專利名稱：整體翼型總溫傳感器的制作方法
技術領域：
本發明涉及用于飛行器的飛行數據檢測傳感器。具體地說，本發明涉及總合在翼型的一個部分內如L型飛行數據傳感器的支柱內或飛行器機翼或前置安定面的一個部分內的飛行數據檢測傳感器。
減小重量和氣動阻力始終是飛行器外部構件設計的主要目標。但用以檢測飛行器附近氣流性質的飛行數據傳感器最好從飛行器向外突出以便檢測相對無干擾的氣流而錄下準確的飛行數據。為了可靠和安全，采用雙重用于這種臨界數據的傳感器可確保在某一系統失效時尚有備份系統可用。可惜的是，在飛行檢測傳感器的情況下，每個傳感器都會增加氣動阻力、重量、復雜的電氣接線，更多的情況下，會增加復雜的氣壓接管和雷達反射率。
由伸入氣流中的飛行數據檢測傳感器所引起的氣動阻力從亞音速到跨音速是急劇地增加的。實際上，當飛行器的速度升到跨音速時，現有傳感器的氣動阻力出現明顯而不應有的上升趨勢。在采用備份飛行數據傳感器時這種氣動阻力成分成倍增長而變得很大。因此，在此領域內完全有必要采用氣動力型有效的飛行數據檢測傳感器。
本發明提供一種多功能氣動力型飛行數據檢測傳感器，這種傳感器整個地如同L型傳感器的支柱或者總合在與飛行器連結的翼型內。一迎向前方的入口將氣流引入一主腔內。支柱的外壁構成主腔第一部分的內壁面，主腔的第二部分具有與位于入口下游低壓區的排出口連接的細長管道。輔腔與主腔在主腔的第一和第二部分之間與主腔連通。溫度傳感元件在輔腔內作適當的隔離安裝。第一組穿過支柱形成的氣流調整孔使主腔第一部分的外側壁面在支柱外部的減壓區內與傳感器的外部連通。由于在主腔和支柱外部之間存在著壓差，第一組孔就將加熱的附面層氣流從主腔內部側壁上抽至支柱外部。在區分主腔和輔腔的弧形斜坡狀偏轉壁體上形成的第二組通孔使主腔和輔腔與支柱內的一減壓區連通。這樣，由于在至少部分的偏轉體和傳感器內部減壓區之間存在著壓差，第二組孔就具有作分布狀抽出附面層氣流的作用。第二組孔可在多孔材料的壁體中形成。
在檢測過程中，夾帶的顆粒沿大體上成直線延伸的路程從入口經由主腔流向主排出口。同時，通過構成主腔的支柱側壁和(或)帶孔的偏轉體將附面層氣流從主腔的第一部分中作分布狀抽出。這樣，使大體上無顆粒無加熱的氣流芯樣進入并流經輔腔。
最好將一例頭裝在支柱上遠離飛行器的端部。在支柱內繞主腔第二部分作適當分布的氣壓管道使在測頭內形成的各檢測口與壓力遙測元件作氣流連通，從而取得多功能飛行數據檢測性能。使很多普通型筒形測頭與這種支柱配接就可取得多參數飛行數據的檢測。測頭也可由連續作弧形彎曲且逐漸縮小而成的位于外端而面向前方的筒形部分構成。這樣，在部分測頭上適當形成的空速和靜壓檢測口就使單個氣動力型飛行數據傳感器具有檢測臨界飛行數據的便利條件。本發明的這一實施例可利用無數個用以檢測飛行數據參數的氣動力型測頭，例如可利用由美國專利A—4730487公開的作氣動力補償的壓力管系列中的任一種測頭。裝上適于檢測氣流壓力的測頭就可取得臨界飛行數據參數資料，從而可計算出攻角和側滑角如美國專利A—4836019或A—4615213所述。此外，本發明的飛行數據檢測傳感器可以構成完整的檢測轉換裝置(PTU)和靠近傳感器安裝面的緊湊而整裝的傳感和轉換組合件。裝在傳感器殼體內的飛行數據檢測轉換器還可與本實施例協同工作。對靠近檢測口的支柱部分或翼型通常進行電氣加熱以便對傳感器作適當的除水處理而使其可用于全天候檢測工作。
圖1為本發明飛行數據傳感器第一實施例的側視圖。
圖2為圖1飛行數據傳感器沿圖1中2—2線的前視圖。
圖3為本發明綜合飛行數據傳感器變型實施例的側剖面圖。
圖4為飛行數據傳感器沿圖2中4—4線的橫剖面圖。
如圖1所示，飛行數據檢測傳感器100從與安裝面104連接的基底構件102向外延伸。氣動力型空心支柱106以其近端固定在基底構件102上而使傳感器100保持在箭頭108所示氣流內，從而使前沿110大體上迎向氣流108。支柱構件106的側壁面在側向橫截面內呈凸弧形以便如以下所述在箭頭108所示氣流的作用下產生人所熟知的壓力梯度。鄰近氣動力型支柱106前沿110的傳感器入口112使氣流108進入氣流主腔114。在傳感器100前沿110附近的氣流正壓力在前沿110上造成相對于支柱106內部的第一壓差。支柱106的內部通過支柱側壁上的一些孔與支柱106側面外部的減壓區作氣流連通。在主腔114和支柱106外部之間的第二壓差具有通過第一組孔130吸引附面層氣流的作用。第一壓差使由箭頭108所示氣流中的一部分在通過一與減壓區作氣流連通的傳感器氣流排出口116將氣流從傳感器100內排出之前進入氣流主腔114。氣流入口112可以是一個以上的開口而可位于支柱106上合理地靠近前沿110的任一側面上。入口112的位置可參照已知的壓力分布數據來確定。
如圖2、3中帶有相同內部結構的變型飛行數據傳感器和支柱所示，由箭頭108所示氣流的一部分通過氣流入口112進入與輔腔122連通的主腔114，此輔腔相對于主腔成一交叉角度延伸。輔腔122內裝有溫度傳感元件120以測取氣流108的溫度。輔腔122的縱軸線最好與主腔114縱軸線的下游(向后)延伸段在彼此相交處構成一鈍角。主腔的縱軸線平行于氣流方向。已知，一氣動力型物體外側的壓力梯度是與飛行數據傳感器100相似的，最初在前沿110處具有正壓而在前沿以后則是隨著距離的增大而逐漸減壓的區段。最大的負壓是在靠近氣動力型物體側面厚度最大的位置上。由于測量總溫只要求部分而不是全部氣流碰撞在溫度傳感元件120上，入口112位于正壓區而排出口116位于正壓較低或負壓區以使適量的氣流通過傳感器100。因此，通過一個或多個氣流排出口116使第三腔126的內部與支柱100上處于相對于入口112處氣流壓力較低區域內的外部連通，從而促使氣流流進入口。這樣，排出口116最好位于靠近傳感器100側面尺寸最厚之處，從而促使通過傳感器100內腔的氣流芯樣由于在內腔和傳感器外部之間的氣流壓差從排出口116排出。
在圖2中，所示第一組孔130使構成主腔114的表面與支柱106外部低壓區連通以便從構成支柱內部主腔114入口區的表面上清除一定量的附面層氣流。第一組孔130用以從主腔114入口處氣流壓力相對較高處抽出附面層氣流而將其排放到傳感器100側邊外表面上氣流壓力相對較低的區域內。穿過偏轉壁體131形成的第二組孔132使附面層氣流從主腔114并從靠近主輔腔連接處的輔腔122入口區流進通過排出口116保持在相對較低壓力下的第三腔126。這樣，由箭頭108所示氣流的芯樣碰撞裝在輔腔122中的合適的溫度傳感元件120上。溫度傳感元件120在線134上給出一輸出信號供合適的飛行數據處理裝置(未示出)使用。溫度傳感元件120可包括電阻溫度計、熱敏電阻、光學高溫計傳感器或其他已知的或最近認為合用的傳感器。
在進入主腔的氣流流經沿部分偏轉體131延伸而為降壓區的輔腔入口時即產生夾帶顆粒的慣性分離。具有慣性的顆粒在其流經輔腔122和主腔114交接處的拐角時并不轉向。因此，夾帶的顆粒就繼續其大體上成直線的行程，穿過主腔114而從輔腔122入口下游低壓區內的主氣流排出口118排出。排出口可位于傳感器100氣流主腔114的終端，也可穿過支柱側壁的形成。這樣，夾帶在氣流內的水滴、水粒和其他碎片只是通過主腔114而并在進入輔腔122，也不碰撞傳感元件120。大體上所有夾帶的顆粒在沿偏轉體131從主腔114進入輔腔122時由于主腔114和輔腔122之間具有互成角度的方位通過慣性得以清除。
