CN109115371B - 空气温度传感器 - Google Patents

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Abstract

一种总体空气温度传感器包括翼型件部分。该翼型件部分可以具有转向气流路径能够通过其中流动的入口和出口。该总体空气温度传感器能够包括定位在外壳内的温度传感器和包绕温度传感器的护套，该外壳限定了总体温度传感器。该温度传感器能够被配置成感测转向气流路径的总体温度。

Description

空气温度传感器
技术领域
本发明主要涉及涡轮发动机操作期间的空气温度测量。
背景技术
涡轮发动机、并且具体而言燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其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。燃气涡轮发动机始终用于陆地和航海运动及发电，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飞行器的推进。
在涡轮发动机操作期间，总体空气温度(total air temperature)也称为停滞温度(stagnation temperature)能够通过安装于飞行器的表面或涡轮发动机的内壁上的特别设计的温度探针来测量。探针被设计成使空气相对于飞行器静止。由于使空气静止并对其进行测量，空气经历温度的传热升高，并且总体空气温度因此高于环境空气温度。总体空气温度是用于计算静态空气温度和真实空气速度的基本输入。总体空气温度传感器可能会暴露于不利条件，其中包括高马赫数和结冰条件、以及可能影响由传感器提供的读数的水和碎屑。
发明内容
在一个方面中，本发明涉及一种适于用于飞行器上的空气温度传感器，该温度传感器包括：外壳，该外壳限定了内部并且至少一部分具有翼型件横截面，以限定具有上表面和下表面的翼型件部分；定位在翼型件部分内的温度传感器；气流路径，该气流路径具有位于外壳的上表面中的入口并且通过外壳延伸到温度传感器，以提供来自沿上表面流动的空气的转向空气从而与温度传感器相接触；和一组流体通路，该一组流体通路被限定在内部并且具有定位在外壳内的入口和一组出口，并且其中一组流体通路被构造成通过入口接收热放气并且将热放气散布到一组出口以加热翼型件部分的至少一部分。
可选地，其中所述入口定位在所述翼型件部分的前缘处。
可选地，其中所述气流路径延伸穿过所述翼型件部分，出口位于所述上表面上。可选地，所述的空气温度传感器，还包括护套，所述护套至少部分地包绕所述温度传感器并且所述护套保护所述温度传感器不受热的影响。其中所述气流路径的相对侧上具有位于所述内部内的两个流体通路。其中所述上表面是所述翼型件的凹形侧并且所述下表面是所述翼型件部分的凸形侧。
可选地，所述空气温度传感器外壳，还包括一组闭塞空间，所述一组闭塞空间定位在所述内部内并且与所述一组流体通路流体分开。
可选地，所述一组流体通路包括位于所述内部的第一部分内的第一流体通路和位于所述内部的第二部分内的第二流体通路。可选地，空气温度传感器外壳，还包括传输管，所述传输管定位在所述内部内并且流体联接所述第一流体通路和所述第二流体通路。
可选地，其中所述一组流体通路包括沿所述外壳的长度的一部分折返的流体通路。
在另一个方面中，本发明涉及一种空气温度传感器，该空气温度传感器包括：外壳，该外壳具有表皮并且限定了内部；温度传感器，该温度传感器具有定位在内部内的第一部分和延伸穿过外壳的一部分并且至少部分邻近表皮的一部分的第二部分；以及一组流体通路，该一组流体通路被限定在内部内并且被构造成接收热放气且将热放气散布到表皮的至少两个分离部分。
可选地，其中所述表皮的至少一部分形成翼型件。其中所述外壳邻近所述温度传感器至少部分地限定气流路径并且其中所述气流路径的入口定位在所述翼型件的前缘处。可选地，所述空气温度传感器，还包括护套，所述护套至少部分地包绕所述温度传感器并且所述护套保护所述温度传感器不受所述表皮的至少两个分离部分的热的影响。其中位于所述内部内的至少两个流体通路被构造成将热放气散布到位于所述气流路径的相对侧上的所述表皮的至少两个分离部分。
可选地，所述空气温度传感器还包括一组闭塞空间，所述一组闭塞空间与所述一组流体通路流体分开。
可选地，所述空气温度传感器，其中所述一组流体通路包括位于所述内部的第一部分内的第一流体通路和位于所述内部的第二部分内的第二流体通路。
可选地，其中所述表皮的至少两个分离部分是湿润表面。
在又一个方面中，本发明涉及一种形成总体空气温度传感器外壳的方法，该方法包括通过增材制造形成外壳，该外壳具有外表面并且限定了内部且至少一部分具有翼型件横截面，以限定具有上表面和下表面的翼型件部分；并且具有一组流体通路，该一组流体通道被限定在内部内并且具有定位在外壳内的入口和一组出口，并且其中一组流体通路被构造成通过入口接收热放气并且将热放气散布到一组出口，以加热翼型件横截面的至少一部分的外表面的至少一部分。
可选地，所述方法中所述增材制造包括直接金属激光熔融或直接金属激光烧结。
附图说明
在附图中：
图1是具有总体空气温度传感器的飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。
图2是图1的发动机的局部剖切部分的总体温度传感器的放大等距视图。
图3是图2的总体空气温度传感器的分解图。
图4是沿着图2的线IV-IV截取的总体空气温度传感器的横截面图。
图5是沿着图4的线V-V截取的总体空气温度传感器的横截面图。
