CN105136341B - 总空气温度传感器 - Google Patents

Abstract

一种总空气温度传感器包括机翼主体，其沿着纵轴从机翼基体延伸到相对的机翼尖端。机翼主体限定前缘和相对的后缘。机翼主体限定内部流道，其具有用于将流体连通到内部流道中的入口和用于从内部流道排出流体的出口，并且其中机翼主体限定通过前缘与内部流道之间的机翼主体的排出通道。温度探头安装在内部流道内，以用于测量通过内部流道流动的温度，从而确定总空气温度。

Description

总空气温度传感器

相关申请案的交叉引用

本申请要求2013年9月30日提交的美国临时专利申请号61/884,673的优先权的权益，所述申请以引用的方式整体并入本文。

技术领域

本公开涉及温度传感器，且更具体来说，涉及总空气温度传感器，例如用于航空应用中。

背景技术

现代的喷气动力飞机需要对室外空气温度非常精确地测量，用于输入到空气数据计算机、发动机推力管理计算机和其他机载系统。对于这些飞机类型、其相关联的飞行条件，以及通常情况下总空气温度探头的使用，空气温度最好由以下四个温度定义：(1)静态空气温度(SAT)或(TS)，(2)总空气温度(TAT)或(Tt)，(3)恢复温度(Tr)，以及(4)测量温度(Tm)。静态空气温度(SAT)或(TS)为飞机将要飞行通过的未扰动空气的温度。总空气温度(TAT)或(Tt)为通过100%转换飞行动能可以获得的最大空气温度。TAT的测量值是从恢复温度(Tr)推导出的，恢复温度(Tr)为由于动能的不完全恢复飞机表面每个部分上的局部空气温度的隔热值。恢复温度(Tr)从测量温度(Tm)获得，测量温度(Tm)为测得的实际温度，并可能因强加的环境引起的热传递效应与恢复温度不同。

例如，用在燃气涡轮发动机的入口的总空气温度传感器可以使用具有槽的机翼形部件，其被定位以使得要被感测的气流通过其中一个槽，并且将温度传感器元件安装在槽中。此类系统的实例公开在美国专利号3,512,414中，所述专利以引用的方式整体并入本文。此类传感器设计可以减轻高速外物被发动机摄入的影响，并且可以包括提供除冰。

总空气温度测量的一个持续的挑战与较高马赫数下的操作相关联。在较高马赫数下发生的压缩性效应可以通过传统的传感器改变所需的流动型态，并且响应时间可能减少，例如，在有用于冲洗实际传感器元件的减少流动情况下。

给一些常规的TAT探头设计带来困难的另一种现象在于在低质量流量下处理边界层分离或“溢出”的问题。对于TAT的精确测量，流动分离造成两个问题。第一个问题是必须处理湍流以及减小TAT测量值的不能挽回的损失的产生。第二个问题与必须加热探头以防止在结冰条件下形成冰的必要性有关。嵌入外壳壁中的加热元件有助于防冰性能。不幸地是，外部加热也加热了空气的内部边界层，如果控制不当，会在TAT测量中提供外部热源。这种类型的误差，通常称为除冰加热器误差(DHE)是很难校正的。

此类常规的方法和系统一般被认为能满意地达到其预期目的。然而，本领域中仍然需要允许改进的总空气温度传感器性能（包括在高马赫数下改进的时间响应）的系统和方法。本领域中也仍然需要能易于制造和使用的此类系统和方法。本公开提供了这些问题的解决方案。

发明内容

一种总空气温度传感器包括机翼主体，其沿着纵轴从机翼基体延伸到相对的机翼尖端。机翼主体限定前缘和相对的后缘。机翼主体限定内部流道，其具有用于将流体连通到内部流道中的入口和用于从内部流道排出流体的出口，并且其中机翼主体限定通过前缘与内部流道之间的机翼主体的排出通道。温度探头安装在内部流道内，以用于测量通过内部流道流动的温度，从而确定总空气温度。

在某些实施方案中，机翼主体限定高压表面和相对的低压表面，每个表面从机翼基体纵向延伸到机翼尖端。高压表面和低压表面中的每个从机翼主体的前缘向下游延伸到后缘。内部流道的入口可以限定在高压表面中。排出通道可以在前缘与内部流道的入口之间的高压表面中具有入口。内部流道的出口可以限定在低压表面中。排出通道可以在前缘与内部流道的出口之间的低压表面中具有出口。

可以预期的是，在某些实施方案中，内部流道的入口限定细长孔，其沿着机翼主体的外部纵向表面轴向延伸。内部流道的出口可以限定细长孔，其沿着机翼主体的外部纵向表面轴向延伸。排出通道可以是圆柱形的。

