CN115653791A - 一种固体火箭发动机及其穿舱式点火装置 - Google Patents

Abstract

本申请涉及固体火箭发动机的技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机及其穿舱式点火装置，包括：点火器、穿舱电缆和电连接器；其中，点火器包括：引燃药、点火药和具有出火孔的点火器壳体，电连接器包括：插座和插头。本申请可以以在提高点火加速性的同时降低点火装置设计难度，并且在提高点火装置和固体火箭发动机工作可靠性的同时，还降低设计难度提高安装便捷度。

Description

一种固体火箭发动机及其穿舱式点火装置

技术领域

本申请涉及固体火箭发动机的技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机及其穿舱式点火装置。

背景技术

固体火箭发动机结构简单、维护方便、可靠性高、操作简便，被广泛应用于导弹动力系统。为保证固体火箭发动机可靠启动，必须有优质的点火装置。点火装置的作用是准确、可靠地点燃固体火箭发动机的装药燃烧室内的药柱，使固体火箭发动机按预定要求进入正常工作。如何保证固体火箭发动机可靠点火的同时，降低点火装置的设计难度，提高产品的可靠性和操作便捷性尤为重要。

根据点火装置在固体火箭发动机中的安装位置，分为头部点火和尾部点火，尾部点火由于有相当部分点火燃气不参与点燃作用而是直接从喷管排出，故点火效果较差。因此，通常会采用头部点火，尤其是头部非满浇注的内孔燃烧浇药。但是通常从固体火箭发动机的头部安装点火装置，需要在固体火箭发动机头部的前封头组件上开口，降低了前封头组件的结构强度，并且需对前封头组件上的开口设计密封结构，以保证在固体火箭发动机工作全程中有良好的密封，这样也增加了前封头组件的设计难度。同时，点火装置出线后，需要在固体火箭发动机与相邻舱段的级间处设置电连接器开口，并设置线缆固定座对点火装置与电连接器之间的线缆进行有效固定，同样这也增加了设计难度。

因此，如何避免点火装置的安装对固体火箭发动机的结构强度造成影响，并且如何降低点火装置的安装设计难度，是目前本领域技术人员需要解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本申请提供了一种固体火箭发动机及其穿舱式点火装置，以在提高点火加速性的同时降低点火装置设计难度，并且在提高点火装置和固体火箭发动机工作可靠性的同时，还降低设计难度提高安装便捷度。

为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：

一种固体火箭发动机的穿舱式点火装置，包括：点火器、穿舱电缆和电连接器；其中，点火器包括：引燃药、点火药和具有出火孔的点火器壳体，电连接器包括：插座和插头；点火器壳体的固定端用于与固体火箭发动机的前封头的内侧面固定连接，点火器壳体的延伸端具有电缆穿出孔；点火药和引燃药装填于点火器壳体内，其中点火药靠近点火器壳体的延伸端，引燃药靠近于点火器壳体的固定端，并且点火药具有贯通两端的电缆贯通孔，引燃药内设置有发火元件；穿舱电缆的一端穿过点火器壳体上的电缆穿出孔和点火药上的电缆贯通孔，并与引燃药内的发火元件连接，穿舱电缆的另一端与电连接器的插座连接，电连接器的插座用于从固体火箭发动机的堵盖的内侧固定至堵盖的安装孔内，其中固体火箭发动机的堵盖粘结于固体火箭发动机的喷管的扩张段的内型面上；电连接器的插头用于从固体火箭发动机的堵盖的外侧插入堵盖的安装孔内，并与插座插接，并且连接器的插头用于与外部电缆连接，以通过外部电缆与地面设备连接。

如上所述的固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其中，优选的是，点火器壳体的侧壁由点火器壳体的固定端至点火器壳体的延伸端其厚度逐渐减小。

如上所述的固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其中，优选的是，点燃药的内部具有多个由电缆贯通孔延伸至点火器壳体的燃面扩大缝。

如上所述的固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其中，优选的是，在点火器壳体的电缆穿出孔和穿舱电缆之间灌封有胶黏剂。

