CN105356166B - 航空发动机电缆 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机电缆，包括屏蔽导线和设置于屏蔽导线端部的电连接器。屏蔽导线包括第二屏蔽层和设置在第二屏蔽层内的多根分线，任一分线包括从内向外依次设置的芯线、第一绝缘层、第二绝缘层和第一屏蔽层。在屏蔽导线与电连接器相连的连接段中，第二屏蔽层被剥离，分线与电连接器连接，连接段上套设有尾部附件，屏蔽导线上套设有与尾部附件连接的第一壳体组件，第一壳体组件设有卡槽。被剥离的第二屏蔽层经多次翻折压紧，因而与组件壳体以及第一外套圈紧密连接，连接稳固，并可确保第二屏蔽层接地达到良好的屏蔽效果，并且其超出第一外套圈的部分可增强屏蔽效果，从而使得产品具有强抗电磁干扰能力。

Description

航空发动机电缆
技术领域
本发明涉及电缆领域，特别地，涉及一种航空发动机电缆。
背景技术
随着科技的发展，发动机性能的提高，机身局部温度的提升、振动强度的加强，对电缆的耐高温性要求越来越高，同时对高温及高振动环境下电缆的信号传输性能、抗干扰的屏蔽性能要求也越来越高。
目前，在航空发动机的控制系统中，需要一种测量发动机NP转速的高温电缆，需要一种屏蔽性能好的航空发动机电缆。
发明内容
本发明提供了一种航空发动机电缆，以解决现有的航空发动机电缆屏蔽性能不足的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种航空发动机电缆，包括屏蔽导线和设置于屏蔽导线端部的电连接器。
屏蔽导线包括第二屏蔽层和设置在第二屏蔽层内的多根分线，任一分线包括从内向外依次设置的芯线、第一绝缘层、第二绝缘层和第一屏蔽层。
在屏蔽导线与电连接器相连的连接段中，第二屏蔽层被剥离，分线与电连接器连接，连接段上套设有尾部附件，屏蔽导线上套设有与尾部附件连接的第一壳体组件，第一壳体组件设有卡槽，被剥离的第二屏蔽层翻折并通过第一外套圈压紧在卡槽上，被剥离的第二屏蔽层末端翻折并通过尾部附件压紧在第一外套圈上，且超出第一外套圈。
进一步地，在连接段中，分线端部的芯线裸露，并通过金属衬套与电连接器的接插件固接。
进一步地，芯线套设在金属衬套中，芯线的端部与金属衬套的端部平齐并通过焊接固定，金属衬套套设在接插件中，金属衬套的外壁通过焊接固定在接插件的端部。
进一步地，在连接段中，分线上套设有瓷套管，第一屏蔽层剥离后翻折绑扎在瓷套管上，尾部附件内填充有固定分线的灌封胶。
进一步地，第一屏蔽层通过缝纫线绑扎在瓷套管上。
进一步地，尾部附件设有用于压紧被剥离的第二屏蔽层的螺纹槽。
进一步地，屏蔽导线外依次套接有波纹软管、第一防波套和波纹卡环，第一壳体组件设置在第一防波套上。
进一步地，屏蔽导线在远离电连接器的端部通过压接管与导电导线压接固定。
进一步地，在屏蔽导线与导电导线的连接段外套设有转接套，转接套内填充有固定屏蔽导线和导电导线的灌封胶。
屏蔽导线上套设有与转接套连接的第二壳体组件，第二壳体组件设有卡槽，被剥离的第二屏蔽层在未抵达第二壳体组件处翻折并通过第二外套圈压紧在卡槽上，被剥离的第二屏蔽层末端翻折并通过转接套压紧在第二外套圈上，且超出第二外套圈。
进一步地，导电导线上套设有防波套，第二防波套一端通过第三外套圈压紧在转接套上。
本发明具有以下有益效果：上述航空发动机电缆，芯线由第一绝缘层、第二绝缘层、第一屏蔽层和第二屏蔽层层层包裹，屏蔽性能好。第二屏蔽层经翻折后由第一外套圈压紧在所述卡槽上，再经翻折由尾部附件压紧在第一外套圈上。被剥离的第二屏蔽层经多次翻折压紧，因而与组件壳体以及第一外套圈紧密连接，连接稳固。翻折后的第二屏蔽层与尾部附件相连，可确保第二屏蔽层接地达到良好的屏蔽效果，并且其超出第一外套圈的部分可增强屏蔽效果，从而使得产品具有强抗电磁干扰能力。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的航空发动机电缆的结构示意图；
图2是本发明优选实施例的屏蔽导线与电连接器的连接段结构示意图；
图3是本发明优选实施例的第一壳体组件的结构示意图；
图4是本发明优选实施例的屏蔽导线和高温软管屏蔽组件的结构示意图；
图5是本发明优选实施例的屏蔽导线的径向截面结构示意图；
图6是本发明优选实施例的芯线与接插件连接的结构示意图；
图7是本发明优选实施例的瓷套管与分线连接的结构示意图。
