CN106625098A - 一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，包括底座以及设置在底座上的立柱，在所述立柱上端面开有与自锁螺母相配合的限位孔，还包括套设在立柱上的环形收口盘，沿所述收口盘的径向在其本体上开有多个直孔，顶紧块端部活动贯穿直孔后向收口盘中部延伸，且在顶紧块延伸段端部上设有与自锁螺母收口部分相匹配的打磨片，打磨片正对所述限位孔上端。发明人针对该类缺陷，研发出自锁螺母在收口工序结束后的快速打磨抛光装置，快速实现对自锁螺母收口部分上的毛刺或是突起的清理，同时降低航空航天器中数量众多的自锁螺纹后续处理的成本，以确保自锁螺母具备良好的抗振能力。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天领域，具体涉及一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构。
背景技术
在航空航天等行业中使用的自锁收口螺母，其收口是在先按常规工艺制作好螺母后，采用挤压的方法对该螺母的收口部位进行挤压，使得收口部位的螺孔沿径向产生塑性变形，并使收口部位的螺孔径向尺寸小于与之连接的螺杆的径向尺寸，从而使与该螺母连接的螺杆进入到该螺母的变形螺孔时，因螺孔的弹性变形所产生的径向压力使得螺母紧密地与螺杆连接在一起而达到防松的目的。根据自锁收口螺母结构、尺寸、使用条件的不同，收口分为两点式收口、三点式收口、四点式收口、椭圆式收口等形式。螺母收口部位的螺孔沿径向的变形尺寸精度，是保证自锁收口螺母与螺杆连接时的防松效果的关键。目前，螺母的收口加工方法主要有两种：采用冲床结合收口模具进行收口和液压收口机结合收口模具进行收口。
并且在上述两类收口方式中，均存在收口工序完成后自锁螺母端部的边角处仍旧存在部分毛刺或是突起，进而导致在自锁螺母与螺栓配合时，部分毛刺或是突起会介入至螺栓与自锁螺母之间的配合区域内，进而影响自锁螺母收口部分产生径向弹性形变引起的抗力效果，同时减小对螺栓表面所产生的径向挤压力，最终导致螺纹副具备的抗松动力矩弱化，即自锁螺母的自锁功能失效；而在结构复杂、精密的航空航天飞行器中，其核心部件的连接件出现松动会导致严重的航天事故。
发明内容
本发明目的在于提供一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，实现对自锁螺纹收口部分进行精细抛光，确保自锁螺母具备有效的抗松动力矩。
本发明通过下述技术方案实现：
一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，包括底座以及设置在底座上的立柱，在所述立柱上端面开有与自锁螺母相配合的限位孔，还包括套设在立柱上的环形收口盘，沿所述收口盘的径向在其本体上开有多个直孔，顶紧块端部活动贯穿直孔后向收口盘中部延伸，且在顶紧块延伸段端部上设有与自锁螺母收口部分相匹配的打磨片，打磨片正对所述限位孔上端。现有技术中，对于航空航天的零部件加工要求较高，除去材料本身的要求外，零部件加工工艺的要求相对严格，但是作为航天航空器中众多的部件的连接件，自锁螺母与螺栓的使用量巨大，而利用高精度珩磨设备对自锁螺母的收口部分进行打磨的使用成本过高，普通的打磨设备则无法实现对尺寸相对较小的自锁螺母进行局部打磨，由此，发明人针对该类缺陷，研发出自锁螺母在收口工序结束后的快速打磨抛光装置，快速实现对自锁螺母收口部分上的毛刺或是突起的清理，同时降低航空航天器中数量众多的自锁螺纹后续处理的成本，以确保自锁螺母具备良好的抗振能力；
具体使用时，将收口工序完成后的自锁螺纹置于限位孔内，逐渐推动顶紧块，迫使打磨片沿直孔轴线向靠近自锁螺母的方向移动，直至打磨片与自锁螺母的收口部分接触，同时转动收口盘，使得打磨片沿自锁螺母收口部分的外圆周转动，以对该收口部分进行环向打磨抛光，清除收口部分上的毛刺或是突起；而收口部分包括沿其径向向外突出的弧形收口圆周以及收口端面，毛刺或是突起则分布于圆周壁与自锁螺母本体的连接处、圆周壁与端面的连接处或是端面上，而设计的打磨片则能同时对三个毛刺的集中点进行清理，多个打磨片可沿收口部分的周向对收口部分进行重复打磨，以减小收口部分上毛刺或是突起的残留量，避免螺栓在与自锁螺母配合时部分存在于收口端面上的毛刺对螺纹段形成干扰。
