ES2279628T3 - Sonda de avion con sensor integral de temperatura de aire. - Google Patents
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Abstract
Un montaje (10) de sonda de sensor de aviones, que comprende: un elemento alargado (16) de sonda adaptado para proyectarse hacia fuera desde un avión (AC) a lo largo de un eje (AP) de proyección y dentro de una corriente de flujo de aire en vuelo, estando montado dicho elemento (16) de sonda para un movimiento de rotación alrededor de dicho eje (AP) de proyección, una cámara (55) de detección de temperatura formada en dicho elemento (16) de sonda, tendiendo dicha cámara (55) de detección de temperatura lumbreras (56, 58) de flujo de aire de entrada y de salida para permitir que una porción de la corriente de flujo de aire fluya dentro de ellas y desde ellas respectivamente, y un sensor (52) de temperatura dispuesto en dicha cámara (55) de detección de temperatura para detectar la temperatura de dicha porción de corriente de flujo de aire que fluye dentro de dicha cámara (55) de detección de temperatura; en el que dicha lumbrera (56) de flujo de aire de entrada está alineada longitudinalmente con respecto a dicho eje (AP) de proyección de tal manera que, en uso, la rotación de dicho elemento (16) de sonda hace que dicha lumbrera (56) de flujo de aire de entrada sea coincidente con una línea de remanso de una corriente de aire entrante.
Description
Sonda de avión con sensor integral de
temperatura de aire.
La presente invención se refiere generalmente a
sondas de sensor de datos de vuelo de aviones que derivan
información en vuelo (por ejemplo, ángulo de ataque, resbalón de
ala, velocidad del aire, altitud y/o velocidad vertical) a partir
de condiciones de presión de corriente de aire del perfil de vuelo
del avión. En formas preferidas, la presente invención se
materializa en una sonda de sensor de datos de vuelo de aviones que
incluye integralmente un sensor de temperatura de corriente de
aire.
Son conocidas sondas multifunción de sensor de
aviones, tales como los montajes de sonda multifunción de aviones
divulgados en la patente de Estados Unidos nº 5.544.526 expedida el
13 de agosto de 1996 a Guntis U. Baltins y otros (a la que se hará
referencia aquí en lo sucesivo como la "Patente `526 de Baltins y
otros". A este respecto, los montajes de sonda de la patente
`526 de Baltins y otros se materializan generalmente en una sonda
giratoria de dirección de corriente de aire que está provista
adicionalmente de una lumbrera de detección de presión dinámica
posicionada sustancialmente a medio camino entre un par de lumbreras
neumáticas de detección que están posicionadas simétricamente con
respecto a la línea de remanso de la sonda. De este modo se puede
proporcionar un conjunto de lumbreras neumáticas de salida, cada una
de las cuales se comunica con una de las respectivas lumbreras
neumáticas de detección en la sonda.
De este modo, cuando las presiones neumáticas
dentro de las lumbreras pareadas de detección están equilibradas,
la presión neumática en la o las lumbreras de salida en comunicación
con las lumbreras de detección estará esencialmente a una presión
P_{1} que es una función monótona de presión estática
(atmosférica) sobre un amplio intervalo de velocidades de aire (por
ejemplo, desde Mach 0,1 hasta velocidades supersónicas). La lumbrera
de detección de presión dinámica, por otro lado, se presentará
directamente a la corriente de aire cuando las presiones dentro de
las lumbreras neumáticas de detección estén equilibradas. Como
resultado, una lumbrera de salida de presión dinámica que se
comunica con la lumbrera de detección de presión dinámica exhibirá
una presión máxima P_{O} de corriente de aire que es una función
monótona de presión de Pitot (de impacto) sobre un amplio intervalo
de velocidades de aire. Estas presiones P_{1} y P_{O} pueden de
este modo ser convertidas matemáticamente en verdaderas presiones
estáticas (atmosféricas) y de Pitot (de impacto) sin adulterar por
ningún error dependiente del resbalón de ala y/o del ángulo de
ataque del avión. La sonda se puede emplear de este modo para
derivar información de datos de vuelo de resbalón de ala y/o de
ángulo de ataque, además de datos de vuelo primarios, tales como la
velocidad del aire, la altitud y/o la velocidad vertical.
La temperatura de corriente de aire representa
información importante que puede ser usada por el instrumental a
bordo. Por ejemplo, la temperatura real de corriente de aire se
puede emplear para determinar la verdadera velocidad del aire del
avión durante el vuelo (por ejemplo, velocidad del aire indicada
compensada por condiciones de presión y temperatura de corriente de
aire). Lo que es más, la temperatura de corriente de aire es
importante para iniciar la activación, bien manualmente o bien
automáticamente, del equipo anti-helamiento de a
bordo del avión.
