本發(fā)明創(chuàng)造屬于航天器的地面微重力模擬仿真試驗領(lǐng)域，尤其是涉及一種氣浮軸承。

背景技術(shù)：

大型航天器微低重力模擬仿真試驗是保證其在軌有效運行必不可少的地面試驗，試驗設(shè)備精度的高低將直接影響到航天器地面試驗的精度，從而影響航天器在軌效能。

靜壓氣浮軸承作為航天器微重力地面仿真試驗過程中的關(guān)鍵設(shè)備，其性能高低將直接影響地面試驗的精度。針對目前大型、超大型航天器載荷越來越大、精度越來越高的發(fā)展趨勢和地面試驗環(huán)境要求越來越復雜、試驗面積大的外部環(huán)境，傳統(tǒng)靜壓氣浮軸承面對大負載和復雜邊界條件，由于載荷集中導致氣膜壓力分布不均，再結(jié)合復雜的試驗環(huán)境，導致軸承運行過程中氣膜厚度發(fā)生驟變，從而出現(xiàn)了氣錘自激現(xiàn)象并誘發(fā)地面設(shè)備的系統(tǒng)耦合振動，對地面模擬試驗的精度造成了較大的影響。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

有鑒于此，本發(fā)明創(chuàng)造旨在提出一種具有高穩(wěn)定性的重載靜壓止推氣浮軸承，有效的解決氣浮軸承的氣錘自激問題。

為達到上述目的，本發(fā)明創(chuàng)造的技術(shù)方案是這樣實現(xiàn)的：

一種氣浮軸承，包括多孔質(zhì)節(jié)流結(jié)構(gòu)、背部結(jié)構(gòu)、通氣入口、均壓導向結(jié)構(gòu)、蝶形彈簧和承力滑塊，其中:所述均壓導向結(jié)構(gòu)的底部與背部結(jié)構(gòu)的頂部連接，其頂部設(shè)置有導向桿；所述蝶形彈簧位于均壓導向結(jié)構(gòu)的導向桿上；所述承力滑塊位于碟形彈簧上，其底部設(shè)置有和導向桿對應(yīng)的凹形結(jié)構(gòu)，該凹形結(jié)構(gòu)確保受力過程中承力滑塊底部和碟形彈簧的充分接觸。

優(yōu)選地，所述均壓導向結(jié)構(gòu)螺接于背部結(jié)構(gòu)的頂部。

優(yōu)選地，所述承力滑塊的上表面設(shè)置有球窩結(jié)構(gòu)。

優(yōu)選地，還包括限位軸承，所述限位軸承位于碟形彈簧和承力滑塊之間。

優(yōu)選地，還包括承力滑塊限位結(jié)構(gòu)，所述承力滑塊限位結(jié)構(gòu)位于背部結(jié)構(gòu)的頂部，其上表面設(shè)置有可供球頭螺桿穿插的孔。

優(yōu)選地，還包括球頭螺桿，所述球頭螺桿的下端通過其球面與承力滑塊上表面的球窩結(jié)構(gòu)相連接，其上端設(shè)置有限位連接結(jié)構(gòu)。

優(yōu)選地，所述限位連接結(jié)構(gòu)是螺母。

優(yōu)選地，工作時，所述球頭螺桿的下端球面與承力滑塊上表面的球窩之間放置潤滑劑。

優(yōu)選地，所述多孔質(zhì)節(jié)流結(jié)構(gòu)使用的材料為石墨粉末。

優(yōu)選地，所述多孔質(zhì)節(jié)流結(jié)構(gòu)通過樹脂粘結(jié)劑與背部結(jié)構(gòu)的底部連接。

優(yōu)選地，所述背部結(jié)構(gòu)的側(cè)部設(shè)置有1或2個通氣入口，該通氣入口與背部結(jié)構(gòu)內(nèi)部的通道相連接。

優(yōu)選地，所述背部結(jié)構(gòu)和均壓導向結(jié)構(gòu)材質(zhì)為鋁或不銹鋼。

相對于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明創(chuàng)造所述的氣浮軸承具有以下優(yōu)勢：

