CN108088588A - 用于抗结冰总气温探头的系统和方法 - Google Patents

Abstract

提供用于抗结冰总气温探头的系统和方法。在一个实施例中，总气温数据探头包括：探头基座；探头体，该探头体包括：包括第一环的第一内气流通路；定位在第一环内的温度传感器；加热元件；定位在远端处的有凹口的进气口，其中探头体提供从加热元件到进气口的热传导路径，进气口包括向内延伸到探头体的进气孔隙中的开放通道，和限定从第一面嵌入的凹入的第二面并且使开放通道至少部分地从前缘露出的切去区域。有凹口的进气口进一步包括从凹入的第二面嵌入的槽，该槽垂直于开放通道横穿进气孔隙的至少一部分。

Description

用于抗结冰总气温探头的系统和方法

背景技术

总气温（TAT）测量用于适当地控制航空器操作以及向航空器供电的发动机的各个方面。现今使用的TAT探头常见的一个问题是它们容易受到结冰的影响，结冰可能干扰TAT测量精确度。例如，典型的TAT探头包括允许冰粒进入探头并且积聚在探头内的前缘空气斗。这种冰积聚可堵住该装置。此外，在不堵塞的情况下预期此探头处理的冰晶的浓度增加，如反映到用文件记录在SAE航天标准中的结冰规定的最近改变。用于解决TAT探头上结冰的问题的一种方法是当冰晶聚集时加热探头以融化冰晶，使得可以排出所产生的水。然而，在一些情况下，冰晶的融化或部分融化可允许所产生的水在探头内进一步流动并且再结冰。此外，由于融化的冰而润湿探头表面实际上可以在探头上产生新的冰晶更有可能粘附而不是弹开的区域。此外，现今在探头上发现的复杂的表面特征导致难以加热或者需要过高的电功率来保持加热到期望的温度的结构。

由于上述原因并且由于对本领域技术人员在阅读和理解本说明书时将明显的下述其他原因，在本领域需要用于抗结冰总气温探头的系统和方法。

发明内容

本公开的实施例提供用于抗结冰总气温探头的方法的方法和系统并且通过阅读和研究以下说明书加以理解。

提供了用于抗结冰总气温探头的系统和方法。在一个实施例中，总气温数据探头包括：探头基座；具有前缘和后缘并且沿着第一轴线从探头基座延伸的探头体，该探头体包括：包括与第一轴线对准的第一环的第一内气流通路；定位在第一环内的温度传感器；加热元件；定位在探头体的远端处的有凹口的进气口，其中探头体提供从加热元件到有凹口的进气口的热传导路径，有凹口的进气口包括从远端的第一面向内延伸到探头体的进气孔隙中的开放通道，和限定从第一面嵌入的凹入的第二面并且使开放通道至少部分地从前缘露出的切去区域。有凹口的进气口进一步包括从凹入的第二面嵌入的槽，该槽垂直于开放通道横穿进气孔隙的至少一部分。

附图说明

当鉴于优选实施例的描述和以下附图考虑时，本公开的实施例可以更容易理解，并且本公开的进一步的优点和用途更加明显，在附图中：

图1是示出本公开的一个实施例的总气温探头的图；

图2是示出用于本公开的一个实施例的总气温探头的有凹口的进气口的图；

图3是示出本公开的一个实施例的总气温探头的内部元件的截面图；

图4是示出本公开的一个实施例的总气温探头的有凹口的进气口处的飞行期间的气流的图；以及

图5是示出本公开的一个实施例的另一总气温探头的内部元件的截面图。

根据惯例，各种所描述的特征没有按比例绘制但是被绘制成强调与本公开有关的特征。贯穿附图和文本，附图标记表示相同的元件。

具体实施方式

在以下详细描述中，参考附图，附图形成了详细描述的一部分并且在附图中通过可实施实施例的具体的例示性实施例示出。充分详细地描述了这些实施例以使本领域技术人员能够实施实施例，并且应当理解，可利用其他实施例，并且在不偏离本公开的范围的情况下可做出逻辑、机械和电气上的改变。因此，以下详细描述不认为具有限制性意义。

本公开的实施例引入改进的总气温（TAT）探头，该探头消除面向前的斗和通过探头的相关联的气流路径。代替地，本公开的实施例利用具有有凹口的尖端（该尖端包括通向垂直于在飞行期间穿过探头的气流的方向的气流通路的开口）的背侧端，从而消除冰晶直接摄入探头中。如下面更详细解释，这些实施例也允许用于向需要加热的探头的区域提供加热的显著简化的设计，这还可以用于简化装置制造。在一些实施例中，TAT探头将进一步包括集成的喷射器元件，当航空器在地面上时，该集成的喷射器元件促进气流通过探头以用于获得TAT测量值。

