CN112361879A - 火箭发射支撑装置 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供一种火箭发射支撑装置，包括：发射台，设置在地面上；支撑组件，设置在发射台上；转接组件，设置在支撑组件的顶端，用于支撑火箭；所述火箭的尾端面为平面，所述转接组件的顶面为用于与火箭尾端面贴合的平面。本申请实施例提供的火箭发射支撑装置能够抵抗较大的横向风载。

Description

火箭发射支撑装置

技术领域

本申请涉及火箭发射技术，尤其涉及一种火箭发射支撑装置。

背景技术

传统的火箭底部设置有四个支腿，支腿支撑在发射台上的四个支撑盘上。火箭竖立在发射台上之后，其高度与水平宽度之比较大，重心较高，而且支腿与支撑盘之间的接触面积较小。因此，地面风带来的动静载荷使火箭具有翻倒的风险，可能引起重大安全事故。

发明内容

为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种火箭发射支撑装置。

本申请第一方面实施例提供一种火箭发射支撑装置，包括：

发射台，设置在地面上；

支撑组件，设置在发射台上；

转接组件，设置在支撑组件的顶端，用于支撑火箭；所述火箭的尾端面为平面，所述转接组件的顶面为用于与火箭尾端面贴合的平面。

本申请实施例提供的技术方案，采用设置在地面上的发射台，发射台上设置支撑组件；转接组件设置在支撑组件的顶端用于支撑火箭，该火箭的尾端面为平面，转接组件的顶面为平面，用于与火箭尾端面贴合，能够增大火箭的抗翻倒力臂，进而能够适应更大的风速，使得火箭不会受横向风的影响而翻倒。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置的结构示意图；

图2为传统方案中竖立火箭设置在发射台上的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置能够提高火箭抗风载力矩的原理图；

图4为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置中支撑组件和转接组件相连的结构示意图；

图5为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置中支撑组件和转接组件相连的侧视局部剖视图；

图6为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置中支撑组件和转接组件的工作原理示意图。

附图标记：

1-发射台；

2-支撑组件；21-连接座；22-连杆；221-球头；

3-转接组件；31-上端板；32-下端板；33-竖板；

4-火箭；41-支腿。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

本实施例提供一种火箭发射支撑装置，用于对火箭尾段进行支撑，是一种能够将火箭竖立并保持稳固的地面设备，且能够适应较大的风速环境。该火箭优选为垂直热发射方式的型号。

图1为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置的结构示意图。如图1所示，本实施例提供的火箭发射支撑装置包括：发射台1、支撑组件2和转接组件3。其中，发射台1设置在地面上，支撑组件2设置在发射台1上。转接组件3设置在支撑组件2的顶端，转接组件3的顶面为平面，用于支撑火箭4。

火箭4为竖立发射的，其高度大于横向宽度。将火箭4的底端称为尾端，尾端面为平面。

图2为传统方案中竖立火箭设置在发射台上的结构示意图。如图2所示，传统方案中，火箭4的尾端面凸出设有四个支腿41，火箭4通过四个支腿41支撑在发射台上。将火箭受到的横向力简化至重心高度(即：风载作用点)所受到的横向力Z，由力矩的平衡可以得到引起火箭翻倒的最大载荷，即翻倒风载为：

其中，Z_α为翻倒风载，L为火箭全长，X_g为风载作用点到火箭实际顶点的距离，m为火箭的质量，g为重力加速度，R₁为抗翻倒力臂。

火箭在竖立状态下由于地面风承受的竖立风载为：

其中，Z_w为竖立风载，ρ为空气密度，V为横向风速，C_D为阻力系数，S为参考面积。

令翻倒风载等于竖立风载，即：Z_α＝Z_w，可以得到导致火箭翻倒的临界风速：

图3为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置能够提高火箭抗风载力矩的原理图，图3是转接组件3俯视的角度。如图2和图3可知，火箭底部设置四个支腿41，使得上述抗翻倒力臂

R为火箭尾端的半径直径。

而本实施例所提供的火箭4与传统方案中的火箭结构不同，本实施例提供的火箭4的尾端不设置有支腿，火箭4的尾端面为平面，直接与转接组件3的顶面贴合。则上述抗翻倒力臂R₁＝R，R为火箭尾端的半径。

