CN104165018B - 载人航天器观察窗透明件紧固结构及其紧固方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种载人航天器观察窗透明件紧固结构，包括航天器外壳和安装于所述外壳的观察窗透明件；所述透明件周边结合有一边框，所述边框上形成有配合所述外壳的安装结构，所述边框包括压迫组件和紧固组件，通过所述压迫组件和透明件的配合压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述透明件。本发明的载人航天器观察窗透明件紧固结构，通过在观察窗透明件周边生成一圈预应力结构边框，形成一种透明件与外壳的整体受力结构，透明件的边缘断面得到了有效的保护而不再与外壳直接接触，可有效地将透明件承受的压力差等荷载通过预应力结构边框传递至外壳，保证了观察窗结构的完整性与稳定性，同时密封性能更佳、使用寿命更长。

Description

载人航天器观察窗透明件紧固结构及其紧固方法

技术领域

本发明涉及国防建设领域的各类载人航天器，尤指一种载人航天器的观察窗透明件紧固结构及其紧固方法。

背景技术

近年来，随着科技的发展和国防、科考等事业的需要，世界各国纷纷加大对载人飞船、航天飞机、空天飞机、空间站等载人航天器发展与建设的投入。其中，观察窗作为载人航天器中关键的结构部件，除了须具备良好的光学性能外，耐压性、气密性等安全性能主要取决于观察窗透明件与航天器外壳的紧固连接。

为满足航天器舱内人员对舱外环境观察的要求，观察窗大多采用光学性能良好且具备一定强度的玻璃透明件，但其属脆性材质，有冲击强度低、拉伸强度低、压缩强度低、承载强度低、抗应力性能差、膨胀系数高、断裂延伸性强、弹性模量小、挠曲强度低、屈服强度低等缺点。

如图1所示，当一平面物件置于刚性边框内，在平面上施加均布荷载时，该物件平面会发生凹陷变形，其内部会产生对抗性应力，而且边沿受到刚性制约因素形成应力集中效应，对抗性应力超过该物件边沿材质的性能极限时，该物件边沿会损坏。

目前载人航天器观察窗透明件一般是通过法兰紧固透明件边缘安装至航天器观察窗预留边框上的。由于透明件为脆性材质，航天器观察窗预留边框为刚性材质，且在太空中舱外气压几乎为零，而舱内为满足航天员的基本生存需要须保持约一个标准大气压，因此舱内外存在较大的压差。当脆性的透明件搁置于刚性的边框上、一侧受到均匀气压时，且根据上述透明件的缺点以及透明件受到均布荷载时的受力原理，该脆性材料的边缘强度就显得尤为重要，一旦处理不好极易出现裂缝等安全问题。为应对航天器观察窗在太空中受到的压差等荷载，保证其结构的强度与稳定，观察窗透明件边缘与外壳连接处的厚度需要相应增加；然而由于同时又受到光学要求的限制，透明件的整体厚度必须保持一致，而无法因为透明件边缘的破坏应力较大而局部增加厚度，因此设计时不得不将透明件的整体厚度加大，这样无疑会对透明件的光学性能造成一定影响，同时其内应力变化也更加复杂。除此之外上述观察窗透明件与外壳的连接方式还存在以下缺陷：

1、在生产制造及加工过程中，观察窗透明件或多或少会存在一定的缺陷或残余应力，对透明件自身的内应力平衡造成破坏；后续在运输、仓储或装配的过程都可能导致该缺陷或应力逐渐放大，日后存在较大的安全隐患。

2、圆弧形对透明件的加工工艺要求更高，透明件的加工尺寸或弧度等必然存在一定的误差，同样航天器外壳与透明件连接处的接触面存在平整度误差，法兰环与透明件连接处的接触面也存在一定的平整度误差，另外法兰紧固螺栓的拧紧程度也存在差异，上述误差都将影响透明件与外壳的贴合度，从而导致透明件安装困难，或者安装后存在应力集中，且透明件制品的互换性较差。

