空气温度传感器
阅读：760发布：2021-10-26
专利汇可以提供空气温度传感器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 申请 公开一种总空气 温度 传感器 ，其可包括：具有受热第一表面的第一 翼型 件、第二翼型件、温度传感器和护套；第二翼型件具有第二表面，所述第二表面与所述第一表面间隔开且限定传感器腔室，所述温度传感器 定位 于所述腔室内，所述护套环绕所述温度传感器。，下面是空气温度传感器专利的具体信息内容。
1.一种空气温度传感器，包括：
壳体，其具有被配置成与飞机发动机的一部分连接的上部部分和具有翼型件截面的下部部分；
分散腔室，其位于所述壳体内；
一组流体通路，其限定于所述壳体内且流体连接到所述分散腔室；
短笛型管，其具有经流体连接以从所述飞机发动机的一部分接收放气的第一端部和流体连接到所述第一端部的第二端部，且其中所述第二端部包括一组喷射开口，所述喷射开口被配置成允许放气喷射到所述分散腔室的部分和所述一组流体通路中。
2.根据权利要求1所述的空气温度传感器，其特征在于：所述一组喷射开口围绕所述第二端部的周边间隔开。
3.根据权利要求2所述的空气温度传感器，其特征在于：所述一组喷射开口围绕所述第二端部的周边相等地间隔开。
4.根据权利要求1所述的空气温度传感器，其特征在于：所述第二端部包括其中定位有所述一组喷射开口的尖端。
5.根据权利要求4所述的空气温度传感器，其特征在于：所述尖端位于所述分散腔室内且被配置成将所述放气导引到形成所述分散腔室的表面。
6.根据权利要求5所述的空气温度传感器，其特征在于：所述一组流体通路包括所述壳体的第一部分内的第一流体通路和具有所述壳体的第二部分的第二流体通路。
7.根据权利要求6所述的空气温度传感器，其特征在于：所述一组喷射开口被配置成将所述放气导引到所述第一流体通路和所述第二流体通路中。
8.根据权利要求5所述的空气温度传感器，其特征在于：所述一组喷射开口被配置成将所述放气喷射到所述分散腔室的至少一个拐角中。
9.一种空气温度传感器，包括：
壳体，其具有蒙皮且限定内部；
温度传感器，其具有位于所述内部内的第一部分和延伸通过所述壳体的一部分且至少部分地邻近所述蒙皮的一部分的第二部分；
一组流体通路，其限定于所述内部内；以及
管，其具有经流体连接以从飞机发动机的一部分接收放气的第一端部和流体连接到所述第一端部且位于所述内部内的第二端部，且其中所述第二端部包括其中形成有一组喷射开口的尖端且其中所述一组喷射开口被配置成允许热放气喷射到所述一组流体通路中，使得所述热放气分散于所述一组流体通路内且加热所述蒙皮。
10.一种空气温度传感器，包括：
壳体，其具有蒙皮且限定内部且具有限定翼型件截面的远侧端部；
温度传感器，其延伸通过所述壳体的一部分且至少部分地邻近所述蒙皮的部分；
一组流体通路，其限定于所述内部内且被配置成接收热放气且将所述热放气分散到所述蒙皮的至少两个单独部分；以及
短笛型管，其具有经流体连接以从飞机发动机的一部分接收放气的第一端部和流体连接到所述第一端部的第二端部，且其中所述第二端部包括具有一组喷射开口的尖端，所述一组喷射开口围绕所述尖端定位且被配置成允许放气针对所述壳体的内表面的特定部分喷出。
空气温度传感器
技术领域
[0001] 本申请涉及空气温度传感器。
背景技术
[0002] 涡轮发动机，且确切地说气体或燃气涡轮发动机，是将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到众多旋转涡轮叶片上的旋转发动机。燃气涡轮发动机一直用于陆地和航海运动和发电，但最常用于航空应用，例如飞机或直升飞机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞机的推进。
[0003] 在涡轮发动机的操作期间，可通过安装在飞机的表面或涡轮发动机的内壁上的专门设计的温度探针测量也称为停滞温度的总空气温度。探头被设计成将空气带到关于飞机的其余部分。空气在被带到其余部分且被测量时经历绝热增大，因此总空气温度高于环境空气温度。总空气温度是用于计算静态空气温度和真正空气速度的必要输入。总空气温度传感器可暴露于不利条件，包括高马赫数和结冰条件，以及可能影响传感器提供读取的水和碎片条件。发明内容
[0004] 在一个方面中，本公开涉及适合用于飞机上的空气温度传感器，温度传感器包括：壳体，其限定内部且具有至少一部分，所述至少一部分具有翼型件截面以用上表面和下表面限定翼型件部分；温度传感器，其位于翼型件部分内；空气流路径，其具有在壳体的上表面中的入口且延伸通过壳体到温度传感器以使来自沿着上表面流动的空气的转向空气接触温度传感器；以及一组流体通路，其限定在内部内且具有位于壳体内的入口和一组出口且其中所述一组流体通路被配置成经由入口接收热放气且将热放气分散到所述一组出口以加热翼型件部分的至少一部分。
[0005] 在另一方面中，本公开涉及空气温度传感器，包括：壳体，其具有蒙皮且限定内部；温度传感器，其具有位于内部内的第一部分和延伸通过壳体的一部分且至少部分地邻近蒙皮的一部分的第二部分；以及一组流体通路，其限定在内部内且被配置成接收热放气且将热放气分散到蒙皮的至少两个单独部分。
