排气温度传感器的制作方法

相关申请的交叉引用

本申请要求2018年8月6日提交的美国专利申请no.16/055,942的优先权和权益，该申请的全部内容结合于此。

背景技术：

涡轮发动机，尤其是气轮机或燃气涡轮发动机，是将经过发动机的燃烧气体流的能量提取到多个旋转涡轮叶片上的旋转发动机。燃气涡轮发动机已经用于陆地和航海运动以及发电，但最常用于航空应用，例如飞机或直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于推进飞行器。

在涡轮发动机的运行期间，可以通过排气温度(egt)传感器来测量发动机出口处的气体温度。egt可用于测量发动机的性能，因为例如涡轮叶片的发动机部件的温度提供了这些部件的劣化速率的指示。egt传感器位于发动机的最高温度区段的下游。因此，有必要的是，egt传感器能够用最小的传感器部件退化来精确地测量排气温度。

技术实现要素：

在一个方面，本公开涉及一种温度传感器组件，该温度传感器组件包括支撑管、温度传感器和同心环，支撑管限定内部，温度传感器具有远端和近端且位于内部内，同心环围绕温度传感器的至少一部分，并且其中支撑管围绕至少一部分的同心环和温度传感器，并且同心环被定位在温度传感器和支撑管之间，用于将温度传感器保持在支撑管中。

附图说明

在附图中：

图1是用于具有排气温度传感器的飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的发动机的部分切除部分中的排气温度传感器的放大等距视图。

图3是图1的排气温度传感器的分解视图。

图4是具有透明部分的图2的排气温度传感器的侧视图。

图5是示出具有同心环和没有同心环的测试样品的时间响应的图表的示意图。

具体实施方式

本公开的所描述的实施例涉及用于飞行器涡轮发动机的空气温度传感器。然而，应该理解的是，本公开不限于此，并且可以在发动机内，以及在非飞行器应用中，例如在其他移动应用和非移动工业、商业和住宅应用中，具有普遍适用性。

如本文所使用的，术语“前向”或“上游”指的是在朝向发动机入口的方向上移动，或与其他部件相比，部件相对更靠近发动机入口。与“前向”或“上游”结合使用的术语“后向”或“下游”是指的是朝向发动机后部或出口的方向，或与其他部件相比，相对更靠近发动机出口。

此外，如本文所使用的，术语“径向”或“径向地”指的是在发动机的中心纵向轴线和外发动机圆周之间延伸的尺度。本文所使用的“组”可以包括任何数量的特定元件，包括仅一个。

所有的方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前向、后向等)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不产生限制，特别是关于本公开的位置、方向或用途的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)将被广义地诠释，并且除非另有指示，可以包括元件集之间的中间元件，以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不必推断两个元件直接连接并且处于彼此固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有大致纵向延伸的轴线或中心线12，轴线或中心线12从前向14延伸至后向16。发动机10按下游串行流动关系包括风扇区段18、压缩机区段22、燃烧区段28、涡轮区段32和排气区段38，风扇区段18包括风扇20，压缩机区段22包括增压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26，燃烧区段28包括燃烧器30，涡轮区段32包括hp涡轮34和lp涡轮36。

风扇区段18包括包围风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向设置的多个风扇叶片42。hp压缩机26、燃烧器30和hp涡轮机34形成产生燃烧气体的发动机10的核心44。核心44被核心壳体46围绕，核心壳体46可与风扇壳体40联接。温度传感器90可以是排气温度(egt)传感器90的形式，其如图所示的，设置在核心壳体46中、在lp涡轮36的正上游和燃烧器30下游；然而，该实例并不意味着限制，并且egt传感器90可以被定位在涡轮发动机10中的其他位置。