Los datos de temperatura de corriente de aire en
vuelo se han determinado convencionalmente usando una sonda de
temperatura de corriente de aire situada a distancia en una posición
fija con relación a la o las sondas de detección de presión de
corriente de aire. Esta colocación a distancia de la sonda de
temperatura puede inducir algunos errores de datos, ligeros pero
significativos. A este respecto, las sondas de temperatura
convencionales incluyen un dispositivo térmico resistivo (RTD), una
cubierta protectora térmicamente y un cuerpo exterior. El RTD
típico, habitualmente hecho de platino para propiedades de
estabilidad de temperatura, varía en resistencia eléctrica como una
función de temperatura detectada. La cubierta protectora sirve para
proteger el RTD de cualquier residuo/hielo/humedad que pueda entrar
en el cuerpo exterior y proteger el RTD de detectar cualquier
variación de temperatura desde el cuerpo exterior calentado. La
función del cuerpo exterior es conducir suficiente aire a través
del cuerpo para permitir la detección de temperatura dinámica
mientras que minimiza el impacto de cualquier residuo que entra
desde el flujo de aire. Para asegurar un flujo apropiado de aire,
el cuerpo exterior es calentado para impedir la acumulación de hielo
y reducir el contenido de humedad del flujo de aire a través del
cuerpo.
Sondas convencionales de temperatura de aire de
aviones, como sondas de Pitot, se montan en una posición fija con
una gran abertura orientada hacia delante para minimizar errores a
partir de una desalineación con el flujo de aire. Sin embargo, ya
que ambos dispositivos miden propiedades de remanso (o totales) del
flujo de aire, las mediciones de flujos de aire en ángulos
entrantes grandes con relación a la abertura orientada hacia
delante tendrán un error incorregible causando que las mediciones
indicadas sean menores que las mediciones de remanso (o
totales).
Ejemplos de sondas fijas se proporcionan en el
documento US 4821566 y en el documento US 5628565.
El documento US 4821566 divulga un aparato de
medición de datos de aire para usar en un avión que comprende un
alojamiento abierto por ambos extremos y dividido en dos cámaras por
una pared transversal. La cámara de extremo delantero contiene un
sensor de presión total y la cámara de extremo trasero contiene un
montaje de sensor de temperatura total, por lo que el aparato
funciona para medir la presión y la temperatura total en un punto
común en un avión.
El documento US 5628565 proporciona una sonda
aerodinámica de detección de datos de aire adaptada para montar en
un vehículo aéreo y capaz de generar señales relacionadas con un
fluido que fluye con relación al vehículo aéreo. Una entrada de
fluido posicionada en un primer extremo de las caras de montante
generalmente transversal al flujo de fluido admite selectivamente
fluido en una cavidad interna de montante debido a una presión
diferencial a través de ella. En funcionamiento, el diferencial de
presión se forma entre la primera superficie de extremo del
montante inclinado hacia delante, con forma aerodinámica, y
lumbreras de escape de sonda. Un elemento de detección de
temperatura dispuesto en la cavidad interna de montante registra la
temperatura del fluido y el fluido detectado se expulsa desde la
cavidad interna de montante a través de las lumbreras de escape. En
otra realización, un cabezal de sonda con forma de barril adaptado
para detectar presión de fluido se conecta a una porción del borde
delantero del montante para formar una sonda aerodinámica
multifunción de detección de datos de aire.
De este modo, sería especialmente deseable si se
pudieran proporcionar sondas de temperatura de aviones que no
fuesen susceptibles de errores incorregibles causados por ángulos
relativamente grandes de flujo entrante de aire (que podría ocurrir
con ángulos de ataque relativamente grandes). Es a satisfacer tal
necesidad hacia lo que va dirigida esta invención.
En líneas generales, la presente invención está
dirigida hacia una sonda de temperatura de aire de aviones que es
capaz de ser mantenida en alineación sustancial con la línea de
remanso de corriente de aire (o línea de presión máxima de
corriente de aire que incide en la superficie externa del elemento
de sonda).
La invención se define en las reivindicaciones
que se acompañan.
De acuerdo con una realización particularmente
preferida de esta invención, el sensor de temperatura de corriente
de aire se proporciona colectivamente como una parte integral de un
montaje multifunción de sonda de aviones del tipo divulgado en la
patente `526 de Baltins y otros y/o en la solicitud de patente
europea nº 99930674.9, en tramitación conjunta, que tiene una fecha
efectiva de presentación de 24 de junio de 1999 (publicada como
WO-A-00/02008
[EP-A-1092126]) (a la que se hará
referencia aquí en lo sucesivo como "solicitud de Menzies y
otros"). A este respecto, la sonda de temperatura de corriente de
aire está, lo más preferiblemente, aislada físicamente de las
lumbreras de detección de presión de corriente de aire del montaje
de sonda, pero es capaz de estar alineada con tales lumbreras de
detección con la línea de remanso.
