CN108827493A - 具有整体喷射器的抗结冰总温度探针 - Google Patents

Abstract

提供具有整体喷射器的抗结冰总温度探针的实施例。一种空气数据探针包括：基部；具有前缘和后缘的主体：限定第一环形部的第一通道；第一通道内的温度传感器；限定第一通道的至少一部分的外部壁的热屏障，其中传感器定位在屏障内；第二通道，包括由屏障与主体之间的空间限定的第二环形部；进气端口，具有通向第一和第二通道的进气孔口；单独的加热的空气流通道，加热的空气流通道具有空气输入端口，空气输入端口构造成联接至空气供给源并沿着探针主体内的路径；整体的空气喷射器，其联接至加热的空气流通道，以促使空气进入进气孔口中并通过第一和第二空气通道。

Description

具有整体喷射器的抗结冰总温度探针

背景技术

许多飞行器发动机，比如涡轮风扇和涡轮螺旋桨发动机，需要精确测量发动机进气部处的总空气温度（TAT），以便正确工作。然而，总空气温度探针常常受到飞行过程中高浓度的过冷却水滴和/或冰晶状况的影响。已知在这些状况下，目前现有技术下可获得的总空气温度探针会被冰或冰和水的混合物堵塞，这可导致温度测量错误。对于以这样的方式堵塞的总空气温度探针，产生与真实值偏离25℃的温度测量值并非罕见。这会导致问题，因为一些发动机控制系统依赖于精确的入口总温度测量值。例如，入口总空气温度探针的冰堵塞可导致发动机控制器在不期望的时候命令发动机增加或减小推力。此外，由于空气温度探针的目的是测量进入发动机的空气流，因此探针通常定位在发动机风扇或压缩机的上游。因此，在探针主体上形成并然后从探针主体脱离的冰极有可能撞击这些发动机部件，这有可能导致对发动机的损害。最后，对于具有相对低的空气进气速度的飞行器发动机，比如涡轮螺旋桨发动机，可能没有足够的动态空气压力来保持足够的空气流移动通过探针，以便在这些状况下获得精确的总空气温度测量值。

出于这些原因和以下会陈述的其它原因，在本领域中存在对于具有整体喷射器的抗结冰总温度探针的需求。

发明内容

本公开的实施例提供用于具有整体喷射器的抗结冰总温度探针的方法和系统，并且将通过阅读并学习以下具体说明来理解。

在一个实施例中，空气数据探针包括：探针基部；从探针基部沿第一轴线延伸并具有前缘和后缘的探针主体，该探针主体包括：第一内部空气流通道，第一内部空气流通道限定与第一轴线对准的第一环形部；定位在第一空气流通道内并与第一轴线对准的温度传感器；限定第一内部空气流通道的至少一部分的外部壁的管状热屏障，其中，温度传感器定位在管状热屏障内；第二内部空气流通道，第二内部空气流通道包括与第一轴线对准的第二环形部，其中，第二环形部由管状热屏障与探针主体的内部壁之间的空间限定，其中，管状热屏障将第一环形部与第二环形部分开；定位在探针主体的远端处的进气端口，该进气端口具有通向第一内部空气流通道和第二内部空气流通道的自由空气流进气孔口；与第一内部空气流通道和第二内部空气流通道分开的加热的空气流通道，加热的空气流通道具有强制空气输入端口，强制空气输入端口构造成联接到增压空气供给源，加热的空气流通道沿着在探针主体内行进的路径；联接到加热的空气流通道的整体空气喷射器，该整体喷射器构造成促使空气的自由流进入自由空气流进气孔口中并穿过第一和第二空气通道到达喷射器排放端口。