由于對附面層氣流作了分布狀抽出而使附面層氣流分離了出去，以致只是芯樣氣流碰撞溫度傳感元件120。這樣，在檢測進程中只是大體上無顆粒無加熱的氣流芯樣繞過由主腔114和輔腔122構成的拐角流動。溫度傳感元件120在線134上給出一有關流動氣流總溫的輸出信號。腔126可靠近支柱底端與溫度傳感元件120作彼此留有間距的安裝，如上所述，從此腔穿過傳感器外壁所形成的傳感器氣流排出。116在減壓處使無加熱的氣流從傳感器100內部抽出而流經傳感元件120。
在圖1中，傳感器100與較通用的筒形空速或空速靜壓測頭101連接，空速管迎向箭頭108所示氣流安裝在遠離安裝面104的支柱106端部。空速、空速靜壓或攻角傳感器與支柱106接合而與屬已知技術的壓力傳感儀器無大區別。對至少一個靜壓口142和(或)一個空速管壓力口140須設置合適的管子136、138，而為清除或防止結冰須設置合適的加熱裝置141。
管子136、138通向在140A處所示的用于空速管壓力的儀器和美國專利4,730,487中所示靜壓指示器Pm1、Pm2。
裝在傳感器100外殼上的合適的加熱元件141使傳感器100可作全天候檢測。加熱元件141可釬焊在支柱100的內部或釬焊在支柱100外側的凹槽內使傳感器100具有為在嚴寒結冰條件下進行準確操作所需的除冰性能。為進一步取得除冰效果，可使吸入的氣流通過使輔腔122與第三腔126作氣流連通的一些孔123進行環流，這樣就可使氣流進入第三腔126而在從排出口116排放之前在經加熱的構成傳感器腔126的內部空間中進行環流。這種內部氣流的循環減少加熱器141的熱量輸出，從而減少作用在溫度傳感元件120上的加熱器效應。加熱元件141使第三腔126具有較高溫度，使在第三腔126內循環的氣流將熱量傳導給傳感器壁體而有效地對傳感器100進行防冰。對傳感元件120可采用合適的護套120A(圖3)以免傳感元件120產生常見的熱和輻射瞬變現象。
圖3為一種裝在某支柱段上的變型飛行數據傳感器，其內腔分布與圖1、2和4相同。圖3所示支柱段的外端從支柱段向前向迎向上游的前端作弧形彎曲，在此前端上可設置空速和靜壓口在如圖1筒形傳感器上所示。
圖4示出本發明的優選構形，其中入口112、第一組附面層排出孔130、第二組孔132、偏轉體131和排出口116協同操作以致只是所需氣流芯樣到達溫度傳感元件120。在主腔114的第一部分內壓力較高的氣流強使輔腔122內的氣流通過排出口116排放到減壓區，從而使自由氣流(非附面層氣流)為溫度傳感元件120所檢測而在線134上給出一輸出信號。為從入口上游表面上以分布方式抽出氣流而清除附面層氣流，也可在第一孔130和第二孔132處采用狹縫、多孔或經適當燒結過的表面。
盡管本發明參照優選實施例作了說明，對于熟悉本專業人員來說，不難理解還可作出形式上的和具體的變化而并不脫離本發明的精神和范圍。
權利要求
1.一種飛行數據傳感器，用以檢測相對于傳感器流動氣流的參數，傳感器具有一氣動力型支柱，具有一前沿和一后沿、一氣流主腔和一氣流輔腔，在支柱最前沿的附近至少具有一個入口，氣流主腔在第一端部至少與一個入口作氣流連通，并與至少一個排出口作氣流連通，氣流輔腔至少與氣流主腔的一第一部分作氣流連通而作偏離主腔的延伸，并與通向一氣流減壓區的一氣流排出口連通；溫度傳感裝置，裝在氣流輔腔內，用以檢測從中通過的氣流的一溫度參數并給出一輸出信號；一多孔壁體部分，構成與氣流主腔鄰接處氣流輔腔內至少一入口部分的內表面，用以從此入口部分中抽出附面層氣流。
