CN110230954B - 一种航天运输器用栅格舵传动机构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天运输器用栅格舵传动机构，它包括支撑柱体、壁板、作动器、主轴、摇杆、隔圈、大锁紧螺母、小锁紧螺母、端盖、销盖、两个特制销、调整垫片、双列满装滚子轴承、两个圆锥滚子角接触轴承。支撑柱体一端与壁板连接，一端与端盖连接。主轴轴向上依次串联安装双列满装滚子轴承、大锁紧螺母、摇杆、隔圈、两个圆锥滚子角接触轴承、小锁紧螺母。主轴可在三个轴承的共同支撑下自由转动。摇杆的键槽与主轴上的键槽配合。作动器固定杆通过特制销与壁板连接，作动杆通过特制销与摇杆连接。作动器的作动杆轴向伸缩带动摇杆，进而带动主轴转动。

Description

一种航天运输器用栅格舵传动机构

技术领域

本发明涉及一种航天运输器用栅格舵传动机构，属于机械装置设计技术领域。

背景技术

运载火箭是目前空间应用载荷的最主要航天运输器。随着空间应用载荷的发射需求日趋增加，运载火箭的年均发射次数较以往也有了大幅度提升。高频度的火箭发射所引起的次生灾害影响更为严重，随着落区经济的发展，人口密度的增加，使得落区安全状况日益加剧。落区每次疏散，都要涉及医疗、消防、交通、通信、电力、民政、应急、林业、人武等多个部门，一次疏散群众规模达数万人。频繁的夜间疏散，给落区人民生产生活造成了严重的干扰，迫切需要通过技术手段解决火箭子级落区问题，进而消除运载火箭一子级残骸对落区的危害。

栅格舵作为主动控制火箭一子级落区的重要有效手段之一，能够有效缩减落区面积，大大降低箭体残骸引起的次生灾害影响程度。目前栅格舵已在国外多家公司航天运输器产品上得到成功应用，但在国内尚属首次研制，缺乏可借鉴现有技术。栅格舵一般由舵面、展开机构、传动机构等部分构成。其中，传动机构负责舵面旋转的驱动功能。运载火箭发射后箭体所处的空间环境非常恶劣和复杂，要求栅格舵传动机构具有较高的温度适应性和传动精度。此外，由于栅格舵自身的质量将直接影响运载火箭的运载能力，因此要求栅格舵传动机构采用轻量化设计。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，解决航天运输器发射后箭体落区面积过大的问题，提供了一种航天器用栅格舵传动机构，以配合栅格舵实现航天运输器落区控制。

本发明的技术解决方案是：一种航天运输器用栅格舵传动机构，该传动机构包括支撑柱体、作动器、主轴、摇杆、双列满装滚子轴承、两个圆锥滚子角接触轴承；

主轴一端通过双列满装滚子轴承安装在航天运输器舱体壁板上，另一端通过两个圆锥滚子角接触轴承安装在支撑柱体上，支撑柱体固定安装在航天运输器舱体壁板上，摇杆套在主轴上，通过双键槽和弧面与主轴配合连接，沿主轴径向伸出摇杆臂，摇杆臂上设有U形槽，作动器的作用杆通过第一特制销安装在摇杆臂的U形槽内，航天运输器舱体壁板设有U形槽，作动器固定杆通过第二特制销安装在壁板的U形槽内，作动器的作动杆沿轴向伸缩，带动摇杆转动，摇杆再带动主轴转动；作动器伸缩过程中，其固定杆绕第一特制销转动，器作动杆绕第二特制销转动。

所述两个圆锥滚子角接触轴承采用面对面安装方式组装，形成轴承组合体。

上述栅格舵传动机构还包括大锁紧螺母、小锁紧螺母、隔圈；

所述主轴为T型轴，包括轴端面和轴杆，所述轴杆为两级阶梯轴结构，大端为第一阶梯轴，小端为第二阶梯轴，第一阶梯轴与主轴端面之间形成第一凸台，第一阶梯轴与第二阶梯轴之间形成第二凸台，双列满装滚子轴承内圈与第一阶梯轴紧密配合连接，内圈一侧端面与主轴的第一凸台面接触，另一侧端面与大锁紧螺母的第一端面接触；大锁紧螺母拧紧固定在第一阶梯轴上，摇杆、隔圈、两个圆锥滚子角接触轴承依次串联安装在主轴第二阶梯轴上，摇杆一侧端面与主轴第二凸台面接触，另一侧端面与隔圈一侧端面接触，隔圈的另一侧端面与轴承组合体内圈一侧端面接触；轴承组合体内圈另一侧端面与小锁紧螺母一侧端面接触。

