[发明专利]空气温度传感器

说明书

一种总体空气温度传感器包括翼型件部分。该翼型件部分可以具有转向气流路径能够通过其中流动的入口和出口。该总体空气温度传感器能够包括定位在外壳内的温度传感器和包绕温度传感器的护套，该外壳限定了总体温度传感器。该温度传感器能够被配置成感测转向气流路径的总体温度。

技术领域

本发明主要涉及涡轮发动机操作期间的空气温度测量。

背景技术

涡轮发动机、并且具体而言燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到多个旋转涡轮叶片上。燃气涡轮发动机始终用于陆地和航海运动及发电，但最常用于航空应用，例如飞机或直升飞机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。

在涡轮发动机操作期间，总体空气温度(total air temperature)也称为停滞温度(stagnation temperature)能够通过安装于飞行器的表面或涡轮发动机的内壁上的特别设计的温度探针来测量。探针被设计成使空气相对于飞行器静止。由于使空气静止并对其进行测量，空气经历温度的传热升高，并且总体空气温度因此高于环境空气温度。总体空气温度是用于计算静态空气温度和真实空气速度的基本输入。总体空气温度传感器可能会暴露于不利条件，其中包括高马赫数和结冰条件、以及可能影响由传感器提供的读数的水和碎屑。

发明内容

在一个方面中，本发明涉及一种适于用于飞行器上的空气温度传感器，该温度传感器包括：外壳，该外壳限定了内部并且至少一部分具有翼型件横截面，以限定具有上表面和下表面的翼型件部分；定位在翼型件部分内的温度传感器；气流路径，该气流路径具有位于外壳的上表面中的入口并且通过外壳延伸到温度传感器，以提供来自沿上表面流动的空气的转向空气从而与温度传感器相接触；和一组流体通路，该一组流体通路被限定在内部并且具有定位在外壳内的入口和一组出口，并且其中一组流体通路被构造成通过入口接收热放气并且将热放气散布到一组出口以加热翼型件部分的至少一部分。

可选地，其中所述入口定位在所述翼型件部分的前缘处。

可选地，其中所述气流路径延伸穿过所述翼型件部分，出口位于所述上表面上。可选地，所述的空气温度传感器，还包括护套，所述护套至少部分地包绕所述温度传感器并且所述护套保护所述温度传感器不受热的影响。其中所述气流路径的相对侧上具有位于所述内部内的两个流体通路。其中所述上表面是所述翼型件的凹形侧并且所述下表面是所述翼型件部分的凸形侧。

可选地，所述空气温度传感器外壳，还包括一组闭塞空间，所述一组闭塞空间定位在所述内部内并且与所述一组流体通路流体分开。

可选地，所述一组流体通路包括位于所述内部的第一部分内的第一流体通路和位于所述内部的第二部分内的第二流体通路。可选地，空气温度传感器外壳，还包括传输管，所述传输管定位在所述内部内并且流体联接所述第一流体通路和所述第二流体通路。

可选地，其中所述一组流体通路包括沿所述外壳的长度的一部分折返的流体通路。

在另一个方面中，本发明涉及一种空气温度传感器，该空气温度传感器包括：外壳，该外壳具有表皮并且限定了内部；温度传感器，该温度传感器具有定位在内部内的第一部分和延伸穿过外壳的一部分并且至少部分邻近表皮的一部分的第二部分；以及一组流体通路，该一组流体通路被限定在内部内并且被构造成接收热放气且将热放气散布到表皮的至少两个分离部分。

可选地，其中所述表皮的至少一部分形成翼型件。其中所述外壳邻近所述温度传感器至少部分地限定气流路径并且其中所述气流路径的入口定位在所述翼型件的前缘处。可选地，所述空气温度传感器，还包括护套，所述护套至少部分地包绕所述温度传感器并且所述护套保护所述温度传感器不受所述表皮的至少两个分离部分的热的影响。其中位于所述内部内的至少两个流体通路被构造成将热放气散布到位于所述气流路径的相对侧上的所述表皮的至少两个分离部分。