CN110715750A - 总温传感器防冰除冰方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种总温传感器防冰除冰方法，旨在提供一种在较大侧滑角及迎角下仍能准确测量大气总温的传感器。本发明通过下述技术方案予以实现：通过法兰盘(4)连接的T形支柱滞止罩的顶端制出先扩散后收缩的T形管圆筒状风道，圆筒正前方迎向气流一面作为进气口，进气口开口呈喇叭扩张，并向后收缩，在T形管道的喉管(8)交界缩孔下孔壁下方，以圆弧过渡相切的销轴导向侧孔为支点，径向向下弯曲收缩，逐渐向下扩散扩张至T形管根部，再从T形管根部底壁，贯通尾端排气口，形成拉瓦尔圆筒形阻滞室；结冰后感温元件以各种方式与周围环境交换热量，同时通过T形支柱滞止罩外表面或外壁夹层中埋的防止阻滞室外壁结冰的加温电阻丝进行除冰。

Description

总温传感器防冰除冰方法

技术领域

本发明涉及一种主要用于探测飞机所在高度大气总温的总温传感器防冰除冰方法。

背景技术

温度是表征物体状态的特征参数之一。为了确定空气的密度、粘性系数和流动速度等,通常都需要测量温度。气流的总温是高超声速试验设备模拟能力的一个重要标志，又是确定其试验气流特性的一个基本参数，因此，无论是为了校准试验设备的性能，还是提供试验数据，均需要进行总温测量。现代飞机飞行控制要求准确地测定飞行中飞机所处环境的大气总温，在航空领域中，驻点温度被称为总温，并通过安装在飞行器表面上的温度探测器来测量。总温指一流体以绝热过程完全静止时，它的动能将转化为内能时反映出来的温度。探头将空气相对于飞机处于静止状态。当空气相对静止时，动能转化为内部能量。空气被压缩并经历绝热的温度升高。因此，总温高于静态或环境空气温度。总温是大气数据计算机的基本输入，以便能够计算静态空气温度，从而得到真正的空速。流体在流动时具有它的压力、温度、密度、速度、马赫数。如能使一流体以绝热过程完全静止时，它的动能将转化为内能，反映在压力、温度与密度上。此时之温度便为总温。总温传感器又称阻滞温度传感器，它反映飞机某些部位上构件可能达到的温度，气流流过物体受到阻滞时流速降低到零，动能转换为热能使局部温度升高，这个温度称为总温或阻滞温度。总温信号可直接用于指示，总温信号可供大气数据计算机作解算大气静温、真实空速等参数用。航空器常用总温传感器测量大气的总温，总温探头在前端量测的便是总温。它与传感器的结构、尺寸、气流的粘性和流速、传感器在飞机上的安装位置以及迎角和飞行姿态等有关，是衡量传感器性能的重要指标之一。性能良好的传感器的恢复系数可达0.99以上。总温传感器主要包括指向前方气流的进气口、阻滞结构、支柱、测温部件、防冰加热部件和排气口，通常安装在翼尖、垂尾顶部、飞机机头外侧，或其他气流不易受到扰动的地方。飞行中气流首先从进气口进入，经过阻滞结构将气流的动能转为热能(理想状态应无损失转换)。此时一部分气流直接从尾部回到大气，一部分经过90°转弯进入测温区，流经敏感元件后由支柱口回到大气。总温传感器是通过测量温敏电阻元件的阻值获得大气总温。在闭合电路中，会有一个小电流通过传感元件，这一电流会使传感电阻元件发热，产生自加热效应，进而造成总温测量的偏高，这个偏差称为自加热误差。防冰的同时，电阻丝的热量也会传递到敏感元件腔室，导致测量的总温比实际温度偏高，这个偏差称为防冰加热误差。传感器测量的温度会滞后于真实的温度。由于气流流过大气总温传感器滞止室时，气流不可能完全阻滞使气流流速下降到零，而且感温元件总以热辐射、热传导、热对流形式跟周围结构件存在着热交换现象，导致气总温传感器误差大。