所述主轴第二凸台面沿轴向设有与第一阶梯轴平行的键，摇杆上设有键槽，摇杆套在主轴第二阶梯轴上，摇杆的键槽与主轴上的键配合，摇杆端面与主轴第二凸台面接触，摇杆与主轴卡扣在一起，使得摇杆转动时带动主轴转动。

所述摇杆上的键槽和主轴上与之配对的键至少有两对，沿轴径向均匀分布。

所述主轴的第一阶梯轴和第二阶梯轴的侧壁均匀布设减重孔结构。

所述双列满装滚子轴承外圈两侧端面悬空。

所述作动器固定杆和作动器作动杆分别通过特制销与壁板和摇杆臂连接，所述特制销采用凸台结构形式，直径较小端插入销孔内，直径较大端留在销孔外，并通过销盖阻止特制销脱出。

所述支撑柱体为中空头罩结构，一侧带有翻边，翻边与壁板固定连接，另一侧与端盖固定连接，支撑柱体侧壁与端盖形成沉孔，轴承组合体外圈安装在支撑柱体沉孔内，端盖与支撑柱体间设有调整垫片，通过改变调整垫片厚度调整两个圆锥滚子角接触轴承安内外圈安装预紧程度。

所述支撑柱体靠近翻边处侧壁开有一孔用于摇杆臂从中伸出，并在一定范围内转动。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明采用一对圆锥滚子角接触轴承与一个双列满装滚子轴承支撑固定主轴，一对角接触轴承可承受轴向载荷，一个双列满装滚子轴承承受弯矩载荷，解决了大跨度高承载传动主轴的支撑问题；

(2)、本发明双列满装滚子轴承外圈不固定，且容许轴承内圈及内部滚子在轴向上移动，可适应传动轴轴向上的热变形，实现了机构具备高承载能力的同时具有较好的宽温适应性，解决了大跨度高承载传动主轴热适应问题；

(3)、考虑到栅格舵传动机构中主轴质量占比最大，本发明基于结构仿真分析方法对主轴结构进行优化设计，大胆地采用了双层均布减重孔的结构形式，从而大幅度地降低主轴和机构整体质量，实现了机构具备高承载能力的同时具有较小的质量，解决了栅格舵传动机构过大的问题；

(4)、本发明采用“双键+圆弧”多重定位方式定位摇杆和主轴间相对位置，并且各主要传动链元件均采用小间隙配合，极大地降低了机构传动间隙，实现了机构具备高承载能力的同时具有较高的传动精度，解决了栅格舵高精度传动需求问题。

附图说明

图1为本发明实施例整体结构剖视图；

图2(a)为本发明实施例主轴大端面视图；

图2(b)为本发明实施例主轴小端面视图；

图3(a)为本发明实施例销盖正面视图；

图3(b)为本发明实施例销盖背面视图；

图4为本发明实施例摇杆结构图；

图5为本发明实施例隔圈结构图；

图6为本发明实施例小锁紧螺母结构图；

图7为本发明实施例大锁紧螺母结构图；

图8为本发明实施例端盖结构图；

图9为本发明实施例调整垫片结构图；

图10为本发明实施例支撑柱体结构图；

图11为本发明实施例作动器结构图；

图12为本发明实施例特制销结构图；

图13(a)为本发明实施例壁板底部结构图；

图13(b)为本发明实施例壁板沉孔结构图；

图14为本发明实施例作动器安装示意图；

图15为本发明实施例作动器与摇杆连接部位安装示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明提供了一种航天运输器用栅格舵传动机构。它是一种用于配合栅格舵实现航天运输器落区控制的传动机构，以解决航天运输器发射后箭体落区面积过大的问题。

