CN112122916A - 用于火箭装配的驱动装置 - Google Patents

用于火箭装配的驱动装置 Download PDF

Info

Publication number
CN112122916A
CN112122916A CN202010926019.4A CN202010926019A CN112122916A CN 112122916 A CN112122916 A CN 112122916A CN 202010926019 A CN202010926019 A CN 202010926019A CN 112122916 A CN112122916 A CN 112122916A
Authority
CN
China
Prior art keywords
frame
driving
rocket
assembly
axis
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202010926019.4A
Other languages
English (en)
Inventor
王健
张昌武
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Lanjian Spaceflight Technology Co ltd
Zhejiang Blue Arrow Space Technology Co ltd
Landspace Technology Co Ltd
Original Assignee
Lanjian Spaceflight Technology Co ltd
Zhejiang Blue Arrow Space Technology Co ltd
Landspace Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Lanjian Spaceflight Technology Co ltd, Zhejiang Blue Arrow Space Technology Co ltd, Landspace Technology Co Ltd filed Critical Lanjian Spaceflight Technology Co ltd
Priority to CN202010926019.4A priority Critical patent/CN112122916A/zh
Publication of CN112122916A publication Critical patent/CN112122916A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23PMETAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P19/00Machines for simply fitting together or separating metal parts or objects, or metal and non-metal parts, whether or not involving some deformation; Tools or devices therefor so far as not provided for in other classes
    • B23P19/10Aligning parts to be fitted together
    • B23P19/107Aligning parts to be fitted together using oscillating, rotating or vibrating movements

Abstract

本发明提供一种用于火箭装配的驱动装置,包括:第二驱动组件,包括沿Z轴并列放置的第一框架和第二框架、丝杠机构和回转支座,所述丝杠机构和所述回转支架设置在所述第一框架和所述第二框架之间,所述第二驱动组件用于调节火箭部段沿着Y轴旋转。该用于火箭装配的驱动装置能够实现火箭部段沿着Y轴向的精确旋转,满足驱动需求。

Description

用于火箭装配的驱动装置
技术领域
本发明涉及火箭大部件安装的领域,具体涉及一种用于火箭装配的驱动装置。
背景技术
运载火箭作为卫星及其他航天器的主要运载工具,随着航天技术的发展,发射载荷的多样性及发射次数的密集性,对运载火箭的数量和质量需求越来越高。运载火箭总装是一个复杂的装配过程,主要分为结构安装、设备电缆安装、动力系统安装三大部分,其中结构安装是火箭总装中的重要组成部分。
