一种飞行器舱门锁带预紧力安装方法与流程

本发明涉及飞行器舱门锁带预紧力安装方法。

背景技术：

舱门锁作为飞行器舱门打开、关闭或关闭后保持舱门关闭状态的机械产品，对保证飞机的安全起降、任务可靠性和飞行安全等有着重要的作用。近年来随着新型飞机的高性能高指标设计要求越来越高，舱门锁定机构由传统的简单机构演变为复杂的、高可靠性的新型机械产品。

飞行器舱门正常开锁对安装预紧力有特定的要求：预紧力过大，容易出现打不开锁的现象，预紧力过小，舱门容易出现开度问题。

飞行器舱门锁安装时也需较为准确的预紧力：合适的预紧力对舱门连接结构的寿命有益，可增强连接结构的刚性、紧密性；预紧力过大会导致连接失效，舱门锁难以打开，甚至连接螺栓断裂的后果；过小的预紧力又会使螺栓松动，甚至出现舱门开度问题，影响结构安全性。

目前飞行器舱门锁带预紧力安装通常是调节舱门密封压条的厚度或者压缩量，通过测定特定密封压条厚度下锁的预紧力，标定所需预紧力对应压缩量。真实安装时，将锁及密封压条调节至所需预紧力对应标定压缩量即可。这种方法为间接给舱门锁安装带上预紧力，方法比较麻烦，且安装后所带预紧力不准确。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是，针对现有飞行器舱门锁安装预紧力难以准确量化的不足，提供一种飞行器舱门锁带预紧力安装方法，其能准确调节设定安装预紧力，并能实现舱门锁带预紧力安装。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种飞行器舱门锁带预紧力安装方法，其包括：

在飞行器机体上固定安装舱门和安装横梁，所述舱门上固定安装舱门锁，所述舱门锁的顶部固定设置连接座，所述连接座的顶面与所述安装横梁的底面平行并相隔一定距离，且所述连接座的顶面与所述安装横梁的底面之间设置高度可调的补偿机构，所述安装横梁、连接座通过初始预紧力为0的锁安装预紧力调节机构连接成一体；

在所述安装横梁的顶面设置顶板，所述连接座的底面设置加载拉板，所述顶板与所述加载拉板平行并通过紧固件连接成一体，所述顶板的中部竖直安装加载力调节机构，且所述加载力调节机构的底部安装测力传感器，所述测力传感器与所述安装横梁的顶面抵触连接，且所述测力传感器的读数为预定的锁安装预紧力；

调节所述锁安装预紧力调节机构，使所述测力传感器的读数恢复为0；

调节所述补偿机构的高度，使所述补偿机构的顶面与所述安装横梁贴合，所述补偿机构的底面与所述连接座的顶面贴合；

拆除所述顶板、加载拉板、加载力调节机构及测力传感器，即完成舱门锁的预紧力安装。

本发明通过在安装横梁的顶面设置顶板，舱门锁连接座的底面设置加载拉板，并在顶板与安装横梁之间安装加载力调节机构及测力传感器，通过加载力调节机构施加舱门锁安装所需的预紧力，并通过测力传感器精准测量施加的预紧力，使舱门锁安装时能准确设定安装预紧力，并在设定安装预紧力后，通过锁安装预紧力调节机构将加载力调节机构施加载荷转化为安装横梁与连接座之间连接螺栓上的连接力，并通过补偿机构填充安装横梁与连接座之间的悬空空间，进而实现了在准确的安装预紧力下的舱门锁的带预紧力安装。

优选地，所述锁安装预紧力调节机构包括预紧力调节螺栓和预紧力调节螺母，所述预紧力调节螺栓的螺杆穿过所述安装横梁、连接座后用所述预紧力调节螺母锁固，当所述测力传感器的读数未达到预定的锁安装预紧力时，所述预紧力调节螺栓和预紧力调节螺母上无预紧力；当所述测力传感器的读数达到预定的锁安装预紧力时，调节所述预紧力调节螺母使所述测力传感器的读数恢复为0。

