固体火箭用锁紧装置及其控制方法与流程

1.本发明涉及火箭技术领域，尤其涉及一种固体火箭用锁紧装置及其控制方法。


背景技术：

2.固体火箭通常选择平台立式发射，由于其长细比较大，因此需要进行防风防侧倾操作，尤其是在海上平台发射时，对固体火箭的防侧倾要求更高。
3.目前，固体火箭在起竖、发射工作过程中，针对地面平台发射，防侧倾装置一般选择防倾螺栓，临发射前手工操作拆除，拆除后不具备防风能力。针对海上平台发射，一般选用镁合金拉杆锁紧装置，布局在固体火箭的一级喷管尾部，当一级发动机点火后，利用尾焰将镁合金拉杆烧断进行解锁，但这种锁紧装置一是通用性较差，二是利用尾焰烧断锁紧装置，释放过程具有延迟性，一致性较差，另外释放延迟性会影响发动机能量的利用率，从而影响火箭发射效率。


技术实现要素：

4.本发明提供一种固体火箭用锁紧装置及其控制方法，可以实现固体火箭发射前全过程的锁紧效果，有效防止固体火箭倾倒，并且解锁释放过程响应快无延迟，一致性较好，具有结构简单、安全可靠、通用性好等特点。
5.本发明提供一种固体火箭用锁紧装置，包括：
6.电磁吸组件，连接于固体火箭的尾舱底部与发射架台体之间；
7.控制器，与所述电磁吸组件电连接，所述控制器被配置为：
8.在所述固体火箭竖起完成后，控制所述电磁吸组件通电，使所述固体火箭磁吸锁紧于所述发射架台体上；
9.在所述固体火箭进入发射时序后，根据发射时序控制指令，控制所述电磁吸组件断电解锁。
10.根据本发明提供的一种固体火箭用锁紧装置，所述电磁吸组件包括：
11.第一磁吸件，环设于所述固体火箭的尾舱底部边沿；
12.电磁铁，环设于所述发射架台体上且与所述第一磁吸件对应设置；
13.开关器，分别与所述电磁铁的线圈和所述控制器电连接，用于控制所述电磁铁的通断电。
14.根据本发明提供的一种固体火箭用锁紧装置，所述电磁铁包括：
15.铁芯，形成有顶部为开口结构的铁芯腔，所述铁芯腔内形成有线圈安装芯部；
16.第二磁吸件，盖设连接于所述铁芯腔的开口，且与所述第一磁吸件对应设置；
17.线圈，设置于所述线圈安装芯部上。
18.根据本发明提供的一种固体火箭用锁紧装置，所述第二磁吸件与所述铁芯腔和/或所述线圈安装芯部可拆卸连接。
19.根据本发明提供的一种固体火箭用锁紧装置，所述铁芯腔与所述发射架台体可拆
卸连接。
20.根据本发明提供的一种固体火箭用锁紧装置，所述铁芯腔设有过线孔。
21.根据本发明提供的一种固体火箭用锁紧装置，所述第一磁吸件与所述固体火箭的尾舱底部边沿可拆卸连接。
22.根据本发明提供的一种固体火箭用锁紧装置，所述第一磁吸件设有多个，所述电磁铁为环形结构。
23.根据本发明提供的一种固体火箭用锁紧装置，所述第一磁吸件和所述电磁铁均为环形结构。
24.本发明还提供一种上述的固体火箭用锁紧装置的控制方法，包括：
25.获取固体火箭竖起完成指令；
26.响应于所述固体火箭竖起完成指令，控制所述电磁吸组件通电，使所述固体火箭磁吸锁紧于所述发射架台体上；
27.获取固体火箭发射时序控制指令；
28.响应于所述固体火箭发射时序控制指令，控制所述电磁吸组件断电解锁。
29.本发明提供的固体火箭用锁紧装置及其控制方法，至少包括以下
30.有益效果：
31.(1)可靠性高：通过电磁吸控制技术实现固体火箭的尾舱与发射架台体之间的锁紧与解锁，锁紧力可靠；
32.(2)通用性好：直径相似的固体火箭均可沿用同一套锁紧装置；
