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
阅读说明：本技术 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 (Hydraulic fatigue test device for carbon fiber composite pressure-bearing shell of aerospace plane body ) 是由 李天海 吴建玲 冯志辉 罗杰 张幸斐 陈冬雪 于 2021-09-16 设计创作，主要内容包括：本发明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。(The invention provides a hydraulic fatigue test device for a carbon fiber composite pressure-bearing shell of a fuselage of a space plane, which comprises an outer box body structure, a sealing cover plate, a pressure-bearing shell to be tested and four fixing mechanisms, wherein the four fixing mechanisms are arranged in a circumferential manner and are respectively arranged on the upper end surface of an upper top plate in the outer box body structure; the invention has the following beneficial effects: the lifting and descending of the upper top plate can be realized, so that the pressure-bearing shell to be tested can be conveniently placed on the upper top plate or taken down from the upper top plate; can fix the not examination pressure-bearing shell that awaits measuring of equidimension for the examination pressure-bearing shell that awaits measuring is difficult for taking place to rock.)
技术领域
本发明属于材料强度测试技术领域，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。
背景技术
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。
发明内容
针对现有技术存在的不足，本发明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，以解决上述背景技术中提出的问题。
本发明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。
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。
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。
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。
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。
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。
采用了上述技术方案后，本发明的有益效果是：本发明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，本发明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。
本发明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
为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，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。
图1为本发明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的三维示意图。
图2为本发明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的工作示意图。
图3为本发明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的连接套筒的A-A处剖面示意图。
图4为本发明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的上顶板的升降传动示意图。
图5为本发明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的旋转移动筒剖面图。
图6为本发明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的支撑杆一的连接示意图。
图7为本发明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的限位挡块的B处放大示意图
图中，1-外箱体结构、2-密封盖板、3-待测试承压壳体、4-固定机构、101-测试外箱体、102-挡板、103-上顶板、104-进液口、105-排液口、106-安装座一、107-旋转移动筒、108-蜗轮、109-底座、110-传动杆一、111-滑块、112-连接杆、113-伸缩杆、114-伸缩套筒、115-支撑杆一、116-支撑杆二、117-支撑杆三、118-传动杆二、119-电机一、120-连接转块、121-支撑块、401-安装座二、402-固定杆、403-外套筒、404-弧形压板、405-加强杆一、406-加强杆二、407-拉杆、408-移动杆、409-电机二、410-旋转杆一、411-移动孔、412-螺纹柱、413-滑槽、414-旋转杆二
