CN107110745B - 用于进出气设备的嵌件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于能装配在飞机上的进出气设备(12)的嵌件(40)。所述嵌件(40)具有集气套筒(44)、进气管路(46)和至少一个出口开口(54)。集气套筒(44)具有入口开口(42)。进气管路(46)具有用于相应的输入管路(14)的输入管路接口(48)。集气套筒(44)形成第一输入管路区段(44)，设计用于装入相应的进出气设备(12)的相应杆(20)中并且尺寸设计为，使得在嵌件(40)装入相应杆(20)的状态下，集气套筒(44)的入口开口(42)靠近相应的进出气设备(12)的相应杆(20)与相应的头部件(21)之间的开口。此外，集气套筒(44)通过作为第二进气管路区段(46)的进气管路(46)与用于相应的输入管路(14)的输入管路接口(48)相连。此外，集气套筒(44)设计用于在嵌件(40)装入相应杆(20)的状态下在集气套筒(44)的入口开口(42)与嵌件(40)的至少一个出口开口(54)之间产生致使空气流动的压力降。

Description

用于进出气设备的嵌件
本发明涉及一种用于进出气设备的嵌件、用于为确定飞行中的飞机的环境空气的水蒸汽含量或者其它气态混合物的系统提供测量空气的进出气设备以及水蒸汽测量装置。
在以下的本发明说明书中，气体主要指“水蒸汽”。嵌件设置用于置入相应的进出气设备中。所述进出气设备例如可以用于湿度测量。用于飞机的水蒸汽测量装置基本上是已知的并且通常具有进出气设备(测量探头)，该进出气设备用于接收飞机环境中的空气并且再将空气排放到环境中。由进出气设备接收的空气通过输入管路输入真正的测量系统，然后在所述测量系统中确定空气的水蒸汽含量。在此所指的测量系统具有测量室并且安装在飞机内部。在飞机运行中，空气持续地流过进出气设备并且通过输入管路进入并且流过具有测量室的测量系统，然后通过排出管路再次回到进出气设备并且在该处再次排放到飞机的周围环境中。流过测量系统的空气也称为测量空气。
本发明所要解决的技术问题在于，提供一种用于为水蒸汽测量装置提供测量空气的进出气设备的改进的嵌件。
该技术问题按本发明通过一种用于能装配在飞机上的进出气设备的嵌件解决，所述嵌件具有集气套筒、进气管路和至少一个出口开口。集气套筒具有入口开口。进气管路具有用于相应的输入管路的输入管路接口，例如通往水蒸汽测量装置。集气套筒形成这种输入管路的第一输入管路区段。集气套筒设计用于装入相应的进出气设备的空心杆中并且尺寸设计为，使得在嵌件装入杆时，集气套筒的入口开口靠近相应的进出气设备的相应杆与相应的头部件之间的开口。此外，集气套筒通过作为第二输入管路区段的进气管路与用于相应的输入管路的输入管路接口相连。此外，集气套筒设计用于在嵌件装入杆时，在集气套筒的入口开口与嵌件的至少一个出口开口之间产生压力降。所述压力降使空气从进出气设备的头部件通过嵌件流向连接在嵌件上的测量设备并且从测量设备流回到嵌件的出口开口。
嵌件、尤其是集气套筒设计为，使得该嵌件能够装入相应的能装配在飞机上的进出气设备的相应杆中并且使用。相应的进出气设备具有进气口、空心的头部件、空心的杆和固定区段。相应的进出气设备的进气口能够与嵌件的进气管路相连，其具有用于相应的输入管路的输入管路接口。相应的输入管路优选是通往相应的测量系统的相应测量室的管路，所述测量系统在运行中处于相应的飞机内部。
相应的进出气设备的杆在固定区段与头部件之间延伸并且包围嵌件的进气管路。相应的进出气设备的固定区段设计用于将相应的进出气设备固定在相应的飞机上。相应的进出气设备的进气口优选这样与固定区段相间隔，使得当相应的进出气设备安装到相应的正在飞行的飞机上时，进气口处于围绕相应的飞机的表面的摩擦层(边界层)外部。因此嵌件的长度和形状通过由进出气设备预设的边界条件定义。特别优选的是，嵌件设置用于使用在具有
Figure BDA0001345606110000021
102BX(或者-BW)型号的壳体变型方案的进出气设备中。嵌件优选也可以使用在类似尺寸的进出气设备中。
本发明还涉及一种能装配在飞机上的进出气设备，该进出气设备具有进气口和出气口以及用于将进出气设备固定在飞机上的固定区段。进气口与固定区段这样相间隔，使得当进出气设备安装在飞行的飞机上时，进气口在围绕飞机的表面的摩擦层(边界层)外部。此外，进气口与进气管路相连，该进气管路具有用于输入管路的输入管路接口，以便将进入进气口的空气导引至测量系统的测量室，所述测量系统在运行中处于飞机内部。此外，出气口与用于排出管路的排出管路接口相连，以便将从测量室流出的空气导引至进出气设备的出气口。
本发明尤其也涉及一种能装配在飞机上的进出气设备，其具有装入进出气设备中的嵌件。所述能装配在飞机上的进出气设备包括进气口、头部件、杆和固定区段。进气口与嵌件的进气管路相连，其具有用于输入管路的输入管路接口。杆在固定区段与头部件之间延伸并且包围嵌件的进气管路。固定区段设计用于将进出气设备固定在飞机上。进气口优选这样与固定区段相间隔，使得当进出气设备安装到正在飞行的飞机上时，进气口位于围绕飞机表面的摩擦层(边界层)外部。
