CN107933978A - 一种运载火箭用旋转锁紧机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种运载火箭用旋转锁紧机构，包括第一折叠杆、第二折叠杆、转轴、锁紧销、弹簧、轴承、限位销和螺母；第一折叠杆和第二折叠杆均采用块状结构，并通过转轴铰接，转轴与螺母固连；第一折叠杆一端设有用于安装锁紧销和弹簧的凹孔，第一折叠杆另一端设有用于安装轴承的圆孔，第一折叠杆侧面设有用于安装限位销的通槽，锁紧销侧面设有用于安装限位销的沉孔；第二折叠杆一端设有用于安装锁紧销的凹孔，第二折叠杆另一端设有用于安装轴承的圆孔。本发明通过折叠杆、转轴、锁紧销、弹簧、轴承、限位销和螺母的配合，实现了结构优化、快速折叠和支撑可靠的设计要求，弥补了传统机械旋转副锁紧/释放机构结构复杂、承载能力弱的缺陷。

Description

一种运载火箭用旋转锁紧机构

技术领域

本发明涉及一种运载火箭用旋转锁紧机构，属于机械旋转副锁止结构技术领域。

背景技术

由于空间结构的限制，部分火箭的结构产品需要进行折叠，工作时，旋转打开，到位之后锁紧以承受各种载荷。

近年来，运载火箭内部微小机械结构轻质化且高可靠的设计要求已然成为业内设计人员共同面临的技术难题，常规的设计方案通常采用连杆机构，尤其以平行多连杆结构见长。

现有技术中，若想将传统的机械旋转副锁紧/释放机构运用在运载火箭上，主要存在如下问题：

第一、结构较为复杂，一方面运载火箭涉及的零部件较多，常规结构容易造成干涉，另一方面常规结构重量也较大，无法满足狭小空间内异型面稳定支撑的设计要求。

第二、承载能力较弱，由于运载火箭在运行期间所要承受的载荷量级远远超过地面普通设备，导致常规结构刚性支撑能力较低，存在一定程度的安全隐患。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种运载火箭用旋转锁紧机构，通过第一折叠杆、第二折叠杆、转轴、锁紧销、弹簧、轴承、限位销和螺母的配合，实现了结构优化、快速折叠和支撑可靠的设计要求，弥补了传统机械旋转副锁紧/释放机构结构复杂、承载能力弱的缺陷。

本发明的技术解决方案是：

一种运载火箭用旋转锁紧机构，包括第一折叠杆、第二折叠杆、转轴、锁紧销、弹簧、轴承、限位销和螺母；第一折叠杆和第二折叠杆均采用块状结构，并通过转轴铰接，转轴端部与螺母固定连接；第一折叠杆一端设有用于安装锁紧销和弹簧的凹孔，第一折叠杆另一端设有用于安装轴承的圆孔，第一折叠杆侧面设有用于安装限位销的通槽，锁紧销侧面设有用于安装限位销的沉孔；第二折叠杆一端设有用于安装锁紧销的凹孔，第二折叠杆另一端设有用于安装轴承的圆孔，第一折叠杆的凹孔和第二折叠杆的凹孔同轴。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述第一折叠杆的截面形状为凸字形，第一折叠杆凸出一端安装轴承，用于配装轴类零件；第一折叠杆齐平一端设有两个用于配合第二折叠杆的支耳，支耳上设有用于安装转轴的通孔。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述第二折叠杆的截面形状为凸字形，第二折叠杆凸出一端安装轴承，用于配装轴类零件；第二折叠杆齐平一端设有两个用于配合第一折叠杆的凸缘，凸缘上分别设有用于安装转轴的通孔和用于安装第一折叠杆的凹槽。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述第一折叠杆和第二折叠杆通过转轴铰接时，第一折叠杆的两个支耳分别插接在第二折叠杆的两个凸缘的凹槽中。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述转轴为实心圆形直杆，转轴一端设有用于防止第一折叠杆和第二折叠杆滑落的法兰，转轴另一端攻有用于配装螺母的外螺纹，转轴侧面设有用于释放锁紧销的半圆孔。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述锁紧销与第一折叠杆间隙配合且间隙范围设为0.1mm～0.3mm。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述弹簧采用GB/T1239.2冷卷圆柱螺旋弹簧。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述轴承采用GB/304.9关节轴承。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述限位销采用GB/T193普通销。

