一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置，包括外箱体结构、密封盖板、待测试承压壳体、固定机构，所述固定机构设置有四个，四个所述固定机构呈圆周状分别在外箱体结构内的上顶板上端表面，所述待测试承压壳体通过四个固定机构上的弧形压板固定在箱体结构内的上顶板上端表面，所述密封盖板与外箱体结构铰接；本发明专利技术具有如下的有益效果：能够实现上顶板的上升以及下降，从而便于将待测试承压壳体放置在上顶板上，或从上顶板上取下；能够对不同大小的待测试承压壳体进行固定，在对待测试承压壳体进行测试时，使得待测试承压壳体不易发生晃动。得待测试承压壳体不易发生晃动。得待测试承压壳体不易发生晃动。

【技术实现步骤摘要】
一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置


[0001]本专利技术属于材料强度测试
，特别涉及一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置。

技术介绍

[0002]高强度碳纤维复合材料以其轻质、高强度、材料性能具有可设计性、便于移动而大量应用于航天航空、飞机、导弹等飞行器上，碳纤维及其复合材料制品是目前世界上发展最为迅猛的高科技材料之一，如航天飞机机身、导弹外壳、飞机机身壳体等均是一个圆柱形碳纤维复合材料承压壳体，这类承压壳体是目前碳纤维复合材料用量最大的重要部件之一。这类承压壳体除了圆柱形筒体结构以外，壳体上还会有接管，接管之间需要互联互通，这类连接区域的几何形状具有与原来形状不一致的突变，除受到压力作用外，还有附加载荷或者弯矩的作用，使得该处的应力分布十分复杂，如果设计不合理导致内部应力集中水平很高，往往很容易引起裂纹，这种裂纹会随着结构上往复变化的载荷而不断扩展，最后导致结构失效。目前所使用的液压疲劳试验装置一般都是直接与承压壳体连接，没有特定的装置对其进行固定，稳定性较差。因此，现在亟需一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置来就解决这个问题。

