一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构及其成型方法技术

本发明专利技术提供了一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构及其成型方法，属于航空航天技术领域。该结构将电缆内埋于发动机内部，在发动机燃烧室头部、尾部布置电缆出口，通过采用特殊的连接密封形式，在完成电缆传输功能的前提下，保证发动机外表面的气动外形及圆度。本发明专利技术可以避免穿舱电缆结构对发动机外形的影响，在保证电缆传输及发动机可靠工作的前提下，实现了燃烧室内部穿舱电缆的可靠连接。实现了燃烧室内部穿舱电缆的可靠连接。实现了燃烧室内部穿舱电缆的可靠连接。

【技术实现步骤摘要】
一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构及其成型方法


[0001]本专利技术属于航空航天
，涉及到一种固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构的成型方法，特别涉及到一类电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构的成型方法。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机由于其结构简单、能够长期贮存而被广泛应用于战略、战术武器装备的动力系统中。在固体火箭发动机工作过程中，一般通过贯穿发动机内部的穿舱电缆实现弹体内的各个电气系统的连接。目前大多数的穿舱电缆紧贴发动机壳体外表面，通过电缆罩结构与发动机壳体连接，电缆罩能够实现电缆与发动机的连接并实现电缆的防护功能，但电缆罩的存在会使发动机的外表面形成突起结构。对于发动机外形圆度要求异常严格的导弹武器，如鱼雷管发射武器等，电缆罩的外部形状会严重影响导弹的发射功能。因此需要将电缆内埋于发动机壳体内部，保证发动机外部具有适应导弹发射的结构形状。传统位于发动机外部电缆罩结构的穿舱方式一般为在前后裙位置开孔，电缆连接器从发动机外部的开孔位置直接穿出，与弹上电气系统连接，这种连接方式不会影响发动机正常工作，也不会影响电缆的传输性能。但是电缆内埋于发动机壳体内部后，如何保证在承受燃烧室内部巨大压力(通常为几～十几兆帕)，发动机内部的电缆连接线与外部电气系统可靠连接，同时不影响电缆的传输效果，这对于电缆内埋发动机来说，是需要解决的首要问题。

