CN110736388B

CN110736388B - 火箭辅助液压支撑装置

Info

Publication number: CN110736388B
Application number: CN201911071475.9A
Authority: CN
Inventors: 张瑜; 杨俊�; 韩召洋; 张彦杰; 韦银利; 吴雪
Original assignee: Landspace Technology Co Ltd
Current assignee: Landspace Technology Co Ltd
Priority date: 2019-11-05
Filing date: 2019-11-05
Publication date: 2020-07-21
Anticipated expiration: 2039-11-05
Also published as: CN110736388A; JP2022554325A; WO2021088818A1

Abstract

本申请提供了一种火箭辅助液压支撑装置，其包括液压系统、导向支撑缸、弹性支撑组件和火箭托架；液压系统用于驱动导向支撑缸产生竖直方向的支撑力；导向支撑缸的上方设置有弹性支撑组件，弹性支撑组件的上方设置有火箭托架，弹性支撑组件用于浮动支撑火箭托架，火箭托架用于支撑火箭。本申请火箭在转载、转运过程中的能够对火箭进行可靠的浮动支撑；在火箭起竖过程中通过调节比例溢流阀的电流能够实现支撑力可控，同时通过安全阀能够限制最大支撑力，避免在起竖过程中由于起竖臂变形对箭体产生的额外附加较大的支撑力，同时能够适应火箭在终止发射的情况下的定位偏差。

Description

火箭辅助液压支撑装置

技术领域

本申请属于火箭辅助支撑装置技术领域，具体涉及一种火箭辅助液压支撑装置。

背景技术

随着航天技术的发展，特别是最近几年商业航天的蓬勃兴起，传统的“三垂”发射模式由于需要固定的发射塔架，其基础设施建设周期较长、维护成本较高的缺点逐渐显露出来，因此，需要一种快速、灵活、低成本的发射模式来适应现阶段商业航天的发射需求。

国外成功的商业航天企业大多采用“三平”的测发模式，即水平组装、水平转运、水平测试、起竖发射的发射模式。因此，在火箭转载、转运和起竖过程中可靠地支撑箭体，使箭体不受除自身重力以外的其他附加力就显得尤为重要和关键。特别是在起竖臂的起竖过程中，由于起竖臂变形的影响，传统单纯的刚性支撑会使箭体受到很大的额外支撑力，严重的情况下会使火箭发生变形损坏。另外，在火箭的起竖过程中，所需的支撑力是在不断变化的，传统的刚性支撑不能实现对支撑力的控制。在终止发射的情况下，由于二次定位的偏差，火箭不能精确定位到原支撑位置上。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种火箭辅助液压支撑装置。

根据本申请实施例，本申请提供了一种火箭辅助液压支撑装置，其包括液压系统、导向支撑缸、弹性支撑组件和火箭托架；

所述液压系统用于驱动所述导向支撑缸产生竖直方向的支撑力；所述导向支撑缸的上方设置有弹性支撑组件，所述弹性支撑组件的上方设置有火箭托架，所述弹性支撑组件用于浮动支撑所述火箭托架，所述火箭托架用于支撑火箭；

所述弹性支撑组件包括限位支架、法兰支座、托架回转座、弹簧安装座和限位支撑弹簧；

所述限位支架设置在所述导向支撑缸的顶部，其中心处设置有所述法兰支座；所述法兰支座通过回转销轴与所述托架回转座连接；所述弹簧安装座固定设置在所述限位支架的顶面上，且位于所述限位支架与托架回转座的顶板之间；

所述限位支撑弹簧设置在所述弹簧安装座内，所述弹簧安装座用于对所述限位支撑弹簧进行导向；所述限位支撑弹簧的一端与所述弹簧安装座固定连接，另一端与所述托架回转座的顶板接触；所述限位支撑弹簧用于限制所述火箭托架在竖直方向上的自由运动。

上述火箭辅助液压支撑装置中，所述液压系统包括液压缸、动力组件和油源；所述油源为所述动力组件提供液压油，所述动力组件通过有杆腔油管和无杆腔油管与所述液压缸连接，所述液压缸与导向支撑缸连接。

进一步地，所述液压缸包括液压缸筒、液压缸杆、行程限位套和油缸销轴；所述液压缸杆滑动设置在所述液压缸筒中，所述行程限位套沿所述液压缸杆的长度方向套设在所述液压缸杆上，其用于限制所述液压缸杆在所述液压缸筒中的行程；所述液压缸杆的顶端通过所述油缸销轴与所述导向支撑缸连接。

