本实用新型专利技术提供了一种适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置，包括顶杆组件、压缩弹簧、套筒以及推杆，顶杆组件包括顶杆，套筒的内部具有容纳腔，容纳腔通过操作孔与外部连通，顶杆的一端为压紧端且位于套筒的外部，顶杆的另一端从套筒的顶端延伸到容纳腔中；推杆的一端安装在顶杆的一端，推杆的另一端通过操作孔延伸到套筒的外部，压缩弹簧套装在顶杆上并位于容纳腔的内部且一端与推杆接触相抵，另一端与台阶壁接触相抵；拨动推杆能够停止在操作孔的第一位置和第二位置，当推杆处于第一位置时，压紧端压紧行程开关，当推杆处于第二位置时，压紧端释放行程开关，本实用新型专利技术操作方便，结构简单，实用性强。实用性强。实用性强。
【技术实现步骤摘要】
适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置
[0001]本技术涉及卫星工程
，具体地，涉及一种适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置。
技术介绍
[0002]常规的小卫星均带有行程开关，用于提供卫星与火箭分离时的信号，从而实现在发射前和发射分离后整星断电和上电的效果，在小卫星地面研制测试过程中，经常需要人工来按压行程开关来模拟分离信号。由于行程开关顶部有一个小的凸出触点，测试时还需要长时间压紧行程开关，这样人的手指会疼痛，手腕也会比较吃力。
[0003]专利文献CN111453003A公开了一种压紧释放机构，包括：底座，所述底座安装于卫星星体或机体上，所述底座内部设有解锁释放腔；滑块，所述滑块滑动连接于所述解锁释放腔的内壁上；锁紧组件，所述滑块滑动绑紧后压紧所述锁紧组件并将所述锁紧组件的一端限位压紧于所述解锁释放腔内，所述锁紧组件的另一端用于将压紧部件按压于所述卫星星体或机体上；拉紧释放组件，所述拉紧释放组件安装于所述底座上，所述拉紧释放组件能够压紧或解锁所述滑块与所述锁紧组件的抵接；分离件，所述分离件连接于所述锁紧组件与所述压紧部件之间，用于使所述锁紧组件从所述解锁释放腔内脱出，但该设计结构复杂，结构设计不合理。
技术实现思路
[0004]针对现有技术中的缺陷，本技术的目的是提供一种适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置。
[0005]根据本技术提供的一种适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置，包括顶杆组件、压缩弹簧、套筒以及推杆；
[0006]所述顶杆组件包括顶杆，所述套筒的内部具有容纳腔且所述容纳腔通过设置在套筒上的操作孔与外部连通，所述顶杆的一端为压紧端且位于所述套筒的外部，所述顶杆的另一端从所述套筒的顶端延伸到所述容纳腔中；
[0007]所述推杆的一端安装在顶杆的一端，推杆的另一端通过所述操作孔延伸到所述套筒的外部，所述压缩弹簧套装在所述顶杆上并位于所述容纳腔的内部且一端与所述推杆接触相抵，另一端与所述套筒内部的台阶壁接触相抵；
[0008]拨动所述推杆能够停止在所述操作孔的第一位置和第二位置，当推杆处于第一位置时，所述压紧端压紧行程开关，当推杆处于第二位置时，所述压紧端释放行程开关。
[0009]优选地，所述操作孔为倒L形结构或7字形结构。
[0010]优选地，所述操作孔包括竖向通道以及与所述竖向通道顶端连通的横向通道，其中所述竖向通道平行于所述顶杆轴心方向，所述横向通道垂直于所述竖向通道。
[0011]优选地，所述压紧端上设置有压紧帽，所述压紧端上具有内螺纹孔，所述压紧帽的端部螺接在所述内螺纹孔中。
[0012]优选地，所述压紧帽远离套筒的一端为圆柱形板状结构。
[0013]优选地，所述压紧帽上具有定位螺帽且所述定位螺帽位于所述压紧帽和顶杆之间。
[0014]优选地，所述压紧帽采用不锈钢材质。
[0015]优选地，所述套筒的底端设置有底板，所述底板可拆卸的安装在所述套筒上。
[0016]优选地，所述底板通过螺钉安装在所述套筒上。
[0017]优选地，所述压缩弹簧与所述推杆之间设置有弹簧压紧垫片。
[0018]与现有技术相比，本技术具有如下的有益效果：
[0019]1、本技术取代了传统的人工按压行程开关的操作，通过该装置，人工操作装置上的推杆将行程开关顶升压紧并旋转一定角度后锁定，需要释放时，将推杆再次旋转一定角度，在弹簧力的作用下实现快速释放，满足了卫星测试时对行程开关快速压紧和释放的需求，结构简单，操作方便。
[0020]2、本技术压紧帽和顶杆采用螺纹连接，通过旋拧压紧帽可以调节露出顶杆的长度进而实现整个压紧行程的调节，实现了压紧行程微调的功能。
[0021]3、本技术压紧帽和顶杆之间具有定位螺帽，实现了压紧帽微调后的稳定性。
[0022]4、本技术通过操作孔和推杆的结构配合实现了顶杆行程的调节，同时可以通过设计竖向通道的长度实现顶杆调节行程的调整，结构灵活，实用性强。
附图说明