附图标记说明：100、屏蔽导线；110、芯线；120、第一绝缘层；130、第二绝缘层；140、第一屏蔽层；150、第二屏蔽层；160、分线；170、灌封胶；180、瓷套管；181、缝纫线；190、金属衬套；200、电连接器；210、接插件；300、尾部附件；400、第一壳体组件；410、卡槽；420、第一外套圈；500、波纹软管；600、第一防波套；700、波纹卡环；800、导电导线；810、压接管；820、转接套；830、第二防波套；840、第三外套圈；900、第二壳体组件；910、第二外套圈。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
参照图1～5，本发明的优选实施例提供了一种航空发动机电缆，包括屏蔽导线100和设置于屏蔽导线100端部的电连接器200。屏蔽导线100包括第二屏蔽层150和设置在第二屏蔽层150内的多根分线160，任一分线160包括从内向外依次设置的芯线110、第一绝缘层120、第二绝缘层130和第一屏蔽层140。在屏蔽导线100与电连接器200相连的连接段中，第二屏蔽层150被剥离，分线160与电连接器200连接，连接段上套设有尾部附件300，屏蔽导线100上套设有与尾部附件300连接的第一壳体组件400，第一壳体组件400设有卡槽410，被剥离的第二屏蔽层150翻折并通过第一外套圈420压紧在卡槽410上，被剥离的第二屏蔽层150末端翻折并通过尾部附件300压紧在第一外套圈420上，且超出第一外套圈420。
为保证航空发动机电缆的绝缘性和屏蔽性，采用图5所示的截面进行屏蔽导线100的制作，屏蔽导线100从内到外结构依次为：芯线110→第一绝缘层120→第二绝缘层130→第一屏蔽层140→第二屏蔽层150。其中，芯线110、第一绝缘层120、第二绝缘层130和第一屏蔽层140组成一根分线160，多根分线160由同一个第二屏蔽层150包围，形成屏蔽导线100。
屏蔽导线100的第二屏蔽层150剥离后，分线160裸露出来，以便和电连接器200连接。当分线160与电连接器200连接好后。在屏蔽导线100与电连接器200之间设置尾部附件300。尾部附件300为线路连接中常用的连接件，可采用两个壳体零件焊接而成。设置尾部附件300可使得航空发动机电缆与航空发动机上相应附件在各种角度下安装。尾部附件300一端焊接在电连接器200上，另一端焊接在第一壳体组件400上。
航空发动机电缆的屏蔽性能是否满足技术要求，关键在于第二屏蔽层150的处理方法，如图3所示，首先将被剥离的第二屏蔽层150翻折，翻折套在第一壳体组件400的卡槽410上，将第一外套圈420套在被剥离的第二屏蔽层150上，可使用专用压接工具将第一外套圈420紧固，以保证第一壳体组件400与第一外套圈420的搭铁电阻小于2mΩ。再将第一外套圈420未套住的第二屏蔽层150翻折到第一外套圈420的外壁上，且第二屏蔽层150超出第一外套圈420一段距离。然后将第一壳体组件400和翻折好的第二屏蔽层150插入尾部附件300中，尾部附件300的内壁将翻折好的第二屏蔽层150压紧在第一外套圈420上。再将尾部附件300和第一壳体组件400焊接。被剥离的第二屏蔽层150在翻折至第一壳体组件400上的过程中，可沿第一壳体组件400的端面翻折，也可在距第一壳体组件400一端距离时开始翻折。后一种翻折方式便于将第一壳体组件400和翻折好的第二屏蔽层150插入尾部附件300中。卡槽410可增大第二屏蔽层150与第一壳体组件400的接触面，增强紧固效果。
本发明具有以下有益效果：上述航空发动机电缆，芯线110由第一绝缘层120、第二绝缘层130、第一屏蔽层140和第二屏蔽层150层层包裹，屏蔽性能好。第二屏蔽层150经翻折后由第一外套圈420压紧在所述卡槽410上，再经翻折由尾部附件300压紧在第一外套圈420上。被剥离的第二屏蔽层150经多次翻折压紧，因而与组件壳体以及第一外套圈420紧密连接，连接稳固。翻折后的第二屏蔽层150与尾部附件300相连，可确保第二屏蔽层150接地达到良好的屏蔽效果，并且其超出第一外套圈420的部分可增强屏蔽效果，从而使得产品具有强抗电磁干扰能力。
可选地，参照图6，在连接段中，分线160端部的芯线110裸露，并通过金属衬套190与电连接器200的接插件210固接。分线160一般连接在电连接器200的接插件210上。将分线160端部的第一绝缘层120、第二绝缘层130和第一屏蔽层140剥离一端距离后，将裸露芯线110与金属衬套190固接后，在将金属衬套190与接插件210固接。芯线110通过金属衬套190与接插件210连接，连接稳固，可以耐受振动环境。
