120、第二絕緣層130和第一屏蔽層140剝離一端距離后，將裸露芯線110端部與金屬襯套190的端部平齊后通過焊接固定。再將金屬襯套190與電連接器200接插件210的端部進行焊接組合成一體。在高溫下，芯線110采用錫焊方法與電連接器200接插件210相連，會有斷裂的隱患。優選的，焊接方式為氬弧焊，采用該焊接方式，航空發動機電纜可以耐受高溫振動環境。
[0039]可選地，參照圖7，在連接段中，分線160上套設有瓷套管180，第一屏蔽層140剝離后翻折綁扎在瓷套管180上，尾部附件300內填充有固定分線160的灌封膠170。
[0040]為保證芯線110與第一屏蔽層140之間的絕緣性，防止剝離后的第一屏蔽層140分叉刺入芯線110導致短路，采用圖7所示方法進行處理，將芯線110的第一屏蔽層140剝離翻折留后處理。將瓷套管180套在分線160上，將第一屏蔽層140剝離后翻折至瓷套管180外部，剪掉多余長度，將第一屏蔽層140綁扎在瓷套管180上。為保證航空發動機電纜在高溫下抗振動及絕緣性的要求，如在圖1所示，在尾部附件300填充灌封膠170，以免分線160在在尾部附件300空間內挪動、絕緣層破損而導致絕緣性能不滿足要求。
[0041]可選地，參照圖7，第一屏蔽層140通過縫紉線181綁扎在瓷套管180上。縫紉線181可采用高溫縫紉線181可避免航空發動機電纜在高溫環境使用時熔化，穩定性更好。
[0042]可選地，參照圖1?3，尾部附件300設有用于壓緊被剝離的第二屏蔽層150的螺紋槽。尾部附件300上設計螺紋槽可增大與第二屏蔽層150的接觸面，增強緊固效果。
[0043]可選地，參照圖1?4，屏蔽導線100外依次套接有波紋軟管500、第一防波套600和波紋卡環700，第一殼體組件400設置在第一防波套600上。
[0044]為保證航空發動機電纜的屏蔽性及保護航空發動機電纜在振動環境下不受損傷，同時滿足產品在發動機上的裝配要求，需要制作一種高溫軟管屏蔽組件。屏蔽導線100外依次套接有波紋軟管500、第一防波套600和波紋卡環700。將波紋軟管500、第一防波套600和波紋卡環700端面保持平齊，通過氬弧焊接成為一體。可使該段的屏蔽導線100具有柔軟性、密封性、屏蔽性、耐磨性等特點。第一殼體組件400設置在第一防波套600上。由于翻折的第二屏蔽層150與第一殼體組件400連接，在該實施例中，因而翻折的第二屏蔽層150與高溫軟管屏蔽組件和尾部附件300均相連，可確保屏蔽層接地，達到更好的屏蔽效果，使產品具有更強的抗電磁干擾能力。
[0045]航空發動機電纜通常還有耐高溫的需求，可以理解的是，在本發明的航空發動機電纜的基礎上，選擇可耐高溫的屏蔽導線100、可耐高溫的高溫尾部附件300、可耐高溫的高溫第一殼體組件400、可耐高溫的高溫縫紉線181、可耐高溫的高溫第一防波套600和可耐高溫的高溫灌封膠170可制得耐高溫的航空發動機電纜。
[0046]可選地，參照圖1，屏蔽導線100在遠離電連接器200的端部通過壓接管810與導電導線800壓接固定。
[0047]屏蔽導線100的價格相對較高，從成本考慮，在對航空發動機電纜性能要求相對較低的部分可采用導電導線800。導電導線800即為普通導線。如航空發動機電纜一般還有耐高溫的要求，因高溫電纜在發動機上的布局只有一段，從成本考慮，需要在溫度相對較低部位使用普通導電導線800。屏蔽導線100與普通導電導線800的轉接處理方法，采用圖1所示的，將屏蔽導線100與導電導線800剝離一段長度的芯線110使用第二壓接管810進行壓接固定。該設計可降低成本。
[0048]可選地，參照圖1，在屏蔽導線100與導電導線800的連接段外套設有轉接套820，轉接套820內填充有固定屏蔽導線100和導電導線800的灌封膠170。屏蔽導線100上套設有與轉接套820連接的第二殼體組件900，第二殼體組件900設有卡槽410，被剝離的第二屏蔽層150在未抵達第二殼體組件900處翻折并通過第二外套圈910壓緊在卡槽410上，被剝離的第二屏蔽層150末端翻折并通過轉接套820壓緊在第二外套圈910上，且超出第二外套圈910。
[0049]為保證屏蔽性，此處可采用第二屏蔽層150與第一殼體組件400連接方式連接，各元件的效果的和作用也近似。同時由于屏蔽導線100與導電導線800為直線連接，因而可采用轉接套820連接。
[0050]可選地，參照圖1，導電導線800上套設有第二防波套830，第二防波套830 —端通過第三外套圈840壓緊在轉接套820上。轉接套820可設有卡槽410，以增大第二防波套830和第三外套圈840的接觸面，增強緊固效果。第三外套圈840套在第二防波套830上，通過專用壓接工具將第三外套圈840緊固，保證第二防波套830和轉接套820的搭鐵電阻小于2m Ω。
