WO2002095337A1 - Sensorstruktur und sensoranordnung zur strömungsdatenmessung an einem strömungskörper - Google Patents

Sensorstruktur und sensoranordnung zur strömungsdatenmessung an einem strömungskörper Download PDF

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WO2002095337A1
WO2002095337A1 PCT/DE2002/001618 DE0201618W WO02095337A1 WO 2002095337 A1 WO2002095337 A1 WO 2002095337A1 DE 0201618 W DE0201618 W DE 0201618W WO 02095337 A1 WO02095337 A1 WO 02095337A1
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WO
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sensor structure
measuring
region
flow conditions
conditions according
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PCT/DE2002/001618
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Herbert Zippold
Horst Odebrecht
Roland Lang
Ronald Gerbig
Heinz Meister
Manfred Palik
Hermann Wandel
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Eads Deutschland Gmbh
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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01F—MEASURING VOLUME, VOLUME FLOW, MASS FLOW OR LIQUID LEVEL; METERING BY VOLUME
    • G01F1/00—Measuring the volume flow or mass flow of fluid or fluent solid material wherein the fluid passes through a meter in a continuous flow
    • G01F1/05—Measuring the volume flow or mass flow of fluid or fluent solid material wherein the fluid passes through a meter in a continuous flow by using mechanical effects
    • G01F1/34—Measuring the volume flow or mass flow of fluid or fluent solid material wherein the fluid passes through a meter in a continuous flow by using mechanical effects by measuring pressure or differential pressure
    • G01F1/36—Measuring the volume flow or mass flow of fluid or fluent solid material wherein the fluid passes through a meter in a continuous flow by using mechanical effects by measuring pressure or differential pressure the pressure or differential pressure being created by the use of flow constriction
    • G01F1/40—Details of construction of the flow constriction devices
    • G01F1/46—Pitot tubes
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
    • G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
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    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes

Definitions

  • the invention relates to a sensor structure for measuring air or flow data, such as e.g. Press on an outer surface of a flow body, which protrudes into a flow, which can be an aircraft or generally an aircraft or any flow body, such as a wing, and an aircraft with the sensor structure.
  • External probes also require a relatively large amount of space, since they still require components for signal preprocessing and signal processing and for heating the probes. Furthermore, the angle of attack can only be measured in a limited range using external probes. For airplanes with which large angles of attack are flown when taking off and landing or in air combat external probes cannot therefore determine the aerodynamic flight state with sufficient accuracy.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section through the fuselage tip of an aircraft with a schematic representation of an embodiment of the sensor structure according to the invention and the components for integrating it into the aircraft structure or the structural part,
  • FIG. 2 shows a longitudinal section with a detailed representation for an embodiment of the sensor structure according to the invention
  • Figure 3 is a front view of an embodiment of the sensor structure according to the invention.
  • FIG. 1 shows a structural part 1 of the sensor structure 2 according to the invention of an aircraft, which in particular the front part of the fuselage tip of an aircraft z. B. is a radome.
  • the structural part 1 can also be other structural parts of an aircraft, which in particular protrude into the air flow.
  • the structural part can be part of a Flow body, i.e. a body exposed to a flow of any application, in which the flow or air data is to be measured.
  • the flow medium can generally have a gaseous state, such as air, or a liquid state, such as water or oil.
  • the structural part 1 with the regions 21 and 22 arranged one behind the other can optionally be made of regulating bodies, e.g. Cone, or from irregular bodies, i.e. Bodies with free-form surfaces, or from bodies composed of these, are formed.
  • the structural part 1 has an outer shell 3 with a plurality of measuring openings 5 distributed both in the axial and in the radial direction.
  • the measuring openings 5 are precision bores.
  • a transfer path 7 extends from each measuring opening 5, for example in the form of capillaries, so that a plurality of transfer paths 7 run in structural part 1. These converge in a support element 9 inside the structural part 1, the transfer paths 7 being connected at one end to the support element 9 in a pressure-tight manner.
  • At least one corresponding pneumatic pressure transmission path 11 runs from the support element 9 to a pressure transducer system 13, in which the pressures transmitted by means of the transfer paths 7 are converted into electrical quantities.
  • Lines run from the pressure transducer system 13 to a data processing system 15, in which the local pressures or other flow variables occurring at the measuring openings 5 are converted into the air data to be determined.
  • the lines can be designed as analog lines or as data transmission lines. In the latter case, there are corresponding transmitters and receivers provided.
  • the data transmission can also be implemented by means of optical fibers because of the high sampling rates required. High sampling rates ensure a high resolution, so that the required accuracy of the pressure measurement is achieved.
  • the measuring openings 5 have a circular cross section or other surface shapes, but with an approximately equal cross-sectional area.
  • the cross-sectional area is in the range of 0.03 to 30 mm 2 when using a circular cross-section.
  • the circle diameters are preferably in the range between 1 and 1.8 mm.
  • the cross-sectional areas are preferably 0.8 to 2.6 mm 2 .
  • a corner geometry at the opening edge of a maximum of 0.1 mm radius is provided; the tolerance of the opening width, the opening length or the opening diameter should not exceed 0.1mm.
  • the outer shell 3 is constructed from several different materials in order to achieve a sectionally adapted thermal conductivity of the outer shell 3 from the tip 20 of the structural part 1 in the direction of flow (external flow), in order to adjust the temperature distribution in accordance with the necessary outputs which differ over the structural zones.
  • the functionality of the first region 21 according to the invention is achieved, inter alia, by alloy-based evaporative cooling of the surface or magnetic lightning influence by using suitable ferromagnetic materials.
  • tungsten-based materials with alloy additives such as copper, nickel, iron, cobalt are used in a sufficient quantity and suitable distribution in the carrier structure as the carrier structure.
  • the alloy additives are evaporated in the event of a lightning strike, so that an excessive increase in temperature is avoided in the support structure and the shape of the bores and the overall structure is retained.
  • the material for area 21 must have good thermal conductivity.
  • the structural part 1 is a fuselage tip
  • five to twenty measuring openings 5 are preferably located in the first region 21, being distributed in the axial and in the circumferential direction (FIGS. 2 and 3).
  • a lower thermal conductivity of the outer shell 3 is achieved in a second region 22 of the outer shell 3, which is located axially behind the first region 21 in the flow direction.
  • the second area 22 is made of a material such as e.g. Stainless steel or a nickel or gobalt-based alloy is made, the thermal expansion coefficient of the area 22 is provided with low thermal conductivity compared to the thermal expansion coefficient of the area 21 so that no excessive structural stresses occur between the areas 21 and 22.
  • the third region 23 forms the connection structure to the aircraft component, for example in the aircraft fuselage, to which the structural part 1 is attached.
  • the third area 23 is made of a material with sufficient strength and corrosion resistance. Titanium alloys such as Ti-6AI-4V or stainless steels or nickel-based alloys are suitable.
  • the third area 23 has a greater or lesser thermal conductivity than the second area 22.
  • the function of the The third area is not primarily the heat dissipation, but the third area ensures a structurally robust transition from the second area to the fuselage.
  • a minimum temperature of 95.degree. C. or 100.degree. C. can be set for the front area during operation, which causes moisture that occurs on the outer surface of the sensor structure or in the entry area of the measurement openings to evaporate.
  • the heat transport from the first area via the second area 22 into the pressure transducer area is reduced by the thermal conductivity of the areas 21, 22 such that a maximum temperature provided in the second area 22 is not exceeded.
  • the maximum temperature of the second area 22 is determined depending on the area of application and is preferably in the range between 70 and 120 ° C.
  • a maximum temperature of preferably 160 ° C. is provided on the outer surface.
  • a predetermined temperature drop is achieved.
  • a preferred area of application for high-performance aircraft is a reduction from the first (21) to the second (22) range of at least 30 ° C to a maximum of 90 ° C. This ensures protection of temperature-sensitive measuring elements and computer elements of the measuring system 13 and the data processing system 15.
  • the realized thermal conductivity was selected from the range between 100 and 205 W / mK (for range 21) and the range between 90 and 15 W / mK (for range 22).
  • the first 21, the second 22 and the third 23 area are designed to be electrically conductive. It is advantageous in comparison to the prior art that no electrically conductive materials have to be additionally installed in an outer shell, since according to the invention the outer shell 3 is itself formed to be conductive.
  • heating elements 31 are also provided, which are attached on the inside and along in the area 21 both in the axial and in the radial direction.
  • the heating elements 31 are integrated into the inner structure of the region 21 using a high-temperature adhesive process or soldering process (see FIG. 2).
  • Adhesive, soldering and / or screw connections can be provided to connect the capillaries 7 to the bores. Special connection technologies are preferably used.
  • the capillaries 7 are connected to the bores 5 of the outer shell 3 by means of high-temperature soldering; see Figure 2.
  • the joining process e.g. high-temperature soldering
  • the internal shape, cross-sectional distribution and coupling to the main structure, for example the flow body it is achieved that structural part 1 meets the operational conditions, e.g. B. withstands flight loads.
  • the inventive design of the sensor structure and an opening number of z. B. 12 measuring openings, such miniaturized sensor structures can be realized in a length in the range between 200mm and 80mm and a base area diameter in the range between 150mm and 60mm in, for example, radomes of high-performance aircraft with a conical shape.
  • Integration with a total radome length in the range between 500 mm and 3000 mm and a base area diameter in the range from 500 mm to 1500 mm can thus be set up functionally.
  • This enables miniaturized integration of the sensor structure and approximately maximization of the remaining radar-permeable radome surfaces.
  • two main functions, such as the radar radome system and the air data system can be optimized simultaneously and in parallel by positioning in the front extreme point of the flow body.
  • Another advantage of such an integration with a miniaturized sensor structure is the reduced radar backscattering area compared to sensors external to the flow body.
  • the area 21 should preferably be formed in the area between 15% and 60% of the total length from the areas 21 and 22.
  • Other functional variations are with z. B.
  • measuring / pressure transducer system elements 13 and / or data processing system elements 15 advantageous for the flow data measurement and advantageous for the compatible integration with other sensors, for. B. radar, and structures with such an inventive, area-wise assembly sequence 21, 22, 23 and integration possible.
  • the sensor structure according to the invention with a sensor arrangement is intended in particular for use on agile high-performance aircraft and for measuring the flow quantities there; these are measured here as pressure and resolved or correlated as the angles of attack ⁇ and ⁇ to be measured.
  • the signal processing unit for analog to digital conversion including temperature compensation must also be integrated into the sensor structure.
  • a closed temperature control circuit is formed via the heated front area 21, the heating elements and temperature sensors integrated there, and the electrical power source and control unit.
  • the variable to be controlled is the surface temperature in the region 21 at the boundary layer with the flow medium and, if necessary, the temperature in the installation space 22 and 23 of the pressure transducer and data processing system.
  • the manipulated variable is the electrical power supplied.
  • Other elements of the control are integrated temperature sensors and the external control electronics.
  • the temperature is regulated in the front area, the temperature difference resulting from the selection of the suitable materials of the areas 21 and 22 in the prevailing environmental conditions of the flow medium.
  • the temperature in the front area 21 and in the area 9 is regulated, the temperature difference resulting from the selection of the suitable materials of the areas 21 and 22 and from the maximum and minimum temperatures to be controlled in the areas 21 and 9 under the prevailing environmental conditions of the flow medium results.
  • the control can be provided such that a maximum temperature of 70 ° C. is not exceeded in the area of the support element (9) of the second area (22).
  • a temperature sensor 35 is preferably arranged in the interior of the first region 21.
  • the structure system and the strength are achieved, among other things, because there is an advantageous sufficient solder strength at high temperatures, e.g. with nickel-chromium-phosphorus or gold-nickel solder material and because the structural cross-sections with the low weight that can be achieved are still sufficient for the flight load cases in the lateral and longitudinal direction.
  • the capillaries 7 can be short and direct, so that a larger time offset and transmission influences during the measurement are avoided; the temperature fluctuations between the entry position at the measurement opening 5 and the transducer system 13 can be kept low; the temperature can be set lower in the measuring / pressure transducer / data processing area 13 and 15 compared to the high temperature zone 21; with the high temperature zone in area 21 and the medium temperature zone in area 22, the condensation problems are greatly reduced; With the heating elements, dryness of the transmission paths and the measuring surface can be achieved. LIST OF REFERENCE NUMBERS