在上述的一种运载火箭用旋转锁紧机构中，所述螺母采用GB/T193普通螺母。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

【1】本发明通过设计第一折叠杆、第二折叠杆和转轴的构型，实现了快速折叠的预定目标，补强了结构整体的刚度，提升了结构整体的承载能力，而且减轻了结构整体的重量。

【2】本发明通过优化锁紧销、弹簧、轴承、限位销和螺母的选型，节约了生产成本，同时实现了快速折叠和稳定支撑的功能集成，增强了运载火箭零部件装配模式的多样性。

【3】本发明整体结构紧凑，适用于多种工作环境，使用寿命相对较长，在复杂工况下依然能够良好运转，具有适用范围广的特点，具备良好的市场应用前景。

附图说明

附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明的结构示意图

图2为本发明转轴的示意图

图3为本发明折叠状态局部视图

图4为本发明支撑状态局部视图

图5为本发明折叠状态示意图

图6为本发明支撑状态示意图

其中：1第一折叠杆；2第二折叠杆；3转轴；4锁紧销；5弹簧；6轴承；7限位销；8螺母；

具体实施方式

为使本发明的方案更加明了，下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：

如图1～4所示，一种运载火箭用旋转锁紧机构，包括第一折叠杆1、第二折叠杆2、转轴3、锁紧销4、弹簧5、轴承6、限位销7和螺母8；第一折叠杆1和第二折叠杆2均采用块状结构，并通过转轴3铰接，转轴3端部与螺母8固定连接；第一折叠杆1一端设有用于安装锁紧销4和弹簧5的凹孔，第一折叠杆1另一端设有用于安装轴承6的圆孔，第一折叠杆1侧面设有用于安装限位销7的通槽，锁紧销4侧面设有用于安装限位销7的沉孔；第二折叠杆2一端设有用于安装锁紧销4的凹孔，第二折叠杆2另一端设有用于安装轴承6的圆孔，第一折叠杆1的凹孔和第二折叠杆2的凹孔同轴。

优选的，第一折叠杆1的截面形状为凸字形，第一折叠杆1凸出一端安装轴承6，用于配装轴类零件；第一折叠杆1齐平一端设有两个用于配合第二折叠杆2的支耳，支耳上设有用于安装转轴3的通孔。

优选的，第二折叠杆2的截面形状为凸字形，第二折叠杆2凸出一端安装轴承6，用于配装轴类零件；第二折叠杆2齐平一端设有两个用于配合第一折叠杆1的凸缘，凸缘上分别设有用于安装转轴3的通孔和用于安装第一折叠杆1的凹槽。

优选的，第一折叠杆1和第二折叠杆2通过转轴3铰接时，第一折叠杆1的两个支耳分别插接在第二折叠杆2的两个凸缘的凹槽中。

优选的，转轴3为实心圆形直杆，转轴3一端设有用于防止第一折叠杆1和第二折叠杆2滑落的法兰，转轴3另一端攻有用于配装螺母8的外螺纹，转轴3侧面设有用于释放锁紧销4的半圆孔。