所述顶紧块为T型，在所述直孔靠近立柱的一端设有挡块，且所述顶紧块的水平段活动贯穿挡块，打磨片设置在顶紧块水平段的端部，顶紧块的竖直段两端分别与直孔的内壁接触。顶紧块采用T型，且顶紧块的水平段一侧端部与其竖直段的中点连接，而顶紧块的水平段端部活动贯穿挡块，顶紧块的竖直段两端分别与直孔的内壁接触，此时，与顶紧块本体完全贯穿直孔时相比，顶紧块与直孔的接触面积大大减小，使得顶紧块与直孔之间的相互磨损量降低，以确保多个打磨片对收口部分的抛光程度相同，进而提高自锁螺母收口圆周与收口端面的一致性。
在所述顶紧块的水平段上套设有弹簧，且所述弹簧一端与顶紧块的竖直段内侧壁连接，弹簧另一端与挡块外侧壁连接。弹簧被夹持在挡块与顶紧块竖直段之间构成的环空内，以保证顶紧块在被驱动时的速度保持相对稳定，即避免单个或是多个顶紧块移动速度过快而与自锁螺母的收口圆周发生剧烈碰撞，避免自锁螺母的收口圆周局部发生过度形变。
还包括与所述收口盘同轴的顶环，所述顶环内侧壁下段与所述收口盘外圆周壁螺纹配合，在顶环内侧壁上段设有突出部，且所述突出部与顶紧块端部相接触，转动顶环，迫使突出部推动顶紧块沿收口盘的径向朝收口盘中部移动。在顶紧块驱动时，发明人摒弃多个气缸或是油缸的同步驱动，而采用较为稳定的驱动方式，即在收口盘外圆周上设有与之螺纹配合的顶环，该锁紧盖内侧壁上段设有突出部，且突出部与顶紧块的竖直段的外侧壁相互配合，使得顶环在实现旋转下移时，突出部能够推动顶紧块竖直段向限位孔处移动，直接将多个驱动部件改为一个驱动部件，大大降低了加工的成本，同时保证多个打磨片移动的同步性，提高自锁螺母收口圆周打磨的一致性。
在由所述收口盘中点水平指向其外圆周壁的方向上，所述顶紧块竖直段外侧壁朝下倾斜，所述突出部的内侧壁与顶紧块竖直段外侧壁的倾斜方向相对应。进一步地，将顶紧块的竖直段外侧壁设置为倾斜状态，而突出部的内侧壁同样设置成与顶紧块的竖直段外侧壁倾斜程度相同的倾斜状，使得顶环在下移时，突出部与顶紧块竖直段的外侧壁接触，且两者发生相互挤压，迫使顶紧块沿直孔周向朝限位孔处移动。
在所述立柱下段开有环形槽，与收口盘底部连接的副齿轮转动设置在环形槽内，且在底座上设有电机，电机输出端上设有与副齿轮配合的主齿轮，在底座上还设有导向筒，在导向筒内壁上开有滑槽，在顶环外壁上设有滑块，所述滑槽包括由上至下依次设置且相互连通的竖直段和圆周段，所述竖直段的轴线与导向筒的轴线平行，所述圆周段的轴线与导向筒的轴线重合。使用时，启动电机，主齿轮与副齿轮相互配合，即带动收口盘开始转动，而顶环通过滑块与滑槽的配合与导向筒之间实现竖直方向上的相对位移，收口盘与顶环则通过两者将的螺纹配合实现周向的相对转动，即滑块置于滑槽的竖直段内时，收口盘转动进而带动顶环沿竖直段的轴线向下移动，同时突出部对顶紧块施加一个沿直孔轴线指向限位孔处的推力，以带动顶紧块移动，迫使打磨片与自锁螺母的收口圆周之间的间距逐级变小，以实现对收口圆周与自锁螺母本体连接处上的毛刺进行环向打磨，直至两者发生接触；而当滑块移动至滑槽的圆周段内后，此时滑槽失去对顶环在周向上的移动限制，即顶环随收口盘一起发生同步的圆周运动，顶紧块的水平段端部的打磨片位置不再发生变化，进而避免对自锁螺母的收口部分进行过度打磨。通过对打磨片移动的合理调控，以确保自锁螺母收口圆周以及收口端面上的毛刺被彻底清除。
所述打磨片相互垂直的平磨段和侧磨段，所述侧磨段的侧壁沿收口盘的径向向外凹陷形成一圆弧形，且所述平磨段与自锁螺母的收口圆周对应，所述侧磨段与自锁螺母的收口端面对应。作为优选，为提高自锁螺母的收口部分的打磨效率，打磨片包括正对收口圆周的侧磨段、正对收口端面的平磨段，在顶紧块不断靠近自锁螺母的收口部分时，由平磨段与收口端面上的毛刺首先接触，然后呈圆弧形的侧磨段逐渐与收口圆周上的毛刺接触，在顶紧块停止径向移动时，则侧磨段与收口圆周、平磨段与收口端面完全贴合，以实现自锁螺母收口部分上所有毛刺的清理工序。