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Abstract

Sensorstruktur eines in eine Strömung hineinragenden Strömungskörpers zur Messung von Strömungszustände, das ein Strukturteil (1) mit zumindest zwei Messöffnungen (5) aufweist, an denen Transferstrecken (7) angekoppelt sind, die das Strömungsmedium von den Messöffnungen (5) zu einem Druckwandlersystem (13) zur Ermittlung der Strömungszustände führt, wobei die Aussenhülle (3) des Strukturteils (1) zwei in Strömungsrichtung gesehen hintereinander angeordnete Bereiche (21, 22) aufweist, wobei der erste (21) der Bereiche eine grössere Wärmeleitfähigkeit als der zweite (22) Bereich be sitzt, wobei innerhalb des ersten Bereichs (21) Heizelement (31) an dem Strukturteil (1) angeordnet sind, die mit einem Temperatur-Regelkreis mit der Temperatur an der Oberfläche des ersten Bereichs (21) als Regelgrösse in Verbindung stehen.

Description

Sensorstruktur und Sensoranordnung zur Strömungsdatenmessung an einem Strömungskörper
Die Erfindung betrifft eine Sensorstruktur zur Messung von Luft- oder Strömungsdaten, wie z.B. Drücke, an einer in eine Strömung hineinragenden Aussenoberfläche eines Strömungskörpers, der ein Flugzeug oder allgemein ein Fluggerät oder ein beliebiger angeströmter Körper wie ein Flügel sein kann, sowie ein Fluggerät mit der Sensorstruktur.
Bisher wurden zur Luftdatenmessung in Flugzeugen üblicherweise externe Sonden verwendet, die besonders kostengünstig und strukturell einfach integrierbar sind. Sie haben auch den Vorteil, daß sie bei entsprechender Anordnung am Flugzeug-Rumpf nur einen verhältnismäßig geringen Aufwand zur Kompensation von lokalen Beeinflussungen der Luftströmung erforderlich machen. Derartige externe Sonden haben jedoch in vielen Fällen Nachteile, die bei zukünftigen Flugzeugen von besonderer Bedeutung sind. So ist im Hyperschall-Bereich die thermische Belastbarkeit dieser externen Sonden nicht ausreichend. Im normalen Flugbereich und bei militärischen Anwendungsgebieten entstehen Probleme hinsichtlich der thermischen Regelbarkeit, der EMC- und Blitzschlagsfestigkeit sowie der Signatur, die externe Sonden gegenüber Radargeräten haben. Auch besteht bei externen Sonden immer ein Vereisungsrisiko, das die Sicherheit des Flugzeugs beeinträchtigt. Externe Sonden benötigen außerdem einen verhältnismäßig großen Raumbedarf, da diese noch Komponenten zur Signalvorverarbeitung und Signalverarbeitung sowie zur Heizung der Sonden benötigen. Weiterhin kann der Anstellwinkel nur in einem beschränkten Bereich mittels externer Sonden gemessen werden. Für Flugzeuge, mit denen zum Beispiel beim Starten und Landen oder im Luftkampf große Anstellwinkel geflogen werden können, können externe Sonden daher den aerodynamischen Flugzustand nicht genau genug ermitteln.
Es ist daher die Aufgabe der Erfindung, eine Sensorstruktur für einen Strömungskörper sowie eine Anordnung derselben in dem Strömungskörper zu schaffen, mit der die genannten Nachteile überwunden werden können.
Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen der unabhängigen Ansprüche gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den Unteransprüchen angegeben.
Im folgenden wird die Erfindung anhand der beiliegenden Figuren beschrieben, die zeigen:
Figur 1 einen Längsschnitt durch die Rumpfspitze eines Flugzeugs mit einer schematischen Darstellung einer Ausführungsform der erfindungsgemäßen Sensorstruktur und den Bauelementen zur Integration derselben in die Flugzeugstruktur oder das Strukturteil,
Figur 2 einen Längsschnitt mit Detaildarstellung für eine Ausführungsform der erfindungsgemäßen Sensorstruktur,
Figur 3 eine Frontansicht einer Ausführungsform der erfindungsgemäßen Sensorstruktur.
Figur 1 zeigt ein Strukturteil 1 der erfindungsgemäßen Sensorstruktur 2 eines Flugzeugs, das insbesondere der vordere Teil der Rumpfspitze eines Flugzeugs z. B. eines Radoms ist. Es kann sich bei dem Strukturteil 1 jedoch auch um andere Strukturteile eines Flugzeugs handeln, die insbesondere in die Luftströmung hineinragen. Allgemein kann das Strukturteil ein Teil eines Strömungskörpers, also eines einer Strömung ausgesetzten Körpers beliebiger Anwendung sein, in dem eine Messung der Strömungs- oder Luftdaten vorzunehmen ist. Das Strömungsmedium kann allgemein einen gasförmigen, wie z.B. Luft, oder flüssigen Aggregatszustand, wie z.B. Wasser oder Öl, haben.
Das Strukturteil 1 mit den hintereinander angeordneten Bereichen 21 und 22 kann in den Aussenoberflächen wahlweise aus Regelkörpern, z.B. Konus, oder aus unregelmäßigen Körpern, d.h. Körpern mit Freiformoberflächen, oder aus Körpern, die aus diesen zusammengesetzt sind, gebildet werden.
