本發(fā)明涉及一種過載傳感器，屬于特種電子元件。

背景技術(shù)：

飛行器在發(fā)射飛行過程，需使用各種不同的過載傳感器測量飛行器飛行的過載量，以啟動(dòng)飛行器內(nèi)部部件的工作，過載傳感器廣泛的應(yīng)用于飛行器中，如某些結(jié)構(gòu)的慣性保險(xiǎn)解除使用的過載傳感器，舵機(jī)使用的過載傳感器等，飛行器沖擊目標(biāo)使用的過載傳感器，這些過載傳感器在飛行器的過載量達(dá)到設(shè)計(jì)要求，并持續(xù)一定的時(shí)間后就直接解除慣性保險(xiǎn)或使用其他部件部作出相應(yīng)的動(dòng)作，往往不具有初始狀態(tài)檢測信號(hào)輸出和動(dòng)作狀態(tài)信號(hào)輸出功能，過載傳感器往往使用雙導(dǎo)向桿進(jìn)行導(dǎo)向，導(dǎo)向性差，在過載滑塊的滑動(dòng)過程中可能出現(xiàn)咔死，可靠性低，過載傳感器設(shè)計(jì)的體積大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量大，已經(jīng)很難滿足飛行器小型化的設(shè)計(jì)要求。

具體而言，現(xiàn)有技術(shù)有缺陷：

1)不具有檢測初始狀態(tài)信號(hào)輸出和動(dòng)作后狀態(tài)信號(hào)輸出功能；

2)過載傳感器往往使用雙導(dǎo)向桿進(jìn)行導(dǎo)向，導(dǎo)向性差，在過載滑塊的滑動(dòng)過程中可能出現(xiàn)咔死，可靠性低；

3)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、體積大。感應(yīng)的過載量較小，不能滿足沖擊過載使用要求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種過載傳感器，該過載傳感器是為了解決過載傳感器具有檢測初始狀態(tài)信號(hào)輸出和動(dòng)作后狀態(tài)信號(hào)輸出功能，過載傳感器導(dǎo)向性差，在過載滑塊的滑動(dòng)過程中可能出現(xiàn)咔死，可靠性低，過載傳感器結(jié)構(gòu)簡單，體積小型化。

本發(fā)明通過以下技術(shù)方案得以實(shí)現(xiàn)。

本發(fā)明提供的一種過載傳感器，包括外殼、前絕緣環(huán)、后絕緣環(huán)、過載滑塊、壓縮彈簧、后導(dǎo)通塊、后觸片、后導(dǎo)線；所述外殼為圓柱筒體，外殼的前后兩端分別封口固定有前絕緣環(huán)、后絕緣環(huán)，外殼內(nèi)設(shè)置有可前后滑動(dòng)的過載滑塊；所述過載滑塊套裝在壓縮彈簧內(nèi)，過載滑塊后端中心位置固定有后導(dǎo)通塊，后絕緣環(huán)內(nèi)面對(duì)應(yīng)后導(dǎo)通塊覆蓋處設(shè)置有兩個(gè)后觸片，兩個(gè)后觸片通過后導(dǎo)線接至后絕緣環(huán)外。

所述過載滑塊截面為T型，T型頭部直徑和外殼內(nèi)徑大小相當(dāng)，T型朝向前絕緣環(huán)所在的前端；所述壓縮彈簧外徑小于外殼內(nèi)徑。

所述后導(dǎo)通塊與過載滑塊接觸的位置墊裝有后絕緣套。

所述過載滑塊前端中心位置還固定有前導(dǎo)通塊，前絕緣環(huán)內(nèi)面對(duì)應(yīng)前導(dǎo)通塊覆蓋位置設(shè)置有兩個(gè)前觸片。

所述前導(dǎo)通塊與過載滑塊接觸的位置墊裝有前絕緣套。

本發(fā)明的有益效果在于：

1)通過狀態(tài)信號(hào)的輸出，能準(zhǔn)確判斷過載傳感器的初始狀態(tài)和動(dòng)作狀態(tài)；

2)過載傳感器使用過載滑塊設(shè)計(jì)成圓孔與圓柱的配合，導(dǎo)向性好，避免過載滑塊的滑動(dòng)過程中可能出現(xiàn)咔死，提高過載傳感器動(dòng)作的可靠性；

3)簡化過載傳感器設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，過載傳感器的體積小，便于過載傳感器應(yīng)用于飛行器及其他航天產(chǎn)品的狹小空間中。

