一種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置的製作方法

2023-08-04 23:33:41 3

專利名稱：一種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置的製作方法
技術領域：
本發明屬於航空遙感技術領域，涉及ー種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置，適用於輕小型航空遙感系統，可用於航空遙感慣性穩定平臺在非工作狀態時對框架及電機的安全保護，也可用於航空遙感作業時觀測載荷的對地定向觀測及測繪。
背景技術：
航空遙感系統中的高精度實時運動成像要求飛行平臺做理想運動(勻速直線運動)，然而由於受各種擾動的影響，飛行平臺的運動實際為複雜多模高階的隨機運動，導致成像質量退化。慣性穩定平臺負責支撐並穩定載荷，可有效地隔離各種幹擾カ矩對遙感載荷視軸穩定的影響，使高解析度成像載荷的視軸在慣性空間保持穩定，顯著減小載機擾動 對成像精度的影響，提高了成像解析度。近年來，慣性穩定平臺技術在西方發達國家得到廣泛重視，獲得快速發展，廣泛用於航空遙感領域，部分產品已商品化。國外代表性產品主要有PAV30和PAV80是瑞士Leica公司研製的大負載高精度慣性穩定平臺，其中PAV30最大轉角範圍為俯仰及橫滾為±5°，航向為±30°，平臺的水平指向精度為±0.2° (水平飛行)，自重36kg，體積參數為665 X 535 X 150mm ；PAV80是Leica公司在PAV30基礎上新近研製出的目前最為先進的慣性穩定平臺，其最大旋角範圍為橫滾±7° ,俯仰-8° +6° ,航向±30° ,平臺自重36kg,承載範圍5kg 100kg，體積參數為673mm X 532mm X 168mm ;相對於PAV30，PAV80採用了大カ矩驅動技術，指向精度提高了 10倍左右，達到0.02°。Aeix)Stab-3是德國研製的輕小型三軸穩定平臺，其穩定精度為0.03°，角度穩定範圍為方位±15°，俯仰±23°，橫滾±23° ;俯仰、橫滾最大角速度15° /S、方位最大角速度5° /s，具有快響應特性，平臺自重13. 5kg,體積參數為 351_X 330_X 180mm。然而，包括大負載高精度慣性穩定平臺產品PAV30和PAV80，以及輕小型慣性穩定平臺產品Aeix)Stab-3在內，現有慣性穩定平臺主流產品大多沒有設置機械鎖緊裝置，使得平臺框架及電機非工作狀態下也一直處於自由運動狀態，若平臺上安裝載荷，大的轉動慣量和衝擊則可能導致框架和電機遭受損壞。此外，測繪單位在實際作業中，有時需要相機對某ー視軸方向定向作業，此時要求某一框架能夠處於在某ー姿態角度進行鎖定不動，而另外兩個框架仍然處於姿態伺服控制狀態。在姿態仿真三軸轉臺中，框架鎖緊裝置通常採用插銷式，只能進行零位鎖緊。綜上，無論從慣性穩定平臺的安全存放考慮，還是從航空遙感作業的需求考慮，均需要設計方便可靠的、可進行任意姿態位置鎖緊的機械鎖緊裝置。

發明內容
