CN220490259U - 防冰温度传感器和航空飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及传感器技术领域，特别涉及一种防冰温度传感器和航空飞行器。一种防冰温度传感器，包括迎风部和背风部，迎风部的任一个表面与背风部的任一个表面均不共面，迎风部和背风部相互扣合并限制形成容纳通道，容纳通道为直线通道；背风部设置有进气孔和出气孔，进气孔、出气孔分别与容纳通道相通；还包括热敏感元件，热敏感元件设置在容纳通道内。本实用新型解决了现有技术中的，防冰温度传感器测量气流温度的结果不准确的技术问题。

Description

防冰温度传感器和航空飞行器

技术领域

本实用新型涉及传感器技术领域，特别涉及一种防冰温度传感器和航空飞行器。

背景技术

随着航空航天科学技术的迅猛发展，与航空航天相关的各种产品层出不穷、日新月异。

航空飞行器上，通常设置有发动机和温度传感器，温度传感器用于测量发动机的气流温度，当温度传感器检测到发动机的气流温度过高，控制器可发出控制信号，控制报警器报警；由于航空飞行器高空飞行，设置在航空飞行器上的温度传感器，通常需要面对较为严苛的低温环境，当温度传感器在温度较低的环境下工作时，容易结冰，从而导致温度传感器失效，因此，在现有技术中，研发了防冰温度传感器。

例如专利文件CN201811491990.8公开了一种防冰温度传感器及其制备方法；在该现有技术中，防冰温度传感器包括主体，主体上形成有迎风面和背风面，主体内还形成有内流道，测温组件设置在内流道内，迎风面上设置有进气孔，背风面设置有出气孔；在防冰温度传感器低温条件使用的过程中，气流内的水汽大部分与迎风面粘连，容易导致设置在迎风面的进气孔结冰堵塞，和/或，水汽通过进气孔进入到内流道内，导致内流道结冰堵塞，和/或，水汽沾到内流道内的测温组件上，导致测温组件结冰失效，和/或，水汽由内流道进入到出气孔，使得出气孔结冰堵塞。

为此，现有技术在温度传感器主体表面布置防冰装置，即电加热丝，电加热丝通电生热，使得温度传感器主体温度升高，来防止温度传感器结冰，进而防止上述进气孔、内流道、出气孔结冰堵塞，以及测温组件结冰失效。

但是这种防冰温度传感器结构存在一定的缺陷：电加热丝加热温度传感器的主体，容易导致温度传感器主体与发动机的气流之间进行热交换，使得发动机的气流温度升高，温度升高后的发动机的气流，进入温度传感器主体的内流道内，并被测温组件检测温度，这将导致测温组件测量的温度结果，高于与主体热交换之前的气流的温度数值，即现有技术的防冰温度传感器，容易导致测量温度结果不准确的技术问题。

实用新型内容

针对现有技术的中，防冰温度传感器，容易导致测量温度结果不准确的技术问题，本实用新型提供了一种防冰温度传感器。

本实用新型通过以下技术方案实现：

一种防冰温度传感器，

包括迎风部和背风部，迎风部的任一个表面与背风部的任一个表面均不共面，迎风部和背风部相互扣合并限制形成容纳通道，容纳通道为直线通道；

背风部设置有进气孔和出气孔，进气孔、出气孔分别与容纳通道相通；

还包括热敏感元件，热敏感元件设置在容纳通道内。

进一步的，还包括座体和端盖，容纳通道的一端开口被座体遮蔽，容纳通道的另一端开口被端盖遮蔽；

热敏感元件的一端与座体相连。

进一步的，端盖上具有开孔，开孔与容纳通道相通。

进一步的，座体上设置安装孔，安装孔与容纳通道相通，安装孔内设置有隔热导套，热敏感元件的一端伸入至隔热导套内，并与隔热导套过盈配合连接，隔热导套与安装孔的孔壁连接。

