CN1187583C - 具有内装空气温度传感器的飞机探头 - Google Patents

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Abstract

飞机探头组件一体地包括完全的空气流温度传感器(52)。优选实施例包括至少一个压力检测口(20)和温度检测口，这两个检测口分别与压力检测室和温度检测室流体相通。温度传感器配置在温度检测室中，使得可以检测飞行中空气流的温度。该温度传感器最好与探头部件热隔绝。具体是，温度传感器最好由大体圆筒形的隔热件(60)共轴地包围，该隔热件具有气流入口(66a)和出口(66b)。该隔热件可以防止探头部件的温度(该探头部件在可能结冰的飞行期间受到一体的电阻加热器的加热)影响由温度传感器测量的气流温度数据。

Description

具有内装空气温度传感器的飞机探头
这些专利和申请涉及Guntis U.Baltins等于1996年8月13日公布的美国专利No.5 544 526(以后称为“Baltins等的’526专利”)以及Margaret A.Menzies等于1998年7月2日提出的美国专利申请系列No.09/109072(以后称作“Menzies”等的’072申请)。Baltins等的’526专利和Menzies等的’072申请已特别作为参考文献包括在本文中。
本发明一般涉及飞机飞行数据传感器探头，这种探头可以根据飞机飞行剖面的空气流压力状态推导出飞行中的数据(例如迎角、测滑、空速、飞行高度和/或垂直速度)。在优选形式中，本发明体现在成一整体地包含气流温度传感器的飞机飞行数据传感器探头上。
周知多功能飞机传感器探头，例如上述Baltins等的’526专利中公开的多功能飞机探头组件。在这点上，Baltins等的’526专利的探头组件总的体现在另外具有动态压力检测口的可转动的空气流方向探头上，该动态压力检测口基本上位于一对气流检测口的中间，该气流检测口相对于探头的滞止线对称配置。因此形成一组气流输出口，其中各个输出口与探头中相应一个气流检测口连通。
当一对检测口中的气流压力平衡时，与检测口连通的输出口内的气流压力基本上为压力P1，该压力P1在很宽的空速范围内(例如从0.1马赫到超音速)为(大气)静压力的单调函数。另一方面，动态压力检测口在气流检测口内的压力达到平衡时则正对着空气流。结果，与动态压力检测口连通的动态压力输出口将达到最大的空气流压力P0，此压力P0在很宽的空速范围内是全压(冲压)力的单调函数。可用数学方法将这些压力P1和P0转换成实际的全压力(冲压力)和静压力(大气压力)，这种转换的压力取决于飞机迎角和/或侧滑，不会受到任何误差的影响。因此，除基本飞行数据例如空速、飞行高度和/或垂直速度外还可应用这种探头推导出迎角和/或侧滑的飞行数据信息。
空气流温度代表机上设备可以利用的重要信息。例如可以应用实际的空气流温度来确定飞行期间飞机的真实空速(例如由空气流温度和压力状态补偿指示空速)。另外，对于手动或自动启动机载防水装置，空气流温度也是很重要的。
通常利用固定在气流压力检测探头远处的空气流温度探头来确定飞行中的空气流温度。远处配置温度探头可能引起某种小的但有意义的数据误差。常规温度探头包括电阻式测温装置(RTD)、隔热保护壳和外部主体。通常的RTD一般用铂制作，以便获得稳定温度特性，其电阻随检测温度而变化。保护壳用于防止RTD受到可能进入外部主体的任何碎屑/冰/水分的影响以及防止RTD因外部主体被加热而检测到温度变化。外部主体的作用是输送足够的空气通过主体，以便可以进行动态的温度检测，同时又尽量减小气流中碎屑的冲击。为确保合适的气流，加热该外部主体，以防止结冰和减小流入主体的空气流中的水份。
常规的飞机空气温度探头像全压探头一样装在固定位置，具有很大的朝前开口，以尽量减少与空气流不正对造成的误差。然而因为两种装置均测量空气流的滞止特性(或总特性)，所以相对于朝前开口具有较大入射角的气流测量值具有不能校正的误差，这种误差使得指示测量值小于滞止测量值(或总测量值)。
很希望配置一种飞机温度探头，使这种探头不易受到入射空气流的大入射角(在大迎角时产生大入射角)造成的不可校正的误差的影响。本发明的目的在于满足这种要求。
广泛地讲，本发明的目的在于一种飞机的空气温度探头、该探头能够与空气流滞止线(或冲击在探头部件外表面的最高气流压力线)保持基本对准。
