总温传感器:大气总温传感器介绍

2021/11/04 01:15 · 传感器知识资讯 ·  · 总温传感器:大气总温传感器介绍已关闭评论
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总温传感器:大气总温传感器介绍

大气总温传感器介绍

新闻关键词:大气总温传感器、大气静温、空速管

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一、大气总温(TAT)
大气总温传感器测量飞行器大气总温TAT的装置,又称阻滞温度传感器。大气总温信号可供大气数据计算机作解算大气静温SAT、真实空速TAS等参数用。大气总温信号还可直接用于指示,它反映飞机某些部位上构件可能达到的温度。大气总温传感器通常安装在翼尖、垂尾顶部、机头侧面或其他气流不易受到扰动的地方。
大气总温是从温度传感器上得到的温度读数。然而,由于飞机的速度,探测器处的空气被压缩,因此比实际的“静止”空气更热。大气数据计算机计算出这个误差,从TAT中减去它,并生成实际的外部大气温度OAT(与SAT相同)。

二、大气静温(SAT)
大气静温是指静止大气中的温度。航空器在飞行中由于气流迎面奔向机体,机身外部的任何测温探头只能测得大气总温,无法测得大气静温。大气总温中含有气流到达停滞点上速度骤降为0时其动能转化为热能而形成的温升。航空器上的大气静温表必须通过计算,减去这种以速度为函数的温升后才能得出大气静温值。近代飞机上通常由大气数据计算机进行计算后输出大气静温的数据。

三、外部大气温度传感器(OAT)
现代飞机需要**测量大气温度,以便输入大气数据计算机ADC和其他系统。大气静态温度,或SAT,是飞机飞行时未受干扰大气的温度。由于飞机速度的动能,在更高的速度下,当动能在温度传感器处转化为热量时,测得的温度高于大气静温SAT。大气总温度(TAT)是通过100%的流动动能转换可达到的*高大气温度。对于较低空速(高达0.4马赫)的飞行条件,外部大气温度传感器可**测量温度,因为此时SAT和TAT之间的差异很小。应对飞机系统进行误差分析,以确定外部大气温度OAT是否适合飞机飞行包线。如果需要更高的精度或高于0.4马赫的飞行速度,请考虑使用大气总温传感器。
外部大气温度传感器OAT是为直升机和其他低至中等空速飞行器(如无人机UAV和通用航空飞机)开发的,在这些飞行器中,不需要高速性能和全天候能力的大气总温传感器TAT探头。外部大気温度传感器OAT为高性能大气总温传感器TAT探头和低精度浸没温度传感器探头提供了一个经济实惠的替代品,而这些探头以前是低至中等空速飞行器唯壹可行的选择。外部大気温度OAT和大气静温SAT在一般情况下,都认为是等同的。

四、大气总温TAT与大气静温SAT计算公式

TAT=SAT+Ram Rise
Ram Rise=SAT×0.2×M2
大气总温(TAT)考虑了空气的摩擦加热。通常在英尺时,SAT为-56.6°C,但在马赫数为0.80时,由于在该速度下的摩擦加热,TAT约为-28°C。有几个简单的举例用大气总温TAT来计算大气静温SAT:370km/h的空速的飞行器,大气总温TAT减去3摄氏度就是大气静温SAT;当555k/h空速时,大气总温要减去9摄氏度;当740km/h空速时,大气总温要减去14摄氏度;当926km/h空速时,大气总温要减去23摄氏度。

