[發(fā)明專利]熱氣除冰總壓受感器

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201610474312.5
• 申請(qǐng)日: 2016-06-26
• 公開（公告）號(hào): CN107543649B
• 公開（公告）日: 2023-10-24
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 周毅;朱世民;周游;吉孟江;歐帥
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 成都凱天電子股份有限公司
• 主分類號(hào): G01L19/00
• 分類號(hào): G01L19/00;G01L19/06
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明為一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣流總壓測(cè)量裝置，涉及一種主要用于采集氣流總壓信息的總壓受感器。本發(fā)明屬于航空發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

飛機(jī)在空中飛行時(shí)需要高度和速度信息，信息的獲得的途徑之一是安裝在飛機(jī)上的總靜壓受感器(以下簡(jiǎn)稱受感器)，受感器是大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的輸人端口，準(zhǔn)確的測(cè)量飛行參數(shù)和防冰化冰能力是其非常重要的兩個(gè)功能。為保證受感器的測(cè)量飛行參數(shù)的可靠性，防冰化冰能力是其非常重要的功能。飛機(jī)的結(jié)冰問題嚴(yán)重危害飛機(jī)的安全性。飛機(jī)表面出現(xiàn)冰阻礙了空氣的流動(dòng)，增大了摩擦力并減小升力，尤其是機(jī)翼上的冰對(duì)飛機(jī)起飛影響很大。積聚在飛機(jī)尾翼上的冰可擾亂飛機(jī)的平衡，迫使飛機(jī)向下傾斜，這種現(xiàn)象稱為尾翼失速。 通常，飛機(jī)上除冰的方法有兩種，一種是“滲透機(jī)翼”液體除冰系統(tǒng)，一種是膨脹橡膠氣囊，稱為氣體罩，氣體罩沿著機(jī)翼安裝。 但這兩種方法都存在缺點(diǎn)，如液體除冰系統(tǒng)效率有限，氣體罩增加了飛機(jī)重量和功耗。飛機(jī)表面結(jié)冰現(xiàn)象、結(jié)冰形式以及影響因素高空飛行飛機(jī)的迎風(fēng)表面通常會(huì)伴隨三種不同形式的結(jié)冰現(xiàn)象，即“水滴積冰”,“干結(jié)冰”和“升華結(jié)冰”。在大氣對(duì)流層下半部的云霧中，常常存在大 量溫度低于冰點(diǎn)而仍未凍結(jié)的液態(tài)水滴．即“過冷水滴”“水滴積冰”指的是飛機(jī)部件表面的平衡溫度低于冰點(diǎn)， 過冷水滴撞擊并積聚凍結(jié)于部件前緣表面而發(fā)生的積冰現(xiàn)象。水滴積冰嚴(yán)重時(shí)常常會(huì)飛機(jī)的氣動(dòng)外形、危害飛機(jī)的飛行安全， 因此，是飛機(jī)防冰與除冰技術(shù)的主要研究對(duì)象。飛機(jī)防冰與除冰技術(shù)按工作方式可分為機(jī)械除冰技 術(shù)、液體防冰技術(shù)和熱力防冰技術(shù)等。其中，機(jī)械除冰技術(shù)又可分為氣動(dòng)帶除冰和電脈沖除冰技術(shù)；熱力防冰技術(shù)分別按熱源和加熱方式又分別分為電熱防冰、 氣熱防冰技術(shù)， 以及連續(xù)防冰和間斷除冰技術(shù)。飛機(jī)防冰、除冰技術(shù)采取何種具體的防冰、除冰技術(shù)種類，取決于機(jī)種動(dòng)力裝置里電源功率、待保護(hù)表面大小以及防冰重要程度等因素。一般來說．對(duì)于待保護(hù)表面積較大、 防冰要求較高的機(jī)翼、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道前緣等部件．常采用氣熱防冰技術(shù)；對(duì)待保護(hù)表面積較小、防冰要求較低的尾翼、 螺旋槳等部件， 可采用電熱周期除冰技術(shù)； 對(duì)不允許結(jié)冰而且耗電功率不大的風(fēng)擋、空速管等部件則多采用電熱防冰技術(shù)。

