CN113847167A - 一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构 - Google Patents

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Abstract

一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，包括：基座、线夹座、线夹和螺钉；基座本体外部轮廓采用变截面圆柱形螺纹连接设计结构，顶部设计六面体结构，六面体结构同一水平面内设计六个均布通孔，基座本体中间设计贯穿通道；线夹中部设计供点火装置导线走线的圆弧形凹槽，两端设计通孔；线夹座为带台阶的开口圆环结构，线夹座底部安装于基座本体中间通道中，并通过连接螺钉与基座相连，线夹座顶部通过连接螺钉与线夹相连。当点火装置导线穿过基座的中间通道后，通过线夹座、线夹和螺钉实现对点火装置导线的径向压紧，从而达到对点火装置导线的有效可靠固定。本发明提高了某型号固体火箭发动机点火装置的环境适应性以及工作可靠性。

Description

一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机领域，具体涉及一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构。
背景技术
点火装置是固体火箭发动机中的重要部件之一，其可靠性的高低直接决定了导弹发射任务的成败。点火装置一般分布于固体火箭发动机头部或者尾部，点火装置导线作为点火装置的一部分，在导弹发射时，点火装置导线一方面作为信号的传输纽带，承担着导弹控制舱体与发动机舱体的指令信号的传递，另一方面需要在固体火箭发动机工作后能为弹上计算机进行数据判读提供反馈信号传递桥梁。
点火装置导线主要结构是由多根细铜丝，四氟乙烯绝缘层以及热缩管组成，点火装置一般导线从点火装置金属本体内部引出。从目前在研及服役战术武器型号的研制及使用情况来看，点火装置导线极易出现点火装置金属本体与导线跟部断裂或者破坏的现象，因此在固体火箭发动机设计中，在满足总体使用要求的前提下，为保证产品的可靠性，首先要着重解决点火装置导线在固体火箭发动机设计以及装配过程中导线固线问题。
现有的固体火箭发动机点火装置导线固定一般采用自由甩线的方式，不做特殊固定或连接，考虑固体火箭发动机在单机装配、运输以及整机交付导弹总体进行飞行试验过程中存在的诸如高强度冲击、抖振以及运输等复杂耦合环境因素，如点火装置导线采用自由甩线的方式则无法保证点火装置的环境适应性及可靠性，因而这种固线方式极大的提高了点火装置导线发生故障、老化或者损伤的风险，不利于导弹型号的研制及生产。
发明内容
本发明的目的在于针对上述存在的问题，提出一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，该种固线组合机构的设计在不改变产品原有功能性能的基础上，通过固线组合机构的使用，达到对点火装置导线的固定及保护目的，提高固体火箭发动机点火装置的环境适应性及工作可靠性。
为了达到上述目的，本发明提供的解决方案如下：
一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，包括基座、线夹座和线夹；
基座本体外部轮廓为变截面圆柱形结构，基座底部设计外螺纹用于与发动机壳体结构件连接；中部沿周向设计密封槽，用于实现与发动机壳体结构件的径向密封；顶部设计一段六面体结构，所述六面体结构外壁面的同一水平面上设计六个均布的第一通孔；
基座本体内部轮廓设计多台阶变截面贯穿通道，为发动机点火装置导线尾部的过舱接头提供安装空间；中部沿周向设计密封槽，用于实现过舱接头与基座本体之间的径向密封；顶部台阶孔为过舱接头轴向固定的卡键以及线夹座的安装提供固定和装配空间；
线夹中部设计供点火装置导线走线的圆弧形凹槽，两端设计第二通孔，用于与线夹座顶部圆环的螺纹孔配合；
线夹座设计为带台阶的开口圆环结构，底部圆环径向开口宽度为5mm，用于为导弹总体提供外部接口，并在底部同一水平面内的圆环外圆周上均布三个螺纹孔，与基座本体顶部六面体结构外壁面的第一通孔配合，通过螺钉实现与基座本体连接；顶部圆环为半圆形结构，并在同一水平面内的半圆形结构两侧对称布置两个螺纹孔，与线夹两端第二通孔配合，通过螺钉实现与线夹连接。
所述基座采用TC4钛合金金属材料。
所述线夹座与线夹均采用2A12 T4铝制金属材料。
所述基座本体上部的六面体结构相对两端面距离为
Figure BDA0003239386750000031
六面体结构的外接圆直径为24mm。
线夹长度为16mm，宽度为3mm，高度为6mm。
线夹圆弧形凹槽半径为3mm。
基座本体上部六面体结构带C0.3倒角。