En una realización particularmente preferida, el
elemento de sonda de esta invención está provisto de al menos una
lumbrera de detección de presión y una lumbrera de detección de
temperatura que están en comunicación de fluido con una cámara de
detección de presión y una cámara de detección de temperatura
respectivamente, y se pueden alinear cada una como una unidad con
respecto a la línea de remanso de corriente de aire. Un sensor de
temperatura puede estar dispuesto de este modo en la cámara de
detección de temperatura como para detectar la temperatura del
flujo de aire en vuelo.
El sensor de temperatura está, lo más
preferiblemente, térmicamente apantallado del elemento de sonda.
Específicamente, el sensor de temperatura está, lo más
preferiblemente, rodeado coaxialmente por una estructura de escudo
térmico, generalmente cilíndrica, que tiene orificios de entrada y
de salida de flujo de aire. El escudo térmico impide por ello que
la temperatura del elemento de sonda (que puede estar calentado por
un calentador integral de resistencia eléctrica durante condiciones
potenciales de helamiento en vuelo) afecte a los datos de
temperatura de flujo de aire obtenidos por el sensor de
temperatura.
Estos y otros aspectos y ventajas de la presente
invención quedarán más claros después de considerar cuidadosamente
la siguiente descripción detallada de las realizaciones ejemplares
preferidas de ella.
En lo sucesivo se hará referencia a los dibujos
que se acompañan, en los que números de referencia iguales en las
diversas figuras denotan elementos estructurales similares, y en los
que:
La figura 1 es una vista parcial en perspectiva
de una sección delantera de un avión que muestra un montaje
preferido de sensor de acuerdo con la presente invención;
la figura 2 es una vista parcial en corte
transversal tomada a través del fuselaje de avión a lo largo de las
líneas 2-2 de la figura 1 según se ve desde el flujo
entrante de corriente de aire, que muestra de manera ampliada un
montaje preferido de sensor de la presente invención;
la figura 3 es una vista en alzado, parcialmente
en corte, del elemento de sonda empleado en el montaje de sensor de
esta invención;
la figura 4 es una vista en alzado en corte
transversal del elemento de sonda mostrado en la figura 3 según se
toma a lo largo de la línea 4-4 de ella;
la figura 5 es una vista en alzado a escala
ampliada de la región distal de punta del elemento de sonda mostrado
en las figuras 3 y 4;
la figura 6 es una vista en corte transversal de
la región distal de punta del elemento de sonda mostrado en la
figura 5 según se toma a lo largo de la línea 6-6 de
ella; y
la figura 7 es una vista esquemática en corte
transversal, similar a la figura 6, que muestra algunos ángulos
preferidos y la orientación de las diversas ranuras empleadas para
la región de sensor de temperatura de acuerdo con esta
invención.
La figura 1 que se acompaña muestra, en vista en
perspectiva, una porción de un avión AC que tiene un montaje 10 de
sonda de sensor de aviones de acuerdo con la presente invención
emparejado a una sección delantera FS de fuselaje. El montaje de
sonda se proyecta hacia fuera desde el fuselaje FS de avión a lo
largo de un eje A_{P} de proyección como para estar expuesto
perpendicularmente a la corriente de aire en vuelo. A este
respecto, aunque el montaje 10 de sonda de sensor de aviones se
representa en la figura 1 proyectándose hacia abajo desde el avión
AC, se entenderá por supuesto que se puede proyectar lateralmente
desde el avión AC si se desea. De este modo, como el montaje de
sensor divulgado y reivindicado en la patente relacionada `526 de
Baltins y otros, el montaje 10 de sonda de esta invención se puede
proyectar desde el avión virtualmente con cualquier orientación
deseada como para desacoplar los efectos de rotaciones de avión de
eje múltiple. De este modo, se puede desear una orientación
lateralmente proyectante del montaje 10 de sonda si el ángulo de
ataque se pretende medir con la mínima influencia posible a partir
del ángulo de resbalón de ala del avión. Alternativamente, se puede
desear una orientación descendentemente proyectante, como se muestra
en las figuras de los dibujos que se acompañan, si el ángulo de
resbalón de ala del avión se pretende medir con la mínima
influencia posible a partir del ángulo de ataque del avión.
Los datos de presión/dirección de corriente de
aire obtenidos por el montaje 10 de sonda de esta invención se
pueden transferir a la instrumentación de vuelo de a bordo del avión
y/o sistemas de director de vuelo mediante conducciones
eléctricas/neumáticas convencionales conectadas al alojamiento 14 de
sensor (véase la figura 2). A este respecto, las funciones y
estructuras internas del alojamiento 14 pueden estar de acuerdo con
la patente `526 de Baltins y otros, y de este modo se puede omitir
aquí una descripción detallada de ellas.