优选的，锁紧销4与第一折叠杆1间隙配合且间隙范围设为0.1mm～0.3mm。

优选的，弹簧5采用GB/T1239.2冷卷圆柱螺旋弹簧。

优选的，轴承6采用GB/304.9关节轴承。

优选的，限位销7采用GB/T193普通销。

优选的，螺母8采用GB/T193普通螺母。

两个支耳之间去除材料，两个凸缘之间去除材料，防止第一折叠杆1和第二折叠杆2发生干涉。

一种基于所述旋转锁紧机构的装配方法，包括如下步骤：

第一步，依次将弹簧5和锁紧销4放置在第一折叠杆1中，并插入限位销7压紧弹簧5；

第二步，将第一折叠杆1的凹孔和第二折叠杆2的凹孔对齐，并将第一折叠杆1的支耳插接在第二折叠杆2的凸缘中；

第三步，将转轴3穿设在第一折叠杆1的通孔和第二折叠杆2的通孔中，并拧入螺母8；

第四步，将轴承6分别安装在第一折叠杆1的圆孔和第二折叠杆2的圆孔中。

本发明的工作原理是：

如图5～6所示，将待调节的轴类零件分别安装在第一折叠杆1和第二折叠杆2的轴承6中，并利用限位销7带动锁紧销4压紧弹簧5，使锁紧销4和弹簧5均处于第一折叠杆1中，再安装转轴3，同时旋转转轴3顶止锁紧销4，然后拧紧螺母8；当需要第一折叠杆1和第二折叠杆2形成有效支撑时，弯折第二折叠杆2，并旋转转轴3，拔出限位销7，使锁紧销4通过转轴3上的半圆孔进入第二折叠杆2，即可实现轴类零件的可靠叠置和稳定支撑。

本发明说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：包括第一折叠杆(1)、第二折叠杆(2)、转轴(3)、锁紧销(4)、弹簧(5)、轴承(6)、限位销(7)和螺母(8)；第一折叠杆(1)和第二折叠杆(2)均采用块状结构，并通过转轴(3)铰接，转轴(3)端部与螺母(8)固定连接；第一折叠杆(1)一端设有用于安装锁紧销(4)和弹簧(5)的凹孔，第一折叠杆(1)另一端设有用于安装轴承(6)的圆孔，第一折叠杆(1)侧面设有用于安装限位销(7)的通槽，锁紧销(4)侧面设有用于安装限位销(7)的沉孔；第二折叠杆(2)一端设有用于安装锁紧销(4)的凹孔，第二折叠杆(2)另一端设有用于安装轴承(6)的圆孔，第一折叠杆(1)的凹孔和第二折叠杆(2)的凹孔同轴。

2.根据权利要求1所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述第一折叠杆(1)的截面形状为凸字形，第一折叠杆(1)凸出一端安装轴承(6)，用于配装轴类零件；第一折叠杆(1)齐平一端设有两个用于配合第二折叠杆(2)的支耳，支耳上设有用于安装转轴(3)的通孔。

3.根据权利要求1所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述第二折叠杆(2)的截面形状为凸字形，第二折叠杆(2)凸出一端安装轴承(6)，用于配装轴类零件；第二折叠杆(2)齐平一端设有两个用于配合第一折叠杆(1)的凸缘，凸缘上分别设有用于安装转轴(3)的通孔和用于安装第一折叠杆(1)的凹槽。

4.根据权利要求2或3所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述第一折叠杆(1)和第二折叠杆(2)通过转轴(3)铰接时，第一折叠杆(1)的两个支耳分别插接在第二折叠杆(2)的两个凸缘的凹槽中。

5.根据权利要求1所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述转轴(3)为实心圆形直杆，转轴(3)一端设有用于防止第一折叠杆(1)和第二折叠杆(2)滑落的法兰，转轴(3)另一端攻有用于配装螺母(8)的外螺纹，转轴(3)侧面设有用于释放锁紧销(4)的半圆孔。

6.根据权利要求1所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述锁紧销(4)与第一折叠杆(1)间隙配合且间隙范围设为0.1mm～0.3mm。

7.根据权利要求1所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述弹簧(5)采用GB/T1239.2冷卷圆柱螺旋弹簧。

8.根据权利要求1所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述轴承(6)采用GB/304.9关节轴承。

9.根据权利要求1所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述限位销(7)采用GB/T193普通销。

10.根据权利要求1所述的一种运载火箭用旋转锁紧机构，其特征在于：所述螺母(8)采用GB/T193普通螺母。