本發(fā)明創(chuàng)造提供的氣浮軸承能夠有效的解決目前大型、超大型航天器的地面微重力模擬仿真中試驗精度低的工程問題，有效解決地面試驗氣浮軸承氣錘自激誘發(fā)航天器系統(tǒng)耦合振動的現(xiàn)象，從而為試驗對象提供了一種微擾動的微低重力支撐，進一步保證該類試驗的準確性，保證航天器的在軌有效運行。

附圖說明

構(gòu)成本發(fā)明創(chuàng)造的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明創(chuàng)造的進一步理解，本發(fā)明創(chuàng)造的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明創(chuàng)造，并不構(gòu)成對本發(fā)明創(chuàng)造的不當限定。

圖1為本發(fā)明創(chuàng)造實施例所述的氣浮軸承結(jié)構(gòu)示意圖；

附圖標記說明：

1-多孔質(zhì)節(jié)流結(jié)構(gòu)；2-背部結(jié)構(gòu)；3-通氣入口；4-均壓導向結(jié)構(gòu)；5-蝶形彈簧；6-承力滑塊；7-限位軸承；8-承力滑塊限位結(jié)構(gòu)；9-球頭螺桿；10-限位連接結(jié)構(gòu)。

具體實施方式

需要說明的是，在不沖突的情況下，本發(fā)明創(chuàng)造中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。

在本發(fā)明創(chuàng)造的描述中，需要理解的是，術(shù)語“上”、“下”、“頂”、“底”、“內(nèi)”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明創(chuàng)造和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明創(chuàng)造的限制。

在本發(fā)明創(chuàng)造的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規(guī)定和限定，術(shù)語“安裝”、“相連”、“連接”應(yīng)做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；可以是機械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內(nèi)部的連通。對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以通過具體情況理解上述術(shù)語在本發(fā)明創(chuàng)造中的具體含義。

參考圖1，在一種典型的實施方式中，本發(fā)明創(chuàng)造提供了一種氣浮軸承，包括多孔質(zhì)節(jié)流結(jié)構(gòu)、背部結(jié)構(gòu)、通氣入口、均壓導向結(jié)構(gòu)、蝶形彈簧和承力滑塊，其中:所述均壓導向結(jié)構(gòu)的底部與背部結(jié)構(gòu)的頂部連接，其頂部設(shè)置有導向桿；所述蝶形彈簧位于均壓導向結(jié)構(gòu)的導向桿上；所述承力滑塊位于碟形彈簧上，其底部設(shè)置有和導向桿對應(yīng)的凹形結(jié)構(gòu)，該凹形結(jié)構(gòu)確保受力過程中承力滑塊底部和碟形彈簧的充分接觸。

本發(fā)明創(chuàng)造的基本原理是根據(jù)軸承氣膜壓力分布不均和氣膜厚度驟變引發(fā)氣錘自激振動的誘發(fā)機理，通過設(shè)計均壓結(jié)構(gòu)和柔性結(jié)構(gòu)規(guī)避振動現(xiàn)象的產(chǎn)生。運行過程中，當氣浮軸承承受到源于試驗工裝的壓力時，該壓力通過球頭螺桿的球面依次傳遞到承力滑塊和限位結(jié)構(gòu)而施壓于蝶形彈簧。伴隨著蝶形彈簧的收縮，承力滑塊和限位結(jié)構(gòu)同時向下運動，再由均壓導向結(jié)構(gòu)均布由蝶形彈簧傳遞來的壓力，從而保證對背部結(jié)構(gòu)的壓力均衡分布，以保證氣膜厚度的均勻一致；另一方面，氣浮軸承支撐平面各種拼縫處，會導致軸承運行過程中氣膜厚度發(fā)生驟變從而出現(xiàn)了氣錘自激現(xiàn)象并誘發(fā)地面設(shè)備的系統(tǒng)耦合振動。蝶形彈簧可以隔絕由復雜的試驗環(huán)境氣膜傳遞來的振動，以保證不會誘發(fā)航天器的結(jié)構(gòu)耦合振動。