Das Strukturteil 1 weist eine Außenhülle 3 mit mehreren sowohl in axialer als auch in radialer Richtung verteilten Messöffnungen 5 auf. Es handelt sich bei den Messöffnungen 5 um Präzisionsbohrungen. Von jeder Messöffnung 5 geht jeweils eine Transferstrecke 7 beispielsweise in Form von Kapillaren aus, so daß im Strukturteil 1 eine Mehrzahl von Transferstrecken 7 verlaufen. Diese laufen in einem Auflagerelement 9 im Inneren des Strukturteils 1 zusammen, wobei die Transferstrecken 7 mit einem Ende am Auflagerelement 9 druckdicht angeschlossen sind. Von dem Auflagerelement 9 aus verläuft zumindest eine entsprechende pneumatische Druckübertragungsstrecke 11 zu einem Druckwandlersystem 13, in dem eine Wandlung der mittels der Transferstrecken 7 übertragenen Drücke in elektrische Größen erfolgt.
Von dem Druckwandlersystem 13 aus verlaufen Leitungen zu einem Datenverar-beitungssystem 15, in denen die lokalen, an den Messöffnungen 5 jeweils auftretenden Drücke oder andere Strömungsgrössen in die zu ermittelnden Luftdaten umgerechnet werden. Die -Leitungen ( nicht dargestellt ) können als Analog-Leitungen oder auch als Datenübertragungs-Leitungen ausgeführt sein. Im letzteren Fall sind entsprechende Sender und Empfänger vorzusehen. Dabei kann die Datenübertragung auch mittels Lichtwellenleiter wegen der hohen erforderlichen Abtastraten realisiert sein. Hohe Abtastraten gewährleisten eine große Auflösung, so daß die geforderte Genauigkeit der Druckmessung erreicht wird.
Die Messöffnungen 5 haben einen Kreisquerschnitt oder andere Flächenformen, jedoch mit zueinander annähernd gleichem Flächeninhalt im Querschnitt. Die Querschnittsfläche liegt in dem Bereich von 0,03 bis 30 mm2, bei Verwendung eines Kreisquerschnitts. Die Kreisdurchmesser liegen vorzugsweise im Bereich zwischen 1 und 1 ,8 mm. Bei anderen Flächenformen liegen die Querschnittsflächen vorzugsweise bei 0,8 bis 2,6 mm2. Es ist eine Eckengeometrie am Öffnungsrand von maximal 0,1 mm Radius vorgesehen; die Tolerehz der Öffnungsbreite bzw. der Öffnungslänge oder des Öffnungsdurchmessers soll 0,1mm nicht überschreiten.
Die Außenhülle 3 ist aus mehreren verschiedenen Materialien aufgebaut, um von der Spitze 20 des Strukturteils 1 aus in Strömungsrichtung gesehen (externe Strömung ) eine abschnittsweise angepasste Wärmeleitfähigkeit der Außenhülle 3 zu erreichen, um die Temperaturverteilung entsprechend den notwendigen und über die Strukturzonen unterschiedlichen Leistungen einzustellen. Ein erster Bereich oder Frontbereich 21, der an der Spitze 20 oder an dem in die Strömung hineinragenden Strukturteil gelegen ist, ist aus einer metallischen Legierung gefertigt, die gewährleistet, daß durch Blitzschlag keine unzulässige Oberflächenveränderungen (z.B. lokales Aufschmelzen bzw. Zuschmelzen von Bohrungen) auftreten. Die erfindungsgemässe Funktionalität des ersten Bereichs 21 wird unter anderem durch eine legierungstechnische Verdunstungskühlung der Oberfläche oder magnetische Blitzbeeinflussung durch Verwendung geeigneter ferromagnetischer Werkstoffe erreicht. Bei der legierungstechnischen Verdunstungskühlung werden für den ersten Bereich 21 als Trägerstruktur vorzugsweise Wolframbasiswerkstoffe mit Legierungszusätzen wie Kupfer, Nickel, Eisen, Kobalt in ausreichender Menge und geeigneter Verteilung in der Trägerstruktur verwendet. Die Legierungszusätze werden bei Blitzeinschlag verdunstet, so daß in der Trägerstruktur eine zu starke Temperaturerhöhung vermieden wird und somit die Formkonstanz der Bohrungen und der Gesamtstruktur erhalten bleibt. Neben der Blitzschlagbeständigkeit muß der Werkstoff für den Bereich 21 eine gute Wärmeleitfähigkeit besitzen. In dem Fall, daß das Strukturteil 1 eine Rumpfspitze ist, sind vorzugsweise fünf bis zwanzig Messöffnungen 5 im ersten Bereich 21 gelegen, wobei sie in axialer und in Umfangs-Richtung verteilt (Figur 2 und 3) sind.
In einem zweiten Bereich 22 der Außenhülle 3, der in Strömungsrichtung gesehen axial hinter dem ersten Bereich 21 gelegen ist, wird eine geringere Wärmeleitfähigkeit der Außenhülle 3 erreicht. Der zweite Bereich 22 ist aus einem Werkstoff wie z.B. nichtrostender Stahl oder einer Nickel- oder Gobalt- Basislegierung gefertigt, wobei der thermische Ausdehnungskoeffizient des Bereichs 22 bei gleichzeitig niedriger Wärmeleitfähigkeit im Vergleich zum thermischen Ausdehnungskoeffizient des Bereichs 21 so vorgesehen ist, daß keine zu große Strukturspannungen zwischen den Bereichen 21 und 22 auftreten.
