CN110926930A - 一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置和测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置和测量方法，包括：双头螺柱连接结构和扭拉关系测测量模块；双头螺柱连接结构中，加载端螺母固定在双头螺柱一端，固定端螺母固定在双头螺柱另一端，两个衬套分别嵌套在双头螺柱两端；扭拉关系测测量模块中，转轴的一端与电机固定连接，另一端与螺母套筒固定连接，螺母套筒的端口卡合在双头螺柱连接结构的加载端螺母上，输入扭矩传感器设置在转轴上，双头螺柱穿过组合止动夹头和承力挡板，固定端螺母通过组合止动夹头固定，承力挡板和组合止动夹头分别与扭矩与拉力传感器连接。本发明实施例解决了双头螺柱结构的扭拉关系测量问题，可以有效地测量双头螺柱结构的扭拉关系。

Description

一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置和测量方法

技术领域

本申请涉及但不限于双头螺柱连接结构扭矩与拉力测量技术领域，尤指一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置和测量方法。

背景技术

紧固件的正确安装，保障达到预定的紧固轴力，对主机性能和结构安全具有非常重要的作用。即使性能优良的紧固件，若安装不当，同样会失效并造成***瘫痪，甚至威胁安全。紧固轴力的控制最核心的技术是扭拉关系。双头螺柱是一种两端都有螺纹的螺柱，本发明针对双头螺柱这种两头均安装螺母的非典型紧固件的扭拉关系测试，进行测量装置设计

目前虽然已提出螺纹结构扭拉关系的测量装置及测量方法。但现有测量装置和测量方法只是针对较短的螺栓或螺纹结构进行改进设计，主要测量的是螺栓螺母和夹层结构的扭拉关系。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置和测量方法，以解决双头螺柱结构的扭拉关系测量问题，可以有效地测量双头螺柱结构的扭拉关系。

本发明实施例提供一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置，包括：双头螺柱连接结构和扭拉关系测测量模块；

所述双头螺柱连接结构包括双头螺柱，旋入固定在双头螺柱一端螺纹处的加载端螺母，旋入固定在双头螺柱另一端螺纹处的固定端螺母，嵌套在双头螺柱两端、且分别与两端螺母紧贴设置的两个衬套；

所述扭拉关系测测量模块包括电机、转轴、螺母套筒、承力挡板、组合止动夹头、输入扭矩传感器和扭矩与拉力传感器，所述组合止动夹头和所述承力挡板设置有用于双头螺柱穿过的通孔；转轴的一端与电机固定连接，另一端与螺母套筒固定连接，螺母套筒的端口卡合在双头螺柱连接结构的加载端螺母上，输入扭矩传感器设置在转轴上；

所述双头螺柱穿过所述组合止动夹头和所述承力挡板，所述组合止动夹头包括嵌套在固定端螺母上的第一止动夹头和嵌套在双头螺柱、一端衬套和第一止动夹头上的第二止动夹头，使得所述固定端螺母通过所述组合止动夹头固定，所述承力挡板与加载端螺母接近固定端螺母的一侧相接触，且所述承力挡板和所述组合止动夹头分别与扭矩与拉力传感器连接。

可选地，如上所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置中，还包括：设置于另一端衬套与加载端螺母之间的垫圈，设置于一端衬套与固定端螺母之间的垫圈。

可选地，如上所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置中，所述扭拉关系测测量模块，被配置为通过电机的转动，带动转轴、螺母套筒和加载端螺母转动，向双头螺柱连接结构施加输入扭矩。

可选地，如上所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置中，

所述输入扭矩传感器，被配置为测量所述扭拉关系测量模块向双头螺柱连接结构施加的输入扭矩。

可选地，如上所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置中，

所述扭矩与拉力传感器，被配置为通过所述输入扭矩对双头螺柱连接结构的拉力，测量通过组合止动夹头传递到固定端螺母的螺柱拉力，并测量通过承力挡板传递的输出扭矩。

本发明实施例还一种飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量方法，采用如上述任一项所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置进行扭拉关系测量，所述扭拉关系测量方法包括：

通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断；

在施加输入扭矩的过程中，采用输入扭矩传感器测量所述输入扭矩；

基于所述输入扭矩对双头螺柱连接结构的拉力，采用扭矩与拉力传感器测量通过组合止动夹头传递到固定端螺母的双头螺柱拉力；

根据所述输入扭矩和所述双头螺柱拉力绘制出所述双头螺柱连接结构的扭拉关系曲线图。

可选地，如上所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量方法中，所述向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断，包括：