附图说明

当考虑到优选实施例的描述及以下附图时，本公开的实施例会更加容易被理解，并且本公开的另外的优点和用途将更加容易显而易见，在附图中：

图1是示意图，图示了本公开的一个实施例的总空气温度探针；

图2A和图2B是示意图，提供了暴露图1的探针的内部特征的剖视横截面视图；

图3是采用图1的探针的机载总空气温度数据探针除冰系统的示意性框图；

图4是示意图，图示了本公开的一个实施例的替代的总空气温度探针；以及

图5是示意图，图示了本公开的一个实施例的安装后的总空气温度探针。

根据通常的实践，所描述的各种特征不是按比例绘制的，而是绘制成突出与本公开相关的特征。贯穿附图和文本，附图标记指示相似的元件。

具体实施方式

在以下详细描述中，对形成其一部分的附图作出参考，并且附图通过可实践实施例的特定示例性实施例的方式示出。详尽描述了这些实施例，以使本领域技术人员能够实践本发明，并且将理解的是，在不偏离本公开的范围的情况下，可利用其它的实施例，并且可作出逻辑的、机械的和电气的变化。因此，不应从限制意义上来理解以下的详细描述。

本公开的实施例引入了改进的总空气温度（TAT）探针，该改进的总空气温度（TAT）探针利用增压加热的空气（比如例如来自飞行器发动机压缩机的排放空气（bleed air））来加热总空气温度探针的探针主体，同时还实施整体喷射器，该整体喷射器构造成抽吸空气通过探针，使得探针能够正确读取环境的总空气温度，同时防止以可能使温度测量值产生偏差的方式无意地加热探针中的温度传感器。

应理解的是，本公开使用术语“总空气温度”，术语“总空气温度”是如航空和流体力学领域普通技术人员将理解的术语。即，总空气温度是如果使空气流相对于飞行器静止情况下的空气流的测量值。总空气温度与静态空气温度有所区别。更具体的，总空气温度作为空气流速度的平方的函数与静态空气温度有所不同。该关系可由伯努利方程（Bernoulli's Equation）表述。例如，因与飞行中的飞行器的鼻部撞击而减慢的空气将比沿飞行器的侧面无障碍地流动的空气具有更高的温度。通过解释当获得温度测量值时空气流速度的不同，从而将静态空气温度转换成总温度在某种意义上使温度测量值正常化。

图1、图2A和图2B是示意图，图示了本公开的一个实施例的TAT探针100。图1图示了探针100的外表面轮廓和特征，而图2A和图2B图示了暴露探针100的内部特征的剖视横截面侧视图。应理解的是，本文中讨论的探针100的各种特征及元件可出现在图1、图2A和图2B中的一个或更多个中。

TAT探针100包括基部构件101、从基部构件101沿第一轴线106延伸的探针主体102和强制空气输入端口111。如以下进一步讨论的，强制空气输入端口111（在图2A和图2B中示出，并且在本文中还可被称为加热的排放空气输入端口111）可定位在探针100的基部101中或探针主体102中其它方便的位置中。在一些实施例中，基部101和探针主体102中的一个或两个或者本文中讨论的探针100的其它部件中的任何可利用直接金属激光烧结（DMLS）来制造。

基部构件101用于将TAT探针100附接到飞行器机身或飞行器的其它表面，并因此可包括本领域技术人员已知的用于将TAT探针100安装到飞行器的一个或更多个安装或紧固特征件（比如但不限于凸缘、螺钉、螺栓、凸耳、扣环、栓锁等等）。在一个实施例中，第一轴线106对准成与基部构件101的平面正交。探针可安装到飞行器，使得探针暴露于自由流总温度。在一个实施例中，在TAT探针100安装到飞行器的情况下，探针主体102的远端103突出远离安装基部构件101的飞行器表面，以便其可延伸到飞行器飞行过程中产生的自由空气流中。在一些实施例中，TAT探针100被安装到飞行器表面，飞行器表面使探针主体102暴露于在飞行过程中绕飞行器通过的空气流。替代的，在其它实施例中，TAT探针100例如被安装到飞行器发动机进气部或附近，并暴露于进入该发动机进气部并通过发动机的自由空气流的流动。例如，如图5中以500示出的，TAT探针100可安装到发动机505上，使得探针基部101安装在发动机505上游在发动机入口510的内侧。