在国内的火箭装配中部段装配主要靠人喊、目视进行火箭零部件姿态的调整,这种手工方式不仅需要的工装多、操作人员多,而且火箭筒段间协调关系复杂,需多次反复协调;另外由于火箭筒段直径和部件长度都比较大,姿态调整困难、定位准确度差;此外对接面定位精度差,会造成挤压装配,这种方式严重影响了机翼装配效率和装配质量,无法满足高效率、高质量的要求。
鉴于此,亟需设计一种能实现自动调姿,并且能增加工作效率的用于火箭装配的驱动装置。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足,提供一种用于火箭装配的驱动装置。
本发明提供一种用于火箭装配的驱动装置,包括:第二驱动组件,包括沿Z轴并列放置的第一框架和第二框架、丝杠机构和回转支座,所述丝杠机构和所述回转支架设置在所述第一框架和所述第二框架之间,所述第二驱动组件用于调节火箭部段沿着Y轴旋转。
根据本发明的一个实施例,所述第一框架和所述第二框架沿着X轴方向长度适应于火箭部段的长度,沿着Y轴方向的长度适应于火箭部段的直径。
根据本发明的一个实施例,所述丝杠机构包括:丝杠安装座,固定在所述第一框架在X轴方向的一侧;驱动螺母,固定在所述第二框架对应所述丝杠安装座的位置;驱动丝杠,可转动地设置在所述丝杠安装座和所述驱动螺母内;第二驱动电机,提供驱动力给所述驱动丝杠实现所述驱动丝杠Z轴方向移动。
根据本发明的一个实施例,所述丝杠机构还包括:螺母安装座,用于固定所述驱动螺母在所述第二框架上。
根据本发明的一个实施例,所述丝杠安装座和所述螺母安装座分别设置于所述第一框架和所述第二框架在X轴方向一侧的中间位置。
根据本发明的一个实施例,所述回转支架包括:第一转轴,固定在所述第一框架沿着Y轴向的两侧;第二转轴,固定在所述第二框架沿着Y轴向的两侧,所述第二转轴与所述第一转轴交叉设置;销轴,贯穿所述第一转轴和所述第二转轴。
根据本发明的一个实施例,所述第一转轴和所述第二转轴设置于所述第一框架和所述第二框架X轴向的中间位置。
根据本发明的一个实施例,所述第一转轴和所述第二转轴为半弧形板状结构。
根据本发明的一个实施例,所述丝杠机构还包括:第一带轮,设置在所述第二驱动电机上;第二带轮,设置在所述驱动丝杠远离所述驱动螺母的一端;同步带,套装在所述第一带轮和所述第二带轮上。
根据本发明的一个实施例,所述丝杠机构还包括:第二支架,用于固定所述第二驱动电机在所述丝杠安装座上;螺母安装座,用于固定所述驱动螺母在所述第二框架上。
本发明用于火箭装配的驱动装置的第二驱动组件能够实现火箭部段沿着Y轴向的精确旋转,满足驱动需求。
应了解的是,上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的,其并不能限制本发明所欲主张的范围。
附图说明
下面的附图是本发明的说明书的一部分,其绘示了本发明的示例实施例,所附附图与说明书的描述一起用来说明发明的原理。
图1是本发明一个实施例的用于火箭装配的调姿装置的立体图;
图2是本发明再一个实施例的用于火箭装配的调姿装置的侧视图;
图3是本发明另一个实施例的用于火箭装配的调姿装置的侧视图;
图4是本发明一个实施例的用于火箭装配的驱动装置的立体图;
图5是本发明一个实施例中第一驱动组件的部分示意图;
图6是本发明另一个实施例的用于火箭装配的驱动装置的侧视图;
图7是本发明再一个实施例的用于火箭装配的驱动装置的正视图;
图8是本发明一个实施例中第二驱动组件的部分示意图;
图9是本发明再一个实施例的用于火箭装配的调姿装置的立体图。
附图标记说明:
100-第一驱动组件,101-保形装置,102-导向轨,103-导向槽,104-第一齿轮,105-第二齿轮,106-第一驱动电机,107-第一减速机,108-第一支架,110-第一弧板,111-第二弧板,112-平板;
200-第二驱动组件,201-第一框架,202-第二框架,203-丝杠机构,204-回转支架,205-丝杠安装座,206-驱动螺母,207-驱动丝杠,208-第二驱动电机,209-第一转轴,210-第二转轴,211-销轴,212-第一带轮,213-第二带轮,214-同步带,215-第二支架,216-螺母安装座;
300-第三驱动组件,301-第三齿轮,302-第四齿轮,303-第三驱动电机,304-支撑座,305-第二减速机,306-第三支架。
具体实施方式
下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例,为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白,以下结合附图及具体实施例,对本发明进行进一步详细描述。应理解,此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本发明,用于示例性的说明本发明的原理,并不被配置为限定本发明。另外,附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如,可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸,以帮助对本发明实施例的理解。