[0006] 在又一方面中，本公开涉及形成总空气温度传感器壳体的方法，方法包括经由增材制造形成壳体，所述壳体具有外表面且限定内部且具有至少一部分，所述至少一部分具有翼型件截面以用上表面和下表面限定翼型件部分，且具有一组流体通路，其限定在内部内且具有位于壳体内的入口和一组出口且其中所述一组流体通路被配置成经由入口接收热放气且将热放气分散到所述一组出口以加热翼型件截面的至少一部分的外表面的至少一部分。
[0007] 本申请技术方案1涉及一种空气温度传感器，包括：
[0008] 壳体，其具有被配置成与飞机发动机的一部分连接的上部部分和具有翼型件截面的下部部分；
[0009] 分散腔室，其位于所述壳体内；
[0010] 一组流体通路，其限定于所述壳体内且流体连接到所述分散腔室；
[0011] 短笛型管，其具有经流体连接以从所述飞机发动机的一部分接收放气的第一端部和流体连接到所述第一端部的第二端部，且其中所述第二端部包括一组喷射开口，所述喷射开口被配置成允许放气喷射到所述分散腔室的部分和所述一组流体通路中。
[0012] 本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的空气温度传感器，其中，所述一组喷射开口围绕所述第二端部的周边间隔开。
[0013] 本申请技术方案3涉及根据技术方案2所述的空气温度传感器，其中，所述一组喷射开口围绕所述第二端部的周边相等地间隔开
[0014] 本申请技术方案4涉及根据技术方案1所述的空气温度传感器，其中，所述第二端部包括其中定位有所述一组喷射开口的尖端。
[0015] 本申请技术方案5涉及根据技术方案4所述的空气温度传感器，其中，所述尖端位于所述分散腔室内且被配置成将所述放气导引到形成所述分散腔室的表面。
[0016] 本申请技术方案6涉及根据技术方案5所述的空气温度传感器，其中，所述一组流体通路包括所述壳体的第一部分内的第一流体通路和具有所述壳体的第二部分的第二流体通路。
[0017] 本申请技术方案7涉及根据技术方案6所述的空气温度传感器，其中，所述一组喷射开口被配置成将所述放气导引到所述第一流体通路和所述第二流体通路中。
[0018] 本申请技术方案8涉及根据技术方案5所述的空气温度传感器，其中，所述一组喷射开口被配置成将所述放气喷射到所述分散腔室的至少一个拐角中。
[0019] 本申请技术方案9涉及根据技术方案4所述的空气温度传感器壳体，其中，所述一组喷射开口中的至少一些围绕尖端的周界交错。
[0020] 本申请技术方案10涉及根据技术方案9所述的空气温度传感器，其中，所述一组喷射开口中的至少一个形成于所述尖端的远侧端部处。
[0021] 本申请技术方案11涉及根据技术方案1所述的空气温度传感器，其中，进一步包括将所述分散腔室流体连接到所述一组流体通路中的至少一个的中间管道。
[0022] 本申请技术方案12涉及根据技术方案11所述的空气温度传感器，其中，所述一组喷射开口中的至少一个被配置成将所述放气导引到所述中间管道中。
[0023] 本申请技术方案13涉及一种空气温度传感器，包括：
[0024] 壳体，其具有蒙皮且限定内部；
[0025] 温度传感器，其具有位于所述内部内的第一部分和延伸通过所述壳体的一部分且至少部分地邻近所述蒙皮的一部分的第二部分；
[0026] 一组流体通路，其限定于所述内部内；以及
[0027] 管，其具有经流体连接以从飞机发动机的一部分接收放气的第一端部和流体连接到所述第一端部且位于所述内部内的第二端部，且其中所述第二端部包括其中形成有一组喷射开口的尖端且其中所述一组喷射开口被配置成允许热放气喷射到所述一组流体通路中，使得所述热放气分散于所述一组流体通路内且加热所述蒙皮。
[0028] 本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的空气温度传感器，其中，所述蒙皮的至少一部分形成翼型件。
[0029] 本申请技术方案15涉及根据技术方案14所述的空气温度传感器，其中，其中所述一组流体通路被配置成将所述热放气分散到所述蒙皮的至少两个单独部分。
[0030] 本申请技术方案16涉及根据技术方案15所述的空气温度传感器，其中，进一步包括至少部分地包围所述温度传感器的护套，且所述护套保护所述温度传感器免受所述蒙皮的所述至少两个单独部分的热的影响。
[0031] 本申请技术方案17涉及根据技术方案15所述的空气温度传感器，其中，所述内部内存在至少两个流体通路，所述至少两个流体通路被配置成将所述热放气分散到空气流路径的相对侧上的所述蒙皮的所述至少两个单独部分。
[0032] 本申请技术方案18涉及根据技术方案13所述的空气温度传感器，其中，所述一组喷射开口中的至少一个被配置成加热邻近所述尖端的所述蒙皮。
[0033] 本申请技术方案19涉及一种空气温度传感器，包括：
[0034] 壳体，其具有蒙皮且限定内部且具有限定翼型件截面的远侧端部；
[0035] 温度传感器，其延伸通过所述壳体的一部分且至少部分地邻近所述蒙皮的部分；
[0036] 一组流体通路，其限定于所述内部内且被配置成接收热放气且将所述热放气分散到所述蒙皮的至少两个单独部分；以及
