CN209289582U - 一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，属于复合材料模具领域，航空航天复合材料模具用的定位预埋件包括由复合材料制成的模具、预埋在模具中的预埋定位套体，预埋定位套体的外部侧壁上设置有若干个锥形凸缘环，若干个锥形凸缘环的外径均由预埋定位套体的底部向预埋定位套体的顶部逐渐变大，若干个锥形凸缘环均位于模具的内部。本实用新型公开的航空航天复合材料模具用的定位预埋件，可与模具紧固结合，有效防止预埋件在长时间使用后发生松脱，极大地延长了预埋件的使用寿命。

Description

一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件

技术领域

本实用新型涉及复合材料模具领域，尤其涉及一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件。

背景技术

复合材料模具即使用复合材料制成的模具，航空航天领域的产品在生产制造时，为保证型面精度和装配精度，已经逐步使用复合材料模具来替代传统的金属模具，模具的选材与产品的材质相近或一致，使热膨胀、变形等各种系数都基本相同。复合材料模具在制造的时候，由于工艺需要、装配需要、检测需要等各种因素，需在模具上预制出许多孔位，用于定位较多，这些孔位的相对精度要求较高，且需长期使用，而复合材料本身直接制出的孔位在硬度、耐磨性等各方面都略差，不能满足长期使用的需求，因此会在对应的孔位处预埋金属预埋件。

现有的复合材料模具定位预埋件，因长时间使用，在定位时预埋件常受摩擦、碰撞等外力作用，导致预埋件发生松动甚至脱落，使用寿命较短，严重影响模具的使用及产品的制造，且在随复合材料模具制造产品而长时间加热过程中，因预埋件与模具的热膨胀系数不同而易出现预埋件脱落的现象。

实用新型内容

为了克服现有技术的不足，本实用新型所要解决的技术问题在于提出一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，可与模具紧固结合，有效防止预埋件在长时间使用后发生松脱，极大地延长了预埋件的使用寿命。

本实用新型所采用的技术方案是：

本实用新型提供的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，包括由复合材料制成的模具、预埋在所述模具中的预埋定位套体，所述预埋定位套体的外部侧壁上设置有若干个锥形凸缘环，若干个所述锥形凸缘环的外径均由所述预埋定位套体的底部向所述预埋定位套体的顶部逐渐变大，若干个所述锥形凸缘环均位于所述模具的内部。

作为本方案的进一步改进，若干个所述锥形凸缘环的厚度均由与所述预埋定位套体的外壁连接处向所述锥形凸缘环的边缘处逐渐变薄。

作为本方案的进一步改进，所述预埋定位套体的外侧底部设置有固定环座，所述固定环座位于所述模具的内部。

作为本方案的进一步改进，所述固定环座包括与所述预埋定位套体的外壁相连接的平凸缘、设于所述平凸缘外边缘的斜凸缘。

作为本方案的进一步改进，所述斜凸缘由所述预埋定位套体的底部朝所述预埋定位套体的顶部向上倾斜。

作为本方案的进一步改进，所述斜凸缘由所述预埋定位套体的中心向所述预埋定位套体的外壁方向朝外倾斜。

作为本方案的进一步改进，所述预埋定位套体的内部中空，所述预埋定位套体的内部可拆卸地连接有定位卡套，所述定位卡套的内部开设有用于定位的定位孔。

作为本方案的进一步改进，所述预埋定位套体的内部侧壁上设置有内螺纹，所述定位卡套的外部侧壁上设置有与所述内螺纹相适配的外螺纹，所述定位卡套与所述预埋定位套体螺纹连接。

作为本方案的进一步改进，所述定位卡套的顶端设置有外凸缘，所述外凸缘抵接在所述预埋定位套体的顶端，所述外凸缘的上端面与所述模具的上端面齐平

作为本方案的进一步改进，所述外凸缘的顶端设置有的若干个插销盲孔。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