进一步的，出气孔距离座体的距离被配置为第一预设距离。

进一步的，背风部包括第一背风板和第二背风板，第一背风板的板面和第二背风板的板面之间存在夹角，并且，第一背风板和第二背风板相互衔接；

进气孔设置在第一背风板和/或第二背风板上；

出气孔设置在第一背风板和第二背风板的衔接处。

进一步的，迎风部包括第一迎风板和第二迎风板，第一迎风板的板面和第二迎风板的板面之间存在夹角，并且，第一迎风板和第二迎风板相互衔接；

容纳通道由第一迎风板、第二迎风板、第一背风板、第二背风板共同围合限制形成。

进一步的，隔热导套与安装孔的孔壁通过焊接相连。

进一步的，进气孔、出气孔的个数分别为多个。

还提出一种航空飞行器，其包括上述的防冰温度传感器。

相比于现有技术，本实用新型的优点在于：

1、本实用新型避免了使用防冰装置，即电加热丝，仅通过改变进气孔所在位置，将进气孔设置在背风部上，来避免进气孔、容纳通道、出气孔处结冰堵塞，以及热敏感元件结冰失效，即本实用新型相比于现有技术，即保留了防冰的功能，又省略了电加热丝的使用，换个角度说，使用本实施例的防冰温度传感器测量发动机的气流的温度过程中，气流的温度不受到防冰温度传感器的影响；因此，本实用新型解决了，由于电加热丝加热，导致发动机的气流温度升高，进而导致防冰温度传感器测量气流温度的结果不准确的技术问题。

附图说明

图1为实施例1防冰温度传感器的结构示意图；

图2为图1另一视角的结构示意图；

图3为图1横截面剖面示意图；

图4为图1纵切面剖面示意图；

图5为图4中A区域的放大示意图。

图中标记：迎风部(1)、背风部(2)、进气孔(3)、出气孔(4)、容纳通道(5)、热敏感元件(6)、座体(7)、端盖(8)、开孔(9)、安装孔(10)、隔热导套(11)、第一背风板(12)、第二背风板(13)、第一迎风板(14)、第二迎风板(15)。

具体实施方式

以下结合较佳实施例及其附图对实用新型技术方案作进一步非限制性的详细说明。在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本实用新型的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

实施例1

如图1～图3所示，本实用新型较佳实施例的一种防冰温度传感器，包括迎风部1和背风部2，迎风部1的任一个表面与背风部2的任一个表面均不共面，迎风部1和背风部2相互扣合并限制形成容纳通道5，容纳通道5为直线通道；背风部2设置有进气孔3和出气孔4，进气孔3、出气孔4分别与容纳通道5相通；还包括热敏感元件6，热敏感元件6设置在容纳通道5内。

进一步的，如图3所示，在本实施例中，图3中箭头指向的方向，为发动机的气流的流动方向，同时也为由迎风部1指向背风部2的方向。

进一步的，在本实施例中，背风部2包括第一背风板12和第二背风板13，第一背风板12的板面和第二背风板13的板面之间存在夹角，并且，第一背风板12和第二背风板13相互衔接；进气孔3设置在第一背风板12和/或第二背风板13上，出气孔4设置在第一背风板12和第二背风板13的衔接处；第一背风板12和第二背风板13可为平面板结构，也可为曲面板结构；进一步的，在本实施例中，进气孔3、出气孔4的个数分别为多个；优选的，参照图1～图3，第一背风板12的板面和第二背风板13的板面上分别设置有24个进气孔3，24个进气孔3排布形成八行三列的矩阵形状，出气孔4的个数为两个，沿着由迎风部1指向背风部2依次排列。

进一步的，如图1～图3所示，迎风部1包括第一迎风板14和第二迎风板15，第一迎风板14的板面和第二迎风板15的板面之间存在夹角，并且，第一迎风板14和第二迎风板15相互衔接；第一迎风板14和第二迎风板15可为平面板结构，也可为曲面板结构；在本实施例中，容纳通道5由第一迎风板14、第二迎风板15、第一背风板12、第二背风板13共同围合限制形成；进一步的，容纳通道5的轴线沿着直线延伸，并且容纳通道5的两端分别具有开口；优选的，第一迎风板14、第二迎风板15、第一背风板12、第二背风板13为一体加工成型，例如3D一体打印。