加热器可以安置在排出通道的上游以阻止冰积聚在机翼主体上。辐射屏蔽罩可以部分安置在内部流道内的温度探头周围以抑制机翼主体与温度探头之间的辐射热交换。机翼主体可以限定超临界机翼，其中特征正激波位置是内部流道的入口和出口的下游。

可以预期的是，可以有用于从内部流道排出流体的多个出口，以及通过前缘与内部流道之间的机翼主体的多个排出通道。在此类实施方案中，每个排出通道可以在前缘与内部流道的入口之间的高压表面中具有入口。内部流道的出口可以限定在低压表面中。排出通道可以各自在前缘与内部流道的出口之间的低压表面中具有各自的出口，并且每个排出通道可以是圆柱形的。

从如下对优选实施方案并结合附图的详细描述中，本公开的系统和方法的这些和其他特征对本领域技术人员来说将变得更加易于显而易见。

附图说明

为了使本公开属于的本领域技术人员在无需过度试验的情况下容易理解如何制造和使用本公开的设备和方法，下面将参照某些附图对其优选实施方案进行详细描述，其中：

图1是根据本公开构建的总空气温度传感器的示例性实施方案的透视图，示出了安装到燃气涡轮发动机的入口的传感器；

图2是图1的总空气温度传感器的透视图，示出了通过入口进入内部流道观察的排出通道入口和辐射屏蔽罩内的温度探头；

图3是图1的总空气温度传感器的透视图，示出了排出通道的出口和内部流道的出口；

图4是图1的总空气温度传感器的横截面端视图，示出了在排出通道上游的加热器；

图5是图1的总空气温度传感器的示意性端视图，示出了机翼主体的攻角；

图6是根据本公开构建的总空气温度传感器的另一示例性实施方案的示意性端视图，示出了机翼主体内的纵向加热器；以及

图7是根据本公开构建的总空气温度传感器的另一示例性实施方案的示意性端视图，示出了使用其中的加热器将导热机翼部分与热阻机翼部分分开以减少除冰加热器误差(DHE)的狭缝。

具体实施方式

现在将参考附图，其中相同的参考数字标识本公开的相似的结构特征或方面。为了解释和说明的目的，而非限制性的，根据本公开的总空气温度传感器的示例性实施方案的局部视图在图1中示出，并且一般被指定为参考字符100。根据本公开的总空气温度传感器的其他实施方案或其方面，提供在图2至图7中，如将会进行描述的。本文中描述的系统和方法可以用于总空气温度测量，例如，在航空应用中。

如图1中所示，例如，总空气温度传感器100可以安装在飞机20上的燃气涡轮发动机10的入口中。本领域技术人员将很容易了解，本申请仅为示例性的，并且在不脱离本公开的范围的情况下，根据本公开的传感器可以用于飞机上的任何其他适合的位置或用于任何其他适合的应用。

现在参看图2，总空气温度传感器100包括机翼主体102，其沿着纵轴A从机翼基体104延伸到相对的机翼尖端106。机翼主体102限定前缘108和相对的后缘110。机翼主体102被描绘为限定超临界机翼，然而本领域技术人员将很容易了解，在不脱离本公开的范围的情况下，可以使用具有横截面轮廓的任何其他机翼。

参看图2至图3，机翼主体102限定高压表面120和相对的低压表面122，每个表面从机翼基体104纵向延伸到机翼尖端106。高压表面120和低压表面122中的每个从前缘108向下游延伸到后缘110。

机翼主体102限定内部流道112，其具有用于将流体连通到内部流道112中的入口114。内部流道112的入口114限定在高压表面120中。入口114限定细长孔，其沿着机翼主体102的外部纵向表面相对于纵轴A轴向延伸。如图3中所示，多个出口116限定在机翼主体102的低压表面122中，以用于从内部流道112排出流体。机翼主体102的超临界机翼轮廓可以被配置成特征正激波位置是入口114和出口116的下游，以甚至在高到足以形成正激波的马赫数下也提供通过内部流道112的可靠的流动。在内部流道112被示出和描述为具有多个出口116时，也可以预期的是，就像入口114，内部流道112的出口可以限定单一的细长孔，其沿着机翼主体的外部纵向表面轴向延伸。

如图4中所示，机翼主体102也限定通过前缘108与内部流道112之间的机翼主体102的多个圆柱形排出通道118。每个排出通道118在前缘108与内部流道112的入口114之间的高压表面120中具有入口124。也在图2中示出排出通道118的入口124，在图2中为清楚起见，并非用参考字符标示所有入口124。如图3和图4中所示，排出通道118中的每个在前缘108与内部流道112的出口116之间的低压表面122中具有出口126。为清楚起见，在图3中并非用参考字符标示排出通道118的所有出口126。

