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申请/专利权人：上海航空电器有限公司

摘要：本发明提供了一种控制板托架的安装结构，包括拉杆部件，所述拉杆部件包括一拉杆体和置于所述拉杆体两端的左右拉杆端体，所述拉杆体与所述左右拉杆端体的连接方式为螺纹连接，所述螺纹连接上设有锁紧组件；所述左右拉杆端体与飞机和托架上的角片的连接方式为轴承连接。本发明还提供了一种控制板托架的安装方法。通过利用调心关节轴承代替硬连接并使用螺纹拉杆代替直拉杆，克服了背景技术中角片和拉杆在进行托架安装时存在的缺点，在具体的应用中，能够有效地降低设计和加工制造的难度，提高整体强度和环境耐受能力。

主权项：1.一种控制板托架的安装结构，所述控制板托架是飞机上用于安装控制板组件的箱体结构，其特征在于，包括拉杆部件，所述拉杆部件包括一拉杆体和置于所述拉杆体两端的左右拉杆端体，所述拉杆体与所述左右拉杆端体的连接方式为螺纹连接，所述螺纹连接上设有锁紧组件；所述左右拉杆端体与飞机和托架上的角片的连接方式为轴承连接；所述轴承连接上设有调心关节轴承，所述调心关节轴承的外圈通过紧配合安装于角片上，所述拉杆端体上设有与所述调心关节轴承的内圈相配合的槽和安装孔，所述安装孔、所述槽的内侧面以及所述调心关节轴承的内圈端面通过凸缘衬套连接，螺栓通过所述凸缘衬套的内孔以及调心关节轴承的内圈孔，并用垫圈和自锁螺母固定，实现拉杆端体和角片的连接；所述拉杆体的左右两端分别设有左旋螺纹孔结构和右旋螺纹孔结构，所述左右拉杆端体与所述拉杆体连接的轴端分别设有左旋螺纹和右旋螺纹；所述锁紧组件包括锁紧垫圈组、螺母和保险丝；所述锁紧垫圈组包括上锁紧垫圈和下锁紧垫圈；拉杆体的左右两端设有轴向的凹槽，所述凹槽与所述上锁紧垫圈上所设的轴向凸台结构相配合；所述拉杆端体的螺纹上设有键槽，与所述下锁紧垫圈的径向凸台相配合；所述上锁紧垫圈和下锁紧垫圈的接触面上设有齿牙啮合结构，并通过所述螺母压紧，使所述上、下锁紧垫圈不会发生相对转动；所述保险丝将所述螺母和所述上锁紧垫圈扎紧，防止所述螺母松动；所述螺母上设有保险丝孔，所述下锁紧垫圈上设有单耳开孔，所述保险丝穿过所述保险丝孔和所述单耳开孔并扎紧；所述角片通过铆接的方式连接到飞机梁结构件以及托架上。

全文数据：一种控制板托架的安装结构技术领域[0001]本发明涉及一种结构，尤其涉及一种控制板托架的安装结构。背景技术[0002]顶部控制板托架是飞机上用于安装控制板组件集成开关、旋钮、显示等人机接口的面板设备的箱体结构，顶部控制板托架上既有用于安装控制板组件的导轨，也有与飞机结构连接的接口，顶部控制板托架将控制板组件受到的载荷可靠地传递给飞机结构。因此，托架与飞机结构的连接应具有足够的强度和刚度，同时需要考虑安装和维护的简易便利。[0003]由于飞机头部结构的弧形控制，飞机结构件与托架间有着特殊的相对空间位置，考虑连接可靠性，一般采用角片和拉杆的连接方式，图1示出了托架安装的拉杆结构，托架2’上的角片21’通过拉杆3’与飞机梁结构件1’上的角片11’相连，通过多组连接结构的使用实现托架的固定。这样的结构形式具有以下缺点：1.托架和飞机梁相对空间位置特殊，角片形状不一，设计难度大，加工制造难度更大，强度设计耗费时间；2.结构件间依靠螺栓进行硬连接，在安装过程中易积累安装应力；3.在使用过程中易造成结构件的应力腐蚀；4•设计余量和加工制造误差累计，造成托架与内饰件结合面缝隙的不均匀；5•安装难度大，安装顺序的不同会导致拉杆受力的不同，可能需要工装进行辅助定位。发明内容[0004]本发明的目的是提供一种新型的控制板托架的安装结构以及安装方法，通过利用调心关节轴承代替硬连接并使用螺纹拉杆代替直拉杆，克服了上述背景技术中角片和拉杆在进行托架安装时存在的缺点。