本发明涉及测温装置，尤其涉及一种飞行器外表面测温探头。
背景技术：
飞行器在飞行过程中需要实时监测外壳外表面的温度，为飞行器的温度健康环境提供有效监控数据。飞行器在飞行过程中具有温度上升极快、温度高及振动剧烈等特点，所以需要设计热响应速度快、耐高温且能够抵抗剧烈振动的测外表面温度的探头组件。
为了满足耐高温要求，现有的探头组件的各组成部件大都会采用耐高温材料，但是对于热响应速度快和抗剧烈振动，现有的探头组件往往难以兼顾。具体表现在：现有温度探头一般采用封闭壳体及整体灌高温胶封装，虽然感温芯体的稳定性和抗振动性较好，但是受高温胶及壳体热响应系数过小的限制，无法满足飞行器外壳外表面温度快速响应的要求；或者采用裸片的形式直接将感温芯体用高温胶粘贴在飞行器外表面的测量部位，这样能在一定程度上解决快速响应的问题，但又存在抗振动差及不稳定等缺陷。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种结构简单，热响应速度快，安装稳定性好的飞行器外表面测温探头。
为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
一种飞行器外表面测温探头，包括感温芯体、引出线缆以及壳体，所述壳体上设有出线部、以及用来与飞行器外表面固定连接的连接部，壳体内设有贯穿所述出线部和连接部的通孔，所述感温芯体设于所述通孔与所述连接部对应的一端、且感温芯体与通孔内壁具有间隙，所述引出线缆设于所述通孔与所述出线部对应的一端，引出线缆一端延伸至壳体外，另一端通过线芯与所述感温芯体的引脚相连。
作为上述技术方案的进一步改进：飞行器外表面测温探头还包括设于所述通孔内的绝缘套管，所述通孔与感温芯体对应的一端于侧壁上设有定位部，所述绝缘套管一端与所述定位部抵靠，另一端向所述引出线缆所在的一端延伸，所述感温芯体与所述绝缘套管抵靠，所述绝缘套管内设有引脚通过孔，所述引脚贯穿所述引脚通过孔后与所述线芯相连，所述绝缘套管、线芯、引出线缆与通孔内壁之间的间隙填充有高温胶。
作为上述技术方案的进一步改进：所述绝缘套管为陶瓷管。
作为上述技术方案的进一步改进：所述线芯外周套设有绝缘层。
作为上述技术方案的进一步改进：所述绝缘层为热缩管绝缘层。
作为上述技术方案的进一步改进：所述线芯与所述引脚焊接连接。
作为上述技术方案的进一步改进：所述连接部为螺纹连接部，所述壳体上还设有多边形紧固部。
与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明公开的飞行器外表面测温探头，采用内部带通孔的壳体，壳体一端设置连接部用来与飞行器外表面固定连接，另一端设置出线部用于布置引出线缆，感温芯体设于通孔与连接部对应的一端、引出线缆设于通孔与出线部对应的一端，整体结构简单，相比采用裸片粘接的方式，有利于保证探头在飞行器外表面的安装稳定性；相比封闭壳体封装的方式，带通孔的壳体结构使得感温芯体处于外露状态，探头安装于飞行器外表面后，飞行器外表面与感温芯体之间无介质遮挡，直接与测量部位接触，整个探头的热响应速度与感温芯体一致，有利于保证探头的快速热响应。
附图说明
图1是本发明飞行器外表面测温探头的结构示意图。
图中各标号表示：1、感温芯体；11、引脚；2、引出线缆；21、线芯；22、绝缘层；3、壳体；31、出线部；32、连接部；33、通孔；34、定位部；35、多边形紧固部；4、绝缘套管；41、引脚通过孔；5、高温胶；6、焊点。
具体实施方式
以下结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。
图1示出了本发明飞行器外表面测温探头的一种实施例，本实施例的飞行器外表面测温探头，包括感温芯体1、引出线缆2以及壳体3，壳体3上设有出线部31、以及用来与飞行器外表面固定连接的连接部32，壳体3内设有贯穿出线部31和连接部32的通孔33，感温芯体1设于通孔33与连接部32对应的一端(附图中为左端)，作为优选的技术方案，感温芯体1与通孔33内壁具有间隙，引出线缆2设于通孔33与出线部31对应的一端(附图中为右端)，引出线缆2一端(附图中为右端)延伸至壳体3外，另一端(附图中为左端)通过线芯21与感温芯体1的引脚11相连，本实施例中感温芯体1仅示出两个引脚11，实际应用时随着感温芯体1具体型号的变化，引脚11的数量相应也会发生变化。