Como se ve en las figuras 2 y 3 que se
acompañan, el montaje 10 de sonda está compuesto generalmente por el
alojamiento 14, un elemento hueco 16 de sonda, generalmente cónico,
y un collar 14-1 de montaje. El collar
14-1 de montaje se proporciona de manera que el
montaje 10 de sonda puede estar montado en estructuras S de soporte
asociadas con el fuselaje FS del avión de tal manera que el
alojamiento 14 está dentro del fuselaje FS y el elemento 16 de
sonda se extiende hacia fuera desde él a lo largo del eje A_{P} de
proyección.
El elemento hueco 16 de sonda, con forma cónica,
está montado en el alojamiento 14 para movimientos de pivote
alrededor del eje A_{P} de proyección de sonda. El elemento 16 de
sonda está provisto de una lumbrera central 20 de detección de
presión dinámica que está alineada con la línea de remanso del
elemento de sonda (o la línea de presión más alta de corriente de
aire que incide sobre la superficie del elemento de sonda)
coincidente con el eje A_{P} de proyección del elemento de sonda.
La lumbrera 20 de detección está, lo más preferiblemente, en forma
de ranura alargada, estando dispuesto generalmente el eje de
alargamiento en la dirección del eje A_{P} de proyección.
El elemento 16 de sonda está provisto, lo más
preferiblemente, de un cierto número de otras lumbreras de presión
de la manera descrita en la solicitud `072 de Menzies y otros citada
anteriormente. Por ejemplo, un par de lumbreras neumáticas 22 de
detección está provisto en el elemento 16 de sonda, estando cada una
espaciada de manera simétricamente circunferencial de la lumbrera
central 20 de presión dinámica. A este respecto, cada una de las
lumbreras 22 de detección está, lo más preferiblemente, espaciada de
manera simétricamente circunferencial de la lumbrera 20
sustancialmente 45º (es decir, de manera que el par de lumbreras 22
de presión están espaciadas circunferencialmente una de otra
sustancialmente 90º). Cada una de las lumbreras 22 está, lo más
preferiblemente, en forma de ranura alargada cuya extensión
longitudinal está dispuesta generalmente en la dirección del eje
A_{P} de proyección. Aunque en la figura 2 se representa un único
par de lumbreras 22, el elemento 16 de sonda puede estar provisto
de unos pares proximal y distal de lumbreras (por ejemplo de la
manera descrita en la solicitud de Menzies y otros citada
anteriormente), en cuyo caso unas respectivas lumbreras de las
lumbreras proximales y distales están, lo más preferiblemente,
alineadas longitudinalmente entre sí.
Un par de lumbreras neumáticas exteriores 26 de
presión están también provistas preferiblemente en el elemento 16
de sonda. Lo más preferiblemente, cada una de las lumbreras
exteriores 26 de presión está espaciada de manera simétricamente
circunferencial de la lumbrera central 20 de presión aproximadamente
90 grados (es decir, de manera que las lumbreras 26 de presión
están opuestas entre sí de manera sustancialmente latitudinal en la
superficie exterior del elemento 16 de sonda). Como se muestra en la
figura 2, el par exterior de lumbreras 26 de presión está
posicionado de manera proximal en la superficie exterior del
elemento 16 de sonda con relación al par de lumbreras 22 situado de
manera más distal. Como las lumbreras 20 y 22 discutidas
previamente, las lumbreras 26 están, lo más preferiblemente, en
forma de ranuras alargadas cuya extensión longitudinal está
dispuesta generalmente en la dirección del eje A_{P} de
proyección. A este respecto, cada una de las lumbreras 20 y 22
está, lo más preferiblemente, ahusada hacia el extremo de vértice
del elemento cónico 16 de sonda. Esto es, las lumbreras 20 y 22
están ahusadas en una medida como para tener un ángulo incluido
sustancialmente constante (esto es, como para ahusarse en la misma
medida que el elemento 16 de sonda).
Como quizá se represente más claramente en las
figuras 3 y 4 que se acompañan, el elemento 16 de sonda incluye una
cubierta exterior 28 de sonda, con forma generalmente cónica, y una
paleta interna 29 de separador. La paleta 29 de separador está, lo
más preferiblemente, en forma de estructura de una pieza, con forma
triangular, que está calibrada y dimensionada entre bordes
convergentes delantero y trasero (con relación a la dirección de
flujo de la corriente de aire como se indica mediante la flecha
A_{AS} mostrada en la figura 4) como para encajar estrechamente
dentro del interior cónico de la cubierta 28 de sonda. La paleta 29
de separador está posicionada por lo tanto enteramente dentro de la
oquedad de la cubierta cónica 28 de elemento de sonda y está fijada
a ella de una manera tal que rota como una unidad con el elemento 16
de sonda alrededor del eje A_{P} de proyección.