在能装配在飞机上的具有装入其中的嵌件的进出气设备的一种优选设计方案中，头部件在端侧具有进气口。此外，头部件包围两侧敞开的流动通道，所述流动通道的前部的敞开端是进气口并且空气在运行中流过流动通道，并且流动通道布置为，使得其在运行中几乎平行于贴靠的流体延伸。流动通道的后部的敞开端具有比进气口更小的横截面。此外，进出气设备具有探头加热装置。所述探头加热装置布置在进出气设备的端面上或者进气口与输入管路之间。探头加热装置可以例如布置在进气口与集气套筒之间的过渡部处或者附近。进出气设备也可以具有多个探头加热装置，这些多个探头加热装置在此情况下优选布置在进出气设备的端面上并且布置在进气口与输入管路之间，例如布置在进气口与集气套筒之间的过渡部处或者附近。
本发明还涉及一种水蒸汽测量装置，其具有能装配在飞机上的进出气设备、以及输入管路、带有测量室和排出管路的测量系统，进出气设备具有按照本发明的装入进出气设备中的嵌件。输入管路与嵌件或者进出气设备的输入管路接口和测量室的进口密封地连接。排出管路与测量室的出口和嵌件或者进出气设备的排出管路接口连接。测量系统设计用于确定测量室中的空气的水蒸汽含量。
发明人已知有利的是，在飞机的飞行中在集气套筒的入口开口与嵌件的出口开口之间建立压力差，该压力差致使空气、尤其是测量空气的通流。集气套筒的入口开口与进气口相连，并且嵌件的出口开口与出气口相连。因此，在飞机的飞行中，在进气口与出气口之间形成致使空气通流的压力差。基于所述压力降，不需要用于抽吸的泵和/或空气泵。发明人已知的另一方面是，在与迎流相反地定向的测量进气口处出现聚集效应，该聚集效应致使测量空气隔热式地变热。因此，隔热式的聚集效应以及在优选设计方案中布置在进出气设备上的探头加热装置实现了测量空气的升温，因此测量空气的温度并不接近相应的露点。由此降低了形成冷凝液的风险，所述冷凝液的形成会影响水蒸汽测量，也就是测量空气的水蒸汽含量的确定。这导致测量空气的温度升高并且由此也使测量空气的露点差升高。因此可以省去对测量室的加热。此外，由于入口开口与飞机表面相间隔，减少了与沉积在飞机蒙皮上的颗粒的接触。此外，可以防止进入测量系统的测量空气与可能从压力舱中流出的空气的混合。此外，进出气设备能够提高待测量的水蒸气的密度，由此能够降低测量系统的下部响应阈值。进出气设备可以防止降温的水颗粒沉积在进出气设备的入口开口的暴露在飞机流中的端面上并且由此危害飞行安全性。可以避免测量气体密度中的不均匀性，因为由于在其它情况下可能的冷凝风险不必再加热测量系统中的测量室。
进出气设备优选应布置在飞机机身之后的3m至5m以内，也就是进出气设备的入口开口布置在涡流的摩擦层(边界层)外部，该摩擦层处于飞机周围。围绕飞机的摩擦层是围绕飞机流动的空气的流体动力学的边界层，由于摩擦在飞机表面上具有比更远的空气更小的速度。在摩擦层内部，与飞机的壁表面进行冲量、热量和分子或者颗粒的交换。因为进出气设备的进气口并且因此嵌件的集气套筒的入口开口在嵌件装入进出气设备的杆中的状态下布置在摩擦层外部，所以进入进出气设备的测量空气不会受到壁表面特性、如水润湿或者上游的压力舱泄漏的影响。
由于按照本发明规定的进气口与飞机的外表面的距离，空气在飞机运行中大致以相当于飞机相对空气的速度也就是空气速度的相对速度到达进气口。在运行中，到达进气口的环境空气相对于飞机减速并且由此压缩，因此其由于聚集效应而隔热式地变热。在此，变热取决于进气口处的碰撞压力，该碰撞压力又取决于速度。结果是测量空气比环境空气更热，因此降低了形成冷凝液的风险。由此可以在很大程度上并且尤其是在测量室中省去对测量空气的进一步加热。
在一种优选设计方案中，用作第二输入管路区段的嵌件的进气管路具有相对于用作第一输入管路区段的集气套筒减小的直径，由此在嵌件装入相应杆的状态下，在集气套筒的入口开口与嵌件的至少一个出口开口之间产生压力降。在嵌件装入相应杆的状态下，在嵌件的外壁与杆的内壁之间形成内部空腔。空气主要在外部从具有增大直径的第一输入管路区段旁流过并且在该处由于第一输入管路区段的外壁与杆的内壁之间的相对较小的距离形成的缩紧部而加速，因此在嵌件的出口开口处形成比集气套筒的入口开口处更低的静态压力。
嵌件优选设计用于在嵌件装入相应杆的状态下，将相应的进出气设备通过相应的输入管路和相应的排出管路与相应的测量系统的相应测量室相连，所述测量系统在运行中处于相应的飞机内部。测量系统优选用于水蒸汽测量。特别优选的是，在嵌件装入相应杆的状态下，所述至少一个出口开口能够与相应的排出管路相连并且设计用于从嵌件中导出流体，例如空气并且尤其是测量空气。优选地，所述嵌件能够与相应的排出管路相连，使得所述嵌件能够将从相应的测量室流出的空气导引至相应的能装配在飞机上的进出气设备的相应的空气出口。