下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向,并不是对本发明实施例的具体结构进行限定。在本发明的描述中,需要说明的是,除非另有说明,术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解,例如,可以是固定连接,也可以是可拆卸连接,或一体地连接;可以是直接相连,也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言,可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含,从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素,而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下,由语句“包括……”限定的要素,并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。
诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便,以解释一个元件相对于第二元件的定位,表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外,这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外,例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触,也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外,诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等,并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。
对于本领域技术人员来说,本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明更好的理解。
图1是本发明一个实施例的用于火箭装配的调姿装置的立体图;图2是本发明再一个实施例的用于火箭装配的调姿装置的侧视图;图3是本发明另一个实施例的用于火箭装配的调姿装置的侧视图;图4是本发明一个实施例的用于火箭装配的驱动装置的立体图;图5是本发明一个实施例中第一驱动组件的部分示意图;图6是本发明另一个实施例的用于火箭装配的驱动装置的侧视图;图7是本发明再一个实施例的用于火箭装配的驱动装置的正视图;图8是本发明一个实施例中第二驱动组件的部分示意图;图9是本发明再一个实施例的用于火箭装配的调姿装置的立体图。
在运载火箭航天领域随着航天技术的发展,发射载荷的多样性及发射次数的密集性,对运载火箭的数量和质量需求越来越高。运载火箭中的结构安装是火箭总装中的重要组成部分,尤其是火箭发动机与过渡段的对接、氧化剂箱与箱间段对接、燃料箱与箱间段对接、尾段与过渡段对接、级间杆系与氧化剂箱对接、级间段与燃料箱对接、组合体对接等总装工作。
随着技术的发展,大型机电设备、船舶、飞机等行业已广泛利用大尺寸测量系统来指导大部件的对接装配,特别是在航空领域,由大尺寸测量系统、调姿系统、伺服控制系统构成的自动对接装配系统已大大提高了飞机的装配效率和质量。
本发明提供一种用于火箭装配的驱动装置,包括:第二驱动组件200,包括沿Z轴并列放置的第一框架201和第二框架202、丝杠机构203和回转支座204,丝杠机构203和回转支架204设置在第一框架201和第二框架202之间,第二驱动组件200用于调节火箭部段沿着Y轴旋转。
具体地,用于火箭装配的调姿装置由三个驱动组件构成,可以分别进行绕空间坐标X、Y和Z轴三个坐标轴转动,从而进行三个方向的姿态调整。根据火箭装配调整范围小、精度要求高的装配特点,该火箭装配的调姿装置通过三层结构实现空间绕X、Y、Z三个轴的转动,通过将第一驱动组件100、第二驱动组件200和第三驱动组件300分别施加在火箭部件下方,可对三个方向转动精确控制,从而实现火箭装配时姿态的精确调控。