[0037] 短笛型管，其具有经流体连接以从飞机发动机的一部分接收放气的第一端部和流体连接到所述第一端部的第二端部，且其中所述第二端部包括具有一组喷射开口的尖端，所述一组喷射开口围绕所述尖端定位且被配置成允许放气针对所述壳体的内表面的特定部分喷出。
[0039] 在附图中：
[0040] 图1是用于具有总空气温度传感器的飞机的涡轮发动机的示意性截面图。
[0041] 图2是图1的发动机的部分切除部分中总空气温度传感器的放大等距视图。
[0042] 图3是图2的总空气温度传感器的分解视图。
[0043] 图4是沿图2的线IV-IV截取的总空气温度传感器的截面视图。
[0044] 图5是沿图4的线V-V截取的总空气温度传感器的截面视图。
[0045] 图6是图4的总空气温度传感器的一部分的放大的部分截面视图。
[0046] 图7是在具有分散腔室的情况下图2的总空气温度的部分截面视图。
具体实施方式
[0047] 所描述的本公开的实施例涉及用于飞机涡轮发动机的空气温度传感器。然而，应理解，本公开并不如此受限且可在发动机内以及在非飞机应用中可具有一般适用性，所述非飞机应用例如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。
[0048] 如本文所使用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
[0049] 另外，如本文中所使用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。如本文中所使用，“一组”可包括任何数目个元素，包括仅一个。
[0050] 所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、横向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，且具体地关于位置、定向或本公开的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)应在广义上来解释，且可包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。
[0051] 图1是用于飞机的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；和排气区段38。
[0052] 风扇区段18包括环绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮机34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44由核心外壳46环绕，所述核心外壳46可与风扇外壳40连接。总空气温度(TAT)传感器90可安置于风扇外壳40中，如所示出；然而，此实例并非意味着是限制性的且TAT传感器90可定位在涡轮发动机10中的其它位置中。
[0053] 围绕发动机10的中心线12同轴地安置的HP轴或转轴48将HP涡轮机34以传动方式连接到HP压缩机26。在较大直径环状HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴地安置的LP轴或转轴50将LP涡轮机36以传动方式连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50能够围绕发动机中心线旋转且连接到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可共同限定转子51。
[0054] 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相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62(也被称为喷嘴)旋转以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以从叶片平台到叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅是出于说明性目的而选择，且其它数目是可能的。
[0055] 用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到圆盘61，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的圆盘61。用于压缩机的级的轮叶60、62可成圆周布置安装到核心外壳46。
[0056] 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相对于对应一组静态涡轮轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可成环提供，且可相对于中心线12径向向外延伸，同时对应静态涡轮轮叶72、74定位于旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮机级的数目仅是出于说明性目的而选择，且其它数目是可能的。
[0057] 用于涡轮机的级的叶片68、70可以安装到圆盘71，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有专用圆盘71。用于压缩机的级的轮叶72、74可成圆周布置安装到核心外壳46。
[0058] 与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以是指整个发动机10中的非旋转元件的组合。
[0059] 在操作中，退出风扇区段18的空气流被分裂以使得空气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机24接着将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机26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中的燃料混合且被点燃，由此生成燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且废气最终经由排气区段38从发动机10排放出去。对LP涡轮机36的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
[0060] 加压空气流76的一部分可作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可从加压空气流76汲取且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著提高。由此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。
[0061] 空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片行、且更具体地说出口导叶组件80退出发动机组件10，所述出口导叶组件在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用一行圆周径向延伸的翼型导叶82以对空气流78施加一些方向性控制。
[0062] 由风扇20供应的空气中的一些可以绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用以对飞机的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，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是最热的部分，因为其正好在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它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。
[0063] 图2更清楚地描绘发动机10的切除部分中的TAT传感器90。具有合适安装部分94的安装区段92可包括于TAT传感器90中。布线壳体96可包括于安装区段92中且可连接到电气管道98。安装区段92可以是任何合适的安装部分94且不意图受到限制。壳体102在壳体102的上部部分104处安装到安装区段92处的飞机发动机10的一部分。管入口108连接到壳体102且连接到热放气源。作为非限制性实例，放气110被说明为进入管入口108。
[0064] 蒙皮100限定TAT传感器90的壳体102的外表面103。至少一组出口101包括于蒙皮100中。蒙皮100可包括可为润湿表面的蒙皮100a、100b的至少两个单独部分。润湿表面可以是易受冷凝和冰聚积影响的任何表面。
[0065] 壳体102的下部部分112限定翼型件部分114。蒙皮100的一部分可形成下部部分112的翼型件部分114。翼型件部分114可具有凹面侧或上表面116以及凸面侧或下表面118。
翼型件部分114可从前边缘115延伸到后边缘117。上表面116中的温度传感器入口120延伸通过蒙皮100b的部分到出口122(图3)以提供用于加压空气流76的一部分的转向空气流路径(DAP)。
翼型件部分114可从前边缘115延伸到后边缘117。上表面116中的温度传感器入口120延伸通过蒙皮100b的部分到出口122(图3)以提供用于加压空气流76的一部分的转向空气流路径(DAP)。
[0066] 转向图3，说明TAT传感器90的分解视图。以与图2的传感器不同的定向说明TAT传感器90，以更清楚地示出邻近由壳体的下部部分112限定的开口部分124的温度传感器出口122。由壳体102限定的开口部分124分离蒙皮100a、100b的两个部分以限定在其间的温度传感器出口122。温度传感器出口122接近后边缘117且在翼型件部分114的下表面118上。
[0067] 管，作为非限制性实例为短笛型管132，从第一端部134延伸到第二端部136。第一端部134连接到管入口108且第二端部136可延伸到壳体102中。
[0068] 温度传感器组件139包括上部护套140、保护套管142和温度传感器144。温度传感器144是适合用于飞机上、发动机10内的总空气温度传感器。
