申请/专利权人：成都飞机工业(集团)有限责任公司

申请日：2024-01-19

公开（公告）日：2024-04-30

公开（公告）号：CN117943472A

主分类号：B21D41/04

分类号：B21D41/04;B21C51/00;B21D43/00

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.05.17#实质审查的生效;2024.04.30#公开

摘要：本发明公开了一种防止衬套脱落的冲击收口装置，属于航空机械装配技术领域，包括壳体，其特征在于：还包括定心自动检测件，壳体上开有阀腔、进气通路、排气通路、第一增压活塞进气通路、第二增压活塞进气通路、增压活塞排气通路、先导排气管和先导进气管，第一增压活塞进气通路与第二增压活塞进气通路连通，第二增压活塞进气通路与增压活塞排气通路连通，先导排气管的一端与行进气缸连接，另一端与增力调节阀连接，壳体内部中心位置设置有气动自动冲击收口件，所述增力冲击收口楔块环抱在锥形定心支撑块外壁上。本发明能够实现装置摆正检测，使冲击收口楔块在活塞的作用下实现安装孔两侧收口量一致，从而有效提高冲击收口质量。

主权项：1.一种防止衬套脱落的冲击收口装置，包括壳体（A1），其特征在于：还包括定心自动检测件，定心自动检测件位于壳体（A1）下方，定心自动检测件包括底盘安装板（B3）、锥形定心支撑块（A6）、定心球（B1）、压缩弹簧（B2）和至少三个位移传感器（A4），所述位移传感器（A4）通过螺纹副安装在壳体（A1）上，三个位移传感器（A4）不共线，所述定心球（B1）和压缩弹簧（B2）通过锥形定心支撑块（A6）采用螺纹副连接在底盘安装板（B3）上，所述壳体（A1）上开有阀腔、进气通路（C1）、排气通路（C2）、第一增压活塞进气通路（C4）、第二增压活塞进气通路（C7）、增压活塞排气通路（C5）、先导排气管（C3）和先导进气管（C6），第一增压活塞进气通路（C4）与第二增压活塞进气通路（C7）连通，第二增压活塞进气通路（C7）与增压活塞排气通路（C5）连通，先导排气管（C3）的一端与行进气缸连接，另一端与增力调节阀连接，先导进气管（C6）的一端与行进气缸连接，另一端与增力调节阀连接，所述壳体（A1）内部中心位置设置有气动自动冲击收口件，气动自动冲击收口件包括行进气缸、增压气缸、增力冲击收口楔块（A5）和增力调节阀，增力调节阀位于行进气缸斜上方，增力调节阀安装在阀腔内，增力调节阀包括增力调节阀芯（B5）、阀芯堵头（B6）、阀芯排气压缩弹簧（B7）和阀芯进气压缩弹簧（B8），阀芯进气压缩弹簧（B8）的一端固定在壳体（A1）内壁上，阀芯进气压缩弹簧（B8）的另一端与增力调节阀芯（B5）的一端连接，增力调节阀芯（B5）的另一端与阀芯排气压缩弹簧（B7）的一端连接，阀芯排气压缩弹簧（B7）的另一端与阀芯堵头（B6）连接，所述增力冲击收口楔块（A5）环抱在锥形定心支撑块（A6）外壁上。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 成都飞机工业(集团)有限责任公司 一种防止衬套脱落的冲击收口装置

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