如上所述的固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其中，优选的是，插座的端面具有密封槽，密封槽内放置有密封圈，并且密封圈被堵盖压紧。

一种固体火箭发动机，包括：前封头、装药燃烧室和喷管，前封头固定至装药燃烧室的前端，喷管固定至装药燃烧室的后端，还包括：点火器、穿舱电缆、电连接器和堵盖；其中，点火器包括：引燃药、点火药和具有出火孔的点火器壳体，电连接器包括：插座和插头；前封头的内侧面与点火器壳体的固定端固定连接，点火器壳体的延伸端具有电缆穿出孔；点火药和引燃药装填于点火器壳体内，其中点火药靠近点火器壳体的延伸端，引燃药靠近于点火器壳体的固定端，并且点火药具有贯通两端的电缆贯通孔，引燃药内设置有发火元件；堵盖粘结于喷管的扩张段的内型面上，堵盖具有贯通两端的安装孔，电连接器的插座固定安装孔内；穿舱电缆的一端与发火元件连接，穿舱电缆的另一端穿过电缆贯通孔和电缆穿出孔，并与电连接器的插座连接；电连接器的插头可插入堵盖的安装孔内，并与插座插接，并且连接器的插头用于与外部电缆连接，以通过外部电缆与地面设备连接。

如上固体火箭发动机，其中，优选的是，前封头的内侧面具有侧壁朝向装药燃烧室的固定槽，固定槽内固定有绝热帽，绝热帽的内壁具有内螺纹；点火器壳体靠近固定端的侧壁具有外螺纹，点火器壳体靠近固定端的侧壁上的外螺纹与绝热帽的内螺纹螺纹配合。

如上所述的固体火箭发动机，其中，优选的是，点火器壳体的电缆穿出孔和穿舱电缆之间灌封有胶黏剂。

如上所述的固体火箭发动机，其中，优选的是，堵盖具有由外向内凹的减厚凹槽，堵盖的部分位置具有凸台，安装孔开设于凸台上。

如上所述的固体火箭发动机，其中，优选的是，插座的端面具有密封槽，密封槽内放置有密封圈，并且密封圈被堵盖压紧。

有益效果：

1、本申请采用了头部点火的方式，提高了固体火箭发动机的点火加速性。

2、本申请采用在固体火箭发动机的前封头内侧面安装点火器，无需对前封头进行开口设计，无需对前封头连接处进行额外的密封设计，提高了产品的可靠性和操作便捷性。

3、本申请的电连接器安装在位于喷管上的堵盖之上，在固体火箭发动机完成点火后，堵盖和电连接器随即抛出，因此电连接器和堵盖之间无需进行额外的高温环境下的隔热和密封设计，仅需进行存贮状态下密封设计即可，从而降低了设计难度。

4、本申请中的点火器和电连接器之间的穿舱电缆布置于固体火箭发动机的装药燃烧室内，无需额外的外部线缆固定座等部件，降低了设计难度。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请实施例提供的固体火箭发动机及其穿舱式点火装置的示意图；

图2是图1中的A部放大图；

图3是图1中的B部放大图。

其中，110-点火器、111-点火器壳体、112-引燃药、113-点火药、120-穿舱电缆、130-电连接器、131-插座、132-插头、140-密封圈、210-前封头、220-装药燃烧室、230-喷管、240-堵盖、250-绝热帽。

具体实施方式

下面详细描述本申请的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。

请参阅图1至图3，本申请提供了一种固体火箭发动机的穿舱式点火装置，包括：点火器110、穿舱电缆120和电连接器130；其中，点火器110包括：点火器壳体111、引燃药112和点火药113，电连接器130包括：插座131和插头132。

点火器壳体111的固定端用于与固体火箭发动机的前封头210的内侧面固定连接，其中前封头210的内侧面为前封头210朝向固体火箭发动机的装药燃烧室220的一侧面；点火器壳体111的延伸端具有电缆穿出孔，用于穿过穿舱电缆120。