围绕发动机10的中心线12同轴设置的hp轴或线轴48将hp涡轮34驱动地连接到hp压缩机26。lp轴或线轴50将lp涡轮36驱动地连接到lp压缩机24和风扇20，lp轴或线轴50围绕发动机10的中心线12同轴设置在较大直径的环形hp线轴48内。线轴48,50可绕发动机中心线旋转并联接到多个可旋转元件，多个可旋转元件可共同限定转子51。

lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58相对于相应的一组静态压缩机轮叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压通过该级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可以设置成环并且可以相对于中心线12从叶片平台到叶片尖端径向向外延伸，同时相应的静态压缩机轮叶60,62被定位在旋转叶片56,58的上游并与旋转叶片56,58相邻。注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量仅被选择用于说明目的，并且其他数量是可能的。

用于一级压缩机的叶片56,58可被安装到盘61，盘61被安装到hp和lp线轴48,50中相应的一个，每一级具有其自己的盘61。用于一级压缩机的轮叶60,62可以以周向布置安装到核心壳体46。

hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70相对于相应的一组静态涡轮轮叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从通过该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可以设置成环并且可以相对于中心线12径向向外延伸，同时相应的静态涡轮轮叶72,74被定位在旋转叶片68,70的上游并且邻近旋转叶片68,70。注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅被选择用于说明目的，并且其他数量是可能的。

用于一级涡轮的叶片68,70可被安装到盘71，盘71被安装到hp和lp线轴48,50中相应的一个，每一级具有专用盘71。用于一级涡轮的轮叶72,74可以以周向布置安装到核心壳体46。

对转子部分的互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32之中的静态轮叶60,62,72,74也被单独或共同称为定子63。因此，定子63可以指整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇区段18的气流被分流，使得该气流的一部分被引导到lp压缩机24，然后lp压缩机24向hp压缩机26供给加压空气76，这进一步使空气加压。来自hp压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。通过hp涡轮34从这些气体中提取一些功，其驱动hp压缩机26。燃烧气体被排放到lp涡轮36中，lp涡轮36提取另外的功，以驱动lp压缩机24，并且最终经由排气区段38从发动机10排放排气。驱动lp涡轮36驱动了lp线轴50，以使风扇20和lp压缩机24旋转。

可以从压缩机区段22抽取一部分加压气流76作为引气77。引气77可以从加压气流76被抽取并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著增加。因此，由引气77提供的冷却对于在升高的温度环境中操作这种发动机部件是必要的。

剩余的一部分气流78绕过lp压缩机24和发动机核心44，并通过静止轮叶排，更具体地，通过在风扇排气侧处的包括多个翼型件导向轮叶82的出口导向轮叶组件80，离开发动机组件10。更具体地，邻近风扇区段18，利用周向排的径向延伸的翼型件导向轮叶82，对气流78施加一些方向控制。

由风扇20供给的一些空气可绕过发动机核心44，并用于发动机10的部分的冷却，特别是发动机10的热部分的冷却，和/或用于冷却飞行器的其他方面或为飞行器的其他方面提供动力。在涡轮发动机的情况下，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中hp涡轮34是最热部分，因为它直接在燃烧区段28的下游。其他冷却流体源可以是但不限于从lp压缩机24或hp压缩机26排放的流体。

图2更清楚地描绘了在核心壳体46的切除部分106中的egt传感器90。具有合适的安装部分94的安装区段92可以被包括在egt传感器90中。安装部分94与温度传感器组件139联接。在一个实例中，柱塞96将安装部分94联接到温度传感器组件139。柱塞96可包括便于联接的安装凸起97。尽管未示出，但是接线外壳可以被包括在安装区段92中并且可以联接到电导管。安装区段92可以是任何合适的安装部分94，并不意味着限制。管入口108可以联接到壳体102并且可以联接到热引气源。

转到图3，示出了温度传感器组件139的分解视图。温度传感器组件139包括中空的柱形支撑管140、温度传感器144和同心环150。温度传感器144是适合于在飞行器上或在发动机10内使用的任何温度传感器。

