CN107966073A - 一种快速释放装置 - Google Patents

一种快速释放装置 Download PDF

Info

Publication number
CN107966073A
CN107966073A CN201711311535.0A CN201711311535A CN107966073A CN 107966073 A CN107966073 A CN 107966073A CN 201711311535 A CN201711311535 A CN 201711311535A CN 107966073 A CN107966073 A CN 107966073A
Authority
CN
China
Prior art keywords
latch segment
oil cylinder
rotary block
fixed seat
axis pin
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201711311535.0A
Other languages
English (en)
Inventor
张建伟
刘怀印
王盛楠
汪九州
赵亮
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201711311535.0A priority Critical patent/CN107966073A/zh
Publication of CN107966073A publication Critical patent/CN107966073A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
    • F41F3/052—Means for securing the rocket in the launching apparatus

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Devices For Conveying Motion By Means Of Endless Flexible Members (AREA)

Abstract

本发明公开了一种快速释放装置，其包括固定支架、油缸、固定座、锁紧块、销轴、旋转挡块及挡块支架；所述固定支架和挡块支架固定于地面；所述油缸固定在固定支架上，所述油缸头部与锁紧块固定连接；固定座是一个带导向槽结构的部件，固定座固定连接在挡块支架上，锁紧块通过油缸的伸缩在固定座的导向槽内运动；旋转挡块与挡块支架通过销轴连接，旋转挡块可以绕销轴旋转，旋转挡块具有锁紧块配合面，能够与通过锁紧块配合将试验件锁紧在预备发射位置。本发明结构紧凑，能够承受很大的试验载荷，并且结构传动链简单，易于检修和维护。

Description

一种快速释放装置
技术领域
本发明涉及一种弹射体释放领域，特别是一种快速释放装置。
背景技术
牵制释放技术可以在临射前和点火后数秒钟内运载器和有效载荷出现故障时终止发射，是提高运载器垂直发射可靠性和保障发射场安全的重要技术手段。当采用该技术后，发动机点火后的数秒钟内，运载器仍通过牵制释放系统固定在发射台上，待故障检测系统检测运载器上关键设备工作正常，发动机推力达到额定值后，牵制释放系统释放运载器，运载器安全起飞。
目前，美国、欧洲、日本、俄罗斯和印度研制的运载火箭如Saturn系列、Atlas系列、Ariane系列、H2系列、天顶号、质子号、联盟号、GSLV运载火箭等，以及美国的航天飞机、X33系列轨道器等都采用了牵制释放发射技术。而目前我国的运载火箭还没有采用牵制释放技术，一旦发动机出现非对称点火，运载火箭有可能在发射台上倾倒，造成灾难性后果。
牵制缓释放技术是当前我国发展高可靠性运载火箭亟需攻克的关键技术之一。
发明内容
本发明提供了一种新型快速释放装置，为需要发射的试验部件提供锁紧和快速释放。
本发明的快速释放装置包括固定支架、油缸、固定座、锁紧块、销轴、旋转挡块及挡块支架；其中，所述固定支架和挡块支架固定于地面；所述油缸固定在固定支架上，所述油缸头部与锁紧块固定连接；固定座是一个带导向槽结构的部件，固定座固定连接在挡块支架上，锁紧块通过油缸的伸缩在固定座的导向槽内运动；旋转挡块与挡块支架通过销轴连接，旋转挡块可以绕销轴旋转，旋转挡块具有锁紧块配合面，能够与通过锁紧块配合将试验件锁紧在预备发射位置。
优选发射试验开始前，所述锁紧块的一端在油缸作用下沿所述导向槽前进，并与所述旋转挡块的锁紧块配合面抵接，通过所述旋转挡块将发射部件限制在预定位置；当试验开启发射部件时，油缸将锁紧块快速拔出，旋转挡块的限位被解除，发射部件在其动力源的带动下使旋转挡块受力绕销轴旋转，发射部件迅速脱离旋转挡块的限位而被发射。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)结构紧凑，能够承受很大的试验载荷；
(2)结构传动链简单，易于检修和维护。
附图说明
图1为本发明快速释放装置锁紧状态示意图；
图2为本发明快速释放装置释放状态示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
如图1、2所示为快速释放装置示意图，由图可知，一种快速释放装置，包括油缸固定支架1、油缸支座2、油缸3、固定座4、锁紧块5、销轴7、旋转挡块8及挡块支架9；其中，固定支架1和挡块支架9与地面固定，为快速释放装置提供受力支撑；油缸3是动力源部件，为释放装置提供运动位移及输出力；油缸3尾部与油缸支座2连接，油缸3头部与锁紧块5固定连接；固定座4是一个带导向槽结构的部件，固定座4固定连接在挡块支架9上，锁紧块5通过油缸3的伸缩在固定座4的导向槽内运动；旋转挡块8与挡块支架9通过销轴7连接，旋转挡块8可以绕销轴7旋转。
发射试验开始前，快速释放装置中的旋转挡块8将发射部件6固定到预定位置，锁紧块5的一端插入固定座4的导向槽内阻止旋转挡块8绕销轴7的旋转，发射部件6也就无法向前运动，锁紧块5另一端与油缸3连接，油缸3提供锁紧旋转挡块8的动力；当试验开启发射部件6时，油缸3将锁紧块5快速拔出，旋转挡块8的限位被解除，发射部件6在其动力源的带动下使旋转挡块8受力绕销轴7旋转，发射部件6迅速脱离旋转挡块8的限位快速向前运动，固定座4固定在挡块支架9上，用于支撑锁紧块5，并对锁紧块5的移动方向进行限制，固定座4将承受释放前旋转挡块8作用在锁紧块5上的挤压力。
本发明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。

Claims (2)

