一種用于飛行器的溫度檢測裝置的制造方法
【技術領域】
[0001]本發明主要涉及航天航空技術領域，特指一種用于飛行器的溫度檢測裝置。
【背景技術】
[0002]導彈等飛行器在飛行過程中需要實施監測外殼內表面的溫度，為飛行器的溫度健康環境提供有效監測數據。飛行器在飛行過程中具有溫度上升極快、溫度高及震動劇烈等特點，現有溫度傳感器溫度探頭一般采用封閉殼體及整體灌高溫膠封裝，但受高溫膠及殼體熱，響應系數過小的限制，無法滿足飛行器外殼內表面溫度快速響應的要求;或者采用裸片的形式直接將感溫芯體用高溫膠粘貼在測量部位，這樣能在一定程度上解決快速響應的問題，但又會帶來抗振動差及不穩定等問題。
【發明內容】
[0003]本發明要解決的技術問題就在于:針對現有技術存在的技術問題，本發明提供一種結構簡單可靠、熱響應速度快以及抗震性能好的用于飛行器的溫度檢測裝置。
[0004]為解決上述技術問題，本發明提出的技術方案為:
一種用于飛行器的溫度檢測裝置，包括殼體、感溫芯體以及固定組件，所述殼體的一端設置有用于緊固在被測面上的緊固組件，所述殼體的一端設置有用于穿設感溫芯體的信號線的線孔，所述殼體上設有與被測面相匹配的安裝面，所述安裝面上設有開口，所述線孔與所述開口連通，所述感溫芯體安裝于所述固定組件上，所述固定組件安裝在開口內且一端伸入至所述線孔內，所述線孔以及開口內均填充有高溫膠。
[0005]作為上述技術方案的進一步改進:
所述固定組件包括管體，所述管體內設有供信號線穿過的通孔，所述管體的一端的外周上設置有一凹槽，所述感溫芯體膠接在所述凹槽內，所述感溫芯體的感溫面平行且高于所述安裝面。
[0006]所述管體的外徑與所述殼體的線孔內徑相匹配。
[0007]所述管體為陶瓷管。
[0008]所述殼體上設有線孔的一端設置有用于固定所述信號線的壓線管。
[0009]所述殼體的安裝面上涂有膠層，所述膠層與所述感溫芯體的感溫面相平齊。
[0010]所述緊固組件包括設于所述殼體一端的安裝孔，所述安裝孔內設有螺栓或螺釘。[0011 ]與現有技術相比，本發明的優點在于:
本發明的用于飛行器的溫度檢測裝置，由于將感溫芯體的感溫面與被測面直接接觸進行測溫，因此能夠快速熱響應;另外感溫芯體固定于固定組件上，固定組件再通過高溫膠緊固安裝于殼體內，殼體再緊固在被測面上，保證了抗震性能。
【附圖說明】
[0012]圖1為本發明的剖視結構示意圖。
[0013]圖2為本發明中殼體的立體結構示意圖。
[0014]圖3為本發明中固定組件的立體結構示意圖。
[0015]圖中標號表示:1、殼體；11、安裝面；12、開口； 13、線孔；14、壓線管；2、固定組件；21、管體;22、凹槽;23、通孔;3、感溫芯體;31、信號線;4、緊固組件;41、安裝孔;5、高溫膠。
【具體實施方式】
[0016]以下結合說明書附圖和具體實施例對本發明作進一步描述。
[0017]如圖1至圖3所示，本實施例的用于飛行器的溫度檢測裝置，包括殼體1、感溫芯體3以及固定組件2，殼體1的一端設置有用于將殼體1緊固在被測面上的緊固組件4，殼體1的一端設置有用于穿設感溫芯體3的信號線31的線孔13，殼體1上設有與被測面相匹配的安裝面11 (水平面)，安裝面11上設有開口 12，線孔13與開口 12連通，感溫芯體3安裝于固定組件2上，固定組件2安裝在開口 12內且一端伸入至線孔13內，并且線孔13以及開口 12內均填充有高溫膠5，從而將固定組件2固定在殼體1內。本發明的用于飛行器的溫度檢測裝置，直接將感溫芯體3的感溫面與被測面接觸進行測溫，響應速度快、能夠快速準確測量到被測面的實際溫度；另外各部件均為緊固安裝，即感溫芯體3固定于固定組件2上，固定組件2固定在殼體1上，殼體1則緊固在被測面上，結構簡單可靠，從而保證抗震性能。
[0018]如圖1和圖3所示，本實施例中，固定組件2包括管體21，管體21內設有供信號線31穿過的通孔23，管體21的一端的外周上設置有一凹槽22，感溫芯體3膠接在凹槽22內，感溫芯體3的感溫面平行且高于安裝面11，能夠保證感溫芯體3的感溫面可靠地與被測面接觸。管體21的外徑與殼體1的線孔13內徑相匹配，從而進一步保證固定組件2安裝的牢固性。另外管體21為陶瓷管，能夠耐受高溫，并且保證感溫芯體3及其信號線31的絕緣性。