如图1中所示，探针主体102还包括前缘104和后缘105，当飞行器处于飞行过程中时，前缘104限定探针主体102的表面的面向空气流中的部分，后缘105限定探针主体102的与前缘104相对的相对背侧。在替代实施例中，探针主体102可以是圆柱形的、锥形的或任意形状的。

如图1中所示，探针主体102的远端103包括进气端口110，进气端口110将空气馈送到自由空气流进气孔口123中。如以下更加详细讨论的，进气端口110在进气孔口123上方产生高压区域，高压区域将空气引导到进气孔口123中，并进一步引导到第一和第二环形部134和136中。

在一些实施例中，进气端口110可以可选地进一步包括槽128，槽128从进气端口110的面113插入，槽128横穿进气孔口123的至少一部分。槽128可通过唇缘126与前缘104分开。在这样的实施例中，进气端口110的面113可定向成与探针轴线106正交，且另外地是平坦表面。

TAT探针100还包括空气喷射器，比如在图2A和图2B的横截面图示中总的以180示出的空气喷射器。空气喷射器180包括整体的喷射器喷嘴182、喷射器排放室184和至少一个喷射器排放端口186。在图2中，喷射器排放端口186定位在探针尖端103的远端上。然而，应理解的是，在替代实施例中，喷射器流可排放通过探针尖端103、后缘105和/或探针主体102的侧面上的通风部。

喷射器排放室184包括低压孔口188，低压孔口188沿喷射器排放室184的壁打开，并可邻近整体的喷射器喷嘴182。第一内部空气流通道和第二内部空气流通道变成在探针主体102内合并在一起，以在低压孔口188处离开，并因此排放到喷射器排放室184中。在图1中图示的特定实施例中，喷射器180定位在探针主体102的后缘105中，并平行于探针轴线106延伸。在其它的实施例中，喷射器180可定位在探针主体102内的另一位置处。

在操作中，加热的高压空气流被传送到整体的喷射器喷嘴182，喷射器喷嘴182作为限流器运作。进入喷射器排放室184的喷射器空气流的压力下降从第一环形部134和第二环形部136经由低压孔口188吸入空气。这三股合并的空气流一起通过喷射器排放端口186从喷射器排放端口186喷射。结果是，即使当探针主体102没被提供来自飞行过程中的自然空气流时，也促使空气流通过第一和第二环形部134和136。

当带有探针100的飞行器处于飞行过程中时，前缘104朝行进的方向定向，使得自由空气流绕探针100流动。空气流的一部分被引导到进气孔口123中，并由喷射器180促使其沿图2A和图2B中所示的探针100的主体102内的多个内部空气流通道行进。在一个实施例中，第一空气流通道引导进入进气孔口123的空气通过第一环形部134，穿过温度传感器元件130，并经由低压孔口188进入喷射器排放室184中。如图2中所示，第一环形部134形成在传感器元件130与管状热屏障132之间。管状热屏障132在其第一端处通向进气孔口123，并且温度传感器元件130定位在管状热屏障132内在其第二端处。因此，通过进气孔口123进入并进入到管状热屏障132的第一端中的空气在经由低压孔口188离开进入喷射器排放室184中之前流动经过温度传感器元件130。

温度传感器元件130包括输出电信号的装置，电信号根据温度传感器元件130感测的空气温度而变化。来自探针100的产生的电信号可被采样，或以另外的方式转换成代表总空气温度测量值的数据，该数据可被提供到各种机载航空电子设备用于多种目的。在一个实施例中，TAT探针100包括联接到温度传感器元件130的一组电线195，该组电线195从温度传感器元件130延伸通过基部构件101，使得温度传感器元件130可连接到机载航空电子设备。

