本申请提供了一种火箭起竖架快速后倒实现方法，其包括：在发射台一侧的地面上设置起竖油缸，起竖油缸的下铰点与地面连接，其上铰点与起竖架连接；控制起竖油缸回缩，使得起竖架由竖直状态向水平方向倾倒第一预设角度，以使起竖架与火箭之间离开预设距离；在火箭零秒点火时，控制起竖油缸继续回缩，以带动起竖架向水平方向继续倾倒；火箭飞离干涉风险区域后，控制起竖油缸伸出，以使起竖架在起竖油缸提供的两个相反方向力的作用下向水平方向倾倒第二预设角度后停止倾倒。本申请在火箭起竖架重量大，转动惯量较大，且要求后倒角速度较大的情况下，能够使起竖架快速、可靠地后倒，以避开火箭起飞飘移空间，保证火箭安全地起飞。保证火箭安全地起飞。保证火箭安全地起飞。
【技术实现步骤摘要】
火箭起竖架快速后倒实现方法及实现系统
[0001]本申请属于航空航天领域，具体涉及一种火箭起竖架快速后倒实现方法及实现系统。
技术介绍
[0002]近年来，随着通信、导航和气象技术的快速发展，特别是最近几年商业航天的蓬勃兴起，人们对运载火箭的需求越来越旺盛。运载火箭常采用“三平一竖”的测发模式，该测发模式是一种水平组装、水平测试、水平运输、最后到发射台起竖发射的火箭测试和发射模式，其要求连接器能够零秒脱落。因此，火箭转运到发射台并起竖到竖直状态后，在火箭零秒点火的瞬间，起竖架要快速远离火箭，避开火箭起飞飘移的空间，是整个火箭发射流程里非常重要的一个环节，决定着发射任务的成败。由于起竖架重量大、转动惯量较大，且要求后倒的角速度较大，因此起竖架快速后倒的实现具有很高的设计难度，再加上火箭发射时的环境条件恶劣，对如何保证起竖架快速后倒的可靠性提出了更高的挑战；而且现有技术中尚无液体火箭发射装置在火箭零秒点火实现快速后倒的应用案例。因此，迫切需要设计出一种能够保证起竖架快速后倒实现的驱动和控制方法，以满足火箭“三平一竖”的测发模式的需求。
技术实现思路
[0003]为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种火箭起竖架快速后倒实现方法。
[0004]根据本申请实施例，本申请提供了一种火箭起竖架快速后倒实现方法，其包括以下步骤：
[0005]在发射台一侧的地面上设置起竖油缸，起竖油缸的下铰点与地面连接，其上铰点与起竖架连接；
[0006]控制起竖油缸回缩，使得起竖架由竖直状态向水平方向倾倒第一预设角度，以使起竖架与火箭之间离开预设距离；
[0007]在火箭零秒点火时，控制起竖油缸继续回缩，以带动起竖架向水平方向继续倾倒；
[0008]火箭飞离干涉风险区域后，控制起竖油缸伸出，以使起竖架在起竖油缸提供的两个相反方向力的作用下向水平方向倾倒第二预设角度后停止倾倒。
[0009]上述火箭起竖架快速后倒实现方法中，所述起竖油缸的回缩和伸出通过液压系统进行控制；
[0010]所述液压系统包括蓄能子系统、油缸小腔控制子系统、油缸大腔控制子系统和液压锁控制子系统；
[0011]所述蓄能子系统与液压油进油口和所述油缸小腔控制子系统连接，所述蓄能子系统用于通过液压油为所述油缸小腔控制子系统提供压力；所述油缸小腔控制子系统与起竖油缸的小腔连接，其用于控制所述起竖油缸回缩；所述油缸大腔控制子系统与起竖油缸的
大腔连接，其用于控制所述起竖油缸伸出；所述液压锁控制子系统与油缸小腔控制子系统中的小腔液压锁和所述油缸大腔控制子系统中的大腔液压锁连接，其用于控制所述小腔液压锁和大腔液压锁的通断。
[0012]上述火箭起竖架快速后倒实现方法中，所述蓄能子系统包括充油阀、蓄能器组和第一放油阀；
