一种总温总压测量装置的制作方法

本发明属于测量，具体涉及一种总温总压测量装置。

背景技术：

1、航空发动机进气道内总压、总温是发动机重要的气动参数，准确的测量得到发动机流道内总压、总温，对航空发动机的设计、改进具有重要意义。目前测量总压和总温的传感器是彼此独立安装的，对发动机设计和传感器安装选位要求高，会影响发动机的进气量，降低发动机性能，且为了满足防除冰要求，对发动机机上电源提出了更高要求。

技术实现思路

1、本引气防除冰总温总压传感器有效解决了传统总温、总压传感器在航空发动机进气道独立安装的缺点，降低了安装选位难度，减少了对发动机进气量的影响，同时放弃电加热防除冰，在结构内部设计合理的引气流道，实现了引气防除冰功能，提高了产品可靠性。

2、有鉴于此，本发明提供了一种总温总压测量装置，包括：包括引气气道01、总压气道02、壳体03、总温气道04和温感阻滞腔05；其中，所述温感阻滞腔05设置于所述壳体03的内腔，所述总温气道04在所述壳体03的内腔中分成第一路总温气道041和第二路总温气道042，所述第一路总温气道041贯穿所述壳体03顶部，所述温感阻滞腔05设置于所述第一路总温气道041的下方，所述第二路总温气道042与所述温感阻滞腔连通05；所述总温气道04在所述壳体03上设置总温进气口040，所述第一路总温气道041在所述壳体03上设置有第一总温排气口043，所述壳体03还设置第二总温排气口044，所述第二总温排气口044与所述温感阻滞腔连通05；所述总压气道02贯穿所述壳体03，所述总压气道02在所述壳体03上设置总压进气口030；所述第一路总温气道041和所述第二路总温气道042的分叉口处设置有阻滞凸起045，使得所述第二路总温气道042转向所述温感阻滞腔05；所述引气气道01贯穿所述壳体03，所述引气气道01经过所述总压进气口030、所述总温进气口040、所述第一总温排气口043、所述总压气道02和所述第二总温排气口044的至少一个的附近。

3、可选地，所述温感阻滞腔05中安装有温度传感器。

4、可选地，所述所述总压气道02的排气口与总压传感器连通。

5、可选地，所述总温气道04中还设置有斜向上的坡角046，所述坡角046设置于所述第一路总温气道041和所述第二路总温气道042分叉口之前。

6、可选地，所述壳体03还设置边界层控制腔031，所述边界层控制腔031设置于所述坡角046，且所述边界层控制腔贯031穿所述壳体03。

7、可选地，所述引气气道01还在所述坡角046附近的所述壳体03上设置微排气口011。

8、可选地，所述坡角046还设置有至少一个边界层控制孔032，所述边界层控制孔032连通所述边界层控制腔031和所述总温气道04。

9、可选地，所述引气气道01还在所述第一总温排气口043附近的所述壳体03上设置引气排气口012。

10、可选地，所述装置由3d打印一体成型。

11、本发明结构设计时将总温、总压结构集成在一个装置。在装置结构内部布置合理的引气流道，可同时实现总温测量结构和总压采集结构的防除冰功能。

技术特征：

1.一种总温总压测量装置，其特征在于，包括：

2.根据权力要求1所述的装置，其特征在于，所述温感阻滞腔(05)中安装有温度传感器。

3.根据权力要求1所述的装置，其特征在于，所述所述总压气道(02)的排气口与总压传感器连通。

4.根据权力要求1所述的装置，其特征在于，所述总温气道(04)中还设置有斜向上的坡角(046)，所述坡角(046)设置于所述第一路总温气道(041)和所述第二路总温气道(042)分叉口之前。

5.根据权力要求4所述的装置，其特征在于，所述壳体(03)还设置边界层控制腔(031)，所述边界层控制腔(031)设置于所述坡角(046)，且所述边界层控制腔贯(031)穿所述壳体(03)。

6.根据权力要求5所述的装置，其特征在于，所述引气气道(01)还在所述坡角(046)附近的所述壳体(03)上设置微排气口(011)。

7.根据权力要求5所述的装置，其特征在于，所述坡角(046)还设置有至少一个边界层控制孔(032)，所述边界层控制孔(032)连通所述边界层控制腔(031)和所述总温气道(04)。

8.根据权力要求1所述的装置，其特征在于，所述引气气道(01)还在所述第一总温排气口(043)附近的所述壳体(03)上设置引气排气口(012)。

9.根据权力要求1所述的装置，其特征在于，所述装置由3d打印一体成型。

技术总结
本发明属于测量技术领域，具体涉及一种总温总压测量装置。包括：包括引气气道01、总压气道02、壳体03、总温气道04和温感阻滞腔05。本发明结构设计时将总温、总压结构集成在一个装置。在装置结构内部布置合理的引气流道，可同时实现总温测量结构和总压采集结构的防除冰功能。

技术研发人员：李委凭,杜振宇,马小强,王健安
受保护的技术使用者：太原航空仪表有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13