传感器支架以及包含其的表面层测温传感器结构的制作方法

本实用新型涉及一种传感器支架以及包含其的温度测量结构，更具体是表面层温度测量结构。

背景技术：

民用飞机机翼热气防冰系统为飞机在结冰气象条件下飞行提供安全保障，为飞机产生升力的关键部件--机翼提供足够的热源，以免机翼表面结冰而影响机翼的气动外形。根据适航条款要求，热气防冰系统需要通过试验试飞、计算分析等一系列手段，获取缝翼蒙皮外表面温度，验证系统性能。因此，防冰区缝翼蒙皮表面温度的测量技术越来越重要，是确保试验参数测量的准确性和试验可靠性的重要保证，是性能分析和验证的重要依据。

目前，国内现有机型的防冰系统缝翼蒙皮测试改装方案多为，在缝翼蒙皮 12内表面，通过将K型热电偶13焊接至0.1mm金属薄片，并通过耐高温胶胶粘在蒙皮12内表面，如图1所示；而国外大多在蒙皮测温点设置成凹陷14，在稍远离测温点处将固定有温度传感器的支架焊接到蒙皮上再将温度传感器的探头和测温点接触，传感器一般为接触式热电偶。

上述测温方式存在一些缺陷，1)所安装位置皆是缝翼蒙皮内表面内侧，容易受腔内高温热气流干扰，不能直接测量蒙皮外表面热耦合温度，导致与蒙皮真实温度略偏离；2)支架和铝合金蒙皮焊接，通常需要特殊的焊接方法，拆装性差，蒙皮因焊接而损伤；3)接触式热电偶通过胶粘方式固定时，由于冷热交替而干裂，容易在飞机缝翼的气动振动过程中易脱落。

因此，本领域亟待提出一种创新型的测量缝翼蒙皮外表面温度、安装简便、可更换、可靠性高的测温热电偶布置形式。

技术实现要素：

本实用新型涉及一种尤其用于飞机缝翼蒙皮的测温传感器结构，具有可测量蒙皮外表面温度、结构简单、预埋固定可靠性高的特点。相较于传统的模型内表面的贴片或锪窝式温度测量方法，本实用新型提出的飞机缝翼蒙皮测温传感器结构，具有可直接测量蒙皮外表面温度且安装牢固等优点。本实用新型具有较高的实用性及一定的可实施性，该测量结构除应用于冰风洞试验模型，还可应用于多种形态的翼型表面的其它试验。

本实用新型针对测温不能直接测量蒙皮外表面热耦合温度、拆装性差、测温热电偶易脱落的问题，提出一种被卡槽式接纳不固定的温度传感器结构形式。

具体地，本实用新型提供一种传感器支架，其特征在于，

包括：

头部和从头部下侧并远离头部延伸的杆部，所述头部具有平坦上表面，且所述平坦上表面上内嵌有温度传感器，使得所述温度传感器的上表面与所述头部的上表面平齐。

较佳地，所述传感器支架由金属制成。

较佳地，所述传感器支架的头部呈球冠状，所述头部的下表面呈球面，或所述传感器支架的头部呈长方体形状或倒棱锥形。

较佳地，所述头部的高度为0.5-1.5mm。

更佳地，所述头部的高度为1mm。

本实用新型还提供一种表面层测温传感器结构，包括：上述传感器支架；以及

紧固件，所述紧固件用于将所述杆部固定至所述表面层。

较佳地，所述传感器为K型热电偶。

较佳地，所述表面层为飞机缝翼蒙皮，

较佳地，所述头部与所述杆部的总高度大于所述飞机缝翼蒙皮的厚度，

较佳地，所述紧固件为螺母，且所述杆部的下端设有与所述螺母匹配的螺纹。

较佳地，在表面层内设有用于接纳所述传感器支架的接纳部，所述传感器支架与所述接纳部之间涂有导热硅脂。

较佳地，所述传感器为两个传感器。

本实用新型的测温传感器结构优点：

1)可更换性好，易拆装；

2)固定不易脱落；

3)可接近外表面蒙皮真实温度。

本文所描述的表面层测温传感器结构的额外特征和优点将在下文的详细描述中陈述，并且通过下文对于本领域技术人员显然或者从通过实践本文所描述的实施例而被本领域技术人员认识到，这些描述包括下文的详细描述、权利要求、以及附图。

