一种航空航天用紧固件的制作方法

1.本实用新型涉及航空技术领域，具体为一种航空航天用紧固件。


背景技术：

2.航空航天用的紧固件是一种用于航天设备中的装配零部件，紧固件又被称为标准件，其种类较多，并且使用的范围较广，普通机械设备所用的紧固件加工和装配的要求较低，航天设备对各个组成构件的要求精密度和质量均较高，紧固件装配影响到航天设备的使用安全。
3.随着航天用紧固件的不断安装使用，在使用过程中发现了下述问题：
4.1.现有的一些航天紧固件在使用的过程中装配牢固性有限，随着使用时间的增加装配结构容易松动。
5.2.且现有的一些航天紧固件装配结构简单，例如通过螺纹等结构单一进行装配，装配结构稳定性较差。
6.所以需要针对上述问题设计一种航空航天用紧固件。


技术实现要素：

7.本实用新型的目的在于提供一种航空航天用紧固件，以解决上述背景技术中提出现有的一些航天紧固件在使用的过程中装配牢固性有限，随着使用时间的增加装配结构容易松动，且现有的一些航天紧固件装配结构简单，例如通过螺纹等结构单一进行装配，装配结构稳定性较差的问题。
8.为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种航空航天用紧固件，包括螺纹杆和加固柱，所述螺纹杆的外侧面开设有加固孔，且螺纹杆的外部两侧对称设置有安装片，并且安装片通过安装槽与定位板相互连接，同时安装槽预留在定位板的前表面，所述安装片的侧面通过侧边转轴与防护块相互连接，且一端的防护块侧面焊接有固定片，并且另一端的防护块侧面开设有固定槽，所述加固柱固定安装在防护块的内侧面，所述定位板的下表面内部预留有内置槽，且内置槽通过内置杆与底座相互连接，并且内置杆固定安装在底座的上表面，所述侧边转轴通过涡旋弹簧与安装片相互连接。
9.优选的，所述安装片通过安装槽与定位板组成拆卸安装结构，且安装片关于螺纹杆中心对称设置有2个。
10.优选的，所述定位板通过内置槽和内置杆与底座组成升降结构，且内置杆等间距在底座的上端设置有4个。
11.优选的，所述防护块通过侧边转轴与安装片组成转动结构，且防护块呈圆弧状结构，并且侧边转轴通过涡旋弹簧与安装片组成弹性结构。
12.优选的，所述加固柱由立柱和橡胶缓冲层组成，且加固柱等间距环绕状在一侧防护块的内侧设置有3个。
13.优选的，所述橡胶缓冲层与立柱组成拆卸安装结构，且橡胶缓冲层和立柱通过加
固孔与螺纹杆卡合连接。
14.与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：该航空航天用紧固件，采用新型的结构设计，使得本紧固件设置有安装加固结构，提高装配的稳定性，且该紧固件通过多种结构进行装配，避免紧固件长时间使用产生松动；
15.1.卡合连接设置的加固柱和螺纹杆，在使用的过程中，将定位板和安装片等结构先安装在螺纹杆的外侧，转动防护块的角度将其设置防护在螺纹杆的外部，此时加固柱卡合安装在螺纹杆侧面的加固孔内部，该部分加固结构可以提高螺纹杆转配的稳定性，避免长时间使用螺纹杆装配产生松动；
16.2.升降结构设置的定位板，以及转动结构设置的防护块，将螺纹杆螺纹转动安装在航天配件上，再根据安装平面的情况调节安装板的高度位置，使得防护块内侧的加固柱对应设置在相应位置的加固孔侧面，通过卡合结构再次对螺纹杆的装配位置进行限定，多重装配结构增加了该紧固件安装的牢固性，装配方式多样化。
附图说明
17.图1为本实用新型正面结构示意图；
18.图2为本实用新型防护块俯视结构示意图；
19.图3为本实用新型安装片正面结构示意图；
20.图4为本实用新型底座俯视结构示意图；
21.图5为本实用新型图3中a处放大结构示意图；
22.图6为本实用新型加固柱俯视剖视结构示意图。
