航空航天用高锁紧机械防松紧固系统、安装工具及方法与流程

1.本发明涉及紧固件技术领域，尤其涉及一种航空航天用高锁紧机械防松紧固系统、安装工具及方法。


背景技术：

2.航空航天事业的发展是20世纪科学技术飞跃进步，社会生产突飞猛进的结果。航空航天的成果集中了科学技术的众多新成就。迄今为止的航空航天活动，虽然还只是人类离开地球这个摇篮的最初几步，但它的作用已远远超出科学技术领域，对政治、经济、军事以至人类社会生活都产生了广泛而深远的影响。
3.而紧固件，是作禁锢作用且一用极为广泛的一类机械零件，使用行业广泛，包括能源、电子、电器、机械、化工等行业，在各种设备、机械、车辆、建筑、仪器、化工和用品上都可以看到各式各样的紧固件，是应用最广泛的基础件，品种规格繁多，性能用土各异，而且标准化、通用化程度也高。
4.在航空航天中，紧固件的使用量也非常大，航天航空在过去实现了持续的发展，由最初的商用、军用和军务机发展到导弹和火箭，航空航天业主要使用的紧固件包括高锁螺栓、螺栓、螺母、垫圈、铆钉、卡圈、螺钉、隔片和销。航空航天紧固件都必通过严格的标准，才能最终使用在各终端行业；无论是军用还是民用，现代飞机大量采用紧固件的机械连接方法，将组成飞机的零件、组件、部件连接成整体，其中一些飞机的使用量可达十几万件，多则百万件，其类型种类多种多样，需根据使用部位、使用环境、使用载荷、寿命要求、安装方法的不同而进行选用。
5.目前市场上的紧固件存在以下问题：
6.1、需要设定螺母安装的一定扭矩，以及独立进行螺母自锁结构的设置和安装，操作繁琐，不便捷；
7.2、抗振动性弱，振动时间较长或者强度较大时候容易导致螺母自锁结构的失效。
8.3、传统航空航天用紧固装置的安装工具大部分只是用于螺母与螺栓的螺纹锁紧，功能较为单一。
9.4、传统航空航天用紧固装置的安装方法，一般是分为两个部分，一个部分是用于螺母与螺栓的螺纹锁紧，另一部分是通过进一步增大螺母与螺栓之间的摩擦力以达到防松脱目的。
10.因此需要研发出一种航空航天用高锁紧机械防松紧固系统、安装工具及方法来解决上述问题。