[0005]为了实现上述目的，本发明的技术方案是：一种控制板托架的安装结构，包括拉杆部件，所述拉杆部件包括一拉杆体和置于所述拉杆体两端的左右拉杆端体，所述拉杆体与所述左右拉杆端体的连接方式为螺纹连接，所述螺纹连接上设有锁紧组件;所述左右拉杆端体与飞机和托架上的角片的连接方式为轴承连接。[0006]进一步地，所述轴承连接上设有调心关节轴承，所述调心关节轴承的外圈通过紧配合安装于角片上，所述拉杆端体上设有与所述调心关节轴承的内圈相配合的槽和安装孔，所述安装孔、所述槽的内侧面以及所述调心关节轴承的内圈端面通过凸缘衬套连接，螺栓通过所述凸缘衬套的内孔以及调心关节轴承的内圈孔，并用垫圈和自锁螺母固定，实现拉杆端体和角片的连接。[0007]进一步地，所述拉杆体的左右两端分别设有左旋螺纹孔结构和右旋螺纹孔结构，所述左右拉杆端体与所述拉杆体连接的轴端分别设有左旋螺纹和右旋螺纹;左右拉杆端体固定于托架角片或飞机梁结构件角片上时，转动拉杆体，实现拉杆端体同时旋入或旋出拉杆体，达到长度的调节。[0008]进一步地，所述拉杆体的中间部位设有观察孔和工具夹持面。[0009]进一步地，所述锁紧组件包括锁紧垫圈组、螺母和保险丝;所述锁紧垫圈组包括上锁紧垫圈和下锁紧垫圈。[0010]进一步地，拉杆体的左右两端设有轴向的凹槽，所述凹槽与所述上锁紧垫圈上所设的双耳结构相配合;所述拉杆端体的螺纹上设有键槽，与所述下锁紧垫圈的径向凸台相配合;所述上锁紧垫圈和下锁紧垫圈的接触面上设有齿牙啮合结构，并通过所述螺母压紧；所述保险丝将所述螺母和所述上锁紧垫圈扎紧，使所述上、下锁紧垫圈不会发生相对转动，从而实现了拉杆体与拉杆端体不相对转动，起到防松固定的作用。[0011]进一步地，所述螺母上设有保险丝孔，所述上锁紧垫圈上设有单耳开孔，所述保险丝穿过所述保险丝孔和所述单耳开孔并扎紧。[0012]进一步地，所述角片通过铆接的方式连接到飞机梁结构件以及托架上。[0013]本发明的技术方案还包括：一种控制板托架的安装方法，托架与飞机梁结构件之间的至少一处是采用上述所述的安装结构。[0014]本发明所述的拉杆部件为一种长度可调、径向可变的结构，在具体的应用中，有效地降低了各个连接件的设计和制造难度。具体地，圆形截面的拉杆具有比矩形截面的拉杆更好的强度和承受能力，避免了硬性连接所带来的安装应力，降低了工作应力的腐蚀;依靠调心关节轴承的摆动角度使拉杆相对于角片径向可调;配合螺纹式放松拉杆的设计可实现拉杆长度的微调，降低了安装难度，可精确地调整托架的空间位置。附图说明[0015]图1为现有技术中的控制板托架的安装结构示意图；图2为本发明所述的控制板托架的安装结构示意图；图3为本发明所述的拉杆部件的结构示意图；图4为本发明所述的轴承连接的结构示意图；图5为本发明所述的螺纹连接的结构示意图。[0016]附图标记：1-飞机梁结构件，11-飞机梁结构件上的角片，2-托架，21-托架上的角片，3-拉杆部件，301-左拉杆端体，302-拉杆体，303-上锁紧垫圈，304-下锁紧垫圈，305-保险丝，306-螺母，307-右拉杆端体，308-螺栓，309-垫圈，310_自锁螺母，311-凸缘衬套，312-调心关节轴承，313-凸缘衬套，314-螺母。具体实施方式[0017]参照图2-5,其中，图2为本发明所述的控制板托架的安装结构示意图；图3为本发明所述的拉杆部件的结构示意图；图4为本发明所述的轴承连接的结构示意图；图5为本发明所述的螺纹连接的结构示意图。