更进一步地，所述行程限位套的直径小于或等于所述液压缸杆的底部的直径，且大于所述液压缸杆的中部的直径。

上述火箭辅助液压支撑装置中，所述动力组件包括电磁换向阀、蓄能器、压力传感器、安全阀、比例溢流阀和单向阀；

油源通过所述单向阀与所述电磁换向阀的进油腔连接，所述电磁换向阀的回油腔与油箱连接；所述电磁换向阀的第一工作油腔通过无杆腔油管与所述液压缸的无杆腔连接，所述电磁换向阀的第二工作油腔通过有杆腔油管与所述液压缸的有杆腔连接；

所述单向阀与电磁换向阀的进油腔的连接管路上连接有蓄能器和压力传感器，在所述单向阀与电磁换向阀的进油腔的连接管路和油箱与所述电磁换向阀的回油腔的连接管路之间并联有安全阀和比例溢流阀。

上述火箭辅助液压支撑装置中，所述导向支撑缸包括导向支撑缸筒、导向支撑缸杆、缸杆限位块和驱动油缸座；

所述导向支撑缸杆滑动设置在所述导向支撑缸筒中，所述导向支撑缸杆在所述液压缸的驱动下做上下运动；

沿所述导向支撑缸筒的宽度方向，在所述导向支撑缸杆的外壁与所述导向支撑缸筒的内壁之间相对设置有两个所述缸杆限位块，其用于限制所述导向支撑缸杆的旋转运动；

所述驱动油缸座固定设置在所述导向支撑缸杆的底部，所述驱动油缸座通过所述油缸销轴与液压缸杆连接。

进一步地，所述导向支撑缸筒的侧壁上开设有通孔。

进一步地，所述限位支撑弹簧设置有两根，沿所述火箭托架的长度方向，以所述限位支架竖直方向的中轴线为对称轴，两根所述限位支撑弹簧对称设置在所述限位支架上。

进一步地，所述限位支架和法兰支座一体成型，或者，所述限位支架和法兰支座固定连接在一起。

上述火箭辅助液压支撑装置中，所述火箭托架的上支撑面上设置有毛毡垫。

根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请在火箭的转载、转运过程中的能够对火箭进行可靠的浮动支撑；在火箭起竖过程中通过调节比例溢流阀的电流能够实现支撑力可控，同时通过安全阀能够限制最大支撑力，避免在起竖过程中由于起竖臂变形对箭体产生的额外附加较大的支撑力，同时能够适应火箭在终止发射的情况下的定位偏差。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。

附图说明

下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。

图1为本申请实施例提供的一种火箭辅助液压支撑装置的部分结构示意图。

图2为本申请实施例提供的一种火箭辅助液压支撑装置的剖视图。

图3为本申请实施例提供的一种火箭辅助液压支撑装置在火箭起竖过程中的状态示意图。

图4为本申请实施例提供的一种火箭辅助液压支撑装置在对火箭进行二次支撑及火箭回倒过程中的状态示意图。

附图标记说明：

1、液压系统；

11、液压缸；111、液压缸筒；112、液压缸杆；113、行程限位套；114、油缸销轴；

12、动力组件；121、电磁换向阀；122、蓄能器；123、压力传感器；124、安全阀；125、比例溢流阀；126、单向阀；

2、导向支撑缸；21、导向支撑缸筒；211、通孔；22、导向支撑缸杆；23、缸杆限位块；24、驱动油缸座；

3、弹性支撑组件；31、限位支架；32、法兰支座；33、托架回转座；34、弹簧安装座；35、限位支撑弹簧；36、回转销轴；37、弹簧限位块；

4、火箭托架；41、毛毡垫。

5、起竖臂本体；

6、火箭。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。

本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

如图1所示，本申请提供了一种火箭辅助液压支撑装置，其包括液压系统1、导向支撑缸2、弹性支撑组件3和火箭托架4。其中，液压系统1用于驱动导向支撑缸2产生竖直方向的支撑力，导向支撑缸2的上方设置有弹性支撑组件3，弹性支撑组件3的上方设置有火箭托架4，弹性支撑组件3用于浮动支撑火箭托架4，火箭托架4用于支撑火箭6。导向支撑缸2通过下端法兰与起竖臂本体5连接。

