CN114719676B - 牵制释放机构及具有其的火箭发射平台 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种牵制释放机构及具有其的火箭发射平台，牵制释放机构包括：支架；压紧件，设置于支架内，压紧件包括座体以及可移动地穿设于座体的推杆；牵制组件，包括丝杠以及与丝杠螺纹连接的止动件，丝杠可移动地穿设于支架，丝杠的上端伸出支架并与箭体连接，止动件位于支架内并套设于丝杠的下端，止动件的上端面与支架的顶壁的下表面相抵接，推杆位于止动件的下方，推杆具有与止动件相抵接的压紧位置以及与止动件相分离的释放位置。通过本申请提供的技术方案，能够解决相关技术中的牵制释放机构的结构复杂的问题。

Description

牵制释放机构及具有其的火箭发射平台

技术领域

本发明涉及火箭发射技术领域，具体而言，涉及一种牵制释放机构及具有其的火箭发射平台。

背景技术

火箭是一种利用发动机喷射工质产生推力进而向前推进的飞行器。火箭可以用于运载多种设备，比如，可以将科学仪器送上高层大气层，也可以把航天器或者人造卫星等送入太空。

为了提升火箭的运载能力，需要提升火箭的推力，而提升推力的主要手段即为采用多发动机并联的方式。然而，多个发动机并联会出现发动机推力不均衡的情况，影响火箭姿态，严重时会造成不良后果。在相关技术中，需要采用牵制释放机构以保障火箭发射的安全可靠。

然而，相关技术中的牵制释放机构多采用单纯的液压传动形式，需要进行复杂的动力学和工程力学计算，导致牵制释放机构的结构复杂化，并且，复杂结构的可靠性会有明显的降低。

发明内容

本发明提供一种牵制释放机构及具有其的火箭发射平台，以解决相关技术中的牵制释放机构的结构复杂的问题。

根据本发明的一个方面，提供了一种牵制释放机构，牵制释放机构包括：支架；压紧件，设置于支架内，压紧件包括座体以及可移动地穿设于座体的推杆；牵制组件，包括丝杠以及与丝杠螺纹连接的止动件，丝杠可移动地穿设于支架，丝杠的上端伸出支架并与箭体连接，止动件位于支架内并套设于丝杠的下端，止动件的上端面与支架的顶壁的下表面相抵接，推杆位于止动件的下方，推杆具有与止动件相抵接的压紧位置以及与止动件相分离的释放位置。

进一步地，丝杠具有梯形外螺纹，止动件具有与丝杠螺纹配合的梯形内螺纹，梯形外螺纹的螺纹升角和梯形内螺纹的螺纹升角均在5.5°至5.8°之间。

进一步地，压紧件包括液压缸，液压缸的缸体为座体，液压缸的液压杆为推杆。

进一步地，液压缸包括复位弹簧，复位弹簧套设于推杆的外周并位于座体内，复位弹簧的两端分别与座体的顶壁以及推杆的下端相抵接。

进一步地，止动件包括圆环段以及与圆环段的下端相连接的圆筒段，圆环段与圆筒段均具有内螺纹，圆环段的外径大于圆筒段的外径，圆环段的上端面与支架的顶壁的下表面相抵接。

进一步地，推杆包括压紧杆以及与压紧杆的上端连接的压紧筒，圆筒段插设于压紧筒，圆环段的下端面与压紧筒的上端面相抵接，圆筒段的下端面与压紧筒的底壁相抵接。

进一步地，牵制释放机构还包括爆炸螺栓，爆炸螺栓的一端与丝杠的上端连接，爆炸螺栓的一端与箭体连接。

进一步地，止动件的上端面设置有防滑结构。

进一步地，防滑结构包括防滑板或者防滑凸点。

根据本发明的另一方面，提供了一种火箭发射平台，火箭发射平台包括上述提供的牵制释放机构。

应用本发明的技术方案，牵制释放结构包括支架、压紧件以及牵制组件，应用该牵制释放结构，将火箭的箭体与丝杠的上端相连接，在火箭点火但推力不均衡未释放时，支架内的止动件的上端面与支架的顶壁的下表面相抵接，压紧件的推杆与止动件相抵接，进而使止动件压紧于支架的顶壁于推杆之间无法转动，丝杠无法轴向移动，从而使火箭处于牵制状态，在火箭的推力均匀可以释放时，压紧件的推杆回缩，从而使止动件与推杆相分离，在火箭的推力作用下，箭体带动丝杠的上端向上运动，进而止动件可以与丝杠相对转动，直至火箭带动丝杠的整体与止动件相分离并脱离支架升空。由于通过牵制组件和压紧件实现火箭在点火过程中推力不均匀时牵制火箭，火箭推力均匀时释放火箭，进而不需要使用单纯的液压传动，避免了复杂的动力学和工程力学计算，进而使牵制释放机构的结构简化，并且提高了牵制释放机构的可靠性。

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示出了本发明实施例提供的牵制释放机构的结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

10、支架；

20、压紧件；21、座体；22、推杆；221、压紧杆；222、压紧筒；23、液压缸；24、复位弹簧；

30、牵制组件；31、丝杠；32、止动件；321、圆环段；322、圆筒段；

40、箭体；

50、爆炸螺栓。

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。

如图1所示，本发明实施例提供了一种牵制释放机构，牵制释放机构包括支架10、压紧件20以及牵制组件30，压紧件20设置于支架10内，压紧件20包括座体21以及可移动地穿设于座体21的推杆22，牵制组件30包括丝杠31以及与丝杠31螺纹连接的止动件32，丝杠31可移动地穿设于支架10，丝杠31的上端伸出支架10并与箭体40连接，止动件32位于支架10内并套设于丝杠31的下端，止动件32的上端面与支架10的顶壁的下表面相抵接，推杆22位于止动件32的下方，推杆22具有与止动件32相抵接的压紧位置以及与止动件32相分离的释放位置。

应用本发明的技术方案，牵制释放结构包括支架10、压紧件20以及牵制组件30，应用该牵制释放结构，将火箭的箭体40与丝杠31的上端相连接，在火箭点火但推力不均衡未释放时，支架10内的止动件32的上端面与支架10的顶壁的下表面相抵接，压紧件20的推杆22与止动件32相抵接，进而使止动件32压紧于支架10的顶壁于推杆22之间无法转动，丝杠31无法轴向移动，从而使火箭处于牵制状态，在火箭的推力均匀可以释放时，压紧件20的推杆22回缩，从而使止动件32与推杆22相分离，在火箭的推力作用下，箭体40带动丝杠31的上端向上运动，进而止动件32可以与丝杠31相对转动，直至火箭带动丝杠31的整体与止动件32相分离并脱离支架10升空。由于通过牵制组件30和压紧件20实现火箭在点火过程中推力不均匀时牵制火箭，火箭推力均匀时释放火箭，进而不需要使用单纯的液压传动，避免了复杂的动力学和工程力学计算，进而使牵制释放机构的结构简化，并且提高了牵制释放机构的可靠性。

在本实施例中，压紧件20的座体21与支架10的底壁固定连接，从而使压紧件20固定。

需要说明的是，丝杠31的下端位于止动件32内。具体地，在本实施例中，在火箭点火但推力不均衡未释放时，丝杠31的下端与止动件32的下端面相平齐。

其中，丝杠31具有梯形外螺纹，止动件32具有与丝杠31螺纹配合的梯形内螺纹，梯形外螺纹的螺纹升角和梯形内螺纹的螺纹升角均在5.5°至5.8°之间。采用上述范围的螺纹升角，可以使箭体40带动丝杠31时，更好地实现丝杠31相对止动件32的转动，并且止动件32不会与丝杠31发生卡涩。

其中，梯形外螺纹的螺纹升角和梯形内螺纹的螺纹升角可以为5.5°、5.55°、5.6°、5.65°、5.7°、5.75°、5.8°以及5.5°至5.8°之间的其它任一值。在本实施例中，梯形外螺纹的螺纹升角和梯形内螺纹的螺纹升角均为5.65°。

在本实施例中，压紧件20包括液压缸23，液压缸23的缸体为座体21，液压缸23的液压杆为推杆22。利用液压缸23的液压作用力，可以使推杆22压紧止动件32，具有结构简单，便于安装的优点。