如图1所示,通过第一驱动组件100实现火箭部段绕X轴的转动,通过第二驱动组件200实现火箭部段绕Y轴的转动,通过第三驱动组件300实现火箭部段绕Z轴的转动。其中,第一驱动组件100中的保形装置101形状能够适应于火箭部段的形状,一般火箭部段多为弧形,在本实施例中以弧形的保形装置101进行说明。第二驱动组件200中的第一框架201和第二框架202沿着Z轴并列设置,当丝杠机构203进行长度调节时,回转支架204能够作为第一框架201和第二框架202的支点实现火箭部段的俯仰调节。第三驱动组件300设置在第二框架202远离第一框架201侧,用于调节火箭部段沿着Z轴旋转。
根据本发明的一个实施例,保形装置101为包裹火箭部段的圆形框架结构。
作为本实施例中的一个方式,保形装置101为包裹火箭部段的圆形框架结构,整体式的圆形包裹方式能全方位的保护火箭部段不偏移,保形装置101与火箭部段的贴合面积增大,摩擦力也增加,保证火箭筒段沿着X轴方向旋转更加顺畅。
根据本发明的一个实施例,保形装置101为包裹火箭部段下半部分的半圆形框架结构。
如图1至图3所示,作为本实施例中的一个方式,保形装置101可采用包裹火箭部段下半部分的半圆形框架结构,半圆形的弧形结构既能节省框架的材料,还方便工作人员查看火箭部段的移动状态。为了增加保形装置101与火箭部段之间的摩擦力,可以在保形装置101与火箭部段接触的界面安装框架结构匹配的橡胶,保证火箭筒段沿着X轴方向旋转更加顺畅。
如图4所示,根据本发明的一个实施例,保形装置101包括:第一弧板110和第二弧板111,沿着火箭部段的长度方向间隔设置,用于支承火箭部段两端,其中第一弧板110和第二弧板111的内弧面与火箭部段的周向匹配;至少三个以上的平板112,连接到第一弧板110和第二弧板111之间。
具体地,保形装置101通过第一弧板110和第二弧板111间隔放置加上至少三个平板112连接起来构成,该结构的保形装置101具有较好的承力空间,将火箭部段的重量均匀分布到保形装置101上。
根据本发明的一个方面,第一驱动组件100还包括:导向轨102,设置在保形装置101两端的支撑架上;导向槽103,固定在第一框架201上用于导向轨102的滑动支撑。
具体地,保形装置101为弧形的框架结构,设置导向轨102在保形装置101两端的支撑架上,设置导向槽103用于将导向轨102内嵌在导向槽103内,导向槽103固定在第一框架201上,导向轨102在导向槽103内可滑动放置。在该实施例中,提供一个沿着导向轨102方向的力,即可实现火箭部段沿着X轴旋转。
如图4所示,根据本发明的一个实施例,第一驱动组件100还包括:导向轨102,设置在第一弧板110和第二弧板111上,导向轨102的轨道延伸方向与火箭部段的周向方向一致;导向槽103,固定在第一框架201上用于导向轨102的滑动支撑。
具体地,由于保形装置101为弧形的框架结构,设置导向轨102在保形装置101两端的第一弧板110和第二弧板111上,设置导向槽103用于将导向轨102内嵌在导向槽103内,导向槽103固定在第一框架201上,导向轨102在导向槽103内可滑动放置。在该实施例中,提供一个沿着导向轨102方向的力,即可实现火箭部段沿着X轴旋转。
根据本发明的一个实施例,导向槽103的长度小于导向轨102的长度。在本实施例中,导向槽103的弧形中间位置固定在第一框架201上,导向槽103的弧形总长度小于导向轨102的弧形总长度,导向轨102的长度至少达到火箭部段的半个周长,采用该实施方式能够保证导向轨102滑动时不偏离导向槽103的轨道,还能较为直观的查看导向轨102活动的情况。
根据本发明的一个实施例,导向槽103通过至少两个支撑柱连接到第一框架201。其中,由于导向槽103为弧形结构,通过弧形中点位置单点连接到第一框架201上导向槽103的安装方式不稳定,增加两个以上的支撑柱在导向槽103弧形结构的两端,使得导向槽103稳定固定在第一框架201上,从而能够安全操作导向轨102在导向槽103内活动。
如图5所示,根据本发明的一个方面,第一驱动组件100还包括:第一齿轮104,设置在保形装置101上且平行于导向轨102;第二齿轮105,齿合于第一齿轮104且形状小于第一齿轮104;第一驱动电机106,提供驱动力给第二齿轮105带动第一齿轮104转动。
在本实施例中,第一驱动电机106提供驱动力,提供一个被驱动的部件,即在保形装置101上设置平行于导向轨102的第一齿轮104,由于第一齿轮104的大小适应于保形装置101,需要再设置第二齿轮105其形状小于第一齿轮104,方便第一驱动电机106先作用到第二齿轮105,通过第二齿轮105与第一齿轮104相互齿合带动第一齿轮104转动,从而驱动导向轨102沿着导向槽103转动,保形装置101带着火箭部段沿着其中心轴旋转。
