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发信人: dxmxqe (在等待●李登辉同志永垂不朽), 信区: Aero
标  题: 浅析牵制释放发射技术
发信站: 哈工大紫丁香 (Fri Nov 14 13:00:40 2003), 站内信件

王瑞铨丛小鹏

（北京特种工程机械研究所，北京，100076）

摘要  分析了国外火箭牵制释放发射装置的设计特点和设计要求，对其结构进行了综合研
讨，在此基础上归纳了国外牵制释放发射机构的8点设计要求。提出了一种运载火箭强制牵
制释放机构的设计思想和设计条件。

关键词  运载火箭，发射技术，牵制释放，地面设备。

1 前言

火箭的牵制发射是世界各国均采用的一种发射技术。美国、英国、法国、印度、日本、俄
罗斯都有这种技术。牵制释放发射技术分为强制释放和非强制释放两大类型。美国的土星
I、土星Ⅴ、大力神和宇宙神火箭虽结构不一样，但均属于强制释放，英国兰光火箭牵制机
构是一种应用液压阻尼技术研制的支承、牵制、减载缓释放一体化结构。法国阿里安火箭
因牵制载荷增大，其牵制机构是在兰光牵制机构的基础上做了优化设计。在俄罗斯两种释
放方式均被采用，天顶号、质子号采用的是强制释放技术，联盟号采用的是非强制释放技
术。

2  国外牵制发射装置的特点和设计思想

2.1 特点

国外牵制发射装置的特点主要有如下几点：

a) 国外牵制发射装置都十分庞大。土星Ⅴ号支撑臂长3.04m，宽1.82m，高3.35m，重达20
412kg（图1）。H-2A火箭发射平台长25.4 m，宽22 m，高7 m。阿里安火箭发射装置也十分
高大（图2）。运载火箭发射装置如此庞大，一方面与火箭的重量和尺寸有关，另一方面与
火箭支承结构有关。国外火箭发射装置集支承、牵制、释放功能于一身。在介绍牵制发射
技术时，因为其结构形式与支承臂关系十分密切，总是和发射台支承臂一起介绍，其实牵
制释放装置本身结构并不十分复杂。

  b) 国外牵制装置设计是充分考虑了牵制释放的可靠性，解决的途径是关键点搞冗余设计
。如大力神I火箭采用的是爆炸分离螺栓，每枚火箭用4套螺栓，每套有两个平行布置的螺
栓互为备份，只要有一套单独起作用就能安全可靠地释放牵制机构。美国宇宙神牵制释放
机构把冗余技术应用到起稳定作用的液压装置中，这种冗余技术保证在正常液压传递装置
失灵时仍能继续工作。阿里安火箭牵制释放技术中机构型和爆炸型互为冗余。美国土星Ⅴ
当牵制臂释放系统失效，如分离器在0.18 s内没有释放，则炸开爆炸螺帽的连接使其释放
。

  c) 牵制机构释放时，过程受控，防止过早释放。土星Ⅴ号火箭点火后，上升15 cm才完
全释放火箭。宇宙神导弹点火并达到额定推力后，牵制臂的气压式作动筒逐渐升起数厘米
，然后作动筒泄压到零，火箭离开发射装置。俄罗斯质子号火箭，点火起飞上升20 mm后才
完全释放。阿里安火箭从-6 s进入同步发射程序，此时做射前各种参数的最终测试和检查
。正常后，0 s点火，牵制3～4 s时间才最终释放火箭。

