CN114658705B - 火箭支撑平台及火箭的位姿调节方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种火箭支撑平台及火箭的位姿调节方法，其中，火箭支撑平台用于支撑火箭。火箭支撑平台包括：供油管路和回油管路；第一支撑缸组，支撑于芯体部的底部，第一支撑缸组包括多个第一升降缸，多个第一升降缸的第一进油口均与供油管路连通，多个第一升降缸的第一出油口均与回油管路连通；第二支撑缸组，支撑于助推部的底部，第二支撑缸组包括多个第二升降缸，多个第二升降缸的第二进油口均与供油管路连通，多个第二升降缸的第二出油口均与回油管路连通。本申请的技术方案有效地解决了相关技术中的完成装配助推级发动机后，芯级发动机的垂直度发生偏斜的问题。

Description

火箭支撑平台及火箭的位姿调节方法

技术领域

本发明涉及航天地面保障装备技术领域，具体而言，涉及一种火箭支撑平台及火箭的位姿调节方法。

背景技术

火箭装配和转场运输中的垂直装配和垂直转运逐渐成为一种趋势，相对于水平装配和水平转场运输，这样省去了起竖时间和设备，很大程度上节约了成本，同时由于火箭在垂直状态地面测试时接近发射的状态，这种地面测试状态下，得到的各种参数也更具有价值。在垂直装配时，火箭支撑平台上需要多个支撑点对火箭发动机进行支撑，随着不同级发动机的安装，各级发动机的重心会带来垂直度或者水平度变化。

在完成装配助推级发动机后，芯级发动机的垂直度或者水平度发生偏斜。继续装配其他芯级发动机，由于芯级发动机重心的偏移、偏载，造成已完成装配的火箭助推级发动机和芯级发动机之间的捆绑点会存在不均衡载荷，同时在完成装配后，火箭进行转场运输时，由于运动惯性、车辆、道路等原因，火箭助推级与芯级捆绑点也会产生不均衡载荷，这种不均衡载荷对火箭捆绑点的结构性能和强度会造成影响。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种火箭支撑平台及火箭的位姿调节方法，以解决相关技术中的完成装配助推级发动机后，芯级发动机的垂直度发生偏斜的问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种火箭支撑平台，用于支撑火箭，火箭包括芯体部及捆绑在芯体部外侧的助推部，火箭支撑平台包括：供油管路和回油管路；第一支撑缸组，支撑于芯体部的底部，第一支撑缸组包括多个第一升降缸，多个第一升降缸的第一进油口均与供油管路连通，多个第一升降缸的第一出油口均与回油管路连通；第二支撑缸组，支撑于助推部的底部，第二支撑缸组包括多个第二升降缸，多个第二升降缸的第二进油口均与供油管路连通，多个第二升降缸的第二出油口均与回油管路连通；第一控制装置，每个第一升降缸的第一进油口通过第一控制装置与供油管路连接，每个第一升降缸的第一出油口通过第一控制装置与回油管路连接；第二控制装置，每个第二升降缸的第二进油口通过第二控制装置与供油管路连接，每个第二升降缸的第二出油口通过第二控制装置与回油管路连接。

进一步地，芯体部、助推部和第二支撑缸组均为多个，多个助推部间隔地捆绑在最下方的一个芯体部的四周，多个第二支撑缸组一一对应地支撑于多个助推部的底部。

进一步地，第二支撑缸组还包括连通于每个第二升降缸的第二进油口的公共油路，公共油路的位于相邻的两个第二升降缸之间的部分设置有一个第一通断阀。

进一步地，第二控制装置包括多个第一换向阀，每个第二升降缸的第二进油口通过第一换向阀与供油管路连接，每个第二升降缸的第二出油口通过第一换向阀与回油管路连接。

进一步地台，每个第二升降缸的第二进油口通过进油管路与第一换向阀连通，每个第二升降缸的第二出油口通过出油管路与第一换向阀连通，进油管路与出油管路之间设置有一个溢流阀。