根据本发明的一个实施例,第一齿轮104安装在保形装置101沿轴线方向的中间位置,例如,设置在至少三个以上的平板112的外侧。其中,由于第一齿轮104平行于导向轨102同样是弧形结构,将弧形的第一齿轮104安装在第一弧板110与第二弧板111之间的平板112上。作为一种实施例,第一齿轮104可以安装在至少三个以上平板112在保形装置101轴向方向的中间位置,便于第一齿轮104的受力均匀。
根据本发明的一个方面,第一驱动组件100还包括:第一减速机107,连接在第一驱动电机106上;第一支架108,设置在第一框架201上用于固定第一减速机107。
具体地,在第一驱动电机106上安装第一减速机107能够实现驱动力的有效输出,设置第一支架108在第一框架201相应的位置上,用于支撑第一减速机107,从而第一驱动电机106通过第一减速机107的驱动力输出到第二齿轮105上,第二齿轮105带动第一齿轮104转动,驱动保形装置101连同火箭部段通过导向轨102在导向槽103内移动,实现火箭部段沿着X轴旋转。
如图6和图7所示,根据本发明的一个实施例,第一框架201和第二框架202沿着X轴方向长度适应于火箭部段的长度,沿着Y轴方向的长度适应于火箭部段的直径。
具体地,第一框架201和第二框架202的大小尺寸要和火箭部段的大小适应,沿着X轴方向长度适应于火箭部段的长度,沿着Y轴方向的长度适应于火箭部段的直径,整体呈现长方形的形状,利于火箭部段的支撑。
如图8所示,根据本发明的一个方面,丝杠机构203包括:丝杠安装座205,固定在第一框架201在X轴向的一侧;驱动螺母206,固定在第二框架202对应丝杠安装座205的位置;驱动丝杠207,可转动地设置在丝杠安装座205和驱动螺母206内;第二驱动电机208,提供驱动力给驱动丝杠207实现驱动丝杠207沿Z轴方向移动。
具体地,第二驱动机构200中的丝杠机构203是提供驱动力的主要部件,通过安装丝杠安装座205和驱动螺母206分别在第一框架201和第二框架202上,驱动丝杠207贯穿丝杠安装座205和驱动螺母206并且能实现转动螺纹连接,在第二驱动电机208提供驱动力转动驱动丝杠207时,驱动丝杠207就能够实现沿着Z轴方向移动一定距离。整个丝杠机构203处于第一框架201和第二框架202在X轴向相同的一侧,各部件能够相互配合驱动丝杠机构203。
如图6和图7所示,根据本发明的一个方面,回转支架204包括:第一转轴209,固定在第一框架201在Y轴方向的两侧;第二转轴210,固定在第二框架202在Y轴方向的两侧,第二转轴210与第一转轴209交叉设置;销轴211,贯穿第一转轴209和第二转轴210。
具体地,回转支架204不仅起到支撑和隔离第一框架201和第二框架202的作用,还能围绕回转支架204进行第一框架201的俯仰运动,第二框架202固定保持不动。第二驱动机构200中的回转支架204通过第一转轴209和第二转轴210相互配合实现第一框架201和第二框架202的俯仰运动,第一转轴209与第一框架201固定在一起,第二转轴210与第二框架202固定在一起,通过销轴211将第一转轴209和第二转轴210可旋转的连接在一起。回转支架201在第一框架201和第二框架202在Y轴向的两侧均有设置,提供一个稳定的支撑环境。通过销轴211将第一转轴209和第二转轴210可活动连接到一起,在保持第二框架202不动的情况下,第一框架201围绕回转支架204绕Y轴旋转,旋转的角度受丝杠机构203的移动位移影响。
根据本发明的一个实施例,第一转轴209和第二转轴210设置于第一框架201和第二框架202沿X轴向的中间位置。其中,由于第一框架201围绕回转支架204进行俯仰运动,回转支架204的位置决定了旋转的角度大小,在本实施例中选择将回转支架204安装在第一框架201和第二框架202沿X轴向的中间位置,这样不仅第一转轴209和第二转轴210的受力均匀,第一框架201沿着X轴的两端的上下偏移量也相同
根据本发明的一个实施例,第一转轴209和第二转轴210为半弧形板状结构。其中,为了方便回转支架204可靠回转,第一转轴209和第二转轴210设置成半弧形板状结构,当回转支架204绕着销轴219旋转时能够提供一个可靠的旋转空间。
如图8所示,根据本发明的一个方面,丝杠机构203还包括:第一带轮212,设置在第二驱动电机208上;第二带轮213,设置在驱动丝杠207远离驱动螺母206的一端;同步带214,套装在第一带轮212和第二带轮213上。
具体地,第二驱动机构208与驱动丝杠207之间的驱动力可以通过第一带轮212、第二带轮213和同步带214进行传输,第一带轮212适应于第二驱动电机208的动力输出部件,第二带轮213适应于驱动丝杠207一端的大小,通过将同步带214套装与在第一带轮212和第二带轮213上,实现驱动力的传送。