可选的，点火器壳体111的固定端敞口，以便于通过点火器壳体111的固定端敞口向点火器壳体111内依次装入点火药113和引燃药112。又可选的，点火器壳体111靠近固定端的侧壁具有外螺纹，以与前封头210的内侧面上延伸的固定槽或固定槽内的绝热帽250螺纹配合，实现点火器壳体111的固定端与前封头210的内侧面固定连接。还可选的，电缆穿出孔开设于点火器壳体111的延伸端的中心位置。还可选的，点火器壳体111的侧壁由点火器壳体111的固定端至点火器壳体111的延伸端其厚度逐渐减小，从而使得点火器壳体111在固体火箭发动机的装药燃烧室220内由其延伸端开始逐渐被烧蚀殆尽，进而避免了因点火器壳体111的断裂对固体火箭发动机的喷管230处造成堵塞。

另外，在点火器壳体111的侧壁上开设有多个出火孔，以便于向固体火箭发动机的装药燃烧室220内喷火。可选的，出火孔由点火器壳体111的内部至点火器壳体111的外部，朝向点火器壳体111的延伸端延伸，以便于朝向装药燃烧室220内装填的主装药喷火。还可选的，出火孔的轴线方向与点火器壳体111的轴线方向的夹角为45度。

点火药113和引燃药112装填于点火器壳体111内，其中点火药113靠近点火器壳体111的延伸端，引燃药112靠近于点火器壳体111的固定端。并且，点火药113具有贯通两端的电缆贯通孔，以便于穿舱电缆120穿过点火药113中间的电缆贯通孔后，通过点火器壳体111的延伸端的电缆穿出孔穿出；引燃药112内设置有发火元件，以根据穿舱电缆120传输的电信号发火，并点燃引燃药112，从而点燃点火药113。可选的，点燃药113的内部还具有多个燃面扩大缝，燃面扩大缝由电缆贯通孔延伸至点火器壳体111，从而通过燃面扩大孔可增加了点燃药113中的燃面面积。

穿舱电缆120的一端穿过点火器壳体111上的电缆穿出孔和点火药113上的电缆贯通孔，并与引燃药112内的发火元件连接。可选的，在点火器壳体111上的电缆穿出孔和穿舱电缆120之间还灌封有胶黏剂，以密封点火器110，避免点火器壳体111内的点火药113和引燃药112受潮。另外，穿舱电缆120的另一端与电连接器130的插座131连接，以通过电连接器130的插座131与和地面设备连接的电连接器130的插头132连接，实现地面设备与穿舱式点火装置的连接。

电连接器130的插座131用于从固体火箭发动机的堵盖240的内侧固定至堵盖240的安装孔内；电连接器130的插头132用于从固体火箭发动机的堵盖240的外侧插入堵盖240的安装孔内，并与固定至堵盖240的安装孔内的插座131插接，电连接器130的插头132还用于与外部电缆连接，从而通过外部电缆与地面设备连接。其中，固体火箭发动机的堵盖240粘结于固体火箭发动机的喷管230的扩张段的内型面上。可选的，堵盖240的外侧面和/或内侧面上具有分割凹槽。由于堵盖240是粘结于固体发动机的喷管230上的，并且堵盖240上具有分割凹槽，因此在固体火箭发动机的装药燃烧室内的主装药燃烧产生的高压燃气的作用下，可以迫使堵盖240与喷管230分离，或者从堵盖240的分割凹槽处分离，从而使堵盖240和安装于其上的电连接器130被高压燃气从喷管230内抛出，穿舱电缆120被拽断，进而保证了后续固体火箭发动机的正常工作。

可选的，插座131的周面具有外螺纹，堵盖240的安装孔内具有内螺纹，插座131的外螺纹与堵盖240的内螺纹配合，以使插座131固定至堵盖240的安装孔内。还可选的，插座131的端面还具有密封槽，密封槽内放置有密封圈140，并且待插座131固定安装至堵盖240的安装孔内后，密封圈140被堵盖240压紧，从而起到密封效果。

