CN220884814U - 一种新型航天器主承力结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种新型航天器主承力结构，涉及航天器主承力结构技术领域，一种新型航天器主承力结构，包括安装连接头，安装连接头的侧面固定连接有第一安装块，第一安装块的表面安装有调节柱,调节柱靠近安装连接头的一侧开设有安装槽,第一安装块卡接在安装槽内，调节柱的表面安装有调节套柱,调节柱的端面开设有螺纹槽,螺纹槽的表面螺纹连接有螺纹杆,螺纹杆的中间固定连接有转动块,安装连接头的上表面固定连接第二安装块,第二安装块的上表面安装有竖柱，本实用新型通过安装连接头、调节柱和安装槽的设置，可以安装在不同规格的航天器上，进而达到了提高主承力结构的适用性的目的。

Description

一种新型航天器主承力结构

技术领域

本实用新型涉及航天器主承力结构技术领域，具体为一种新型航天器主承力结构。

背景技术

航天器的主承力结构主要用于承受作用在航天器上的静力和动力载荷，为所载仪器设备提供固定安装界面并保持稳定的精度，确保整体几何形状。

在中国实用新型专利申请公开说明书CN100575191C中公开的一种新型航天器主承力结构，虽然采用外框架侧板结构和内部星形桁架结构来构成内外双承力路径的混合式主结构来传递整星载荷，传力路径短而连续，结构紧凑、质心低，满足了整个卫星的高刚度、小惯量要求，但是桁架的长度无法进行调整，存在适用性较差和使用范围较小的缺点。

实用新型内容

针对现有技术的不足，本实用新型提供了一种新型航天器主承力结构，解决了上述背景技术中提出的问题。

为实现以上目的，本实用新型通过以下技术方案予以实现：

一种新型航天器主承力结构，包括安装连接头，所述安装连接头的侧面固定连接有第一安装块，第一安装块的表面安装有调节柱,调节柱靠近安装连接头的一侧开设有安装槽,第一安装块卡接在安装槽内，调节柱的表面安装有调节套柱,调节柱的端面开设有螺纹槽,螺纹槽的表面螺纹连接有螺纹杆,螺纹杆的中间固定连接有转动块,安装连接头的上表面固定连接第二安装块,第二安装块的上表面安装有竖柱。

可选的，所述第一安装块的表面开设有第一螺纹孔、调节柱与第一螺纹孔对照的位置开设有通孔，通孔和第一螺纹孔的表面螺纹连接有第一安装螺栓。

可选的，所述调节柱的下表面固定连接有限位滑块,调节套柱的内底面开设有螺纹槽,限位滑槽的表面滑动连接有限位滑块。

可选的，所述安装连接头的两侧均固定连接有第一安装块,第一安装块的表面均安装有调节柱,安装连接头的数量为共六个。

可选的，所述调节柱的上表面开设有第二螺纹孔,第二螺纹孔的数量为多个且呈等距分布，调节套柱的侧面固定连接有安装耳,安装耳和第二螺纹孔的表面螺纹连接有第二安装螺栓。

可选的，所述转动块的表面开设有转动孔,调节套柱的表面开设有通槽,转动孔的数量为多个且呈圆周阵列分布。

本实用新型提供了一种新型航天器主承力结构，具备以下有益效果：

1、该一种新型航天器主承力结构，通过安装连接头、调节柱和安装槽的设置，使该新型航天器主承力结构具备了方便调节结构架的承力规格的效果，使用时，工作人员可以根据航天器的规格调节调节柱和调节套柱的总长度，调节的过程中，工作人员使用刀柄扳手插入到通槽内，使刀柄扳手的卡齿卡入到转动孔内，然后转动转动块，通过转动块带动螺纹杆转动，进而使螺纹杆在螺纹槽内螺纹移动，使调节柱在调节套柱的内部进行移动，调节柱移动的过程中调节柱下表面的限位滑块在调节套柱内侧面的限位滑槽内滑动，起到了限位的作用，调节好调节柱在调节套柱内的位置后，使安装耳与第二螺纹孔对照，然后使用第二安装螺栓进行锁紧，调节好长度以后，再将安装连接头侧面的第一安装块插入到调节柱端面的安装槽内，最后再使用第一安装螺栓锁紧固定，按相同的步骤将多个调节柱进行安装， 竖柱下表面开设有相同的第一安装块，第二安装块的表面开设有相同的第一安装螺栓，最后再将竖柱安装到安装连接头的上表面，根据规格安装不同数量的竖柱，该结构通过调节相邻两个安装连接头中间的桁架的长度，可以安装在不同规格的航天器上，进而达到了提高主承力结构的适用性的目的。

附图说明

图1为本实用新型立体结构示意图；

图2为本实用新型安装连接头立体的结构示意图；

图3为本实用新型图1中A处的结构示意图；

图4为本实用新型调节柱和调节套柱处正视剖面的结构示意图；

图5为本实用新型图4中B处的结构示意图。

图中：1、安装连接头；2、第一安装块；3、第一螺纹孔；31、第一安装螺栓；4、调节柱；5、安装槽；6、调节套柱；61、通槽；7、限位滑块；8、限位滑槽；9、螺纹槽；10、螺纹杆；11、转动块；111、转动孔；12、第二螺纹孔；14、安装耳；15、第二安装螺栓；16、第二安装块；17、竖柱。

