本发明专利技术公开了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。本发明专利技术的用于飞行器的温度检测装置具有结构简单可靠、热响应速度快以及抗震性能好等优点。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术主要涉及航天航空
，特指一种用于飞行器的温度检测装置。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题就在于:针对现有技术存在的技术问题，本专利技术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，本专利技术提出的技术方案为: 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，本专利技术的优点在于: 本专利技术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为本专利技术的剖视结构示意图。图2为本专利技术中壳体的立体结构示意图。图3为本专利技术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专利技术作进一步描述。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。本专利技术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。本实施例中，紧固组件4包括设于壳体1一端的安装孔41，安装孔41内设有螺栓或螺钉(图中未示出)，在安装时，通过螺栓或螺钉将壳体1紧固在被测面上，安装方便。装配过程如下:将信号线31整体从压线管14插入，经壳体1的线孔13后从开口12处穿出，然后将信号线31的两根线芯及绝缘层分别穿过陶瓷管的通孔23，将感温芯体3的引线通过电阻对焊的方式焊接在两根线芯上，在陶瓷管的凹槽22处涂覆适量高温胶，将感温芯体3粘贴在上面，再按照陶瓷管的外轮廓弯折感温芯体3的信号线31，使信号线31紧贴陶瓷管的端面，然后用灌胶器在壳体1内部空隙处灌注高温胶5，再把陶瓷管往线孔13的出线方向推进一定距离，使陶瓷管的一端伸入至线孔13内，最终使高温胶5表面与壳体1的安装面11平齐，且感温芯体3的感温面高出安装面11 一定高度，高温胶5完全固化后再用压线钳压紧压线管14，整个装置装配完成。以上仅是本专利技术的优选实施方式，本专利技术的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本专利技术思路下的技术方案均属于本专利技术的保护范围。应当指出，对于本
的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术原理前提下的若干改进和润饰，应视为本专利技术的保护范围。【主权项】1.一种用于飞行器的温度检测装置，其特征在于，包括壳体(1)、感温芯体(3)以及固定组件(2)，所述壳体(1)的一端设置有用于紧固在被测面上的紧固组件(4)，所述壳体(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)，所述壳体(1)上设有与被测面相匹配的安装面(11)，所述安装面(11)上设有开口(12)，所述线孔(13)与所述开口(12)连通，所述感温芯体(3)安装于所述固定组件(2)上，所述固定组件(2)安装在开口(12)内且一端伸入至所述线孔(13)内，所述线孔(13)以及开口(12)内均填充有高温胶(5)。2.根据权利要求1所述的用于飞行器的温度检测装置，其特征在于，所述固定组件(2)包括管体(21)，所述管体(21)内设有供信号线(31)穿过的通孔(23)，所述管体(21)的一端的外周上设置有一凹槽(22)，所述感温芯体(3)胶接在所述凹槽(22)内，所述感温芯体(3)的感温面平行且高于所述安装面(11)。3.根据权利要求2所述的用于飞行器的温度检测装置，其特征在于，所述管体(21)的外径与所述壳体(1)的线孔(13)内径相匹配。4.根据权利要求2或3所述的用于飞行器的温度检测装置，其特征在于，所述管体(21)为陶瓷管。5.根据权利要求1至3中任意一项所述的用于飞行器的温度检测装置，其特征在于，所述壳体(1)上设有线孔(13)的一端设置有用于固定所述信号线(31)的压线管(14)。6.根据权利要求1至3中任意一项所述的用于飞行器的温度检测装置，其特征在于，所述壳体(1)的安装面(11)上涂有胶层，所述胶层与所述感温芯体本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于飞行器的温度检测装置，其特征在于，包括壳体（1）、感温芯体（3）以及固定组件（2），所述壳体（1）的一端设置有用于紧固在被测面上的紧固组件（4），所述壳体（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），所述壳体（1）上设有与被测面相匹配的安装面（11），所述安装面（11）上设有开口（12），所述线孔（13）与所述开口（12）连通，所述感温芯体（3）安装于所述固定组件（2）上，所述固定组件（2）安装在开口（12）内且一端伸入至所述线孔（13）内，所述线孔（13）以及开口（12）内均填充有高温胶（5）。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：贺玉明，谢明，
申请(专利权)人：中国电子科技集团公司第四十八研究所，
类型：发明
国别省市：湖南;43
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