图6是图4的总体空气温度传感器的一部分的局部放大横截面图。
图7是具有散布室的来自图2的总体空气温度的局部横截面图。
具体实施方式
所描述的本发明的实施例涉及用于飞行器涡轮发动机的空气温度传感器。然而，应当理解，本发明并不受此限制并且可在发动机、以及非飞行器应用中可具有一般适用性，所述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。如本文所使用，“组”可包括任何数目的特定元件，包括只有一个。
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、右、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、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，并且具体地关于位置、取向或本公开的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、耦合、连接和接合)应在广义上来解释，且可以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，联接参考不一定推断出两个元件直接联接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且在本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可以变化。
图1是用于飞行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延伸的大致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；以及排气区段38。
风扇区段18包括环绕风扇20的风扇外壳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，其产生燃烧气体。核心44由核心外壳46环绕，所述核心外壳46可与风扇外壳40连接。总体空气温度(TAT)传感器90能够安置在风扇外壳40中(如图所示)；然而，该实例不意在构成限制并且TAT传感器90可以定位于涡轮发动机10中的其它位置。
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联接到HP压缩机26。在较大直径环状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联接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50可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以共同界定转子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(也被称为喷嘴)旋转以压缩或加压通过所述级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、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可以安装到圆盘61，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的圆盘61。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心外壳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可以成环提供，且可相对于中心线12径向地向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片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可以安装到圆盘71，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有专用圆盘71。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心外壳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。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的空气流被分开以使得一部分空气流被引导进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机进一步使空气加压。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，进而产生燃烧气体。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，且废气最终通过排气区段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。
