火箭后支点支撑调整系统技术方案

本申请提供了一种火箭后支点支撑调整系统，包括两个沿起竖臂的宽度方向固定设置在起竖臂的两侧的火箭后支点支撑调整装置，且二者关于起竖臂长度方向的中轴线对称；火箭后支点支撑调整装置包括回转支座、旋转推动单元、支撑单元和牵拉单元；旋转推动单元设置在回转支座与起竖臂之间，其用于推动回转支座旋转以让开火箭起飞空间；支撑单元设置在回转支座上，其用于对火箭的后支点进行支撑；牵拉单元与回转支座和支撑单元连接，在火箭起竖过程中，支撑单元对火箭的支撑逐步转换为牵拉单元对火箭的牵拉。本申请能够对火箭进行多自由度的调节，有效地降低火箭在转载时的对接和调整难度，显著地提高火箭在起竖后与发射台对接的效率。

Support and adjustment system of rocket rear fulcrum

【技术实现步骤摘要】
火箭后支点支撑调整系统
本申请属于火箭辅助支撑调整系统
，具体涉及一种火箭后支点支撑调整系统。
技术介绍
随着航天技术的发展，特别是最近几年商业航天的蓬勃兴起，传统的“三垂”发射模式由于需要固定的发射塔架，其基础设施建设周期较长、维护成本较高的缺点逐渐显露出来，因此，需要一种快速、灵活、低成本的发射模式来适应现阶段商业航天的发射需求。国外成功的商业航天企业大多采用“三平”的测发模式，即水平组装、水平转运、水平测试、起竖发射的发射模式。因此，在火箭转载、转运和起竖过程中可靠地支撑箭体，使箭体不受除自身重力以外的其他附加力就显得尤为重要和关键。特别是起竖臂与发射场区的回转支点对接起竖后，需要与地面上固定的发射台进行精确对接。由于回转支点和发射台位置存在偏差，起竖后火箭底面与发射台支撑面就存在一定的位置偏差，因此箭体需要进行多自由度的调整，来实现与发射台的精确对接，同时还要求用于支撑火箭后支点的装置具有一定的快速拆解能力。
技术实现思路
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种火箭后支点支撑调整系统。根据本申请实施例，本申请提供了一种火箭后支点支撑调整系统，包括两个火箭后支点支撑调整装置，沿起竖臂的宽度方向，两个所述火箭后支点支撑调整装置固定设置在起竖臂的两侧；所述火箭后支点支撑调整装置包括回转支座、旋转推动单元、支撑单元和牵拉单元；其中，所述旋转推动单元设置在所述回转支座与起竖臂之间，其用于在火箭转由发射台支撑后，推动所述回转支座旋转以让开火箭起飞空间；所述支撑单元设置在所述回转支座上，其用于对火箭的后支点进行支撑；所述牵拉单元与回转支座和支撑单元连接，在火箭起竖过程中，所述支撑单元对火箭的支撑逐步转换为所述牵拉单元对火箭的牵拉。上述火箭后支点支撑调整系统中，所述旋转推动单元包括回转销轴、限位支撑块和驱动缸；其中，所述回转支座通过所述回转销轴与起竖臂铰接，所述限位支撑块用于对所述回转支座的位置进行定位，所述驱动缸用于驱动所述回转支座绕所述回转销轴旋转。上述火箭后支点支撑调整系统中，所述支撑单元包括支撑升降缸和端轴颈座，所述支撑升降缸的一端与起竖臂固定连接，其另一端与所述端轴颈座固定连接；所述支撑升降缸沿其长度方向的中轴线与所述端轴颈座沿其长度方向的中轴线垂直，所述支撑升降缸用于调节所述端轴颈座沿所述支撑升降缸的长度方向的位移，所述端轴颈座用于沿起竖臂的宽度方向对火箭进行支撑。进一步地，所述支撑升降缸包括支撑缸筒、升降丝杆、涡杆、涡轮和升降缸杆；其中，所述支撑缸筒与起竖臂连接的一端设置有螺纹堵盖，所述升降丝杆转动设置在所述支撑缸筒中，所述升降丝杆靠近所述螺纹堵盖的一端设置有深沟球轴承，所述深沟球轴承与螺纹堵盖之间设置有挡圈；所述深沟球轴承上方设置有限位螺母，所述限位螺母的上方设置有所述涡轮，所述涡轮与升降丝杆连接，所述涡杆的一端穿过所述支撑缸筒后与所述涡轮连接；沿所述升降丝杆的长度方向，在所述涡轮的顶端和底端均设置有推力轴承，在所述推力轴承的上方设置有限位挡板；所述升降丝杆靠近所述螺纹堵盖一端的相对端与所述升降缸杆的一端通过螺纹连接，所述升降缸杆与升降丝杆连接的一端滑动设置在所述支撑缸筒中；所述支撑缸筒设置有所述螺纹堵盖一端的相对端设置有第一支撑法兰盖，所述第一支撑法兰盖上设置有通孔，所述升降缸杆的另一端穿过所述通孔后通过过渡法兰与所述端轴颈座连接。更进一步地，在所述限位挡板与第一支撑法兰盖之间的所述支撑缸筒的内壁上开设有第一导向槽，所述第一导向槽中设置有第一限位块；所述第一限位块的一端与所述升降缸杆固定连接，另一端在所述第一导向槽中滑动。进一步地，所述端轴颈座包括座筒、驱动丝杆、手轮和支撑缸杆，所述座筒固定设置在所述支撑升降缸的顶端，且与火箭被支撑后的水平径向方向一致；所述座筒远离被支撑火箭的一端设置有支撑法兰，所述驱动丝杆的一端位于所述座筒外，并与手轮连接，另一端穿过所述支撑法兰后在所述座筒内与所述支撑缸杆的一端通过螺纹连接；所述支撑法兰的内壁与所述驱动丝杆之间设置有圆锥滚子轴承；在所述圆锥滚子轴承靠近所述手轮的一侧设置有限制螺母；所述座筒靠近被支撑火箭的一端设置有第二支撑法兰盖，所述支撑缸杆与驱动丝杆连接端的相对端穿过所述第二支撑法兰盖后与端轴颈连接。更进一步地，在所述支撑法兰与第二支撑法兰盖之间的所述座筒的内壁上开设有第二导向槽，所述第二导向槽中设置有第二限位块，所述第二限位块的一端与所述支撑缸杆固定连接，另一端在第二导向槽中滑动。更进一步地，，所述支撑缸杆与端轴颈连接的一端设置有压紧盖，所述压紧盖采用侧壁可开合的筒状结构。更进一步地，所述压紧盖包括上弧板和下弧板，沿所述压紧盖的径向，所述上弧板的一端与所述下弧板对应的一端通过销轴连接；所述上弧板的另一端能够绕所述销轴旋转打开或闭合，所述上弧板的另一端通过紧固螺钉与所述下弧板的另一端紧固连接。进一步地，所述牵拉单元包括调节螺杆、第一拉杆座和第二拉杆座；其中，所述调节螺杆的一端通过所述第一拉杆座与回转支座连接，另一端通过所述第二拉杆座与端轴颈座连接；所述调节螺杆上套设有调节螺母和锁紧螺母。进一步地，所述支撑升降缸与回转支座连接的一端设置有安装法兰，所述安装法兰上开设有调整长孔，所述支撑升降缸通过所述调整长孔和螺栓与所述回转支座固定连接。更进一步地，所述安装法兰上设置有中心箭头，所述回转支座上设置有预制中心线；将所述支撑升降缸安装在所述回转支座上时，所述中心箭头与预制中心线用于进行对齐标定。根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请能够有效地降低火箭转运、起竖的支撑风险，避免由于起竖臂结构变形对火箭产生的额外附加力；特别是火箭在转载和对接过程中，本申请能够对火箭进行多自由度的调节，有效地降低火箭在转载时的对接和调整难度，显著地提高火箭在起竖后与发射台对接的效率。另外，压紧盖采用侧壁可开合的筒状结构，能够有效地提高端轴颈的定位、压紧、松开的操作效率，缩短火箭的发射时间，提高发射效率。应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。附图说明下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。图1为本申请实施例提供的一种火箭后支点支撑调整系统的结构示意图。图2为本申请实施例提供的一种火箭后支点支撑调整系统的侧视图。图3为本申请实施例提供的一种火箭后支点支撑调整系统中支撑升降缸的内部结构示意图。图4为本申请实施例提供的一种火箭后支点支撑调整系统中端轴颈座的内部结构示意图。图5为图2中从B-B方向看压紧盖的结构示意图。图6为本申请实施例提供的一种火箭后支点支撑调整系统中压紧盖打开状态的示意图。图7为图2中从A-A方向看安装法兰的结构本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭后支点支撑调整系统，其特征在于，包括两个火箭后支点支撑调整装置，沿起竖臂的宽度方向，两个所述火箭后支点支撑调整装置固定设置在起竖臂的两侧；/n所述火箭后支点支撑调整装置包括回转支座、旋转推动单元、支撑单元和牵拉单元；其中，所述旋转推动单元设置在所述回转支座与起竖臂之间，其用于在火箭转由发射台支撑后，推动所述回转支座旋转以让开火箭起飞空间；所述支撑单元设置在所述回转支座上，其用于对火箭的后支点进行支撑；所述牵拉单元与回转支座和支撑单元连接，在火箭起竖过程中，所述支撑单元对火箭的支撑逐步转换为所述牵拉单元对火箭的牵拉。/n