图1和图2示出用于本公开的一个实施例的TAT探头100的表面轮廓。图3中示出的是示出图1和图2所示的TAT探头100的内部元件的截面侧视图。

TAT探头100包括基座构件101和沿着第一轴线106从基座构件101延伸的探头体102。在一个实施例中，第一轴线106垂直于基座构件101的平面对准。基座构件101用于将TAT探头100附接到航空器机身或航空器的其他表面，并且因此可包括本领域技术人员所熟知的用于将TAT探头100安装到航空器的一个或多个安装或紧固特征件（诸如但不限于法兰、螺钉、螺栓、突片、扣钩、闩锁等）。在一个实施例中，在TAT探头100安装到航空器的情况下，探头体102的远端103远离航空器表面（基座构件101安装到该航空器表面）突出，使得远端可延伸到当航空器在飞行中时产生的气流中。在一些实施例中，TAT探头100安装到航空器表面，该航空器表面使探头体102暴露于当在飞行中时在空气航空器周围经过的气流。替代地，在其他实施例中，TAT探头100例如安装到航空器发动机进气装置或安装在该进气装置附近并且暴露于进入该进气装置并且穿过发动机的气流。如图1中所示，探头体102进一步包括限定当航空器在飞行中时面向气流的探头体102的表面的部分的前缘104和与前缘部分104相对的限定探头体102的相对的后侧的后缘105。在替代的实施例中，探头体102可以是圆柱形的、锥形的或者具有任意形状。

在一个实施例中，探头体102基本上由金属块或构造成包括本文所述的各种内部和外部特征的其他材料制造。利用本公开的实施例，远端103包括有凹口的进气口110。有凹口的进气口110包括开放通道122，该开放通道从远端103的面120向内延伸以将空气进给到进气孔隙123（下面更详细论述）中。如图所示，有凹口的进气口110进一步包括切去区域，该切去区域限定从第一面嵌入的凹入的第二面124，并且使开放通道122至少部分地暴露于前缘104。在该配置中，开放通道122平行于探头体102的轴线106并且垂直于气流的方向延伸。有凹口的进气口110进一步包括从凹入面124嵌入的槽128，该槽垂直于开放通道122横穿进气孔隙123的至少一部分并且通过唇部126与前缘104分开。在一个实施例中，远端103的面120垂直于探头轴线106定向和/或是没有任何后缘的平坦表面。

在航空器在飞行中的一个实施例中，空气通常围绕探头体102的侧面从前缘104朝向后缘105流动，除了空气与有凹口的进气口110碰撞的位置处。有凹口的进气口110成形为驻涡，该驻涡产生驱动气流的一部分沿着开放通道122向下进入进气孔隙123中，并且驱动剩余的气流在探头体102周围和/或上方。当与有凹口的进气口110碰撞的气流的速度转化为压力增加的区域中时，有凹口的进气口110引起开放通道122中的总压力的累积，从而使空气减速并且将气流从具有静气温的空气改变为具有总气温的空气。压力增加的区域与由槽128产生的涡流一起的结合促进没有通过与探头体接触加热的环境空气进入进气孔隙123，并且如下面进一步论述，驱动冰晶远离有凹口的进气口110以防止冰晶积聚。在一个实施例中，有凹口的进气口110的开放通道122进一步包括排水孔125，该排水孔通过探头体102延伸到后缘105，使得来自在有凹口的进气口110内融化的冰的水可以退出有凹口的进气口110而不是进入探头体102的工作区域中。排水孔125允许水和空气从有凹口的进气口110流出探头的后缘。在一些实施方式中，探头体102可进一步包括用于测量总压力的前缘104上的另外的孔隙。

应当理解，本公开使用术语“总气温”作为航空和流体动力学领域中的普通技术人员将理解的那个术语。也就是说，如果总气温相对于航空器静止，则总气温是空气流的测量值。总气温区别于静气温。更具体地，根据气流速度的平方，总气温不同于静气温。这种关系可通过伯努利方程表示。例如，与沿着航空器的侧面没有阻碍地流动的空气相比，由于与在飞行中的航空器的机首撞击而放慢的空气将具有更高的温度。当获得温度测量值时，通过考虑气流速度的差异，静气温转换为总气温在某种意义上使温度测量值标准化。