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总温传感器:总温

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总温
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总温指一流体以绝热过程完全静止时,它的动能将转化为内能时反映出来的温度。在航空领域中,驻点温度被称为总温,并通过安装在飞行器表面上的温度探测器来测量。 探头设计成将空气相对于飞机处于静止状态。当空气相对静止时,动能转化为内部能量。 空气被压缩并经历绝热的温度升高。 因此,总温高于静态(或环境)空气温度。总温是空气数据计算机的基本输入,以便能够计算静态空气温度,从而得到真正的空速。
[1]
中文名
总温
外文名
total temperature
相关内容
温度、密度、速度、马赫数
状 态
绝热过程完全静止
实际例子
航空器的总温传感器
相关词
静温
目录
1
概述
2
总温测量技术
?
低密度风洞总温测量
?
激波风洞总温测量
3
航空航天中的燃气总温传感器
总温概述
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静态温度和总温之间的关系由下式给出:
其中:
为总温,单位为℃或K;Ts为静态温度,单位为℃或K;
为比热比,干燥空气比热比约为1.4;Ma为飞行器马赫数。
[2]
流体在流动时具有它的压力、温度、密度、速度、马赫数。如能使一流体以绝热过程完全静止时,那么它的动能将转化为内能,反映在压力、温度与密度上。此时之温度便为总温。实际例子为航空器的总温探头在前端量测的便是总温。常用总温传感器测量大气的总温。总温传感器又称阻滞温度传感器。总温信号可供大气数据计算机作解算大气静温、真实空速等参数用。
总温总温测量技术
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温度是表征物体状态的特征参数之一。温度测量,在空气动力学试验中有着广泛的应用。为了确定空气的密度、粘性系数和流动速度等,通常都需要测量温度。空气动力天平测得的数据要计及温度的影响,也需要测量温度。在无加热器的超声速风洞中,某些情况下需监测气流温度以防止水蒸气凝结。在有加热器的高超声速风洞中,某些情况下需要监测温度,以防止冷却器失灵造成的洞体某些部位过热。通过测量模型表面的温度分布,可确定气流在模型表面上的流动状态。总之,温度测量在空气动力学试验中具有重要的意义。
[3]
在空气动力学领域,高速气流温度的测量一般指气体总温的测量,即气流在绝热滞止状态下所能达到的温度。实测过程中完全绝热滞止是无法实现的,因此即使不存在使用误差的情况下,探针的指示温度也总是小于总温而高于静温。工程技术人员的任务在于设计出品质优良的探针,使其指示温度与总温尽可能接近,并在校准风洞上进行校正,找出两者的误差,从而对总温探针的指示温度加以修正。
总温低密度风洞总温测量
低密度风洞温度测量主要是指风洞驻室总温和试验段气流总温测量。此外,为了分析喷管流动状态,有时也要测量气流的震动温度和转动温度。其中,驻室总温是一个重要的状态参数。低密度风洞驻室总温是由气流防冷凝和模型试验要求的壁温比来确定的,通常驻室总温范围为。对于这样宽的温度范围往往要用这几种手段来进行测量,包括热电偶探针、总压流量法测量总温。
[3]
总温激波风洞总温测量
气流的总温是高超声速试验设备模拟能力的一个重要标志,又是确定其试验气流特性的一个基本参数,因此,无论是为了校准试验设备的性能,还是提供试验数据,均需要进行总温测量。工程中主要有这几种常用技术:激波马赫数、驻点热流率和皮托压力、带屏蔽罩的热电偶三种测量技术。
[3]
总温航空航天中的燃气总温传感器
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语音
在航空航天领域中,准确测量燃烧室出口燃气流温度,能为发动机进气道及尾喷管的优化设计提供重要的参考数据。实际测量高速高焓燃气温度时,为了使传感器测量温度更接近气流真实温度,通常将传感器与合适的滞止罩配套做成总温探针样式。总温传感器测试时,燃气流受滞止室及传感器探头的双重滞止,正向流动速度迅速减小,气流的动能转变为热能,由燃气高速流动所带来的速度误差也将减小。
[4]
在热工流体力学中,气流的总温 Tt由静温 T和动温 Tv两部分组成。静温是度量气体分子自由运动的动能;动温是度量气体分子定向运动的动能。
式中,v 为气流速度;cp为定压比热;k 为绝热指数,气体定压比热与定容比热的比值,k=cp/cv,对于空气,k=1.4;对于燃气,k=1.33;Ma 为气流马赫数。传感器的指示温度与气流的总温的偏差,是测量误差。总温传感器示意图如图1所示。
图1 总温传感器
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参考资料
1.

