一种气浮轴承的制作方法

本发明创造属于航天器的地面微重力模拟仿真试验领域，尤其是涉及一种气浮轴承。

背景技术：

大型航天器微低重力模拟仿真试验是保证其在轨有效运行必不可少的地面试验，试验设备精度的高低将直接影响到航天器地面试验的精度，从而影响航天器在轨效能。

静压气浮轴承作为航天器微重力地面仿真试验过程中的关键设备，其性能高低将直接影响地面试验的精度。针对目前大型、超大型航天器载荷越来越大、精度越来越高的发展趋势和地面试验环境要求越来越复杂、试验面积大的外部环境，传统静压气浮轴承面对大负载和复杂边界条件，由于载荷集中导致气膜压力分布不均，再结合复杂的试验环境，导致轴承运行过程中气膜厚度发生骤变，从而出现了气锤自激现象并诱发地面设备的系统耦合振动，对地面模拟试验的精度造成了较大的影响。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明创造旨在提出一种具有高稳定性的重载静压止推气浮轴承，有效的解决气浮轴承的气锤自激问题。

为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：

一种气浮轴承，包括多孔质节流结构、背部结构、通气入口、均压导向结构、蝶形弹簧和承力滑块，其中:所述均压导向结构的底部与背部结构的顶部连接，其顶部设置有导向杆；所述蝶形弹簧位于均压导向结构的导向杆上；所述承力滑块位于碟形弹簧上，其底部设置有和导向杆对应的凹形结构，该凹形结构确保受力过程中承力滑块底部和碟形弹簧的充分接触。

优选地，所述均压导向结构螺接于背部结构的顶部。

优选地，所述承力滑块的上表面设置有球窝结构。

优选地，还包括限位轴承，所述限位轴承位于碟形弹簧和承力滑块之间。

优选地，还包括承力滑块限位结构，所述承力滑块限位结构位于背部结构的顶部，其上表面设置有可供球头螺杆穿插的孔。

优选地，还包括球头螺杆，所述球头螺杆的下端通过其球面与承力滑块上表面的球窝结构相连接，其上端设置有限位连接结构。

优选地，所述限位连接结构是螺母。

优选地，工作时，所述球头螺杆的下端球面与承力滑块上表面的球窝之间放置润滑剂。

优选地，所述多孔质节流结构使用的材料为石墨粉末。

优选地，所述多孔质节流结构通过树脂粘结剂与背部结构的底部连接。

优选地，所述背部结构的侧部设置有1或2个通气入口，该通气入口与背部结构内部的通道相连接。

优选地，所述背部结构和均压导向结构材质为铝或不锈钢。

相对于现有技术，本发明创造所述的气浮轴承具有以下优势：

本发明创造提供的气浮轴承能够有效的解决目前大型、超大型航天器的地面微重力模拟仿真中试验精度低的工程问题，有效解决地面试验气浮轴承气锤自激诱发航天器系统耦合振动的现象，从而为试验对象提供了一种微扰动的微低重力支撑，进一步保证该类试验的准确性，保证航天器的在轨有效运行。

附图说明

构成本发明创造的一部分的附图用来提供对本发明创造的进一步理解，本发明创造的示意性实施例及其说明用于解释本发明创造，并不构成对本发明创造的不当限定。

图1为本发明创造实施例所述的气浮轴承结构示意图；

附图标记说明：

1-多孔质节流结构；2-背部结构；3-通气入口；4-均压导向结构；5-蝶形弹簧；6-承力滑块；7-限位轴承；8-承力滑块限位结构；9-球头螺杆；10-限位连接结构。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明创造中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明创造的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“顶”、“底”、“内”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。

在本发明创造的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。

参考图1，在一种典型的实施方式中，本发明创造提供了一种气浮轴承，包括多孔质节流结构、背部结构、通气入口、均压导向结构、蝶形弹簧和承力滑块，其中:所述均压导向结构的底部与背部结构的顶部连接，其顶部设置有导向杆；所述蝶形弹簧位于均压导向结构的导向杆上；所述承力滑块位于碟形弹簧上，其底部设置有和导向杆对应的凹形结构，该凹形结构确保受力过程中承力滑块底部和碟形弹簧的充分接触。

本发明创造的基本原理是根据轴承气膜压力分布不均和气膜厚度骤变引发气锤自激振动的诱发机理，通过设计均压结构和柔性结构规避振动现象的产生。运行过程中，当气浮轴承承受到源于试验工装的压力时，该压力通过球头螺杆的球面依次传递到承力滑块和限位结构而施压于蝶形弹簧。伴随着蝶形弹簧的收缩，承力滑块和限位结构同时向下运动，再由均压导向结构均布由蝶形弹簧传递来的压力，从而保证对背部结构的压力均衡分布，以保证气膜厚度的均匀一致；另一方面，气浮轴承支撑平面各种拼缝处，会导致轴承运行过程中气膜厚度发生骤变从而出现了气锤自激现象并诱发地面设备的系统耦合振动。蝶形弹簧可以隔绝由复杂的试验环境气膜传递来的振动，以保证不会诱发航天器的结构耦合振动。

在以上实施方式中，所述均压导向结构螺接于背部结构的顶部，用于固定蝶形弹簧并且均布由蝶形弹簧传递来的压力，以保证气膜厚度的均匀一致；所述背部结构和均压导向结构可选用铝或不锈钢材料加工，以保证止推气浮轴承的结构刚度要求；所述承力滑块的上表面设置有球窝结构。

参考图1，在一种相对优选的实施例中，还包括限位轴承，所述限位轴承位于碟形弹簧和承力滑块之间，对均压结构的导向杆进行限位，限制蝶形弹簧和承力滑块的横向移动，以确保气浮轴承工作的结构稳定性。

参考图1，在一种相对优选的实施例中，还包括承力滑块限位结构，所述承力滑块限位结构位于背部结构的顶部，其上表面设置有可供球头螺杆穿插的孔。滑块限位结构主要用于承力滑块在工作过程中的限位，气浮轴承在使用过程中蝶形弹簧处于受力状态，承力滑块不与承力滑块限位结构接触，但由于运行过程中存在一定的不确定因素，加入该结构可有效限制承力滑块的位移，提高轴承安全性。

参考图1，在一种相对优选的实施例中，还包括球头螺杆，所述球头螺杆的下端通过其球面与承力滑块上表面的球窝结构相连接，其上端设置有限位连接螺母，使用限位螺母将气浮轴承固定在天线或机械臂等航天器的试验工装上，以保证气浮轴承的有效支撑。工作时，所述球头螺杆的下端球面与承力滑块上表面的球窝之间放置润滑剂。

在以上实施方式中，所述多孔质节流结构通过树脂粘结剂与背部结构的底部连接，其中，多孔质节流结构采用石墨粉末材料进行等压烧结而成，是一种具有较高的孔隙度和透气性的材料，且易于加工成形，用其制成的气体轴承承载能力和刚度大，材料内部有固态基体和相互贯通的孔隙。通过该结构，在气浮轴承与支撑平面之间形成一层20微米的气膜，利用该气膜，为大型航天器创造一个微扰动的地面微重力环境。

在以上实施方式中，所述背部结构的侧部设置有1或2个通气入口，该通气入口与背部结构内部的通道相连接。本发明中外部气源通过通气入口进入背部结构和多孔质节流结构之间的气腔内，形成压力空间，气体通过多孔质节流材料进行节流，流入到气浮轴承与支撑平面之间，形成均匀气膜。

在进行航天器地面微低重力模拟仿真试验时，检查气浮轴承球头螺杆是否能够灵活转动，确保起到自适应平面的作用；在通气状态下，将至少三套气浮轴承通过球头螺杆的限位连接螺母固定在航天器的试验工装接口上；调节球头螺杆的长度一致，确保三套气浮轴承平均分配航天器载荷。

此外，本发明创造可拓展应用于大型超高精度测试转台、微电子装备、高精度机床等对气浮轴承提出高刚度以及高稳定性要求的设备中，具有良好的社会效应和经济价值。

以上所述仅为本发明创造的较佳实施例而已，并不用以限制本发明创造，凡在本发明创造的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明创造的保护范围之内。