Der in Strömungsrichtung gesehen anschließende dritte Bereich 23 bildet die Anschlußstruktur an das Flugzeug-Bauteil, zum Beispiel im Flugzeugrumpf, an dem das Strukturteil 1 befestigt ist. Der dritte Bereich 23 ist aus einem Werkstoff mit ausreichender Festigkeit und Korrosionsbeständigkeit gefertigt. Geeignet sind Titanlegierungen wie z.B. Ti-6AI-4V oder rostfreie Stähle oder Nickelbasislegierungen. Der dritte Bereich 23 weist eine grossere oder geringere Wärmeleitfähigkeit auf als der zweite Bereich 22. Die Funktion des dritten Bereichs ist nicht primär die Wärmeabfuhr, sondern der dritte Bereich gewährleistet einen strukturell robusten Übergang von dem zweiten Bereich auf den Flugzeugrumpf.
Durch die in Strömungsrichtung verringerte Wärmeleitfähigkeit vom ersten 21 zum zweiten 22 Bereich wird eine möglichst effektive Wärmeleistungsausnutzung und gleichzeitig eine möglichst geringe thermische Belastung der Sensoren/ Druckwandler erreicht. Erfindungsgemäß ist für den Frontbereich im Betrieb eine Minimaltemperatur von 95°C oder 100°C einstellbar, wodurch bewirkt wird, daß Feuchtigkeit, die an der äußeren Oberfläche der Sensorstruktur oder im Eintrittsbereich der Messöffnungen auftritt, verdampft wird. Der Wärmetransport vom ersten Bereich über den zweiten Bereich 22 in den Druckwandlerbereich wird durch die Wärmeleitfähigkeit der Bereiche 21 , 22 so reduziert, dass eine im zweiten Bereich 22 vorgesehene Maximaltemperatur nicht überschritten wird. Die maximale Temperatur des zweiten Bereichs 22 wird je nach Anwendungsbereich festgelegt und liegt vorzugsweise im Bereich zwischen 70 und 120°C.
Für den Frontbereich 21 ist eine Maximaltemperatur an der Aussenoberfläche von vorzugsweise 160°C vorgesehen. Mit der erfindungsgemässen Einteilung in den ersten 21 und zweiten 22 Bereich wird erreicht, dass eine vorgegebene Temperatur-absenkung erreicht wird. Ein vorzugsweiser Anwendungsbereich sieht bei Hochleistungsflugzeugen eine Absenkung vom ersten (21) zum zweiten (22) Bereich von mindestens 30°C bis maximal 90°C vor. Dadurch ist ein Schutz von temperaturempfindlichen Messelementen und Rechnerelementen des Messsystems 13 und des Datenverarbeitungssystems 15 sichergestellt. Die realisierte thermische Leitfähigkeit wurde aus dem Bereich zwischen 100 und 205 W / mK ( für Bereich 21 ) und dem Bereich zwischen 90 und 15 W / mK (für Bereich 22 ) ausgewählt.
Um den Schutz gegen EMC (electromagnetic compatibility) und Blitzschlag zu gewährleisten, ist der erste 21 , der zweite 22 und der dritte 23 Bereich elektrisch leitfähig ausgebildet. Vorteilhaft ist dabei im Vergleich zum Stand der Technik, daß keine elektrisch leitfähigen Materialien zusätzlich in einer Außenhülle eingebaut werden müssen, da erfindungsgemäß die Außenhülle 3 selbst leitfähig gebildet ist.
Erfindungsgemäß sind weiterhin Heizelemente 31 vorgesehen, die an der Innenseite und entlang im Bereich 21 sowohl in dessen axialer als auch in radialer Richtung angebracht sind. Die Heizelemente 31 sind mit einem Hochtemperatur-Klebeverfahren oder Lötverfahren in die Innenstruktur des Bereichs 21 integriert (siehe Figur 2).
Zur Verbindung der Kapillaren 7 mit den Bohrungen können Klebe-, Löt- und/oder Schraub-Verbindungen vorgesehen sein. Vorzugsweise werden spezielle Verbindungs-Technologien verwendet. Insbesondere sind die Kapillaren 7 mit den Bohrungen 5 der Außenhülle 3 mittels Hochtemperatur- Löten, verbunden; siehe Figur 2.
Mit der angewendeten Integralbauweise, den Fügeverfahren ( z. B. Hochtemperaturlöten ) und der internen Formgebung , Querschnittsverteilung sowie Ankoppelung an die Hauptstruktur, z.B. des Strömungskörpers wird erreicht, dass das Strukturteil 1 den operationeilen Bedingungen , z. B. Fluglasten standhält. der erfindungsgemässen bereichsweisen Bauweise der Sensorstruktur und einer Öffnungsanzahl von z. B. 12 Messöffnungen, lassen sich solche miniaturisierte Sensorstrukturen in einer Länge im Bereich zwischen 200mm und 80mm und einem Grundflächendurchmesser von im Bereich zwischen 150mm und 60mm bei z.B. Radomen von Hochleistungsflugzeugen mit Kegelform realisieren. Eine Integration bei einer Radomgesamtlänge im Bereich zwischen 500 mm und 3000mm und einem Grundflächendurchmesser im Bereich von 500mm bis 1500 mm läßt sich somit funktioneil aufbauen. Damit wird eine miniaturisierte Integration der Sensorstruktur und annähernde Maximierung der verbleibenden radardurchlässsigen Radomoberflächen ermöglicht. Damit