Van Wylen, G.J., and Sonntag, R.E. (1965), Fundamentals of Classical Thermodynamics, John Wiley & Sons, Inc., New York
2.

Van Wylen and Sonntag, Fundamentals of Classical Thermodynamics, section 14.1
3.

张绍武. 高焓高速气流总温热电偶测量技术研究[D]. 国防科学技术大学, 2004.
4.

佟显义, 徐微, 郑全,等. 燃气总温传感器的设计[J]. 传感技术学报, 2016, 29(2):301-305.
总温传感器:大气总温传感器介绍  第2张

总温传感器:总温传感器

总温传感器分阻滞型和音速型两种。阻滞型传感器的阻滞室呈先扩后缩的形状。在扩散段,气流流速逐渐降低,在T型管道交界处流速降低到最低。交界处的凸台面所造成的空气动力效应,迫使气体流入放置感温元件的管道内。感温元件是铂金电阻丝,其阻值随阻滞温度的大小而变化。为了防止阻滞室外壁结冰,在其外壁夹层中埋有加温电阻丝。在扩散段管道四周开有小口,利用内外压力差,把被加热附面层的气流吹到周围大气中,以减小因加温引起的测量误差。感温元件这种安置法的好处是:水蒸气和尘埃因惯性而直接从后部小孔处流出,不易进到感温元件处;感温元件远离被加温的阻滞室外壁,因加温而造成的测量误差很小。音速型总温传感器的管道是一个先收缩后扩散的拉瓦尔管,利用拉瓦尔管的喉头处能稳定地保持气流速度等于音速的特性,在这里放置一个感温元件就能方便地测出总温。

总温传感器:阻滞式总温传感器制造技术

本发明专利技术公开的一种阻滞式总温传感器,旨在提供一种空气流动效率高,能够准确地测量大气总温的传感器。本发明专利技术通过下述技术方案予以实现:风道(1)通过支架(2)连接法兰盘(3)与底座(4),圆形进气口通过进气道(6)和喉管(7)连通设置在所述风道(1)和支架(2)组成的中空型腔的三通气流管道;在进气道和喉部(9)弯曲方向的连续曲面上,分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔(12)、喉管阵列孔(13)和圆形开孔(14),由此构成附面层吹除器(11);气流从进气口(5)流入,经收敛的进气道压缩到达椭圆形的喉管后,气流分成两束,绕过圆形的喉部向下进入温度敏感元件(10)测得大气总温。

