【技术实现步骤摘要】
本申请涉及一种用于测量诸如温度或热通量(热流密度)的至少一个热学量的测量系统以及包括至少一个这种系统的飞行器推进组件。
技术介绍
1、根据一实施方式，飞行器的推进组件包括机动装置以及吊舱，该吊舱定位于机动装置周围且构造为将初级空气流引导至机动装置中，并且将次级空气流引导至机动装置和吊舱之间。在运行时，机动装置产生非常高(的约为几百度)的内部辐射环境温度以及内部空气温度。为了正确运行，对于高温敏感的位于机动装置或吊舱中的某些设备由保护元件进行保护，诸如热屏障、隔热装置和/或诸如散热器的热耗散和冷却系统。这种保护元件的概念需要精确确定容易影响对高温敏感的设备的辐射热通量、内部辐射环境温度的演化(演进、变化)或被设置为能够优化这些保护元件质量的区域中的空气温度的演化、材料的选择并使得材料不会尺寸过大以限制对于飞行器的推进组件的性能的成本和不利影响。在操纵飞行器器件，热耗散和冷却系统可以引起空气动力学扰动。因此，在操纵飞行器时，重要的是，精确地确定容易影响对高温敏感的设备的辐射热通量、辐射环境温度的演化或被设置为优化这些热耗散和冷却系统的操作的区域中的空气温度的演化。
2、根据一实施方式，热偶或者诸如热敏电阻的温度探测器被用于测量给定点处的温度。根据另一实施方式，热通量传感器被用于测量所吸收的辐射和/或热通量传导。这些简单概念的实施方式并不令人满意，这是因为其未能允许精确测量诸如设备的表皮温度或在一点处所吸收的辐射热通量，尤其是如果该点位于由复杂的对流热通量所影响的环境中，例如在推进组件中。
技术
1、本专利技术的目的是弥补现有技术的全部或部分缺点。
2、为此，本专利技术涉及一种至少一个热学量的测量系统，该测量系统被构造为能够连接至结构并且包括至少一个热传感器。
3、根据本专利技术，测量系统包括至少一个屏障，其在所述屏障的至少一个区域中对红外辐射可穿透，该至少一个区域至少部分地限定腔室，热传感器定位于该腔室中并且该腔室具有大于或者等于0.8的形状因子(form factor)。
4、该技术方案允许过滤(将后者滤除在外)影响热传感器的热通量，尤其是寄生热通量传导，并且允许保护热传感器至少免受对流热通量的影响。因此，可以准确确定飞行器的推进组件中的点处的温度或影响该点的辐射热通量。
5、根据另一特征，腔室容纳可控气氛，其具有高真空度、高惰性气体填充度、低湿度和低污染物水平中的至少一个特性。
6、根据另一特征，对于波长介于0.7μm至12μm之间的光线，屏障的透射率大于或等于80％。
7、根据另一特征，屏障的厚度小于或等于1mm。
8、根据另一特征，测量系统包括在第一和第二端之间延伸的支撑件，热传感器固定至第一端。此外，屏障包括孔口，其构造为能够允许支撑件穿过孔口，测量系统包括在孔口处连接支撑件和屏障的至少一个密封系统。
9、根据另一特征，热传感器附接(连结)至结构并通过具有高热导率的至少一个元件连接至该结构。
10、根据另一特征，屏障形成壳体，其具有密封连接至结构的周边以限定热传感器所定位于其中的腔室。
11、根据另一特征，壳体包括由对红外辐射可穿透的多孔或纳米多孔材料制成的至少一个层。
12、根据另一特征，屏障形成封闭包壳，其围绕热传感器并限定热传感器所定位于其中的腔室。
13、根据另一特征，热传感器远离结构并在传导热热通量方面与结构隔绝。
14、根据另一特征，封闭包壳包括至少一个第一部分，其具有朝定位在封闭包壳中的热传感器定向的内表面以及朝结构定向的外表面。此外，测量系统还包括连接热传感器和内表面的第一界面以及连接结构和外表面的第二界面，第一和第二界面具有高热导率，封闭包壳的第一部分由具有高热导率的材料制成。
15、根据另一特征，封闭包壳的第一部分被构造为能够对红外辐射不能穿透并且对红外辐射的辐射系数接近或等于结构材料的辐射系数。
16、本专利技术还涉及一种飞行器推进组件，其包括根据上述特征之一的用于测量至少一个热学量的至少一个测量系统。
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1.一种用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，所述测量系统(38)被构造为能够连接至结构(40)并包括至少一个热传感器(42)，其特征在于，所述测量系统(38)包括至少一个屏障(44)，在所述屏障(44)的至少一个区域内对红外辐射而言是可穿透的，所述屏障(44)至少部分地限定所述热传感器(42)定位于其中的腔室(54)，并具有大于或等于0.8的形状因子。
2.根据权利要求1所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述腔室(54)容纳可控气氛，所述可控气氛具有高真空度、高惰性气体填充度、低湿度和低污染物水平中的至少一种特性。
3.根据权利要求1或2所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，对于波长介于0.7μm和12μm之间的光线，所述屏障(44)的透射率大于或等于80％。
