一种具有装配补偿的尾锥可调节连接方法与流程

1.本发明属于飞机设计领域，涉及一种具有装配补偿功能的尾锥可调节连接方法。


背景技术：

2.在飞机设计中，尾锥与后机身前段通常分别制造，然后进行对接装配。为了提高装配效率，常采用三组主对接接头、一组备用对接接头和一组校准接头进行对接。每组接头包括两部分，分别安装在后机身前段和尾锥上。三组主对接接头已可以完全限制尾锥的6个自由度，备用对接接头与校准接头是为了满足破损安全要求设计的冗余连接点。
3.五组接头在对接时存在过定位问题，由于制造和装配误差，难以保证所有接头都正常安装。传统的解决办法，是采用标准样件进行协调，各接头的加工与装配精度要求高，且往往需要在一定程度上以牺牲传载能力为代价降低制造精度。


技术实现要素：

4.针对现有技术存在的问题，本发明提供一种具有装配补偿的尾锥可调节连接方法，本发明对制造精度要求低，易于装配协调，提高了冗余连接点处的配合精度，提升了结构的整体疲劳性能。
5.为了达到上述目的，本发明采用的具体技术方法为：
6.一种具有装配补偿的尾锥可调节连接方法，针对尾锥与后机身前段之间以5点超静定结构形式进行连接，在校准接头处通过内、外套合的2个偏心衬套实现装配补偿。应用于飞机后机身，其中飞机后机身包括尾锥1和后机身前段2，二者通过一组校准接头3、三组主对接接头4和一组备用对接接头5连接，传统三组主对接接头4处的连接已可以限制尾锥1的6个自由度，为了保证装配协调，本发明中校准接头3与备用对接接头5处的连接方式需要具有装配补偿功能。
7.所述的校准接头3处的连接方式为：通过固定在后机身前段2上的销轴6插入安装在尾锥1上的关节轴承7的内孔中实现。为了实现装配补偿，在固定在尾锥1上的轴承座8与关节轴承7之间增加外偏心衬套9与内偏心衬套10，即通过在轴承座8与关节轴承7之间增加内、外2个偏心衬套实现装配补偿。所述外偏心衬套9安装于轴承座8内，二者之间可以绕轴承座8的孔轴线相对旋转，旋转到所需位置后，二者的相对位置可以锁定，具体的：外偏心衬套9、轴承座8旋转到所需位置并使内两者沿x向相互贴合后，二者的相对位置通过外偏心衬套9凸缘上的外花键结构与轴承座8上的凸台结构23互相配合实现锁定。所述内偏心衬套10安装于外偏心衬套9内，二者之间可绕外偏心衬套9的孔轴线相对旋转，旋转到所需位置后，二者的相对位置可以锁定，具体的：内偏心衬套10、外偏心衬套9旋转到所需位置并使内两者沿x向相互贴合后，二者的相对位置通过内偏心衬套10凸缘上的外花键结构与外偏心衬套9上的凸台结构22互相配合实现锁定。所述的外偏心衬套9与内偏心衬套10偏心量相同，装配补偿范围为零至二者的偏心量之和。根据销轴6与轴承座8内孔的实际不同轴情况旋转调节外偏心衬套9与内偏心衬套10，使销轴6与关节轴承7内孔同轴。
8.所述的备用对接接头5处的连接方式为：后机身前段2上固定有双耳支座组件11，双耳支座组件11上安装有上凸缘衬套12与下凸缘衬套13；尾锥1上固定有单耳支座组件14，单耳支座组件14上安装有关节轴承15。所述的双耳支座组件11、单耳支座组件14通过螺栓16、上偏心衬套17、下偏心衬套18、平垫圈19、槽顶螺母20、开口销21进行连接。具体的：所述的上偏心衬套17为滑动衬套，安装在上凸缘衬套12中；所述的下偏心衬套18为滑动衬套，安装在下凸缘衬套13中；所述的螺栓16依次穿过上偏心衬套17、关节轴承15、下偏心衬套18、平垫圈19、槽顶螺母20。所述的上偏心衬套17、下偏心衬套18偏心量相同，二者可以与螺栓16同步旋转。所述的螺栓16旋转到所需位置后可以被锁定，通过旋转调节螺栓16、上偏心衬套17、下偏心衬套18，保证装配协调。
9.进一步的，本发明可以设计多组不同偏心量的上偏心衬套17、下偏心衬套18衬套组，装配时根据双耳支座组件11、单耳支座组件14交点孔的实际不同轴情况按需选用。
10.进一步的，通过螺栓16顶部的凹槽结构与上偏心衬套17上的凸台结构25相互配合实现螺栓16与上偏心衬套17的同步旋转。
11.进一步的，通过螺栓16底部平面结构26与下偏心衬套18内表面的平面结构27相互配合实现螺栓16与下偏心衬套18的同步旋转。
12.进一步的，通过上偏心衬套17的外花键结构与限位板24上的内花键结构相互配合实现上偏心衬套17的位置锁定，从而实现螺栓16的位置锁定。限位板24最终固定在双耳支座组件11上。
13.本发明的有益效果：
14.(1)本发明通过设计装配补偿方法，解决了多点连接方法对连接件有超高装配与加工精度要求的问题，降低了装配不协调概率，提升了连接件间的配合精度，使得结构间载荷传递更加高效。
15.(2)本发明结构简单紧凑，工艺成熟。