如图1所示，本发明提供的传动机构包括支撑柱体、作动器、主轴、摇杆、双列满装滚子轴承、两个圆锥滚子角接触轴承、大锁紧螺母、小锁紧螺母、隔圈。

主轴一端通过双列满装滚子轴承安装在航天运输器舱体壁板上，另一端通过两个圆锥滚子角接触轴承安装在支撑柱体上，主轴受到的外界轴向载荷由两个圆锥滚子角接触轴承组成的轴承组合体承载，主轴受到的外界弯矩主要由双列满装滚子轴承承载；解决了大跨度高承载传动主轴的支撑问题。支撑柱体固定安装在航天运输器舱体壁板上，摇杆套在主轴上，通过双键槽和弧面与主轴配合连接，沿主轴径向伸出摇杆臂，摇杆臂上设有U形槽，作动器的作用杆通过第一特制销安装在摇杆臂的U形槽内，航天运输器舱体壁板设有U形槽，作动器固定杆通过第二特制销安装在壁板的U形槽内，作动器的作动杆沿轴向伸缩，带动摇杆转动，摇杆再带动主轴转动；作动器伸缩过程中，其固定杆绕第一特制销转动，其作动杆绕第二特制销转动。

如图2(a)和图2(b)所示，所述主轴为T型轴，包括轴端面和轴杆，所述轴杆为两级阶梯轴结构，大端为第一阶梯轴，小端为第二阶梯轴，第一阶梯轴与主轴端面之间形成第一凸台，第一阶梯轴与第二阶梯轴之间形成第二凸台，双列满装滚子轴承内圈与第一阶梯轴紧密配合连接，内圈一侧端面与主轴的第一凸台面接触，另一侧端面与大锁紧螺母的第一端面接触；主轴的第一阶梯轴上设有大螺纹，大锁紧螺母通过大螺纹拧紧固定在第一阶梯轴上，摇杆、隔圈、两个圆锥滚子角接触轴承依次串联安装在主轴第二阶梯轴上，摇杆一侧端面与主轴第二凸台面接触，另一侧端面与隔圈一侧端面接触，两个圆锥滚子角接触轴承采用面对面安装方式组装，形成轴承组合体，隔圈的另一侧端面与轴承组合体内圈一侧端面接触；轴承组合体内圈另一侧端面与小锁紧螺母一侧端面接触，小锁紧螺母通过小螺纹安装在主轴的第二阶梯轴端部。如图5所示，为了减重，隔圈采用镂空结构。如图6和图7所示，大锁紧螺母和小锁紧螺母的外圈设有向外突出的键，用于拧紧时，扳手限位固定。

如图2(b)和图4所示，所述主轴第二凸台面沿轴向设有与第一阶梯轴平行的键，摇杆上设有键槽，摇杆套在主轴第二阶梯轴上，摇杆的键槽与主轴上的键配合，摇杆的第一端面与主轴第二凸台面接触，摇杆的键槽与与主轴上的键配合，弧面与主轴弧面配合，使得摇杆与主轴卡扣在一起，使得摇杆转动时带动主轴转动。摇杆上的键槽和主轴上与之配对的键至少有两对，沿轴径向均匀分布。在本发明的某一具体实施例中，主轴的第二阶梯轴上设置有径向分布的一对键，摇杆内圈对应位置有一对键槽，可有效提高摇杆和主轴间的传力均匀性，具有较高的传递载荷能力以及较好的传动稳定性。

考虑到栅格舵传动机构中主轴质量占比最大，本发明基于结构仿真分析方法对主轴结构进行优化设计，本发明大胆地采用了双层均布减重孔的结构形式，即所述主轴的第一阶梯轴和第二阶梯轴的侧壁均匀布设减重孔结构，从而大幅度地降低主轴和机构整体质量，实现了机构具备高承载能力的同时具有较小的质量，解决了栅格舵传动机构过大的问题。

所述双列满装滚子轴承外圈两侧端面悬空，容许轴承内圈及内部滚子在轴向上移动，可适应传动轴轴向上的热变形，实现了机构具备高承载能力的同时具有较好的宽温适应性，解决了大跨度高承载传动主轴热适应问题。