在另一优选设计方案中，嵌件可以作为备选或补充地这样设计，使得该嵌件可以装入相应的能装配在飞机上的进出气设备中并且再次移除。为此，嵌件优选具有用于将嵌件与相应的进出气设备的相应杆可拆卸地连接的器件。所述器件尤其可以是保持元件、夹紧元件、固定元件、锚固元件或者类似元件例如螺栓、钩子、夹子、保持装置、铆钉、螺钉、销或者类似元件。优选将导向螺母用作用于将嵌件与相应的进出气设备的相应杆可拆卸地连接的器件。
优选地，所述嵌件具有用于相应的排出管路的排出管路接口。所述嵌件优选具有环绕进气管路的出气套管，所述出气套管与用于相应的排出管路的排出管路接口相连。特别优选地，出气套管具有至少一个出口开口。所述至少一个出口开口可以布置在第一输入管路区段与第二输入管路区段之间的过渡部之处或者附近。此外，至少一个出口开口优选设计用于从出气套管中排出流体。第一输入管路区段优选具有比第二输入管路区段和包围第二输入管路区段的出气套管的横截面积之和更大的横截面积。
至少一个出口开口例如可以是出口缝隙，该出口缝隙设计用于将流体从嵌件中导出。
在一种优选设计方案中，所述嵌件具有调节螺栓，所述调节螺栓设计用于形成可调节的缩紧部位，通过所述缩紧部位能够调节从入口开始的空气量并且由此调节空气导引系统中的压力。调节螺栓优选布置在输入管路内部。特别优选地，调节螺栓布置在输入管路与输入管路接口之间的过渡部之处或者附近。借助调节螺栓能够调节通过集气套筒的入口开口进入进气管路的空气的量。
在按照本发明的嵌件的一种特别优选的设计方案中，用作第二输入管路区段的进气管路具有相对于用作第一输入管路区段的集气套筒减小的直径，由此在嵌件装入相应杆的状态下，在集气套筒的入口开口与嵌件的至少一个出口开口之间产生压力降。此外，嵌件设计用于在嵌件装入相应杆的状态下，将相应的进出气设备通过相应的输入管路和相应的排出管路与相应的测量系统的相应测量室相连，所述测量系统在运行中处于相应的飞机内部。此外，所述嵌件能够与相应的排出管路相连，使得所述嵌件能够将从相应的测量室流出的空气导引至相应的能装配在飞机上的进出气设备的相应的空气出口。此外，所述嵌件具有用于相应的排出管路的排出管路接口，并且所述嵌件具有环绕进气管路的出气套管，所述出气套管与用于相应的排出管路的排出管路接口相连。此外，所述出气套管具有至少一个出口开口，并且所述至少一个出口开口布置在第一输入管路区段与第二输入管路区段之间的过渡部之处或者附近，并且设计用于从出气套管中排出流体。此外，第一输入管路区段具有比第二输入管路区段和包围第二输入管路区段的出气套管的横截面积之和更大的横截面积。
前述特征的组合能够实现不同的优点。尤其是所述特别优选的设计方案实现了嵌件在没有附加泵的情况下在进出气设备中的应用，因为空气通过进气口进入嵌件的入口开口中并且在出口开口处排出，以便随即通过相应的进出气设备的空气出口导出。因此，嵌件在其装入相应的进出气设备的状态下连续地向尤其用于水蒸汽测量的测量系统提供空气。嵌件能够在不附加使用泵的情况下达到测量所需的空气流动速度，例如每分钟3至5升之间。此外，能够在相应的测量系统的相应测量室中提供具有这样温度的空气，从而不需要对测量室进行加热。测量室的加热可能致使测量时的温度分布不均匀并且由此增大测量误差。
按照本发明的进出气设备以下也称为用于水蒸气测量的冲压空气进气设备(RAIWaM)。为了简单在以下使用缩写RAIWaM。
RAIWaM的外部壳罩部分可以是对于飞机常见的整体温度测量壳体，其在以下也称为TAT壳体(TAT＝总气温)，其迄今用于空气温度测量。然而，这种形式的用于空气温度测量的传统壳体不具有输入管路和排出管路并且也不具有用于连接在用于确定空气的水蒸汽含量的测量系统上的接口。TAT壳体的空气动力学和热动力学的工作原理在Stickney等人的著作(1994)中阐述，参见STICKNEY,T.M.；SHEDLOV,M.W.,THOMPSON,D.I.,1994:GoodrichTotal Temperature Sensors.Goodrich Corporation,Burnsville,Maine,USA。可能的壳体变型方案是型号
Figure BDA0001345606110000061
102BX(或者-BW)，其包含可取下的温度测量元件。
测量空气的装载造成的隔热式加热在0.85马赫并且在200hPa的高度时约为30K。即使在较小的速度和较低的高度时，隔热式的加热也可以使空气温度与可能的露点总是保持足够的距离。唯一的例外是飞过云层时，这在之后将水蒸汽混合物比例换算为相对湿度时可能导致高于100％的值。最后，所述值总是可以用于说明存在液态或者固态的水颗粒，也就是云或者降水。
在能装配在飞机上的进出气设备的一种可能的设计方案中，固定区段与进气口之间的距离在50mm至150mm之间，尤其在80mm至100mm之间。能装配在飞机上的进出气设备可以例如在固定区段与进气口之间具有87mm的距离。