本發明的技術解決問題是克服現有航空遙感慣性穩定平臺的不足，提出ー種操作方便、使用可靠、適用於輕小型航空遙感作業、可對航空遙感三軸慣性穩定平臺兩個水平框架在運動範圍內進行任意姿態位置鎖緊的鎖緊裝置。本發明的技術解決方案是ー種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置，包括後夾鉗、橢圓輪、錐銷、鎖緊軸下導向片、鎖緊位置行程開關、鎖緊軸上導向片、第一緊固螺釘、鎖緊轉軸、轉動旋鈕、定位鋼球、沉頭螺釘、彈簧、夾鉗支座、第二緊固螺釘、夾鉗軸套、前夾鉗、墊圈、圓盤式摩擦片底座和橡膠摩擦片；轉動旋鈕過盈安裝在鎖緊轉軸的軸上端井能在90°範圍內轉動，當轉動旋鈕處於0°和90°兩個極限位置吋，橢圓輪的長軸和短軸分別與後夾鉗和前夾鉗的末端同時接觸，在槓桿カ的作用下，安裝於後夾鉗和前夾鉗前端表面的橡膠摩擦片分別處於最大間隙和最小間隙兩種極端狀態；最大間隙時對應於平臺的エ作狀態，此時兩個水平框架可自由活動；最小間隙時對應於平臺水平框架的鎖緊狀態，此時安裝於兩個圓盤式摩擦片底座內的橡膠摩擦片分別從兩側將安裝於底座或俯仰框上的框架鎖緊片進行壓紫，產生靜摩擦力；由於夾鉗支座與橫滾框固連，因此在靜摩擦力的作用下，橫滾框將相對於底座、俯仰框將相對於橫滾框保持不動，實現橫滾框和俯仰框兩個水平框架任意姿態位置的摩擦鎖緊。夾鉗支座是鎖緊裝置的基體部分，鎖緊軸上導向片通過沉頭螺釘緊固安裝在夾鉗支座的上部，後夾鉗、前夾鉗、夾鉗軸套、鎖緊軸下導向片通過第二緊固螺釘和墊圈緊固安裝在夾鉗支座下部；鎖緊轉軸中心線與夾鉗支座中心線平行，鎖緊轉軸的軸上部從鎖緊軸上導向片上開設的定位孔中穿過，鎖緊轉軸的軸下端從鎖緊軸下導向片上開設的定位孔中 穿過，實現水平X、Y方向定位，並通過鎖緊轉軸的軸肩與鎖緊軸下導向片上表面的接觸實現Z向定位，鎖緊轉軸的軸下端外徑通過錐銷將橢圓輪緊固。鎖緊位置行程開關通過第一緊固螺釘安裝在鎖緊軸上導向片外側下表面；定位鋼球起鎖緊位置定位作用，安裝於彈簧的上部，彈簧安裝於夾鉗支座的定位彈簧安裝孔中，在彈簧的彈簧力作用下，定位鋼球被壓在鎖緊轉軸的凸起圓盤下表面；夾鉗軸套安裝於前夾鉗和第二緊固螺釘之間，其上端與鎖緊軸下導向片下表面接觸，其下端與墊圈上表面接觸，通過第二緊固螺釘與夾鉗支座螺紋孔產生的緊固力，將後夾鉗和前夾鉗軸向緊固；後夾鉗和前夾鉗末端內側表面分別安裝一個圓盤式摩擦片底座，每個圓盤式摩擦片底座的內部分別嵌入橡膠摩擦片，圓盤式摩擦片底座和橡膠摩擦片通過膠粘固定。所述航空遙感慣性穩定平臺為三框架式結構，由外到內三個框架分布次序分別為橫滾框、俯仰框和方位框，三個框架的迴轉軸線方向分別與飛機橫滾、俯仰及方位姿態運動軸線X、Y、Z方向對應一致，其中水平框架是指橫滾框和俯仰框，二者迴轉軸中心線正交並與地面保持水平；橫滾框通過橫滾迴轉軸系安裝於底座上，俯仰框通過俯仰迴轉軸系安裝於橫滾框上，方位框通過方位迴轉軸系安裝於俯仰框上，兩個框架鎖緊片分別與底座和俯仰框固連。