支撑管140进一步可包括锁定机构142，锁定机构142可以是环形凸缘的形式。支撑管140可以限定内部141，其中至少外壳入口146和至少一个外壳出口148可以将外壳的外部流体地联接到内部141。入口146可以是允许排气流入的孔的形式，同时出口148可以是允许排气流出的孔的形式。在一个实例中，支撑管140包括单个体育场形状的椭圆形入口146，以及可以相隔小于180度的一对圆形出口148。例如，这对出口148可以被定位成与入口146相隔90度。此外，这对出口148可以沿着支撑管140竖直对齐。更具体地，该对出口148可以围绕入口146等距间隔，使得从一个出口148到入口146的距离与另一个出口148到入口146的距离相同。

温度传感器144可以设置在支撑管140的内部141中，并且可以包括远端143和近端145。近端145可以与锁定机构142相邻，而远端143可以与近端145相对。

同心环150可以是中空柱体的形式，具有本体152，本体152的直径小于支撑管140的直径，但是大于温度传感器144的直径。孔156可以设置在本体152上，靠近被构造成用于塞焊的同心环150的中心。塞焊可以允许将同心环150焊接到温度传感器144。虽然同心环150被示出为具有用于塞焊的孔156，但是也可以通过任何合适的方法，例如钎焊、铆接或卷边，将同心环150附接到温度传感器144。

另外，周向接触接头154可以设置在同心环150的每个端部上。接触接头154可以是直径大于本体152并且小于支撑管140的环形凸缘的形式。在另一个实例中，接触接头154可以是从本体152的直径突出的轴向翅片的形式。因此，接触接头154可以相对于同心环150的本体152而升高。

更具体地，如图4所示，当组装时，温度传感器144的远端143可以从支撑管140突出或延伸。在一个实例中，温度传感器144的长度比支撑管140长。同心环150可以围绕温度传感器144的一部分并且适配在支撑管140的内部141内。在一个实例中，同心环150被定位在温度传感器144的近端145和至少一个出口148之间，温度传感器144的近端145也是支撑管140的近端。接触接头154可以与支撑管140接触，而本体152不与支撑管140接触，使得在本体152和支撑管140之间形成间隙160。此外，接触接头154允许同心环150的热质量减小，同心环150可由耐高温材料制成。

由于同心环150被定位在温度传感器144和支撑管140之间，因此同心环150可以将温度传感器144保持在支撑管140的内部141内，同时在支撑管140和温度传感器144之间保持均匀的间隙162。因此，同心环150可使温度传感器144能够在内部141内居中。使温度传感器144在支撑管140内居中，可以允许排气经由入口146在温度传感器144周围和内部141内均匀地流动接触，以通过温度传感器144提供可靠的egt温度读数。一对出口148允许排气流出间隙162并远离温度传感器144。在一个实例中，间隙162可以是约0.381毫米(0.015英寸)。

转到图5，示出了显示具有同心环150的温度传感器读数的增加可靠性的图表。该图表示出了通过标准偏差测量的具有同心环150和没有同心环150的温度传感器测试样品的时间响应的变化。具有同心环150的测试样品由点状图案210示出，并且没有同心环150的测试样品由条纹图案220示出。在相同的风洞流速下测试温度传感器样品。x轴图示以秒为单位的第一时间常数，表示温度传感器响应温度变化有多快。具体地，第一时间常数是温度传感器随着温度阶跃变化记录63.2％的稳态值所花费的时间量。y轴图示记录63.2％的稳态值的测试样品的密度或比例。

具有同心环150的样品的标准偏差正态分布或钟形曲线由虚线230示出，并且没有同心环150的样品的标准偏差正态分布或钟形曲线由实线240示出。具有同心环250的样品的标准偏差230是最小展开分布。因此，标准偏差240具有最低标准偏差。标准偏差230可以是大约0.1803，而标准偏差240可以是大约0.3951。因此，具有同心环150的温度传感器测试样品的标准偏差230大约是没有同心环150的温度测试样品的变化的一半。

