一种飞行器电缆防护装置的制作方法

1.本发明涉及飞行器热密封技术领域，尤其涉及一种飞行器电缆防护装置。


背景技术：

2.飞行器一般由前舱、发动机壳体、后舱等组成，前舱与后舱之间的控制信号与数据传输主要通过敷设在发动机壳体外表面的电缆来实现，传输电缆在飞行器全程飞行过程中必须始终保持正常工作状态，为了使电缆在飞行过程中不受气动力和气动热的影响，因此，对电缆进行可靠的热防护十分必要。
3.相关技术中，会在发动机壳体外表面增设一电缆罩对电缆起到热防护作用。但由于发动机壳体在制造过程中的母线直线度及圆度等形位误差的影响，导致电缆罩与发动机壳体表面存在一定的贴合间隙，且该间隙与电缆罩内部连通，因此飞行器在飞行过程中，少量热气流会通过该间隙进入电缆罩，增加热气流破坏电缆的风险，影响电缆罩的热防护效果。


技术实现要素：

4.本技术提供了一种飞行器电缆防护装置，解决了相关技术中导致电缆罩与发动机壳体表面存在一定的贴合间隙，影响电缆罩对电缆的热防护效果的技术问题。
5.本技术提供的飞行器电缆防护装置，所述飞行器的发动机壳体上设有电缆，所述防护装置包括电缆罩，所述电缆罩与所述发动机壳体相接，以形成罩体，所述电缆设置在所述罩体中，所述电缆罩与所述发动机壳体的相接处的间隙中填充设置有腻子。
6.在一些实施方式中，所述电缆罩包括盖体以及设置在所述盖体外周的相接部，所述相接部与所述发动机壳体相接。
7.在一些实施方式中，所述相接部向背离所述电缆的一侧倾斜设置。
8.在一些实施方式中，所述电缆防护套与所述发动机壳体、所述盖体贴合设置。
9.在一些实施方式中，所述发动机壳体上设有电缆防护套，所述电缆设置在所述电缆防护套内，所述电缆防护套两端与所述电缆罩之间具有空腔，所述空腔中填充有隔热材料。
10.在一些实施方式中，所述隔热材料为石棉绳。
11.在一些实施方式中，所述飞行器电缆防护装置还包括两个分设于所述电缆防护套两端的连接支架，所述连接支架设置在同侧的所述空腔中，所述连接支架包括相连的第一连接部和第二连接部，所述第一连接部与所述电缆罩相连，所述第二连接部与所述发动机壳体相连。
12.在一些实施方式中，所述第一连接部与同侧的所述相接部相连。
13.在一些实施方式中，所述第一连接部与同侧的所述相接部通过连接螺钉相连。
14.在一些实施方式中，所述第一连接部和第二连接部的连接处通过圆角过渡。
15.本技术有益效果如下：
16.本技术提供的一种飞行器电缆防护装置，由于在电缆罩与发动机壳体体相接处的间隙中填充了腻子以消除间隙，从而保证了电缆罩的密封性，大大降低了飞行器在飞行过程中，热气流通过间隙进入电缆罩对电缆造成破坏的情况发生，满足了电缆热防护使用要求。
附图说明
17.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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发明的一些实施例。
18.图1为本实施例提供的飞行器电缆防护装置的剖视图；
19.附图标记说明:
20.1-电缆，2-电缆防护套，3-发动机壳体，100-电缆罩，110-盖体，120-相接部，200-连接支架，210-第一连接部，220-第二连接部，230-连接螺钉，300-腻子，400-隔热材料。
具体实施方式
21.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
22.结合图1，本技术实施例提供了一种飞行器电缆防护装置，包括用于对电缆1进行热防护的电缆罩100，电缆罩100可通过金属材料冲压或者复合材料模压成型。电缆罩100与发动机壳体3相接，以形成罩体，电缆1设置在罩体中，从而可电缆罩100对电缆1进行全方位热防护。腻子300是一种厚浆状涂料，可用于填补不平之处，将腻子300填充设置在电缆罩100与发动机壳体3的相接处的间隙中，从而可增强电缆罩100和发动机壳体3表面的相接处的密封，减少外界气流进入。
