阅读说明：本技术 具有衬套的空气温度传感器 (Air temperature sensor with bushing ) 是由 格里高利·劳埃德·阿什顿 扎尔德·丹·歌德 约翰·帕特里克·帕森斯 于 2019-08-06 设计创作，主要内容包括：一种在飞行器上使用的空气温度传感器,可以包括限定内部并具有后缘的外壳,具有远端并位于内部内的温度传感器,围绕至少一部分温度传感器的支撑管,围绕至少一部分支撑管的元件护罩,和使外壳的后缘与温度传感器的远端隔离的衬套。(An air temperature sensor for use on an aircraft may include an outer shell defining an interior and having a trailing edge, a temperature sensor having a distal end and located within the interior, a support tube surrounding at least a portion of the temperature sensor, an element shroud surrounding at least a portion of the support tube, and a bushing isolating the trailing edge of the outer shell from the distal end of the temperature sensor.)

具有衬套的空气温度传感器

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.16/055,841的优先权和权益，该申请的全部内容结合于此。

技术领域

本说明书涉及一种在飞行器上使用的空气温度传感器。

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。

在涡轮发动机操作期间，也被已知为停滞温度(stagnation temperature)的总空气温度可以通过安装在飞行器表面或涡轮发动机内壁上的专门设计的温度探测器来测量。探测器被设计成降低流动流中的空气速度。当空气静止并被测量时，空气经受绝热升温，因此总空气温度高于静态空气温度。总空气温度是用于计算静态空气温度和真空速的必要输入。总空气温度传感器可能会暴露在不利条件下，不利条件包括高马赫数和结冰情况，以及水和碎屑，这些都可能影响传感器提供的读数。

发明内容

在一个方面中，本公开涉及一种在飞行器上使用的空气温度传感器，该空气温度传感器包括限定内部并具有后缘的外壳，具有远端并位于内部内的温度传感器，围绕至少一部分温度传感器的支撑管，围绕至少一部分支撑管的元件护罩，和使外壳的后缘与温度传感器的远端隔离的衬套。

在另一个方面中，本公开涉及一种飞行器涡轮发动机，包括具有以轴向流动布置安装在壳体中的压缩机、燃烧器和涡轮区段的核心，限定内部并具有后缘的外壳，具有远端并位于内部内的温度传感器，围绕至少一部分温度传感器的支撑管，围绕至少一部分支撑管的元件护罩，和使外壳的后缘与温度传感器的远端隔离的衬套。

在又一个方面中，本公开涉及一种使温度传感器热隔离和居中的方法，该温度传感器具有在支撑管中的远端和在飞行器涡轮发动机中的护罩元件，该方法包括将具有孔和外壁的衬套压配合在元件护罩和支撑管之间，其中支撑管被压配合到衬套的孔中，并且衬套的外壁被压配合到元件护罩的远端中。

附图说明

在附图中：

图1是用于具有空气温度传感器的飞行器的涡轮发动机的示意性横截面视图。

图2是图1的发动机的部分切除部分中的空气温度传感器的放大等距视图。

图3是图2的空气温度传感器的分解视图。

图4是沿图2中的线IV-IV截取到的空气温度传感器的横截面视图。

图5是沿图4中的线V-V截取到的空气温度传感器的横截面视图。

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。空气温度传感器90，也被称为总空气温度(TAT)传感器90，可以设置在所示的风扇壳体40中；然而，该实例并不意味着限制，并且空气温度传感器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从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，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84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更清楚地描绘了发动机10的切除部分中的空气温度传感器90。具有合适的安装部分94的安装区段92可以包括在空气温度传感器90中。布线外壳96可以包括在安装区段92中并且可以联接到电导管98。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。外壳102在外壳102的上区段104处被安装到飞行器发动机10在安装区段92处的一部分。管入口108联接到外壳102并且联接到热引气源。作为非限制性实例，引气110被示出为进入管入口108。温度传感器入口120可以为加压气流76的一部分提供转向气流路径(DAP)。

转到图3，示出了空气温度传感器90的分解视图。作为非限制性实例的管，短笛管132可以从第一端134延伸到第二端136。第一端134可以联接到管入口108，并且第二端136可以延伸到外壳102中。

温度传感器组件139可包括灌封件140、保护套142和温度传感器144。温度传感器144可具有远端145。在一些实施例中，远端145可具有轴向对准间隔件(未示出)，用于在温度传感器组件139内对准远端145。温度传感器144是适合于在飞行器上在发动机10内使用的总空气温度传感器。

温度传感器组件139可进一步包括保持轴148或外壳以及元件护罩150，保持轴148或外壳限定内部。保持轴148可具有后缘149。元件护罩150可具有在组装时与温度传感器144的远端145相邻的远端153。保持轴148可位于外壳102内。支撑管152(图4)可以设置在元件护罩150内。元件护罩150可包括槽开口151，沿着转向气流路径(DAP)的转向空气可通过槽开口151接触温度传感器144。衬套160可以联接到保持轴148的后缘149。

更具体地，当组装时，如图4所示，温度传感器组件139的保持轴148包围温度传感器144的保护套142和灌封件140。元件护罩150包围支撑管152的至少一部分，而支撑管围绕温度传感器144的至少一部分。

衬套160可包括环形外壁164和内壁166。外壁164可以与元件护罩150相邻，并且内壁166可以与支撑管152的远端163相邻。衬套160中的孔161可以沿衬套160的长度延伸并且可以在端壁162处停止。唇部165可以从端壁162延伸穿过外壁164，唇部165可以是凸缘的形式。唇部165可以用作元件护罩150的远端153的止动件。

衬套160设置成将保持轴148的后缘149与温度传感器144的远端145隔离。衬套160可以在元件护罩150和支撑管152之间压配合，使得衬套160将支撑管152和元件护罩150相对于彼此保持固定关系。例如，支撑管152的远端163的直径可以比孔161小，使得支撑管152可以压配合到孔161中并且在元件护罩150中居中。此外，温度传感器144的远端145可以与衬套160的端壁162间隔开。

图5是沿图4中的线V-V截取的空气温度传感器组件139的横截面视图，更清楚地示出了由于衬套160而在元件护罩150中居中的支撑管152。由于支撑管152的直径小于元件护罩150的直径，因此当组装温度组件139时，在支撑管152和元件护罩150之间形成均匀的间隙170。

在飞行器涡轮发动机中使具有远端145的温度传感器144在支撑管152和元件护罩150中热隔离并居中的方法可以包括在元件护罩150和支撑管152之间压配合具有孔161和外壁164的衬套160，其中支撑管152被压配合到衬套160的孔161中，并且衬套160的外壁164被压配合到元件护罩150的远端中。

与本文讨论的公开相关的益处包括使温度传感器元件与加热金属传感器外壳隔离，用于改善传感器性能和精度。此外，益处可包括提供积极的机械支撑，用于改善元件耐用性，这可在约-73至260摄氏度(-100至500华氏度)的操作温度范围内提供一致的温度读数。

本公开的各种特征、方面和优点还可以体现在本公开的方面的任何变换中，包括但不限于在列举的方面中定义的以下技术方案：

1.一种空气温度传感器组件，所述空气温度传感器组件包括：外壳，所述外壳限定内部并具有后缘；温度传感器，所述温度传感器具有远端并位于所述内部内；支撑管，所述支撑管围绕至少一部分所述温度传感器；元件护罩，所述元件护罩围绕至少一部分支撑管；和衬套，所述衬套使所述外壳的所述后缘与温度传感器的所述远端隔离。

2.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述衬套被压配合在所述元件护罩和所述支撑管之间。

3.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述衬套进一步包括贯穿所述衬套的长度的孔。

4.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述支撑管被压配合到所述衬套的所述孔中。

5.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述温度传感器的所述远端与所述衬套的端壁间隔开。

6.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述衬套的外壁被压配合到所述元件护罩的所述远端中。

7.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述衬套进一步包括唇部，所述唇部用作元件护罩的止动件。

8.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述衬套使所述支撑管和所述元件护罩相对于彼此保持固定关系。

9.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，进一步包括在所述支撑管和所述元件护罩之间的间隙。

10.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述间隙围绕所述支撑管的圆周是均匀的。

11.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述支撑管在所述元件护罩中居中。

12.根据在前任一条项的空气温度传感器组件，其中所述元件护罩进一步包括至少一个槽，用于允许气流接触所述温度传感器。

13.一种飞行器涡轮发动机，包括：核心，所述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；外壳，所述外壳限定内部并具有后缘，并且与所述核心热连通；温度传感器，所述温度传感器具有远端并位于所述内部内；支撑管，所述支撑管围绕至少一部分所述温度传感器；元件护罩，所述元件护罩围绕至少一部分支撑管；和衬套，所述衬套使所述外壳的所述后缘与温度传感器的所述远端隔离。

14.根据在前任一条项的飞行器涡轮发动机，其中所述衬套被压配合在所述元件护罩和所述支撑管之间。

15.根据在前任一条项的飞行器涡轮发动机，其中所述衬套进一步包括贯穿所述衬套的长度的孔。

16.根据在前任一条项的飞行器涡轮发动机，其中所述支撑管被压配合到所述衬套的所述孔中。

17.根据在前任一条项的飞行器涡轮发动机，其中所述温度传感器的远端与所述衬套的端壁间隔开。

18.根据在前任一条项的飞行器涡轮发动机，其中所述衬套的外壁被压配合到所述元件护罩的所述远端中。

19.根据在前任一条项的飞行器涡轮发动机，其中所述衬套进一步包括唇部，所述唇部用作元件护罩的止动件。

20.一种在飞行器涡轮发动机中使具有远端的温度传感器组件在支撑管和护罩元件中热隔离和居中的方法，所述方法包括：将具有孔和外壁的衬套压配合在所述元件护罩和所述支撑管之间，其中所述支撑管被压配合到所述衬套的所述孔中，并且所述衬套的所述外壁被压配合到所述元件护罩的远端中。

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。