自适应锁固装置及火箭自适应锁固系统的制作方法

1.本发明涉及一种锁紧设备，尤指一种用于火箭垂直转运过程中的自适应锁固装置及火箭自适应锁固系统。


背景技术：

2.在火箭防风减载技术领域，防风减载装置不仅要实现有效锁紧以确保火箭的锁紧固定，还要具备解除与火箭的固定功能，这就需要防风减载装置具有上锁与解锁功能。
3.随着防风减载技术的发展，紧固连接环成为可选方式，这种防风减载只通过连接环和螺栓来实现锁紧存在的三个问题：一是连接环与火箭箭体配合精度要求高；二是多组连接环手动连接效率低；三是人员高空作业危险系数高。因此为了实现火箭箭体的快速锁紧功能，需要一种适应火箭箭体偏移的自动锁紧装置来实现其快速可靠锁紧功能。
4.传统的火箭箭体锁紧装置只能手动连接上锁，不具备主动适应火箭箭体偏移的上锁功能。
5.因此，如何设计一种不仅能实现火箭箭体的主动锁紧，还能解决火箭偏移条件下需要垂直度调整的多自由度的自适应锁固装置及火箭自适应锁固系统是本发明人潜心研究的课题。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于提供一种自适应锁固装置及火箭自适应锁固系统，其结构设计巧妙，不仅能实现火箭的主动锁紧，还能解决火箭偏移条件下的垂直度、多自由度调整，并且其适用范围广。
7.为了实现上述目的，本发明的技术解决方案为：一种自适应锁固装置，其特征在于，包括动平台，所述动平台的上面设有第一开口槽，所述第一开口槽内安装有自适应组件，所述自适应组件包括接触板及球铰结构，所述球铰结构包括可带动所述接触板多自由度转动的球铰，所述球铰结构通过底座安装于所述第一开口槽，所述动平台的下面连接有升降机构，所述升降机构与同步驱动机构连接，所述升降机构在所述同步驱动机构的带动下可使所述动平台及所述自适应组件进行升降运动。
8.本发明自适应锁固装置，其中所述球铰结构还包括球铰座和球铰盖，所述球铰安装于所述球铰座与所述球铰盖之间，所述球铰座的下端固定于所述底座上，所述接触板的下端固定于所述球铰上，所述接触板的上部位于所述球铰盖的上方。
9.本发明自适应锁固装置，其中所述接触板包括位于上部的接触板本体及位于所述接触板本体下端的连接部，所述球铰的上端设置有螺纹孔，所述连接部与所述螺纹孔螺接固定，所述接触板本体位于所述球铰盖的上方。
10.本发明自适应锁固装置，其中所述球铰的两相对侧与所述螺纹孔垂直的部位设有两个销部，两个所述销部伸入所述球铰盖与所述球铰座之间的区域。
11.本发明自适应锁固装置，其中所述底座的上表面设置有第二开口槽，所述第二开
口槽内设置有测力传感器，所述球铰座设置于所述测力传感器的上面。
12.本发明自适应锁固装置，其中所述升降机构包括两个升降杆或一升降杆与一升降杆组或两个升降杆组，两个所述升降杆或一所述升降杆与一所述升降杆组或两个所述升降杆组的上端分别与所述动平台的左、右侧下端铰接，两个所述升降杆或一所述升降杆与一所述升降杆组或两个所述升降杆组的下端分别通过铰接的滑块与所述同步驱动机构连接。
13.本发明自适应锁固装置，其中所述升降杆组包括两个升降杆，两个所述升降杆的上端由销轴铰接于所述动平台的前、后侧，两个所述升降杆的下端由销轴铰接于铰接座的前、后侧，所述铰接座固定于所述滑块上，两个所述升降杆与两个销轴组成平行四边形结构。
14.本发明自适应锁固装置，其中两个所述升降杆或一所述升降杆与一所述升降杆组或两个所述升降杆组的上端呈十字交叉的形式与所述动平台铰接。
15.本发明自适应锁固装置，其中所述同步驱动机构包括动力机构、由所述动力机构带动的正反旋丝杠或蜗轮蜗杆结构及安装于所述丝杠或所述蜗杆上的正旋螺母和反旋螺母，两个所述滑块分别固定于所述正旋螺母、反旋螺母上。
16.本发明自适应锁固装置，其中所述同步驱动机构包括两个动力机构、由两个所述动力机构带动的两个丝杠或两个蜗轮蜗杆结构及安装于两个所述丝杠或两个所述蜗杆上的两个螺母，两个所述滑块分别固定于两个所述螺母上。
17.本发明自适应锁固装置，其中所述动力机构采用液压马达或伺服电机。