在地面上，无论什么时候如果降雨落在被浸冷的飞机上，都可能产生透明冰。即使环境温度在2℃到+15℃之间，如果飞机结构保持在0℃或以下，在潮湿或湿度较高时，仍可能结冰或结霜。过冷的雾或云中的水滴在温度低于或稍高于冰点的物体上冻结形成的冰的沉积物。潮湿：雾、雨、雪、雨夹雪、高湿度(凝结在表面上)、冰晶都可能污染飞机。当有霜、雪或冰附着在飞机机翼、操纵面、螺旋桨、发动机进气口或其他重要表面上时，冰雪霜污染会使飞机的外形产生变化，增加飞机重量，使飞机的外表面变得粗糙，增加阻力，减少升力。严重时会引起飞机失速和瞬间反常上仰，从而使操纵效能降低和起飞离地过程中出现非指令迎角变化和滚转，使飞行姿态难以控制，处置不当严重危及飞行安全。通常飞机地面除冰/防冰工作是由机务维修人员/地面人员和飞行机组作为一个整体来完成的。机载大气总温传感器安装在飞机发动机的进气道内,但它的迎风面部分暴露在外,安装在飞机蒙皮或发动机进气道内的总温传感器的感温探头，结冰或结霜会影响飞机的整体性能。总温传感器受限于传统的加工制造方式，一般不具有防除冰功能或具有防除冰功能。

当大气总温传感器通过感受大气蒙皮外或进气道入口处气流总温，这种滞后超过规定的技术指标时,就严重歪曲了真实的气流温度变化过程。飞行试验得出的动态响应曲线，防冰总温传感器动态响应特性是一个复杂的对流,辐射和导热过程。传感器结冰将造成误差、温度下降、动压减小，可能失真、错误和丢失信号。若发动机进气道内大气总温测试数据存在较大误差,影响着发动机的性能与调整。现有技术的飞机进气道内大气总温传感器属于屏蔽阻滞式温度传感器,外观呈T形,由阻滞室、热电偶丝、双孔绝缘瓷管等组成。阻滞室呈先扩张后收缩圆筒形状,圆筒正前方口径较大,迎向气流的一端是进气口,圆筒后与铠装热电偶相连接,气流在扩散段速度逐渐降低,在T形管道的交界凸面狭窄处流速降低到最小,利用凸面所造成的空气动力阻滞效应,实现气流大部分动能转化为热能,之后气体流入T形管根部放置感温元件的容腔内,引起容腔内由铂金电阻丝制造感温元件的阻值随气流阻滞温度变化而变化。但在加热时由铠装加热电缆引起的误差较大；此外还存在响应时间过长、在较大侧滑角及迎角下总温测量不准等缺点。

本发明的目的是对现有技术的总温传感器进行的进一步发展和改进。

发明内容

本发明的目的是针对上述现有技术存在的不足之处，提供一种响应快、具有防除冰功能，在较大侧滑角及迎角下仍能准确测量大气总温的传感器。

本发明的目的可以通过以下措施来达到。一种总温传感器防冰除冰方法，具有如下技术特征：通过法兰盘4连接的T形支柱滞止罩2的顶端制出先扩散后收缩的T形管圆筒状风道1，圆筒正前方迎向气流一面作为进气口，进气口开口呈喇叭扩张，并向后收缩，在T 形管道的喉管8交界缩孔下孔壁下方，以圆弧过渡相切的销轴导向侧孔为支点，径向向下弯曲收缩，逐渐向下扩散扩张至T形管根部，再从T形管根部底壁，沿其扩散段延伸收缩贯通尾端排气口9，形成拉瓦尔圆筒形阻滞室；在T形支柱滞止罩2的底端固联法兰盘4，法兰下方连接连接器5，T形管根部下方制出装配感温元件6的感温腔10管道；气流从风道1 进气口流入，经收敛扩散段的进气道7压缩到达喉管8后，气流从喉道横截面积分流，大部分分流气体利用喉道拉瓦尔管将气流中携带的颗粒物高速从尾部排气口9排出，另一小部分气流在收缩被喉管8阻滞，绕过圆形的喉管8扩散后气流流速逐渐降低,向下进入感温腔 (10)继续被阻滞，在T型管道交界处流速降低，造成空气动力效应，最终将受到阻滞的流速降低到几乎为0的气流动能转化成热能，使局部温度升高，迫使气体流入到放置了感温元件6的感温腔10的容腔内，引起容腔内感温元件6铂金电阻丝的阻值随气流阻滞温度变化而变化，从而测得称为大气总温或阻滞温度；高空中结冰或结冰后感温元件以各种方式与周围环境交换热量，同时通过扁椭流线偏筒的T形支柱滞止罩2外表面埋设的加热电缆3或外壁夹层中埋的防止阻滞室外壁结冰的加温电阻丝进行除冰。

