具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

本发明提供了一种运载火箭的牵制缓释装置，如图1所示为该牵制缓释装置的使用状态图。多个牵制缓释装置设置在发射台7上，用于牵制压紧火箭尾端8。牵制缓释装置通过伸缩杆1的控制，使得牵制缓释装置对火箭尾端8进行牵制或释放。具体的，每个牵制缓释装置上均对应有伸缩杆1，带动牵制缓释装置运动。

该附图所示的实施方式中，多个牵制缓释装置均匀分布在火箭尾端8的周围，用于对火箭尾端8施加均匀的牵制力。为了保证火箭状态的稳定，需要保持火箭尾端牵制力均匀，这就需要在火箭尾端8的周围均匀布置多个牵制缓释装置，保证火箭尾端的多个方向均具有牵制力。

如图2所示为该牵制缓释装置的结构图，该牵制缓释装置包括：伸缩杆1、压杆2以及转臂3。其中，转臂3的一端通过第一支座4活动连接在发射台7上。优选的，转臂3与第一支座4通过插销或螺栓连接。

转臂3的另外一端具有U型槽，压杆2活动连接在U型槽内。优选的，压杆2与转臂3通过插销或螺栓连接。

压杆2的一端与设置在发射台7上的伸缩杆1的一端活动连接，压杆2的另外一端连接火箭尾端8，用于在伸缩杆1的施力作用下对火箭尾端8施加牵制力。具体的，压杆2在伸缩杆1推力的作用下对火箭尾端8施加牵制力，以及在伸缩杆1拉力的作用下，压杆2对火箭尾端8的牵制力逐渐减小直至脱离接触，释放火箭尾端8。

伸缩杆1的另外一端通过第二支座5活动连接在发射台7上，第二支座5用于为伸缩杆1提供支撑。优选的，伸缩杆1与第二支座5通过插销或螺栓连接。本发明的具体实施方式中，为了保证伸缩杆1提供稳定的牵制力，该牵制缓释装置上至少设置一个伸缩杆1。优选的，伸缩杆1为液压杆或电动杆，能够实现对伸缩杆1的远程遥控以及自动控制。如图3所示，伸缩杆1在进行伸缩运动的过程中，转臂3在第一支座4的限定方向进行摆动，在转臂3的限位以及伸缩杆1的带动下，压杆2上扬或下降。

本发明的具体实施方式中，如图2所示，火箭尾端8设置有承力轴9，压杆2与承力轴9连接，用于通过压杆2对承力轴9施加作用力，进而对火箭尾端8施加牵制力。承力轴9能够相对于火箭尾端8进行转动，用于实现压杆2与承力轴9滚动接触，降低压杆2与承力轴9相互移动时的摩擦力，使得压杆2与承力轴9的相对运动更加的灵活。

本发明的具体实施方式中，如图3所示，压杆2与承力轴9接触的一端为曲线端，曲线端的内凹侧在压杆2的下部一侧，即内凹侧为压杆2朝向第一支座4的一侧。压杆2对承力轴9施加牵制力时，承力轴9设置在压杆2的下部，即承力轴9与压杆2曲线端接触，用于在该牵制缓释装置释放火箭的过程中，压杆2保持对承力轴9施加牵制力。压杆2曲线端的内凹侧与承力轴9表面相切，以线接触方式进行接触传力，进而对火箭尾端施加下压力以约束火箭的运动。另外，线接触的方式相对于面接触来说摩擦力更小，当火箭升空的过程中，承力轴9与压杆2之间的相对移动更加的流畅，避免出现卡顿的情况，保证火箭升空时火箭尾端受到各个方位的牵制力大小更加的均匀，保证了火箭升空过程的稳定。在火箭未升空之前，压杆2曲线端的内凹侧对承力轴9施加的牵制力包括水平力和垂向力。其中，水平力用于约束火箭发射的起飞飘移运动。垂向力用于对火箭尾部进行压制。

另外，压杆2具有固定的最大上扬高度，在压杆2上扬的过程中，承力轴9与压杆2逐渐脱离接触。也就是说，在火箭升高到预设高度的过程中，压杆2对承力轴9施加的牵制力逐渐减小至零。在这个过程中牵制力呈曲线变化，使得火箭释放的过程更加的稳定。

本发明的具体实施方式中，该牵制缓释装置上还具有力传感器6。力传感器6设置在伸缩杆1上，用于检测伸缩杆1的轴向力。通过检测到伸缩杆1的轴向受力情况，进而得知压杆2对承力轴9的施力大小，因为力的作用是相互的，因此可以得出承力轴9对压杆2施加的作用力的大小。