können zwei Hauptfunktionen, wie hier Radar- Radomsystem und Luftdatensystem, durch Positionierung im vorderen Extrempunkt des Strömungskörpers gleichzeitig und parallel optimiert werden. Ein weiterer Vorteil einer solchen Integration mit miniatuπsierter Sensorstruktur ist die reduzierte Radarrückstreufläche gegenüber Strömungskörperexternen Sensoren. Der Bereich 21 sollte vorzugsweise im Bereich zwischen 15% und 60% der Gesamtlänge gebildet aus den Bereichen 21 und 22 realisiert werden. Weitere Funktionsvariationen sind mit z. B. Erhöhung oder Verminderung der Messöffnungen 5 , mit z. B. weiterer Miniaturisierung der Mess- / Druckwandlersystemelemente 13 und / oder Datenverarbeitungssystem-Elemente 15 vorteilhaft für die Strömungsdatenmessung und vorteilhaft für die kompatible Integration mit anderen Sensoren, z. B. Radar , und Strukturen mit einer solchen erfindungsgemässen, bereichsweisen Aufbaufolge 21 , 22, 23 und Integration möglich.
Die erfindungsgemässe Sensorstruktur mit Sensoranordnung ist insbesondere für den Einsatz auf agilen Hochleistungsflugzeugen und zur dortigen Messung der Strömungsgrößen vorgesehen; diese werden hier als Druck gemessen und aufgelöst bzw. korreliert als die zu messenden Anstellwinkel α und ß. Die Signalverarbeitungseinheit für Umformung analog in digital inklusive Temperaturkompensation ist ebenso in die realisierte Sensorstruktur zu integrieren.
Ein geschlossener Temperaturregelkreis ist über den beheizten vorderen Bereich 21, die dort integrierten Heizelemente und Temperatursensoren, sowie über die elektrische Stromquelle und Regeleinheit gebildet. Die zu regelnde Größe ist die Oberflächentemperatur im Bereich 21 an der Grenzschicht zum Strömungsmedium und bei Bedarf zusätzlich die Temperatur im Einbauraum 22 und 23 des Druckwandler- und Datenverarbeitungssystems. Stellgröße ist die zugeführte elektrische Leistung. Weitere Elemente der Regelung sind integrierte Temperatursensoren sowie die externe Stellelektronik.
Als Regelungskonzept sind verschiedene Alternativen denkbar, von denen zwei Beispiele nachfolgend genannt sind:
In einer ersten Alternative wird die Temperatur im Frontbereich geregelt, wobei sich die Temperaturdifferenz durch die Wahl der geeigneten Materialien der Bereiche 21 und 22 bei den anliegenden Umgebungsbedingungen des Strömungsmediums ergibt.
In einer weiteren Alternative wird die Temperatur im Frontbereich 21 und im Bereich 9 geregelt, wobei sich die Temperaturdifferenz durch die Wahl der geeigneten Materialien der Bereiche 21 und 22 ergibt und durch die zu regelnden Maximal- und Minimaltemperaturen im Bereich 21 und 9 bei den anliegenden Umgebungsbedingungen des Strömungsmediums ergibt. Dabei kann die Regelung so vorgesehen sein, dass im Bereich des Auflagerelements (9) des zweiten Bereichs (22) eine Maximaltemperatur von 70 ° C nicht überschritten wird. Hierzu ist vorzugsweise im Inneren des ersten Bereichs 21 ein Temperaturfühler 35 angeordnet.
Im Strukturteil 1 und der Aussenhülle 3 wird das Strukursystem und die - festigkeit unter anderem damit erreicht, weil eine vorteilhafte ausreichende Lotfestigkeit bei hohen Temperaturen vorliegt, wie z.B. mit Nickel-Chrom- Phosphor oder Gold- Nickel Lotmaterial und weil damit die Strukturquerschnitte bei damit erreichbarem geringem Eigengewichtgewicht noch ausreic end für die Fluglastfälle in Lateral- und Longitudinalrichtung sind.
Im Zusammenhang mit den vorgenannten Merkmalen ergeben sich folgende Vorteile:
die Kapillaren 7 können kurz und direkt ausgeführt werden, damit wird ein grösserer Zeitversatz sowie Übertragungsbeeinflussungen bei der Messung vermieden; die Temperaturschwankungen zwischen Eintrittsposition an der Messöffnung 5 und Messwandlersystem 13 können gering gehalten werden; die Temperatur kann im Mess- / Druckwandler- / Datenverarbeitungsbereich 13 und 15 gegenüber der Hochtemperaturzone 21 herabgesetzt eingestellt werden; mit der Hochtemperaturzone im Bereich 21 und der Mitteltemperaturzone im Bereich 22 werden die Kondensationsprobleme stark reduziert; mit den Heizelementen kann Rücktrockenbarkeit der Übertragungsstrecken und der Messoberfläche erreicht werden. Bezugszeichenliste
I Strukturteil 3 Aussenhülle
5 Messöffnungen 7 Transferstrecken 9 Auflagerelement
I I Pneumatische Druckübertragungsstrecke
13 Mess- z.B. Druckwandlersystem
14 Leitungen
15 Datenverarbeitungssystem
20 Frontkontur des Strukturteils
21 Bereich 1
22 Folgebereich
23 Folgebereich 31 Heizelemente
33 Durchmesser der Grundfläche 35 Temperaturfühler

