CN203223308U - 一种飞行器发动机电缆敷设组件 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种飞行器发动机电缆敷设组件，包括第一密封结构和中心管，所述中心管内置于燃烧室内，其由内至外依次为中心管内层、隔热层和耐烧蚀层；所述第一密封结构为一圆板套在所述中心管前端后与发动机壳体前端连接，所述中心管与发动机壳体前端之间有第一密封圈；所述中心管后端与所述发动机壳体的后端连接，两者之间有第二密封圈。本实用新型简化了飞行器结构系统，节省了空间，增加了火箭发动机装药量，增加了飞行器供电电缆耐环境可靠性。为实现飞行器电缆敷设提供了新的思路及方法，可推广至各类需要耐环境苛刻的飞行器中。

Description

一种飞行器发动机电缆敷设组件

技术领域

本实用新型属于飞行器动力技术领域，具体涉及一种飞行器发动机电缆敷设组件。 

背景技术

飞行器用发动机一般作为飞行器的助推发射级动力装置或巡航飞行级动力装置，在飞行器地面检测及飞行过程中，为了保证飞行器稳定飞行及机动，需要控制位于飞行器尾部的舵面转动以提供不同的气动力。而控制信号及给舵机供电的设备位于飞行器前段，为此，需要将控制及供电电缆通过火箭发动机到达尾部舵机处来实现舵面的机动控制。以往飞行器一般采取在火箭发动机壳体外部布置侧鳍的方式实施电缆的固定、敷设。而外部侧鳍方式敷设电缆不能保证电缆的密封，如果飞行器外部环境恶劣，如高温、海水等情况时，现有的电缆敷设方式不能满足使用要求。目前国对电缆敷设有特殊环境要求的飞行器采用的办法是在火箭发动机外增加一个舱体，缩小火箭发动机直径，将火箭发动机塞进新增舱体内，电缆在舱体及火箭发动机壳体外侧间隙内敷设。这样的结构虽然解决了电缆敷设问题，但增加了飞行器消极重量，占用了空间，增加了结构复杂性。 

发明内容

本实用新型的目的在于克服现有技术不足，提供了一种飞行器发动机电缆敷设组件。 

本实用新型的技术解决方案： 

一种飞行器发动机电缆敷设组件，所述组件包括一密封结构和中 心管，所述中心管内置于燃烧室内，其由内至外依次为中心管内层、隔热层和耐烧蚀层；所述密封结构为一平板套在所述中心管前端后与发动机壳体前端连接，所述中心管与发动机壳体前端之间有第一O型密封圈；所述中心管后端与所述发动机壳体的后端连接，两者之间有第二O型密封圈。 

所述中心管内层为不锈钢。 

所述隔热层为高硅氧模压材料。 

所述耐烧蚀层为碳纤维模压材料。 

本实用新型与现有技术相比的有益效果： 

本实用新型简化了飞行器结构系统，节省了空间，增加了火箭发动机装药量，增加了飞行器供电电缆耐环境可靠性。为实现飞行器电缆敷设提供了新的思路及方法，可推广至各类需要耐环境苛刻的飞行器中。 

附图说明

所包括的附图用来提供对本实用新型实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本实用新型的实施例，并与文字描述一起来阐释本实用新型的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。 

图1为本实用新型一种飞行器发动机电缆敷设组件结构示意图； 

图2为图1中I处局部放大示意图； 

图3为图1中II处局部放大示意图； 

图4为图1中III处局部放大示意图； 

图5为图2的A向示意图。 

附图标记说明： 

1.密封结构、2.中心管、3.中心孔、4.螺钉、5.第一O型密封圈、6.连接孔、7.发动机壳体、8.中心管内层、9.隔热层、10.耐烧蚀层、11.第二O型密封圈。 

具体实施方式

下面将结合附图对本实用新型的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本实用新型。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本实用新型。 

在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本实用新型，在附图中仅仅示出了与根据本实用新型的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本实用新型关系不大的其他细节。 