技术实现思路

[0003]针对现有技术存在的不足，本专利技术目的是提供一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置，以解决上述
技术介绍
中提出的问题。
[0004]本专利技术通过以下技术方案实现：一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置，包括外箱体结构、密封盖板、待测试承压壳体、固定机构，所述固定机构设置有四个，四个所述固定机构呈圆周状分布在外箱体结构内的上顶板上端表面，所述待测试承压壳体通过四个固定机构上的弧形压板固定在外箱体结构内的上顶板上端表面，所述密封盖板与外箱体结构铰接，所述外箱体结构包括测试外箱体、挡板、上顶板、进液口、排液口、安装座一、旋转移动筒、蜗轮、底座、传动杆一、滑块、连接杆、伸缩杆、伸缩套筒、支撑杆一、支撑杆二、支撑杆三、传动杆二、电机一、连接转块以及支撑块，所述固定机构包括安装座二、固定杆、外套筒、弧形压板、加强杆一、加强杆二、拉杆、移动杆、电机二、旋转杆一、移动孔、螺纹柱、滑槽、旋转杆二。
[0005]进一步地，在所述外箱体结构中，所述测试外箱体内部下端固定有挡板，所述挡板上开设有阶台状通槽，所述上顶板活动安装在挡板的阶台状通槽内，所述测试外箱体内部底端安装有四个对称设置的底座，所述底座上端表面活动安装有蜗轮，所述蜗轮上固定有旋转移动筒，所述旋转移动筒内通过螺纹活动安装有支撑杆三，所述支撑杆三的上端与上顶板连接，所述安装座一设置有四个，所述安装座一固定在测试外箱体内，所述旋转移动筒的上端与安装座一活动连接，所述测试外箱体内部活动安装有两个传动杆一且对称设置，
每个所述传动杆一上均活动安装有滑块，所述滑块上活动安装有支撑杆二，所述支撑杆二的另一端活动连接在上顶板下端，前侧与后侧所述滑块之间各固定有一个连接杆，左侧所述连接杆上固定有两个伸缩杆，右侧所述连接杆上固定有两个伸缩套筒，所述伸缩杆的右端活动设置在伸缩套筒内。
[0006]进一步地，两个支撑块固定在所述上顶板下端表面，每个所述支撑块上均活动连接有两个支撑杆一，多个所述支撑杆一的另一端分别活动连接在伸缩杆与伸缩套筒上，传动杆二活动安装在所述测试外箱体内部下端，两个所述传动杆一与传动杆二之间通过斜齿轮传动，所述电机一安装在测试外箱体内部下端，所述电机一通过斜齿轮与传动杆二进行传动。
[0007]进一步地，所述传动杆一的右端设置有与蜗轮相匹配的螺旋线，所述传动杆一的左端均设置有与蜗轮相匹配的螺旋线，连接转块设置在所述蜗轮的下端面，所述底座上端面开设有连接转槽，所述蜗轮与底座通过连接转块、连接转槽活动连接，所述滑块与支撑杆三之间通过螺纹旋合连接，所述上顶板与挡板之间密封设置，在实际使用时，在完成对待测试承压壳体的测试后，通过排液口将待测试承压壳体内以及测试外箱体内的溶液排出，之后接通电机一的电源，电机一通过传动杆二带动传动杆一转动，由于传动杆一的两端与蜗轮连接，旋转移动筒将会转动，支撑杆三将会向上移动，且滑动通过螺纹安装在传动杆一上，同一个传动杆一上的两个滑块将会相向移动，支撑杆二将会对上顶板起支撑作用，且两个连接杆上的伸缩杆回到伸缩套筒内，支撑杆一会对上顶板起支撑作用，且伸缩杆与伸缩通过也能够对滑块的行程起到限位作用，之后便于将待测试承压壳体取出，采用同种方式，也便于将待测试承压壳体放置在上顶板上。
[0008]进一步地，在所述固定机构中，所述安装座二朝内一侧表面固定有固定杆，所述固定杆内部开设有移动孔，所述移动孔活动安装有旋转杆一，所述旋转杆一的左端置于安装座二内且与电机二连接，所述旋转杆一的右端连接有旋转杆二，所述旋转杆二上设置有螺纹柱，所述移动杆内部为空腔设计，所述移动杆的左端活动设置在移动孔内，所述螺纹柱与移动杆内部孔腔通过螺纹连接，所述移动杆的右端面固定有弧形压板，所述移动杆外圈表面设置有外套筒，所述外套筒上端表面以及下端表面均活动连接有拉杆，每个所述安装座二上均活动连接有两个加强杆二，每个所述弧形压板上均活动连接有两个加强杆一，所述加强杆一与加强杆二活动连接，所述拉杆的上端表面活动连接杆加强杆一上。
[0009]进一步地，滑槽设置有四个，四个所述滑槽分别开设在移动杆外圈表面，所述滑槽与移动杆内部空腔连通，轴承座设置在所述移动杆内部空腔，所述轴承座上设置有四个连接块且穿过滑槽固定在移动槽内壁，所述旋转杆一的右端通过轴承座活动安装在移动杆内，所述移动杆处于最远位置时，拉杆与外套筒的夹角为八十五度，在实际使用时，通过使得上顶板上升，之后将待测试承压壳体放置在上顶板的正中间，然后接替电机二的电源，电机二将会带动旋转杆一、旋转杆以及螺纹柱转动，由于螺纹柱与移动杆内腔通过螺纹连接，移动杆将会向前移动，从而弧形压板对待测试承压壳体进行固定，在移动杆移动至最大距离时，加强杆一与加强杆二将会处于水平状态，从而对弧形压板的上端以及下端面起到支撑作用。