力传感器6电路连接控制端，将伸缩杆1的轴向力数据反馈给控制端，控制端根据实时反馈的轴向力的大小，进而控制压杆2对承力轴9牵制缓释的过程。

具体的，当火箭推力与火箭重力之差大于或等于牵制缓释装置预设牵制力时，力传感器6将检测到的轴向力数据传递给控制器，控制器控制伸缩杆1逐渐缩回。压杆2在伸缩杆1的带动下进行转动，并在转臂3的限位下逐渐上扬，在压杆2上扬的过程中，压杆2对承力轴9施加的牵制力逐渐减小，直至牵制力为零。实际操作过程中，通常会在火箭尾端设置至少两个甚至多个牵制缓释装置，此时火箭推力与火箭重力之差大于或等于多个牵制缓释装置预设牵制力的总和时，力传感器6将检测到的轴向力数据传递给控制器，控制器才会控制伸缩杆1逐渐缩回。进而使得压杆2在伸缩杆1的带动下进行转动，并在转臂3的限位下逐渐上扬，在压杆2上扬的过程中，压杆2对承力轴9施加的牵制力逐渐减小，直至牵制力为零。

当压杆2对承力轴9的牵制力为零后，压杆2与承力轴9分离，释放火箭尾端。释放的过程中，多个牵制缓释装置是在控制器的控制下同步进行的，尽可能的避免在火箭升空的过程中出现火箭尾端受力不均的情况。另外，火箭在起飞之前可能会受到风力等因素的影响而晃动，火箭晃动会导致各个牵制缓释装置上的力传感器6检测到的轴向力不同，为防止误判，因此需要设定火箭推力与火箭重力之差稍大于多个牵制缓释装置预设牵制力的总和，这样能够保证火箭发射过程安全可靠。

如图4所示为火箭上升过程中，该牵制缓释装置的不同状态图。火箭升空之前，牵制缓释装置处于a状态，此时火箭的升力与火箭重力之差小于多个牵制缓释装置对承力轴9的预设牵制力的总和。当火箭的升力与火箭重力之差大于或等于多个牵制缓释装置对承力轴9的预设牵制力的总和时，控制端控制伸缩杆1逐渐缩回，压杆2在转臂3的限位、在承力轴9的推力作用以及在伸缩杆1的推力作用下逐渐进行上扬的运动。上扬过程中，火箭推力逐渐增加，火箭的高度也逐渐升高。当牵制缓释装置运动达到图4中b处时，此时承力轴9移动到了压杆2的尾端，从a到b的过程中，压杆2对承力轴9施加的牵制力逐渐减小至零。然后压杆2在伸缩杆1缩回的过程中继续上扬，到达状态c，从b到c的过程中，承力轴9与压杆2脱离接触，火箭在这个过程中达到满推力状态，火箭上升，完成火箭升空。

本发明还提供了运载火箭的发射台，该发射台上设置有至少两个上述的牵制缓释装置，用于牵制固定火箭尾部。

本发明的一种实施方式中，如图5所示，当火箭尾端具有一个主体时，4个牵制缓释装置均匀分布在火箭尾端的周围，以火箭主体为中心，两两牵制缓释装置之间的角度为90度，保证了火箭尾端各个方向受到的缓释力均匀，大大降低了火箭倾斜的概率。

本发明的一种实施方式中，如图6所示，当火箭尾端具有三个主体，且三个主体并排固定连接时，多个牵制缓释装置分别分布设置在每个主体的轴线处。即中间的主体竖直轴线上固定连接两个牵制缓释装置，两侧的火箭主体上，分别在竖直轴线上设置两个牵制缓释装置，横向轴线上设置一个牵制缓释装置。这种分布设置的情况，保证了火箭尾端各个方向受到的缓释力均匀，大大降低了火箭倾斜的概率。

本发明的一种实施方式中，如图7所示，当火箭尾端具有五个主体，且一个主体在中间设置，另外四个主体分别位于中间主体的横向和竖向轴线方向上，即位于中间主体的四周，两两之间呈90的分布，且均与中间主体固定连接。该实施例中设置了4个牵制缓释装置，4个牵制缓释装置分别设置在周围四个主体的外侧，保证了多个牵制缓释装置对周围主体施加均匀的牵制力。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。