根据本发明的一个方面,丝杠机构203还包括:第二支架215,用于固定第二驱动电机208在丝杠安装座205上;螺母安装座216,用于固定驱动螺母206在第二框架202上。
具体地,为了让第二驱动电机208更稳定的固定在丝杠安装座205上,设置第二支架215在丝杠安装座205上,将第二驱动电机208贯穿在第二支架215中。同样,为了驱动螺母206更好地固定在第二框架202上,设置螺母安装座216连接到第二框架202上。
如图9所示,根据本发明的一个方面,第三驱动组件300包括:第三齿轮301,尺寸适应于第二框架202且固定在第二框架202远离第一框架201的一侧;第四齿轮302,齿合于第三齿轮301且形状小于第三齿轮301;第三驱动电机303,提供驱动力给第四齿轮302带动第三齿轮301转动。
具体地,第三驱动组件300通过第三齿轮301和第四齿轮302的配合,在第三驱动电机303的驱动力作用下带动第二框架202沿着Z轴旋转。第三齿轮301的尺寸适应于第二框架202,固定在第二框架202远离第一框架201的一侧,为了便于第三驱动电机303的驱动力输出,设置第四齿轮302齿合于第三齿轮301且形状小于第三齿轮301。
根据本发明的一个方面,第三驱动组件300还包括:支撑座304,尺寸与第三齿轮301匹配且可活动连接于第三齿轮301;第二减速机305,连接在第三驱动电机303上;第三支架306,设置在支撑座304上用于固定第二减速机305。
具体地,为了让第三齿轮303能够转动,需要设置支撑座304在一个固定的平台,支撑座304的尺寸与第三齿轮301匹配且可活动连接于第三齿轮301。为了实现第三驱动电机303的驱动力有效输出,设置第二减速机305连接在第三驱动电机303上。设置第三支架306在支撑座304的一侧用于固定第二减速机305。
本发明实现的技术效果如下:
1.单台用于火箭装配的调姿装置可以实现空间三个转动自由度的姿态调整;
2.将驱动位置施加在框架边缘,大大提高了姿态调整的调整精度,实现了姿态的精确调控;
3.三层框架实现三个方向调姿,结构紧凑;
4.方便与机器人或其它三自由度移动设备集成,形成空间六自由度的全自由度空间姿态调整。
以上仅为本发明的较佳实施例而已,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内,所作的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,包括:
第二驱动组件,包括沿Z轴并列放置的第一框架和第二框架、丝杠机构和回转支座,所述丝杠机构和所述回转支架设置在所述第一框架和所述第二框架之间,所述第二驱动组件用于调节火箭部段沿着Y轴旋转。
2.根据权利要求1所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述第一框架和所述第二框架沿着X轴方向长度适应于火箭部段的长度,沿着Y轴方向的长度适应于火箭部段的直径。
3.根据权利要求1所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述丝杠机构包括:
丝杠安装座,固定在所述第一框架在X轴方向的一侧;
驱动螺母,固定在所述第二框架对应所述丝杠安装座的位置;
驱动丝杠,可转动地设置在所述丝杠安装座和所述驱动螺母内;
第二驱动电机,提供驱动力给所述驱动丝杠实现所述驱动丝杠Z轴方向移动。
4.根据权利要求3所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述丝杠机构还包括:
螺母安装座,用于固定所述驱动螺母在所述第二框架上。
5.根据权利要求4所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述丝杠安装座和所述螺母安装座分别设置于所述第一框架和所述第二框架在X轴方向一侧的中间位置。
6.根据权利要求3所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述回转支架包括:
第一转轴,固定在所述第一框架沿着Y轴向的两侧;
第二转轴,固定在所述第二框架沿着Y轴向的两侧,所述第二转轴与所述第一转轴交叉设置;
销轴,贯穿所述第一转轴和所述第二转轴。
7.根据权利要求6所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述第一转轴和所述第二转轴设置于所述第一框架和所述第二框架X轴向的中间位置。
8.根据权利要求7所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述第一转轴和所述第二转轴为半弧形板状结构。
