传感器及包含其的航空发动机的制作方法

1.本实用新型涉及一种传感器及包含其的航空发动机。


背景技术：

2.航空发动机风扇舱内短舱防冰系统管路或起动机管路通有热流气体，极端情况下将发生泄漏或管路爆管破裂，为了监测泄漏或爆管的发生，在风扇舱内可设风扇舱温度传感器。此温度传感器为一总温传感器，需要在爆管发生后短时间内响应，并将测量值通过电缆反馈至电子控制器，经逻辑判断后切断气管，以防舱内温度进一步不断上升，防止伤害附件，保护发动机。
3.若风扇舱内防冰管等管路发生爆裂，要求传感器能够对周边气流温度变化具有等效的时间常数，但由于爆管的具体位置、爆裂方向、爆裂流量、热流速度等均难以确定，传感器周围的局部温度部分难以获取，想要达到最佳的时间常数，理想的状态是气流直接冲击进气孔至传感器内腔，避免绕路。现有的总温传感器由于结构设计问题，无法保证来自四周任意方向的气流冲击均具有较短的时间常数。


技术实现要素：

4.本实用新型要解决的技术问题是克服现有技术中由于航空发动机风扇舱内短舱防冰系统管路或起动机管路的爆管的具体位置、爆裂方向、爆裂流量、热流速度等均难以确定，无法保证传感器快速响应切断管路的缺陷，提供一种传感器及包含其的航空发动机。
5.本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
6.本实用新型提供了一种传感器，包括探头壳体，所述探头壳体上设有多个气孔，多个所述气孔沿所述探头壳体的周向设置，每个所述气孔在相对的所述探头壳体的内壁上的投影不与其他所述气孔重叠。
7.在本方案中，采用上述结构形式，通过在传感器的探头壳体的周向设置气孔，可以使得四周任意来流方向的气流均可以快速通过气孔进入探头壳体内被探头壳体内的受感元件检测到，大大降低了传感器的时间常数，从而可以快速响应并反馈信号。每个气孔在相对的探头壳体的内壁上的投影不与其他气孔重叠，使得气流进入探头壳体内会先冲击正对的壳体内壁，气流在壳体内腔中形成斡旋稍作滞止后再通过其他气孔离开，有效保证了传感器的测量效果。
8.较佳地，多个所述气孔沿所述探头壳体的轴向间隔设置；
9.和/或，多个所述气孔设于所述探头壳体的同一轴向位置。
10.在本方案中，采用上述结构形式，在探头壳体的周向和周向设置交错的气孔，使得任意方向的气流都能快速进入探头壳体内被受感元件检测到。
11.较佳地，位于所述探头壳体相邻轴向位置的所述气孔交错设置。
12.在本方案中，采用上述结构形式，可以增强气孔在周向分别的密度，进一步使任意方向的气流快速进入探头壳体内。
13.较佳地，所述气孔至少有三个，至少三个所述气孔位于所述探头壳体的同一轴向位置。
14.在本方案中，设置至少三个气孔可以满足该传感器快速响应的较低要求。
15.较佳地，所述气孔为长条形结构。
16.在本方案中，采用长条形结构的气孔可以增加气流进入探头壳体内的概率，进一步使得四周任意来流方向的气流快速通过气孔进入探头壳体内被探头壳体内的受感元件检测到，从而降低传感器的时间常数。
17.较佳地，所述传感器还包括安装部和电缆连接部，所述探头壳体固定于所述安装部的一侧，所述电缆连接部固定于所述安装部上背离所述探头壳体的另一侧。
18.在本方案中，设置安装部便于传感器安装，设置电缆连接部便于将传感器通过电缆与外部控制器电连接，从而将传感器的测量值通过电缆反馈至控制器进行相应的操作。
19.较佳地，所述传感器还包括受感元件，所述受感元件设于所述探头壳体内。
20.在本方案中，将受感元件设置在内腔中，可以避免受感元件被气流直接冲击或因意外导致受感元件无法使用的情况发生。
21.较佳地，所述受感元件为热电阻或者热电偶。
22.在本方案中，受感元件为热电阻或者热电偶使传感器为温度传感器可以检测温度变化。
23.较佳地，所述传感器还包括电连接部，所述电连接部与所述受感元件电连接，所述电连接部用于将所述受感元件采集的信号传递给外部的电缆。
24.本实用新型还提供了一种航空发动机，所述航空发动机包含如上所述的传感器，所述传感器设于所述航空发动机的风扇舱内。
25.本实用新型的积极进步效果在于：本实用新型的传感器通过在探头壳体的周向设置气孔，可以使得四周任意来流方向的气流均可以快速通过气孔进入探头壳体内被探头壳体内的受感元件检测到，大大降低了传感器的时间常数，从而可以快速响应并反馈信号。每个气孔在相对的探头壳体的内壁上的投影不与其他气孔重叠，使得气流进入探头壳体内会先冲击正对的壳体内壁，气流在壳体内腔中形成斡旋稍作滞止后再通过其他气孔离开，有效保证了传感器的测量效果。