夾鉗支座為由上部、中部、下部三個部分組成的階梯軸式結構，用於將鎖緊裝置和橫滾框進行緊固，用於將後夾鉗、橢圓輪、鎖緊軸下導向片、鎖緊軸上導向片、鎖緊轉軸、定位鋼球、彈簧、夾鉗軸套、前夾鉗、墊圈連接為一體；夾鉗支座上部為半圓形安裝法蘭盤，半圓形安裝法蘭盤上表面設置三個圓周均布的緊固螺紋孔，用幹與橫滾框緊固連接，半圓形安裝法蘭盤中心位置設置安裝鎖緊軸上導向片的上定位槽，上定位槽為U型結構，底部中心位置設置ー個緊固螺紋孔，通過緊固螺釘將鎖緊軸上導向片和夾鉗支座上部緊固相連；夾鉗支座中部為圓柱型安裝座，圓柱體的上表面設置定位安裝孔，用於彈簧的安裝和定位；夾鉗支座下部為下表面帶U型槽的圓柱型安裝座，圓柱體的下表面設置用於安裝鎖緊軸下導向片的下定位槽，下定位槽為U型結構，底部中心位置設置ー個緊固螺紋孔，將鎖緊軸下導向片和夾鉗支座底部緊固相連。鎖緊轉軸為中部帶有360°圓環凸臺的階梯軸式結構，用於連接橢圓輪、轉動旋鈕、定位鋼球和鎖緊位置行程開關，用於通過0°和90°兩個極限位置的旋轉轉換實現框架非鎖緊和鎖緊兩種工作狀態的切換；鎖緊轉軸中部設置凸起圓盤，凸起圓盤的下表面設有兩個90°分布的錐型窩，對應於橡膠摩擦片最大間隙和最小間隙兩種極端狀態時定位鋼球的位置，在凸起圓盤外徑表面、相對於兩個錐型窩連線中心180°對面位置開設ー個V型槽，用於鎖緊位置行程開關對鎖緊狀態進行檢測；與凸起圓盤上下兩側相連的部分分別為鎖緊轉軸的上主軸和下主軸；上主軸的末端為轉動旋鈕安裝軸，用於安裝轉動旋鈕；下主軸末端為橢圓輪安裝軸，用於安裝橢圓輪；橢圓輪安裝軸外徑表面開設ー個圓錐銷孔，用於橢圓輪的緊固，橢圓輪安裝軸與下主軸間的軸肩用於鎖緊轉軸的定位。鎖緊位置行程開關包括彈簧探頭、主體和片狀彈簧；片狀彈簧通過彈簧探頭與主體剛性連接為一體，主體通過第一緊固螺釘與鎖緊軸上導向片緊固；當兩個橡膠摩擦片處 於最大間隙狀態時，彈簧探頭在片狀彈簧預緊力作用下，緊緊壓在鎖緊轉軸凸起圓盤的外徑表面上，鎖緊位置行程開關閉合通電，主體發出「可工作」信號；當兩個橡膠摩擦片處於最小間隙狀態時，彈簧探頭在片狀彈簧預緊力作用下，被壓入鎖緊轉軸凸起圓盤的外徑表面「V」型槽底部，鎖緊位置行程開關斷電，主體發出「不可工作」信號，保護橫滾框和俯仰框不被帶電加載而損壞。本發明的原理是本發明ー種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置包括後夾鉗、橢圓輪、錐銷、鎖緊軸下導向片、鎖緊位置行程開關、鎖緊軸上導向片、第一緊固螺釘、鎖緊轉軸、轉動旋鈕、定位鋼球、沉頭螺釘、彈簧、夾鉗支座、第二緊固螺釘、夾鉗軸套、前夾鉗、墊圈、圓盤式摩擦片底座和橡膠摩擦片；轉動旋鈕過盈安裝在鎖緊轉軸的軸上端井能在90°範圍內轉動，當轉動旋鈕處於0°和90°兩個極限位置吋，橢圓輪的長軸和短軸分別與後夾鉗和前夾鉗的末端同時接觸，在槓桿カ的作用下，安裝於後夾鉗和前夾鉗前端表面的橡膠摩擦片分別處於最大間隙和最小間隙兩種極端狀態；最大間隙時對應於平臺的工作狀態，此時兩個水平框架可自由活動；最小間隙時對應於平臺水平框架的鎖緊狀態，此時安裝於兩個圓盤式摩擦片底座內的橡膠摩擦片分別從兩側將安裝於底座或俯仰框上的框架鎖緊片進行壓紫，產生靜摩擦力；由於夾鉗支座與橫滾框固連，因此在靜摩擦力的作用下，橫滾框將相對於底座、俯仰框將相對於橫滾框保持不動，實現橫滾框和俯仰框兩個水平框架任意姿態位置的摩擦鎖緊。