一种用于作动器的安装装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术提供一种用于作动器的安装装置，包括：铰链螺栓、直衬套、第一凸肩衬套、螺栓防扭装置、第二凸肩衬套、开槽螺母、开口销、作动器单叉耳和支座双叉耳；座双叉耳的两个螺栓孔中一一对应安装有第一凸肩衬套和第二凸肩衬套，所述第一凸肩衬套中安装有直衬套，且支座双叉耳安装有第一凸肩衬套一侧叉耳外部固定安装有螺栓防扭装置；铰链螺栓的螺纹端依次穿过螺栓防扭装置的六角形内孔、直衬套、作动器单叉耳上的轴承内孔和第二凸肩衬套后，采用开槽螺母和开口销锁紧固定。本实用新型专利技术实施例提供的技术方案，有效提升了作动器控制系统的可靠性。可靠性。可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种用于作动器的安装装置


[0001]本技术涉及但不限于飞机中作动器的安装
，具体涉及一种用于作动器的安装装置。

技术介绍

[0002]目前飞机正朝着多功能、高灵活性、高速化、控制技术多样化的方向快速发展。
[0003]作为飞机中重要的执行部件，作动器控制系统影响着未来飞机发展的方向。目前作动器安装后通常存在轴向窜动的现象。作动器作为作动器控制系统的中的关键设备，其安装的可靠性成为制约飞机性能可靠性的关键技术。

