CN108137158A - 使用被动空气流的飞机机舱空气温度感测装置和系统 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机的空气温度感测装置和系统包括喷射器，所述喷射器具有用于接收来自飞机空气分配管道的第一空气流(120)的第一空气管道(118)，所述第一空气管道(118)限定第一横截面积(134)；用于接收来自所述飞机客舱的第二空气流(124)的第二空气管道(122)，所述第二空气流(124)与所述第二空气管道(122)下游的所述第一空气流(120)合并；以及限定最小横截面积(144)的连接到所述第一空气管道(118)的限流器(130)。所述装置和系统还包括与所述第二空气流(124)流体连通的温度传感器(140)。所述限流器的所述最小横截面积(144)小于所述第一空气管道的所述第一横截面积(134)，以在所述喷射器内形成低压区域，从而导致所述第二空气流(124)被抽吸到所述温度传感器(140)上方。

Description

使用被动空气流的飞机机舱空气温度感测装置和系统

相关申请的交叉引用

本专利申请依赖于2015年10月8日提交的美国临时专利申请序列号62/239,002的优先权，所述美国临时专利申请的全部内容通过引用并入本文。

发明领域

本发明涉及用于感测飞机机舱内的空气温度的装置和系统。更具体地说，本发明涉及用于飞机内的空气管道组件的构造，该构造利用通过管道的被动空气流来促进精确的机舱空气温度测量。还提供了一种系统。

背景技术

对于飞机制造领域的技术人员来说显而易见的是，为了乘客和机组人员的舒适，希望将飞机机舱内的空气温度保持在一定范围内。

飞机机舱内的空气温度通常通过一个或多个温度传感器来测量，所述一个或多个温度传感器放置在飞机上的加热、通风和空调(“HVAC”)系统的管道内的移动空气流内。

为了保持足以提供可靠温度测量的空气流量，习惯上将温度感测装置安装到与机舱环境交接的专用空气管道中。温度感测装置包含温度传感器和风扇，以产生通过温度感测装置的空气流。

对于本领域技术人员来说显而易见的是，装置、风扇、布线以及与温度感测装置相关的任何控制系统都会给飞机增加重量。对于本领域技术人员来说也应该显而易见的是，飞行器设计者具有减轻飞机的总重量的动力。

此外，装置、风扇、布线和与温度感测装置相关的控制系统也会增大飞机上系统的复杂性。在某些情况下，复杂性的增大可能会导致的故障的可能性增大，从而会对机舱温度控制性能和飞机整体可靠性产生负面影响。

额外的系统组件也会导致维护计划的复杂性增大，以及投入评估故障分析方案的时间增多。

显而易见，通过简化飞机中的风道组件，飞机设计者和制造者可以实现相当大的节省。

另外，飞机上的组件通常会受全球各种航空监管机构规定的严格认证标准的约束。相应地，飞机设计者具有消除一些部件以减少与之相关的监管负担的动力。

简而言之，为什么消除飞机上的一个或多个部件被认为是有益的，有很多原因。然而，对于现有技术中已知的温度感测装置，目前还没有解决方案。

简单地说，现有技术并未为上面列举的一个或多个困难提供合适的解决方案。

发明内容

本发明解决了现有技术所存在的一个或多个缺陷。

本发明提供了一种用于飞机内的空气温度感测装置，其包括喷射器，喷射器具有用于接收来自飞机空气分配管道的第一空气流的第一空气管道，第一空气管道限定第一横截面积，用于接收来自飞机客舱的第二空气流的第二空气管道，第二空气流与第二空气管道下游的第一空气流合并，以及限定最小横截面积的与连接到第一空气管道的限流器。该装置还包括与第二空气流流体连通的温度传感器。限流器的最小横截面积小于第一空气管道的第一横截面积，以便在喷射器内形成低压区域，使得第二空气流被吸入到温度传感器上方并通过第二空气管道。

在一个设想的实施例中，限流器限定限流器长度，限流器在限流器长度的至少一部分上的横截面积缩小到最小横截面积。

在另一实施例中，最小横截面积在第二空气管道连接到限流器的位置的上游。

更进一步地，最小横截面积可以在第二空气管道连接到限流器的位置处。

可以设想的是，喷射器可以包括围绕第一空气管道的端部和限流器设置的壳体，其中第二空气管道连接到壳体，并且其中最小横截面积位于第二空气管道连接到壳体的位置的下游。

限流器可以在最小横截面积下游的限流器长度的至少一部分上增大横截面积。

在替代实施例中，最小横截面积可以在限流器长度的至少一部分上保持恒定。

在一个或多个实施例中，温度传感器可以位于第二空气管道内。

本发明还可以包括连接到温度传感器的控制器。

在一些实施例中，喷射器可具有连接到限流器的第三空气管道。

在设置了第三空气管道的情况下，第三空气管道可以连接到壳体。

在另一实施例中，该装置可以包括设置在第二空气管道中的流动平衡设备，其与第一空气流成比例地改变第二空气流。

该装置还可以具有从第一空气管道延伸到流动平衡设备的笛形管，其响应于第一空气流的压力改变第二空气流。

本发明还涉及一种用于感测飞机内的空气温度的系统，该系统包括空气分配器，喷射器，喷射器具有用于接收来自飞机空气分配管道的第一空气流的第一空气管道，第一空气管道限定第一横截面积，用于接收来自飞机的客舱的第二空气流的第二空气管道，第二空气流与第二空气管道下游的第一空气流合并，以及限定最小横截面积的连接到第一空气管道的限流器。该系统还可以包括与第二气流流体连通的温度传感器和连接到温度传感器以接收来自温度传感器的温度信息的控制器。限流器的最小横截面积小于第一空气管道的第一横截面积，以便在喷射器内形成低压区域，使得第二空气流被吸入到温度传感器上方并通过第二空气管道。

