CN109115370A - 气温传感器和减少误差的方法 - Google Patents

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Abstract

本申请公开一种总气温传感器，其可包括：具有受热第一表面的第一翼型件、第二翼型件、温度传感器和护套，第二翼型件具有与所述第一表面间隔开的第二表面且界定传感器腔室，温度传感器定位于所述腔室内；护套环绕所述温度传感器。

Description

气温传感器和减少误差的方法
技术领域
本申请的技术领域涉及气温传感器和减少其中误差的方法。
背景技术
涡轮发动机，且具体而言燃气或燃烧涡轮发动机，是将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到多个旋转涡轮叶片上的旋转发动机。燃气涡轮发动机一直用于陆地和航海运动和发电，但最常用于航空应用，例如飞机或直升飞机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于航空器的推进。
在涡轮发动机的操作期间，气温可由安装在航空器的表面或涡轮发动机的内壁上的专门设计的总气温(TAT)探针来测量。TAT探针被设计成使空气的速度减少到相对于航空器停止，因此不断地感测总温度与静态温度之间的气温。TAT是用于计算静态气温和真正的空速(true airspeed)的至关重要的输入。
因为TAT传感器通常安装在涡轮发动机前方或压缩机前方，所以其可能暴露于不利条件，包括高马赫数和结冰条件以及水和残渣。TAT传感器的主要功能是感测气温以及滤出可能到达传感器的水、残渣和任何冰。
发明内容
一方面，总气温传感器包括：具有受热第一表面的第一翼型件；第二翼型件，其具有与第一表面间隔开的第二表面，且在第一表面与第二表面之间界定具有口部的传感器腔室；温度传感器，其定位于腔室内、在口部的下游；和护套，其环绕温度传感器且具有入口和出口，其中所述护套可与第一表面间隔开以在第一表面与护套之间界定通道，且其中所述入口、第一表面和第二表面被配置成使得沿第一表面的受热气流被引入通道中且未受热环境气流被引导通过口部且进入入口。
另一方面，总气温传感器包括：具有受热第一表面的不对称第一翼型件，所述受热第一表面具有凸形部分和在凸形部分下游的凹形部分以及邻近于凹形部分的第一后缘；第二翼型件，其具有与第一表面间隔开的第二表面以在第一表面与第二表面之间界定具有口部的传感器腔室；温度传感器，其定位于腔室内、在口部的下游；和护套，其环绕温度传感器且具有入口和出口，其中所述护套可与第一表面间隔开以沿凹形部分在护套与第一表面之间界定通道。
又一方面，一种用于减少总气温传感器中的温度引起的误差的方法，所述总气温传感器包括至少一个受热翼型件，其中温度传感器定位于至少一个受热翼型件的至少一部分的下游以在其间界定流动通道，其中所述方法包括沿至少一个受热翼型件限定受热空气的边界层，使得边界层通过流动通道而不影响温度传感器。
本申请技术方案1涉及一种总气温传感器，包括：
第一翼型件，其具有受热第一表面；
第二翼型件，其具有与所述第一表面间隔开的第二表面，且在所述第一表面与所述第二表面之间界定具有口部的传感器腔室；
温度传感器，其定位于所述传感器腔室内；和
护套，其环绕所述温度传感器且具有入口和出口，所述护套与所述第一表面间隔开以在所述第一表面与所述护套之间界定通道；
其中所述入口、第一表面和第二表面被配置成使得沿所述第一表面的受热气流被引导到所述通道中且未受热环境气流被引导通过所述口部且进入所述入口，且其中所述传感器腔室相对于所述环境气流定位于所述口部的下游。
本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的总气温传感器，所述第二表面被加热。
本申请技术方案3涉及根据技术方案1所述的总气温传感器，所述第一翼型件是不对称翼型件。
本申请技术方案4涉及根据技术方案3所述的总气温传感器，所述第二翼型件是对称翼型件。
本申请技术方案5涉及根据技术方案1所述的总气温传感器，所述第一表面具有第一部分，所述第一部分具有与所述护套的相对部分互补的轮廓。
本申请技术方案6涉及根据技术方案1所述的总气温传感器，所述第一翼型件具有含第一翼弦中点的第一翼弦长度，且所述第二翼型件具有第二前缘，所述第二前缘定位于所述第一翼弦中点的下游。
本申请技术方案7涉及根据技术方案6所述的总气温传感器，所述第一翼型件具有第一后缘且所述第二前缘在所述第一后缘的上游。
本申请技术方案8涉及根据技术方案7所述的总气温传感器，所述第一后缘与所述第二前缘间隔不超过所述第一翼弦长度的10％。
本申请技术方案9涉及根据技术方案8所述的总气温传感器，所述入口在所述第二前缘的下游。
本申请技术方案10涉及根据技术方案1所述的总气温传感器，所述口部具有与所述入口不对齐的局部流动中心流线。
本申请技术方案11涉及根据技术方案10所述的总气温传感器，所述入口和出口各自具有中心线。
本申请技术方案12涉及根据技术方案11所述的总气温传感器，所述中心线不平行。
本申请技术方案13涉及根据技术方案1所述的总气温传感器，所述第一表面具有凸形部分和在所述凸形部分下游的凹形部分，且所述护套邻近于所述凹形部分。
本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的总气温传感器，所述凹形部分邻近于所述第一翼型件的后缘。
本申请技术方案15涉及根据技术方案1所述的总气温传感器，所述口部定位成使得气流中的液体无法进入所述口部。
本申请技术方案16涉及一种用于减少总气温传感器中的温度引起的误差的方法，所述总气温传感器包括至少一个受热翼型件，其中温度传感器定位于所述至少一个受热翼型件的至少一部分的下游以在其间界定流动通道，所述方法包括沿所述至少一个受热翼型件限定受热空气的边界层，使得所述边界层通过所述流动通道而不影响所述温度传感器。
本申请技术方案17涉及根据技术方案16所述的方法，所述限定包括向所述流动通道上游的所述边界层施加压力。
本申请技术方案18涉及根据技术方案17所述的方法，所述施加压力包括使第二翼型件定位于所述温度传感器的上游且与所述至少一个受热翼型件间隔开。
本申请技术方案19涉及根据技术方案16所述的方法，其进一步包括使所述温度传感器与所述边界层热屏蔽。
本申请技术方案20涉及根据技术方案19所述的方法，其进一步包括使所述边界层在所述至少一个受热翼型件的第一表面的凹形部分上方流动。
附图说明
在图中：
图1是用于航空器的包括总气温传感器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图2是说明图1的总气温的侧视图。