在能装配在飞机上的进出气设备的一种优选设计方案中，所述进出气设备具有头部件、杆和法兰。所述杆在法兰与头部件之间延伸并且包围进气管路。头部件在端侧具有进气口。法兰形成用于将进出气设备固定在飞机上的固定区段。此外，头部件可以包围两侧敞开的流动通道，所述流动通道的前部的敞开端是进气口并且空气在运行中流过所述流动通道，并且所述流动通道布置为，使得其在运行中几乎平行于贴靠的流体延伸。此外，流动通道可以在进气口的下游首先在内部横截面中扩宽，然后再朝向其敞开的、形成出气口的后端部缩窄。输入管路可以从流动通道的在内部横截面中扩宽的区段中伸出来。此外，流动通道的后部敞开端可以具有比进气口更小的横截面。流动通道的在后部敞开端处更小的横截面产生流动缩紧部位，该流动缩紧部位在飞机的飞行状态下产生进入相对速度降低路段的入口处形成的压力升高并且因此产生测量空气的隔热式加热。撞击压力和静态压力之和，也就是总压力并且因此隔热式的加热效应沿流动通道或者在直至流动缩紧部位之前的完整测量路段中保持不变。
在一种设计方案中，能装配在飞机上的进出气设备具有探头加热装置。所述探头加热装置优选布置在进出气设备的端面上和/或进气口与进气管路之间的过渡部之处或者附近。
能装配在飞机上的进出气设备优选具有被加热的入口开口。为此优选设置的探头加热装置用于避免结冰并且优选布置在进出气设备的端面上。
此外，作为备选或补充，能装配在飞机上的进出气设备可以具有布置在通往测量室的输入管路上的加热装置。布置在输入管路上的加热装置用于在测量空气进入测量室的真正测量过程之前加热测量空气并且因此不必对测量室中的测量空气进行加热。通过聚集效应对测量空气的隔热式加热可能被视为不足以可靠地避免冷凝液的形成。在这种情况下，加热装置可以用于加热RAIWaM与测量系统之间的进气管路，以便由此加热测量空气。相应地可以按照一种优选变型实施方式规定，通往测量室的输入管路具有用于加热流过输入管路的空气的加热装置。通过加热装置布置在输入管路的区域内，能够在进入测量室之前充分地加热测量空气，因此测量室内部的测量空气不必被加热并且具有均匀的温度。
测量系统的测量室优选是吸收测量室，吸收测量室允许例如借助吸收光谱测定法确定水蒸汽含量。
在针对SpectraSensors Inc.,USA的型号WVSS-II的测量系统的RAIWaM的示例性应用情况中，该测量系统具有用于借助吸收光谱测定法确定水蒸汽含量的测量室。吸收光谱测定法是用于确定空气的水蒸汽含量的方法。测量空气柱被测量光束照射，测量光束在某个波长时的吸收是水蒸气密度的量度。为了计算物理上传统的空气湿度参数，如水蒸汽质量混合比，除了水蒸气密度还需要测量室内容的压力和温度。温度测量只能在室内部的有限数量的测量点处进行。由于此原因，需要均匀的温度场，以得到具有代表性的温度值。测量室的直接加热可能与此目的相冲突。RAIWaM的隔热式加热效应对于实现所述目的是重要的一步。
通过进出气设备和其可能的设计方案实现的或者能实现的益处是：
-可以避免或者至少降低设备内部的冷凝，而不需要单独加热测量系统的核心部分，也就是不需要在光学方法中单独地加热吸收或者散射测量室，
-因为RAIWaM的空气入口在空气动力学正确的定位时处于摩擦层外部的机身上，
＞所以存在于迎流区域中的机舱泄漏不会产生干扰，
＞在迎流区域中在飞机蒙皮上的水沉积或者冰沉积可以保持不受影响(没有记忆效应)，
-因为聚集效应，最终相对外部空气明显提高的水蒸气密度(提高不超过50％)可以用于降低测量方法的下部响应阈值。
为了实现特殊的性能(飞机机体的分隔层外部的进气点)，RAIWaM的进气口应相对于飞机机头或者机身前部应当以相同的距离安装，针对飞机的温度传感器也应保持所述距离。
本发明还涉及一种水蒸汽测量装置，其具有进出气设备以及输入管路、带有测量室和排出管路的测量系统。输入管路与进出气设备的输入管路接口和测量室的进口密封地连接。排出管路与测量室的出口和进出气设备的排出管路接口连接。测量系统设计用于确定测量室中的空气的水蒸汽含量。
在水蒸汽测量装置的一种优选设计方案中，测量室是吸收测量室，该吸收测量室允许借助吸收光谱测定法确定空气湿度。
本发明包含的认知是，已知的水蒸汽测量装置具有以下缺点：
-流入进气口的空气之前与处于上游的机身表面接触。根据其机身表面的水或者冰的润湿度和温度不能形成可重复再现的惯性效应(也称为记忆效应)。
-测量空气可能因为处于上游的压力舱部分中的偶尔出现的小泄漏被富含水蒸汽的舱内部空气污染。泄漏可能在飞机老化的过程中出现在舱门、窗户、盖板、插塞连接器、起落架舱和机身构件的所有过渡部分中，例如由于铝板的接缝处的疲劳现象。所述泄漏对于飞机运行不重要，但对于水蒸汽测量至关重要。所述效应随着高度增加，也就是随着机舱与环境之间的不断增加的压力差而增加。所述效应主要取决于飞机类型和飞机老化。但类型相同的飞机也可能出现个体区别。原则上不存在对这些总是可能的误差效应的可校准性。