如图14和图15所示，所述第一特制销和第二特制销采用凸台结构形式，直径较小端插入销孔内，直径较大端留在销孔外，并通过销盖阻止特制销脱出。

如图10所示，支撑柱体为中空头罩结构，一侧带有翻边，翻边与壁板固定连接，另一侧与端盖固定连接，支撑柱体侧壁与端盖形成沉孔，轴承组合体外圈安装在支撑柱体沉孔内，端盖与支撑柱体间设有调整垫片，通过改变调整垫片厚度调整两个圆锥滚子角接触轴承安内外圈安装预紧程度。端盖的结构如图8所示，垫片的结构如图9所示。

如图14所示，支撑柱体安装在壁板上，支撑柱体第一端面与壁板端面接触；端盖安装在支撑柱体上，端盖第一端面与支撑柱体第三端面接触，两者之间根据装配需求设置调整垫片，所述支撑柱体靠近翻边处侧壁开有一孔用于摇杆臂从中伸出，并在一定范围内转动，销盖安装在摇杆第三端面上。

如图13(a)、图13(b)所示，双列满装滚子轴承外圈安装在壁板沉孔内；轴承组合体外圈安装在支撑柱体沉孔内，轴承组合体外圈第一端面与支撑柱体第二端面接触，轴承组合体外圈第二端面与端盖第二端面接触。

支撑柱体、壁板采用铝合金材料，主轴、摇杆、隔圈、端盖采用钛合金材料，特制销、销盖、调整垫片、大锁紧螺母、小锁紧螺母采用钢材料，在满足承载需求的基础上大幅降低机构整体质量。

双列满装滚子轴承外圈两端面悬空，不与其他部件接触，具有较好的高低温适应性。

两个圆锥滚子角接触轴承面对面安装在支撑柱体沉孔内。通过调整端盖与支撑柱体间的调整垫片厚度，调整两个圆锥滚子角接触轴承安内外圈安装预紧程度，既满足高承载要求，也具备高低温适应性。

主轴与摇杆在零件小间隙配合公差的基础上，采用“双键+圆弧”多重定位配合方式，有效降低主轴和摇杆装配后的往复转动回隙，具有较高的机械传动精度。

特制销与摇杆销孔及作动器作动杆、特制销与壁板销孔及作动器固定端、两个圆锥滚子角接触轴承与主轴及支撑柱体、双列满装滚子轴承与主轴及壁板均为小间隙配合，保证易装配的同时，具有较高的机械传动精度。如图12所示，特制销采用凸台结构形式，直径较小段插入销孔内，直径较大端留在销孔外，通过安装在摇杆上的销盖阻止特制销脱出。如图3(a)和图3(b)所示，销盖中心设有一沉孔。

如图11所示，本发明实施例的作动器的作动杆和固定杆端部为圆环结构，分别用于插入第一特制销和第二特制销。

本发明部件之间连接紧固件包括常用的螺钉，弹簧垫圈，平垫等。

本发明的工作原理如下：

本发明使用时，作动器作为驱动源，作动器的工作原理是直线伸缩作动杆，从而实现作动器整体长度的变化，在作动器固定端位置不变时，作动杆将带动摇杆转动，从而实现将作动器的直线运动转化为摇杆的旋转运动。主轴在三个轴承的支撑作用下拥有转动自由度，摇杆通过键带动主轴转动。

主轴通过两个圆锥滚子角接触轴承的承载轴向高载荷，通过双列满装滚子轴承承载高弯矩。

主轴通过双列满装滚子轴承外圈两端面悬空和改变调整垫片厚度调整两个圆锥滚子角接触轴承的预紧力实现机构宽温适应性。

主轴通过采用双层均布减重孔结构形式，在保证较高的结构强度和刚度，大幅减小结构质量；

摇杆和主轴间采用“双键+圆弧”多重定位方式定位，第一特制销与摇杆销孔及作动器作动杆、第二特制销与壁板销孔及作动器固定端、两个圆锥滚子角接触轴承与主轴及支撑柱体、双列满装滚子轴承与主轴及壁板、摇杆的内圈与主轴、摇杆的键槽与主轴上的键均为小间隙配合，保证易装配的同时，具有较高的机械传动精度。