La paleta 28 de separador está provista de una
cámara 30 de borde delantero (véase la figura 4) que está en
comunicación de fluido con la lumbrera 20 por un extremo distal de
ella. El otro extremo (proximal) de la cámara 30 está en
comunicación de fluido con un conducto tubular 32 que se extiende
por la dimensión longitudinal de la caña 16-1 de
sonda. También está provisto un sumidero 30-1 de
drenaje como para permitir que la humedad drene desde la cámara 30
a través del agujero 30-2 de drenaje en la
superficie exterior del elemento 16 de sonda. A este respecto, el
conducto 32 está en conexión de fluido con sensores adecuados de
presión (no mostrados) dentro del alojamiento 14 como para
convertir la condición de presión detectada por él en señales
adecuadas de datos.
Las lumbreras 22 se comunican con cámaras
delanteras laterales 40 que, a su vez, se comunican con cámaras
traseras 42 de una manera similar a la divulgada en la solicitud de
Menzies y otros citada anteriormente. Esto es, las cámaras 40 y 42
se establecen colectivamente mediante la superficie interior de la
cubierta 28 de sonda, con forma generalmente cónica, y la paleta 29
de separador alojada dentro de ella y, como tales, están en
comunicación de fluido entre sí alrededor de la cámara transversal
48. Las cámaras traseras 42 son capaces por lo tanto de estar
conectadas neumáticamente a sensores adecuados (no mostrados) dentro
del alojamiento 14 mediante pasajes 46.
Un calentador 44 de sonda de resistencia
eléctrica está empotrado dentro de la paleta 29 de separador como
para calentar el elemento 16 de sonda hasta una temperatura
suficientemente elevada para minimizar sustancialmente (o impedir
completamente) la formación y/o la acumulación de hielo que se puede
amontonar durante condiciones de helamiento en vuelo.
Cada una de las lumbreras 26 lateralmente
opuestas se comunica con una cámara 48 que se extiende
transversalmente. La cámara 48 está a su vez en conexión de fluido
con sensores neumáticos (no mostrados) dentro del alojamiento 14
mediante un conducto 49 que se extiende por la dimensión
longitudinal de la caña 16-1 de sonda.
De manera importante para la presente invención,
el elemento 16 de sonda incluye cerca de su extremo de vértice un
montaje 50 de sonda de temperatura de aire que está provisto
esencialmente de una sonda 52 de temperatura de aire cuyo o cuyos
hilos conductores (no mostrados) pueden estar encaminados a través
de un conducto 54 de búsqueda y conectados operativamente a
sensores adecuados (no mostrados) alojados dentro del alojamiento
14. La sonda 52 de temperatura de aire es en sí misma convencional y
es, lo más preferiblemente, un dispositivo térmico resistivo (RTD)
adecuado para instalaciones de avión. Un RTD particularmente
preferido que se puede emplear en la presente invención es un
modelo F3107 disponible comercialmente de Omega Engineering,
Inc.
El elemento 52 de sonda se extiende hacia
delante hacia el extremo de vértice del elemento 16 de sonda, de
manera que una porción longitudinal terminal 52a de punta de
detección de él está posicionada dentro de una cavidad generalmente
cilíndrica 55 formada en el extremo distal de la paleta 29 de
separador. La cavidad 55 está en comunicación de fluido con el
flujo de aire entrante en virtud de la lumbrera 56. A este respecto,
la lumbrera 56, como la lumbrera 20 discutida anteriormente, está,
lo más preferiblemente, en forma de ranura alargada, orientada de
manera generalmente longitudinal a lo largo del eje longitudinal del
elemento 16 de sonda y que, en uso, es coincidente con la línea de
remanso de flujo de aire. Esto es, puesto que el elemento 16 de
sonda girará alrededor del eje A_{P} de sonda debido al
equilibrado de presión discutido previamente, la lumbrera 56 estará
alineada coincidentemente con la línea de flujo de remanso de la
corriente entrante de aire. El aire de flujo saliente desde la
cavidad 55 pasa a través de una serie de orificios 58 de
ventilación, espaciados longitudinalmente, dispuestos en el lado de
baja presión (trasero) del elemento 16 de sonda.
La punta 52a de detección de la sonda 52 de
temperatura está alojada ella misma dentro de un escudo térmico 60
generalmente cilíndrico, que tiene extremos cerrados delantero y
trasero 62, 64 respectivamente, y una pared lateral 66
sustancialmente cilíndrica, que se extiende de manera rígida entre
ellos. Lo más preferiblemente, la pared lateral 66 del escudo 60
está formada de un material de acero inoxidable (por ejemplo
inconel) debido a sus ventajosas propiedades de transferencia
térmica. El escudo 60 esencialmente aísla térmicamente la punta 52a
de detección del elemento 52 de sonda de temperatura con respecto a
las estructuras de paleta 29 de separador y de cubierta 28 como
para impedir un aumento en la temperatura del aire en las
proximidades de la punta 52a de detección mediante radiación de
temperatura desde ella (lo que puede ocurrir, por ejemplo, durante
el funcionamiento del calentador 44 de sonda). Como resultado de
ello, se evitan datos inexactos de temperatura de aire cuando el
elemento 16 de sonda se caliente internamente (por ejemplo durante
condiciones de helamiento en vuelo) mediante el calentador 44 de
sonda.