-基于之前的进出气设备，即所谓的“Air Sampler”(SpectraSensors Inc.,USA的WVSS-II系统的部分)的设计目的，也就是获取飞机环境压力(静态压力)被证明是不利的。在接近100％的相对潮湿的环境空气中，可能在测量空气路径(软管、过渡件和吸收室)的内部部分中出现决定性地干扰测量过程的冷凝。为此具有两个原因：
-空气采样器可能安装在具有由于环流造成的低压的飞机位置上。只此一点就使与之直接相关的隔热式冷却在较高的湿度中快速地达到露点。
-入口空气导引结构的内壁和吸收室的热惯性在下降飞行、也就是在从较冷向较热的条件过渡时保证低于露点。
上述两个效应通常保证测量空气管路内部并且主要是吸收测量室内部的不期望的冷凝液形成。
有利的是，TAT壳体能够由RAIWaM加热(约300W)，以便以此方式抑制在探头上形成威胁飞机的冰的风险。
按照一种优选的变型实施方式，RAIWaM具有TAT壳体，其温度测量元件通过特殊制造的嵌件、也就是按照本发明的嵌件代替。空气动力学和热动力学的条件在Stickney等人的著作(1994)中阐述。因此，本发明也涉及用于相应的进出气设备的嵌件。所述嵌件具有作为第一输入管路区段的集气套筒，所述集气套筒设计用于装入进出气设备的杆中并且尺寸设计为，使得集气套筒的入口开口靠近进出气设备的杆与头部件之间的开口。集气套筒通过作为第二输入管路区段的进气管路与用于输入管路的输入管路接口相连。
嵌件优选具有包围进气管路的出气套管，所述出气套管与用于排出管路的排出管路接口相连。嵌件还具有用于将嵌件与进出气设备的杆可拆卸地连接的器件。用于将嵌件与进出气设备的杆可拆卸地连接的器件例如可以是夹紧元件或者固定元件，例如夹子、螺栓或者类似元件。出气套管还可以具有出口开口或者缝隙，这些出口开口或者缝隙布置在第一输入管路区段与第二输入管路区段之间的过渡部之处或者附近，并且设计用于将流体、例如测量空气从出气套管中导出。在嵌件的一种优选设计方案中，第一输入管路区段具有比第二输入管路区段和包围第二输入管路区段的出气套管的横截面积之和更大的横截面积。由此在嵌件装入进出气设备的杆的状态下，围绕出气套管产生有利于将空气排出出口缝隙的空间。
本发明还涉及一种按照本发明的嵌件在能装配在飞机上的进出气设备中的应用。所述能装配在飞机上的进出气设备具有进气口、头部件、杆和固定区段。进气口与嵌件的进气管路相连，所述进气管路具有用于相应的输入管路的输入管路接口。所述杆在固定区段与头部件之间延伸并且包围进气管路。固定区段设计用于将进出气设备固定在飞机上的固定区段。优选地，进气口这样与固定区段相间隔，使得当进出气设备安装到正在飞行的飞机上时，进气口在围绕飞机的表面的摩擦层(边界层)外部。
根据附图参照实施例详细阐述本发明。在附图中：
图1示出水蒸汽测量装置的示意图，该水蒸汽测量装置具有用于空气的进出气设备，所述进出气设备具有用于连接在水蒸汽测量系统上的嵌件；
图2示出进出气设备的立体外部视图；
图3a示出进出气设备的原理剖视图，以阐述RAIWaM的功能；
图3b示出嵌件的立体部分视图并且
图4示出在作为RAIWaM的进出气设备中的嵌件的部分剖切的立体图，其用于将进出气设备连接在布置于飞机内部的测量系统上。
图1示出水蒸汽测量装置10的视图，该水蒸汽测量装置10具有用作用于水蒸汽测量的冲压空气进气设备(RAIWaM)的进出气设备12，所述进出气设备具有用作悬臂的杆20。在进出气设备12中装入嵌件40，借助所述嵌件将进出气设备12通过输入管路14和排出管路18与测量系统的测量室16相连。嵌件40可以是取下的。
因此，水蒸汽测量装置10具有作为RAIWaM的形式为TAT壳体(TAT＝总气温)的测量探头12。此外，水蒸汽测量装置10具有作为输入管路14的第一空气导管、带有真正的水蒸汽测量系统的测量室16和作为排出管路18的第二空气导管，它们在运行中依次由测量空气流过。输入管路14从嵌件40或者说TAT壳体12(测量探头12)延伸至测量室16的测量时入口。排出管路18从测量室16的测量室出口往回延伸至嵌件40或者说TAT壳体12。
TAT壳体12具有作为悬臂的杆20，在杆20的一端设有空气动力学成型的头部件21，所述头部件具有空气入口或者进气口22，并且在杆20的另一端设有形式为法兰24的用于固定在飞机上的固定端部。
杆20的尺寸设计为，使得作为空气入口的进气口22在飞机头部之后的前几米区域内在飞机运行中在围绕处于飞行状态的飞机的流体动力学的分隔层外部，进出气设备12固定在该飞机上。
图2示出进出气设备12的立体外部视图，该进出气设备12具有头部件21、杆20和形式为法兰24的固定区段。在头部件21的前端部上布置有用于输入空气的进气口22。
图3示出整个测量装置包括RAIWaM的内部结构和功能。头部件21包括在两侧敞开的流动通道26，其前部的敞开端是进气口22。流动通道26的后部的敞开端形成出气口28。在进气口22与出气口28之间，流动通道26的内部横截面首先扩宽，然后再朝向出气口28缩小。出气口28具有比进气口22更小的横截面。