按照本发明的特别优选实施例，空气流温度传感器总的形成为Baltins等的’526专利中和/或Menzie的’072申请中的那种多功能飞机探头组件的整体一部分。在这点上，该空气流温度探头最好在空间上与该探头组件的气流压力检测口隔离，但能与位于气流滞止线上的这种检测口对准。
在一个特别优选的实施例中，本发明的探头部件具有至少一个压力检测口和温度检测口，这些口分别与压力检测室和温度检测室流体相通，并且分别作为一个单元与气流滞止线对准。因此温度传感器配置在温度检测室内，使其检测飞行中空气流的温度。
温度传感器最好与探头部件绝热。具体是，温度传感器最好由大体圆筒形隔热部件共轴地包围，该隔热部件具有气流入口和气流出口。该隔热部件可以防止探头部件(这些部件在可能结冰的飞行期间由一个整体上的电阻加热器加热)的温度影响温度传感器测量的气流温度数据。
下面详细说明本发明的优选例示性实施例，在仔细研究这些说明后可以明显看出本发明的这些以及其它的方面和优点。
下面说明附图，附图的不同图中相同的编号表示相同的部件，这些附图是：
图1是飞机前部透视图，示出根据本发明的优选传感器组件；
图2是沿图1的2-2线截取的从迎面气流方向看去的机身部分横截面图，示出本发明放大的优选传感器组件；
图3是本发明传感器组件中应用的探头部件的部分截面立视图；
图4是沿图3中4-4线截取的探头部件的立视横截面图；
图5是图3和4所示探头部件远端区域的放大视图；
图6是沿图5中6-6线截取的探头部件远端区域的横截面图；
图7是类似于图6的示意横截面图，示出本发明温度传感器区域中应用的各种槽口的一些优选角度和取向。
附图1用透视图示出飞机AC的一部分，该部分具有装配在前部机身部分FS上的本发明的飞机传感器探头组件10。探头组件从飞机机身FS沿轴线Ap向外伸出，因而垂直暴露于飞行中的气流。虽然图1中飞机传感器探头组件10被示出为从飞机AC向下伸出，但应当明白，如果需要，该组件可以从飞机AC侧向伸出。因此和有关的Baltins等的专利’526中公开的传感器组件一样，本发明的探头组件10实际上可以从飞机上任何要求的方向伸出，以便消除飞机绕多轴线转动的影响。因此如果想测量迎角，并使其尽可能小地受到飞机侧滑角的影响，最好使探头组件10沿侧向伸出。而如果预定测量飞机的侧滑角，并使其尽可能小地受到飞机迎角的影响，则如附图中示出的那样，使探头向下方伸出。
由本发明探头组件10测得的气流方向/压力数据可以通过连接于传感器座14(见图2)的常规电线/气动管传送到机载飞行仪器和/或飞行导航***上。对此，传感器座14的内部结构和作用可见Baltins等的’526专利，在本文中将省去其详细说明。
如从附图2和3中所见，探头组件10一般包括传感器座14、大体圆锥形的空心探头部件16以及安装环14-1。安装环14-1用于使探头组件10可以固定在与机身FS连接的支承件S上，使传感器座14装在机身FS内，而探头部件16沿伸出轴线Ap向外伸出。
圆锥形空心探头部件16安装在传感器座14上，以便绕探头伸出轴线Ap转动。该探头部件16具有中央动态压力检测口20，该检测口与探头部件16的滞止线(或冲击在探头部件表面上的最高气流压力线)对准，与探头部件伸出轴线Ap重叠。该检测口20最好为细长槽口，共延伸轴线大体沿着伸出轴线Ap的方向。
探头部件16最好具有上述Menzies等的’072申请所述那种形式的多个其它压力口。例如，在探头部件16上最好形成一对气流检测口22，各个气流检测口对中心动态压力口20沿环形面对称间隔开。具体是，各个检测口22最好与检测口20沿环形面间隔开约45°角(即，使得一对压力口22沿环行面彼此间隔开约90°角)。各个检测口22最好形为细长槽口，其纵向大体沿着伸出轴Ap的方向。虽然图2中只示出一对检测口22，但探头部件16还可以具有一对近端检测口和一对远端检测口(如上述Menz1es等的’072申请所述的形式)，在这种情况，近端口和远端口的相应口最好沿纵向彼此对齐。
在探头部件16上最好还形成一对外气流压力口26。各个外气流压力口26最好与中心压力口20沿环形面对称地分开约90°角(即，使压力口26在探头部件16的外表面上基本上横向彼此相对)。如图2所示，一对外压力口26配置在探头部件16外表面的近侧，而一对口22配置在更远侧。和上述检测口20和22一样，压力口26最好为细长槽口形式，其纵方向大体沿着伸出轴Ap的方向。各个口20和22最好向圆锥形探头件16的顶端逐渐缩小。即，口20和22变成大体具有恒定夹角的锥形，即形成与探头部件16具有同样程度的锥形。
如图3和4更清楚示出的，探头部件16包括大体圆锥形的探头外壳28和内部分离器叶片29。该叶片29最好为形为整体的三角形构件，该构件在会聚的前边和后边(相对图4箭头AAS所示气流方向)之间的尺寸和形状被确定为可以紧密地贴合在探头外壳28的圆锥内部。分离器叶片29因此完全位于圆锥探头部件外壳28的空心内，并这样固定于该外壳，使得该分离器叶片可以作为一个单元在探头部件16内绕伸出轴线Ap转动。
分离器叶片29具有前边室30(见图4)，该室的远端与口20流体相通。该室30的另一端(近端)与管状导管32流体相通，该导管沿探头杆16-1的纵方向延伸。还形成排水槽30-1，以便可将水分从室30经排出孔30-2排到探头件16的外表面上。导管32流体相通地连接于探头座14内的适当的压力传感器(未示出)上，使得可将检测到的压力状态转换成适当的数据信号。
口22与侧前室40连通，该室又与后室42连通，其方式与上述Menzies等的’072申请所述的方式相同。即室40和42由圆锥探头外壳28的内表面和装在该外壳内的分离器叶片29共同形成，并绕过横向室48彼此流体连通。后室42可经通道46气动地连接于装在探头座14内的适当的传感器(未示出)。
电阻探头加热器44嵌入分离器叶片29，使得可将探头部件16加热到足够高的温度，以显著减少(或完全防止)在结冰飞行期间可能形成的结冰和/或增加冰的聚集。
各个侧向相对口26与横向延伸室48连通。该室48又经沿探头杆16-1纵向延伸的导管49流体相通地连接于装在座14内的气动传感器(未示出)。
对本发明重要的是，探头部件16在靠近顶端包括温度探头组件50，该组件基本上具有空气温度探头52，该探头的导线(未示出)通过凹槽导管54，并在操作上连接于装在座14内的适当传感器(未示出)，该空气温度探头52本身是常规的，最好为适合于飞机设备的电阻测温装置(RTD)。可以用在本发明中的一种特别优选的RTD是可从Omega Engineering Inc.公司买到F1307型RTD。
探头件52可向前伸向探头部件16的顶端，使得其纵向末端检测头部分52a位于在分离器叶片29远端形成的大体圆筒腔55内。该腔55经开口56与迎面气流流体相通。开口56像上述开口20一样最好为细长槽口，其纵向大体沿着探头部件16的纵轴，并在使用时与气流的滞止线重合。即，因为探头部件16由于上述的压力致衡而绕探头轴线Ap转动，所以开口56总与迎面气流的流动滞止线重合。从腔55流出的空气流过一系列沿纵向间隔开配置的通气口58，该通气口位于探头部件16的低压侧(后侧)。
温度探头52的检测头52a本身装在大体圆筒形隔热件60内，该隔热件具有前、后密封端部62、64和在该密封端部之间刚性延伸的大体圆筒形侧壁66。该隔热件60的侧壁66最好用不锈钢材料(例如镍铬铁合金)制作，因为该材料具有有利的导热性。隔热件60基本上使温度探头件52的检测头52a与分离叶片29和外壳28构件形成热隔绝，从而可防止因这些部件的热辐射(例如在探头加热器44操作期间可能产生的热辐射)而使检测头52a附近的空气温度增加。结果，在探头部件16的内部受探头加热器44加热时(例如在结冰条件下的飞行期间)可防止测出不准确的空气温度数据。
隔热件60的前部端62可用任何适当方法刚性连接于探头外壳28的顶端。圆筒壁66因此从那里向后延伸，共轴地围绕温度探头52的检测头52a。该壁66具有纵向入口66a和一系列纵向间隔开的出口66b。最好配置一对入口66a和三个出口66b，但可以配置较少/较多数目的这种口而不会超出本发明。开口66a、66b最好相对于探头部件16的纵向中心平面对称配置，这些开口仍保持与空气流的滞止线重合。
入口66a形成在纵向延伸中心冲击桥67的各侧边缘和隔热件60的侧壁66之间。冲击桥刚性地连接于隔热件60，使其沿开口66a的整个纵向长度延伸。冲击桥部分67起冲击构件的作用，空气流中夹带的通过槽口56进入的碎屑打在该冲击构件上。因此冲击桥67以这种方式阻止碎屑打在隔热件60内的温度传感器52上，从而可避免探头受到损害。另外，冲击桥部分67还起空气流滞止器的作用。该冲击桥部分67相对于隔热件60的侧壁66及其入口66a径向向内设置。
在使用时，空气流经开口56进入腔55，最后经开口66a进入隔热件60内，与温度检测探头52的检测头52a接触。因此RTD检测探头52将向机载计算机(未示出)传送空气流的温度信息。空气流然后经开口66b和孔58流出。在腔55的环形空间内围绕隔热件60的空气流可以吸收带走其中热量(例如由于从隔热件60传送到周围环形空间内的空气流中的热量)，使得隔热件60内的空气不会受到探头加热器44的影响。另外，按照本发明可以得到更准确的飞行中的温度数据，因为温度探头52的检测头52a在所有时间均以上述方式暴露于沿探头部件16的空气流滞止线。
设计槽口56、58、66a和66b的具体尺寸和/或取向，需对若干准则进行折衷。例如这些槽口容许的空气流必须足以充许向探头部件16提供足够的热量，使该探头部件一般保持不结冰，但又不足以加热探头52的检测头52a周围的空气。必须使足够的空气流从探头部件16的外部主体流到探头52，以便进行动态温度测量，而又没有过多的使空气流滞止特性失效的空气流。空气流还必需足以使围绕隔热件60的有效热边界层厚度小于腔55的内表面和隔热件60之间的空间。出口58和66B的尺寸和位置必须确定为，在整个飞行剖面和空速可能的宽域变化范围内，不管外部气流状态如何，均能确保气流确实地流过探头16的远端。最后，应尽量减小各种开口的尺寸，以防止可能进入探头16的其质量和密度不确定的任何粒子打在温度探头52上。
附图7以示意方式示出一个满足上述准则的特定优选实施例。在此实施例开口56、58，66a和66b最好具有以下从探头轴线Ap横向测量的角度关系：角度Ao(开口56外边缘之间角度)=23.0°、角度Ai(开口56内边缘之间角度)=20.0°；角度Bo(开口66a的整个外部间隙角度，从其最外边缘沿环形面测定)=70.0°；角度Bi(开口66a的整个间隙的角度，从其最内边缘沿环形面测量)＝88.3°；角度Co(冲击部分67的沿环形面相对的外边缘之间的角度)＝44.0°；角度Ci(冲击部分67的沿环形面相对的内边缘之间的角度)＝54.0°；角度Bo和Co之间的角度＝13°；角度Do(槽口58的两个相对外边缘之间的角度)＝15°；角度Di(槽口58的两个相对内边缘之间的角度)＝20°；角度d(槽口66b的内外边缘之间的角度)＝10.0°；角度Eo(相邻槽口58之间的固体片的两个相对外边缘之间的角度)＝15°；角度Ei(相邻槽口58之间的固体片的两个相对内边缘之间的角度)＝10.0°；角度e(分别为槽口66b中相邻两个槽口之间隔热件60的固体片的外边缘之间和内边缘之间的角度)＝20.0°和18.3°。
其它的开口58、68b和其间固体片的角度完全等于上述角度，因为探头16相对于Y轴是对称的。然而半径是变化的，因为探头16是优选的圆锥形。当采用上述尺寸参数时，可以计算空气温度探头组件50的流动特性，从而提供具有上述准则的合格的操作性能。
尽管已针对在现在被认为是最实用的优选实施例说明本发明，但应当明白，本发明不限于公开的实施例，相反，本发明预定包括符合所附权利要求书精神和范围的各种变形和等效装置。

Claims (25)

1.一种飞机传感器探头组件，包括：
细长探头部件，适合于沿伸出轴线向外凸出于飞机并伸入飞机所在的空气流中，上述探头部件安装成可绕上述伸出轴线转动；
至少一个压力口，该压力口形成在上述探头部件中，用于检测空气流的压力状态；
温度检测室，形成在上述探头部件内并与至少一个压力口流体隔开，该温度检测室具有气流入、出口，以使部分空气流分别流入和流出该检测室；
温度传感器，配置在上述温度检测室中，以检测流入上述温度检测室中的上述空气流部分的温度；
上述气流入口相对于上述伸出轴线是纵向对准的，因而上述探头部件的转动将使上述气流入口与迎面气流的滞止线重合。
2.如权利要求1所述的飞机传感器探头组件，还包括隔热件，以使上述温度传感器与上述探头部件热隔绝。
3.如权利要求2所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述隔热件大体圆筒形，共轴地包围上述温度传感器。
4.如权利要求3所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述隔热件包括前端和远端以及刚性连接在这两端之间的大体圆筒侧壁。
5.如权利要求4所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述侧壁包括流入和流出口。