[0069] 温度传感器组件139可进一步包括锁定机构148和下部护套150。锁定机构148可位于壳体102内。下部护套150可包括狭槽开口151，转向空气可沿着转向空气流路径(DAP)通过所述狭槽开口151接触温度传感器144。锁定机构148可相对于转向空气流路径(DAP)和温度传感器144以任何合适方式成型且以任何合适方式定向。具有孔口128的至少一个肋片126可位于开口部分124内。在组装时，至少一个肋片126可帮助稳定环绕温度传感器144的下部护套150。
[0070] 更具体地说，在组装时，如在图4中，下部护套150位于由壳体124限定的开口部分124内。下部护套150延伸通过至少一个肋片126的孔口128。温度传感器组件139的锁定机构
148包围温度传感器144的保护套管142和上部护套140。下部护套150包围温度传感器144。
148包围温度传感器144的保护套管142和上部护套140。下部护套150包围温度传感器144。
[0071] 壳体124的内部158至少部分地由蒙皮100限定。内部158的第一部分158a可包括于蒙皮100a的第一部分内。内部158的第二部分158b可位于蒙皮100b的第二部分内。
[0072] 分散腔室166位于壳体124的内部158内。分散腔室166可由一组壁192限定且流体连接到传输管182和一组中间管道198。
[0073] 到分散腔室166中的入口162由具有一组喷射开口164的尖端163限定。尖端163限定入口162且可操作地连接到一组壁192中的一个。短笛型管132的第二端部136经由尖端163连接到壳体124的内部158。
[0074] 所述一组出口101可包括设置在蒙皮100内的多组出口101。第一组出口101a设置在第一部分158a内且第二组出口101b设置在第二部分158b内。
[0075] 一组流体通路172贯穿内部158而提供。所述一组流体通路172可包括在内部158的第一部分158a内的第一流体通路172a。第一流体通路172a包括将分散腔室166流体连接到第一组出口101a的第一组槽道174a。示范性第一组槽道174a包括由第一弯曲部176连接的具有类似宽度和长度的平行槽道174a。以此方式，第一流体通路172a向后沿着壳体102的长度(L)的部分178加倍。预期第一组槽道174a以包括但不限于平行、蛇形或串联模式等任何合适方式定向，使得分散腔室166流体连接到内部158的第一部分158a内的第一组出口101a。
[0076] 内部158的第二部分158b内的第二流体通路172b包括将分散腔室166流体连接到第二组出口101b的第二组槽道174b。
[0077] 一组空气闭塞空间160还可包括于壳体102内。所述一组空气闭塞空间160与所述一组流体通路172流体分离。作为非限制性实例，空气闭塞空间160可位于在其中无需分散热空气的壳体102内。所述一组空气闭塞空间160可位于第一部分158a与第二部分158b之间，使得所述一组空气闭塞空间160的至少一部分平行于第一组槽道174a和第二组槽道174b延伸。
[0078] 图5更清楚地示出分散腔室166的一部分和所述一组喷射开口164。盖191形成尖端163且所述一组喷射开口164围绕盖191的部分而定位。盖191可以是圆形的，并具有周边
190，且所述一组喷射开口164可围绕周边190间隔开。喷射开口164a中的至少一个可形成于尖端163的远侧端部196处。如所说明，所述一组喷射开口164可以是围绕周边190相等地间隔开且被配置成在分散腔室166内喷射热放气110的多个喷射开口164。
190，且所述一组喷射开口164可围绕周边190间隔开。喷射开口164a中的至少一个可形成于尖端163的远侧端部196处。如所说明，所述一组喷射开口164可以是围绕周边190相等地间隔开且被配置成在分散腔室166内喷射热放气110的多个喷射开口164。
[0079] 形成分散腔室166的所述一组壁192可包括成角表面192a、串联表面192b、平行表面192c和入口表面192d。可限定其中所述一组壁中的任何两个相接的一组拐角194。
[0080] 所述一组喷射开口164被配置成将热放气导引到分散腔室166中，到形成分散腔室166的壁上，且到流体通路172中。在所说明实例中，热放气的第一部分110a经由所述一组中间管道198导引到第一流体通路172a中。所述一组喷射开口被另外配置成经由传输管182将热放气的第二部分110b导引到第二流体通路172b(图4)中。热放气110可被分离成热放气
110c的另外部分，其中热放气110c的另外部分中的至少一个被引入到所述一组拐角194和/或所述一组壁192。确切地说，至少一个喷射开口164b被定向成使得其加热成角表面192a。
110c的另外部分，其中热放气110c的另外部分中的至少一个被引入到所述一组拐角194和/或所述一组壁192。确切地说，至少一个喷射开口164b被定向成使得其加热成角表面192a。
[0081] 转向图6，通过由TAT传感器90的下部部分112形成的翼型件的一部分的截面更清楚地说明所述一组流体通路172的一部分。可以看出第一流体通路172a和第二流体通路172b定位于壳体120的相对侧上和转向空气流路径(DAP)的任一侧上。还可看出翼型件截面
