一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构的制作方法

[0001]
本发明属于模具技术领域，具体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：

[0002]
模具是指工业生产上用以注塑、吹塑、挤出、压铸或锻压成型、冶炼、冲压等方法得到所需产品的各种模子和工具。简而言之，模具是用来制作成型物品的工具，这种工具由各种零件构成，不同的模具由不同的零件构成。它主要通过所成型材料物理状态的改变来实现物品外形的加工。
[0003]
现有的航空航天复合材料模具的支撑装置在调整模具高度时，通常无法较为牢固的固定模具的高度位置，从而导致支撑结构的受冲击能力较低的问题，在调整支撑结构时无法让模具始终处于水平状态移动。


技术实现要素：

[0004]
本发明的目的在于提供一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，以解决上述背景技术中提出的问题。
[0005]
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，包括上座、支撑条、压块、限位轴、立轴、铜套和液压伸缩杆，所述上座位于下座上方，所述限位轴插设固定在上座内部，所述立轴通过水平螺丝设置在上座内部，所述铜套插设固定在下座内部，所述液压伸缩杆通过杆连接螺丝固定在下座内部，所述液压伸缩杆的输出轴通过螺纹与上座连接，所述液压伸缩杆的输出轴上套设有螺母，所述支撑条通过上条螺丝固定在上座的外侧壁上，所述支撑条下侧内部设有穿过上条螺丝的下条螺丝，所述下条螺丝穿过支撑条下侧拧入下座内部。
[0006]
优选的，所述上座的轮廓呈矩形块状结构，所述上座为一体式结构，所述上座的四组外侧壁中部均开有上中槽，四组所述上中槽的内部空间上方中部均开有上中螺纹孔，所述上中槽两侧的上座的外侧壁上各开有一组上偏槽，八组所述上偏槽内部均开有两组上偏螺纹孔，所述上座内开有四组垂直的呈矩形阵列分布的上轴腔，所述上座的下表面中部开有上内槽，所述上内槽的内部空间中部设有上中柱，所述上中柱中部的外圆面上开有四组呈环形阵列分布的螺纹孔，所述上中柱内部开有上中腔，所述上中腔的空间与上中柱中部的螺纹孔的内部空间连通，所述上中腔下端开有上缘槽，所述限位轴固定在上轴腔内部。
[0007]
优选的，所述下座的轮廓呈矩形块状结构，所述下座为一体式结构，所述下座的四组外侧壁中部均开有下中槽，四组所述下中槽的内部空间下方中部均开有六组呈环形阵列分布的下中通孔，所述下中槽两侧的下座的外侧壁上各开有一组下偏槽，八组所述下偏槽内部均开有两组下偏螺纹孔，所述下座内开有四组垂直的呈矩形阵列分布的下筒腔，所述下座的上表面中部开有下内槽，所述下内槽的内部空间中部设有下中柱，所述下中柱中部设有轴心线垂直的柱螺纹孔，所述铜套固定在下筒腔内部。
[0008]
优选的，所述支撑条的轮廓呈矩形条状结构，所述支撑条上端开有两组条孔，所述支撑条下侧开有条槽，所述支撑条上端位于上座的上偏槽内部，所述支撑条下侧位于下座的下偏槽内部，所述支撑条上侧的条孔内各设有一组上条螺丝，所述支撑条下侧的条槽内部设有两组下条螺丝，所述上条螺丝拧入上偏槽中的上偏螺纹孔内部，所述下条螺丝拧入下偏槽中的下偏螺纹孔内部，所述压块内开有两组块孔，所述下条螺丝同样穿过块孔，所述压块位于支撑条背向下座的一侧。
[0009]
优选的，所述立轴的轮廓呈垂直的柱状结构，所述立轴上端开有轴六角槽，所述立轴上侧的外圆开有轴外圆槽，所述立轴中部设有凸圆板，所述立轴下侧的外圆面上开有轴螺纹，所述立轴上侧位于上座中的上中腔内部，所述凸圆板位于上座中的上缘槽内部，所述立轴下侧的轴螺纹位于下座的柱螺纹孔内部并与柱螺纹孔螺纹连接，所述水平螺丝伸入轴外圆槽内部。