优选地，所述补偿机构包括相对并相隔一定距离设置的第一补偿块和第二补偿块，所述第一补偿块和所述第二补偿块的相对面设置为斜面，且所述第一补偿块和所述第二补偿块通过补偿机构侧向调节螺栓和补偿机构侧向调节螺母连接成一体，所述第一补偿块和所述第二补偿块的相对面上配合设置中间补偿块，当调节补偿机构侧向调节螺母与补偿机构侧向调节螺栓，使得第一补偿块与第二补偿块向中间靠拢时，迫使中间补偿块沿预紧力调节螺栓轴向浮动，直至中间补偿块的顶面与安装横梁的底面贴合。

优选地，所述第一补偿块和所述第二补偿块上分别竖直设置第一腰型通孔，且所述第一腰型通孔平行于所述补偿机构侧向调节螺栓设置，所述安装横梁、所述第一补偿块或所述第二补偿块上的第一腰型通孔、所述连接座被所述锁安装预紧力调节机构连接成一体。

优选地，所述第一补偿块和所述第二补偿块的相对面上分别设置第一凸起，所述第一凸起内水平设置螺孔，所述中间补偿块的底部设置与所述第一凸起间隙配合的第一卡槽，所述补偿机构侧向调节螺栓水平穿过所述第一补偿块及其第一凸起、所述第二补偿块及其第一凸起后被所述补偿机构侧向调节螺母锁固。当所述第一补偿块斜面、第二补偿块斜面与所述中间补偿块斜面相对滑动时，所述第一补偿块和所述第二补偿块的第一凸起能在所述第一卡槽中左右、上下移动，使所述中间补偿块的顶面与所述安装横梁的底面贴合。

优选地，所述第一补偿块和第二补偿块都为直角梯形拉伸体，所述中间补偿块为等腰梯型拉伸体，所述第一补偿块的底角、所述第二补偿块的底角与所述中间补偿块的顶角相等。

优选地，所述中间补偿块上竖直设置第二腰型通孔，且所述第二腰型通孔平行于所述补偿机构侧向调节螺栓设置，所述安装横梁、所述第一补偿块或所述第二补偿块上的第一腰型通孔、所述中间补偿块的第二腰型通孔、所述连接座被所述锁安装预紧力调节机构连接成一体。

优选地，所述加载力调节机构包括顶杆螺栓，所述顶杆螺栓的中部设置球面体，且所述顶杆螺栓的一端穿过所述顶板，所述球面体与所述顶板的底面设置的球面凸陷孔配合，所述顶杆螺栓的另一端经转接接头连接所述测力传感器，当固定所述顶板和所述转接接头，并转动所述顶杆螺栓时，所述顶杆螺栓的两端分别挤压所述顶板和所述安装横梁，使所述安装横梁和所述连接座之间产生相反力。所述顶杆螺栓的穿过所述顶板的一端为多边形柱体，以方便扳手咬合所述顶杆螺栓而拧动所述顶杆螺栓。所述转接接头的中部为多边形柱体，两端带螺孔，一端与测力传感器连接，另一端与顶杆螺栓连接。所述测力传感器为商用测力传感器，一端与所述转接接头螺接，另一端与底座连接。所述底座为柱体，直径较小一端带螺孔与测力传感器螺接，另一端为圆盘平底，使用时，所述底座挤压安装横梁，并与所述加载拉板一起拉拽连接舱门锁的连接座，使安装横梁与连接座之间形成一对相反作用力。

优选地，所述加载拉板为方型，且所述加载拉板有4块，每块加载拉板朝向外侧的相邻两侧面上设置燕尾状的第二凸起，且4块所述加载拉板首尾相连，相邻两块所述加载拉板的朝向同一方向的第二凸起卡入一块加载拉板侧面卡板的燕尾状的第二卡槽内，使4块所述加载拉板被限定在同一平面内。

优选地，所述顶板上安装上球头连接螺栓，所述加载拉板上安装下球头连接螺栓，所述上球头连接螺栓经连接螺套连接所述下球头连接螺栓，所述连接螺套的两端分别具有螺纹，且所述连接螺套两端螺纹的螺纹旋向相反，通过调节所述连接螺套，可以调节所述下球头连接螺栓和所述上球头连接螺栓的距离。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、本发明可以给飞行器舱门锁安装带上较为准确的预紧力，从而提高飞行器舱门锁的安全可靠性和耐久性；

2、本发明加载测力装置具有可调节性，能重复使用，并在辅助安装完成后不参与到安装结构中，使得安装结构简单，且经济实用。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明飞行器舱门锁带预紧力安装总体结构示意图。

