一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构的制作方法

本发明涉及火箭牵制释放发射，具体为一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构。

背景技术：

1、牵制释放发射是指运载火箭在发动机点火后一定时间内，仍通过强制牵制装置固定在发射台上，待故障检测系统检测火箭工作正常，且发动机推力达到预定值后，牵制装置释放，火箭安全起飞。

2、基于不锈钢的液体运载火箭推力大，但发动机点火条件较高，尤其多发动机并联，按序点火时受外部环境影响极有可能出现某位置发动机点火失败。采用牵制释放发射技术，可以在火箭点火后继续监控火箭状态，检测到故障时可以终止发射，大大提高发射可靠性和安全性。

3、目前，国外火箭发射大多采用同步牵制释放系统。美国、欧洲、日本、俄罗斯和印度研制的火箭如德尔塔系列、宇宙神系列、土星v、阿里安系列、h-2系列、天顶号、质子号、联盟号，以及美国的航天飞机、x-33系列轨道飞行器都采用牵制释放发射技术。spacex的猎鹰9，星舰也都采用了牵制释放发射技术。而我国的运载火箭还没有采用牵制释放技术。

4、国外的牵制释放装置主要分为连杆机构型和爆炸螺母型，连杆型装置中也多采用爆炸螺母进行机构解锁。但当火箭发动机推力达到预定值后直接爆炸释放，突然产生的大推力会对火箭造成较大的过载，容易损坏箭上仪器，因此需要缓释释放装置在火箭离开发射台升空的极短时间内，对火箭进行缓慢释放。此外国外牵制释放系统大都比较复杂。因此，亟待研发一种用于不锈钢液体运载火箭的同步缓释释放机构。

技术实现思路

1、针对现有技术的不足，本发明提供了一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，解决了现有技术结构复杂，需要较多的控制执行元件，在火箭发射过程容易收到振动影响出现故障甚至提前释放造成重大损失的问题。

2、为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，包括机构底座和铰接在机构底座上的机构箱体，还包括：固定连接在机构箱体上的连杆安装座，所述连杆安装座与加载臂铰接，所述加载臂一端的下部设置有与不锈钢运载火箭接触的牵制面，另一端活动连接有与机构底座铰接的用于在不锈钢运载火箭释放阶段使加载臂转动，以使牵制面与不锈钢运载火箭脱离接触的随动释放机构；与机构箱体活动铰接的驱动油缸，所述驱动油缸远离机构箱体的一端与机构底座活动铰接；固定在机构箱体上的导轨，所述机构箱体上设置有可沿导轨往复滑动的用于在不锈钢运载火箭牵制阶段对加载臂锁定的锁止件。

3、进一步地，所述随动释放机构包括调节拉杆、摇杆组件和曲柄组件，所述摇杆组件和曲柄组件均与机构箱体活动铰接，所述调节拉杆的两端分别与摇杆组件和曲柄组件活动铰接，所述摇杆组件远离调节拉杆和机构箱体的一侧与加载臂活动铰接，所述曲柄组件远离调节拉杆和机构箱体的一侧与机构底座活动铰接。

4、进一步地，所述摇杆组件包括三角臂和缓冲臂，所述三角臂的第一角臂与机构箱体活动铰接，所述三角臂的第二角臂与缓冲臂活动铰接，所述三角臂的第三角臂与调节拉杆活动连接，所述缓冲臂远离三角臂的一端与加载臂活动铰接。

5、进一步地，所述缓冲臂包括导向杆、碟簧、锁母和导向套，若干个所述碟簧活动套接在导向杆上，两个所述锁母螺纹套接在导向杆上，所述导向套活动套接在导向杆上；所述导向杆的一端与加载臂活动铰接，所述导向套的一端与三角臂活动铰接，所述调节拉杆远离导向套的一端与三角臂活动铰接。

6、进一步地，所述导向杆包括铰接部，安装部和螺纹部，所述铰接部、安装部和螺纹部一体成形，所述安装部的直径小于铰接部直径，所述螺纹部直径小于安装部直径；所述碟簧活动套接在安装部的表面，所述铰接部与加载臂活动铰接。

7、进一步地，所述导向套包括套接部和连接部，所述套接部与连接部一体成形，所述套接部活动套接在安装部的表面，所述套接部的内腔与安装部和螺纹部的形状相适配，所述锁母与套接部活动连接，所述连接部与三角臂的第二角臂铰接。

8、进一步地，所述碟簧的外径与铰接部的最大外径相适配，所述套接部的最大外径与碟簧的外径相适配。

9、进一步地，所述曲柄组件包括转向臂和曲柄臂，所述转向臂呈l形，其拐角处与机构箱体活动铰接，所述转向臂的一端与调节拉杆活动铰接，所述转向臂的另一端与曲柄臂活动铰接，所述曲柄臂与机构底座活动铰接。

10、进一步地，所述机构箱体的表面设置有两个加载臂，所述锁止件的数量与加载臂的数量相适配；所述锁止件滑动套接在导轨的表面，所述锁止件的表面固定连接有驱动气缸，所述驱动气缸通过气缸安装座固定连接在机构箱体的表面。

11、进一步地，所述导轨的截面形状为工字形，所述锁止件包括支撑部和滑动部，所述支撑部与滑动部一体成形，所述滑动部的内侧壁与导轨的形状相适配。

12、本发明具有以下有益效果：

13、(1)、该基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，该牵制释放结构的加载和倾倒动作仅需一组驱动油缸控制，并且不对运载火箭进行预压，仅抵消运载火箭起飞推力，能够有效降低分离冲击，保证运载火箭安全释放，此外牵制释放结构的牵制和释放由同一组驱动油缸控制，不需通过严格的动作时许进行控制和测试，减少系统复杂程度，提高可靠性，解决了现有技术结构复杂，需要较多的控制执行元件，在火箭发射过程容易收到振动影响出现故障甚至提前释放造成重大损失的问题。

14、(2)、该基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其缓冲臂包括导向杆、碟簧、锁母和导向套，整体安装在加载臂与三角臂之间，碟簧的数量可以根据环境载荷进行调整，另外碟簧也可以替换为弹簧，由运载火箭产生的振动传递给加载臂后，通过碟簧进行抵消，使牵制释放结构需要具备一定减震补偿能力，来避免牵制释放机构因刚性连接出现冲击形变造成机构故障。

15、当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

技术特征：

1.一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，包括机构底座(1)和铰接在机构底座(1)上的机构箱体(2)，其特征在于，还包括：

2.根据权利要求1所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述随动释放机构包括调节拉杆(8)、摇杆组件和曲柄组件，所述摇杆组件和曲柄组件均与机构箱体活动铰接，所述调节拉杆(8)的两端分别与摇杆组件和曲柄组件活动铰接，所述摇杆组件远离调节拉杆(8)和机构箱体(2)的一侧与加载臂(4)活动铰接，所述曲柄组件远离调节拉杆(8)和机构箱体(2)的一侧与机构底座(1)活动铰接。

3.根据权利要求2所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述摇杆组件包括三角臂(9)和缓冲臂，所述三角臂(9)的第一角臂与机构箱体(2)活动铰接，所述三角臂(9)的第二角臂与缓冲臂活动铰接，所述三角臂(9)的第三角臂与调节拉杆(8)活动连接，所述缓冲臂远离三角臂(9)的一端与加载臂(4)活动铰接。

4.根据权利要求3所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述缓冲臂包括导向杆(11)、碟簧(12)、锁母(13)和导向套(14)，若干个所述碟簧(12)活动套接在导向杆(11)上，两个所述锁母(13)螺纹套接在导向杆(11)上，所述导向套(14)活动套接在导向杆(11)上；

5.根据权利要求4所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述导向杆(11)包括铰接部(1101)，安装部(1102)和螺纹部(1103)，所述铰接部(1101)、安装部(1102)和螺纹部(1103)一体成形，所述安装部(1102)的直径小于铰接部(1101)直径，所述螺纹部(1103)直径小于安装部(1102)直径；

6.根据权利要求5所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述导向套(14)包括套接部(1401)和连接部(1402)，所述套接部(1401)与连接部(1402)一体成形，所述套接部(1401)活动套接在安装部(1102)的表面，所述套接部(1401)的内腔与安装部(1102)和螺纹部(1103)的形状相适配，所述锁母(13)与套接部(1401)活动连接，所述连接部(1402)与三角臂(9)的第二角臂铰接。

7.根据权利要求6所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述碟簧(12)的外径与铰接部(1101)的最大外径相适配，所述套接部(1401)的最大外径与碟簧(12)的外径相适配。

8.根据权利要求2所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述曲柄组件包括转向臂(15)和曲柄臂(16)，所述转向臂(15)呈l形，其拐角处与机构箱体(2)活动铰接，所述转向臂(15)的一端与调节拉杆(8)活动铰接，所述转向臂(15)的另一端与曲柄臂(16)活动铰接，所述曲柄臂(16)与机构底座(1)活动铰接。

9.根据权利要求1所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述机构箱体(2)的表面设置有两个加载臂(4)，所述锁止件(7)的数量与加载臂(4)的数量相适配；

10.根据权利要求9所述的一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，其特征在于：所述导轨(6)的截面形状为工字形，所述锁止件(7)包括支撑部(701)和滑动部(702)，所述支撑部(701)与滑动部(702)一体成形，所述滑动部(702)的内侧壁与导轨(6)的形状相适配。

技术总结
本发明公开了一种基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，涉及火箭牵制释放发射技术领域。该基于不锈钢运载火箭的牵制释放结构，包括机构底座和铰接在机构底座上的机构箱体，固定连接在机构箱体上的连杆安装座，连杆安装座与加载臂铰接，加载和倾倒动作仅需一组驱动油缸控制，并且不对运载火箭进行预压，仅抵消运载火箭起飞推力，能够有效降低分离冲击，保证运载火箭安全释放，此外牵制释放结构的牵制和释放由同一组驱动油缸控制，不需通过严格的动作时序进行控制和测试，减少系统复杂程度，提高可靠性；解决了现有技术结构复杂，需要较多的控制执行元件，在火箭发射过程容易受到振动影响出现故障甚至提前释放造成重大损失的问题。

技术研发人员：唐鹏
受保护的技术使用者：北京箭元科技有限责任公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/22