图3是沿图2的III-III截取的总气温传感器的横截面图。
图4说明图3的总气温传感器的放大部分。
图5说明图3的总气温传感器，其包括通过表示温度改变的等值线说明的气温。
图6说明图3的总气温传感器，其包括通过表示压力改变的等值线说明的不同气压的区。
图7说明图3的总气温传感器，其包括环绕传感器的水滴路径。
具体实施方式
本发明所描述的实施例涉及一种用于航空器涡轮发动机的温度传感器。然而，应了解，本发明并不如此受限且可在发动机内以及在非航空器应用中可具有一般适用性，所述非航空器应用例如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。
如本文中所使用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
另外，如本文中所使用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。
所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左边、右边、横向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等)仅用于识别目的以辅助读者对本发明的理解，且具体来说对于位置、定向或本发明的使用并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、连接(coupled/connected)和接合)应在广义上来解释，且可包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性图仅仅是出于说明的目的，且本发明的图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。
图1是用于航空器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；和排气区段38。
风扇区段18包括环绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳体46环绕，所述核心壳体46可与风扇壳体40连接。总气温(TAT)传感器100可安置于风扇壳体40中，如图所示；然而，此实例并非意味着是限制性的且TAT传感器100可定位于涡轮发动机10中的其它位置中。
围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34连接到HP压缩机26。在更大直径环状HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP轴或转轴50以传动方式将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50能够围绕发动机中心线旋转且连接到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可共同界定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62旋转以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可成环提供，且可相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，同时对应静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片56、58。应注意，图1中所示出的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可安装到(或集成到)盘61，所述盘61安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机的级的轮叶60、62可成圆周布置安装到核心壳体46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应一组静态涡轮轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可成环提供，且可相对于中心线12径向向外延伸，同时对应静态涡轮轮叶72、74定位于旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示出的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于涡轮的级的叶片68、70可安装到盘71，所述盘71安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机的级的轮叶72、74可成圆周布置安装到核心壳体46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。由此，定子63可指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇区段18的气流被分裂，使得气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机24接着将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机26进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，由此生成燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且废气最终经由排气区段38从发动机10排放出去。LP涡轮36的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压气流76的一部分可作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可从加压气流76汲取且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著提高。由此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。
气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止轮叶行、且更具体地说，出口导叶组合件80退出发动机组合件10，所述出口导叶组合件80在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更确切地说，邻近于风扇区段18利用一行圆周径向延伸的翼型导叶82以对气流78施加一些方向性控制。