[0013]所述充油阀的进口与液压油进油口连接，其出口与蓄能器组的进油口以及第一放油阀的B口连接；所述第一放油阀的A口与所述油缸小腔控制子系统连接。
[0014]进一步地，所述蓄能子系统还包括压力继电器、手动泄油阀和电动泄油阀；所述压力继电器、手动泄油阀和电动泄油阀均设置在所述蓄能器组的进油口的管路上；所述手动泄油阀与蓄能器组连接端的相对端以及所述电动泄油阀与蓄能器组连接端的相对端均与回油口连接；
[0015]在所述蓄能器组进油口的管路上还设置有安全阀，所述安全阀用于保证所述蓄能器组中所充油液压力的安全。
[0016]进一步地，所述油缸小腔控制子系统包括第一小腔控制阀和小腔液压锁；所述第一小腔控制阀的B油口与所述第一放油阀的A口连接，其A油口与所述小腔液压锁的进油口连接，所述小腔液压锁的出油口与所述起竖油缸的小腔连接。
[0017]进一步地，所述油缸大腔控制子系统包括第一比例压力阀、第一大腔控制阀和大腔液压锁；所述第一比例压力阀的B口与回油口连接，其A口与所述第一大腔控制阀的A油口连接，所述第一大腔控制阀的B油口与所述大腔液压锁的进油口连接，所述大腔液压锁的出油口与所述起竖油缸的大腔连接。
[0018]更进一步地，所述液压锁控制子系统包括第一开锁阀和梭阀，所述第一开锁阀的一端与控制油口连接，其另一端通过所述梭阀与所述小腔液压锁和大腔液压锁连接，以控制所述小腔液压锁和大腔液压锁的通断。
[0019]更进一步地，在所述梭阀与小腔液压锁连接的管路上设置有小腔解锁压力传感器，所述小腔解锁压力传感器用于检测所述小腔液压锁的开锁动作；在所述梭阀与大腔液压锁连接的管路上设置有大腔解锁压力传感器，所述大腔解锁压力传感器用于检测所述大腔液压锁的开锁动作；
[0020]在所述小腔液压锁与起竖油缸的小腔连接的管路上设置有小腔压力传感器，所述小腔压力传感器用于实时检测所述起竖油缸的小腔压力；在所述大腔液压锁与起竖油缸的大腔连接的管路上设置有大腔压力传感器，所述大腔压力传感器用于实时检测所述起竖油缸的大腔压力。
[0021]更进一步地，所述控制起竖油缸回缩，使得起竖架由竖直状态向水平方向倾倒第一预设角度，以使起竖架与火箭之间离开预设距离与所述在火箭零秒点火时，控制起竖油缸继续回缩，以带动起竖架向水平方向继续倾倒之间还设置有蓄能器充液步骤和射前准备步骤；
[0022]所述蓄能器充液步骤用于向所述蓄能器组中充油液，以使所述蓄能器组的压力保持在第一预设压力值以上；
[0023]所述射前准备步骤用于使油液压力通过所述蓄能器组、第一放油阀、第一小腔控制阀和小腔液压锁作用于所述起竖油缸的小腔，油液通过所述起竖油缸的小腔作用于所述
起竖油缸的大腔，所述起竖油缸处于待命状态。
[0024]更进一步地，所述蓄能器充液步骤的具体过程为：
[0025]控制第一放油阀处于断电关闭状态，控制充油阀得电打开，油液通过液压油进油口进油，并通过充油阀进入到蓄能器组；
[0026]压力继电器用于检测蓄能器组进油口的压力，并将检测的蓄能器组进油口的压力与压力继电器的预设压力阈值进行比较，根据比较结果控制充油阀打开或关闭，以使蓄能器组的压力保持在第一预设压力值以上，待火箭零秒点火发射时使用。
[0027]更进一步地，所述射前准备步骤的具体过程为：
[0028]在火箭点火前，通过第一开锁阀控制开锁油路打开；
[0029]控制第一放油阀和第一小腔控制阀同时得电；
[0030]控制第一大腔控制阀处于断电关闭状态；
[0031]油液压力通过蓄能器组、第一放油阀、第一小腔控制阀和小腔液压锁作用于起竖油缸的小腔，油液通过起竖油缸的小腔作用于起竖油缸的大腔，起竖油缸处于待命状态。
