一種緊配合零件的拆裝裝置及拆裝方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機部件制造技術領域，涉及一種緊配合零件的拆裝裝置及拆裝方法。
【背景技術】
[0002]在飛機機體上，很多地方需要用到緊配合零件，例如套筒、墊圈等。目前，緊配合零件的裝入或取出，在沒有或者不方便使用壓力設備的情況下，常采取敲擊的方式進行，不僅費時費力，而且容易造成機體以及零件的損傷，還可能對操作人員產生傷害。

【發(fā)明內容】

[0003]本發(fā)明的目的在于提供一種緊配合零件的拆裝裝置及拆裝方法，以解決目前緊配合零件在裝入或取出時，費時費力且容易造成機體以及零件損傷的問題。
[0004]本發(fā)明提供的一種緊配合零件拆裝裝置，用于拆除飛機機體上安裝孔內的所述緊配合零件或者將所述緊配合零件安裝所述安裝孔內，所述緊配合零件呈圓環(huán)狀，所述拆裝裝置包括:
[0005]圓形支撐板，中心位置處開設有通孔；
[0006]圓環(huán)狀墊圈，外徑小于所述支撐板的直徑，內徑不小于所述安裝孔的直徑，且高度不小于所述緊配合零件的高度；
[0007]螺栓，所述螺栓的螺桿直徑不大于所述支撐板上通孔的直徑以及所述緊配合零件的內徑；
[0008]螺母，與所述螺栓相匹配，所述螺母的外徑大于所述支撐板上通孔的直徑以及所述緊配合零件的內徑。
[0009]可選地，所述支撐板與所述墊圈為一體成型結構，所述支撐板位于所述墊圈的軸向端部。
[0010]本發(fā)明還提供了一種緊配合零件的拆卸方法，用于將拆除飛機機體上安裝孔內的所述緊配合零件，采用上述任一項所述的緊配合零件拆裝裝置，所述拆卸方法包括如下步驟:
[0011]步驟一、將所述螺栓從所述機體一側穿過所述緊配合零件的內孔，并從另一側穿出；
[0012]步驟二、穿出所述機體另一側的所述螺栓，再依次穿過所述墊圈的內孔以及所述支撐板的通孔，最后與所述螺母連接，其中，所述墊圈與所述緊配合零件同軸設置；
[0013]步驟三、旋轉所述螺栓的螺帽或者所述螺母，直到所述螺栓將所述緊配合零件從所述機體上安裝孔內完全退出。
[0014]本發(fā)明還提供了一種緊配合零件的安裝方法，用于將所述緊配合零件安裝到飛機機體上安裝孔內，采用上述任一項所述的的緊配合零件拆裝裝置，所述安裝方法包括如下步驟:
[0015]步驟一、將所述螺栓從一側穿入所述緊配合零件的內孔，并從另一側穿出；
[0016]步驟二、穿出所述緊配合零件另一側的所述螺栓，再依次穿過所述機體上安裝孔、所述墊圈的內孔以及所述支撐板的通孔，最后與所述螺母連接，其中，所述緊配合零件與所述機體上安裝孔同軸；
[0017]步驟三、旋轉所述螺栓的螺帽或者所述螺母，直到所述螺栓將所述緊配合零件完全壓裝到所述機體上安裝孔內。
[0018]本發(fā)明的有益效果:
[0019]本發(fā)明提供的緊配合零件的拆裝裝置及拆裝方法，采用螺栓與螺母的方式，無振動及敲擊噪音，操作過程中便于邊觀察且可控制性好，不會對機體以及零件造成敲擊損傷。另外，由于不需要使用電氣設備，因此不存在相關損耗、設備燥聲以及安全問題，且對人員的技能要求低，成本低。
【附圖說明】
[0020]圖1是本發(fā)明的緊配合零件的拆裝裝置使用狀態(tài)示意圖。
【具體實施方式】
[0021]這里將詳細地對示例性實施例進行說明，其示例表示在附圖中。下面的描述涉及附圖時，除非另有表示，不同附圖中的相同數字表示相同或相似的要素。
[0022]如圖1所示，本發(fā)明的緊配合零件拆裝裝置，用于拆除飛機機體6上安裝孔內的所述緊配合零件5或者將所述緊配合零件5安裝所述安裝孔內，緊配合零件5通常呈圓環(huán)狀。
[0023]緊配合零件拆裝裝置包括支撐板1、墊圈2、螺栓3以及螺母4等。
[0024]具體地，支撐板I呈圓形，并且可以采用多少適合的材料，例如鋼材或者木材等，其中心位置處開設有通孔。墊圈2呈圓環(huán)狀，外徑小于支撐板I的直徑，內徑不小于安裝孔的直徑，且高度不小于緊配合零件5的高度。進一步，支撐板I與墊圈2可以是一體成型結構，其中，支撐板I位于墊圈2的軸向端部，以節(jié)約加工工序及成本。
[0025]螺栓3的螺桿直徑不大于支撐板I上通孔的直徑以及緊配合零件5的內徑。螺母4與螺栓3相匹配，螺母4的外徑大于支撐板I上通孔的直徑以及緊配合零件5的內徑。
[0026]本發(fā)明還提供了一種緊配合零件的拆卸方法，采用上述緊配合零件拆裝裝置，用于將拆除飛機機體6上安裝孔內的所述緊配合零件5，具體拆卸方法包括如下步驟:
[0027]步驟一、將螺栓3從機體6 —側穿過緊配合零件5的內孔，并從另一側穿出；
[0028]步驟二、穿出機體6另一側的所述螺栓3，再依次穿過墊圈2的內孔以及支撐板I的通孔，最后與螺母4連接，其中，墊圈2與所述緊配合零件5同軸設置；