本实用新型提供的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，在复合材料模具的内部埋设预埋定位套体，通过在预埋定位套体的外部侧壁上设置若干个锥形凸缘环，若干个锥形凸缘环沿预埋定位套体的外壁周向将预埋定位套体与模具紧密结合，且使预埋定位套体的外壁周向与模具的结合力更加均匀，有效提高预埋定位套体的稳固性；

通过将锥形凸缘环的外径设置为由预埋定位套体的底部向预埋定位套体的顶部逐渐变大，形成环形倒刺结构，可有效提高锥形凸缘环与模具之间的抓牢粘结力，从而有效提高预埋定位套体的防拔效果，有效防止预埋定位套体长时间定位使用而受摩擦、撞击等外力作用时发生松脱，极大地延长了使用寿命，保证模具的正常稳定使用。

附图说明

图1是本实用新型具体实施方式中提供的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件与模具结合时的结构示意图；

图2是本实用新型具体实施方式中提供的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件的结构示意图。

图中：

1、模具；2、预埋定位套体；21、锥形凸缘环；22、固定环座；220、平凸缘；221、斜凸缘；3、定位卡套；31、定位孔；32、外凸缘；320、插销盲孔。

具体实施方式

为了更清楚地说明本实用新型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及技术方案作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

下面结合附图对本实用新型进一步说明。

如图1和图2所示，本实施例提供的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，包括由复合材料制成的模具1、预埋在模具1中的预埋定位套体2，预埋定位套体2的外部侧壁上设置有若干个锥形凸缘环21，若干个锥形凸缘环21与预埋定位套体2为一体化成型，保证连接强度，若干个锥形凸缘环21沿预埋定位套体2的外壁周向将预埋定位套体2与模具紧密结合，且使预埋定位套体2的外壁周向与模具1的结合力更加均匀，有效提高预埋定位套体2与模具1结合的稳固性，若干个锥形凸缘环21的外径均由预埋定位套体2的底部向预埋定位套体2的顶部逐渐变大，若干个锥形凸缘环21均位于模具1的内部，通过将锥形凸缘环21的外径设置为由预埋定位套体2的底部向预埋定位套体2的顶部逐渐变大，且若干个锥形凸缘环21的厚度均由与预埋定位套体2的外壁连接处向锥形凸缘环21的边缘处逐渐变薄，形成环形倒刺结构，可有效提高锥形凸缘环21与模具1之间的抓牢粘结力，从而有效提高预埋定位套体2的防拔效果，有效防止预埋定位套体2在定位使用而受摩擦、撞击等外力作用时发生松脱，极大地延长了使用寿命，保证模具1的正常稳定使用。

为增强预埋定位套体2与模具1的结合力，进一步地，预埋定位套体2的外侧底部设置有固定环座22，固定环座22位于模具1的内部，固定环座22位于锥形凸缘环21的下方，固定环座22包括与预埋定位套体2的外壁相连接的平凸缘220、设于平凸缘220外边缘的斜凸缘221，平凸缘220与预埋定位套体2为一体化成型，保证连接强度，平凸缘220的外径大于锥形凸缘环21的最大外径，通过锥形凸缘环21将预埋定位套体2的外侧壁与模具1结合，而通过固定环座22将固定环座22的底部与模具紧密结合，从而提高预埋定位套体2整体与模具1的结合力，进一步增强预埋定位套体2与模具1的结合稳固性，进一步地，斜凸缘221由预埋定位套体2的底部朝预埋定位套体2的顶部向上倾斜，斜凸缘221由预埋定位套体2的中心向预埋定位套体2的外壁方向朝外倾斜，呈倒刺形结构，有效加强平凸缘220与模具1的结合强度，进一步提高预埋定位套体2的防拔效果，使预埋定位套体2在工作定位时可承受更大的外力作用而不发生松动。

