[发明专利]超临界总空气温度传感器

说明书

技术领域

本发明涉及温度传感器，且更具体说来涉及总空气温度传感器，例如航空航天应用中使用的总空气温度传感器。

背景技术

现代喷气发动机的飞机需要非常精确地测量外部气温，以输入到大气数据计算机、发动机推力管理计算机和其它机载系统。对于这些飞机类型、它们相关的飞行条件，和一般总空气温度探针的使用，空气温度较佳由以下四个温度定义：（1）静态空气温度（SAT）或（Ts）、（2）总空气温度（TAT）或（Tt）、（3）恢复温度（Tr），和（4）测量的温度（Tm）。静态空气温度（SAT）或（Ts）是飞机将要通过其飞行的未受扰动空气的温度。总空气温度（TAT）或（Tt）是流的动能的100%转化率可获得的最大空气温度。测量TAT源自恢复温度（Tr），恢复温度是由于动能的不完全恢复而在飞机表面的每个部分上的局部空气温度的绝热值。恢复温度（Tr）从测量的温度（Tm）获得，所述测量的温度是如所测量的实际温度，且可能因为强加环境的热传递效果而与恢复温度不同。

例如，在燃气涡轮发动机的入口使用的总空气温度传感器可使用翼型状构件，其设置有插槽，所以将被检测的气流通过插槽中的一个，且温度传感器元件被安装在插槽中。美国专利第3,512,414号中揭露了所述系统的实例，所述专利以引用的方式全部并入本文。所述传感器设计可减轻由发动机摄取的高速异物的影响，且可包括用于除冰的预防措施。

总空气温度测量的一个持续的挑战与在较高马赫数下的操作相关。例如，如果有减小的流来沐浴实际传感器元件，那么在较高马赫数下发生的压缩性效应可通过传统的传感器来改变所需的流型，其中响应时间潜在地减少。

所述传统的方法和系统一般被认为能满足其预期目的。然而，本领域中仍需要允许提高总空气温度传感器性能（包括在升高的马赫数下的改善的时间响应和恢复错误）的系统和方法。本领域中仍需要容易制造和使用的所述系统和方法。本发明提供了这些问题的解决方案。

发明内容

一种总空气温度传感器包括沿纵轴从翼型基部延伸到相对翼型尖端的超临界翼型体。所述超临界翼型体限定内部流动通道，所述内部流动通道具有入口和出口，所述入口用于把流体连通到所述内部流动通道，所述出口用于把流体从所述内部流动通道排出。温度探针被安装在所述内部流动通道中，用于测量通过所述内部流动通道的流的温度以确定总空气温度。所述翼型基部可包括安装凸缘，所述安装凸缘用于把超临界翼型体安装到支撑结构。可设想，所述超临界翼型体可限定高压面和相对低压面，每个表面从所述翼型基部纵向延伸到所述翼型尖端，其中高压面和低压面中的每一个从所述超临界翼型体的前缘下游延伸到后缘。

所述内部流动通道的所述入口可被限定在所述高压面中，且所述内部流动通道的所述出口可被限定在所述低压面中。所述内部流动通道的所述入口和出口可各自限定细长孔，所述细长孔沿所述超临界翼型体的各自外部纵向面轴向延伸。也可设想，所述内部流动通道的所述入口可被轴向限定在所述翼型尖端中，且所述内部流动通道的所述出口可限定一对细长孔，每个细长孔例如沿所述超临界翼型体的两个相对外部纵向面中的各自外部纵向面轴向延伸。

在某些实施方案中，所述超临界翼型体限定超临界翼型，所述超临界翼型具有特性正激波位置，所述特性正激波位置在所述内部流动通道的所述入口和出口的下游。所述超临界翼型可从前缘延伸到后缘，所述后缘在所述特性正激波位置的下游延伸。也可设想，所述超临界翼型可从前缘延伸到截断的后缘，所述截断的后缘在所述特性正激波位置的上游终止。

本领域技术人员将从结合附图进行的优选实施方案的以下详细描述显而易见本发明的系统和方法的这些和其它特征。

附图说明

因此，与本发明相关的本领域技术人员将无需过度实验而容易地理解如何制作和使用本发明的设备和方法，本发明的优选实施方案将参照某些附图在下文中详细地描述，其中：

图1是根据本发明构造的总空气温度传感器的示范性实施方案的立体图，示出安装到燃气涡轮发动机的入口的传感器；

图2是图1的传感器的立体图，示出超临界翼型，所述超临界翼型具有分别限定在高压面和低压面中的内部流动通道的入口和出口孔；

图3是图1的传感器的横截面端视图，示意性地示出进出内部流动通道以进行总空气温度测量的流；

图4是根据本发明构造的总空气温度传感器的另一示范性实施方案的的立体图，示出在特性正激波位置的上游终止的截断的后缘；

图5是图4的传感器的横截面端视图，示意性地示出进出内部流动通道以进行总空气温度测量的流；