一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置制造方法及图纸

本申请属于飞机温度疲劳试验技术领域，特别涉及一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置，包括外套螺母；弹性爪，包括连接端与夹持端，连接端具有与外套螺母螺纹孔匹配的外螺纹，夹持端端部呈锥筒状，在夹持端的筒壁上沿大径端向小径端方向开设有多个凹槽，凹槽沿径向贯穿所述筒壁；自然状态时，夹持端位于外套螺母内孔外侧，其大径端的内径大于灯管电极杆的直径；夹持状态时，至少部分夹持端跟随连接端旋入外套螺母内孔中，从而收缩夹紧灯管电极杆。该固定装置结构简单，对灯管电极杆的固定效果好，大幅降低了劳动强度和操作时间，提高了试验效率。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置
本申请属于飞机温度疲劳试验
，特别涉及一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置。
技术介绍
飞机部件的温度疲劳寿命对于飞机的飞行安全至关重要，对飞行员的生命保障具有重要作用。随着现代飞机设计指标的大幅提高，飞机部件的设计必须采用新材料、新结构及新工艺，且存在一定的温度疲劳风险。为了提高飞行安全需要对飞机部件进行充分有效的温度疲劳试验验证。目前飞机部件的温度疲劳试验的加温过程使用石英灯管作为发热部件。为了保证试验件加热表面温度场的均匀性，必须精确调整灯管电极杆与试验件之间的距离。传统方法是将灯管电极杆用铁丝捆扎，这使得调整过程非常繁琐，调整精度很差。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置。本申请的技术方案是：一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置，包括：外套螺母；弹性爪，所述弹性爪包括连接端与夹持端，所述连接端具有与所述外套螺母螺纹孔匹配的外螺纹，所述夹持端端部呈锥筒状，其远离所述连接端的一端为大径端，靠近所述连接端的一端为小径端，所述小径端的外径小于所述外套螺母内孔直径，所述大径端的外径大于所述外套螺母内孔直径，在所述夹持端的筒壁上沿大径端向小径端方向开设有多个凹槽，所述凹槽沿径向贯穿所述筒壁，且多个所述凹槽沿周向均匀分布；其中，所述夹持端具有自然状态与夹持状态；自然状态时，所述夹持端位于所述外套螺母内孔外侧，其大径端的内径大于灯管电极杆的直径；夹持状态时，至少部分所述夹持端跟随所述连接端旋入所述外套螺母内孔中，通过内孔进行挤压，使得所述夹持端收缩夹紧所述灯管电极杆。根据本申请的至少一个实施方式，所述外套螺母的内孔包括螺纹段和光孔段，所述光孔段位于靠近所述弹性爪的一端，通过所述光孔对所述夹持端进行挤压。根据本申请的至少一个实施方式，所述外套螺母为六角螺母。根据本申请的至少一个实施方式，所述弹性爪采用弹簧钢材料为制成。本申请至少存在以下有益技术效果：本申请提供的飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置，结构简单，对灯管电极杆的固定效果好，大幅降低了劳动强度和操作时间，提高了试验效率。附图说明图1是本申请提供的飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置示意图；图2是本申请提供的弹性爪的结构示意图。其中：1-外套螺母，2-弹性爪，3-灯管电极杆，21-连接端，22-夹持端。具体实施方式为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置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申请保护范围的限制。下面结合附图1至图2对本申请飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置做进一步详细说明。