一种新型航天控制模块鉴定件机箱的制作方法

1.本实用新型涉及施工架技术领域，具体为一种新型航天控制模块鉴定件机箱。


背景技术：

2.航空控制模块鉴定件机箱是一种应用于航空、航天方面的专用控制模块机箱，其通常为相关航空控制模块设备必不可少的装配组件之一，里面是一些电源控制部分、结构件之类、控制系统元件单元等，这种机箱运用在飞机上，它的重量要求轻，并具有强度好、结构紧凑复杂，加工难度大的特点。
3.现有的机箱在进行使用时，由于内部的控制模块设备长时间运转，进入会导致机箱内部的温度过高，通常机箱散热只是在机箱外壁开设的散热孔进行散热，长时间不清理，散热孔会被空气中的灰尘堵塞，会导致机箱内部的热量无法及时散热，堆积在机箱内部，导致高温对控制模块设备造成损坏，影响其使用寿命。


技术实现要素：

4.本实用新型的目的在于提供一种新型航天控制模块鉴定件机箱，以解决上述背景技术中提出现有的机箱在进行使用时，由于内部的控制模块设备长时间运转，进入会导致机箱内部的温度过高，通常机箱散热只是在机箱外壁开设的散热孔进行散热，长时间不清理，散热孔会被空气中的灰尘堵塞，会导致机箱内部的热量无法及时散热，堆积在机箱内部，导致高温对控制模块设备造成损坏，影响其使用寿命的问题。
5.为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种新型航天控制模块鉴定件机箱，包括机箱；
6.所述机箱的上方卡扣连接有u型散热箱，所述u型散热箱内部安装有散热风扇，且所述机箱外壁开设与所述u型散热箱相适配的进风孔，所述机箱外壁卡扣连接有两组安装板，两组所述安装板之间固定连接有过滤网，且所述机箱外壁开设与所述过滤网相适配的散热孔。
7.优选的，所述机箱内部固定连接有第一支撑板，所述第一支撑板上方转动连接有第一双向螺纹杆，所述第一双向螺纹杆外壁依次螺纹连接有一组第一移动块，所述第一移动块一侧固定连接有第一l型连接杆，所述第一l型连接杆一端固定连接有第一夹块。
8.优选的，所述第一双向螺纹杆外壁固定连接有主动轮，所述主动轮外壁转动连接有皮带，所述主动轮通过所述皮带转动连接有从动轮，所述从动轮内壁固定连接有第二双向螺纹杆，所述第二双向螺纹杆外壁依次螺纹连接有一组第二移动块，所述第二移动块一侧固定连接有第二l型连接杆，所述第二l型连接杆一端固定连接有第二夹块，所述第二双向螺纹杆末端转动连接有第二支撑板，所述第二支撑板一侧与所述机箱内壁固定连接。
9.优选的，所述第一支撑板内壁滑动连接有滑杆，所述滑杆一端固定连接有限定杆，且所述限定杆外壁与所述第一支撑板内壁滑动连接，所述限定杆一端与所述第一双向螺纹杆外壁卡扣连接。
10.优选的，所述机箱上方开设与所述u型散热箱相适配的第一卡槽，且所述u型散热箱一端插接在所述第一卡槽内，所述机箱外壁开设与所述安装板相适配的第二卡槽，且所述安装板末端插接在所述第二卡槽内。
11.优选的，所述第一双向螺纹杆外壁分别开设有第一螺纹槽和第二螺纹槽，且所述第一螺纹槽和所述第二螺纹槽为相反螺纹，所述第一支撑板外壁开设与所述第一双向螺纹杆相适配的第一旋转槽，且所述第一双向螺纹杆末端延伸至所述第一旋转槽内。
12.优选的，所述第二双向螺纹杆外壁分别开设有第三螺纹槽和第四螺纹槽，且所述第三螺纹槽和所述第四螺纹槽为相反螺纹，所述第二支撑板外壁开设与所述第二双向螺纹杆相适配的第二旋转槽，且所述第二双向螺纹杆末端延伸至所述第二旋转槽内。
13.优选的，所述第一支撑板内壁开设与所述滑杆相适配的滑槽，且所述滑杆一端延伸至所述滑槽内，所述第一双向螺纹杆外壁开设与所述限定杆相适配的限定槽，且所述限定杆一端插接在所述限定槽内。