本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：
1、本发明一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，可快速实现对自锁螺母收口部分上的毛刺或是突起的清理，同时降低航空航天器中数量众多的自锁螺纹后续处理的成本，以确保自锁螺母具备良好的抗振能力；
2、本发明一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，滑块置于滑槽的竖直段内时，收口盘转动进而带动顶环沿竖直段的轴线向下移动，同时突出部对顶紧块施加一个沿直孔轴线指向限位孔处的推力，以带动顶紧块移动，迫使打磨片与自锁螺母的收口圆周之间的间距逐级变小，以实现对收口圆周与自锁螺母本体连接处上的毛刺进行环向打磨，直至两者发生接触；而当滑块移动至滑槽的圆周段内后，此时滑槽失去对顶环在周向上的移动限制，即顶环随收口盘一起发生同步的圆周运动，顶紧块的水平段端部的打磨片位置不再发生变化，进而避免对自锁螺母的收口部分进行过度打磨；
3、本发明一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，为提高自锁螺母的收口部分的打磨效率，打磨片包括正对收口圆周的侧磨段、正对收口端面的平磨段，在顶紧块不断靠近自锁螺母的收口部分时，由平磨段与收口端面上的毛刺首先接触，然后呈圆弧形的侧磨段逐渐与收口圆周上的毛刺接触，在顶紧块停止径向移动时，则侧磨段与收口圆周、平磨段与收口端面完全贴合，以实现自锁螺母收口部分上所有毛刺的清理工序。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1为本发明的结构示意图；
图2为导向筒的结构示意图；
图3为打磨片的结构示意图。
附图中标记及对应的零部件名称：
1-底座、2-导向筒、3-滑槽、4-滑块、5-顶环、6-顶紧块、7-收口盘、8-弹簧、9-打磨片、10-自锁螺母、11-立柱、12-副齿轮、13-主齿轮、14-电机、15-挡块、16-竖直段、17-圆周段、18-侧磨段、19-平磨段。
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，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
实施例1
如图1所示，本实施例包括底座1以及设置在底座1上的立柱11，在所述立柱11上端面开有与自锁螺母10相配合的限位孔，还包括套设在立柱11上的环形收口盘7，沿所述收口盘7的径向在其本体上开有多个直孔，顶紧块6端部活动贯穿直孔后向收口盘7中部延伸，且在顶紧块延伸段端部上设有与自锁螺母10收口部分相匹配的打磨片9，打磨片9正对所述限位孔上端。现有技术中，对于航空航天的零部件加工要求较高，除去材料本身的要求外，零部件加工工艺的要求相对严格，但是作为航天航空器中众多的部件的连接件，自锁螺母10与螺栓的使用量巨大，而利用高精度珩磨设备对自锁螺母10的收口部分进行打磨的使用成本过高，普通的打磨设备则无法实现对尺寸相对较小的自锁螺母10进行局部打磨，由此，发明人针对该类缺陷，研发出自锁螺母10在收口工序结束后的快速打磨抛光装置，快速实现对自锁螺母10收口部分上的毛刺或是突起的清理，同时降低航空航天器中数量众多的自锁螺纹后续处理的成本，以确保自锁螺母10具备良好的抗振能力；
具体使用时，将收口工序完成后的自锁螺纹置于限位孔内，逐渐推动顶紧块6，迫使打磨片9沿直孔轴线向靠近自锁螺母10的方向移动，直至打磨片9与自锁螺母10的收口部分接触，同时转动收口盘7，使得打磨片9沿自锁螺母10收口部分的外圆周转动，以对该收口部分进行环向打磨抛光，清除收口部分上的毛刺或是突起；而收口部分包括沿其径向向外突出的弧形收口圆周A以及收口端面B，毛刺或是突起则分布于圆周壁与自锁螺母10本体的连接处、圆周壁与端面的连接处或是端面上，而设计的打磨片9则能同时对三个毛刺的集中点进行清理，多个打磨片9可沿收口部分的周向对收口部分进行重复打磨，以减小收口部分上毛刺或是突起的残留量，避免螺栓在与自锁螺母10配合时部分存在于收口端面B上的毛刺对螺纹段形成干扰。