如图1所示，液压缸23包括复位弹簧24，复位弹簧24套设于推杆22的外周并位于座体21内，复位弹簧24的两端分别与座体21的顶壁以及推杆22的下端相抵接。采用复位弹簧24可以实现推杆22的快速复位，进而加快牵制组件30的响应速度，从而可以使火箭快速由牵制状态转为释放状态，节约火箭的燃料。

在本实施例中，液压缸23为单作用液压缸，当推杆22处于伸出状态时，液压缸23内流通有液压油，复位弹簧24处于压缩状态，当液压缸23内的液压油流出后，推杆22可以在复位弹簧24的回复力作用下实现快速复位。并且，应用复位弹簧24实现推杆22的复位，相比于采用液压油建立压力的方式，响应速度更快。

如图1所示，止动件32包括圆环段321以及与圆环段321的下端相连接的圆筒段322，圆环段321与圆筒段322均具有内螺纹，圆环段321的外径大于圆筒段322的外径，圆环段321的上端面与支架10的顶壁的下表面相抵接。采用圆环段321与圆筒段322相连接的止动件32，既能够增大止动件32与丝杠31的连接长度，从而使得连接更为牢固，同时，还能利用圆环段321的上端面，增大止动件32与支架10的接触面积，从而进一步增大止动件32与支架10的摩擦力，进而使得牵制组件30对火箭的牵制作用效果更好。

在本实施例中，止动件32采取渗氮或者碳氮共渗处理，从而可以增加止动件32的结构强度，进而延长止动件32的使用寿命。

如图1所示，推杆22包括压紧杆221以及与压紧杆221的上端连接的压紧筒222，圆筒段322插设于压紧筒222，圆环段321的下端面与压紧筒222的上端面相抵接，圆筒段322的下端面与压紧筒222的底壁相抵接。采用上述结构的推杆22，可以利用压紧筒222与止动件32的下端面相抵接，从而增大推杆22与止动件32的接触面积，进而使推杆22对止动件32的压紧效果更好，使得牵制组件30对火箭的牵制作用效果更好。

在本实施例中，圆筒段322与压紧筒222之间间隙配合，从而使得火箭需要释放时，压紧筒222不会对止动件32的转动产生影响。

其中，丝杠31的下端面与圆筒段322的下端面相平齐。

如图1所示，牵制释放机构还包括爆炸螺栓50，爆炸螺栓50的一端与丝杠31的上端连接，爆炸螺栓50的一端与箭体40连接。采用爆炸螺栓50，当牵制组件30失效，止动件32与丝杠31相对锁死时，可以利用爆炸螺栓50实现箭体40与丝杠31的上端的分离。

在本实施例中，丝杠31的上端与箭体40之间连接有多个爆炸螺栓50，多个爆炸螺栓50可以同时爆炸，进而实现箭体40与丝杠31的上端的分离。当牵制组件30正常工作，止动件32可以相对丝杠31转动时，爆炸螺栓50仅起连接作用。

需要说明的是，止动件32的上端面设置有防滑结构。采用防滑结构，可以增大止动件32与支架10的顶壁之间的摩擦力，进而使得止动件32更不易相对丝杠31转动，从而使得牵制释放机构对箭体40的牵制效果更好。

其中，防滑结构可以设置为在止动件32上连接防滑板，也可以设置为止动件32与支架10的顶壁之间的凹凸结构，还可以将止动件32的上端面设置为防滑凸点。

在本实施例中，防滑结构包括防滑板或者防滑凸点。

本发明又一实施例提供了一种火箭发射平台，火箭发射平台包括权利上述提供的牵制释放机构。应用该火箭发射平台，通过牵制组件30和压紧件20实现火箭在点火过程中推力不均匀时牵制火箭，火箭推力均匀时释放火箭，进而不需要使用单纯的液压传动，避免了复杂的动力学和工程力学计算，进而使牵制释放机构的结构简化，并且提高了牵制释放机构的可靠性。

应用本发明提供的牵制释放机构及具有其的火箭发射平台，具有以下有益效果：

(1)通过牵制组件30和液压缸23实现火箭在点火过程中推力不均匀时牵制火箭，火箭推力均匀时释放火箭，进而不需要使用单纯的液压传动，避免了复杂的动力学和工程力学计算，进而使牵制释放机构的结构简化，并且提高了牵制释放机构的可靠性。并且液压缸23为单作用液压缸，液压缸23包括复位弹簧24，采用复位弹簧24可以实现推杆22的快速复位，进而加快牵制组件30的响应速度，从而可以使火箭快速由牵制状态转为释放状态；