33.(3)工作效率和安全性高：锁紧装置锁紧及解锁释放过程不需要手工拆除操作，依靠电控程序逻辑实现，工作效率和安全性更高；
34.(4)性能一致性好：相比传统镁合金拉杆锁紧装置的释放过程，本发明通过电控解锁，响应特性更快，释放过程无延迟，一致性更好；
35.(5)经济性更好：镁合金加工难度高，易自燃，成本高，本发明锁紧装置可重复使用，结构简单，成本可控，经济性更好。
附图说明
36.为了更清楚地说明本发明或相关技术中的技术方案，下面将对实施例或相关技术描述中所需要使用的附图作以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
37.图1是本发明提供的固体火箭用锁紧装置的装配结构示意图；
38.图2是本发明提供的电磁铁的结构示意图之一；
39.图3是本发明提供的电磁铁的结构示意图之二；
40.图4是本发明提供的固体火箭用锁紧装置的控制方法的流程示意图。
41.附图标记：
42.1：固体火箭；2：发射架台体；3：第一磁吸件；4：电磁铁；
43.401：铁芯；4011：铁芯腔；4012：线圈安装芯部；
44.402：第二磁吸件；403：线圈；5：第一连接螺栓；
45.6：第二连接螺栓；7：通孔；8：沉头螺钉。
具体实施方式
46.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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。
47.在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
48.在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。
49.在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
50.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
51.下面结合图1-图4描述本发明的固体火箭用锁紧装置及其控制方法，主要应用于固体火箭发射前的防倾倒场景中。
52.根据本发明第一方面的实施例，参照图1-图3所示，本发明提供的固体火箭用锁紧装置主要包括：电磁吸组件和控制器。其中，电磁吸组件连接于固体火箭1的尾舱底部与发射架台体2之间，电磁吸组件通电产生磁吸力后，可以使固体火箭1的尾舱与发射架台体2锁紧，达到防倾倒的目的，当电磁吸组件断电后，磁吸力消失，可以实现快速解锁，避免对固体火箭1的发射过程造成影响。
53.控制器与电磁吸组件电连接，控制器被配置为：在固体火箭1竖起完成后，控制电磁吸组件通电，产生轴向磁吸锁紧力，使固体火箭1磁吸锁紧于发射架台体2上，防止固体火箭1晃动，起到防倾倒的作用；在固体火箭1进入发射时序后，根据发射时序控制指令，控制电磁吸组件断电解锁，固体火箭1与发射架台体2之间的磁吸锁紧力解除消失，固体火箭1点火启动发射，进入飞行时序。可以理解的是，控制器可以是集成于地面测试发控系统中的控制器，也可以是单独设置的控制器。
54.因此，本发明实施例提供的固体火箭用锁紧装置，通过电磁吸控制技术，可以实现固体火箭发射前全过程的锁紧效果，有效防止固体火箭倾倒，并且解锁释放过程响应快无延迟，一致性较好，具有结构简单、安全可靠、通用性好等特点。
