CN219888449U - 一种航天器力学试验多余物控制装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及航空航天技术领域，具体涉及到一种航天器力学试验多余物控制装置。本申请的航天器力学试验多余物控制装置，包括一舱体，所述舱体上设有用于将试验对象紧固安装于所述舱体上的紧固件、用于供所述紧固件紧固连接的通孔，所述通孔上设有用于封堵所述通孔的封盖，所述封盖上设有铰接件，所述铰接件用于控制所述封盖的伸展度，从而实现航天器力学试验中防止多余物进入螺栓孔内。本实用新型结构简单、方便安装拆卸，操作简单、一旦安装便可反复投入使用，无需再做处理。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空航天技术领域，具体涉及到一种航天器力学试验多余物控制装置。
背景技术
宇航产品在轨运行之前，均需经历发射运输过程中包括震动、冲击等在内的力学环境。因此，为保证宇航产品发射后可在轨稳定运行，需在其研制的各个环节开展力学试验，考核宇航产品的力学性能，该力学性能通常包括高量级震动试验、冲击试验。而宇航产品在力学试验过程中多余物会在震动冲击作用下飞溅，从而对产品造成不可逆损伤，同时危及试验人员的生命安全，因此，对于多余物控制是宇航产品力学试验中极为重要的一环。
目前宇航产品力学试验多为螺栓固定，为保连接禁锢，螺纹孔极深导致多余物的控制极为困难，目前为了消除多余物主要通过高压气枪喷出，但是该方法操作费力，且难以保障多余物均被清除。
因此，为解决当前力学试验环节经常出现因多余物导致的试验事故，本申请提供一种航天器力学试验多余物控制装置。
实用新型内容
本实用新型的目的在于至少解决现有技术中存在的技术问题之一，提供一种航天器力学试验多余物控制装置。
为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案如下：一种航天器力学试验多余物控制装置，包括一舱体，所述舱体上设有用于将试验对象紧固安装于所述舱体上的紧固件、用于供所述紧固件紧固连接的通孔，所述通孔上设有用于封堵所述通孔的封盖，所述封盖上设有铰接件，所述铰接件用于控制所述封盖的伸展度。
进一步的，紧固件包括螺钉，所述螺钉螺纹连接于所述通孔。
进一步的，通孔上设有与所述螺钉相匹配的螺纹线。
进一步的，封盖包括第一封盖、第二封盖，所述第一封盖与所述第二封盖间设有与所述紧固件底面相抵接的挡板。
进一步的，铰接件包括第一铰链、第二铰链，所述第一铰链与所述第二铰链平行布置。
进一步的，第一封盖与所述挡板通过所述第一铰链活动连接；所述第二封盖与所述挡板通过所述第二铰链活动连接。
进一步的，封盖与所述通孔胶粘连接。
本实用新型的有益效果：由上述对本实用新型的描述可知，与现有技术相比，本实用新型的航天器力学试验多余物控制装置，包括一舱体，所述舱体上设有用于将试验对象紧固安装于所述舱体上的紧固件、用于供所述紧固件紧固连接的通孔，所述通孔上设有用于封堵所述通孔的封盖，所述封盖上设有铰接件，所述铰接件用于控制所述封盖的伸展度，从而实现航天器力学试验中防止多余物进入螺栓孔内。本实用新型结构简单、方便安装拆卸，操作简单、一旦安装便可反复投入使用，无需再做处理。
附图说明
图1为本实用新型优选实施例中航天器力学试验多余物控制装置的结构示意图；
图2为本实用新型优选实施例中航天器力学试验多余物控制装置的俯视图。
附图标记：1、舱体；2、紧固件；3、通孔；4、封盖；401、第一封盖；402、第二封盖；403、挡板；5、铰接件；501、第一铰链；502、第二铰链。
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，所描述的实施例仅是本实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。
在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