进一步的，本实施例的防冰温度传感器，在使用时，发动机的气流由进气孔3进入至容纳通道5内，被容纳通道5内的热敏感元件6测量温度后，由出气孔4从容纳通道5流出。

具体的，本实施例中，沿着发动机的气流的流动方向，背风部2设置在迎风部1的后部，换个角度说，沿着发动机的气流的流动方向，背风部2处于迎风部1的遮蔽区内；当发动机的气流冲击到防冰温度传感器时，气流首先接触到迎风部1，与迎风部1充分接触，然后，气流由迎风部1的两侧流向背风部2，并由背风部2上的进气孔3进入容纳通道5内，然后，容纳通道5内的气流与热敏感元件6相互接触，并被热敏感元件6检测温度，最后，气流经过出气孔4排出至防冰温度传感器之外；即发动机的气流首先与迎风部1接触，再与背风部2接触；在气流与迎风部1充分接触的过程中，气流内的水汽大部分沾连到迎风部1，在低温条件下，迎风部1结冰；而经过迎风部1流向背风部2的气流，仅存在微量水汽，存在微量水汽的气流，可粘连在进气孔3、容纳通道5、热敏感元件6、出气孔4上，在低温条件下，微量水汽不足以在进气孔3、容纳通道5、热敏感元件6、出气孔4处结冰，或者，存在微量水汽的气流可以在进气孔3、容纳通道5、热敏感元件6、出气孔4处结冰，但是结冰量较小，不足以堵塞进气孔3、出气孔4或者容纳通道5，也不足以使得热敏感元件6失效，以上为本实施例的防冰温度传感器防冰的效果的原理。

进一步的，在前述内容中提到，迎风部1包括第一迎风板14和第二迎风板15，第一迎风板14和第二迎风板15之间存在夹角，这导致了迎风部1的形状至少具有一个尖角，尖角结构可易于在高风速情况下减少冰层附着，同时维持较低的空气阻力，其具体原理，可参照CN201811491990.8中所公开的内容，在此不做赘述。

综上所述，由背景技术可知，在现有技术中，进气孔、内流道、测温组件、出气孔容易结冰，需要使用防冰装置，即电加热丝，加热温度传感器主体，来避免进气孔、出气孔、内流道结冰堵塞，以及测温组件结冰失效，但这种采用电加热丝防冰的方法，将容易导致现有技术的防冰温度传感器，测量温度结果不准确的技术问题。

本实施例中的容纳通道5，相当于现有技术中的内流道，本实施例中的热敏感元件6相当于现有技术中的测温组件。

本实施例避免了使用防冰装置，即电加热丝，仅通过改变进气孔3所在位置，将进气孔3设置在背风部2上，来避免进气孔3、容纳通道5、出气孔4处结冰堵塞，以及热敏感元件6结冰失效，即本实施例相比于现有技术，即保留了防冰的功能，又省略了电加热丝的使用，换个角度说，使用本实施例的防冰温度传感器测量发动机的气流的温度过程中，气流的温度不受到防冰温度传感器的影响；因此，本实施例解决了，由于电加热丝加热，导致发动机的气流温度升高，进而导致防冰温度传感器测量气流温度的结果不准确的技术问题。

进一步的，参照图1～图2、图4～图5，本实施例还包括如下技术方案，防冰温度传感器还包括座体7和端盖8，容纳通道5的一端开口被座体7遮蔽，容纳通道5的另一端开口被端盖8遮蔽；热敏感元件6的一端与座体7相连；其中，座体7用于与航空飞行器上的固定部件相连，使得防冰温度传感器安装固定在航空飞行器上；热敏感元件6的一端与座体7相连，另一端伸入至容纳通道5内用以测温；热敏感元件6为常用测温部件，可采用现有技术中的其中一种，例如，在本实施例中，热敏感元件6为热电偶；进一步的，前述内容中提到热敏感元件6的一端与座体7相连，具体的在本实施例中，座体7上设置安装孔10，安装孔10与容纳通道5相通，安装孔10内设置有隔热导套11，热敏感元件6的一端伸入至隔热导套11内，并与隔热导套11过盈配合连接，隔热导套11与安装孔10的孔壁连接；进一步的，隔热导套11与安装孔10的孔壁通过焊接相连；优选的，隔热导套11为采用隔热材料制成的管状结构；组装时，首先将热敏感元件6的一端伸入至隔热导套11内，然后再将隔热导套11与安装孔10的孔壁通过焊接相连，隔热导套11具有隔热性能，在焊接过程中，隔热导套11可有效阻隔焊接的温度，防止热敏感元件6被焊接的高温所熔穿。