在一个实施例中，管状热屏障132可包括绝缘材料的护套，该护套阻挡由加热的探针主体102辐射的热，从而避免该热辐射至温度传感器元件130或辐射至环形部134中正在通过温度传感器元件130测量的空气流。应注意的是，尽管热屏障132被描述成“管状的”，然而该描述不应被解释成暗示热屏障132一定具有圆的或圆形的横截面。热屏障132可被实施成具有任何其它横截面形状的护套，并且可沿其长度的不同部分在尺寸上变化。例如，在一个实施例中，管状热屏障132及其内部限定的第一环形部134可在形状上变化，以跟随温度传感器元件130的轮廓。管状热屏障132可通过一个或更多个支柱（standoff）（例如，如图2中以150示出）被固定或稳定在探针主体102内，一个或更多个支柱将管状热屏障132联接到探针主体102，以防止管状热屏障132移动或咔嗒作响，和/或防止被取出的管状热屏障132阻塞第一或第二内部空气流通道。

被引导到进气孔口123中的空气流的第二部分被引导通过第二环形部136，并在经由低压孔口188离开进入喷射器排放室184之前穿过热屏障132的外表面。因此，第二环形部136在管状热屏障132与探针主体102的内部壁之间形成，并且如此限定空气流穿过管状热屏障132的外部的通道。因此，包括在探针主体102内的第二内部空气流通道可用于隔离管状热屏障132与加热的探针主体102。

如此，进入进气孔口123的空气流在第一环形部134与第二环形部136之间分开。第二环形部136中绕热屏障132的外侧流动的冷却空气使热屏障132保持冷却。因此吸收了来自热屏障的热的空气从探针主体102通过喷射器排放端口186被向外排放。进入第一环形部134的空气被引导穿过温度传感器元件130，以便可获得总空气温度测量值。在穿过温度传感器元件130之后，该空气流从喷射器排放端口186被向外排放。因此，探针主体102内的温度传感器元件130与进入进气孔口123中的自由流空气流保持在相同的总温度下。

固有地，探针主体102的内表面将加热行进通过第二空气流通道的空气。通过热屏障132将第一内部空气流通道与第二内部空气流通道分开防止了由于从探针主体102自身耗散的热而使温度传感器元件产生不期望的偏差。如此，流动通过第一环形部134并经过传感器元件130的自由流空气流将处于包围探针外部的环境中的自由流空气的总空气温度下。

应注意的是，喷射器180所产生的空气流还可用于如下目的：通过抽吸空气使空气穿过传感器元件130从而允许TAT探针100在地面操作，以便能够获得TAT数据。此外，如果探针被电加热并且喷射器空气没有被电加热，则在飞行器静止和/或位于地面的情况下，喷射器可用于吸入空气，以防止TAT探针100过热。

如以上讨论的，来自发动机压缩机或其它机载增压空气源的排放空气被用于加热探针主体，以及提供用于操作整体喷射器180的增压空气流。为了提供排放空气，独立的强制空气流被供给到强制空气输入端口111中。这样的构造通过示意性框图以300图示在图3中，其中TAT探针100的强制空气输入端口111联接到至少一个机载强制空气供给装置310，比如但不限于空气压缩机。例如，在一些实施例中，来自喷气式飞行器发动机压缩机的排放空气可被利用，并可联接到强制空气输入端口111，以提供加热的增压空气供给。对于典型的飞行器发动机，这样的发动机压缩机可以有望将某一温度下的一定供给量的加热的增压空气传送到强制空气输入端口111，根据发动机的设计，所述温度大约处在500到1000华氏度的范围中。替代地，强制空气供给装置310可包括提供未加热的增压空气供给的装置，然后未加热的增压空气供给在被传送到强制空气输入端口111之前流动经过加热元件或通过热交换器。在仍另一实施例中，强制空气输入端口111可传送未加热的增压空气供给310，而基部101内的或者探针100的探针主体102内的可选的加热元件320用于加热该强制空气供给。例如，图3图示了探针100内的加热元件320，该加热元件320可定位在基部101内或探针主体102内。加热元件320可包括电阻式加热元件，该电阻式加热元件包括电线、电缆或膜，其耗散由电流流动产生的热。在这样的实施例中，TAT探针100可包括联接到加热元件320的一组电线325，该组电线325从加热元件310延伸通过基部构件101，以便加热元件310可连接到机载电功率部和控制电路330。