流入进气孔隙123中的空气沿着多个内部气流通路行进。在一个实施例中，第一气流通路引导进入进气孔隙123的空气通过第一环134、穿过温度传感器元件130，并且然后从一个或多个排气孔112引导出探头体102。第一环134形成于传感器元件130与管状防热罩132之间（如图2中所示），其中管状防热罩132在其第一端处通向进气孔隙123，并且其中温度传感器元件130在管状防热罩132的第二端处插入该管状防热罩132中。通过进气孔隙123进入并且进入管状防热罩132的第一端中的空气因此在退出一个或多个排气孔112之前在温度传感器元件130上方流动。在一个实施例中，排放孔112沿着探头体102的侧面定位，其中通过空气的速度引起排气孔112处的空气压力小于前缘104处的空气压力，或者小于进气孔隙123处的空气压力。在其他实施例中，排气孔可定位在其他位置，诸如但不限于探头体102的后缘105侧。

温度传感器元件130包括输出根据所感测的温度变化的电信号的装置。原始电信号可采样或以其他方式转换为表示总气温测量值的数据，该数据可提供成用于各种目的的各种机载航空电子设备。在一个实施例中，TAT探头100包括联接到温度传感器元件130的一组导线，该组导线通过基座构件101从温度传感器元件130延伸，使得温度传感器130可以连接到机载航空电子设备。

在一个实施例中，管状防热罩132包括阻止由探头体加热元件辐射的热辐射到温度传感器元件或正测量的气流的绝缘材料的护套。应当注意，虽然防热罩132描述为“管状的”，但是该描述不应解释为推断出该防热罩一定具有圆的或圆形的截面。防热罩132可实施为具有任何其他截面形状的护套，并且防热罩的尺寸可沿着其长度的不同部分变化。例如，在一个实施例中，管状防热罩132以及管状防热罩的内部限定的第一环134的形状可变化以遵循温度传感器元件130的轮廓。

在一个实施例中，第二气流通路引导进入进气孔隙123的空气通过第二环136、穿过加热元件310（图3中所示），并且然后从一个或多个排气口113引导出探头体102。在一个实施例中，排气口113沿着探头体102的侧面定位，其中通过空气的速度引起排气口113处的空气压力小于前缘104处的空气压力，或者小于进气孔隙123处的空气压力。在其他实施例中，排气孔113可定位在其他地方，诸如但不限于探头体102的后缘105侧。第二环136形成于管状防热罩132与探头体102的内壁之间并且由此限定空气穿过管状防热罩132的外部流动的通路。加热元件310加热穿过第二环136的空气，加热的内部气流可用于消散热以使探头的各个部分保持温热。加热元件310还传导地加热包括有凹口的进气口110的探头体102的热质量。也就是说，探头体102提供从加热元件130到有凹口的进气口110的热传导路径。在替代的实施例中，加热元件310可以是消散由电流的流动生成的热的不安定（restive）的加热元件，包括导线、或电缆、或膜。在一些实施例中，加热元件310可采取沿着第二环136的长度延伸的材料的线圈的形式。在其他实施例中，加热元件可采取插入第二环136内的盒的形式。在一个实施例中，TAT探头100包括联接到加热元件310的一组导线，该组导线通过基座构件101从加热元件310延伸，使得加热元件310可以连接到机载电源和控制电路。

在图3所示的特定实施例中，加热元件310包括缠绕在探头体102的部分限定第二环的内表面周围并且与该内表面接触的连续的螺旋形线圈。在一些实施方式中，加热元件310可浇铸在探头体102的材料内，或者替代地路由通过加工到探头体102的材料中的一个或多个槽。例如，在制造期间，加热元件310可插入到在第二环136中加工到探头体102中的槽中或通道中，并且加热元件的电源引线路由通过基座构件101。有凹口的进气口110然后可安装到适当位置中并且与探头体102烧接成单一件。管状防热罩132可通过将管状防热罩132联接到探头体102的一个或多个压铆螺母柱（standoff）固定或稳定在探头体102内，以防止管状防热罩132移动或发出声响（rattling），和/或防止管状防热罩132与加热元件310接触或者以其他方式阻塞第一或第二内气流通路。

如图3所示，加热元件310可不均匀地缠绕或以其他方式构成为将传导加热集中到探头体102的指定区域。例如，在图3中，加热元件310在进气孔隙123附近以相对较大的匝密度（在312处示出）缠绕并且以相对较小的匝密度（在311处示出）进一步缠绕到探头体102中。利用该配置，可以更快地加热经由进气孔隙123进入第二环的空气。进一步地，更大密度的热被生成并且递送到最靠近远端103和有凹口的进气口110的探头体102的热质量，其中冰晶积聚将对TAT探头100的操作最不利。此外，在有凹口的进气口110处具有材料的固体热质量促进热传导到尖端的表面区域并且促进维持该材料中的高的均匀温度。应当注意，利用图3的实施例中所示的配置，探头体102内的加热元件310的布置相对简单而不需要复杂的路由，同时仍能够将准确地热施加到所需的地方以确保探头100的无冰操作。通过具体地使有凹口的进气口110升温，避免了将妨碍获得准确的总气温测量值的冰积聚。有凹口的进气口110相对于由TAT探头100与飞行中的航空器经历的气流的垂直取向提供了强大的气流将引起升温的和部分液化的冰晶积聚物（也就是说，通过与加热的探头体接触而升温）滑出开放通道122并且在远端103上方或周围滑动。已在开放通道122后面捕捉的由于通过槽128和进气孔隙123产生的涡流而引起的任何冰晶将通过与加热的探头体接触而融化并且流出排水孔125。这种动态特性使有凹口的进气口110保持没有冰累积，在图4中示出。

图4是在400处示出在有凹口的进气口110和探头体102的远端103处的飞行期间的气流的图。有凹口的进气口110中的槽特征件128将与进气通道122碰撞的气流转换为稳定的涡流410和在进气孔隙123正前方的高压区域。这用于将空气引导到进气孔隙123以及第一环134和第二环136中。换句话说，未加热的空气通过稳定的涡流引导到环134中，而通过与探头体102接触而部分加热的空气被吸入环136中。这防止加热的空气在环134处进入，从而提高利用该探头100测量空气的适当的总温度的能力。如上所述，槽特征件128垂直于飞行中的气流方向（即，垂直于与前缘104和后缘105相交的平面）定向。在一个实施例中，槽特征件128切割成凹入的第二面124以横穿进气孔隙123的面积的大约20%-50%。如从图4中明显的，探头体的远端103不包括快速消散热并且因此需要大量的能量以保持在期望的温度以阻止冰晶累积的多个薄金属元件。如果冰开始积聚，则来自飞行中的航空器的自然气流可以迫使冰从有凹口的进气口110离开，而冰晶不需要行进通过探头体102的内环134或136。

本公开到目前为止关注于相对于飞行中的航空器的TAT探头100的实施例和操作。然而，将容易理解，航空器的传感器的结冰还可发生并且对于地面上的航空器（诸如等待起飞的航空器）是有问题的。在飞行期间，有凹口的进气口110在进气孔隙123的前面生成高压区域。这与在排气口112和113处形成的低压区域一起形成通过第一环134和第二环136的自然气流。然而，在航空器在地面上的情况下，没有出现此自然气流。因此，在一些实施例中，TAT探头100可任选地进一步包括诸如在图5中的截面图中总体在500处示出的空气喷射器。空气喷射器500包括喷射器入口510、低压喷射器室512、和至少一个喷射器排气口（在图1中在135处示出）。应当理解，在替代的实施例中，喷射器流可以通过探头尖端103、后缘105、和/或侧面（如图1中所示）上的通气孔排出。第一喷射器次级入口520使第一环134的最内端通向低压喷射器室512。第二喷射器次级入口522使第二环136的最内端通向低压喷射器室512。替代的方法将为结合次级入口520和522的实施例。这可以通过利用防热罩两端处的压铆螺母柱将防热罩132附接到探头体102来实现。这将允许穿过环134和136的气流在进入喷射器500之前再结合。在图5中所示的特定实施例中，喷射器500位于探头体102的后缘中并且平行于探头轴线106延伸。

当激活喷射器500时，高压气流施加到喷射器入口510并且穿过将喷射器入口510联接到低压喷射器室512的限流器511。限流器511使进入低压喷射器室512的喷射器气流的压力下降，其又经由第一次级入口520从第一环134吸入空气并且经由第二次级入口522从第二环136吸入空气。这三个结合的气流一起从喷射器排气口135喷射。当由来自喷射器入口510的穿过限流器511的高压气流产生的室512中的低空气压力从第一和第二喷射器次级入口520和522吸入空气时，空气通过第一和第二环136两者被拉入进气孔隙123中。这导致产生通过第一环134和第二环136的气流，即使当探头体102没有被提供来自飞行中的自然气流时。喷射器生成的气流用于允许TAT探头100通过穿过传感器元件130吸入空气而在地面上操作，使得可以获得TAT数据，同时在航空器静止和/或在地面上的情况下也吸入空气以阻止TAT探头100过热的双重目的。因此，在喷射器500在操作中的情况下，TAT探头100可以被通电并且保持足够温热以防止结冰，使得仍然可以获得TAT数据。

示例实施例

示例1包括总气温探数据探头，该探头包括：探头基座；以及探头体，其具有前缘和后缘并且沿着第一轴线从探头基座延伸，探头体包括：第一内气流通路，其包括与第一轴线对准的第一环；温度传感器，其定位在第一环内；加热元件；有凹口的进气口，其定位在探头体的远端处，其中探头体提供从加热元件到有凹口的进气口的热传导路径，有凹口的进气口包括从远端的第一面向内延伸到探头体的进气孔隙中的开放通道，和限定从第一面嵌入的凹入的第二面并且使开放通道至少部分地从前缘中露出的切去区域；并且其中有凹口的进气口进一步包括从凹入的第二面嵌入的槽，该槽垂直于开放通道横穿进气孔隙的至少一部分。

示例2包括示例1的探头，其中开放通道平行于探头体的轴线延伸。

示例3包括示例1至2中的任一个的探头，其中槽通过唇部与前缘分开。

示例4包括示例1至3中的任一个的探头，其中远端的第一面是平坦的并且垂直于探头轴线定向。

示例5包括示例1至4中的任一个的探头，该探头进一步包括排水孔，该排水孔从有凹口的进气口的基座贯穿到探头体的后缘。

示例6包括示例1至5中的任一个的探头，探头体进一步包括：第二内气流通路，其包括与第一轴线对准的第二环；以及管状防热罩；其中第二环由管状防热罩与探头体的内壁之间的空间限定，并且管状防热罩将第一环与第二环分开。

示例7包括示例6的探头，其中加热元件定位在第二环内。

示例8包括示例6至7中的任一个的探头，其中进气孔隙通向第一环和第二环两者。

示例9包括示例6至8中的任一个的探头，其中第一内气流通路和第二内气流通路是同心的管状空气通路。

示例10包括示例6至9中的任一个的探头，探头体进一步包括空气喷射器，空气喷射器包括：喷射器入口，其联接到航空器提供的加压空气供应；低压室，其通过限流器联接到喷射器入口；以及至少一个喷射器排气口；其中当航空器提供的加压空气供应施加到喷射器入口时，低压室拉动通过第一环和第二环的气流，并且通过至少一个喷射器排气口从探头体喷射气流。

示例11包括示例10的探头，其中空气喷射器与第一轴线对准。

示例12包括示例1至11中的任一个的探头，该探头进一步包括沿着探头体的侧面定位的多个排气口。

示例13包括示例1至12中的任一个的探头，其中加热元件包括导线、电缆或膜。

示例14包括示例1至13中的任一个的探头，其中加热元件包括嵌入在第二环内的盒。

示例15包括示例1至14中的任一个的探头，其中加热元件不均匀地构成为将传导加热集中到探头体的指定区域。

示例16包括用于总气温数据探头的方法，该方法包括：形成通过探头体的第一环和第二环的气流，探头体包括前缘和后缘；从定位在探头体的远端处的有凹口的进气口引导通过第一环和第二环的气流，有凹口的进气口包括从远端的第一面向内延伸到探头体的进气孔隙中的开放通道，和限定从第一面嵌入的凹入的第二面并且使开放通道至少部分地从前缘露出的切去区域，其中进气孔隙通向第一环和第二环两者；引导穿过第一环的气流的第一部分穿过定位在第一环内的温度传感器；利用位于第二环内的加热元件加热穿过第二环的气流的第二部分；以及从探头体排出气流。

示例17包括示例16的方法，该方法进一步包括从温度传感器获得总气温测量值。

示例18包括示例16至17中的任一个的方法，其中探头体提供从加热元件到有凹口的进气口的热传导路径。

示例19包括示例16至18中的任一个的方法，探头体进一步包括管状防热罩；其中第二环由管状防热罩与探头体的内壁之间的空间限定并且管状防热罩将第一环与第二环分开。

示例20包括示例16至19中的任一个的方法，其中形成通过探头体的第一环和第二环的气流包括：操作探头体内的空气喷射器，空气喷射器包括：联接到航空器提供的加压空气供应的喷射器入口；通过限流器联接到喷射器入口的低压室；以及至少一个喷射器排气口；其中当航空器提供的加压空气供应施加到喷射器入口时，低压室拉动通过第一环和第二环的气流，并且通过至少一个喷射器排气口从探头体喷射气流。

虽然已经在本文示出并且描述具体实施例，但是本领域普通技术人员应当理解，被计算成实现相同目的的任何布置可替代示出的具体实施例。本申请旨在涵盖所呈现的实施例的任何改变或变化。因此，其显然地旨在实施例仅受权利要求及其等同方案的限制。

Claims (3)

1. 一种总气温数据探头，所述探头包括：

探头基座（101）；以及

探头体（102），其具有前缘（104）和后缘（105）并且沿着第一轴线（106）从所述探头基座（101）延伸，所述探头体（102）包括：

第一内气流通路，其包括与所述第一轴线（106）对准的第一环（134）；

温度传感器，其定位在所述第一环（134）内；

加热元件（310）；

有凹口的进气口（110），其定位在所述探头体（102）的远端（103）处，其中所述探头体（102）提供从所述加热元件（310）到所述有凹口的进气口（110）的热传导路径，所述有凹口的进气口（110）包括从所述远端（103）的第一面（120）向内延伸到所述探头体（102）的进气孔隙（123）中的开放通道（122），和限定从所述第一面（120）嵌入的凹入的第二面（124）并且使所述开放通道（122）至少部分地从所述前缘（104）露出的切去区域；

其中所述有凹口的进气口（110）进一步包括从所述凹入的第二面（124）嵌入的槽（128），所述槽垂直于所述开放通道（122）横穿所述进气孔隙（123）的至少一部分；

第二内气流通路，其包括与所述第一轴线（106）对准的第二环（136）；以及

管状防热罩（132）；

其中所述第二环（136）由所述管状防热罩（132）与所述探头体（102）的内壁之间的空间限定，并且所述管状防热罩（132）将所述第一环（134）与所述第二环（136）分开；

其中所述加热元件（310）定位在所述第二环（136）内；并且

其中所述进气孔隙（123）通向所述第一环（134）和所述第二环（136）两者；

其中所述开放通道（122）平行于所述探头体（102）的所述轴线（106）延伸；

其中所述槽（128）通过唇部（126）与所述前缘（104）分开；并且

其中所述远端（103）的所述第一面（120）是平坦的并且垂直于所述探头轴线（106）定向。

2.如权利要求1所述的探头，所述探头体（102）进一步包括空气喷射器（500），所述空气喷射器（500）包括：

喷射器入口（510），其联接到航空器提供的加压空气供应；

低压室（512），其通过限流器（511）联接到所述喷射器入口（510）；以及

至少一个喷射器排气口（135）；

其中当所述航空器提供的加压空气供应施加到所述喷射器入口（510）时，所述低压室（512）拉动通过所述第一环（134）和所述第二环（136）的气流，并且通过所述至少一个喷射器排气口（135）从所述探头体（102）喷射所述气流。

3.一种用于总气温数据探头的方法，所述方法包括：

形成通过探头体（102）的第一环（134）和第二环（136）的气流，所述探头体（102）包括前缘（104）和后缘（105）；

从定位在所述探头体（102）的远端（103）处的有凹口的进气口（110）引导通过所述第一环（134）和所述第二环（136）的所述气流，所述有凹口的进气口（110）包括从所述远端（103）的第一面（120）向内延伸到所述探头体（102）的进气孔隙（123）中的开放通道（122），和限定从所述第一面（120）嵌入的凹入的第二面（124）并且使所述开放通道（122）至少部分地从所述前缘（104）露出的切去区域，其中所述进气孔隙（123）通向所述第一环（134）和所述第二环（136）两者；

引导穿过所述第一环（134）的所述气流的第一部分穿过定位在所述第一环（134）内的温度传感器；

利用位于所述第二环（136）内的加热元件（310）加热穿过所述第二环（136）的所述气流的第二部分；

从所述探头体（102）排出所述气流；以及

从所述温度传感器获得总气温测量值；

其中所述探头体（102）提供从所述加热元件（310）到所述有凹口的进气口（110）的热传导路径。