CN213353256U - 一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构,属于模具技术领域，包括矩形框，矩形框的上端固定连接有两个对称分布的龙门架，两个龙门架相对的一侧共同固定连接有横板，横板的前后两端中心处均通过直角缺口竖直滑动连接有固定杆，两个固定杆的杆壁上均通过条形通孔连接有固定机构，矩形框的上方横向设有双向丝杆，双向丝杆的杆壁上连接有调整机构，横板的中心处通过圆孔固定连接有支撑杆，支撑杆的上端通过第一螺纹孔螺纹连接有第一丝杆。本实用新型，能够快速调节复合材料模具支撑结构的支撑范围，能够支撑不同大小的模具使用，而且无需使用额外的连接附件，同时也能够增加对符合模具的支撑稳定性。

Description

一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构

技术领域

本实用新型涉及模具技术领域，尤其涉及一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构。

背景技术

复合材料是由两种或两种以上不同性质的材料，通过物理或化学的方法，组成具有新性能的材料。随着复合材料应用领域的拓宽，复合材料成型工业得到迅速发展，想要制作高精度的复合材料制品，复合材料模具是整个制作过程最重要的部分。且制品的形状，外观等都需要靠模具来保证，复合材料模具涉及汽车、电气、卫浴、建材、航空航天等多个领域，在生产时，通常是把复合材料放入热压模具里，再通过模具加热使复合材料熔化，模具内设有顶出机构，可将成型后的制品顶出，使其脱离模具。

目前，由于复合材料模具的支撑结构比较固定，难以适用于支撑多种不同的复合材料模具使用，在更换不同的模具时需要多种支撑连接件配合使用，使得模具固定后不稳定，安装调节复合材料的速度也慢。

实用新型内容

本实用新型的目的是为了解决现有技术中传统的复合材料模具的支撑结构比较固定，难以适用于支撑多种不同的复合材料模具使用，在更换不同的模具时需要多种支撑连接件配合使用，使得模具固定后不稳定，安装调节复合材料速度也慢的问题，而提出的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构。

为了实现上述目的，本实用新型采用了如下技术方案：

一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，包括矩形框，所述矩形框的上端固定连接有两个对称分布的龙门架，两个所述龙门架相对的一侧共同固定连接有横板，所述横板的前后两端中心处均通过直角缺口竖直滑动连接有固定杆，两个所述固定杆的杆壁上均通过条形通孔连接有固定机构，所述矩形框的上方横向设有双向丝杆，所述双向丝杆的杆壁上连接有调整机构，所述横板的中心处通过圆孔固定连接有支撑杆，所述支撑杆的上端通过第一螺纹孔螺纹连接有第一丝杆，所述第一丝杆的上端通过密封轴承转动连接有支撑板，所述支撑杆的杆壁通过第一滚动轴承与双向丝杆的杆壁转动连接。

优选的，所述固定机构包括设置在条形通孔内的第二丝杆，所述第二丝杆的上端通过第二滚动轴承与条形通孔的上侧转动连接，所述第二丝杆的上端穿过第二滚动轴承并固定连接有手轮，所述条形通孔内滑动连接有矩形块，所述矩形块通过第二螺纹孔与第二丝杆的杆壁螺纹连接，所述矩形块的一端固定连接有紧固件。

优选的，所述调整机构包括通过第三螺纹孔螺纹连接在双向丝杆杆壁上的两个连接块，两个所述连接块的上端分别与两个固定杆的下端固定连接，所述双向丝杆的杆壁上固定连接有蜗轮，所述蜗轮的一侧啮合有蜗杆，所述矩形框内通过固定架固定连接有电机，所述电机的输出轴末端与蜗杆的一端同轴心固定连接。

优选的，所述双向丝杆的两端均通过轴承座与矩形框的上端转动连接，所述矩形框相对的两端均通过导向孔横向滑动套接有导向杆，两个所述导向杆相对的一端分别与两个连接块相背的一端固定连接。

优选的，所述固定杆的杆壁上通过方孔滑动套接有矩形杆，所述矩形杆的一端穿过方孔并与直角缺口的一侧固定连接，所述矩形框的下端左右两侧均固定连接有固定块。

优选的，所述龙门架的横梁中心处上端通过转轴转动连接有矩形管，所述矩形管内滑动套接有矩形结构的顶杆，所述顶杆的一端固定连接有固定板，所述矩形管的管壁上通过第四螺纹孔螺纹连接有定位螺栓。