图2是本发明中补偿机构的图解示意图。

图3是本发明中加载测力装置的图解示意图。

图4是本发明中舱门锁带预紧力安装完成后的结构示意图。

图5是安装横梁的结构示意图。

图6是第一补偿块的结构示意图。

图7是第二补偿块的结构示意图。

图8是中间补偿块的结构示意图。

图9是加载拉板侧面卡板的截面结构示意图。

图10是加载拉板的结构示意图。

图10-1是图10的a-a剖面示意图。

图11是下球接螺钉的结构示意图。

图12是连接螺套的结构示意图。

图13是上球接螺钉的结构示意图。

图14是顶板的结构示意图。

图15是顶板a-a剖面示意图。

图16是顶杆螺栓的结构示意图。

图17是转接接头的结构示意图。

图18是底座的结构示意图。

图中：a.补偿机构，b.加载测力装置。

1.舱门，2.锁座，3.舱门锁，4.连接座，5.安装横梁，5-1.预紧力调节螺栓预留螺孔，5-2.横梁安装用预留螺孔，6.横梁连接接头，7.舱门门框，8.预紧力调节螺栓，9.补偿机构侧向调节螺母，10.第一补偿块，10-1.第一补偿块底面，10-2.第一腰型通孔，10-3.第一补偿块斜面，10-4.第一凸起，10-5.第一补偿块圆形螺孔，11.第二补偿块，11-1.第二补偿块底面，11-2.第一腰型通孔，11-3.第二补偿块斜面，11-4.第一凸起，11-5.第二补偿块圆形螺孔，12.补偿机构侧向调节螺栓，13.中间补偿块，13-1.中间补偿块底面，13-2.中间补偿块右斜面，13-3.第一卡槽，13-4.中间补偿块左斜面，13-5.第二腰型通孔，14.预紧力调节螺母，15.加载拉板侧面卡板，15-1.第二卡槽，16.加载拉板，16-1.第二凸起，16-2.第一球面凹陷孔，16-3.加载拉板圆柱孔，17.下球头连接螺栓，17-1.下球头连接螺栓头部球面，17-2.下球头连接螺栓头部球面方形拧槽，17-3.下球头连接螺栓螺纹，18.连接螺套，18-1.连接螺套上螺孔，18-2.连接螺套中间六面体，18-3.连接螺套下螺孔，19.上球头连接螺栓，19-1.上球头连接螺栓头部球面，19-2.上球头连接螺栓头部球面方形拧槽，19-3.上球头连接螺栓杆部，20.顶板，20-1.顶板配合上球头螺栓球面凹陷孔，20-2.顶板配合上球头螺杆圆柱孔，20-3.顶板配合顶杆螺栓球面凹陷孔，20-4.顶板配合顶杆螺栓球螺杆圆柱孔，21.顶杆螺栓，21-1.顶杆螺栓六边形截面方头，21-2.顶杆螺栓球面上杆部，21-3.顶杆螺栓球面体，21-4.顶杆螺栓螺头，22.转接接头，22-1.转接接头外六边形截面方头，22-2.转接接头螺孔，22-3.转接接头螺头，23.测力传感器，24.底座，24-1.底座螺孔，24-2.底座圆盘。

具体实施方式

以下结合具体优选的实施例对本发明作进一步描述，但并不因此而限制本发明的保护范围。

为了便于描述，各部件的相对位置关系，如：上、下、左、右等的描述均是根据说明书附图的布图方向来进行描述的，并不对本专利的结构起限定作用。

如图1所示，本发明飞行器舱门锁安装预紧力调节装置一实施例包括与飞行器机体固连的舱门1和安装横梁5，舱门1上固定安装锁座2，锁座2上安装舱门锁3，舱门锁3的顶部固定设置连接座4，连接座4的顶部设置为与安装横梁5的底面平行的平面，连接座4的顶部平面与安装横梁5的底面之间设置补偿机构a，且连接座4的底部和安装横梁5的顶部可拆卸安装加载测力装置b。

如图2、图5－图8所示，补偿机构a包括：4个预紧力调节螺栓8，补偿机构侧向调节螺母9，第一补偿块10，第二补偿块11，补偿机构侧向调节螺栓12，中间补偿块13，4个预紧力调节螺母14。

