CN220010068U - 用于飞行控制***的作动器接头的连接紧固装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种用于飞行控制***的作动器接头的连接紧固装置，该连接紧固装置包括：结构支架；作动器接头，该作动器接头包括防逆转机构和轴承；螺栓，该螺栓在螺栓尾部设有米字形的定位开口；锁紧螺母；开口销；止动衬套，该止动衬套设有防磨垫片部分；滑动衬套，该止动衬套和滑动衬套在径向和轴向上对轴承进行紧固；独立的锁止卡板，该锁止卡板与结构支架固定连接，位于螺栓与结构支架之间，用于防止螺栓绕螺栓轴心转动；以及垫圈。本实用新型采用锁紧螺母配合开口销和锁止卡板紧固的双保险紧固设计，可以防止螺栓脱落而导致的作动器接头脱落，并适用于主流飞机的作动器接头安装，适配性强。

Description

用于飞行控制***的作动器接头的连接紧固装置

技术领域

本实用新型涉及飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种用于飞行控制***的作动器接头的连接紧固装置。

背景技术

在飞行控制***中，副翼、升降舵、方向舵等主操纵面均是通过作动器来操纵的，安装作动器时需要将作动器与机体结构或活动面的结构支架进行紧固连接。飞行控制***作动器接头与结构支架的连接，能实现飞机的操纵载荷传递、舵面颤振抑制回路等核心功能，是飞行控制***对飞机活动面操纵控制回路的关键一环，同时，作动器的连接紧固也是作动器安装/拆卸与维护的主要环节。

主飞行控制作动器一般安装在机翼、尾翼舱室内，安装空间较为狭小，因此对用于作动器接头连接的装置有紧凑安装的要求，并对作动器接头连接的可靠性和可维修性有很高的要求。

目前作动器接头的连接形式普遍采用单保险的紧固安装方式，如图1所示，作动器接头与结构支架通过螺栓安装在一起；开口销通过销轴孔与锁紧螺母配合紧固，以防止螺栓松动；轴承通过法兰衬套紧固；防磨垫片与作动器的防偏转机构接触，以防止对结构支架造成磨损。

然而，上述设计存在以下问题：

1)由于用于主飞行控制作动器安装的螺栓的定力较大且可允许的范围较小，在安装主飞行控制作动器的螺栓时锁紧螺母与开口销难以配合。在安装过程中，开口销需要穿过槽式螺母和螺栓孔，而过小的力矩范围会导致孔位难以对齐，从而导致安装困难。并且螺栓的单个销孔也难以满足较小的定力范围要求，会出现拉长人工工时、降低安装效率的问题。

2)主飞行控制作动器接头设计有防逆转机构，允许其与结构相磨损，保证作动器沿着轴线有一定偏转范围，防止接头卡死。当前安装结构的防磨垫片为独立的圆形完整垫片，会增加安装部件的重量并且易脱落、不易维修更换。

3)主飞行控制作动器作为舵面执行结构，作动器接头的脱落、断裂会影响飞机的操纵能力。根据民机CCAR25.607条款要求，对于妨碍飞机正常驾驶技巧的飞行和着陆都需要有两套独立的锁定装置。因此主飞行控制作动器接头的连接螺栓需采用两套独立的锁定装置，以防止螺母紧固失效后螺栓脱落而导致作动器接头脱落，进而破坏机体结构。

因此，鉴于上述内容可知，如何能够设计一种能够解决上述技术问题的用于飞行控制***的作动器接头的连接紧固装置俨然成为了本领域亟待解决的技术问题。

实用新型内容

基于现有技术中存在的上述的问题，本实用新型的目的在于，提供一种结构简单、装置可靠性高、便于安装和拆卸的双保险连接紧固装置，其能克服现有技术的不足，以保证飞行控制***的作动器接头的载荷传递、颤振抑制和寿命安全等。

本实用新型的以上目的通过提供一种用于飞行控制***的作动器接头的连接紧固装置来实现，采用如下技术方案：

本实用新型提供的所述连接紧固装置包括：结构支架，所述结构支架的耳片上设有通孔；作动器接头，所述作动器接头包括防逆转机构和轴承；螺栓；锁紧螺母；开口销，所述开口销与所述锁紧螺母紧固配合，以防止所述锁紧螺母与所述螺栓产生相对转动；止动衬套；以及滑动衬套，所述止动衬套和所述滑动衬套对所述轴承进行径向和轴向紧固，所述防逆转机构与所述止动衬套接合，

其中，所述螺栓尾部可以设有米字形的定位开口，并且所述止动衬套可以是设有防磨垫片部分的一体化止动衬套，以在紧固所述作动器接头的所述轴承的同时防止所述作动器接头的所述防逆转机构磨损所述结构支架。

根据上述技术方案，本实用新型的连接紧固装置能起到以下有益技术效果：该连接紧固装置中螺栓尾部自制的米字形定位开口能保证螺栓在较小的转动范围内，便于开口销与螺栓的匹配，从而方便定力，此外，设有防磨垫片部分的一体化止动衬套本身具备防磨功能，因此无需另加防磨垫片，有助于减少部件，提高连接紧固装置的可维修性。

较佳的是，在一些实施例中，所述连接紧固装置还可以包括独立的锁止卡板，所述锁止卡板与所述结构支架固定连接，所述锁止卡板位于所述螺栓与所述结构支架之间，以防止所述螺栓绕螺栓轴心转动。

根据上述技术方案，本实用新型的连接紧固装置能起到以下有益技术效果：本实用新型的连接紧固装置提供了双保险连接紧固装置，除了锁紧螺母配合开口销的紧固方式可以防止锁紧螺母与螺栓产生相对转动之外，独立的锁止卡板还可以对螺栓进行进一步固定，并且该锁止卡板结构简单，便于安装。

较佳的是，在一些实施例中，所述止动衬套的所述防磨垫片部分可以为非完整圆形设计，以降低部件重量。

较佳的是，在一些实施例中，在所述锁紧螺母与所述结构支架之间可以设有垫圈，用于防止磨损结构支架。

较佳的是，在一些实施例中，所述螺栓可以是六角螺栓，所述锁紧螺母可以是六角螺母。

较佳的是，在一些实施例中，所述止动衬套的所述防磨垫片部分的直径对应于所述作动器接头的防逆转机构，所述防磨垫片部分可以与所述作动器接头的防逆转机构接触，以防止防逆转机构与结构支架的相互磨损。

较佳的是，在一些实施例中，所述滑动衬套与所述结构支架间隙配合，所述止动衬套与所述结构支架过盈配合，所述螺栓与所述轴承间隙配合。

较佳的是，在一些实施例中，在安装过程中，在确定所述锁止卡板的六角头中心与所述作动器接头的轴线同轴的情况下，所述螺栓可以穿过所述结构支架的所述耳片上通孔、所述作动器接头的通孔、所述滑动衬套、所述止动衬套以及垫圈而与所述锁紧螺母紧固配合，以将所述作动器接头与所述结构支架紧固连接。

并且在更优选的实施例中，在安装过程中，在所述螺栓的螺纹部分未完全通过所述滑动衬套、所述止动衬套或所述轴承之前不旋转所述螺栓，以防止在所述滑动衬套、所述止动衬套或所述轴承的内表面上产生划痕。

较佳的是，在一些实施例中，所述连接紧固装置用于飞机的作动器接头安装。

综上所述，本实用新型的有益效果是：

由于本实用新型的连接紧固装置采用了两套独立的锁定装置，其中一个是独立的锁止卡板，另一个是锁紧螺母配合开口销的紧固方式，大大提高了作动器接头的安装可靠性；

并且本实用新型中采用了自主设计的螺栓，其中该螺栓通常为六角螺栓，螺栓尾部自制米字形的定位开口，有助于开口销与螺栓在较小转动范围内的匹配，从而方便定力并提高了安装效率；

此外，本实用新型中还采用了自主设计一体化止动衬套，衬套本身具备防磨功能，无需另加防磨垫片，可以减少部件数量并提高可维修性。

本文所描述的连接紧固装置的额外特征和优点将在下文的详细描述中陈述，并且通过下文对于本领域技术人员显然或者从通过实践本文所描述的实施方式而被本领域技术人员认识到，这些描述包括下文的详细描述、权利要求、以及附图。

应了解前文的一般描述和下文的详细描述说明了各种实施方式并且意图提供理解要求保护的主题的性质和特征的概述或框架。包括附图以提供对各种实施方式的进一步理解并且附图合并于本说明书中并且构成本说明书的部分。附图示出了本文所描述的各种实施方式，并且与描述一起用来解释要求保护的主题的原理和操作。

附图说明

参考以上目的，本实用新型的技术特征在下面的权利要求中清楚地描述，并且其优点从以下参照附图的详细描述中显而易见，附图以示例方式示出了本实用新型的优选实施方式，而不限制本实用新型构思的范围。

