[发明专利]一种用于飞行器的温度检测装置

说明书

技术领域

本发明主要涉及航天航空技术领域，特指一种用于飞行器的温度检测装置。

背景技术

导弹等飞行器在飞行过程中需要实施监测外壳内表面的温度，为飞行器的温度健康环境提供有效监测数据。飞行器在飞行过程中具有温度上升极快、温度高及震动剧烈等特点，现有温度传感器温度探头一般采用封闭壳体及整体灌高温胶封装，但受高温胶及壳体热，响应系数过小的限制，无法满足飞行器外壳内表面温度快速响应的要求；或者采用裸片的形式直接将感温芯体用高温胶粘贴在测量部位，这样能在一定程度上解决快速响应的问题，但又会带来抗振动差及不稳定等问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种结构简单可靠、热响应速度快以及抗震性能好的用于飞行器的温度检测装置。

为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为：

一种用于飞行器的温度检测装置，包括壳体、感温芯体以及固定组件，所述壳体的一端设置有用于紧固在被测面上的紧固组件，所述壳体的一端设置有用于穿设感温芯体的信号线的线孔，所述壳体上设有与被测面相匹配的安装面，所述安装面上设有开口，所述线孔与所述开口连通，所述感温芯体安装于所述固定组件上，所述固定组件安装在开口内且一端伸入至所述线孔内，所述线孔以及开口内均填充有高温胶。

作为上述技术方案的进一步改进：

所述固定组件包括管体，所述管体内设有供信号线穿过的通孔，所述管体的一端的外周上设置有一凹槽，所述感温芯体胶接在所述凹槽内，所述感温芯体的感温面平行且高于所述安装面。

所述管体的外径与所述壳体的线孔内径相匹配。

所述管体为陶瓷管。

所述壳体上设有线孔的一端设置有用于固定所述信号线的压线管。

所述壳体的安装面上涂有胶层，所述胶层与所述感温芯体的感温面相平齐。

所述紧固组件包括设于所述壳体一端的安装孔，所述安装孔内设有螺栓或螺钉。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明的用于飞行器的温度检测装置，由于将感温芯体的感温面与被测面直接接触进行测温，因此能够快速热响应；另外感温芯体固定于固定组件上，固定组件再通过高温胶紧固安装于壳体内，壳体再紧固在被测面上，保证了抗震性能。

附图说明

图1为本发明的剖视结构示意图。

图2为本发明中壳体的立体结构示意图。

图3为本发明中固定组件的立体结构示意图。

图中标号表示：1、壳体；11、安装面；12、开口；13、线孔；14、压线管；2、固定组件；21、管体；22、凹槽；23、通孔；3、感温芯体；31、信号线；4、紧固组件；41、安装孔；5、高温胶。

具体实施方式

以下结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步描述。

如图1至图3所示，本实施例的用于飞行器的温度检测装置，包括壳体1、感温芯体3以及固定组件2，壳体1的一端设置有用于将壳体1紧固在被测面上的紧固组件4，壳体1的一端设置有用于穿设感温芯体3的信号线31的线孔13，壳体1上设有与被测面相匹配的安装面11（水平面），安装面11上设有开口12，线孔13与开口12连通，感温芯体3安装于固定组件2上，固定组件2安装在开口12内且一端伸入至线孔13内，并且线孔13以及开口12内均填充有高温胶5，从而将固定组件2固定在壳体1内。本发明的用于飞行器的温度检测装置，直接将感温芯体3的感温面与被测面接触进行测温，响应速度快、能够快速准确测量到被测面的实际温度；另外各部件均为紧固安装，即感温芯体3固定于固定组件2上，固定组件2固定在壳体1上，壳体1则紧固在被测面上，结构简单可靠，从而保证抗震性能。

如图1和图3所示，本实施例中，固定组件2包括管体21，管体21内设有供信号线31穿过的通孔23，管体21的一端的外周上设置有一凹槽22，感温芯体3胶接在凹槽22内，感温芯体3的感温面平行且高于安装面11，能够保证感温芯体3的感温面可靠地与被测面接触。管体21的外径与壳体1的线孔13内径相匹配，从而进一步保证固定组件2安装的牢固性。另外管体21为陶瓷管，能够耐受高温，并且保证感温芯体3及其信号线31的绝缘性。

如图1和图2所示，本实施例中，壳体1上设有线孔13的一端设置有用于固定信号线31的压线管14，在装配好后，通过压线钳紧压压线管14，能够固定住信号线31，进一步提高整体结构的可靠性。另外壳体1的安装面11上涂有胶层（图中未示出），胶层与感温芯体3的感温面相平齐，从而使壳体1与被测面整体接触，进一步提高其抗震性。