第一补偿块10是直角梯形拉伸体，且第一补偿块10上竖直设置第一腰型通孔10-2，第一补偿块斜面10-3上设置四边形截面状的第一凸起10-4，第一凸起10-4上水平设置第一补偿块圆形螺孔10-5。第二补偿块11的结构与第一补偿块10的结构相同。中间补偿块13是等腰梯形拉伸体，且中间补偿块13上竖直设置第二腰型通孔13-5，中间补偿块13的中部设置第一卡槽13-3。

第一补偿块10和第二补偿块11相对设置在连接座4的顶部平面上，且第一补偿块底面10-1和第二补偿块底面11-1分别贴合连接座4的顶部平面，第一补偿块斜面10-3和第二补偿块斜面11-3相对，中间补偿块右斜面13-2与第二补偿块斜面11-3配合，中间补偿块左斜面13-4与第一补偿块斜面10-3配合，中间补偿块底面13-1与安装横梁5的底面贴合，第二补偿块四边形截面凸起11-4、第一凸起10-4分别伸入第一卡槽13-3的两端。四个预紧力调节螺栓8通过连接座4上的螺孔、第二补偿块11的第一腰型通孔11-2或第一补偿块10的第一腰型通孔10-2、中间补偿块13上的第二腰型通孔13-5和安装横梁5上的预紧力调节螺栓预留螺孔5-1(见图5)，分别与4个预紧力调节螺母14螺接。补偿机构侧向调节螺栓12分别通过第二补偿块圆形螺孔11-5(见图7)和第一补偿块圆形螺孔10-5(见图6)，再与补偿机构侧向调节螺母9螺接，用于调节第一补偿块10和第二补偿块11的距离。第二补偿块斜面11-3(见图7)与第二补偿块底面11-1(见图7)的夹角(底角)、第一补偿块斜面10-3(见图6)与第一补偿块底面10-1(见图6)的夹角(底角)以及中间补偿块右斜面13-2(见图8)、中间补偿块左斜面13-4(见图8)与中间补偿块底面13-1(见图8)的夹角(顶角)相等，且第一补偿块10可通过其第一腰型通孔10-2(见图6)和第二补偿块11可通过其第一腰型通孔11-2(见图7)相对其内安装的预紧力调节螺栓8进行侧向或轴向滑动，进而调节补偿机构侧向调节螺栓12与补偿机构侧向调节螺母9的螺接位置，所述第一补偿块10、第二补偿块11靠拢或离开，迫使中间补偿块13上、下浮动，从而达到对安装横梁5底面与连接座4(见图1)顶部平面间空隙补偿的目的。

如图3、图9－图18所示，加载测力装置b包括：4根加载拉板侧面卡板15，4块加载拉板16，4根下球头连接螺栓17，4个连接螺套18，4根上球头连接螺栓19，顶板20，顶杆螺栓21，转接接头22，测力传感器23，底座24。

