本发明涉及国防建设及航空航天领域的宇航服 结构，尤指一种宇航服面窗的紧固结构及 其紧固方法。 背景技术

随着航天事业的逐步推进， 宇航员舱外作业将愈加频繁。 而宇航服头盔上的面窗作为宇 航服上的关键部分， 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 面窗与宇航服的紧固连接。

为满足宇航员在舱外作业时对环境观察的要求 ， 宇航服面窗大多光学性能良好且具备一 定强度的玻璃等透明件， 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， 而且边缘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缘材质的性能极限时 ， 该物件边缘会损坏。

太空中的气压几乎为零， 而宇航服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， 宇航服内外存在着较大的压力差。 目前宇航服面窗一般釆用镶嵌至宇航服头盔的 预留 槽内或在面窗上开孔通过螺栓固定于宇航月艮 头盔上的方式，所述方式都是将脆性的面窗搁 置 于刚性边框上， 当面窗一侧受到均匀气压时， 同时根据上述面窗的缺点、 面窗受到均布荷载 时的受力原理以及宇航服的使用环境， 该脆性材料的边缘强度就显得尤为重要， 一旦处理不 好很容易出现裂缝等安全问题。 为应对宇航服在太空中存在的压力差， 保证其结构的强度与 稳定， 面窗边缘与宇航服头盔连接处的厚度需要相应 增加； 可是由于同时受到光学要求和限 制， 面窗的整体厚度必须保持一致， 而无法因为面窗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面窗的整体厚度加大， 这样无疑会对面窗的光学性能造成一定影响， 同 时其内应力变化也更加复杂。 除此之外上述宇航服面窗与头盔的连接方式还 存在以下缺陷：

1、 在生产制造及加工过程中， 宇航服面窗或多或少会存在一定的缺陷或残余 应力， 包 括磨削、 抛光和退火等工序都会对面窗自身的内应力平 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、 圆弧形对面窗的加工工艺要求更高， 面窗的加工尺寸或弧度等必然存在一定的误差 ， 同样宇航服头盔与面窗连接处的接触面存在平 整度误差，或在面窗边缘开设螺孔的中心与头 盔上的相应孔的中心没有完全对准， 或者在面窗边缘开设的螺栓孔存在裂紋、 缺口、 抛光不 好等缺陷， 上述情况都会影响面窗与宇航服头盔的贴合度 ， 从而导致面窗安装困难， 或者安 装后存在应力集中， 且面窗制品的互换性较差。

3、 宇航服面窗通过镶嵌的方式安装至宇航服头盔 上时， 其结构未能使宇航服面窗与宇 航服头盔形成一体， 但当宇航服面窗因温差、 压差等原因发生变形时， 面窗与头盔之间仅依 靠树脂填充层的粘合力来对抗面窗因变形而导 致与头盔之间的撕扯力， 当树脂填充层的粘合 力无法对抗因面窗变形而带来的撕扯力时， 面窗就很容易从宇航服头盔上脱落， 从而引发严 重的安全事故。

4、 宇航服面窗通过螺栓紧固的方式安装至宇航服 头盔上时， 其结构虽能使宇航服面窗 与宇航服头盔形成一体， 但在面窗上开设安装孔就已经破坏面窗自身的 内应力平衡， 螺孔附 近成为了强度上的薄弱环节， 再加上可能叠加的加工缺陷与装配应力， 面窗上很容易产生裂 紋， 这将会是很严重的安全隐患。

5、 当宇航员在舱外作业时， 太空中的气压基本为零， 而宇航服内须始终保持约一个大 气压； 太空中宇航员工作环境温差可达三百度左右， 而宇航服内须基本维持在 20°C左右。 宇航服面窗在如此的压差及温差条件下， 上述螺孔附近的任何微小残余应力或装配应力 ， 都 很容易被扩展为裂紋， 甚至裂缝而导致面窗破裂等安全事故。

6、 因为面窗与头盔的热膨胀系数是不同的， 面窗内各层透明体的热膨胀系数不同、 其 变形程度也各异， 而且随温度变化的规律也存在很大差异， 所以当压差与温差发生变化时， 除了刚性较大的头盔会限制面窗的横向变形， 导致面窗与头盔连接处的侧向应力增大外， 两 者的接触面附近还会出现其他复杂的应力状态 ，时间长了就容易在螺孔等应力薄弱处产生疲 劳裂紋， 直到面窗破坏导致灾难性的后果。