本發明與現有技術相比的優點在於(I)相比框架自由狀態，採用鎖緊裝置有效降低了慣性穩定平臺水平框架和電機遭受損壞的風險；(2)框架機械鎖緊採用摩擦式，實現了框架任意姿態鎖定進行定向遙感的目的，相對三軸自由狀態，更好地滿足航空遙感作業的需求；(3)由於可實現任意姿態位置鎖緊，因此相對於只能進行零位鎖緊「插銷式」框架鎖緊方式，操作更加靈活，使用更加方便；(4)由於採用了「橡膠片一金屬ー橡膠片」摩擦鎖緊原理，因此當框架載荷大於摩擦カ時，摩擦鎖緊將自動失效，可自行對框架進行過載保護。


圖I為本發明的構成圖；圖2為本發明應用的三軸慣性穩定平臺三維裝配圖；圖3為本發明應用的三軸慣性穩定平臺沿橫滾軸A-A方向剖面圖；圖4為本發明在水平框架上的安裝及工作原理圖；圖5為本發明進行摩擦鎖緊的相關零件圖；圖6為本發明夾鉗支座外形結構圖；圖7為本發明鎖緊轉軸外形結構圖；
圖8為本發明鎖緊位置行程開關安裝位置仰視圖；圖9為本發明鎖緊位置行程開關工作原理圖。
具體實施例方式如圖I所示，本發明包括後夾鉗I、橢圓輪2、錐銷3、鎖緊軸下導向片4、鎖緊位置行程開關5、鎖緊軸上導向片6、第一緊固螺釘7、鎖緊轉軸8、轉動旋鈕9、定位鋼球10、沉頭螺釘11、彈簧12、夾鉗支座13、第二緊固螺釘14、夾鉗軸套15、前夾鉗16、墊圈17、圓盤式摩擦片底座18和橡膠摩擦片19 ;夾鉗支座13是鎖緊裝置的基體部分，鎖緊軸上導向片6通過沉頭螺釘11緊固安裝在夾鉗支座13的上部，後夾鉗I、前夾鉗16、夾鉗軸套15、鎖緊軸下導向片4通過第二緊固螺釘14和墊圈17緊固安裝在夾鉗支座13下部；鎖緊轉軸8中心線與夾鉗支座13中心線平行，鎖緊轉軸8的軸上部從鎖緊軸上導向片6上開設的定位孔6-01中穿過，鎖緊轉軸8的軸下端從鎖緊軸下導向片4上開設的定位孔4-01中穿過，實現水平X、Y方向定位，並通過鎖緊轉軸8的軸肩8-01與鎖緊軸下導向片4上表面的接觸實現Z向定位，鎖緊轉軸8的軸下端外徑通過錐銷3將橢圓輪2緊固。鎖緊位置行程開關5通過第ー緊固螺釘7安裝在鎖緊軸上導向片6外側下表面；定位鋼球10起鎖緊位置定位作用，安裝於彈簧12的上部，彈簧12安裝於夾鉗支座13的定位彈簧安裝孔13-03中，在彈簧12的彈簧力作用下，定位鋼球10被壓在鎖緊轉軸8的凸起圓盤8-02下表面；夾鉗軸套15安裝於前夾鉗16和第二緊固螺釘14之間，其上端與鎖緊軸下導向片4下表面接觸，其下端與墊圈17上表面接觸，通過第二緊固螺釘14與夾鉗支座13螺紋孔產生的緊固力，將後夾鉗I和前夾鉗16軸向緊固；後夾鉗I和前夾鉗16末端內側表面分別安裝一個圓盤式摩擦片底座18，每個圓盤式摩擦片底座18的內部分別嵌入橡膠摩擦片19，圓盤式摩擦片底座18和橡膠摩擦片19通過膠粘固定。如圖2和圖3所示，本發明所述航空遙感慣性穩定平臺為三框架式結構，由外到內三個框架分布次序分別為橫滾框22、俯仰框24和方位框25，三個框架的迴轉軸線方向分別與飛機橫滾、俯仰及方位姿態運動軸線X、Y、Z方向對應一致，其中水平框架是指橫滾框22和俯仰框24，二者迴轉軸中心線正交並與地面保持水平；橫滾框22通過橫滾迴轉軸系安裝於底座21上，俯仰框24通過俯仰迴轉軸系安裝於橫滾框22上，方位框25通過方位迴轉軸系安裝於俯仰框24上，兩個框架鎖緊片20分別與底座21和俯仰框24固連。