与现有技术相比，本实用新型提供了一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，具备以下有益效果：

1、该航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，通过设有的电机，启动电机带动蜗杆使蜗轮旋转，蜗轮旋转带动双向丝杆旋转，双向丝杆旋转时通过第三螺纹孔使连接块移动，连接块移动带动固定杆使第二丝杆移动，第二丝杆移动时带动矩形块使紧固件移动，然后根据模具的高度，用手旋转手轮，手轮旋转带动第二丝杆旋转，第二丝杆旋转时带动矩形块使紧固件移动，从而能快速调节复合材料模具支撑结构的支撑范围，能够支撑不同大小的模具使用，而且无需使用额外的连接附件。

2、该航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，通过设有的定位螺栓，用扳手拧动定位螺栓，然后用手拉动固定板使得顶杆移动，顶杆移动后拧紧定位螺栓对顶杆进行定位，然后用手拉动顶杆使矩形管围绕转轴摆动，进而能够利用固定板对模具的边缘处进行支撑固定，增加对模具的支撑的稳定性。

该装置中未涉及部分均与现有技术相同或可采用现有技术加以实现，本实用新型，能够快速调节复合材料模具支撑结构的支撑范围，能够支撑不同大小的模具使用，而且无需使用额外的连接附件，同时也能够增加对符合模具的支撑稳定性。

附图说明

图1为本实用新型提出的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构的结构示意图；

图2为本实用新型提出的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构中固定机构和调整机构的结构示意图。

图中：1龙门架、2矩形框、3横板、4固定杆、5第二丝杆、6矩形块、7紧固件、8矩形杆、9双向丝杆、10蜗轮、11蜗杆、12支撑杆、13支撑板、14导向杆、15连接块、16矩形管、17顶杆、18定位螺栓、19手轮、20电机、21第一丝杆。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。

参照图1-2，一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，包括矩形框2，矩形框2的上端固定连接有两个对称分布的龙门架1，两个龙门架1相对的一侧共同固定连接有横板3，横板3的前后两端中心处均通过直角缺口竖直滑动连接有固定杆4，两个固定杆4的杆壁上均通过条形通孔连接有固定机构，固定杆4的杆壁上通过方孔滑动套接有矩形杆8，矩形杆8的一端穿过方孔并与直角缺口的一侧固定连接，矩形框2的下端左右两侧均固定连接有固定块，矩形框2的上方横向设有双向丝杆9，双向丝杆9的杆壁上连接有调整机构，横板2的中心处通过圆孔固定连接有支撑杆12，支撑杆12的上端通过第一螺纹孔螺纹连接有第一丝杆21，第一丝杆21的上端通过密封轴承转动连接有支撑板13，支撑杆12的杆壁通过第一滚动轴承与双向丝杆9的杆壁转动连接，龙门架1的横梁中心处上端通过转轴转动连接有矩形管16，矩形管16内滑动套接有矩形结构的顶杆17，顶杆17的一端固定连接有固定板，矩形管16的管壁上通过第四螺纹孔螺纹连接有定位螺栓18。

固定机构包括设置在条形通孔内的第二丝杆5，第二丝杆5的上端通过第二滚动轴承与条形通孔的上侧转动连接，第二丝杆5的上端穿过第二滚动轴承并固定连接有手轮19，条形通孔内滑动连接有矩形块6，矩形块6通过第二螺纹孔与第二丝杆5的杆壁螺纹连接，矩形块6的一端固定连接有紧固件7，调整机构包括通过第三螺纹孔螺纹连接在双向丝杆9杆壁上的两个连接块15，两个连接块15的上端分别与两个固定杆4的下端固定连接，双向丝杆9的杆壁上固定连接有蜗轮10，蜗轮10的一侧啮合有蜗杆11，矩形框2内通过固定架固定连接有电机20，电机20的电力输入端通过导线和控制开关与外部电源电性连接，此技术在生活中已被广泛使用，本领域技术人员已经知晓，故不再做过多赘述，电机20的输出轴末端与蜗杆11的一端同轴心固定连接，双向丝杆9的两端均通过轴承座与矩形框2的上端转动连接，矩形框2相对的两端均通过导向孔横向滑动套接有导向杆14，两个导向杆14相对的一端分别与两个连接块15相背的一端固定连接。

本实用新型中，根据模具的宽度，启动电机20带动蜗杆11使蜗轮10旋转，蜗轮10旋转带动双向丝杆9旋转，双向丝杆9旋转时通过第三螺纹孔使连接块15移动，连接块15移动带动固定杆4使第二丝杆5移动，第二丝杆5移动时带动矩形块6使紧固件7移动，然后根据模具的高度，用手旋转手轮19，手轮19旋转带动第二丝杆5旋转，第二丝杆5旋转时带动矩形块6使紧固件7移动，从而能快速调节复合材料模具支撑结构的支撑范围，能够支撑不同大小的模具使用，而且无需使用额外的连接附件，用扳手拧动定位螺栓18，然后用手拉动固定板使得顶杆17移动，顶杆17移动后拧紧定位螺栓18对顶杆17进行定位，然后用手拉动顶杆17使矩形管16围绕转轴摆动，进而能够利用固定板对模具的边缘处进行支撑固定，增加对模具的支撑的稳定性。

以上所述，仅为本实用新型较佳的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，根据本实用新型的技术方案及其实用新型构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，包括矩形框(2)，其特征在于，所述矩形框(2)的上端固定连接有两个对称分布的龙门架(1)，两个所述龙门架(1)相对的一侧共同固定连接有横板(3)，所述横板(3)的前后两端中心处均通过直角缺口竖直滑动连接有固定杆(4)，两个所述固定杆(4)的杆壁上均通过条形通孔连接有固定机构，所述矩形框(2)的上方横向设有双向丝杆(9)，所述双向丝杆(9)的杆壁上连接有调整机构，所述横板(3)的中心处通过圆孔固定连接有支撑杆(12)，所述支撑杆(12)的上端通过第一螺纹孔螺纹连接有第一丝杆(21)，所述第一丝杆(21)的上端通过密封轴承转动连接有支撑板(13)，所述支撑杆(12)的杆壁通过第一滚动轴承与双向丝杆(9)的杆壁转动连接。

2.根据权利要求1所述的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，其特征在于，所述固定机构包括设置在条形通孔内的第二丝杆(5)，所述第二丝杆(5)的上端通过第二滚动轴承与条形通孔的上侧转动连接，所述第二丝杆(5)的上端穿过第二滚动轴承并固定连接有手轮(19)，所述条形通孔内滑动连接有矩形块(6)，所述矩形块(6)通过第二螺纹孔与第二丝杆(5)的杆壁螺纹连接，所述矩形块(6)的一端固定连接有紧固件(7)。

3.根据权利要求1所述的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，其特征在于，所述调整机构包括通过第三螺纹孔螺纹连接在双向丝杆(9)杆壁上的两个连接块(15)，两个所述连接块(15)的上端分别与两个固定杆(4)的下端固定连接，所述双向丝杆(9) 的杆壁上固定连接有蜗轮(10)，所述蜗轮(10)的一侧啮合有蜗杆(11)，所述矩形框(2)内通过固定架固定连接有电机(20)，所述电机(20)的输出轴末端与蜗杆(11)的一端同轴心固定连接。

4.根据权利要求3所述的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，其特征在于，所述双向丝杆(9)的两端均通过轴承座与矩形框(2)的上端转动连接，所述矩形框(2)相对的两端均通过导向孔横向滑动套接有导向杆(14)，两个所述导向杆(14)相对的一端分别与两个连接块(15)相背的一端固定连接。

5.根据权利要求1所述的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，其特征在于，所述固定杆(4)的杆壁上通过方孔滑动套接有矩形杆(8)，所述矩形杆(8)的一端穿过方孔并与直角缺口的一侧固定连接，所述矩形框(2)的下端左右两侧均固定连接有固定块。

6.根据权利要求1所述的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，其特征在于，所述龙门架(1)的横梁中心处上端通过转轴转动连接有矩形管(16)，所述矩形管(16)内滑动套接有矩形结构的顶杆(17)，所述顶杆(17)的一端固定连接有固定板，所述矩形管(16)的管壁上通过第四螺纹孔螺纹连接有定位螺栓(18)。

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