不管其如何产生，加热的高压空气被按路线引导通过仍另一个内部空气流通道，以加热探针主体102的热质量。加热的高压空气从探针主体102的底部流动出来，并在经由整体的喷射器喷嘴182离开进入喷射器排放室184中之前行进经过探针主体102内的单独的空气通道210。该单独的空气通道在本文中被称为加热的空气流通道210。图2A和图2B的横截面视图图示了一个这样的加热的空气流通道210的示例性实施例。在该实施例中，加热的空气流通道210引导来自强制空气输入端口111的高压空气朝着前缘104（以210-1示出）并向上朝着进气端口110（以210-2示出）。在一些实施例中，空气可从探针主体102的前缘104一侧向上并朝着进气端口110行进（以210-2示出）。因此，利用该路径，加热的空气流通道210将供给的热直接引导到探针主体102与自由空气流中的过冷却水滴或冰晶碰撞的区域。在一个实施例中，加热的空气流通道210然后可引导加热的高压空气绕进气孔口123的周边朝着探针主体102的后缘104一侧（如以210-3示出的），并且然后通过整体的喷射器喷嘴182离开。

应注意的是，该特定的示例性通道构造不应被认为是限制性的，因为在其它实施方式中，加热的排放空气可替代地在另一位置处被引入探针主体中，和/或加热的内部空气流通道210可替代地按路线引导加热的空气沿探针主体102的一个或两个侧边缘向上，沿前缘104向下，并且然后到达整体的喷射器喷嘴182。在一些实施例中，加热的内部空气流通道210还可包括内部肋片、销或突出到通道210中的其它表面面积增加元件（以232示出），用以促进从排放空气向探针主体102的质量的热传递。

无论加热的内部空气流通道210的特定构造如何，在排放空气通过横穿通过加热的内部空气流通道而加热探针主体102之后，抵达整体的喷射器喷嘴182处的排放空气射入喷射器排放室184中，在低压孔口188处建立低压区域，低压区域从低压孔口188吸入空气，以促使空气流通过第一和第二空气流通道134和136。当排放空气进入喷射器排放室184时，排放空气以高的速度膨胀，将喷射器排放室184中已有的空气从定位在探针尖端110的远侧表面103处的喷射器排放端口186向外推出。这继而在低压孔口188处产生部分真空，该部分真空从低压孔口188将空气吸入到喷射器排放室184中。

在一个实施例中，从定位在探针尖端110的远侧表面103处的喷射器排放端口186排放的空气在自由空气流进气孔口123的尾部产生高压区域240。该高压区域240使通过主体102的自由流空气减慢，这有助于使自由流空气转向到自由空气流进气孔口123中。利用该设计，即使在相对低的自由流空气流动速度（例如，大约0.1到0.3马赫）下，也将有充足的自由流空气流流动通过传感器元件，来获得总空气温度测量值，同时避免冰晶增加或探针主体因冰晶而被堵塞。

在其它的实施例中，探针尖端110的后缘还可或替代地延伸到自由流空气中，以限定带槽口的探针尖端110，带槽口的探针尖端110还用于将自由流空气引导到自由空气流进气孔口123中。这样的设计可用于扩大探针可工作的自由流空气流动速度的操作范围（例如，达到大约0.1到1马赫的范围）。