55.根据本发明的一个实施例，电磁吸组件包括：第一磁吸件3、电磁铁4和开关器等部件。其中，第一磁吸件3环设于固体火箭1的尾舱底部边沿，避免对点火造成干涉；电磁铁4环设于发射架台体2上，并且电磁铁4与第一磁吸件3对应设置；开关器可以设置于发射架台体2上，也可以集成于地面测试发控系统中，并且开关器分别与电磁铁4的线圈403和控制器电连接，用于控制电磁铁4的通断电。
56.具体地，当固体火箭1竖起完成后，控制器控制开关器闭合，从而控制电磁铁4通电，产生轴向磁吸力，与第一磁吸件3磁吸，使固体火箭1锁紧于发射架台体2上。
57.当固体火箭1进入发射时序后，根据发射时序控制指令，控制器控制开关器断开，电磁铁4断电，与第一磁吸件3之间的磁吸力消失，从而使得固体火箭1与发射架台体2之间的锁紧力解除消失。
58.需要说明的是，本发明通过第一磁吸件3和电磁铁4的环设，可以提高对固体火箭1的锁紧力，从而提高防倾倒效果，保证可靠性。
59.并且，这里提及的环设可以理解为第一磁吸件3和电磁铁4均为环形结构；或者，第一磁吸件3设有多个，多个第一磁吸件3沿固体火箭1的尾舱底部边沿环设，且与第一磁吸件3配合的电磁铁4为环形结构；或者，第一磁吸件3为环形结构，且与第一磁吸件3配合的电磁铁4为多个，多个电磁铁4环设；或者，第一磁吸件3和电磁铁4均为多个，进行对应环设。
60.本发明开关器的具体种类不做特别限制，可根据实际需求进行设计。例如，开关器可以为继电器。
61.本发明实施例通过电磁铁4与第一磁吸件3的磁吸配合，可以实现固体火箭1的尾舱与发射架台体2之间的快速锁紧与解锁，锁紧力可靠；并且锁紧及解锁释放过程不需要手工拆除操作，依靠电控程序逻辑实现，工作效率和安全性更高；同时，相比传统镁合金拉杆锁紧装置的释放过程，本发明响应特性更快，释放过程无延迟，一致性更好，且结构简单，成本低。
62.根据本发明的一个实施例，参照图2和图3所示，电磁铁4包括：铁芯401、第二磁吸件402和线圈403。其中，铁芯401形成有顶部为开口结构的铁芯腔4011，铁芯腔4011内形成有线圈安装芯部4012，用于安装线圈403；第二磁吸件402盖设连接于铁芯腔4011的开口，并且第二磁吸件402与第一磁吸件3对应设置，实现磁吸；线圈403缠绕设置于线圈安装芯部4012上。
63.可以理解的是，第二磁吸件402可以当作铁芯401的一部分，当线圈403得电后，铁芯401的磁性传递至第二磁吸件402，然后与第一磁吸件3磁吸。
64.因此，本发明实施例的电磁铁结构，一方面可以保证线圈403的可拆装性，另一方面可以保证磁吸效果。
65.根据本发明的一个实施例，第二磁吸件402与铁芯腔4011和/或线圈安装芯部4012可拆卸连接，用于提高装置的可装配性。
66.即第二磁吸件402可以与铁芯腔4011可拆卸连接，也可以与线圈安装芯部4012可拆卸连接，还可以同时与铁芯腔4011和线圈安装芯部4012可拆卸连接，只要可以实现磁性
的传递作用即可。
67.例如，参照图1所示，第二磁吸件402与线圈安装芯部4012的顶部通过第一连接螺栓5连接。
68.根据本发明的一个实施例，参照图2和图3所示，铁芯腔4011的顶部与线圈安装芯部4012的顶部齐平，这样设计的话，可以提高第二磁吸件402的平稳性，从而提高防倾倒效果。
69.根据本发明的一个实施例，铁芯腔4011与发射架台体2可拆卸连接，用于提高装置的可装配性。
70.例如，参照图1所示，铁芯腔4011的底部通过第二连接螺栓6与发射架台体2相连。