图1是现有技术的作动器接头所采用的单保险的连接紧固装置的剖视结构示意图。

图2是根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例的剖视结构示意图。

图3是根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例中的螺栓的示意性立体图。

图4是根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例中的螺栓的尾部的示意图。

图5是根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例中的止动衬套的示意性立体图。

图6是根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例安装到结构支架的示意性立体图。

附图标记列表

1结构支架

2作动器接头

3螺栓

4锁紧螺母

5开口销

6止动衬套

7滑动衬套

8轴承

9锁止卡板

10防逆转机构

具体实施方式

现在将详细地参考本实用新型的各个实施方案，这些实施方案的实例被显示在附图中并描述如下。

尽管本实用新型将与示例性实施方案相结合进行描述，但是应当意识到，本说明书并非旨在将本实用新型限制为那些示例性实施方案。相反，本实用新型旨在不但覆盖这些示例性实施方案，而且覆盖可以被包括在由所附权利要求所限定的本实用新型的精神和范围之内的各种选择形式、修改形式、等效形式及其它实施方案。

为了便于在所附权利要求中解释和精确定义，术语“上”、“下”、“内”和“外”用于参考在图中所示的示例性实施方案的特征的位置来对这些特征进行描述。

图2示出了根据本实用新型的用于飞行控制***的连接紧固装置的优选实施例的剖视结构示意图。其中，该连接紧固装置主要包括：

结构支架1，该结构支架1的耳片上设有通孔；

作动器接头2，该作动器接头2包括防逆转机构10和轴承8；

螺栓3，其中，该螺栓3优选地为六角螺栓，并在螺栓尾部设有米字形的定位开口；

锁紧螺母4，该锁紧螺母4优选地为六角螺母；

开口销5，该开口销5与锁紧螺母4紧固配合，以防止锁紧螺母4与螺栓3产生相对转动；

止动衬套6，该止动衬套6优选地为设有防磨垫片部分的一体化止动衬套，以在紧固作动器接头2的轴承8的同时防止作动器接头2的防逆转机构10磨损结构支架1；

滑动衬套7，止动衬套6和滑动衬套7在径向和轴向上对轴承8进行紧固；

独立的锁止卡板9，该锁止卡板9与结构支架1固定连接，锁止卡板9位于所述螺栓3与结构支架1之间，以防止螺栓3绕螺栓轴心转动；以及

垫圈，该垫圈优选地设在锁紧螺母4与结构支架1之间，用于防止磨损结构支架1。

图3示出了根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例中的螺栓3的示意性立体图，图4示出了根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例中的螺栓3的尾部的示意图。其中，该螺栓3优选地为六角螺栓，并在螺栓尾部设有米字形的定位开口，该米字形的定位开口减小了在开口销5与螺栓3的匹配过程中转动的角度范围，可以在满足范围较小的定力要求的同时降低螺栓孔与螺母的配合难度，从而方便定力并提高安装和拆卸效率。

图5示出了根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例中的止动衬套6的示意性立体图。该止动衬套6优选地设有防磨垫片部分，将传统止动衬套与防磨垫片集成在一起，减少了部件数量，并同时能在紧固作动器接头2的轴承8的同时防止作动器接头2的防逆转机构10磨损结构支架1，并且优选地，该止动衬套6的防磨垫片部分的直径对应于作动器接头2的防逆转机构10到螺栓3的轴线的距离，当作动器接头2受到振动或左右轻微滑动时，该防磨垫片部分会与作动器接头2的防逆转机构10接触，以防止作动器接头2的防逆转机构10对结构支架1产生摩擦。

在更优选的实施例中，一体化的止动衬套6的防磨垫片部分可以是非完整圆形设计，减去了不会与作动器接头2的防逆转机构10接触的部分，使止动衬套6更加轻量化。

图6示出了根据本实用新型的连接紧固装置的优选实施例安装到结构支架的示意性立体图。该连接紧固装置的安装步骤如下：

首先，要确定锁止卡板9的六角头中心与作动器接头2的轴线是同轴的，以确保安装了螺栓3后螺栓6的六角头不会与锁止卡板9发生干涉；

然后，将螺栓3穿过结构支架1的所述耳片上通孔、作动器接头2的通孔、滑动衬套7、止动衬套6以及垫圈而与锁紧螺母4紧固配合，以将作动器接头2与所述结构支架1紧固连接，并使用螺栓导销的安装方法以使螺栓能够顺利安装；

同时，应当注意，在安装过程中，在螺栓3的螺纹部分未完全通过滑动衬套7、止动衬套6或轴承8之前不旋转螺栓3，以防止在滑动衬套7、止动衬套6或轴承8的内表面上产生划痕。此外，螺栓安装时需使用定力扳手，以满足作动器接头连接定力要求。

此外，应当注意，在优选实施例的安装过程中，滑动衬套7与结构支架1间隙配合，止动衬套6与结构支架1过盈配合，并且螺栓3与轴承8间隙配合，以更好地适应并吸收作动器接头可能遇到的颤振。