该系统可以被设计为使得限流器限定限流器长度，限流器在限流器长度的至少一部分上的横截面积缩小到最小横截面积。

该系统还可以被构造成使得限流器在最小横截面积下游的限流器长度的至少一部分上的横截面积增大。

更进一步地，该系统可以布置在限流器长度的至少一部分上的最小横截面积保持恒定的位置。

在该系统的一个实施例中，最小横截面积可以在第二空气管道连接到限流器的位置的上游。

在该系统的另一实施例中，最小横截面积可以在第二空气管道连接到限流器的位置。

在该系统中，喷射器可以包括围绕第一空气管道的端部和限流器设置的壳体，其中第二空气管道连接到壳体。在本实施例中，最小横截面积可以在第二空气管道连接到壳体的位置的下游。

在本发明的系统中，温度传感器可以位于第二空气管道内。

对于该系统，可以设想的是，喷射器可以具有连接到限流器的第三空气管道。第三空气管道可以连接到壳体。

该系统还可以包括设置在第二空气管道中的流动平衡设备，其与第一空气流成比例地改变第二空气流。

另外，该系统还可以具有从第一空气管道延伸到流动平衡设备的笛形管，其响应于第一空气流的压力改变第二空气流。

通过阅读下面的段落，本发明的其他方面将变得明显。

附图说明

现在将结合附图对本发明进行描述，其中：

图1是飞机中的一部分空气管道的图解视图，示出了传统的温度感测装置；

图2是飞机的一部分的图解视图，示出了本发明的空气温度感测装置在空气管道组件安装中的一个潜在位置；

图3是飞机中的空气管道组件的第一实施例的放大细节的图解视图，示出了包括本发明的温度感测装置的第一实施例的多个方面；

图4是飞机中的空气管道组件的第二实施例的放大细节的图解视图，示出了包括本发明的温度感测装置的第二实施例的多个方面；

图5是图4中所示的空气管道组件的一部分的放大细节；

图6是设想与图4所示的空气管道组件的第二实施例一起使用的流动平衡设备的第一操作状态的图解说明；

图7是设想与图4所示的空气管道组件的第二实施例一起使用的流动平衡设备的第二操作状态的图解说明；

图8是设想与图4中所示的空气管道组件的第二实施例一起使用的流动平衡设备的第三操作状态的图解说明；

图9是根据本发明的温度感测装置的第三实施例的图解说明；

图10是根据本发明的温度感测装置的第四实施例的图解说明；

图11是根据本发明的温度感测装置的第五实施例的图解说明；

图12是根据本发明的温度感测装置的第六实施例的图解说明；

图13是根据本发明的温度感测装置的第七实施例的图解说明；

图14是根据本发明的温度感测装置的第八实施例的图解说明；

图15是根据本发明的温度感测设备的第九实施例的图解说明；

图16是根据本发明的温度感测装置的第十实施例的图解说明；以及

图17是根据本发明的温度感测装置的第十一实施例的图解说明。

具体实施方式

现在将结合本发明的一个或多个实施例来描述本发明。对各实施例的讨论并不意在限制本发明。相反，对各实施例的任何讨论旨在举例说明本发明的广度和范围。对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本发明的范围的情况下，可以采用本文所描述的(多个)实施例的变化形式和等同形式。这些变化形式和等同形式旨在被包含在本专利申请的范围内。

图1是飞机中的空气管道组件安装件10的一部分的图解视图，示出了根据现有技术的常规温度感测装置12。空气管道组件安装件10包括入口14，该入口14将来自飞机的机舱或驾驶舱的空气吸入到空气管道组件安装件10的入口部分16中。在下面的讨论中，将流入入口部分16的空气称为入口空气18。

通过位于温度感测装置12内的风扇20的操作将入口空气18吸入温度感测装置12中。然后，入口空气18被排放到连接到温度感测装置12的出口部分22中。出口部分22中的空气流被称为“出口空气”24。出口空气24通过出口26从空气管道组件安装件10的出口部分22排放回到飞机的机舱或驾驶舱内。或者，可以安装出口26以将出口空气24排放到飞机的另一区域(例如，内部衬里和飞机机身之间的区域)，而不是排放到机舱或驾驶舱。可以设想的是，出口空气24可以根据飞机制造商的需要或期望，在飞机内的任何区域内排放。

继续参考图1，温度传感器28位于温度感测装置12内。温度传感器28通常经由将温度传感器28定位在空气流内的合适支架30定位在温度感测装置12内。如图所示，温度传感器28经由一根或多根导线34连接到控制系统32。还设想风扇20经由一根或多根导线36连接到控制系统32。控制系统32接收来自温度传感器28的信号，以便能够向空调单元提供控制输入。

控制系统32可以是能够根据需要通过控制空调单元或加热器来调节机舱内的空气温度的环境控制系统控制器(也称为“ECS控制器”)。单独地，控制系统32可以是将数据馈送到飞机的ECS控制器的单独系统。