[0010]
优选的，所述下中槽内部设有铜套，所述下中通孔内部均设有杆连接螺丝，所述杆连接螺丝上端拧入液压伸缩杆下端的螺纹孔内，所述液压伸缩杆的输出轴带有螺纹的部分拧入上座中的上中螺纹孔内部，所述液压伸缩杆的输出轴带有螺纹的部分上套设有螺母，所述液压伸缩杆设有四组呈矩形阵列分布。
[0011]
本发明的技术效果和优点：该航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，通过四组限位轴和铜套配合的方式保持上座和下座的相对位置，由于铜套的存在上座和下座滑动时具有较低的运动阻力，此设计可让模具固定后可保持水平状态上下移动；可通过扳手转动立轴调整上座和下座的距离，也可通过液压伸缩杆调整上座和下座的距离，此设计可根据需要选择适合的支撑和升降方式；通过下条螺丝和支撑条配合的方式锁定上座和下座的相对位置，从而更为良好的固定上座和下座的相对位置，从而获得更为优良的负载能力。
附图说明
[0012]
图1为本发明的上侧结构示意图；
[0013]
图2为本发明的下侧结构示意图；
[0014]
图3为本发明的分离状态结构示意图；
[0015]
图4为本发明的上座结构示意图；
[0016]
图5为本发明的下座结构示意图；
[0017]
图6为本发明的支撑条结构示意图；
[0018]
图7为本发明的压块结构示意图；
[0019]
图8为本发明的立轴结构示意图。
[0020]
图中：1上座、101上中槽、102上中螺纹孔、103上偏槽、104上偏螺纹孔、105上轴腔、106上内槽、107上中柱、108上中腔、109上缘槽、2下座、201下中槽、202下中通孔、203下偏槽、204下偏螺纹孔、205下筒腔、206下内槽、207下中柱、208柱螺纹孔、3支撑条、301条孔、302条槽、4压块、401块孔、5上条螺丝、6下条螺丝、7限位轴、8水平螺丝、9立轴、901轴六角槽、902轴外圆槽、903凸圆板、904轴螺纹、10螺母、11铜套、12液压伸缩杆、13杆连接螺丝。
具体实施方式
[0021]
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做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。
[0022]
本发明提供了如图1-8所示的一种航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，包括上座1、支撑条3、压块4、限位轴7、立轴9、铜套11和液压伸缩杆12，所述上座1位于下座2上方，所述限位轴7插设固定在上座1内部，所述立轴9通过水平螺丝8设置在上座1内部，所述铜套11插设固定在下座2内部，所述液压伸缩杆12通过杆连接螺丝13固定在下座2内部，所述液压伸缩杆12的输出轴通过螺纹与上座1连接，所述液压伸缩杆12的输出轴上套设有螺母10，所述支撑条3通过上条螺丝5固定在上座1的外侧壁上，所述支撑条3下侧内部设有穿过上条螺丝5的下条螺丝6，所述下条螺丝6穿过支撑条3下侧拧入下座2内部。
[0023]
具体的，所述上座1的轮廓呈矩形块状结构，所述上座1为一体式结构，所述上座1的四组外侧壁中部均开有上中槽101，四组所述上中槽101的内部空间上方中部均开有上中螺纹孔102，所述上中槽101两侧的上座1的外侧壁上各开有一组上偏槽103，八组所述上偏槽103内部均开有两组上偏螺纹孔104，所述上座1内开有四组垂直的呈矩形阵列分布的上轴腔105，所述上座1的下表面中部开有上内槽106，所述上内槽106的内部空间中部设有上中柱107，所述上中柱107中部的外圆面上开有四组呈环形阵列分布的螺纹孔，所述上中柱107内部开有上中腔108，所述上中腔108的空间与上中柱107中部的螺纹孔的内部空间连通，所述上中腔108下端开有上缘槽109，所述限位轴7固定在上轴腔105内部，上座1和下座2均为铸铁铸造构成的一体式结构，上座1的上轴腔105和下座2的下筒腔205均经过磨削和加硬处理。