为保证预埋定位套体2的使用寿命，进一步地，预埋定位套体2的内部中空，预埋定位套体2的内部可拆卸地连接有定位卡套3，定位卡套3的内部开设有用于定位的定位孔31，预埋定位套体2的内部侧壁上设置有内螺纹，定位卡套3的外部侧壁上设置有与内螺纹相适配的外螺纹，定位卡套3与预埋定位套体2螺纹连接，定位卡套3安装拆卸便捷，便于更换定位卡套3。现有的定位预埋件常直接在预埋件上设置定位孔，预埋件直接受外部定位柱的摩擦撞击等外力作用，易导致定位预埋件定位孔的内壁损坏，使定位精度失准，而定位预埋件直接与模具预埋结合，难以实现更换，导致使用寿命较短，而本实用新型，通过在预埋定位套体2的内部可拆卸地连接定位卡套3，将用于定位的定位孔31设置在定位卡套3的内部，在定位卡套3受外部作用力而损坏时，便于更换，而预埋定位套体2则不直接受损，有效延长预埋定位套体2的使用寿命。进一步地，定位卡套3的顶端设置有外凸缘32，外凸缘32抵接在预埋定位套体2的顶端，可防止预埋定位套体2的顶端暴露在外而因外力作用受损，外凸缘32的上端面与模具1的上端面齐平，不影响模具1的工作。

为便于定位卡套3的安装与拆卸，进一步地，外凸缘32的顶端设置有的若干个插销盲孔320，通过在插销盲孔320中插入插销并转动，可将定位卡套3旋入预埋定位套体2内部，及便于将定位卡套3旋拧出预埋定位套体2，之后再拔出插销，操作便捷，因不直接在定位卡套3上设置旋拧头而使其凸出模具1表面而影响模具的正常使用。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何不经过创造性劳动想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应该以权利要求书所限定的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

包括由复合材料制成的模具(1)、预埋在所述模具(1)中的预埋定位套体(2)；

所述预埋定位套体(2)的外部侧壁上设置有若干个锥形凸缘环(21)；

若干个所述锥形凸缘环(21)的外径均由所述预埋定位套体(2)的底部向所述预埋定位套体(2)的顶部逐渐变大；

若干个所述锥形凸缘环(21)均位于所述模具(1)的内部。

2.根据权利要求1所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

若干个所述锥形凸缘环(21)的厚度均由与所述预埋定位套体(2)的外壁连接处向所述锥形凸缘环(21)的边缘处逐渐变薄。

3.根据权利要求1所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

所述预埋定位套体(2)的外侧底部设置有固定环座(22)；

所述固定环座(22)位于所述模具(1)的内部。

4.根据权利要求3所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

所述固定环座(22)包括与所述预埋定位套体(2)的外壁相连接的平凸缘(220)、设于所述平凸缘(220)外边缘的斜凸缘(221)。

5.根据权利要求4所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

所述斜凸缘(221)由所述预埋定位套体(2)的底部朝所述预埋定位套体(2)的顶部向上倾斜。

6.根据权利要求5所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

所述斜凸缘(221)由所述预埋定位套体(2)的中心向所述预埋定位套体(2)的外壁方向朝外倾斜。

7.根据权利要求1所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

所述预埋定位套体(2)的内部中空；

所述预埋定位套体(2)的内部可拆卸地连接有定位卡套(3)；

所述定位卡套(3)的内部开设有用于定位的定位孔(31)。

8.根据权利要求7所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

所述预埋定位套体(2)的内部侧壁上设置有内螺纹；

所述定位卡套(3)的外部侧壁上设置有与所述内螺纹相适配的外螺纹；

所述定位卡套(3)与所述预埋定位套体(2)螺纹连接。

9.根据权利要求7所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

所述定位卡套(3)的顶端设置有外凸缘(32)；

所述外凸缘(32)抵接在所述预埋定位套体(2)的顶端；

所述外凸缘(32)的上端面与所述模具(1)的上端面齐平。

10.根据权利要求9所述的一种航空航天复合材料模具用的定位预埋件，其特征在于：

所述外凸缘(32)的顶端设置有的若干个插销盲孔(320)。