图2示出了飞机38的一部分，其包括构成飞机38上的空气分配系统40的多个空气管道。在一个位置42处，设置了根据本发明的一个或多个实施例的温度感测装置44、84、114、146、148、150、156、164、204、214、222。温度感测装置44、84、114、146、148、150、156、164、204、214、222的位置42不被认为是对本发明的限制。可以设想，在不偏离本发明的范围的情况下，温度感测装置44、84、114、146、148、150、156、164、204、214、222可以位于飞机38内的任何位置42。

参照图2，尽管是结合飞机38上的单个温度感测装置44、84、114、146、148、150、156、164、204、214、222来描述本发明的，但是本发明不限于此。相反，空气分配系统40可以包括多个温度感测装置44、84、114、146、148、150、156、164、204、214、222。可以设想分布在整个飞机38内的多个温度感测装置44、84、114、146、148、150、156、164、204、214、222为飞机38内的不同区域提供温度感测。利用这样的构造，可以设想，温度感测装置44、84、114、146、148、150、156、164、204、214、222中的各个温度感测装置可以用于提供对飞机38内的所选区域的温度的控制。在飞机38被构造有分离的机舱区域的情况下，可以设想，也可以提供对各个区域的温度的控制。

图3是根据本发明的温度感测装置44的第一实施例的放大细节的图解视图。如图所示，温度感测装置44包括喷射器46和温度传感器45以及其他元件。

在不限制本发明的范围的情况下，温度感测装置44被广义地描述为通过使来自飞机38的机舱和/或驾驶舱的空气流流过温度传感器45而提供精确的空气温度读数的设备。如本文更详细讨论的那样，本发明依赖于通过温度传感器45的被动空气流生成。

本发明的温度感测装置44根据伯努利定律工作，该定律一般性地表述为，流体的速度随着流体压力的降低或流体的势能的降低而同时增大。这个原理是以丹尼尔·伯努利的名字命名的，他在1738年在他的著作“流体动力学”中公开了这一原理的细节。

如图3所示，喷射器46将第一空气管道50中的第一空气流48与第二空气管道54中的第二空气流52合并。组合的空气流(第三气流56)经由第三空气管道58从喷射器46排出。

作为参考，第一入口60设置在第一空气管道50中。第二入口62设置在第二空气管道54中。在第三空气管道58的出口处设置有排气口64。应该显而易见的是，入口60、62和出口64仅仅是图3所示实施例的说明。不设想本发明限于入口60、62和/或出口64的任何特定布置。例如，所示实施例的变化形式可以包括并入空气分配系统40中的多个入口60(和/或多个入口62)和多个出口64。

图3-5示出了本发明的预期实施例，其中出口空气56在返回到飞机机舱之前被排放到空气管道组件安装件44中。本发明设想出口空气56可以在返回到飞机的驾驶舱或机舱之前在空气管道组件安装件中进一步传导。

在操作中，可以设想，穿过第一空气管道50的第一空气流48是作为空气分配系统40的空气供应的一部分在飞机38内部供应的空气。进入第二入口62的第二空气流52被直接从飞机38的机舱和/或驾驶舱中抽出。第二空气流52越过温度传感器45，温度传感器45测量第二空气流52的温度。结果，温度传感器45测量飞机38的机舱和/或驾驶舱内的空气的温度。温度传感器45经由布线66连接到环境控制系统68。

可以设想环境控制系统68将与在飞机38上提供的冷却、加热和通风控制相关联。然而，提供给环境控制系统68的信号可以与飞机38内的某一区域相关联，而与其他区域相关联的其他温度传感器信号可以向飞机38上的相同主环境控制系统提供信号。因此，为了本发明的目的，环境控制系统68可以是独立系统或者可以是被设计成与飞机38上的一个或多个其他环境控制器对接的系统。换句话说，环境控制系统68不应被理解为仅指飞机38上的单个部件。

继续参考图3，喷射器46是Y形的。喷射器46包括第一空气管道70、第二空气管道72和第三空气管道74。在本实施例中，温度传感器45位于第二空气管道72中，该第二空气管道72是从机舱/驾驶舱接收第二空气流52的空气管道。作为替代方案可以设想，温度传感器45可以位于第二空气管道54中的任何位置处而不会脱离本发明的范围。然而，所示实施例将温度传感器45定位在适当的位置以准确地检测第二空气流52的温度。

关于温度传感器45，本发明设想依赖于热电偶。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，可以使用任何合适的温度传感器。

继续参考图3，喷射器46的第二空气管道72在区域76处连接到第一空气管道70。如图所示，区域76包括在第一空气管道70中的限流器78，其具有小于第一空气管道70的横截面积的最小横截面积。对于喷射器46，限流器78位于第三空气管道74的上游，并且至少部分地由限流器长度限定。沿限流器长度限定的限流器78处的最小横截面积导致第一空气管道70内的第一空气流48根据连续性原理提高其速度。该增大的速度会导致区域76内的压力降低。这种效应也被称为文丘里效应，这对于本领域技术人员来说应该是显而易见的。

在操作中，由于最小横截面积，当第一空气管道70内的第一空气流48增大其通过限流器78的速度时，在限流器78内和之后产生低压区域，并且因此也在限流器78下游的区域76内产生低压。低压产生将第二空气流52通过第二空气管道54吸入喷射器46的第二空气管道72中的吸力。如图所示，第二空气流52通过第二空气管道72行进，并在温度传感器45上方行进。

喷射器46和限流器78的几何形状有助于温度传感器45上的第二空气流52的效率。喷射器46和限流器78的几何形状也会影响喷射器46的尺寸。应该清楚的是，喷射器46和限流器78的几何形状预计适合应用于不同飞机和不同的空气分配架构。因此，预计具体尺寸会因安装而异。

可以设想，限流器78可以将第一空气管道70的横截面积减小到大约10-70％的范围内。在其他实施例中，根据需要或如期望的，预期限制在20-60％、30-50％或约40％之间。在选择的实施例中，限制预期落入约35-45％的范围内，平均限制约为40％。预期其他实施例也落入本发明的范围内。

预计喷射器46至少包括第一空气管道70、第二空气管道72和限流器78。第一空气管道70、第二空气管道72和限流器78在操作上相互连接。取决于喷射器46的构造，第三空气管道74也可以被认为是喷射器46的一部分。更进一步地，喷射器46还可以包括附加的壳体。如参照图9-17所示的实施例详细描述的那样，喷射器46可具有任何数量的被认为落入本发明范围内的构造。

预期空气温度感测装置44至少包含喷射器46和温度传感器45。预期温度传感器45定位在第二空气管道72中。

如所指出的，限流器78限定小于第一空气管道70的第一横截面积的最小横截面积。最小横截面积在喷射器46内产生低压区域，导致第二空气流52被抽吸到温度传感器45上方并通过第二空气管道72。

如结合参考图9-17所描述的一个或多个实施例所讨论的，限流器78限定限流器长度132、154、160、200，限流器长度132、154、160、200的一部分上的横截面积缩小到最小横截面积144、162、194。在最小横截面积144、162、194之后，限流器78的横截面积也可以在限流器长度132、154、160、200的至少一部分上增大。更进一步地，最小横截面积144、162、194可以在限流器长度132、154、160、200的一部分上保持恒定。

最小横截面积144、162、194可以在第二空气管道72连接到限流器78的位置的上游。或者，最小横截面积可以在第二空气管道72连接到限流器78的位置处。更进一步地，喷射器46可以包括设置在第一空气管道70的端部和限流器78周围的壳体168。在本实施例中，预期最小横截面积194在第二空气管道72连接到壳体168的位置的下游。

在图3中，喷射器46被示为包括内壁80。内壁80可以被设置成帮助在喷射器46中形成抽吸。预期内壁80具有不同的几何形状，当两个空气流汇合并前进到喷射器出口74时，这将有助于平稳的汇合。还预期内壁80的形状避免(或至少最小化)从第一空气管道50和第三空气管道58到第二空气管道54的逆流。通过使用诸如CFD(“计算流体动力学”)之类的数字化工具，可以实现对优化形状构造的验证。因此，图3中所示的内壁80的形状纯粹是对一个预期实施例的说明，而不应被理解为限制本发明的范围。

也如图3所示，可以设想，一个或多个空气分配器82可以定位在第一空气管道50中(或与之关联)以产生第一空气流48。空气分配器82可以包括供应管道、风扇和/或任何其他类型的气动系统，这对于本领域技术人员应该是显而易见的。

对于本领域技术人员来说也应该显而易见的是，飞机38上的环境空气控制系统68在不同的高度产生第一空气流48的不同流速。因此，第一空气流48不是始终恒定的。相反，第一空气流48是变化的变量。由于多种原因，随着飞机38的高度改变，控制系统68会改变第一空气流48。机舱压力差和不同的空气密度包含了控制系统68为改变第一空气流48而考虑到的一些变量。

虽然不认为是对本发明的限制，但可以设想，第一空气流48将是第二空气流52的速率的至少五倍(5x)(以scfm(每分钟标准立方英尺)为单位)。这被认为是允许喷射器46的有效操作的第一空气流48的最小量值。在正常操作条件下，预期第一空气流48被控制在约40-180scfm(0.0188-0.0850m³/s)的典型范围内。对于本领域技术人员来说显而易见的是，确切的流速可以由于许多原因而变化。例如，期望各种管道的尺寸和形状是对第一空气流48，第二空气流52和第三空气流56的量值有贡献的因素。

在一个设想的实施例中，环境控制系统68可以由于机舱空气的温度变化而改变第一空气流48。温度变化可能是环境条件变化的结果。温度变化也可能由于恒温器设置的变化而产生，以适应乘客和/或机组人员的舒适度。这样，控制系统68在调节第一空气流48时有多个因素需要考虑。

另外，运行的空调单元的数量将有助于不同空气流48、52、56的量值。在正常操作下，所有的空调单元都应该可以在飞机38上运行。在异常和/或故障操作模式下，至少一个空调单元可能不起作用，导致空气分配系统40内的空气流48、52、56的减少。在此，喷射器46的尺寸可以设定为当一个空调单元不工作时至少满足最小空气流量要求。应该显而易见的是，空气流量减少可能会影响喷射器46的操作。

预期具有更复杂的机舱空气管理系统(包括环境控制系统68)的飞机38考虑其他变量，包括，但不限于飞机38上的乘客的数量。乘客会给机舱内的环境增加热量，因此，可以将其视为限定机舱所需的优化空气流量的变量。

