一种火箭牵制释放系统技术方案

本发明专利技术公开了火箭牵制释放系统,属于机械设计技术领域。该火箭牵制释放系统包括至少一组连杆式牵制释放机构与动力源，所述连杆式牵制释放机构包括夹持臂，所述夹持臂的一端与中间杆的一端铰接，所述中间杆的另一端与动力源的驱动杆铰接，所述夹持臂的另一端设置有凸出端，所述凸出端可与火箭表面的接口配合，所述夹持臂的表面A点处，设置有固定位置的铰点，所述夹持臂绕A点的铰点转动，设夹持臂与中间杆的连接处为B点，设中间杆与动力源的驱动杆的连接处为C点，所述夹持臂的凸出端的凸起顶端为D点；本发明专利技术结构简单，操作方便，使用灵活，可以给予火箭更好支持，并且快速响应释放信号，及时动作，释放火箭。释放火箭。释放火箭。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭牵制释放系统


[0001]本专利技术属于机械设计
，具体涉及一种火箭牵制释放系统。

技术介绍

[0002]为提高火箭发射可靠性，运载火箭采取牵制释放技术，该技术是指运载火箭在发动机点火后数秒内，仍通过牵制释放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推力达到预定值，牵制释放装置释放火箭起飞；传统的牵制释放系统较为复杂，制备成本高，且响应不够及时，不方便使用。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的就在于为了解决上述问题而提供一种结构简单，设计合理的火箭牵制释放系统。
[0004]本专利技术通过以下技术方案来实现上述目的：一种火箭牵制释放系统，该系统包括至少一组的连杆式牵制释放机构与动力源，所述连杆式牵制释放机构包括夹持臂，所述夹持臂的一端与中间杆的一端铰接，所述中间杆的另一端与动力源的驱动杆铰接，所述夹持臂的另一端设置有凸出端，所述凸出端可与火箭表面的接口配合，所述夹持臂的表面A点处，设置有固定位置的铰点，所述夹持臂绕A点的铰点转动，设夹持臂与中间杆的连接处为B点，设中间杆与动力源的驱动杆的连接处为C点，所述夹持臂的凸出端的凸起顶端为D点，各铰点与各臂杆长满足以下方程：I3sinθ1
‑
I3sin（θ1
‑
θ3）=R；l1sinθ3+l2cosθ2
‑
I3sinθ1=0；l1cosθ3+l2sinθ2
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l1=X；l1是夹持臂上部结构AB的杆长，l2是中间杆的杆长，I3是夹持臂铰点A到末端Ｄ点的距离，θ1是夹持臂铰点A与末端D点连线，相对于夹持臂本身的夹角，θ2是中间杆转过的角度，θ3是夹持臂转过的角度，X是动力源位移。
[0005]作为本专利技术的进一步优化方案，所述凸出端设置于夹持臂的杆体末端，且其向下凸出，所述凸出端与所述夹持臂一体成型，或凸出端与夹持臂固定连接。
[0006]作为本专利技术的进一步优化方案，所述B点为复合铰点，所述动力源整体固定，仅其驱动杆做线性移动。
[0007]作为本专利技术的进一步优化方案，该系统包括控制模块，所述控制模块与动力源通信连接，所述控制模块接收启闭信号，控制所述动力源的启闭。
[0008]作为本专利技术的进一步优化方案，所述动力源包括油箱、电机、泵件、单向阀、电磁换向阀、液压锁与油缸，所述驱动杆位于所述油缸内移动，所述油箱的输出端与泵件连接，所述电机的驱动端与泵件连接，所述泵件的输出端与单向阀的输入端连接，所述单向阀的输出端与电磁换向阀连接，所述电磁换向阀的一组输出端与所述液压锁连接，所述电磁换向阀的另一组输出端与油箱连接，所述液压锁与油缸的连接。
[0009]作为本专利技术的进一步优化方案，所述动力源还包括溢流阀、卸荷阀、压力继电器、截止阀与蓄能器，所述溢流阀的一端连接与单向阀与泵件的管路之间，所述溢流阀的另一端与油箱连接，所述卸荷阀的一端连接与单向阀与电磁换向阀之间，所述卸荷阀的另一端与油箱连接，所述单向阀与电磁换向阀之间还连接有截止阀，所述截止阀与压力继电器以及蓄能器连接。
[0010]本专利技术的有益效果在于：本专利技术设置有连杆式牵制释放机构，通过该机构中的夹持臂，配合夹持臂末端的凸出端，可以牵制火箭，当控制模块接收到释放信号时，通过液压动力源来快速稳定响应，并提供合适的释放力；整个系统结构简单，操作方便，使用灵活，可以给予火箭更好支持，并且快速响应释放信号，及时动作，释放火箭。
附图说明
[0011]图1是本专利技术的连杆式牵制释放机构夹持时的结构示意图；图2是本专利技术的连杆式牵制释放机构释放时的结构示意图；图3是本专利技术的连杆式牵制释放机构中θn角度示意图；图4是本专利技术动力源的结构示意图；图5(a)
‑
5(b)是本专利技术凸出端16与火箭表面接口的连接形状示意图。
[0012]图中：1、油箱；2、电机；3、泵件；4、溢流阀； 5、单向阀；6、卸荷阀；7、压力继电器；8、截止阀；9、蓄能器；10、电磁换向阀；11、液压锁；12、油缸；13、夹持臂；14、中间杆；15、驱动杆；16、凸出端；17、火箭；18、火箭接口处的接口装置。
具体实施方式
[0013]下面结合附图对本申请作进一步详细描述，有必要在此指出的是，以下具体实施方式只用于对本申请进行进一步的说明，不能理解为对本申请保护范围的限制，该领域的技术人员可以根据上述申请内容对本申请作出一些非本质的改进和调整。