具体地，液压系统1包括液压缸11、动力组件12和油源(图中未示出)。其中，油源为动力组件12提供液压油，动力组件12通过有杆腔油管和无杆腔油管与液压缸11连接。液压缸11与导向支撑缸2连接，用于驱动导向支撑缸2产生竖直方向的支撑力。

液压缸11包括液压缸筒111、液压缸杆112、行程限位套113和油缸销轴114。液压缸杆112滑动设置在液压缸筒111中，行程限位套113沿液压缸杆112的长度方向套设在液压缸杆112上，其用于限制液压缸杆112在液压缸筒111中的行程。液压缸杆112的顶端通过油缸销轴114与导向支撑缸2连接。

具体地，行程限位套113的直径小于或等于液压缸杆112底部的直径，且大于液压缸杆112中部的直径。行程限位套113可以套设在液压缸杆112的中部，通过阻止液压缸杆112的底部达到限制液压缸杆112在液压缸筒111中的行程的目的。

动力组件12包括电磁换向阀121、蓄能器122、压力传感器123、安全阀124、比例溢流阀125和单向阀126。油源通过单向阀126与电磁换向阀121的进油腔P连接，电磁换向阀121的回油腔T与油箱连接。电磁换向阀121的第一工作油腔A通过无杆腔油管与液压缸11的无杆腔连接，电磁换向阀121的第二工作油腔B通过有杆腔油管与液压缸11的有杆腔连接。单向阀126与电磁换向阀121的进油腔P的连接管路上连接有蓄能器122和压力传感器123。在单向阀126与电磁换向阀121的进油腔P的连接管路和油箱与电磁换向阀121的回油腔T的连接管路之间并联有安全阀124和比例溢流阀125。

电磁换向阀121在断电情况下，液压油通过单向阀126分别进入液压缸11的有杆腔和无杆腔，同时液压油也进入蓄能器122，液压缸11处于差动连接状态。在蓄能器122的作用下，动力组件12具有一定的支撑力补偿能力。安全阀124用于限制动力组件12的最高压力，即限制液压缸11顶出力的大小，防止因为顶出力过大对箭体造成损害。比例溢流阀125用于实时控制动力组件12的压力变化，压力传感器123用于实时检测动力组件12的压力。火箭6起竖到位后，电磁换向阀121得电，蓄能器122中的油液通过液压缸11有杆腔管路进入液压缸11有杆腔，无杆腔油液通过液压缸11无杆腔管路流回油箱。

如图2所示，导向支撑缸2包括导向支撑缸筒21、导向支撑缸杆22、缸杆限位块23和驱动油缸座24。其中，导向支撑缸杆22滑动设置在导向支撑缸筒21中，导向支撑缸杆22在液压缸11的驱动下做上下运动。沿导向支撑缸筒21的宽度方向，在导向支撑缸杆22的外壁与导向支撑缸筒21的内壁之间相对设置有两个缸杆限位块23，其用于限制导向支撑缸杆22的旋转运动。驱动油缸座24固定设置在导向支撑缸杆22的底部。驱动油缸座24通过油缸销轴114与液压缸杆112连接。

为便于在驱动油缸座24与液压缸杆112的连接处安装油缸销轴114，导向支撑缸筒21的侧壁上开设有通孔211。穿过通孔211，可以对油缸销轴114进行安装或调节。

弹性支撑组件3包括限位支架31、法兰支座32、托架回转座33、弹簧安装座34和限位支撑弹簧35。其中，限位支架31设置在导向支撑缸2上方，其中心处固定设置有法兰支座32，法兰支座32通过螺栓与导向支撑缸杆22固定连接。法兰支座32通过回转销轴36与托架回转座33连接。弹簧安装座34固定设置在限位支架31的顶面上，且位于限位支架31与托架回转座33的顶板之间。限位支撑弹簧35设置在弹簧安装座34内，弹簧安装座34用于对限位支撑弹簧35进行导向。限位支撑弹簧35的一端与弹簧安装座34固定连接，另一端与托架回转座33的顶板接触。限位支撑弹簧35用于限制火箭托架4在竖直方向上的自由运动。

另外，位于托架回转座33的顶板的底面上，与限位支撑弹簧35对应的位置设置有弹簧限位块37。

在另一个具体的实施例中，限位支架31和法兰支座32还可以一体成型。

在一个具体的实施例中，限位支撑弹簧35设置有两根，沿火箭托架4的长度方向，以限位支架31竖直方向的中轴线为对称轴，两根限位支撑弹簧35对称设置在限位支架31上。其中，限位支架31水平放置，限位支架31的顶面的面积和底面的面积相等，且均大于限位支架31的各个侧面的面积，限位支架31的竖直方向为垂直于限位支架31的顶面和底面的方向。

为防止火箭托架4对火箭6表面造成损伤，火箭托架4的上支撑面上设置有毛毡垫41。

采用本申请提供的火箭辅助液压支撑装置对火箭在转载、转运和起竖的过程中进行支撑时，其具体过程为：

S1、前期准备；

S11、计算液压系统1所需的压力值P，其具体过程为：

首先，计算火箭所需的理论辅助支撑力N；

其次，测量包括液压缸杆112在内的需液压顶升的所有部件的重量，计算得到需液压顶升的所有部件的重力G。

再次，忽略摩擦力的影响，则火箭所需的理论辅助支撑力N与需液压顶升的所有部件的重力G的和就是初始状态下所需液压系统1提供的支撑力F。

最后，根据初始状态下所需液压系统1提供的支撑力F计算液压系统1所需的压力值P。

S12、根据计算得到的压力值P，通过调节安全阀124来限定火箭辅助液压支撑装置的最大支撑压力，其具体过程为：

开始电磁换向阀121处于断电状态，先将比例溢流阀125的电流调至最大，以便于比例溢流阀125不会对火箭辅助液压支撑装置的最大支撑压力产生影响。

启动液压泵，液压泵通过单向阀126向动力组件12供油，液压缸杆112伸出到达行程限位套113的限位位置，调整安全阀124的压力调节螺钉，待压力传感器123检测到的压力达到P值且不再继续变化后锁紧安全阀124压力调节螺钉。至此，火箭辅助液压支撑装置的最大支撑压力被限定，保证不会超过火箭所需的最大支撑力。

S13、调节比例溢流阀125，使火箭辅助液压支撑装置具有初始的支撑能力，其具体过程为：

逐渐调小比例溢流阀125的电流，使液压系统1的压力缓慢下降。

压力传感器123实时监测液压系统1压力的变化，当液压系统1的压力达到P/4时，结束对比例溢流阀125的调节。此时，火箭辅助液压支撑装置具有一定的支撑能力。

S2、火箭转载支撑；

利用天车将火箭缓慢起吊至火箭辅助液压支撑装置的正上方。

由于为三点支撑，首先进行后支点的支撑定位；然后缓慢下放火箭，使箭体支撑面落在火箭托架4的半凹槽内，继续下放火箭，液压缸杆112下移，此时火箭受天车、后支点和中间辅助支点的共同作用。

待进行前支点的支撑后，逐渐调高比例溢流阀125的电流，使液压系统1的压力缓慢升高；同时缓慢继续下放火箭，待压力传感器123检测到的压力达到压力值P时，停止调节比例溢流阀125的电流。

此时，液压油被密封在液压缸11和蓄能器122内，火箭就由三点吊装状态转载到由起竖臂的三点支撑状态，从而使火箭转载过程中所受的附加外力达到最小。

S3、火箭转运；

火箭在转运过程中，在单向阀126的作用下，液压油始终被密封在蓄能器122和液压缸11内，蓄能器122具有弹性补偿能力，能够有效地吸收运输过程中的颠簸震动，保护火箭不超过规定的过载加速度；同时蓄能器122还起到了补偿电磁换向阀121泄漏的作用。

S4、火箭起竖；

在火箭开始起竖的过程中，起竖臂的变形会导致火箭对辅助液压支撑装置中的液压缸11进一步压缩；由于安全阀124和比例溢流阀125的限制，多余的油液会通过比例溢流阀125溢流到油箱中，液压系统1的压力不会继续升高，而维持在理论压力值。

在火箭起竖过程中，由于火箭中间支点的辅助支撑力要求随着起竖角度的增大而逐渐减小，因此根据理论计算出在不同起竖角度下的所需理论支撑压力值P_r，则对应不同的起竖角度调节比例溢流阀125的电流，压力传感器123实时检测压力值是否满足所需的支撑压力P_r。

当起竖角度达到60°以后，由于火箭已经基本不需要中间辅助支撑装置提供支撑力，电磁换向阀121得电，蓄能器122中的油液通过电磁换向阀121和有杆腔油管进入液压缸11的有杆腔，如图3所示，液压缸杆112带动火箭托架4缩回，使得火箭托架4离开火箭箭体约100mm距离，避免误动作而伤害导火箭。