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【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种阻滞式总温传感器。
技术介绍
测量大气总温的装置,又称阻滞温度传感器。总温信号可供大气数据计算机作解算大气静温、真实空速等参数用。总温信号还可直接用于指示,它反映飞机某些部位上构件可能达到的温度。气流流过物体受到阻滞时流速降低到零,动能转换为热能使局部温度升高,这个温度称为总温或阻滞温度。如果动能能100%转化为势能(即使空气100%的压缩)则叫做空气的完全阻滞)。但是一般来说气流阻滞是不完全的,在非全阻滞点上气流流速不为零,测量过程不是理想的绝热过程,同时由于感温元件会以各种方式与周围环境交换热量,因此传感器测得的温度小于理论的总温。理论总温值可通过在计算中引入所谓恢复系数γ而求得,γ是一个数值小于1的数。它与传感器的结构、尺寸、气流的粘性和流速、传感器在飞机上的安装位置以及迎角和飞行姿态等有关,是衡量传感器性能的重要指标之一。性能良好的传感器的恢复系数可达0.99以上。总温传感器通常安装在翼尖、垂尾顶部、机头侧面或其他气流不易受到扰动的地方。总温传感器分阻滞型和音速型两种。阻滞型传感器的阻滞室呈先扩后缩的形状。在扩散段,气流流速逐渐降低,在T型管道交界处流速降低到最低。交界处的凸台面所造成的空气动力效应,迫使气体流入放置感温元件的管道内。现有技术的阻滞式总温传感器受限于传统的加工制造方式,其进气口多为长方形或半圆形,进气道多为多个矩形管路的结合体。长方形或半圆形的进气口在相同的结构重量下面积较小,进气效率不高。当气流流向与总温传感器进气口轴向夹角较大时,测量效果较差。 本专利技术的目的是对现有技术的阻滞式总温传感器进行的进一步发展和改进。
技术实现思路
本专利技术的目的是针对上述现有技术存在的不足之处,提供一种进气效率较高,在较大攻角(侧滑角)下仍能准确测量大气总温的阻滞式总温传感器。本专利技术的目的可以通过以下措施来达到。本专利技术提供的一种阻滞式总温传感器,包括风道1、支架2、法兰盘3和底座4,以及设置在流线型风道1内的进气道6和喉管7,其特征在于:所述风道1具有圆形进气口,并通过支架2连接法兰盘3与底座4,圆形进气口通过进气道6和喉管7连通设置在所述风道1和支架2组成的中空型腔的三通气流管道;为了消除贴近管道表面的附面层对温度测量的影响,在进气道6和喉部9弯曲方向的连续曲面上,分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔12、喉管阵列孔13和与气流方向垂直的圆形开孔14,由此构成附面层吹除器11;当工作时,气流从进气口5流入,经收敛的进气道6压缩到达椭圆形的喉管7后,气流分成两束,一部分裹夹气流中的颗粒物由尾部排气口8排出,另一部分被阻滞,绕过圆形的喉部9向下进入温度敏感元件10测得大气总温。本专利技术相比于现有技术具有如下效果。本专利技术采用正圆型的进气口以及光滑无直角边缘的进气道,重量较轻,提升了进气效率。相比于现有技术的同类阻滞式总温传感器,在较大攻角(侧滑角)下仍能准确测量大气总温。本专利技术采用了流线型的风道外形设计,相比于现有技术的同类阻滞式总温传感器,外部空气阻力较小。本专利技术的附面层吹除孔分布面积广,引压腔截面较大,相比于现有技术的同类阻滞式总温传感器,附面层吹除性能较好。本专利技术由于气流在进入温度敏感元件(10)前的整个流动过程中都要流经附面层吹除器(11),因此可以充分地利用压差效应将进气管路的附面层吹除,提高测量的准确性。附图说明下面结合附图和实施例进一步说明本专利技术,但并不因此将本专利技术限制在所述的实施例范围之中。图1是本专利技术阻滞式总温传感器的外形示意图。图2是图1进气道的剖视结构示意图。图3是图2中附面层吹除器的结构图。图中:1风道,2支架,3法兰盘,4底座,5进气口,6进气道,7喉管,8尾部排气口,9喉部,10温度敏感元件,11附面层吹除器,12进气道阵列孔,13喉管阵列孔,14圆形开孔。具体实施方式如图1。本专利技术阻滞式总温传感器主要由风道1、支架2、法兰盘3和底座4组成。风道1和支架2是由铜合金制造的空心结构,两者组合后内部的空腔构成了T字形的三通气流管道。法兰盘3用于将本专利技术安装在飞机上。底座4上安装插座作为电气接口,用于引出传感器所感测到的总温信号。风道1的外形是由计算和试验得到的,能够降低空气阻力。