CN114744421A - 空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统 - Google Patents

空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，属于飞机测试技术领域；导电电极封装系统包括导电铜电极、耐压壳体和接线组件；导电铜电极的两端均套设有绝缘瓷套，耐压壳体套设在导电铜电极外部且耐压壳体的内壁分别与两个绝缘瓷套的外壁抵接；耐压壳体与导电铜电极之间填充有液态硅橡胶，导电铜电极的两端均套设有与耐压壳体抵接的压环和与绝缘瓷套螺纹连接的封装螺母，接线组件包括两个与导电铜电极端部螺纹连接的固定螺母和套设在导电铜电极上且位于两个固定螺母之间的接线环；本发明的导电电极封装系统结构设计合理，具有较好的气密性和耐高温性能，有利于促进空天飞机热强度测试试验的开展。

Description

空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体涉及空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统。
背景技术
飞机由众多的电子设备组成，而电子设备的主要失效形式是热失效，其失效率随着温度的升高呈指数增加。1986年，美国“挑战者号”航天飞机升空74s后突然爆炸，起因于一个小的聚硫橡胶密封圈的温度环境适应性差，造成经济损失14亿美元，可见飞机热强度测试试验对于飞机飞行安全的重要性。
石墨辐射加热是空天飞机热强度测试试验经常采用的加热形式，而导电电极是石墨加热器的重要组成部件，飞机热强度测试过程中，导电电极需要在真空环境或惰性气体保护环境下使用，被加热试件也对环境压力有考核需求；然而，现有的导电电极普遍存在电路连接气密性差、耐温性低等设计缺陷。
发明内容
针对上述存在的技术问题，本发明提供了空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统。
本发明的技术方案为：空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，包括导电铜电极、耐压壳体和接线组件；导电铜电极包括凸台段和固定设置在凸台段两端的螺纹段，两个螺纹段上均套设有绝缘瓷套，绝缘瓷套包括外螺纹套和绝缘管，两个外螺纹管分别活动套在两个螺纹段上，两个绝缘管分别套设在凸台段的两端，且两个绝缘管分别与两个外螺纹套一一对应固定连接；
耐压壳体活动套设在凸台段外部且耐压壳体的内壁分别与两个绝缘管的外壁抵接；耐压壳体与凸台段之间的缝隙填充有液态硅橡胶，耐压壳体的两端分别设置有套设在对应侧的外螺纹套上的压环，两个压环相远离的一侧均设置有与外螺纹套螺纹连接的封装螺母；
接线组件设置有两个，接线组件包括两个与螺纹段螺纹连接的固定螺母和套设在螺纹段上且位于两个固定螺母之间的接线环。
进一步地，耐压壳体包括第一壳体和第二壳体，第一壳体端部均匀分布有数个插接柱，第二壳体端部设置有数个用于插接柱插入的插接孔，各个插接孔内部均设置有缓冲弹簧；当两个压环在封装螺母的推动作用下挤压第一壳体和第二壳体时，第一壳体和第二壳体相互靠近，既能够保证压环对第一壳体和第二壳体的固定作用，又能够保证两个绝缘瓷套与导电铜电极紧密接触。
进一步地，第一壳体端部且位于插接柱的两侧均设置有密封塞，第二壳体端部与两个密封塞位置对应处均设置有密封卡槽；通过设置密封塞有利于提高耐压壳体的密封性能，从而能够提高导电电极封装系统的气密性。
进一步地，耐压壳体外部套设有防护外壳，防护外壳由两个防护管通过连接法兰活动连接而成，两个防护管相远离的一端的内壁上均设置有数个导向滑槽，两个压环的周向均设置有数个能够与两个防护管上的各个导向滑槽一一对应滑动卡接的滑座；通过设置与压环滑动卡接的防护外壳，有利于提高本发明的安全性。