[0023]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0024]图1为本技术的内部结构示意图；
[0025]图2为本技术的侧面结构示意图，其中，行程开关处于压紧状态；
[0026]图3为本技术的侧面结构示意图，其中，行程开关处于释放状态。
[0027]图中示出：
[0028]压紧帽1
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操作孔9
[0029]顶杆2
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台阶壁10
[0030]压缩弹簧3
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定位螺帽11
[0031]弹簧压紧垫片4
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螺钉12
[0032]套筒5
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竖向通道13
[0033]推杆6
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横向通道14
[0034]底板7
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第一位置15
[0035]容纳腔8
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第二位置16
具体实施方式
[0036]下面结合具体实施例对本技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本技术，但不以任何形式限制本技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本技术的保护范围。
[0037]实施例1：
[0038]本技术提供了一种适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置，如图1所示，包括顶杆组件、压缩弹簧3、套筒5以及推杆6，顶杆组件包括顶杆2，套筒5 的内部具有容纳腔8，容纳腔8通过设置在套筒5上的操作孔9与外部连通，顶杆 2的一端为压紧端且位于套筒5的外部，顶杆2的另一端从套筒5的顶端延伸到容纳腔8中。
[0039]推杆6的一端安装在顶杆2的一端，推杆6的另一端通过操作孔9延伸到套筒 5的外部，压缩弹簧3套装在顶杆2上并位于容纳腔8的内部，压缩弹簧3一端与推杆6接触相抵，压缩弹簧3的另一端与套筒5内部的台阶壁10接触相抵，容纳腔8优选圆柱形腔室，容纳腔8沿轴向方向与外部连通的通道的内径小于容纳腔8 的内径进而在通道和容纳腔8的接触位置行程台阶壁10，对压缩弹簧3的一端限位。
[0040]压缩弹簧3与推杆6之间设置有弹簧压紧垫片4，当拨动推杆6时，推杆6能够停止在操作孔9的第一位置15和第二位置16，当推杆6处于第一位置15时，压紧端压紧行程开关，当推杆6处于第本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置，其特征在于，包括顶杆组件、压缩弹簧(3)、套筒(5)以及推杆(6)；所述顶杆组件包括顶杆(2)，所述套筒(5)的内部具有容纳腔(8)且所述容纳腔(8)通过设置在套筒(5)上的操作孔(9)与外部连通，所述顶杆(2)的一端为压紧端且位于所述套筒(5)的外部，所述顶杆(2)的另一端从所述套筒(5)的顶端延伸到所述容纳腔(8)中；所述推杆(6)的一端安装在顶杆(2)的一端，推杆(6)的另一端通过所述操作孔(9)延伸到所述套筒(5)的外部，所述压缩弹簧(3)套装在所述顶杆(2)上并位于所述容纳腔(8)的内部且一端与所述推杆(6)接触相抵，另一端与所述套筒(5)内部的台阶壁(10)接触相抵；拨动所述推杆(6)能够停止在所述操作孔(9)的第一位置(15)和第二位置(16)，当推杆(6)处于第一位置(15)时，所述压紧端压紧行程开关，当推杆(6)处于第二位置(16)时，所述压紧端释放行程开关。2.根据权利要求1所述的适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置，其特征在于，所述操作孔(9)为倒L形结构或7字形结构。3.根据权利要求2所述的适用于卫星测试行程开关的压紧和释放装置，其特征在于，所述操作孔(9)包括竖向通道(13)以及与所述竖向通道(13)顶端连通的横向通道(14)，其中所述...
【专利技术属性】
技术研发人员：加俊，李大涛，王蓉，曹雅军，
申请(专利权)人：上海利正卫星应用技术有限公司，
类型：新型
国别省市：
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