3、在使用过程中，虽然观察窗透明件与航天器外壳之间设有胶垫，但是当航天器在太空运行时将会存在巨大的压力差，胶垫的弹性形变会到达极限，此时胶垫的缓冲作用将失去而仅存密封作用，此时透明件断面与外壳之间由柔性接触变为了刚性接触，再加上前述透明件与外壳自身都存在一定的精度误差，所以此刚性接触对于透明件的受力状态来说是非常不利的同时也是极不稳定的，其自身内部的加工应力与安装应力等都会因此被放大，从而导致透明件的边缘强度进一步降低，直至出现裂缝甚至破坏而引发更严重的安全事故。

4、当载人航天器在发射、返回以及太空运行期间，舱外温差可达上千度，在如此环境下观察窗透明件的内应力平衡必然被破坏，一旦透明件本身在生产或装配过程中存在任何细小的瑕疵或裂纹，将极有可能扩展为裂缝甚至导致透明件的破裂等灾难性事故。

目前世界上载人航天器观察窗透明件的安装结构大致相同，只是在透明件的材质及制造工艺上有所改进，透明件与航天器外壳的紧固结构并无根本改变，上述问题依然存在，航天器透明件紧固结构亦成为困扰相关技术人员的一大难题。

然而随着时代的进步，载人航天事业的发展越来越被重视，人们对载人航天器需求也是有增无减，可是能够有效提升航天器观察窗安全性与便捷性的核心技术仍未解决。针对此类问题目前尚无比较合理的解决方式，而本发明填补了此领域的空白。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的缺陷，而提供一种载人航天器观察窗透明件的紧固结构及其紧固方法。

为解决上述技术问题，本发明公开了一种载人航天器观察窗透明件的紧固结构，包括航天器外壳和安装于所述外壳的观察窗透明件；所述透明件周边结合有一边框，所述边框上形成有配合所述外壳的安装结构，所述边框包括压迫组件和紧固组件，通过所述压迫组件和透明件的配合压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述透明件。

本发明的进一步改进在于，所述紧固组件包括两个对称夹持于所述透明件的弓形臂，两弓形臂之间夹设形成一围合空间，所述弓形臂包括第一力臂与连接所述第一力臂的第二力臂，所述第一力臂与所述第二力臂的连接处形成滑移端，所述第一力臂于远离所述第二力臂的一侧形成受压端，所述第二力臂于远离所述第一力臂的一侧形成紧固端，所述第一力臂的受压端接受所述压迫组件的压迫并配合所述透明件驱使所述第一力臂与第二力臂生成预应力。

本发明的进一步改进在于，所述压迫组件包括第一压力条和第二压力条；所述第一压力条设置于所述弓形臂的第一力臂的外侧；所述紧固组件的弓形臂的两滑移端抵靠于所述第一压力条；所述弓形臂的两受压端抵靠于所述第二压力条，所述弓形臂的两紧固端抵靠于所述透明件的两侧面；

所述第一压力条和所述第二压力条分别开设有复数个对应的螺栓孔；通过螺栓紧固所述第一压力条与所述第二压力条；所述第二压力条压迫所述弓形臂的两受压端向所述第一压力条方向位移，所述弓形臂的两滑移端发生相互远离的位移，所述弓形臂的两紧固端受到所述透明件的限位，从而驱使所述第一力臂与所述第二力臂生成预应力紧固所述透明件。

