[发明专利]热气除冰总压受感器

说明书

技术领域

本发明为一种航空发动机进口气流总压测量装置，涉及一种主要用于采集气流总压信息的总压受感器。本发明属于航空发动机测试技术领域。

背景技术

飞机在空中飞行时需要高度和速度信息，信息的获得的途径之一是安装在飞机上的总静压受感器(以下简称受感器)，受感器是大气数据系统的输人端口，准确的测量飞行参数和防冰化冰能力是其非常重要的两个功能。为保证受感器的测量飞行参数的可靠性，防冰化冰能力是其非常重要的功能。飞机的结冰问题严重危害飞机的安全性。飞机表面出现冰阻碍了空气的流动，增大了摩擦力并减小升力，尤其是机翼上的冰对飞机起飞影响很大。积聚在飞机尾翼上的冰可扰乱飞机的平衡，迫使飞机向下倾斜，这种现象称为尾翼失速。 通常，飞机上除冰的方法有两种，一种是“渗透机翼”液体除冰系统，一种是膨胀橡胶气囊，称为气体罩，气体罩沿着机翼安装。 但这两种方法都存在缺点，如液体除冰系统效率有限，气体罩增加了飞机重量和功耗。飞机表面结冰现象、结冰形式以及影响因素高空飞行飞机的迎风表面通常会伴随三种不同形式的结冰现象，即“水滴积冰”,“干结冰”和“升华结冰”。在大气对流层下半部的云雾中，常常存在大 量温度低于冰点而仍未冻结的液态水滴．即“过冷水滴”“水滴积冰”指的是飞机部件表面的平衡温度低于冰点， 过冷水滴撞击并积聚冻结于部件前缘表面而发生的积冰现象。水滴积冰严重时常常会飞机的气动外形、危害飞机的飞行安全， 因此，是飞机防冰与除冰技术的主要研究对象。飞机防冰与除冰技术按工作方式可分为机械除冰技 术、液体防冰技术和热力防冰技术等。其中，机械除冰技术又可分为气动带除冰和电脉冲除冰技术；热力防冰技术分别按热源和加热方式又分别分为电热防冰、 气热防冰技术， 以及连续防冰和间断除冰技术。飞机防冰、除冰技术采取何种具体的防冰、除冰技术种类，取决于机种动力装置里电源功率、待保护表面大小以及防冰重要程度等因素。一般来说．对于待保护表面积较大、 防冰要求较高的机翼、发动机进气道前缘等部件．常采用气热防冰技术；对待保护表面积较小、防冰要求较低的尾翼、 螺旋桨等部件， 可采用电热周期除冰技术； 对不允许结冰而且耗电功率不大的风挡、空速管等部件则多采用电热防冰技术。

现有技术中的总压受感器由若干机加或铸造零件经复杂工艺加工而成，通常采用内壁焊接电加热器加热的方式达到防、除冰功能。受感器生产工艺复杂，内腔结构及加热器需多次装配、焊接。内腔结构及加热器在内部焊接时不可见，难以保证焊接质量，易出现总压腔15漏气或加热器悬空烧断情况。在现有技术中，总压受感器的除冰方式也存在引入高温高压气体的设计，但其由若干机加或铸造零件经复杂内腔焊接、二次加工、工艺装配而成。此类受感器体积大、重量重、加工复杂困难，除冰热气流道无法按受感器各部分加热功率需求优化设计，热气能量利用率低。在现有航空涡轮、涡扇发动机进口及1、2级压气段处，通常采用无防除冰功能的总压受感器，由于气流速度矢量受感器受感部分暴露于机体之外，因此，当飞机在结冰条件下飞行时，受感器结冰的可能性非常大。空速管一旦结冰，轻则影响气动外形，降低工作性能，重则丧失工作能力进而危及飞机安全。

目前气象部门所使用的机械旋转式测风传感器,主要形式有风杯和风向标,两者都存在转动惯性,因此不可能得到风速矢量的瞬时变化值,这使得阵风的测量和深入研究难以实现。在使用旋转式传感器进行测量时,风矢量是作为风向和风速两个量分别处理的。由于转动惯性的存在，两个物理量在时间和空间上无法同步,再考虑湍流流场的物理特性,测量结果与实际的风矢量之间将会较大的误差。在风向和风速传感器的启动风速不同时,甚至可能造成完全错误的测量结果。一般情况下, 测风传感器的半径r0为一常数,当其放入风场时会对风场产生一定的影响,使得实测差压值介于1到2倍动压之间。总压传感器可以直接测量某一固定方向上大气的全压和静压, 风速测量范围为 0～25m/s,由于半导体材料对温度变化很敏感,因此温度测量误差较大的问题在压阻式传感器中尤其显得突出。实际应用中,必须采取一定措施,对传感器的温度漂移现象进行补偿。

发明内容

本发明旨在针对上述现有技术存在的不足之处，提供一种结构简单可靠，重量轻，体积小，不易结冰，低功耗，热气能量利用率高的总压受感器。