请继续参阅图1至图3，本申请还提供了一种固体火箭发动机，包括：前封头210、装药燃烧室220、喷管230、堵盖240、点火器110、穿舱电缆120和电连接器130；其中，点火器110包括：点火器壳体111、引燃药112和点火药113，电连接器130包括：插座131和插头132。

其中，前封头210固定至装药燃烧室220的前端，并且前封头210的内侧面与点火器壳体111的固定端固定连接。可选的，前封头210的内侧面具有侧壁朝向装药燃烧室220的固定槽，以容纳固定点火器壳体111的固定端。又可选的，固定槽位于前封头210的内侧面的中心位置。为了避免点火器110对前封头的热传导，还在固定槽内固定绝热帽，以使绝热帽位于固定槽和点火器壳体111的固定端之间。还可选的，绝热帽的内壁具有内螺纹，以与点火器壳体111靠近固定端的侧壁上的外螺纹螺纹配合。

点火器壳体111的固定端与前封头210的内侧面固定连接。可选的，点火器壳体111靠近固定端的侧壁具有外螺纹，以与前封头210的固定槽内的绝热帽螺纹配合。又可选的，点火器壳体111的固定端敞口，以便于通过点火器壳体111的固定端敞口向点火器壳体111内依次装入点火药113和引燃药112。

点火器壳体111的延伸端具有电缆穿出孔，用于穿过穿舱电缆120。可选的，电缆穿出孔开设于点火器壳体111的延伸端的中心位置。

在上述基础上，点火器壳体111的侧壁由点火器壳体111的固定端至点火器壳体111的延伸端其厚度逐渐减小，从而使得点火器壳体111在装药燃烧室220内由其延伸端开始逐渐被烧蚀殆尽，进而避免了因点火器壳体111的断裂对喷管230处造成堵塞。另外，在点火器壳体111的侧壁上开设有多个出火孔，以便于向装药燃烧室220内喷火。可选的，出火孔由点火器壳体111的内部至点火器壳体111的外部，朝向点火器壳体111的延伸端延伸，以便于朝向装药燃烧室220内装填的主装药喷火。还可选的，出火孔的轴线方向与点火器壳体111的轴线方向的夹角为45度。

点火药113和引燃药112装填于点火器壳体111内，其中点火药113靠近点火器壳体111的延伸端，引燃药112靠近于点火器壳体111的固定端。可选的，点燃药113的内部还具有多个燃面扩大缝，燃面扩大缝由电缆贯通孔延伸至点火器壳体111，从而通过燃面扩大缝可增加了点燃药113中的燃面面积。

并且，点火药113具有贯通两端的电缆贯通孔，引燃药112内设置有发火元件，穿舱电缆120的一端与发火元件连接，穿舱电缆120的另一端穿过贯通点火药113的电缆贯通孔和点火器壳体111的延伸端的电缆穿出孔后伸入装药燃烧室220内。可选的，在点火器壳体111上的电缆穿出孔和穿舱电缆120之间还灌封有胶黏剂，以密封点火器110，避免点火器壳体111内的点火药113和引燃药112受潮。

喷管230固定至装药燃烧室220的后端，堵盖240粘结于喷管230的扩张段的内型面上。由于堵盖240是粘结于喷管230上的，因此在装药燃烧室内的主装药燃烧产生的高压燃气的作用下，可以迫使堵盖240与喷管230分离。为了进一步保证堵盖240与喷管230分离，堵盖240具有由外向内凹的减厚凹槽，这样不仅保证了与喷管230粘结的堵盖240的侧壁的面积，还减小了堵盖240的厚度，而较薄的堵盖240更加有利于堵盖240与喷管230分离。可选的，堵盖240的外侧面和/或内侧面上具有分割凹槽，以便于在高压燃气的作用下，可以从堵盖240的分割凹槽处断裂，实现堵盖240与喷管230的分离。

