火箭牵制释放液压系统及控制方法

本发明公开了一种火箭牵制释放液压系统及控制方法，系统包括主动力源、先导动力源、蓄能器组和至少两组液压驱动单元，每组驱动单元均包括油缸组、大腔高频响比例换向阀、小腔高频响比例换向阀和液压锁，蓄能器组通过大腔高频响比例换向阀向油缸大腔供油，小腔通过液压锁及小腔高频响比例换向阀回油至油箱，液压锁的控制油口连接另一组驱动单元的先导控制油路实现交叉互开，先导动力源控制各高频响阀导通。通过上述方式，本发明通过蓄能器预储能与高频响阀快速开启，能够实现毫秒级快速翻转；当任意电控元件失效时，未失效组可通过刚性连接带动失效组动作，确保翻转完成，响应速度快、可靠性高，满足火箭发射要求。