技术实现要素：

11.本发明的目的就在于为了解决上述问题设计了一种航空航天用高锁紧机械防松紧固系统、安装工具及方法。
12.本发明通过以下技术方案来实现上述目的：
13.航空航天用高锁紧机械防松紧固系统，包括：
14.螺栓；螺栓包括螺杆、螺帽，螺杆的第一端和螺帽连接，螺杆外表面靠近第二端处设置有外螺纹；
15.螺母；螺母内表面上设置有内螺纹，螺栓和螺母通过外螺纹和内螺纹螺纹连接；
16.在螺杆上设置有至少一个的缺口，在螺母外壁上设置有至少一个的外凸起，凸起受到安装工具朝向螺杆的力的挤压后，螺母内壁形成内凸起且卡入缺口内部。
17.具体地，在螺杆的第二端内部开设有内扳拧槽。
18.优选地，缺口开设在螺杆的外螺纹上。
19.进一步地，缺口沿着螺杆的长度方向开设有多排，每排多个的缺口沿着螺杆的周向均匀分布。
20.进一步地，外凸起为至少二个的时候，外凸起在螺母外壁周向上均匀分布。
21.优选地，外凸起的外表面形成为弧面。
22.优选地，螺母为ta18钛合金或gh2132高温合金制成；螺栓为tc4钛合金制成。
23.航空航天用高锁紧机械防松紧固系统的安装工具，安装工具包括螺母套筒及施力件，螺母套筒与施力件连接，螺母套筒的内侧壁包括有多个依次连接的内侧面，内侧面的数量与外凸起的数量相同，内侧面形成为内凹的弧面，弧面的半径大于螺母的半径与外凸起的厚度之和。
24.航空航天用高锁紧机械防松紧固系统的安装方法，包括以下步骤：
25.s1、用一扳手与螺杆的内扳拧槽内，锁定螺杆的周向转动，将安装工具的螺母套筒套在螺母的外部，保证多个外凸起对应落入到螺母套筒相邻两个内侧面的连接处，通过施力件转动螺母套筒，螺栓与螺母螺纹连接，直至螺母的下端面与安装板面抵紧；
26.s2、继续沿着螺母拧紧方向转动螺母套筒；
27.s3、外凸起与螺母套筒的内侧面挤压，随着螺母套筒的转动，外凸起与螺母套筒的内侧面挤压力逐渐加大，螺母产生变形，且向内变形出内凸起卡入螺杆的缺口内；
28.s4、当螺母套筒移动至其内侧面中部挤压外凸起时候，外凸起被完全挤压消失，螺母产生的内凸起卡紧缺口；
29.s5、轴向取出螺母套筒，得到机械锁紧后的紧固装置。
30.本发明的有益效果在于：
31.1、可快速安装：首先通过螺母套筒对螺母施加扭矩，让螺母转动，直至螺母下端面与安装板面抵紧，螺母不能转动时候，继续通过螺母套筒对螺母施加扭矩，直至让螺母变形，螺母产生的内凸起卡入缺口，此过程中不需要施加固定大小的有效扭矩，扭矩只需要让螺母与螺栓螺纹连接以及让螺母变形即可；
32.2、具备高抗振动性：内凸起与缺口的机械锁紧形式在振动环境下具有更优越的抗震性；
33.3、具备增强的紧固性能：因每个螺母、螺栓的尺寸材料均一致，且当作用的安装板面一致时候，则会对安装板面产生高度一致的夹紧效果，可提供更出色的静态和疲劳性能；
34.4、安装过程无异物：整个安装过程中不会出现异物的产生，消除了安装过程中产生异物的风险。
附图说明
35.图1为本申请中螺栓与螺母配合的立体结构示意图；
36.图2为本申请中螺栓与螺母配合的俯视图；
37.图3为本申请中螺栓的立体结构示意图一；
38.图4为本申请中螺栓的立体结构示意图二；
39.图5为本申请中螺母的立体结构示意图；
40.图6为本申请中螺栓与螺母的配合锁紧流程示意图；其中，a为步骤s1的示意图，b为步骤s2的示意图，c为步骤s3的示意图，d为步骤s4的示意图，e为步骤s5的示意图。
41.图7为本申请中螺母套筒的结构示意图；
42.图中：1、螺栓；11、螺帽；12、螺杆；13、外螺纹；14、缺口；15、内扳拧槽；2、螺母；21、外凸起；22、内螺纹；23、内凸起；3、螺母套筒；3、内侧面。
具体实施方式
43.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
44.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
45.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
46.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
47.此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
48.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
49.下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细说明。
50.如图1
‑
5所示，航空航天用高锁紧机械防松紧固系统，包括：
51.螺栓1；螺栓1包括螺杆12、螺帽11，螺杆12的第一端和螺帽11连接，螺杆12外表面靠近第二端处设置有外螺纹13；
52.螺母2；螺母2内表面上设置有内螺纹22，螺栓1和螺母2通过外螺纹13和内螺纹22螺纹连接；
53.在螺杆12上设置有至少一个的缺口14，在螺母2外壁上设置有至少一个的外凸起21，凸起受到安装工具朝向螺杆12的力的挤压后，螺母2内壁形成内凸起23且卡入缺口14内部。
54.在一些实施例中，缺口14是设置在螺杆12上的非外螺纹13上，直接设置在其杆面上。
55.如图2和4所示，在螺杆12的第二端内部开设有内扳拧槽15。
56.在一些实施例中，内扳拧槽15形成为规则的多边形或者是不规则的可以卡死螺杆12的形状。优选为内六方扳拧槽，搭配的锁定工具为六角扳手。还可以选择为spline
‑
lok扳拧槽。
57.如图3和4所示，缺口14开设在螺杆12的外螺纹13上。
58.在一些实施例中，缺口14的深度小于螺杆12上外螺纹13的高度；缺口14形成为弧形。
59.如图3和4所示，缺口14沿着螺杆12的长度方向开设有多排，每排多个的缺口14沿着螺杆12的周向均匀分布。
60.在一些实施例中，缺口14设置的排数根据紧固装置用于紧固的板材厚度来决定，只需要满足被挤压变形的螺母2向内形成的内凸起23能够卡入缺口14即可。
61.如图5所示，外凸起21为至少二个的时候，外凸起21在螺母2外壁周向上均匀分布。
62.在一些实施例中，选用螺杆12上每排缺口14为五个，螺母2上外凸起21为三个，那么在进行装配时候，一般其中两个凸起的形变量会进入到其中两个缺口14内，还有一个凸起的形变量会分散的进入到另外两个缺口14内。从原理上出发，进入到缺口14的数量越多，进入每个缺口14的形变量越大，则装配更加稳定，最终的选择是根据实际需求来确定。
63.如图5所示，外凸起21的外表面形成为弧面。这样的结构设计是为了让螺母2的变形量依次从小变大，让变形更加的线性，变形容易实现。
64.在一些实施例中，螺母2为ta18钛合金或gh2132高温合金制成；螺栓为tc4钛合金制成。
65.性能类别：抗拉型或抗剪型；
66.表面处理：钝化；
67.润滑：干膜润滑(钛合金和gh2132)或十六醇润滑。
68.在一些实施例中，螺栓1的材料为：tc4钛合金；
69.头型：100
°
沉头、或130
°
沉头、或平圆头；
70.性能类别：抗剪型和抗拉型；
71.表面处理：涂铝、或氟化磷酸盐处理、或无涂层；
72.润滑：干膜润滑或十六醇润滑。
73.航空航天用高锁紧机械防松紧固系统的安装工具，安装工具包括螺母套筒3及施力件，螺母套筒3与施力件连接，螺母套筒3的内侧壁包括有多个依次连接的内侧面3，内侧面3的数量与外凸起21的数量相同，内侧面3形成为内凹的弧面，弧面的半径大于螺母2的半径与外凸起21的厚度之和。
74.如图7所示，在一些实施例中，内侧面3为三个，螺母套筒3的中心轴线与弧面两端的距离为最大；螺母套筒3的中心轴线与弧面中点的距离为最小，且略大于螺母2的半径。
75.航空航天用高锁紧机械防松紧固系统的安装方法，包括以下步骤：
76.s1、如图6中a所示，用一扳手与螺杆12的内扳拧槽15内，锁定螺杆12的周向转动，将安装工具的螺母套筒3套在螺母2的外部，保证多个外凸起21对应落入到螺母套筒3相邻两个内侧面3的连接处，通过施力件转动螺母套筒3，螺栓1与螺母2螺纹连接，直至螺母2的下端面与安装板面抵紧；
77.s2、如图6中b所示，继续沿着螺母2拧紧方向转动螺母套筒3；
78.s3、如图6中c所示，外凸起21与螺母套筒3的内侧面3挤压，随着螺母套筒3的转动，外凸起21与螺母套筒3的内侧面3挤压力逐渐加大，螺母2产生变形，且向内变形出内凸起23卡入螺杆12的缺口14内；
79.s4、如图6中d所示，当螺母套筒3移动至其内侧面3中部挤压外凸起21时候，外凸起21被完全挤压消失，螺母2产生的内凸起23卡紧缺口14；
80.s5、如图6中e所示，轴向取出螺母套筒3，得到机械锁紧后的紧固装置。
81.本发明的技术方案不限于上述具体实施例的限制，凡是根据本发明的技术方案做出的技术变形，均落入本发明的保护范围之内。