154可以是不对称的，但无需如此。
154可以是不对称的，但无需如此。
[0082] 另外，还更清楚地描绘第二组槽道174b可以包括但不限于平行等任何合适方式定向。另外，可以看出所述一组槽道174无需具有相同形状或截面面积。第二组槽道174b还可包括以虚线说明的第二弯曲部180。以此方式，第二流体通路172b在后部类似于第一流体通路172a加倍。进一步预期第二组槽道174b可以是包括蛇形或串联模式的任何定向，且具有任何变化体积，使得入口162流体连接到内部158的第二部分158b内的第二组出口101b。
[0083] 所述一组空气闭塞空间160接近温度传感器144。以此方式，下部护套150可连同所述一组空气闭塞空间160一起保护温度传感器144免受第一组槽道174a、第二组槽道174b内的加热的影响。
[0084] 在操作期间，转向空气流路径(DAP)流动通过温度传感器入口120且在下部护套150上方流动。温度传感器144以关于记录转向空气流路径(DAP)的温度的方式暴露出来。在操作期间，翼型件部分114的外表面103可能因第一组槽道174a和第二组槽道174b内的加热而升温。下部护套150引导外表面103处的任何升温空气远离温度传感器144且阻止升温空气到达温度传感器144，从而减少决策错误。转向空气流路径(DAP)和下部护套150用以在温度传感器144周围形成空气流停滞区域，以实现温度传感器144的总空气温度读取。
[0085] 图7说明在壳体102的部分截面中示出的多个空气流路径。壳体102内的空气流路径至少部分地由所述一组流体通路172限定。
[0086] 在操作期间，热放气110可在入口162处进入且通过分散腔室166内的所述一组喷射开口164分散。热放气110的第一部分110a流动通过中间管道198且沿着限定第一热空气流路径(FAP)的第一流体通路172a流动。第一热空气流路径(FAP)可沿着壳体102的长度(L)且至少部分地沿着翼型件部分114的前边缘115流动。第一热空气流路径(FAP)可在第一弯曲部176处弯曲，且通过第一组出口101a离开。
[0087] 传输管182在第三弯曲部184处从垂直于长度L的定向改变成平行长度L的定向。传输管182将入口162流体连接到第二流体通路172b。热放气110的第二部分110b在入口162处进入且沿着第二流体通路172b流动。第二热空气流路径(SAP)流动通过垂直于壳体的长度(L)的传输管182，在第三弯曲部184处弯曲以沿着壳体102的部分178流动，在第二弯曲部180处再次弯曲且通过第二组出口101b离开。
[0088] 第一热空气流路径(FAP)被配置成加热接近翼型件部分114的前边缘115的蒙皮100a的部分。第二热空气流路径(SAP)被配置成加热接近翼型件部分114的开口部分124的蒙皮100b。第一热空气流路径(FAP)和第二热空气流路径(SAP)一起加热壳体102的外部103表面以防止沿着翼型件部分114的冰堆积。
[0089] 如本文中所描述的形成TAT传感器90的方法可包括经由增材制造形成具有蒙皮100的壳体102，其限定内部158且包括限定翼型件部分114的翼型件截面154。增材制造可形成包括上表面116和下表面118的翼型件部分。增材制造可在内部158内形成所述一组流体通路172且形成位于壳体内的入口162和所述一组出口101。增材制造可与壳体102的剩余部分一体地形成盖191；因此，形成尖端163和所述一组喷射开口164。进行增材制造，使得所述一组流体通路172被配置成经由入口162接收热放气110且将热放气110分散到所述一组出口101以加热外表面的至少一部分。借助于非限制性实例，增材制造可包括直接金属激光熔融或直接金属激光烧结。
[0090] 与本文中所论述的本公开相关联的益处包括气动地供应热空气且在不影响传感器的读取的情况下将热空气导引到传感器壳体的关键位置。可使用增材制造而非依赖于当前常规的减材制造，作为非限制性实例，机械加工、钻孔和研磨，来优化槽道的位置和大小。
[0091] 暴露于结冰环境的典型传感器已经机械设计且定位在环境中，使得从传感器脱落的任何大量的冰将不会损坏在其后方的物体。这限制了TAT传感器的位置选择，且因此限制了TAT传感器的性能。使用TAT传感器内的加热系统消除冰脱落改进了位置可能性。另外考虑到在当前的发动机设计中对冰脱落敏感度增加，优选具有最小到不发生冰脱落的TAT传感器。
[0092] 以增材方式制造TAT传感器允许加热槽道沿着任何所要位置定位。归因于壳体为增材制造，还减少了TAT传感器的组装时间。
[0093] 另外，如本文中所描述的分散腔室利用具有一组喷射开口的出口，以用于对具有高冰密集度的TAT传感器的区域直接加热。接着将经扩散的热空气传输到TAT传感器的翼型件部分以进一步移除冰堆积。
[0094] 应理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气发动机和涡轮发动机。
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