加压空气流76的一部分可以作为放气77从压缩机区段22抽取。放气77可以从加压空气流76抽取并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。因此，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。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片行、且更具体地说通过出口导叶组件80离开发动机组件10，所述出口导叶组件在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用径向延伸的翼型导叶82的周向排以对空气流78施加一定的方向性控制。
由风扇20供应的空气中的一些可以绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用以对飞行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。
图2更清楚地示出了发动机10的剖切部分中的TAT传感器90。TAT传感器90中能够包括具有合适的安装部分94的安装区段92。接线外壳96能够被包括在安装区段92中并且能够联接到电气管道98。安装区段92可以是任何合适的安装部分94并且不意在构成限制。外壳102在外壳102的上部区段104处安装于飞行器发动机10的安装区段92处的部分。管入口108联接到外壳102并且联接到热放气源。通过非限制性举例的方式，放气110图示为进入管入口108。
表皮100限定了TAT传感器90的外壳102的外表面103。表皮100中包括至少一组出口101。表皮100能够包括表皮的至少两个分离部分100a、100b，该表皮的至少两个分离部分可以是湿润表面。湿润表面能够是易于冷凝和积冰的任何表面。
外壳102的下部区段112限定了翼型件部分114。表皮100的一部分能够形成下部区段112的翼型件部分114。翼型件部分114能够具有凹形侧、或上表面116和凸形侧、或下表面118。翼型件部分114能够从前缘115延伸到后缘117。位于上表面116中的温度传感器入口120通过表皮部分100b延伸到出口122(图3)以提供用于加压气流76的一部分的转向气流路径(DAP)。
参照图3，示出了TAT传感器90的分解图。TAT传感器90相比图2以不同取向示出，以更清楚地示出温度传感器出口122，该温度传感器出口邻近由外壳的下部区段112限定的开口部分124。由外壳102限定的开口部分124将外皮的两个部分100a、100b分开，以在其间限定温度传感器出口122。温度传感器出口122接近前缘117并且位于翼型件部分114的下表面118上。
管，作为非限制性举例方式为笛形管(piccolo tube)132，从第一端134延伸到第二端136。第一端134联接到管入口108并且第二端136能够延伸到外壳102中。
温度传感器组件139包括上部护套140、保护性套筒142和温度传感器144。温度传感器144是适于在飞行器上用于发动机10内的总体空气温度传感器。
温度传感器139还能够包括锁定机构148和下部护套150。锁定机构148能够定位在外壳102内。下部护套150能够包括槽开口151，沿转向气流路径(DAP)通过该槽开口的转向空气能够与温度传感器144相接触。锁定机构148能够以任何合适的方式成形并且相对于转向气流路径(DAP)和温度传感器144以任何合适的方式定向。具有开孔128的至少一个肋126能够定位在开口部分124内。在组装时，至少一个肋126能够有助于稳定包绕温度传感器144的下部护套150。
更具体地，在组装时，如图4中所示，下部护套150定位在由外壳124限定的开口部分124内。下部护套150延伸穿过至少一个肋126的开孔128。温度传感器组件139的锁定机构148包围温度传感器144的上部护套140和保护性套筒142。下部护套150包围温度传感器144。
外壳124的内部158至少部分地由表皮100限定。表皮100a的第一部分内能够包括内部158的第一部分158a。内部158的第二部分158b能够定位在表皮的第二部分100b内。
散布室166定位在外壳124的内部158内。散布室166能够由一组壁192限定并且流体联接到传输管182和一组中间管道198。
进入散布室166中的入口162由尖端163限定，该尖端具有一组喷射开口164。尖端163限定了入口162并且可操作地联接到一组壁192中的一个。笛形管132的第二端136通过尖端163联接到外壳124的内部158。
一组出口101能够包括设置于表皮100内的多组出口101。第一组出口101a设置于第一部分158a内并且第二组出口101b设置于第二部分158b内。
一组流体通路172被设置成贯穿内部158。一组流体通路172能够包括位于内部158的第一部分158a内的第一流体通路172a。第一流体通路172a包括第一组通道174a，该第一组通道将散布室166流体连接到第一组出口101a。示例性的第一组通道174a包括通过第一转弯部176联接的具有类似宽度和长度的平行通道174a。通过该方式，第一流体通路172a沿外壳102的长度(L)的一部分178折返(double)。能够构想，第一组通道174a以任何合适的方式定向，其中包括但不限于平行、螺旋、或串联形式，使得散布室166流体联接到位于内部158的第一部分158a内的第一组出口101a。
位于内部158的第二部分158b内的第二流体通路172b包括第二组通道174b，该第二组通道将散布室166流体连接到第二组出口101b。
外壳102内还能够包括一组闭塞空间160。一组闭塞空间160与一组流体通路172流体分开。通过非限制性举例的方式，闭塞空间160能够定位在外壳102内不需要散布热空气的位置处。一组闭塞空间160能够定位在第一部分158a与第二部分158b之间，使得一组闭塞空间160中的至少一部分与第一组通道174a和第二组通道174b平行延伸。