可以设想，空气分配系统40中的喷射器46的形状、尺寸和位置将被构造成在第一空气流48的一定量值范围内运行。这样，喷射器46将针对与第一空气流48的量值成比例的第二空气流52产生不同的量值。

预期喷射器46提供与温度传感器45相邻的内部形状，以确保精确测量第二空气流52的温度，并因此确保精确测量飞机38的机舱内的空气温度。

如所讨论的，预期第一空气管道70、第二空气管道72和第三空气管道74的截面形状在喷射器46的操作中起作用。在本发明的背景下，预期截面形状是圆形的。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，第一空气管道70、第二空气管道72和第三空气管道74可以被设计为具有任何替代的截面形状。

另外，三个空气管道70、72、74相互交叉的角度可以在喷射器46的操作中起作用。例如，可以设想，喷射器46将具有大致Y形，其中第一和第三空气管道70、74大致平行且彼此共线。在该构造中，预期第二空气管道72相对于第一空气管道70和第三空气管道74可以形成从约30°到约75°之间变化的角度。应该清楚的是，这仅仅是一个例子，并不意图限制本发明。

可以明显看出，预期第二空气管道72相对于第一空气管道70和第三空气管道74的角度被选择为促使第二空气流52通过第二空气管道72，并由此有助于温度传感器45的安装的优化，提高由此产生的温度读数的准确度。虽然示出了45°的角度，但可以采用任何合适的角度。预期40-50°、35-55°、30-60°和50-70°的角度落入本发明内，但不限制本发明。大约30°至大约45°或大约50°至大约70°之间的范围似乎适合于确立可接受的操作条件。具体合适的角度包括但不限于30°、45°和60°。

从前面的内容应该显而易见地看出，本发明的温度感测装置44具有许多优点。首先，通过省去温度感测装置12和风扇20，减少了安装在飞机38上的部件的数量。这会降低飞机38的复杂性和重量，并提供其他优点。其次，通过省去风扇20，飞机38上的电气系统被简化。再其次，通过简化飞机38上的系统，可能出现故障，和/或存在潜伏的故障条件的部件更少。结果，可以简化对飞机38的维护，并可以提高飞机38的可靠性。

图4是根据本发明的温度感测装置84的第二实施例的图解说明。温度感测装置84的许多元件与上述温度感测装置44的第一实施例中的相同。因此，使用相似的附图标记来简化对温度感测装置84的该第二实施例的描述。

第二温度感测装置84与第一温度感测装置44的不同之处在于，第二温度感测装置84包括气流量平衡器86。气流量平衡器86包括从喷射器90的第一空气管道70延伸到第二空气管道72的笛形管88。喷射器90的第二空气管道72包括安装在温度传感器45上游的流动平衡设备92。

如图5所示，流动平衡设备92包括气缸94，有孔口96穿过其中。气缸94在壳体98内滑动，壳体98限定了小腔室100。气缸94被预加载的弹簧102偏置，该弹簧沿箭头104的方向按压气缸94。

在所示实施例中，孔口96的内径与第二空气管道72的内径相同。因此，当气缸94处于完全打开位置以使得气缸94至少部分地压缩弹簧102时(图7)，可以预期孔口96与第二空气管道72对齐。这样，当处于完全打开位置时，气缸94的任何部分都不会(或仅最小部分会)呈现出阻止流过第二空气管道72的方面。当气缸94处于闭合位置以使得弹簧102沿箭头104的方向按压气缸94时，孔口96不再与第二空气管道72对齐。结果，气缸94的至少一部分堵塞通过第二空气管道72的通道，由此阻止流过其中的气流。

用于操作气缸94的原动力由笛形管88中的空气提供。具体而言，预期笛形管88中的空气压力106等于(或几乎等于)第一空气管道50中的第一空气流48的压力。还预期第一空气流48的压力与紧挨限流器78的上游的第一空气管道70中的相同。笛形管88将第一空气管道70连接到气缸94，由此将该压力施加到气缸94的端部。气缸94像活塞一样起作用，并且在弹簧102的偏置下，与第一空气流48的压力106成比例地，在壳体98中线性运动。

图6-8描述了根据本发明一个实施例的气缸94的操作。

图6示出了当笛形管88中的压力106为零或接近零时气缸94在壳体98中的一个预期位置。图6示出了流动平衡设备92的闭合位置。

当处于闭合状态时，气缸94被弹簧102偏置，使得开口96的内径108不与第二空气管道72的内径110对齐。这里，开口96的内径108几乎不与第二空气管道72的内径110重叠。在该闭合位置，可以设想，将留有小开口112以避免在第二空气管道72中产生任何背压，并由此避免由于背压而将气缸94锁定在壳体98中。

图7示出了气缸94的打开位置。在该图示中，开口96的内径108与第二空气管道72的内径110对齐。在该打开状态下，开口96的内径108几乎与第二空气管道72的内径110重叠。如此，允许最大量的第二空气流52穿过第二空气管道72。预期笛形管88中的最小压力106将气缸94移动到所示的打开位置。

图8示出了气缸94的部分闭塞位置。在这种状态下，笛形管中的压力106处于最大量值。结果，气缸94最大程度地压缩弹簧102。开口96的内径108不再与第二空气管道72的内径110对齐。结果，开口112小于图7所示的打开位置。因此，应该显而易见的是，在部分闭塞位置，气缸94限制第二空气流52。