7、 由于螺栓会传热， 宇航服面窗若长时间暴露于高温下， 温度通过螺栓传到螺栓孔表 面而使孔的有效支承面积变小， 加之宇航服使用过程中面窗上螺栓孔的磨损与 变形， 都对整 个结构的强度与稳定非常不利。

目前世界上宇航服面窗的安装结构大致相同， 只是面窗的材质及制造工艺上有所改进， 面窗与宇航服头盔的紧固结构并无根本改变， 上述问题依然存在， 宇航服面窗紧固结构亦成 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， 人们对宇航服的需求也是有 增无减， 可是能够有效提升宇航服面窗安全性与便捷性 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， 而提供一种宇航服面窗的紧固结构及其紧固方 法。

为解决上述技术问题， 本发明公开了一种宇航服面窗紧固结构， 包括宇航服头盔和安装 于所述宇航服头盔的面窗； 所述面窗周边结合有一边框， 所述边框上形成有配合所述宇航服 头盔的安装结构， 所述边框包括压迫组件和紧固组件， 通过所述压迫组件和面窗的配合压迫 所述紧固组件生成预应力进而紧固所述面窗。

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面窗的 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面窗驱 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^ I氏靠于所述第一 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 面窗的两侧面；

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 面窗的限位 , 从而驱使所述第一力臂与所述第二力臂生成预 应力紧固所述面窗。

本发明的进一步改进在于， 所述第一压力条包括一底板， 所述底板的侧部形成挡板； 所 述挡板与所述面窗之间填充树脂緩冲层；且所 述第一压力上形成有配合所述宇航服头盔的安 装结构。

本发明的进一步改进在于， 所述面窗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面窗之间可涂抹粘结胶、 夹设双面胶或 垫设緩冲垫。

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。

本发明由于釆用了以上技术方案， 使其具有的有益效果是：

1、 本发明中面窗通过预应力组件于周边生成一圏 与自身合为一体的刚性边框， 然后通 过该刚性边框与宇航服头盔实现紧固安装， 因此面窗承受荷载的能力不再取决于面窗自身 的 边缘强度， 而是刚性边框的强度， 故整个面窗单元的强度大大提高， 承受荷载的能力也大幅 增力口。

2、 本发明面窗的边缘断面得到了有效的保护而不 再与头盔直接接触， 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 至宇航服头盔， 这样整个宇航服头盔 结构的整体性更强也更稳定、 使用寿命更长。

3、 本发明中面窗通过刚性边框与宇航服头盔实施 紧固， 面窗上不再需要开设螺栓孔， 不会破坏面窗自身的内应力平衡， 保持了面窗原有的强度、 没有应力薄弱点， 不会产生因为 螺栓孔的加工缺陷等而导致的装配困难以及装 配过程的应力集中；在使用过程中也不存在上 述应力的叠加与扩大。

4、 在本发明中， 面窗以位置可调的方式紧固于刚性边框内、 形成为一个独立的面窗结 构单元， 且刚性边框内的紧固组件对面窗的生产制造误 差有一定的宽容度， 因此使得面窗与 边框的装配更便捷、 避免了装配应力的产生， 同时可大幅提高面窗单元制品的装配互换性。

5、 本发明通过预应力结构咬合面窗平面， 在紧固组件与面窗紧固完成后， 面窗断面与 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，面窗与挡板和紧固组件之间形 成柔性的、 无空隙的完全接触， 既可传递面窗所受的径向荷载， 又对面窗的断面起到了很好 的保护作用。

6、 本发明在面窗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緩冲层 (如环氧树脂填充胶， 以下筒称树脂緩冲层） ， 组装时不存在装配应力， 使用过程中面窗所 受的侧向荷载， 均可有效地通过该緩冲层传递至头盔， 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， 面窗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緩冲， 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， 保持面窗结构的安全与稳定。

8、 本发明对面窗与头盔实施紧固的方式， 不再需要考虑面窗的断面与头盔的直接贴合， 因此面窗的选择将不再受紧固安装方式的困扰 与限制，在面窗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为现有技术的平面面窗受力示意图；

