(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210584417.1 (22)申请日 2022.05.27 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114673734 A (43)申请公布日 2022.06.28 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 刘继军　黄文超　黎伟明　何石　 姜永平　 (74)专利代理 机构 北京栈桥知识产权代理事务 所(普通合伙) 11670 专利代理师 刘婷 (51)Int.Cl. F16D 1/076(2006.01)F16D 1/08(2006.01) F16D 1/06(2006.01) G01M 7/08(2006.01) G01M 13/00(2019.01) G01N 3/02(2006.01) B64F 5/60(2017.01) (56)对比文件 WO 2017013147 A1,2017.01.26 KR 970045107 U,19 97.07.31 DE 102383 61 A1,20 04.03.04 CN 113606231 A,2021.1 1.05 CN 210686739 U,2020.0 6.05 CN 107624614 A,2018.01.26 审查员 史改改 (54)发明名称 一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统及 其方法 (57)摘要 本发明公开了一种飞机强度测试试验用振 动锁紧系统及其方法， 属于飞机测试技术领域， 振动锁紧系统包括传动轴、 挡板、 止动轴、 第一锁 紧组件和第二锁紧组件； 传动轴的一端依次设有 连接部、 外螺纹套和内螺纹孔， 连接部上套设有 连接法兰， 挡板连接在外螺纹套上， 止动轴卡接 在外螺纹套内部， 止动轴上设有能够与内螺纹孔 螺纹连接的锁止螺杆； 第一锁紧组件设在止动轴 上， 用于将止动轴与内螺纹套进行锁止固定； 第 二锁紧组件设在挡板上， 用于将挡板与连接法兰 进行锁止固定； 本发明的锁紧系统结构设计合 理， 有利于提高飞机强度测试试验 过程中传动轴 与连接法兰之间的连接稳定性。 权利要求书2页 说明书6页 附图6页 CN 114673734 B 2022.08.05 CN 114673734 B 1.一种飞机强度测试试验用振动锁紧系 统， 其特征在于， 包括传动轴 （1） 、 挡板 （2） 、 止 动轴 （3） 、 第一锁紧组件 （4） 和第二锁紧组件 （5） ； 所述传动轴 （1） 的一端依次设置有连接部 （10） 和外螺纹套 （11） ， 所述连接部 （10） 远离传动轴 （1） 的一端设置有内螺纹孔 （100） ， 连接 部 （10） 上套设有连接法兰 （12） ， 所述连接法兰 （12） 与连接部 （10） 连接处设置有第一平键 （13） ； 所述挡板 （2） 螺纹连接在外 螺纹套 （1 1） 上， 挡板 （2） 端部与连接法兰 （12） 抵 接； 所述止动轴 （3） 卡接在外螺纹套 （11） 内部， 且止动轴 （3） 端部与挡板 （2） 抵接， 止动轴 （3） 与挡板 （2） 、 外螺纹套 （11） 连接处均设置有复合键 （30） ， 止动轴 （3） 上贯穿设置有锁止螺 杆 （31） ， 所述锁止 螺杆 （31） 能够与内螺纹孔 （10 0） 螺纹连接； 所述第一锁紧组件 （4） 包括推动杆 （40） 和锁止块 （41） ， 所述推动杆 （40） 设置有数个， 各 个推动杆 （40） 均活动卡接在止动轴 （3） 上， 且位于锁止螺杆 （31） 的周向， 各个推动杆 （40） 靠 近锁止螺杆 （31） 的一端均 设置有挤压球头 （400） ， 各个推动杆 （40） 远离锁止螺杆 （31） 的一 端与止动轴 （3） 的内壁之间均卡接有第一阻尼弹簧 （401） ， 所述锁止块 （4 1） 的数量与推动杆 （40） 数量对应一致， 各个锁止块 （41） 均通过条形槽 （410） 滑动卡接在各个推动杆 （40） 上， 各 个锁止块 （41） 上均设置有倾斜部 （411） ， 各个推动 杆 （40） 上均套设有位于锁止块 （41） 和推 动杆 （40） 端部 之间的第二阻尼弹簧 （402） ， 止动轴 （3） 侧壁上与各个锁止块 （41） 位置对应处 均设置有为锁止块 （41） 提供移动空间的斜槽 （412） ， 所述外螺纹套 （11） 的内壁上与锁止块 （41） 位置对应处设置有环形锁止 槽 （413） ； 所述第二锁紧组件 （5） 包括安装盘 （50） 、 定位弧板 （51） 和调节杆 （52） ； 所述安装盘 （50） 固定套设在挡板 （2） 上， 安装盘 （50） 上靠近连接法兰 （12） 的一侧均匀分布有数个安装沉孔 （500） ， 所述调节杆 （52） 设置有数个， 各个调节杆 （52） 均转动卡接在安装盘 （50） 上， 且与各 个安装沉孔 （500） 的位置一一对应， 各个调节杆 （52） 上均套设有调节齿套 （520） ， 所述定位 弧板 （51） 两两设置在各个安装沉孔 （500） 内， 且分别与安装沉孔 （500） 滑动卡接， 每一组的 两个定位弧板 （51） 相对的一侧均设置有齿板 （510） ， 两个所述齿板 （510） 分别与对应位置处 的调节齿套 （520） 啮合连接， 连接 法兰 （12） 上与各个安装沉孔 （500） 位置对应处均设置有锁 紧槽 （120） 。 