23.图中：1、螺纹杆；2、加固孔；3、安装片；4、安装槽；5、定位板；6、侧边转轴；7、防护块；8、固定片；9、固定槽；10、加固柱；11、内置槽；12、内置杆；13、底座；14、涡旋弹簧；15、立柱；16、橡胶缓冲层。
具体实施方式
24.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。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。
25.请参阅图1
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6，本实用新型提供一种技术方案：一种航空航天用紧固件，包括螺纹杆1、加固孔2、安装片3、安装槽4、定位板5、侧边转轴6、防护块7、固定片8、固定槽9、加固柱10、内置槽11、内置杆12、底座13、涡旋弹簧14、立柱15和橡胶缓冲层16，螺纹杆1的外侧面开设有加固孔2，且螺纹杆1的外部两侧对称设置有安装片3，并且安装片3通过安装槽4与定位板5相互连接，同时安装槽4预留在定位板5的前表面，安装片3的侧面通过侧边转轴6与防护块7相互连接，且一端的防护块7侧面焊接有固定片8，并且另一端的防护块7侧面开设有固定槽9，加固柱10固定安装在防护块7的内侧面，定位板5的下表面内部预留有内置槽11，且内置槽11通过内置杆12与底座13相互连接，并且内置杆12固定安装在底座13的上表面，侧边转轴6通过涡旋弹簧14与安装片3相互连接。
26.本例中安装片3通过安装槽4与定位板5组成拆卸安装结构，且安装片3关于螺纹杆
1中心对称设置有2个，将安装片3与定位板5安装组合在一起，便于对螺纹杆1的装配位置进行加固；
27.定位板5通过内置槽11和内置杆12与底座13组成升降结构，且内置杆12等间距在底座13的上端设置有4个，根据航天装配件表面与螺纹杆1上端的距离，调节定位板5与底座13之间的间距；
28.防护块7通过侧边转轴6与安装片3组成转动结构，且防护块7呈圆弧状结构，并且侧边转轴6通过涡旋弹簧14与安装片3组成弹性结构，在弹性结构的作用，防护块7通过侧边转轴6向侧面转动，防护设置在螺纹杆1的外侧；
29.加固柱10由立柱15和橡胶缓冲层16组成，且加固柱10等间距环绕状在一侧防护块7的内侧设置有3个，转动防护块7的位置，使得防护块7内侧的加固柱10卡合安装在加固孔2的内部；
30.橡胶缓冲层16与立柱15组成拆卸安装结构，且橡胶缓冲层16和立柱15通过加固孔2与螺纹杆1卡合连接，橡胶缓冲层16可以缓冲螺纹杆1在装配使用过程中的震动力度，进一步提高螺纹杆1装配的稳定性。
31.工作原理：使用本装置时，首先根据图1、图3和图4中所示的结构，先通过螺纹传动结构将螺纹杆1装配在航天零部件上，接着将底座13安装在装配件的表面，根据装配件表面距离螺纹杆1上端高度情况，通过内置杆12和内置槽11调节定位板5的高度位置，定位板5的侧面通过安装槽4与安装片3相互连接，使得防护块7对应设置在定位板5的侧面，该部分结构组成多重装配结构，增加装配后紧固件的牢固性；
32.随后，根据图1、图2、图3、图5以及图6中所示的结构，在涡旋弹簧14的弹性推力作用下，防护块7通过侧边转轴6向侧面转动，两侧的防护块7之间通过固定片8和固定槽9相互卡合，同时防护块7内侧的加固柱10进入螺纹杆1外侧对应的加固孔2中，防护块7通过加固柱10卡合安装在螺纹杆1的外侧，使得外部组成构件与螺纹杆1相互连接，对螺纹杆1安装结构进行限定，提高螺纹杆1装配后的稳定和牢固性，避免随着使用时间的增加螺纹杆1的装配结构松动，增加装配的实用性。
33.尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由所附权利要求及其等同物限定。