一种运载火箭支承锁紧装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种运载火箭支承锁紧装置，包括基座；所述基座内设有升降电机，升降电机通过连接法兰连接有减速器；所述连接法兰的一侧设有蜗杆，蜗杆通过限位法兰与基座连接；所述蜗杆的一端连接有支撑锁紧结构，在支撑锁紧结构内设有锁紧结构；所述锁紧结构包括蜗轮，蜗杆与蜗轮啮合，蜗轮同轴连接有推力轴承。本发明专利技术满足了重型火箭在对接、停放过程中，对整个火箭翻转和横移的运动要求，又满足了火箭在轴向、径向及翻转方向的调节要求，实现了火箭的对接和停放要求；具备运载火箭箭角的自动支承锁紧调节能力，同时兼顾手动突发状态设备的解锁和调节功能；结构紧凑，集成度高，提升了同等类型装置的安全可靠性。等类型装置的安全可靠性。等类型装置的安全可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭支承锁紧装置


[0001]本专利技术涉及一种运载火箭支承锁紧装置。

技术介绍

[0002]目前，对舱段的稳定停放、准确快速对接等都有很高的要求，为满足火箭能够在总装厂房和技术区完成各子级支承停放与对接任务，包括壳段与子级的对接、尾段与壳体的对接、仪器舱与子级的对接等，其中要求对接角度为
±
β。因此，对运载火箭的支承锁紧方式进行创新性设计，具有极强的实际应用价值，既扩大了运载火箭类型的应用范围，又实现了支承解锁过程的自动化，为运载火箭的组装提供了安全保障。
[0003]虽然目前有多种停放对接装置，但大多数的滚转调节角度范围较小，不能满足重型火箭大角度滚转对接要求，同时部分装置支承锁紧过程可靠性不高，不具备故障应急处理能力，存在一定的安全隐患。

