用于星载雷达天线压紧力加载测量装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种星载天线配件领域内的用于星载雷达天线压紧力加载测量装置，所述压紧力加载测量装置包含压紧锥套组合、展开桁架以及轴力传感器；轴力传感器分别连接到所述压紧锥套组合、所述展开桁架上；所述压紧锥套组合沿轴向延伸方向的两端中的其中一端形成装接部，所述展开桁架上设置有穿接孔，所述装接部装入到穿接孔中；所述展开桁架上设置有加载装置，所述加载装置、所述轴力传感器、装接部依次相连。本装置在压紧力加载到位并锁紧后可拆卸下来，特别适用于大型可展开刚性天线板限位式压紧系统的压紧力加载测量装置。

A Compression Loading Measuring Device for Spaceborne Radar Antenna

The invention relates to a compaction force loading measuring device for spaceborne radar antenna in the field of Spaceborne Antenna accessories, which comprises a compaction cone sleeve assembly, an unfolding truss and an axial force sensor; an axial force sensor is respectively connected to the compaction cone sleeve assembly and the unfolding truss; and one of the two ends of the compaction cone sleeve assembly along the axial extension direction. An assembly part is formed at one end, and a perforation hole is arranged on the expansion truss, and the assembly part is loaded into the perforation hole. A loading device is arranged on the expansion truss, and the loading device, the axial force sensor and the assembly part are connected in turn. The device can be disassembled after the compression force is loaded in place and locked. It is especially suitable for the measuring device of the compression force of the large deployable rigid antenna plate limited compression system.

