一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統的製作方法

2023-04-28 23:18:56 6

一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統的製作方法
【專利摘要】本實用新型創造提供一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，包括調姿系統、測試系統和控制器，調姿系統包括第一導軌、橫梁和導軌輪，導軌輪通過水平移動機構驅動可沿第一導軌移動，還包括兩個平行設置的調姿裝置，每個調姿裝置橫架在兩個第一導軌上，且與橫梁頂面相連，每個調姿裝置包括支撐梁、升降臺、託架支座和弧形託架。一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其中調姿系統包括兩個具有四自由度的調姿裝置，測量系統為光學測量裝置、位於箭體端部的測量點和處理器。單個調姿裝置能實現四自由度調姿，兩個調姿裝置配合使用時能實現六自由度調姿。除此之外，本實用新型創造可用於較短部段的對接，六個自由度調節相互獨立互不影響，且能配合調節。
【專利說明】一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統

【技術領域】
[0001]本發明創造屬於機械裝配領域，尤其是涉及一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統。

【背景技術】
[0002]國內航天製造領域中，火箭部段的對接裝配仍然沿用幾十年前手工操作加專用工裝為主的箭體分段裝配方式，裝配協調和部段調姿分別依靠人喊目視和手工操作。其主要過程為:待對接的火箭部段分別放在對接架車上，相鄰兩部件間的對接端面上通常有一圈連接孔和連接銷，靠幾個工人推動一個部件緩慢靠近另一部件，觀察定位銷、孔，手工調節相應部段的位姿，待定位銷、孔對準後將部段對接。工作中往往呈現出以下問題:①對接面上孔銷配合精度不高，常造成強行擠壓裝配部段長度和直徑較大，手工調姿困難；③裝配質量和對接精度較多的依賴現場操作人員的操作水平和已有經驗，穩定性不高。除此之夕卜，隨著新一代運載火箭的尺寸和重量的增加，傳統對接工藝中操作同步性差、部段姿態不能量化檢測、裝備集成化程度低等缺點也會不斷的湧現。除此之外，這種方式存在無法精確測量火箭大部段的位姿、火箭大部段位姿調整量無法精確計算，以及火箭大部段位姿調整量無法實現量化等缺點，嚴重影響火箭大部段對接裝配的精度和質量。


【發明內容】

[0003]本發明創造針對火箭裝配工作的實際需要，提供一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統。該系統可以較好的解決火箭部段對接中操作同步性差、部段姿態不能量化檢測、調整等，裝備集成化程度低等缺點；減少在裝配中需要反覆試裝配的次數以及人為因素造成的裝配誤差等，大大提高火箭部段對接質量和精度。
[0004]為解決上述技術問題，本發明創造採用的技術方案是:一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，包括調姿系統、測試系統和控制器，所述調姿系統包括兩根平行設置的第一導軌，兩根所述第一導軌所構成的平面為水平面，每個所述第一導軌上設有若干橫梁，所述橫梁下部設有導軌輪，所述導軌輪通過水平移動機構驅動可沿第一導軌移動，還包括兩個平行設置的調姿裝置，每個所述調姿裝置橫架在兩個所述第一導軌上方，且與所述橫梁頂面相連，每個調姿裝置包括支撐梁、升降臺、託架支座和用於支撐箭體的弧形託架，
[0005]所述支撐梁橫架在兩個所述第一導軌上方，且與所述橫梁頂面相連，所述升降臺通過升降機構固定在所述支撐梁上，所述託架支座安裝在所述升降臺的檯面上，所述託架支座通過垂直移動機構驅動可沿垂直於第一導軌的方向移動，且所述託架支座的移動方向與水平面平行，所述託架支座上端面為與所述弧形託架相配合的弧形結構，用於支撐所述弧形託架，所述弧形託架通過迴轉機構驅動可繞與第一導軌移動方向平行的坐標軸旋轉，
[0006]所述測試系統包括光學測量裝置、位於箭體端部的測量點和處理器，所述光學測量裝置與所述處理器相連，所述處理器、水平移動機構、升降機構、垂直移動機構、迴轉機構均與所述控制器相連。
[0007]進一步，所述光學測量裝置為雷射跟蹤儀或GPS發射器。
[0008]進一步，所述水平移動機構為絲槓螺母伸縮裝置，由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器相連。
[0009]進一步，所述升降機構是剪叉式升降機或蝸輪蝸杆升降機或通過氣缸實現的。
[0010]進一步，所述升降機構為蝸輪蝸杆升降機，由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器相連。
[0011]進一步，所述垂直移動機構為絲槓螺母結構，平移螺母固定在所述託架支座的一個側面上，該側面與水平面垂直，且該側面與所述第一導軌的移動方向平行，平移絲槓與平移螺母螺紋連接，平移絲槓通過固定支架固定在所述升降臺的檯面上，平移絲槓由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器相連。
[0012]進一步，所述託架支座下設有移動滾輪，所述升降臺檯面上設有第二導軌，所述第二導軌與所述第一導軌垂直，所述託架支座通過移動滾輪可沿所述第二導軌移動。
[0013]進一步，所述迴轉機構為絲槓螺母結構，所述弧形託架的底部設有叉形件，所述叉形件一端與所述弧形託架底面固連，另一端設有由兩個叉體組成的開口，迴轉螺母可移動地設於所述開口內，迴轉絲槓與所述迴轉螺母螺紋連接，所述迴轉絲槓的一端與所述託架支座底面相連，另一端與所述託架支座的側面相連，該側面為平移螺母所連接側面的相對面，所述迴轉絲槓由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器相連。
[0014]進一步，所述叉形件的兩個叉體內側設有第四導軌，所述迴轉螺母通過卡銷可沿第四導軌移動，移動方向與所述叉形件的兩個叉體平行，卡銷與所述第四導軌相配合。
[0015]進一步，所述弧形託架底部設有支撐滾輪，所述託架支座上端的弧形結構設有垂直於第一導軌的第三導軌，所述弧形託架可沿所述第三導軌移動。
[0016]本發明創造具有的優點和積極效果是:一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，包括調姿系統、測量系統和控制器。其中調姿系統包括兩個具有四自由度的調姿裝置，測量系統為光學測量裝置、位於箭體端部的測量。單個調姿裝置能實現四自由度調姿，兩個調姿裝置配合使用時能實現六自由度調姿。除此之外，本發明創造可用於較短部段的對接，六個自由度調節相互獨立互不影響，並且能配合調節。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0017]圖1是調姿系統結構示意圖；
[0018]圖2是本發明創造一個實施例的結構示意圖；
[0019]圖3是一個調姿裝置結構示意圖；
[0020]圖4是圖3的局部放大圖。
[0021]圖中:
[0022]1、渦輪蝸杆升降機；2、Z軸升降旋轉手輪；3、升降臺；
[0023]4、託架支座；5、移動滾輪；6、A軸迴轉手輪；
[0024]7、弧形託架；8、叉形件；9、迴轉螺母；
[0025]10、卡銷；11、迴轉絲槓；12、迴轉滾輪；
[0026]13、平移螺母；14、平移絲槓；15、Y軸移動旋轉手輪；
[0027]16、橫梁；17、導軌輪；18、第一導軌；
[0028]19、測量點；20、處理器；21、控制器；
[0029]22、雷射跟蹤儀； 23、支撐梁。

【具體實施方式】
[0030]下面結合附圖對本發明創造的具體實施例做詳細說明。
[0031]如圖1所示，一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，包括調姿系統、測試系統和控制器21，所述調姿系統包括兩根平行設置的第一導軌18，兩根所述第一導軌19所構成的平面為水平面，每個所述第一導軌18上設有若干橫梁16，所述橫梁16下部設有導軌輪17，所述導軌輪17通過水平移動機構驅動可沿第一導軌18移動，還包括兩個平行設置的調姿裝置，每個所述調姿裝置橫架在兩個所述第一導軌18上方，且與所述橫梁16頂面相連，每個調姿裝置均包括支撐梁23、升降臺3、託架支座4和用於支撐箭體的弧形託架7，所述支撐梁23橫架在兩個所述第一導軌18上方，且與所述橫梁16頂面相連，所述升降臺3通過升降機構固定在所述支撐梁23上，所述託架支座4安裝在所述升降臺3的檯面上，所述託架支座4通過垂直移動機構驅動可沿垂直於第一導軌18的方向移動，且所述託架支座4的移動方向與水平面平行，所述託架支座4上端面為與所述弧形託架7相配合的弧形結構，用於支撐所述弧形託架7，所述弧形託架7通過迴轉機構驅動可繞與第一導軌18移動方向平行的坐標軸旋轉，所述測試系統包括光學測量裝置、位於箭體端部的測量點19和處理器20，所述光學測量裝置與所述處理器20相連，所述處理器20、水平移動機構、升降機構、垂直移動機構、迴轉機構均與所述控制器21相連。
[0032]所述光學測量裝置為雷射跟蹤儀22或GPS發射器。
[0033]所述水平移動機構為絲槓螺母伸縮裝置，由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器21相連。
[0034]所述升降機構是剪叉式升降機或蝸輪蝸杆升降機I或通過氣缸實現的。
[0035]所述升降機構為蝸輪蝸杆升降機1，由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器21相連。
[0036]所述垂直移動機構為絲槓螺母結構，平移螺母13固定在所述託架支座4的一個側面上，該側面與水平面垂直，且該側面與所述第一導軌18的移動方向平行，平移絲槓14與平移螺母13螺紋連接，平移絲槓14通過固定支架固定在所述升降臺3的檯面上，平移絲槓14由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器21相連。
[0037]所述託架支座4下設有移動滾輪5，所述升降臺3的檯面上設有第二導軌，所述第二導軌與所述第一導軌18垂直，所述託架支座4通過移動滾輪5可沿所述第二導軌移動。
[0038]所述迴轉機構為絲槓螺母結構，所述弧形託架7的底部設有叉形件8，所述叉形件8 一端與所述弧形託架7底面固連，另一端設有由兩個叉體組成的開口，迴轉螺母9可移動地設於所述開口內，迴轉絲槓11與所述迴轉螺母9螺紋連接，所述迴轉絲槓11的一端與所述託架支座4底面相連，另一端與所述託架支座4的側面相連，該側面為平移螺母13所連接側面的相對面，所述迴轉絲槓11由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器21相連。
[0039]所述叉形件8的兩個叉體內側設有第四導軌，移動方向與所述叉形件8的兩個叉體平行，所述迴轉螺母9通過卡銷10可沿第四導軌移動，所述卡銷10與所述第四導軌相配八口 ο
[0040]所述弧形託架7底部設有支撐滾輪12，所述託架支座4上端的弧形結構設有垂直於第一導軌18的第三導軌，所述弧形託架7可沿所述第三導軌移動。
[0041]圖2所示為其中一種實施例，每根第一導軌18上設有前後兩個橫梁16，兩根第一導軌18上共設有四個橫梁16，分為前後兩組。每個支撐梁23橫架在每組橫梁16上。
[0042]如圖3所示為一種最佳實施例，升降機構採用蝸輪蝸杆升降機1，而蝸輪蝸杆升降機1、水平移動機構的絲槓、垂直移動機構的平移絲槓14和迴轉機構的迴轉絲槓11均採用手輪驅動。升降機構採用Z軸升降旋轉手輪2驅動，垂直移動機構的平移絲槓14採用Y軸移動旋轉手輪15驅動，迴轉機構的迴轉絲槓11採用A軸迴轉手輪6驅動。
[0043]當升降機構採用蝸輪蝸杆升降機1，而蝸輪蝸杆升降機1、水平移動機構的絲槓、垂直移動機構的平移絲槓14和迴轉機構的迴轉絲槓11均採用電機驅動時，所述電機與控制器21相連。通過控制器21發出控制信號，控制電機動作，從而帶動水平移動機構的絲槓轉動，使橫梁16沿第一導軌18水平移動，可設此運動方向為X軸方向；帶動託架支座4沿第二導軌移動，移動方向與X軸方向垂直，設此運動方向為Y軸方向；帶動蝸輪蝸杆升降機I伸縮動作，其動作方向與橫梁16垂直，設此運動方向為Z軸方向；帶動弧形託架7沿第三導軌作弧形迴轉運動，設此運動方向為A向，A向為繞X軸滾轉方向。一個調姿裝置可完成X軸、Y軸、Z軸和A軸四個方向自由度的調節。當兩個調姿裝置配合使用時，除了可完成X軸、Y軸、Z軸和A軸四個方向自由度的調節之外，還可完成繞Y軸俯仰(定義為B向)和繞Z軸擺動(定義為C向)兩個方向自由度的調節。其六自由度分別為1、X方向移動；2、Y方向移動；3、Z方向升降；4、繞X軸滾轉；5、繞Y軸俯仰；6、繞Z軸擺動。
[0044]六個自由度實現過程如下，如圖3所示:
[0045](I)X方向移動:可以通過導軌輪17在第一導軌18上滾動實現沿第一導軌18的方向移動；
[0046](2) Y方向移動:兩個託架支座4下均設有垂直移動機構，即通過平移絲槓14和平移螺母13使垂直移動機構實現沿垂直於第一導軌18的方向移動；
[0047](3)Z方向升降:每端橫梁16的上方均設有兩個蝸輪蝸杆升降機1，每個託架支座4由兩個由渦輪蝸杆升降機I組成的升降機構共同支撐，該託架支座4可由升降機構實現升降運動；
[0048](4)繞X軸滾轉:兩託架支座4上有迴轉機構，其組成為:兩個迴轉滾輪12、弧形託架7通過迴轉絲槓11和迴轉螺母9以及叉形件8結構可實現弧形託架7在迴轉滾輪12上迴轉，從而實現迴轉運動；
[0049](5)繞Y軸俯仰:兩個弧形託架7在Z方向交錯升降，可以實現繞Y軸俯仰；
[0050](6)繞Z軸擺動:兩個弧形託架7在Y方向交錯移動，可以實現繞Z軸擺動。
[0051]具體操作方法為:當兩個蝸輪蝸杆升降機I交錯升降時，可實現箭體繞Y軸俯仰；當垂直移動機構的平移絲槓14交錯移動時，可以實現箭體繞Z軸擺動。因為本發明創造具有六自由度調節能力。各自由度具體調整方法如下:
[0052](I)X方向移動:推動橫梁16使導軌輪17在第一導軌18上滾動；
[0053](2) Y方向移動:同步轉動平移絲槓14，使兩個弧形託架7在Y方向同速度運動；
[0054](3)Z方向升降:同步轉動蝸輪蝸杆升降機I的伸縮，使兩個弧形託架7在Z方向同速度升降運動；
[0055](4)A軸:為繞X軸滾動，同步轉動迴轉絲槓11，使兩個弧形託架7在A軸方向同速度滾轉；
[0056](5)B軸:為繞Y軸俯仰，異步調節兩個蝸輪蝸杆升降機I的伸縮，使兩個弧形託架7在Z軸方向以不同速度升降運動；
[0057](6) C軸:為繞Z軸擺動，異步調節兩個平移絲槓14的轉動，使兩個弧形託架7在Y軸方向以不同速度運動。
[0058]所述測試系統包括光學測量裝置、位於箭體端部的測量點19和處理器20，所述光學測量裝置與所述處理器20相連，所述處理器20、水平移動機構、升降機構、垂直移動機構、迴轉機構均與所述控制器21相連。所述光學測量裝置為雷射跟蹤儀22或GPS發射器。如圖2所示的一個實施例中，光學測量裝置為兩個雷射跟蹤儀22。通過兩個雷射跟蹤儀22採集位於箭體端部的測量點19的坐標信息，並將數據傳送至處理器20進行存儲、處理，將模擬量轉換成標準數字量。而後處理器20將數據傳送至控制器21，用於存儲及作為自動化調姿系統的判斷輸入數據依據。除此之外，控制器21還具有控制四個驅動機構動作的功能，即控制水平移動機構、垂直移動機構、升降機構和迴轉機構的動作。
[0059]一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，包括調姿系統、測量系統和控制器21。其中調姿系統包括兩個具有四自由度的調姿裝置，測量系統為光學測量裝置、位於箭體端部的測量點19和處理器20。單個調姿裝置能實現四自由度調姿，兩個調姿裝置配合使用時能實現六自由度調姿。除此之外，本發明創造可用於較短部段的對接，六個自由度調節相互獨立互不影響，並且能配合調節。
[0060]以上對本發明創造的一個實施例進行了詳細說明，但所述內容僅為本發明創造的較佳實施例，不能被認為用於限定本發明創造的實施範圍。凡依本發明創造申請範圍所作的均等變化與改進等，均應仍歸屬於本發明創造的專利涵蓋範圍之內。
【權利要求】
1.一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:包括調姿系統、測試系統和控制器(21)，所述調姿系統包括兩根平行設置的第一導軌(18)，兩根所述第一導軌(18)所構成的平面為水平面，每個所述第一導軌(18)上設有若干橫梁(16)，所述橫梁(16)下部設有導軌輪(17)，所述導軌輪(17)通過水平移動機構驅動可沿第一導軌(18)移動，還包括兩個平行設置的調姿裝置，每個所述調姿裝置橫架在兩個所述第一導軌(18)上方，且與所述橫梁(16)頂面相連，每個調姿裝置均包括支撐梁(23)、升降臺(3)、託架支座(4)和用於支撐箭體的弧形託架(7)，所述支撐梁(23)橫架在兩個所述第一導軌(18)上方，且與所述橫梁(16)頂面相連，所述升降臺(3)通過升降機構固定在所述支撐梁(23)上，所述託架支座(4)安裝在所述升降臺(3)的檯面上，所述託架支座(4)通過垂直移動機構驅動可沿垂直於第一導軌(18)的方向移動，且所述託架支座(4)的移動方向與水平面平行，所述託架支座(4)上端面為與所述弧形託架(7)相配合的弧形結構，用於支撐所述弧形託架(7)，所述弧形託架(7)通過迴轉機構驅動可繞與第一導軌(18)移動方向平行的坐標軸旋轉，所述測試系統包括光學測量裝置、位於箭體端部的測量點(19)和處理器(20)，所述光學測量裝置與所述處理器(20)相連，所述處理器(20)、水平移動機構、升降機構、垂直移動機構、迴轉機構均與所述控制器(21)相連。
2.根據權利要求1所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述光學測量裝置為雷射跟蹤儀(22)或GPS發射器。
3.根據權利要求1所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述水平移動機構為絲槓螺母伸縮裝置，由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器(21)相連。
4.根據權利要求3所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述升降機構是剪叉式升降機或蝸輪蝸杆升降機(I)或通過氣缸實現的。
5.根據權利要求4所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述升降機構為蝸輪蝸杆升降機(I)，由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器(21)相連。
6.根據權利要求3所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述垂直移動機構為絲槓螺母結構，平移螺母(13)固定在所述託架支座(4)的一個側面上，該側面與水平面垂直，且該側面與所述第一導軌(18)的移動方向平行，平移絲槓(14)與平移螺母(13)螺紋連接，平移絲槓(14)通過固定支架固定在所述升降臺(3)的檯面上，平移絲槓(14)由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器(21)相連。
7.根據權利要求1所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述託架支座(4)下設有移動滾輪(5)，所述升降臺(3)的檯面上設有第二導軌，所述第二導軌與所述第一導軌(18)垂直，所述託架支座(4)通過移動滾輪(5)可沿所述第二導軌移動。
8.根據權利要求3所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述迴轉機構為絲槓螺母結構，所述弧形託架(7)的底部設有叉形件(8)，所述叉形件(8) —端與所述弧形託架(7)底面固連，另一端設有由兩個叉體組成的開口，迴轉螺母(9)可移動地設於所述開口內，迴轉絲槓(11)與所述迴轉螺母(9)螺紋連接，所述迴轉絲槓(11)的一端與所述託架支座(4)底面相連，另一端與所述託架支座(4)的側面相連，該側面為平移螺母(13)所連接側面的相對面，所述迴轉絲槓(11)由手輪或電機驅動，所述電機與所述控制器(21)相連。
9.根據權利要求8所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述叉形件(8)的兩個叉體內側設有第四導軌，所述迴轉螺母(9)通過卡銷(10)可沿第四導軌移動，移動方向與所述叉形件(8)的兩個叉體平行，所述卡銷(10)與所述第四導軌相配合。
10.根據權利要求1所述的一種用於火箭部件對接的調姿裝配系統，其特徵在於:所述弧形託架(7)底部設有支撐滾輪(12)，所述託架支座(4)上端的弧形結構設有垂直於第一導軌(18)的第三導軌，所述弧形託架(7)可沿所述第三導軌移動。
【文檔編號】B25B27/00GK204035935SQ201420445697
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年8月7日 優先權日:2014年8月7日
【發明者】喬志峰, 孟凡新, 趙瑞峰, 馮葉素, 杜正勇, 李強, 李新友, 陳乃玉, 李剛, 張志博, 趙慶斌, 蔡輝, 楊中寶 申請人:天津航天長徵火箭製造有限公司, 中國運載火箭技術研究院