实施例2
如图1所示，所述顶紧块6为T型，在所述直孔靠近立柱11的一端设有挡块15，且所述顶紧块6的水平段活动贯穿挡块15，打磨片9设置在顶紧块6水平段的端部，顶紧块6的竖直段16两端分别与直孔的内壁接触。顶紧块6采用T型，且顶紧块6的水平段一侧端部与其竖直段16的中点连接，而顶紧块6的水平段端部活动贯穿挡块15，顶紧块6的竖直段16两端分别与直孔的内壁接触，此时，与顶紧块本体完全贯穿直孔时相比，顶紧块6与直孔的接触面积大大减小，使得顶紧块6与直孔之间的相互磨损量降低，以确保多个打磨片9对收口部分的抛光程度相同，进而提高自锁螺母10收口圆周A与收口端面B的一致性。
在所述顶紧块6的水平段上套设有弹簧8，且所述弹簧8一端与顶紧块6的竖直段16内侧壁连接，弹簧8另一端与挡块15外侧壁连接。弹簧8被夹持在挡块15与顶紧块6竖直段16之间构成的环空内，以保证顶紧块6在被驱动时的速度保持相对稳定，即避免单个或是多个顶紧块6移动速度过快而与自锁螺母10的收口圆周A发生剧烈碰撞，避免自锁螺母10的收口圆周A局部发生过度形变。
实施例3
如图1所示，还包括与所述收口盘7同轴的顶环5，所述顶环5内侧壁下段与所述收口盘7外圆周壁螺纹配合，在顶环5内侧壁上段设有突出部，且所述突出部与顶紧块6端部相接触，转动顶环5，迫使突出部推动顶紧块6沿收口盘7的径向朝收口盘7中部移动。在顶紧块6驱动时，发明人摒弃多个气缸或是油缸的同步驱动，而采用较为稳定的驱动方式，即在收口盘7外圆周上设有与之螺纹配合的顶环5，该锁紧盖内侧壁上段设有突出部，且突出部与顶紧块6的竖直段16的外侧壁相互配合，使得顶环5在实现旋转下移时，突出部能够推动顶紧块6竖直段16向限位孔处移动，直接将多个驱动部件改为一个驱动部件，大大降低了加工的成本，同时保证多个打磨片9移动的同步性，提高自锁螺母10收口圆周A打磨的一致性。
在由所述收口盘7中点水平指向其外圆周壁的方向上，所述顶紧块6竖直段16外侧壁朝下倾斜，所述突出部的内侧壁与顶紧块6竖直段16外侧壁的倾斜方向相对应。进一步地，将顶紧块6的竖直段16外侧壁设置为倾斜状态，而突出部的内侧壁同样设置成与顶紧块6的竖直段16外侧壁倾斜程度相同的倾斜状，使得顶环5在下移时，突出部与顶紧块6竖直段16的外侧壁接触，且两者发生相互挤压，迫使顶紧块6沿直孔周向朝限位孔处移动。
实施例4
如图1～3所示，在所述立柱11下段开有环形槽，与收口盘7底部连接的副齿轮12转动设置在环形槽内，且在底座1上设有电机14，电机14输出端上设有与副齿轮12配合的主齿轮13，在底座1上还设有导向筒2，在导向筒2内壁上开有滑槽3，在顶环5外壁上设有滑块4，所述滑槽3包括由上至下依次设置且相互连通的竖直段16和圆周段17，所述竖直段16的轴线与导向筒2的轴线平行，所述圆周段17的轴线与导向筒2的轴线重合。使用时，启动电机14，主齿轮13与副齿轮12相互配合，即带动收口盘7开始转动，而顶环5通过滑块4与滑槽3的配合与导向筒2之间实现竖直方向上的相对位移，收口盘7与顶环5则通过两者将的螺纹配合实现周向的相对转动，即滑块4置于滑槽3的竖直段16内时，收口盘7转动进而带动顶环5沿竖直段16的轴线向下移动，同时突出部对顶紧块6施加一个沿直孔轴线指向限位孔处的推力，以带动顶紧块6移动，迫使打磨片9与自锁螺母10的收口圆周A之间的间距逐级变小，以实现对收口圆周A与自锁螺母10本体连接处上的毛刺进行环向打磨，直至两者发生接触；而当滑块4移动至滑槽3的圆周段17内后，此时滑槽3失去对顶环5在周向上的移动限制，即顶环5随收口盘7一起发生同步的圆周运动，顶紧块6的水平段端部的打磨片9位置不再发生变化，进而避免对自锁螺母10的收口部分进行过度打磨。通过对打磨片9移动的合理调控，以确保自锁螺母10收口圆周A以及收口端面B上的毛刺被彻底清除。
作为优选，为提高自锁螺母10的收口部分的打磨效率，打磨片9包括正对收口圆周A的侧磨段18、正对收口端面B的平磨段19，在顶紧块6不断靠近自锁螺母10的收口部分时，由平磨段19与收口端面B上的毛刺首先接触，然后呈圆弧形的侧磨段18逐渐与收口圆周A上的毛刺接触，在顶紧块6停止径向移动时，则侧磨段18与收口圆周A、平磨段19与收口端面B完全贴合，以实现自锁螺母10收口部分上所有毛刺的清理工序。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，包括底座(1)以及设置在底座(1)上的立柱(11)，在所述立柱(11)上端面开有与自锁螺母(10)相配合的限位孔，其特征在于：还包括套设在立柱(11)上的环形收口盘(7)，沿所述收口盘(7)的径向在其本体上开有多个直孔，顶紧块(6)端部活动贯穿直孔后向收口盘(7)中部延伸，且在顶紧块(6)延伸段端部上设有与自锁螺母(10)收口部分相匹配的打磨片(9)，打磨片(9)正对所述限位孔上端。
2.根据权利要求1所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，其特征在于：所述顶紧块(6)为T型，在所述直孔靠近立柱(11)的一端设有挡块(15)，且所述顶紧块(6)的水平段活动贯穿挡块(15)，打磨片(9)设置在顶紧块(6)水平段的端部，顶紧块(6)的竖直段两端分别与直孔的内壁接触。
3.根据权利要求2所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，其特征在于：在所述顶紧块(6)的水平段上套设有弹簧(8)，且所述弹簧(8)一端与顶紧块(6)的竖直段内侧壁连接，弹簧(8)另一端与挡块(5)外侧壁连接。
4.根据权利要求1所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，其特征在于：还包括与所述收口盘(7)同轴的顶环(5)，所述顶环(5)内侧壁下段与所述收口盘(7)外圆周壁螺纹配合，在顶环(5)内侧壁上段设有突出部，且所述突出部与顶紧块(6)端部相接触，转动顶环(5)，迫使突出部推动顶紧块(6)沿收口盘(7)的径向朝收口盘(7)中部移动。
5.根据权利要求4所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，其特征在于：在由所述收口盘(7)中点水平指向其外圆周壁的方向上，所述顶紧块(6)竖直段外侧壁朝下倾斜，所述突出部的内侧壁与顶紧块(6)竖直段外侧壁的倾斜方向相对应。
6.根据权利要求4或5所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，其特征在于：在所述立柱(11)下段开有环形槽，与收口盘(7)底部连接的副齿轮(12)转动设置在环形槽内，且在底座(1)上设有电机(14)，电机(14)输出端上设有与副齿轮(12)配合的主齿轮(13)，在底座(1)上还设有导向筒(2)，在导向筒(2)内壁上开有滑槽(3)，在顶环(5)外壁上设有滑块(4)，所述滑槽(3)包括由上至下依次设置且相互连通的竖直段(17)和圆周段(16)，所述竖直段(17)的轴线与导向筒(2)的轴线平行，所述圆周段(16)的轴线与导向筒(2)的轴线重合。
7.根据权利要求1所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构，其特征在于：所述打磨片(9)相互垂直的平磨段(19)和侧磨段(18)，所述侧磨段(18)的侧壁沿收口盘(7)的径向向外凹陷形成一圆弧形，且所述平磨段(19)与自锁螺母(10)的收口圆周对应，所述侧磨段(18)与自锁螺母(10)的收口端面对应。
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