总空气温度传感器的制造方法
【专利说明】总空气温度传感器
[0001]相关申请案的交叉引用
本申请要求2013年9月30日提交的美国临时专利申请号61/884，673的优先权的权益，所述申请以引用的方式整体并入本文。
[0002]发明背景 1.发明领域
本公开涉及温度传感器，且更具体来说，涉及总空气温度传感器，例如用于航空应用中。
[0003]2.习知技术
现代的喷气动力飞机需要对室外空气温度非常精确地测量，用于输入到空气数据计算机、发动机推力管理计算机和其他机载系统。对于这些飞机类型、其相关联的飞行条件，以及通常情况下总空气温度探头的使用，空气温度最好由以下四个温度定义:(I)静态空气温度(SAT)或(TS)，(2)总空气温度(TAT)或(Tt)，(3)恢复温度(Tr)，以及(4)测量温度(Tm)。静态空气温度(SAT)或(TS)为飞机将要飞行通过的未扰动空气的温度。总空气温度(TAT)或(Tt)为通过100%转换飞行动能可以获得的最大空气温度。TAT的测量值是从恢复温度(Tr)推导出的，恢复温度(Tr)为由于动能的不完全恢复飞机表面每个部分上的局部空气温度的隔热值。恢复温度(Tr)从测量温度(Tm)获得，测量温度(Tm)为测得的实际温度，并可能因强加的环境引起的热传递效应与恢复温度不同。
[0004]例如，用在燃气涡轮发动机的入口的总空气温度传感器可以使用具有槽的机翼形部件，其被定位以使得要被感测的气流通过其中一个槽，并且将温度传感器元件安装在槽中。此类系统的实例公开在美国专利号3，512，414中，所述专利以引用的方式整体并入本文。此类传感器设计可以减轻高速外物被发动机摄入的影响，并且可以包括提供除冰。
[0005]总空气温度测量的一个持续的挑战与较高马赫数下的操作相关联。在较高马赫数下发生的压缩性效应可以通过传统的传感器改变所需的流动型态，并且响应时间可能减少，例如，在有用于冲洗实际传感器元件的减少流动情况下。
[0006]给一些常规的TAT探头设计带来困难的另一种现象在于在低质量流量下处理边界层分离或“溢出”的问题。对于TAT的精确测量，流动分离造成两个问题。第一个问题是必须处理湍流以及减小TAT测量值的不能挽回的损失的产生。第二个问题与必须加热探头以防止在结冰条件下形成冰的必要性有关。嵌入外壳壁中的加热元件有助于防冰性能。不幸地是，外部加热也加热了空气的内部边界层，如果控制不当，会在TAT测量中提供外部热源。这种类型的误差，通常称为除冰加热器误差(DHE)是很难校正的。
[0007]此类常规的方法和系统一般被认为能满意地达到其预期目的。然而，本领域中仍然需要允许改进的总空气温度传感器性能(包括在高马赫数下改进的时间响应)的系统和方法。本领域中也仍然需要能易于制造和使用的此类系统和方法。本公开提供了这些问题的解决方案。
发明概要
[0008]一种总空气温度传感器包括机翼主体，其沿着纵轴从机翼基体延伸到相对的机翼尖端。机翼主体限定前缘和相对的后缘。机翼主体限定内部流道，其具有用于将流体流体连通到内部流道中的入口和用于从内部流道排出流体的出口，并且其中机翼主体限定通过前缘与内部流道之间的机翼主体的排出通道。温度探头安装在内部流道内，以用于测量通过内部流道流动的温度，从而确定总空气温度。
[0009]在某些实施方案中，机翼主体限定高压表面和相对的低压表面，每个表面从机翼基体纵向延伸到机翼尖端。高压表面和低压表面中的每个从机翼主体的前缘向下游延伸到后缘。内部流道的入口可以限定在高压表面中。排出通道可以在前缘与内部流道的入口之间的高压表面中具有入口。内部流道的出口可以限定在低压表面中。排出通道可以在前缘与内部流道的出口之间的低压表面中具有出口。
[0010]可以预期的是，在某些实施方案中，内部流道的入口限定细长孔，其沿着机翼主体的外部纵向表面轴向延伸。内部流道的出口可以限定细长孔，其沿着机翼主体的外部纵向表面轴向延伸。排出通道可以是圆柱形的。
[0011]加热器可以安置在排出通道的上游以阻止冰积聚在机翼主体上。辐射屏蔽罩可以部分安置在内部流道内的温度探头周围以抑制机翼主体与温度探头之间的辐射热交换。机翼主体可以限定超临界机翼，其中特征正激波位置是内部流道的入口和出口的下游。
[0012]可以预期的是，可以有用于从内部流道排出流体的多个出口，以及通过前缘与内部流道之间的机翼主体的多个排出通道。在此类实施方案中，每个排出通道可以在前缘与内部流道的入口之间的高压表面中具有入口。内部流道的出口可以限定在低压表面中。排出通道可以各自在前缘与内部流道的出口之间的低压表面中具有各自的出口，并且每个排出通道可以是圆柱形的。
