本發(fā)明涉及一種航空航天用粘接型角片組件、安裝方法及角片成型模具，屬于航空航天緊固。

背景技術(shù)：

1、托板螺母是航空航天領(lǐng)域需求廣泛的緊固件之一，在飛機(jī)部件裝配的過(guò)程中，由于裝配流程的設(shè)置以及安裝空間受限等原因，在大量零件裝配的過(guò)程中需要采用如托板螺母這樣的緊固件。在面對(duì)機(jī)翼活動(dòng)面、維修口蓋等不敞開(kāi)的、安裝空間不足的部位，可在機(jī)體的盲面預(yù)先安裝好托板螺母，以便于實(shí)現(xiàn)后續(xù)螺栓螺母的單面安裝。

2、目前，常用的托板螺母多為金屬材料，通常使用鉚釘或抽芯鉚釘將雙耳或單耳托板螺母等鉚接于機(jī)體的盲面上，在使用鉚接托板螺母時(shí)，需要在機(jī)體上預(yù)制鉚接孔進(jìn)而進(jìn)行鉚接，鉚接孔會(huì)導(dǎo)致機(jī)體的強(qiáng)度及疲勞性能降低；另外，為滿足航空航天減重的要求，機(jī)體會(huì)采用碳纖維復(fù)合材質(zhì)，使用鉚釘鉚接時(shí)，鉚槍沖擊導(dǎo)致機(jī)體的碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)產(chǎn)生分層等損傷，因此，鉚釘鉚接托板螺母并不適用于飛機(jī)上的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。而對(duì)于機(jī)體上諸如直角拐彎狹窄空間需要通過(guò)緊固件的配合實(shí)現(xiàn)對(duì)電纜的定位支撐，這種有限的空間更是無(wú)法對(duì)零部件或線纜定位件進(jìn)行鉚接或焊接施工作業(yè)。此外，在安裝此類托板螺母的鉚釘時(shí)，安裝效率低下，鉚接過(guò)程中的噪聲也很大，對(duì)操作者影響較大。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，提供一種航空航天用粘接型角片組件、安裝方法及角片成型模具。

2、本發(fā)明解決上述技術(shù)問(wèn)題的技術(shù)方案如下：一種航空航天用粘接型角片組件，包括角片及設(shè)置在角片上的自鎖螺母，所述角片包括粘接部及螺母安裝部，所述粘接部用于所述角片與機(jī)體之間的連接，所述螺母安裝部用于所述自鎖螺母在所述角片上的安裝定位；

3、所述自鎖螺母包括螺母本體，所述螺母本體的內(nèi)部中空，所述螺母本體的一端設(shè)有尾段連接部，另一端設(shè)有頭段鎖緊部，所述頭段鎖緊部上設(shè)有鎖緊螺紋，所述螺母安裝部上設(shè)有安裝孔，所述尾段連接部的自由端穿過(guò)所述安裝孔并向外翻邊與所述角片裝配；

4、所述螺母本體上還設(shè)有防轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)，所述角片上設(shè)有防轉(zhuǎn)臺(tái)，所述防轉(zhuǎn)臺(tái)內(nèi)設(shè)有與所述防轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)相適配的定位槽孔。

5、本發(fā)明的有益效果是：該航空航天用粘接型角片組件能夠通過(guò)粘接部與機(jī)體進(jìn)行粘接，無(wú)需在機(jī)體上預(yù)制鉚接孔，不會(huì)破壞機(jī)體材料，機(jī)體可以采用重量較輕的復(fù)合材料，安裝方便，大大提高了角片組件的安裝效率，提高了零部件、線纜等定位效率，且對(duì)安裝空間要求不高，能夠安裝在不適用于鉚接或焊接的有限空間中，安裝過(guò)程也不會(huì)產(chǎn)生諸如鉚接或焊接時(shí)的噪音，大大改善操作者的作業(yè)環(huán)境。

6、在上述技術(shù)方案的基礎(chǔ)上，本發(fā)明還可以做如下改進(jìn)。

7、進(jìn)一步的，所述頭段鎖緊部的整體外形呈錐臺(tái)型結(jié)構(gòu)，所述頭段鎖緊部的內(nèi)部設(shè)有內(nèi)螺紋，所述頭段鎖緊部包括多個(gè)鎖緊片，相鄰鎖緊片之間設(shè)有槽口。