2.2 国外牵制释放技术设计要求

设计牵制释放装置主要考虑如下技术要求：

a) 火箭牵制释放必须全过程受控，待火箭各系统参数正常后才释放火箭。火箭牵制释放是
一个过程，国外分成3个阶段：第1阶段为点火前判定箭上各系统及参数是否正常，例如低
温级的液面、控制系统的电源参数，有效载荷各系统及参数是否正常；第2阶段是点火后判
定发动机推力是否达到额定值；第3阶段则是牵制释放。第3阶段时间最短，火箭开始起飞
，正常则释放，不正常则紧急关机。这3个阶段互相关联，阿里安火箭系列是10 s。在第3
阶段中，火箭逐渐升高直至完全释放从而避免突加载荷对火箭及有效载荷的瞬时冲击。

b) 牵制释放控制程序必须自动进行。以阿里安火箭为例，同步发射程序由阿里安中心两台
并联的计算机系统进行，在-4 s自动释放系统的逻辑程序器开始工作，并按预定程序发出
定时脉冲，直至火箭离开发射装置（台）。

c) 发射装置上装有测量推力、推进剂加注量、导弹和重量等测量系统。测力传感器精度0
.5%。

d) 牵制发射装置应能承受火箭牵制时的风荷、发射时的热负荷，紧急关机时突然下降运动
的冲击力。

e) 牵制装置操作简单、准确。

f) 牵制装置必须绝对安全可靠。该释放时必须准时释放，不该释放时必须牢牢地将火箭固
定在发射装置上。爆炸释放时不得损伤火箭。

g) 当支点不在火箭尾段时，支承臂在释放时应后倒以让出通道使火箭安全无障碍地飞离发
射装置。

h) 不同火箭牵制点数量不同。为防止初始飞行姿态的失控，牵制装置必须做到同步释放。

3 国外牵制释放机构的组成分析

前面已经讲到，国外介绍牵制释放机构的时候，往往将支承、牵制、释放一起介绍。实际
使用时，它们往往设计成一体，所以显得很庞大。我国发射装置的设计已有40多年历史，
在火箭的支承、垂直度调查、方位回转等技术上相当成熟。为此，我们分析一下国外众多
的牵制释放机构是有益的。

国外牵制释放机构由两个系统组成：一个是牵制系统，另一个是释放系统。牵制和释放两
个系统也有做成合一的。牵制的结构和火箭连结部位密切相关，因此各种火箭牵制结构不
完全相同，但彼此经过充分的协调。释放的方式和牵制预紧力的力源有直接关系。土星火
箭牵制臂通过连杆结构释放，减载缓释功能由缓释销完成。大力神火箭是爆炸分离螺母和
双头螺栓。宇宙神火箭牵制臂是A型框架，释放是牵制释放气缸使牵制销从箭体上拔出。兰
光（图3）、阿里安火箭牵制臂由液压阻尼油缸与主连杆组成。印度火箭采用开口套筒夹紧
和液压装置牵制火箭（图4）。美国航天飞机的牵制采用易碎螺母和牵制双头螺栓。在众多
的牵制和释放机构中有那些基本的要素呢？

a) 牵制力的力源选择设计——气动力、液压力还是机械力；

b) 火箭和牵制机构的连接结构设计——销接、压接还是螺接；

c) 缓释方案设计——缓释销、液压阻尼、气动阻尼还是机械阻尼。

除了以上3个要素外，如果火箭支承在腰部，为避免起飞时，火箭尾端碰撞牵制机构，有的
支承牵制臂在火箭起飞时要后倒。这样就存在第4个设计要素。

d) 支承牵制机构（牵制臂）后倒方案设计——[LL]机构、气动、液压、气动机械混合型还
是液压机械混合型方案。

应当指出的是大力神、H-2火箭和美国航天飞机采用的是爆炸螺母和双头螺栓牵制方案，这
种方案没有谈到缓释。这意味着火箭能够承受突然释放对火箭和有效载荷的瞬时冲击。这
是一个很值得研究的问题。火箭在飞行中的过载有时很大，如遇到高空风切换，三级二次
点火……等等，所以若能不考虑缓释，牵制释放机构中的要素就又少了一个，设计机构也
将简单，而结构越简单可靠性也越高。