Claims

Patentansprüche
1. Sensorstruktur eines in eine Strömung hineinragenden Strömungskörpers zur Messung von Strömungszuständen , das ein Strukturteil (1) mit zumindest zwei Messöffnungen (5) aufweist, an denen Transferstrecken (7) angekoppelt sind, die das Strömungsmedium von den Meßöffnungen (5) zu einem Druckwandlersystem (13) zur Ermittlung der Stromungszustande führt,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Außenhülle (3) des Strukturteils (1) zwei in Strömungsrichtung gesehen hintereinander angeordnete Bereiche (21 , 22) aufweist, wobei der erste (21 ) der Bereiche eine größere Wärmeleitfähigkeit als der zweite (22) Bereich besitzt,
daß innerhalb des ersten Bereichs (21) Heizelemente (31) an dem Strukturteil (1) angeordnet sind, die mit einem Temperatur-Regelkreis mit der Temperatur an der Oberfläche des ersten Bereichs (21) als Regelgröße in Verbindung stehen.
2. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach dem Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß die Messöffnungen (5) einen Querschnitt im Bereich zwischen 0,03 mm2 und 30 mm2 mit einem Radius am Öffnungsrand von maximal 0,1 mm besitzen.
3. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach dem Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Messöffnungen (5) einen kreisförmigen Querschnitt mit einem Kreisdurchmesser im Bereich zwischen 1 und 1,8 mm besitzen.
4. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Temperatur- Regelung so eingestellt ist, dass an der Oberfläche des ersten Bereichs (21) die Temperatur von 95 °C nich unterschritten wird und im Bereich des Auflagerelements (9) des zweiten Bereichs (22) eine Maximaltemperatur von 70 ° C nicht überschritten wird.
5. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die thermische Leitfähigkeit im ersten Bereich (21) zwischen 100 und 205 W / mK und im zweiten Bereich (22) zwischen 90 und 15 W / mK liegt.
6. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Transferstrecken (7) mittels Lötverbindungen oder mittels Klebeverbindungen oder mittels Schraubverbindungen mit den Meßöffnungen (5) verbunden sind.
7. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Bereich (21) aus einem ferromagnetischen Werkstoff gebildet ist.
8. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach dem Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Bereich (21) eine Wolfram-Kupfer-Legierung aufweist.
9. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Oberfläche des zweiten Bereichs (22) aus einem nichtrostendem Stahl oder einer Nickel- oder einer Cobalt-Basislegierung gebildet ist.
10. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Strukturteil (1) eine Radomspitze eines Fluggerätes mit einem Durchmesser (33) der Grundfläche im Bereich zwischen 60 und 150 mm aufweist, wobei die Länge des ersten Bereichs (21) in Strömungsrichtung maximal 60% und minimal 15% der Längserstreckung der Summe des ersten und zweiten Bereichs beträgt.
11. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach dem Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen fünf und zwanzig Messöffnungen (5) vorgesehen sind.
12. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach dem Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Temperatur-Regelung so eingestellt ist, daß (an der Oberfläche des ) ersten Bereichs (21) eine Temperatur von maximal 160°C herrscht.
13. Sensorstruktur zur Messung von Strömungszuständen nach dem Anspruch 11 , dadurch gekennzeichnet, daß die Längserstreckung des ersten (21) und des zweiten (22) Bereichs sowie die Materialien von deren Oberflächen so gewählt sind, daß vom ersten (21) zum zweiten (22) Bereich eine Temperatur-Absenkung von mindestens 30 °C und maximal 90 °C erreicht wird.
14. Fluggerät mit einem Strukturteil nach einem der Ansprüche 9 bis 11.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011020459A1 (de) * 2009-08-18 2011-02-24 Mtu Aero Engines Gmbh Druckmesssonde
CN109489866A (zh) * 2018-12-07 2019-03-19 中国航天空气动力技术研究院 一种测量凸块热流分布探头