8、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，自鎖螺母的開(kāi)槽錐臺(tái)型結(jié)構(gòu)使其螺紋孔收壓為直徑稍小的近似圓形，當(dāng)其鎖緊部位的螺紋與螺栓旋合時(shí)，受到螺栓螺紋的擠壓而恢復(fù)原狀，從而使螺母產(chǎn)生彈性變形和彈性變形力，由于彈性變形力對(duì)螺栓螺紋的干涉作用，產(chǎn)生阻止旋轉(zhuǎn)的摩擦力矩，即自鎖螺母的鎖緊力矩，最終形成防松性能。由于開(kāi)槽錐臺(tái)型結(jié)構(gòu)彈性優(yōu)異，故其鎖緊壽命得到顯著提升，可由傳統(tǒng)全金屬自鎖螺母15次使用次數(shù)提升至50次。

9、進(jìn)一步的，所述角片采用非金屬材料。

10、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，該角片采用非金屬材料，在替代傳統(tǒng)的金屬材料的鉚接托板螺母滿足使用性能的同時(shí)，也大大實(shí)現(xiàn)了減重目的，減重比例能夠達(dá)到70%以上。

11、進(jìn)一步的，所述角片呈l型結(jié)構(gòu)，所述粘接部與所述螺母安裝部垂直設(shè)置。

12、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜且有大量的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，傳統(tǒng)的金屬雙耳或單耳托板螺母均為直線型結(jié)構(gòu)，其固定面與螺母的中心線垂直，安裝時(shí)需要在機(jī)體上預(yù)制鉚接孔，使用鉚釘鉚接時(shí)，鉚槍沖擊會(huì)導(dǎo)致復(fù)合材料結(jié)構(gòu)產(chǎn)生分層等損傷。飛機(jī)上很多位置由于結(jié)構(gòu)空間及機(jī)體材料限制，無(wú)法使用傳統(tǒng)的托板螺母，而該角片呈l型結(jié)構(gòu)，角片的固定面與螺母中心線平行，可以在一些特定的空間及特定的位置使用，比如相對(duì)封閉無(wú)法使用鉚槍等工具的空間或者一些直角連接處。

13、進(jìn)一步的，所述粘接部與所述螺母安裝部之間至少設(shè)有一個(gè)加強(qiáng)筋板。

14、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，通過(guò)加強(qiáng)筋板進(jìn)一步增加角片的支撐強(qiáng)度。

15、進(jìn)一步的，所述尾段連接部的外周面上設(shè)有尾部齒型結(jié)構(gòu)。

16、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，自鎖螺母通過(guò)外部壓力與角片進(jìn)行裝配，尾部齒型結(jié)構(gòu)與角片安裝孔為過(guò)盈配合，壓入時(shí)，尾部齒型結(jié)構(gòu)嵌入到角片安裝孔內(nèi)部形成類似“齒輪嚙合”的效果，大大增加了自鎖螺母承受擰脫扭矩的能力，避免了飛機(jī)裝配現(xiàn)場(chǎng)前期經(jīng)常出現(xiàn)的安裝打滑問(wèn)題，提高了安裝效率及質(zhì)量。

17、進(jìn)一步的，所述粘接部為圓形結(jié)構(gòu)。

18、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，方形或其他結(jié)構(gòu)在承力過(guò)程中容易產(chǎn)生應(yīng)力集中，減少使用壽命；圓形結(jié)構(gòu)可以避免受力集中并且增加粘接接觸面積，增強(qiáng)粘接力。圓形結(jié)構(gòu)在成型模具加工時(shí)，也沒(méi)有“尖角”“立角”，常規(guī)刀具即可加工到位，無(wú)需使用電極放電清角，節(jié)約成本。

19、進(jìn)一步的，所述防轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)為防轉(zhuǎn)六方結(jié)構(gòu)，所述定位槽孔為六方槽孔。

20、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，能夠起到防止自鎖螺母轉(zhuǎn)動(dòng)的目的，保證自鎖螺紋穩(wěn)定定位在角片上。

21、本發(fā)明還公開(kāi)了一種航空航天用粘接型角片組件的安裝方法，步驟如下：

22、1）準(zhǔn)備角片和自鎖螺母；

23、2）裝配：自鎖螺母的尾端穿過(guò)角片的安裝孔并進(jìn)行翻邊，自鎖螺母的防轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)插裝到角片的定位槽孔內(nèi)；

24、3）通過(guò)粘接劑將角片的粘接部粘接在機(jī)體上。

25、本發(fā)明的有益效果是：自鎖螺母的背部與角片之間通過(guò)翻邊進(jìn)行裝配，保證了角片組件的推出力，該航空航天用粘接型角片組件可以與機(jī)體直接進(jìn)行粘接，操作方便快捷，無(wú)需預(yù)制鉚接孔，不會(huì)破壞機(jī)體材料，還能大大提高安裝效率。