【技术实现步骤摘要】
用于星载雷达天线压紧力加载测量装置
本专利技术涉及星载天线配件领域，具体地，涉及一种用于星载雷达天线压紧力加载测量装置。
技术介绍
传统的平板天线压紧方案，采用一根金属压紧杆垂直穿透天线阵面，当天线处于收拢状态时，依靠对压紧杆施加制定的预紧力，将天线板间沿垂直于板面法向方向自由度约束；依靠各天线板和压紧支撑底座上的压紧套间的公母配合的横向限位作用或者平面之间的WC高摩擦系数涂层产生的摩擦力，将各天线垂直压紧杆方向的两个自由度加以约束，从而将收拢状态的天线压紧于航天器主结构侧面，满足包络要求和刚度要求。航天器入轨后，压紧释放机构收到解锁指令，切割器工作，切断所有压紧杆，解除对天线板的约束，使其能顺利展开。对于收拢状态跨度大的雷达天线板，若沿用传统金属连续杆+锥套方案，一方面航天器结构无法承受过大的力学载荷，另一方面天线展开时金属连续杆无法抽离，导致展开失败。因此，要研究限位式非连续压紧释放方案。压紧力的加载测量是整个压紧释放方案中的关键，现有技术缺乏能够对压紧力进行准确测量的装置。经对现有技术的检索，中国专利技术专利CN201710877190.9，专利技术名称为一种星载展开天线压紧装置，其包括天线安装支架组件、压紧座、压紧杆；天线安装支架组件的一侧通过压紧杆与压紧座固定，一个火工切割器位于压紧座的侧面；天线安装支架组件的另一侧与一个天线展开装置固定。本专利技术为柱状的天线提供一个高刚度压紧装置；本专利技术需要的供电路数最少，且重量轻、可靠性高。但不适用于大型可展开刚性天线板限位式压紧系统的压紧力加载测量装置。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种压紧力加载测量装置。本专利技术测量结果重复性较好，能够直接用头部的轴力传感器表征整串锥套上的压紧力，结构简单，测量方便，且轴力传感器位于展开桁架的外侧，通过头部锁紧螺母锁定轴力，实现轴力传感器的卸载，避免轴力传感器因承受航天器发射时的力学载荷而损坏，同时轴力传感器通过止转件限制了周向的转动，工作更加可靠。本专利技术涉及一种压紧力加载测量装置，包含压紧锥套组合6、展开桁架2以及轴力传感器47；轴力传感器47分别连接到所述压紧锥套组合6、所述展开桁架2上；所述压紧锥套组合6沿轴向延伸方向的两端中的其中一端形成装接部，所述展开桁架2上设置有穿接孔，所述装接部装入到穿接孔中；所述展开桁架2上设置有加载装置4，所述加载装置4、所述轴力传感器47、装接部依次相连。优选的，所述加载装置4包含加载底座44与加载螺钉41；所述加载底座44紧固安装在所述展开桁架2上，所述加载螺钉41轴向可调安装在所述加载底座44上。优选的，所述加载螺钉41与所述轴力传感器47直接相连或间接相连。优选的，所述加载装置4还包含止转体46与轴承45，所述加载底座44上设置有容物槽，所述止转体46安装在容物槽中；优选的，所述轴力传感器47、所述止转体46、所述轴承45、所述加载螺钉41依次相连。优选的，所述加载螺钉41上设置有导向孔，所述止转体46包含的导向部伸入到导向孔中；所述止转体46与装接部相对的两个端面上均设置有用于安装所述轴力传感器47的轴力安装孔。优选的，所述加载螺钉41沿轴向的两端分别位于容物槽内、容物槽外，所述加载螺钉41位于容物槽外的部分配设有一个或多个防松螺母。优选的，所述压紧锥套组合6包含多个依次连接的锥套，多个所述锥套中包含有头部锥套65，头部锥套65形成所述装接部。优选的，所述头部锥套65配设有所述头部锁紧螺母66；所述头部锁紧螺母66、所述加载底座44分别位于沿所述展开桁架2厚度延伸方向的两端。优选的，所述头部锥套65为阶梯形。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：1、本专利技术测量结果重复性较好，能够直接用头部的轴力传感器表征整串锥套上的压紧力，结构简单，测量方便；2、本专利技术中轴力传感器位于展开桁架的外侧，通过头部锁紧螺母锁定轴力，实现轴力传感器的卸载，避免轴力传感器因承受航天器发射时的力学载荷而损坏；3、轴力传感器通过止转件限制了周向的转动，工作更加可靠。附图说明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，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1为压紧力加载测量装置结构示意图。图中，对应的附图标记为：2-展开桁架，4-加载装置，41-加载螺钉，42-第一防松螺母，43-第二防松螺母，44-加载底座，45-轴承，46-止转体，47-轴力传感器，6-压紧锥套组合，65-头部锥套，66-头部锁紧螺母。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。实施例在设计压紧力加载测量装置时，一开始考虑了应变片、扭矩扳手和轴力传感器三种压紧力表征方法。首先采用应变测量的方法，花费大量时间在一串锥套的头部、中间、尾部锥套上都粘贴上应变片，结果发现不同应变片测量数据差别很大，重复性不好，应变和轴力的关系无法有效标定，故舍弃该方案。然后使用了力矩扳手，试图通过加载螺钉的扭矩来表征压紧力，结果发现扭矩和压紧力之间的关系不稳定，不具有重复性，使用扭矩表征压紧力的可信度同样也较差，故舍弃该方案。最后决定在压紧锥套内部串联轴力传感器，用其读数直接反映压紧力的大小。如图1所示，本专利技术提供的压紧力加载测量装置，包含压紧锥套组合6、展开桁架2以及轴力传感器47；轴力传感器47分别连接到压紧锥套组合6、展开桁架2上；压紧锥套组合6沿轴向延伸方向的两端中的其中一端形成装接部，所述展开桁架2上设置有穿接孔，所述装接部装入到穿接孔中；所述展开桁架2上设置有加载装置4，加载装置4、轴力传感器47、装接部依次相连。所述加载装置4包含加载底座44与加载螺钉41；加载底座44紧固安装在展开桁架2上，加载螺钉41轴向可调安装在加载底座44上，加载螺钉41与轴力传感器47直接相连或间接相连，所述轴向可调对应的结构可以是螺纹，也可以是轴向档位调节结构等等。实施例中，所述加载装置4还包含止转体46与轴承45，所述加载底座44上设置有容物槽，止转体46安装在容物槽中；轴力传感器47、止转体46、轴承45、加载螺钉41依次相连。所述加载螺钉41上设置有导向孔，所述止转体46包含的导向部伸入到导向孔中。止转体46与装接部相对的两个端面上均设置有用于安装轴力传感器47的轴力安装孔。优选地，所述加载螺钉41沿轴向的两端分别位于容物槽内、容物槽外，加载螺钉41位于容物槽外的部分配设有一个或多个防松螺母。所述压紧锥套组合6包含多个依次连接的锥套，通过锥套的串联形成非连续的机械结构，天线板便安装在所述锥套上。多个所述锥套中包含有头部锥套65，头部锥套65形成所述装接部。所述头部锥套65配设有头部锁紧螺母66；头部锁紧螺母66、加载底座44分别为与沿展开桁架2厚度延伸方向的两端。在优选实施例中，可以调整加载装置4使得轴力传感器47上的压紧力到设定值后，拧紧头部锁紧螺母66，即可拆卸加载装置4与轴力传感器47；当然，也可以根据实际需要不拆卸加载装置4与轴力传感器47。优选地，所述头部锥套65为阶梯形。本专利技术的工作原理：因轴力传感器本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于星载雷达天线压紧力加载测量装置，其特征在于，包括压紧锥套组合(6)、展开桁架(2)以及轴力传感器(47)；轴力传感器(47)分别连接到所述压紧锥套组合(6)、所述展开桁架(2)上；所述压紧锥套组合(6)沿轴向延伸方向的两端中的其中一端形成装接部，所述展开桁架(2)上设置有穿接孔，所述装接部装入到穿接孔中；所述展开桁架(2)上设置有加载装置(4)，所述加载装置(4)、所述轴力传感器(47)、装接部依次相连。

【技术特征摘要】
1.一种用于星载雷达天线压紧力加载测量装置，其特征在于，包括压紧锥套组合(6)、展开桁架(2)以及轴力传感器(47)；轴力传感器(47)分别连接到所述压紧锥套组合(6)、所述展开桁架(2)上；所述压紧锥套组合(6)沿轴向延伸方向的两端中的其中一端形成装接部，所述展开桁架(2)上设置有穿接孔，所述装接部装入到穿接孔中；所述展开桁架(2)上设置有加载装置(4)，所述加载装置(4)、所述轴力传感器(47)、装接部依次相连。2.根据权利要求1所述的用于星载雷达天线压紧力加载测量装置，其特征是，所述加载装置(4)包含加载底座(44)与加载螺钉(41)；所述加载底座(44)紧固安装在所述展开桁架(2)上，所述加载螺钉(41)轴向可调安装在所述加载底座(44)上。3.根据权利要求2所述的用于星载雷达天线压紧力加载测量装置，其特征是，所述加载螺钉(41)与所述轴力传感器(47)直接相连或间接相连。4.根据权利要求3所述的用于星载雷达天线压紧力加载测量装置，其特征是，所述加载装置(4)还包含止转体(46)与轴承(45)，所述加载底座(44)上设置有容物槽，所述止转体(46)安装在容物槽中。5.根据权利要求4所述的用于星载雷达天线压紧力加载测量装置，...

【专利技术属性】
技术研发人员：王志国，马超，彭海阔，林德贵，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31