向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始连续施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断；或者，

向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始连续施加输入扭矩，并且每隔10％双头螺柱许用破坏拉力停顿后重新开始从前一次停顿时的输入扭矩值开始连续施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断。

可选地，如上所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量方法中，还包括：

通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至输入扭矩达到双头螺柱许用破坏拉力；

取下加载端螺母，重新将加载端螺母旋入到双头螺柱后，再次通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至输入扭矩达到双头螺柱许用破坏拉力。

可选地，如上所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量方法中，还包括：

基于所述输入扭矩对双头螺柱连接结构的拉力，采用扭矩与拉力传感器测量通过承力挡板传递的输出扭矩；

根据所述输入扭矩、所述输出扭矩和所述双头螺柱拉力，以及双头螺柱和螺母的结构参数，计算双头螺柱连接结构的扭矩系数、加载端螺母接近固定端螺母一端的端面摩擦系数。

本发明实施例提供的飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置和测量方法，包括：双头螺柱连接结构和扭拉关系测测量模块；双头螺柱连接结构中，加载端螺母固定在双头螺柱一端，固定端螺母固定在双头螺柱另一端，两个衬套分别嵌套在双头螺柱两端；扭拉关系测测量模块中，转轴的一端与电机固定连接，另一端与螺母套筒固定连接，螺母套筒的端口卡合在双头螺柱连接结构的加载端螺母上，输入扭矩传感器设置在转轴上，双头螺柱穿过组合止动夹头和承力挡板，固定端螺母通过组合止动夹头固定，承力挡板和组合止动夹头分别与扭矩与拉力传感器连接。上述扭拉关系测量装置为针对双头螺柱这种特殊的紧固件结构设计的一套模拟实际双头螺柱安装的带有螺柱、衬套、垫圈的扭拉关系测量装置，可以解决双头螺柱结构的扭拉关系测量问题；另外，该扭拉关系测量装置的结构简单，便于安装，测量纽拉关系的原理明确，可以有效准确的测定实际安装中双头螺柱结构的扭拉关系。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量方法的流程图；

图3为本发明实施例中采用常规加载方式得到的扭拉关系曲线图；

图4为本发明实施例中采用间断加载方式得到的扭拉关系曲线图；

图5为本发明实施例中采用两次拧入加载方式得到的扭拉关系曲线图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置的结构示意图。本实施例提供的飞机双头螺柱11结构的扭拉关系测量装置可以包括：双头螺柱11连接结构和扭拉关系测测量模块；

双头螺柱11连接结构包括双头螺柱11，旋入固定在双头螺柱11一端螺纹处的加载端螺母4，旋入固定在双头螺柱11另一端螺纹处的固定端螺母8，嵌套在双头螺柱11两端、且分别与两端螺母紧贴设置的两个衬套7；

扭拉关系测测量模块包括电机1、转轴2、螺母套筒3、承力挡板9、组合止动夹头5、输入扭矩传感器6和扭矩与拉力传感器10，组合止动夹头5和承力挡板9设置有用于双头螺柱11穿过的通孔；转轴2的一端与电机1固定连接，另一端与螺母套筒3固定连接，螺母套筒3的端口卡合在双头螺柱11连接结构的加载端螺母4上，输入扭矩传感器6设置在转轴2上；

双头螺柱11穿过组合止动夹头5和承力挡板9，组合止动夹头5包括嵌套在固定端螺母8上的第一止动夹头和嵌套在双头螺柱11、一端衬套和第一止动夹头上的第二止动夹头，使得固定端螺母8通过组合止动夹头5固定，承力挡板9与加载端螺母4接近固定端螺母8的一侧相接触，且承力挡板9和组合止动夹头5分别与扭矩与拉力传感器10连接。

可选地，本发明实施例提供的扭拉关系测量装置，还可以包括：设置于另一端衬套与加载端螺母4之间的垫圈，设置于一端衬套与固定端螺母8之间的垫圈。

本发明实施例中，扭拉关系测测量模块的作用为：通过电机1的转动，带动转轴2、螺母套筒3和加载端螺母4转动，向双头螺柱11连接结构施加输入扭矩。

本发明实施例中，输入扭矩传感器6的作用可以为：测量扭拉关系测量模块向双头螺柱11连接结构施加的输入扭矩。

本发明实施例中，扭矩与拉力传感器9的作用可以为：通过输入扭矩对双头螺柱11连接结构的拉力，测量通过组合止动夹头5传递到固定端螺母8的螺柱拉力，并测量通过承力挡板9传递的输出扭矩。

