CN106246662A - 一种提供导向定位的轴向拉力装置 - Google Patents
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Abstract
一种提供导向定位的轴向拉力装置，包括拉力装置结构，手加力杆；所述拉力装置结构包括拉手，拉手通过螺纹连接的方式与升降导柱相连接，所述升降导柱一端通过盖板固定位置与制动块连接；所述手加力杆两端通过螺纹连接的方式与球头相连接，通过升降导柱中心通孔与升降导柱相连接。实际连接时，制动块与飞行器尾部凸台相接触并利用凸台之间的接口固定，拉手与动力装置尾部相连接并提供拉力，在转动升降导柱的同时产生位移距离，使拉手作用力和制动块反作用力慢慢拉动动力装置，保证用力方向呈轴向直线型。其能够减少连接过程中的装配危险性，避免在人员操作过程中对动力装置的损坏，对人员及财产造成严重的损害。
Description
技术领域
本发明涉及一种拉力装置，具体来说是一种能够提供导向定位的轴向拉力装置。
背景技术
本发明适用的动力装置为单缸提拉式动力装置，它是箱体模块的组成部分之一。其位置位于飞行器箱体导轨中间，在储存、运输时起固定飞行器作用，防止飞行器轴向运动；在系统运转时保证飞行器按预定的轨道弹出箱体，并赋予飞行器初始轨道。动力装置在与飞行器连接的过程当中，由于单缸提拉式设计需求，故在连接的过程中需要施加外力使动力装置的提拉钩与飞行器尾部接口相连接，最终完成装配工作。
现有的连接方式多为使用粗杆并借助人力硬拉完成此动作。在实际操作过程中，存在很大的安全风险。由于单缸提拉式动力装置多自带火工品，存在一定的危险性，故在操作过程中不能出现任何导致火工品爆破的操作。动力装置提拉杆内弹簧压缩后产生轴向弹力，而使用不规范的工具及借助人力本身就存在不安定的因素，若出现手滑、工具断裂或者用力方向偏移，都可能导致动力装置损坏，严重的会导致人身财产伤害。
发明内容
本发明旨在提供一种轴向拉力装置，能够实现飞行器与动力装置相连接时的轴向定位导向作用，提供轴向拉力。
本发明拟采用以下技术方案来实现：
一种提供导向定位的轴向拉力装置，包括拉力装置本体结构，手加力杆(5)；所述拉力装置本体结构包括拉手(1)，拉手(1)通过螺纹连接的方式与升降导柱(4)相连接，所述升降导柱(4)一端通过盖板(3)与制动块(2)连接；所述手加力杆(5)两端通过螺纹连接的方式与球头(6)相连接，通过升降导柱(4)中心通孔与升降导柱(4)相连接。
进一步地，所述拉手(1)呈双钩状结构形式；于一端开设M12×7h螺纹通孔，用于提供螺纹接口；于另一端开矩形孔，用于与动力装置接口进行匹配；双钩状结构自开口两端由上至下延伸，用于提供动力装置拉紧力。
进一步地，所述升降导柱(4)一端采用半球头结构形式，球头与螺纹杆之间设计空刀槽，用于反作用力时与制动块盖板产生作用力；升降导柱长为150mm，其中螺纹长度90mm，为M12×7h细牙螺纹，在使用过程中能够提供可靠的螺纹力，使轴向拉力更加均匀。
进一步地，所述盖板(3)开设宽度为8-12mm的半腰型孔，盖板自上至下插入升降导柱一端半圆球后的空刀槽，再使用螺钉紧固。
进一步地，所述盖板使用紧固件与制动块螺纹法兰紧固，所述制动块(2)呈长方体，底部开设梯形槽，所述制动块(2)左右两侧设高3-7mm凸台，用于与飞行器尾端定位，所述制动块(2)中心位置开设深度8-12mm直径12-16mm的深槽，用于与升降导柱(4)半球头结构及上述盖板形成限位作用，所述制动块(2)底部开设梯形缺口，深度7mm，用于消除与飞行器间干涉作用。
进一步地，提供一种上述提供导向定位的轴向拉力装置的使用方法，包括以下步骤：
使所述制动块与飞行器凸台相接触并利用凸台之间的接口固定，拉手与动力装置尾部相连接并提供拉力，在转动升降导柱的同时产生位移距离，使拉手作用力和制动块反作用力慢慢拉动动力装置，保证用力方向呈轴向直线型；
在动力装置试验过程中，需要将动力装置安装到飞行器上，动力装置的作用主要分为两部分，第一部分是实现飞行器与发射装置之间的连接，使飞行器能顺利的被导入发射装置；第二部分是提供飞行器初始的弹射动力，使其能够顺利自发射装置内弹；要实现以上两个作用，首先需要将动力装置安装到飞行器上，动力装置安装时，使用螺钉对其中部与飞行器进行固定并定位；而提供初始的弹射动力，则需要在定位的基础上，在轴向方向上施加足够的拉力，使动力装置的弹簧压紧并将尾部的固定装置能够卡住飞行器，上述轴向拉力是在轴向方向均匀、缓慢的力，施加力的方向是水平并呈直线的，提供必要的导向及定位作用；