在优选实施例中，该连接紧固装置可用于飞机的作动器接头安装，并具有如下结构优势，例如但不限于：

双保险紧固设计，作动器接头采用的锁紧螺母配合开口销和锁止卡板的紧固形式可以有效防止螺栓脱落而导致的作动器接头脱落；

一体化的防磨止动衬套，其可以防止作动器接头撞击结构支架的耳片并致其磨损，并且减轻了对整体结构的重量负担；以及

尾部具有米字形开口的螺栓，其满足了用于作动器接头的连接紧固装置中的螺栓定力范围小的要求，并同时提高了部件的可安装性，降低了工人安装难度，节省了操作时间。

在上述实施例中，对用于飞行控制***作动器接头的连接紧固装置的情况进行了说明，本文的意图是示例性的，并不是穷尽性的或限制性的。

对于本领域的技术人员来说显然可对由所附权利要求所表达的术语的宽泛上位含义所指示的全部范围内做出各种改型，尤其是在结构、材料、元素、部件、形状、尺寸和部件的布置方面，包括这些方面在此处所描述的原理范围内的结合。在这些各种改型未偏离所附权利要求的精神和范围的程度内，意味着它们也包含于此。

本实用新型在其范围内，能将各实施方式自由组合，或是将各实施方式适当变形、省略。

Claims (10)

1.一种用于飞行控制***的作动器接头的连接紧固装置，其包括：

结构支架(1)，所述结构支架(1)的耳片上设有通孔；

作动器接头(2)，所述作动器接头(2)包括防逆转机构(10)和轴承(8)；

螺栓(3)；

锁紧螺母(4)；

开口销(5)，所述开口销(5)与所述锁紧螺母(4)紧固配合，以防止所述锁紧螺母(4)与所述螺栓(3)产生相对转动；

止动衬套(6)；

以及滑动衬套(7)，所述止动衬套(6)和所述滑动衬套(7)对所述轴承(8)进行径向和轴向紧固，所述防逆转机构(10)与所述止动衬套(6)接合，

其特征在于，所述螺栓(3)尾部设有米字形的定位开口，并且

所述止动衬套(6)是设有防磨垫片部分的一体化止动衬套，以在紧固所述作动器接头(2)的所述轴承(8)的同时防止所述作动器接头(2)的所述防逆转机构(10)磨损所述结构支架(1)。

2.根据权利要求1所述的连接紧固装置，其特征在于，所述连接紧固装置还包括独立的锁止卡板(9)，所述锁止卡板(9)与所述结构支架(1)固定连接，所述锁止卡板(9)位于所述螺栓(3)与所述结构支架(1)之间，以防止所述螺栓绕螺栓轴心转动。

3.根据权利要求1或2所述的连接紧固装置，其特征在于，所述止动衬套(6)的所述防磨垫片部分为非完整圆形设计，以降低部件重量。

4.根据权利要求1或2所述的连接紧固装置，其特征在于，在所述锁紧螺母(4)与所述结构支架(1)之间设有垫圈。

5.根据权利要求1或2所述的连接紧固装置，其特征在于，所述螺栓(3)是六角螺栓，所述锁紧螺母(4)是六角螺母。

6.根据权利要求1或2所述的连接紧固装置，其特征在于，所述止动衬套(6)的所述防磨垫片部分的直径对应于所述作动器接头(2)的所述防逆转机构(10)，所述防磨垫片部分与所述防逆转机构(10)接触。

7.根据权利要求1或2所述的连接紧固装置，其特征在于，所述滑动衬套(7)与所述结构支架(1)间隙配合，所述止动衬套(6)与所述结构支架(1)过盈配合，所述螺栓(3)与所述轴承(8)间隙配合。

8.根据权利要求1或2所述的连接紧固装置，其特征在于，在安装过程中，在确定锁止卡板(9)的六角头中心与所述作动器接头(2)的轴线同轴的情况下，所述螺栓(3)穿过所述结构支架(1)的耳片上通孔、所述作动器接头(2)的通孔、所述滑动衬套(7)、所述止动衬套(6)以及垫圈而与所述锁紧螺母(4)紧固配合，以将所述作动器接头(2)与所述结构支架(1)紧固连接。

9.根据权利要求1或2所述的连接紧固装置，其特征在于，在安装过程中，在所述螺栓(3)的螺纹部分未完全通过所述滑动衬套(7)、所述止动衬套(6)或所述轴承(8)之前不旋转所述螺栓，以防止在所述滑动衬套(7)、所述止动衬套(6)或所述轴承(8)的内表面上产生划痕。

10.根据权利要求1或2所述的连接紧固装置，其特征在于，所述连接紧固装置用于飞机的作动器接头安装。