[0024]
具体的，所述下座2的轮廓呈矩形块状结构，所述下座2为一体式结构，所述下座2的四组外侧壁中部均开有下中槽201，四组所述下中槽201的内部空间下方中部均开有六组呈环形阵列分布的下中通孔202，所述下中槽201两侧的下座2的外侧壁上各开有一组下偏槽203，八组所述下偏槽203内部均开有两组下偏螺纹孔204，所述下座2内开有四组垂直的呈矩形阵列分布的下筒腔205，所述下座2的上表面中部开有下内槽206，所述下内槽206的内部空间中部设有下中柱207，所述下中柱207中部设有轴心线垂直的柱螺纹孔208，所述铜套11固定在下筒腔205内部，柱螺纹孔208的螺纹规格和轴螺纹904的螺纹规格对应。
[0025]
具体的，所述支撑条3的轮廓呈矩形条状结构，所述支撑条3上端开有两组条孔301，所述支撑条3下侧开有条槽302，所述支撑条3上端位于上座1的上偏槽103内部，所述支撑条3下侧位于下座2的下偏槽203内部，所述支撑条3上侧的条孔301内各设有一组上条螺丝5，所述支撑条3下侧的条槽302内部设有两组下条螺丝6，所述上条螺丝5拧入上偏槽103中的上偏螺纹孔104内部，所述下条螺丝6拧入下偏槽203中的下偏螺纹孔204内部，所述压块4内开有两组块孔401，所述下条螺丝6同样穿过块孔401，所述压块4位于支撑条3背向下座2的一侧，支撑条3的宽度和上偏槽103与下偏槽203的宽度尺寸对应。
[0026]
具体的，所述立轴9的轮廓呈垂直的柱状结构，所述立轴9上端开有轴六角槽901，所述立轴9上侧的外圆开有轴外圆槽902，所述立轴9中部设有凸圆板903，所述立轴9下侧的外圆面上开有轴螺纹904，所述立轴9上侧位于上座1中的上中腔108内部，所述凸圆板903位于上座1中的上缘槽109内部，所述立轴9下侧的轴螺纹904位于下座2的柱螺纹孔208内部并与柱螺纹孔208螺纹连接，所述水平螺丝8伸入轴外圆槽902内部，立轴9为一体式结构，通过
磨削的方式制成。
[0027]
具体的，所述下中槽201内部设有铜套11，所述下中通孔202内部均设有杆连接螺丝13，所述杆连接螺丝13上端拧入液压伸缩杆12下端的螺纹孔内，所述液压伸缩杆12的输出轴带有螺纹的部分拧入上座1中的上中螺纹孔102内部，所述液压伸缩杆12的输出轴带有螺纹的部分上套设有螺母10，所述液压伸缩杆12设有四组呈矩形阵列分布，铜套11为石墨铜套，铜套11与下座2过盈配合。
[0028]
工作原理，该航空航天复合材料模具用可调节支撑结构，将模具的下模通过螺丝固定在上座1上方，随后将扳手插入立轴9上方的轴六角槽901内部，旋转立轴9时上座1将会在下座2上方升高或降低，液压伸缩杆12为选装件，在实际的使用过程中单独的使用立轴9或单独的使用液压伸缩杆12，立轴9和液压伸缩杆12不可同时装载，在上座1和下座2的位置调整完成后，通过扳手拧紧下条螺丝6，下条螺丝6拧紧时将会压迫压块4和支撑条3，通过八组支撑条3完成上座1和下座2的位置固定，限位轴7和铜套11的配合限制上座1相对于下座2的运动轨迹，支撑条3还起到了限制上座1运动行程的作用。
[0029]
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换,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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