堵盖240具有贯通两端的安装孔，以固定电连接器130的插座131，以及保证电连接器130的插头132与堵盖240安装孔内的插座131插接。可选的，安装孔位于堵盖240的中心位置。由于为了保证堵盖240与喷管230的分离，堵盖240的厚度较薄，而较薄的厚度不利于在安装孔内固定电连接器130的插座131，因此堵盖240的部分位置具有凸台，安装孔开设于凸台上，以便于增加安装孔的深度，从而有利于在安装孔内固定电连接器130的插座131，另外在堵盖240的部分位置上设置凸台，可以使堵盖240的部分位置的厚度较薄，从而也保证了堵盖240与喷管230的分离。还可选的，安装孔为阶梯孔，并且安装孔的大端朝向装药燃烧室220，而安装孔的小端远离装药燃烧室220。

伸入装药燃烧室220内的穿舱电缆120的另一端与电连接器130的插座131连接，电连接器130的插座131由堵盖240的内侧固定至堵盖240的安装孔内；电连接器130的插头132从堵盖240的外侧插入堵盖240的安装孔内，并与固定至堵盖240的安装孔内的插座131插接，电连接器130的插头132还与外部电缆连接，从而通过用于与地面设备连接的外部电缆，可以实现点火器110与地面设备连接。

可选的，插座131的周面具有外螺纹，堵盖240的安装孔内具有内螺纹，插座131的外螺纹与堵盖240的内螺纹配合，以使插座131固定至堵盖240的安装孔内。还可选的，插座131的端面还具有密封槽，密封槽内放置有密封圈140，并且待插座131固定安装至堵盖240的安装孔内后，密封圈140被堵盖240压紧，从而保持固体火箭发动机内处于密封状态。

装配固体火箭发动机时，先将绝热帽250安装于前封头210的内侧面上的固定槽内；再将一端连接点火器110和一端连接电连接器130的插座131的穿舱电缆120穿过整个装药燃烧室220，使连接电连接器130露出装药燃烧室220的后开口；然后将点火器110固定至绝热帽250上，随后将前封头210固定安装至装药燃烧室的前开口；然后将端面密封圈安装至电连接器130的插座131的密封槽内，将电连接器130的插座固定至粘结于喷管230内的堵盖240的安装孔内；最后将喷管230固定安装至装药燃烧室220后开口。

在固体火箭发动机工作之前，将电连接器130与地面设备连接的插头132插入堵盖240的安装孔内，使插头132与插座131插接。在固体火箭发动机处于工作状态下，通过地面设备通过电连接器130、穿舱电缆120给点火器110的发火元件发送点火信号，发火元件引燃引燃药112，随后引燃点火药113，最终通过点火器壳体111上的出火孔将燃气传输至装药燃烧室220内，引燃装药燃烧室220内的主装药。固体火箭发动机工作后，高压燃气迫使堵盖240和安装于其上的电连接器130从喷管230处被抛出，穿舱线缆120被拽断，固体火箭发动机开始正常工作直至装药燃烧室220内的主装药燃尽工作结束。

由于本申请固体火箭发动机及其穿舱式点火装置的穿舱电缆120由点火器壳体111的延伸端的电缆穿出孔穿出，并连接至固定于堵盖240上的电连接器130，所以本申请中向点火器110传输电信号的穿舱电缆120可以穿过固体火箭发动机的装药燃烧室220和喷管230与地面设备连接，从而避免了在固体火箭发动机的前封头210上开孔以穿过与点火器连接电缆，进而避免了点火器的安装对固体火箭发动机的结构强度造成影响；并且，还由于点火器110和电连接器130之间的穿舱电缆120布置于装药燃烧室220内，所以无需额外的外部线缆固定座等部件，降低了设计难度。

另外，还由于无需在前封头210上开孔，因此避免了进行额外的密封设计，降低点火器的安装设计难度，提高了产品的可靠性和操作便捷性。

此外，由于电连接器130安装在位于喷管230上的堵盖240之上，在固体火箭发动机完成点火后，堵盖240和电连接器130随即抛出，因此电连接器130和堵盖240之间无需进行额外的高温环境下的隔热和密封设计，仅需进行存贮状态下密封设计即可，从而降低了设计难度。