由此可知，本实施例所提供的方案，抗翻倒力臂大于传统方案，因此导致火箭翻倒的临界风速大于传统方案，相当于本实施例所提供的方案能够适应更大的风速。

本实施例提供的技术方案，采用设置在地面上的发射台，发射台上设置支撑组件；转接组件设置在支撑组件的顶端用于支撑火箭，该火箭的尾端面为平面，转接组件的顶面为平面，用于与火箭尾端面贴合，能够增大火箭的抗翻倒力臂，进而能够适应更大的风速，使得火箭不会受横向风的影响而翻倒。

在上述技术方案的基础上，本实施例提供一种火箭发射支撑装置的具体实现方式：

图4为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置中支撑组件和转接组件相连的结构示意图，图5为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置中支撑组件和转接组件相连的侧视局部剖视图，图6为本申请实施例提供的火箭发射支撑装置中支撑组件和转接组件的工作原理示意图。

如图4、5、6所示，转接组件3为环状，转接组件3的中心线与火箭4的中心线平行，转接组件3的上端面与火箭的尾端面接触进行支撑。在应用过程中，转接组件3的中心线与火箭4的中心线重合，以提高火箭的稳定性。

具体的，转接组件3包括：上端板31、下端板32和竖板33，上端板31和下端板32均为环状板，上端板31与下端板32平行，尺寸可相同。竖板33垂直连接在上端板31与下端板32之间。竖板33可以包括连接在上、下端板外缘的外围板、连接在上、下端板内缘的内围板，另外，竖板还可以包括在内围板与外围板之间的支撑竖向板。

上端板31的外侧表面，即上表面作为转接组件3的顶面，与火箭的尾端面接触。下端板32的外侧表面，即下表面作为转接组件3的底面，与支撑组件相连。

转接组件3的内径小于火箭尾端的直径，转接组件3的外径可以与火箭尾端的直径相同，也可以大于火箭尾端的直径。

支撑组件2包括：连接座21和连杆22。其中，连接座21连接在转接组件3的底面，具体是连接至下端板32的下表面，例如可通过螺栓进行固定，也可以采用焊接、卡接、铆接等方式。

连杆22的底端与发射台1相连，顶端与连接座21之间通过球面副配合连接，以使连杆22能够相对于连接座21转动。

本实施例提供一种支撑组件2的具体结构：连杆22为长直杆状，其顶端设置有球头221。连接座21的底端向内凹陷形成有用于容纳球头221的球窝，球头221与球窝形成球面副。

当然除了上述方案之外，也可以在连接座21上设置球头，在连杆22的顶端设置球窝。

进一步的，连接座21的顶面直径大于转接组件3的宽度，具体是大于下端板32的宽度，以提高对转接组件3支撑的稳定性。采用支撑肋板34连接在外围板与连接座21之间，能够进一步提高二者之间连接的稳定性。具体的，支撑肋板34可以为三角形板，其中一个直角侧边固定在外围板的外周面，另一个直角底边固定在连接座21的顶面。支撑肋板34与连接座21的顶面垂直，且与外围板的周向切面垂直。

上述支撑组件2的数量可以为四个，沿环向均匀设置在转接组件3的底部，对转接组件3进行牢固支撑。

在上述技术方案的基础上，还可以采用升降驱动组件，用于驱动连杆22升降。升降驱动组件的数量与连杆22的数量相同，一个升降驱动组件用于驱动一个连杆22升降，各升降驱动组件之间独立工作。当连杆22的高度不同时，使得转接组件3具有一定的倾斜角度。

相当于支撑组件2构成了四自由度并联机构。将转接组件3与发射台的连接等效为类似的并联结构，整个机构由运动、固定两个平台以及连接两个平台的四个移动副组成。转接组件3相当于运动平台，发射台1相当于固定平台，四个支撑组件2相当于移动副。支撑组件2与转接组件3之间相连的运动副是球面副S，与发射台1相连的运动副是移动副P。