El extremo delantero 62 del escudo 60 está
conectado de manera rígida al extremo de vértice de la cubierta 28
de sonda mediante cualesquiera medios adecuados. La pared cilíndrica
66 se extiende de este modo hacia atrás desde él y rodea
coaxialmente la punta 52a de detección de la sonda 52 de
temperatura. La pared 66 está provista de lumbreras 66a de flujo
entrante, orientadas longitudinalmente, y una serie de lumbreras 66b
de flujo saliente, espaciadas longitudinalmente. Lo más
preferiblemente, se proporcionan un par de lumbreras 66a de flujo
entrante y tres lumbreras 66b de flujo saliente, pero se puede
proporcionar un número mayor/menor de tales lumbreras sin salir de
la presente invención. Las lumbreras 66a, 66b están orientadas, lo
más preferiblemente, simétricamente con relación al plano medio
longitudinal del elemento 16 de sonda que permanece coincidente con
la línea de remanso de corriente de aire.
Las lumbreras 66a de flujo entrante están
definidas entre respectivos bordes laterales de un puente central
67 de impacto, que se extiende longitudinalmente, y la pared lateral
66 del escudo 60. El puente de impacto está conectado de manera
rígida al escudo 60 como para extenderse por toda la extensión
longitudinal de las lumbreras 66a. La sección 67 de puente de
impacto sirve como estructura de impacto contra la cual pueden
golpear los residuos arrastrados en el flujo de aire y que entran a
través de la ranura 56. De tal manera, por lo tanto, la sección 67
de puente impide que los residuos golpeen el sensor 52 de
temperatura dentro del escudo 60 evitando por ello daños a la
sonda. También, la sección 67 de puente de impacto sirve como
elemento de remanso de flujo de aire. La sección 67 de puente de
impacto está fijada de manera radialmente hacia dentro con relación
a la pared lateral 66 del escudo 60 y las lumbreras 66a de flujo
entrante de él.
En uso, el flujo de aire entrará en la cavidad
55 mediante la lumbrera 56 y entrará en último lugar en el escudo
60 mediante las lumbreras 66a, en donde contacta con la punta 52a de
detección de la sonda 52 de detección de temperatura. La sonda 52
de detección de RTD comunicará por ello la temperatura del flujo de
aire a ordenadores de a bordo (no mostrados). Se descargará aire de
flujo saliente a través de las lumbreras 66b y los orificios 58. El
flujo de aire en el espacio anular de la cavidad 55 que rodea el
escudo 60 sirve para dejar salir calor desde él (por ejemplo,
debido a la transferencia de calor desde el escudo 60 hasta el flujo
de aire dentro del espacio anular circundante), de manera que el
aire dentro del escudo 60 no está afectado por el calentador 44 de
sonda. También, de acuerdo con la presente invención se pueden
obtener datos más precisos de temperatura en vuelo puesto que la
punta 52a de detección de la sonda 52 de temperatura está expuesta
en todo momento a la línea de remanso de flujo de aire a lo largo
del elemento 16 de sonda de la manera discutida previamente.
Las orientaciones y/o los tamaños específicos de
las ranuras 56, 58, 66a y 66b están diseñados para equilibrar
varios criterios. Por ejemplo, el flujo de aire permitido por tales
ranuras debe ser suficiente para permitir que se proporcione
suficiente calor al elemento 16 de sonda para mantenerlo
generalmente deshelado, pero insuficiente para calentar el aire
alrededor de la punta 52a de detección de la sonda 52. Se debe
proporcionar suficiente flujo de aire desde el cuerpo exterior del
elemento 16 de sonda hasta la sonda 52 de temperatura para la
medición dinámica de temperatura sin tener demasiado flujo de aire
que pudiera invalidar las propiedades de remanso del flujo de aire.
El flujo de aire también debe ser suficiente de modo que el grosor
de capa de límite térmico efectivo alrededor del escudo 60 sea
menor que el espacio entre la superficie interior de la cavidad 55 y
el escudo 60. Las lumbreras 58 y 66b de salida deben estar
calibradas y posicionadas para asegurar el flujo positivo a través
de la punta distal de la sonda 16 a pesar de las condiciones
externas de flujo a lo largo de una amplia variedad de perfiles
potenciales de vuelo y velocidades del aire. Finalmente, el tamaño
de las diversas lumbreras se debería minimizar para impedir que
partículas de cualquier densidad y masa indeterminada pero
razonable que entran dentro de la sonda 16 impacten en la sonda 52
de temperatura.
