CN115163630A - 航空复合材料的连接紧固件 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了航空复合材料的连接紧固件，涉及航空零件制造领域，包括衬套、连接杆和锁紧件，衬套套装在连接杆上，连接杆的第一端固定设置有连接头，连接头大于衬套第一端的最小尺寸，连接杆的第二端穿过复合材料和金属结构件的安装孔与锁紧件固定连接，复合材料与金属结构件紧固后，衬套的内侧壁和外侧壁分别与连接杆的外侧壁和安装孔的孔壁挤压接触，连接头和锁紧件分别与复合材料和金属结构件挤压接触；采用衬套套装在连接杆上，复合材料与金属结构件紧固后，使得衬套径向膨胀与安装孔的孔壁和连接杆的外侧壁紧密贴合，提高连接紧固件的电流散逸，从而降低电流阀值，有效提升连接紧固件抗雷击性能。
Description
技术领域
本发明涉及航空零件制造领域，尤其涉及航空复合材料的连接紧固件。
背景技术
当前复合材料广泛用于飞机机体结构，而复合材料连接需要装配大量的金属紧固件。由于复合材料导电弱于金属，当飞机遭遇雷击时，金属紧固件成为主要的雷击附着点，且遭雷击的紧固件承受比相邻紧固件更大的雷电流。常规紧固件干涉安装过程后，紧固件和复合材料孔壁存在间隙。当紧固件雷电流超过一定电流阀值，在电流作用下，间隙处空气发生电离，从而引起电弧，电弧会损伤复合材料，严重情况会引燃燃油蒸汽发生爆炸。
发明内容
本发明的目的就在于为了解决上述问题设计了航空复合材料的连接紧固件。
本发明通过以下技术方案来实现上述目的：
航空复合材料的连接紧固件，用于复合材料与金属结构件的紧固，包括：
衬套；
连接杆；衬套套装在连接杆上，连接杆的第一端固定设置有连接头，连接头大于衬套第一端的最小尺寸；
锁紧件；连接杆的第二端穿过复合材料和金属结构件的安装孔与锁紧件固定连接，复合材料与金属结构件紧固后，衬套的内侧壁和外侧壁分别与连接杆的外侧壁和安装孔的孔壁挤压接触，连接头和锁紧件分别与复合材料和金属结构件挤压接触。
本发明的有益效果在于：采用衬套套装在连接杆上，复合材料与金属结构件紧固后，使得衬套径向膨胀与安装孔的孔壁和连接杆的外侧壁紧密贴合，提高连接紧固件的电流散逸，从而降低电流阀值，有效提升连接紧固件抗雷击性能。
附图说明
图1是本发明航空复合材料的连接紧固件的示意图；
图2是本发明航空复合材料的连接紧固件中连接杆的示意图；
图3是本发明航空复合材料的连接紧固件中衬套的示意图；
图4是本发明的安装结构示意图；
其中相应的附图标记为：
1-复合材料，2-金属结构件，3-衬套，4-连接杆，5-连接头，6-垫环，7-螺母，8-垫圈，9-球面结构，10-十二角梅花齿结构。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细说明。
如图1、图2、图3、图4所示，航空复合材料的连接紧固件，用于复合材料1与金属结构件2的紧固，包括：
衬套3；
连接杆4；衬套3套装在连接杆4上，连接杆4的第一端固定设置有连接头5，连接头5大于衬套3第一端的最小尺寸；
锁紧件；连接杆4的第二端穿过复合材料1和金属结构件2的安装孔与锁紧件固定连接，复合材料1与金属结构件2紧固后，衬套3的内侧壁和外侧壁分别与连接杆4的外侧壁和安装孔的孔壁挤压接触，连接头5和锁紧件分别与复合材料1和金属结构件2挤压接触。
采用衬套3套装在连接杆4上，复合材料1与金属结构件2紧固后，使得衬套3径向膨胀与安装孔的孔壁和连接杆4的外侧壁紧密贴合，在连接紧固件在安装孔处建立一个电流传导的途径，提高连接紧固件的电流散逸速度，从而降低电流阀值，有效提升连接紧固件抗雷击性能。
