本發(fā)明屬于運(yùn)載火箭發(fā)射技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種運(yùn)載火箭垂直定位裝置及其使用方法。

背景技術(shù)：
在運(yùn)載火箭發(fā)射技術(shù)領(lǐng)域，國內(nèi)在運(yùn)載火箭上尚無簡易測發(fā)模式應(yīng)用的先例，已有的簡易機(jī)動發(fā)射模式主要集中應(yīng)用在固體戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)武器裝備機(jī)動發(fā)射上，已經(jīng)研制配套了一系列與之相關(guān)的地面配套設(shè)備。目前有一種“三平一豎”的測發(fā)模式，如美國的Falconl火箭，韓國KSLV-1羅老號運(yùn)載火箭等，都是采取上述測發(fā)模式。我國某型號運(yùn)載火箭同樣采用上述“三平一豎”的測發(fā)模式，其通過簡化運(yùn)載火箭測發(fā)流程，提高發(fā)射任務(wù)響應(yīng)及其適應(yīng)能力，可以在設(shè)施并不十分完善的場地進(jìn)行簡單、快速、自動化的測發(fā)任務(wù)。由于采用“三平一豎”的測發(fā)模式，在火箭整體運(yùn)輸、整體起豎后，火箭支腳與發(fā)射臺支承面之間必定存在一定間隙，為保證安全并保證精確度，必須將發(fā)射臺調(diào)平到某一精度范圍之內(nèi)且必須消除該間隙，但目前使用的火箭垂直定位裝置中并不能有效消除該間隙，且可調(diào)性一般，并不能滿足運(yùn)載火箭的高精度發(fā)射，且間隙會導(dǎo)致發(fā)射的安全性降低。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明旨在提供一種運(yùn)載火箭垂直定位裝置及其使用方法，以解決現(xiàn)有運(yùn)載火箭垂直定位裝置由于不能去除發(fā)射間隙所存在的安全性差、發(fā)射精度不達(dá)標(biāo)等問題。本發(fā)明是通過如下技術(shù)方案予以實現(xiàn)的：一種運(yùn)載火箭垂直定位裝置，包括頂升油缸和支承座，所述支承座為矩形且頂端中部開有錐形槽，該錐形槽內(nèi)卡裝有與其相匹配的頂蓋，頂蓋頂端面與支承座頂端面齊平，頂蓋用于支撐火箭支腳，所述頂升油缸豎直布置在支承座底部，頂升油缸的輸出軸頂端固接有頂升球頭，該頂升球頭插入所述頂蓋底端開設(shè)的球形槽內(nèi)并通過底部的箍環(huán)鎖緊，支承座上安裝有與所述火箭支腳相匹配的壓板總成。所述壓板總成包括門形的壓板本體，壓板本體兩側(cè)均開有滑槽B，壓板本體頂部兩側(cè)均安裝有與其相垂直的滑塊，滑塊中部開有滑槽A，滑槽A內(nèi)插裝有銷軸，銷軸底端穿過滑槽B后末端通過螺母鎖緊，滑塊兩端中部均開有卡槽，卡槽內(nèi)插裝有鎖緊螺釘，通過該鎖緊螺釘將壓板總成安裝在所述支承座上。所述頂升油缸外部安裝有平衡閥和壓力傳感器。所述頂升球頭與球形槽之間為間隙配合。所述滑槽A和滑槽B均為腰形槽。上述運(yùn)載火箭垂直定位裝置的使用方法包括以下步驟：(A)起豎系統(tǒng)將運(yùn)載火箭整體起豎垂直后，頂升油缸工作，其輸出軸末端的頂升球頭驅(qū)動頂蓋上移；(B)頂蓋與火箭支腳接觸后頂升油缸制動，在壓力傳感器的反饋和平衡閥的作用下，四個組件的壓力保持一致；(C)起豎系統(tǒng)解除對火箭的約束后，在控制閥的控制下，頂升油缸內(nèi)的輸出軸緩慢下降并帶動頂蓋和火箭支腳一同下降；(D)當(dāng)頂蓋完全收入錐形槽內(nèi)后，頂升油缸繼續(xù)下降直至頂升球頭頂端與球形槽頂端分離；(E)將壓板總成穿過火箭支腳，通過滑槽A和滑槽B可前后左右四向調(diào)整滑塊的位置，并通過銷軸實現(xiàn)滑塊的轉(zhuǎn)動，以調(diào)整并滿足運(yùn)載火箭垂直定位在發(fā)射臺后的誤差；(F)將鎖緊螺釘穿過滑塊兩端的卡槽后并將鎖緊螺釘旋入支承座上實現(xiàn)壓板總成的鎖緊完成對運(yùn)載火箭的固定；(G)運(yùn)載火箭加注完成后進(jìn)入發(fā)射流程，解除鎖緊螺釘，拆除壓板總成后即解除對火箭的約束便可進(jìn)行起飛程序。