仍参看图4，温度探头128（例如，电阻温度设备或任何其他适合类型的温度探头）安装在内部流道112内，以用于测量流过内部流道112的流体的温度，从而确定总空气温度。加热器130（例如，嵌入机翼主体102的套筒）安置在排出通道118的上游以用于阻止冰积聚在机翼主体102上。辐射屏蔽罩132部分安置在内部流道112内的温度探头128周围以抑制机翼主体102与温度探头128之间的辐射热交换。辐射屏蔽罩132具有入口和相对的出口，其对应于入口114和出口116。可以预期的是，辐射屏蔽罩132也可以充当流量控制管。本领域技术人员将很容易了解，可以调整辐射屏蔽罩132的入口与出口之间的比率以改变性能参数，例如，时间响应和恢复误差。如图4中示意性地指示，经过前缘108的气流被加热器130加热以阻止或防止冰沿着前缘108积聚。热边界层有效地吸入在内部流道112的入口114上游的排出通道118中。这防止热空气遇到温度探头128，否则这可能导致除冰加热器误差(DHE)。流入内部流道112、在温度探头128周围并流出出口116的空气指示环境空气。

可以预期的是，传感器100可以与机翼主体102安装在一起，机翼主体102具有小的正攻角以有助于确保在整个飞行攻角的变化从高压表面120和低压表面122保持压力差，从而保持高流动性超温探头128。足够的流动性超温探头128为总空气温度测量提供良好的时间响应。例如，图5示意性地示出具有5°攻角α的机翼主体102。本领域技术人员将很容易了解，在不脱离本公开的范围的情况下，可以使用任何其他适合的攻角。

机翼主体102的翼型可以被配置具有基于逐个应用方式记住的除冰功率要求。液滴倾向于在翼型周围流动。通常，液滴仅撞击前面四分之一的翼弦并且通常处于需要热来防止结冰的位置。加热筒，例如，上述加热器130或表面加热器可以用于翼弦的这个前部分。其他应用特定的考虑包括溢流结冰和对性能的相应影响。在为给定应用选择适当的翼型时，一般较大的压力差对响应时间是较好的。较厚的机翼一般较好地帮助保持短的翼弦。本领域技术人员将很容易了解，短绳可以是有益的，因为其需要例如穿过飞机发动机舱的较小的穿孔。配置机翼主体、内部流道以及其入口和出口以使温度探头安全，以免在传感器的操作攻角范围内发生粒子撞击，这也是有益的。

通过这些设计原理，根据本公开的传感器可以针对特定应用。参看图6，示出总空气温度传感器200的另一示例性实施方案。传感器200和上述传感器100在很多方面相似。加热器230具有比上述加热器130增加的横截面积。使用热空气抽吸加热器230，其中出口231位于机翼主体202的低压侧中。与两排上述传感器100相比，有额外的一排排出通道218，一共有三个。最后，将加热器233添加到机翼主体202的后部分以解决溢流结冰。如果为特定应用所需，那么探头228的位置可以沿着翼弦被向前或向后移动，如图6中的双箭头所指示，以改变压力分布和/或提高DHE，并且排出通道218和出口216的直径可以增加和/或斜切在机翼主体202的低压侧上。应注意，在一些配置中，通向探头228的入口的边缘250可以是性能的关键，并且注意应被用于其设计和制造。可以预期的是，高压侧上的入口（例如，入口112或312）与低压侧上的出口（例如，出口116或216）之间的比率可以被调整用于性能定制。例如，具有几乎相等的流动面积的入口（例如，入口112或312）和出口（例如，出口116和216）将倾向于引起更好的响应时间，但可能有较差的恢复误差的权衡。另一方面，具有比出口更大的流动面积的入口将倾向于提供更好的恢复误差，但可能有较差的响应时间的权衡。

现在参照图7，描述总空气温度传感器300的另一示例性实施方案。传感器300包括排出槽318以代替多个排出通道。排出槽318与入口312（参见例如图2中所示的入口112）在纵向方向上共同延伸，以从入口312上游的机翼主体302的高压侧排出热边界层。在狭缝318向前的机翼主体302的部分352由相对较高的导热材料制成，并且在狭缝318下游的机翼主体302的部分354由相对较低的导热材料制成。这允许在需要的地方在机翼主体302的前部分352上的高度防冰，并且通过从除冰的热屏蔽探头328来减少DHE。

本领域技术人员将很容易了解，总空气温度传感器（例如，总空气温度传感器100、200或300）被配置成减少拖在传感器后面的空气动力尾流，其中减少由碰撞尾流的发动机风机叶发出的噪音。