[0013]从如下对优选实施方案并结合附图的详细描述中，本公开的系统和方法的这些和其他特征对本领域技术人员来说将变得更加易于显而易见。
[0014]附图简述
为了使本公开属于的本领域技术人员在无需过度试验的情况下容易理解如何制造和使用本公开的设备和方法，下面将参照某些附图对其优选实施方案进行详细描述，其中:
图1是根据本公开构建的总空气温度传感器的示例性实施方案的透视图，示出了安装到燃气涡轮发动机的入口的传感器；
图2是图1的总空气温度传感器的透视图，示出了通过入口进入内部流道观察的排出通道入口和辐射屏蔽罩内的温度探头；
图3是图1的总空气温度传感器的透视图，示出了排出通道的出口和内部流道的出
P ;
图4是图1的总空气温度传感器的横截面端视图，示出了在排出通道上游的加热器； 图5是图1的总空气温度传感器的示意性端视图，示出了机翼主体的攻角；
图6是根据本公开构建的总空气温度传感器的另一示例性实施方案的示意性端视图，示出了机翼主体内的纵向加热器；以及图7是根据本公开构建的总空气温度传感器的另一示例性实施方案的示意性端视图，示出了使用其中的加热器将导热机翼部分与热阻机翼部分分开以减少除冰加热器误差(DHE)的狭缝。
【具体实施方式】
[0015]现在将参考附图，其中相同的参考数字标识本公开的相似的结构特征或方面。为了解释和说明的目的，而非限制性的，根据本公开的总空气温度传感器的示例性实施方案的局部视图在图1中示出，并且一般被指定为参考字符100。根据本公开的总空气温度传感器的其他实施方案或其方面，提供在图2至图7中，如将会进行描述的。本文中描述的系统和方法可以用于总空气温度测量，例如，在航空应用中。
[0016]如图1中所示，例如，总空气温度传感器100可以安装在飞机20上的燃气涡轮发动机10的入口中。本领域技术人员将很容易了解，本申请仅为示例性的，并且在不脱离本公开的范围的情况下，根据本公开的传感器可以用于飞机上的任何其他适合的位置或用于任何其他适合的应用。
[0017]现在参看图2，总空气温度传感器100包括机翼主体102，其沿着纵轴A从机翼基体104延伸到相对的机翼尖端106。机翼主体102限定前缘108和相对的后缘110。机翼主体102被描绘为限定超临界机翼，然而本领域技术人员将很容易了解，在不脱离本公开的范围的情况下，可以使用具有横截面轮廓的任何其他机翼。
[0018]参看图2至图3，机翼主体102限定高压表面120和相对的低压表面122，每个表面从机翼基体104纵向延伸到机翼尖端106。高压表面120和低压表面122中的每个从前缘108向下游延伸到后缘110。
[0019]机翼主体102限定内部流道112，其具有用于将流体流体连通到内部流道112中的入口 114。内部流道112的入口 114限定在高压表面120中。入口 114限定细长孔，其沿着机翼主体102的外部纵向表面相对于纵轴A轴向延伸。如图3中所示，多个出口 116限定在机翼主体102的低压表面122中，以用于从内部流道112排出流体。机翼主体102的超临界机翼轮廓可以被配置成特征正激波位置是入口 114和出口 116的下游，以甚至在高到足以形成正激波的马赫数下也提供通过内部流道112的可靠的流动。在内部流道112被示出和描述为具有多个出口 116时，也可以预期的是，就像入口 114，内部流道112的出口可以限定单一的细长孔，其沿着机翼主体的外部纵向表面轴向延伸。
[0020]如图4中所示，机翼主体102也限定通过前缘108与内部流道112之间的机翼主体102的多个圆柱形排出通道118。每个排出通道118在前缘108与内部流道112的入口114之间的高压表面120中具有入口 124。也在图2中示出排出通道118的入口 124，在图2中为清楚起见，并非用参考字符标示所有入口 124。如图3和图4中所示，排出通道118中的每个在前缘108与内部流道112的出口 116之间的低压表面122中具有出口 126。为清楚起见，在图3中并非用参考字符标示排出通道118的所有出口 126。
[0021]仍参看图4，温度探头128 (例如，电阻温度设备或任何其他适合类型的温度探头)安装在内部流道112内，以用于测量流过内部流道112的流体的温度，从而确定总空气温度。加热器130 (例如，嵌入机翼主体102的套筒)安置在排出通道118的上游以