如图1所示，本申请提供的是一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置(简称固定装置)，可以包括外套螺母1以及弹性爪2。如图2所示，弹性爪2可以包括固定连接的连接端21与夹持端22；连接端21具有与外套螺母1螺纹孔匹配的外螺纹，夹持端22端部呈锥筒状，其远离连接端21的一端为大径端，靠近连接端21的一端为小径端，小径端的外径小于外套螺母1内孔直径，大径端的外径大于外套螺母1内孔直径，在夹持端22的筒壁上沿大径端向小径端方向开设有多个凹槽，凹槽沿径向贯穿筒壁，且多个凹槽沿周向均匀分布。其中，夹持端22具有自然状态与夹持状态：自然状态时，夹持端22位于外套螺母1内孔外侧，其大径端的内径大于灯管电极杆的直径；夹持状态时，至少部分夹持端22跟随连接端21旋入外套螺母1内孔中，通过内孔进行挤压，使得夹持端22收缩夹紧灯管电极杆。进一步地，本实施例中，优选外套螺母1的内孔包括螺纹段和光孔段，光孔段位于靠近弹性爪2的一端，从而通过光孔对夹持端22进行挤压，使得挤压更顺畅，且保护夹持端22外部不受螺纹损伤。在本实施例中，如图1所示，该固定装置的工作原理是：弹性爪2的夹持端22在自然状态下，其内孔的直径略大于灯管电极杆的直径，即可以将灯管电极杆3直接伸入到夹持端22的孔内，然后将连接端21从外套螺母1的光孔的一端伸入外套螺母1，并通过连接端21与外套螺母1的螺纹孔连接，通过旋转外套螺母1使得夹持端22孔的直径变小，就会将灯管电极杆夹紧，即夹持端22的夹持状态。在本实施例中，弹性爪2的材质为弹簧钢，具有很好的弹性；另外，为了更好的实现对夹持端22的夹持，将夹持端22设计成开裂的圆台状，夹持端22背离连接端21一端的直径大于连接连接端21一端的直径(即呈锥筒状)。这样会有利于外套螺母1对弹性爪2的夹持端22的夹紧。在一些可选的实施方式中，外套螺母1为六角形或其他多边形，六边形或其他的外套螺母1为拧紧外套螺母1提供操作位置，可以直接通过手拧旋转，也可以通过利用扳手等工具进行紧固。以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置，其特征在于，包括：外套螺母(1)；弹性爪(2)，所述弹性爪(2)包括连接端(21)与夹持端(22)，所述连接端(21)具有与所述外套螺母(1)螺纹孔匹配的外螺纹，所述夹持端(22)端部呈锥筒状，其远离所述连接端(21)的一端为大径端，靠近所述连接端(21)的一端为小径端，所述小径端的外径小于所述外套螺母(1)内孔直径，所述大径端的外径大于所述外套螺母(1)内孔直径，在所述夹持端(22)的筒壁上沿大径端向小径端方向开设有多个凹槽，所述凹槽沿径向贯穿所述筒壁，且多个所述凹槽沿周向均匀分布；其中，所述夹持端(22)具有自然状态与夹持状态；自然状态时，所述夹持端(22)位于所述外套螺母(1)内孔外侧，其大径端的内径大于灯管电极杆的直径；夹持状态时，至少部分所述夹持端(22)跟随所述连接端(21)旋入所述外套螺母(1)内孔中，通过内孔进行挤压，使得所述夹持端(22)收缩夹紧所述灯管电极杆。

【技术特征摘要】
1.一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置，其特征在于，包括：外套螺母(1)；弹性爪(2)，所述弹性爪(2)包括连接端(21)与夹持端(22)，所述连接端(21)具有与所述外套螺母(1)螺纹孔匹配的外螺纹，所述夹持端(22)端部呈锥筒状，其远离所述连接端(21)的一端为大径端，靠近所述连接端(21)的一端为小径端，所述小径端的外径小于所述外套螺母(1)内孔直径，所述大径端的外径大于所述外套螺母(1)内孔直径，在所述夹持端(22)的筒壁上沿大径端向小径端方向开设有多个凹槽，所述凹槽沿径向贯穿所述筒壁，且多个所述凹槽沿周向均匀分布；其中，所述夹持端(22)具有自然状态与夹持状态；自然状态时，所述夹持端(22)位于所述外套...

【专利技术属性】
技术研发人员：李炳秀，李双书，林培秋，王鑫，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：新型
国别省市：辽宁,21