应了解前文的一般描述和下文的详细描述说明了各种实施例并且意图提供理解要求保护的主题的性质和特征的概述或框架。包括附图以提供对各种实施例的进一步理解并且附图合并于本说明书中并且构成本说明书的部分。附图示出了本文所描述的各种实施例，并且与描述一起用来解释要求保护的主题的原理和操作。

附图说明

参考以上目的，本实用新型的技术特征在下面的权利要求中清楚地描述，并且其优点从以下参照附图的详细描述中显而易见，附图以示例方式示出了本实用新型的优选实施例，而不限制本实用新型构思的范围。

图1示出现有缝翼蒙皮测温传感器结构示意图。

图2a示出根据本实用新型的传感器支架的侧视图。

图2b1和图2b2示出根据本实用新型的传感器支架的仰视图。

图3示出根据本实用新型的表面层传感器结构的侧视图。

附图标记列表

100 表面层测温传感器结构

101 传感器支架

102 接纳部

103 表面层

104 紧固件

105 温度传感器

1011 头部

1012 杆部

1021 凹腔

1022 通孔

具体实施方式

现在将详细地说明本实用新型的各个实施方案，这些实施方案的实例被显示在附图中并描述如下。尽管本实用新型将与示例性实施方案相结合进行描述，但是应当意识到，本说明书并非旨在将本实用新型限制为那些示例性实施方案。相反，本实用新型旨在不但覆盖这些示例性实施方案，而且覆盖可以被包括在由所附权利要求所限定的本实用新型的精神和范围之内的各种选择形式、修改形式、等效形式及其它实施方案。为了便于在所附权利要求中解释和精确定义，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”和“右”用于参考在图中所示的示例性实施方案的特征的位置来对这些特征进行描述。下面将参考附图对本实用新型的示例性实施方案进行详细描述。

接下来将参照应用于飞机缝翼蒙皮的表面层测温传感器结构100对本实用新型进行描述。但应理解，本实用新型结构的应用并不仅限于飞机缝翼蒙皮，而是可应用于任何需要进行表面温度测量的表面层。

如图3所示，根据本实用新型的表面层测温传感器结构100包括：传感器支架101、设置在表面层103内并用于接纳传感器支架101的接纳部102、以及将传感器支架101固定至表面层103的紧固件104。

如图2a和图2b1、图2b2所示，传感器支架101包括头部1011和从头部 1011下侧并远离头部1011延伸的杆部1012。头部1011具有平坦上表面，且该平坦上表面上内嵌有温度传感器105，使得温度传感器105的上表面与头部 1011的上表面平齐。如图2a所示，传感器支架101在侧视图中呈大致“T”形。此外，传感器支架101较佳地一体形成以更好地确保其导热性。且传感器支架101由导热性良好的金属制成，从而确保其上表面的温度与表面层上表面的温度尽可能一致。

如图2a所示地，传感器支架101的头部1011呈倒置的球冠状，使得头部 1011的下表面呈球面。如此的形状设置便于在表面层103上锪出相应形状的接纳部，尤其是表面层103厚度较薄的情况下(例如飞机缝翼蒙皮的情况)。但头部1011的形状并不限于此。例如，头部1011的形状可以呈长方体形状或者倒棱锥形。这种形状设置可以防止传感器支架101在接纳部102内的转动。而从头部1011的底部向下延伸的杆部1012较佳地呈圆柱形或多边形棱柱形状。多边形棱柱形状的杆部102也可通过与横截面多边形的通孔1022(如下所述) 的配合而有助于防止传感器支架101在接纳部102内的转动。