附圖說明

圖1是本發(fā)明初始狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明動(dòng)作狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中：11-外殼，12-前絕緣環(huán)，13-后絕緣環(huán)，14-過載滑塊，15-壓縮彈簧，21-前絕緣套，22-后絕緣套，23-前導(dǎo)通塊，24-后導(dǎo)通塊，31-前觸片，32-后觸片，33-后導(dǎo)線。

具體實(shí)施方式

下面進(jìn)一步描述本發(fā)明的技術(shù)方案，但要求保護(hù)的范圍并不局限于所述。

如圖1、圖2所示的一種過載傳感器，包括外殼11、前絕緣環(huán)12、后絕緣環(huán)13、過載滑塊14、壓縮彈簧15、后導(dǎo)通塊24、后觸片32、后導(dǎo)線33；所述外殼11為圓柱筒體，外殼11的前后兩端分別封口固定有前絕緣環(huán)12、后絕緣環(huán)13，外殼11內(nèi)設(shè)置有可前后滑動(dòng)的過載滑塊14；所述過載滑塊14套裝在壓縮彈簧15內(nèi)，過載滑塊14后端中心位置固定有后導(dǎo)通塊24，后絕緣環(huán)13內(nèi)面對(duì)應(yīng)后導(dǎo)通塊24覆蓋處設(shè)置有兩個(gè)后觸片32，兩個(gè)后觸片32通過后導(dǎo)線33接至后絕緣環(huán)13外。

所述過載滑塊14截面為T型，T型頭部直徑和外殼11內(nèi)徑大小相當(dāng)，T型朝向前絕緣環(huán)12所在的前端；所述壓縮彈簧15外徑小于外殼11內(nèi)徑。

所述后導(dǎo)通塊24與過載滑塊14接觸的位置墊裝有后絕緣套22。

所述過載滑塊14前端中心位置還固定有前導(dǎo)通塊23，前絕緣環(huán)12內(nèi)面對(duì)應(yīng)前導(dǎo)通塊23覆蓋位置設(shè)置有兩個(gè)前觸片31。

所述前導(dǎo)通塊23與過載滑塊14接觸的位置墊裝有前絕緣套21。

如圖1所示，在無過載狀態(tài)下，過載滑塊受到壓縮彈簧的抗力作用，過載滑塊左側(cè)內(nèi)的導(dǎo)通塊緊壓在左側(cè)的兩塊簧片上，導(dǎo)線A、B處于導(dǎo)通狀態(tài),輸出過載傳感器初始狀態(tài)檢測信號(hào)。過載滑塊右側(cè)內(nèi)的導(dǎo)通塊被絕緣環(huán)隔離，右側(cè)導(dǎo)通塊與右側(cè)的兩塊簧片有一定的距離，不與右側(cè)兩簧片接觸，導(dǎo)線C、D處于斷開狀態(tài)。如圖2所示，在飛行器發(fā)射飛行過程中，飛行器產(chǎn)生了過載，過載傳感器中的過載滑塊感應(yīng)相應(yīng)過載，當(dāng)飛行器的過載達(dá)到傳感器設(shè)計(jì)的過載量時(shí)，過載滑塊在過載力的作用下克服壓縮彈簧的抗力，從外殼內(nèi)的左端滑動(dòng)到右端，此時(shí)，過載滑塊內(nèi)的左側(cè)的導(dǎo)通塊與左側(cè)的兩簧片有一定的距離，不與左側(cè)的兩簧片斷開，導(dǎo)線A、B由導(dǎo)通狀態(tài)轉(zhuǎn)換為斷開狀態(tài)，過載滑塊內(nèi)的右側(cè)的導(dǎo)通塊緊壓在右側(cè)的兩簧片上，導(dǎo)線C、D由斷開狀態(tài)轉(zhuǎn)換為導(dǎo)通狀態(tài)，輸出過載傳感器動(dòng)作后的信號(hào)。當(dāng)法過載傳感器受到的過載量達(dá)不到過載傳感器設(shè)計(jì)動(dòng)作時(shí)的過載量時(shí)，過載傳感器可能處于中間位置，此時(shí)導(dǎo)線A、B處于斷開狀態(tài)、導(dǎo)線C、D處于斷開狀態(tài)，初始狀態(tài)檢測和動(dòng)作后狀態(tài)均無信號(hào)輸出。