图 2为本发明宇航服面窗紧固结构的宇航服整体� �构示意图；

图 3为本发明面窗与边框连接结构整体正面的立� �示意图；

图 4为本发明面窗与边框连接结构整体背面的立� �示意图；

图 5为图 3的分解图；

图 6为本发明面窗与边框连接结构局部的立体示� �图；

图 7为图 6的分解图；

图 8为本发明的面窗与边框连接结构平面示意图� �

图 9为本发明紧固组件平面示意图； 图 10为本发明紧固组件的弧形变形区受压变形示� ��图；

图 11为本发明宇航服面窗紧固结构中边框与面窗� ��固过程原理示意图；

图 12为本发明第二压力条为 T型件时的面窗与边框连接结构平面示意图。 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 2-5 , 本发明的一种宇航服面窗紧固结构， 包括宇航服头盔和安装于宇航服头 盔的面窗 2; 面窗 2周边结合有一边框 3 , 边框 3上形成有配合宇航服头盔 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和面窗 2的配合压迫紧固组件 32 生成预应力进而紧固面窗 2。

请参阅图 8-9 , 紧固组件 32包括两个对称夹持于面窗 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� �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� � 3218 , 通过该压板位置调节区 3218可在紧固过程中实现压板 3216 4敫小的自身位置调节， 以使其更平整地贴附面窗 2, 第 一力臂 3211的受压端 3214接受压迫组件 31的压迫并配合面窗 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 10; 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与面窗 2之间可涂抹粘结胶（如 UV胶）或夹设双 面胶（如 3M胶）或塾设緩冲垫（如橡胶片） 。 第二力臂 3212间隔形成复数个溢流槽， 溢 流槽的釆用起到了紧固组件 32夹合时多余未凝固密封胶溢出作用和防止了� ��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与面窗 2之间的预 应力紧固和同时实现密封。

请参阅图 6-8 , 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， 这样当整个面窗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抵靠于面窗 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；本实施例 中第一压 力条 311的螺栓孔为边框 3的安装结构， 安装结构也可釆用其他连接结构。 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受到面窗 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 面窗 2。

其中第一压力条 311包括一底板 3111 , 底板 3111的侧部形成挡板 3112; 挡板 3112与 面窗 2之间填充树脂緩冲层。 当宇航服进入太空后， 面窗 2由于内部气压而产生的作用力由 原面窗 2边缘承载变为大部分通过树脂緩冲层传递至� �板 3112, 再由挡板 3112传递给宇航 服头盔 1共同承担， 如此便大大减小了面窗 2边缘所受的外力负荷， 同时也减小了紧固组件 32所受到的来自面窗 2的作用力， 从而防止了面窗 2边缘的开裂， 延长了面窗 2的使用寿 命；同时，防止以及紧固组件 32的两紧固端 3215由于面窗 2的作用力而被相互拉开的问题， 确实保证了紧固组件 32与面窗 2之间有效的紧固连接， 保证了宇航服内部工作人员的生命 安全。

进一步参阅图 7所示， 为应对面窗 2呈圆弧面的边缘， 紧固组件 32的第二力臂 3212分 裂为多个夹爪， 以更贴合于面窗 2的圆弧面， 使紧固组件 32在不破坏面窗 2 自身内应力的 前提下， 更牢固与稳定地紧固面窗。

另外， 在第二力臂 3212、 面窗 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 32121 , 溢流槽 32121的釆用起 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� ��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。

当装配面窗 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抵靠于面窗 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， 待面窗 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与面窗 2之间填充树脂緩冲层。

下面配合图 11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面窗 2的 侧面， 因此两紧固端 3215的压板 3216间的距离也是可控的， 其在面窗 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此时抵靠于面窗 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面窗 2与边框 3 达到紧固状态， 面窗 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， 整个宇航服面窗紧固结构 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 12, 本实施例中面窗 2的侧边也可凹陷形成安装槽 20, 第二压力条 312 可釆用 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 通过树脂填充层结合于面窗 2。

由于第二压力条 312的凸条 3122通过树脂填充层结合于安装槽 20内增大了第二压力条 312与面窗 2的连接面积， 从而加大了框体 3与面窗 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与面窗 2的稳定牢固连接。

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。