本發(fā)明的有益效果是：與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下優(yōu)點：1、本發(fā)明具備結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)簡單，能可靠消除火箭整體起豎后，火箭支腳與發(fā)射臺之間的間隙；2、本發(fā)明具有適應(yīng)范圍廣，可適應(yīng)火箭起豎大范圍周向誤差；3、本發(fā)明具有火箭在壓力傳感器和頂升油缸的作用下能平穩(wěn)同步下落；4、本發(fā)明具有多次重復(fù)使用功能；具有可靠性和安全性高等特點。附圖說明圖1是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)圖；圖2是本發(fā)明中壓板總成的主視圖；圖3是圖2的俯視圖；圖4是本發(fā)明的使用狀態(tài)圖；圖中：1-頂升油缸，2-支承座，3-箍環(huán)，4-頂蓋，5-壓板總成，6-壓力傳感器，7-鎖緊螺釘，8-壓板本體，9-銷軸，10-螺母，11-滑塊，12-頂升球頭，13-火箭支腳，14-平衡閥，15-滑槽A，16-卡槽，17-滑槽B，18-錐形槽。具體實施方式以下結(jié)合附圖及實施例對本發(fā)明的技術(shù)方案作進(jìn)一步說明，但所要求的保護(hù)范圍并不局限于所述；如圖1-3所示，本發(fā)明提供的運(yùn)載火箭垂直定位裝置，包括頂升油缸1和支承座2，所述支承座2為矩形且頂端中部開有錐形槽18，該錐形槽18內(nèi)卡裝有與其相匹配的頂蓋4，頂蓋4頂端面與支承座2頂端面齊平，頂蓋4用于支撐火箭支腳13，所述頂升油缸1豎直布置在支承座2底部，頂升油缸1的輸出軸頂端固接有頂升球頭12，該頂升球頭12插入所述頂蓋4底端開設(shè)的球形槽內(nèi)并通過底部的箍環(huán)3鎖緊，支承座2上安裝有與所述火箭支腳13相匹配的壓板總成5。所述壓板總成5包括門形的壓板本體8，壓板本體8兩側(cè)均開有滑槽B17，壓板本體8頂部兩側(cè)均安裝有與其相垂直的滑塊11，滑塊11中部開有滑槽A15，滑槽A15內(nèi)插裝有銷軸9，銷軸9底端穿過滑槽B17后末端通過螺母10鎖緊，滑塊11兩端中部均開有卡槽16，卡槽16內(nèi)插裝有鎖緊螺釘7，通過該鎖緊螺釘7將壓板總成5安裝在所述支承座2上。所述頂升油缸1外部安裝有平衡閥14和壓力傳感器6。所述頂升球頭12與球形槽之間為間隙配合。所述滑槽A15和滑槽B17均為腰形槽。實施例：使用時，起豎系統(tǒng)(圖中未示出)將運(yùn)載火箭整體起豎垂直后，頂升油缸1工作，其輸出軸末端的頂升球頭12驅(qū)動頂蓋4上移；頂蓋4與火箭支腳13接觸后(如圖4所示)頂升油缸1制動，在壓力傳感器6的反饋和平衡閥14的作用下，頂升油缸1、控制閥、平衡閥14和壓力傳感器6的壓力保持一致；起豎系統(tǒng)解除對火箭的約束后，在控制閥的控制下，頂升油缸1內(nèi)的輸出軸緩慢下降并帶動頂蓋4和火箭支腳13一同下降；當(dāng)頂蓋4完全收入錐形槽18內(nèi)后，錐形槽18即可實現(xiàn)獨立對頂蓋4的支撐，頂升油缸1繼續(xù)下降直至頂升球頭12頂端與球形槽頂端分離；將壓板總成5穿過火箭支腳13，通過滑槽A15和滑槽B17可前后左右四向調(diào)整滑塊11的位置，并通過銷軸9實現(xiàn)滑塊11的轉(zhuǎn)動，以調(diào)整并滿足運(yùn)載火箭垂直定位在發(fā)射臺后的誤差；將鎖緊螺釘7穿過滑塊11兩端的卡槽16后并將鎖緊螺釘7旋入支承座2上實現(xiàn)壓板總成5的鎖緊完成對運(yùn)載火箭的固定(如圖1所示狀態(tài))；運(yùn)載火箭加注完成后進(jìn)入發(fā)射流程，解除鎖緊螺釘7，拆除壓板總成5后即解除對火箭的約束便可進(jìn)行起飛程序。上述實施例僅為本發(fā)明的一個較佳實施例，并不用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍，凡在本發(fā)明的技術(shù)方案基礎(chǔ)上所作出的變形、修飾或等同替換等，均應(yīng)落入本發(fā)明的保護(hù)范圍。