图5更清楚地示出了一组喷射开口164以及散布室166的一部分。帽191形成尖端163并且一组喷射开口164围绕帽191的多个部分定位。帽191能够是具有外周190的圆形并且一组喷射开口164能够围绕外周190间隔开。至少一个喷射开口164a能够形成于尖端163的远端196。如图所示，一组喷射开口164能够是多个喷射开口164，该多个喷射开口围绕外周190等距地间隔开并且被构造成在散布室166内喷射热放气110。
形成散布室166的一组壁192能够包括成角度表面192a、串联表面192b、平行表面192c、和入口表面192d。一组拐角194能够被限定在一组壁中的任何两个壁相交的位置处。
一组喷射开口164被构造成将热放气引导到散布室166中、形成散布室166的壁上、和流体通路172中。在图示实例中，热放气的第一部分110a通过一组中间管道198被引导到第一流体通路172a中。一组喷射开口被进一步构造成通过传输管182将热放气的第二部分110b引导至第二流体通路172b(图4)中。热放气110能够被分成热放气另外部分110c，其中热放气另外部分110c的至少一个被引入一组拐角194和/或一组壁192中。具体而言，至少一个喷射开口164b定向成使得其加热角度表面192a。
参照图6，穿过由TAT传感器90的下部区段112形成的翼型件的一部分的横截面更清楚地图示了一组流体通路172的一部分。能够看到，第一流体通路172a和第二流体通路172b定位在外壳120的相对侧上和转向气流路径(DAP)的任一侧上。还能够看到，翼型件横截面154可能不对称，但这不是必需的。
此外，还更清楚地图示了，第二组通道174b能够以任何合适的方式(其中包括但不限于平行)定向。此外，能够看到，一组通道174不必具有相同的形状或横截面积。第二组通道174b也能够包括以虚线示出的第二转弯部180。通过该方式，第二流体通路172b与第一流体通路172a类似地折返。还能够构想，第二组通道174b能够具有任何取向，其中包括螺旋、或串联形式，并且具有任何不同的体积，使得入口162在内部158的第二部分158b内流体联接到第二组出口101b。
一组闭塞空间160接近温度传感器144。通过该方式，下部护套150以及一组闭塞空间160能够共同保护温度传感器144不受第一组通道174a和第二组通道174b内的热的影响。
在操作期间，转向气流路径(DAP)流过温度传感器入口120并且流过下部护套150之上。温度传感器144以记录转向气流路径(DAP)的温度的方式暴露。在操作期间，翼型件部分114的外表面103可能由于第一组通道174a和第二组通道174b内的热而变暖。下部护套150引导外表面103处的任何变暖空气离开温度传感器144并且防止变暖空气到达温度传感器144从而减少除冰误差。转向气流路径(DAP)和下部护套150起到围绕温度传感器144形成气流停滞区域的作用，以提供由温度传感器144读取的总体空气温度。
图7示出了以外壳102的局部横截面示出的多个气流路径。外壳102内的气流路径至少部分地由一组流体通路172限定。
在操作期间，热放气110能够进入入口162并且由散布室166内的一组喷射开口164散布。热放气110的第一部分110a流动通过中间管道198并且沿第一流体通路172a流动，从而限定第一热气流路径(FAP)。第一热气流路径(FAP)能够沿外壳102的长度(L)流动并且至少部分地沿翼型件部分114的前缘115流动。第一热气流路径(FAP)能够在第一转弯部176处转弯，并且通过第一组出口101a离开。
传输管182从与长度L垂直的取向变为在第三转弯部184处与长度L平行的取向。传输管182将入口162流体联接到第二流体通路172b。热放气110的第二部分110b在入口162处进入并且沿第二流体通路172b流动。第二热气流路径(SAP)流过与外壳的长度(L)垂直的传输管182，在第三转弯部184处转弯以沿外壳102的部分178流动，在第二转弯部180处再次转弯并且通过第二组出口101b离开。
第一热气流路径(FAP)被构造成加热接近翼型件部分114的前缘115的表皮的部分100a。第二热气流路径(SAP)被构造成加热接近翼型件部分114的开口部分124的的表皮100b。第一热气流路径(FAP)和第二热气流路径(SAP)共同加热外壳102的外部103，以防止沿翼型件部分114积冰。
如本文中所描述的形成TAT传感器90的方法能够包括通过增材制造形成外壳102，该外壳具有限定了内部158的表皮100的并且包括限定了翼型件部分114的翼型件横截面154。增材制造能够形成翼型件部分，该翼型件部分包括上表面116和下表面118。增材制造能够在内部158内形成一组流体通路172以及定位在外壳内的入口162和一组出口101。增材制造能够形成帽191，该帽与外壳102的剩余部分整体形成；因此，形成尖端163以及一组喷射开口164。增材制造完成，使得一组流体通路172被构造成通过入口162接收热放气110并且将热放气110散布到一组出口101以加热外表面的至少一部分。通过非限制性示例的方式，增材制造能够包括直接金属激光熔融或直接金属激光烧结。
与本文中所讨论的公开内容相关的益处包括气动供给加热空气并且将加热空气引导至传感器外壳的关键位置而不影响传感器读数。能够使用增材制造来优化通道的位置和尺寸而不依赖目前传统的减材制造，减材制造的非限制性实例的包括机器加工、钻孔和磨削。