输入管路14在流动通道具有增大的内部横截面的部位从流动通道26伸出来。为此，输入管路14通过嵌件40的集气套筒44的进气管路46和入口开口42与流动通道26流体连接。排出管路18与空气出口30流体连接，所述空气出口布置在杆20的后棱边上。排出管路18在此通过形式为出口缝隙54的出口开口和出气套管52与空气出口流体连接。
流动通道26关于杆20和关于其法兰24定向为，使得其在运行中大致平行于环境空气的迎流方向延伸。在运行中到达进气口22的环境空气堵塞在进气口22处并且通过障蔽效应隔热式地变热。变热的测量空气从流动通道26流出通过集气套筒44的入口开口42和进气管路46进入输入管路14并且穿过输入管路进入具有测量室16的测量系统。在测量系统处，借助吸收光谱测定法进行水蒸汽测量。接着，测量空气从测量室16和其测量室出口中流出并且进入第二空气导管或者说排出管路18并且由排出管路再往回导引至排出管路接口50。
因此，头部件21内部的空气以直角转向至集气套筒44、用于温度测量探头的真正的入口或者必要时继续导引装置。在转向点之前的上游，头部件21配设有孔，这些孔通过外部环流的抽吸作用抽吸并且由此减小内部流体的摩擦层。因此实现了被转向的流体部分在上游尽可能不与壳体壁接触。因此，在最初用作温度测量装置时，未受干扰的隔热式聚集效应在集气套筒44的入口开口处形成。其在处于套筒中的传感器上的变热效应通过简单的计算方法被补偿。聚集效应通过缩紧的形式为出口缝隙54的出口开口在集气套筒44的流动端部上实现，在该处在套筒外侧由于空气动力学原因具有相对低压。完全处于外部的空气速度从高达300m/s降低至几m/s。由此达到了作为静态(环境)压力与撞击压力之和的几乎完整的总压力。
为了避免在用作测量探头的进出气设备12上结冰，入口开口的朝向流体的端面配设有电探头加热装置32。为了必要时所需的测量空气的进一步加热，第一输入管路14配设有加热装置34。
杆20致使进气口22与由飞机蒙皮36形成的飞机表面间隔具有一定的距离，该距离的尺寸设计为，使得进气口22在围绕飞机蒙皮36的流体动力学的分隔层外部并且因此自由地以相当于飞机相对于空气的速度(空气速度)的速度被迎流。所述距离优选在50mm至150mm之间，例如在80mm至100mm之间。所述距离特别优选是87mm。
取代在其它情况下设置的温度探头，设置嵌件40，该嵌件40装入TAT壳体12中并且既与输入管路14也与排出管路18相连，并且形成输入管路区段和排出管路区段，并且因此用于向具有测量室16的测量系统输入测量空气或者从具有测量室16的测量系统中排出测量空气。图3以RAIWaM的横截面示意图(图3a)和立体部分视图(图3b)示出嵌件40。
嵌件40设计为，使得嵌件40的入口开口42直接与流动通道26邻接。几乎全部的撞击压力处于嵌件40的入口开口42上。入口开口42同时是通往输入管路14的入口。因此，嵌件40的在附图中的上部部分形成形式为集气套筒的第一输入管路区段44，作为嵌件40的进气管路的第二进气管路区段46以直线连接在第一输入管路区段上，该第二进气管路区段46相对于用作第一输入管路区段的集气套筒44具有更小的直径并且导引至输入管路接口48，在该输入管路接口48上连接有进一步的最终导引至测量室16的输入管路14。
嵌件40还与排出管路18相连并且形成排出管路区段52。为了连接在其余的排出管路18上，设有排出管路接口50，该排出管路接口50导引至排出管路区段52，所述排出管路区段作为套管围绕第二进气管路区段46共轴地布置，并且通入形式为出口缝隙54的出口开口中，所述出口缝隙处于具有较大直径的第一输入管路区段44、也就是集气套筒向具有较小直径的第二进气管路区段46(也就是进气管路)的过渡部处。由出口缝隙54流出的测量空气流入杆20的内部空腔56，所述内部空腔又与杆20上的空气出口30流体连接。内部空腔56还与流动通道26流体连接并且进入进气口22的空气流过所述内部空腔。所述进入进气口22的空气主要从具有较大直径的第一输入管路区段44旁流过并且在该处由于第一输入管路区段44的外壁与内部空腔56的内壁之间相对较小的距离产生的缩紧而加速，因此形成相比排出管路区段52中的静态压力更低的静态压力。
嵌件40设计为，使得其入口或者集气套筒44与使用在TAT壳体中的温度测量嵌件在几何上相同。进入的空气通入对称轴中央的进气管路46中，所述进气管路46直接导引至接口件，也就是真正的测量系统的输入管路14或者测量空气输入管路的输入管路接口48。
回流的测量空气从测量系统出气口的接口件、也就是排出管路接口50通过围绕进气管路46的套管52导引至出口缝隙54，所述出口缝隙在嵌件40上正好处于这个部位上，在所述部位上TAT壳体的在几何和空气动力学相同的温度测量嵌件上具有出口开口。由出口缝隙54流出的空气通过内部空腔56到达向后的形成空气出口30的出口开口。在出口缝隙54和集气套筒44的前端部上的入口开口42之间的压力降保证测量空气的流动。最终形成在实验室中检验过的处于3至5升每分钟之间的流动速度。这对于常见的测量系统绰绰有余。不需要单独的泵运行。
