一种火箭舱段紧凑空间内伺服机构安装装置及安装方法与流程

本发明涉及一种伺服机构安装装置和方法，具体说涉及一种火箭舱段紧凑空间内伺服机构安装装置及安装方法。

背景技术：

随着我国航天技术的不断发展，载人航天、载人登月对发动级推力的需求越来越大，大推力发动机已经在新一代运载火箭上应用，为实现大推力发动机推力矢量控制而研制的大功率伺服机构重量和体积显著增大，现役运载火箭配套伺服机构重量最大约为55kg，长度最大约为1365mm；而我国新一代运载火箭大推力发动机配套伺服机构重量最大约为105Kg，长度最大约为1843mm。

现役运载具有火箭舱段内空间大，伺服机构重量轻、体积小的特点，伺服机构安装采用人工搬运的方法，火箭舱段外人员将伺服机构由火箭舱段上500mmX500mm的窗口传递给火箭舱段内人员，火箭舱段内人员将伺服机构搬运至发动机上安装处，完成伺服机构上下支点的安装。

传统伺服机构人工搬运安装方法仅适用于大空间内尺寸小、重量轻伺服机构安装，具有一定局限性，同时人工搬运过程操作复杂，风险较大。

新一代运载火箭采用大推力液氧煤油发动机，发动机管路结构复杂、体积大，火箭舱段内空间及其紧张。新一代运载火箭配套伺服机构重量和体积均显著增大，人工搬运困难，安全性差，同时伺服机构很难通过火箭舱段上500mmX500mm窗口进入火箭舱段内。因此传统伺服机构安装采用的人工搬运方法不能满足新一代运载火箭伺服机构安装要求。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种火箭舱段紧凑空间内伺服机构安装装置，该装置操作简单、安装方便、有效避免了人工搬运的风险，提高效率并降低人力成本，可满足紧凑空间内的伺服机构安装需求。

本发明的另外一个目的在于提供一种火箭舱段紧凑空间内伺服机构安装装置的安装方法。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装装置，包括吊梁、吊装装置、卡箍组件和推车，其中吊梁安装在火箭舱段内的发动机机架上，吊装装置一端与吊梁连接，且吊装装置可以沿吊梁移动，吊装装置另一端与卡箍组件连接，卡箍组件安装在伺服机构上，且伺服机构放置在推车上；所述卡箍组件包括第一卡箍、第二卡箍、吊耳、第一连接装置和第二连接装置，其中第一卡箍与第二卡箍的两端分别通过第一连接装置与第二连接装置连接，第一卡箍与第二卡箍可沿第一连接装置进行转动，通过第二连接装置与伺服机构固定连接，且第一卡箍与第二卡箍连接后形成的内部空间与伺服机构安装部位的外表面形状相匹配，吊耳安装在第一卡箍与第二卡箍两侧。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装装置中，还包括若干螺柱、若干螺母、第一吊带和第二吊带，其中若干螺柱、若干螺母将吊梁与发动机机架固定连接，第一吊带套装在吊梁上，将吊装装置与吊梁连接，第二吊带一端与吊装装置连接，另一端与卡箍组件连接。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装装置中，若干螺柱分别设置在吊梁的两端，若干螺母用于与若干螺柱配合连接；此外吊梁上均布多个通孔，螺柱与螺母根据需要安装在不同的通孔位置。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装装置中，第一吊带为扁平吊带；所述第一吊带与第二吊带的长度比为0.5～0.8:1。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装装置中，第二吊带的长度大于伺服机构上卡箍组件安装位置与上支点A的距离。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装装置中，第一连接装置包括转轴、螺母和开口销，所述第一卡箍一端设有凹槽，第二卡箍一端设有与所述凹槽匹配的凸台，且所述凹槽与凸台上均开设同轴通孔，凹槽与凸台配合后，转轴穿过通孔，两端通过螺母和开口销连接。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装装置中，第二连接装置包括螺钉、弹簧垫圈和平垫圈，所述第一卡箍一端设有通孔，第二卡箍一端设有螺纹孔，螺钉穿过第一卡箍的通孔后与第二卡箍的螺纹孔连接，弹簧垫圈和平垫圈设置在螺钉与第一卡箍之间。

一种火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装方法，包括如下步骤：

(1)、将螺柱从吊梁两端的通孔穿过，螺母与螺柱拧紧固定，从而将吊梁安装在发动机机架上；

(2)、将第一吊带套装在吊梁上，吊装装置一端与第一吊带连接；调整第一吊带在吊梁上的位置，使吊装装置位于发动机上待安装伺服机构的位置上方；

(3)、将伺服机构放置在推车上，将卡箍组件与伺服机构固定连接后，通过推车将伺服机构推至火箭舱段下方；

(4)、将第二吊带两端分别与卡箍组件的两个吊耳连接之后，将第二吊带的中间位置与吊装装置连接；

(5)、调整吊装装置使伺服机构缓慢上升，直至达到发动机上待安装位置，完成伺服机构在发动机上的安装；

(6)、将第二吊带与卡箍组件断开，将卡箍组件从伺服机构上拆除，将吊梁、吊装装置、第一吊带、螺母和螺柱拆除。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装方法中，步骤(5)中伺服机构上升的速度为0.05m/s～0.1m/s。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装方法中，步骤(3)中卡箍组件与伺服机构固定连接的方法为：

(3.1)、将第二卡箍一端的凸台与第一卡箍一端的凹槽配合后，转轴穿过所述凸台与凹槽上的通孔，转轴两端通过螺母和开口销连接；

(3.2)、通过第一卡箍和第二卡箍将伺服机构安装位置包裹，螺钉穿过第一卡箍的通孔后与第二卡箍的螺纹孔连接，弹簧垫圈和平垫圈设置在螺钉与第一卡箍之间，实现第一卡箍和第二卡箍的连接。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装方法中，第一吊带为扁平吊带：所述第一吊带与第二吊带的长度比为0.5～0.8:1。

在上述火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装方法中，第二吊带的长度大于伺服机构上卡箍组件安装位置与上支点A的距离；所述吊装装置为手拉葫芦。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)、本发明针对现有技术中伺服机构安装存在的问题，创新设计了一种新型的伺服机构安装装置，该安装装置结构简单，安装方便，适用于火箭舱段内紧凑空间内伺服机构的安装，同时适用于大体积、大质量伺服机构的安装；

(2)、本发明伺服机构安装方法操作简单、安装方便、有效避免了人工搬运的风险，提高效率并降低人力成本，可满足紧凑空间内的伺服机构安装需求。

(3)、本发明伺服机构安装方法通过吊装装置及卡箍组件完成安装，安装过程更加规范，显著提高了安装可靠性和安全性；

(4)、本发明伺服机构安装方法通过一套安装装置可以完成多个伺服机构的安装，提高了安装效率，同时降低安装成本；

(5)、本发明对伺服机构中的各组成部件的结构形式及比例尺寸进行优化设计，可以可靠控制吊装速度，并使吊装过程更加稳定可靠。

(6)、本发明对伺服机构安装装置的卡箍组件结构进行创新设计，保证了伺服机构吊装过程的平衡稳定，且卡箍组件安装拆除更加简单方便，进一步提高吊装效率。

附图说明

图1为本发明伺服机构安装装置结构示意图；

图2为本发明卡箍组件结构示意图，其中图2a为主视图，图2b为左视图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图1所示为本发明伺服机构安装装置结构示意图，由图可知本发明火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装装置，包括吊梁1、吊装装置5、若干螺柱2、若干螺母3、第一吊带4、第二吊带6、卡箍组件7和推车8，其中若干螺柱2、若干螺母3将吊梁1安装在火箭舱段内的发动机机架上，若干螺柱2分别设置在吊梁1的两端，若干螺母3用于与若干螺柱2配合连接。吊梁1上均布多个通孔，螺柱2与螺母3根据需要设置安装在不同的通孔位置。

第一吊带4套装在吊梁1上，将吊装装置5与吊梁1连接，第一吊带4为扁平吊带。第一吊带4可以带动吊装装置5沿吊梁1移动。

第二吊带6一端与吊装装置5连接，另一端与卡箍组件7连接。第一吊带4与第二吊带6的长度比为0.5～0.8:1。且第二吊带6的长度大于伺服机构9上卡箍组件7安装位置与上支点A的距离。吊装装置可以可靠控制吊装速度，使的吊装过程更加稳定可靠。吊装装置5可以为手拉葫芦。

卡箍组件7安装在伺服机构9上，且伺服机构9放置在推车8上，推车8可以为平板小车。

如图2所示为本发明卡箍组件结构示意图，其中图2a为主视图，图2b为左视图。卡箍组件7包括第一卡箍11、第二卡箍12、吊耳14、第一连接装置和第二连接装置，其中第一卡箍11与第二卡箍12的两端分别通过第一连接装置与第二连接装置连接，第一卡箍11与第二卡箍12可沿第一连接装置进行转动(绕转轴13转动)，通过第二连接装置与伺服机构9固定连接，且第一卡箍11与第二卡箍12连接后形成的内部空间与伺服机构9安装部位的外表面形状相匹配，吊耳14安装在第一卡箍11与第二卡箍12两侧。

第一连接装置包括转轴13、螺母15和开口销19，第一卡箍11一端设有凹槽，第二卡箍12一端设有与所述凹槽匹配的凸台，且所述凹槽与凸台上均开设同轴通孔，凹槽与凸台配合后，转轴13穿过通孔，两端通过螺母15和开口销19连接。

第二连接装置包括螺钉16、弹簧垫圈17和平垫圈18，第一卡箍11一端设有通孔，第二卡箍12一端设有螺纹孔，螺钉16穿过第一卡箍11的通孔后与第二卡箍12的螺纹孔连接，弹簧垫圈17和平垫圈18设置在螺钉16与第一卡箍11之间。

其中螺母15可以为六角螺母、螺钉16可以为内六角圆柱头螺钉。

本发明火箭舱段紧凑空间内伺服机构的安装方法包括如下步骤：

(1)、将螺柱2从吊梁1两端的通孔穿过，螺母3与螺柱2拧紧固定，从而将吊梁1安装在发动机机架上。

(2)、将第一吊带4套装在吊梁1上，吊装装置5一端与第一吊带4连接；调整第一吊带4在吊梁1上的位置，使吊装装置5位于发动机上待安装伺服机构9的位置上方。

(3)、将伺服机构9放置在推车8上，将卡箍组件7与伺服机构9固定连接后，通过推车8将伺服机构9推至火箭舱段下方。

卡箍组件7与伺服机构9固定连接的方法为：

(3.1)、将第二卡箍12一端的凸台与第一卡箍11一端的凹槽配合后，转轴13穿过所述凸台与凹槽上的通孔，转轴13两端通过螺母15和开口销19连接；

(3.2)、通过第一卡箍11和第二卡箍12将伺服机构9安装位置包裹，螺钉16穿过第一卡箍11的通孔后与第二卡箍12的螺纹孔连接，弹簧垫圈17和平垫圈18设置在螺钉16与第一卡箍11之间，实现第一卡箍11和第二卡箍12的连接。

(4)、将第二吊带6两端分别与卡箍组件7的两个吊耳连接之后，将第二吊带6的中间位置与吊装装置5连接；

(5)、调整吊装装置5使伺服机构9缓慢上升，直至达到发动机上待安装位置，完成伺服机构9在发动机上的安装，即完成伺服机构上下支点安装。伺服机构9上升的速度为0.05m/s～0.1m/s。

(6)、将第二吊带6与卡箍组件7断开，将卡箍组组件7从伺服机构9上拆除，将吊梁1、吊装装置5、第一吊带4、螺母3和螺柱2拆除并从火箭舱段内取出。

实施例1

第一吊带4与第二吊带6的长度分别为0.5m和0.8m。

第一吊带4固定在吊梁1的左端2/5位置，即第一吊带4固定位置距离吊梁左端的距离为吊梁1长度的2/5。

吊梁1为分布数个通孔的圆筒型钢管，吊梁1的长度为1.75m，吊梁1上通孔的间距为0.2m。吊梁1两端各2个螺柱2。

第二卡箍12一端的凸台高度与第一卡箍11一端的凹槽的深度为18mm，组装后左右间隙为0.2～0.5mm。

吊梁1和卡箍组件7的材料为不锈钢。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。