下面参照附图对本实用新型的实施例进行说明。 

本实用新型提供了一种飞行器发动机电缆敷设组件，通过在火箭发动机内部设置电缆通道，两端与火箭发动机壳体前后端连接，解决飞行器使用环境中电缆的高温、耐海水等问题。 

具体如图1所示的本实用新型的一种飞行器发动机电缆敷设组件，包括密封结构1和中心管2。由于火箭发动机在工作时，燃烧室内的燃气温度达到3600℃，压力达到十几兆帕，高温燃气流从发动机燃烧室流向喷管。为了防止中心管内敷设的电缆受热烧蚀，中心管2设计为中空的结构，从内至外依次为中心管内层8、隔热层9、耐烧蚀层10，其中，中心管内层8选用金属材料，提供一定的刚度保证中心管形状，可以为不锈钢，隔热层9选择导热系数小的材料用来隔绝外部高温，可选择高硅氧模压材料，耐烧蚀层10选用耐高温冲 刷的材料保护内部的结构耐受高温燃气流的冲刷与烧蚀，可以选择碳纤维模压材料。 

所述中心管2穿过火箭发动机燃烧室装药内孔到达火箭发动机后端面，即发动机壳体7的后端，所述中心管2与火箭发动机前端面的通过一密封结构1连接。所述密封结构1如图5所示，为一圆板结构，其上中心处有一中心孔3，直径与所述中心管2相同，所述第一密封结构1套在所述中心管2上，使中心管2从中心孔3伸出。所述密封结构1和中心管2可以螺接，也可以一体成型。二者螺接时，所述第一密封结构1和所述中心管2中间应放置密封圈。所述第一密封结构1的中心孔3四周均匀分布有若干个连接孔，通过螺钉4将所述密封结构1与所述发动机壳体7的前端连接。在二者密封面上，发动机壳体7的前端上有一个圆环形密封槽，其上装有第一O型密封圈，使发动机壳体7的前端与所述第一密封结构1密封，保证燃气不会漏出。 

所述发动机壳体7的后端面径向有1个圆环形密封槽，内装有第二O型圈11，与所述中心管2后端径向形成密封。当发动机工作过程中，由于燃烧室内压作用壳体变形，轴向伸长，此种结构可以保证发动机整个工作过程中的密封。 

本实用新型中，中心管内层8根据火箭发动机装药内型面空间形式制作成预定的形式，前后两端根据附图1的结构机加成需要的密封结构1，以及在发动机壳体7的后端加工密封槽，中心管内层成型后，根据火箭发动机工作时间及隔热层的热传导率确定隔热层厚度，模压到中心管内层上。根据耐烧蚀层材料的高温燃气烧蚀率确定耐烧蚀层厚度，模压到隔热层上，至此，中心管制作完成。完成后中心管作为整件与装完药的火箭发动机进行装配，装配完成后对火箭发动机燃烧 室进行气密检查，检查通过后组装完成。电缆敷设时通过中心管内孔将电缆由前到后穿出，完成电缆敷设。 

本实用新型的实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本实用新型的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。 

本实用新型未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。 

Claims (4)

1.一种飞行器发动机电缆敷设组件，其特征在于所述组件包括一密封结构(1)和中心管(2)，所述中心管(2)内置于燃烧室内，其由内至外依次为中心管内层(8)、隔热层(9)和耐烧蚀层(10)；所述密封结构(1)为一平板套在所述中心管(2)前端后与发动机壳体(7)前端连接，所述中心管(2)与发动机壳体(7)前端之间有第一O型密封圈(5)；所述中心管(2)后端与所述发动机壳体(7)的后端连接，两者之间有第二O型密封圈(11)。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机电缆敷设组件，其特征在于所述中心管内层(8)为不锈钢。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机电缆敷设组件，其特征在于所述隔热层(9)为高硅氧模压材料。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机电缆敷设组件，其特征在于所述耐烧蚀层(10)为碳纤维模压材料。

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