本发明的进一步改进在于，所述第一压力条包括一底板，所述底板的两侧形成挡板；所述挡板与所述透明件之间填充树脂缓冲层；且所述第一压力上形成有配合所述外壳的安装结构。

本发明的进一步改进在于，所述透明件的侧边凹陷形成安装槽，所述第二压力条中部形成凸条；所述凸条嵌设于所述安装槽内。

本发明的进一步改进在于，所述边框与所述外壳之间设有密封件。

本发明的进一步改进在于，所述第一力臂为一短直臂，所述第二力臂为一弧形臂。

本发明的进一步改进在于，所述紧固端上结合有压板，且所述压板与所述第二力臂的连接区域向内凹陷形成一压板位置调节区。

本发明的进一步改进在于，所述两紧固端与所述透明件之间可涂抹粘结胶、夹设双面胶或垫设缓冲垫。

本发明的进一步改进在于，所述第二力臂间隔形成复数个溢流槽；所述围合空间内填充有密封胶。

本发明的进一步改进在于，所述弓形臂的滑移端呈圆弧面或斜面。

本发明的进一步改进在于，所述第二力臂的厚度自所述滑移端至所述紧固端形成一由厚至薄的渐变。

本发明的进一步改进在于，所述紧固组件的弓形臂的受压端延伸形成有一旋转定位棱，所述第二压力条对应所述紧固组件的所述旋转定位棱形成有旋转定位槽。

本发明的进一步改进在于，所述弓形臂的受压端之间通过一弧形变形区连接。

本发明由于采用了以上技术方案，使其具有的有益效果是：

1.本发明中观察窗透明件通过预应力组件于周边生成一圈与自身合为一体的刚性边框，然后通过该刚性边框与航天器外壳实现紧固安装，因此透明件承受荷载的能力不再取决于透明件自身的边缘强度，而是刚性边框的强度，故整个观察窗单元的强度大大提高，承受荷载的能力也大幅增加。

2、本发明透明件的边缘断面得到了有效的保护而不再与外壳直接接触，其内侧受到气压作用时，边缘的破坏应力将通过此刚性边框有效地传递至外壳，这样整个观察窗结构的整体性更强也更稳定、使用寿命更长。

3、本发明安装结构使得现有技术中胶垫的缓冲与密封作用分离并单独进行设置，因此缓冲件与密封件均可根据其具体需要进行针对性的设计，不再互相牵制。

4.在本发明中，观察窗透明件以位置可调的方式紧固于刚性边框内、形成为一个独立的观察窗结构单元，且刚性边框内的紧固组件对透明件的生产制造误差有一定的宽容度，因此使得透明件与边框的装配更便捷、避免了装配应力的产生，同时可大幅提高观察窗单元制品的装配互换性。

5.本发明通过预应力结构咬合透明件平面，在紧固组件与透明件紧固完成后，透明件断面与挡板之间的胶垫以及应力夹之间包裹的胶体均达到固化状态，透明件与挡板和紧固组件之间形成柔性的、无空隙的完全接触，既可传递透明件所受的径向荷载，又对透明件的断面起到了很好的保护作用。

6、本发明在透明件紧固组件外侧与挡板之间填充具有先软后硬效果的可固化树脂缓冲层(如环氧树脂填充胶，以下简称树脂缓冲层)，组装时不存在装配应力，使用过程中透明件所受的侧向荷载，均可有效地通过该缓冲层传递至外壳，整个结构受力更合理、使用更安全。

7.本发明中紧固组件选用具有相当强度，同时兼具一定弹性与韧性的材料，在航天过程中，透明件由于受到压差与温差等荷载而产生的变形与应力变化，均可通过紧固组件自身蕴藏的预应力的释放与再生成的过程进行缓冲，不仅不会使各种复杂的应力相互叠加，相反能在一定程度起到消除或减小应力集中的作用，保持航天器舱体结构的安全与稳定。

8、本发明对透明件与外壳实施紧固的方式，不再需要考虑透明件的断面与外壳的直接贴合，因此透明件的选择将不再受紧固安装方式的困扰与限制，在透明件设计时对材质与外形等的选择将更加自由。

9.本发明预应力紧固的实施过程是通过拧紧相关螺栓来压迫紧固组件而使其产生预应力，在具体操作时，通过前期的设计模块中对各个组件原材料的选择及几何形状的设计，后期工人只需将相关螺栓拧紧到位即可得到预设的紧固力，无须受到操作力度等不确定因素的影响，大大降低了操作条件和技术要求与维修保养强度。

附图说明

图1为现有技术的平面透明件受力示意图；

图2为本发明载人航天器观察窗透明件紧固结构的载人航天器整体结构示意图；

图3为本发明平面透明件与边框连接结构整体立体示意图；

图4为本发明平面透明件与边框连接结构四分之一立体示意图；

图5为图4的分解图；

图6为本发明的平面透明件与边框连接结构截面图；

图7为本发明的平面透明件与边框连接结构平面示意图；

图8为本发明紧固组件平面示意图；

图9为本发明紧固组件的弧形变形区受压变形示意图；

图10为本发明载人航天器观察窗透明件紧固安装结构中边框与透明件紧固过程原理示意图；

图11为本发明第二压力条为T型件时的透明件与边框连接结构平面示意图；

图12为本发明的凸窗透明件与边框连接结构立体示意图；

图13为本发明的凸窗透明件与边框连接结构截面图；

图14为本发明的半球透明件与边框连接结构立体示意图；

图15为本发明的半球透明件与边框连接结构截面图；

图16为本发明的半球透明件与边框连接结构平面示意图；

图17为本发明第二压力条为T型件时的半球透明件与边框连接结构平面示意图；

图18为本发明的球形透明件与边框连接结构立体示意图；

图19为本发明的球形半球透明件与边框连接结构截面图；

图20为本发明载人航天器观察窗透明件的紧固结构中紧固组件的另一较佳实施例示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步说明。

请参见图2-4，本发明的一种载人航天器观察窗透明件紧固结构，包括航天器外壳和紧固于外壳的透明件2；透明件2周边结合有一边框3，边框3上形成有配合航天器外壳1的安装结构，边框3包括压迫组件31和紧固组件32，通过压迫组件31和透明件2的配合压迫紧固组件32生成预应力进而紧固透明件2。

请参阅图7-8，紧固组件32包括两个对称夹持于透明件2的弓形臂321，其材料应选用具有相当强度，同时兼具一定弹性与韧性的材料，如金属、工程塑料、高分子材料等；两弓形臂321之间夹设形成一围合空间320，弓形臂321包括第一力臂3211与连接第一力臂3211的第二力臂3212，第一力臂3211与第二力臂3212的连接处形成一滑移端3213，该滑移端3213呈圆弧面或斜面可以在保证在滑移过程中产生的阻力更小；第一力臂3211于远离第二力臂3212的一侧形成受压端3214，受压端3214延伸形成有旋转定位棱3217；第二力臂3212于远离第一力臂3211的一侧形成紧固端3215，紧固端3215上结合有压板3216，且压板3216与第二力臂3212的连接区域向内凹陷形成一压板位置调节区3218，通过该压板位置调节区3218可在紧固过程中实现压板3216微小的自身位置调节，以使其更平整地贴附透明件2，第一力臂3211的受压端3214接受压迫组件31的压迫并配合透明件2驱使第一力臂3211与第二力臂3212生成预应力。在本实施例中第一力臂3211为一短直臂，第二力臂3212为一弧形臂，且第二力臂3212的厚度自滑移端3213至紧固端3215形成一由厚至薄的渐变，该种结构可以保证整个弧形臂充分和均匀形变，不易折断。两弓形臂321在两受压端3214之间通过设置一弧形变形区3219进行连接，当第一力臂3211的受压端3214受压时，弧形变形区3219自弧形被压迫可拉伸延展，弧形变形区3219的受压变形过程请参阅图9；弧形变形区3219的设计保证了紧固组件32具有一定的延展空间；紧固组件32的两受压端3214之间配合形成有复数个螺栓孔。两紧固端3215与透明件2之间可涂抹粘结胶(如UV胶)或夹设双面胶(如3M胶)或垫设缓冲垫(如橡胶片)。第二力臂3212间隔形成复数个溢流槽，溢流槽的采用起到了紧固组件32夹合时多余未凝固密封胶溢出作用和防止了密封胶在凝固过程中的膨胀或收缩对紧固组件32产生的预应力的影响，确保紧固组件32与透明件2之间的预应力紧固和同时实现密封。

请参阅图5-8，压迫组件31包括第一压力条311和第二压力条312；第二压力条312的表面中部配合旋转定位棱3217设置了两条通长的旋转定位槽3121，该旋转定位槽3121的半径等于或略大于旋转定位棱3217的半径，这样当整个透明件紧固结构分别处于预紧固与紧固状态时，旋转定位棱3217可以有效地在旋转定位槽3121内定位与进行转动，两滑移端3213才会在第一压力条311表面仅沿相互远离的方向位移。

第一压力条311设置于弓形臂321的第一力臂3211的外侧；紧固组件32的弓形臂321的两滑移端3213抵靠于第一压力条311；弓形臂321的两受压端3214抵靠于第二压力条312，弓形臂321的两紧固端3215抵靠于透明件2的两侧面。

第一压力条311和第二压力条312分别开设有复数个对应的螺栓孔；通过螺栓紧固第一压力条311与第二压力条312；第二压力条312压迫弓形臂321的两受压端3214向第一压力条311方向位移，弓形臂321的两滑移端3213发生相互远离的位移，弓形臂321的两紧固端3215受到透明件2的限位，从而驱使第一力臂3211与第二力臂3212生成预应力紧固透明件2。