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11209330B2 (en) 2015-03-23 2021-12-28 Rosemount Aerospace Inc. Corrosion resistant sleeve for an air data probe
US10227139B2 (en) 2015-03-23 2019-03-12 Rosemount Aerospace Inc. Heated air data probes
CA2919341C (en) 2015-04-02 2022-11-15 Rosemount Aerospace, Inc. Corrosion-resistant heated air data probe
US9891083B2 (en) * 2016-01-08 2018-02-13 Honeywell International Inc. Probe tip for air data probe
US9719820B1 (en) 2016-01-29 2017-08-01 Goodrich Aerospace Services Private Limited Hybrid material pitot tube
US11181545B2 (en) 2017-08-17 2021-11-23 Rosemount Aerospace Inc. Angle of attack sensor with thermal enhancement
US10393766B2 (en) 2017-08-17 2019-08-27 Rosemount Aerospace Inc. Water management system for angle of attack sensors
US10730637B2 (en) * 2017-09-29 2020-08-04 Rosemount Aerospace Inc. Integral vane base angle of attack sensor
US11414195B2 (en) 2018-03-23 2022-08-16 Rosemount Aerospace Inc. Surface modified heater assembly
US11002754B2 (en) 2018-11-06 2021-05-11 Rosemount Aerospace Inc. Pitot probe with mandrel and pressure swaged outer shell
US10884014B2 (en) 2019-03-25 2021-01-05 Rosemount Aerospace Inc. Air data probe with fully-encapsulated heater
US11428707B2 (en) 2019-06-14 2022-08-30 Rosemount Aerospace Inc. Air data probe with weld sealed insert
US11162970B2 (en) * 2019-06-17 2021-11-02 Rosemount Aerospace Inc. Angle of attack sensor
CN110988386A (zh) * 2019-12-12 2020-04-10 石家庄铁道大学 风速风向测试装置及测试方法
US11649057B2 (en) 2019-12-13 2023-05-16 Rosemount Aerospace Inc. Static plate heating arrangement
CN112146711B (zh) * 2020-08-21 2021-12-17 宁波方太厨具有限公司 一种用于测量喷淋臂喷淋孔喷射流量的装置及测量系统
US11624637B1 (en) 2021-10-01 2023-04-11 Rosemount Aerospace Inc Air data probe with integrated heater bore and features
US11662235B2 (en) 2021-10-01 2023-05-30 Rosemount Aerospace Inc. Air data probe with enhanced conduction integrated heater bore and features
CN114235220A (zh) * 2021-12-16 2022-03-25 中国航天空气动力技术研究院 一种电缆罩表面热流密度和压力测量装置及其使用方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3400583A (en) * 1965-03-17 1968-09-10 Smiths Industries Ltd Pitot-static probes
US4458137A (en) * 1981-04-09 1984-07-03 Rosemount Inc. Electric heater arrangement for fluid flow stream sensors
US5543183A (en) * 1995-02-17 1996-08-06 General Atomics Chromium surface treatment of nickel-based substrates

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2138495A1 (de) * 1971-07-31 1973-02-01 Dornier Ag Heizeinrichtung fuer stroemungssonden
GB1579638A (en) * 1977-06-24 1980-11-19 Secr Defence Airstream pressure sensing probes
US4388388A (en) * 1981-06-04 1983-06-14 General Dynamics Electronics Division Method of forming metallic patterns on curved surfaces
US4718273A (en) * 1985-12-31 1988-01-12 The Garrett Corporation Combination alpha, static and total pressure probe
US4949920A (en) * 1989-12-14 1990-08-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Ablative cooling of aerodynamically heated radomes
JP2509010B2 (ja) * 1991-04-30 1996-06-19 富士通株式会社 パラボラアンテナにおけるレド―ムの融雪構造
DE19640606C1 (de) * 1996-10-01 1997-09-11 Nord Micro Elektronik Feinmech Meßeinrichtung zur Erfassung von Stau- und Statikdrücken bei einem Fluggerät
US6375120B1 (en) * 1997-07-14 2002-04-23 Jason M. Wolnek Method and apparatus for building a metal/composite hybrid airplane component
US6376807B1 (en) * 1999-07-09 2002-04-23 Applied Materials, Inc. Enhanced cooling IMP coil support

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3400583A (en) * 1965-03-17 1968-09-10 Smiths Industries Ltd Pitot-static probes
US4458137A (en) * 1981-04-09 1984-07-03 Rosemount Inc. Electric heater arrangement for fluid flow stream sensors
US5543183A (en) * 1995-02-17 1996-08-06 General Atomics Chromium surface treatment of nickel-based substrates

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011020459A1 (de) * 2009-08-18 2011-02-24 Mtu Aero Engines Gmbh Druckmesssonde
CN109489866A (zh) * 2018-12-07 2019-03-19 中国航天空气动力技术研究院 一种测量凸块热流分布探头
CN109489866B (zh) * 2018-12-07 2023-12-29 中国航天空气动力技术研究院 一种测量凸块热流分布探头

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Publication number Publication date
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DE10124530B4 (de) 2005-09-08
US20040244477A1 (en) 2004-12-09

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