线夹座轴向长度为14mm，外径为
Figure BDA0003239386750000032
使用时，发动机点火装置导线穿过基座本体中间的贯穿通道，并将导线尾部的过舱接头安装于基座内部通道中，并通过密封件实现过舱接头与基座本体之间的径向密封，基座本体顶部通过卡键实现过舱接头与基座本体轴向限位；同时当点火装置导线穿过基座的中间贯穿通道后，将线夹座安装在基座本体台阶孔中，螺钉穿过线夹座底部圆环的螺钉孔和第一通孔，实现线夹座与基座本体的紧固；线夹放置在底部圆环上，点火装置导线进入线夹的圆弧形凹槽中，螺钉穿过第二通孔进入顶部圆环的螺纹孔，实现线夹与顶部圆环的紧固，从而对点火装置导线进行径向压紧，实现对点火装置导线的可靠固定。
本发明一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，与现有技术及方法相比，其优点和有益效果是：
(1)通过固线组合机构的使用，可使点火装置导线固定牢靠，避免了因为甩线而产生的导线疲劳及老化的问题，延长了导线的使用寿命。
(2)通过固线组合机构的使用，消除了导线从根部断裂的损伤模式，提高固体火箭发动机点火装置的环境适应性以及工作可靠性。
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显。
图1为本发明提供的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构总装图；
图2为本发明提供的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构剖视图；
图3为本发明提供的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构俯视图；
图4为线夹座示意图；
图5顶部台阶孔示意图；
图6为卡键和过舱接头安装示意图；
图7为固线机构总装立体图。
具体实施方式
参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。这些附图中，为清楚起见，可能放大了层及区域的尺寸及相对尺寸。
图1是本发明一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构的示意图，所述固线组合机构已应用于某型号固体火箭发动机研制中，包括：基座、线夹座、线夹和螺钉。
所述基座采用TC4钛合金金属材料；所述线夹座与线夹均采用2A12 T4铝制金属材料；所述螺钉为标准件。
所述基座本体外部轮廓采用变截面圆柱形螺纹连接设计结构，轴向总长为20mm，基座底部设计尺寸为M16×1的外螺纹用于与发动机壳体结构件连接接口，螺纹长度为6.2mm。中部周向设计轴向长度为2.5mm，外径为
Figure BDA0003239386750000051
的密封槽，用于与发动机壳体结构件的径向密封，基座本体顶部设计轴向长度为
Figure BDA0003239386750000052
的带C0.3倒角六面体结构，六面体结构相对两端面距离
Figure BDA0003239386750000053
六面体结构外接圆直径为Φ24mm，并在基座本体外壁周向、距离基座本体顶部4±0.1mm的位置间隔60°均匀布置六个Φ2.5的第一通孔作为外部接口。
基座本体内部轮廓设计为多台阶变截面圆形贯穿通道结构，内部贯穿通道中：底部为长度为
Figure BDA0003239386750000054
内径为
Figure BDA0003239386750000055
的内孔，为发动机点火装置导线尾部的过舱接头提供安装空间。中部内壁周向设计长度为2.5mm，直径为
Figure BDA0003239386750000056
的密封槽，用于点火装置电连接器与基座本体之间的密封件安装。上部台阶孔的大孔内径为
Figure BDA0003239386750000061
长度为
Figure BDA0003239386750000062
如图5和图6所示，为点火装置电连接器轴向固定的卡键安装提供固定和装配空间。
线夹座本体采用带台阶的开口圆环设计结构，线夹座轴向总长度为14mm，外径为
Figure BDA0003239386750000063
底部开口圆环轴向长度为8mm，内径为Φ9.4mm。距离底部开口圆环下端面2.8mm高度处所在圆周上，间隔120°±5′均匀布置三个M2的第一螺纹孔，用于与基座连接，底部圆环径向开口宽度为5mm，为导弹总体提供外部接口。
线夹座本体顶部为半圆形圆环，轴向长度为6mm，内径为Φ6mm，在同一水平面内的半圆形结构两侧距离顶部圆环端面3mm处对称布置两个M2的螺纹孔，用于与线夹连接，两个螺纹孔间隔10±0.1mm。