[0014]实施例1如图1至图5所示，一种火箭牵制释放系统，该系统包括至少一组连杆式牵制释放机构与动力源，所述连杆式牵制释放机构包括夹持臂13，所述夹持臂13的一端与中间杆14的一端铰接，所述中间杆14的另一端与动力源的驱动杆15铰接，所述夹持臂13的另一端设置有凸出端16，所述凸出端16的末端D与火箭17表面接口处的接口装置18配合，凸出端16的末端D与火箭17表面接口处的连接装置18均呈一圆弧状，如图5(a)
‑
5(b)所示。所述夹持臂13的表面A点处，设置有固定位置的铰点，所述夹持臂13绕A点的铰点转动，设夹持臂13与中间杆14的连接处为B点，设中间杆14与动力源的驱动杆15的连接处为C点，所述夹持臂13的凸出端16的凸起顶端为D点，各铰点与各臂杆长满足以下方程：l3sinθ1
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l3sin（θ1
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θ3）=R；l1sinθ3+l2cosθ2
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l3sinθ1=0；l1cosθ3+l2sinθ2
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l1=X；如图3所示，其中，l1是夹持臂13上部结构AB的杆长，l2是中间杆14的杆长，l3是夹持臂13铰点A到末端Ｄ点的直线距离。θ1是夹持臂13铰点A与末端D点连线，相对于夹持臂13本身的夹角，θ2是中间杆14转过的角度，θ3是夹持臂13转过的角度，X是动力源位移，R是所
述火箭17表面接口位置处与火箭固定连接的圆弧状接口装置18的圆弧半径。凸出端16的末端D也呈圆弧状，凸出端16的末端D的圆弧形状与固定于火箭17接口处的接口装置18相配合固定，具体固定方式可以采用现有技术中的常见固定方式，比如机械锁扣，卡扣等方式，从而使得夹持臂13可以绕着火箭接口装置18转动。
[0015]此处指定l1，l2，l3后，可获得铰点位置和尺寸结构。
[0016]优选，可指定l1=120mm，l2=140mm，l3=442.72mm，R=60mm,X=65.3mm。
[0017]由以上方程，可确定释放装置各铰点位置和结构尺寸：θ1=0.3217rad，θ2=0.4942rad，θ3=0.1398rad。
[0018]所述凸出端16设置于夹持臂13的杆体末端，且其向下凸出，所述凸出端16与所述夹持臂13一体成型，或凸出端16与夹持臂13固定连接。在实际的使用中，该凸出端16也可以选用外接的块件，来卡合火箭17使用，但一般的，一体成型的夹持臂13更为稳固。
[0019]所述B点为复合铰点，所述动力源整体（外壳部分）固定，仅其部分伸出于外本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭牵制释放系统，其特征在于，该系统包括至少一组连杆式牵制释放机构与动力源，所述连杆式牵制释放机构包括夹持臂(13)，所述夹持臂(13)的一端与中间杆(14)的一端铰接，所述中间杆(14)的另一端与动力源的驱动杆(15)铰接，所述夹持臂(13)的另一端设置有凸出端(16)，所述凸出端(16)与火箭(17)表面接口配合，所述夹持臂(13)的表面A点处，设置有固定位置的铰点，所述夹持臂(13)绕A点的铰点转动，设夹持臂(13)与中间杆(14)的连接处为B点，设中间杆(14)与动力源的驱动杆(15)的连接处为C点，所述夹持臂(13)的凸出端(16)的凸起顶端为D点，各铰点与各臂杆长满足以下方程：I1sinθ3+I2cosθ2
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I3sinθ1=0；I1cosθ3+I2sinθ2
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I1=X；I1是夹持臂(13)上部结构AB的杆长，I2是中间杆(14)的杆长，I3是夹持臂(13)铰点A到末端Ｄ点的直线距离，θ1是夹持臂(13)铰点A与末端D点连线，相对于夹持臂(13)本身的夹角，θ2是中间杆(14)转过的角度，θ3是夹持臂(13)转过的角度，X是动力源的位移。2.根据权利要求1所述的一种火箭牵制释放系统，其特征在于：所述凸出端(16)的末端D与固定于火箭(17)表面接口处的接口装置(18)均呈一圆弧状，所述凸出端(16)的末端D与所述接口装置(18)相互配合固定，使得夹持臂(13)能够绕所述接口装置(18)转动，各臂杆长与各夹角间还满足如下关系：I3sinθ1
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I3sin（θ1
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θ3）=R；所述R为所述接口装置(18)的圆弧半径长度。3.根据权利要求2所述的一种火箭牵制释放系统...

【专利技术属性】
技术研发人员：邢伟，张志成，何智颖，赵涛，顾程，杨垚，苗朝阳，庄文义，李兵，闫晶，
申请(专利权)人：中国人民解放军六三九二一部队，
类型：发明
国别省市：