[0018]在本发明的一个实施例中，所述控制板托架安装在飞机驾驶舱顶部，主要依靠8个长度可伸缩、径向可摆动的拉杆部件来达到快速调节和安装托架的目的，其中所述拉杆部件的结构示意图如图3所示，拉杆两端为对称安装结构，主要为左右拉杆端体301和307与角片11和21的连接，拉杆内部主要为左右拉杆端体301和3〇7与拉杆体302的连接。[0019]在一个实施例中，拉杆端体的轴承连接端如图4所示，包含六角头螺栓308、凸缘衬套311和313、调心关节轴承312、垫圈3〇9和自锁螺母：31〇,调心关节轴承312的外圈与角片21的开孔通过紧公差配合，调心关节轴承312的内圈两端面通过凸缘衬套311和313的凸缘与拉杆端体307的开槽内侧面配合，通过螺栓3〇8、垫圈3〇9和自锁螺母310的连接，调心关节轴承312的内圈孔、衬凸缘套311内圈孔和拉杆端体307安装孔位保持同心，调心关节轴承312的外圈内圈可径向摆动±10°，即拉杆部件3可实现倾斜±10。以内的调节。[0020]在一个实施例中，拉杆内部结构如图3所示，拉杆端体301和307的轴端有与拉杆体302连接的螺纹，分别为左旋和右旋，拉杆体302两端有与拉杆端体螺纹旋向对应的螺纹孔，中间设观察孔和工具夹持面，通过观察孔可观察拉杆端体是否旋入设计要求的应当旋入的长度，当拉杆端体不动的时候旋转拉杆体302，两个拉杆端体会同时靠近或远离拉杆体，以实现拉杆长度的调节，上下锁紧垫圈303和304为成组使用，如图5所示，当拉杆端体与拉杆体旋入长度调节完毕后，将上锁紧垫圈303的双耳凸台与拉杆体302的轴端开槽配合，使上锁紧垫圈303与拉杆体302轴向旋转自由度固定在一起，下锁紧垫圈304装入时其径向凸台已与拉杆端体307的键槽相配合，两者轴向旋转自由度固定在一起，将上下锁紧垫圈303和304组合到一起，使其齿牙啮合，然后将螺母306旋转至压紧组合的锁紧垫圈组，然后用保险丝305穿过带保险丝孔的螺母306的保险孔与上锁紧垫圈303的单耳开孔，扎紧保险丝;锁紧垫圈303和304的齿牙配合起到了阻止拉杆体与拉杆端体的旋转，带保险丝孔的螺母306压紧啮合的锁紧垫圈起到了使锁紧垫圈的齿牙紧密配合，防止轴向相对旋转，保险丝305的扎紧起到了螺母306的防松作用，使连接可靠。[0021]在一个具体安装应用实施例中，采用过盈配合的方式将调心关节轴承312装配到角片11的安装孔内，通过铆接的方式将角片11到飞机梁结构件1上，用相同的方式安装好其余的连接飞机梁结构件的角片。采用同样的方式将调心关节轴承312装配到托架上角片的安装孔内。[0022]将左旋螺纹的拉杆端体301依次穿过带保险丝孔的左旋螺纹螺母314、下锁紧垫圈304、上锁紧垫圈303,将右旋螺纹的拉杆端体307依次穿过带保险丝孔右旋螺纹螺母306、下锁紧垫圈304、上锁紧垫圈303,将带保险丝孔螺母和上下锁紧垫片沿轴向分别调节至拉杆端体的尾部，然后将带有左、右旋螺纹的拉杆端体同时旋入拉杆体302的对应杆端螺纹旋向的螺纹孔，通过拉杆体302上的观察孔调整拉杆端体旋入拉杆体302的深度，使拉杆端体与拉杆体3〇2配合到设计长度。将凸缘衬套311、313分别装配到左旋拉杆端体3〇1端部开槽的内侧面，将已安装到飞机梁上的调心关节轴承312内圈放置于两凸缘衬套中间位置，使调心关节轴承312内圈端面与两凸缘衬套端面接触，并保证孔对齐，用螺栓308依次穿过凸缘衬套311、调心关节轴承312、凸缘衬套313、垫圈309、自锁螺母310,旋紧自锁螺母310,使拉杆部件3与角片11紧密配合。采用相同的方式分别将8个拉杆部件装配到固定在飞机梁结构件上的角片上，此时拉杆处于吊挂状态，拉杆上的锁紧垫圈和螺母处于非锁紧状态。[0023]放置控制板托架2到装配位置，将凸缘衬套311、313分别装配到右旋拉杆端体端部开槽的内侧面，并将对应托架上角片上已安装的轴承放置于两凸缘衬套中间，保证端面接触和孔对齐，用螺栓308、垫圈309、自锁螺母310将右旋拉杆端体与角片21紧密配合。