单端承载旋转释放装置的制作方法

本发明涉及一种用于对航天产品进行性能指标检测的装置，具体地说是一种单端承载旋转释放装置。

背景技术：

在某些航天产品的性能指标检测中，需要考核其在失重自旋状态下的工作性能。传统试验方法中，往往是对旋转环境和失重环境分别进行考核，环境模拟不够真实，不能充分暴露航天产品设计的一些缺陷。一般的旋转装置，往往采用两端约束方式，旋转精度高，转速快，但难以通过释放实现失重模拟，并且在失重过程中也会对航天产品的自由度进行约束，难以满足真实情况。对于一端不受约束的情况下，其承载的航天产品质量越大，转速越高，由于旋转装置的不同轴及航天产品的质量偏心问题，其产生的离心力就会相当大，对轴系和航天产品自身产生结构失稳，因此有必要进行改进。

技术实现要素：

本发明的目的是为了克服背景技术的不足之处，而提供一种单端承载旋转释放装置，能同时对航天产品的旋转环境和失重环境进行模拟考核。

为了实现上述目的，本发明的技术方案为：一种单端承载旋转释放装置，包括用于提供动力的减速电机和用于传输动力的传动轴，所述减速电机通过电机安装座安装于横梁下端,所述传动轴的输入端与减速电机的输出端连接，传动轴的输出端连接有用于释放处于旋转状态的航天产品的释放机构，所述传动轴上还安装有用于控制释放机构释放航天产品的时机的控制机构。

在上述技术方案中，所述释放机构包括与传动轴的输出轴连接的上法兰，和用于安装航天产品的下法兰，所述上法兰两端上安装有两个释放勾，所述下法兰两端均连接有与所述释放勾匹配的挂钩。

在上述技术方案中，所述上法兰上还安装有多个间隔布置且与上法兰螺纹连接的支撑杆，下法兰上设有多个与所述支撑杆的位置对应的支撑定位槽，所述支撑杆的空余端位于所述支撑定位槽内。

在上述技术方案中，所述上法兰和下法兰之间还连接有回收绳。

在上述技术方案中，所述控制机构包括滑环、第一电缆和第二电缆，滑环套装在传动轴上并通过滑环安装座直接或间接的安装于电机安装座下端，所述滑环上端连接有与直流电源电性连接的第一电缆，每个释放勾均通过第二电缆与滑环下端连接。

在上述技术方案中，所述传动轴包括与减速电机的输出端连接的传动轴，以及与释放机构连接的传动轴，所述传动轴和传动轴之间呈同轴布置，且传动轴和传动轴的连接处套装有传动轴承座，所述传动轴承座通过轴承座安装座直接或间接的安装于电机安装座下端，所述传动轴通过联轴器与减速电机的输出端连接。

在上述技术方案中，所述传动轴承座顶部连接有轴承座盖，传动轴承座底部连接有下盖板，传动轴承座内部自上而下设有直径依次减小的第一定位槽、第二定位槽和第三定位槽，第一定位槽内设有第一深沟球轴承，第二定位槽内为变截面轴的轴肩，第三定位槽内设有止推轴承，轴承座盖和第一深沟球轴承均套在上传动轴上，下盖板和止推轴承均套装在下传动轴上，所述上传动轴和下传动轴之间通过传动连接块连接。

在上述技术方案中，所述轴承座安装座下端还设有位于第三定位槽和下盖板之间的第四定位槽，第四定位槽内设有套在下传动轴上的第二深沟球轴承。

在上述技术方案中，所述减速电机的输出端还安装有用于调节减速电机转速的矢量变频器。

在上述技术方案中，所述止推轴承的上轴承片内径小于止推轴承的下轴承片内径，且上轴承片与传动轴的变截面处为过盈配或过渡合，下轴承片与传动轴的变截面处为间隙配合。

实际工作时，目前能产生释放功能的航天产品有电子式电磁钩、机械式释放勾和爆炸螺栓等，在实际工作时常要求给出释放信号后，航天产品下落必须平稳，且不能对航天产品产生较大的冲击环境。由于电磁钩具有一个磁力消退过程，存在磁力消退不均匀的风险；爆炸螺栓则会产生一个较大的冲击环境，易产生飞溅物。因此，经过综合考虑后，本发明的发明人考虑到机械式释放勾运行稳定，要求功率低，释放同步性可控，因此选用机械式释放勾作为释放装置。

实际工作时，本发明的工作原理为：整个装置安装在龙门架横梁下侧，传动轴一端连接释放机构，航天产品上端通过吊耳与释放机构上的两个释放勾连接，实现航天产品的滞空悬挂及起旋失重释放。试验时，缓慢调节减速电机的转速，通过减速电机及传动轴驱动释放机构转动，航天产品开始进入旋转状态。转速稳定后，控制系统发出释放勾解锁信号，航天产品开始旋转失重下落。航天产品旋转自由下落至设定高度后，由位于本发明下方的缓冲回收垫实现安全回收。

本发明可以实现500kg左右的航天产品在0-3.5r/s之间进行旋转释放试验，并且通过释放同步性保证了航天产品在下落过程中水平倾斜度不超过0.1°。同时，本发明成功应用于自旋失重试验中，通过调节减速电机的转动速度来满足不同试验的要求，实现了0-500kg航天产品以0-3.5r/s转速旋转及平稳释放。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

图2为本发明的设计思路图。

图3为轴直径与偏移量的关系图。

图4a～图4c为传动轴的结构示意图。

图5为传动轴承座的结构示意图。

图6为轴承系统的结构示意图。

图7为释放机构的结构示意图。

图中1-横梁，2-减速电机，3-传动轴，31-上传动轴，32-下传动轴，33-轴承座安装座，34-联轴器，35-变截面轴的轴肩，4-释放机构，41-上法兰，42-下法兰，43-释放勾放置槽，44-定位杆，45-释放勾，46-挂钩，47-支撑杆，48-回收绳，5-控制机构，51-滑环，52-第一电缆，53-第二电缆，54-滑环安装座，6-电机安装座，7-传动轴承座，71-轴承座盖，72-下盖板，73-第一定位槽，74-第二定位槽，75-第三定位槽，76-第一深沟球轴承，77-第二深沟球轴承，78-止推轴承，79-第四定位槽。

具体实施方式

下面结合附图详细说明本发明的实施情况，但它们并不构成对本发明的限定，仅作举例而已。同时通过说明使本发明的优点更加清楚和容易理解。

参考附图可知：本发明的单端承载旋转释放装置主要包括旋转机构、释放机构和控制机构三部分。其中，减速电机2和传动轴3等用于提供使航天产品旋转的动力的结构统称为旋转机构，用于释放处于旋转状态的航天产品的结构统称为释放机构4，用于控制释放机构4释放航天产品的时机的结构统称为控制机构5。具体地，如图1所示，本发明包括用于提供动力的减速电机2和用于传输动力的传动轴3，所述减速电机2通过电机安装座6安装于横梁1下端,所述传动轴3的输入端与减速电机2的输出端连接，传动轴3的输出端连接释放机构4，所述传动轴3上还安装有控制机构5。

实际工作时，如图7所示，释放机构4包括与传动轴3的输出轴连接的上法兰41，和用于安装航天产品的下法兰42，所述上法兰41上安装有两个释放勾45，所述下法兰42两端均连接有与所述释放勾45匹配的挂钩46。优选的，所述上法兰41上设有带有释放勾放置槽43的定位杆44，每个释放勾放置槽43内均放置有释放勾45。

实际工作时，释放机构由两套释放勾、2个吊耳、4根顶杆、1个转动圆盘组成，航天产品在释放机构带动下能够高速平稳旋转，并实现航天产品的平稳释放，下落过程中航天产品水平倾斜度不超过0.1°。

优选的，上法兰41上还安装有多个间隔布置且与上法兰41螺纹连接的支撑杆47，下法兰42上设有多个与所述支撑杆47的位置对应的支撑定位槽，所述支撑杆47的空余端位于所述支撑定位槽内。进一步的，所述上法兰41和下法兰42之间还连接有回收绳48。

具体地，为了保证航天产品在旋转过程中进行平稳释放，本发明采用了两个型号一样、同步释放间隔差小于2ms的释放勾，单个释放勾的承载能力是5吨。由于两个释放勾与航天产品对接工装是通过“回形”螺钉连接，释放勾与“回形”螺钉属于软连接，存在一定的晃动量。为了保证旋转时航天产品的稳定性及释放时的平稳性，设计了上下可调距离的4根支撑杆。将航天产品通过释放勾悬挂起来，分别将4根支撑杆穿过法兰盘放入对接工装上对应的锥形凹槽中，调节上下螺母，使得对接工装各个方向水平，紧固防松螺母。通过此方法，在试验中测得轴下端圆跳度为0.02mm，航天产品最下端的圆跳度为2mm，满足试验要求。

实际工作时，为了传递释放勾解锁信号及其他控制信号，在轴上安装了一个6通道，额定转速1000r/min，最大允许通过电流40a的滑环。在试验中，每路控制信号采用滑环双通道来传输。整个释放机构如图7所示。

具体地，控制机构5由一个十二通道的滑环、直流电源及控制器组成，保证控制信号的传输。更具体地，所述控制机构5包括滑环51、第一电缆52和第二电缆53，滑环51套装在传动轴3上并通过滑环安装座54直接或间接的安装于电机安装座6下端，所述滑环51上端连接有与直流电源电性连接的第一电缆52，每个释放勾45均通过第二电缆53与滑环51下端连接。

如图4、图6和图7所示，传动轴3包括与减速电机2的输出端连接的上传动轴31，以及与释放机构4连接的下传动轴32，所述上传动轴31和下传动轴32之间呈同轴布置，且上传动轴31和下传动轴32的连接处套装有传动轴承座7，所述传动轴承座7通过轴承座安装座33直接或间接的安装于电机安装座6下端，所述上传动轴31通过联轴器34与减速电机2的输出端连接。

所述传动轴承座7顶部连接有轴承座盖71，传动轴承座7底部连接有下盖板72，传动轴承座7内部自上而下设有直径依次减小的第一定位槽73、第二定位槽74和第三定位槽75，第一定位槽73内设有第一深沟球轴承76，第二定位槽74内为变截面轴的轴肩35，第三定位槽75内设有止推轴承78，轴承座盖71和第一深沟球轴承76均套在上传动轴31上，下盖板72和止推轴承78均套装在下传动轴32上。

所述轴承座安装座73下端还设有位于第三定位槽75和下盖板72之间的第四定位槽79，第四定位槽79内设有套在下传动轴32上的第二深沟球轴承78。

实际工作时，由于减速电机在本试验中为克服旋转系统摩擦力和外界阻力(均较小)，现按减速电机启动至加速至指定转速所需要时间来计算电机功率如下表所示，其中摩擦力矩按2倍的安全系数计算。

表1

通过上面计算可以发现减速电机的扭矩远大于摩擦力矩，考虑加速至稳定转速的时间及电机可用型号，因此在减速电机选择上选择了功率7.5kw，扭矩333n.m，转速210r/min的减速电机。

由于整个装置加上航天产品的长度较长，在旋转过程中轴需要克服航天产品质量偏心所产生的离心力。

圆柱轴的剖面模数和惯性矩：

式中：d为轴直径；

轴的材料为45#钢，其屈服强度σs为355mpa，安全系数[n]取0.5，其允许在航天产品重心位置处产生的偏移量可由下式计算：

式中：l为航天产品重心到轴端部的距离，取0.8m；

m为航天产品质量，取300kg；

n为转速，3.5r/s。

在上式中得到的最大允许偏移量，按此偏移量所产生的离心力在航天产品重心处所产生的挠度，按梁来简化计算如下式：

按照上述方法计算，不同直径下的轴允许偏移量应大于此偏移量所产生的离心力在航天产品重心处所产生的挠度，即下式：

δs＞λ(4)

通过计算不同直径轴的δs和λ进行对比，如图2所示。

可以看出轴直径大于0.04m时，允许偏移量要始终大于最大挠度，综合考虑选择轴的直径为0.05m。根据选择的轴径，筛选出合适的深沟球轴承和推力轴承，考虑轴承装配工艺，分别设计了如图3和图4所示的旋转轴和轴承座。

轴设计需要注意的关键点：

1、轴上端需要安装一个径向轴承和联轴器，考虑到联轴器与轴、轴承与轴的公差配合，因此轴上端可以设计成变截面以便轴承的安装；

2、推力轴承(止推轴承)的上轴承片内径要稍小于下片，上片对应轴的位置应保证过盈配或过渡合，下片对应轴的位置应保证间隙配合；如图6所示，也即止推轴承78的上轴承片内径小于止推轴承78的下轴承片内径，且上轴承片与上传动轴31的变截面处为过盈配或过渡合，下轴承片与上传动轴31的变截面处为间隙配合。

3、整根轴安装轴承和联轴器的位置应保证较小的粗糙度，其他不与任何零件接触的部位则不用要求较小的粗糙度。

轴承座设计需要注意的关键点：

1、考虑轴承的安装，轴承座需设计成变截面的，推力轴承上片(也即止推轴承的上轴承片)对应的位置应保证间隙配合，下片(也即止推轴承的下轴承片)对应的位置应保证过盈或者过渡配合；

2、为保证旋转的同轴度，应在上下端各安装一个径向轴承。

所述减速电机2的输出端还安装有矢量变频器，减速电机2的输出端通过矢量变频器与传动轴3连接，所述上传动轴31、传动连接块35和下传动轴32为一体式结构，且所述上传动轴31为变截面轴。

实际工作时，在组装旋转机构和控制机构时，将旋转机构各个零件与释放装置连接起来，采用了“树形”路线的思路，首先根据梁的尺寸、安装孔的位置及电机的安装面，设计出了电机安装工座，在电机安装工装下面连接轴承座安装工装，考虑轴承座的尺寸，设计轴承座安装座。旋转轴下端与释放装置的法兰盘进行连接，形成一套旋转释放装置如图7所示。

在试验过程中利用该装置首先将航天产品旋转至指定转速，转速稳定后，发出释放勾解锁信号，航天产品自由下落，并且由回收绳实现完好回收。

实际工作时，约300kg细长圆柱形航天产品通过本发明完成了失重状态、3.5r/s转速下的性能考核。本发明解决了三个关键技术：1、旋转释放机构在带动负载旋转时由于偏心质量、柔性连接带来的动不平衡问题；2、航天产品释放的同步性。3、相对旋转机构间信号传输的问题，需要在高速旋转过程中给出释放装置解锁信号。

实际工作时，在本发明的设计之中，首先根据转速要求明确减速电机型号、尺寸、重量、对接面尺寸及输出轴直径等，根据航天产品重量及转速等计算保证轴强度的最小直径；然后挑选与轴直径一样的径向和轴向轴承，径向轴承保证整个旋转系统的径向偏转载荷，轴向轴承则保证整个系统轴向的载荷；释放装置则主要由两个相同型号的释放勾、2个法兰盘和4根防晃动的顶杆组成。由于释放勾的控制信号需要通过地面有线控制，因此采用滑环来解决相对旋转机构间信号传输的问题。整个装置设计思路如图2所示。

其它未说明的部分均属于现有技术。