在以上實施方式中，所述均壓導向結(jié)構(gòu)螺接于背部結(jié)構(gòu)的頂部，用于固定蝶形彈簧并且均布由蝶形彈簧傳遞來的壓力，以保證氣膜厚度的均勻一致；所述背部結(jié)構(gòu)和均壓導向結(jié)構(gòu)可選用鋁或不銹鋼材料加工，以保證止推氣浮軸承的結(jié)構(gòu)剛度要求；所述承力滑塊的上表面設(shè)置有球窩結(jié)構(gòu)。

參考圖1，在一種相對優(yōu)選的實施例中，還包括限位軸承，所述限位軸承位于碟形彈簧和承力滑塊之間，對均壓結(jié)構(gòu)的導向桿進行限位，限制蝶形彈簧和承力滑塊的橫向移動，以確保氣浮軸承工作的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。

參考圖1，在一種相對優(yōu)選的實施例中，還包括承力滑塊限位結(jié)構(gòu)，所述承力滑塊限位結(jié)構(gòu)位于背部結(jié)構(gòu)的頂部，其上表面設(shè)置有可供球頭螺桿穿插的孔。滑塊限位結(jié)構(gòu)主要用于承力滑塊在工作過程中的限位，氣浮軸承在使用過程中蝶形彈簧處于受力狀態(tài)，承力滑塊不與承力滑塊限位結(jié)構(gòu)接觸，但由于運行過程中存在一定的不確定因素，加入該結(jié)構(gòu)可有效限制承力滑塊的位移，提高軸承安全性。

參考圖1，在一種相對優(yōu)選的實施例中，還包括球頭螺桿，所述球頭螺桿的下端通過其球面與承力滑塊上表面的球窩結(jié)構(gòu)相連接，其上端設(shè)置有限位連接螺母，使用限位螺母將氣浮軸承固定在天線或機械臂等航天器的試驗工裝上，以保證氣浮軸承的有效支撐。工作時，所述球頭螺桿的下端球面與承力滑塊上表面的球窩之間放置潤滑劑。

在以上實施方式中，所述多孔質(zhì)節(jié)流結(jié)構(gòu)通過樹脂粘結(jié)劑與背部結(jié)構(gòu)的底部連接，其中，多孔質(zhì)節(jié)流結(jié)構(gòu)采用石墨粉末材料進行等壓燒結(jié)而成，是一種具有較高的孔隙度和透氣性的材料，且易于加工成形，用其制成的氣體軸承承載能力和剛度大，材料內(nèi)部有固態(tài)基體和相互貫通的孔隙。通過該結(jié)構(gòu)，在氣浮軸承與支撐平面之間形成一層20微米的氣膜，利用該氣膜，為大型航天器創(chuàng)造一個微擾動的地面微重力環(huán)境。

在以上實施方式中，所述背部結(jié)構(gòu)的側(cè)部設(shè)置有1或2個通氣入口，該通氣入口與背部結(jié)構(gòu)內(nèi)部的通道相連接。本發(fā)明中外部氣源通過通氣入口進入背部結(jié)構(gòu)和多孔質(zhì)節(jié)流結(jié)構(gòu)之間的氣腔內(nèi)，形成壓力空間，氣體通過多孔質(zhì)節(jié)流材料進行節(jié)流，流入到氣浮軸承與支撐平面之間，形成均勻氣膜。

在進行航天器地面微低重力模擬仿真試驗時，檢查氣浮軸承球頭螺桿是否能夠靈活轉(zhuǎn)動，確保起到自適應(yīng)平面的作用；在通氣狀態(tài)下，將至少三套氣浮軸承通過球頭螺桿的限位連接螺母固定在航天器的試驗工裝接口上；調(diào)節(jié)球頭螺桿的長度一致，確保三套氣浮軸承平均分配航天器載荷。

此外，本發(fā)明創(chuàng)造可拓展應(yīng)用于大型超高精度測試轉(zhuǎn)臺、微電子裝備、高精度機床等對氣浮軸承提出高剛度以及高穩(wěn)定性要求的設(shè)備中，具有良好的社會效應(yīng)和經(jīng)濟價值。

以上所述僅為本發(fā)明創(chuàng)造的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明創(chuàng)造，凡在本發(fā)明創(chuàng)造的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應(yīng)包含在本發(fā)明創(chuàng)造的保護范圍之內(nèi)。