CN108981497A - 一种航天火箭箭体滚转装置 - Google Patents

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管志鹏
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Abstract

本发明涉及一种航天火箭箭体滚转装置，包括移动滚转机构，可作高度调节且用于驱动箭体轴向滚转，移动滚转机构位于箭体的下端至少为两个，且至少为两个的移动滚转机构中至少有一个上设有用于调整箭体中轴线的侧调机构；滚转环，与箭体的法兰盘配合并支撑在移动滚转机构上；控制柜，与移动滚转机构相连并控制至少一个移动滚转机构工作。本发明解决了传统箭体滚转角度不可控或转不动的问题，选用带抱刹电机控制滚轮的转动和停止，能够精确控制筒体和箭体的滚动线速度和角度，传动更平稳；根据筒体的长度和重量可在单驱动或多驱动的模式下自由切换；整个装置使用安全可靠、操作简单方便、省时省力、自动化程度高。

Description

一种航天火箭箭体滚转装置
技术领域
本发明涉及航天火箭技术领域，具体的说是一种航天火箭箭体滚转装置。
背景技术
众所周知，现有长征5号火箭直径达5.4米，长征7号火箭直径达3.7米。目前，航天火箭各级筒体和组装后的箭体，在进行单级筒体和箭体内腔装配作业时，一般采用两种作业方式：一、在筒体内搭接架梯；二、人工对筒体和箭体进行滚转一定的角度。
但是，前者内搭梯架工作量大，着力点难以确定且以已装配好的器件作为固定点，对产品质量影响比较大，存在安全隐患；后者人工滚转筒体和箭体时，通过筒体两端架车上各装有两个滚轮，筒体、箭体两端加装滚转环，架车上的滚轮通过支撑滚转环来支撑筒体和箭体，在转动时滚转环的孔内系一根绳子，人工拽绳子使环带动筒体转动，转动的角度不可控，筒体质量轻时惯性大，旋转角度不可控，且存在安全性问题，筒体重量大时拽不动。
发明内容
为了避免和解决上述技术问题，本发明提出了一种航天火箭箭体滚转装置。
本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种航天火箭箭体滚转装置，包括移动滚转机构，可作高度调节且用于驱动箭体轴向滚转，所述移动滚转机构位于箭体的下端至少为两个，且至少为两个的移动滚转机构中至少有一个上设有用于调整箭体中轴线的侧调机构；滚转环，与箭体的法兰盘配合并支撑在移动滚转机构上；控制柜，与移动滚转机构相连并控制至少一个移动滚转机构工作。
优选的，所述移动滚转机构包括配合地轨使用的电驱动车架、安装在电驱动车架上的丝杠升降机、与丝杠升降机的输出端相连的托架、与丝杠升降机的输入端相连的1号电机、对称设置在托架上的从动轮和驱动轮机构。
优选的，所述电驱动车架包括刚性梁框架、安装在刚性梁框架上的轨道轮、固定在刚性梁框架上的双输出轴减速器、输出轴与双输出轴减速器相连的驱动电机，所述轨道轮设置为四个，所述双输出轴减速器的两个输出轴分别与相邻的轨道轮相连，所述驱动电机与控制柜相连且由控制柜进行控制驱动。
优选的，所述丝杠升降机沿托架的长度方向至少设为两个。
优选的，所述驱动轮机构包括支架、安装在支架上的轴承、与轴承配合的花键轴、配装在花键轴上的滚轮、连接在花键轴上的法兰盘、输出端与法兰盘相连的减速器、输出端与减速器相连的伺服电机。所述伺服电机为带抱刹电机。
优选的，所述轴承在花键轴的两端各设置一个，所述轴承为调心滚子轴承。通过轴承成对使用可调整箭体转环落于滚轮上产生不对称的力，调整受力状态。
优选的，所述电驱动车架上设有作用在升降后托架上的保险机构，所述保险机构沿托架的长度方向至少设为两个，所述保险机构包括一端固定在托架上且另一端与电驱动车架配合的螺杆、与螺杆61配合且转动连接在电驱动车架上的手轮，借助螺杆的自锁固定托架的位置。
优选的，至少为两个的移动滚转机构中至少有一个上设有测量机构，所述测量机构包括固定在电驱动车架上呈竖直设置的标尺、固定在托架上且紧贴标尺的指针。
优选的，所述托架的上端部呈与箭体匹配的弧形状。
优选的，所述托架上设有呈对称分布且至少为两个的可调辅助滚轮。
优选的，可调辅助滚轮包括紧靠托架内两侧板的1号安装座、连接在1号安装座上的支撑轮、与1号安装座的底部相连且安装在托架上的1号短丝杠，所述1号短丝杠穿过托架的端部配合有转动连接在托架上的1号旋转手轮。
