一种基于力矩换向的航天器总装紧固件预紧装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种基于力矩换向的航天器总装紧固件预紧装置，包括设备主体以及驱动与测量装置。本申请通过锥齿轮副咬合改变施力方向，当扭矩螺丝刀施加力矩到主动杆时，经过锥齿轮副的传动将施加在主动杆上的力矩按照一定的传递系数传递到从动杆上，从动杆通过垂直测力杆与紧固件端头连接，从而实现紧固件的换向测力矩，攻克了使用标准力矩扳手无法对空间受限的紧固件进行扭矩拧紧的关键技术难点，能够保证紧固件的拧紧程度量化、受控，实现了狭小空间内总装紧固件力矩扭矩加载和实时测量，确保了航天器系统集成的顺利实施，具有较强的可靠性，满足了航天器总装需求。满足了航天器总装需求。满足了航天器总装需求。

【技术实现步骤摘要】
一种基于力矩换向的航天器总装紧固件预紧装置


[0001]本专利技术涉及航天器总装
，尤其涉及一种基于力矩换向的航天器总装紧固件预紧装置。

技术介绍

[0002]在航天器系统集成过程中，螺纹连接直接影响到航天器整体性能，一般采用对螺纹紧固件施加预紧力的方式，即采用扭矩拧紧装置通过操纵拧紧力矩值的方式来控制螺纹连接的预紧力，从而实现紧固件可靠安装，由于航天器结构日益复杂、受到布局约束等因素影响，致使紧固件的操作空间受限，存在着采用标准的预置式力矩扳手无法对紧固件实施扭矩拧紧的问题，紧固件的预紧程度无法量化，不能满足航天器系统集成的需要。
[0003]在整星总装过程中，扭矩拧紧装置在机械装配中承担着重要角色，特别是在研制高质量、长寿命航天器的背景下，扭矩拧紧装置是机械连接中必不可少的在线检测和装配设备，对保证航天器的装配质量起到关键作用，国内卫星上的螺纹连接形式一般是通过钛螺钉与结构板(如铝蒙皮蜂窝板、碳纤维蒙皮蜂窝板)内的钢丝螺套连接，为保证螺纹连接的高可靠性，确保满足力学环境要求，一般采用对螺纹紧固件施加预紧力的方法进行紧固，对螺纹紧固件预紧力的控制一般采用力矩控制法，即采用扭矩拧紧装置通过操纵拧紧力矩值T的方式来控制螺纹连接的预紧力F，在紧固件安装过程中，螺钉的拧紧力矩通过螺纹副的相对运动转化成从轴向压紧螺纹的预紧力，螺纹连接的可靠性主要取决于紧固件与基体之间发生的预紧力，预紧力的主要形式是拉力，拧紧力矩和预紧力之间存在对应关系，在紧固件、被连接件和基体状态确定的情况下，一般而言，加载在螺钉上的拧紧力矩越大，预紧力相应越大，相应螺纹拧紧程度越高，螺纹连接越可靠。
[0004]扭矩拧紧装置在航天器总体装配中扮演着重要角色，特别是在长寿命、高可靠航天器的高质量研制背景下，扭矩拧紧装置成为了机械连接中必不可少的在线检测和装配设备，对保证航天器的装配质量起到关键作用，航天器总装研制中使用的扭矩拧紧装置一般为预置式力矩扳手，尤其是手动预置式力矩扳手应用尤其普遍，尽管预置式力矩扳手在航天器研制过程中发挥了很大的积极作用，满足了大部分工况下的紧固件预紧力加载需求，但随着航天器结构日益复杂，由于操作空间的限制导致的紧固件无法实施力矩拧紧的情况日趋增多。如果紧固件的预紧力未达到设计指标要求，则可能导致螺钉脱落、螺钉断裂等故障，致使航天器研制质量受到影响。
[0005]在航天器总装研制过程中，对紧固件进行扭矩加载是控制螺纹拧紧程度的主要手段。由于航天器结构设计日趋复杂，受到操作空间限制，扭矩拧紧工具无法在该空间内进行正常作业，紧固件无法使用标准工具实施扭矩加载的问题越来越多，经过分析，可将问题主要归纳为两种情况，一种是紧固件轴向空间受到限制，即螺钉轴线方向上的空余有效高度小于力矩扳手及转接头的高度之和，力矩扳手无法与螺钉实施有效连接，另一种是紧固件径向空间受到限制，即螺钉直径方向上的空余有效空间小于力矩扳手头部的回转直径，力矩扳手无法与螺钉进行有效连接，故而亟待提出相应的航天器总装紧固件预紧装置来解决
上述问题。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于：为了解决上述问题，而提出的一种基于力矩换向的航天器总装紧固件预紧装置。
[0007]为了实现上述目的，本专利技术采用了如下技术方案：
[0008]一种基于力矩换向的航天器总装紧固件预紧装置，包括设备主体以及驱动与测量装置，设备主体顶部固定安装有连接法兰一，所述连接法兰一顶部通过螺栓固定连接有连接法兰二，所述驱动与测量装置一侧设置有接头主体，所述接头主体包括有换向器壳体、垂直转接头、主动杆、从动杆、圆柱齿轮与锥齿轮副，所述主动杆和从动杆均是通过轴承与换向器壳体内部活动连接，从动杆与多组圆柱齿轮中一组固定连接，多组所述圆柱齿轮中远离从动杆的一组与主动杆端部均安装有锥齿轮，两组锥齿轮形成锥齿轮副。