本发明相比于现有技术具有如下效果。

测温速度快。本发明以喉管8缩孔下孔壁下方圆弧过渡相切的销轴侧孔为支点，径向向下弯曲贯通尾端排气口9，形成喉头处两个先收缩后扩散的拉瓦尔管，利用拉瓦尔管的能稳定地保持气流速度等于音速的特性，拉瓦尔圆筒形阻滞室,气流从风道1进气口流入，经收敛扩散段的进气道7压缩到达喉管8后，气流分流，分气流被喉管8阻滞，绕过圆形的喉管8向下进入感温元腔10继续被阻滞，将最终速度降至几乎为0的气流动能转化成热能，不仅阻滞效果好，恢复系数高、响应快，而且通过金属铂丝绕制在中空结构绕线架21上的感温元件6采集，气流从中空结构的绕线架中间管路流动，被绕制在绕线架上的铂丝快速感受其温度，测温速度非常快。T形支柱滞止罩2与法兰盘4成一定夹角，提高对大迎角及侧滑角情况下总温测量的准确性。经计算及风洞试验验证，该结构在马赫数为0.2～1.0时，迎角和侧滑角为±40°，总温的测量准确性几乎一致。

具有防除冰功能。本发明采用在风道1及T形支柱滞止罩2的外表面埋设加热电缆3，对高空中结冰或结冰后的传感器进行除冰，能够防止和避免因传感器结冰影响总温信号的测量。为防止结冰，当传感器结冰时，接通加热电源即可立即加热，在3分钟内可将13mm厚的冰层去除。可保证防除冰的效率又保证在防除冰的同时，不影响总温的测量准确性。

本发明采用经收敛扩散段的进气道7压缩到达喉管8后，气流分流，分流气体利用拉瓦尔原理增加腔内气流流动，将气流中携带的颗粒物由尾部排气口9排出，,利用喉管8缩孔下孔壁下方圆弧过渡相切的销轴侧孔为支点圆弧过渡凸面所造成的空气动力阻滞效应,实现气流大部分动能转化为热能,对恢复系数的影响小，同时提高了响应时间。

测量精度高、测温范围宽。本发明在T形支柱滞止罩2顶端制的风道1，通过法兰盘4连接的直型偏筒T形支柱滞止罩2，将感温元件6设置在感温腔10内，与法兰盘4成一定的夹角，利用外部全部采用金属材料，内部的感温元件6也是采用金属铂丝制作，采用的绝缘材料为耐高温材料。裸露在机身外的部分长期可耐受-70℃～+300℃，短时5分钟内耐受 +350℃的环境温度。在本发明的连接器5壳体内部，安装有电阻网络，补偿感温元件6的输出特性，提高输出精度。

附图说明

图1是本发明总温传感器防冰除冰方法的外形图。

图2是图1总温传感器防冰除冰方法的剖视图。

图3是图2敏感元件组合的结构示意图。

图4是图2感温元件的结构示意图图。

图5是图1连接器内置补偿电阻网络的电路原理示意图。

图中：1.风道，2.T形支柱滞止罩，3.加热电缆，4.法兰盘，5.连接器，6.感温元件，7.进气道，8.喉管，9.排气口，10.感温腔，11.排气孔，12.附面层吸附腔，13.侧孔，14. 保护管，15.敏感元件组合，16.外壳，17.保护罩，18.铠装导线，19.铂丝，20.绝缘薄膜，21. 绕线架，22.接线片，23.引线筒。

下面结合附图和实施例进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。显而易见地，下面描述中的附图是本本发明的优选实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。扁椭流线偏筒