如图6-8所示的气缸94的操作旨在说明在添加气流量平衡器86的情况下温度感测装置84的自动操作。气流量平衡器86旨在相对于笛形管88中的空气压力106自动且成比例地起作用。这样，可以预期气缸94作为第一空气流48的比例函数运行。

预期图7-8中的开口112的打开和部分闭塞会避免可能会在第二空气管道72中产生噪声的气流速度。还预期图7-8中的开口112的打开和部分闭塞，通过将第二空气流52限制为适合于温度传感器45的精确操作的量值，来辅助准确的温度测量。例如，参考图8，如果第二空气流52太高或太低，则温度读数可能会偏离准确的读数。由于此原因以及其他原因，当第二空气流52达到最大值时，限制开口112。

从上面的讨论应该显而易见，随着第二空气流从最小值(图7)发展到最大值(图8)，预期开口112的总面积缩小。取决于弹簧102的特性和其他设计变量，例如温度传感器灵敏度等，该进展可以是线性的或非线性的。

图9是根据本发明的温度感测装置114的第三实施例的图解说明。

与温度感测装置44、84的实施例一样，温度感测装置114包括喷射器116。喷射器116包括用于接收来自飞机空气分配管道的第一空气流120的第一空气管道118，用于接收来自飞机客舱的第二空气流124的第二空气管道122以及包括第三空气流128的第三空气管道126。喷射器116包括限流器130，该限流器130部分地由在第一空气管道118和第三空气管道126之间延伸的限流器长度132限定。

对于本实施例和其余设想的实施例，应该注意的是，对于本发明的所有构造来说不需要第三空气管道126。可以设想，在第一空气流120和第二空气流124合并之后，合并的空气流可以直接排放到环境中，而不是由第三空气管126传导到另一个位置。

如图9所示，第一空气管道118、第二空气管道122以及第三空气管道126呈圆筒状。相应地，第一空气管道118具有第一横截面积134，第二空气管道122具有第二横截面积136，第三空气管道126具有第三横截面积138。

虽然对于温度感测装置114的实施例，第一空气管道118、第二空气管道122和第三空气管道126被示为截面为圆柱形，但是本发明并不旨在仅限于这样的构造。在替代设想的实施例中，第一空气管道118、第二空气管道122和第三空气管道126中的一个或多个可以具有椭圆形、半圆形、矩形、正方形、三角形、多边形，和/或无定形等等截面形状。在这些替代实施例中，第一横截面134、第二横截面136和第三横截面138的形状将不是圆形的，这对于本领域技术人员来说应该是显而易见的。

与温度感测装置44、84的实施例一样，温度传感器140设置在第二空气管道122内。

从图9中可以明显看出，第一空气管道118和第三空气管道126沿着公共轴线142设置成彼此成直线。虽然这种布置不是必需的，但可以设想，这种布置将为温度感测装置114提供简单有效的构造。

在图9所示的实施例中，限流器130在第一空气管道118和第三空气管道126之间延伸，限定了限流器长度132，并沿公共轴线142设置。

限流器130在限流器长度132的大致中点限定最小横截面积144。结果，限流器130被构造为在限流器长度132的至少一部分上横截面积缩小到最小横截面积144。更进一步地，限流器130被构造为在最小截面积144下游的限流器长度132的至少一部分上横截面积增大。在进一步预期的实施例中，最小横截面积144可以在限流器长度132的至少一部分上保持恒定。

如结合图9-10所讨论的，最小横截面积144可以在第二空气管道122连接到限流器130的位置处。如图11-13所详述的，最小横截面积144可以在第二空气管道122连接到限流器130、152、158的位置的上游。更进一步地，对于图14-17中所示的实施例，最小横截面积194可以在第二空气管道178连接到围绕第一空气管道166的端部的壳体168的位置的下游。

关于图9中所示的实施例，第二空气管道122连接到限流器130，使得第二空气管道122垂直于公共轴线142定向。换句话说，第二空气管道122与公共轴线142之间的角度α为90°。此外，第二空气管道122在限流器130的中点处与限流器130连接，与最小横截面积144的位置相一致。

如上所述，限流器130限定最小横截面积144，该最小横截面积144小于第一空气管道118的第一横截面积134，而在一些预期实施例中，也小于第三空气管道126的第三横截面积138。由于文丘里效应，通过限流器130的空气的速度增大。空气流速度的这种增大会产生将第二空气流124吸入第二空气管道122的吸力。

图10是根据本发明的温度感测装置146的第四实施例的图解说明。本实施例与温度感测装置114类似，且与温度感测装置114共享共同的元件。因此，采用相似的附图标记。应该注意的是，使用相同的附图标记并不旨在限制温度感测装置146的该第四实施例，或者在为了方便而采用相同的附图标记的情况下，不限制本文所述的任何其他实施例。

从图10中应该明显看出，第二空气管道122还在限流器130的最小横截面积144的位置处连接到限流器130。然而，在本实施例中，第二空气管道122相对于公共轴线142形成大约60°的角度α。可以设想，第二空气管道122相对于公共轴线142的角度定向将允许温度感测装置146有更紧凑的构造，这在飞机38的空间更受关注的区域可能是有用的。

尽管对于本实施例和任何其他实施例，角度α被示为60°，但是应该理解，本发明不仅限于这种结构。其他合适的角度包括但不限于30°±10°、45°±10°、60°±10°。其他合适的角度包括30°±5°、45°±5°、60°±5°。