技术实现思路

[0004]为解决上述技术问题，本专利技术提供了一种运载火箭支承锁紧装置，该运载火箭支承锁紧装置可适应不同类型运载火箭箭角的支承锁紧，达到运载火箭能精准移动和调节的效果，满足运载火箭大范围对接角度的要求。
[0005]本专利技术通过以下技术方案得以实现。
[0006]本专利技术提供的一种运载火箭支承锁紧装置，包括基座；所述基座内设有升降电机，升降电机通过连接法兰连接有减速器；所述连接法兰的一侧设有蜗杆，蜗杆通过限位法兰与基座连接；所述蜗杆的一端连接有支撑锁紧结构，在支撑锁紧结构内设有锁紧结构；所述锁紧结构包括蜗轮，蜗杆与蜗轮啮合，蜗轮同轴连接有推力轴承；所述蜗轮内设有螺纹套筒，锁紧机构设置在螺纹套筒内。
[0007]所述升降电机通过封板和U型固定板与基座连接。
[0008]所述减速器通过螺栓与连接法兰连接。
[0009]所述升降电机的输出轴与减速器的键轴连接。
[0010]所述蜗轮通过上法兰和下法兰与基座连接。
[0011]所述蜗轮设有内螺纹，螺纹套筒设有外螺纹。
[0012]所述锁紧机构包括设置在螺纹套筒内的螺杆，螺杆的一端连接有伸缩杆，另一端连接有锁紧电机。
[0013]所述螺杆通过套筒法兰连接有防护罩，锁紧电机设置在防护罩内，在锁紧电机内设有减速器。
[0014]所述伸缩杆通过压块连杆连接有锁紧压块，并且伸缩杆在螺纹套筒内上下滑动。
[0015]所述螺纹套筒的顶部通过螺栓连接有支撑台，螺纹套筒的外壁设有键槽。
[0016]本专利技术的有益效果在于：满足了重型火箭在对接、停放过程中，对整个火箭翻转和横移的运动要求，又满足了火箭在轴向、径向及翻转方向的调节要求，实现了火箭的对接和
停放要求；具备运载火箭箭角的自动支承锁紧调节能力，同时兼顾手动突发状态设备的解锁和调节功能；结构紧凑，集成度高，提升了同等类型装置的安全可靠性。
附图说明
[0017]图1是本专利技术的剖面图；
[0018]图2是本专利技术支撑锁紧结构的结构示意图；
[0019]图3是本专利技术支撑锁紧结构的剖面图；
[0020]图4是本专利技术锁紧结构的结构示意图；
[0021]图5是本专利技术基座的剖面图；
[0022]图6是本专利技术蜗轮蜗杆的结构示意图；
[0023]图7是本专利技术支撑锁紧结构前端的结构示意图；
[0024]图中：1
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基座，2
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封板，3
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U型固定板，4
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升降电机，5
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减速器，6
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连接法兰，7
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蜗杆，8
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限位法兰，9
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支撑台，10
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锁紧压块，11
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压块连杆，12
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伸缩杆，13
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螺纹套筒，14
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上法兰，15
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下法兰，16
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螺杆，17
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蜗轮，18
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推力轴承，19
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套筒法兰，20
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锁紧电机，21
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防护罩，22
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键槽。
具体实施方式
[0025]下面进一步描述本专利技术的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
[0026]实施例1
[0027]如图1～7所示，一种运载火箭支承锁紧装置，升降电机4通过U型固定板3安装在基座1内，与通过螺栓固定在连接法兰6上的减速器5键轴连接；蜗杆7通过连接法兰6与限位法兰8实现轴向限位，并与蜗轮17机械啮合；蜗轮17与推力轴承18同轴，并通过上法兰14和下法兰15实现轴向限位和支承，蜗轮17的内螺纹与螺纹套筒13的外螺纹机械啮合；螺纹套筒13的顶端与支撑台9通过螺栓固定连接；伸缩杆12在螺纹套筒13内上下滑动，其顶端的支耳与压块连杆11和锁紧压块10通过销轴首尾连接，形成连杆装置，伸缩杆12内螺纹与螺杆16外螺纹机械啮合；螺纹套筒13下端与套筒法兰19通过螺栓固定连接，使螺杆16实现限位；锁紧电机20与套筒法兰19通过螺栓固定连接，并与螺杆16键轴连接；防护罩21与套筒法兰19螺栓连接。
[0028]具体的，基座1为腔体结构，是支承锁紧结构的主要承力部件，基座1下端通过螺栓与发射平台连接，上端柱形腔内为完成箭尾支承锁紧的主要结构，如图1和5所示。
[0029]具体的，通过蜗杆7转动带动蜗轮17旋转，实现螺纹套筒13的轴向升降运动，以适应不同火箭的尾部高度，如图1～3所示。
[0030]具体的，伸缩杆12置于螺纹套筒13内，其内螺纹与螺杆16外螺纹机械啮合，由锁紧电机20带动螺杆16，通过转动实现伸缩杆12轴向运动，如图1和3所示。
[0031]进一步的，锁紧压块10、压块连杆11和伸缩杆12首尾相连，通过伸缩杆12的轴向运动转换成锁紧压块10的旋转运动，如图1～4所示。
[0032]优选的，升降电机4和锁紧电机20配有机械接口，可在突发故障的情况下实现火箭尾部的快速锁紧和解锁，如图1～3所示。
[0033]进一步的，支承台9与伸缩杆12顶端螺栓连接，通过布置多个支承台9实现整箭质
量的承载，如图1和7所示。
[0034]优选的，升降电机4安装在基座1腔体内，锁紧电机20被防护罩21封装在螺杆16尾端，起到了保护电器的作用，如图1～3所示。
[0035]实施例2
[0036]本专利技术的工作原理如下：
[0037]本专利技术通过螺栓均布安装在火箭发射平台上，升降电机4和锁紧电机20分别连接外部电源。
[0038]当本专利技术在对运载火箭进行支承过程中，根据运载火箭类型的不同，通过启动升降电机4使其转动，经减速器5减速带动蜗杆7转动，由于齿轮啮合作用使蜗轮17旋转，蜗轮17进一步带动通过内螺纹啮合的螺纹套筒13上下运动，此时螺纹套筒13通过键槽22限制其轴向转动，以此实现支承台9高度的上下调节，进而适应火箭箭角的不同高度。
[0039]在支承台9支承调节到位后本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭支承锁紧装置，包括基座(1)，其特征在于：所述基座(1)内设有升降电机(4)，升降电机(4)通过连接法兰(6)连接有减速器(5)；所述连接法兰(6)的一侧设有蜗杆(7)，蜗杆(7)通过限位法兰(8)与基座(1)连接；所述蜗杆(7)的一端连接有支撑锁紧结构，在支撑锁紧结构内设有锁紧结构；所述锁紧结构包括蜗轮(17)，蜗杆(7)与蜗轮(17)啮合，蜗轮(17)同轴连接有推力轴承(18)；所述蜗轮(17)内设有螺纹套筒(13)，锁紧机构设置在螺纹套筒(13)内。2.如权利要求1所述的运载火箭支承锁紧装置，其特征在于：所述升降电机(4)通过封板(2)和U型固定板(3)与基座(1)连接。3.如权利要求1所述的运载火箭支承锁紧装置，其特征在于：所述减速器(5)通过螺栓与连接法兰(6)连接。4.如权利要求1所述的运载火箭支承锁紧装置，其特征在于：所述升降电机(4)的输出轴与减速器(5)的键轴连接。5.如权利要求1所述的运载火箭支承锁紧装置，其特征在于：所述蜗轮(...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨杰，杨艳斌，秦烨，唐玉峰，王学东，李光亮，
申请(专利权)人：贵州航天天马机电科技有限公司，
类型：发明
国别省市：