具体实施方式
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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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。
请参阅图1至图7，本发明提供一种技术方案：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，固定机构4设置有四个，四个固定机构4呈圆周状分布在外箱体结构1内的上顶板103上端表面，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，密封盖板2与外箱体结构1铰接，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，固定机构4包括安装座二401、固定杆402、外套筒103、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。
请参阅图3至图6，在外箱体结构1中，测试外箱体101内部下端固定有挡板102，挡板102上开设有阶台状通槽，上顶板103活动安装在挡板102的阶台状通槽内，测试外箱体101内部底端安装有四个对称设置的底座109，底座109上端表面活动安装有蜗轮108，蜗轮108上固定有旋转移动筒107，旋转移动筒107内通过螺纹活动安装有支撑杆三117，支撑杆三117的上端与上顶板103连接，安装座一106设置有四个，安装座一106固定在测试外箱体101内，旋转移动筒107的上端与安装座一106活动连接，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，每个传动杆一110上均活动安装有滑块111，滑块111上活动安装有支撑杆二116，支撑杆二116的另一端活动连接在上顶板103下端，前侧与后侧滑块111之间各固定有一个连接杆112，左侧连接杆112上固定有两个伸缩杆113，右侧连接杆112上固定有两个伸缩套筒114，伸缩杆113的右端活动设置在伸缩套筒114内。
两个支撑块121固定在上顶板103下端表面，每个支撑块121上均活动连接有两个支撑杆一115，多个支撑杆一115的另一端分别活动连接在伸缩杆113与伸缩套筒114上，传动杆二118活动安装在测试外箱体101内部下端，两个传动杆一110与传动杆二118之间通过斜齿轮传动，电机一119安装在测试外箱体101内部下端，电机一119通过斜齿轮与传动杆二118进行传动。
传动杆一110的右端设置有与蜗轮108相匹配的螺旋线，传动杆一110的左端均设置有与蜗轮108相匹配的螺旋线，连接转块120设置在蜗轮108的下端面，底座109上端面开设有连接转槽，蜗轮108与底座109通过连接转块120、连接转槽活动连接，滑块111与支撑杆三117之间通过螺纹旋合连接，上顶板103与挡板102之间密封设置，在实际使用时，在完成对待测试承压壳体3的测试后，通过排液口105将待测试承压壳体3内以及测试外箱体101内的溶液排出，之后接通电机一119的电源，电机一119通过传动杆二118带动传动杆一110转动，由于传动杆一110的两端与蜗轮108连接，旋转移动筒107将会转动，支撑杆三117将会向上移动，且滑动通过螺纹安装在传动杆一110上，同一个传动杆一110上的两个滑块111将会相向移动，支撑杆二116将会对上顶板103起支撑作用，且两个连接杆112上的伸缩杆113回到伸缩套筒114内，支撑杆一115会对上顶板103起支撑作用，且伸缩杆113与伸缩通过也能够对滑块111的行程起到限位作用，之后便于将待测试承压壳体3取出，采用同种方式，也便于将待测试承压壳体3放置在上顶板103上。
请参阅图2、图3与图7，在固定机构4中，安装座二401朝内一侧表面固定有固定杆402，固定杆402内部开设有移动孔411，移动孔411活动安装有旋转杆一410，旋转杆一410的左端置于安装座二401内且与电机二409连接，旋转杆一410的右端连接有旋转杆二414，旋转杆二414上设置有螺纹柱412，移动杆408内部为空腔设计，移动杆408的左端活动设置在移动孔411内，螺纹柱412与移动杆408内部孔腔通过螺纹连接，移动杆408的右端面固定有弧形压板404，移动杆408外圈表面设置有外套筒103，外套筒103上端表面以及下端表面均活动连接有拉杆407，每个安装座二401上均活动连接有两个加强杆二406，每个弧形压板404上均活动连接有两个加强杆一405，加强杆一405与加强杆二406活动连接，拉杆407的上端表面活动连接杆112加强杆一405上。
滑槽413设置有四个，四个滑槽413分别开设在移动杆408外圈表面，滑槽413与移动杆408内部空腔连通，轴承座设置在移动杆408内部空腔，轴承座上设置有四个连接块且穿过滑槽413固定在移动槽内壁，旋转杆一410的右端通过轴承座活动安装在移动杆408内，移动杆408处于最远位置时，拉杆407与外套筒103的夹角为八十五度，在实际使用时，通过使得上顶板103上升，之后将待测试承压壳体3放置在上顶板103的正中间，然后接替电机二409的电源，电机二409将会带动旋转杆一410、旋转杆以及螺纹柱412转动，由于螺纹柱412与移动杆408内腔通过螺纹连接，移动杆408将会向前移动，从而弧形压板404对待测试承压壳体3进行固定，在移动杆408移动至最大距离时，加强杆一405与加强杆二406将会处于水平状态，从而对弧形压板404的上端以及下端面起到支撑作用，在移动杆408回收时，由于拉杆407与外套筒103的之间具有一定的夹角，因此对加强杆一405有下拉的趋势，从而便于移动杆408的回收，在对待测试承压壳体3完成固定后，将进液口104以及测试承压壳体与高压柱塞泵连接，盖上密封盖板2，之后向测试外箱体101以及待测试承压壳体3内反复进行加压、保压、减压、保压操作即可。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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