附图说明
26.图1为本实用新型实施例1中传感器的结构示意图。
27.图2为图1的主视图。
28.图3为图1的后视图。
29.图4为本实用新型实施例1中传感器的横向剖面仰视图。
30.图5为图1中探头壳体展开示意图。
31.图6为本实用新型的实施例2中传感器的探头壳体展开示意图。
32.图7为本实用新型的实施例3中传感器的探头壳体展开示意图。
33.附图标记说明：
34.探头壳体100
35.气孔200
36.第一气孔201
37.第二气孔202
38.第三气孔203
39.第四气孔204
40.第五气孔205
41.第六气孔206
42.安装法兰300
43.电缆插座安装段400
44.电缆插座500
45.受感元件安装座600
46.受感元件700
具体实施方式
47.下面通过实施例的方式并结合附图来更清楚完整地说明本实用新型，但并不因此将本实用新型限制在该实施例范围之中。
48.实施例1
49.如图1-5所示，为本实施例公开的一种传感器，该传感器包括探头部、安装部、电缆连接部，探头部固定于安装部的一侧，电缆连接部固定于安装部上背离探头壳体100的另一侧。在传感器上设置安装部便于传感器安装固定在检测位置。设置电缆连接部便于将传感器通过电缆与外部控制器电连接，从而将传感器的测量值通过电缆反馈至控制器进行相应的操作。
50.探头部包括探头壳体100以及位于探头壳体100内的受感元件700，受感元件700用于检测外部的流体并产生相应的信号变化。将受感元件700设置在内腔中，可以避免受感元件700被气流直接冲击或因意外导致受感元件700无法使用的情况发生。探头壳体100内具有固定在安装部上的受感元件安装座600，受感元件700安装在受感元件安装座600上并沿着探头壳体100的轴向延伸。
51.在本实施例中，安装部包括安装法兰300，安装法兰300用于通过螺栓将传感器固定于被检测位置附近相应的安装部位上，并配合密封圈使其具备足够的密封作用。
52.在本实施例中，电缆连接部包括电缆插座安装段400，电缆插座安装段400上设有电缆插座500，电缆插座500用于连接外部电缆，使得传感器的测量数据传输至外部控制器等。电缆插座安装段400内具有一端与受感元件700电连接的电连接部，电连接部用于将受感元件700采集的信号传递给外部的控制器。电连接部另一端与电缆插座500电连接，电缆安装在电缆插座500后通过电连接部与受感元件700电连接，实现受感元件700的信号传输。
53.探头壳体100上设有多个气孔200，多个气孔200沿探头壳体100的周向设置，每个气孔200在相对的探头壳体100的内壁上的投影不与其他气孔200重叠。通过在传感器的探头壳体100的周向设置气孔200，可以使得四周任意来流方向的气流均可以快速通过气孔200进入探头壳体100内被探头壳体100内的受感元件700检测到，大大降低了传感器的时间常数，从而可以快速响应并反馈信号。每个气孔200在相对的探头壳体100的内壁上的投影不与其他气孔200重叠，使得气流进入探头壳体100内会先冲击正对的壳体内壁，气流在壳
体内腔中形成斡旋稍作滞止后再通过其他气孔200离开，有效保证了传感器的测量效果。
54.在本实施例中，探头壳体100的同一轴向位置沿探头壳体100的周向设置有多个气孔200，且探头壳体100的不同轴向位置沿探头壳体100的周向也设置有多个气孔200。如图1-3和图5所示，本实施例的探头壳体100上具有六个气孔200，分别为第一气孔201、第二气孔202、第三气孔203、第四气孔204、第五气孔205和第六气孔206。其中第一气孔201、第二气孔202和第三气孔203为一组，设置在探头壳体100的同一轴向位置并沿探头壳体100的周向设置；第四气孔204、第五气孔205和第六气孔206为一组，也设置在探头壳体100的同一轴向位置并沿探头壳体100的周向设置，但是两组气孔200分别位于探头壳体100的不同轴向位置。
55.在一些实施例中，多个气孔200沿探头壳体100的轴向间隔设置。即，每个气孔200分别位于探头壳体100的不同轴向位置，但是这些气孔200沿着探头壳体100的周向分布。其中，相邻轴向位置的气孔200在轴向位置可以有部分交错段，但是还是需保证气孔200的投影不与其重叠。
56.或者，在一些实施例中，多个气孔200设于探头壳体100的同一轴向位置。即多个气孔200在探头壳体100的同一轴向位置沿着探头壳体100的周向分布。
57.在上述的实施例中，在探头壳体100的轴向和周向设置交错的气孔200，使得任意方向的气流都能快速进入探头壳体100内被受感元件700检测到。
58.由于气孔200在探头壳体100不同轴向位置均有多个气孔200周向分布时，位于探头壳体100相邻轴向位置的气孔200交错设置。采用上述结构形式，可以增强气孔200在周向分别的密度，进一步使任意方向的气流快速进入探头壳体100内。
59.在本实施例中，如图5所示，有两组气孔200位于探头壳体100的两个轴向位置，每组气孔200中的任意一个气孔200均位于另一组的两个气孔200之间。
60.在一些实施例中，为了满足该传感器快速响应的较低要求，探头壳体100上的气孔200至少有三个，至少三个气孔200位于探头壳体100的同一轴向位置。
61.如图1-3和图5所示，在本实施例中，气孔200为长条形结构。采用长条形结构的气孔200可以增加气流进入探头壳体100内的概率，进一步使得四周任意来流方向的气流快速通过气孔200进入探头壳体100内被探头壳体100内的受感元件700检测到，从而降低传感器的时间常数。
62.在其他一些实施例中，气孔200也可为其他形状，例如圆形孔。
63.本实施例中的传感器为温度传感器，受感元件700可根据实际需要安装满足要求的热电阻或者热电偶，余度可根据实际需要设计。受感元件700为热电阻或者热电偶使传感器为温度传感器可以检测温度变化。
64.在其他实施例中，通过改变受感元件700的类型获得与本实施例中传感器结构相同但具有不同功能的传感器。
65.下面通过将其应用在航空发动机中为例，介绍本实施例上述结构的传感器。本实施例还公开了一种航空发动机，航空发动机包含上述的传感器，传感器设于航空发动机的风扇舱内。
66.当风扇舱内防冰管等管路发生爆裂时，假设爆裂气流方向正对第一气孔201，即最先抵达第一气孔201，爆裂气流通过第一气孔201进入探头壳体100的内腔，由于第一气孔
201沿探头壳体100所在圆柱体的径向正对的是外壳壁，所以气流在内腔形成斡旋，稍作滞止而后又通过第二气孔202和第三气孔203迅速离开，有效保证了风扇舱内总温的测量。
67.由于本实施例的传感器对于四周任意来流方向均有近似正对的孔，这样就极大地在传感器的结构设计上保证爆管发生后短时间内响应。根据仿真结果，如果爆裂气流来流方向是正对传感器的进气孔200的话，时间常数远远小于非正对传感器的进气孔200。
68.传感器将测得温度信号通过安装于传感器的信号线(电连接部)传送至传感器的电缆插座500后在通过外部电缆传送至航空发动机的电子控制器，经逻辑判断后切断气管，以防风扇舱内温度进一步不断上升，防止伤害附件，保护航空发动机。
69.由于风扇舱内防冰系统管路或起动机管路最高引气温度约为500℃左右，所以要求传感器及电缆插头、电缆均具备时间常数内耐温500℃的能力。
70.传感器可适配满足要求的热电阻或者热电偶，要求包括耐温能力、元件自身时间常数性能等。并且可适配满足要求的电缆插头和电缆。当电缆插头不满足高温要求时，可将电缆插头通过一耐高温电缆转接至低温区，从而保证传感器的电缆插头不失效。
71.实施例2
72.如图6所示，本实施例中的传感器的结构与实施例1大体相同，不同之处在于：在本实施例中，气孔200的数量有8个，分成两组且分布于探头壳体100的两个轴向位置，每组气孔200有4个。每组气孔200中的任意一个气孔200均位于另一组的两个气孔200之间。
73.实施例3
74.如图7所示，本实施例中的传感器的结构与实施例1大体相同，不同之处在于：在本实施例中，气孔200的数量有9个，分成三组且分布于探头壳体100的三个轴向位置，每组气孔200有3个。每组气孔200中的任意一个气孔200均位于相邻一组的两个气孔200之间。
75.虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本实用新型的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本实用新型的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本实用新型的保护范围。