图11是根据本发明的温度感测装置148的第五实施例的图解说明。此第五实施例与温度感测装置146的第四实施例的不同之处在于第二空气管道122在最小横截面积144的下游的某一点处连接到限流器130。

在最小横截面积144在限流器130的长度132的一部分上保持不变的实施例中，可以设想，第二空气管道122可以在沿着最小横截面积144的长度的某一位置处连接，与图9和10中的图示一致。更进一步地，在最小横截面积144在限流器130的长度的一部分上保持恒定的情况下，第二空气管道122可以在最小横截面积144下游的某一位置处连接到限流器130，与图11-13所示的实施例一致。

图12是根据本发明的温度感测装置150的第六实施例的图解说明。本实施例与温度感测装置148类似。在本实施例中，限流器152与限流器130相比被拉长。通过与限流器130相比而被拉长，限流器152限定大于限流器长度132的限流器长度154。

应该注意的是，限流器长度132、154并不旨在限制本发明的范围。限流器长度132、154可以变化以适应任何数量的构造和环境限制，这对于本领域技术人员来说应该是显而易见的。

图13是根据本发明的温度感测装置156的第七实施例的图解说明。在本实施例中，限流器158具有与限流器130、152不同的形状。这里，限流器长度160也不同于限流器长度132、154。此外，最小横截面积162是半圆形的，而不是圆形的。

通过图9-10与图11-13的比较应该显而易见，这些实施例之间的一个显著区别是第二空气管道122与相应的限流器130、152、158的连接位置。在图9-10中，第二空气管道122在最小横截面积144的位置处连接到限流器130。在图11-13所示的实施例中，第二空气管道122在最小横截面积144、162的位置的下游连接到限流器130、152、158。因此，对于图11-13，最小横截面积144、162在第二空气管道122连接到第一空气管道118的位置的上游。

值得注意的是，第二空气管道122不需要连接到限流器130、152、158即可实施本发明。相反，在不脱离本发明的范围的情况下，第二空气管道122可以在最小横截面积144、162的下游连接到第三空气管道126。

图14是根据本发明的温度感测装置164的第八实施例的图解说明。

温度感测装置164的本实施例不同于之前的实施例。然而，工作原理，即根据文丘里效应，保持不变。

温度感测装置164包括延伸到壳体168中的第一空气管道166。第一空气管道166终止于限流器170。在本实施例中，限流器170是附接到第一空气管道166的端部或与第一空气管道166的端部整体形成的颈缩元件。如前所述，限流器170限定限流器长度200和最小横截面积194，下面将更详细地讨论。

限流器170在壳体168的内部。壳体168包围第一空气管道166的一部分和限流器170。壳体168具有封闭端172，第一空气管道166穿过该封闭端172进入壳体168的内部。壳体还包括从封闭端172延伸的主壳体部分174和连接到主壳体部分174的锥形壳体部分176。

第二空气管道178在限流器170上游的外围处连接到主壳体部分174。第三空气管道180附接到锥形壳体部分176的端部。

如在先前的实施例中那样，在第一空气管道166中接收第一空气流182。如上所述，预期第一空气流182作为飞机38上的空气分配系统40的空气供应的一部分来供应。第二空气管道178接收来自飞机的客舱的第二空气流184。第三空气管道180接收第三空气流186，该第三空气流186是第一空气流182和第二空气流184的组合。第一空气管道166限定第一横截面积188。第二空气管道178限定第二横截面积190。第三空气管道180限定第三横截面积192。限流器170的端部限定最小横截面积194。

如在之前的实施例中那样，第一空气管道166和第三空气管道180共线，共享相同的公共轴线196。与之前的实施例中一样，第二空气管道178以60°的角度α连接到主壳体部分174。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，附接的角度α可以不同于所示实施例。虽然不限制本发明，但可以设想，第二空气管道178与主壳体部分174的附接角度α可落入结合其他实施例所讨论的范围内。

如在之前的实施例中那样，温度传感器198设置在第二空气管道178中。

在图14-17所示的实施例中，限流器170是圆锥形的。如图所示，限流器170从第一横截面积188缩小到最小横截面积194。如此，如上所述，限流器依赖于文丘里效应来增大通过限流器170的空气速度。在本实施例中，限流器长度200限定从第一空气管道166到限流器出口202的距离。

为了不被解释为限制本发明，限流器长度202可以根据需要或如期望的，具有任何合适的量值。此外，限流器170的形状不应被理解为限于圆锥形状。在不脱离本发明的范围的情况下，限流器170可以具有在第一横截面积188与较小的最小横截面积194之间的任何合适的截面形状。

图15是根据本发明的温度感测装置204的第九实施例的图解说明。

除了限流器170还包括附加部分206之外，本实施例类似于温度感测装置164。附加部分206限定长度208，其中最小横截面积194在限流器长度200的一部分上保持恒定。限流器170的出口210位于圆锥形壳体部分176内，但不延伸到圆锥形壳体部分176和第三空气管道180之间的过渡点212处。

图16是根据本发明的温度感测装置214的第十实施例的图解说明。

本实施例与图15中所示的实施例类似。这里，附加部分216具有大于长度208的长度218，从而形成具有比在先前实施例中更大长度200的限流器170。在本实施例中，限流器170的出口220与圆锥形壳体部分176和第三空气管道180之间的过渡点212的位置重合。