2.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统， 其特征在于， 每一组 的两个定位弧板 （51） 之间通过导向套 （511） 连接有伸缩杆 （512） ， 两个所述导向套 （511） 上 均套设有分别与定位弧板 （51） 和伸缩杆 （512） 抵接的复位弹簧 （513） ， 所述伸缩杆 （512） 通 过拉杆与安装盘 （5 0） 连接。 3.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统， 其特征在于， 所述复 合键 （30） 包括U型键 （3 00） 和第二平键 （3 01） ， 所述第二平键 （3 01） 和U型键 （3 00） 相互卡接 。 4.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统， 其特征在于， 所述连 接法兰 （12） 与连接部 （10） 连接处对称设置有两个第一平键 （13） ， 两个第一平键 （13） 之间通 过套设在连接 部 （10） 上的装填环 （13 0） 连接。 5.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统， 其特征在于， 所述锁 止螺杆 （31） 上设置有自锁组件 （6） ， 所述自锁组件 （6） 包括自锁丝杠 （60） 、 移动套 （61） 和自 锁销 （62） ， 所述自锁丝杠 （60） 转动卡接在锁止螺杆 （31） 内部， 所述移动套 （61） 与自锁丝杠 （60） 螺纹连接， 移动套 （61） 外侧壁周向均匀分布有数个第一顶杆 （63） ， 锁止螺杆 （31） 内部权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114673734 B 2与各个第一顶杆 （63） 位置对应处均设置有第二顶杆 （64） ， 所述自锁销 （62） 设置有数个， 各 个自锁销 （62） 分别滑动卡接在锁止螺杆 （31） 上， 且 各个自锁销 （62） 分别与位置对应处的第 一顶杆 （63） 和第二顶杆 （64） 相互铰接， 所述内螺纹孔 （100） 的内壁上与各个自锁销 （62） 位 置对应处设置有自锁槽 （101） 。 6.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统， 其特征在于， 所述倾 斜部 （411） 上转动卡接有与斜槽 （412） 抵 接的滚珠 （41 10） 。 7.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统， 其特征在于， 各个所 述定位弧板 （51） 靠 近锁紧槽 （120） 内壁的一侧均设置有耐磨涂层。 8.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统， 其特征在于， 所述挡 板 （2） 与外 螺纹套 （1 1） 、 锁止螺杆 （31） 与内螺纹孔 （10 0） 连接时扭力矩控制为10~15Nm。 9.根据权利要求1 ‑8任意一项所述的一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统的锁紧方 法， 其特征在于， 包括以下步骤： S1、 将连接法兰 （12） 套设在传动轴 （1） 的连接部 （10） 上， 然后通过第一平键 （13） 将连接 法兰 （12） 和连接 部 （10） 进行固定； S2、 将挡板 （2） 与外螺纹套 （11） 螺纹连接， 并使挡板 （2） 紧贴连接法兰 （12） ； 然后将止动 轴 （3） 卡接在外螺纹套 （11） 内部， 并使止动轴 （3） 端部与挡板 （2） 抵接， 通过复合键 （30） 将 止 动轴 （3） 与挡板 （2） 、 外螺纹套 （11） 进行固定； 最后将锁止螺杆 （31） 贯穿止动轴 （3） 后与内螺 纹孔 （100） 螺纹连接； S3、 锁止螺杆 （31） 旋转过程中不断压紧挤压球头 （400） ， 从而使与挤压球头 （400） 对应 的推动杆 （40） 沿止动轴 （3） 长度方向移动， 与推动杆 （40） 连接的锁止块 （41） 在条形槽 （410） 和倾斜部 （411） 的作用下沿与推动杆 （40） 垂直的方向移动， 并最终与外螺纹套 （11） 内壁上 的环形锁止 槽 （413） 卡接固定； S4、 将安装盘 （50） 固定套设在挡板