进一步地，还包括锁止组件，锁止组件设置有两个，两个锁止组件分别设置在两个防护管相远离的一端，锁止组件包括安装环、调节圈和锁止卡板，两个安装环分别固定设置在两个防护管相远离的一端，两个调节圈转动卡接在两个安装环上，且两个调节圈的内壁上均设置有调节齿圈，锁止卡板设置有两个，两个锁止卡板分别滑动卡接在安装环内部上下两端，两个锁止卡板底端均转动卡接有调节丝杠，安装环内部上下两端均设置有与调节丝杠螺纹连接且与调节齿圈啮合连接的小齿轮；通过旋转调节圈，利用调节齿圈带动小齿轮旋转，从而使两个锁止卡板在调节丝杠的推动作用下相互靠近后对封装螺母进行限位锁止，从而能够避免耐压壳体在使用过程中松动，提高了导电铜电极的使用稳定性和可靠性。
进一步地，接线环上设置有调节槽，调节槽内部滑动卡接有与接线环抵接的接线座；通过在接线环上设置能够沿调节槽移动的接线座，能够避免线缆缠绕在导电铜电极上，提高了导电铜电极的使用安全性。
进一步地，两个压环相互靠近的一侧均设置有限位杆，两个绝缘管上均设置有与限位杆位置对应的限位插孔；通过在压环上设置能够与绝缘管上的限位插孔活动插接的限位杆，能够避免封装螺母旋转过程中压环在绝缘管上转动而造成绝缘管损坏，有利于提高绝缘管的绝缘性能。
进一步地，其中一个防护管上套设有安装基座；通过设置安装基座便于通过防护外壳将导电铜电极固定在气密舱体上。
进一步地，固定螺母与接线环之间设置有套设在螺纹段上的绝缘板；通过设置绝缘板有利于提高接线环安装时的安全性。
进一步地，各个导向滑槽内部均设置有导向杆，各个滑座分别与对应位置处的导向杆滑动卡接，通过设置导向杆能够提高滑座在导向滑槽内移动时的流畅性。
本发明的气密式高温高压导电电极封装系统的封装方法包括以下步骤：
S1、将两个绝缘瓷套通过外螺纹套套设在导电铜电极的两个螺纹段上，此时两个绝缘管套设在凸台段的两端；
S2、将耐压壳体套设在导电铜电极外部，并使耐压壳体的内壁与两个绝缘管抵接，然后向耐压壳体与凸台段之间的缝隙填充液态硅橡胶；
S3、将两个压环分别套设在两个螺纹段上，并使两个压环分别与耐压壳体的两端抵接，然后利用封装螺母将压环与耐压壳体和绝缘管压紧固定；
S4、利用固定螺母在两个螺纹段上分别固定接线环。
与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：
第一、本发明的气密式高温高压导电电极封装系统结构设计合理，不仅能够满足导电铜电极的使用温度要求，同时系统内部结构能够满足高温环境的密封要求，有效解决了空天飞机热强度测试时辐射加热环境下的高温密封问题；
第二、本发明的气密式高温高压导电电极封装系统制造成本低、安全性和可靠性高，而且便于维护检修，能够广泛应用于空天飞机热强度测试、热加工、热处理等工业领域，具有较高的实用性，有利于减小空天飞机热强度测试试验的成本投入；
第三、本发明的气密式高温高压导电电极封装系统组装便捷高效，制造成本低，重复利用率高，而且具有较高的使用安全性，为空天飞机热强度测试试验的顺利进行提供了可靠的设备支撑。
附图说明
图1是本发明的纵剖图；
图2是本发明的主视图；
图3是本发明的导电铜电极的结构示意图；
图4是本发明的绝缘瓷套的结构示意图；
图5是本发明的压环与绝缘瓷套的连接示意图；
图6是本发明图1中A处的局部放大示意图；
图7是本发明的防护管与压环的连接示意图；
图8是本发明的接线座与接线环的连接示意图；
图9是本发明的锁止组件的结构示意图；
图10是本发明的锁止卡板与封装螺母的连接示意图；
其中，1-导电铜电极、10-凸台段、11-螺纹段、12-绝缘瓷套、120-外螺纹套、121-绝缘管、1210-限位插孔、2-耐压壳体、20-压环、200-滑座、201-限位杆、21-封装螺母、22-第一壳体、220-插接柱、221-密封塞、23-第二壳体、230-插接孔、231-缓冲弹簧、232-密封卡槽、3-接线组件、30-固定螺母、31-接线环、310-调节槽、311-接线座、4-防护外壳、40-防护管、41-连接法兰、42-导向滑槽、420-导向杆、5-锁止组件、50-安装环、51-调节圈、510-调节齿圈、52-锁止卡板、520-调节丝杠、521-小齿轮、6-安装基座。
具体实施方式
实施例1