图4图示了TAT探针100的这样的替代实施方式，其中远端103包括可选的带槽口的进气端口410。如此，图4中所示的TAT探针100的元件可结合、组合或替代本文中讨论的任何实施例的元件来使用，并且反之亦然。另外，应理解的是，对于本文中描述的实施例，元件的功能、结构和其它描述可应用于图1、图2A、图2B、图3和图4中的任何图中的相似命名或相似描述的元件，并且反之亦然。在这样的实施例中，自由流空气流与带槽口的进气端口410碰撞，并进入进气孔口123。如附图中所示，带槽口的进气端口410包括限定凹进的第二面424的剖视区域，其从远端103的延伸部分插入，并且使自由空气流进气孔口123至少部分地暴露于前缘104。在一些实施例中，带槽口的进气端口410可以可选地进一步包括从凹进面424插入的槽428，槽428横穿进气孔口123的至少一部分。槽428可通过唇缘426与前缘104分开。在一个实施例中，远端103的延伸面424定向成与探针轴线106正交，和/或是平坦表面。

带槽口的进气端口410在进气孔口123的前方将与远端103的延伸部分碰撞的空气流立刻转变成高压区域。对于包括槽特征部128的实施例，该特征部有助于在进气孔口123的前方将与带槽口的进气端口410碰撞的空气流立刻转变成稳定的高压旋涡。两者用于将空气引导到进气孔口123中，并进一步引导到第一和第二环形部134和136中。未加热的空气通过稳定的旋涡和/或高压区域被引导到环形部134中，同时通过与探针主体102接触而被部分加热的空气被吸入环形部136中。这防止加热的空气在环形部134处进入，增强了利用该探针100测量真正的空气总温度的能力。当设置槽特征部428时，槽特征部428可定向成垂直于飞行过程中的空气流方向（即，正交于与前缘104和后缘105相交的平面）。在一个实施例中，槽特征部428切入凹进的第二面424中，以横穿进气孔口123的面积的大约20%-50%。

而且如图2A和图2B中图示的，在一些实施例中，热屏障132可包括斜接的（scarfed）屏障开口，如以133示出的。即，热屏障132通过自由空气流进气孔口123暴露的边缘具有一角度，使得热屏障132边缘朝着前缘104更高，并且朝着后缘105向下倾斜。热屏障132的该斜接特征部将加热的边界层空气与总温度测量空气分开，而不使冰聚集在热屏障132的将会暴露在自由空气流进气孔口123处的后缘上。当含有冰晶的空气流进入TAT探针100的进气孔口123时，斜接的屏障133促进冰晶行进通过并经过第一环形部134的通向温度传感器元件130的进气部。替代撞击在热屏障132的后侧上，斜接的屏障133的向下的角度允许晶体到达第二环形部136的进气部的背部，并撞击在加热的探针主体102上，并融化。

示例性实施例

示例1包括空气数据探针，探针包括：探针基部；从探针基部沿第一轴线延伸并具有前缘和后缘的探针主体，探针主体包括：第一内部空气流通道，第一内部空气流通道限定与第一轴线对准的第一环形部；定位在第一空气流通道内且与第一轴线对准的温度传感器；管状热屏障，管状热屏障限定第一内部空气流通道的至少一部分的外部壁，其中，温度传感器定位在管状热屏障内；第二内部空气流通道，第二内部空气流通道包括与第一轴线对准的第二环形部，其中，第二环形部由管状热屏障与探针主体的内部壁之间的空间限定，其中，管状热屏障将第一环形部与第二环形部分开；定位在探针主体的远端处的进气端口，进气端口具有自由空气流进气孔口，自由空气流进气孔口通向第一内部空气流通道和第二内部空气流通道；与第一内部空气流通道和第二内部空气流通道分开的加热的空气流通道，加热的空气流通道具有强制空气输入端口，强制空气输入端口构造成联接到增压空气供给源，加热的空气流通道沿着在探针主体内行进的路径；联接到加热的空气流通道的整体的空气喷射器，整体的喷射器构造成促使空气的自由流进入自由空气流进气孔口中并通过第一和第二空气通道到达喷射器排放端口。