23.本技术实施例提供的一种飞行器电缆防护装置，由于在电缆罩100与发动机壳体3相接处的间隙中填充了腻子300以消除间隙，从而保证了电缆罩100的密封性，大大降低了飞行器在飞行过程中，热气流通过间隙进入电缆罩100对电缆1造成破坏的情况发生，满足了电缆1热防护使用要求。
24.进一步地，本实施例中电缆罩100包括盖体110以及设置在盖体110外周的相接部120，相接部120与发动机壳体3相接，即相接部120与发动机壳体3之间填充有腻子300。优选的，为使相接部120与发动机壳体3外表面的贴合面积更大，本实施例中相接部120向背离电缆1的一侧倾斜设置。
25.具体地，盖体110以及两个相接部120均可为板状结构，盖体110可大致成矩形，相接部120设有四个，分设于盖体110的四条边。
26.进一步地，发动机壳体3上还设有电缆防护套2，电缆1设置在电缆防护套2内，明显的是，电缆防护套2设置在盖体110和发动机壳体3体之间，电缆防护套2可为电缆1提供保护。优选的，电缆防护套2与发动机壳体3、盖体110贴合设置，即电缆防护套2夹在发动机壳体3、盖体110之间，以增强热防护效果。
27.由前文所述，相接部120向背离电缆1的一侧倾斜设置，因此，电缆防护套2两端与电缆罩100、发动机壳体3之间形成有大致呈三角形的空腔，由于腻子300填充之后稳定性较弱，而相接部120与发动机壳体3之间一旦存在微弱缝隙，外部气流与空腔内气体形成对流，可能会有腻子300被吹脱落的情况发生，因此，本实施例中，电缆防护套2两端与电缆罩100之间的空腔中填充有隔热材料400。即该隔热材料400与腻子300共同加强电缆罩100的密封性，可进一步提高电缆罩100的热防护效果。
28.需要说明的是，由于发动机壳体3外表面温度很高，选用的填充材料均需耐高温。优选的，腻子300可采用耐高温d03腻子300，隔热材料400可选用在各种热设备和热传导系统中作保温隔热材料的石棉绳，且石棉绳的填充不受填充空隙形状限制，适应性好，可操作性强。
29.进一步地，飞行器电缆防护装置还包括两个分设于电缆防护套2两端的连接支架200，即电缆罩100通过连接支架200与发动机壳体3连接，从而固定盖设于电缆1。由于电缆防护套2两端与电缆罩100之间具有大致呈三角形的空腔，因此连接支架200可设置在同侧的空腔中，连接支架200包括相连的第一连接部210和第二连接部220，第一连接部210和第二连接部220可为板状或杆状结构，第一连接部210和第二连接部220的连接处通过圆角过渡，第一连接部210与电缆罩100相连，第二连接部220与发动机壳体3相连，从而使得电缆罩100与发动机壳体3相连。
30.进一步地，第一连接部210可与相接部120相连，且两个连接支架200的第一连接部210可抵住电缆防护套2，从而使电缆防护套2安装更加稳固。
31.具体地，为方便拆卸，第一连接部210与相接部120可通过连接螺钉230相连，第一连接部210也可通过连接螺钉230与发动机壳体3相连。
32.接下来对本实施例的飞行器电缆防护装置的安装过程进行说明：
33.(1)将电缆1套入电缆防护套2并敷设在发动机表面；
34.(2)在电缆防护套2两端的三角空隙区内填充石棉绳，并试装电缆罩100以确认石棉绳达到填充塞满状态；
35.(3)在电缆罩100与发动机的相接部120位涂上腻子300；
36.(4)拧紧连接螺钉230，使电缆罩100与连接支架200相连；
37.(5)将固化后外露多余的腻子300清除干净，形成封闭密封结构。
38.尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
39.显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。