暴露于结冰环境的典型传感器已被机械设计或定位在该环境中使得从传感器脱落的任何大量的冰都不会损坏其后的物体。这限制了TAT传感器的位置选择，并且因此限制了TAT传感器的性能。通过TAT传感器内的加热系统消除的冰脱落改进了位置可能性。此外，考虑当前发动机设计中冰脱落的敏感度增大，优选对冰脱落具有最小敏感度或不具有敏感度的TAT传感器。
增材制造TAT传感器允许沿任何期望的位置来定位加热通道。由于外壳增材制造，也减少了TAT传感器的组装时间。
此外，如本文中所描述的散布室利用具有一组喷射开口的出口用于将加热引导至具有高冰密集度的TAT传感器区域。散布热空气随后被传输到TAT传感器的翼型件部分，以进一步去除积冰。
应当理解，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轮发动机。
此书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并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执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 (20)

1.一种适于用于飞行器上的空气温度传感器，所述空气温度传感器包括：
外壳，所述外壳限定了内部并且至少一部分具有翼型件横截面，以限定具有上表面和下表面的翼型件部分；
定位在所述翼型件部分内的温度传感器；
气流路径，所述气流路径具有位于所述外壳的上表面中的气流入口并且穿过所述外壳延伸到所述温度传感器，从而提供来自沿所述上表面流动的空气的转向空气以与所述温度传感器相接触；和
一组流体通路，其具有彼此平行定向的至少两个通道并且构造成在相反方向上引导气流，所述一组流体通路被限定在所述内部内并且具有定位在所述外壳内的通路入口和一组出口，并且其中所述一组流体通路被构造成通过所述通路入口接收热放气并且将热放气散布到所述一组出口以加热所述翼型件部分的至少一部分。
2.根据权利要求1所述的空气温度传感器，其中所述气流入口定位在所述翼型件部分的前缘处。
3.根据权利要求1所述的空气温度传感器，其中所述气流路径延伸穿过所述翼型件部分，出口位于所述上表面上。
4.根据权利要求3所述的空气温度传感器，还包括护套，所述护套至少部分地包绕所述温度传感器并且所述护套保护所述温度传感器不受热的影响。
5.根据权利要求4所述的空气温度传感器，其中所述气流路径的相对侧上具有位于所述内部内的两个流体通路。
6.根据权利要求5所述的空气温度传感器，其中所述上表面是所述翼型件的凹形侧并且所述下表面是所述翼型件部分的凸形侧。
7.根据权利要求1所述的空气温度传感器，还包括一组闭塞空间，所述一组闭塞空间定位在所述内部内并且与所述一组流体通路流体分开。
8.根据权利要求1所述的空气温度传感器，其中所述一组流体通路包括位于所述内部的第一部分内的第一流体通路和位于所述内部的第二部分内的第二流体通路。
9.根据权利要求8所述的空气温度传感器，还包括传输管，所述传输管定位在所述内部内并且流体联接所述第一流体通路和所述第二流体通路。
10.根据权利要求1所述的空气温度传感器，其中所述一组流体通路包括沿所述外壳的长度的一部分折返的流体通路。
11.一种适于用于飞行器上的空气温度传感器，所述空气温度传感器包括：
外壳，所述外壳限定了内部并且至少一部分具有翼型件横截面，以限定具有上表面和下表面的翼型件部分；
定位在所述翼型件部分内的温度传感器；
气流路径，所述气流路径具有位于所述外壳的上表面中的气流入口并且穿过所述外壳延伸到所述温度传感器，从而提供来自沿所述上表面流动的空气的转向空气以与所述温度传感器相接触；
一组流体通路，其包括至少一个通道，所述一组流体通路被限定在所述内部内并且具有定位在所述外壳内的通路入口和一组出口，并且其中所述一组流体通路被构造成通过所述通路入口接收热放气且将热放气散布到所述一组出口以加热所述翼型件部分的至少一部分；和
一组闭塞空间，所述一组闭塞空间定位在所述内部内、平行于所述至少一个通道延伸并且与所述一组流体通路流体分开。
12.根据权利要求11所述的空气温度传感器，其中所述气流入口定位在所述翼型件部分的前缘处。
13.根据权利要求11所述的空气温度传感器，其中所述气流路径延伸穿过所述翼型件部分，出口位于所述上表面上。
14.根据权利要求13所述的空气温度传感器，还包括护套，所述护套至少部分地包绕所述温度传感器并且所述护套保护所述温度传感器不受热的影响。
15.根据权利要求14所述的空气温度传感器，其中所述气流路径的相对侧上具有位于所述内部内的两个流体通路。
16.根据权利要求15所述的空气温度传感器，其中所述上表面是所述翼型件的凹形侧并且所述下表面是所述翼型件部分的凸形侧。
17.根据权利要求11所述的空气温度传感器，其中所述一组流体通路包括位于所述内部的第一部分内的第一流体通路和位于所述内部的第二部分内的第二流体通路。
18.根据权利要求17所述的空气温度传感器，还包括传输管，所述传输管定位在所述内部内并且流体联接所述第一流体通路和所述第二流体通路。
19.根据权利要求11所述的空气温度传感器，其中所述一组流体通路包括沿所述外壳的长度的一部分折返的流体通路。
20.根据权利要求11所述的空气温度传感器，其中所述一组流体通路具有彼此平行定向的至少两个通道并且构造成在相反方向上引导气流。
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