[0019]如圖1和圖2所示，本實施例中，殼體1上設有線孔13的一端設置有用于固定信號線31的壓線管14，在裝配好后，通過壓線鉗緊壓壓線管14，能夠固定住信號線31，進一步提高整體結構的可靠性。另外殼體1的安裝面11上涂有膠層(圖中未示出)，膠層與感溫芯體3的感溫面相平齊，從而使殼體1與被測面整體接觸，進一步提高其抗震性。
[0020]本實施例中，緊固組件4包括設于殼體1一端的安裝孔41，安裝孔41內設有螺栓或螺釘(圖中未示出)，在安裝時，通過螺栓或螺釘將殼體1緊固在被測面上，安裝方便。
[0021]裝配過程如下:將信號線31整體從壓線管14插入，經殼體1的線孔13后從開口12處穿出，然后將信號線31的兩根線芯及絕緣層分別穿過陶瓷管的通孔23，將感溫芯體3的引線通過電阻對焊的方式焊接在兩根線芯上，在陶瓷管的凹槽22處涂覆適量高溫膠，將感溫芯體3粘貼在上面，再按照陶瓷管的外輪廓彎折感溫芯體3的信號線31，使信號線31緊貼陶瓷管的端面，然后用灌膠器在殼體1內部空隙處灌注高溫膠5，再把陶瓷管往線孔13的出線方向推進一定距離，使陶瓷管的一端伸入至線孔13內，最終使高溫膠5表面與殼體1的安裝面11平齊，且感溫芯體3的感溫面高出安裝面11 一定高度，高溫膠5完全固化后再用壓線鉗壓緊壓線管14，整個裝置裝配完成。
[0022]以上僅是本發明的優選實施方式，本發明的保護范圍并不僅局限于上述實施例，凡屬于本發明思路下的技術方案均屬于本發明的保護范圍。應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明原理前提下的若干改進和潤飾，應視為本發明的保護范圍。
【主權項】
1.一種用于飛行器的溫度檢測裝置，其特征在于，包括殼體(1)、感溫芯體(3)以及固定組件(2)，所述殼體(1)的一端設置有用于緊固在被測面上的緊固組件(4)，所述殼體(1)的一端設置有用于穿設感溫芯體(3)的信號線(31)的線孔(13)，所述殼體(1)上設有與被測面相匹配的安裝面(11)，所述安裝面(11)上設有開口(12)，所述線孔(13)與所述開口(12)連通，所述感溫芯體(3)安裝于所述固定組件(2)上，所述固定組件(2)安裝在開口(12)內且一端伸入至所述線孔(13)內，所述線孔(13)以及開口(12)內均填充有高溫膠(5)。2.根據權利要求1所述的用于飛行器的溫度檢測裝置，其特征在于，所述固定組件(2)包括管體(21)，所述管體(21)內設有供信號線(31)穿過的通孔(23)，所述管體(21)的一端的外周上設置有一凹槽(22)，所述感溫芯體(3)膠接在所述凹槽(22)內，所述感溫芯體(3)的感溫面平行且高于所述安裝面(11)。3.根據權利要求2所述的用于飛行器的溫度檢測裝置，其特征在于，所述管體(21)的外徑與所述殼體(1)的線孔(13)內徑相匹配。4.根據權利要求2或3所述的用于飛行器的溫度檢測裝置，其特征在于，所述管體(21)為陶瓷管。5.根據權利要求1至3中任意一項所述的用于飛行器的溫度檢測裝置，其特征在于，所述殼體(1)上設有線孔(13)的一端設置有用于固定所述信號線(31)的壓線管(14)。6.根據權利要求1至3中任意一項所述的用于飛行器的溫度檢測裝置，其特征在于，所述殼體(1)的安裝面(11)上涂有膠層，所述膠層與所述感溫芯體(3)的感溫面相平齊。7.根據權利要求1至3中任意一項所述的用于飛行器的溫度檢測裝置，其特征在于，所述緊固組件(4)包括設于所述殼體(1) 一端的安裝孔(41)，所述安裝孔(41)內設有螺栓或螺釘。
【專利摘要】本發明公開了一種用于飛行器的溫度檢測裝置，包括殼體、感溫芯體以及固定組件，所述殼體的一端設置有用于緊固在被測面上的緊固組件，所述殼體的一端設置有用于穿設感溫芯體的信號線的線孔，所述殼體上設有與被測面相匹配的安裝面，所述安裝面上設有開口，所述線孔與所述開口連通，所述感溫芯體安裝于所述固定組件上，所述固定組件安裝在開口內且一端伸入至所述線孔內，所述線孔以及開口內均填充有高溫膠。本發明的用于飛行器的溫度檢測裝置具有結構簡單可靠、熱響應速度快以及抗震性能好等優點。
【IPC分類】G01K13/00
【公開號】CN105444918
【申請號】CN201510910264
【發明人】賀玉明, 謝明
【申請人】中國電子科技集團公司第四十八研究所
【公開日】2016年3月30日
【申請日】2015年12月10日