71.根据本发明的一个实施例，铁芯腔4011设有过线孔，开关器的控制线可以经过线孔与铁芯401内部的线圈403相连，实现控制信号传输。
72.本发明过线孔的具体位置不做特别限制，例如，过线孔可以设置在铁芯腔4011的侧面。
73.当然，过线孔还可以设置在铁芯腔4011的底部，相应地，发射架台体2也设置竖向贯穿的通孔7，如图1所示，这样设计的话，可以从底部走线，保证安全性。
74.根据本发明的一个实施例，第一磁吸件3与固体火箭1的尾舱底部边沿可拆卸连接，用于提高装置的可装配性。
75.例如，参照图1所示，第一磁吸件3通过沉头螺钉8与固体火箭1的尾舱底部边沿相连。
76.根据本发明的一个实施例，第一磁吸件3和第二磁吸件402为衔铁，即第一磁吸件3为第一衔铁，第二磁吸件402为第二衔铁。当然，第一磁吸件3和第二磁吸件402也可以为其他可以与电磁铁4进行磁吸的结构，本发明不做特别限制，可根据实际需求进行调整。
77.下面结合一个具体示例对本发明实施例提供的固体火箭用锁紧装置的工作原理进行描述，大致包括：
78.以一款直径为1.4m、高度为20m、重量为30t的中小型固体火箭为例，为适应海上平台发射工况，按环境适应性要求，需要满足箭体的防侧倾要求。依据安装要求，将本发明锁紧装置安装于固体火箭1的尾舱底部与发射架台体2之间。
79.当固体火箭1起竖完毕后，电磁吸组件根据控制器指令启动工作，电磁铁4开始工作产生吸力，第一衔铁和第二衔铁磁吸锁紧，提供轴向锁紧力，防止固体火箭1晃动，达到防倾的目的。
80.当进入发射时序后，按发射时序控制指令，例如点火倒计时-0.5s时刻，即起飞前0.5秒，电磁吸组件根据控制指令解锁，电磁铁4吸力解除，第一衔铁与第二衔铁的锁紧力解除，固体火箭1点火启动，进入飞行时序。
81.下面对本发明提供的固体火箭用锁紧装置的控制方法进行描述，下文描述的固体火箭用锁紧装置的控制方法与上文描述的固体火箭用锁紧装置可相互对应参照。
82.根据本发明第二方面的实施例，参照图4所示，本发明还提供一种上述实施例的固体火箭用锁紧装置的控制方法，主要包括以下步骤：
83.s100、获取固体火箭1竖起完成指令；
84.s200、响应于固体火箭1竖起完成指令，控制电磁吸组件通电，使固体火箭1磁吸锁
紧于发射架台体2上；
85.s300、获取固体火箭1发射时序控制指令；
86.s400、响应于固体火箭1发射时序控制指令，控制电磁吸组件断电解锁。
87.具体地，固体火箭1在发射前，需要先将固体火箭1竖起放置于发射架台体2上，此时，固体火箭1由于容易受到风的影响造成倾倒，从而影响发射轨迹。为此，在固体火箭1竖起完成后，通过控制器控制继电器闭合，给电磁吸组件的电磁铁4通电，从而产生磁吸力，固体火箭1可以锁紧固定于发射架台体2上，达到防倾倒的目的；
88.直至固体火箭1进入发射时序后，例如点火倒计时-1秒时刻，即起飞前1秒，此时控制器控制继电器断开，使电磁铁4断电，磁力消失，固体火箭1点火启动发射，进入飞行时序。
89.因此，本发明实施例的固体火箭用锁紧装置的控制方法根据固体火箭发射时序，并通过电磁吸控制技术，实现对固体火箭的锁紧与解锁，甚至可以在固体火箭点火的同时进行解锁，从而实现固体火箭发射前全过程内的锁紧固定，达到防倾倒的目的，并且解锁释放过程响应快无延迟，一致性较好，具有安全可靠、通用性好等特点。