该飞行器外表面测温探头，采用内部带通孔33的壳体3，壳体3一端设置连接部32用来与飞行器外表面固定连接，另一端设置出线部31用于布置引出线缆2，感温芯体1设于通孔33与连接部32对应的一端、引出线缆2设于通孔33与出线部31对应的一端，整体结构简单，相比采用裸片粘接的方式，有利于保证探头在飞行器外表面的安装稳定性；相比封闭壳体封装的方式，带通孔33的壳体3结构使得感温芯体1处于外露状态，探头安装于飞行器外表面后，飞行器外表面与感温芯体1之间无传热介质遮挡，直接与测量部位接触，整个探头的热响应速度与感温芯体1一致，有利于保证探头的快速热响应。
进一步地，飞行器外表面测温探头还包括设于通孔33内的绝缘套管4，通孔33与感温芯体1对应的一端于侧壁上设有定位部34(本实施例中于定位部34处形成阶梯孔，当然在其他实施例中也可采用多个凸块等形成定位部34)，绝缘套管4一端(附图中为左端))与定位部34抵靠，另一端向引出线缆2所在的一端(附图中为右端)延伸，感温芯体1与绝缘套管4抵靠，绝缘套管4内设有引脚通过孔41，引脚11贯穿引脚通过孔41后与线芯21相连，绝缘套管4、线芯21、引出线缆2与通孔33内壁之间的间隙填充有高温胶5。通过填充的高温胶5，可实现引出线缆2在壳体3内的可靠固定；通过填充的高温胶5和定位部34，可保证绝缘套管4在壳体3内的可靠固定，进而可保证感温芯体1、引脚11的可靠固定以及引脚11的绝缘，整个探头结构紧凑、无任何活动部件，具有良好的防振性能。作为优选的技术方案，绝缘套管4可采用例如高温陶瓷管，耐高温、绝缘性能好。
进一步地，本实施例中，线芯21外周套设有绝缘层22，有利于保证线芯21的绝缘性能。作为优选的技术方案，绝缘层22例如可以采用热缩管。
进一步地，本实施例中，线芯21与引脚11焊接连接，有利于保证两者连接牢固。
进一步地，本实施例中，连接部32为螺纹连接部，可保证壳体3在飞行器外表面的可靠安装、固定，壳体3上还设有多边形紧固部35，例如可以是六边形结构，方便通过扳手等将壳体3拧紧固定。
虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围的情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落在本发明技术方案保护的范围内。
1.一种飞行器外表面测温探头，包括感温芯体(1)、引出线缆(2)以及壳体(3)，其特征在于：所述壳体(3)上设有出线部(31)、以及用来与飞行器外表面固定连接的连接部(32)，壳体(3)内设有贯穿所述出线部(31)和连接部(32)的通孔(33)，所述感温芯体(1)设于所述通孔(33)与所述连接部(32)对应的一端，所述引出线缆(2)设于所述通孔(33)与所述出线部(31)对应的一端，引出线缆(2)一端延伸至壳体(3)外，另一端通过线芯(21)与所述感温芯体(1)的引脚(11)相连。
2.根据权利要求1所述的飞行器外表面测温探头，其特征在于：还包括设于所述通孔(33)内的绝缘套管(4)，所述通孔(33)与感温芯体(1)对应的一端于侧壁上设有定位部(34)，所述绝缘套管(4)一端与所述定位部(34)抵靠，另一端向所述引出线缆(2)所在的一端延伸，所述感温芯体(1)与所述绝缘套管(4)抵靠，所述绝缘套管(4)内设有引脚通过孔(41)，所述引脚(11)贯穿所述引脚通过孔(41)后与所述线芯(21)相连，所述绝缘套管(4)、线芯(21)、引出线缆(2)与通孔(33)内壁之间的间隙填充有高温胶(5)。
3.根据权利要求2所述的飞行器外表面测温探头，其特征在于：所述绝缘套管(4)为陶瓷管。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器外表面测温探头，其特征在于：所述线芯(21)外周套设有绝缘层(22)。
5.根据权利要求4所述的飞行器外表面测温探头，其特征在于：所述绝缘层(22)为热缩管绝缘层。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器外表面测温探头，其特征在于：所述线芯(21)与所述引脚(11)焊接连接。
7.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器外表面测温探头，其特征在于：所述连接部(32)为螺纹连接部，所述壳体(3)上还设有多边形紧固部(35)。
技术总结