如本文所述的，使具有远端143和近端145的温度传感器144在支撑管140中居中的方法包括：在温度传感器144的远端143上插入同心环150，并使同心环150在至少一个流出排气孔148上和上方滑动，支撑管140具有至少一个流出排气孔148，该至少一个流出排气孔148被定位在飞行器涡轮发动机10中的燃烧器30下游。此外，该方法可以包括：使支撑管140在同心环150和温度传感器144上滑动，使得同心环150在支撑管140中居中，并且同心环150被定位在温度传感器144的近端145和至少一个流出排气孔148之间。另外，该方法可以包括：其中同心环150进一步包括在同心环150的每个端部处的周向接触接头154，用于接触支撑管140。

与本文所讨论的公开相关的益处包括在支撑管或外壳内居中地定位和支撑热电偶元件，用于使热电偶元件或温度传感器的时间响应性能最大化。如果热电偶元件太靠近入口或排气孔，则可以阻止流过外壳并且可以降低温度传感器的时间响应性能。在热电偶元件与外壳接触的极端情况下，几乎可以完全阻止流动。进一步的优点是可以包括简单易于安装的同心环，同时减少废品和返工。

应当理解，所公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也可应用于涡轮喷气发动机和涡轮发动机。

本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他实例。如果这些其他实例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他实例意图在权利要求书的范围内。

本发明的进一步的方面由以下条项的主题提供：

1.一种温度传感器组件，该温度传感器组件包括限定内部的支撑管，具有远端和近端且位于内部内的温度传感器，以及围绕温度传感器的至少一部分的同心环，并且其中支撑管围绕至少一部分的同心环和温度传感器，并且同心环被定位在温度传感器和支撑管之间，用于将温度传感器保持在支撑管中。

2.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，进一步包括间隙，该间隙在支撑管和温度传感器之间，用于允许排气流动接触温度传感器。

3.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中同心环使温度传感器在支撑管中居中。

4.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中支撑管进一步包括流入排气孔，用于允许排气流入间隙，以接触温度传感器。

5.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中支撑管进一步包括至少一个流出排气孔，以允许排气从间隙流出，远离温度传感器。

6.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中至少一个流出排气孔包括绕着流入排气孔等距间隔的两个排气孔。

7.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中两个排气孔被定位成与流入排气孔相距90度。

8.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中同心环被定位在支撑管的近端和至少一个流出排气孔之间。

9.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中同心环在温度传感器的远端上被插入。

10.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中同心环包括在环的每个端部处的周向接触接头。

11.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中周向接触接头相对于环升高。

12.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中周向接触接头接触支撑管。

13.根据前述任一条项所述的温度传感器组件，其中同心环进一步包括同心环中居中的孔，以允许塞焊。

14.一种飞行器涡轮发动机，包括核心、温度传感器、同心环和支撑管，核心具有以轴向流动布置安装在壳体中的压缩机、燃烧器和涡轮区段，温度传感器具有远端和近端并位于燃烧器下游，同心环围绕温度传感器的至少一部分，支撑管围绕至少一部分的同心环和温度传感器，并且其中同心环被定位在温度传感器和支撑管之间，用于将温度传感器保持在支撑管中。

15.根据前述任一条项所述的飞行器涡轮发动机，进一步包括间隙，该间隙在支撑管和温度传感器之间，用于允许排气流动接触温度传感器。

16.根据前述任一条项所述的飞行器涡轮发动机，其中同心环使温度传感器在支撑管中居中。

17.根据前述任一条项所述的飞行器涡轮发动机，其中同心环包括环的每个端部处的周向接触接头。

18.根据前述任一条项所述的飞行器涡轮发动机，其中接触接头相对于环升高并接触支撑管。

19.一种使温度传感器居中的方法，温度传感器在支撑管中且具有远端和近端，支撑管具有至少一个流出排气孔，至少一个流出排气孔被定位在飞行器涡轮发动机中的燃烧器的下游，该方法包括：在温度传感器的远端上插入同心环，使同心环在至少一个流出排气孔上和上方滑动，以及使支撑管在同心环和温度传感器上滑动，使得同心环在支撑管中居中，并且同心环被定位在温度传感器的近端和至少一个流出排气孔之间。

20.根据前述任一条项所述的方法，其中同心环进一步包括同心环的每个端部处的周向接触接头，用于接触支撑管。