具体实施方式

参阅图1、图2。根据本发明，通过法兰盘4连接的T形支柱滞止罩2的顶端制出先扩散后收缩的T形管圆筒状风道1，圆筒正前方迎向气流一面作为进气口，进气口开口呈喇叭扩张，并向后收缩，在T形管道的喉管8交界缩孔下孔壁下方，以圆弧过渡相切的销轴导向侧孔为支点，径向向下弯曲收缩，逐渐向下扩散扩张至T形管根部，再从T形管根部底壁，沿其扩散段延伸收缩贯通尾端排气口9，形成拉瓦尔圆筒形阻滞室；在T形支柱滞止罩2的底端固联法兰盘4，法兰下方连接连接器5，T形管根部下方制出装配感温元件6的感温腔 10管道；气流从风道1进气口流入，经收敛扩散段的进气道7压缩到达喉管8后，气流从喉道横截面积分流，大部分分流气体利用喉道拉瓦尔管将气流中携带的颗粒物高速从尾部排气口9排出，另一小部分气流在收缩被喉管8阻滞，绕过圆形的喉管8扩散后气流流速逐渐降低,向下进入感温腔10继续被阻滞，在T型管道交界处流速降低，造成空气动力效应，最终将受到阻滞的流速降低到几乎为0的气流动能转化成热能，使局部温度升高，使气体流入到放置了感温元件6的感温腔10的容腔内，引起容腔内感温元件6铂金电阻丝的阻值随气流阻滞温度变化而变化，从而测得称为大气总温或阻滞温度；高空中结冰或结冰后感温元件以各种方式与周围环境交换热量，同时通过扁椭流线偏筒的T形支柱滞止罩2外表面埋设的加热电缆3或外壁夹层中埋的防止阻滞室外壁结冰的加温电阻丝进行除冰。

总温传感器主要由风道1、T形支柱滞止罩2、加热电缆3、法兰盘4、连接器5、感温元件6等组成。主要包括：顶端制有风道1，通过法兰盘4连接的T形支柱滞止罩2，固联在法兰盘4下方的连接器5，设置在感温腔10内的感温元件6，其中：风道1迎向气流的进气口制有喇叭扩张开口，并向后收缩，以喉管8缩孔下孔壁下方圆弧过渡相切的销轴侧孔为支点，径向向下弯曲贯通尾端排气口9，形成拉瓦尔圆筒形阻滞室，

风道1和T形支柱滞止罩2是由导热性能好、熔点好的材料制造而成。风道1和T形支柱滞止罩2两者内部的空腔组合后构成了T字形的三通气流管道。风道1和T形支柱滞止罩2的气动外形是由计算和试验得到的，使阻滞效果好，恢复系数高、响应快。T形支柱滞止罩2 与风道1成85°夹角，经计算及试验，该结构在马赫数为0.2～1.0，迎角与侧滑角为±40°下，总温测量的准确性基本一致。

因进气道7一侧是迎风面，易结冰，为提高防除冰效率，在迎风面应多布置加热电缆。风道1及T形支柱滞止罩2外表面开有槽，将加热电缆3布置在槽中，焊料填充槽中间隙，以焊接的方式将其固定。焊接后使加热电缆3不裸露在空气中，并对外表面进行打磨。感温元件6安装在T形支柱滞止罩2中间，为减少加热时对感温元件6造成影响，T形支柱滞止罩2中间位置应少布置加热电缆。加热电缆的布局根据计算及试验得出，既保证防除冰效率又减少加热时对总温测量的影响。加热电缆外壳材料一般选用镍基或纯镍，焊接及绕制的工艺性较好；直径应小于1.2mm，防止焊接后打磨风道及T形支柱滞止罩外表面损伤加热电缆，使其绝缘性能降低。加热电缆的输出功率为170±30W，可保证防除冰的效率又保证在防除冰的同时不影响总温的测量准确性。

法兰盘4用于将本发明安装在飞机上。连接器5作为电气接口，用于引出所感测到的总温电阻信号同时作为加热电缆的电源输入接口。连接器5内腔空间可放置补偿电阻网络，用于提高本发明输出精度。

进入感温腔10气流被阻滞后，气体的动能转换成热能，这部分热能被感温腔10内的感温元件6感受到，从而测得与大气静温之和的大气总温，即为大气总温。进气道7下方有一个附面层吸附腔12，气流进入时，附面层吸附腔12及侧孔13的压强比进气道7的压强小得多，形成压差效应可对附面层进行吸附，气流可以从排气口9流出，也可以从附面层吸附腔12及侧孔13流出，该结构可减少防除冰时由加热电缆3引起的测温误差。感温腔 10的下方开有小孔，用于将进入腔内的气流引出，最终气流从排气孔11排出。理论上若不开设小孔，气流进入感温腔10内将被完全阻滞，气体的动能完全转换成热能，此时总温传感器的恢复系数为1，达到最理想的效果。但实际上若不开设小孔，感温腔10内的气体不流动，与外界热交换非常慢，造成总温传感器的响应时间很长。小孔的大小需根据计算、试验及实际需求得出，保证恢复系数及响应时间达到最优效果。保护管14的作用，一是降低防除冰时热辐射对感温元件6测量总温造成的影响；二是气流被阻滞后，降低敏感元件腔内总温与外界的热交换，提高总温测量的准确性。