[0029]步驟三、旋轉螺栓3的螺帽或者螺母4，直到螺栓3將緊配合零件5從機體6上安裝孔內完全退出。
[0030]本發(fā)明還提供了一種緊配合零件的安裝方法，采用上述緊配合零件拆裝裝置，用于將緊配合零件5安裝到飛機機體6上安裝孔內，具體安裝方法包括如下步驟:
[0031]步驟一、將螺栓3從一側穿入緊配合零件5的內孔，并從另一側穿出；
[0032]步驟二、穿出緊配合零件5另一側的螺栓3，再依次穿過機體6上安裝孔、墊圈2的內孔以及支撐板I的通孔，最后與螺母4連接，其中，緊配合零件5與機體6上安裝孔同軸；
[0033]步驟三、旋轉螺栓3的螺帽或者螺母4，直到螺栓3將緊配合零件5完全壓裝到機體6上安裝孔內。
[0034]本發(fā)明提供的緊配合零件的拆裝裝置及拆裝方法，采用螺栓3與螺母4的方式，無振動及敲擊噪音，操作過程中便于邊觀察且可控制性好，發(fā)現問題可立即停止，不會對機體以及零件造成敲擊損傷。并且，不需要使用電氣設備，不存在相關損耗、設備燥聲以及安全問題，對人員的技能要求低，成本也低。另外，拆裝裝置的結構簡單、便于取用及操作，受場地及操作空間的限制小，尤其是在外場或機上使用優(yōu)勢明顯
[0035]以上所述，僅為本發(fā)明的【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內。因此，本發(fā)明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。
【主權項】
1.一種緊配合零件拆裝裝置，用于拆除飛機機體(6)上安裝孔內的所述緊配合零件(5)或者將所述緊配合零件(5)安裝所述安裝孔內，所述緊配合零件(5)呈圓環(huán)狀，其特征在于，所述拆裝裝置包括: 圓形支撐板(I)，中心位置處開設有通孔； 圓環(huán)狀墊圈(2)，外徑小于所述支撐板⑴的直徑，內徑不小于所述機體(6)上安裝孔的直徑，且高度不小于所述緊配合零件(5)的高度； 螺栓(3)，所述螺栓(3)的螺桿直徑不大于所述支撐板(I)上通孔的直徑以及所述緊配合零件(5)的內徑； 螺母(4)，與所述螺栓(3)相匹配，所述螺母⑷的外徑大于所述支撐板⑴上通孔的直徑以及所述緊配合零件(5)的內徑。
2.根據權利要求1所述的緊配合零件拆裝裝置，其特征在于，所述支撐板(I)與所述墊圈(2)為一體成型結構，所述支撐板(I)位于所述墊圈(2)的軸向端部。
3.—種緊配合零件的拆卸方法，用于將拆除飛機機體(6)上安裝孔內的所述緊配合零件(5)，其特征在于，采用權利要求1或2所述的緊配合零件拆裝裝置，所述拆卸方法包括如下步驟: 步驟一、將所述螺栓(3)從所述機體(6) —側穿過所述緊配合零件(5)的內孔，并從另一側穿出； 步驟二、穿出所述機體(6)另一側的所述螺栓(3)，再依次穿過所述墊圈(2)的內孔以及所述支撐板(I)的通孔，最后與所述螺母(4)連接，其中，所述墊圈(2)與所述緊配合零件(5)同軸設置； 步驟三、旋轉所述螺栓(3)的螺帽或者所述螺母(4)，直到所述螺栓(3)將所述緊配合零件(5)從所述機體(6)上安裝孔內完全退出。
4.一種緊配合零件的安裝方法，用于將所述緊配合零件(5)安裝到飛機機體(6)上安裝孔內，其特征在于，采用權利要求1或2所述的緊配合零件拆裝裝置，所述安裝方法包括如下步驟: 步驟一、將所述螺栓(3)從一側穿入所述緊配合零件(5)的內孔，并從另一側穿出； 步驟二、穿出所述緊配合零件(5)另一側的所述螺栓(3)，再依次穿過所述機體(6)上安裝孔、所述墊圈(2)的內孔以及所述支撐板(I)的通孔，最后與所述螺母(4)連接，其中，所述緊配合零件(5)與所述機體(6)上安裝孔同軸； 步驟三、旋轉所述螺栓(3)的螺帽或者所述螺母(4)，直到所述螺栓(3)將所述緊配合零件(5)完全壓裝到所述機體(6)上安裝孔內。
【專利摘要】本發(fā)明涉及飛機部件制造技術領域，涉及一種緊配合零件的拆裝裝置及拆裝方法，以解決目前緊配合零件在裝入或取出時，費時費力且容易造成機體以及零件損傷的問題。緊配合零件的拆裝裝置包括：圓形支撐板，中心位置處開設有通孔；圓環(huán)狀墊圈，外徑小于支撐板的直徑，內徑不小于飛機機體上安裝孔的直徑，且高度不小于緊配合零件的高度；相匹配螺栓與螺母。本發(fā)明采用螺栓與螺母的方式，無振動及敲擊噪音，操作過程中便于邊觀察且可控制性好，不會對機體以及零件造成敲擊損傷。
【IPC分類】B25B27-073
【公開號】CN104760020
【申請?zhí)枴緾N201510172701
【發(fā)明人】王海龍, 耿玉新, 郁萬鵬
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設計研究所
【公開日】2015年7月8日
【申請日】2015年4月13日