航空发动机电缆的制作方法
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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。
[0003]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】
[0004]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。
[0005]本发明采用的技术方案如下:
[0006]—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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011 ] 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。
[0012]进一步地，第一屏蔽层通过缝纫线绑扎在瓷套管上。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]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。
[0018]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。
[0019]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。
[0020]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】
[0021]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:
[0022]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；
[0023]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；
[0024]图3是本发明优选实施例的第一壳体组件的结构示意图；
[0025]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；
[0026]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；
[0027]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；
[0028]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。
[0029]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】
[0030]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。
[0031]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。
[0032]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。
[0033]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 —端焊接在电连接器200上，另一端焊接在第一壳体组件400上。
[0034]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 —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。
[0035]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。
[0036]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 —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。
[0037]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。
[0038]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