CN105987773B - 阻滞式总温传感器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的一种阻滞式总温传感器，旨在提供一种空气流动效率高，能够准确地测量大气总温的传感器。本发明通过下述技术方案予以实现：风道（1）通过支架（2）连接法兰盘（3）与底座（4），圆形进气口通过进气道（6）和喉管（7）连通设置在所述风道（1）和支架（2）组成的中空型腔的三通气流管道；在进气道和喉部（9）弯曲方向的连续曲面上，分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔（12）、喉管阵列孔（13）和圆形开孔（14），由此构成附面层吹除器（11）；气流从进气口（5）流入，经收敛的进气道压缩到达椭圆形的喉管后，气流分成两束，绕过圆形的喉部向下进入温度敏感元件（10）测得大气总温。

Description

阻滞式总温传感器
技术领域
本发明涉及一种阻滞式总温传感器。
背景技术
测量大气总温的装置，又称阻滞温度传感器。总温信号可供大气数据计算机作解算大气静温、真实空速等参数用。总温信号还可直接用于指示，它反映飞机某些部位上构件可能达到的温度。气流流过物体受到阻滞时流速降低到零，动能转换为热能使局部温度升高，这个温度称为总温或阻滞温度。如果动能能100%转化为势能(即使空气100%的压缩)则叫做空气的完全阻滞)。但是一般来说气流阻滞是不完全的，在非全阻滞点上气流流速不为零，测量过程不是理想的绝热过程，同时由于感温元件会以各种方式与周围环境交换热量，因此传感器测得的温度小于理论的总温。理论总温值可通过在计算中引入所谓恢复系数γ而求得，γ是一个数值小于1的数。它与传感器的结构、尺寸、气流的粘性和流速、传感器在飞机上的安装位置以及迎角和飞行姿态等有关，是衡量传感器性能的重要指标之一。性能良好的传感器的恢复系数可达0.99以上。总温传感器通常安装在翼尖、垂尾顶部、机头侧面或其他气流不易受到扰动的地方。总温传感器分阻滞型和音速型两种。阻滞型传感器的阻滞室呈先扩后缩的形状。在扩散段，气流流速逐渐降低,在T型管道交界处流速降低到最低。交界处的凸台面所造成的空气动力效应，迫使气体流入放置感温元件的管道内。现有技术的阻滞式总温传感器受限于传统的加工制造方式，其进气口多为长方形或半圆形，进气道多为多个矩形管路的结合体。长方形或半圆形的进气口在相同的结构重量下面积较小，进气效率不高。当气流流向与总温传感器进气口轴向夹角较大时，测量效果较差。 本发明的目的是对现有技术的阻滞式总温传感器进行的进一步发展和改进。
发明内容
本发明的目的是针对上述现有技术存在的不足之处，提供一种进气效率较高，在较大攻角（侧滑角）下仍能准确测量大气总温的阻滞式总温传感器。
本发明的目的可以通过以下措施来达到。本发明提供的一种阻滞式总温传感器，包括风道1、支架2、法兰盘3和底座4，以及设置在流线型风道1内的进气道6和喉管7，其特征在于：所述风道1具有圆形进气口，并通过支架2连接法兰盘3与底座4，圆形进气口通过进气道6和喉管7连通设置在所述风道1和支架2组成的中空型腔的三通气流管道；为了消除贴近管道表面的附面层对温度测量的影响，在进气道6和喉部9弯曲方向的连续曲面上，分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔12、喉管阵列孔13和与气流方向垂直的圆形开孔14，由此构成附面层吹除器11；当工作时，气流从进气口5流入，经收敛的进气道6压缩到达椭圆形的喉管7后，气流分成两束，一部分裹夹气流中的颗粒物由尾部排气口8排出，另一部分被阻滞，绕过圆形的喉部9向下进入温度敏感元件10测得大气总温。
本发明相比于现有技术具有如下效果。
本发明采用正圆型的进气口以及光滑无直角边缘的进气道，重量较轻，提升了进气效率。相比于现有技术的同类阻滞式总温传感器，在较大攻角（侧滑角）下仍能准确测量大气总温。
本发明采用了流线型的风道外形设计，相比于现有技术的同类阻滞式总温传感器，外部空气阻力较小。
本发明的附面层吹除孔分布面积广，引压腔截面较大，相比于现有技术的同类阻滞式总温传感器，附面层吹除性能较好。
本发明由于气流在进入温度敏感元件（10）前的整个流动过程中都要流经附面层吹除器（11），因此可以充分地利用压差效应将进气管路的附面层吹除，提高测量的准确性。
附图说明
下面结合附图和实施例进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。
图1是本发明阻滞式总温传感器的外形示意图。
图2是图1进气道的剖视结构示意图。
图3是图2中附面层吹除器的结构图。
图中：1风道，2支架，3法兰盘，4底座，5进气口，6进气道，7喉管，8尾部排气口，9喉部，10温度敏感元件，11附面层吹除器，12进气道阵列孔，13喉管阵列孔，14圆形开孔。
具体实施方式
如图1。本发明阻滞式总温传感器主要由风道1、支架2、法兰盘3和底座4组成。风道1和支架2是由铜合金制造的空心结构，两者组合后内部的空腔构成了T字形的三通气流管道。法兰盘3用于将本发明安装在飞机上。底座4上安装插座作为电气接口，用于引出传感器所感测到的总温信号。风道1的外形是由计算和试验得到的，能够降低空气阻力。风道1具有圆形进气口，并通过支架2连接法兰盘3与底座4，圆形进气口通过进气道6和喉管7连通设置在所述风道1和支架2组成的中空型腔的三通气流管道；为了消除贴近管道表面的附面层对温度测量的影响，在进气道6和喉部9弯曲方向的连续曲面上，分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔12、喉管阵列孔13和与气流方向垂直的圆形开孔14，由此构成附面层吹除器11；当工作时，气流从进气口5流入，经收敛的进气道6压缩到达椭圆形的喉管7后，气流分成两束，一部分裹夹气流中的颗粒物由尾部排气口8排出，另一部分被阻滞，绕过圆形的喉部9向下进入温度敏感元件10测得大气总温。
如图2。风道1的进气口5是一个呈正圆形的均匀过渡结构，该结构的入口面积为350mm2，出口面积为200 mm2。气流进入进气口5后，阻滞气流流经没有直角边缘的进气道6内进行压缩，在喉管7位置压缩达到最大。 进气道6是一个入口为正圆形，出口为椭圆形的均匀收敛结构。该结构的入口面积为200mm2，出口面积为67 mm2，水平收缩角为20°～30°，压缩比为3：1。喉管后部的气流管道是由风道1内部加工的连续曲面和支架2顶端相组合得到的整体结构，该结构有两个出口，一个出口沿水平方向，另一个出口旋转95°～115°向下。当气流中含有固体颗粒物时，固体颗粒物由于惯性作用，在通过喉部9后会和一部分气流继续沿水平方向运动，最后经尾部排气口8排出。另一部分气流沿附面层吹除器11运动转向下方，在该阻滞过程中速度降低，温度升高，最后进入温度敏感元件10中完全被阻滞，从而令温度敏感元件10得以感测气流的阻滞温度（总温）。
如图3。附面层吹除器11是由连续布置圆形的进气道阵列孔12、喉管阵列孔13和圆形开孔14组成的连通气流管道和总温传感器外部大气的管路结构。进气道阵列孔12布置于进气道6上，由3排圆形阵列小孔组成，每排间距为3mm；喉管阵列孔13布置于喉部9，以圆形开孔14轴线为旋转轴布置，由7排圆形阵列小孔组成。进气道阵列孔12、喉管阵列孔13和圆形开孔14相邻小孔轴线的夹角为40°。
上述实施方式描述了特定的实施例，以告诉本领域技术人员如何构造并应用本发明的最佳模式。出于表明发明原理的目的，简化或省略了一些常规方面。本领域的技术人员会理解这些实施例的变体落入本发明范围之内。本领域的技术人员会理解以下描述的特征可以以不同方式结合，从而产生本发明的多个变体。因此，本发明不限于以下描述的特定实施例，而仅有权利要求和其等价物所限定。