【技术特征摘要】
1.一种火箭后支点支撑调整系统，其特征在于，包括两个火箭后支点支撑调整装置，沿起竖臂的宽度方向，两个所述火箭后支点支撑调整装置固定设置在起竖臂的两侧；
所述火箭后支点支撑调整装置包括回转支座、旋转推动单元、支撑单元和牵拉单元；其中，所述旋转推动单元设置在所述回转支座与起竖臂之间，其用于在火箭转由发射台支撑后，推动所述回转支座旋转以让开火箭起飞空间；所述支撑单元设置在所述回转支座上，其用于对火箭的后支点进行支撑；所述牵拉单元与回转支座和支撑单元连接，在火箭起竖过程中，所述支撑单元对火箭的支撑逐步转换为所述牵拉单元对火箭的牵拉。


2.根据权利要求1所述的火箭后支点支撑调整系统，其特征在于，所述旋转推动单元包括回转销轴、限位支撑块和驱动缸；
其中，所述回转支座通过所述回转销轴与起竖臂铰接，所述限位支撑块用于对所述回转支座的位置进行定位，所述驱动缸用于驱动所述回转支座绕所述回转销轴旋转。


3.根据权利要求1或2所述的火箭后支点支撑调整系统，其特征在于，所述支撑单元包括支撑升降缸和端轴颈座，所述支撑升降缸的一端与起竖臂固定连接，其另一端与所述端轴颈座固定连接；
所述支撑升降缸沿其长度方向的中轴线与所述端轴颈座沿其长度方向的中轴线垂直，所述支撑升降缸用于调节所述端轴颈座沿所述支撑升降缸的长度方向的位移，所述端轴颈座用于沿起竖臂的宽度方向对火箭进行支撑。


4.根据权利要求3所述的火箭后支点支撑调整系统，其特征在于，所述支撑升降缸包括支撑缸筒、升降丝杆、涡杆、涡轮和升降缸杆；
其中，所述支撑缸筒与起竖臂连接的一端设置有螺纹堵盖，所述升降丝杆转动设置在所述支撑缸筒中，所述升降丝杆靠近所述螺纹堵盖的一端设置有深沟球轴承，所述深沟球轴承与螺纹堵盖之间设置有挡圈；
所述深沟球轴承上方设置有限位螺母，所述限位螺母的上方设置有所述涡轮，所述涡轮与升降丝杆连接，所述涡杆的一端穿过所述支撑缸筒后与所述涡轮连接；
沿所述升降丝杆的长度方向，在所述涡轮的顶端和底端均设置有推力轴承，在所述推力轴承的上方设置有限位挡板；
所述升降丝杆靠近所述螺纹堵盖一端的相对端与所述升降缸杆的一端通过螺纹连接，所述升降缸杆与升降丝杆连接的一端滑动设置在所述支撑缸筒中；
所述支撑缸筒设置有所述螺纹堵盖一端的相对端设置有第一支撑法兰盖，所述第一支撑法兰盖上设置有通孔，所述升降缸杆的另一端穿过所述通孔后通过过渡法兰与所述端轴颈座连接。


5.根据权利要求4所述的火箭后支点支撑调整系统，其特征在于，在所述限位挡板与第一支撑法兰盖之...

【专利技术属性】
技术研发人员：张瑜，张彦杰，韩召洋，韦银利，杨俊，吴雪，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11