[发明专利]飞机气源的管道内部气体温度检测装置

说明书

本发明提供了一种飞机气源的管道内部气体温度检测装置，包括：导热网格，所述导热网格沿所述管道的横截面布置在所述管道内，所述导热网格具有多个气流能流过的多个中空格；以及红外测温装置，所述红外测温装置与所述导热网格隔开一段距离布置在所述管道内；其中所述红外测温装置布置成对所述导热网格的多个位置的温度进行测量。采用根据本发明的管道内部气体温度检测装置，能够提供管道截面上的平均温度，在管道截面温差大的情况下，也能够精确反馈管内流体的温度，避免引气超温或温度不足的情况。

技术领域

本发明涉及飞机气源系统设计领域，具体而言，本发明及一种飞机气源管道内的气体温度检测装置。

背景技术

在目前飞机气源系统中，会从发动机引出的气源是高温高压气体，通常要求对发动机引出的气体进行冷却，满足下游用气系统需求温度，通常这种冷却通过预冷器实现。为提高其换热效率，目前行业中常见的预冷器均采用叉流式设计。

气源系统的温度控制功能需通过测量下游管路内的平均温度来进行调节，因此对于下游温度的测量尤为重要。现有飞机的气源系统中通常在测温区域设一个热电阻式温度传感器，位于预冷器下游，对预冷器下游的气流温度进行测量，所得到的温度值将作为实现气源系统温度调节功能的输入信号。

然而，对于尤其是采用叉流式换热器的预冷器，因叉流式换热器自身结构的原因，出口截面温度分布极其不均匀，某型号飞机包括叉流式换热器的预冷器出口处最大温差可达98℃，这给气体平均温度的测量带来的极大的困难。常规的温度传感器只测得出口截面一点处的温度。虽然，常规温度传感器的安装位置可基于工程经验、台架试验及仿真计算结果来设置，在一定程度上基本可以反映气体的平均温度，但在某些构型下测得的温度较平均温度仍偏低，这将会导致实际引气超温。

目前已提出了一些技术以对管路内部的气流的平均温度进行准确测量。例如，CN200972433Y提供了一种具有蜂窝件的温湿度取样装置，其中，在管路前段设置蜂窝件均匀混合管路气流后再通过温湿度传感器测量管路内均匀温度。然而，在管路中设置蜂窝件会对管路中的流场产生显著影响，显著增加流阻，从而降低引气效率。

因此，目前飞机气源系统中对于管路中气流的温度监测的存在不足，需提供一种能够更精确地反馈气流温度的温度检测装置。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明提供了一飞机气源的管道内部气体温度检测装置，包括：导热网格，所述导热网格沿所述管道的横截面布置在所述管道内，所述导热网格具有多个气流能流过的多个中空格并且在所述导热网格上形成多个测温点位；以及红外测温装置，所述红外测温装置邻近所述导热网格布置在所述管道内；其中所述红外测温装置布置成对所述导热网格的多个所述测温点位进行测量。

根据本发明的一个方面，所述导热网格由直径在0.6mm－1mm之间的线构成，所述导热网格的中空格大小在300mm²到500mm²之间。

根据本发明的再一个方面，所述导热网格由交错布置的金属丝制成。

根据本发明的再一个方面，所述金属材料包括铜锌合金。

根据本发明的再一个方面，所述装置包括信号处理器，所述信号处理器与所述红外测装置信号连通，并且所述信号处理器布置在所述管道的外部，所述信号处理器配置成将来自所述红外测装置信号的多个温度信号处理计算后并输出平均温度值。

根据本发明的再一个方面，所述信号处理器能连接到至气源系统综合控制器以将所述平均温度值向所述缩合控制器输送。

根据本发明的再一个方面，所述红外测温装置沿所述管道的内部的气流流动方向布置在所述导热网格的下游。

根据本发明的再一个方面，所述导热网格构造成在所述管道内产生的流阻小于管内总流阻的1％。