1.一种快速释放装置，其特征在于：包括固定支架、油缸、固定座、锁紧块、销轴、旋转挡块及挡块支架；其中，所述固定支架和挡块支架固定于地面；所述油缸固定在固定支架上，所述油缸头部与锁紧块固定连接；固定座是一个带导向槽结构的部件，固定座固定连接在挡块支架上，锁紧块通过油缸的伸缩在固定座的导向槽内运动；旋转挡块与挡块支架通过销轴连接，旋转挡块绕销轴旋转，旋转挡块具有锁紧块配合面，与通过锁紧块配合将试验件锁紧在预备发射位置。
2.如权利要求1所述的快速释放装置，其特征在于：发射试验开始前，所述锁紧块的一端在油缸作用下沿所述导向槽前进，并与所述旋转挡块的锁紧块配合面抵接，通过所述旋转挡块将发射部件限制在预定位置；当试验开启发射部件时，油缸将锁紧块拔出，旋转挡块的限位被解除，发射部件在动力源的带动下使旋转挡块受力绕销轴旋转，发射部件脱离旋转挡块的限位而被发射。
CN201711311535.0A 2017-12-11 2017-12-11 一种快速释放装置 Pending CN107966073A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711311535.0A CN107966073A (zh) 2017-12-11 2017-12-11 一种快速释放装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711311535.0A CN107966073A (zh) 2017-12-11 2017-12-11 一种快速释放装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN107966073A true CN107966073A (zh) 2018-04-27

Family

ID=61994176

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711311535.0A Pending CN107966073A (zh) 2017-12-11 2017-12-11 一种快速释放装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107966073A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112179208A (zh) * 2020-09-30 2021-01-05 湖北航天技术研究院总体设计所 一种快速牵连释放机构
CN113800012A (zh) * 2021-09-30 2021-12-17 北京中科宇航技术有限公司 一种牵制释放装置及其系统
CN114505829A (zh) * 2021-12-29 2022-05-17 中国航天空气动力技术研究院 液压油缸翻身辅助装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3937191A (en) * 1972-02-04 1976-02-10 Estes Industries Inc. Rocket launcher including remotely releasable pin latch
US5291820A (en) * 1992-12-10 1994-03-08 United Technologies Corporation Inertial restraint mechanism for rail-mounted missiles
US20080041221A1 (en) * 2005-03-28 2008-02-21 Lockheed Martin Corporation Apparatus comprising a release system for canistered munitions
CN205396451U (zh) * 2016-02-23 2016-07-27 江阴耐波特船用设备有限公司 带载-无负载释放钩
CN207649457U (zh) * 2017-12-11 2018-07-24 中国航天空气动力技术研究院 一种快速释放装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3937191A (en) * 1972-02-04 1976-02-10 Estes Industries Inc. Rocket launcher including remotely releasable pin latch
US5291820A (en) * 1992-12-10 1994-03-08 United Technologies Corporation Inertial restraint mechanism for rail-mounted missiles
US20080041221A1 (en) * 2005-03-28 2008-02-21 Lockheed Martin Corporation Apparatus comprising a release system for canistered munitions
CN205396451U (zh) * 2016-02-23 2016-07-27 江阴耐波特船用设备有限公司 带载-无负载释放钩
CN207649457U (zh) * 2017-12-11 2018-07-24 中国航天空气动力技术研究院 一种快速释放装置

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112179208A (zh) * 2020-09-30 2021-01-05 湖北航天技术研究院总体设计所 一种快速牵连释放机构
CN113800012A (zh) * 2021-09-30 2021-12-17 北京中科宇航技术有限公司 一种牵制释放装置及其系统
CN113800012B (zh) * 2021-09-30 2023-09-19 北京中科宇航技术有限公司 一种牵制释放装置及其系统
CN114505829A (zh) * 2021-12-29 2022-05-17 中国航天空气动力技术研究院 液压油缸翻身辅助装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107966073A (zh) 一种快速释放装置
CN207649457U (zh) 一种快速释放装置
CN109229430B (zh) 一种机构式分离螺母及其组成的星箭连接解锁机构
CN106742081B (zh) 一种基于旋转压环解锁的分离机构
CN110596301B (zh) 双基系推进剂不同过载方向燃烧的测试发动机及测试方法
CN110002015B (zh) 一种运载火箭0秒脱落常温推进剂加泄连接器及方法
RU2648480C2 (ru) Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя
US10815795B2 (en) Pre-tension and retention structure for composite fan blade
CN106678134A (zh) 一种利用压缩气体解锁分离螺母的装置
KR100661749B1 (ko) 물체 결합-분리 장치
US20190010826A1 (en) Case coupling and assembly
US10220950B2 (en) Engine mount waiting fail safe lug joint with reduced dynamic amplification factor
CN107941080B (zh) 一种降落伞气体炮试验弹自动装填方法
CN209776816U (zh) 一种轻型无人机高压气动助推起飞装置
CN111017213A (zh) 一种无人机回收系统引导伞射伞机构
CN114229030B (zh) 一种消除油箱雷电b区引燃源的防护设计方法
GB2607676A (en) Attenuators for aircraft cable and ejection seat arm restraint assemblies
CN114018099A (zh) 一种子母弹抛撒装置
CN114485288A (zh) 小口径弹体-大翼展空间折叠尾翼的展开、锁紧方法
CN113173270B (zh) 一种分段式活塞分离机构
Alliot et al. VINCI, the European reference for Ariane 6 upper stage cryogenic propulsive system
CN221699035U (zh) 一种无人机用旋翼检测装置
CN113865444B (zh) 一种固体火箭冷分离装置及其使用方法
US20160244178A1 (en) Alignment system for exhaust installation
Readey et al. Testing of ADATS solid rocket propulsion system for Army safety certification

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination