CN113804449A - 总温检测装置及航空发动机 - Google Patents
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Abstract
本公开涉及一种总温检测装置和航空发动机，其中总温检测装置包括：基体(1)，所述基体(1)内设有测温腔(13)、加热腔(14)和隔热腔(15)，所述测温腔(13)位于所述基体(1)内远离迎风面(P)的一侧，所述加热腔(14)位于所述基体(1)内靠近所述迎风面(P)的一侧，所述隔热腔(15)位于所述加热腔(14)与所述测温腔(13)之间；和测温部件(2)，设在所述测温腔(13)内。
Description
技术领域
本公开涉及航空发动机检测技术领域，尤其涉及一种总温检测装置及航空发动机。
背景技术
在航空发动机中，用于检测气流温度的总温传感器可能会发生迎风面结冰的情况，结冰不仅可能堵住传感器测温进气口直接影响实时测温，甚至可能由于结成大块冰而在冰块脱落后损坏其它重要部件。
为了防止总温传感器结冰，亟需对总温传感器增加防冰设计，而且，在防冰的同时还要保证测量精度高。
发明内容
本公开的实施例提供了一种总温检测装置及航空发动机，能够在防止总温检测装置结冰的同时提高测量准确性。
根据本公开的一方面，提供了一种总温检测装置，包括：
基体，基体内设有测温腔、加热腔和隔热腔，测温腔位于基体内远离迎风面的一侧，加热腔位于基体内靠近迎风面的一侧，隔热腔位于加热腔与测温腔之间；和
测温部件，设在测温腔内。
在一些实施例中，加热腔靠近隔热腔的侧壁朝向远离所隔热腔的方向凸出。
在一些实施例中，隔热腔在基体的横截面内垂直于被测气流的方向上贯通。
在一些实施例中，隔热腔内填充隔热材料。
在一些实施例中，基体包括安装段和与安装段连接的检测段，隔热腔设在检测段内，且在检测段的长度方向上至少覆盖测温部件的测温端所在区域。
在一些实施例中，加热腔被配置为通入外部热气；或者总温检测装置还包括加热部件，加热部件设在加热腔内。
在一些实施例中，总温检测装置还包括加热部件，设在加热腔内，被配置为根据使用环境温度可选择地开启，加热腔被配置为根据使用环境温度可选择地通入外部热气。
在一些实施例中，基体包括安装段和与安装段连接的检测段，安装段远离检测段的端部设有第一进气口，检测段侧壁上设有第一排气口，加热腔从安装段远离检测段的端部延伸至邻近检测段的自由端。
在一些实施例中，基体包括安装段和与安装段连接的检测段，检测段的前缘具有两个导流面，两个导流面在前端相交形成棱边，两个导流面共同形成迎风面，检测段在周向上除两个导流面以外的部分形成背风面。
在一些实施例中，加热腔包括第一侧壁、第二侧壁和第三侧壁，第一侧壁和第二侧壁分别与两个导流面的延伸方向一致且相交，第三侧壁的两端分别与第一侧壁和第二侧壁连接，且朝向远离隔热腔的方向凸出。
在一些实施例中，检测段上设有第二进气口和第二排气口，第二进气口和第二排气口均与测温腔连通，第二进气口位于检测段远离安装段的端面，第二排气口位于背风面。
在一些实施例中，在检测段的长度方向上，测温部件的测温端位于第二进气口与第二排气口之间。
在一些实施例中，第二排气口位于背风面上压力最低的区域。
在一些实施例中，导流面沿整个检测段的长度方向延伸。
在一些实施例中，两个导流面相对于通过棱边且延伸方向与被测气流方向一致的平面对称设置。
根据本公开的另一方面，提供了一种航空发动机，包括上述实施例的总温检测装置。
本公开实施例的总温检测装置，通过在基体靠近迎风面的位置设置加热腔，能够对迎风面所在区域进行加热，可防止迎风面结冰，以免迎风面上结成大块冰而在冰块脱落后损坏航空发动机中其它重要部件；而且，通过在加热腔与测温腔之间设置隔热腔，能够阻止加热腔内的热量向测温腔传递而影响实际测温结果，提高总温测量的准确性。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本公开的进一步理解，构成本申请的一部分，本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。在附图中：
图1为本公开总温检测装置的一些实施例的剖视图；
图2为本公开总温检测装置的一些实施例的立体图；
图3为图1中的A-A剖视图；
图4为图1中的B-B剖视图。
附图标记说明
1、基体；11、安装段；12、检测段；13、测温腔；131、第二进气口；132、第二排气口；14、加热腔；141、第一进气口；142、第一排气口；14A、第一侧壁；14B、第二侧壁；14C、第三侧壁；15、隔热腔；16、防冰结构；161、导流面；2、测温部件；21、测温端；P、迎风面；Q、背风面。
具体实施方式
以下详细说明本公开。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。
本公开中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“内”、“外”、“上”、“下”、“左”、“右”、“前”和“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本公开的总温检测部件用于检测气流的总空气温度，术语“总空气温度”是如航空和流体力学领域普通技术人员可理解的术语，简称“总温”。总温指流体以绝热过程完全静止时，它的动能将转化为内能时反映出来的温度，在航空领域，总温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。为了便于说明，下面以总温检测装置用于航空发动机为例进行说明。
如图1至图4，本公开提供了一种总温检测装置，在一些实施例中，包括：基体1和测温部件2。其中，基体1内设有测温腔13、加热腔14和隔热腔15，测温腔13位于基体1内远离迎风面P的一侧，迎风面P为基体1上正对迎着被测气流接触的面，迎风面P首先与被测气流接触，基体1上背离被测气流的面为背风面Q，其分界线如图3和图4的虚线所示。加热腔14沿被测气流方向K位于基体1内靠近迎风面P的一侧，隔热腔15沿被测气流方向K位于加热腔14与测温腔13之间。测温部件2设在测温腔13内，例如，测温部件2为测温探头、测温传感器等。
如图1和图2所示，基体1上设有第二进气口131和第二排气口132，第二进气口131和第二排气口132均与测温腔13连通，被测气流从第二进气口131进入测温腔13后，在测温腔13内滞流并恢复为总温，经过测温部件2进行温度检测后从第二排气口132排出。
总温检测部件的迎风面P由于接触到的气流温度较低容易结冰，本公开的实施例通过在基体1靠近迎风面P的位置设置加热腔14，能够对迎风面P所在区域进行加热，可防止迎风面P结冰，以免迎风面P上结成大块冰而在冰块脱落后损坏航空发动机中其它重要部件。而且，通过在加热腔14与测温腔13之间设置隔热腔15，能够阻止加热腔14内的热量向测温腔13传递而影响实际测温结果，提高总温测量的准确性。
在一些实施例中，如图3和图4，加热腔14靠近隔热腔15的侧壁朝向远离所隔热腔15的方向凸出，例如凸出形状为弧面、波浪形面、矩形面、锯齿面等。此种结构能够使加热腔14尽量远离测温腔13，以减少加热腔14内的热量向测温腔13传递而影响实际测温结果，进一步提高总温测量的准确性。
如图3和图4所示，隔热腔15在基体1的横截面内垂直于被测气流的方向上贯通，隔热腔15可直接开设在基体1上，易于加工。
此种结构不仅能通过隔热腔15将加热腔14和测温腔13在垂直于被测气流的方向上全部隔开，以免加热腔14的热量通过基体1以较短路径传递到测温腔13，另一方面还能使隔热腔15与外部连通，以通过外部空气实现气体隔热，由于外部气流处于流动状态，能够获得较优的隔热效果，且通过空气隔热能够减轻总温检测装置的重量。
为了获得更好的隔热效果，隔热腔15内填充隔热材料。例如，玻璃纤维、石棉、岩棉、硅酸盐、气凝胶毡、真空板等。隔热材料能够进一步防止加热腔14内的热量向测温腔13传递。
在一些实施例中，如图1和图2所示，基体1包括安装段11和与安装段11连接的检测段12，安装段11用于将总温检测部件安装于例如航空发动机的总温待测区域，检测段12暴露于空气中用于实现总温检测，为了提高安装的牢固性，安装段11的外径尺寸大于检测段12的外径尺寸。
如图1所示，隔热腔15设在检测段12内，且在检测段12的长度方向上至少覆盖测温部件2的测温端21所在区域。更优地，在检测段12的长度方向上，隔热腔15覆盖从第二进气口131至测温端21以上的区域，以免被测气流从第二进气口131进入测温腔13后到达测温端21的过程中受到加热腔14内热量的影响，从而提高检测准确性。
在一些实施例中，如图1所示，加热腔14被配置为通入外部热气，例如可从航空发动机的压气机或涡轮引入热气，此种方式能够充分利用航空发动机中的热量进行防冰。
或者总温检测装置还包括加热部件，加热部件设在加热腔14内，此种方式易于根据总温检测装置的使用环境温度控制加热温度，既能保证防冰效果，又能防止加热温度过高对测温腔13的检测带来影响。例如，电加热部件可以是电加热丝、电加热膜或电加热块等。
在一些实施例中，总温检测装置还包括加热部件，设在加热腔14内，被配置为根据使用环境温度可选择地开启，加热腔14被配置为根据使用环境温度可选择地通入外部热气。例如，电加热部件可以是电加热丝或电加热膜，贴合在加热腔14的内壁上，与通入外部热气加热互不影响。在实际使用时，可根据使用环境温度的高低选择只通入外部热气、只开启加热部件或者同时通入外部热气并开启加热部件，以根据实际情况采取不同的防冰手段。该实施例能够根据使用环境温度设置合适的加热量，在保证防冰效果的同时，防止加热温度过高对测温腔13的检测带来影响，以提高检测精度。
在一些实施例中，如图1和图2所示，基体1包括安装段11和与安装段11连接的检测段12。其中，安装段11的结构根据实际安装结构及空间进行设计调整，用于保证总温检测装置的安装及密封。检测段12指的是总温检测装置伸入被测气流中的部分，用于满足总温检测装置的测量要求及防冰要求等。安装段11和检测段12的相对位置及角度可根据实际情况调整。
安装段11远离检测段12的端部设有第一进气口141，检测段12侧壁上设有第一排气口142，加热腔14从安装段11远离检测段12的端部延伸至邻近检测段12的自由端。该实施例易于从航空发动机中引入热气，并对检测段12整个长度方向上的迎风面P都起到防冰作用。
在一些实施例中，如图2和图3所示，基体1包括安装段11和与安装段11连接的检测段12，检测段12的前缘具有两个导流面161，前缘是指首先与被测气流接触的部位，两个导流面161在前端相交形成棱边，两个导流面161共同形成迎风面P，检测段12在周向上除两个导流面161以外的部分形成背风面Q，背风面Q呈圆弧形，背风面Q与迎风面P可直接连接，或者通过圆弧面等平滑过渡。由此，检测段12的横截面呈类似椭圆形状，检测段12的横截面在沿被测气流方向K的尺寸大于垂直于被测气流方向K的尺寸。
该实施例中，被测气流到达基体1前缘的棱边后，直接沿着两个导流面161向后流动，形成防冰结构16，可防止在基体1的前缘处结冰。
如图3所示，加热腔14包括第一侧壁14A、第二侧壁14B和第三侧壁14C，第一侧壁14A和第二侧壁14B分别与两个导流面161的延伸方向一致且相交，第三侧壁14C的两端分别与第一侧壁14A和第二侧壁14B连接，且朝向远离隔热腔15的方向凸出。
该实施例能够使加热腔14尽量靠近基体1的前缘，以远离测温腔13，防止加热腔14内的热量向测温腔13传递，而且能在此基础上增大加热腔14的体积，以获得更多的热量来防冰。
如图2和图4所示，检测段12上设有第二进气口131和第二排气口132，第二进气口131和第二排气口132均与测温腔13连通，第二进气口131位于检测段12远离安装段11的端面，第二排气口132位于背风面Q。
具体地，第二进气口131所在平面的法线方向应与被测气流方向K垂直，这种垂直设计可以使得第二进气口131不会有水滴撞击并结冰，使第二进气口131不会结冰堵塞，被测气流可以顺畅地通过第二进气口131进入测温腔13，提高总温检测的准确性。
如图1所示，在检测段12的长度方向上，测温部件2的测温端21位于第二进气口131与第二排气口132之间。此种结构能够保证被测气流进入测温腔13后，在测温腔13内滞留并转化为总温且经过测温部件2检测后，再通过第二排气口132排出，能够提高总温检测的准确性。
如图4所示，第二排气口132位于背风面Q上压力最低的区域。第二排气口132可设置一个多个，例如，在测温部件2沿着被测气流方向K的两侧均设有第二排气口132。
由于防冰结构16的尖角结构的引流作用改变了被测气流的流动分布，从而使得第二排气口132处气压降低，以至于第二排气口132的气压低于测温腔13内气体压力，使得气流顺利从第二排气口132排出。而且，防冰结构16处设有加热腔14，基体1被加热后，基体1外表面附近的气流气压会进一步降低，更有利于降低第二排气口132的气压，从而更有利于将测温腔13内气流排出，以实时地对总温进行测量。
如图2所示，导流面161沿整个检测段12的长度方向延伸。该实施例中的防冰结构16足够长能保证被测气流直接撞击检测装置的部分都作用于防冰结构16上，可防止结成大冰块。被测气体直接撞击在防冰结构16上也就不会撞击到第二进气口131，且防冰结构16在前缘处设计为尖角形，可以使被测气体撞击尖角部位并改变气流方向，从而防止结冰。而且，此种结构能够尽量减少被测气流朝向背风面Q流动，以减小第二排气口132处的气压。
如图3和图4所示，两个导流面161相对于通过棱边且延伸方向与被测气流方向K一致的平面对称设置。此种结构能够使被测气流沿着防冰结构16的两侧对称流动，使两侧第二排气口132处的气压一致，测温腔13内的气体可以均匀地从两侧第二排气口132排出，使测温腔13内的气流分布均匀稳定，从而使测温腔13内的气流动能转化为热能，从而更充分地转化为总温。
在上述实施例中，通过对第二进气口131、第二排气口132以及测温端21的位置设计，不仅可以保证第二进气口131不会结冰堵塞，而且可实现被测气体恢复成总温实现总温测量。而且，通过将第二排气口132设计为较小的尺寸，能够使气流在测温腔13内滞留实现动能到热能的转换，提高总温转化率。另外，通过设计带有尖角的防冰结构16、将第二排气口132设在背风面Q的低压区，以及整个基体1的横截面形状的设计可实现传感器顺利进气，从而加快传感器响应速度。
本公开的实施例至少具备如下优点：结构简单，测温腔13、加热腔14和隔热腔15直接设在基体1上，易于加工。而且，通过设置沿整个检测段12长度方向延伸的防冰结构16，将第二进气口131上在检测段12远离安装段11的端面上，并在靠近防冰结构16的位置设置加热腔14进行加热，可起到较优的防冰效果，防止迎风面P以及第二进气口131结冰堵塞，防止累积结冰形成大冰块。另外，通过设置隔热腔15，将加热腔14靠近隔热腔15的侧壁朝向远离隔热腔15的方向凸出，以及通过第二进气口131、第二排气口132和测温端21的位置设计，可实现总温测量的精度和响应速度。
其次，本公开提供了一种航空发动机，包括上述实施例的总温检测装置。例如，总温检测装置可以安装在飞机上的燃气涡轮发动机的入口处。
以上对本公开所提供的一种总温检测装置和航空发动机进行了详细介绍。本文中应用了具体的实施例对本公开的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本公开的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本公开原理的前提下，还可以对本公开进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本公开权利要求的保护范围内。
Claims (16)
1.一种总温检测装置，其特征在于，包括：
基体(1)，所述基体(1)内设有测温腔(13)、加热腔(14)和隔热腔(15)，所述测温腔(13)位于所述基体(1)内远离迎风面(P)的一侧，所述加热腔(14)位于所述基体(1)内靠近所述迎风面(P)的一侧，所述隔热腔(15)位于所述加热腔(14)与所述测温腔(13)之间；和
测温部件(2)，设在所述测温腔(13)内。
2.根据权利要求1所述的总温检测装置，其特征在于，所述加热腔(14)靠近所述隔热腔(15)的侧壁朝向远离所隔热腔(15)的方向凸出。
3.根据权利要求1所述的总温检测装置，其特征在于，所述隔热腔(15)在所述基体(1)的横截面内垂直于被测气流的方向上贯通。
4.根据权利要求1所述的总温检测装置，其特征在于，所述隔热腔(15)内填充隔热材料。
5.根据权利要求1所述的总温检测装置，其特征在于，所述基体(1)包括安装段(11)和与所述安装段(11)连接的检测段(12)，所述隔热腔(15)设在所述检测段(12)内，且在所述检测段(12)的长度方向上至少覆盖所述测温部件(2)的测温端(21)所在区域。
6.根据权利要求1所述的总温检测装置，其特征在于，
所述加热腔(14)被配置为通入外部热气；或者
所述总温检测装置还包括加热部件，所述加热部件设在所述加热腔(14)内。
7.根据权利要求1所述的总温检测装置，其特征在于，还包括加热部件，设在所述加热腔(14)内，被配置为根据使用环境温度可选择地开启，所述加热腔(14)被配置为根据使用环境温度可选择地通入外部热气。
8.根据权利要求6或7所述的总温检测装置，其特征在于，所述基体(1)包括安装段(11)和与所述安装段(11)连接的检测段(12)，所述安装段(11)远离所述检测段(12)的端部设有第一进气口(141)，所述检测段(12)侧壁上设有第一排气口(142)，所述加热腔(14)从所述安装段(11)远离所述检测段(12)的端部延伸至邻近所述检测段(12)的自由端。
9.根据权利要求1所述的总温检测装置，其特征在于，所述基体(1)包括安装段(11)和与所述安装段(11)连接的检测段(12)，所述检测段(12)的前缘具有两个导流面(161)，所述两个导流面(161)在前端相交形成棱边，所述两个导流面(161)共同形成所述迎风面(P)，所述检测段(12)在周向上除所述两个导流面(161)以外的部分形成背风面(Q)。
10.根据权利要求9所述的总温检测装置，其特征在于，所述加热腔(14)包括第一侧壁(14A)、第二侧壁(14B)和第三侧壁(14C)，所述第一侧壁(14A)和所述第二侧壁(14B)分别与所述两个导流面(161)的延伸方向一致且相交，所述第三侧壁(14C)的两端分别与所述第一侧壁(14A)和所述第二侧壁(14B)连接，且朝向远离所述隔热腔(15)的方向凸出。
11.根据权利要求9所述的总温检测装置，其特征在于，所述检测段(12)上设有第二进气口(131)和第二排气口(132)，所述第二进气口(131)和所述第二排气口(132)均与所述测温腔(13)连通，所述第二进气口(131)位于所述检测段(12)远离所述安装段(11)的端面，所述第二排气口(132)位于所述背风面(Q)。
12.根据权利要求11所述的总温检测装置，其特征在于，在所述检测段(12)的长度方向上，所述测温部件(2)的测温端(21)位于所述第二进气口(131)与所述第二排气口(132)之间。
13.根据权利要求11所述的总温检测装置，其特征在于，所述第二排气口(132)位于所述背风面(Q)上压力最低的区域。
14.根据权利要求9所述的总温检测装置，其特征在于，所述导流面(161)沿整个检测段(12)的长度方向延伸。
15.根据权利要求9所述的总温检测装置，其特征在于，所述两个导流面(161)相对于通过所述棱边且延伸方向与被测气流方向(K)一致的平面对称设置。
16.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～15任一所述的总温检测装置。
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Also Published As
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