传感元件电信号从所述温度传感元件通过所述电导体传送到所述电子仪器。

3.如权利要求1所述的总气温传感器，其中：

所述电子仪器产生作为所述总气温的函数的电子仪器电信号；以及

所述电子仪器电信号从所述电子仪器传输到飞行器上的附加电系统以用于确定真实空气速度、燃料效率和发动机设置中至少一个。

4.如权利要求1所述的总气温传感器，所述探头还包括：

外壳；以及

用于防止所述外壳结冰的加热器。

5.如权利要求4所述的总气温传感器，其中所述电子仪器还确定作为所述加热器状态：接通/关断的函数的所述总气温。

6.如权利要求1所述的总气温传感器，其中： 

所述探头还包括：

产生作为所述气温的函数的第二温度传感元件电信号的第二温度传感元件；

所述电子仪器封装件包括：

第二电子仪器，其从所述第二温度传感元件接收所述第二温度传感元件电信号，并且确定作为所述第二温度传感元件电信号的函数的第二总气温。

7.如权利要求6所述的总气温传感器，其中：

所述电子仪器中的电部件与所述第二电子仪器中相应的电部件电气上无关。

8.如权利要求6所述的总气温传感器，其中：

所述探头还包括：

外壳；以及

用于防止所述外壳结冰的加热器；

所述电子仪器封装件还包括：

监测所述加热器状态：接通/关断的监测器；

所述监测器与所述电子仪器中的电部件和所述第二电子仪器中的相应电部件电通信；以及

所述电子仪器和所述第二电子仪器还确定作为所述加热器状态：接通/关断的函数的所述总气温。

9.如权利要求1所述的总气温传感器：

还包括第二探头，其包括：

第二空气入口；以及

第二温度传感元件，空气流入所述第二空气入口并经过所述第二温度传感元件产生作为所述气温的函数的第二温度传感元件电信号；以及

还包括与所述第二探头集成的第二电子仪器封装件，所述第二电子仪器封装件中的第二电子仪器接收来自所述第二温度传感元件的 所述第二温度传感元件电信号，并确定作为所述第二温度传感元件电信号的函数的第二总气温。

10.如权利要求9所述的总气温传感器，其中：

所述探头与所述第二探头机械上和电气上无关；

所述电子仪器与所述第二电子仪器机械上和电气上无关；

所述电子仪器与飞行器上的第一电子计算装置电通信；

所述第二电子仪器与在飞行器上的第二电子计算装置电通信；以及

所述第一电子计算装置与所述第二电子计算装置电气上无关。

11.如权利要求1所述的总气温传感器，其中集成的探头和电子仪器封装件固定在飞行器蒙皮的孔内。

12.如权利要求11所述的总气温传感器，其中所述飞行器蒙皮是碳复合材料。

13.如权利要求1所述的总气温传感器，其中如果所述界面处的温度超过预定阈值则关断所述探头的外壳内的加热器和所述温度传感元件中的至少一个。 

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