从原理上说，决定一个刚体空间位姿的参数有六个，但对于四自由度并联结构而言，只有三个参数是独立的，其余三个参数(即：横向、纵向及滚转方向)可由机构的结构约束关系来确定。当支撑组件2的自由度为一个沿Z轴移动的自由度及两个分别绕X轴、Y轴转动的自由度时，支撑组件2的运动是确定的。

火箭在吊装过程中不可避免地会出现横向、纵向及滚转方向的偏差，采用上述支撑组件2能够调节转接组件3的偏斜角度，以适应吊装过程中火箭的偏差，确保火箭尾端面与转接组件3的表面紧密贴合。

本实施例提供一种升降驱动组件的具体实现方式，该升降驱动组件包括：驱动器和驱动件，驱动件可以为螺母，上述连杆22具体为螺纹杆。螺母和螺纹杆通过螺纹配合。驱动器驱动螺母转动，进而驱动连杆22上下移动。相当于通过转动达到直线移动的效果。

当连杆22的高度不同时，连杆22顶部的球头221与连接座21内的球窝配合，使得转接组件3与水平面呈一定角度。

上述发射台1可以为固定在地面上的发射台，也可以为发射台车。当为发射台车时，发射台1包括：车体、走行机构和台架，走行机构设置在车体下方，提供行走动力。台架设置在车体的上方，用于支撑火箭。

车载垂直热发射火箭在发射之前竖立在发射台车尾部的发射台上，发射台车通过支撑盘和走行机构中的轮胎着地，附着力较大，风载荷对发射车的起始扰动较小。但在火箭临发射前，风载荷的动力较大，尤其是横向风载，对发射车的扰动较大。采用本实施例所提供的技术方案能够抵抗较大的横向风载，避免火箭产生翻倒，提高发射安全。

通过对对火箭竖立在发射台的翻倒风载和基于风洞试验数据的横向竖立风载的对比，本实施例所提供的方案将火箭翻倒的临界风速提高了约41％，大幅提高发射安全性。

另外，通过优化火箭尾段结构的受力环境，使火箭尾段设计重量减小了约20kg，提高了火箭的运载能力。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种火箭发射支撑装置，其特征在于，包括：

发射台，设置在地面上；

支撑组件，设置在发射台上；

转接组件，设置在支撑组件的顶端，用于支撑火箭；所述火箭的尾端面为平面，所述转接组件的顶面为用于与火箭尾端面贴合的平面。

2.根据权利要求1所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，转接组件为环状，转接组件的中心线与火箭的中心线平行。

3.根据权利要求2所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，所述转接组件包括：上端板、下端板及垂直连接在上端板和下端板之间的竖板；所述上端板和下端板各自为环状板，上端板的外侧表面作为转接组件的顶面，下端板的外侧表面作为转接组件的底面。

4.根据权利要求3所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，所述支撑组件包括：

连接座，连接在转接组件的底面；

连杆；所述连杆的底端与发射台相连，连杆的顶端与连接座之间通过球面副配合连接。

5.根据权利要求4所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，所述连杆的顶端设有球头；所述连接座的底端向内凹陷形成有用于容纳球头并与球头形成球面副的球窝。

6.根据权利要求4所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，所述连接座的顶面直径大于转接组件的宽度；

所述转接组件还包括：支撑肋板；所述支撑肋板的底边固定在连接座的顶面，支撑肋板的一侧边固定在竖板的外周面。

7.根据权利要求5所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，所述支撑组件的数量为四个，沿转接组件的环向均匀设置在转接组件的底部。

8.根据权利要求4所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，所述发射台上设有升降驱动组件，数量与连杆的数量相同；一个升降驱动组件用于驱动一个连杆升降；各升降驱动组件之间独立工作。

9.根据权利要求8所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，所述升降驱动组件包括：驱动器和驱动件；

所述连杆为螺纹杆；

所述升降驱动组件包括：驱动器和螺母；所述螺母与连杆通过螺纹配合，所述驱动器用于驱动螺母转动以带动连杆升降。

10.根据权利要求1所述的火箭发射支撑装置，其特征在于，所述发射台包括：车体、走行机构和台架；所述走行机构设置在车体的下方；所述台架设置在车体的上方。

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