可选地，参照图6，芯线110套设在金属衬套190中，芯线110的端部与金属衬套190的端部平齐并通过焊接固定，金属衬套190套设在接插件210中，金属衬套190的外壁通过焊接固定在接插件210的端部。
芯线110在高量级振动环境下若采用压接方法与电连接器200接插件210相连，会有断裂的隐患，因而可采用焊接的方式连接。在高温下，芯线110采用锡焊方法与电连接器200接插件210相连，会有断裂的隐患。优选的，焊接方式为氩弧焊。如图3所示，将分线160端部的第一绝缘层120、第二绝缘层130和第一屏蔽层140剥离一端距离后，将裸露芯线110端部与金属衬套190的端部平齐后通过焊接固定。再将金属衬套190与电连接器200接插件210的端部进行焊接组合成一体。在高温下，芯线110采用锡焊方法与电连接器200接插件210相连，会有断裂的隐患。优选的，焊接方式为氩弧焊，采用该焊接方式，航空发动机电缆可以耐受高温振动环境。
可选地，参照图7，在连接段中，分线160上套设有瓷套管180，第一屏蔽层140剥离后翻折绑扎在瓷套管180上，尾部附件300内填充有固定分线160的灌封胶170。
为保证芯线110与第一屏蔽层140之间的绝缘性，防止剥离后的第一屏蔽层140分叉刺入芯线110导致短路，采用图7所示方法进行处理，将芯线110的第一屏蔽层140剥离翻折留后处理。将瓷套管180套在分线160上，将第一屏蔽层140剥离后翻折至瓷套管180外部，剪掉多余长度，将第一屏蔽层140绑扎在瓷套管180上。为保证航空发动机电缆在高温下抗振动及绝缘性的要求，如在图1所示，在尾部附件300填充灌封胶170，以免分线160在在尾部附件300空间内挪动、绝缘层破损而导致绝缘性能不满足要求。
可选地，参照图7，第一屏蔽层140通过缝纫线181绑扎在瓷套管180上。缝纫线181可采用高温缝纫线181可避免航空发动机电缆在高温环境使用时熔化，稳定性更好。
可选地，参照图1～3，尾部附件300设有用于压紧被剥离的第二屏蔽层150的螺纹槽。尾部附件300上设计螺纹槽可增大与第二屏蔽层150的接触面，增强紧固效果。
可选地，参照图1～4，屏蔽导线100外依次套接有波纹软管500、第一防波套600和波纹卡环700，第一壳体组件400设置在第一防波套600上。
为保证航空发动机电缆的屏蔽性及保护航空发动机电缆在振动环境下不受损伤，同时满足产品在发动机上的装配要求，需要制作一种高温软管屏蔽组件。屏蔽导线100外依次套接有波纹软管500、第一防波套600和波纹卡环700。将波纹软管500、第一防波套600和波纹卡环700端面保持平齐，通过氩弧焊接成为一体。可使该段的屏蔽导线100具有柔软性、密封性、屏蔽性、耐磨性等特点。第一壳体组件400设置在第一防波套600上。由于翻折的第二屏蔽层150与第一壳体组件400连接，在该实施例中，因而翻折的第二屏蔽层150与高温软管屏蔽组件和尾部附件300均相连，可确保屏蔽层接地，达到更好的屏蔽效果，使产品具有更强的抗电磁干扰能力。
航空发动机电缆通常还有耐高温的需求，可以理解的是，在本发明的航空发动机电缆的基础上，选择可耐高温的屏蔽导线100、可耐高温的高温尾部附件300、可耐高温的高温第一壳体组件400、可耐高温的高温缝纫线181、可耐高温的高温第一防波套600和可耐高温的高温灌封胶170可制得耐高温的航空发动机电缆。
可选地，参照图1，屏蔽导线100在远离电连接器200的端部通过压接管810与导电导线800压接固定。
屏蔽导线100的价格相对较高，从成本考虑，在对航空发动机电缆性能要求相对较低的部分可采用导电导线800。导电导线800即为普通导线。如航空发动机电缆一般还有耐高温的要求，因高温电缆在发动机上的布局只有一段，从成本考虑，需要在温度相对较低部位使用普通导电导线800。屏蔽导线100与普通导电导线800的转接处理方法，采用图1所示的，将屏蔽导线100与导电导线800剥离一段长度的芯线110使用第二压接管810进行压接固定。该设计可降低成本。
可选地，参照图1，在屏蔽导线100与导电导线800的连接段外套设有转接套820，转接套820内填充有固定屏蔽导线100和导电导线800的灌封胶170。屏蔽导线100上套设有与转接套820连接的第二壳体组件900，第二壳体组件900设有卡槽410，被剥离的第二屏蔽层150在未抵达第二壳体组件900处翻折并通过第二外套圈910压紧在卡槽410上，被剥离的第二屏蔽层150末端翻折并通过转接套820压紧在第二外套圈910上，且超出第二外套圈910。