技术实现思路

[0003]为了解决上述问题，本专利技术提供了一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室的穿舱连接结构及其成型方法，该结构可以在满足电缆传输功能的前提下，保证燃烧室外表面的气动外形及圆度。该结构在燃烧室头部、尾部布置电缆出口，通过采用特殊的连接密封形式，在保证发动机外表面气动外形的前提下，实现电缆内埋于发动机内部并实现传输功能。
[0004]本专利技术的技术方案为：
[0005]一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构，包括内埋电缆燃烧室1、穿舱电缆组件2、前穿舱电缆连接组件3和后穿舱电缆连接组件5。
[0006]所述的内埋电缆燃烧室1包括前接头6、前封头7、筒段8、药柱9、后封头11和后接头12。其中，前封头7、筒段8、后封头11依次过渡连接为一体结构，前接头6和后接头12分别连接在前封头7和后封头11端部，形成燃烧室壳体；药柱9填充在燃烧室壳体中。
[0007]所述的穿舱电缆组件2通过粘接剂粘接于燃烧室壳体内侧，穿舱电缆组件2表面设有绝热层10；其包括电缆13、电缆罩组件14和可固化填充橡胶15。其中，电缆罩组件14内部设有凹槽，用于电缆安装及固化橡胶填充；电缆13呈蛇形置于电缆罩组件14的凹槽中，并通过可固化填充橡胶15填充，填充固化后形成穿舱电缆组件。
[0008]所述的前穿舱电缆连接组件3由前转接插头17贯穿前穿舱堵头16而成，前穿舱电缆连接组件3一端与电气设备的连接线通过前转接插头17连接，另一端穿过前接头6与电缆
13通过前转接插头17连接。
[0009]所述的后穿舱电缆连接组件5由后转接插头19贯穿后穿舱堵头18而成，后穿舱电缆连接组件5一端与电气设备的连接线通过后转接插头19连接，另一端穿过后接头12与电缆13通过后转接插头19连接。
[0010]进一步的，前、后转接插头两端的电缆线接头在插头内部一一对应连接，可根据不同的电缆针数选型适配，实现电缆传输功能。
[0011]进一步的，所述前穿舱堵头16和后穿舱堵头18均采用圆锥形结构，二者分别与前接头6、后接头12中的金属件连接，实现自紧密封。
[0012]进一步的，电缆罩组件14的前后两端分别根据前封头7、后封头11型面设计，保证安装过程的匹配性。
[0013]进一步的，穿舱电缆组件2内侧、后封头11位置处设有防热垫4，用于后封头部位电缆罩组件的可靠防热；防热垫4采用碳布或碳毛板等抗冲刷材料。
[0014]进一步的，所述的粘接剂采用高分子材料加入耐热性能良好的填料组成。
[0015]进一步的，前、后转接插头采用高强度塑料；前、后穿舱堵头采用高强度合金。
[0016]上述内埋电缆固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构的成型方法，包括以下步骤：
[0017]步骤1：根据燃烧室壳体实际结构及电缆实际尺寸，匹配设计及制备电缆罩组件14；
[0018]步骤2：将电缆13按照蛇形屈曲后放入电缆罩组件14的凹槽内，保证在发动机工作过程中的变形协调性；电缆13放入后，填充可固化填充橡胶15，待橡胶固化后，形成穿舱电缆罩组件2；
[0019]步骤3：分别在前接头6、后接头12上打孔，打孔尺寸分别与前穿舱堵头16、后穿舱堵头18尺寸对应；
[0020]步骤4：将穿舱电缆罩组件2放入内埋电缆燃烧室1内部，采用粘接剂进行粘接；必要时，采用气囊加压的方法保证穿舱电缆罩组件2与筒段8、前封头7、后封头11可靠粘接；
[0021]步骤5：将前转接插头17穿过前穿舱堵头16形成前穿舱电缆连接组件3，将后转接插头19穿过后穿舱堵头18形成后穿舱电缆连接组件5；
[0022]步骤6：将穿舱电缆罩组件2中电缆13的两端分别与前穿舱电缆连接组件3中的前转接插头17、后穿舱电缆连接组件5中的后转接插头19相连接；
[0023]步骤7：将前穿舱电缆连接组件3中的前穿舱堵头16以及后穿舱电缆连接组件5中的后穿舱堵头18表面均涂抹密封剂，分别安装于前接头6、后接头12的打孔位置；
[0024]步骤8：将防热垫4敷设于后封头11部位、穿舱电缆组件2内侧；
[0025]步骤9：在穿舱电缆组件2表面敷设一定厚度的绝热层10，保证发动机工作过程中电缆可靠工作；
[0026]步骤10：按照要求进行装药，药柱9固化后成型为内埋电缆燃烧室。
[0027]本专利技术的有益效果：本专利技术可以实现电缆内埋于固体火箭发动机燃烧室内部，避免了穿舱电缆结构对发动机外形的影响，保证发动机外表面的完美气动外形；同时，在保证电缆传输及发动机可靠工作的前提下，实现了燃烧室内部穿舱电缆的可靠连接。
附图说明
[0028]图1为目前采用的外置电缆罩固体火箭发动机燃烧室结构剖视图。
[0029]图2为内埋电缆固体火箭发动机燃烧室结构剖视图(内埋电缆剖面)。
[0030]图3为内埋电缆固体火箭发动机燃烧室结构剖视图(无内埋电缆剖面)。
[0031]图4为穿舱电缆组件示意图。
[0032]图5为前(后)穿舱电缆连接组件示意图。
[0033]图中：1内埋电缆燃烧室；2穿舱电缆组件；3前穿舱电缆连接组件；4防热垫；5后穿舱电缆连接组件；6前接头；7前封头；8筒段；9药柱；10绝热层；11后封头；12后接头；13电缆；14电缆罩组件；15可固化填充橡胶；16前穿舱堵头；17前转接插头；18后穿舱堵头；19后转接插头。
具体实施方式
[0034]以下结合附图和技术方案，进一步详细说明本专利技术的具体实施方式。
[0035]如图2
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构，其特征在于，该结构包括内埋电缆燃烧室(1)、穿舱电缆组件(2)、前穿舱电缆连接组件(3)和后穿舱电缆连接组件(5)；所述的内埋电缆燃烧室(1)包括前接头(6)、前封头(7)、筒段(8)、药柱(9)、后封头(11)和后接头(12)；其中，前封头(7)、筒段(8)、后封头(11)依次过渡连接为一体结构，前接头(6)和后接头(12)分别连接在前封头(7)和后封头(11)端部，从而形成燃烧室壳体；药柱(9)填充在燃烧室壳体中；所述的穿舱电缆组件(2)粘接于燃烧室壳体内侧，包括电缆(13)、电缆罩组件(14)和可固化填充橡胶(15)；其中，电缆罩组件(14)内部设有凹槽，用于电缆安装及固化橡胶填充；电缆(13)呈蛇形置于电缆罩组件(14)的凹槽中，并通过可固化填充橡胶(15)填充，固化后形成穿舱电缆组件；所述的前穿舱电缆连接组件(3)由前转接插头(17)贯穿前穿舱堵头(16)而成；前穿舱电缆连接组件(3)一端与电气设备的连接线连接，另一端穿过前接头(6)与电缆(13)连接；所述的后穿舱电缆连接组件(5)由后转接插头(19)贯穿后穿舱堵头(18)而成；后穿舱电缆连接组件(5)一端与电气设备的连接线连接，另一端穿过后接头(12)与电缆(13)连接。2.根据权利要求1所述的一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构，其特征在于，所述穿舱电缆组件(2)表面设有绝热层(10)。3.根据权利要求1或2所述的一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构，其特征在于，所述穿舱电缆组件(2)内侧、后封头(11)位置处设有防热垫(4)，用于后封头部位电缆罩组件的可靠防热；防热垫(4)采用碳布或碳毛板材料。4.根据权利要求1或2所述的一种电缆内埋固体火箭发动机燃烧室穿舱连接结构，其特征在于，所述前穿舱堵头(16)和后穿舱堵头(18)均采用圆锥...

【专利技术属性】
技术研发人员：国峰楠，孙得川，夏广庆，袁舒悦，
申请(专利权)人：大连理工大学，
类型：发明
国别省市：