在飞行器与动力装置连接完成后，进行拉力装置操作。
进一步地，步骤(3)中在飞行器与动力装置连接完成后，进行拉力装置操作具体为：
a.将拉力装置制动块通过升降导柱螺纹反向旋转退至最大位置；
b.将拉手前端双钩与动力装置尾端拉钩贴合，使其能够提供向后的轴向拉力；
c.通过手加力杆正向转动升降导柱，使制动块向前移动并最终接触到飞行器尾端端面；
d.此时再转动升降导柱则制动块不再移动，拉手拉动动力装置尾端向后轴向移动，保证用力方向呈轴向直线型；
e.在移动40-70mm后，动力装置尾端固定钩与飞行器尾端开口定位成功，固定钩与开口卡住；
f.此时再通过手加力杆反向转动升降导柱，使拉手向前端移动，松掉拉手，则拉力装置即可从动力装置与飞行器上拆卸，完成操作。
本发明能够实现飞行器与动力装置相连接时的轴向定位导向作用，提供轴向拉力；又能够减少连接过程中的装配危险性，避免在人员操作过程中对动力装置的损坏，对人员及财产造成严重的损害。
本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分的从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书、权利要求书、以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，
图1是拉力装置本体示意图。
图2是拉力装置本体与手加力杆配合使用示意图。其中升降导柱与制动块相连接部位为剖视图，手加力杆球头部位为剖视图。
图3是拉手示意图。其中螺纹孔位置为剖视图。
图4是升降导柱示意图。
图5是制动块示意图。其中剖视图为圆柱形凹槽。
图6是盖板示意图。
其中，1.拉手，2.制动块，3.盖板，4.升降导柱，5.手加力杆，6.球头
具体实施方式
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理。
下面结合图1至图6对本发明的具体实施方式进行进一步说明。
拉力装置结构图如图1、图2所示，所述拉力装置包括1.拉手，2.制动块，3.盖板，4.升降导柱，5.手加力杆，6.球头。
图4升降导柱通过图3拉手中间螺纹孔相连接，穿过螺纹孔后插入图5制动块中心圆柱孔，图6盖板自上至下插入图4升降导柱一端半圆球后的空刀槽，使用紧固件与图5制动块螺纹法兰紧固。图4升降导柱另一端与图2中5.手加力杆通过中心孔穿过连接，图2中5.手加力杆与6.球头通过螺纹相连接。
如图2所示，拉力装置装配完成后，1.拉手的位置与动力装置尾端提拉杆相连接，2.制动块的位置与飞行器尾端相连接，转动5.手加力杆时带动4.升降导柱向左缓慢运动，使1.拉手对动力装置提拉杆产生向右的拉力，使2.制动块对飞行器产生向左的推力，从而使动力装置提拉杆可以顺利到达飞行器提拉位置并固定。
盖板开设宽度为9mm的半腰型孔，制动块左右两侧设高5mm凸台，制动块中心位置开设深度10mm直径14mm的深槽。
上述提供导向定位的轴向拉力装置的使用方法，包括以下步骤：
(1)使所述制动块与飞行器凸台相接触并利用凸台之间的接口固定，拉手与动力装置尾部相连接并提供拉力，在转动升降导柱的同时产生位移距离，使拉手作用力和制动块反作用力慢慢拉动动力装置，保证用力方向呈轴向直线型；
(2)在动力装置试验过程中，需要将动力装置安装到飞行器上，动力装置的作用主要分为两部分，第一部分是实现飞行器与发射装置之间的连接，使飞行器能顺利的被导入发射装置；第二部分是提供飞行器初始的弹射动力，使其能够顺利自发射装置内弹；要实现以上两个作用，首先需要将动力装置安装到飞行器上，动力装置安装时，使用螺钉对其中部与飞行器进行固定并定位；而提供初始的弹射动力，则需要在定位的基础上，在轴向方向上施加足够的拉力，使动力装置的弹簧压紧并将尾部的固定装置能够卡住飞行器，上述轴向拉力是在轴向方向均匀、缓慢的力，施加力的方向是水平并呈直线的，提供必要的导向及定位作用；
(3)在飞行器与动力装置连接完成后，进行拉力装置操作，具体为：
a.将拉力装置制动块通过升降导柱螺纹反向旋转退至最大位置；
b.将拉手前端双钩与动力装置尾端拉钩贴合，使其能够提供向后的轴向拉力；
c.通过手加力杆正向转动升降导柱，使制动块向前移动并最终接触到飞行器尾端端面；
d.此时再转动升降导柱则制动块不再移动，拉手拉动动力装置尾端向后轴向移动，保证用力方向呈轴向直线型；
e.在移动40-70mm后，动力装置尾端固定钩与飞行器尾端开口定位成功，固定钩与开口卡住；
f.此时再通过手加力杆反向转动升降导柱，使拉手向前端移动，松掉拉手，则拉力装置即可从动力装置与飞行器上拆卸，完成操作。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种提供导向定位的轴向拉力装置，其特征在于：包括拉力装置本体结构，手加力杆(5)；所述拉力装置本体结构包括拉手(1)，拉手(1)通过螺纹连接的方式与升降导柱(4)相连接，所述升降导柱(4)一端通过盖板(3)与制动块(2)连接；所述手加力杆(5)两端通过螺纹连接的方式与球头(6)相连接，通过升降导柱(4)中心通孔与升降导柱(4)相连接。
2.如权利要求1所述的提供导向定位的轴向拉力装置，其特征在于：所述拉手(1)呈双钩状结构形式；于一端开设M12×7h螺纹通孔，用于提供螺纹接口；于另一端开矩形孔，用于与动力装置接口进行匹配；双钩状结构自开口两端由上至下延伸，用于提供动力装置拉紧力。
3.如权利要求2所述的提供导向定位的轴向拉力装置，其特征在于：所述升降导柱(4)一端采用半球头结构形式，球头与螺纹杆之间设计空刀槽，用于反作用力时与制动块盖板产生作用力；升降导柱长为150mm，其中螺纹长度90mm，为M12×7h细牙螺纹，在使用过程中能够提供可靠的螺纹力，使轴向拉力更加均匀。
4.如权利要求3所述的提供导向定位的轴向拉力装置，其特征在于：所述盖板(3)开设宽度为8-12mm的半腰型孔，盖板自上至下插入升降导柱一端半圆球后的空刀槽，再使用螺钉紧固。
5.如权利要求4所述的提供导向定位的轴向拉力装置，其特征在于：所述盖板使用紧固件与制动块螺纹法兰紧固，所述制动块(2)呈长方体，底部开设梯形槽，所述制动块(2)左右两侧设高3-7mm凸台，用于与飞行器尾端定位，所述制动块(2)中心位置开设深度8-12mm直径12-16mm的深槽，用于与升降导柱(4)半球头结构及上述盖板形成限位作用，所述制动块(2)底部开设梯形缺口，深度7mm，用于消除与飞行器间干涉作用。
6.如权利要求1-5所述的提供导向定位的轴向拉力装置的使用方法，其特征在于：包括以下步骤：
(1)使所述制动块与飞行器凸台相接触并利用凸台之间的接口固定，拉手与动力装置尾部相连接并提供拉力，在转动升降导柱的同时产生位移距离，使拉手作用力和制动块反作用力慢慢拉动动力装置，保证用力方向呈轴向直线型；
(2)在动力装置试验过程中，需要将动力装置安装到飞行器上，动力装置的作用主要分为两部分，第一部分是实现飞行器与发射装置之间的连接，使飞行器能顺利的被导入发射装置；第二部分是提供飞行器初始的弹射动力，使其能够顺利自发射装置内弹；要实现以上两个作用，首先需要将动力装置安装到飞行器上，动力装置安装时，使用螺钉对其中部与飞行器进行固定并定位；而提供初始的弹射动力，则需要在定位的基础上，在轴向方向上施加足够的拉力，使动力装置的弹簧压紧并将尾部的固定装置能够卡住飞行器，上述轴向拉力是在轴向方向均匀、缓慢的力，施加力的方向是水平并呈直线的，提供必要的导向及定位作用；
(3)在飞行器与动力装置连接完成后，进行拉力装置操作。
7.如权利要求6所述的提供导向定位的轴向拉力装置的使用方法，其特征在于：步骤(3)中在飞行器与动力装置连接完成后，进行拉力装置操作具体为：
a.将拉力装置制动块通过升降导柱螺纹反向旋转退至最大位置；
b.将拉手前端双钩与动力装置尾端拉钩贴合，使其能够提供向后的轴向拉力；
c.通过手加力杆正向转动升降导柱，使制动块向前移动并最终接触到飞行器尾端端面；
d.此时再转动升降导柱则制动块不再移动，拉手拉动动力装置尾端向后轴向移动，保证用力方向呈轴向直线型；
e.在移动40-70mm后，动力装置尾端固定钩与飞行器尾端开口定位成功，固定钩与开口卡住；
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