温度传感器105可采用本领域任何合适类型的传感器，只要能够嵌入在头部1011的表面内即可。在表面层103为飞机缝翼蒙皮的情况下，需要将温度传感器105设置为尽可能小，因此，较佳地是温度传感器105为K型热电偶。因为K型热电偶可做成体积非常小，厚度可为0.2mm，且测温灵敏性高。还较佳地，在头部1011上设置两个温度传感器105。从而，可以通过两个温度传感器105得到表面层表面上更精确的温度。而且，当其中一个温度传感器105出现故障的情况下，也能可靠地测量表面层表面上的温度。

通常，飞机缝翼蒙皮的厚度为2mm。在表面层103为飞机缝翼蒙皮的情况下，头部1011的高度为0.5mm-1.5mm。最佳地，头部1011的高度为1mm。而且，头部1011与杆部1012的总高度大于飞机缝翼蒙皮的厚度，从而杆部1012 可以延伸超出飞机缝翼蒙皮的下表面以便于通过紧固件104进行固定。紧固件 104用于将传感器支架101的杆部1012固定至表面层103。较佳地，紧固件104 为螺母，而在杆部1012的下端设有与螺母相匹配的螺纹，从而通过将螺母在杆部1012上拧紧，即可将传感器支架101紧固至表面层。

再回到图3，接纳部102设置在例如缝翼蒙皮的表面层103上，并包括凹腔1021和从凹腔1021的底部向下延伸的通孔1022，凹腔1021设置在表面层 103的上表面上，并具有与头部1011互补的形状以将头部1011接纳在其中，而通孔1022用于供杆部1012穿过其中。较佳地，通孔1022也具有与杆部1012 相同形状但尺寸稍大的横截面。如图3所示，接纳部102在侧视图中也呈大致“T”形，以与传感器支架101的形状相匹配。

此外，为了进一步确保头部1011表面的温度与表面层表面的温度一致，传感器支架1011与接纳部102之间涂有导热硅脂。该导热硅脂选择成其导热率与表面层材料导热率一致或尽可能一致。此外，为了保证温度传感器测量数据的准确性，安装之后，需要对表面层进行打磨至平整。另外，传感器105可通过无线通信发送数据至数据采集装置，或者通过传感器缆线连接至数据采集装置，该传感器缆线的外表面具有绝热的特点。在连接有传感器缆线的情况下，传感器缆线可延伸穿过传感器支架101与接纳部102之间的间隙并贴附固定在表面层的内表面。

本实用新型的表面层测温传感器结构的安装如下。

首先在表皮层上形成接纳部102。然后将传感器支架101穿入接纳部102 内，使得头部1011位于凹腔1021内，而杆部1012穿过通孔1022。然后通过紧固件104拧紧固定。接着在传感器支架101与接纳部102之间的间隙内填充导热硅脂并打磨上表面从而保证表面层上表面的平整度。此外，在实用热电偶线缆时，将热电偶线缆贴附贴附固定在表面层的内表面。测量时，通过引出的线缆另一端连接至数据采集装置，获取温度参数。

由此可知，本实用新型飞机缝翼蒙皮测温传感器结构，具有易拆装特点，不易脱落，安装牢靠；且最大限度靠近外表面、并获取真实防冰表面耦合换热后的温度值等优点。该实用新型提出的新型缝翼蒙皮测温传感器结构为冰风洞试验飞机缝翼试验模型的温度测量方法提供了新思路。本实用新型具有较高的实用性、可实施性，可在风洞试验件设计和加工阶段就进行传感器的卡槽的设计和实施。

虽然以上结合了较佳实施例对本实用新型的结构和工作原理进行了说明，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本实用新型的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本实用新型进行修改和变型，这些修改和变型都将落在本实用新型的权利要求书所要求的范围之内。