The invention discloses a closing Aerospace self-locking nut grinding structure, including the column base and arranged on the base, in the end of the pillar is provided with a spacing hole matched with the lock nut is sleeved on the ring, including closing plate column, the closing plate along the radial direction in the body is provided with a plurality of straight holes, extending to the middle part of the top plate closing tight block end activity through the straight hole, and the pushing block extension end part is provided with a polished piece matching with the self-locking nut mouth, the buffing plate is opposite to the Kong Shangduan limit. The inventor for this kind of defect, from R & D fast polishing device lock nut in the closing process after the end of the rapid implementation of the mouth of the burr self-locking nuts or protruding cleaning, while reducing the spacecraft in a large number of locking threads into the subsequent processing, to ensure that the self-locking nut has good anti vibration ability.
【技术实现步骤摘要】
一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构
本专利技术涉及航空航天领域,具体涉及一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构。
技术介绍
在航空航天等行业中使用的自锁收口螺母,其收口是在先按常规工艺制作好螺母后,采用挤压的方法对该螺母的收口部位进行挤压,使得收口部位的螺孔沿径向产生塑性变形,并使收口部位的螺孔径向尺寸小于与之连接的螺杆的径向尺寸,从而使与该螺母连接的螺杆进入到该螺母的变形螺孔时,因螺孔的弹性变形所产生的径向压力使得螺母紧密地与螺杆连接在一起而达到防松的目的。根据自锁收口螺母结构、尺寸、使用条件的不同,收口分为两点式收口、三点式收口、四点式收口、椭圆式收口等形式。螺母收口部位的螺孔沿径向的变形尺寸精度,是保证自锁收口螺母与螺杆连接时的防松效果的关键。目前,螺母的收口加工方法主要有两种:采用冲床结合收口模具进行收口和液压收口机结合收口模具进行收口。并且在上述两类收口方式中,均存在收口工序完成后自锁螺母端部的边角处仍旧存在部分毛刺或是突起,进而导致在自锁螺母与螺栓配合时,部分毛刺或是突起会介入至螺栓与自锁螺母之间的配合区域内,进而影响自锁螺母收口部分产生径向弹性形变引起的抗力效果,同时减小对螺栓表面所产生的径向挤压力,最终导致螺纹副具备的抗松动力矩弱化,即自锁螺母的自锁功能失效;而在结构复杂、精密的航空航天飞行器中,其核心部件的连接件出现松动会导致严重的航天事故。
技术实现思路
本专利技术目的在于提供一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构,实现对自锁螺纹收口部分进行精细抛光,确保自锁螺母具备有效的抗松动力矩。本专利技术通过下述技术方案实现:一种航天航空自锁螺母的收口打磨结 ...
【技术保护点】
一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构,包括底座(1)以及设置在底座(1)上的立柱(11),在所述立柱(11)上端面开有与自锁螺母(10)相配合的限位孔,其特征在于:还包括套设在立柱(11)上的环形收口盘(7),沿所述收口盘(7)的径向在其本体上开有多个直孔,顶紧块(6)端部活动贯穿直孔后向收口盘(7)中部延伸,且在顶紧块(6)延伸段端部上设有与自锁螺母(10)收口部分相匹配的打磨片(9),打磨片(9)正对所述限位孔上端。
【技术特征摘要】
1.一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构,包括底座(1)以及设置在底座(1)上的立柱(11),在所述立柱(11)上端面开有与自锁螺母(10)相配合的限位孔,其特征在于:还包括套设在立柱(11)上的环形收口盘(7),沿所述收口盘(7)的径向在其本体上开有多个直孔,顶紧块(6)端部活动贯穿直孔后向收口盘(7)中部延伸,且在顶紧块(6)延伸段端部上设有与自锁螺母(10)收口部分相匹配的打磨片(9),打磨片(9)正对所述限位孔上端。2.根据权利要求1所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构,其特征在于:所述顶紧块(6)为T型,在所述直孔靠近立柱(11)的一端设有挡块(15),且所述顶紧块(6)的水平段活动贯穿挡块(15),打磨片(9)设置在顶紧块(6)水平段的端部,顶紧块(6)的竖直段两端分别与直孔的内壁接触。3.根据权利要求2所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构,其特征在于:在所述顶紧块(6)的水平段上套设有弹簧(8),且所述弹簧(8)一端与顶紧块(6)的竖直段内侧壁连接,弹簧(8)另一端与挡块(5)外侧壁连接。4.根据权利要求1所述的一种航天航空自锁螺母的收口打磨结构,其特征在于:还包括与所述收口盘(7)同轴的顶环(5),所述顶环(5)内侧壁下段与所述收口盘(7)外圆周壁螺纹配合,在顶环(5)内侧壁上段设有突出部,且所述突出部与顶紧块(6)端部相...
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