优选的，所述托架上靠近可调辅助滚轮处均设有可调辅助轮。可调辅助轮包括紧靠托架内两侧板的2号安装座、连接在2号安装座上的小轮、转动连接在2号安装座的底部且安装在托架上的2号短丝杠，所述2号短丝杠穿过托架的端部配合有定位螺母、固定有2号旋转手轮。
优选的，至少为两个的移动滚转机构中至少有一个上设有断电机构；所述断电机构包括安装在托架上沿自身宽度方向一侧的座体、安装在托架上沿自身宽度方向另一侧的座板、设置在座体内且与控制柜相连的微动开关、插装在座板上且与微动开关配合的插销。
优选的，所述托架包括承重梁、沿承重梁的长度方向滑动连接的主托梁板，所述侧调机构包括安装在承重梁上且沿承重梁的长度方向设置的丝杠、与主托梁板相连且安装在丝杠上的螺母、输出端与丝杠相连的2号电机。
优选的，所述托架上设有箭体侧调后限制其位置的定位机构，所述定位机构包括沿承重梁的长度方向设置且与承重梁相连的定位丝杠、固定在主托梁板上且与定位丝杠间隙配合的定位板、两个安装在定位丝杠上且位于定位板两侧的限位螺母。
优选的，所述从动轮、滚轮、小轮的周向轮面上均呈梯形槽状。
优选的，所述滚转环上沿周向每间隔2°设有与箭体配合的安装孔、每间隔4°设有固定孔。
优选的，所述控制柜包括PLC、与PLC相连的电源滤波器和继电器、与PLC相连相连的触摸屏、与电源滤波器相连的开关电源、与继电器相连的伺服驱动器。
本发明的有益效果是：
本发明解决了传统箭体滚转角度不可控或转不动的问题，选用带抱刹电机控制滚轮的转动和停止，能够精确控制筒体和箭体的滚动线速度和角度，传动更平稳；根据筒体的长度和重量可在单驱动或多驱动的模式下自由切换；整个装置使用安全可靠、操作简单方便、省时省力、自动化程度高。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1为本发明的结构组成示意图；
图2为本发明的左视图；
图3为本发明中设有侧调机构的移动滚转机构的结构示意图；
图4为图3的I处局部放大图；
图5为图3的A-A处断电机构的剖视图；
图6为本发明中设有测量机构的移动滚转机构的结构示意图；
图7为图6的II处局部放大图；
图8为图6的III处局部放大图；
图9为图6的局部剖断示意图；
图10为本发明移动滚转机构中驱动轮机构的结构示意图；
图11为本发明中电驱动车架的俯视图；
图12为本发明中滚轮呈梯形槽状的示意图；
图13为本发明中滚转环的结构示意图；
图14为图13的IV处局部放大图；
图15为本发明中控制柜的结构组成框图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面对本发明进一步阐述。
如图1至图15所示，一种航天火箭箭体滚转装置，包括移动滚转机构1，可作高度调节且用于驱动箭体5轴向滚转，所述移动滚转机构1位于箭体5的下端至少为两个，且至少为两个的移动滚转机构1中至少有一个上设有用于调整箭体中轴线的侧调机构4；滚转环2，与箭体5的法兰盘配合并支撑在移动滚转机构1上；控制柜3，与移动滚转机构1相连并控制至少一个移动滚转机构1工作。使用时，根据箭体5的长度和重量，控制柜3选择控制移动滚转机构1的数量，实现对箭体5滚转的单驱动或多驱动，以保证滚转平稳性。
所述移动滚转机构1包括配合地轨使用的电驱动车架11、安装在电驱动车架11上的丝杠升降机12、与丝杠升降机12的输出端相连的托架13、与丝杠升降机12的输入端相连的1号电机14、对称设置在托架13上的从动轮15和驱动轮机构16。
所述电驱动车架11包括刚性梁框架111、安装在刚性梁框架111上的轨道轮112、固定在刚性梁框架111上的双输出轴减速器114、输出轴与双输出轴减速器114相连的驱动电机113，所述轨道轮112设置为四个，所述双输出轴减速器114的两个输出轴分别与相邻的轨道轮112相连，所述驱动电机113与控制柜3相连且由控制柜3进行控制驱动。
所述丝杠升降机12沿托架13的长度方向至少设为两个。
所述驱动轮机构16包括支架161、安装在支架161上的轴承162、与轴承162配合的花键轴163、配装在花键轴163上的滚轮164、连接在花键轴163上的法兰盘165、输出端与法兰盘165相连的减速器166、输出端与减速器166相连的伺服电机167。所述伺服电机167为带抱刹电机。
所述轴承162在花键轴163的两端各设置一个，所述轴承162为调心滚子轴承。通过轴承成对使用可调整箭体转环落于滚轮上产生不对称的力，调整受力状态。
所述电驱动车架11上设有作用在升降后托架13上的保险机构6，所述保险机构6沿托架13的长度方向至少设为两个，所述保险机构6包括一端固定在托架13上且另一端与电驱动车架11配合的螺杆61、与螺杆61配合且转动连接在电驱动车架11上的手轮62，借助螺杆61的自锁固定托架13的位置。