本发明实施例提供的飞机双头螺柱11结构的扭拉关系测量装置，针对双头螺柱11这种特殊的紧固件结构设计了一套模拟实际双头螺柱11安装的带有螺柱、衬套、垫圈的扭拉关系测量装置；该扭拉关系测试装置中，为了模拟实际安装，再被测试结构中，两侧安装垫圈与衬套，中间类似套筒结构模拟实际夹层；在扭矩与拉力传感器一侧，设计组合止动夹头，保证垫片和固定端螺母均被有效夹紧；在扭矩加载一侧采用与电机连接的螺母套筒，带动一侧加载端螺母施加扭矩。在实际应用中，扭矩从零加载，测量扭矩与双头螺柱11中的轴力，绘制出扭拉关系曲线，最终完成双头螺柱11扭拉关系的测量。

基于本发明实施例提供的飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置，本发明实施例还提供一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量方法，该扭拉关系测量方法采用本发明上述任一实施例提供的飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置进行扭拉关系测量，如图2所示，为本发明实施例提供的一种飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量方法的流程图，该扭拉关系测量方法包括如下步骤：

步骤1，通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的螺母从零开始施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断；

步骤2，在施加输入扭矩的过程中，采用输入扭矩传感器测量输入扭矩；

步骤3，基于输入扭矩对双头螺柱连接结构的拉力，采用扭矩与拉力传感器测量通过组合止动夹头传递到固定端螺母的双头螺柱拉力；

步骤4，根据输入扭矩和双头螺柱拉力绘制出双头螺柱连接结构的扭拉关系曲线图。

可选地，本发明实施例的步骤1中，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断的实现方式，可以包括以下几种情况：

第一种，常规加载方式：向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始连续施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断；该方式中，加载端螺母从零不间断加载扭矩直至双头螺柱拉断，多点记录测量输入扭矩，相应地，测量传递到固定端螺母的双头螺柱的扭矩和拉力，最终绘制出扭拉关系曲线。

如图3所示，为本发明实施例中采用常规加载方式得到的扭拉关系曲线图，图3示意出的常规加载扭拉关系曲线12，可以看出，最初的阶段为消除结构间隙阶段，双头螺柱不会出现轴力，随着加载扭矩的增大，双头螺柱中的轴力不断增大。

第二种，中间断加载方式：向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始连续施加输入扭矩，并且每隔10％双头螺柱许用破坏拉力停顿后重新开始从前一次停顿时的输入扭矩值开始连续施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断；该方式中，加载端螺母的扭矩加载，每隔10％双头螺柱许用破坏拉力停顿，直至双头螺柱拉断，分别记录加载的扭矩和传递到固定端螺母的双头螺柱的扭矩和拉力；最终绘制出扭矩拉力曲线。

如图4所示，为本发明实施例中采用间断加载方式得到的扭拉关系曲线图，图4示意出的间断加载扭拉关系曲线13，可以看出，间断加载方式相比常规的不间断加载方式，需要克服再次拧紧的静摩擦力。第二种加载方式可以测量间断拧紧对扭拉关系的影响。

可选地，本发明实施例提供的扭拉关系测量方法，还可以包括如下加载方式：

第三种：两次拧入加载方式：通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至输入扭矩达到双头螺柱许用破坏拉力；

取下加载端螺母，重新将加载端螺母旋入双头螺柱后，再次通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至输入扭矩达到双头螺柱许用破坏拉力。

该方式中，加载端螺母端从零不间断加载扭矩直至达到双头螺柱许用强度值。将加载端螺母退出后，重新从零不间断加载扭矩直至双头螺柱许用强度值。记录两次拧入的轴力值和扭矩值。如图5所示，为本发明实施例中采用两次拧入加载方式得到的扭拉关系曲线图，图5示意出的两次拧入加载包括第一次加载扭矩拉关系曲线14和第二次加载扭矩拉关系曲线15。因为第一次拧入会导致螺纹牙尖、镀层等磨损，所以再次拧入产生同样双头螺柱轴力的扭矩会变小。

可选地，本发明实施例提供的扭拉关系测量方法，还可以包括如下步骤：

基于输入扭矩对双头螺柱连接结构的拉力，采用扭矩与拉力传感器测量通过承力挡板传递的输出扭矩；

根据输入扭矩、输出扭矩和双头螺柱拉力，以及双头螺柱和螺母的结构参数，计算双头螺柱连接结构的扭矩系数、加载端螺母接近固定端螺母一端的端面摩擦系数。

需要说明的是，本发明实施例中，上述三种加载方式中，记录加载的输入扭矩和双头螺柱的扭矩和拉力，绘制的关系曲线为拉力随输入扭矩的变化曲线；上述记录的数据可以用于计算扭矩系数、螺纹摩擦系数、端面摩擦系数，上述数据可以用于指导双头螺柱连接结构的防卡滞设计。