La figura 7 que se acompaña muestra de manera
esquemática una realización particularmente preferida que satisface
los criterios descritos anteriormente. A este respecto, las
lumbreras 56, 58, 66a y 66b tendrán, lo más preferiblemente, las
siguientes relaciones angulares cuando se miden transversalmente
desde el eje A_{P} de sonda: ángulo A_{O} (borde exterior de la
lumbrera 56) = 23,0º; ángulo A_{i} (borde interior de la lumbrera
56) = 20,0º; ángulo B_{O} (ángulo total de hueco exterior de las
lumbreras 66a según se determina circunferencialmente a partir de
los bordes más exteriores de las mismas) = 70,0º; ángulo B_{i}
(ángulo total de hueco de las lumbreras 66a según se determina
circunferencialmente a partir de los bordes más interiores de las
mismas) = 88,3º; ángulo C_{O} (el ángulo entre bordes exteriores,
opuestos circunferencialmente, de la sección 67 de impacto) =
44,0º; ángulo C_{i} (el ángulo entre bordes exteriores, opuestos
circunferencialmente, de la sección 67 de impacto) = 54,0º; ángulo
entre los ángulos B_{O} y C_{O} = 13º; ángulo D_{O} (ángulo
entre los bordes opuestos exteriores de las ranuras 58) = 15º;
ángulo D_{i} (ángulo entre los bordes opuestos interiores de las
ranuras 58) = 20º; ángulo d (ángulo entre los bordes interior y
exterior de las ranuras 66b) = 10,0º; ángulo E_{O} (ángulo entre
bordes opuestos exteriores de pieza sólida entre ranuras 58
adyacentes) = 15º; ángulo E_{i} (ángulo entre bordes opuestos
interiores de pieza sólida entre ranuras 58 adyacentes) = 10,0º;
ángulo e (ángulos entre los bordes exterior e interior de la pieza
sólida de escudo 60 entre ranuras adyacentes de las ranuras 66b) =
20,0º y 18,3º respectivamente.
Los ángulos para las otras lumbreras 58, 66b y
piezas sólidas entre ellas son idénticos a los descritos
anteriormente ya que la sonda 16 es simétrica alrededor del eje y.
El radio, sin embargo, varía debido a la forma cónica preferida de
la sonda 16. Cuando se utilizan los parámetros de tamaño citados
anteriormente, las características de flujo del montaje 50 de sonda
de temperatura de aire se han calculado para proporcionar un
rendimiento aceptable dados los criterios previamente citados.
Por lo tanto, aunque la invención se ha descrito
con relación a lo que en el presente se considera que es la
realización más práctica y preferida, se ha de entender que la
invención no ha de estar limitada a la realización divulgada sino,
por el contrario, está destinada a cubrir diversas modificaciones y
disposiciones equivalentes incluidas dentro del alcance de las
reivindicaciones adjuntas.
Claims (26)
1. Un montaje (10) de sonda de sensor de
aviones, que comprende:
un elemento alargado (16) de sonda adaptado para
proyectarse hacia fuera desde un avión (AC) a lo largo de un eje
(A_{P}) de proyección y dentro de una corriente de flujo de aire
en vuelo, estando montado dicho elemento (16) de sonda para un
movimiento de rotación alrededor de dicho eje (A_{P}) de
proyección,
una cámara (55) de detección de temperatura
formada en dicho elemento (16) de sonda, tendiendo dicha cámara
(55) de detección de temperatura lumbreras (56, 58) de flujo de aire
de entrada y de salida para permitir que una porción de la
corriente de flujo de aire fluya dentro de ellas y desde ellas
respectivamente, y
un sensor (52) de temperatura dispuesto en dicha
cámara (55) de detección de temperatura para detectar la
temperatura de dicha porción de corriente de flujo de aire que fluye
dentro de dicha cámara (55) de detección de temperatura;
en el que dicha lumbrera (56) de flujo de aire
de entrada está alineada longitudinalmente con respecto a dicho eje
(A_{P}) de proyección de tal manera que, en uso, la rotación de
dicho elemento (16) de sonda hace que dicha lumbrera (56) de flujo
de aire de entrada sea coincidente con una línea de remanso de una
corriente de aire entrante.
2. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 1, que comprende adicionalmente un
escudo térmico (60) para aislar térmicamente dicho sensor (52) de
temperatura de dicho elemento (16) de sonda.
3. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 2, en el que dicho escudo térmico
(60) es generalmente cilíndrico y rodea coaxialmente dicho sensor
(52) de temperatura.
4. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 3, en el que dicho escudo térmico
(60) incluye extremos delanteros y distales (62, 64) y una pared
lateral (66), generalmente cilíndrica, conectada rígidamente entre
ellos.
5. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 4, en el que dicha pared lateral (66)
incluye orificios (66a, 66b) de flujo entrante y de flujo
saliente.
6. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que
dicha cámara (55) de detección de temperatura está situada en un
extremo distal de dicho elemento alargado (16) de sonda.
7. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 6, en el que dicho elemento (16) de
sonda tiene forma generalmente cónica.
8. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en el que
dicho elemento (16) de sonda tiene al menos una lumbrera (20, 22,
26) de presión formada en dicho elemento (16) de sonda para
detectar una condición de presión de la corriente de flujo de
aire.
9. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 8, en el que dicho elemento (16) de
sonda incluye una pluralidad de dichas lumbreras (20, 22, 26) de
presión.
10. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 9, en el que dichas lumbreras (20,
22, 26) de presión son ranuras orientadas de forma generalmente
longitudinal.
11. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 10, en el que dicho elemento (16) de
sonda tiene forma cónica y establece un extremo distal de vértice, y
en el que dichas ranuras (20, 22, 26) están ahusadas hacia dicho
extremo de vértice de dicho elemento (16) de sonda.
12. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 8, en el que dicha al menos una
lumbrera (20, 22, 26) de presión incluye una lumbrera (20) de
presión dinámica y en el que dicha lumbrera (20) de presión
dinámica y dicha lumbrera (56) de flujo de aire de entrada están
orientadas longitudinalmente a lo largo de una línea de remanso de
flujo de aire en una superficie exterior de dicho elemento (16) de
sonda.
13. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 12, en el que dicho elemento (16) de
sonda incluye un par de lumbreras neumáticas (22) de detección,
separadas circunferencialmente, y una lumbrera (20) de presión
dinámica dispuesta a lo largo de dicha línea de remanso
sustancialmente a medio camino entre dicho par de lumbreras
neumáticas (22) de detección.
14. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 13, en el que dicho elemento (16) de
sonda incluye un par de lumbreras exteriores (26) de presión que
están opuestas entre sí de forma sustancialmente diametral.
15. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 1, en el que el elemento (16) de
sonda es hueco y tiene forma generalmente cónica y tiene una
lumbrera (20) de presión y la lumbrera (56) de entrada de detección
de temperatura definidas en él, en el que el montaje de sonda
comprende adicionalmente: un separador (29) albergado dentro de
dicho elemento (16) de sonda y que establece una cámara (30) de
presión en comunicación de fluido con dicha lumbrera (20) de
presión, y la cámara (55) de detección de temperatura en
comunicación de fluido con la lumbrera (56) de entrada de detección
de temperatura; en el que la cámara (30) de presión y la cámara
(55) de detección de temperatura están aisladas entre sí con
respecto a la comunicación de
fluido.
fluido.
16. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 15, en el que dicha lumbrera (20) de
presión y dicha lumbrera (56) de detección de temperatura son
ranuras alargadas.
17. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 16, en el que dicha lumbrera (20) de
presión y dicha lumbrera (56) de detección de temperatura están
alineadas longitudinalmente entre sí.
18. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 15 a 17, en el
que dicha lumbrera (20) de presión y dicha lumbrera (56) de
detección de temperatura están alineadas con una línea de remanso
en una superficie exterior de dicho elemento (16) de sonda.
19. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 15 a 18, en el
que dicha cámara de detección de temperatura está situada en un
extremo de vértice de dicho elemento alargado de sonda.
20. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 15 a 19, que
comprende adicionalmente un escudo térmico (60).
21. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 20, en el que dicho escudo (60) es
generalmente cilíndrico y rodea coaxialmente dicho sensor (52) de
temperatura.
22. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 21, en el que dicho escudo (60)
incluye extremos delantero y distal, y una pared lateral (66),
generalmente cilíndrica, conectada entre ellos.
23. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 20 a 22, en el
que dicho escudo (60) incluye lumbreras (66a, 66b) de flujo entrante
y de flujo saliente.
24. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 23, en el que dicho escudo (60)
incluye un elemento (67) de puente de impacto que establece un par
de dichas lumbreras (66a) de flujo entrante.
25. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con la reivindicación 24, en el que dicho escudo (60)
incluye una pared lateral (66) generalmente cilíndrica, y en el que
dicho elemento (67) de puente de impacto está fijado de manera
radialmente hacia dentro con relación a dicha pared lateral
(66).
26. Un montaje de sonda de sensor de aviones de
acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 16 a 25, que
incluye al menos un par de lumbreras neumáticas (22) de detección
espaciadas circunferencialmente entre sí, y en el que dicho
separador (29) establece al menos una cámara neumática (40, 42) de
detección en comunicación de fluido con dicho al menos un par de
lumbreras neumáticas (22) de detección.
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