其中第一压力条311包括一底板3111，底板3111的两侧形成挡板3112；挡板3112与透明件2之间填充树脂缓冲层。当载人航天器在太空运行时，透明件2由于内部气压而产生的作用力由原透明件2边缘承载变为大部分通过缓冲层传递至挡板3112，再由挡板3112传递给外壳1共同承担，如此便大大减小了透明件2边缘所受的外力负荷，同时也减小了紧固组件32所受到的来自透明件2的作用力，从而防止了透明件2边缘的裂缝，延长了透明件2的使用寿命；同时，防止紧固组件32的两紧固端3215由于透明件2的作用力而被相互拉开的问题，确实保证了紧固组件32与透明件2之间有效的紧固连接，保证了载人航天器内部工作人员的生命安全。

本实施例中边框3与一法兰4形成配合外壳1的安装结构，边框3通过法兰4箍扣固定于外壳1，安装结构也可采用其他连接结构。

另外，在第二力臂3212、透明件2以及第二压力条312之间的空隙内填充密封胶，从而实现更为稳定的紧固；由于在第二力臂3212上开设溢流槽，溢流槽的采用起到了紧固组件32夹合时多余未凝固密封胶溢出作用和防止了密封胶在凝固过程中的膨胀或收缩对紧固组件32产生的预应力的影响。也可在边框3与外壳1之间设置密封件5。

当装配透明件2时，将第二压力条312置于紧固组件32的围合空间320内并将旋转定位槽3121与旋转定位棱3217配合，然后在围合空间320内填充密封胶并将紧固组件32的第一力臂3211设置于第一压力条311上，弓形臂321的两紧固端3215抵靠于透明件2的两侧面；再将第一压力条311设置于第一力臂3211的外侧；弓形臂321的两滑移端3213抵靠于第一压力条311，弓形臂321的两受压端3214抵靠于第二压力条312的外侧表面，通过依次贯穿于第一压力条311、紧固组件32和第二压力条312的螺栓孔的螺栓进行预紧，待透明件2的位置调整到位后，通过该螺栓紧固第一压力条311和第二压力条312至完成紧固，然后在第一压力条311的两挡板3112与透明件2之间填充树脂缓冲层。

下面配合图10来进一步说明整个紧固过程的工作原理，弓形臂321的两受压端3214在第二压力条312的压迫作用下向第一压力条311方向位移，两个弓形臂321受压端3214之间的距离在紧固过程中是可控(不变)的，同时两滑移端3213抵靠于第一压力条311的内侧表面发生相互远离的位移，而两紧固端3215沿发生相互靠近的位移直至抵靠于透明件2的侧面，因此两紧固端3215的压板3216间的距离也是可控的，其在透明件2上的紧固位置点也是可控的；进一步压迫两受压端3214向第一压力条311方向位移，进而驱使两滑移端3213继续相互远离，而两紧固端3215此时抵靠于透明件2的侧面并由此受到限位，第一力臂3211及第二力臂3212由此发生形变并生成预应力，至此具有稳定预应力结构的透明件2与边框3达到紧固状态，透明件2获得紧固。同样的，当预应力需要解除时，只要将相应螺栓松开，弓形臂321的形变会恢复到之前未紧固状态，此时预应力自动消失，整个载人航天器观察窗透明件紧固结构的部件都是无损耗的和可重复使用的，不仅节约了成本，同时也非常环保。

另外，请参阅图11，本实施例中透明件2的侧边也可凹陷形成安装槽20，第二压力条312可采用T型件，即第二压力条312中部可形成凸条3122；凸条3122嵌设于安装槽20内并通过结构胶结合于透明件2。

由于第二压力条312的凸条3122通过结构胶结合于安装槽20内增大了第二压力条312与透明件2的连接面积，从而加大了框体3与透明件2的整体连接强度，同时凸条3122为穿设于第一压力条311、紧固组件32和第二压力条312之间的螺栓增加了螺孔长度，使得该螺栓拥有更长的螺距，增强了第一压力条311与第二压力条312之间螺接的强度及可靠性，进一步保证了框体3与透明件2的稳定牢固连接。