[0010]采用了上述技术方案后，本专利技术的有益效果是：本专利技术的一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置，本专利技术提供设置的测试外箱体、上顶板、旋转移动
筒、蜗轮、连接杆、支撑杆一、支撑杆二以及支撑杆三，能够实现上顶板的上升以及下降，从而便于将待测试承压壳体放置在上顶板上，或从上顶板上取下。
[0011]本专利技术提供设置的安装座二、固定杆、外套筒、弧形压板、移动杆、旋转杆一以及螺纹柱，能够对不同大小的待测试承压壳体进行固定，在对待测试承压壳体进行测试时，使得待测试承压壳体不易发生晃动。
附图说明
[0012]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0013]图1为本专利技术一种航天飞机机身碳纤维复本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置，包括外箱体结构(1)、密封盖板(2)、待测试承压壳体(3)、固定机构(4)，其特征在于：所述固定机构(4)设置有四个，四个所述固定机构(4)呈圆周状分布在外箱体结构(1)内的上顶板(103)上端表面，所述待测试承压壳体(3)通过四个固定机构(4)上的弧形压板(404)固定在外箱体结构(1)内的上顶板(103)上端表面，所述密封盖板(2)与外箱体结构(1)铰接，所述外箱体结构(1)包括测试外箱体(101)、挡板(102)、上顶板(103)、进液口(104)、排液口(105)、安装座一(106)、旋转移动筒(107)、蜗轮(108)、底座(109)、传动杆一(110)、滑块(111)、连接杆(112)、伸缩杆(113)、伸缩套筒(114)、支撑杆一(115)、支撑杆二(116)、支撑杆三(117)、传动杆二(118)、电机一(119)、连接转块(120)以及支撑块(121)，所述固定机构(4)包括安装座二(401)、固定杆(402)、外套筒(403)、弧形压板(404)、加强杆一(405)、加强杆二(406)、拉杆(407)、移动杆(408)、电机二(409)、旋转杆一(410)、移动孔(411)、螺纹柱(412)、滑槽(413)、旋转杆二(414)。2.如权利要求1所述的一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置，其特征在于：在所述外箱体结构(1)中，所述测试外箱体(101)内部下端固定有挡板(102)，所述挡板(102)上开设有阶台状通槽，所述上顶板(103)活动安装在挡板(102)的阶台状通槽内，所述测试外箱体(101)内部底端安装有四个对称设置的底座(109)，所述底座(109)上端表面活动安装有蜗轮(108)，所述蜗轮(108)上固定有旋转移动筒(107)，所述旋转移动筒(107)内通过螺纹活动安装有支撑杆三(117)，所述支撑杆三(117)的上端与上顶板(103)连接，所述安装座一(106)设置有四个，所述安装座一(106)固定在测试外箱体(101)内，所述旋转移动筒(107)的上端与安装座一(106)活动连接，所述测试外箱体(101)内部活动安装有两个传动杆一(110)且对称设置，每个所述传动杆一(110)上均活动安装有滑块(111)，所述滑块(111)上活动安装有支撑杆二(116)，所述支撑杆二(116)的另一端活动连接在上顶板(103)下端，前侧与后侧所述滑块(111)之间各固定有一个连接杆(112)，左侧所述连接杆(112)上固定有两个伸缩杆(113)，右侧所述连接杆(112)上固定有两个伸缩套筒(114)，所述伸缩杆(113)的右端活动设置在伸缩套筒(114)内。3.如权利要求2所述的一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置，其特征在于：所述上顶板(103)下端表面设置两个支撑块(121)，每个所述支撑块(121)上均活动连接有两个支撑杆一(115)，多个所述支撑杆一(115)的另一端分别活动连接在伸缩杆(113)与伸缩套筒(114)上，所述测试外箱体(101)内部下端活动安装有传动杆二(118)，所述传动杆二(118)与两个传动杆一(110)之间通过斜齿轮传动，所述电机一(119)安装在测试外箱体(101)内部下端，所述电机一(119)与传动杆二(118)之间通过斜齿轮传动。4.如权利要求2所述的一种航天飞机机身碳纤维复合材料承压壳体液压疲劳试验装置，其特征在于：每个所述传动杆一(110)的右端以及左端均设置有与蜗轮(108)相匹配的螺旋线，所述蜗轮(108)的下端面设置有连接转块(120)，所述底座(109)上端面开设有连接转槽，所述蜗轮(108...

【专利技术属性】
技术研发人员：李天海，吴建玲，冯志辉，罗杰，张幸斐，陈冬雪，
申请(专利权)人：深圳鼎信德新材料科创有限公司，
类型：发明
国别省市：