如图3。敏感元件组合15包含感温元件6、外壳16、保护罩17、铠装导线18。外壳 16主要是用于保护感温元件6，防止外界水汽、杂质等进入，影响感温元件6的性能。外壳与感温元件6两端采用焊接的方式进行密封。保护罩17主要用于支撑铠装导线18及固定敏感元件6，保护筒中间为空心结构，左端与敏感元件6连接，四周开小孔使气流能够从小孔流出，小孔的大小由计算及试验得出，保证恢复系数及响应时间达到最优效果。右端与连接器5相连，右端采用灌封胶进行灌封，起到固定导线及密封的作用，使气流不进入连接器内腔。铠装导线18裸露在保护罩17中直接与气流接触，外壳采用耐磨、抗腐蚀且塑性较好的材料，如纯镍等，可以提高暴露在空气中部分导线的使用寿命以及装配的工艺性。在扩散段管道四周开有小口，利用内外压力差，水蒸气和尘埃因惯性而直接从后部小孔处流出，把被加热附面层的气流吹到周围大气中，不易进到感温元件处；感温元件远离被加温的阻滞室外壁，可以以减小因加温引起的测量误差。

如图4。感温元件6是利用金属铂的电阻与温度成函数关系的特性制造的。感温元件 6包含：以螺旋方式绕制在绕线架21上的铂丝19，每组铂丝19通过绝缘薄膜20包覆后相连于后端紧固排列的接线片22上，通过焊接在接线片21上铠装导线18端头伸出引线筒23，每一根铂丝输出一组电阻信号，实现电信号的传输。绕线架21上一般绕制1根～4根铂丝，可输出1组～4组电信号。绕线架21一般采用纯铂制造并表面进行绝缘处理，绕线架21线膨胀系数与铂丝相同，铂丝绕制后其输出特性不会受高低温的影响。绕线架21中间为空心结构，气流可从中间孔流通，温度经过绕线架21直接传递给铂丝19，响应时间非常快，经试验验证，当气流马赫数为0.3时，响应时间可达到1.5s。因铂丝19与铠装导线18不能直接焊接在一起，采用接线片21进行过渡。铂丝19输出端焊接在接线片21上，同时铠装导线18端头也焊接在接线片21上，实现电信号的传输。铂丝绕制完后在外部粘贴耐高温绝缘薄膜，保护铂丝以及用于绝缘。引线筒23中间与绕线架21配合，圆周上有引线孔用于将铠装导线18引出。感温元件6在0℃输出电阻值可以是100欧、200欧、300欧、500欧等，输出电阻值根据铂丝的直径以及长度确定。