26、進(jìn)一步的，還包括步驟4），采用輔助安裝件輔助角片的粘接；所述輔助安裝件包括拱形架及設(shè)置在拱形架上的壓緊架，所述拱形架跨越所述角片的粘接部，所述拱形架通過(guò)膠片與機(jī)體連接，所述壓緊架的兩側(cè)分別通過(guò)彈力撐與所述拱形架連接，在所述彈力撐的作用下，所述壓緊架具有初始位及下壓位，所述壓緊架在下壓位時(shí)能夠保持作用于所述角片的粘接部。

27、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，傳統(tǒng)的產(chǎn)品的粘接完全借助手工方式，效率低、質(zhì)量一致性不受控。該安裝方法中采用專用輔助安裝件對(duì)角片進(jìn)行輔助安裝，角片固定好后，只需將輔助安裝件的壓緊架下壓保持即可，角片組件的安裝效率與質(zhì)量一致性相較于人工方式能夠?qū)崿F(xiàn)了質(zhì)的提升。

28、本發(fā)明還公開(kāi)了一種角片成型模具，所述角片為上述航空航天用粘接型角片組件的角片，所述成型模具包括定模框、定模仁、滑塊、斜導(dǎo)柱、動(dòng)?？?、動(dòng)模仁、頂針板導(dǎo)柱、彈簧、模腿、頂針、頂針板及頂針推板；

29、所述定模仁設(shè)置在所述定?？蛏希鰟?dòng)模仁設(shè)置在所述動(dòng)?？蛏希龆Ｈ逝c動(dòng)模仁合模能夠形成用于所述角片成型的型腔，所述定?？蛏显O(shè)有灌嘴，所述灌嘴通過(guò)灌裝通道與所述型腔連通；

30、所述定?？蛏显O(shè)有用于定位所述斜導(dǎo)柱的定框柱孔，所述滑塊上設(shè)有供所述斜導(dǎo)柱的桿部貫穿的塊柱孔，所述動(dòng)?？蛏嫌糜谌菁{所述斜導(dǎo)柱的桿端的動(dòng)框槽孔；

31、所述定?？蛏线€設(shè)有鏟基，所述動(dòng)模框上還設(shè)有用于對(duì)所述滑塊的外移位置進(jìn)行限位的限位塊，所述滑塊滑動(dòng)設(shè)置在所述動(dòng)?？蛏?，并位于所述動(dòng)模仁與限位塊之間，所述鏟基的內(nèi)側(cè)面上設(shè)有作用于所述滑塊的傾斜面，所述傾斜面的傾斜角度與所述斜導(dǎo)柱的傾斜角度一致；

32、所述頂針板與所述頂針推板連接，所述動(dòng)?？蛏显O(shè)有頂針孔，所述頂針的一端與所述頂針板連接，另一端穿過(guò)所述頂針孔與所述動(dòng)模仁連接，所述頂針板上還設(shè)有頂針板導(dǎo)柱，所述頂針板導(dǎo)柱外側(cè)套裝有彈簧，所述彈簧位于所述動(dòng)?？蚺c所述頂針板之間；

33、所述動(dòng)?？蛲ㄟ^(guò)模腿設(shè)置在底板上，所述底板上設(shè)有推桿孔。

34、本發(fā)明的有益效果是：角片可采用該成型模具精密成型，該成型模具可以根據(jù)需要選擇合適滑塊數(shù)量，可以一模多腔，實(shí)現(xiàn)單次開(kāi)合模過(guò)程中同時(shí)成型多個(gè)角片產(chǎn)品，與傳統(tǒng)的機(jī)加工相比，角片的生產(chǎn)效率大大提高，更適合角片的大批量生產(chǎn)。

35、進(jìn)一步的，所述灌裝通道包括豎向流道、橫向流道及對(duì)應(yīng)通向所述型腔的分支流道，所述豎向流道的入口與所述灌嘴連通，所述豎向流道的出口與橫向流道的入口連通，所述分支流道呈錐型結(jié)構(gòu)，所述橫向流道的出口與分支流道的入口連通，所述分支流道的出口端形成縮頸澆口與所述型腔連通。

36、采用上述進(jìn)一步方案的有益效果是，熔融的材料經(jīng)過(guò)流道通過(guò)“縮頸”的澆口注入型腔，增加了進(jìn)澆的壓力，使角片產(chǎn)品成型更加飽滿、無(wú)缺陷。