14.与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：
15.1、通过设有的u型散热箱、散热风扇、进风孔、散热孔、安装板和过滤网，便于及时对机箱内部的热量进行及时散热，先通过推动安装板一侧卡入到机箱外壁上时，过滤网会罩住散热孔，进而来对空气中的灰尘进行过滤，避免散热孔被灰尘堵塞导致热量散热不出去，进而来降低散热效率，当机箱内部的热量慢慢升高时，可控制散热风扇工作，散热风扇吹风通过进风孔进入到机箱内部，由于散热风扇源源不断地吹出凉风会把机箱内部的热量通过散热孔排出去来及时对机箱内部热量进行及时散热，避免高温对航天控制模块进行损坏；
16.2、通过设有的第一双向螺纹杆、主动轮、皮带、从动轮、第一移动块、第一夹块、第二双向螺纹杆、第二移动块和第二夹块，便于对不同型号的航天控制模块进行夹持固定，通过转动第一双向螺纹杆来带动第一移动块往相反方向移动，第一移动块移动的同时也带动第一夹块移动，第一夹块移动来对航天控制模块一端进行夹持固定，第一双向螺纹杆移动的同时也带动主动轮转动，主动轮通过皮带带动从动轮转动，从动轮带动第二双向螺纹杆转动，第二双向螺纹杆带动第二移动块往相反反向移动，第二移动块带动第二夹块移动，第二夹块移动来对航天控制模块另一端进行夹持固定，避免外界压力对航天控制模型造成晃动而发生损坏。
附图说明
17.图1为本实用新型结构示意图；
18.图2为本实用新型第一支撑板内部图。
19.图中：1、机箱；2、第一双向螺纹杆；3、主动轮；4、皮带；5、从动轮；6、第一移动块；7、第一l型连接杆；8、第一夹块；9、第一支撑板；10、滑槽；11、滑杆；12、限定杆；14、第二双向螺纹杆；15、第二移动块；16、第二l型连接杆；17、第二夹块；18、第二支撑板；20、u型散热箱；21、散热风扇；22、进风孔；23、散热孔；24、安装板；25、过滤网。
具体实施方式
20.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，所描述的实施条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。
21.实施例
22.请参阅图1-2，图示中的：本实施例为本技术方案中一种优选实施方式，一种新型航天控制模块鉴定件机箱，包括机箱1；
23.机箱1的上方卡扣连接有u型散热箱20，u型散热箱20内部安装有散热风扇21，且机箱1外壁开设与u型散热箱20相适配的进风孔22，机箱1外壁卡扣连接有两组安装板24，两组安装板24之间固定连接有过滤网25，且机箱1外壁开设与过滤网25相适配的散热孔23。
24.如图1所示，机箱1内部固定连接有第一支撑板9，第一支撑板9上方转动连接有第一双向螺纹杆2，第一双向螺纹杆2外壁依次螺纹连接有一组第一移动块6，第一移动块6一侧固定连接有第一l型连接杆7，第一l型连接杆7一端固定连接有第一夹块8，通过第一双向螺纹杆2带动第一移动块6移动，第一移动块6通过第一l型连接杆7带动第一夹块8移动，第一夹块8移动来对航天控制模型一端进行夹持固定。
25.如图1所示，第一双向螺纹杆2外壁固定连接有主动轮3，主动轮3外壁转动连接有皮带4，主动轮3通过皮带4转动连接有从动轮5，从动轮5内壁固定连接有第二双向螺纹杆14，第二双向螺纹杆14外壁依次螺纹连接有一组第二移动块15，第二移动块15一侧固定连接有第二l型连接杆16，第二l型连接杆16一端固定连接有第二夹块17，第二双向螺纹杆14末端转动连接有第二支撑板18，第二支撑板18一侧与机箱1内壁固定连接，第一双向螺纹杆2带动主动轮3转动，主动轮3通过皮带4带动从动轮5转动，从动轮5带动第二双向螺纹杆14转动，第二双向螺纹杆14带动第二移动块15移动，第二移动块15通过第二l型连接杆16带动第二夹块17移动，第二夹块17移动对航天控制模块另一端进行夹持固定。
26.如图1、2所示，第一支撑板9内壁滑动连接有滑杆11，滑杆11一端固定连接有限定杆12，且限定杆12外壁与第一支撑板9内壁滑动连接，限定杆12一端与第一双向螺纹杆2外壁卡扣连接，便于限定杆12卡入第一双向螺纹杆2内部对第一双向螺纹杆2进行限定；
27.如图1所示，机箱1上方开设与u型散热箱20相适配的第一卡槽，且u型散热箱20一端插接在第一卡槽内，机箱1外壁开设与安装板24相适配的第二卡槽，且安装板24末端插接在第二卡槽内，便于安装u型散热箱20和过滤网25。
28.如图1所示，第一双向螺纹杆2外壁分别开设有第一螺纹槽和第二螺纹槽，且第一螺纹槽和第二螺纹槽为相反螺纹，第一支撑板9外壁开设与第一双向螺纹杆2相适配的第一旋转槽，且第一双向螺纹杆2末端延伸至第一旋转槽内，便于第一双向螺纹杆2在第一支撑板9上转动和便于第一双向螺纹杆2带动两个第一移动块6往相反方向移动。
29.如图1所示，第二双向螺纹杆14外壁分别开设有第三螺纹槽和第四螺纹槽，且第三螺纹槽和第四螺纹槽为相反螺纹，第二支撑板18外壁开设与第二双向螺纹杆14相适配的第二旋转槽，且第二双向螺纹杆14末端延伸至第二旋转槽内，便于第二双向螺纹杆14在第二支撑板18上转动和便于第二双向螺纹杆14带动两个第二移动块15往相反方向移动。
30.如图2所示，第一支撑板9内壁开设与滑杆11相适配的滑槽10，且滑杆11一端延伸至滑槽10内，第一双向螺纹杆2外壁开设与限定杆12相适配的限定槽，且限定杆12一端插接在限定槽内，便于限定杆12在第一支撑板9内部移动来对第一双向螺纹杆2进行固定。
31.本实施例中，首先将各部分部件安装好，先通过推动安装板24一侧卡入到机箱1外壁上时，过滤网25会罩住散热孔23，进而来对空气中的灰尘进行过滤，避免散热孔23被灰尘堵塞导致热量散热不出去，进而来降低散热效率，当机箱1内部的热量慢慢升高时，可控制散热风扇21工作，散热风扇21吹风通过进风孔22进入到机箱1内部，由于散热风扇21源源不断地吹出凉风会把机箱1内部的热量通过散热孔23排出去来及时对机箱1内部热量进行及时散热，避免高温对航天控制模块进行损坏，对不同型号的航天控制模块进行夹持固定时，先通过转动第一双向螺纹杆2来带动第一移动块6往相反方向移动，第一移动块6移动的同时也通过第一l型连接杆7带动第一夹块8移动，第一夹块8移动来对航天控制模块一端进行夹持固定，第一双向螺纹杆2移动的同时也带动主动轮3转动，主动轮3通过皮带4带动从动轮5转动，从动轮5带动第二双向螺纹杆14转动，第二双向螺纹杆14带动第二移动块15往相反反向移动，第二移动块15通过第二l型连接杆16带动第二夹块17移动，第二夹块17移动来对航天控制模块另一端进行夹持固定，避免外界压力对航天控制模型造成晃动而发生损坏。
32.以上内容是结合具体实施方式对本实用新型作进一步详细说明，不能认定本实用新型具体实施只局限于这些说明，对于本实用新型所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型的构思的前提下，还可以作出若干简单的推演或替换，都应当视为属于本实用新型所提交的权利要求书确定的保护范围。