技术实现思路

[0004]本技术的目的是：本技术实施例提供一种用于作动器的安装装置，通过合理设置作动器的安装结构，实现了有效提升作动器控制系统的可靠性。
[0005]本技术的技术方案是：本技术实施例提供一种用于作动器的安装装置，包括：所述安装装置包括：铰链螺栓1、直衬套2、第一凸肩衬套3、螺栓防扭装置4、第二凸肩衬套5、开槽螺母6、开口销7、作动器单叉耳8和支座双叉耳9；
[0006]其中，所述支座双叉耳9的两个螺栓孔中一一对应安装有第一凸肩衬套3和第二凸肩衬套5，所述第一凸肩衬套3中安装有直衬套2，且支座双叉耳9安装有第一凸肩衬套3一侧叉耳外部固定安装有螺栓防扭装置4；
[0007]所述铰链螺栓1的螺纹端依次穿过螺栓防扭装置4的六角形内孔、直衬套2、作动器单叉耳8上的轴承内孔和第二凸肩衬套5后，采用开槽螺母6和开口销7锁紧固定。
[0008]可选地，如上所述的用于作动器的安装装置中，
[0009]所述第一凸肩衬套3和第二凸肩衬套5的凸肩位于同一侧，且直衬套2的内端抵靠在作动器单叉耳8的轴承外侧，用于减小由铰链螺栓1的孔轴间隙所引起的作动器轴向跳动。
[0010]可选地，如上所述的用于作动器的安装装置中，
[0011]所述铰链螺栓1的螺栓端设置有径向贯穿的开口销安装孔12，所述开槽螺母6的一端设置有环形挡圈，另一端轴设置有周向对称分布的凹槽，用于在所述铰链螺栓1的螺栓端穿过第二凸肩衬套5后，采用开槽螺母6与铰链螺栓1的螺栓端螺接固定，并采用开口销7穿过开槽螺母6的凹槽和铰链螺栓1的开口销安装孔12，以锁紧固定铰链螺栓1。
[0012]可选地，如上所述的用于作动器的安装装置中，还包括：垫圈10；
[0013]所述开槽螺母6的环形挡圈与支座双叉耳9之间设置有垫圈10，所述垫圈10的厚度为根据铰链螺栓1上开口销安装孔12的位置所确定的。
[0014]可选地，如上所述的用于作动器的安装装置中，
[0015]所述螺栓防扭装置4一端设置有六角形内孔，另一端设置有用于与支座双叉耳9固定连接的定位销；所述支座双叉耳9安装有第一凸肩衬套3一侧叉耳外部设置有防扭装置定
位孔11，所述防扭装置定位孔11和螺栓防扭装置4的定位销形成用于螺栓防扭装置4与支座双叉耳9连接的固定副结构。
[0016]可选地，如上所述的用于作动器的安装装置中，
[0017]所述螺栓防扭装置4一端的定位销插入到支座双叉耳9的防扭装置定位孔11中，使得其六角形内孔与支座双叉耳9上的螺栓孔对齐，从而使得安装铰链螺栓1后，铰链螺栓1的六角端头嵌套在六角形内孔中，以防止铰链螺栓1的轴向转动。
[0018]本技术的有益效果是：本技术实施例提供一种用于作动器的安装装置，支座双叉耳9的两个螺栓孔中一一对应安装有第一凸肩衬套3和第二凸肩衬套5，所述第一凸肩衬套3中安装有直衬套2，且支座双叉耳9安装有第一凸肩衬套3一侧叉耳外部固定安装有螺栓防扭装置4；铰链螺栓1的螺纹端依次穿过螺栓防扭装置4的六角形内孔、直衬套2、作动器单叉耳8上的轴承内孔和第二凸肩衬套5后，采用开槽螺母6和开口销7锁紧固定。本技术实施例提供的安装装置具有以下两方面的技术效果：
[0019]一方面，为了防止作动器安装后具有轴向窜动的现象，支座双叉耳9的一侧采用第二凸肩衬套5，另一侧采用第一凸肩衬套3和直衬套2配合的形式固定形式；该直衬套2不仅可以减少因铰链螺栓1孔轴间隙所引起的作动器轴向跳动，还可以补偿作动器单叉耳8与支座双叉耳9为安装方便而留有的小间隙；
[0020]另一方面，为了防止作动器铰链端旋转运动时，由于铰链螺栓1的随动所造成螺纹松动现象，铰链螺栓1的一端采用开槽螺母6安装固定后，螺纹端部采用开口销7止动，另一端则采用螺栓防扭装置4，通过采用上述双套锁紧形式锁紧固定，有效防止铰链螺栓1的轴向转动；显然，本技术实施例的安装装置采取多重保护措施，大大增加了作动器控制系统的可靠性。
附图说明
[0021]附图用来提供对本技术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技术的技术方案，并不构成对本技术技术方案的限制。
[0022]图1为本技术实施例提供的一种用于作动器的安装装置的外形结构示意图；
[0023]图2为图1所示实施例提供的用于作动器的安装装置的结构示意图；
[0024]图3为本技术实施例提供的用于作动器的安装装置的安装步骤的流程图。
[0025]附图标记说明：
[0026]铰链螺栓1、直衬套2、第一凸肩衬套3、螺栓防扭装置4、第二凸肩衬套5、开槽螺母6、开口销7、作动器单叉耳8、支座双叉耳9、垫圈10、防扭装置定位孔11，开口销安装孔12。
具体实施方式
[0027]为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本技术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。
[0028]上述
技术介绍
中已经说明，作动器作为作动器控制系统的中的关键设备，其安装的可靠性成为制约飞机性能可靠性的关键技术。然而，现有作动器安装后通常存在轴向窜
动的现象，使得安装的可靠性降低。
[0029]针对上述问题，本技术实施例提供一种用于作动器的安装装置，用于提升作动器控制系统的可靠性。
[0030]本技术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。
[0031]图1为本技术实施例提供的一种用于作动器的安装装置的安装结构示意图，图2为图1所示实施例提供的用于作动器的安装装置的爆炸图。本技术实施例提供的用于作动器的安装装置的整体结构主要包括：铰链螺栓1、直衬套2、第一凸肩衬套3、螺栓防扭装置4、第二凸肩衬套5、开槽螺母6、开口销7、作动器单叉耳8和支座双叉耳9。
[0032]参照图1和图2所示用于作动器的安装装置的整体结构，本技术实施例中支座双叉耳9的其中一个螺栓孔中安装有第一凸肩衬套3(如图所示左侧螺栓孔)，另一个螺栓孔中安装有第二凸肩衬套5(如图所示右侧螺栓孔)；另外，第一凸肩衬套3中还安装有直衬套2，且支座双叉耳9安装有第一凸肩衬套3一侧叉耳外部固定安装有螺栓防扭装置4，且安装中要求螺栓防扭装置4的六角形内孔与支座双叉耳9的螺栓孔对齐。本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于作动器的安装装置，其特征在于，所述安装装置包括：铰链螺栓(1)、直衬套(2)、第一凸肩衬套(3)、螺栓防扭装置(4)、第二凸肩衬套(5)、开槽螺母(6)、开口销(7)、作动器单叉耳(8)和支座双叉耳(9)；其中，所述支座双叉耳(9)的两个螺栓孔中一一对应安装有第一凸肩衬套(3)和第二凸肩衬套(5)，所述第一凸肩衬套(3)中安装有直衬套(2)，且支座双叉耳(9)安装有第一凸肩衬套(3)一侧叉耳外部固定安装有螺栓防扭装置(4)；所述铰链螺栓(1)的螺纹端依次穿过螺栓防扭装置(4)的六角形内孔、直衬套(2)、作动器单叉耳(8)上的轴承内孔和第二凸肩衬套(5)后，采用开槽螺母(6)和开口销(7)锁紧固定。2.根据权利要求1所述的用于作动器的安装装置，其特征在于，所述第一凸肩衬套(3)和第二凸肩衬套(5)的凸肩位于同一侧，且直衬套(2)的内端抵靠在作动器单叉耳(8)的轴承外侧，用于减小由铰链螺栓(1)的孔轴间隙所引起的作动器轴向跳动。3.根据权利要求1所述的用于作动器的安装装置，其特征在于，所述铰链螺栓(1)的螺栓端设置有径向贯穿的开口销安装孔(12)，所述开槽螺母(6)的一端设置有环形挡圈，另一端轴设置有周向对称分布的凹槽，用于在所述铰链螺栓(1)的螺栓端穿过...

【专利技术属性】
技术研发人员：丁倩，顾晨，谷春雨，
申请(专利权)人：中航通飞华南飞机工业有限公司，
类型：新型
国别省市：