90.综上所述，本发明实施例提供的固体火箭用锁紧装置及其控制方法，创造性地采用电磁铁电控磁吸方式，可以实现固体火箭尾舱与发射架台体之间的快速锁紧与解锁，结构简单，锁紧力可靠；并且直径相似的固体火箭均可沿用同一套锁紧装置，可重复使用，通用性好，成本可控，经济性更好；同时，该锁紧装置的动作通过时序控制程序实现，锁紧及解锁释放过程不需要手工拆除操作，安全性高；此外，锁紧装置的动作信号为电磁控制信号，释放过程无延迟，一致性更好。
91.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种固体火箭用锁紧装置，其特征在于，包括：电磁吸组件，连接于固体火箭的尾舱底部与发射架台体之间；控制器，与所述电磁吸组件电连接，所述控制器被配置为：在所述固体火箭竖起完成后，控制所述电磁吸组件通电，使所述固体火箭磁吸锁紧于所述发射架台体上；在所述固体火箭进入发射时序后，根据发射时序控制指令，控制所述电磁吸组件断电解锁。2.根据权利要求1所述的固体火箭用锁紧装置，其特征在于，所述电磁吸组件包括：第一磁吸件，环设于所述固体火箭的尾舱底部边沿；电磁铁，环设于所述发射架台体上且与所述第一磁吸件对应设置；开关器，分别与所述电磁铁的线圈和所述控制器电连接，用于控制所述电磁铁的通断电。3.根据权利要求2所述的固体火箭用锁紧装置，其特征在于，所述电磁铁包括：铁芯，形成有顶部为开口结构的铁芯腔，所述铁芯腔内形成有线圈安装芯部；第二磁吸件，盖设连接于所述铁芯腔的开口，且与所述第一磁吸件对应设置；线圈，设置于所述线圈安装芯部上。4.根据权利要求3所述的固体火箭用锁紧装置，其特征在于，所述第二磁吸件与所述铁芯腔和/或所述线圈安装芯部可拆卸连接。5.根据权利要求3所述的固体火箭用锁紧装置，其特征在于，所述铁芯腔与所述发射架台体可拆卸连接。6.根据权利要求3所述的固体火箭用锁紧装置，其特征在于，所述铁芯腔设有过线孔。7.根据权利要求2-6中任一项所述的固体火箭用锁紧装置，其特征在于，所述第一磁吸件与所述固体火箭的尾舱底部边沿可拆卸连接。8.根据权利要求2-6中任一项所述的固体火箭用锁紧装置，其特征在于，所述第一磁吸件设有多个，所述电磁铁为环形结构。9.根据权利要求2-6中任一项所述的固体火箭用锁紧装置，其特征在于，所述第一磁吸件和所述电磁铁均为环形结构。10.一种根据权利要求1-9中任一项所述的固体火箭用锁紧装置的控制方法，其特征在于，包括：获取固体火箭竖起完成指令；响应于所述固体火箭竖起完成指令，控制所述电磁吸组件通电，使所述固体火箭磁吸锁紧于所述发射架台体上；获取固体火箭发射时序控制指令；响应于所述固体火箭发射时序控制指令，控制所述电磁吸组件断电解锁。

技术总结
本发明涉及火箭技术领域，提供一种固体火箭用锁紧装置及其控制方法，固体火箭用锁紧装置包括：电磁吸组件和控制器；电磁吸组件连接于固体火箭的尾舱底部与发射架台体之间；控制器与电磁吸组件电连接，控制器被配置为：在固体火箭竖起完成后，控制电磁吸组件通电，使固体火箭磁吸锁紧于发射架台体上；在固体火箭进入发射时序后，根据发射时序控制指令，控制电磁吸组件断电解锁。本发明可以实现固体火箭发射前全过程的锁紧效果，有效防止固体火箭倾倒，并且解锁释放过程响应快无延迟，一致性较好，具有结构简单、安全可靠、通用性好等特点。通用性好等特点。通用性好等特点。


技术研发人员：李伟 刘百奇 杨乐 刘建设 杨向明 肖波 徐瑞
受保护的技术使用者：北京星河动力航天科技股份有限公司 安徽星河动力装备科技有限公司 江苏星河航天科技有限公司 星河动力（山东）航天科技有限公司
技术研发日：2023.03.15
技术公布日：2023/8/14