为保证动作的可靠性，在电磁换向阀121上还设置了操作手柄，操作手柄属于冗余备保。操作人员通过操作手柄可以手动控制电磁换向阀121动作。

S5、二次支撑及回倒；

当发射任务取消后，需要对火箭进行重新支撑定位。此时，由于受加注变形或调平因素的影响，火箭与起竖臂存在一定的位置偏差。

在火箭开始回倒时，由于所需的辅助支撑力很小，因此火箭辅助液压支撑装置可以不动。待火箭下放到60°时，控制电磁换向阀121断电，控制缓慢升高比例溢流阀125的电流。

如图4所示，如果偏差位置为火箭相对于起竖臂辅助支撑装置有一个横向的位移S，此时火箭托架4缓慢托举火箭的过程中会绕着回转销轴36发生旋转。由于旋转角度θ较小，则对限位支撑弹簧的压缩量很小，配合调整导向支撑缸杆22的举升位置，使火箭辅助液压支撑装置能够适应火箭横向位置的偏差。

如果偏差位置为正对火箭远离或靠近，则可以通过调整导向支撑缸杆22伸缩位置来适应箭体的位置，而不需要旋转火箭托架4。

在火箭回倒过程中，由于火箭中间支点的辅助支撑力要求随着起竖角度的减小而逐渐增大，因此根据理论计算出在不同角度下的所需理论支撑压力值P_r，此时需接通油源向液压系统1进行补油；则对应不同的起竖角度调节比例溢流的电流，压力传感器123实时检测液压系统1的压力值是否满足所需的支撑压力P_r，起竖臂水平，回倒过程完成。

本申请火箭辅助液压支撑装置能够有效的降低火箭转载、转运、起竖过程中的支撑风险，避免由于起竖臂结构变形对火箭产生的额外附加力；特别是在火箭起竖过程中，控制本申请火箭辅助液压支撑装置的支撑力不断减小，直至与火箭支撑分离，能够较好的达到火箭起竖的支撑要求。

特别是在终止发射的条件下，本申请火箭辅助液压支撑装置能够自动适应火箭与起竖臂的位置偏差，避免在高空下较为复杂的人工调整，降低操作风险，为火箭的故障检查和回倒节省时间。

以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims

1.一种火箭辅助液压支撑装置，包括液压系统和火箭托架，所述火箭托架用于支撑火箭，其特征在于，还包括导向支撑缸和弹性支撑组件；

所述液压系统用于驱动所述导向支撑缸产生竖直方向的支撑力；所述导向支撑缸的上方设置有弹性支撑组件，所述弹性支撑组件的上方设置有火箭托架，所述弹性支撑组件用于浮动支撑所述火箭托架；

2.根据权利要求1所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述液压系统包括液压缸、动力组件和油源；所述油源为所述动力组件提供液压油，所述动力组件通过有杆腔油管和无杆腔油管与所述液压缸连接，所述液压缸与导向支撑缸连接。

3.根据权利要求2所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述液压缸包括液压缸筒、液压缸杆、行程限位套和油缸销轴；所述液压缸杆滑动设置在所述液压缸筒中，所述行程限位套沿所述液压缸杆的长度方向套设在所述液压缸杆上，其用于限制所述液压缸杆在所述液压缸筒中的行程；所述液压缸杆的顶端通过所述油缸销轴与所述导向支撑缸连接。

4.根据权利要求3所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述行程限位套的直径小于或等于所述液压缸杆的底部的直径，且大于所述液压缸杆的中部的直径。

5.根据权利要求2或3或4所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述动力组件包括电磁换向阀、蓄能器、压力传感器、安全阀、比例溢流阀和单向阀；

6.根据权利要求3或4所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述导向支撑缸包括导向支撑缸筒、导向支撑缸杆、缸杆限位块和驱动油缸座；

7.根据权利要求6所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述导向支撑缸筒的侧壁上开设有通孔。

8.根据权利要求1所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述限位支撑弹簧设置有两根，沿所述火箭托架的长度方向，以所述限位支架的竖直方向的中轴线为对称轴，两根所述限位支撑弹簧对称设置在所述限位支架上。

9.根据权利要求1所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述限位支架和法兰支座一体成型，或者，所述限位支架和法兰支座固定连接在一起。

10.根据权利要求1或2或3或4所述的火箭辅助液压支撑装置，其特征在于，所述火箭托架的上支撑面上设置有毛毡垫。