(2)止动件32采取渗氮或者碳氮共渗处理，从而可以增加止动件32的结构强度，进而延长止动件32的使用寿命，止动件32的上端面设置有防滑结构，采用防滑结构，可以增大止动件32与支架10的顶壁之间的摩擦力，进而使得止动件32更不易相对丝杠31转动，从而使得牵制释放机构对箭体40的牵制效果更好；

(3)止动件32具有与丝杠31螺纹配合的梯形内螺纹，梯形外螺纹的螺纹升角和梯形内螺纹的螺纹升角均在5.5°至5.8°之间，采用上述范围的螺纹升角，可以使箭体40带动丝杠31时，更好地实现丝杠31相对止动件32的转动，并且止动件32不会与丝杠31发生卡涩。

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。

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)

1.一种牵制释放机构，其特征在于，所述牵制释放机构包括：

支架（10）；

压紧件（20），设置于所述支架（10）内，所述压紧件（20）包括座体（21）以及可移动地穿设于所述座体（21）的推杆（22）；

牵制组件（30），包括丝杠（31）以及与所述丝杠（31）螺纹连接的止动件（32），所述丝杠（31）可移动地穿设于所述支架（10），所述丝杠（31）的上端伸出所述支架（10）并与箭体（40）连接，所述止动件（32）位于所述支架（10）内并套设于所述丝杠（31）的下端，所述止动件（32）的上端面与所述支架（10）的顶壁的下表面相抵接，所述推杆（22）位于所述止动件（32）的下方，所述推杆（22）具有与所述止动件（32）相抵接的压紧位置以及与所述止动件（32）相分离的释放位置。

2.根据权利要求1所述的牵制释放机构，其特征在于，所述丝杠（31）具有梯形外螺纹，所述止动件（32）具有与所述丝杠（31）螺纹配合的梯形内螺纹，所述梯形外螺纹的螺纹升角和所述梯形内螺纹的螺纹升角均在5.5°至5.8°之间。

3.根据权利要求1或2所述的牵制释放机构，其特征在于，所述压紧件（20）包括液压缸（23），所述液压缸（23）的缸体为所述座体（21），所述液压缸（23）的液压杆为所述推杆（22）。

4.根据权利要求3所述的牵制释放机构，其特征在于，所述液压缸（23）包括复位弹簧（24），所述复位弹簧（24）套设于所述推杆（22）的外周并位于所述座体（21）内，所述复位弹簧（24）的两端分别与所述座体（21）的顶壁以及所述推杆（22）的下端相抵接。

5.根据权利要求1所述的牵制释放机构，其特征在于，所述止动件（32）包括圆环段（321）以及与所述圆环段（321）的下端相连接的圆筒段（322），所述圆环段（321）与所述圆筒段（322）均具有内螺纹，所述圆环段（321）的外径大于所述圆筒段（322）的外径，所述圆环段（321）的上端面与所述支架（10）的顶壁的下表面相抵接。

6.根据权利要求5所述的牵制释放机构，其特征在于，所述推杆（22）包括压紧杆（221）以及与所述压紧杆（221）的上端连接的压紧筒（222），所述圆筒段（322）插设于所述压紧筒（222），所述圆环段（321）的下端面与所述压紧筒（222）的上端面相抵接，所述圆筒段（322）的下端面与所述压紧筒（222）的底壁相抵接。

7.根据权利要求1所述的牵制释放机构，其特征在于，所述牵制释放机构还包括爆炸螺栓（50），所述丝杠（31）的上端通过所述爆炸螺栓（50）与所述箭体（40）连接。

8.根据权利要求1所述的牵制释放机构，其特征在于，所述止动件（32）的上端面设置有防滑结构。

9.根据权利要求8所述的牵制释放机构，其特征在于，所述防滑结构包括防滑板或者防滑凸点。

10.一种火箭发射平台，其特征在于，所述火箭发射平台包括权利要求1至9中任一项所述的牵制释放机构。

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