由风扇20供应的空气中的一些可绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用以对航空器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其正好在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
转向图2，说明TAT传感器100，包括前缘101和后缘102。TAT传感器100还可包括盖板103，如图所示，且可安装到合适的外壳104以用于附接到涡轮发动机10。
在图3中，说明总气温(TAT)传感器100，包括第一翼型件110、第二翼型件120和传感器腔室130。第一翼型件110可包括可能是不对称的第一表面111、第一前缘112、第一后缘113和具有第一翼弦中点115的第一翼弦长度114，如图所示。第二翼型件120可包括可能是对称或不对称的第二表面121、第二前缘122和第二后缘123。当布置好时，第二前缘122可定位于第一翼弦中点115的下游和第一后缘113的上游，如图所示；在非限制性实例中，第二前缘122可在第一后缘113的上游，最多相隔第一翼弦长度114的10％。传感器腔室130可包括口部131、温度传感器132和可至少部分地环绕温度传感器132的护套133；护套133还可包括入口134和出口135，其中所述入口134可定位于第二前缘122的下游。
接近传感器腔室130的区可在图4中进一步详细地看出。第一翼型件110的第一表面111可包括邻近于第一后缘113和护套133的凹形部分140，以及在凹形部分140的上游且邻近于口部131的凸形部分141；凹形部分140可具有与面对部分140的护套133互补的几何轮廓，如图所示。另外，入口134可包括入口中心线150，而出口135可包括出口中心线151；预期入口中心线150和出口中心线151可在不同方向上对齐，如图所示，或在非限制性选项中，中心线150、151可以是平行的。口部131还可包括口部流动中心流线160，且预期口部流线160和入口中心线150也可在不同方向上对齐，使得口部131、入口134和出口135包括彼此不对齐的中心线。
第一翼型件110和第二翼型件120以及传感器腔室130的相对位置可引导传入气流(由示范性箭头170说明)围绕且通过TAT传感器100，如图5中所说明。可对第一表面111和第二表面121中的任一个或两个进行加热以减少冰堆积；出于说明的目的，示出的两个表面111、121始终都在被加热。表面111、121可生成受热气流，用虚线受热气流箭头171说明。示范性环境气流箭头172说明未由表面111、121加热的空气。在操作中，接近表面111、121的受热空气可流动通过口部131且退出传感器腔室130而不流动通过入口134或出口135，而环境空气可流动通过口部131和传感器腔室130，通过入口134，且在通过出口135之前由温度传感器132进行测量。以此方式，温度传感器132可测量环境气温，同时可围绕护套133引导受热空气以避免测量误差。
在第一表面111和第二表面121被加热时，可了解，环境温度区180可存在于充分远离第一翼型件110和第二翼型件120的区中，而受热温度区181可以靠近表面111、121存在，如图所示；箭头T指示从受热区181朝向环境区180的温度减小方向。在一个实例中，第一表面111和第二表面121被加热到700°F，所得受热温度区181为200°F，且环境温度区180为70°F。在空气流动通过TAT传感器100时，受热温度区181可被限于护套133外部的空间，而环境温度区180可在护套133、入口134和出口135内延伸。因此，温度传感器132可准确地测量环境气温，原因是受热温度区181可被限于靠近第一表面111和第二表面121的区。
局部气压可在TAT传感器100中和周围变化，如图6中所说明。低压区190可沿第一前缘112下游的第一翼型件110形成，以及沿第二前缘122下游的第二翼型件120形成，如图所示。出于参考目的说明处于环境压力下的空气区191。另外，高压区192可在第一前缘112和第二前缘122处形成，且区192还可在护套133的入口134处形成。箭头P指示当从高压区192朝向低压区190移动时的压力减小方向。
流过TAT传感器100的空气还可包括沿路径195移动的水滴，如图7中所说明。可看出，朝向TAT传感器100流动(用箭头196说明)的空气被引导通过急转弯以便流动通过传感器腔室130(在由箭头197所说明的方向上)。由于水滴具有比空气更大的惯性，翼型件110、120和传感器腔室130的所公开布置的一个效果在于水滴可遵循水滴路径195以撞击翼型件110、120且防止水滴转弯进入传感器腔室130，同时空气仍能够流入并通过传感器腔室130。因此，在操作期间，传感器腔室130可被保护而不受水滴和其它物质的撞击。
一种用于减少TAT传感器100中的温度引起的误差的方法可包括：沿受热翼型件110、120中的任一个或两个限定受热空气的边界层，例如受热温度区181(图5)，使得受热温度区181中的受热气流171可通过TAT传感器100中的流动通道(例如口部131和传感器腔室130)而不影响温度传感器132。通过将第二翼型件120定位于温度传感器132的上游且与第一翼型件110间隔开，在第二翼型件120上游的高压区192(图6)可将受热温度区181限定在护套133(图6)的外部。可通过沿第一表面111的凹形部分140引导受热气流171而实现温度传感器132的额外热屏蔽，所述凹形部分140的轮廓符合如上文所描述的温度传感器132的一部分。
可了解，本文中所描述的TAT传感器100的方面可允许使用受热翼型件表面，从而减少或消除翼型件110、120上的积冰，从而可防止传感器被放出的冰或水损坏。可以管理通过TAT传感器100的气流170，使得由护套133内的传感器132进行的温度测量可以不受由第一表面111和第二表面121生成的热量影响。另外，可防止可能存在于气流170中的水滴到达温度传感器132，从而允许传感器132提高温度测量的准确度，这对于涡轮发动机10的高效运行是至关重要的。
应了解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气发动机和涡轴发动机。
此书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种总气温传感器，包括：
第一翼型件，其具有受热第一表面；
第二翼型件，其具有与所述第一表面间隔开的第二表面，且在所述第一表面与所述第二表面之间界定具有口部的传感器腔室；