为保证屏蔽性，此处可采用第二屏蔽层150与第一壳体组件400连接方式连接，各元件的效果的和作用也近似。同时由于屏蔽导线100与导电导线800为直线连接，因而可采用转接套820连接。
可选地，参照图1，导电导线800上套设有第二防波套830，第二防波套830一端通过第三外套圈840压紧在转接套820上。转接套820可设有卡槽410，以增大第二防波套830和第三外套圈840的接触面，增强紧固效果。第三外套圈840套在第二防波套830上，通过专用压接工具将第三外套圈840紧固，保证第二防波套830和转接套820的搭铁电阻小于2mΩ。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种航空发动机电缆，其特征在于，包括屏蔽导线(100)和设置于所述屏蔽导线(100)端部的电连接器(200)；
所述屏蔽导线(100)包括第二屏蔽层(150)和设置在所述第二屏蔽层(150)内的多根分线(160)，任一所述分线(160)包括从内向外依次设置的芯线(110)、第一绝缘层(120)、第二绝缘层(130)和第一屏蔽层(140)；
在所述屏蔽导线(100)与所述电连接器(200)相连的连接段中，所述第二屏蔽层(150)被剥离，所述分线(160)与所述电连接器(200)连接，所述连接段上套设有尾部附件(300)，所述屏蔽导线(100)上套设有与所述尾部附件(300)连接的第一壳体组件(400)，所述第一壳体组件(400)设有卡槽(410)，所述被剥离的第二屏蔽层(150)翻折并通过第一外套圈(420)压紧在所述卡槽(410)上，所述被剥离的第二屏蔽层(150)末端翻折并通过所述尾部附件(300)压紧在所述第一外套圈(420)上，且超出所述第一外套圈(420)；
所述屏蔽导线(100)在远离所述电连接器(200)的端部通过压接管(810)与导电导线(800)压接固定；
在所述屏蔽导线(100)与所述导电导线(800)的连接段外套设有转接套(820)，所述转接套(820)内填充有固定所述屏蔽导线(100)和所述导电导线(800)的灌封胶(170)；
所述屏蔽导线(100)上套设有与所述转接套(820)连接的第二壳体组件(900)，所述第二壳体组件(900)设有卡槽(410)，所述被剥离的第二屏蔽层(150)在未抵达所述第二壳体组件(900)处翻折并通过第二外套圈(910)压紧在所述卡槽(410)上，所述被剥离的第二屏蔽层(150)的末端翻折并通过所述转接套(820)压紧在所述第二外套圈(910)上，且超出所述第二外套圈(910)。
2.根据权利要求1所述的航空发动机电缆，其特征在于，在所述连接段中，所述分线(160)端部的芯线(110)裸露，并通过金属衬套(190)与所述电连接器(200)的接插件(210)固接。
3.根据权利要求2所述的航空发动机电缆，其特征在于，所述芯线(110)套设在所述金属衬套(190)中，所述芯线(110)的端部与所述金属衬套(190)的端部平齐并通过焊接固定，所述金属衬套(190)套设在所述接插件(210)中，所述金属衬套(190)的外壁通过焊接固定在所述接插件(210)的端部。
4.根据权利要求1所述的航空发动机电缆，其特征在于，在所述连接段中，所述分线(160)上套设有瓷套管(180)，所述第一屏蔽层(140)剥离后翻折绑扎在所述瓷套管(180)上，所述尾部附件(300)内填充有固定所述分线(160)的灌封胶(170)。
5.根据权利要求4所述的航空发动机电缆，其特征在于，所述第一屏蔽层(140)通过缝纫线(181)绑扎在所述瓷套管(180)上。
6.根据权利要求1所述的航空发动机电缆，其特征在于，所述尾部附件(300)设有用于压紧所述被剥离的第二屏蔽层(150)的螺纹槽。
7.根据权利要求1所述的航空发动机电缆，其特征在于，所述屏蔽导线(100)外依次套接有波纹软管(500)、第一防波套(600)和波纹卡环(700)，所述第一壳体组件(400)设置在所述第一防波套(600)上。
8.根据权利要求1所述的航空发动机电缆，其特征在于，所述导电导线(800)上套设有第二防波套(830)，所述防波套一端通过第三外套圈(840)压紧在所述转接套(820)上。
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