后端锁紧机构和锁紧方法与流程

本技术涉及航天航空，尤其是涉及一种后端锁紧机构和锁紧方法。

背景技术：

1、航天航空装备在转运、起竖、发射准备或姿态调整过程中，通常需要通过支承机构对装备本体进行承托、限位和锁紧。对于运载火箭子级等较大质量的重型构件，尾部区域通常与尾托架连接配合，尾托架并与地面支持设备、起竖设备或其他辅助设备配合，以在装备转运或起竖过程中保持装备后端的位置稳定。后端锁紧机构在需要时对尾托架进行锁紧或释放。

2、相关技术中，在运载火箭子级的转运、起竖或姿态调整过程中，若尾托架侧连接结构与驱动机构侧连接结构之间的对接位置不稳定，或者锁止结构与驱动传力结构之间的载荷传递不够稳定，存在连接部位产生间隙、相对位移或锁紧状态保持不足的问题。

技术实现思路

1、本技术针对现有的技术问题，提出一种后端锁紧机构和锁紧方法，旨在提高运载火箭子级在转运、起竖或姿态调整过程中的后端锁紧可靠性。

2、第一个方面，本技术实施例提供了一种后端锁紧机构。所述后端锁紧机构包括：

3、尾托架；

4、第一锁紧组件，沿第一方向延伸，与所述尾托架相对静止，具有第一锁止端；所述第一锁止端设有沿第二方向开口的第一锁止槽；所述第二方向垂直于所述第一方向；

5、第二锁紧组件，沿所述第一方向延伸，具有第二锁止端和第二连接端，所述第二锁止端设有沿所述第二方向开口的第二锁止槽和沿所述第一方向开口的第一容纳槽；所述第一锁止端被构造为伸入于所述第一容纳槽内，使得第一锁止槽与第二锁止槽对齐形成沿第三方向延伸的通槽；所述第三方向垂直于所述第一方向和所述第二方向；

6、锁紧扣，部分卡设于所述通槽处；

7、驱动组件，连接于所述第二连接端。

8、在一些实施例中，所述第二锁止端包括两个第一锁止部，所述第一锁止部向远离第二连接端的方向延伸，水平面内，两个所述第一锁止部之间形成所述第一容纳槽；所述第一锁止端插设于两个所述第一锁止部之间。

9、在一些实施例中，所述第一锁止端包括第一连接部、以及设置在所述第一连接部上下两侧的所述第一锁止槽；

10、所述第一锁止部包括锁止连接部，以及设置在所述锁止连接部上下两侧的第二锁止槽；

11、所述锁紧扣包括第一扣体和第二扣体；

12、所述锁紧扣绕设在所述第一连接部和所述锁止连接部的周向，所述第一扣体、所述第二扣体分别沿所述第三方向延伸并卡接在所述通槽内。

13、在一些实施例中，所述后端锁紧机构包括下述至少一项：

14、所述第一锁止槽为楔形槽，所述第一扣体为与所述楔形槽对应的楔形体；

15、所述第二锁止槽为楔形槽，所述第二扣体为与所述楔形槽对应的楔形体。

16、在一些实施例中，所述锁紧扣还包括：

17、第三扣体，两端分别与所述第一扣体、所述第二扣体转动连接，

18、拉紧件，一端与所述第一扣体转动连接，另一端与所述第二扣体可拆卸地连接。

19、在一些实施例中，所述第一锁紧组件还具有第一通孔，所述第二锁紧组件还具有第二通孔，所述第二通孔被构造为与所述第一通孔对齐形成沿所述第三方向延伸的安装槽；

20、所述后端锁紧机构还包括冗余锁紧件，所述冗余锁紧件穿设于所述安装槽。

21、在一些实施例中，所述第二锁紧组件还包括第三通孔；

22、所述第二连接端包括两个第二连接部，水平面内，两个所述第二连接部之间形成第二容纳槽；所述第三通孔沿所述第三方向穿过两个所述第二连接部；

23、所述驱动组件包括输出件，所述输出件插设于所述第二容纳槽内，通过所述第三通孔销接。

24、在一些实施例中，所述驱动组件还包括导向筒，所述导向筒包括沿所述第一方向延伸的第一导向筒段和第二导向筒段；

25、所述第二锁紧组件还包括所述第二锁止端与所述第二连接端之间的基础部，沿所述第二方向的俯视角度，所述第二连接端的宽度大于所述基础部的宽度，所述第一导向筒段与所述基础部滑动配合，所述第二导向筒段与所述第二连接端滑动配合。

26、在一些实施例中，所述第二锁紧组件还包括：

27、限位挡块，设置于所述基础部靠近所述第二连接端处，被构造为在所述第二导向筒段内滑动；在所述第二锁紧组件伸出至最大行程位置的状态下，所述限位挡块抵接在所述第一导向筒段靠近所述第二导向筒段的一端。

28、在一些实施例中，所述尾托架包括尾托架端轴颈；

29、所述第一锁紧组件远离所述第一锁止端的一端设有第四通孔；

30、所述后端锁紧机构还包括调整挡块，所述尾托架端轴颈穿过第一锁紧组件与所述调整挡块可拆卸连接。

31、在一些实施例中，所述调整挡块包括定位孔和法兰孔；

32、所述第四通孔的附近设有第五通孔，所述第五通孔被构造为与所述定位孔对位；所述第一锁紧组件与所述调整挡块，通过对位的所述第五通孔和所述定位孔可拆卸连接；

33、所述调整挡块与所述尾托架端轴颈通过所述法兰孔法兰可拆卸连接。

34、本技术第二个方面提供了一种后端锁紧机构的锁紧方法。所述后端锁紧机构的锁紧方法包括：

35、将第一锁紧组件与尾托架可拆卸连接；

36、将驱动组件与第二锁紧组件的第二连接端连接；

37、通过所述驱动组件带动所述第二锁紧组件沿第一方向向靠近所述第一锁紧组件的一侧移动，使所述第一锁紧组件的第一锁止端伸入所述第二锁紧组件的第一容纳槽内，并使所述第一锁紧组件的第一锁止槽与所述第二锁紧组件的第二锁止槽对齐形成通槽；

38、将锁紧扣围绕所述通槽，以使所述第一锁紧组件和所述第二锁紧组件通过所述锁紧扣锁止为相对静止状态；

39、通过所述驱动组件带动所述第二锁紧组件沿所述第一方向向远离所述第一锁紧组件的一侧移动，使所述第二锁紧组件通过所述锁紧扣带动所述第一锁紧组件和所述尾托架移动至锁紧位置。

40、本技术实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：

41、被锁紧部件或被承载部件与尾托架对接并安装。第一锁紧组件与尾托架相对静止，第二锁紧组件通过第二连接端与驱动组件连接，使尾托架侧和驱动组件侧分别形成传力端。第一锁止端沿第一方向伸入第一容纳槽，第一容纳槽沿第一方向开口，使第一锁紧组件和第二锁紧组件在第一方向上形成插接配合；第一锁止槽和第二锁止槽均沿第二方向开口，并在第一锁止端伸入第一容纳槽后沿第三方向对齐形成通槽；锁紧扣至少部分沿第三方向卡设于通槽处，由此将第一锁紧组件和第二锁紧组件连接在一起。

42、第一锁止端与第一容纳槽的插入配合能够在第一方向上对第一锁紧组件和第二锁紧组件进行对接定位，并能够在第三方向上通过第一容纳槽两侧的结构对第一锁止端形成位置约束，使第一锁止槽和第二锁止槽具备供锁紧扣沿第三方向安装的对应位置。锁紧扣卡设于第一锁止槽和第二锁止槽共同形成的通槽后，能够限制第一锁紧组件和第二锁紧组件沿第一方向相互分离，并有助于限制第一锁紧组件和第二锁紧组件在第二方向上的相对位移。

43、驱动组件施加的沿第一方向的载荷能够依次经第二连接端、第二锁紧组件、锁紧扣和第一锁紧组件传递至尾托架，有助于减少驱动结构与锁紧结构分散设置所需的安装空间。

44、尾托架用于连接质量较大的被锁紧部件或被承载部件的尾端。被锁紧部件或被承载部件可以为运载火箭子级、筒体结构或其他需要进行地面支承和姿态调整的构件。

45、在航天地面发射装备的起竖系统中，本技术实施例的后端锁紧机构能够稳定尾托架与驱动组件之间的传力关系，并能够提高尾托架在起竖、转运或姿态调节过程中的锁紧可靠性，从而有助于提高对运载火箭子级等质量较大的被锁紧部件或被承载部件进行地面支承和姿态调整时的可靠性。

46、本技术的实施例和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本技术的实践了解到。