如圖4和圖5所示，本發明轉動旋鈕9過盈安裝在鎖緊轉軸8的軸上端井能在90°範圍內轉動，當轉動旋鈕9處於0°和90°兩個極限位置吋，橢圓輪2的長軸和短軸分別與後夾鉗I和前夾鉗16的末端同時接觸，在槓桿カ的作用下，安裝於後夾鉗I和前夾鉗16前端表面的橡膠摩擦片19分別處於最大間隙和最小間隙兩種極端狀態；最大間隙時對應於平臺的工作狀態，此時兩個水平框架可自由活動；最小間隙時對應於平臺水平框架的鎖緊狀態，此時安裝於兩個圓盤式摩擦片底座18內的橡膠摩擦片19分別從兩側將安裝於底座21或俯仰框24上的框架鎖緊片20進行壓紫，產生靜摩擦力；由於夾鉗支座13與橫滾框22固連，因此在靜摩擦力的作用下，橫滾框22將相對於底座21、俯仰框24將相對於橫滾框22保持不動，實現橫滾框22和俯仰框24兩個水平框架任意姿態位置的摩擦鎖緊。 如圖6所示，本發明夾鉗支座13為由上部、中部、下部三個部分組成的階梯軸式結構，用於將鎖緊裝置和橫滾框22進行緊固，用於將後夾鉗I、橢圓輪2、鎖緊軸下導向片4、鎖緊軸上導向片6、鎖緊轉軸8、定位鋼球10、彈簧12、夾鉗軸套15、前夾鉗16、墊圈17連接
為一體；夾鉗支座13上部為半圓形安裝法蘭盤13-02，半圓形安裝法蘭盤13-02上表面設置三個圓周均布的緊固螺紋孔13-01，用幹與橫滾框22緊固連接，半圓形安裝法蘭盤13-02中心位置設置安裝鎖緊軸上導向片6的上定位槽13-08，上定位槽13-08為U型結構，底部中心位置設置ー個緊固螺紋孔13-07，通過緊固螺釘將鎖緊軸上導向片6和夾鉗支座13上部緊固相連；夾鉗支座13中部為圓柱型安裝座，圓柱體13-04的上表面設置定位安裝孔13-03，用於彈簧12的安裝和定位；夾鉗支座13下部為下表面帶U型槽的圓柱型安裝座，圓柱體13-05的下表面設置用於安裝鎖緊軸下導向片4的下定位槽13-06，下定位槽13-06為U型結構，底部中心位置設置ー個緊固螺紋孔13-09，將鎖緊軸下導向片4和夾鉗支座13底部緊固相連。如圖7所示，本發明鎖緊轉軸8為中部帶有360°圓環凸臺的階梯軸式結構，用於連接橢圓輪2、轉動旋鈕9、定位鋼球10和鎖緊位置行程開關5，用於通過0°和90°兩個極限位置的旋轉轉換實現框架非鎖緊和鎖緊兩種工作狀態的切換；鎖緊轉軸8中部設置凸起圓盤8-02，凸起圓盤8-02的下表面設有兩個90°分布的錐型窩8-03，對應於橡膠摩擦片19最大間隙和最小間隙兩種極端狀態時定位鋼球10的位置,在凸起圓盤8-02外徑表面、相對於兩個錐型窩8-03連線中心180°對面位置開設ー個V型槽8-04，用於鎖緊位置行程開關5對鎖緊狀態進行檢測；與凸起圓盤8-02上下兩側相連的部分分別為鎖緊轉軸8的上主軸8-06和下主軸8-07 ;上主軸8-06的末端為轉動旋鈕安裝軸8_05，用於安裝轉動旋鈕9 ；下主軸8-07的末端為橢圓輪安裝軸8-08，用於安裝橢圓輪2 ;橢圓輪安裝軸8-08外徑表面開設ー個圓錐銷孔8-09，用於橢圓輪2的緊固，橢圓輪安裝軸8-08與下主軸8-07間的軸肩8-01用於鎖緊轉軸8的定位。如圖8和圖9所示，本發明鎖緊位置行程開關5包括彈簧探頭5-01、主體5_02和片狀彈簧5-03 ;片狀彈簧5-03通過彈簧探頭5-01與主體5-02剛性連接為一體，主體5_02通過第一緊固螺釘7與鎖緊軸上導向片6緊固；當兩個橡膠摩擦片19處於最大間隙狀態吋，彈簧探頭5-01在片狀彈簧5-03預緊力作用下，緊緊壓在鎖緊轉軸8凸起圓盤8-02的外徑表面上，鎖緊位置行程開關5閉合通電，主體5-02發出「可工作」信號；當兩個橡膠摩擦片19處於最小間隙狀態時，彈簧探頭5-01在片狀彈簧5-03預緊力作用下，被壓入鎖緊轉軸8凸起圓盤8-02的外徑表面「V」型槽8-04底部，鎖緊位置行程開關5斷電，主體5-02發出「不可工作」信號，保護橫滾框22和俯仰框24不被帶電加載而損壞。本發明說明書中未作詳細描述的內容屬於本領域專業技術人員公知的現有技木。
權利要求
1.ー種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置，所述航空遙感慣性穩定平臺為三框架式結構，由外到內三個框架分布次序分別為橫滾框(22 )、俯仰框(24 )和方位框(25 )，三個框架的迴轉軸線方向分別與飛機橫滾、俯仰及方位姿態運動軸線X、Y、Z方向對應一致，其中水平框架是指橫滾框(22)和俯仰框(24)，二者迴轉軸中心線正交並與地面保持水平；橫滾框(22)通過橫滾迴轉軸系安裝於底座(21)上，俯仰框(24)通過俯仰迴轉軸系安裝於橫滾框(22)上，方位框(25)通過方位迴轉軸系安裝於俯仰框(24)上，兩個框架鎖緊片(20)分別與底座(21)和俯仰框(24)固連；其特徵在幹所述鎖緊裝置包括後夾鉗(I)、橢圓輪(2)、錐銷(3)、鎖緊軸下導向片(4)、鎖緊位置行程開關(5)、鎖緊軸上導向片(6)、第一緊固螺釘(7)、鎖緊轉軸(8)、轉動旋鈕(9)、定位鋼球(10)、沉頭螺釘(11)、彈簧(12)、夾鉗支座(13)、第二緊固螺釘(14)、夾鉗軸套(15)、前夾鉗(16)、墊圈(17)、圓盤式摩擦片底座(18)和橡膠摩擦片(19);夾鉗支座(13)是鎖緊裝置的基體部分，鎖緊軸上導向片(6)通過沉頭螺釘(11)緊固安裝在夾鉗支座(13 )的上部，後夾鉗(I)、前夾鉗(16 )、夾鉗軸套(15 )、鎖緊軸下導向片(4)通過第二緊固螺釘(14)和墊圈(17)緊固安裝在夾鉗支座(13)下部；鎖緊轉軸(8)中心線與夾鉗支座(13)中心線平行，鎖緊轉軸(8)的軸上部從鎖緊軸上導向片(6)上開設的定位孔(6-01)中穿過，鎖緊轉軸(8)的軸下端從鎖緊軸下導向片(4)上開設的定位孔(4-01)中穿過，實現水平X、Y方向定位，並通過鎖緊轉軸(8)的軸肩(8-01)與鎖緊軸下導向片(4)上表面的接觸實現Z向定位，鎖緊轉軸(8)的軸下端外徑通過錐銷(3)將橢圓輪(2)緊固；鎖緊位置行程開關(5)通過第一緊固螺釘(7)安裝在鎖緊軸上導向片(6)外側下表面；定位鋼球(10)起鎖緊位置定位作用，安裝於彈簧(12)的上部，彈簧(12)安裝於夾鉗支座(13)的定位彈簧安裝孔(13-03)中，在彈簧(12)的彈簧力作用下，定位鋼球(10)被壓在鎖緊轉軸(8)的凸起圓盤(8-02)下表面；夾鉗軸套(15)安裝於前夾鉗(16)和第二緊固螺釘(14)之間，其上端與鎖緊軸下導向片(4)下表面接觸，其下端與墊圈(17)上表面接觸，通過第二緊固螺釘(14)與夾鉗支座(13)螺紋孔產生的緊固力，將後夾鉗(I)和前夾鉗(16)軸向緊固；後夾鉗(I)和前夾鉗(16)末端內側表面分別安裝I個圓盤式摩擦片底座(18)，每個圓盤式摩擦片底座(18)的內部分別嵌入橡膠摩擦片(19)，圓盤式摩擦片底座(18)和橡膠摩擦片(19)通過膠粘固定；轉動旋鈕(9)過盈安裝在鎖緊轉軸(8)的軸上端並能在90°範圍內轉動，當轉動旋鈕(9)處於0°和90°兩個極限位置時，橢圓輪(2)的長軸和短軸分別與後夾鉗(I)和前夾鉗(16)的末端同時接觸，在槓桿カ的作用下，安裝於後夾鉗(I)和前夾鉗(16)前端表面的橡膠摩擦片(19)分別處於最大間隙和最小間隙兩種極端狀態；最大間隙時對應於平臺的工作狀態，此時兩個水平框架可自由活動；最小間隙時對應於平臺水平框架的鎖緊狀態，此時安裝於兩個圓盤式摩擦片底座(18)內的橡膠摩擦片(19)分別從兩側將安裝於底座(21)或俯仰框(24)上的框架鎖緊片(20)進行壓紫，產生靜摩擦力；由於夾鉗支座(13)與橫滾框(22)固連，因此在靜摩擦力的作用下，橫滾框(22)將相對於底座(21)、俯仰框(24)將相對於橫滾框(22)保持不動，實現橫滾框(22)和俯仰框(24)兩個水平框架任意姿態位置的摩擦鎖緊。
2.根據權利要求I所述的ー種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置，其特徵在於所述夾鉗支座(13)為由上部、中部、下部三個部分組成的階梯軸式結構，用於將鎖緊裝置和橫滾框(22)進行緊固，用於將後夾鉗(I)、橢圓輪(2)、鎖緊軸下導向片(4)、鎖緊軸上導向片(6)、鎖緊轉軸(8)、定位鋼球(10)、彈簧(12)、夾鉗軸套(15)、前夾鉗(16)、墊圈(17)連接為一體；夾鉗支座(13)上部為半圓形安裝法蘭盤(13-02)，半圓形安裝法蘭盤(13-02)上表面設置三個圓周均布的緊固螺紋孔(13-01)，用幹與橫滾框(22)緊固連接，半圓形安裝法蘭盤(13-02)中心位置設置安裝鎖緊軸上導向片(6)的上定位槽(13-08)，上定位槽(13-08)為U型結構，底部中心位置設置ー個緊固螺紋孔(13-07)，通過緊固螺釘將鎖緊軸上導向片(6)和夾鉗支座(13)上部緊固相連；夾鉗支座(13)中部為圓柱型安裝座，圓柱體(13-04)的上表面設置定位安裝孔(13-03)，用於彈簧(12)的安裝和定位；夾鉗支座(13)下部為下表面帶U型槽的圓柱型安裝座，圓柱體(13-05)的下表面設置用於安裝鎖緊軸下導向片(4)的下定位槽(13-06)，下定位槽(13-06)為U型結構，底部中心位置設置ー個緊固螺紋孔(13-09)，將鎖緊軸下導向片(4)和夾鉗支座(13)底部緊固相連。
3.根據權利要求I所述的ー種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置，其特徵在幹所述鎖緊轉軸(8)為中部帶有360°圓環凸臺的階梯軸式結構，用於連接橢圓輪(2)、轉動旋鈕(9)、定位鋼球(10)和鎖緊位置行程開關(5)，用於通過0°和90°兩個極限位置的旋轉轉換實現框架非鎖緊和鎖緊兩種工作狀態的切換；鎖緊轉軸(8)中部設置凸起圓盤(8-02)，凸起圓盤(8-02)的下表面設有兩個90°分布的錐型窩(8-03)，對應於橡膠摩擦片(19)最大間隙和最小間隙兩種極端狀態時定位鋼球(10)的位置，在凸起圓盤(8-02)外徑表面、相對於兩個錐型窩(8-03)連線中心180°對面位置開設ー個V型槽(8-04)，用於鎖緊位置行程開關(5)對鎖緊狀態進行檢測；與凸起圓盤(8-02)上下兩側相連的部分分別為鎖緊轉軸(8)的上主軸(8-06)和下主軸(8-07);上主軸(8-06)的末端為轉動旋鈕安裝軸(8-05)，用於安裝轉動旋鈕(9);下主軸(8-07)的末端為橢圓輪安裝軸(8-08)，用於安裝橢圓輪(2);橢圓輪安裝軸(8-08)外徑表面開設ー個圓錐銷孔(8-09)，用於橢圓輪(2)的緊固，橢圓輪安裝軸(8-08)與下主軸(8-07)間的軸肩(8-01)用於鎖緊轉軸(8)的定位。
4.根據權利要求I所述的ー種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置，其特徵在於所述鎖緊位置行程開關(5)包括彈簧探頭(5-01)、主體(5-02)和片狀彈簧(5-03);片狀彈簧(5-03)通過彈簧探頭(5-01)與主體(5-02)剛性連接為一體，主體(5-02)通過第一緊固螺釘(7)與鎖緊軸上導向片(6)緊固；當兩個橡膠摩擦片(19)處於最大間隙狀態時，彈簧探頭(5-01)在片狀彈簧(5-03)預緊力作用下，緊緊壓在鎖緊轉軸(8)凸起圓盤(8-02)的外徑表面上，鎖緊位置行程開關(5)閉合通電，主體(5-02)發出「可工作」信號；當兩個橡膠摩擦片(19)處於最小間隙狀態時，彈簧探頭(5-01)在片狀彈簧(5-03)預緊力作用下，被壓入鎖緊轉軸(8)凸起圓盤(8-02)的外徑表面「 V」型槽(8-04)底部，鎖緊位置行程開關(5)斷電，主體(5-02)發出「不可工作」信號，保護橫滾框(22)和俯仰框(24)不被帶電加載而損壞。
全文摘要
一種航空遙感慣性穩定平臺水平框架鎖緊裝置，包括後夾鉗、橢圓輪、錐銷、鎖緊軸下導向片、鎖緊位置行程開關、鎖緊軸上導向片、第一緊固螺釘、鎖緊轉軸、轉動旋鈕、定位鋼球、沉頭螺釘、彈簧、夾鉗支座、第二緊固螺釘、夾鉗軸套、前夾鉗、墊圈、圓盤式摩擦片底座和橡膠摩擦片。當轉動旋鈕由0°旋轉到90°位置時，橢圓輪的長軸與後夾鉗和前夾鉗的末端同時接觸，在槓桿力的作用下，兩個橡膠摩擦片間隙由最大轉為最小，產生的最大靜摩擦力將框架鎖緊片壓緊，實現兩個水平框架鎖緊。本發明可對兩個水平框架進行任意姿態位置的機械鎖緊，保護框架和電機，並可實現定向遙感任務，方便可靠，適用於輕小型航空遙感系統。
文檔編號G01C21/18GK102778233SQ20121026291
公開日2012年11月14日 申請日期2012年7月26日 優先權日2012年7月26日
發明者俞瑞霞, 劉煒, 周向陽, 房建成 申請人:北京航空航天大學