参照图1所示，本实用新型的优选实施例，一种航天器力学试验多余物控制装置，包括一舱体1，所述舱体1上设有用于将试验对象紧固安装于所述舱体1上的紧固件2、用于供所述紧固件2紧固连接的通孔3，所述通孔3上设有用于封堵所述通孔3的封盖4，所述封盖4上设有铰接件5，所述铰接件5用于控制所述封盖4的伸展度，从而实现航天器力学试验中防止多余物进入螺栓孔内。本实用新型结构简单、方便安装拆卸，操作简单、一旦安装便可反复投入使用，无需再做处理。
作为本实用新型的优选实施例，其还可具有以下附加技术特征：紧固件2包括螺钉，所述螺钉2螺纹连接于所述通孔3，通孔3上设有与所述螺钉2相匹配的螺纹线。由此，实现对试验对象的紧固连接，避免航天器在力学试验中发生意外。
本实施例中，封盖4包括第一封盖401、第二封盖402，所述第一封盖401与所述第二封盖402间设有与所述紧固件2底面相抵接的挡板403。由此，实现对通孔的封堵，避免多余物的沉积于通孔内。
本实施例中，铰接件5包括第一铰链501、第二铰链502，所述第一铰链501与所述第二铰链502平行布置；且第一封盖401与所述挡板403通过所述第一铰链501活动连接；所述第二封盖402与所述挡板403通过所述第二铰链502活动连接。由此，可以在螺栓取出后自动封堵螺栓口防止多余物进入。
本实施例中，封盖5与所述通孔3胶粘连接。即将航天器力学试验中防止多余物沉积的装置与螺纹孔用502粘接；接着将试验对象安装于力学试验设备上；从封盖处将螺钉旋紧；开展力学试验；试验结束后，将螺钉旋出，封盖自动封堵螺纹孔。使得该安装拆卸便捷，且安装后可重复使用无需拆除，使用方便。
本实用新型的工作原理：通过设计一种挤压自动打开，不受力自动闭合的防止多余物沉积的装置，装在螺纹孔上，对螺纹孔进行保护，防止多余物进入。本实用新型结构简单、安装拆卸方便，操作简单、一旦安装便可反复投入使用，无需再做处理。
在不出现冲突的前提下，本领域技术人员可以将上述附加技术特征自由组合以及叠加使用。
可以理解，本实用新型是通过一些实施例进行描述的，本领域技术人员知悉的，在不脱离本实用新型的精神和范围的情况下，可以对这些特征和实施例进行各种改变或等效替换。另外，在本实用新型的教导下，可以对这些特征和实施例进行修改以适应具体的情况及材料而不会脱离本实用新型的精神和范围。因此，本实用新型不受此处所公开的具体实施例的限制，所有落入本申请的权利要求范围内的实施例都属于本实用新型所保护的范围内。
Claims (7)
1.一种航天器力学试验多余物控制装置，其特征在于：包括一舱体，所述舱体上设有用于将试验对象紧固安装于所述舱体上的紧固件、用于供所述紧固件紧固连接的通孔，所述通孔上设有用于封堵所述通孔的封盖，所述封盖上设有铰接件，所述铰接件用于控制所述封盖的伸展度。
2.根据权利要求1所述的航天器力学试验多余物控制装置，其特征在于：所述紧固件包括螺钉，所述螺钉螺纹连接于所述通孔。
3.根据权利要求2所述的航天器力学试验多余物控制装置，其特征在于：所述通孔上设有与所述螺钉相匹配的螺纹线。
4.根据权利要求1所述的航天器力学试验多余物控制装置，其特征在于：所述封盖包括第一封盖、第二封盖，所述第一封盖与所述第二封盖间设有与所述紧固件底面相抵接的挡板。
5.根据权利要求4所述的航天器力学试验多余物控制装置，其特征在于：所述铰接件包括第一铰链、第二铰链，所述第一铰链与所述第二铰链平行布置。
6.根据权利要求5所述的航天器力学试验多余物控制装置，其特征在于：所述第一封盖与所述挡板通过所述第一铰链活动连接；所述第二封盖与所述挡板通过所述第二铰链活动连接。
7.根据权利要求1所述的航天器力学试验多余物控制装置，其特征在于：所述封盖与所述通孔胶粘连接。
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- 2023-05-06 CN CN202321062223.1U patent/CN219888449U/zh active Active
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