[0032]更进一步地，所述在火箭零秒点火时，控制起竖油缸继续回缩，以带动起竖架向水平方向继续倾倒的具体过程为：
[0033]在第一比例压力阀接收到离台信号前，将第一比例压力阀的阀口压力设置为最小压力值；
[0034]控制第一大腔控制阀打开；
[0035]起竖油缸在其小腔压力的作用下回缩，带动起竖架快速后本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种火箭起竖架快速后倒实现方法，其特征在于，包括以下步骤：在发射台一侧的地面上设置起竖油缸，起竖油缸的下铰点与地面连接，其上铰点与起竖架连接；控制起竖油缸回缩，使得起竖架由竖直状态向水平方向倾倒第一预设角度，以使起竖架与火箭之间离开预设距离；在火箭零秒点火时，控制起竖油缸继续回缩，以带动起竖架向水平方向继续倾倒；火箭飞离干涉风险区域后，控制起竖油缸伸出，以使起竖架在起竖油缸提供的两个相反方向力的作用下向水平方向倾倒第二预设角度后停止倾倒。2.根据权利要求1所述的火箭起竖架快速后倒实现方法，其特征在于，所述起竖油缸的回缩和伸出通过液压系统进行控制；所述液压系统包括蓄能子系统、油缸小腔控制子系统、油缸大腔控制子系统和液压锁控制子系统；所述蓄能子系统与液压油进油口和所述油缸小腔控制子系统连接，所述蓄能子系统用于通过液压油为所述油缸小腔控制子系统提供压力；所述油缸小腔控制子系统与起竖油缸的小腔连接，其用于控制所述起竖油缸回缩；所述油缸大腔控制子系统与起竖油缸的大腔连接，其用于控制所述起竖油缸伸出；所述液压锁控制子系统与油缸小腔控制子系统中的小腔液压锁和所述油缸大腔控制子系统中的大腔液压锁连接，其用于控制所述小腔液压锁和大腔液压锁的通断。3.根据权利要求1所述的火箭起竖架快速后倒实现方法，其特征在于，所述蓄能子系统包括充油阀、蓄能器组和第一放油阀；所述充油阀的进口与液压油进油口连接，其出口与蓄能器组的进油口以及第一放油阀的B口连接；所述第一放油阀的A口与所述油缸小腔控制子系统连接；所述蓄能子系统还包括压力继电器、手动泄油阀和电动泄油阀；所述压力继电器、手动泄油阀和电动泄油阀均设置在所述蓄能器组的进油口的管路上；所述手动泄油阀与蓄能器组连接端的相对端以及所述电动泄油阀与蓄能器组连接端的相对端均与回油口连接；在所述蓄能器组进油口的管路上还设置有安全阀，所述安全阀用于保证所述蓄能器组中所充油液压力的安全。4.根据权利要求3所述的火箭起竖架快速后倒实现方法，其特征在于，所述油缸小腔控制子系统包括第一小腔控制阀和小腔液压锁；所述第一小腔控制阀的B油口与所述第一放油阀的A口连接，其A油口与所述小腔液压锁的进油口连接，所述小腔液压锁的出油口与所述起竖油缸的小腔连接；所述油缸大腔控制子系统包括第一比例压力阀、第一大腔控制阀和大腔液压锁；所述第一比例压力阀的B口与回油口连接，其A口与所述第一大腔控制阀的A油口连接，所述第一大腔控制阀的B油口与所述大腔液压锁的进油口连接，所述大腔液压锁的出油口与所述起竖油缸的大腔连接。5.根据权利要求4所述的火箭起竖架快速后倒实现方法，其特征在于，所述液压锁控制子系统包...
【专利技术属性】
技术研发人员：张瑜，张彦杰，韦银利，王登，李云龙，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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