1.本实用新型涉及一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，属于火箭用输出伺服机构结构设计领域。
背景技术：
2.运载火箭依靠伺服机构摇摆发动机实现推力矢量控制，摇摆输出伺服机构与发动机之间通常采用螺纹紧固的方式进行单一连接且没有力矩量化要求，使得产品在安装使用后存在较强的离散性。在受到复杂外部载荷的作用下，尤其是面对振动载荷、冲击载荷和交变温度载荷较大的条件时，有可能诱发螺纹连接件发生松动失效，从而影响推力矢量控制系统的有效性，进而影响火箭的姿态控制，降低火箭的飞行可靠性，甚至引发成败型飞行事故。因此如何提高摇摆输出伺服机构与发动机连接的可靠性一直是火箭工程中面临的问题。
技术实现要素：
3.本实用新型解决的技术问题是：针对目前现有技术中，传统摇摆输出伺服结构与发动机连接可靠性容易受到多种因素影响的问题，提出了一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构。
4.本实用新型解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
5.一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，包括鞍型垫圈、发动机转轴、新型内六角螺钉、紧定螺钉、新型曲柄，所述新型曲柄通过端面齿与发动机转轴的端面齿对接连接，新型曲柄与发动机转轴连接端面通过鞍型垫圈、新型内六角螺钉进行紧固及防松处理，所述新型曲柄上设置有紧定螺钉，新型曲柄上设置有紧定螺钉进行进一步防松，紧定螺钉锁定新型内六角螺钉。
6.所述新型内六角螺钉的螺钉头部设置有直纹滚花。
7.所述紧定螺钉表面涂覆有放松涂胶以加强防松效能。
8.所述新型曲柄侧壁设置有紧定螺钉孔，供紧盯螺钉拧入。
9.所述新型内六角螺钉、紧定螺钉均进行力矩量化处理。
10.本实用新型与现有技术相比的优点在于：
11.(1)本实用新型提供的一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，通过增加紧定螺钉以及改进曲柄结构增加防松效果，提高了伺服机构与发动机转轴的连接可靠性，紧定螺钉自身采用涂胶的处理方式以实现自身防松，实现了伺服机构与发动机的紧固件防松效能的最大化；
12.(2)本实用新型采用进行直纹滚花处理的新型内六角螺钉螺钉头，以提升锁定的效果，同时对紧定螺钉和内六角螺钉的安装力矩均进行量化处理以增加其装配稳定性。
附图说明
13.图1为实用新型提供的发动机及伺服机构现有连接结构示意图一；
14.图2为实用新型提供的发动机机架结构示意图；
15.图3为实用新型提供的发动机及伺服机构现有连接结构示意图二；
16.图4为实用新型提供的新型内六角螺钉结构示意图；
17.图5为实用新型提供的紧定螺钉结构示意图；
18.图6为实用新型提供的新型曲柄结构示意图；
19.图7为实用新型提供的摇摆输出伺服机构与发动机连接结构示意图；
具体实施方式
20.一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，通过增加紧定螺钉以及改进曲柄结构增加防松效果，提高了伺服机构与发动机转轴的连接可靠性，能够实现伺服机构与发动机的紧固件防松效能的最大化，提升锁定效果，主要包括鞍型垫圈1、发动机转轴2、新型内六角螺钉3、紧定螺钉4、新型曲柄5，其中：
21.新型曲柄5通过端面齿与发动机转轴2的端面齿对接连接，新型曲柄与发动机转轴连接端面通过鞍型垫圈1、新型内六角螺钉3进行紧固及防松处理，新型曲柄5上设置有紧定螺钉4，新型曲柄5上设置有紧定螺钉4进行进一步防松，紧定螺钉4锁定新型内六角螺钉3。
22.优选的，新型内六角螺钉3的螺钉头部设置有直纹滚花，紧定螺钉4表面涂覆有放松涂胶以加强防松效能，新型曲柄5侧壁设置有紧定螺钉4孔，供紧盯螺钉拧入，新型内六角螺钉3、紧定螺钉4均进行力矩量化处理。
23.下面结合具体实施例进行进一步说明：
24.在本实施例中，某型号火箭摇摆输出伺服机构与发动机的连接方式如图1所示，发动机机架为火箭发动机喷管和伺服机构的安装提供支撑，其中伺服机构与发动机机架通过五个连接螺柱与螺母配合实现紧固，发动机转轴2则通过轴承孔安装在发动机机架上，发动机机架结构如图2所示。
25.火箭伺服机构与发动机安装固定后，将伺服机构的曲柄端面齿与发动机轴端的端面齿对接，之后用鞍型垫圈1及内六角螺钉实现二者的紧固和防松，连接方式如图3所示，可以看出，该连接方式中仅采用简单的鞍型垫圈1进行防松，无其它机械防松措施，可靠性相对薄弱，由于该连接属于影响成败型的单点故障环节，因此对其采取有效的防松技术，将两者连接的可靠性进一步提升化，对提高整个火箭的飞行可靠性具有重要的意义。
26.火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接的新型防松结构中，主要特点包括：
27.(1)与原有火箭摇摆输出伺服机构与发动机连接方式相比，该技术通过增加紧定螺钉4以及改进曲柄结构增加防松效果，提高了伺服机构与发动机转轴2的连接可靠性；
28.(2)紧定螺钉4自身可以通过涂胶的处理方式以实现自身防松，实现了伺服机构与发动机的紧固件防松效能的最大化；
29.(3)被紧定螺钉4锁定的内六角螺钉的螺钉头进行直纹滚花处理，以提升锁定的效果；
30.(4)对紧定螺钉4和内六角螺钉的安装力矩均进行量化处理以增加其装配稳定性。
31.如图4所示，本实用新型对传统的内六角螺钉进行了改进，对内六角螺钉头部进行
直纹滚花处理，同时在传统连接结构上，增加了紧盯螺钉进行放松，具体结构如图5所示；
32.原曲柄上加工出安装紧定螺钉4所需的螺纹孔，新型曲柄5的结构如图6所示，保留原有火箭伺服机构与发动机的连接方式，当伺服机构的曲柄端面齿与发动机轴端的端面齿对接后用内六角螺钉实现二者的紧固，之后将紧定螺钉4拧入并穿过曲柄螺纹孔，直至紧定螺钉4尖头顶到内六角螺钉直纹滚花上为止，从而起到对内六角螺钉的机械防松；
33.其中，紧定螺钉4和内六角螺钉均实施力矩量化处理，对紧定螺钉4进行螺纹涂胶处理以实现其防松，将改进后的新型曲柄5通过端面齿与发动机转轴2的端面齿对接连接，新型曲柄5与发动机转轴2连接端面通过鞍型垫圈1、新型内六角螺钉3进行紧固及防松处理后，通过紧定螺钉4进行进一步防松，并锁定新型内六角螺钉3，如图7所示。
34.以上所述仅为本实用新型的优选实施例，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
35.本实用新型说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
技术特征：
1.一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，其特征在于：包括鞍型垫圈(1)、发动机转轴(2)、新型内六角螺钉(3)、紧定螺钉(4)、新型曲柄(5)，所述新型曲柄(5)通过端面齿与发动机转轴(2)的端面齿对接连接，新型曲柄(5)与发动机转轴(2)连接端面通过鞍型垫圈(1)、新型内六角螺钉(3)进行紧固及防松处理，所述新型曲柄(5)上设置有紧定螺钉(4)，新型曲柄(5)上设置有紧定螺钉(4)进行进一步防松，紧定螺钉(4)锁定新型内六角螺钉(3)。2.根据权利要求1所述的一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，其特征在于：所述新型内六角螺钉(3)的螺钉头部设置有直纹滚花。3.根据权利要求1所述的一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，其特征在于：所述紧定螺钉(4)表面涂覆有防松涂胶以加强防松效能。4.根据权利要求1所述的一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，其特征在于：所述新型曲柄(5)侧壁设置有紧定螺钉孔，供紧盯螺钉拧入。5.根据权利要求1所述的一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，其特征在于：所述新型内六角螺钉(3)、紧定螺钉(4)均进行力矩量化处理。
技术总结
一种火箭用摇摆输出伺服机构与发动机连接结构，包括鞍型垫圈(1)、发动机转轴(2)、新型内六角螺钉(3)、紧定螺钉(4)、新型曲柄(5)，新型曲柄(5)通过端面齿与发动机转轴(2)的端面齿对接连接，新型曲柄(5)与发动机转轴(2)连接端面通过鞍型垫圈(1)、新型内六角螺钉(3)进行紧固及防松处理，紧定螺钉(4)用于锁定新型内六角螺钉(3)以实现紧固及防松。六角螺钉(3)以实现紧固及防松。六角螺钉(3)以实现紧固及防松。
技术研发人员：孙毅 李昌 刘慧 卢红影 曲颖 王剑
受保护的技术使用者：北京精密机电控制设备研究所
技术研发日：2021.02.24
技术公布日：2021/11/17
再多了解一些
本文用于企业家、创业者技术爱好者查询，结果仅供参考。