尽管在气流的示例性上下文中被示出和描述，但是本领域技术人员将很容易了解，总空气温度测量仅为示例性的。在不脱离本公开的范围的情况下，可以使用本文所述的技术对任何其他适合的流体进行相似的测量。

本公开的方法和系统，如上所述和如图中所示，为总空气温度传感器提供优越的性能，包括在高马赫数下改进的时间响应，以及相对于传统的传感器改进的DHE。尽管参照优选实施方案示出和描述本公开的装置和方法，但是本领域技术人员将很容易了解，在不脱离本公开的精神和范围的情况下，可以对其做出变化和/或修改。

Claims (15)

1.一种总空气温度传感器，其包括：

机翼主体，其沿着纵轴从机翼基体延伸到相对的机翼尖端并且限定前缘和相对的后缘，其中所述机翼主体限定高压表面和相对的低压表面，每个表面从所述机翼基体纵向延伸到所述机翼尖端，其中所述机翼主体限定内部流道，其具有用于将流体连通到所述内部流道中的入口和用于从所述内部流道排出流体的出口，并且其中所述机翼主体限定通过所述前缘与所述内部流道之间的所述机翼主体的多个排出通道，其中每个排出通道具有位于所述高压表面中的入口和位于所述低压表面中的出口；以及

温度探头，其安装在所述内部流道内以用于测量通过所述内部流道流体 的温度，从而确定总空气温度。

2.如权利要求1所述的总空气温度传感器，其中所述高压表面和所述低压表面中的每个从所述机翼主体的所述前缘向下游延伸到所述后缘，并且其中所述内部流道的入口限定在所述高压表面中。

3.如权利要求2所述的总空气温度传感器，其中每个排出通道的入口限定在所述前缘与所述内部流道的入口之间的所述高压表面中。

4.如权利要求2所述的总空气温度传感器，其中所述内部流道的出口限定在所述低压表面中。

5.如权利要求4所述的总空气温度传感器，其中每个排出通道的出口限定在所述前缘与所述内部流道的出口之间的所述低压表面中。

6.如权利要求1所述的总空气温度传感器，其中所述内部流道的入口限定细长孔，其沿着所述机翼主体的外部纵向表面轴向延伸。

7.如权利要求1所述的总空气温度传感器，其中所述内部流道的出口限定细长孔，其沿着所述机翼主体的外部纵向表面轴向延伸。

8.如权利要求1所述的总空气温度传感器，其中所述排出通道是圆柱形的。

9.如权利要求1所述的总空气温度传感器，其进一步包括加热器，所述加热器安置在所述排出通道的上游以阻止冰积聚在所述机翼主体上。

10.如权利要求1所述的总空气温度传感器，其进一步包括辐射屏蔽罩，所述辐射屏蔽罩部分安置在所述内部流道内的所述温度探头周围以抑制所述机翼主体与所述温度探头之间的辐射热交换。

11.如权利要求1所述的总空气温度传感器，其中所述机翼主体限定超临界机翼，其中特征正激波位置是所述内部流道的入口和出口的下游。

12.一种总空气温度传感器，其包括：

机翼主体，其沿着纵轴从机翼基体延伸到相对的机翼尖端并且限定前缘和相对的后缘，其中所述机翼主体限定高压表面和相对的低压表面，每个表面从所述机翼基体纵向延伸到所述机翼尖端，其中所述机翼主体限定内部流道，其具有用于将流体连通到所述内部流道中的入口和用于从所述内部流道排出流体的多个出口，并且其中所述机翼主体限定通过所述前缘与所述内部流道之间的所述机翼主体的多个排出通道，其中每个排出通道具有位于所述高压表面中的入口和位于所述低压表面中的出口；以及

温度探头，其安装在所述内部流道内以用于测量通过所述内部流道流体 的温度，从而确定总空气温度。

13.如权利要求12所述的总空气温度传感器，其中所述高压表面和所述低压表面中的每个从所述机翼主体的所述前缘向下游延伸到所述后缘，其中所述内部流道的入口限定在所述高压表面中，其中每个排出通道在所述前缘与所述内部流道的入口之间的所述高压表面中具有入口，其中所述内部流道的出口限定在所述低压表面中，并且其中所述排出通道各自在所述前缘与所述内部流道的出口之间的所述低压表面中具有各自的出口。

14.如权利要求12所述的总空气温度传感器，其中所述内部流道的入口限定细长孔，其沿着所述机翼主体的外部纵向表面轴向延伸，并且其中每个排出通道是圆柱形的。

15.如权利要求12所述的总空气温度传感器，其进一步包括：

加热器，其安置在所述排出通道的上游以阻止冰积聚在所述机翼主体上；以及

辐射屏蔽罩，其部分安置在所述内部流道内的所述温度探头周围以抑制所述机翼主体与所述温度探头之间的辐射热交换。