[0051]以上所述僅為本發明的優選實施例而已，并不用于限制本發明，對于本領域的技術人員來說，本發明可以有各種更改和變化。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
【主權項】
1.一種航空發動機電纜，其特征在于，包括屏蔽導線(100)和設置于所述屏蔽導線(100)端部的電連接器(200)； 所述屏蔽導線(100)包括第二屏蔽層(150)和設置在所述第二屏蔽層(150)內的多根分線(160)，任一所述分線(160)包括從內向外依次設置的芯線(110)、第一絕緣層(120)、第二絕緣層(130)和第一屏蔽層(140); 在所述屏蔽導線(100)與所述電連接器(200)相連的連接段中，所述第二屏蔽層(150)被剝離，所述分線(160)與所述電連接器(200)連接，所述連接段上套設有尾部附件(300)，所述屏蔽導線(100)上套設有與所述尾部附件(300)連接的第一殼體組件(400)，所述第一殼體組件(400)設有卡槽(410)，所述被剝離的第二屏蔽層(150)翻折并通過第一外套圈(420)壓緊在所述卡槽(410)上，所述被剝離的第二屏蔽層(150)末端翻折并通過所述尾部附件(300)壓緊在所述第一外套圈(420)上，且超出所述第一外套圈(420)。2.根據權利要求1所述的航空發動機電纜，其特征在于，在所述連接段中，所述分線(160)端部的芯線(110)裸露，并通過金屬襯套(190)與所述電連接器(200)的接插件(210)固接。3.根據權利要求1所述的航空發動機電纜，其特征在于，所述芯線(110)套設在所述金屬襯套(190)中，所述芯線(110)的端部與所述金屬襯套(190)的端部平齊并通過焊接固定，所述金屬襯套(190)套設在所述接插件(210)中，所述金屬襯套(190)的外壁通過焊接固定在所述接插件(210)的端部。4.根據權利要求1所述的航空發動機電纜，其特征在于，在所述連接段中，所述分線(160)上套設有瓷套管(180)，所述第一屏蔽層(140)剝離后翻折綁扎在所述瓷套管(180)上，所述尾部附件(300)內填充有固定所述分線(160)的灌封膠(170)。5.根據權利要求1所述的航空發動機電纜，其特征在于，所述第一屏蔽層(140)通過縫紉線(181)綁扎在所述瓷套管(180)上。6.根據權利要求1所述的航空發動機電纜，其特征在于，所述尾部附件(300)設有用于壓緊所述被剝離的第二屏蔽層(150)的螺紋槽。7.根據權利要求1所述的航空發動機電纜，其特征在于，所述屏蔽導線(100)外依次套接有波紋軟管(500)、第一防波套(600)和波紋卡環(700)，所述第一殼體組件(400)設置在所述第一防波套(600)上。8.根據權利要求1?7中任一項所述的航空發動機電纜，其特征在于，所述屏蔽導線(100)在遠離所述電連接器(200)的端部通過壓接管(810)與導電導線(800)壓接固定。9.根據權利要求8所述的航空發動機電纜，其特征在于，在所述屏蔽導線(100)與所述導電導線(800)的連接段外套設有轉接套(820)，所述轉接套(820)內填充有固定所述屏蔽導線(100)和所述導電導線(800)的灌封膠(170); 所述屏蔽導線(100)上套設有與所述轉接套(820)連接的第二殼體組件(900)，所述第二殼體組件(900)設有卡槽(410)，所述被剝離的第二屏蔽層(150)在未抵達所述第二殼體組件(900)處翻折并通過第二外套圈(910)壓緊在所述卡槽(410)上，所述被剝離的第二屏蔽層(150)的末端翻折并通過所述轉接套(820)壓緊在所述第二外套圈(910)上，且超出所述第二外套圈(910)。10.根據權利要求8所述的航空發動機電纜，其特征在于，所述導電導線(800)上套設 有第二防波套(830)，所述防波套一端通過第三外套圈(840)壓緊在所述轉接套(820)上。
【專利摘要】本發明公開了一種航空發動機電纜，包括屏蔽導線和設置于屏蔽導線端部的電連接器。屏蔽導線包括第二屏蔽層和設置在第二屏蔽層內的多根分線，任一分線包括從內向外依次設置的芯線、第一絕緣層、第二絕緣層和第一屏蔽層。在屏蔽導線與電連接器相連的連接段中，第二屏蔽層被剝離，分線與電連接器連接，連接段上套設有尾部附件，屏蔽導線上套設有與尾部附件連接的第一殼體組件，第一殼體組件設有卡槽。被剝離的第二屏蔽層經多次翻折壓緊，因而與組件殼體以及第一外套圈緊密連接，連接穩固，并可確保第二屏蔽層接地達到良好的屏蔽效果，并且其超出第一外套圈的部分可增強屏蔽效果，從而使得產品具有強抗電磁干擾能力。
【IPC分類】H01B7/17, H01R24/00, H01R13/6591, H01B7/02
【公開號】CN105356166
【申請號】CN201510885559
【發明人】劉敏, 李鼎文, 桂曉玉, 沈奔
【申請人】中國南方航空工業(集團)有限公司
【公開日】2016年2月24日
【申請日】2015年12月4日