本说明书中未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (8)

1.一种航天运输器用栅格舵传动机构，其特征在于：包括支撑柱体、作动器、主轴、摇杆、双列满装滚子轴承、两个圆锥滚子角接触轴承、大锁紧螺母、小锁紧螺母、隔圈；

主轴一端通过双列满装滚子轴承安装在航天运输器舱体壁板上，另一端通过两个圆锥滚子角接触轴承安装在支撑柱体上，支撑柱体固定安装在航天运输器舱体壁板上，摇杆套在主轴上，通过双键槽和弧面与主轴配合连接，摇杆沿主轴径向伸出摇杆臂，摇杆臂上设有U形槽，作动器的作动杆通过第一特制销安装在摇杆臂的U形槽内，航天运输器舱体壁板设有U形槽，作动器固定杆通过第二特制销安装在壁板的U形槽内，作动器的作动杆沿轴向伸缩，带动摇杆转动，摇杆再带动主轴转动；作动器伸缩过程中，其固定杆绕第一特制销转动，作动杆绕第二特制销转动；所述两个圆锥滚子角接触轴承采用面对面安装方式组装，形成轴承组合体；

所述主轴为T型轴，包括轴端面和轴杆，所述轴杆为两级阶梯轴结构，大端为第一阶梯轴，小端为第二阶梯轴，第一阶梯轴与主轴轴端面之间形成第一凸台，第一阶梯轴与第二阶梯轴之间形成第二凸台，双列满装滚子轴承内圈与第一阶梯轴紧密配合连接，内圈一侧端面与主轴的第一凸台面接触，另一侧端面与大锁紧螺母的第一端面接触；大锁紧螺母拧紧固定在第一阶梯轴上，摇杆、隔圈、两个圆锥滚子角接触轴承依次串联安装在主轴第二阶梯轴上，摇杆一侧端面与主轴第二凸台面接触，另一侧端面与隔圈一侧端面接触，隔圈的另一侧端面与轴承组合体内圈一侧端面接触；轴承组合体内圈另一侧端面与小锁紧螺母一侧端面接触。

2.根据权利要求1所述的一种航天运输器用栅格舵传动机构，其特征在于所述主轴第二凸台面沿轴向设有与第一阶梯轴平行的键，摇杆上设有键槽，摇杆套在主轴第二阶梯轴上，摇杆的键槽与主轴上的键配合，摇杆端面与主轴第二凸台面接触，摇杆与主轴卡扣在一起，使得摇杆转动时带动主轴转动。

3.根据权利要求2所述的一种航天运输器用栅格舵传动机构，其特征在于摇杆上的键槽和主轴上与之配对的键至少有两对，沿主轴径向均匀分布。

4.根据权利要求1所述的一种航天运输器用栅格舵传动机构，其特征在于所述主轴的第一阶梯轴和第二阶梯轴的侧壁均匀布设减重孔结构。

5.根据权利要求1所述的一种航天运输器用栅格舵传动机构，其特征在于所述双列满装滚子轴承外圈两侧端面悬空。

6.根据权利要求1所述的一种航天运输器用栅格舵传动机构，其特征在于所述作动器固定杆和作动器作动杆分别通过特制销与壁板和摇杆臂连接，所述特制销采用凸台结构形式，直径较小端插入销孔内，直径较大端留在销孔外，并通过销盖阻止特制销脱出。

7.根据权利要求1所述的一种航天运输器用栅格舵传动机构，其特征在于支撑柱体为中空头罩结构，一侧带有翻边，翻边与壁板固定连接，另一侧与端盖固定连接，支撑柱体侧壁与端盖形成沉孔，轴承组合体外圈安装在支撑柱体沉孔内，端盖与支撑柱体间设有调整垫片，通过改变调整垫片厚度调整两个圆锥滚子角接触轴承内外圈安装预紧程度。

8.根据权利要求7所述的一种航天运输器用栅格舵传动机构，其特征在于所述支撑柱体靠近翻边处侧壁开有一孔用于摇杆臂从中伸出，并在一定范围内转动。

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