另外，还由于点火器110被固定安装至前封头210的内侧面，采用的是头部点火的方案，从而提高了固体火箭发动机的点火加速性。

对于本领域技术人员而言，显然本申请不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本申请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申请。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本申请的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本申请内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其特征在于，包括：点火器、穿舱电缆和电连接器；其中，点火器包括：引燃药、点火药和具有出火孔的点火器壳体，电连接器包括：插座和插头；

点火器壳体的固定端用于与固体火箭发动机的前封头的内侧面固定连接，点火器壳体的延伸端具有电缆穿出孔；点火药和引燃药装填于点火器壳体内，其中点火药靠近点火器壳体的延伸端，引燃药靠近于点火器壳体的固定端，并且点火药具有贯通两端的电缆贯通孔，引燃药内设置有发火元件；

穿舱电缆的一端穿过点火器壳体上的电缆穿出孔和点火药上的电缆贯通孔，并与引燃药内的发火元件连接，穿舱电缆的另一端与电连接器的插座连接，电连接器的插座用于从固体火箭发动机的堵盖的内侧固定至堵盖的安装孔内，其中固体火箭发动机的堵盖粘结于固体火箭发动机的喷管的扩张段的内型面上；

电连接器的插头用于从固体火箭发动机的堵盖的外侧插入堵盖的安装孔内，并与插座插接，并且连接器的插头用于与外部电缆连接，以通过外部电缆与地面设备连接。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其特征在于，点火器壳体的侧壁由点火器壳体的固定端至点火器壳体的延伸端其厚度逐渐减小。

3.根据权利要求1或2所述的固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其特征在于，点燃药的内部具有多个由电缆贯通孔延伸至点火器壳体的燃面扩大缝。

4.根据权利要求1或2所述的固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其特征在于，在点火器壳体的电缆穿出孔和穿舱电缆之间灌封有胶黏剂。

5.根据权利要求1或2所述的固体火箭发动机的穿舱式点火装置，其特征在于，插座的端面具有密封槽，密封槽内放置有密封圈，并且密封圈被堵盖压紧。

6.一种固体火箭发动机，包括：前封头、装药燃烧室和喷管，前封头固定至装药燃烧室的前端，喷管固定至装药燃烧室的后端，其特征在于，还包括：点火器、穿舱电缆、电连接器和堵盖；其中，点火器包括：引燃药、点火药和具有出火孔的点火器壳体，电连接器包括：插座和插头；

前封头的内侧面与点火器壳体的固定端固定连接，点火器壳体的延伸端具有电缆穿出孔；

点火药和引燃药装填于点火器壳体内，其中点火药靠近点火器壳体的延伸端，引燃药靠近于点火器壳体的固定端，并且点火药具有贯通两端的电缆贯通孔，引燃药内设置有发火元件；

堵盖粘结于喷管的扩张段的内型面上，堵盖具有贯通两端的安装孔，电连接器的插座固定安装孔内；

穿舱电缆的一端与发火元件连接，穿舱电缆的另一端穿过电缆贯通孔和电缆穿出孔，并与电连接器的插座连接；

电连接器的插头可插入堵盖的安装孔内，并与插座插接，并且连接器的插头用于与外部电缆连接，以通过外部电缆与地面设备连接。

7.根据权利要求6固体火箭发动机，其特征在于，前封头的内侧面具有侧壁朝向装药燃烧室的固定槽，固定槽内固定有绝热帽，绝热帽的内壁具有内螺纹；

点火器壳体靠近固定端的侧壁具有外螺纹，点火器壳体靠近固定端的侧壁上的外螺纹与绝热帽的内螺纹螺纹配合。

8.根据权利要求6或7所述的固体火箭发动机，其特征在于，点火器壳体的电缆穿出孔和穿舱电缆之间灌封有胶黏剂。

9.根据权利要求6或7所述的固体火箭发动机，其特征在于，堵盖具有由外向内凹的减厚凹槽，堵盖的部分位置具有凸台，安装孔开设于凸台上。

10.根据权利要求6或7所述的固体火箭发动机，其特征在于，插座的端面具有密封槽，密封槽内放置有密封圈，并且密封圈被堵盖压紧。

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