本发明实施例提供的飞机双头螺柱结构的扭拉关系测量装置，结构简单，测量纽拉关系的原理明确，可以有效准确的完成各类双头螺柱连接结构扭拉关系的测量。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置，其特征在于，包括：双头螺柱连接结构和扭拉关系测测量模块；

所述双头螺柱连接结构包括双头螺柱，旋入固定在双头螺柱一端螺纹处的加载端螺母，旋入固定在双头螺柱另一端螺纹处的固定端螺母，嵌套在双头螺柱两端、且分别与两端螺母紧贴设置的两个衬套；

所述扭拉关系测测量模块包括电机、转轴、螺母套筒、承力挡板、组合止动夹头、输入扭矩传感器和扭矩与拉力传感器，所述组合止动夹头和所述承力挡板设置有用于双头螺柱穿过的通孔；转轴的一端与电机固定连接，另一端与螺母套筒固定连接，螺母套筒的端口卡合在双头螺柱连接结构的加载端螺母上，输入扭矩传感器设置在转轴上；

所述双头螺柱穿过所述组合止动夹头和所述承力挡板，所述组合止动夹头包括嵌套在固定端螺母上的第一止动夹头和嵌套在双头螺柱、一端衬套和第一止动夹头上的第二止动夹头，使得所述固定端螺母通过所述组合止动夹头固定，所述承力挡板与加载端螺母接近固定端螺母的一侧相接触，且所述承力挡板和所述组合止动夹头分别与扭矩与拉力传感器连接。

2.根据权利要求1所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置，其特征在于，还包括：设置于另一端衬套与加载端螺母之间的垫圈，设置于一端衬套与固定端螺母之间的垫圈。

3.根据权利要求1所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置，其特征在于，所述扭拉关系测测量模块，被配置为通过电机的转动，带动转轴、螺母套筒和加载端螺母转动，向双头螺柱连接结构施加输入扭矩。

4.根据权利要求3所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置，其特征在于，

所述输入扭矩传感器，被配置为测量所述扭拉关系测量模块向双头螺柱连接结构施加的输入扭矩。

5.根据权利要求4所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置，其特征在于，

所述扭矩与拉力传感器，被配置为通过所述输入扭矩对双头螺柱连接结构的拉力，测量通过组合止动夹头传递到固定端螺母的螺柱拉力，并测量通过承力挡板传递的输出扭矩。

6.一种飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量方法，其特征在于，采用如权利要求1～5中任一项所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置进行扭拉关系测量，所述扭拉关系测量方法包括：

通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断；

在施加输入扭矩的过程中，采用输入扭矩传感器测量所述输入扭矩；

基于所述输入扭矩对双头螺柱连接结构的拉力，采用扭矩与拉力传感器测量通过组合止动夹头传递到固定端螺母的双头螺柱拉力；

根据所述输入扭矩和所述双头螺柱拉力绘制出所述双头螺柱连接结构的扭拉关系曲线图。

7.根据权利要求6所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置，其特征在于，所述向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断，包括：

向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始连续施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断；或者，

向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始连续施加输入扭矩，并且每隔10％双头螺柱许用破坏拉力停顿后重新开始从前一次停顿时的输入扭矩值开始连续施加输入扭矩，直至双头螺柱拉断。

8.根据权利要求6所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置，其特征在于，还包括：

通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至输入扭矩达到双头螺柱许用破坏拉力；

取下加载端螺母，重新将加载端螺母旋入到双头螺柱后，再次通过电机的转动，向双头螺柱连接结构的加载端螺母从零开始施加输入扭矩，直至输入扭矩达到双头螺柱许用破坏拉力。

9.根据权利要求6所述的飞机双头螺柱连接结构的扭拉关系测量装置，其特征在于，还包括：

基于所述输入扭矩对双头螺柱连接结构的拉力，采用扭矩与拉力传感器测量通过承力挡板传递的输出扭矩；

根据所述输入扭矩、所述输出扭矩和所述双头螺柱拉力，以及双头螺柱和螺母的结构参数，计算双头螺柱连接结构的扭矩系数、加载端螺母接近固定端螺母一端的端面摩擦系数。

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