【技术实现步骤摘要】
一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统及控制方法
[0001]本专利技术涉及液压控制
,具体涉及一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统及控制方法。
技术介绍
[0002]摆杆系统是火箭发射支持系统中的重要组成设备,用于提供液氧加泄连接器及其加注管路、加注液位变换器及其连接电缆等设备的支撑、固定,并在发射前当电缆插头、连接器脱离后,将其摆开到安全范围,为火箭起飞让出安全通道。
[0003]目前长征系列火箭配套的摆杆有两种布置方式,分别布置在发射塔架和脐带塔上,均采用水平摆动的方式,摆动时基本不受重力的影响,另外水平摆动角度较大(一般大于76
°
),在射前摆开时摆杆到位时的晃动量不影响起飞通道。
[0004]新型火箭发射台摆杆采用竖直摆动的方式,与以往摆杆布置方式、摆动方式完全不同。火箭吊装后,摆杆需要从摆开位置摆回到
‑6°
抱箭位置(以摆杆竖直状态即90
°
为0
°
角,以此为基准,摆杆向前抱箭的角度为负值,摆杆向后摆开的角度为正值)。摆杆质量较大,长度较长,对于驱动系统来说为大惯量负载,其平稳性较一般负载难控制。由于此时摆杆距离火箭较近,必须严格控制摆回到位时的晃动量,防止摆杆晃动撞击火箭。火箭加注后至起飞前,摆杆需要在风荷作用下长时间在抱箭位置保持。而在起飞前,摆杆需要在30s内竖直后倒摆开30
°
,让开火箭起飞通道。由于摆开角度较小,其摆开的可靠性要求较以往更高。摆杆在摆开过程中越过质心位置,载荷从正负载变为负负载。 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统,其特征在于,包括火箭摆杆机构和液压控制系统,所述火箭摆杆机构包括安装架(1)、旋转轴(2)和摆杆(3),所述旋转轴(2)转动安装在安装架(1)上,所述摆杆(3)的下端固定在旋转轴(2)的中部,所述旋转轴(2)的一端从安装架(1)穿出,所述旋转轴(2)从安装架(1)穿出的部分上固定有齿轮(4);所述液压控制系统包括油箱(5)、主齿轮泵(6)、辅齿轮泵(7)、流量控制元件(8)、主方向控制元件(9)、辅方向控制元件(10)和摆杆液压缸(11),所述主齿轮泵(6)和辅齿轮泵(7)的输入端均与油箱(5)连通,所述主齿轮泵(6)和辅齿轮泵(7)的输出端均通过送油管(12)与流量控制元件(8)的输入端连通,所述流量控制元件(8)的输出端分别与主方向控制元件(9)和辅方向控制元件(10)的送油输入端连通,所述主方向控制元件(9)和辅方向控制元件(10)的送油输出端均通过第一支油管(13)与摆杆液压缸(11)的无杆腔连通,所述摆杆液压缸(11)的无杆腔通过第二支油管(14)分别与主方向控制元件(9)和辅方向控制元件(10)的回油输入端连通,所述主方向控制元件(9)和辅方向控制元件(10)的回油输出端通过回油管(15)与油箱(5)连通,所述摆杆液压缸(11)的活塞杆上固定有齿条(16),所述齿条(16)与齿轮(4)啮合。2.根据权利要求1所述的一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统,其特征在于,所述流量控制元件(8)包括第三支油管(17)、慢速调速阀(18)、截止阀(19)、快速调速阀(20)和第一电磁换向阀(21),所述慢速调速阀(18)安装在送油管(12)上,所述截止阀(19)、快速调速阀(20)和第一电磁换向阀(21)安装在第三支油管(17)上,并且所述快速调速阀(20)设置在截止阀(19)与第一电磁换向阀(21)之间,所述第三支油管(17)的一端与慢速调速阀(18)输入端的送油管(12)连通,所述第三支油管(17)的另一端与慢速调速阀(18)输出端的送油管(12)连通,截止阀(19)位于第三支油管(17)的一端,第一电磁换向阀(21)位于第三支油管(17)的另一端。3.根据权利要求2所述的一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统,其特征在于,所述主方向控制元件(9)包括第一平衡阀(22)、第二平衡阀(23)和第二电磁换向阀(24),所述第一平衡阀(22)设置在第一支油管(13)上,所述第二平衡阀(23)设置在第二支油管(14)上,所述第一平衡阀(22)的液控口与第二平衡阀(23)的进液口处的第二支油管(14)连通,所述第二平衡阀(23)的液控口与第一平衡阀(22)的进液口处的第一支油管(13)连通,所述第二电磁换向阀(24)为三位四通电磁换向阀,所述第二电磁换向阀(24)的P口与慢速调速阀(18)的输出端处的送油管(12)连通,所述第二电磁换向阀(24)的A口与第一平衡阀(22)的进液口连通,所述第二电磁换向阀(24)的B口与第二平衡阀(23)的进液口连通,所述第二电磁换向阀(24)的T口与回油管(15)连通。4.根据权利要求3所述的一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统,其特征在于,所述辅方向控制元件(10)包括第三平衡阀(25)、第四平衡阀(26)和第三电磁换向阀(27),所述第三电磁换向阀(27)为三位四通电磁换向阀,所述第三平衡阀(25)的进液口通过第四支油管(28)与第三电磁换向阀(27)的A口连通,所述第三平衡阀(25)的出液口通过第五支油管(29)与摆杆液压缸(11)的无杆腔处的第一支油管(13)连通,所述第四平衡阀(26)的进液口通过第六支油管(30)与第三平衡阀(25)的B口连接,所述第四平衡阀(26)的出液口通过第七支油管(31)与摆杆液压缸(11)的有杆腔处的第二支油管(14)连通,所述第三平衡阀(25)的液控口与第六支油管(30)连通,所述第四平衡阀(26)的液控口与第四支油管(28)连通,所述第三电磁换向阀(27)的P口通过第八支油管(32)与第二电磁换向阀(24)的P口处的送
油管(12)连通,所述第三电磁换向阀(27)的T口通过第九支油管(33)与回油管(15)连通。5.根据权利要求4所述的一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统,其特征在于,所述第一平衡阀(22)与第五支油管(29)之间的第一支油管(13)上安装有第四电磁换向阀(34),所述第二平衡阀(23)与第七支油管(31)之间的第二支油管(14)上安装有第五电磁换向阀(35)。6.根据权利要求5所述的一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统,其特征在于,所述主齿轮泵(6)的输出端通过第十支油管(36)与送油管(12)连通,所述第十支油管(36)上按照液压油的流向依次设有第一滤油器(37)和第一单向阀(38),所述辅齿轮泵(7)的输出端通过第十一支油管(39)与送油管(12)连通,所述第十一支油管(39)上按照液压油的流向依次设有第二滤油器(40)和第二单向阀(41)。7.根据权利要求6所述的一种高可靠后倒式火箭摆杆液压系统,其特征在于,所述第一滤油器(37)与第一单向阀(38)之间的第十支油管(36)上分别连接有第十二支油管(42)和第十三支油管(43)的一端,所述第十二支油管(42)和第十三支油管(43)的另一端均与回...
【专利技术属性】
技术研发人员:曾毅,刘学慧,李敏,范春伟,郭建伟,王飞,张波,冯超,刘丽媛,周黎,王乐,周重凯,韩琪,
申请(专利权)人:北京航天发射技术研究所,
类型:发明
国别省市:
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