CN113739634A - 一种运载火箭的牵制缓释装置及发射台 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种运载火箭的牵制缓释装置及发射台，该牵制缓释装置包括：伸缩杆、压杆、转臂以及力传感器。其中，转臂的一端通过第一支座活动连接在发射台上。转臂的另外一端具有U型槽，压杆活动连接在U型槽内。压杆的一端与设置在发射台上的伸缩杆的一端活动连接，压杆的另外一端连接火箭尾端，用于在伸缩杆的施力作用下对火箭尾端施加牵制力。力传感器设置在伸缩杆上，用于检测伸缩杆的轴向力。该牵制缓释装置结构简单、部件少，易于生产和维护，且运行稳定。另外，该牵制缓释装置能够实现自动化控制，反应速度快，且释放同步性好。而且该牵制缓释装置在释放火箭尾部时不会对火箭尾部结构产生振动冲击载荷，保证火箭发射的安全性以及稳定性。

Description

一种运载火箭的牵制缓释装置及发射台

技术领域

本发明涉及火箭牵制缓释装置技术领域，具体为一种运载火箭的牵制缓释装置及发射台。

背景技术

在火箭发射瞬间，发动机通常会延后几秒才能达到满推力工作状态。为了提高发射可靠性和保障发射工位安全，采用牵制缓释装置通常是运载火箭发射时的必要技术手段。

目前，牵制缓释装置主要分为两大类：机构型和爆炸螺栓型。机构型牵制缓释装置主要是在气动或者液力驱动下，机械部件动作，来达到牵制和缓释火箭的目的。机械零件较多，要求制造和装配精度高，缓释的同步性较差。爆炸螺栓型牵制缓释装置包括爆炸螺栓和缓释销，一般成组设计，既要满足火箭发动机推力达到预设值后螺栓瞬间爆炸，同时依靠缓释装置来克服产生的附加冲击载荷。结构简单、同步性好，但是缓释效果差，仍有振动冲击载荷作用在火箭箭体尾端结构上。

因此本领域技术人员亟需一种结构简单、反应速度快且释放同步性好的牵制缓释装置。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种运载火箭的牵制缓释装置及发射台。该牵制缓释装置结构简单、部件少，易于生产以及维护，能够实现自动化控制，且释放同步性好，另外，在释放火箭尾部时不会对火箭尾部结构产生振动冲击载荷，保证火箭发射的安全性。

本发明提供了一种运载火箭的牵制缓释装置，该牵制缓释装置包括：伸缩杆、压杆、转臂以及力传感器，其中，所述转臂的一端通过第一支座活动连接在发射台上；所述转臂的另外一端具有U型槽，所述压杆活动连接在所述U型槽内；所述压杆的一端与设置在所述发射台上的所述伸缩杆的一端活动连接，所述压杆的另外一端连接火箭尾端，用于在所述伸缩杆的施力作用下对所述火箭尾端施加牵制力；所述力传感器设置在所述伸缩杆上，用于检测所述伸缩杆的轴向力。

进一步的，所述火箭尾端设置有承力轴，所述压杆与所述承力轴连接，用于对火箭尾端施加牵制力；所述承力轴能够相对于所述火箭尾端进行转动，用于实现所述压杆与所述承力轴滚动接触。

进一步的，所述压杆与所述承力轴接触的一端为曲线端，所述曲线端的内凹侧在所述压杆的下部一侧；所述压杆对所述承力轴施加牵制力时，所述承力轴设置在所述压杆的下部，用于在该牵制缓释装置释放火箭的过程中，所述压杆保持对所述承力轴施加牵制力；所述压杆与所述承力轴接触方式为线接触，用于降低接触面积，减小摩擦力。