如图1、2、3、4所示的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，包括导电铜电极1、耐压壳体2和接线组件3；导电铜电极1包括凸台段10和固定设置在凸台段10两端的螺纹段11，两个螺纹段11上均套设有绝缘瓷套12，绝缘瓷套12包括外螺纹套120和绝缘管121，两个外螺纹管120分别活动套在两个螺纹段11上，两个绝缘管121分别套设在凸台段10的两端，且两个绝缘管121分别与两个外螺纹套120一一对应固定连接；
如图1所示，耐压壳体2活动套设在凸台段10外部且耐压壳体2的内壁分别与两个绝缘管121的外壁抵接；耐压壳体2与凸台段10之间的缝隙填充有液态硅橡胶，耐压壳体2的两端分别设置有套设在对应侧的外螺纹套120上的压环20，两个压环20相远离的一侧均设置有与外螺纹套120螺纹连接的封装螺母21；
如图1所示，接线组件3设置有两个，接线组件3包括两个与螺纹段11螺纹连接的固定螺母30和套设在螺纹段11上且位于两个固定螺母30之间的接线环31；
如图1、6所示，耐压壳体2包括第一壳体22和第二壳体23，第一壳体22端部均匀分布有4个插接柱220，第二壳体23端部设置有4个用于插接柱220插入的插接孔230，各个插接孔230内部均设置有缓冲弹簧231；第一壳体22端部且位于插接柱220的两侧均设置有密封塞221，第二壳体23端部与两个密封塞221位置对应处均设置有密封卡槽232。
实施例2
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图2、7所示，耐压壳体2外部套设有防护外壳4，防护外壳4由两个防护管40通过连接法兰41活动连接而成，两个防护管40相远离的一端的内壁上均设置有4个导向滑槽42，两个压环20的周向均设置有4个能够与两个防护管40上的各个导向滑槽42一一对应滑动卡接的滑座200；各个导向滑槽42内部均设置有导向杆420，各个滑座200分别与对应位置处的导向杆420滑动卡接；其中一个防护管40上套设有安装基座6。
实施例3
本实施例与实施例2不同之处在于：
如图1、9、10所示，还包括锁止组件5，锁止组件5设置有两个，两个锁止组件5分别设置在两个防护管40相远离的一端，锁止组件5包括安装环50、调节圈51和锁止卡板52，两个安装环50分别固定设置在两个防护管40相远离的一端，两个调节圈51转动卡接在两个安装环50上，且两个调节圈51的内壁上均设置有调节齿圈510，锁止卡板52设置有两个，两个锁止卡板52分别滑动卡接在安装环50内部上下两端，两个锁止卡板52底端均转动卡接有调节丝杠520，安装环50内部上下两端均设置有与调节丝杠520螺纹连接且与调节齿圈510啮合连接的小齿轮521。
实施例4
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图1、8所示，接线环31上设置有调节槽310，调节槽310内部滑动卡接有与接线环31抵接的接线座311；固定螺母30与接线环31之间设置有套设在螺纹段11上的绝缘板。
实施例5
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图1、5所示，两个压环20相互靠近的一侧均设置有限位杆201，两个绝缘管121上均设置有与限位杆201位置对应的限位插孔1210。

Claims (9)

1.空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，其特征在于，包括导电铜电极（1）、耐压壳体（2）和接线组件（3）；所述导电铜电极（1）包括凸台段（10）和固定设置在所述凸台段（10）两端的螺纹段（11），两个所述螺纹段（11）上均套设有绝缘瓷套（12），所述绝缘瓷套（12）包括外螺纹套（120）和绝缘管（121），两个外螺纹管（120）分别活动套在两个螺纹段（11）上，两个所述绝缘管（121）分别套设在凸台段（10）的两端，且两个绝缘管（121）分别与两个外螺纹套（120）一一对应固定连接；