如图5。以对两组输出信号进行电阻补偿为例进行说明，但不限于对两组输出信号进行电阻补偿。感温元件6制造后其精度一般只能达到±(0.5+0.005t，t为被测量温度的绝对值。为提高本发明输出精度，在连接器内腔放置根据感温元件6的输出特性对其敏感元件6进行补偿的补偿电阻网络。补偿电阻网络包括：连接在感温元件6输入端引脚1、3连线上，与补偿电阻网络输出端补偿电阻RT1、RT2之间的满量程补偿网络的电阻R1和电阻R3，并联在感温元件6输入端引脚1连线与感温元件6输入端引脚2连线之间的是PT1零位补偿网络电阻R2，并联在感温元件6输入端引脚3连线与感温元件6输入端引脚4连线之间的是PT2零位补偿网络电阻R4。感温元件6输出的一组输出信号PT1通过满量程补偿网络的电阻R1和零位补偿网络电阻R2，另一组输出信号PT2，通过满量程补偿网络电阻R3和零位补偿网络R4补偿，使得补偿电阻RT1、RT2输出精度满足±(0.25+0.003t)，t为被测量温度的绝对值。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种总温传感器防冰除冰方法，具有如下技术特征：通过法兰盘(4)连接的T形支柱滞止罩(2)的顶端制出先扩散后收缩的T形管圆筒状风道(1)，圆筒正前方迎向气流一面作为进气口，进气口开口呈喇叭扩张，并向后收缩，在T形管道的喉管(8)交界缩孔下孔壁下方，以圆弧过渡相切的销轴导向侧孔为支点，径向向下弯曲收缩，逐渐向下扩散扩张至T形管根部，再从T形管根部底壁，沿其扩散段延伸收缩贯通尾端排气口(9)，形成拉瓦尔圆筒形阻滞室；在T形支柱滞止罩(2)的底端固联法兰盘(4)，法兰下方连接连接器(5)，T形管根部下方制出装配感温元件(6)的感温腔(10)管道；气流从风道(1)进气口流入，经收敛扩散段的进气道(7)压缩到达喉管(8)后，气流从喉道横截面积分流，大部分分流气体利用喉道拉瓦尔管将气流中携带的颗粒物高速从尾部排气口(9)排出，另一小部分气流在收缩被喉管(8)阻滞，绕过圆形的喉管(8)扩散后气流流速逐渐降低,向下进入感温腔(10)继续被阻滞，在T型管道交界处流速降低，造成空气动力效应，最终将受到阻滞的流速降低到几乎为0的气流动能转化成热能，使局部温度升高，迫使气体流入到放置了感温元件(6)的感温腔(10)的容腔内，引起容腔内感温元件(6)铂金电阻丝的阻值随气流阻滞温度变化而变化，从而测得称为大气总温或阻滞温度；高空中结冰或结冰后感温元件以各种方式与周围环境交换热量，同时通过扁椭流线偏筒的T形支柱滞止罩(2)外表面埋设的加热电缆(3)或外壁夹层中埋的防止阻滞室外壁结冰的加温电阻丝进行除冰。

2.根据权利要求1所述的防冰除冰型总温传感器，其特征在于，风道(1)和T形支柱滞止罩(2)是由导热性能好、熔点好的材料制造而成。

3.根据权利要求1所述的防冰除冰型总温传感器，其特征在于，风道(1)和T形支柱滞止罩(2)两者内部的空腔组合后构成了T字形的三通气流管道。

4.根据权利要求1所述的防冰除冰型总温传感器，其特征在于，T形支柱滞止罩(2)与风道(1)成70°～85°夹角，该结构在马赫数为0.2～1.0。

5.根据权利要求1所述的防冰除冰型总温传感器，其特征在于，进气道(7)迎风面布置加热电缆。

6.根据权利要求1所述的防冰除冰型总温传感器，其特征在于，风道(1)及T形支柱滞止罩(2)外表面开有槽，将加热电缆(3)布置在槽中，焊料填充槽中间隙，以焊接的方式将其固定。

7.根据权利要求1所述的防冰除冰型总温传感器，其特征在于，感温元件(6)安装在T形支柱滞止罩(2)中间，T形支柱滞止罩(2)中间位置布置加热电缆，外壳与感温元件(6)两端采用焊接的方式进行密封。

8.根据权利要求1所述的防冰除冰型总温传感器，其特征在于，感温元件(6)包含：以螺旋方式绕制在绕线架(21)上的铂丝(19)，每组铂丝(19)通过绝缘薄膜(20)包覆后相连于后端紧固排列的接线片(22)上，通过焊接在接线片(21)上铠装导线(18)端头伸出引线筒(23)，每一根铂丝输出一组电阻信号，实现电信号的传输。

9.根据权利要求1所述的防冰除冰型总温传感器，其特征在于，在连接器内腔放置根据感温元件(6)的输出特性对其敏感元件(6)进行补偿的补偿电阻网络。

10.补偿电阻网络包括：连接在感温元件(6)输入端引脚1、3连线上，与补偿电阻网络输出端补偿电阻RT1、RT2之间的满量程补偿网络的电阻R1和电阻R3，并联在感温元件(6)输入端引脚1连线与感温元件(6)输入端引脚2连线之间的是PT1零位补偿网络电阻R2，并联在感温元件(6)输入端引脚3连线与感温元件(6)输入端引脚4连线之间的是PT2零位补偿网络电阻R4。

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