进一步地第一控制装置包括多个第二换向阀，每个第一升降缸的第一进油口通过第二换向阀与供油管路连接，每个第一升降缸的第一出油口通过第二换向阀与回油管路连接。

进一步地，火箭支撑平台还包括与第一换向阀和第二换向阀均连接的PLC控制器。

进一步地，供油管路上设置有第二通断阀，和/或，回油管路上设置有第三通断阀。

根据本发明的另一方面，提供了一种火箭的位姿调节方法，位姿调节方法通过上述的火箭支撑平台对火箭的位姿进行调节，位姿调节方法包括以下步骤：控制多个第一升降缸均处于伸出状态以支撑火箭的芯体部的底部；根据芯体部的第一垂直度误差范围，调节一个和/或多个第一升降缸的伸出高度，并判断芯体部的垂直度是否在第一垂直度误差范围内，当芯体部的水平度是否在第一垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个第一升降缸的伸出高度；控制多个第二升降缸均处于伸出状态以支撑火箭的助推部的底部；根据助推部的第二垂直度误差范围，调节一个和/或多个第二升降缸的伸出高度，并判断助推部的垂直度是否在第二垂直度误差范围内，当助推部的垂直度是否在第二垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个第二升降缸的伸出高度。

进一步地，在根据助推部的第二垂直度误差范围，调节一个和/或多个第二升降缸的伸出高度，并判断助推部的垂直度是否在第二垂直度误差范围内，当助推部的垂直度是否在第二垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个第二升降缸的伸出高度的步骤之后，位姿调节方法还包括以下步骤：控制多个第一升降缸均处于缩回状态且控制多个第二升降缸均处于伸出状态以支撑火箭的助推部的底部；根据芯体部和助推部的载荷大小，调节一个和/或多个第二升降缸的伸出高度，并判断芯体部和助推部的载荷大小是否满足均载要求，当芯体部和助推部的载荷大小满足均载要求时，停止调节一个和/或多个第二升降缸的伸出高度。

应用本发明的技术方案，火箭支撑平台用于支撑火箭。火箭包括芯体部及捆绑在芯体部外侧的助推部。火箭支撑平台包括：供油管路、回油管路、第一支撑缸组、第二支撑缸组、第一控制装置以及第二控制装置。第一支撑缸组支撑于芯体部的底部。第一支撑缸组包括多个第一升降缸。多个第一升降缸的第一进油口均与供油管路连通，多个第一升降缸的第一出油口均与回油管路连通。第二支撑缸组支撑于助推部的底部。第二支撑缸组包括多个第二升降缸。多个第二升降缸的第二进油口均与供油管路连通，多个第二升降缸的第二出油口均与回油管路连通。第一控制装置每个第一升降缸的第一进油口通过第一控制装置与供油管路连接，每个第一升降缸的第一出油口通过第一控制装置与回油管路连接。第二控制装置，每个第二升降缸的第二进油口通过第二控制装置与供油管路连接，每个第二升降缸的第二出油口通过第二控制装置与回油管路连接。火箭在垂直装配时，芯体部的发动机和助推部的发动机安放在火箭支撑平台上，第一控制装置控制一个或者多个第一升降缸的伸出高度，第二控制装置控制一个或者多个第二升降缸的伸出高度，以调节芯体部的发动机的垂直度和助推部的发动机的垂直度至误差允许范围内，保证了装配精度和质量。因此，本申请的技术方案能够解决相关技术中的完成装配助推级发动机后，芯级发动机的垂直度发生偏斜的问题。并且，火箭需要进行转场时，如果遇到由于运动惯性、车辆、道路等原因而产生的芯体部和助推部存在不均衡载荷，同样，第一控制装置控制一个或者多个第一升降缸的伸出高度，第二控制装置控制一个或者多个第二升降缸的伸出高度，以调节芯体部和助推部满足均载要求，将不均衡载荷消减，保证助推部与芯体部的捆绑点的结构安全和可靠性，为后续火箭发射成功提供保障。

附图说明

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

图1示出了根据本发明的火箭支撑平台的实施例的火箭支撑平台支撑火箭的结构简图；

图2示出了图1的火箭支撑平台的油路图；

图3示出了图1的火箭支撑平台的第一支撑缸组的油路图；

图4示出了图1的火箭支撑平台的第二支撑缸组的油路图；

图5示出了根据本发明的火箭的位姿调节方法的实施例的流程图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

10、芯体部；20、助推部；31、供油管路；32、回油管路；33、第二通断阀；34、第三通断阀；40、第一支撑缸组；41、第一升降缸；42、第二换向阀；50、第二支撑缸组；51、第二升降缸；52、公共油路；53、第一通断阀；54、进油管路；55、出油管路；56、溢流阀；57、第一换向阀；61、第一芯体部通断阀；62、第二芯体部通断阀；63、第一助推部通断阀；64、第二助推部通断阀。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1至图4所示，本实施例的火箭支撑平台用于支撑火箭。火箭包括芯体部10及捆绑在芯体部10外侧的助推部20。火箭支撑平台包括：供油管路31、回油管路32、第一支撑缸组40、第二支撑缸组50、第一控制装置和第二控制装置。第一支撑缸组40支撑于芯体部10的底部。第一支撑缸组40包括多个第一升降缸41，多个第一升降缸41的第一进油口均与供油管路31连通。多个第一升降缸41的第一出油口均与回油管路32连通。第二支撑缸组50支撑于助推部20的底部。第二支撑缸组50包括多个第二升降缸51。多个第二升降缸51的第二进油口均与供油管路31连通，多个第二升降缸51的第二出油口均与回油管路32连通。第一控制装置包括第一芯体部通断阀61和第二芯体部通断阀62。每个第一升降缸41的第一进油口通过第一芯体部通断阀61与供油管路31连接，每个第一升降缸41的第一出油口通过第二芯体部通断阀62与回油管路32连接。第二控制装置包括第一助推部通断阀63和第二助推部通断阀64，每个第二升降缸51的第二进油口通过第一助推部通断阀63与供油管路31连接，每个第二升降缸51的第二出油口通过第二助推部通断阀64与回油管路32连接。

应用本实施例的技术方案，火箭在垂直装配时，芯体部10的发动机和助推部20的发动机安放在火箭支撑平台上，第一控制装置控制一个或者四个第一升降缸41的伸出高度，第二控制装置控制一个或者二个或者三个第二升降缸51的伸出高度，以调节芯体部10的发动机的垂直度和助推部20的发动机的垂直度至误差允许范围内，保证了装配精度和质量。因此，本实施例的技术方案能够解决相关技术中的完成装配助推级发动机后，芯级发动机的垂直度发生偏斜的问题。并且，火箭需要进行转场时，如果遇到由于运动惯性、车辆、道路等原因而产生的芯体部10和助推部20存在不均衡载荷，同样，第一控制装置控制一个或者四个第一升降缸41的伸出高度，第二控制装置控制一个或者二个或者三个第二升降缸51的伸出高度，以调节芯体部10和助推部20满足均载要求，将不均衡载荷消减，保证助推部与芯体部的捆绑点的结构安全和可靠性，为后续火箭发射成功提供保障。其中，第一芯体部通断阀61打开时第一升降缸41的第一进油口与供油管路31导通，第一芯体部通断阀61关闭时第一升降缸41的第一进油口与供油管路31不导通；第二芯体部通断阀62打开时第一升降缸41的第一出油口与回油管路32导通，第二芯体部通断阀62关闭时第一升降缸41的第一出油口与回油管路32不导通；第一助推部通断阀63打开时第二升降缸51的第二进油口与供油管路31导通，第一助推部通断阀63关闭时第二升降缸51的第二进油口与供油管路31不导通；第二助推部通断阀64打开时第二升降缸51的第二出油口与回油管路32导通，第二助推部通断阀64关闭时第二升降缸51的第二出油口与回油管路32不导通。

需要说明的是，本实施例的火箭支撑平台除了能够调节芯体部10的发动机的垂直度和助推部20的发动机的垂直度外，还能够调节芯体部10的发动机的水平度和助推部20的发动机的水平度。

当然，在图中未示出的实施例中，第一升降缸的数量可以不限于四个，还可以是三个、五个及以上。第二升降缸的数量可以不限于三个，还可以是两个、四个、五个及以上。

如图1和图2所示，芯体部10为三个，助推部20和第二支撑缸组50均为四个。四个助推部20间隔地捆绑在最下方的一个芯体部10的四周，四个第二支撑缸组50一一对应地支撑于四个助推部20的底部。这样，在芯体部10的外侧捆绑四个助推部20的过程中，每捆绑一个便会使芯体部10的垂直度发生改变，此时，第一控制装置控制一个或者二个或者三个或者四个第一升降缸41的伸出高度，第二控制装置控制每个第二支撑缸组50的一个或者二个或者三个第二升降缸51的伸出高度，以调节芯体部10的发动机的垂直度和四个助推部20的发动机的垂直度至误差允许范围内，保证了装配精度和质量。

当然，在图中未示出的实施例中，芯体部的数量可以不限于三个，还可以是一个、两个、四个及以上。助推部和第二支撑缸组的数量可以均不限于四个，还可以是一个、两个、三个、五个及以上。

如图1至图4所示，第二支撑缸组50还包括连通于每个第二升降缸51的第二进油口的公共油路52。公共油路52的位于相邻的两个第二升降缸51之间的部分设置有一个第一通断阀53。第一通断阀53关闭时，公共油路52不导通，各个第二升降缸51的伸出工作时油路互不影响。此时，第二控制装置控制一个或者二个或者三个第二升降缸51的伸出高度，以调节芯体部10的发动机的垂直度和四个助推部20的发动机的垂直度。第一通断阀53打开时，公共油路52导通，各个第二升降缸51的伸出工作时油路相互连通。此时，第二控制装置控制一个或者二个或者三个第二升降缸51的伸出高度，以均衡芯体部10和四个助推部20载荷的大小。这样，在安装在最下方的一个芯体部10上方的一个芯体部10的发动机时，因上方的一个芯体部10的发动机的重心偏移，防止造成助推部20与最下方的一个芯体部10的发动机的捆绑点的不均衡载荷。上述的第一通断阀53优选为电磁通断阀。在本实施例中，第一通断阀53为两个。

如图2至图4所示，第二控制装置还包括三个第一换向阀57，每个第二升降缸51的第二进油口通过第一换向阀57与第一芯体部通断阀61连接，每个第二升降缸51的第二出油口通过第一换向阀57与第二芯体部通断阀62连接。第一换向阀57优选为Y型三位二通电磁比例阀。这样，在第一换向阀57控制下使得第二升降缸51能够伸出或者缩回或者停止，便于调节芯体部10和助推部20的垂直度，并能够均衡芯体部10和四个助推部20载荷的大小。

当然，在图中未示出的实施例中，第一换向阀可以优选为O型三位二通电磁比例阀。

如图2和图4所示，每个第二升降缸51的第二进油口通过进油管路54与第一换向阀57连通。每个第二升降缸51的第二出油口通过出油管路55与第一换向阀57连通。为了能够稳定进油管路54内工作油的压力，进油管路54与出油管路55之间设置有一个溢流阀56。

如图1、图2和图4所示，第一控制装置还包括多个第二换向阀42，每个第一升降缸41的第一进油口通过第二换向阀42与第一助推部通断阀63连接，每个第一升降缸41的第一出油口通过第二换向阀42与第二助推部通断阀64连接。第一换向阀57优选为O型三位二通电磁比例阀。这样，当仅安装有一个芯体部10发动机时，在第二换向阀42控制下使得第一升降缸41能够伸出或者缩回或者停止，能够调节该芯体部10的垂直度。当由下至上依次安装第二个、第三个、第四个至第N个，其中N为大于或者等于5的自然数。在最下方的一个芯体部10上的上方每增加一个芯体部10后，在第二换向阀42控制下使得第一升降缸41能够伸出或者缩回或者停止，便于调节已装配好的所有的芯体部10的整体垂直度。

如图1、图2和图4所示，为了便于控制，火箭支撑平台还包括与所述第一芯体部通断阀61、所述第二芯体部通断阀62、所述第一助推部通断阀63、所述第二助推部通断阀64、所述第一换向阀57以及第二换向阀42均连接的PLC控制器图中未示出。PLC控制器为地面控制系统。

如图1、图2和图4所示，为了便于导通或者关断供油管路31，供油管路31上设置有第二通断阀33。为了便于导通或者关断回油管路32，回油管路32上设置有第三通断阀34。第二通断阀33和第三通断阀34均优选为电磁通断阀。

在本实施例中，火箭支撑平台还包括测量火箭的垂直度或者水平度及重心的测量装置，测量装置与PLC控制器连接。

具体地，第一控制装置控制四个第一升降缸41的伸出高度，第二控制装置控制十二个第二升降缸51的伸出高度以调节芯体部10的发动机的垂直度和助推部20的发动机的垂直度至误差允许范围内的过程如下：

1.当一个芯体部10的发动机安装到火箭支撑平台后，测量装置测量芯体部10的垂直度，PLC控制器根据测量装置测量的数据，解算出四个第一升降缸41的伸出高度或者缩回高度的指令，然后发送给各个第二换向阀42，第二换向阀42根据指令控制对应的第一升降缸41进行位移，以保证一个芯体部10的发动机的垂直度，第一升降缸41内置的第一反馈电位器将位移信号传递回PLC控制器，PLC控制器根据反馈结果判断垂直度是否在0-0.5mm的范围内，PLC控制器根据反馈结果判断垂直度是在0-0.5mm的范围内时，控制每个第二换向阀42处于中位；

2.当助推部20的发动机安装到火箭支撑平台后，第二升降缸51的缓慢下降，直至助推部20与一个芯体部10的捆绑点的安装位置符合安装要求，在下降过程中，实时调整助推部20助推部20的发动机的垂直度，保证芯体部10的发动机的垂直度和助推部20的发动机的垂直度，为装配提供保障，第二升降缸51内置的第二反馈电位器将位移信号传递回PLC控制器，PLC控制器根据反馈结果判断垂直度是否在0-0.5mm的范围内，PLC控制器根据反馈结果判断垂直度是在0-0.5mm的范围内时，控制每个第二升降缸51处于伸出的极限位置；有多个助推部需要安装时，安装步骤按照上述过程进行。

3.当完成助推部20的发动机安装后，在第一个芯体部10的上方再进行安装第二个芯体部10的发动机、第三个芯体部10的发动机及第四个芯体部10的发动机时，再调整四个第一升降缸41及十二个第二升降缸51的伸出高度或者缩回高度，保证火箭整体的垂直度。

具体地，第一控制装置控制四个第一升降缸41的伸出高度，第二控制装置控制十二个第二升降缸51的伸出高度以均衡芯体部10的发动机和助推部的载荷大小的过程如下：

1.先打开两个第一通断阀53以使公共油路52导通；

2.完成四个助推部20的发动机安装后，将第一个芯体部10的发动机下方的四个第一升降缸41全部缩回，仅依靠十二个第二升降缸51支撑。之后PLC控制器启动十二个第二升降缸51的均载功能，在安装上方的三个芯体部10的发动机时，因三个芯体部10的重心偏移，防止造成助推部20与第一个与芯体部10的发动机的捆绑点的不均衡载荷；

3.完成火箭垂直装配后，火箭由总装厂房转移至技术厂房测试，在转运过程中，十二个第二升降缸51的均载功能开启，防止四个助推部的发动机和第一个与芯体部10的发动机的捆绑点再次产生不均匀载荷；

4.当因运动惯性、车辆、道路等原因，而产生火箭姿态的变化即火箭垂直度发生偏移，利用四个助推部的四点调平原理，如当第一个助推部20的发动机高，第三个助推部20的发动机低，则接通对应第一个助推部20的下方的与第一换向阀57连通的电磁通断阀，利用PLC控制器控制第一换向阀57，使得第一个助推部20下方的第二升降缸51的伸出高度降低此时第一个助推部20下方的三个第二升降缸51之间的公共油路52导通同降，或者第三个助推部20下方的第二升降缸51的伸出高度升高，此时第三个助推部20下方的三个第二升降缸51之间的公共油路52导通同升，使得火箭的垂直度再次回到0-0.5mm的范围内。

本申请提供了一种火箭的位姿调节方法。如图5所示，本实施例的位姿调节方法通过上述的火箭支撑平台对火箭的位姿进行调节。位姿调节方法包括以下步骤：步骤S10，控制多个第一升降缸41均处于伸出状态以支撑火箭的芯体部10的底部；步骤S20，根据芯体部10的第一垂直度误差范围，调节一个和/或多个第一升降缸41的伸出高度，并判断芯体部10的垂直度是否在第一垂直度误差范围内，当芯体部10的水平度是否在第一垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个第一升降缸41的伸出高度。控制多个第二升降缸51均处于伸出状态以支撑火箭的助推部20的底部；步骤S30，根据助推部20的第二垂直度误差范围，调节一个和/或多个第二升降缸51的伸出高度，并判断助推部20的垂直度是否在第二垂直度误差范围内，当助推部20的垂直度是否在第二垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个第二升降缸51的伸出高度。这样通过第二控制装置控制一个或者多个第二升降缸51的伸出高度，以调节芯体部10的发动机的垂直度和多个助推部20的发动机的垂直度。需要说明的是，上述的第一垂直度误差范围和第二垂直度误差范围均在0-0.5mm的范围内，且均由测量装置测量的数据确定。第一升降缸41的伸出高度由第一升降缸41内置的第一反馈电位器检测并将位移信号传递回PLC控制器得到，第二升降缸51的伸出高度由第二升降缸51内置的第二反馈电位器检测并将位移信号传递回PLC控制器得到。

需要说明的是，在本实施例中，上述的调节一个和/或多个第一升降缸41是指，根据芯体部10的第一垂直度误差范围，仅调节一个第一升降缸41，或者调节四个第一升降缸41中的两个、三个或者四个。上述的调节一个和/或多个第二升降缸51是指，根据助推部20的第二垂直度误差范围，仅调节一个第二升降缸51，或者调节十二个第二升降缸51中的两个、三个、四个、五个、六个、七个、八个、九个、十个、十一个或者十二个。

如图5所示，在根据助推部20的第二垂直度误差范围，调节一个和/或多个第二升降缸51的伸出高度，并判断助推部20的垂直度是否在第二垂直度误差范围内，当助推部20的垂直度是否在第二垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个第二升降缸51的伸出高度的步骤之后。位姿调节方法还包括以下步骤：步骤S40，控制多个第一升降缸41均处于缩回状态且控制多个第二升降缸51均处于伸出状态以支撑火箭的助推部20的底部；步骤S50，根据芯体部10和助推部20的载荷大小，调节一个和/或多个第二升降缸51的伸出高度，并判断芯体部10和助推部20的载荷大小是否满足均载要求，当芯体部10和助推部20的载荷大小满足均载要求时，停止调节一个和/或多个第二升降缸51的伸出高度。火箭需要进行转场时，如果遇到由于运动惯性、车辆、道路等原因而产生的芯体部10和助推部20存在不均衡载荷，同样，第二控制装置控制一个或者多个第二升降缸51的伸出高度，以调节芯体部10和助推部20满足均载要求，将不均衡载荷消减，保证助推部与芯体部的捆绑点的结构安全和可靠性，为后续火箭发射成功提供保障。上述的均载要求可以根据一个、两个或者多个芯体部10的发动机的重心位置来确定。

需要说明的是，在本实施例中，上述的控制多个第一升降缸41是指，根据芯体部10和助推部20的载荷大小，控制全部的第一升降缸41。上述的调节一个和/或多个第二升降缸51是指，根据芯体部10和助推部20的载荷大小，仅调节一个第二升降缸51，或者调节十二个第二升降缸51中的两个、三个、四个、五个、六个、七个、八个、九个、十个、十一个或者十二个。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种火箭支撑平台，用于支撑火箭，其特征在于，所述火箭包括芯体部(10)及捆绑在所述芯体部(10)外侧的助推部(20)，所述火箭支撑平台包括：

供油管路(31)和回油管路(32)；

第一支撑缸组(40)，支撑于所述芯体部(10)的底部，所述第一支撑缸组(40)包括多个第一升降缸(41)，多个所述第一升降缸(41)的第一进油口均与所述供油管路(31)连通，多个所述第一升降缸(41)的第一出油口均与所述回油管路(32)连通；

第二支撑缸组(50)，支撑于所述助推部(20)的底部，所述第二支撑缸组(50)包括多个第二升降缸(51)，多个所述第二升降缸(51)的第二进油口均与所述供油管路(31)连通，多个所述第二升降缸(51)的第二出油口均与所述回油管路(32)连通；

第一控制装置，每个所述第一升降缸(41)的第一进油口通过所述第一控制装置与所述供油管路(31)连接，每个所述第一升降缸(41)的第一出油口通过所述第一控制装置与所述回油管路(32)连接；

第二控制装置，每个所述第二升降缸(51)的第二进油口通过所述第二控制装置与所述供油管路(31)连接，每个所述第二升降缸(51)的第二出油口通过所述第二控制装置与所述回油管路(32)连接。

2.根据权利要求1所述的火箭支撑平台，其特征在于，所述芯体部(10)、所述助推部(20)和所述第二支撑缸组(50)均为多个，多个所述助推部(20)间隔地捆绑在最下方的一个所述芯体部(10)的四周，多个所述第二支撑缸组(50)一一对应地支撑于多个所述助推部(20)的底部。

3.根据权利要求1所述的火箭支撑平台，其特征在于，所述第二支撑缸组(50)还包括连通于每个所述第二升降缸(51)的第二进油口的公共油路(52)，所述公共油路(52)的位于相邻的两个所述第二升降缸(51)之间的部分设置有一个第一通断阀(53)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的火箭支撑平台，其特征在于，所述第二控制装置包括多个第一换向阀(57)，每个所述第二升降缸(51)的第二进油口通过所述第一换向阀(57)与所述供油管路(31)连接，每个所述第二升降缸(51)的第二出油口通过所述第一换向阀(57)与所述回油管路(32)连接。

5.根据权利要求4所述的火箭支撑平台，其特征在于，每个所述第二升降缸(51)的第二进油口通过进油管路(54)与所述第一换向阀(57)连通，每个所述第二升降缸(51)的第二出油口通过出油管路(55)与所述第一换向阀(57)连通，所述进油管路(54)与所述出油管路(55)之间设置有一个溢流阀(56)。

6.根据权利要求4所述的火箭支撑平台，其特征在于，所述第一控制装置包括多个第二换向阀(42)，每个所述第一升降缸(41)的第一进油口通过所述第二换向阀(42)与所述供油管路(31)连接，每个所述第一升降缸(41)的第一出油口通过所述第二换向阀(42)与所述回油管路(32)连接。

7.根据权利要求6所述的火箭支撑平台，其特征在于，所述火箭支撑平台还包括与所述第一换向阀(57)和所述第二换向阀(42)均连接的PLC控制器。

8.根据权利要求1所述的火箭支撑平台，其特征在于，所述供油管路(31)上设置有第二通断阀(33)，和/或，所述回油管路(32)上设置有第三通断阀(34)。

9.一种火箭的位姿调节方法，其特征在于，所述位姿调节方法通过权利要求1至8中任一项所述的火箭支撑平台对火箭的位姿进行调节，所述位姿调节方法包括以下步骤：

控制多个第一升降缸(41)均处于伸出状态以支撑所述火箭的芯体部(10)的底部；

根据所述芯体部(10)的第一垂直度误差范围，调节一个和/或多个所述第一升降缸(41)的伸出高度，并判断芯体部(10)的垂直度是否在所述第一垂直度误差范围内，当所述芯体部(10)的水平度是否在所述第一垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个所述第一升降缸(41)的伸出高度；

控制多个第二升降缸(51)均处于伸出状态以支撑所述火箭的助推部(20)的底部；

根据所述助推部(20)的第二垂直度误差范围，调节一个和/或多个所述第二升降缸(51)的伸出高度，并判断助推部(20)的垂直度是否在所述第二垂直度误差范围内，当所述助推部(20)的垂直度是否在所述第二垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个所述第二升降缸(51)的伸出高度。

10.根据权利要求9所述的火箭的位姿调节方法，其特征在于，在根据所述助推部(20)的第二垂直度误差范围，调节一个和/或多个所述第二升降缸(51)的伸出高度，并判断所述助推部(20)的垂直度是否在所述第二垂直度误差范围内，当所述助推部(20)的垂直度是否在所述第二垂直度误差范围内时，停止调节一个和/或多个所述第二升降缸(51)的伸出高度的步骤之后，所述位姿调节方法还包括以下步骤：

控制多个所述第一升降缸(41)均处于缩回状态且控制多个所述第二升降缸(51)均处于伸出状态以支撑所述火箭的助推部(20)的底部；

根据所述芯体部(10)和所述助推部(20)的载荷大小，调节一个和/或多个所述第二升降缸(51)的伸出高度，并判断所述芯体部(10)和所述助推部(20)的载荷大小是否满足均载要求，当所述芯体部(10)和所述助推部(20)的载荷大小满足均载要求时，停止调节一个和/或多个所述第二升降缸(51)的伸出高度。