另外，本实施例也可运用于多种形状观察窗透明件的载人航天器，其中透明件2为凸窗时的透明件紧固安装结构请参阅图12-13；透明件2为半球窗时的透明件紧固安装结构请参阅图14-16，其中第一压力条311的底板3111向外延伸形成连接部3113，此时连接部3113与一法兰4配合形成本实施例的安装结构，其第二压力条312采用T型件的结构如图17所示；另外透明件2为球窗时的透明件紧固安装结构请参阅图18-19。

进一步参阅图20所示，当透明件2边缘呈圆弧面时，紧固组件32的第二力臂3212可以分裂成多个夹爪，以更贴合于透明件2的圆弧面，使紧固组件32在不破坏透明件2自身内应力的前提下，更牢固与稳定地紧固透明件2。

以上结合附图实施例对本发明进行了详细说明，本领域普通技术人员可根据上述说明对本发明做出种种变化例。因而，实施例中的某些细节不应构成对本发明的限定，本发明将以所附权利要求书界定的范围作为本发明的保护范围。

Claims (14)

1.一种载人航天器观察窗透明件紧固结构，包括航天器外壳和安装于所述外壳的透明件；其特征在于，所述透明件周边结合有一边框，所述边框上形成有配合所述外壳的安装结构，所述边框包括压迫组件和紧固组件，通过所述压迫组件和透明件的配合压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述透明件；

所述紧固组件包括两个对称夹持于所述透明件的弓形臂，两弓形臂之间夹设形成一围合空间，所述弓形臂包括第一力臂与连接所述第一力臂的第二力臂，所述第一力臂与所述第二力臂的连接处形成滑移端，所述第一力臂于远离所述第二力臂的一侧形成受压端，所述第二力臂于远离所述第一力臂的一侧形成紧固端，所述第一力臂的受压端接受所述压迫组件的压迫并配合所述透明件驱使所述第一力臂与第二力臂生成预应力。

2.如权利要求1所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述压迫组件包括第一压力条和第二压力条；所述第一压力条设置于所述弓形臂的第一力臂的外侧；所述紧固组件的弓形臂的两滑移端抵靠于所述第一压力条；所述弓形臂的两受压端抵靠于所述第二压力条，所述弓形臂的两紧固端抵靠于所述透明件的两侧面；

所述第一压力条和所述第二压力条分别开设有复数个对应的螺栓孔；通过螺栓紧固所述第一压力条与所述第二压力条；所述第二压力条压迫所述弓形臂的两受压端向所述第一压力条方向位移，所述弓形臂的两滑移端发生相互远离的位移，所述弓形臂的两紧固端受到所述透明件的限位，从而驱使所述第一力臂与所述第二力臂生成预应力紧固所述透明件。

3.如权利要求2中所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述第一压力条包括一底板，所述底板的两侧形成挡板；所述挡板与所述透明件之间填充树脂缓冲层。

4.如权利要求2或3所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述透明件的侧边凹陷形成安装槽，所述第二压力条中部形成凸条；所述凸条嵌设于所述安装槽内。

5.如权利要求1-3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述边框与所述外壳之间设有密封件。

6.如权利要求1-3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述第一力臂为一短直臂，所述第二力臂为一弧形臂。

7.如权利要求1～3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述紧固端上结合有压板，且所述压板与所述第二力臂的连接区域向内凹陷形成一压板位置调节区。

8.如权利要求1～3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述两紧固端与所述透明件之间可涂抹粘结胶、夹设双面胶或垫设缓冲垫。

9.如权利要求1～3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述第二力臂间隔形成复数个溢流槽；所述围合空间内填充有密封胶。

10.如权利要求1～3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于：所述弓形臂的滑移端呈圆弧面或斜面。

11.如权利要求1～3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于，所述第二力臂的厚度自所述滑移端至所述紧固端形成一由厚至薄的渐变。

12.如权利要求2～3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于：所述紧固组件的弓形臂的受压端延伸形成有一旋转定位棱，所述第二压力条对应所述紧固组件的所述旋转定位棱形成有旋转定位槽。

13.如权利要求1～3中任一项所述的载人航天器观察窗透明件紧固结构，其特征在于：所述弓形臂的受压端之间通过一弧形变形区连接。

14.一种应用权利要求1～3中任一项的紧固结构对载人航天器观察窗透明件进行紧固的方法。