9.根据权利要求3所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述丝杠机构还包括:
第一带轮,设置在所述第二驱动电机上;
第二带轮,设置在所述驱动丝杠远离所述驱动螺母的一端;
同步带,套装在所述第一带轮和所述第二带轮上。
10.根据权利要求9所述的用于火箭装配的驱动装置,其特征在于,所述丝杠机构还包括:
第二支架,用于固定所述第二驱动电机在所述丝杠安装座上;
螺母安装座,用于固定所述驱动螺母在所述第二框架上。
CN202010926019.4A 2020-09-07 2020-09-07 用于火箭装配的驱动装置 Pending CN112122916A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010926019.4A CN112122916A (zh) 2020-09-07 2020-09-07 用于火箭装配的驱动装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010926019.4A CN112122916A (zh) 2020-09-07 2020-09-07 用于火箭装配的驱动装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112122916A true CN112122916A (zh) 2020-12-25

Family

ID=73848230

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010926019.4A Pending CN112122916A (zh) 2020-09-07 2020-09-07 用于火箭装配的驱动装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112122916A (zh)

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202045522U (zh) * 2011-04-19 2011-11-23 滁州金诺实业有限公司 一种可调节角度的吊装夹具
EP2517821A1 (en) * 2011-04-27 2012-10-31 Blue Origin, LLC Inflatable ring for supporting friction welding workpieces, and associated systems and methods
CN202984717U (zh) * 2012-09-08 2013-06-12 湖北江汉重工有限公司 大型铸件全自动加工镗铣床
CN103674591A (zh) * 2013-11-12 2014-03-26 北京卫星环境工程研究所 低温真空环境中的卫星动态角度调整机构
CN104118576A (zh) * 2014-08-07 2014-10-29 天津航天长征火箭制造有限公司 一种大角度滚转、调姿一体化架车
CN204574943U (zh) * 2015-04-03 2015-08-19 新疆维吾尔自治区人工影响天气办公室 增雨防雹火箭弹发射架双杆俯仰装置
CN206216236U (zh) * 2016-08-25 2017-06-06 上海航天设备制造总厂 六自由度运载火箭筒段装配架车
CN107352043A (zh) * 2017-06-26 2017-11-17 大连理工大学 一种用于飞机发动机整机安装的六轴调姿平台
CN107738115A (zh) * 2017-11-27 2018-02-27 成都共同散热器有限公司 一种成型散热齿的加工装置及其成型方法
CN208826569U (zh) * 2018-07-04 2019-05-07 浙江精功科技股份有限公司 一种筒体对接装置
CN110586382A (zh) * 2019-10-15 2019-12-20 北京星航机电装备有限公司 一种面向多型产品自动化喷涂的精确调姿装置
CN210281324U (zh) * 2019-05-22 2020-04-10 宋昌岭 一种船舶用泥管装配辅助设备
CN111015561A (zh) * 2019-12-28 2020-04-17 天津航天长征火箭制造有限公司 大直径长段空心柱体的自动滚转装置

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202045522U (zh) * 2011-04-19 2011-11-23 滁州金诺实业有限公司 一种可调节角度的吊装夹具