风道1具有圆形进气口,并通过支架2连接法兰盘3与底座4,圆形进气口通过进气道6和喉管7连通设置在所述风道1和支架2组成的中空型腔的三通气流管道;为了消除贴近管道表面的附面层对温度测量的影响,在进气道6和喉部9弯曲方向的连续曲面上,分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔12、喉管阵列孔13和与气流方向垂直的圆形开孔14,由此构成附面层吹除器11;当工作时,气流从进气口5流入,经收敛的进气道6压缩到达椭圆形的喉管7后,气流分成两束,一部分裹夹气流中的颗粒物由尾部排气口8排出,另一部分被阻滞,绕过圆形的喉部9向下进入温度敏感元件10测得大气总温。如图2。风道1的进气口5是一个呈正圆形的均匀过渡结构,该结构的入口面积为350mm2,出口面积为200 mm2。气流进入进气口5后,阻滞气流流经没有直角边缘的进气道6内进行压缩,在喉管7位置压缩达到最大。 进气道6是一个入口为正圆形,出口为椭圆形的均匀收敛结构。该结构的入口面积为200mm2,出口面积为67 mm2,水平收缩角为20°~30°,压缩比为3:1。喉管后部的气流管道是由风道1内部加工的连续曲面和支架2顶端相组合得到的整体结构,该结构有两个出口,一个出口沿水平方向,另一个出口旋转95°~115°向下。当气流中含有固体颗粒物时,固体颗粒物由于惯性作用,在通过喉部9后会和一部分气流继续沿水平方向运动,最后经尾部排气口8排出。另一部分气流沿附面层吹除器11运动转向下方,在该阻滞过程中速度降低,温度升高,最后进入温度敏感元件10中完全被阻滞,从而令温度敏感元件10得以感测气流的阻滞温度(总温)。如图3。附面层吹除器11是由连续布置圆形的进气道阵列孔12、喉管阵列孔13和圆形开孔14组成的连通气流管道和总温传感器外部大气的管路结构。进气道阵列孔12布置于进气道6上,由3排圆形阵列小孔组成,每排间距为3mm;喉管阵列孔13布置于喉部9,以圆形开孔14轴线为旋转轴布置,由7排圆形阵列小孔组成。进气道阵列孔12、喉管阵列孔13和圆形开孔14相邻小孔轴线的夹角为40°。上述实施方式描述了特定的实施例,以告诉本领域技术人员如何构造并应用本专利技术的最佳模式。出于表明专利技术原理的目的,简化或省略了一些常规方面。本领域的技术人员会理解这些实施例的变体落入本专利技术范围之内。本领域的技术人员会理解以下描述的特征可以以不同方式结合,从而产生本专利技术的多个变体。因此,本专利技术不限于以下描述的特定实施例,而仅有权利要求和其等价物所限定。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种阻滞式总温传感器,包括风道(1)、支架(2)、法兰盘(3)和底座(4),以及设置在流线型风道(1)内的进气道(6)和喉管(7),其特征在于:所述风道(1)具有圆形进气口,并通过支架(2)连接法兰盘(3)与底座(4),圆形进气口通过进气道(6)和喉管(7)连通设置在所述风道(1)和支架(2)组成的中空型腔的三通气流管道;为了消除贴近管道表面的附面层对温度测量的影响,在进气道(6)和喉部(9)弯曲方向的连续曲面上,分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔(12)、喉管阵列孔(13)和与气流方向垂直的圆形开孔(14),由此构成附面层吹除器(11);当工作时,气流从进气口(5)流入,经收敛的进气道(6)压缩到达椭圆形的喉管(7)后,气流分成两束,一部分裹夹气流中的颗粒物由尾部排气口(8)排出,另一部分被阻滞,绕过圆形的喉部(9)向下进入温度敏感元件(10)测得大气总温。

【技术特征摘要】
1.一种阻滞式总温传感器,包括风道(1)、支架(2)、法兰盘(3)和底座(4),以及设置在流线型风道(1)内的进气道(6)和喉管(7),其特征在于:所述风道(1)具有圆形进气口,并通过支架(2)连接法兰盘(3)与底座(4),圆形进气口通过进气道(6)和喉管(7)连通设置在所述风道(1)和支架(2)组成的中空型腔的三通气流管道;为了消除贴近管道表面的附面层对温度测量的影响,在进气道(6)和喉部(9)弯曲方向的连续曲面上,分别制有连通气流管道和总温传感器外部大气的进气道阵列孔(12)、喉管阵列孔(13)和与气流方向垂直的圆形开孔(14),由此构成附面层吹除器(11);当工作时,气流从进气口(5)流入,经收敛的进气道(6)压缩到达椭圆形的喉管(7)后,气流分成两束,一部分裹夹气流中的颗粒物由尾部排气口(8)排出,另一部分被阻滞,绕过圆形的喉部(9)向下进入温...

【专利技术属性】
技术研发人员:龙彦志,禹杰,宋世峰,
申请(专利权)人:成都凯天电子股份有限公司,
类型:发明
国别省市:四川;51

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