4块加载拉板16的带第一球面凹陷孔16-2(见图10)的一面朝下，另一面与连接座4朝下的一面贴合，其中两个加载拉板圆柱孔16-3(见图10)之一的轴线与顶板20对应角上3×3(行×列)中的一个配合上球头螺杆圆柱孔20-2(见图15)轴线重合，即加载拉板圆柱孔16-3(见图10)中的一个与顶板20对应角上3×3(行×列)列阵中一个上球头螺杆圆柱孔20-2(见图15)配合，具体哪两个孔配合需根据安装横梁5底面与连接座4的顶面大小与形状确定；加载拉板16为方型，且加载拉板16的朝向外部的相邻两侧面分别设有燕尾状的第二凸起16-1(见图10)，组装时，每根加载拉板侧面卡板15的燕尾状的第二卡槽15-1(见图9)与相邻两块加载拉板16在同一朝向的第二凸起16-1(见图10)卡合，进而将4块加载拉板16限位在同一平面内；4根下球头连接螺栓17的下球头连接螺栓杆17-3(见图11)分别穿过4块加载拉板16的第一球面凹陷孔16-2(见图10)和加载拉板圆柱孔16-3(见图10)直至下球头连接螺栓头部球面17-1(见图11)与相应的第一球面凹陷孔16-2(见图10)贴合，4根下球头连接螺栓杆17-3(见图11)分别与4根连接螺套18的连接螺套下螺孔18-3(见图12)螺接；每根连接螺套18的连接螺套上螺孔18-1(见图12)再与上球头连接螺栓19的上球头连接螺栓杆部19-3(见图13)螺接；上球头连接螺栓19的上球头连接螺栓杆部19-3(见图13)通过顶板20上的顶板配合上球头螺栓球面凹陷孔20-1(见图15)和顶板配合上球头螺杆圆柱孔20-2(见图15)，直至上球头连接螺栓头部球面19-1(见图13)与顶板配合上球头螺栓球面凹陷孔20-1(见图15)贴合；顶板配合上球头螺栓球面凹陷孔20-1(见图15)背向舱门1，顶板配合顶杆螺栓球面凹陷孔20-3(见图15)面向舱门1，顶杆螺栓21的顶杆螺栓六边形截面方头21-1(见图16)与顶杆螺栓球面上杆部21-2(见图16)通过顶板配合顶杆螺栓球螺杆圆柱孔20-4(见图15)，直至顶杆螺栓球面体21-3(见图16)与顶板配合顶杆螺栓球面凹陷孔20-3(见图15)贴合；顶杆螺栓螺头21-4(见图16)与转接接头22中转接接头外六边形截面方头22-1(见图17)内的转接接头螺孔22-2(见图17)螺接；转接接头螺头22-3(见图17)与测力传感器23一端螺接；测力传感器23另一端与底座24内的底座螺孔24-1(见图18)螺接；底座圆盘24-2(见图18)压在安装横梁5背向舱门1一面；加载拉板圆柱孔16-3(见图10)的直径比下球头连接螺栓杆17-3(见图11)的外径略大，顶板配合上球头螺杆圆柱孔20-2(见图15)的直径比上球头连接螺栓杆部19-3(见图13)的外径略大，顶板配合顶杆螺栓球螺杆圆柱孔20-4(见图15)的直径比顶杆螺栓球面上杆部21-2(见图16)的外径略大，可以调节顶板20、加载拉板16和横梁5的平行度；连接螺套18和下球头连接螺栓17之间的螺纹旋向与连接螺套18和上球头连接螺栓19之间的螺纹旋向相反，当固定下球头连接螺栓头部球面方形拧槽17-2(见图11)和上球头连接螺栓头部球面方形拧槽19-2(见图13)时，拧动连接螺套18，可调节好安装横梁5与连接座4之间距离；卡住转接接头外六边形截面方头22-1(见图17)，拧动顶杆螺栓六边形截面方头21-1(见图16)，调节好顶板20与横梁5之间距离，并在横梁5与连接座4之间形成反向力。

本发明飞行器舱门锁安装预紧力调节装置的使用方法包括以下步骤：

1、舱门门框7和横梁连接接头6均通过舱壁与机体固连，舱门1的边沿由舱门门框7卡住，舱门1上固定安装锁座2，且舱门1通过锁座2挂在舱门锁3的锁钩上，舱门锁3的锁壳连接连接座4，连接座4的顶面与安装横梁5的底面平行并相隔一距离悬空设置(见图1)。

2、预紧力调节螺栓8(见图2)连接连接座4、补偿机构a和安装横梁5，调节侧向调节螺栓12，并在预紧力调节螺栓8的顶部安装预紧力调节螺母14但不拧紧，保证预紧力调节螺栓8上无预紧力)。

3、将加载测力装置b按图3的图解关系装好，调节顶板20、上球头螺钉19、连接螺套18、下球头螺钉17和加载拉板16，使得顶板20、加载拉板16和安装横梁5至水平，底座24压在安装横梁5背向舱门的一面，加载测力装置b的加载拉板16拉拽连接座4，固定转接接头外六边形截面方头22-1和顶板20，拧动顶杆螺栓六边形截面方头21-1，直至测力传感器23(见图3)显示达到预定所需锁安装预紧力值。

4、调节预紧力调节螺母14(见图2)，直至测力传感器23(见图3)显示值为零。

5、调整补偿机构a，填充悬空空间：调节补偿机构侧向调节螺母9与补偿机构侧向调节螺栓12，使得第一补偿块10与第二补偿块11向中间靠拢，迫使中间补偿块13沿预紧力调节螺栓8轴向移动，直至中间补偿块13顶部平面与安装横梁5下表面贴合。

6、拆除加载测力装置b(拆后舱门锁安装结构如图4所示)。

以上所述，仅为本发明的具体实施方案，但本发明的保护范围不限于此，任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围的情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落在本发明技术方案保护的范围内。