[0009]优选地，所述驱动与测量装置采用力矩测量装置采用扭矩螺丝刀TLS。
[0010]优选地，两组所述锥齿轮型号大小完全相同。
[0011]优选地，所述驱动与测量装置内表壁固定安装有手柄。
[0012]优选地，所述从动杆能够根据需要进行齿轮配置响应的数量来改变插入长度。
[0013]综上所述，由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果是：
[0014]本申请通过锥齿轮副咬合改变施力方向，即力矩测量扳手(扭矩螺丝刀)与换向器主动杆连接，当扭矩螺丝刀施加力矩到主动杆时，经过锥齿轮副的传动将施加在主动杆上的力矩按照一定的传递系数传递到从动杆上，从动杆通过垂直测力杆与紧固件端头连接，从而实现紧固件的换向测力矩，攻克了使用标准力矩扳手无法对空间受限的紧固件进行扭矩拧紧的关键技术难点，能够保证紧固件的拧紧程度量化、受控，实现了狭小空间内总装紧固件力矩扭矩加载和实时测量，确保了航天器系统集成的顺利实施，具有较强的可靠性，满足了航天器总装需求。
附图说明
[0015]图1示出了根据本专利技术实施例提供的基于力矩换向的紧固件预紧装置原理图；
[0016]图2示出了根据本专利技术实施例提供的垂直转接结构示意图；
[0017]图3示出了根据本专利技术实施例提供的接头主体的结构示意图。
[0018]图例说明：
[0019]1、驱动与测量装置；2、垂直转接头；3、连接法兰一；4、螺栓；5、连接法兰二；6、接头主体；7、主动杆；8、换向器壳体；9、锥齿轮副；10、轴承；11、圆柱齿轮；12、从动杆。
具体实施方式
[0020]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0021]请参阅图1
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3，本专利技术提供一种技术方案：
[0022]一种基于力矩换向的航天器总装紧固件预紧装置，包括设备主体以及驱动与测量装置1，设备主体顶部固定安装有连接法兰一3，连接法兰一3顶部通过螺栓4固定连接有连接法兰二5，驱动与测量装置1一侧设置有接头主体6，接头主体6包括有换向器壳体8、垂直转接头2、主动杆7、从动杆12、圆柱齿轮11与锥齿轮副9，主动杆7和从动杆12均是通过轴承10与换向器壳体8内部活动连接，从动杆12与多组圆柱齿轮11中一组固定连接，多组圆柱齿轮11中远离从动杆12的一组与主动杆7端部均安装有锥齿轮，两组锥齿轮形成锥齿轮副9。
[0023]当扭矩螺丝刀施加力矩到主动杆7时，经过锥齿轮副9的传动将施加在主动杆7上的力矩按照一定的传递系数传递到从动杆12上，从动杆12通过垂直测力杆与紧固件端头连接，从而实现紧固件的换向测力矩，在螺栓拧紧及其扭矩测试时，当遇到回转空间受到限制，无使得扳手切向运动。由于扳手与螺栓4之间的间隙存在与弹性变形的影响，扳手需要15
°
的切向运动空间，为此，如采用传统的扳手无法作业，螺栓无法拧紧，或者预紧力本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于力矩换向的航天器总装紧固件预紧装置，包括设备主体以及驱动与测量装置（1），设备主体顶部固定安装有连接法兰一（3），所述连接法兰一（3）顶部通过螺栓（4）固定连接有连接法兰二（5），其特征在于，所述驱动与测量装置（1）一侧设置有接头主体（6），所述接头主体（6）包括有换向器壳体（8）、垂直转接头（2）、主动杆（7）、从动杆（12）、圆柱齿轮（11）与锥齿轮副（9），所述主动杆（7）和从动杆（12）均是通过轴承（10）与换向器壳体（8）内部活动连接，从动杆（12）与多组圆柱齿轮（11）中一组固定连接，多组所述圆柱齿轮（11）中远离从动杆（12）的一组与主动杆（7）端部均...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋晓晖，樊友高，刘哲，路毅，王晓臣，邢夏宁，张强，刘智斌，严志强，王培，刘双，薛峰，臧金玉，刘国宇，谢新潮，任振岳，隗立利，陈晓蕾，吴琼，贺文军，
申请(专利权)人：北京卫星环境工程研究所，
类型：发明
国别省市：