线夹中间设计供导线走线的圆弧形凹槽，长度为16mm，宽度为3mm，高度为6mm，凹槽半径为3mm。线夹在距离端面2mm的位置对称设计两个2.5的通孔，用于与线夹座的连接，两通孔距离为10±0.1mm。
使用时，发动机点火装置导线尾部的过舱接头安装于基座内部的贯穿通道中，并通过密封件实现与基座本体之间的径向密封，顶部通过卡键实现过舱接头与基座本体轴向限位；同时当点火装置导线穿过基座的中间通道后，通过线夹座、线夹和螺钉按照图示位置实现对点火装置导线的径向压紧，从而达到对点火装置导线的可靠固定。图7为固线机构总装立体图。
本发明的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构在某型号固体火箭发动机设计及装配过程中安全，高效，可靠的解决了其点火装置导线因为甩线而产生的导线疲劳及老化的问题，延长了导线的使用寿命，消除了导线从根部断裂的损伤模式，提高了该型号固体火箭发动机点火装置的环境适应性以及工作可靠性。
该固线组合机构的工艺性与可生产性已在某战术武器型号研制中得到充分验证，且通过了该型号多个批次的发动机地面环境试验及飞行试验等复杂工况的考核，结果证明该结构有效的解决了点火装置导线甩线的问题，功能性能满足总体指标要求。此外，发明人通过类比研究，本发明也可用于其他类似结构的型号中。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：包括基座、线夹座和线夹；
基座本体外部轮廓为变截面圆柱形结构，基座底部设计外螺纹用于与发动机壳体结构件连接；中部沿周向设计密封槽，用于实现与发动机壳体结构件的径向密封；顶部设计一段六面体结构，所述六面体结构外壁面的同一水平面上设计六个均布的第一通孔；
基座本体内部轮廓设计多台阶变截面贯穿通道，为发动机点火装置导线尾部的过舱接头提供安装空间；中部沿周向设计密封槽，用于实现过舱接头与基座本体之间的径向密封；顶部台阶孔为过舱接头轴向固定的卡键以及线夹座的安装提供固定和装配空间；
线夹中部设计供点火装置导线走线的圆弧形凹槽，两端设计第二通孔，用于与线夹座顶部圆环的螺纹孔配合；
线夹座设计为带台阶的开口圆环结构，底部圆环径向开口宽度为5mm，用于为导弹总体提供外部接口，并在底部同一水平面内的圆环外圆周上均布三个螺纹孔，与基座本体顶部六面体结构外壁面的第一通孔配合，通过螺钉实现与基座本体连接；顶部圆环为半圆形结构，并在同一水平面内的半圆形结构两侧对称布置两个螺纹孔，与线夹两端第二通孔配合，通过螺钉实现与线夹连接。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：所述基座采用TC4钛合金金属材料。
3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：所述线夹座与线夹均采用2A12 T4铝制金属材料。
4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：所述基座本体上部的六面体结构相对两端面距离为
Figure FDA0003239386740000021
六面体结构的外接圆直径为24mm。
5.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：线夹长度为16mm，宽度为3mm，高度为6mm。
6.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：线夹圆弧形凹槽半径为3mm。
7.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：基座本体上部六面体结构带C0.3倒角。
8.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：线夹座轴向长度为14mm，外径为
Figure FDA0003239386740000022
9.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，其特征在于：使用时，发动机点火装置导线穿过基座本体中间的贯穿通道，并将导线尾部的过舱接头安装于基座内部通道中，并通过密封件实现过舱接头与基座本体之间的径向密封，基座本体顶部通过卡键实现过舱接头与基座本体轴向限位；同时当点火装置导线穿过基座的中间贯穿通道后，将线夹座安装在基座本体台阶孔中，螺钉穿过线夹座底部圆环的螺钉孔和第一通孔，实现线夹座与基座本体的紧固；线夹放置在底部圆环上，点火装置导线进入线夹的圆弧形凹槽中，螺钉穿过第二通孔进入顶部圆环的螺纹孔，实现线夹与顶部圆环的紧固，从而对点火装置导线进行径向压紧，实现对点火装置导线的可靠固定。
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