18.本发明自适应锁固装置，其中所述丝杠采用单头梯形丝杠。
19.本发明自适应锁固装置，其中所述同步驱动机构设置于底座组件上，所述底座组件包括导轨，两个所述滑块滑动设置于所述导轨的上面，所述导轨的两端安装有两个端板，所述同步驱动机构安装于两个所述端板之间，所述导轨及两个所述端板的下面设有底板，所述导轨与所述底板固定连接。
20.本发明自适应锁固装置，其中所述丝杠或所述蜗杆的一端安装有旋转编码器。
21.一种火箭自适应锁固系统，包括火箭及防风减载装置，所述防风减载装置上具有可容置火箭箭体的第三开口槽，其中所述防风减载装置通过多个所述的自适应锁固装置将所述火箭箭体锁固在所述第三开口槽内，多个所述自适应锁固装置的接触板沿所述火箭箭体的一周紧贴于所述火箭箭体的外表面，多个所述自适应锁固装置的另一端固定于所述第三开口槽上。
22.本发明火箭自适应锁固系统，其中多个所述自适应锁固装置的接触板沿周向均布在所述火箭箭体的外表面。
23.采用上述方案后，本发明自适应锁固装置及火箭自适应锁固系统具有以下
24.有益效果：
25.1、通过在动平台上面安装自适应组件，使自适应组件用于与火箭箭体接触的接触板可转动的安装于球铰结构的球铰上，使接触板可实现三维的多自由度自适应调整，从而适应火箭箭体的水平偏移及在竖直向的一定位移；
26.2、通过在动平台下面连接升降机构，可使自适应组件通过升降机构自动伸出以贴合锁固火箭箭体，降低了操作人员高空作业风险，提高了工作效率；
27.3、利用同步驱动机构的单头梯形正反旋丝杠或蜗杆可实现反行程自锁原理，用多
个该自适应锁固装置可实现对火箭箭体任意位置的锁定；
28.4、通过在丝杠或蜗杆一端安装旋转编码器，在球铰座下面安装测力传感器，利用力-位混合控制原理，在动力机构驱动自适应锁固装置伸出过程中，实时监测伸出位置，超行程立刻停止。同时在接触火箭箭体过程中，通过测力传感器反馈锁固装置与火箭箭体之间的接触力，防止锁固装置对火箭箭体施加过大压力，提高了系统的可靠性；
29.5、通过将接触板的下端安装于万向球铰上，提升了该锁固装置支撑火箭箭体的垂向刚度和偏载受力。
附图说明
30.图1是本发明自适应锁固装置上升过程的结构示意图；
31.图2是本发明自适应锁固装置未安装自适应组件的结构示意图；
32.图3是本发明的自适应组件结构示意图；
33.图4是本发明自适应锁固装置下降过程的结构示意图；
34.图5是本发明火箭自适应锁固系统结构示意图。
具体实施方式
35.下面根据附图所示实施方式阐述本发明。此次公开的实施方式可以认为在所有方面均为例示，不具限制性。本发明的范围不受以下实施方式的说明所限，仅由权利要求书的范围所示，而且包括与权利要求范围具有同样意思及权利要求范围内的所有变形。
36.下面结合具体实施例阐述本发明多自由度自适应锁紧固定装置的结构。
37.如图1、图4所示本发明自适应锁固装置上升过程和下降过程的结构示意图，该锁固装置包括动平台1、自适应组件、升降机构、同步驱动机构及底座组件。
38.动平台1的上表面设有第一开口槽2，该第一开口槽2内安装有自适应组件。结合图3所示，自适应组件包括接触板3及球铰结构。接触板3是由呈水平放置的接触板本体4及垂直设置于接触板本体4下端的连接部5构成，连接部5呈轴状。接触板3呈t形结构。连接部5的外表面设置有外螺纹。
39.球铰结构包括可带动接触板3多自由度转动的球铰6、球铰座7及球铰盖8。球铰6安装于球铰座7与球铰盖8之间。球铰座7的下端固定于底座9上，球铰结构的底座9固定于动平台1的第一开口槽2内。
40.球铰6为球状体，其上端设置有螺纹孔10，连接部5通过外螺纹与螺纹孔10螺接固定，接触板本体4位于球铰盖8的上方。球铰6的左、右两相对侧分别设有销部11。两个销部11分别位于球铰盖8与球铰座7之间的空腔区域。底座9的上表面设置有第二开口槽12，第二开口槽12内设置有测力传感器13，球铰座7设置于测力传感器13的上面。带有两个销部11的球铰6能够实现绕连接部5和销部11两个轴线的转动，因此接触板3能够被动适应火箭箭体的偏移，并与之完全接触。
41.结合图2所示，动平台1的下面连接有升降机构，本实施例升降机构包括位于左侧的升降杆组和位于右侧的升降杆14。升降杆组与升降杆14呈十字交叉设置。升降杆组包括两个升降杆14，两个升降杆14的上端由销轴铰接于动平台1前、后侧的右侧下端。两个升降杆14的下端由销轴铰接于第一铰接座15的前、后侧，第一铰接座15固定连接于左侧的滑块
16上，该升降杆组的两个升降杆14与两个销轴组成平行四边形结构。右侧的升降杆14上端通过销轴铰接于动平台1的左侧下端，该升降杆14的下端通过销轴铰接于第二铰接座17上，第二铰接座17的下端固定连接于右侧的滑块16上。该升降机构通过铰接的两个滑块16与同步驱动机构连接。升降机构在同步驱动机构的带动下可使动平台1及自适应组件进行升降运动。
42.当然上述升降机构也可以采用由左右两个升降杆呈十字交叉设置或采用两个升降杆组呈十字交叉设置，都属于本发明保护的范围。
43.同步驱动机构包括动力机构、由动力机构带动的正反旋丝杠18及安装于该丝杠18上的正旋螺母19和反旋螺母20，正旋螺母19安装于丝杠18的正旋侧即图中左侧，反旋螺母20安装于丝杠18的反旋侧即图中右侧。正旋螺母19、反旋螺母20分别通过螺栓连接固定于两个滑块16上。采用正反旋丝杠18驱动正旋螺母19和反旋螺母20，能够实现两个滑块16的同步正向和背向运动。
44.本实施例动力机构采用液压马达21，也可以采用伺服电机等代替。丝杠18也可以由蜗轮蜗杆结构代替，同样具备反行程自锁能力。丝杠18的左端安装有旋转编码器22。
45.同步驱动机构也可以采用由两个动力机构、两个动力机构带动的两个丝杠18及安装于两个丝杠18上的两个螺母组合的结构代替，两个滑块16固定于两个螺母上。该替代方案即由两个动力机构带动两个螺母及两个滑块16同步移动，以带动升降机构平稳实现升降运动。
46.驱动机构设置于底座组件上。底座组件包括导轨23，本实施例的导轨23采用燕尾导轨，其可使锁固装置具有同时承受高压载和大弯矩的作用。当然也可以采用其它形式的导轨结构。两个滑块16滑动设置于导轨23的上面，这样设计可使滑块16的两侧增加支撑，实现相同的承载效果。导轨23的左右两端连接有两个端板24，驱动机构的丝杠18的左右两端安装于两个端板24上。丝杠18通过安装在两个端板24上的轴承进行定位。液压马达21通过螺栓连接于右侧端板24上。液压马达21驱动正反旋丝杠18正转、反转，从而带动正旋螺母19、左侧滑块16与反旋螺母20、右侧滑块16相向运动、背向运动，最终通过升降机构实现动平台1的主动向外伸出和向内收回运动。丝杠18采用具有自锁功能的单头梯形丝杠传动，可实现动力机构任意位置反行程自锁。
47.导轨23及两个端板24的下面设有底板25，导轨23与底板25通过多个螺栓连接在一起。
48.如图5所示本发明火箭自适应锁固系统结构示意图，包括火箭箭体26及防风减载装置27。防风减载装置27的右侧形成可容置火箭箭体26的半圆形第三开口槽28，防风减载装置27通过多个如上述图1、图4所示的自适应锁固装置29将火箭箭体26锁固在第三开口槽28内，本实施例采用三个锁固装置29。三个锁固装置29呈120
°
均匀布置在火箭箭体26的外表面一周，实现了主动锁固火箭箭体26并能适应火箭箭体26在水平方向的偏移。当然也可采用不仅限于两个、五个的锁固装置组合同样可以实现相同的效果。三个锁固装置29的接触板本体4紧贴于火箭箭体26的外表面，三个锁固装置29的基座组件固定于第三开口槽28上。
49.结合图1所示，当锁固装置29需要锁固火箭箭体26时，三个锁固装置29的液压马达21同时启动正转，带动正反旋丝杠18转动，正旋螺母19、反旋螺母20在两个滑块16及导轨23
的导向下相向运动，进而带动升降机构的左侧升降杆组和右侧升降杆14分别向外伸出，推动动平台1及自适应组件向火箭箭体26侧伸出。动平台1在向外伸出过程中，由旋转编码器22实时反馈运动距离，防止超行程运动。并且在三个锁固装置29同时向火箭箭体26的方向运动过程中，通过测力传感器13实时监测锁固装置29与火箭箭体26之间的接触力，当测得接触力大于设定的400kg时，液压马达21停止运动，这样就能保证锁固装置29在锁固火箭箭体26的过程中，不会对火箭箭体26的结构造成破坏，提高了整锁固系统地可靠性。而未与火箭箭体26接触的锁固装置29则继续运动。
50.结合图4所示，当防风减载装置27需要取消抱箭时，三个锁固装置29的液压马达21同时启动反转，带动正反旋丝杠18转动，正旋螺母19、反旋螺母20在两个滑块16及导轨23的导向下背向运动，进而带动升降机构的左侧升降杆组和右侧升降杆14分别向内收回，实现动平台1及自适应组件向远离火箭箭体侧撤收至标定的初始位置，此时锁固装置29处于撤收状态。
51.本发明自适应锁固装置的潜能并不局限于应用在火箭箭体26的锁固上，任何类似需要主动适应锁紧的地方都可以应用其原理。
52.本发明通过在动平台1的上面安装自适应组件，使自适应组件用于与火箭箭体26接触的接触板3可转动的安装于球铰结构的球铰6上，使接触板3可实现三维的多自由度自适应调整，以适应火箭箭体26的水平偏移及在竖直向的一定位移。通过在动平台1的下面连接升降机构，可使自适应组件通过升降机构自动向外伸出以贴合锁固火箭箭体26，降低了操作人员高空作业风险，提高了工作效率。利用驱动机构的正反旋丝杠18可实现反行程自锁原理，用多个该锁固装置29可实现对火箭箭体26任意位置的锁定。通过在丝杠18的左端安装旋转编码器22，在球铰座7的下面安装测力传感器13，利用力-位混合控制原理，在液压马达21驱动锁固装置29的接触板3向外伸出过程中，实时监测伸出位置，超行程立刻停止。同时在接触火箭箭体26的过程中，通过测力传感器13反馈锁固装置29与火箭箭体26之间的接触力，防止该锁固装置29对火箭箭体26施加过大压力，提高了系统的可靠性。通过将接触板3的下端安装于万向球铰6上，提升了该锁固装置29支撑火箭箭体26的垂向刚度和偏载受力。
53.以上所述实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通工程技术人员对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

技术特征：
1.一种自适应锁固装置，其特征在于，包括动平台，所述动平台的上面设有第一开口槽，所述第一开口槽内安装有自适应组件，所述自适应组件包括接触板及球铰结构，所述球铰结构包括可带动所述接触板多自由度转动的球铰，所述球铰结构通过底座安装于所述第一开口槽，所述动平台的下面连接有升降机构，所述升降机构与同步驱动机构连接，所述升降机构在所述同步驱动机构的带动下可使所述动平台及所述自适应组件进行升降运动。2.如权利要求1所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述球铰结构还包括球铰座和球铰盖，所述球铰安装于所述球铰座与所述球铰盖之间，所述球铰座的下端固定于所述底座上，所述接触板的下端固定于所述球铰上，所述接触板的上部位于所述球铰盖的上方。3.如权利要求2所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述接触板包括位于上部的接触板本体及位于所述接触板本体下端的连接部，所述球铰的上端设置有螺纹孔，所述连接部与所述螺纹孔螺接固定，所述接触板本体位于所述球铰盖的上方。4.如权利要求3所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述球铰的两相对侧与所述螺纹孔垂直的部位设有两个销部，两个所述销部伸入所述球铰盖与所述球铰座之间的区域。5.如权利要求2所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述底座的上表面设置有第二开口槽，所述第二开口槽内设置有测力传感器，所述球铰座设置于所述测力传感器的上面。6.如权利要求1所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述升降机构包括两个升降杆或一升降杆与一升降杆组或两个升降杆组，两个所述升降杆或一所述升降杆与一所述升降杆组或两个所述升降杆组的上端分别与所述动平台的左、右侧下端铰接，两个所述升降杆或一所述升降杆与一所述升降杆组或两个所述升降杆组的下端分别通过铰接的滑块与所述同步驱动机构连接。7.如权利要求6所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述升降杆组包括两个升降杆，两个所述升降杆的上端由销轴铰接于所述动平台的前、后侧，两个所述升降杆的下端由销轴铰接于铰接座的前、后侧，所述铰接座固定于所述滑块上，两个所述升降杆与两个销轴组成平行四边形结构。8.如权利要求6所述的自适应锁固装置，其特征在于，两个所述升降杆或一所述升降杆与一所述升降杆组或两个所述升降杆组的上端呈十字交叉的形式与所述动平台铰接。9.如权利要求6所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述同步驱动机构包括动力机构、由所述动力机构带动的正反旋丝杠或蜗轮蜗杆结构及安装于所述丝杠或所述蜗杆上的正旋螺母和反旋螺母，两个所述滑块分别固定于所述正旋螺母、反旋螺母上。10.如权利要求6所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述同步驱动机构包括两个动力机构、由两个所述动力机构带动的两个丝杠或两个蜗轮蜗杆结构及安装于两个所述丝杠或两个所述蜗杆上的两个螺母，两个所述滑块分别固定于两个所述螺母上。11.如权利要求9或10所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述动力机构采用液压马达或伺服电机。12.如权利要求9或10所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述丝杠采用单头梯形丝杠。13.如权利要求6所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述同步驱动机构设置于底座组件上，所述底座组件包括导轨，两个所述滑块滑动设置于所述导轨的上面，所述导轨的两端安装有两个端板，所述同步驱动机构安装于两个所述端板之间，所述导轨及两个所述端
板的下面设有底板，所述导轨与所述底板固定连接。14.如权利要求9所述的自适应锁固装置，其特征在于，所述丝杠或所述蜗杆的一端安装有旋转编码器。15.一种火箭自适应锁固系统，包括火箭及防风减载装置，所述防风减载装置上具有可容置火箭箭体的第三开口槽，其特征在于，所述防风减载装置通过多个权利要求1-14任一项所述的自适应锁固装置将所述火箭箭体锁固在所述第三开口槽内，多个所述自适应锁固装置的接触板沿所述火箭箭体的一周紧贴于所述火箭箭体的外表面，多个所述自适应锁固装置的另一端固定于所述第三开口槽上。16.如权利要求15所述火箭自适应锁固系统，其特征在于，多个所述自适应锁固装置的接触板沿周向均布在所述火箭箭体的外表面。

技术总结
一种自适应锁固装置及火箭自适应锁固系统，锁固装置包括动平台，动平台上面安装有自适应组件，自适应组件包括接触板及球铰结构，球铰结构包括可带动接触板万向转动的球铰，球铰结构通过底座安装于动平台，动平台下面连接有升降机构，升降机构通过同步驱动机构带动可使动平台及自适应组件进行升降运动；自适应锁固系统包括火箭及防风减载装置，防风减载装置上具有开口槽，防风减载装置通过多个自适应锁固装置将火箭箭体锁固在开口槽内，多个自适应锁固装置的接触板紧贴在火箭箭体的外表面，多个自适应锁固装置另一端固定于开口槽上。本发明的结构设计巧妙，不仅能实现火箭主动锁紧，还能解决火箭偏移条件下的垂直度、多自由度调整，其适用范围广。其适用范围广。其适用范围广。


技术研发人员：赵明楠 刘康宁 连青林 潘玉竹 吴梦强 李敏 王赵帅 王乐 王华吉 许学雷 刘迁
受保护的技术使用者：北京航天发射技术研究所
技术研发日：2023.06.15
技术公布日：2023/9/12