16.(3)适用范围广。无论是飞机设计领域，还是其他机械设计领域，只要接头处连接形式与校准接头、备用连接接头处连接方法类似，且为过约束连接点，此发明都适用。
附图说明
17.图1为本发明尾锥与后机身前段相对位置关系示意图。
18.图2为本发明尾锥与后机身前段对接接头布置及自由度限定方法示意图。
19.图3为本发明校准接头处水平剖面图。
20.图4为本发明内偏心衬套、外偏心衬套相对位置锁定原理图。
21.图5为本发明轴承座与外偏心衬套相对位置锁定原理图。
22.图6为本发明备用对接接头处连接方法示意图。
23.图7为本发明螺栓与上偏心衬套同步旋转原理图。
24.图8为本发明螺栓与下偏心衬套同步旋转原理图。
25.图9为本发明螺栓位置锁定原理图。
26.图中：1尾锥；2后机身前段；3校准接头；4主对接接头；5备用对接接头；6销轴；7轴承座上关节轴承；8轴承座；9外偏心衬套；10内偏心衬套；11双耳支座组件；12上凸缘衬套；13下凸缘衬套；14单耳支座组件；15单耳支座组件上关节轴承；16螺栓；17上偏心衬套；18下
偏心衬套；19平垫圈；20槽顶螺母；21开口销；22外偏心衬套上凸台结构；23轴承座上凸台结构；24限位板；25上偏心衬套上凸台结构；26螺栓上平面结构；27下偏心衬套上平面结构。
具体实施方式
27.下面结合附图和技术方法，进一步对本发明予以说明。
28.一种具有装配补偿的尾锥可调节连接方法，应用于飞机后机身，其中飞机后机身包括尾锥1和后机身前段2，二者通过一组校准接头3、三组主对接接头4和一组备用对接接头5连接，传统三组主对接接头4处的连接已可以限制尾锥1的6个自由度，为了保证装配协调，本发明中校准接头3与备用对接接头5处的连接方式需要具有装配补偿功能。
29.如图1、图2所示，一种飞机后机身，包括尾锥1和后机身前段2，二者通过一组校准接头3、三组主对接接头4和一组备用对接接头5连接。三组主对接接头4处的连接已可以限制尾锥的6个自由度。
30.如图3所示，本发明校准接头处的连接通过固定在后机身前段2上的销轴6插入安装在尾锥上的关节轴承7的内孔中实现，通过在轴承座8与关节轴承7之间增加外偏心衬套9与内偏心衬套10实现装配补偿。外偏心衬套9与内偏心衬套10偏心量相同，装配补偿范围为零至二者的偏心量之和。根据销轴6与轴承座8内孔的实际不同轴情况旋转调节外偏心衬套9与内偏心衬套10，使销轴6与关节轴承7内孔同轴。
31.如图4所示，内偏心衬套10安装于外偏心衬套9内，它们之间可绕外偏心衬套9的孔轴线相对旋转，旋转到所需位置并使内两者沿x向相互贴合后，二者的相对位置通过内偏心衬套10凸缘上的外花键结构与外偏心衬套9上的凸台结构22互相配合实现锁定。
32.如图5所示，外偏心衬套9安装于轴承座8内，它们之间可以绕轴承座8的孔轴线相对旋转，旋转到所需位置并使内两者沿x向相互贴合后，二者的相对位置通过外偏心衬套9凸缘上的外花键结构与轴承座8上的凸台结构23互相配合实现锁定。
33.如图6所示，在备用对接接头处，后机身前段上固定有1个双耳支座组件11，双耳支座组件11上安装有上凸缘衬套12与下凸缘衬套13；尾锥上固定有1个单耳支座组件14，单耳支座组件14上安装有关节轴承15。双耳支座组件11、单耳支座组件14通过螺栓16、上偏心衬套17、下偏心衬套18、平垫圈19、槽顶螺母20、开口销21进行连接。上偏心衬套17为滑动衬套，安装在上凸缘衬套12中；下偏心衬套18为滑动衬套，安装在下凸缘衬套13中；螺栓16依次穿过上偏心衬套17、关节轴承15、下偏心衬套18、平垫圈19、槽顶螺母10。上偏心衬套17、下偏心衬套18偏心量相同，二者可以与螺栓16同步旋转。设计多组不同偏心量的上偏心衬套17、下偏心衬套18衬套组，装配时根据双耳支座组件11与单耳支座组件14交点孔的实际不同轴情况按需选用，旋转调节螺栓16、上偏心衬套17、下偏心衬套18，保证装配协调。
34.如图7所示，通过螺栓16上的凹槽结构与上偏心衬套17上的凸台结构25相互配合实现螺栓16与上偏心衬套17的同步旋转。
35.如图8所示，通过螺栓16上的平面结构26与下偏心衬套18上的平面结构27相互配合实现螺栓16与下偏心衬套18的同步旋转。
36.如图9所示，通过限位板24上的内花键结构与上偏心衬套17的外花键结构相互配合实现上偏心衬套17的位置锁定，从而实现螺栓16的位置锁定。限位板24最终固定在双耳支座组件11上。
37.以上所述实施例仅表达本发明的实施方式，但并不能因此而理解为对本发明专利的范围的限制，应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些均属于本发明的保护范围。