如图1、图2、图3所示，衬套3内侧壁第一端的直径大于衬套3内侧壁第二端的直径，连接杆4第一端的直径大于连接杆4第二端的直径。
如图1、图3所示，衬套3的第一端外翻折弯形成垫环6，复合材料1与金属结构件2紧固后，垫环6的两侧分别与连接头5和复合材料1挤压接触。
利用安装前和安装后衬套3与连接杆4之间的相对位移变化量P和固定锥度，可以控制衬套3外形膨胀量，锁紧过程中，连接杆4不断挤压衬套3，使得衬套3径向膨胀与安装孔的孔壁挤压均匀，贴合紧密，提高螺栓的电流散逸，从而降低电流阀值，有效提升连接紧固件抗雷击性能。
如图1、图4所示，锁紧件为螺母7，连接杆4的第二端设置有螺纹，连接杆4的第二端与螺母7螺纹连接。
如图1、图4所示，连接紧固件还包括垫圈8，复合材料1与金属结构件2紧固后，垫圈8的两侧分别与螺母7的第一端和金属结构件2挤压接触。
如图1所示，螺母7的第一端为球面结构9，垫圈8的侧面为内凹的球面结构9，垫圈8的球面结构9与螺母7的球面结构9挤压接触。
垫圈8的球面结构9和螺母7的球面结构9贴合受力锁紧，可以克服金属结构件2表面斜度a造成受力不垂直情况。
如图1、图2、图4所示，连接头5和螺母7的外侧壁均为十二角梅花齿结构，十二角梅花齿结构的单元拧转角度小，适用于扳拧空间狭小的装配环境。
连接杆4采用钛合金材料制成，衬套3采用不锈钢材料制成，螺母7和垫圈8采用高温合金材料制成。
本发明的技术方案不限于上述具体实施例的限制，凡是根据本发明的技术方案做出的技术变形，均落入本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.航空复合材料的连接紧固件，用于复合材料与金属结构件的紧固，其特征在于，包括：
衬套；
连接杆；衬套套装在连接杆上，连接杆的第一端固定设置有连接头，连接头大于衬套第一端的最小尺寸；
锁紧件；连接杆的第二端穿过复合材料和金属结构件的安装孔与锁紧件固定连接，复合材料与金属结构件紧固后，衬套的内侧壁和外侧壁分别与连接杆的外侧壁和安装孔的孔壁挤压接触，连接头和锁紧件分别与复合材料和金属结构件挤压接触。
2.根据权利要求1所述的航空复合材料的连接紧固件，其特征在于，衬套内侧壁第一端的直径大于衬套内侧壁第二端的直径，连接杆第一端的直径大于连接杆第二端的直径。
3.根据权利要求2所述的航空复合材料的连接紧固件，其特征在于，衬套的第一端外翻折弯形成垫环，复合材料与金属结构件紧固后，垫环的两侧分别与连接头和复合材料挤压接触。
4.根据权利要求1-3任一项所述的航空复合材料的连接紧固件，其特征在于，锁紧件为螺母，连接杆的第二端设置有螺纹，连接杆的第二端与螺母螺纹连接。
5.根据权利要求4所述的航空复合材料的连接紧固件，其特征在于，连接紧固件还包括垫圈，复合材料与金属结构件紧固后，垫圈的两侧分别与螺母的第一端和金属结构件挤压接触。
6.根据权利要求5所述的航空复合材料的连接紧固件，其特征在于，螺母的第一端为球面结构，垫圈的侧面为内凹的球面结构，垫圈的球面结构与螺母的球面结构挤压接触。
7.根据权利要求4所述的航空复合材料的连接紧固件，其特征在于，连接头和螺母的外侧壁均为十二角梅花齿结构。
8.根据权利要求5所述的航空复合材料的连接紧固件，其特征在于，连接杆采用钛合金材料制成，衬套采用不锈钢材料制成，螺母和垫圈采用高温合金材料制成。
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