温度传感器，其定位于所述传感器腔室内；和
护套，其环绕所述温度传感器且具有入口和出口，所述护套与所述第一表面间隔开以在所述第一表面与所述护套之间界定通道；
其中所述入口、第一表面和第二表面被配置成使得沿所述第一表面的受热气流被引导到所述通道中且未受热环境气流被引导通过所述口部且进入所述入口，且其中所述传感器腔室相对于所述环境气流定位于所述口部的下游。
2.根据权利要求1所述的总气温传感器，其特征在于，所述第二表面被加热。
3.根据权利要求1所述的总气温传感器，其特征在于，所述第一翼型件是不对称翼型件。
4.根据权利要求3所述的总气温传感器，其特征在于，所述第二翼型件是对称翼型件。
5.根据权利要求1所述的总气温传感器，其特征在于，所述第一表面具有第一部分，所述第一部分具有与所述护套的相对部分互补的轮廓。
6.根据权利要求1所述的总气温传感器，其特征在于，所述第一翼型件具有含第一翼弦中点的第一翼弦长度，且所述第二翼型件具有第二前缘，所述第二前缘定位于所述第一翼弦中点的下游。
7.根据权利要求6所述的总气温传感器，其特征在于，所述第一翼型件具有第一后缘且所述第二前缘在所述第一后缘的上游。
8.根据权利要求7所述的总气温传感器，其特征在于，所述第一后缘与所述第二前缘间隔不超过所述第一翼弦长度的10％。
9.根据权利要求8所述的总气温传感器，其特征在于，所述入口在所述第二前缘的下游。
10.一种用于减少总气温传感器中的温度引起的误差的方法，所述总气温传感器包括至少一个受热翼型件，其中温度传感器定位于所述至少一个受热翼型件的至少一部分的下游以在其间界定流动通道，所述方法包括沿所述至少一个受热翼型件限定受热空气的边界层，使得所述边界层通过所述流动通道而不影响所述温度传感器。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11885261B2 (en) * 2021-02-19 2024-01-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Ice accumulation and shedding mitigation for sensor probe

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130163636A1 (en) * 2011-12-21 2013-06-27 Unison Industries, Llc Apparatus for determining an air temperature
US20150093244A1 (en) * 2013-09-30 2015-04-02 Rosemount Aerospace Inc. Total air temperature sensors
CN104848963A (zh) * 2013-09-05 2015-08-19 罗斯蒙特航天公司 超临界总空气温度传感器
US20160032757A1 (en) * 2013-03-15 2016-02-04 United Technologies Corporation Engine Inlet Total Air Temperature Sensor

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4142824A (en) 1977-09-02 1979-03-06 General Electric Company Tip cooling for turbine blades
US4688745A (en) 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
US5476364A (en) 1992-10-27 1995-12-19 United Technologies Corporation Tip seal and anti-contamination for turbine blades
US5733102A (en) 1996-12-17 1998-03-31 General Electric Company Slot cooled blade tip
US6267328B1 (en) 1999-10-21 2001-07-31 Rohr, Inc. Hot air injection for swirling rotational anti-icing system
FR2813581B1 (fr) 2000-09-06 2002-11-29 Aerospatiale Matra Airbus Capot d'entree d'air de moteur a reaction pourvu de moyens de degivrage
US6543298B2 (en) * 2001-07-13 2003-04-08 Rosemount Aerospace Inc. Method of reducing total temperature errors and multi-function probe implementing same
US6609825B2 (en) 2001-09-21 2003-08-26 Rosemount Aerospace Inc. Total air temperature probe providing improved anti-icing performance and reduced deicing heater error
FR2840984B1 (fr) 2002-06-14 2005-03-18 Auxitrol Sa Perfectionnements aux capteurs pour la mesure d'au moins un parametre physique sur un flux de fluide et notamment perfectionnements aux capteurs degivres de temperature totale d'air
US7014357B2 (en) 2002-11-19 2006-03-21 Rosemount Aerospace Inc. Thermal icing conditions detector
US6994514B2 (en) 2002-11-20 2006-02-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