进一步的，如图1～图3所示，本实施例中，进气孔3的开孔面积，占据了背风部2的表面积的1/2～2/3，可使得单位时间内由进气孔3进入容纳通道5内的气流更大，加快防冰温度传感器的测温速度，也可以说，缩短了防冰温度传感器的响应时间。

进一步的，参照图1、图3，端盖8上具有开孔9，开孔9与容纳通道5相通；在本实施例的防冰温度传感器使用时，开孔9可以用于进气，进一步的使得单位时间内由进气孔进入容纳通道5内的气流更大，加快防冰温度传感器的测温速度，缩短了防冰温度传感器的响应时间。

进一步的，如图1～图2所示，出气孔4距离座体7的距离被配置为第一预设距离；优选的，沿着热敏感元件6的轴向方向，热敏感元件6背离座体7的一端的端面，与其中一个出气孔4的位置平齐，这使得由进气孔3进入容纳通道5内的气流，沿着热敏感元件6的轴向方向，与热敏感元件6充分接触后，再经出气孔4从容纳通道5流出，即具有使得进入容纳通道5内的气流，与热敏感元件6充分接触的效果。

实施例2

本实施例提出一种航空飞行器，其包括实施例1提到的防冰温度传感器。

本实施例的航空飞行器，还包括发动机，防冰温度传感器用于测量发动机的气流的温度。

以上实施例仅表达了本实用新型的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本实用新型专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型的保护范围。因此，本实用新型专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种防冰温度传感器，其特征在于，

包括迎风部(1)和背风部(2)，迎风部(1)的任一个表面与背风部(2)的任一个表面均不共面，迎风部(1)和背风部(2)相互扣合并限制形成容纳通道(5)，容纳通道(5)为直线通道；

背风部(2)设置有进气孔(3)和出气孔(4)，进气孔(3)、出气孔(4)分别与容纳通道(5)相通；

还包括热敏感元件(6)，热敏感元件(6)设置在容纳通道(5)内。

2.根据权利要求1所述的防冰温度传感器，其特征在于，还包括座体(7)和端盖(8)，容纳通道(5)的一端开口被座体(7)遮蔽，容纳通道(5)的另一端开口被端盖(8)遮蔽；

热敏感元件(6)的一端与座体(7)相连。

3.根据权利要求2所述的防冰温度传感器，其特征在于，端盖(8)上具有开孔(9)，开孔(9)与容纳通道(5)相通。

4.根据权利要求2或3所述的防冰温度传感器，其特征在于，座体(7)上设置安装孔(10)，安装孔(10)与容纳通道(5)相通；

安装孔(10)内设置有隔热导套(11)，热敏感元件(6)的一端伸入至隔热导套(11)内，并与隔热导套(11)过盈配合连接，隔热导套(11)与安装孔(10)的孔壁连接。

5.根据权利要求2或3所述的防冰温度传感器，其特征在于，出气孔(4)距离座体(7)的距离被配置为第一预设距离。

6.根据权利要求1所述的防冰温度传感器，其特征在于，背风部(2)包括第一背风板(12)和第二背风板(13)，第一背风板(12)的板面和第二背风板(13)的板面之间存在夹角，并且，第一背风板(12)和第二背风板(13)相互衔接；

进气孔(3)设置在第一背风板(12)和/或第二背风板(13)上；

出气孔(4)设置在第一背风板(12)和第二背风板(13)的衔接处。

7.根据权利要求6所述的防冰温度传感器，其特征在于，迎风部(1)包括第一迎风板(14)和第二迎风板(15)，第一迎风板(14)的板面和第二迎风板(15)的板面之间存在夹角，并且，第一迎风板(14)和第二迎风板(15)相互衔接；

容纳通道(5)由第一迎风板(14)、第二迎风板(15)、第一背风板(12)、第二背风板(13)共同围合限制形成。

8.根据权利要求4所述的防冰温度传感器，其特征在于，隔热导套(11)与安装孔(10)的孔壁通过焊接相连。

9.根据权利要求1所述的防冰温度传感器，其特征在于，进气孔(3)、出气孔(4)的个数分别为多个。

10.一种航空飞行器，其特征在于，包括权利要求1-9任一项所述的防冰温度传感器。