示例2包括示例1的探针，其中，喷射器排放端口定位在探针主体的远端上的远侧表面处。

示例3包括示例1-2中任一项的探针，其中，喷射器定位在与探针轴线平行的探针主体的后缘中。

示例4包括示例1-3中任一项的探针，其中，管状热屏障在自由空气入口处朝着探针主体的后缘以向下的角度斜接。

示例5包括示例1-4中任一项的探针，空气喷射器包括：联接到加热的空气流通道的整体的喷射器喷嘴；喷射器排放室；和喷射器排放室内的低压孔口，其中，第一内部空气流通道和第二内部空气流通道在探针主体内合并在一起，并在低压孔口处排放到喷射器排放室内；其中，整体的喷射器喷嘴构造成将加热的空气流从加热的空气流通道排放到喷射器排放室中，在低压孔口处形成低压部分真空，该低压部分真空将空气从低压孔口吸入喷射器排放室中。

示例6包括示例1-5中任一项的探针，其中，进气端口包括从进气端口的面插入的槽，其中，槽横穿进气孔口的至少一部分。

示例7包括示例1-6中任一项的探针，其中，进气孔口通向第一环形部和第二环形部两者。

示例8包括示例7的探针，其中，第一内部空气流通道和第二内部空气流通道是同心的管状空气流通道。

示例9包括示例1-8中任一项的探针，探针还包括：至少一个加热元件，至少一个加热元件定位在探针内并构造成加热流动通过加热的空气流通道的空气。

示例10包括示例1-9中任一项的探针，其中，进气端口包括带槽口的进气端口，带槽口的进气端口还包括从带槽口的进气端口的凹进面插入的槽；其中，流垂直于敞开的通道横穿进气孔口的至少一部分。

示例11包括示例1-10中任一项的探针，其中，探针主体包括一个或更多个热传递元件，所述一个或更多个热传递元件延伸到加热的空气流通道的空气流路径中。

示例12包括示例1-11中任一项的探针，其中，在加热的空气被排放到整体的空气喷射器中之前，加热的空气流通道引导加热的空气沿探针主体的前缘传递。

示例13包括机载总空气温度数据探针除冰系统，系统包括：机载增压空气源；总空气温度探针，总空气温度探针包括：探针基部；从探针基部沿第一轴线延伸并具有前缘和后缘的探针主体，探针主体包括：第一内部空气流通道，第一内部空气流通道限定与第一轴线对准的第一环形部；定位在第一空气流通道内并于第一轴线对准的温度传感器；管状热屏障，管状热屏障限定第一内部空气流通道的至少一部分的外部壁，其中，温度传感器定位在管状热屏障内；第二内部空气流通道，第二内部空气流通道包括与第一轴线对准的第二环形部，其中，第二环形部由管状热屏障与探针主体的内部壁之间的空间限定，其中，管状热屏障将第一环形部与第二环形部分开；定位在探针主体的远端处的进气端口，进气端口具有自由空气流进气孔口，自由空气流进气孔口通向第一内部空气流通道和第二内部空气流通道；与第一内部空气流通道和第二内部空气流通道分开的加热的空气流通道，加热的空气流通道具有强制空气输入端口，强制空气输入端口构造成联接到增压空气源，加热的空气流通道沿着在探针主体内行进的路径；联接到加热的空气流通道的整体的空气喷射器，整体的喷射器构造成促使空气的自由流进入自由空气流进气孔口中并通过第一和第二空气通道到达喷射器排放端口。

示例14包括示例13的系统，其中，探针基部被安装到飞行器表面，使得探针暴露于自由流总温度。

示例15包括示例13-14中任一项的系统，其中，探针基部被安装在发动机的上游在发动机入口的内侧。

示例16包括示例13-15中任一项的系统，其中，机载增压空气源包括来自飞行器发动机压缩机的排放空气源。

示例17包括示例13-16中任一项的系统，还包括至少一个加热元件，至少一个加热元件构造成加热供给到强制空气输入端口的空气。

示例18包括示例13-17中任一项的系统，其中，喷射器排放端口定位在探针主体的远端上的远侧表面处。

示例19包括示例13-18中任一项的系统，其中，管状热屏障在自由空气入口处朝着探针主体的后缘以向下的角度斜接。

示例20包括示例13-19中任一项的系统，空气喷射器包括：联接到加热的空气流通道的整体的喷射器喷嘴；喷射器排放室；和喷射器排放室内的低压孔口；其中，第一内部空气流通道和第二内部空气流通道在探针主体内合并在一起，并在低压孔口处排放到喷射器排放室中；其中，整体的喷射器喷嘴构造成将加热的空气流从加热的空气流通道排放到喷射器排放室中，在低压孔口处形成低压部分真空，该低压部分真空将空气从低压孔口吸入喷射器排放室中。