現(xiàn)有技術(shù)中的總壓受感器由若干機(jī)加或鑄造零件經(jīng)復(fù)雜工藝加工而成，通常采用內(nèi)壁焊接電加熱器加熱的方式達(dá)到防、除冰功能。受感器生產(chǎn)工藝復(fù)雜，內(nèi)腔結(jié)構(gòu)及加熱器需多次裝配、焊接。內(nèi)腔結(jié)構(gòu)及加熱器在內(nèi)部焊接時(shí)不可見，難以保證焊接質(zhì)量，易出現(xiàn)總壓腔15漏氣或加熱器懸空燒斷情況。在現(xiàn)有技術(shù)中，總壓受感器的除冰方式也存在引入高溫高壓氣體的設(shè)計(jì)，但其由若干機(jī)加或鑄造零件經(jīng)復(fù)雜內(nèi)腔焊接、二次加工、工藝裝配而成。此類受感器體積大、重量重、加工復(fù)雜困難，除冰熱氣流道無法按受感器各部分加熱功率需求優(yōu)化設(shè)計(jì)，熱氣能量利用率低。在現(xiàn)有航空渦輪、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口及1、2級(jí)壓氣段處，通常采用無防除冰功能的總壓受感器，由于氣流速度矢量受感器受感部分暴露于機(jī)體之外，因此，當(dāng)飛機(jī)在結(jié)冰條件下飛行時(shí)，受感器結(jié)冰的可能性非常大?？账俟芤坏┙Y(jié)冰，輕則影響氣動(dòng)外形，降低工作性能，重則喪失工作能力進(jìn)而危及飛機(jī)安全。

目前氣象部門所使用的機(jī)械旋轉(zhuǎn)式測(cè)風(fēng)傳感器,主要形式有風(fēng)杯和風(fēng)向標(biāo),兩者都存在轉(zhuǎn)動(dòng)慣性,因此不可能得到風(fēng)速矢量的瞬時(shí)變化值,這使得陣風(fēng)的測(cè)量和深入研究難以實(shí)現(xiàn)。在使用旋轉(zhuǎn)式傳感器進(jìn)行測(cè)量時(shí),風(fēng)矢量是作為風(fēng)向和風(fēng)速兩個(gè)量分別處理的。由于轉(zhuǎn)動(dòng)慣性的存在，兩個(gè)物理量在時(shí)間和空間上無法同步,再考慮湍流流場(chǎng)的物理特性,測(cè)量結(jié)果與實(shí)際的風(fēng)矢量之間將會(huì)較大的誤差。在風(fēng)向和風(fēng)速傳感器的啟動(dòng)風(fēng)速不同時(shí),甚至可能造成完全錯(cuò)誤的測(cè)量結(jié)果。一般情況下, 測(cè)風(fēng)傳感器的半徑r0為一常數(shù),當(dāng)其放入風(fēng)場(chǎng)時(shí)會(huì)對(duì)風(fēng)場(chǎng)產(chǎn)生一定的影響,使得實(shí)測(cè)差壓值介于1到2倍動(dòng)壓之間。總壓傳感器可以直接測(cè)量某一固定方向上大氣的全壓和靜壓, 風(fēng)速測(cè)量范圍為 0～25m/s,由于半導(dǎo)體材料對(duì)溫度變化很敏感,因此溫度測(cè)量誤差較大的問題在壓阻式傳感器中尤其顯得突出。實(shí)際應(yīng)用中,必須采取一定措施,對(duì)傳感器的溫度漂移現(xiàn)象進(jìn)行補(bǔ)償。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明旨在針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)存在的不足之處，提供一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠，重量輕，體積小，不易結(jié)冰，低功耗，熱氣能量利用率高的總壓受感器。