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。

实施例

请参阅图1至图5，本实用新型提供技术方案：一种新型航天器主承力结构，包括安装连接头1，安装连接头1的侧面固定连接有第一安装块2，第一安装块2的表面开设有第一螺纹孔3、调节柱4与第一螺纹孔3对照的位置开设有通孔，通孔和第一螺纹孔3的表面螺纹连接有第一安装螺栓31，第一安装块2的表面安装有调节柱4, 调节柱4的下表面固定连接有限位滑块7,调节套柱6的内底面开设有螺纹槽9,限位滑槽8的表面滑动连接有限位滑块7，调节柱4靠近安装连接头1的一侧开设有安装槽5,第一安装块2卡接在安装槽5内，调节柱4的表面安装有调节套柱6,调节柱4的端面开设有螺纹槽9,螺纹槽9的表面螺纹连接有螺纹杆10,螺纹杆10的中间固定连接有转动块11,安装连接头1的上表面固定连接第二安装块16,第二安装块16的上表面安装有竖柱17，安装连接头1的两侧均固定连接有第一安装块2,第一安装块2的表面均安装有调节柱4,安装连接头1的数量为共六个，调节柱4的上表面开设有第二螺纹孔12,第二螺纹孔12的数量为多个且呈等距分布，调节套柱6的侧面固定连接有安装耳14,安装耳14和第二螺纹孔12的表面螺纹连接有第二安装螺栓15，转动块11的表面开设有转动孔111,调节套柱6的表面开设有通槽61,转动孔111的数量为多个且呈圆周阵列分布。

为了达到提高主承力结构的适用性的目的，使用时，工作人员可以根据航天器的规格调节调节柱4和调节套柱6的总长度，调节的过程中，工作人员使用刀柄扳手插入到通槽61内，使刀柄扳手的卡齿卡入到转动孔111内，然后转动转动块11，通过转动块11带动螺纹杆10转动，进而使螺纹杆10在螺纹槽9内螺纹移动，使调节柱4在调节套柱6的内部进行移动，调节柱4移动的过程中调节柱4下表面的限位滑块7在调节套柱6内侧面的限位滑槽8内滑动，起到了限位的作用，调节好调节柱4在调节套柱6内的位置后，使安装耳14与第二螺纹孔12对照，然后使用第二安装螺栓15进行锁紧，调节好长度以后，再将安装连接头1侧面的第一安装块2插入到调节柱4端面的安装槽5内，最后再使用第一安装螺栓31锁紧固定，按相同的步骤将多个调节柱4进行安装， 竖柱17下表面开设有相同的第一安装块2，第二安装块16的表面开设有相同的第一安装螺栓31，最后再将竖柱17安装到安装连接头1的上表面，根据规格安装不同数量的竖柱17，该结构通过调节相邻两个安装连接头1中间的桁架的长度，可以安装在不同规格的航天器上，进而达到了提高主承力结构的适用性的目的。

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)

1.一种新型航天器主承力结构，包括安装连接头，其特征在于：所述安装连接头的侧面固定连接有第一安装块，第一安装块的表面安装有调节柱,调节柱靠近安装连接头的一侧开设有安装槽,第一安装块卡接在安装槽内，调节柱的表面安装有调节套柱,调节柱的端面开设有螺纹槽,螺纹槽的表面螺纹连接有螺纹杆,螺纹杆的中间固定连接有转动块,安装连接头的上表面固定连接第二安装块,第二安装块的上表面安装有竖柱。

2.根据权利要求1所述的一种新型航天器主承力结构，其特征在于：所述第一安装块的表面开设有第一螺纹孔、调节柱与第一螺纹孔对照的位置开设有通孔，通孔和第一螺纹孔的表面螺纹连接有第一安装螺栓。

3.根据权利要求1所述的一种新型航天器主承力结构，其特征在于：所述调节柱的下表面固定连接有限位滑块,调节套柱的内底面开设有螺纹槽,限位滑槽的表面滑动连接有限位滑块。

4.根据权利要求1所述的一种新型航天器主承力结构，其特征在于：所述安装连接头的两侧均固定连接有第一安装块,第一安装块的表面均安装有调节柱,安装连接头的数量为共六个。

5.根据权利要求1所述的一种新型航天器主承力结构，其特征在于：所述调节柱的上表面开设有第二螺纹孔,第二螺纹孔的数量为多个且呈等距分布，调节套柱的侧面固定连接有安装耳,安装耳和第二螺纹孔的表面螺纹连接有第二安装螺栓。

6.根据权利要求1所述的一种新型航天器主承力结构，其特征在于：所述转动块的表面开设有转动孔,调节套柱的表面开设有通槽,转动孔的数量为多个且呈圆周阵列分布。