至少为两个的移动滚转机构1中至少有一个上设有测定高度值的测量机构17，所述测量机构17包括固定在电驱动车架11上呈竖直设置的标尺171、固定在托架13上且紧贴标尺171的指针172。通过标尺171上的刻度，实现对箭体5的精确高度调节。
所述托架13的上端部呈与箭体5匹配的弧形状。
所述托架13上设有呈对称分布且至少为两个的可调辅助滚轮7。可调辅助滚轮7包括紧靠托架13内两侧板的1号安装座71、连接在1号安装座71上的支撑轮72、与1号安装座71的底部相连且安装在托架13上的1号短丝杠73，所述1号短丝杠73穿过托架13的端部配合有转动连接在托架13上的1号旋转手轮74。使用时，通过旋动1号旋转手轮74，使得1号短丝杠73移动，进而调整支撑轮72支撑在箭体5上。
所述托架13上靠近可调辅助滚轮处均设有可调辅助轮8。可调辅助轮8包括紧靠托架13内两侧板的2号安装座81、连接在2号安装座81上的小轮82、转动连接在2号安装座81的底部且安装在托架13上的2号短丝杠83，所述2号短丝杠83穿过托架13的端部配合有定位螺母84、固定有2号旋转手轮85。使用时，旋动2号旋转手轮85，2号短丝杠83在托架13上移动，进而调整小轮82支撑在箭体5上。
至少为两个的移动滚转机构1中至少有一个上设有断电机构9；所述断电机构9包括安装在托架13上沿自身宽度方向一侧的座体91、安装在托架13上沿自身宽度方向另一侧的座板92、设置在座体91内且与控制柜3相连的微动开关93、插装在座板92上且与微动开关93配合的插销94。使用时，为防止人工误操作致使移动滚转机构1运动，将插销94插入滚转环2中并与微动开关93上的弹片接触，使得控制柜3接收到信号后对移动滚转机构1断电。
所述从动轮15、滚轮164、小轮82的周向轮面上均呈梯形槽状。
所述滚转环2上沿周向每间隔2°设有与箭体配合的安装孔2a、每间隔4°设有固定孔2b。使用时，当滚转环2转到某一工作面时，可以将固定孔2b与插销94连接固定，由于插销94与微动开关93接触，经控制柜3可以控制驱动轮机构16中电机的转动与停止。当插销94插入时，该电机处于滚转停止状态(电机系统处于断电状态)。需要继续滚转时取下插销94即可滚转环2。
所述托架13包括承重梁131、沿承重梁131的长度方向滑动连接的主托梁板132，所述侧调机构4包括安装在承重梁131上且沿承重梁131的长度方向设置的丝杠41、与主托梁板132相连且安装在丝杠41上的螺母42、输出端与丝杠41相连的2号电机43。
所述托架13上设有箭体5侧调后限制其位置的定位机构10，所述定位机构10包括沿承重梁131的长度方向设置且与承重梁131相连的定位丝杠101、固定在主托梁板132上且与定位丝杠101间隙配合的定位板102、两个安装在定位丝杠101上且位于定位板102两侧的限位螺母103。为避免侧调机构4作用后箭体5再次移动，通过旋动限位螺母103，使得定位板102的位置固定，进而固定箭体5的位置。
所述控制柜3包括PLC、与PLC相连的电源滤波器和继电器、与PLC相连相连的触摸屏、与电源滤波器相连的开关电源、与继电器相连的伺服驱动器。所述PLC通过继电器和伺服驱动器控制各机构中电机的启动，以实现电驱动车架11沿地轨的移动、驱动轮机构16中滚轮164带动箭体5滚转。
下面对本发明的使用方法作进一步阐述：
需要说明的是，本发明中的移动滚转机构1上既可以均放置箭体5,也可以由多个移动滚转机构1中分别放置箭体5和筒体，为了方便描述，在进行使用说明时，统一在移动滚转机构1上举例放置箭体5作业。
首先，将箭体5自身上的法兰端与滚转环2通过螺栓连接装配，将箭体5经行车或吊具起吊，使得滚转环2放置在托架13上的驱动轮机构16和从动轮15上，人工调整可调辅助滚轮7和可调辅助轮8使两者支撑在箭体5上，进一步确保箭体5滚转时的稳定性。
然后，控制柜3控制1号电机14启动，带动丝杠升降机12提升托架13，进而调整箭体5的高度，为确保箭体5的两端在移动滚转机构1上的同轴度，控制柜3启动2号电机43，使得丝杠41旋转，在螺母42的作用下，托架13中的主托梁板132沿承重梁131侧向移动，而至少另一个移动滚转机构1的侧向不发生移动，进而实现对箭体5同轴度的调整。
最后，箭体5的位置调整过后，控制柜3启动伺服电机167，在接触摩擦力的作用下，滚轮164带动滚转环2旋转，从而使箭体5轴向滚转，同时，通过控制柜3操控，可以选择作业时，箭体5滚转的速度和角度，处理完后的箭体加5，可以通过电驱动车架11沿地轨移动，实现自动化作业，省时省力。
