一種運載火箭起豎架后端鎖緊裝置的制作方法

本實用新型涉及一種運載火箭起豎架后端鎖緊裝置。

背景技術：

隨著航天技術的發展，新形勢下要求發射區場地設施簡單，發射系統具備一定的生存能力，能夠實現快速發射。而固定式發射塔架的基礎建設周期長、維護成本費用高的缺點逐漸顯露出來。針對這一問題，目前國外出現了一種新型的發射方式，即“三平一豎”方式。這種發射方案的主要特點是：在“三垂一遠”發射方案上取消了發射陣地上的固定塔架，而用活動式起豎架代替，起豎架既起到火箭在水平轉運過程中的支承，同時又起到為火箭整體起豎和臨射前起豎架回倒，并為實現射前方位瞄準、空調送風、加注及供配氣、連接器脫落防護等需求提供地面支撐保障作用。該發射方式能在設施簡單的場地，進行簡單、快速、自動化的測發射任務。能夠快速整體起豎、發射，同時具備適應固定塔架發射和依托簡易設施發射的能力和生存能力。

基于新形勢下運載火箭的“三平一豎”發射方式的特點可知，火箭在垂直起豎過程中，發射臺始終是處于某一固定的狀態，考慮到火箭的安全性要求，火箭在起豎到垂直狀態時，其尾端面不可能與發射臺基準面一次性對接成功，它們之間存在一定的間隙，并且火箭中心與發射臺的中心還有一定的位置度偏差。而此時的間隙和偏差就需要靠起豎架后端鎖緊機構通過多種自由度調整來實現火箭的定位要求，并達到快速固定和拆卸的目的。

技術實現要素：

為解決上述技術問題，本實用新型提供了一種運載火箭起豎架后端鎖緊裝置。

本實用新型通過以下技術方案得以實現。

本實用新型提供的一種運載火箭起豎架后端鎖緊裝置，包括支座、支臂、升降座、夾緊機構、支撐機構；所述支座的一端設置有支臂，所述升降座垂直通過螺栓安裝在支座上，升降座的上端安裝有夾緊機構，所述支臂的上端通過安裝有支撐機構且通過支撐機構與夾緊機構連接。

所述升降座內安裝有升降螺母,升降螺母內設置有升降螺桿，所述升降螺母下部安裝有推力軸承,推力軸承上設置有凸臺在升降螺母上，升降螺母中部依次安裝有圓錐滾子軸承、支撐套、圓錐滾子軸承并通過凸臺支撐，所述升降座上端通過螺栓還安裝有壓蓋。

所述夾緊機構包括夾緊底座,夾緊底座的上端開有兩方形槽，夾緊底座的側面開有兩個銷孔，兩個銷孔分別穿過兩個方形槽，方形槽內分別通過安裝在銷孔內的圓銷安裝有左壓板和右壓板,左壓板和右壓板的上部開有凹槽，右壓板上部的凹槽內鉸接有鎖緊螺桿，鎖緊螺桿上安裝有球螺母，所述左壓板和右壓板中下部內安裝有定位銷。

所述支撐機構包括與夾緊底座的一側面和支臂的上端垂直固定的鉸接支座,兩個鉸接支座內均鉸接有調節螺桿，兩個調節螺桿均安裝在調節螺母內，調節螺母的兩端設置設置有防松螺母安裝在調節螺桿上。

所述定位銷的一端設置有定位凸臺，另一端上設置有防滑紋。

所述升降座的下端與支座的連接底板上設置有條形孔條形孔。

所述支座上還安裝有標尺在升降座的下方，標尺的零刻度與定位銷的截面中心相對應。

所述調節螺母上還設置有垂直于調節螺母的調節孔。

所述左壓板和右壓板的中下部相鄰一側設置有與定位銷匹配的凹槽。

本實用新型的有益效果在于：通過聯動機構通過多種自由度調整來實現了火箭的定位精度要求；通過調整左調節螺桿伸縮長度和升降螺桿高度使定位銷位置度適應火箭要求，然后用球螺母使左右圓弧壓板將定位銷夾緊，以達到火箭和起豎架的高精度定位及快速緊固的目的；本實用新型能夠適應運載火箭的位置精度要求，目前達到的位置度調整精度為：前后調整適應量(50±0.2)毫米，上下調整適應量(50±0.2)毫米，左右定位銷同軸度調整誤差0.3毫米；本實用新型能夠滿足運載火箭快速固定和拆卸要求，目前多自由度聯動機構與火箭定位固定時間不大于10分鐘，拆卸時間不大于5分鐘。

附圖說明

圖1是本實用新型的結構示意圖；

圖2是本實用新型的局部剖視圖；

圖3是夾緊底座的結構示意圖；

圖4是本實用新型的升降座底座結構示意圖；

圖5是圖1的A處局部放大圖；

圖6是本實用新型的火箭支撐后的結構圖；

圖中：1-支座，2-支臂，3-升降座，4-夾緊機構，5-鎖緊螺桿，6-球螺母，7-左壓板，8-右壓板，9-夾緊底座，10-支撐機構，11-防松螺母，12-調節螺母，13-調節螺桿，14-鉸接支座，15-定位銷，151-定位凸臺，152-防滑紋，16-升降螺桿，17-升降螺母，171-通孔，172-支撐套，173-凸臺，18-圓錐滾子軸承，19-推力軸承，191-方形槽，192-銷孔，20-標尺，21-連接板，22-壓蓋，23-起豎支架，24-條形孔，25起豎架。