2.按權利要求1所述飛行數據傳感器，其特征在于以及一第二多孔壁體部分，這一部分構成部分支柱以使支柱外部與構成氣流主腔—入口部分的內表面連通，用以從氣流主腔入口部分內表面上抽出附面層氣流。
3.按權利要求1或2所述飛行數據傳感器，其特征在于支柱具有一基底構件，此構件具有用以將基底構件安裝在一飛行器上的裝置。
4.按權利要求1所述飛行數據傳感器，其特征在于支柱在從基底構件向外的方向上作弧形彎曲以形成一迎向氣流的端部。
5.按以上任一權利要求所述飛行數據傳感器，其特征在于一輻射防護套圍繞溫度傳感裝置設置。
6.按以上任一權利要求所述飛行數據傳感器，其特征在于以及在與支柱構件熱量傳遞中對傳感器進行加熱的裝置。
7.按以上任一權利要求所述飛行數據傳感器，其特征在于溫度傳感裝置具有一鉑電阻元件。
8.按以上任一權利要求所述飛行數據傳感器，其特征在于還具有一長筒形構件，此構件至少具有一個壓力檢測孔而裝在支柱構件前沿的一個部分上，還具有用以傳遞壓力信號而接在至少一個孔上的裝置。
9.按權利要求8所述飛行數據傳感器，其特征在于傳送裝置具有若干壓敏導管。
10.按權利要求9所述飛行數據傳感器，其特征在于筒形構件具有一空速靜壓傳感器。
11.一飛行數據傳感器，用以檢測相對于傳感器流動氣流的參數，具有一筒形構件，具有一迎向氣流的端部；一氣動力型支柱，具有一基底部分，并在支柱側向與基底部分彼此留有間距的遠端支撐筒形構件，此構件具有與基底部分彼此留有間距的氣流壓力檢測口；支柱具有一氣流主腔和一氣流輔腔，主腔與支柱前沿的一入口作氣流連通，輔腔與氣流主腔的一第一部分作氣流連通而作偏離氣流主腔的延伸，并與通向氣流減壓區的氣流排出口連通；溫度傳感裝置，裝在氣流輔腔內；一多孔壁體部分，從支柱靠近外部處延伸到氣流主腔的一第一部分，構成氣流主腔和氣流輔腔的至少一個部分之間的壁體，用以附面層氣流經多孔壁體部分從氣流主腔中通過。
12.按權利要求11所述飛行數據傳感器，其特征在于支柱沿背離基底部分的方向延伸而迎向氣流的方向作弧形彎曲以形成傳感器的筒形端部。
13.按權利要求11或12所述飛行數據傳感器，其特征在于輔腔與主腔交接而相對于氣流穿過主腔的方向作側向偏離主腔一定角度的延伸，從而使顆粒越過主輔腔的交叉。
14.按權利要求11、12和13中任一要求所述飛行數據傳感器，其特征在于支柱在前沿和后沿之間的寬度足以在沿支柱兩側各區內產生減壓，從而形成氣流減壓區。
全文摘要
一種飛行數據檢測傳感器適于裝在氣動力型翼型或支柱上，此支柱裝在飛行器上，位于支柱前沿附近的入口可使氣流進入第一腔和裝有溫度傳感器的第二腔，從而可測出氣流的總溫。第二腔與第一腔成一角度設置，使夾帶的顆粒直通排出口。穿過支柱和兩個氣流腔之間的交界面所形成的附面層氣流抽出口僅使無顆粒的氣流芯樣接觸溫度傳感元件。飛行數據檢測傳感器具有筒形測頭，測頭具有檢測、用以測取參數如空速管壓(Pt)、靜壓(Ps)和飛行器的攻角。
文檔編號B64D43/02GK1131464SQ94193422
公開日1996年9月18日 申請日期1994年9月16日 優先權日1993年9月17日
發明者弗洛伊德·W·哈根, 格雷格·A·霍恩施泰因, 彭內爾·J·特龍加爾德 申請人:B.F.谷德里奇公司