[实用新型]一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置

说明书

本申请属于飞机温度疲劳试验技术领域，特别涉及一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置，包括外套螺母；弹性爪，包括连接端与夹持端，连接端具有与外套螺母螺纹孔匹配的外螺纹，夹持端端部呈锥筒状，在夹持端的筒壁上沿大径端向小径端方向开设有多个凹槽，凹槽沿径向贯穿所述筒壁；自然状态时，夹持端位于外套螺母内孔外侧，其大径端的内径大于灯管电极杆的直径；夹持状态时，至少部分夹持端跟随连接端旋入外套螺母内孔中，从而收缩夹紧灯管电极杆。该固定装置结构简单，对灯管电极杆的固定效果好，大幅降低了劳动强度和操作时间，提高了试验效率。

技术领域

本申请属于飞机温度疲劳试验技术领域，特别涉及一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置。

背景技术

飞机部件的温度疲劳寿命对于飞机的飞行安全至关重要，对飞行员的生命保障具有重要作用。随着现代飞机设计指标的大幅提高，飞机部件的设计必须采用新材料、新结构及新工艺，且存在一定的温度疲劳风险。为了提高飞行安全需要对飞机部件进行充分有效的温度疲劳试验验证。

目前飞机部件的温度疲劳试验的加温过程使用石英灯管作为发热部件。为了保证试验件加热表面温度场的均匀性，必须精确调整灯管电极杆与试验件之间的距离。传统方法是将灯管电极杆用铁丝捆扎，这使得调整过程非常繁琐，调整精度很差。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

实用新型内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置。

本申请的技术方案是：

一种飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置，包括：

外套螺母；

弹性爪，所述弹性爪包括连接端与夹持端，所述连接端具有与所述外套螺母螺纹孔匹配的外螺纹，所述夹持端端部呈锥筒状，其远离所述连接端的一端为大径端，靠近所述连接端的一端为小径端，所述小径端的外径小于所述外套螺母内孔直径，所述大径端的外径大于所述外套螺母内孔直径，在所述夹持端的筒壁上沿大径端向小径端方向开设有多个凹槽，所述凹槽沿径向贯穿所述筒壁，且多个所述凹槽沿周向均匀分布；其中，

所述夹持端具有自然状态与夹持状态；

自然状态时，所述夹持端位于所述外套螺母内孔外侧，其大径端的内径大于灯管电极杆的直径；

夹持状态时，至少部分所述夹持端跟随所述连接端旋入所述外套螺母内孔中，通过内孔进行挤压，使得所述夹持端收缩夹紧所述灯管电极杆。

根据本申请的至少一个实施方式，所述外套螺母的内孔包括螺纹段和光孔段，所述光孔段位于靠近所述弹性爪的一端，通过所述光孔对所述夹持端进行挤压。

根据本申请的至少一个实施方式，所述外套螺母为六角螺母。

根据本申请的至少一个实施方式，所述弹性爪采用弹簧钢材料为制成。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请提供的飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置，结构简单，对灯管电极杆的固定效果好，大幅降低了劳动强度和操作时间，提高了试验效率。

附图说明

图1是本申请提供的飞机温度疲劳试验中灯管电极的固定装置示意图；

图2是本申请提供的弹性爪的结构示意图。

其中：

1-外套螺母，2-弹性爪，3-灯管电极杆，21-连接端，22-夹持端。

具体实施方式