具體實施方式

下面進一步描述本實用新型的技術方案，但要求保護的范圍并不局限于所述。

一種運載火箭起豎架后端鎖緊裝置，包括支座1、支臂2、升降座3、夾緊機構4、支撐機構10；所述支座1的一端設置有支臂2，所述升降座3垂直通過螺栓安裝在支座1上，升降座3的上端安裝有夾緊機構4，所述支臂2的上端通過安裝有支撐機構10且通過支撐機構10與夾緊機構4連接。

所述升降座3內安裝有升降螺母17,升降螺母17內設置有升降螺桿16，所述升降螺母17下部安裝有推力軸承19,推力軸承19上設置有凸臺173在升降螺母17上，升降螺母17中部依次安裝有圓錐滾子軸承18、支撐套172、圓錐滾子軸承18并通過凸臺173支撐，所述升降座3上端通過螺栓還安裝有壓蓋22。

所述夾緊機構4包括夾緊底座9,夾緊底座9的上端開有兩方形槽191，夾緊底座9的側面開有兩個銷孔192，兩個銷孔192分別穿過兩個方形槽191，方形槽191內分別通過安裝在銷孔192內的圓銷安裝有左壓板7和右壓板8,左壓板7和右壓板8的上部開有凹槽，右壓板8上部的凹槽內鉸接有鎖緊螺桿5，鎖緊螺桿5上安裝有球螺母6，所述左壓板7和右壓板8中下部內安裝有定位銷15。

所述支撐機構10包括與夾緊底座9的一側面和支臂2的上端垂直固定的鉸接支座14,兩個鉸接支座14內均鉸接有調節螺桿13，兩個調節螺桿13均安裝在調節螺母12內，調節螺母12的兩端設置設置有防松螺母11安裝在調節螺桿13上。

所述定位銷15的一端設置有定位凸臺151，另一端上設置有防滑紋152。

所述升降座3的下端與支座1的連接底板上設置有條形孔條形孔24。

所述支座1上還安裝有標尺20在升降座3的下方，標尺20的零刻度與定位銷15的截面中心相對應。

所述調節螺母12上還設置有垂直于調節螺母12的調節孔。

所述左壓板7和右壓板8的中下部相鄰一側設置有與定位銷15匹配的凹槽。

如圖所示，本實用新型所述用于解決火箭與起豎架的連接定位誤差及快速固定和拆卸的多自由度聯動機構，起豎架25后端鎖緊機構的定位銷15預先進行零位標記，此時升降座3的中心與標尺20的零位重合，在火箭向起豎架25上吊裝前，由于每枚火箭的加工精度誤差不同，火箭在起豎架25上的位置度需要進行調整，此時可以通過松開升降座3下端的螺栓根據火箭后端的直徑大小，將升降座3對照標尺20調整適應火箭規格，再通過轉動螺母12使調節螺桿13伸出或縮短，之后又轉動升降螺母17使升降螺桿16高度產生變化，以保證定位銷15位置度適應火箭要求，最后用球螺母6使左右圓弧壓板7、8將定位銷15夾緊，以達到火箭和起豎架21的高精度定位及緊固的目的。

具體過程為：起豎架21后端鎖緊機構的定位銷15預先已進行零位標記，此時前后方向上，升降座3的中心與標尺20的零位重合；高度方向上，升降座3上端面與夾緊機構底座9下端面距離為一個定值。當火箭向起豎架21上進行吊裝對接前，首先需要對火箭的定位銷孔尺寸進行精測，然后根據測量尺寸與理論尺寸進行比較，根據比較結果對起豎架21后端鎖緊機構進行位置度調整，調整時通過轉動螺母12使調節螺桿13伸長或縮短，之后又轉動升降螺母17使升降螺桿16高度產生變化，以保證定位銷15位置度適應火箭精度誤差要求。

以上起豎架21后端鎖緊機構零位調整工作完成后，即可進行火箭向起豎架21上吊裝對接工作，火箭與起豎架21吊裝對接前，預先將定位銷15插入火箭端部的兩定位孔內，火箭緩慢上升到高于起豎架21，然后緩慢下降使定位銷15下落在支撐裝置本體9上的半圓環上進行預定位，隨后把右半圓弧壓板8上的鎖緊螺桿5卡入左半圓弧壓板7的卡槽內并擰動球螺母6，使左右半圓弧壓板7、8將定位銷15抱住并夾緊。當火箭完成翻轉起豎并和發射臺的千斤頂接觸后，松開球螺母6，定位銷15解鎖，起豎架21后端鎖緊機構解鎖完成。當發射任務取消后，重新將定位銷15插入火箭端部的定位孔內，轉動螺母12使左調節螺桿10、13伸長，之后又轉動升降螺母17使升降螺桿16高度升高，最終使撐裝置本體9上的半圓環與定位銷15外圓貼合，最后用球螺母6使左右圓弧壓板7、8將定位銷15重新夾緊，起豎架21后端鎖緊機構對火箭重新定位鎖緊完成。從而達到了火箭多次向起豎架21吊裝定位的目的。