图17是根据本发明的温度感测装置222的第十一实施例的图解说明。

本实施例与图16中所示的实施例类似。这里，附加部分224具有大于长度218的长度226。在本实施例中，限流器170的出口228位于圆锥形壳体部分176和第三空气管道180之间的过渡点212的位置的下游。

从图14-17所示的实施例应该显而易见，第二空气管道178在由限流器170限定的最小横截面积194的上游某一位置处连接到壳体168。可选地，根据需要或如期望的，第二空气管道178可以连接到壳体168上的任何其他位置。

如上所述，本文所描述的实施例旨在作为本发明广泛范围的示例。所描述的实施例的变化形式和等同形式旨在由本发明涵盖，如同在本文中描述的那样。

Claims (25)

1.一种用于飞机的空气温度感测装置，包括：

喷射器，所述喷射器包括

用于接收来自飞机空气分配管道的第一空气流的第一空气管道，所述第一空气管道限定第一横截面积，

用于接收来自所述飞机的客舱的第二空气流的第二空气管道，所述第二空气流与所述第二空气管道下游的所述第一空气流合并，和

限定最小横截面积的连接到所述第一空气管道的限流器；以及

与所述第二空气流流体连通的温度传感器，

其中所述限流器的所述最小横截面积小于所述第一空气管道的所述第一横截面积，以在所述喷射器内形成低压区域，从而导致所述第二空气流被抽吸到所述温度传感器上方并且通过所述第二空气管道。

2.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，其中所述限流器限定限流器长度，所述限流器在所述限流器长度的至少一部分上的横截面积缩小到所述最小横截面积。

3.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，其中所述最小横截面积在所述第二空气管道连接到所述限流器的位置的上游。

4.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，其中所述最小横截面积位于所述第二空气管道连接到所述限流器的位置处。

5.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，其中所述喷射器还包括：

围绕所述第一空气管道的端部和所述限流器设置的壳体，

其中所述第二空气管道连接到所述壳体，并且

其中所述最小横截面积在所述第二空气管道连接到所述壳体的位置的下游。

6.根据权利要求2所述的空气温度感测装置，其中所述限流器在所述最小横截面积下游的所述限流器长度的至少一部分上的横截面积增大。

7.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，其中所述最小横截面积在所述限流器长度的至少一部分上保持恒定。

8.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，其中所述温度传感器位于所述第二空气管道内。

9.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，还包括：

连接到所述温度传感器的控制器。

10.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，其中所述喷射器还包括连接到所述限流器的第三空气管道。

11.根据权利要求5所述的空气温度感测装置，还包括连接到所述壳体的第三空气管道。

12.根据权利要求1所述的空气温度感测装置，还包括：

设置在所述第二空气管道中的流动平衡设备，其与所述第一空气流成比例地改变所述第二空气流。

13.根据权利要求12所述的空气温度感测装置，还包括：

从所述第一空气管道延伸到所述流动平衡设备的笛形管，其响应于所述第一空气流的压力改变所述第二空气流。

14.一种用于感测飞机内的空气温度的系统，包括：

空气分配器；

喷射器，所述喷射器包括

用于接收来自飞机空气分配管道的第一空气流的第一空气管道，所述第一空气管道限定第一横截面积，

用于接收来自所述飞机的客舱的第二空气流的第二空气管道，所述第二空气流与所述第二空气管道下游的所述第一空气流合并，和

限定最小横截面积的连接到所述第一空气管道的限流器；

与所述第二空气流流体连通的温度传感器；以及

控制器，所述控制器连接到所述温度传感器以接收来自所述温度传感器的温度信息，

其中所述限流器的所述最小横截面积小于所述第一空气管道的所述第一横截面积，以在所述喷射器内形成低压区域，从而导致所述第二空气流被抽吸到所述温度传感器上方并且通过所述第二空气管道。

15.根据权利要求14所述的系统，其中所述限流器限定限流器长度，所述限流器在所述限流器长度的至少一部分上的横截面积缩小到所述最小横截面积。

16.根据权利要求14所述的系统，其中所述限流器在所述最小横截面积下游的所述限流器长度的至少一部分上的横截面积增大。

17.根据权利要求14所述的系统，其中所述最小横截面积在所述限流器长度的至少一部分上保持恒定。

18.根据权利要求14所述的系统，其中所述最小横截面积在所述第二空气管道连接到所述限流器的位置的上游。

19.根据权利要求14所述的系统，其中所述最小横截面积在所述第二空气管道连接到所述限流器的位置处。

20.根据权利要求14所述的系统，其中所述喷射器还包括：

围绕所述第一空气管道的端部和所述限流器设置的壳体，

其中所述第二空气管道连接到所述壳体，并且

其中所述最小横截面积在所述第二空气管道连接到所述壳体的位置的下游。

21.根据权利要求14所述的系统，其中所述温度传感器位于所述第二空气管道内。

22.根据权利要求14所述的系统，其中所述喷射器还包括连接到所述限流器的第三空气管道。

23.根据权利要求22所述的系统，还包括连接到所述壳体的第三空气管道。

24.根据权利要求14所述的系统，还包括：

设置在所述第二空气管道中的流动平衡设备，其与所述第一空气流成比例地改变所述第二空气流。

25.根据权利要求24所述的系统，还包括：

从所述第一空气管道延伸到所述流动平衡设备的笛形管，其响应于所述第一空气流的压力改变所述第二空气流。