空气的量并因此从入口开始在空气导引系统中的压力可以通过调节螺栓58调节(参见图4中的剖视图)。所述调节螺栓58形成可调校的缩紧部位。所述缩紧部位用于保持整个测量系统中的撞击压力。通流量可以与测量过程的要求适配。
图4示出嵌件40的部分剖切的立体视图。整个嵌件40可以装入RAIWaM的TAT壳体12中并且再取出。
嵌件40设计用于使用在能装配在飞机上的进出气设备12中。
嵌件40包括集气套筒44、进气管路46、输入管路接口48、排出管路接口50和出气套管52。
集气套筒44具有入口开口42并且形成第一输入管路区段，该第一输入管路区段用于将空气输入进气管路46中。集气套筒44设计用于装入相应的进出气设备12的相应杆20中并且尺寸设计为，使得在嵌件40装入相应杆20的状态下，集气套筒44的入口开口42靠近相应的进出气设备12的相应杆20与相应的头部件21之间的开口(参见图3a)。进气管路46形成第二输入管路区段并且从集气套筒44的远端部、也就是从嵌件40的直径改变的过渡部延伸至输入管路接口48。所述输入管路接口48设计用于将嵌件40并因此进出气设备12与相应的输入管路14相连。输入管路14将空气尤其导引至测量系统的测量室16中(参见图3a)，在所述测量系统中测量空气的性能。测量室16可以通过排出管路18与嵌件40的排出管路接口50相连(参见图3a)。排出管路接口50也设计用于将嵌件40并因此进出气设备12与相应的排出管路18相连。所述排出管路18将空气从测量室16中导出至排出管路接口50。所述排出管路接口50与出气套管52相连，所述出气套管用作排出管路区段并且包围进气管路46。出气套管52终结于形式为出口缝隙54的出口开口处，所述出口缝隙处于进气管路46与集气套筒44之间的过渡部上，也就是直径改变的过渡部上。因此在嵌件40装入相应杆20的状态下，集气套筒44设计用于在集气套筒44的入口开口42与嵌件40的出口缝隙54之间产生致使空气流动的压力降。
在嵌件40装入相应的进出气设备12的杆20的状态下，如图3a所示，嵌件用于将装有嵌件40的相应的进出气设备12通过相应的输入管路14和相应的排出管路18与相应的测量系统的相应测量室16相连，所述测量系统在运行中处于相应的飞机内部。嵌件40能够尤其运行不具有附加泵的测量系统。
在嵌件40的图4所示的实施例中，嵌件40在进气管路46与输入管路接口48之间的过渡部处具有调节螺栓58。所述调节螺栓58用于产生缩紧部位。所述缩紧部位可以通过旋转调节螺栓58产生，由此降低或者提高在进气管路46与输入管路接口48之间的过渡部处的容积。由此可以借助调节螺栓58调节空气的量并因此调节测量系统中的压力。
附图标记清单
10 水蒸汽测量装置
12 进出气设备，测量探头/TAT壳体
14 输入管道
16 测量室
18 排出管路
20 杆/悬臂
21 头部件
22 进气口/空气入口
24 固定端部/固定区段/法兰
26 流动通道
28 出气口
30 空气出口
32 探头加热装置
34 加热装置
36 飞机蒙皮
40 嵌件
42 入口开口
44 集气套筒，第一输入管路区段
46 进气管路，第二进气管路区段
48 输入管路接口
50 排出管路接口
52 排出管路区段/套管
54 出口缝隙
56 空腔
58 调节螺栓

Claims (12)

1.一种用于能装配在飞机上的进出气设备(12)的嵌件(40)，其中，所述嵌件(40)具有
-具有入口开口(42)的集气套筒(44)，
-具有用于相应的输入管路(14)的输入管路接口(48)的进气管路(46)和
-至少一个出口开口(54)，
其中，集气套筒(44)形成第一输入管路区段，设计用于装入相应的进出气设备(12)的相应杆(20)中并且尺寸设计为，使得在嵌件(40)装入相应杆(20)的状态下，集气套筒(44)的入口开口(42)靠近相应的进出气设备(12)的相应杆(20)与相应的头部件(21)之间的开口，
其中，集气套筒(44)通过作为第二进气管路区段的进气管路(46)与用于相应的输入管路(14)的输入管路接口(48)相连并且
其中，集气套筒(44)设计用于在嵌件(40)装入相应杆(20)的状态下在集气套筒(44)的入口开口(42)与嵌件(40)的至少一个出口开口(54)之间产生致使空气流动的压力降，
其中，用作第二进气管路区段的进气管路(46)具有相对于用作第一输入管路区段的集气套筒(44)减小的直径，由此在嵌件(40)装入相应杆(20)的状态下，在集气套筒(44)的入口开口(42)与嵌件(40)的出口开口(54)之间产生压力降，
其中，所述嵌件(40)具有用于相应的排出管路(18)的排出管路接口(50)，并且所述嵌件(40)具有环绕进气管路(46)的出气套管(52)，所述出气套管与用于相应的排出管路(18)的排出管路接口(50)相连，
其中，第一输入管路区段具有比第二进气管路区段和包围第二进气管路区段的出气套管(52)的横截面积之和更大的横截面积，
其中，所述出气套管(52)具有至少一个出口开口(54)。