进一步的，火箭升高到预设高度的过程中，所述压杆对所述承力轴施加的牵制力逐渐减小至零。

本发明的实施方式中，所述伸缩杆的另外一端通过第二支座活动连接在所述发射台上，用于为所述伸缩杆提供支撑。

本发明的实施方式中，所述力传感器电路连接控制端，将所述伸缩杆的轴向力数据反馈给所述控制端，用于控制牵制缓释装置的牵制缓释过程。

进一步的，火箭推力与火箭重力之差大于或等于牵制缓释装置预设牵制力时，所述控制器控制所述伸缩杆带动所述压杆转动，逐渐撤销所述压杆对所述火箭尾端施加的牵制力。

本发明的实施方式中，该牵制缓释装置上至少设置一个所述伸缩杆，用于对所述火箭尾端进行牵制；所述伸缩杆为液压杆或电动杆。

本发明的实施方式中，所述转臂与所述第一支座通过插销或螺栓连接；所述压杆与所述转臂通过插销或螺栓连接；所述伸缩杆与所述第二支座通过插销或螺栓连接。

本发明提供了一种运载火箭的发射台，该发射台上设置有至少两个如上述所述的牵制缓释装置，用于牵制固定火箭尾部。

根据上述实施方式可知，本发明提供的一种运载火箭的牵制缓释装置具有以下益处：该牵制缓释装置与现有技术相比，整体结构简单、零部件少，这样能够降低装置的故障率，且有利于生产和后期维护。另外，该牵制缓释装置能够实现自动化控制，通过预设牵制力值，来控制装置的启动，保证多个牵制缓释装置能够实现同步释放，确保火箭上升过程的稳定，大大减小火箭发射的起飞漂移量。而且与现有的爆炸螺栓型牵制缓释装置相比，该牵制缓释装置在释放火箭尾端时不产生对火箭尾端释放振动冲击载荷，提高了火箭发射任务的可靠性和保障发射过程的安全。

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，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。

图1为本发明提供的一种运载火箭的牵制缓释装置及发射台的组合状态图。

图2为图1中A处的局部图。

图3为本发明提供的一种运载火箭的牵制缓释装置的结构图简图。

图4为本发明提供的一种运载火箭的牵制缓释装置的运动状态图。

图5为本发明提供的一种运载火箭的发射台的实施例一的使用状态图。

图6为本发明提供的一种运载火箭的发射台的实施例二的使用状态图。

图7为本发明提供的一种运载火箭的发射台的实施例三的使用状态图。

附图标记说明：

1-伸缩杆、2-压杆、3-转臂、4-第一支座、5-第二支座、6-力传感器、7-发射台、8-火箭尾端、9-承力轴。

具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

本发明提供了一种运载火箭的牵制缓释装置，如图1所示为该牵制缓释装置的使用状态图。多个牵制缓释装置设置在发射台7上，用于牵制压紧火箭尾端8。牵制缓释装置通过伸缩杆1的控制，使得牵制缓释装置对火箭尾端8进行牵制或释放。具体的，每个牵制缓释装置上均对应有伸缩杆1，带动牵制缓释装置运动。

该附图所示的实施方式中，多个牵制缓释装置均匀分布在火箭尾端8的周围，用于对火箭尾端8施加均匀的牵制力。为了保证火箭状态的稳定，需要保持火箭尾端牵制力均匀，这就需要在火箭尾端8的周围均匀布置多个牵制缓释装置，保证火箭尾端的多个方向均具有牵制力。

如图2所示为该牵制缓释装置的结构图，该牵制缓释装置包括：伸缩杆1、压杆2以及转臂3。其中，转臂3的一端通过第一支座4活动连接在发射台7上。优选的，转臂3与第一支座4通过插销或螺栓连接。

转臂3的另外一端具有U型槽，压杆2活动连接在U型槽内。优选的，压杆2与转臂3通过插销或螺栓连接。

压杆2的一端与设置在发射台7上的伸缩杆1的一端活动连接，压杆2的另外一端连接火箭尾端8，用于在伸缩杆1的施力作用下对火箭尾端8施加牵制力。具体的，压杆2在伸缩杆1推力的作用下对火箭尾端8施加牵制力，以及在伸缩杆1拉力的作用下，压杆2对火箭尾端8的牵制力逐渐减小直至脱离接触，释放火箭尾端8。

伸缩杆1的另外一端通过第二支座5活动连接在发射台7上，第二支座5用于为伸缩杆1提供支撑。优选的，伸缩杆1与第二支座5通过插销或螺栓连接。本发明的具体实施方式中，为了保证伸缩杆1提供稳定的牵制力，该牵制缓释装置上至少设置一个伸缩杆1。优选的，伸缩杆1为液压杆或电动杆，能够实现对伸缩杆1的远程遥控以及自动控制。如图3所示，伸缩杆1在进行伸缩运动的过程中，转臂3在第一支座4的限定方向进行摆动，在转臂3的限位以及伸缩杆1的带动下，压杆2上扬或下降。

本发明的具体实施方式中，如图2所示，火箭尾端8设置有承力轴9，压杆2与承力轴9连接，用于通过压杆2对承力轴9施加作用力，进而对火箭尾端8施加牵制力。承力轴9能够相对于火箭尾端8进行转动，用于实现压杆2与承力轴9滚动接触，降低压杆2与承力轴9相互移动时的摩擦力，使得压杆2与承力轴9的相对运动更加的灵活。