根据箭体5的长度和重量，经控制柜3可以选择一个或多个移动滚转机构1上的驱动轮机构16同时滚转工作，确保箭体5滚转的可靠性，以适应对不同型号、大小的箭体装配作业。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (10)

1.一种航天火箭箭体滚转装置，其特征在于：包括：
移动滚转机构(1)，可作高度调节且用于驱动箭体(5)轴向滚转，所述移动滚转机构(1)位于箭体(5)的下端至少为两个，且至少为两个的移动滚转机构(1)中至少有一个上设有用于调整箭体中轴线的侧调机构(4)；
滚转环(2)，与箭体(5)的法兰盘配合并支撑在移动滚转机构(1)上；
控制柜(3)，与移动滚转机构(1)相连并控制至少一个移动滚转机构(1)工作。
2.根据权利要求1所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：所述移动滚转机构(1)包括电驱动车架(11)、安装在电驱动车架(11)上的丝杠升降机(12)、与丝杠升降机(12)的输出端相连的托架(13)、与丝杠升降机(12)的输入端相连的1号电机(14)、对称设置在托架(13)上的从动轮(15)和驱动轮机构(16)。
3.根据权利要求2所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：所述驱动轮机构(16)包括支架(161)、安装在支架(161)上的轴承(162)、与轴承(162)配合的花键轴(163)、配装在花键轴(163)上的滚轮(164)、连接在花键轴(163)上的法兰盘(165)、输出端与法兰盘(165)相连的减速器(166)、输出端与减速器(166)相连的伺服电机(167)。
4.根据权利要求2所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：所述电驱动车架(11)上设有作用在升降后托架(13)上的保险机构(6)，所述保险机构(6)包括一端固定在托架(13)上且另一端与电驱动车架(11)配合的螺杆(61)、与螺杆(61)配合且转动连接在电驱动车架(11)上的手轮(62)。
5.根据权利要求2所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：所述托架(13)上设有呈对称分布且至少为两个的可调辅助滚轮(7)。
6.根据权利要求5所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：所述托架(13)上靠近可调辅助滚轮(7)处均设有可调辅助轮(8)。
7.根据权利要求2所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：至少为两个的移动滚转机构(1)中至少有一个上设有防止误操作的断电机构(9)；
所述断电机构(9)包括安装在托架(13)上沿自身宽度方向一侧的座体(91)、安装在托架(13)上沿自身宽度方向另一侧的座板(92)、设置在座体(91)内且与控制柜(3)相连的微动开关(93)、插装在座板(92)上且与微动开关(93)配合的插销(94)。
8.根据权利要求2所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：所述托架(13)包括承重梁(131)、沿承重梁(131)的长度方向滑动连接的主托梁板(132)，所述侧调机构(4)包括安装在承重梁(131)上且沿承重梁(131)的长度方向设置的丝杠(41)、与主托梁板(132)相连且安装在丝杠(41)上的螺母(42)、输出端与丝杠(41)相连的2号电机(43)。
9.根据权利要求1所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：所述滚转环(2)上沿周向每间隔2°设有与箭体(5)配合的安装孔(2a)、每间隔4°设有固定孔(2b)。
10.根据权利要求1所述的一种航天火箭箭体滚转装置,其特征在于：所述控制柜(3)包括PLC、与PLC相连的电源滤波器和继电器、与PLC相连相连的触摸屏、与电源滤波器相连的开关电源、与继电器相连的伺服驱动器。
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