尽管在本文中图示并描述了特定的实施例，然而本领域普通技术人员将理解的是，预测为实现相同目的的任何布置结构可替代所示的特定实施例。该申请旨在涵盖当前实施例的任何改型或变型。因此，明确意图的是，实施例仅由权利要求及其等价方案限制。

Claims (3)

1.一种空气数据探针（100），所述探针（100）包括：

探针基部（101）；

从所述探针基部（101）沿第一轴线（106）延伸并具有前缘（104）和后缘（105）的探针主体（102），所述探针主体（102）包括：

第一内部空气流通道（134），所述第一内部空气流通道（134）限定与所述第一轴线（106）对准的第一环形部；

定位在所述第一空气流通道内并与所述第一轴线（106）对准的温度传感器；

管状热屏障（132），所述管状热屏障（132）限定所述第一内部空气流通道（134）的至少一部分的外部壁，其中，所述温度传感器定位在所述管状热屏障（132）内；

第二内部空气流通道（136），所述第二内部空气流通道（136）包括与所述第一轴线（106）对准的第二环形部，其中，所述第二环形部由所述管状热屏障（132）与所述探针主体（102）的内部壁之间的空间限定，其中，所述管状热屏障（132）将所述第一环形部与所述第二环形部分开；

定位在所述探针主体（102）的远端（103）处的进气端口（110），所述进气端口（110）具有通向所述第一内部空气流通道（134）和所述第二内部空气流通道（136）的自由空气流进气孔口（123）；

与所述第一内部空气流通道（134）和所述第二内部空气流通道（136）分开的加热的空气流通道（210），所述加热的空气流通道（210）具有构造成联接至增压空气供给源（310）的强制空气输入端口（111），所述加热的空气流通道（210）沿着在所述探针主体（102）内行进的路径；

联接到加热的空气流通道（210）的整体的空气喷射器（180），所述整体的喷射器构造成促使空气的自由流进入所述自由空气流进气孔口（123）中并通过所述第一和第二空气通道到达喷射器排放端口（186）；

其中，所述管状热屏障（132）在自由空气入口处朝着所述探针主体（102）的后缘（105）以向下的角度（135）斜接。

2.如权利要求1所述的探针（100），所述空气喷射器（180）包括：

联接到所述加热的空气流通道（210）的整体的喷射器喷嘴（182）；

喷射器排放室（184）；以及

所述喷射器排放室（184）内的低压孔口（188），

其中，所述第一内部空气流通道（134）和所述第二内部空气流通道（136）在所述探针主体（102）内合并在一起，并在所述低压孔口（188）处排放到所述喷射器排放室（184）中；

其中，所述整体的喷射器喷嘴（182）构造成将加热的空气流从所述加热的空气流通道（210）排放到所述喷射器排放室（184）中，在所述低压孔口（188）处产生低压部分真空，所述低压部分真空将空气从所述低压孔口（188）吸入所述喷射器排放室（184）中。

3.一种机载总空气温度数据探针（100）除冰系统，包括权利要求1-7中任一项所述的总空气温度探针（100），所述系统还包括：

机载增压空气源（310），所述强制空气输入端口（111）被联接到所述增压空气源（310）；

其中，所述探针基部（101）被安装到飞行器表面，使得所述探针（100）暴露于自由流总温度，或者

其中，所述探针基部（101）被安装在发动机（505）的上游在所述发动机入口（510）的内侧。