EP2517821A1 (en) * 2011-04-27 2012-10-31 Blue Origin, LLC Inflatable ring for supporting friction welding workpieces, and associated systems and methods
CN202984717U (zh) * 2012-09-08 2013-06-12 湖北江汉重工有限公司 大型铸件全自动加工镗铣床
CN103674591A (zh) * 2013-11-12 2014-03-26 北京卫星环境工程研究所 低温真空环境中的卫星动态角度调整机构
CN104118576A (zh) * 2014-08-07 2014-10-29 天津航天长征火箭制造有限公司 一种大角度滚转、调姿一体化架车
CN204574943U (zh) * 2015-04-03 2015-08-19 新疆维吾尔自治区人工影响天气办公室 增雨防雹火箭弹发射架双杆俯仰装置
CN206216236U (zh) * 2016-08-25 2017-06-06 上海航天设备制造总厂 六自由度运载火箭筒段装配架车
CN107352043A (zh) * 2017-06-26 2017-11-17 大连理工大学 一种用于飞机发动机整机安装的六轴调姿平台
CN107738115A (zh) * 2017-11-27 2018-02-27 成都共同散热器有限公司 一种成型散热齿的加工装置及其成型方法
CN208826569U (zh) * 2018-07-04 2019-05-07 浙江精功科技股份有限公司 一种筒体对接装置
CN210281324U (zh) * 2019-05-22 2020-04-10 宋昌岭 一种船舶用泥管装配辅助设备
CN110586382A (zh) * 2019-10-15 2019-12-20 北京星航机电装备有限公司 一种面向多型产品自动化喷涂的精确调姿装置
CN111015561A (zh) * 2019-12-28 2020-04-17 天津航天长征火箭制造有限公司 大直径长段空心柱体的自动滚转装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101841771B1 (ko) 안테나용 3축 포지셔너
US9637222B2 (en) Multi-axis pivot assembly for control sticks and associated systems and methods
CN201391536Y (zh) 包括关节的并行结构机器人
US7793564B2 (en) Parallel mechanism having two rotational and one translational degrees of freedom
JP6324033B2 (ja) リンク作動装置
CN202712431U (zh) 一种含有固定调整机构的天线副反射面系统
FR2937269A1 (fr) Structure articulee de robot multi-axes et robot comprenant une telle structure.
CN110315511B (zh) 一种采用被动弹簧张紧的索驱动并联分拣机器人
CN105539831A (zh) 一种适用于海空两栖的动力推进装置及多轴飞行器
CN108608063B (zh) 一种并联五轴光学镜面加工装备
CN213764806U (zh) 一种用于火箭装配的驱动装置
CN102762450B (zh) 调节装置中用于将可调襟翼连接至主翼的调节机构及调节装置
CN213319991U (zh) 一种火箭装配用驱动装置
CN108286918A (zh) 一种多轴驱动的环形舵控装置
CN112122916A (zh) 用于火箭装配的驱动装置
CN112276544A (zh) 一种用于火箭装配的调姿装置
CN112161528A (zh) 一种用于火箭装配的调姿装置
CN112338518A (zh) 适用于火箭装配的驱动装置
CN112139802A (zh) 适用于火箭装配的驱动装置
KR20120129525A (ko) 6자유도 병렬 기구
CN110509257B (zh) 一种位姿可调吸附式加工机器人
CN105784316A (zh) 一种用于高超声速风洞多体分离试验的高刚度嵌入式装置
CN108731556B (zh) 一种导弹装箱用水平装填设备
JP4256205B2 (ja) 風洞模型支持装置
JP2002043820A (ja) アンテナ又はレーダマウント駆動装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination