用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构的制作方法
【专利摘要】本发明提供用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，包括导向安装台、支撑架和传动机构，导向安装台一侧设有凹槽，支撑架通过传动机构驱动可沿凹槽移动，支撑架包括支撑块、V型支撑叉和支撑轮，支撑块的一端与传动机构相连，支撑块的另一端与V型支撑叉的尖端铰接，V型支撑叉包括两个叉柄，每个叉柄顶端均设有一个固定轴，支撑轮与固定轴套接。本发明可根据实际需要调整支撑架，并固定在导向安装台上的多个不同设定位置，能适应箭体长度和直径的不同。滚转环的配合使用，能有效减少对箭体表面损伤程度，很好地起到了保护火箭箭体表面的作用。
【专利说明】用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构
【技术领域】
[0001]本发明创造属于机械装配领域，尤其是涉及一种用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构。
【背景技术】
[0002]在火箭部段零部件装配中，由于火箭尺寸比较大，箭体顶部和侧壁超出了操作者手臂可及的范围，无法进行零部件的装配；箭体内部摆放工作梯会磕碰箭体造成损坏。目前，在零部件装配中，操作人员装配完箭体底部的零部件之后，需要对箭体滚转一定的角度，然后再装配，重复以上操作，直至装配完成。滚转时，各种直径的箭体需要分别用专用的滚转架车完成。架车规格数量与火箭箭体直径的规格数量相同，即一般不能通用。在实际装配过程中，各种直径规格的箭体都需要进行大范围的滚转调姿，如果每种直径规格的火箭箭体都配备专用的滚转机构，需要占用大量的厂房面积。而正处于新型火箭的研制生产阶段时，尺寸上会不断出现新的规格，相应的，生产现场就需求新规格的滚转架车来适应。这样会造成架车数量较多，占用面积较大的问题。
【发明内容】
[0003]本发明创造要解决现有车架不能适应不同直径规格火箭箭体的问题，提供一种用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，以增强专用设备的通用性。
[0004]为解决上述技术问题，本发明创造采用的技术方案是:用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，包括导向安装台、支撑架和传动机构，所述导向安装台一侧开有凹槽，所述传动机构位于所述凹槽内，所述支撑架通过所述传动机构驱动可沿所述凹槽移动，所述支撑架包括支撑块、V型支撑叉和支撑轮，所述支撑块的一端与所述传动机构相连，且通过所述传动机构驱动可沿所述凹槽移动，所述支撑块的另一端与所述V型支撑叉的尖端通过转动副铰接，所述V型支撑叉包括两个叉柄，每个所述叉柄顶端均设有一个固定轴，所述支撑轮与所述固定轴套接，且所述支撑轮可绕所述固定轴转动。
[0005]进一步，所述传动机构为双旋向丝杠螺母结构、固定齿轮双侧齿条结构或单向丝杠螺母结构。
[0006]进一步，所述传动机构为双旋向丝杠螺母结构，包括第一段螺纹丝杠、第二段螺纹丝杠和中间轴，所述第一段螺纹丝杠的一端穿过所述腔体的一侧，另一端通过所述中间轴与所述第二段螺纹丝杠相连，所述第二段螺纹丝杠的另一端穿过所述腔体的另一侧，所述第一段螺纹丝杠和所述第二段螺纹丝杠各螺纹连接一个螺母，所述螺母各连接一个所述支撑块，所述第一段螺纹丝杠与所述第二段螺纹丝杠同轴，且所述第一段螺纹丝杠与所述第二段螺纹丝杠的螺纹旋向相反，所述第一段螺纹丝杠和所述第二段螺纹丝杠各连接一个所述支撑块。
[0007]进一步,所述传动机构为固定齿轮双侧齿条结构,包括固定齿轮、第一齿条和第二齿条，所述第一齿条和第二齿条均与所述固定齿轮啮合，所述第一齿条和所述第二齿条位于所述固定齿轮的相对的两侧，且互相平行，所述固定齿轮通过轴承座与所述凹槽相连，所述第一齿条通过第一 U型支撑架与一个所述支撑块相连，所述第二齿条通过第二 U型支撑架与另一个所述支撑块相连，两个所述支撑块的移动方向位于同一个平面。
[0008]进一步，所述传动机构为单向丝杠螺母结构，包括第一丝杠、第一螺母、第二丝杠和第二螺母，所述第一丝杠与所述空腔的一侧相连，所述第二丝杠与所述空腔的另一侧相连，所述第一丝杠和所述第二丝杠同轴，所述第一螺母与所述第一丝杠螺纹连接，所述第二螺母与所述第二丝杠螺纹连接，所述第一螺母和所述第二螺母各连接一个所述支撑块。
[0009]进一步，还包括驱动装置，所述驱动装置驱动所述第一段螺纹丝杠、第二段螺纹丝杠、固定齿轮、第一丝杠和第二丝杠。
[0010]进一步，所述驱动装置为手轮或伺服电机驱动。
[0011]进一步，所述支撑轮为金属槽轮或橡胶圆柱滚轮。
[0012]进一步，所述支撑轮为金属槽轮，还包括滚转环，所述凹槽两侧的支撑架支撑所述滚转环，所述滚转环与所述金属槽轮内壁紧密贴合。
[0013]进一步，所述导向安装台下端还设有固定式支架或移动式支架。
[0014]本发明创造具有的优点和积极效果是:用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，改变已有滚转机构支撑点之间距离固定、不可调节的模式，能适应不同直径规格火箭箭体，可根据实际需要调整支撑架，并固定在导向安装台上的多个不同设定位置，配合支架使用，通过支架可沿箭体直径方向移动，能适应箭体长度的不同，以增强专用设备的通用性。除此之外，滚转环的配合使用，能有效减少对箭体表面损伤程度，很好地起到了保护火箭箭体表面的作用。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1是两个用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构配合使用，且其中一个可调滚转机构的支撑轮为金属槽轮时为最佳实施例，其使用状态示意图；
[0016]图2是多种不同直径规格火箭箭体在可调火箭滚转机构上的支撑形式示意图，箭头所示为火箭箭体滚转方向；
[0017]图3是本发明创造最佳实施方式结构示意图:传动机构为两个单向丝杠螺母结构配合，支撑轮6为金属槽轮8 ；
[0018]图4滚转环示意图；
[0019]图5是本发明创造实现两侧同步调整的一种实施方式:传动机构为双旋向丝杠螺母结构；
[0020]图6是图6的局部放大图；
[0021]图7是本发明创造实现两侧同步调整的一种实施方式:传动机构为固定齿轮双侧齿条结构。
[0022]图中:
[0023]I为手轮，2为支撑块，3为叉柄，
[0024]4为导向安装台， 5为V型支撑叉，6为支撑轮，
[0025]7为固定式支架， 8为金属槽轮，9为滚转环，
[0026]10为火箭箭体， 11为凹槽，12为橡胶圆柱轮，
[0027]13为移动式支架， 14为第一段螺纹丝杠， 15为第二段螺纹丝杠，
[0028]16为中间轴，17为固定齿轮，18第一齿条，
[0029]19、第二齿条，20、第一丝杠。
【具体实施方式】
[0030]下面结合附图对本发明创造的具体实施例做详细说明。
[0031]用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，包括导向安装台4、支撑架和传动机构，所述导向安装台4 一侧开有凹槽11，所述传动机构位于所述凹槽11内，所述支撑架通过所述传动机构驱动可沿所述凹槽11移动，所述支撑架包括支撑块2、V型支撑叉5和支撑轮6，所述支撑块2的一端与所述传动机构相连，且通过所述传动机构驱动可沿所述凹槽11移动，所述支撑块2的另一端与所述V型支撑叉5的尖端通过转动副铰接，所述V型支撑叉5包括两个叉柄3，每个所述叉柄3顶端均设有一个固定轴，所述支撑轮6与所述固定轴套接，且所述支撑轮6可绕所述固定轴转动。
[0032]所述传动机构为双旋向丝杠螺母结构、固定齿轮双侧齿条结构或单向丝杠螺母结构。
[0033]所述传动机构为双旋向丝杠螺母结构，包括第一段螺纹丝杠14、第二段螺纹丝杠15和中间轴16，所述第一段螺纹丝杠14的一端穿过所述腔体的一侧，另一端通过所述中间轴16与所述第二段螺纹丝杠15相连，所述第二段螺纹丝杠15的另一端穿过所述腔体的另一侧，所述第一段螺纹丝杠14和所述第二段螺纹丝杠15各螺纹连接一个螺母，所述螺母各连接一个所述支撑块2，所述第一段螺纹丝杠14与所述第二段螺纹丝杠15同轴，且所述第一段螺纹丝杠14与所述第二段螺纹丝杠15的螺纹旋向相反，所述第一段螺纹丝杠14和所述第二段螺纹丝杠15各连接一个所述支撑块2。
[0034]所述传动机构为固定齿轮双侧齿条结构,包括固定齿轮17、第一齿条18和第二齿条19，所述第一齿条18和第二齿条19均与所述固定齿轮17啮合，所述第一齿条18和所述第二齿条19位于所述固定齿轮17的相对的两侧，且互相平行，所述固定齿轮17通过轴承座与所述凹槽11相连，所述第一齿条18通过第一 U型支撑架与一个所述支撑块2相连，所述第二齿条19通过第二 U型支撑架与另一个所述支撑块2相连，两个所述支撑块2的移动方向位于同一个平面。
[0035]所述传动机构为单向丝杠螺母结构，包括第一丝杠20、第一螺母、第二丝杠和第二螺母，所述第一丝杠20与所述空腔的一侧相连，所述第二丝杠与所述空腔的另一侧相连，所述第一丝杠20和所述第二丝杠同轴，所述第一螺母与所述第一丝杠20螺纹连接，所述第二螺母与所述第二丝杠螺纹连接，所述第一螺母和所述第二螺母各连接一个所述支撑块2。
[0036]还包括驱动装置，所述驱动装置驱动所述第一段螺纹丝杠14、第二段螺纹丝杠15、固定齿轮17、第一丝杠20和第二丝杠。
[0037]所述驱动装置为手轮I或伺服电机驱动。
[0038]所述支撑轮6为金属槽轮8或橡胶圆柱滚轮12。
[0039]所述支撑轮6为金属槽轮8，还包括滚转环9，所述凹槽11两侧的支撑架支撑所述滚转环9，所述滚转环9与所述金属槽轮8内壁紧密贴合。
[0040]所述导向安装台4下端还设有固定式支架7或移动式支架13。
[0041]本发明创造改变已有滚转机构支撑点之间距离固定、不可调节的模式，由导向安装台4、支撑架(由支撑块2、V型支撑叉5、支撑轮6组成)及传动机构组成，可调支撑架可以固定在导向安装台4上的多个不同设定位置。
[0042]导向安装台4用于安装机构的其余部分，并为可调支撑架提供导向作用。可调支撑架可以在导向安装台4上沿导向介质移动并可以被固定。支撑块2和V型支撑叉5通过转动副铰接，V型支撑叉5可以在放置火箭箭体10后自动对正箭体质心。支撑轮6通过固定轴固定在V型支撑叉5的两个叉柄3上，并可以绕固定轴自由转动。
[0043]图1两个用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构配合使用，且其中一个可调滚转机构的支撑轮6为金属槽轮8时为最佳实施例，其使用状态示意图，其传动部分由两组分别安装在导向安装台4两侧的单向丝杠螺母结构组成，第一丝杠20与导向安装台4的凹槽11 一内侧相连，第二丝杠与导向安装台4的凹槽11另一内侧相连，第一丝杠20和第二丝杠分别套接一个螺母。每个螺母通过连接架连接一个支撑块2。支撑块2与V型支撑叉5相连。此实施例中，第一丝杠20和第二丝杠的驱动方式均采用手轮I驱动。最佳实施例所采用的结构形式特点为:导向安装台4的两侧均采用手轮-丝杠分别调整的传动方式。对火箭箭体10进行大范围滚转的具体方法为:
[0044]首先将两套放置在固定式支架7或移动式支架13上的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构调整到合适的位置，以适应火箭箭体10的长度；
[0045]通过传动机构调整可调支撑架至火箭箭体10直径对应的指定位置并锁紧；
[0046]将火箭箭体10放置在用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构上，V型支撑叉5可以在放置火箭箭体10后自动对正箭体质心；
[0047]手动转动手轮I，滚转火箭箭体10至合适位置，调整合适后吊走火箭箭体10，其中，滚转方向如图2所示；
[0048]如需要滚转其他直径规格的火箭箭体10，根据该火箭箭体10直径，重复以上步骤。
[0049]不同类型的火箭箭体10表面可能采用不同类型的材料，如果采用橡胶圆柱滚轮12，在滚转过程中，某些类型的火箭箭体10表面可能受到损伤，为了避免发生此类情况，这些火箭箭体10需要在火箭箭体10端部安装滚转环9并配合金属槽轮8使用。如图1所示的最佳实施例中，火箭箭体10的一端设定为采用特殊类型材质，因此将支撑轮6改用金属槽轮8，并配合滚转环9，滚转环9的端面设有若干螺栓孔，而火箭箭体10的端面也设有相应的锁紧孔，螺栓孔和锁紧孔是适配的。使用时，通过将螺栓孔和锁紧孔对接固定，实现将滚转环9套接在火箭箭体10的端部外围，滚转环9侧壁和金属槽轮8内壁紧密贴合，配合使用。当支撑架在传动机构的带动下移动时，滚转环9的侧壁与金属槽轮8发生转动摩擦，而火箭箭体10得到了滚转环9的有效保护，避免了摩擦火箭箭体10，进而破坏表面特殊材质的问题。火箭箭体10的另一端设定为未采用特殊类型材质，因为仍然采用橡胶圆柱滚轮12，将火箭箭体10的这一端直接由橡胶圆柱滚轮12支撑。滚转环9起到了保护具有特殊类型材质的火箭箭体10表面的作用，其结构如图4所示。此种传动机构可以实现两侧支撑架分别调节的方式。
[0050]如图5、图6所示，一种实施例，传动机构采用双旋向丝杠螺母结构，包括第一段螺纹丝杠14、第二段螺纹丝杠15和中间轴16，所述第一段螺纹丝杠14的一端穿过所述腔体的一侧，另一端通过所述中间轴16与所述第二段螺纹丝杠15相连，所述第二段螺纹丝杠15的另一端穿过所述腔体的另一侧，所述第一段螺纹丝杠14和所述第二段螺纹丝杠15各螺纹连接一个螺母，所述螺母各连接一个所述支撑块2，所述第一段螺纹丝杠14与所述第二段螺纹丝杠15同轴，且所述第一段螺纹丝杠14与所述第二段螺纹丝杠15的螺纹旋向相反。其动力源为手轮I手动或伺服电机直接驱动。当驱动第一段螺纹丝杠14进行驱动转动时，在中间轴16的带动下，第二段螺纹丝杠15也会同时转动。由于第一段螺纹丝杠14和第二段螺纹丝杠15旋向相反，因此与其相连的两个支撑架的行进方向是相反的，即为同时靠近或同时背离。此种结构可以实现一侧带动另外一侧同步调节的方式。
[0051]如图7所示，一种实施例，所述传动机构为固定齿轮双侧齿条结构，包括固定齿轮17、第一齿条18和第二齿条19，所述第一齿条18和第二齿条19均与所述固定齿轮17啮合，所述第一齿条18和所述第二齿条19位于所述固定齿轮17的相对的两侧，且互相平行，所述固定齿轮17通过轴承座与所述空腔相连，所述第一齿条18和所述第二齿条19各连接一个所述支撑块2。其动力源为手轮I手动或伺服电机直接驱动。当驱动固定齿轮17转动时，可以同时带动两侧的第一齿条18和第二齿条19同时行进，由于第一齿条18和第二齿条19位于固定齿轮17的相对的两侧，且第一齿条18和第二齿条19互相平行，因此在固定齿轮17的带动下，第一齿条18和第二齿条19的行进方向是相反的，因此与其相连的两个支撑架的行进方向是相反的，即为同时靠近或同时背离。此种结构可以实现同步调节的方式。
[0052]火箭箭体10在直径具有多种规格的同时，箭体长度的规格更加繁多。因此，用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构需固定放置在固定式支架7或可沿箭体直径方向移动的移动式支架13上，采用两端移动或者一端固定一段移动的方式，以适应箭体长度的不同。
[0053]以上对本发明创造的一个实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明创造的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明创造的实施范围。凡依本发明创造申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明创造的专利涵盖范围之内。
【权利要求】
1.用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:包括导向安装台(4)、支撑架和传动机构，所述导向安装台(4) 一侧开有凹槽(11)，所述传动机构位于所述凹槽(11)内，所述支撑架通过所述传动机构驱动可沿所述凹槽(11)移动，所述支撑架包括支撑块(2)、V型支撑叉(5)和支撑轮￠)，所述支撑块(2)的一端与所述传动机构相连，且通过所述传动机构驱动可沿所述凹槽(11)移动，所述支撑块(2)的另一端与所述V型支撑叉(5)的尖端通过转动副铰接，所述V型支撑叉(5)包括两个叉柄(3)，每个所述叉柄(3)顶端均设有一个固定轴，所述支撑轮(6)与所述固定轴套接，且所述支撑轮(6)可绕所述固定轴转动。
2.根据权利要求1所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:所述传动机构为双旋向丝杠螺母结构、固定齿轮双侧齿条结构或单向丝杠螺母结构。
3.根据权利要求2所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:所述传动机构为双旋向丝杠螺母结构，包括第一段螺纹丝杠(14)、第二段螺纹丝杠(15)和中间轴(16)，所述第一段螺纹丝杠(14)的一端穿过所述腔体的一侧，另一端通过所述中间轴(16)与所述第二段螺纹丝杠(15)相连，所述第二段螺纹丝杠(15)的另一端穿过所述腔体的另一侧，所述第一段螺纹丝杠(14)和所述第二段螺纹丝杠(15)各螺纹连接一个螺母，所述螺母各连接一个所述支撑块(2)，所述第一段螺纹丝杠(14)与所述第二段螺纹丝杠(15)同轴，且所述第一段螺纹丝杠(14)与所述第二段螺纹丝杠(15)的螺纹旋向相反，所述第一段螺纹丝杠(14)和所述第二段螺纹丝杠(15)各连接一个所述支撑块(2)。
4.根据权利要求2所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:所述传动机构为固定齿轮双侧齿条结构，包括固定齿轮(17)、第一齿条(18)和第二齿条(19)，所述第一齿条(18)和第二齿条(19)均与所述固定齿轮(17)啮合，所述第一齿条(18)和所述第二齿条(19)位于所述固定齿轮(17)的相对的两侧，且互相平行，所述固定齿轮(17)通过轴承座与所述凹槽(11)相连，所述第一齿条(18)通过第一 U型支撑架与一个所述支撑块(2)相连，所述第二齿条(19)通过第二 U型支撑架与另一个所述支撑块(2)相连，两个所述支撑块(2)的移动方向位于同一个平面。
5.根据权利要求2所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:所述传动机构为单向丝杠螺母结构，包括第一丝杠(20)、第一螺母、第二丝杠和第二螺母，所述第一丝杠(20)与所述空腔的一侧相连，所述第二丝杠与所述空腔的另一侧相连，所述第一丝杠(20)和所述第二丝杠同轴，所述第一螺母与所述第一丝杠(20)螺纹连接，所述第二螺母与所述第二丝杠螺纹连接，所述第一螺母和所述第二螺母各连接一个所述支撑块⑵。
6.根据权利要求3-5中任意一项权利要求所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:还包括驱动装置，所述驱动装置驱动所述第一段螺纹丝杠(14)、第二段螺纹丝杠(15)、固定齿轮(17)、第一丝杠(20)和第二丝杠。
7.根据权利要求6所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:所述驱动装置为手轮(I)或伺服电机驱动。
8.根据权利要求1所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:所述支撑轮(6)为金属槽轮(8)或橡胶圆柱滚轮(12)。
9.根据权利要求8所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:所述支撑轮(6)为金属槽轮(8)，还包括滚转环(9)，所述凹槽(11)两侧的支撑架支撑所述滚转环(9)，所述滚转环(9)与所述金属槽轮(8)内壁紧密贴合。
10.根据权利要求1所述的用于多种直径规格火箭箭体的可调滚转机构，其特征在于:所述导向安装台(4)下端还设有固定式支架(7)或移动式支架(13)。
【文档编号】B64F5/00GK104149989SQ201410387922
【公开日】2014年11月19日 申请日期:2014年8月7日 优先权日:2014年8月7日
【发明者】孟凡新, 赵瑞峰, 李新友, 乔志峰, 李强, 陈乃玉, 李刚, 杜正勇, 张志博, 杨中宝, 熊占兵 申请人:天津航天长征火箭制造有限公司, 中国运载火箭技术研究院