本发明的具体实施方式中，如图3所示，压杆2与承力轴9接触的一端为曲线端，曲线端的内凹侧在压杆2的下部一侧，即内凹侧为压杆2朝向第一支座4的一侧。压杆2对承力轴9施加牵制力时，承力轴9设置在压杆2的下部，即承力轴9与压杆2曲线端接触，用于在该牵制缓释装置释放火箭的过程中，压杆2保持对承力轴9施加牵制力。压杆2曲线端的内凹侧与承力轴9表面相切，以线接触方式进行接触传力，进而对火箭尾端施加下压力以约束火箭的运动。另外，线接触的方式相对于面接触来说摩擦力更小，当火箭升空的过程中，承力轴9与压杆2之间的相对移动更加的流畅，避免出现卡顿的情况，保证火箭升空时火箭尾端受到各个方位的牵制力大小更加的均匀，保证了火箭升空过程的稳定。在火箭未升空之前，压杆2曲线端的内凹侧对承力轴9施加的牵制力包括水平力和垂向力。其中，水平力用于约束火箭发射的起飞飘移运动。垂向力用于对火箭尾部进行压制。

另外，压杆2具有固定的最大上扬高度，在压杆2上扬的过程中，承力轴9与压杆2逐渐脱离接触。也就是说，在火箭升高到预设高度的过程中，压杆2对承力轴9施加的牵制力逐渐减小至零。在这个过程中牵制力呈曲线变化，使得火箭释放的过程更加的稳定。

本发明的具体实施方式中，该牵制缓释装置上还具有力传感器6。力传感器6设置在伸缩杆1上，用于检测伸缩杆1的轴向力。通过检测到伸缩杆1的轴向受力情况，进而得知压杆2对承力轴9的施力大小，因为力的作用是相互的，因此可以得出承力轴9对压杆2施加的作用力的大小。

力传感器6电路连接控制端，将伸缩杆1的轴向力数据反馈给控制端，控制端根据实时反馈的轴向力的大小，进而控制压杆2对承力轴9牵制缓释的过程。

具体的，当火箭推力与火箭重力之差大于或等于牵制缓释装置预设牵制力时，力传感器6将检测到的轴向力数据传递给控制器，控制器控制伸缩杆1逐渐缩回。压杆2在伸缩杆1的带动下进行转动，并在转臂3的限位下逐渐上扬，在压杆2上扬的过程中，压杆2对承力轴9施加的牵制力逐渐减小，直至牵制力为零。实际操作过程中，通常会在火箭尾端设置至少两个甚至多个牵制缓释装置，此时火箭推力与火箭重力之差大于或等于多个牵制缓释装置预设牵制力的总和时，力传感器6将检测到的轴向力数据传递给控制器，控制器才会控制伸缩杆1逐渐缩回。进而使得压杆2在伸缩杆1的带动下进行转动，并在转臂3的限位下逐渐上扬，在压杆2上扬的过程中，压杆2对承力轴9施加的牵制力逐渐减小，直至牵制力为零。

当压杆2对承力轴9的牵制力为零后，压杆2与承力轴9分离，释放火箭尾端。释放的过程中，多个牵制缓释装置是在控制器的控制下同步进行的，尽可能的避免在火箭升空的过程中出现火箭尾端受力不均的情况。另外，火箭在起飞之前可能会受到风力等因素的影响而晃动，火箭晃动会导致各个牵制缓释装置上的力传感器6检测到的轴向力不同，为防止误判，因此需要设定火箭推力与火箭重力之差稍大于多个牵制缓释装置预设牵制力的总和，这样能够保证火箭发射过程安全可靠。

如图4所示为火箭上升过程中，该牵制缓释装置的不同状态图。火箭升空之前，牵制缓释装置处于a状态，此时火箭的升力与火箭重力之差小于多个牵制缓释装置对承力轴9的预设牵制力的总和。当火箭的升力与火箭重力之差大于或等于多个牵制缓释装置对承力轴9的预设牵制力的总和时，控制端控制伸缩杆1逐渐缩回，压杆2在转臂3的限位、在承力轴9的推力作用以及在伸缩杆1的推力作用下逐渐进行上扬的运动。上扬过程中，火箭推力逐渐增加，火箭的高度也逐渐升高。当牵制缓释装置运动达到图4中b处时，此时承力轴9移动到了压杆2的尾端，从a到b的过程中，压杆2对承力轴9施加的牵制力逐渐减小至零。然后压杆2在伸缩杆1缩回的过程中继续上扬，到达状态c，从b到c的过程中，承力轴9与压杆2脱离接触，火箭在这个过程中达到满推力状态，火箭上升，完成火箭升空。