6.如权利要求1～5中任一项所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述温度检测器位于上述细长探头部件的远端。
7.如权利要求6所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述探头部件大体为圆锥形。
8.如权利要求1所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述探头部件包括许多上述压力口。
9.如权利要求8所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述压力口是大体纵向槽口；
10.如权利要求9所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述探头部件为圆锥形，并形成远部顶端；上述槽口向上述探头部件的上述顶端方向形成锥形。
11.如权利要求1所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述至少一个压力口和上述气流入口是沿着上述探头部件外表面上的气流滞止线的纵向口。
12.如权利要求11所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述探头部件包括一对沿环形面间隔开的气流检测口以及一个动态压力口，该动态压力检测口配置成沿着上述滞止线，基本上位于上述一对气流检测口中间。
13.如权利要求12所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述探头部件包括一对外气流压力口，该对外气流压力口基本上沿直径彼此相对。
14.一种飞机传感器探头组件，包括：
空心的大体锥形的探头部件，具有在其上形成的压力口和温度检测口；
分离器，装在上述探头部件内，形成与上述压力口流体相通的压力室以及与上述温度检测口流体相通的温度检测室；上述压力室和上述温度检测室彼此流体不相通；
温度传感器，配置在上述温度检测室中；
所述探头部件被安装成可以转动，以把上述压力口和上述温度检测口维持成与迎面气流的滞止线成一直线。
15.如权利要求14所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述压力口和上述温度检测口是细长槽口。
16.如权利要求15所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述压力口和上述温度检测口彼此沿纵向对齐。
17.如权利要求14，15或16所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述压力口和上述温度检测口分别与上述探头部件外表面上的滞止线成一直线。
18.如权利要求14所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述温度检测室位于上述细长探头部件的顶端。
19.如权利要求18所述的飞机传感器探头组件，还包括隔热件。
20.如权利要求19所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述隔热件大体为圆筒形，共轴地包围上述温度传感器。
21.如权利要求20所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述隔热件包括前端和远端以及刚性连接在这两端之间的大体圆筒侧壁。
22.如权利要求19所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述隔热件包括气流入口和出口。
23.如权利要求22所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述隔热件包括冲击桥部件，该桥部件形成一对上述气流入口。
24.如权利要求23所述的飞机传感器探头组件，其特征在于，上述隔热件包括大体圆筒形侧壁；上述冲击桥部件相对上述侧壁径向向内配置。
25.如权利要求15所述的飞机传感器探头组件，该组件包括至少一对沿环形面彼此间隔开的气流检测口；上述分离器形成至少一个气流检测室，该检测室与上述至少一对气流检测口流体相通。
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