US6971851B2 (en) 2003-03-12 2005-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Multi-metered film cooled blade tip
US20040177683A1 (en) 2003-03-13 2004-09-16 Ice Paul A. Total air temperature probe providing a secondary sensor measurement chamber
US6941805B2 (en) 2003-06-26 2005-09-13 Rosemount Aerospace Inc. Multi-function air data sensing probe having an angle of attack vane
US7156552B2 (en) 2004-09-07 2007-01-02 University Corporation For Atmospheric Research Temperature sensor system for mobile platforms
US7118342B2 (en) 2004-09-09 2006-10-10 General Electric Company Fluted tip turbine blade
US7357572B2 (en) 2005-09-20 2008-04-15 Rosemount Aerospace Inc. Total air temperature probe having improved deicing heater error performance
US7313963B2 (en) 2006-02-28 2008-01-01 General Electric Company Isothermal de-iced sensor
US7328623B2 (en) 2006-03-20 2008-02-12 General Electric Company Temperature and/or pressure sensor assembly
ES2374996T3 (es) 2006-12-19 2012-02-23 Rosemount Aerospace Inc. Sonda de temperatura total del aire y electrónica integradas.
US8100582B1 (en) 2007-12-13 2012-01-24 Powell Bradley J Temperature probe
GB2455728A (en) 2007-12-18 2009-06-24 Weston Aerospace Ltd Air temperature sensing on aircraft
US8100364B2 (en) 2009-01-15 2012-01-24 Textron Innovations Inc. Anti-icing piccolo tube standoff
US8172507B2 (en) 2009-05-12 2012-05-08 Siemens Energy, Inc. Gas turbine blade with double impingement cooled single suction side tip rail
US7845222B1 (en) 2010-02-01 2010-12-07 Unison Industries, Llc Method and assembly for sensing process parameters
US9085988B2 (en) 2010-12-24 2015-07-21 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine flow path member
US8806934B2 (en) * 2011-05-11 2014-08-19 Unison Industries, Llc Method and assembly for high angle of attack process parameter sensors
US9310256B2 (en) * 2012-05-22 2016-04-12 Unison Industries, Llc Process sensor with convective increaser
US9429481B2 (en) * 2012-08-31 2016-08-30 Ametek, Inc. Apparatus and method for measuring total air temperature within an airflow
GB201223193D0 (en) 2012-12-21 2013-02-06 Rolls Royce Plc Turbine blade
US9494050B2 (en) 2013-09-20 2016-11-15 The Boeing Company Concentric nozzles for enhanced mixing of fluids
US9631985B2 (en) 2013-10-16 2017-04-25 Rosemount Aerospace Inc. Total air temperature sensors
US10393020B2 (en) 2015-08-26 2019-08-27 Rohr, Inc. Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130163636A1 (en) * 2011-12-21 2013-06-27 Unison Industries, Llc Apparatus for determining an air temperature
US20160032757A1 (en) * 2013-03-15 2016-02-04 United Technologies Corporation Engine Inlet Total Air Temperature Sensor
CN104848963A (zh) * 2013-09-05 2015-08-19 罗斯蒙特航天公司 超临界总空气温度传感器
US20150093244A1 (en) * 2013-09-30 2015-04-02 Rosemount Aerospace Inc. Total air temperature sensors

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