防冰温度传感器和航空飞行器的制作方法

本技术涉及传感器，特别涉及一种防冰温度传感器和航空飞行器。

背景技术：

1、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。

2、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。

3、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。

4、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。

5、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。

技术实现思路

1、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。

2、本实用新型通过以下技术方案实现：

3、一种防冰温度传感器，

4、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；

5、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；

6、还包括热敏感元件，热敏感元件设置在容纳通道内。

7、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；

8、热敏感元件的一端与座体相连。

9、进一步的，端盖上具有开孔，开孔与容纳通道相通。

10、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。

11、进一步的，出气孔距离座体的距离被配置为第一预设距离。

12、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；

13、进气孔设置在第一背风板和/或第二背风板上；

14、出气孔设置在第一背风板和第二背风板的衔接处。

15、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；

16、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。

17、进一步的，隔热导套与安装孔的孔壁通过焊接相连。

18、进一步的，进气孔、出气孔的个数分别为多个。

19、还提出一种航空飞行器，其包括上述的防冰温度传感器。

20、相比于现有技术，本实用新型的优点在于：

21、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。

技术特征：

1.一种防冰温度传感器，其特征在于，

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；

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；

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；

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；

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。

技术总结
本技术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。本技术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。

技术研发人员：柏佳,刘马泽,夏伶俐
受保护的技术使用者：苏州长风航空电子有限公司
技术研发日：20230728
技术公布日：2024/2/19