Claims (4)

1.一种阻滞式总温传感器，包括风道（1）、支架（2）、法兰盘（3）和底座（4），以及设置在流线型风道（1）内的进气道（6）和喉管（7），其特征在于：所述风道（1）具有圆形进气口，并通过支架（2）连接法兰盘（3）与底座（4），圆形进气口通过进气道（6）和喉管（7）连通设置在所述风道（1）和支架（2）组成的中空型腔的三通气流管道；为了消除贴近管道表面的附面层对温度测量的影响，在进气道（6）和喉部（9）弯曲方向的连续曲面上，分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔（12）、喉管阵列孔（13）和与气流方向垂直的圆形开孔（14），由此构成进气道阵列孔（12）、喉管阵列孔（13）和圆形开孔（14）相邻小孔轴线夹角至少为40°的附面层吹除器（11）；当工作时，气流从进气口（5）流入，气流进入进气口（5）后，阻滞气流流经没有直角边缘的进气道（6）内进行压缩，在喉管（7）位置压缩幅度达到最大，经收敛的进气道（6）压缩到达水平收缩角为20°～30°，压缩比为3：1的椭圆形的喉管（7）后，气流分成两束，一部分裹夹气流中的颗粒物由尾部排气口（8）排出，另一部分被阻滞，绕过圆形的喉部（9）向下进入温度敏感元件（10）测得大气总温。
2.根据权利要求1所述的阻滞式总温传感器，其特征在于，风道（1）的进气口（5）是一个呈正圆形的均匀过渡结构。
3.根据权利要求1所述的阻滞式总温传感器，其特征在于，进气道（6）是一个入口为正圆形，出口为椭圆形的均匀收敛结构。
4.根据权利要求1所述的阻滞式总温传感器，其特征在于，喉管阵列孔（13）布置于喉部（9），以圆形开孔（14）轴线为旋转轴布置，由至少7排圆形阵列小孔组成。
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