采用相同的方式，将其余拉杆分别与控制板托架上的角片连接，实现控制板托架与飞机主梁的相对位置的固定。[0024]调节拉杆部件，使托架到达精确装配位置，具体操作方式为:顺时针和逆时针旋转拉杆体302,左右拉杆端体旋入拉杆体的深度会同时变小或变大，拉杆的长度变长或变短；利用调心关节轴承312的轴心自适应旋转，可以调整托架的相对位置和角度。通过对8个拉杆的调节，调整控制板托架的位置达到最终安装姿态后，将上锁紧垫圈303的双耳卡入拉杆体302端部的开槽中，并将己卡在拉杆端体3〇7键槽的下锁紧垫圈304沿轴向移动，与上锁紧垫圈303啮合，旋紧带保险丝孔的螺母306，使上下锁紧垫圈紧密啮合;再将保险丝305依次穿过带保险丝孔螺母306上的孔和上锁紧垫圈3〇3外侧单耳上的孔，拧紧保险丝，保证拉杆端头与拉杆体、上下锁紧垫圈间的防松。[0025]以上对本发明的具体实施例进行了详细描述，但其只是作为范例，本发明并不限制于以上描述的具体实施例。对于本领域技术人员而言，任何对本发明进行的等同修改和替代也都在本发明的范畴之中。因此，在不脱离本发明的精神和范围下所作的均等变换和修改，都应涵盖在本发明的范围内。

权利要求：1.一种控制板托架的安装结构，其特征在于，包括拉杆部件，所述拉杆部件包括一拉杆体和置于所述拉杆体两端的左右拉杆端体，所述拉杆体与所述左右拉杆端体的连接方式为螺纹连接，所述螺纹连接上设有锁紧组件;所述左右拉杆端体与飞机和托架上的角片的连接方式为轴承连接。2.根据权利要求1所述的控制板托架的安装结构，其特征在于，所述轴承连接上设有调心关节轴承，所述调心关节轴承的外圈通过紧配合安装于角片上，所述拉杆端体上设有与所述调心关节轴承的内圈相配合的槽和安装孔，所述安装孔、所述槽的内侧面以及所述调心关节轴承的内圈端面通过凸缘衬套连接，螺栓通过所述凸缘衬套的内孔以及调心关节轴承的内圈孔，并用垫圈和自锁螺母固定，实现拉杆端体和角片的连接。3.根据权利要求1所述的控制板托架的安装结构，其特征在于，所述拉杆体的左右两端分别设有左旋螺纹孔结构和右旋螺纹孔结构，所述左右拉杆端体与所述拉杆体连接的轴端分别设有左旋螺纹和右旋螺纹。4.根据权利要求3所述的控制板托架的安装结构，其特征在于，所述拉杆体的中间部位设有观察孔和工具夹持面。5.根据权利要求1所述的控制板托架的安装结构，其特征在于，所述锁紧组件包括锁紧垫圈组、螺母和保险丝;所述锁紧垫圈组包括上锁紧垫圈和下锁紧垫圈。6.根据权利要求5所述的控制板托架的安装结构，其特征在于，拉杆体的左右两端设有轴向的凹槽，所述凹槽与所述上锁紧垫圈上所设的轴向凸台结构相配合;所述拉杆端体的螺纹上设有键槽，与所述下锁紧垫圈的径向凸台相配合;所述上锁紧垫圈和下锁紧垫圈的接触面上设有齿牙啮合结构，并通过所述螺母压紧，使所述上、下锁紧垫圈不会发生相对转动;所述保险丝将所述螺母和所述上锁紧垫圈扎紧，防止所述螺母松动。7.根据权利要求6所述的控制板托架的安装结构，其特征在于，所述螺母上设有保险丝孔，所述下锁紧垫圈上设有单耳开孔，所述保险丝穿过所述保险丝孔和所述单耳开孔并扎紧。8.根据权利要求1所述的控制板托架的安装方法，其特征在于，所述角片通过铆接的方式连接到飞机梁结构件以及托架上。9.一种控制板托架的安装方法，其特征在于，托架与飞机梁结构件之间的至少一处是采用如权利要求1-8中任意一项所述的安装结构。10.根据权利要求9所述的控制板托架的安装方法，其特征在于，8个如权利要求1-8中任意一项所述的安装结构安装在托架与飞机梁结构件之间。

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