所述耐压壳体（2）活动套设在凸台段（10）外部且耐压壳体（2）的内壁分别与两个绝缘管（121）的外壁抵接；耐压壳体（2）与凸台段（10）之间的缝隙填充有液态硅橡胶，耐压壳体（2）的两端分别设置有套设在对应侧的外螺纹套（120）上的压环（20），两个所述压环（20）相远离的一侧均设置有与外螺纹套（120）螺纹连接的封装螺母（21）；
所述接线组件（3）设置有两个，接线组件（3）包括两个与所述螺纹段（11）螺纹连接的固定螺母（30）和套设在螺纹段（11）上且位于两个所述固定螺母（30）之间的接线环（31）。
2.根据权利要求1所述的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，其特征在于，耐压壳体（2）包括第一壳体（22）和第二壳体（23），所述第一壳体（22）端部均匀分布有数个插接柱（220），所述第二壳体（23）端部设置有数个用于所述插接柱（220）插入的插接孔（230），各个所述插接孔（230）内部均设置有缓冲弹簧（231）。
3.根据权利要求2所述的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，所述第一壳体（22）端部且位于所述插接柱（220）的两侧均设置有密封塞（221），所述第二壳体（23）端部与两个所述密封塞（221）位置对应处均设置有密封卡槽（232）。
4.根据权利要求1所述的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，其特征在于，耐压壳体（2）外部套设有防护外壳（4），所述防护外壳（4）由两个防护管（40）通过连接法兰（41）活动连接而成，两个所述防护管（40）相远离的一端的内壁上均设置有数个导向滑槽（42），两个压环（20）的周向均设置有数个能够与两个防护管（40）上的各个导向滑槽（42）一一对应滑动卡接的滑座（200）。
5.根据权利要求4所述的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，其特征在于，还包括锁止组件（5），所述锁止组件（5）设置有两个，两个锁止组件（5）分别设置在两个防护管（40）相远离的一端，锁止组件（5）包括安装环（50）、调节圈（51）和锁止卡板（52），两个所述安装环（50）分别固定设置在两个防护管（40）相远离的一端，两个所述调节圈（51）转动卡接在两个安装环（50）上，且两个调节圈（51）的内壁上均设置有调节齿圈（510），所述锁止卡板（52）设置有两个，两个锁止卡板（52）分别滑动卡接在安装环（50）内部上下两端，两个锁止卡板（52）底端均转动卡接有调节丝杠（520），安装环（50）内部上下两端均设置有与所述调节丝杠（520）螺纹连接且与所述调节齿圈（510）啮合连接的小齿轮（521）。
6.根据权利要求1所述的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，其特征在于，所述接线环（31）上设置有调节槽（310），所述调节槽（310）内部滑动卡接有与接线环（31）抵接的接线座（311）。
7.根据权利要求1所述的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，其特征在于，两个压环（20）相互靠近的一侧均设置有限位杆（201），两个所述绝缘管（121）上均设置有与所述限位杆（201）位置对应的限位插孔（1210）。
8.根据权利要求4所述的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，其特征在于，其中一个所述防护管（40）上套设有安装基座（6）。
9.根据权利要求1所述的空天飞机热强度测试用气密式高温高压导电电极封装系统，其特征在于，所述固定螺母（30）与接线环（31）之间设置有套设在螺纹段（11）上的绝缘板。
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