2.按权利要求1所述的嵌件(40)，其中，所述嵌件(40)设计用于在嵌件(40)装入相应杆(20)的状态下，将相应的进出气设备(12)通过相应的输入管路(14)和相应的排出管路(18)与相应的测量系统的相应测量室(16)相连，所述测量系统在运行中处于相应的飞机内部。
3.按权利要求2所述的嵌件(40)，其中，在嵌件(40)装入相应杆(20)的状态下，所述至少一个出口开口(54)能够与相应的排出管路(18)相连并且设计用于从嵌件(40)中导出流体。
4.按权利要求2或3所述的嵌件(40)，其中，所述嵌件(40)能够与相应的排出管路(18)相连，使得所述嵌件(40)能够将从相应的测量室(16)流出的空气导引至相应的能装配在飞机上的进出气设备(12)的相应的空气出口(30)。
5.按权利要求1所述的嵌件(40)，其中，所述至少一个出口开口(54)布置在第一输入管路区段与第二进气管路区段之间的过渡部之处或者附近，并且设计用于从出气套管(52)中排出流体。
6.按权利要求1或2所述的嵌件(40)，其中，所述嵌件(40)具有用于将嵌件(40)与相应的进出气设备(12)的相应杆(20)可拆卸地连接的器件。
7.按权利要求1或2所述的嵌件(40)，其中，所述嵌件(40)具有调节螺栓(58)，所述调节螺栓设计用于形成可调节的缩紧部位，通过所述缩紧部位能够调节从入口开始的空气量并且由此调节空气导引系统中的压力。
8.按权利要求1所述的嵌件(40)，
其中，嵌件(40)设计用于在嵌件(40)装入相应杆(20)的状态下，将相应的进出气设备(12)通过相应的输入管路(14)和相应的排出管路(18)与相应的测量系统的相应测量室(16)相连，所述测量系统在运行中处于相应的飞机内部，
其中，所述嵌件(40)能够与相应的排出管路(18)相连，使得所述嵌件(40)能够将从相应的测量室(16)流出的空气导引至相应的能装配在飞机上的进出气设备(12)的相应的空气出口(30)，
其中，所述出气套管(52)具有至少一个出口开口(54)，并且
其中，所述至少一个出口开口(54)布置在第一输入管路区段与第二进气管路区段之间的过渡部之处或者附近，并且设计用于从出气套管(52)中排出流体。
9.一种按权利要求1至8之一所述的嵌件(40)在能装配在飞机上的进出气设备(12)中的应用，所述进出气设备(12)具有
-进气口(22)，
-头部件(21)，
-杆(20)和
-用于将进出气设备(12)固定在飞机上的固定区段(24)，
其中，进气口(22)与进气管路(46)相连，所述进气管路具有用于相应的输入管路(14)的输入管路接口(48)，
其中，所述杆(20)在固定区段(24)与头部件(21)之间延伸并且包围进气管路(46)并且
其中，进气口(22)这样与固定区段(24)相间隔，使得当进出气设备(12)安装到正在飞行的飞机上时，进气口(22)处于围绕飞机的表面的摩擦层(边界层)外部。
10.一种能装配在飞机上的进出气设备(12)，具有按权利要求1至8之一所述的装入进出气设备中的嵌件(40)，其中，所述能装配在飞机上的进出气设备(12)包括
-进气口(22)，
-头部件(21)，
-杆(20)和
-用于将进出气设备(12)固定在飞机上的固定区段(24)，
其中，进气口(22)与嵌件(40)的进气管路(46)相连，所述进气管路具有用于相应的输入管路(14)的输入管路接口(48)，
其中，所述杆(20)在固定区段(24)与头部件(21)之间延伸并且包围嵌件(40)的进气管路(46)并且
其中，进气口(22)这样与固定区段(24)相间隔，使得当进出气设备(12)安装到正在飞行的飞机上时，进气口(22)处于围绕飞机的表面的摩擦层(边界层)外部。
11.按权利要求10所述的能装配在飞机上的进出气设备(12)，
其中，头部件(21)在端侧具有进气口(22)，
其中，头部件(21)包围两侧敞开的流动通道(26)，所述流动通道的前部的敞开端是进气口(22)并且空气在运行中流过所述流动通道，并且流动通道布置为，使得其在运行中几乎平行于贴靠的流体延伸，
其中，流动通道(26)的后部的敞开端具有比进气口(22)更小的横截面，
其中，进出气设备(12)具有探头加热装置(32)并且
其中，所述探头加热装置(32)布置在进出气设备(12)的端面上和/或进气口(22)与进气管路(46)之间。
12.一种水蒸汽测量装置(10)，具有按权利要求10或11所述的能装配在飞机上的进出气设备(12)、以及输入管路(14)、带有测量室(16)和排出管路(18)的测量系统，其中，输入管路(14)与嵌件(40)的输入管路接口(48)和测量室(16)的进口密封地连接，并且排出管路(18)与测量室(16)的出口和嵌件(40)的排出管路接口(50)连接，并且其中，测量系统设计用于确定测量室(16)中的空气的水蒸汽含量。
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