4.根据前述权利要求中任一项所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述屏障(44)的厚度小于或等于1mm。
5.根据前述权利要求中任一项所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述
6.根据前述权利要求中任一项所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述热传感器(42)附接所述结构(40)并通过具有高导热性的至少一个元件连接至所述结构(40)。
7.根据权利要求6所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述屏障(44)形成壳体(66)，所述壳体(66)具有以密封的方式连接至所述结构(40)的周边(66.1)，以限定所述热传感器(42)定位于其中的所述腔室(54)。
8.根据权利要求7所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述壳体(66)包括由红外辐射可穿透的多孔材料或纳米多孔材料制成的至少一层。
9.根据权利要求1-5中任一项所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述屏障(44)形成封闭包壳(52)，所述封闭包壳(52)围绕所述热传感器(42)并限定所述热传感器(42)定位于其中的所述腔室(54)。
10.根据权利要求9所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述热传感器(42)远离所述结构(40)并在热通量传导方面与所述结构(40)隔绝。
11.根据权利要求9所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述封闭包壳(52)包括至少一个第一部分(52.1)，所述第一部分(52.1)具有内表面(F52.1)和外表面(F52.1')，所述内表面(F52.1)朝定位于所述封闭包壳(52)中的所述热传感器(42)定向，所述外表面(F52.1')朝所述结构(40)定向；
12.根据权利要求11所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述封闭包壳(52)的所述第一部分(52.1)被构造为使得红外辐射不能穿透，并且对红外辐射的辐射系数接近或等于所述结构(40)的材料的辐射系数。
13.一种飞行器推进组件，所述飞行器推进组件包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)。
...【技术特征摘要】
1.一种用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，所述测量系统(38)被构造为能够连接至结构(40)并包括至少一个热传感器(42)，其特征在于，所述测量系统(38)包括至少一个屏障(44)，在所述屏障(44)的至少一个区域内对红外辐射而言是可穿透的，所述屏障(44)至少部分地限定所述热传感器(42)定位于其中的腔室(54)，并具有大于或等于0.8的形状因子。
2.根据权利要求1所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述腔室(54)容纳可控气氛，所述可控气氛具有高真空度、高惰性气体填充度、低湿度和低污染物水平中的至少一种特性。
3.根据权利要求1或2所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，对于波长介于0.7μm和12μm之间的光线，所述屏障(44)的透射率大于或等于80％。
4.根据前述权利要求中任一项所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述屏障(44)的厚度小于或等于1mm。
5.根据前述权利要求中任一项所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述测量系统(38)包括在第一端(50.1)和第二端(50.2)之间延伸的屏蔽物(50)，所述热传感器(42)连接至所述第一端(50.1)；
6.根据前述权利要求中任一项所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述热传感器(42)附接所述结构(40)并通过具有高导热性的至少一个元件连接至所述结构(40)。
7.根据权利要求6所述的用于测量至少一种热学量的测量系统(38)，其特征在于，所述屏障(44)形成壳体(66)，...
【专利技术属性】
技术研发人员：C·弗莱明，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：
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