另一个值得研究的是牵制点问题，如果牵制点位置在尾端支点而不在腰部，那么牵制臂后
倒这个设计要素也就可以不考虑了，从而使设计得以简化。

4  牵制释放机构的设计思路和设计原则

40多年来，我们先后研制了远控自动脱落的各种加排连接器、供气连接器、空调连接器、
电连接器，这些连接器的锁紧连结采用弹子机械锁或气动爪式锁紧。在液压系统设计方面
我们设计了高可靠的液压锁，自动远距离操纵和控制脱落技术也已相当成熟，各种连接器
和箭体的接口协调都经受住了火箭发射的考验。我们的设计原则：

a) 在设计思路上要充分应用已有成熟技术，其好处是可节省研制经费。

b) 可靠性高——最好的办法是对关键点采用双冗余，设计时要确定冗余工作，以保证在单
点失效情况下，系统仍能成功地工作。

c) 制订牵制释放装置的设计规范：明确特性；要求产品的可跟踪性、安全性；质量保证规
范；验收方法和要求等等。

5 牵制释放与火箭的接口协调

牵制释放机构和火箭的关系极为密切，主要体现在以下几方面：

a) 牵制点的箭上结构。

国外火箭箭上与地面牵制之间的连接形式不尽相同，箭上结构影响牵制机构设计要素是采
用销接、压接还是螺接，火箭设计时，要考虑这一需求和关系。

b) 牵制点的数目和位置。

国外火箭牵制点有2个、4个、6个、8个，能源号火箭多达32个。牵制点的数目和牵制力有
关，牵制点越多同步释放的难度就越大，牵制力和火箭推力有关，所以这是必须预先确定
的。牵制点的位置，国外火箭有在芯级的，也有在助推级的。印度火箭牵制点在芯级不在
助推级，美、俄在助推级设置牵制点。单级火箭牵制点有在火箭腰部和尾段支点两种情况
。

c) 释放时间和条件。

前面已经讲到一些国外火箭牵制释放的时间和条件，各国不尽相同。印度火箭更为特别，
印度火箭是助推级先点火，正常后释放牵制机构，确认牵制已释放，芯级发动机再点火。
我们认为释放时间主要是和火箭动力系统、控制系统、有效载荷系统有关。

图5是运载火箭的一种新型强制式牵制释放发射装置，适用于多点尾段牵制，爆炸器组件牵
制与释放，缓释销减载缓释。其优点是同步精度高，可靠、安全。

d) 控制释放的管理和分工。



国外火箭是由地面发射系统计算机进行管理。释放前的各种信息送到地面牵制释放控制计
算机。发射体制如何适应这一新变化，管好、用好，这也是必须研究的。但控制释放必须
是远距离自动控制。

6 结语

随着火箭故障诊断技术和载人飞行空间技术的发展，应用牵制释放技术的必要性越来越明
显。它的应用，使人们不论是

在火箭发动机出现故障，还是在全箭其它系统及有效载荷临射前出现故障的情况下，均可
终止发射，从而避免不必要的损失。牵制释放发射在确保火箭安全可靠发射方面是非常必
要的。

参考文献

1 王瑞铨.牵制释放发射技术.中国宇航学会发射专业委员会会议论文.CASL-950002-C.199
5-07.

2 NaKamura M.宇宙神火箭的牵制发射稳定器.程水旺译.国外导弹与航天运载器，1992(12
):15~20

3 宇宙神E系列导弹控制释放分系统可行性研究.沈法元译.AD 830196.

4 Purushath P, Pillai K G, Rajamannickam et al. Launcher hold release mechanis
m for launch vehicle.Proceedings of the Aerospace European Mechanism and Tribo
logy Symposium. 1997-10:287~290

5 Launch vehicle constraining means. GB 2096287.

6 Martin Hollmann. Holding apparatus. US Patent 4453449. 1984-06-12.

7 Burcham Terry W. Controlled release device. US Patent 3415156. 1968-12-10.

8 Don Swanson. Unsung "heroes" of the Gemini flights. Assembly Engineering:196
5(8):7

导弹与航天运载技术2001-06

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