本发明还提供了运载火箭的发射台，该发射台上设置有至少两个上述的牵制缓释装置，用于牵制固定火箭尾部。

本发明的一种实施方式中，如图5所示，当火箭尾端具有一个主体时，4个牵制缓释装置均匀分布在火箭尾端的周围，以火箭主体为中心，两两牵制缓释装置之间的角度为90度，保证了火箭尾端各个方向受到的缓释力均匀，大大降低了火箭倾斜的概率。

本发明的一种实施方式中，如图6所示，当火箭尾端具有三个主体，且三个主体并排固定连接时，多个牵制缓释装置分别分布设置在每个主体的轴线处。即中间的主体竖直轴线上固定连接两个牵制缓释装置，两侧的火箭主体上，分别在竖直轴线上设置两个牵制缓释装置，横向轴线上设置一个牵制缓释装置。这种分布设置的情况，保证了火箭尾端各个方向受到的缓释力均匀，大大降低了火箭倾斜的概率。

本发明的一种实施方式中，如图7所示，当火箭尾端具有五个主体，且一个主体在中间设置，另外四个主体分别位于中间主体的横向和竖向轴线方向上，即位于中间主体的四周，两两之间呈90的分布，且均与中间主体固定连接。该实施例中设置了4个牵制缓释装置，4个牵制缓释装置分别设置在周围四个主体的外侧，保证了多个牵制缓释装置对周围主体施加均匀的牵制力。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明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，均应属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，该牵制缓释装置包括：伸缩杆(1)、压杆(2)、转臂(3)以及力传感器(6)，其中，

所述转臂(3)的一端通过第一支座(4)活动连接在发射台(7)上；

所述转臂(3)的另外一端具有U型槽，所述压杆(2)活动连接在所述U型槽内；

所述压杆(2)的一端与设置在所述发射台(7)上的所述伸缩杆(1)的一端活动连接，所述压杆(2)的另外一端连接火箭尾端(8)，用于在所述伸缩杆(1)的施力作用下对所述火箭尾端(8)施加牵制力；

所述力传感器(6)设置在所述伸缩杆(1)上，用于检测所述伸缩杆(1)的轴向力。

2.根据权利要求1所述的运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，所述火箭尾端(8)设置有承力轴(9)，所述压杆(2)与所述承力轴(9)连接，用于对火箭尾端(8)施加牵制力；

所述承力轴(9)能够相对于所述火箭尾端(8)进行转动，用于实现所述压杆(2)与所述承力轴(9)滚动接触。

3.根据权利要求2所述的运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，所述压杆(2)与所述承力轴(9)接触的一端为曲线端，所述曲线端的内凹侧在所述压杆(2)的下部一侧；

所述压杆(2)对所述承力轴(9)施加牵制力时，所述承力轴(9)设置在所述压杆(2)的下部，用于在该牵制缓释装置释放火箭的过程中，所述压杆(2)保持对所述承力轴(9)施加牵制力；

所述压杆(2)与所述承力轴(9)接触方式为线接触，用于降低接触面积，减小摩擦力。

4.根据权利要求3所述的运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，火箭升高到预设高度的过程中，所述压杆(2)对所述承力轴(9)施加的牵制力逐渐减小至零。

5.根据权利要求1所述的运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，所述伸缩杆(1)的另外一端通过第二支座(5)活动连接在所述发射台(7)上，用于为所述伸缩杆(1)提供支撑。

6.根据权利要求1所述的运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，所述力传感器(6)电路连接控制端，将所述伸缩杆(1)的轴向力数据反馈给所述控制端，用于控制牵制缓释装置的牵制缓释过程。

7.根据权利要求6所述的运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，火箭推力与火箭重力之差大于或等于牵制缓释装置预设牵制力时，所述控制器控制所述伸缩杆(1)带动所述压杆(2)转动，逐渐撤销所述压杆(2)对所述火箭尾端(8)施加的牵制力。

8.根据权利要求1所述的运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，该牵制缓释装置上至少设置一个所述伸缩杆(1)，用于对所述火箭尾端(8)进行牵制。

所述伸缩杆(1)为液压杆或电动杆。

9.根据权利要求3所述的运载火箭的牵制缓释装置，其特征在于，所述转臂(3)与所述第一支座(4)通过插销或螺栓连接；

所述压杆(2)与所述转臂(3)通过插销或螺栓连接；

所述伸缩杆(1)与所述第二支座(5)通过插销或螺栓连接。

10.一种运载火箭的发射台，其特征在于，该发射台上设置有至少两个如权利要求1-9所述的牵制缓释装置，用于牵制固定火箭尾部。

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