一种小型大力臂宽行程电动舵机的制作方法

本发明涉及一种小型大力臂宽行程电动舵机。

背景技术：

舵机系统属于典型的伺服系统，应用于飞行器制导控制系统，通过电机的动力输入，经过减速增力机构，控制舵面的转角，从而控制整个武器系统的飞行姿态，最终达到精确制导的目的。随着新一轮技术的革新，舵机向着高精度、高速度、小型化方向发展，所以执行机构可占据的空间越来越小，这就给传动机构的传动力矩、精度、行程、质量以及体积等重要指标提出更高的要求。现有类似装置在航天产品中传递减速比较小，力臂较短，而且体积大，在行程上受到了极大限制，降低了伺服机构的可靠性差等问题。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题在于提供一种小型大力臂宽行程电动舵机，其可靠性高。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种小型大力臂宽行程电动舵机，包括：外部结构，所述外部结构包括电机，其特征在于，还包括：在所述电机的下部设置壳体，所述壳体的侧面设置电位计组件，所述电机连接有主传动结构，所述电机与所述主传动机构相对于壳体同侧安装，所述主传动结构通过二级减速结构连接拨叉及丝杠组件，使得电机通过主传动结构的传动，再通过丝杠组件，带动拨叉上下移动，所述丝杠组件包括丝杠、丝杠齿轮、丝杠螺母，所述丝杠通过轴承带动丝杠螺母上下移动，丝杠螺母通过关节轴承带动拨叉绕着拨叉的另一端进行转动。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

结构简单，包括外部结构，所述外部结构包括电机，还包括：在所述电机的下部设置壳体，所述壳体的侧面设置电位计组件，所述电机连接有主传动结构，所述电机与所述主传动机构相对于壳体同侧安装，所述主传动结构通过二级减速结构连接拨叉及丝杠组件，使得电机通过主传动结构的传动，再通过丝杠组件，带动拨叉上下移动。具有大力臂、宽行程、体积小的优点，合理利用导弹舱体内有限空间的传动执行机构，实现了舵系统的小空间大行程以及微舵机大力矩的功能，同时具有大减速比的功能，实现了舵系统的微型化、小型化、集成化，提高了系统零部件的工艺性，降低了产品的成本。

附图说明

图1是本发明的小型大力臂宽行程电动舵机的结构示意图；

图2是本发明的主传动结构示意图；

图3是本发明的二级减速结构示意图；

图4是本发明的拨叉及丝杠组件结构示意图；

图5是本发明的行程范围结构示意图。

附图标记示意

1——电机、2——电机齿轮、3——传递齿轮、4——丝杠齿轮

5——丝杠螺母、6——关节轴承、7——拨叉、8——螺母、

9——轴承、10——丝杠、11——壳体、12——电位计组件

具体实施方式

下面通过具体实施方案对本发明作进一步详细描述，但这些实施实例仅在于举例说明，并不对本发明的范围进行限定。

请参照图1，本发明的小型大力臂宽行程电动舵机，包括外部结构，所述外部结构包括电机1，还包括：在所述电机1的下部设置壳体11，所述壳体11的侧面设置电位计组件12，所述电机1连接有主传动结构，所述电机1与所述主传动机构相对于壳体11同侧安装，所述主传动结构通过二级减速结构连接拨叉及丝杠组件，使得电机1通过主传动结构的传动，再通过丝杠组件，带动拨叉上下移动，所述丝杠组件包括丝杠10、丝杠齿轮4、丝杠螺母5，所述丝杠10通过轴承9带动丝杠螺母5上下移动，丝杠螺母5通过关节轴承6带动拨叉7绕着拨叉7的另一端进行转动。

在一个实施例中，所述主传动结构包括：电机齿轮2，所述电机1与电机齿轮2同轴固连，通过中间传动齿轮3带动丝杠齿轮4，所述丝杠齿轮4与丝杠10通过螺母8同轴固连。

在一个实施例中，所述丝杠10的整个长度为动力臂的长度。

在一个实施例中，所述拨叉7的转动端设计成拨叉与转轴一体化的设计结构。

在一个实施例中，所述拨叉中间设置方形孔驱动舵面。

在一个实施例中，所述二级减速结构为通过丝杠拨叉端长力臂的减速结构。

在一个实施例中，所述传动齿轮设计为大小齿轮同轴固连的方式。

在一个实施例中，在丝杠10的两端，未设置任何的螺母限位装置。

在一个实施例中，所述方形孔的数目为两个。

在一个实施例中，所述所述丝杠10通过轴承9带动丝杠螺母5上下移动，在通过两端的极限位置时，拨叉7与轴承9的外圆接触。

图1所示舵机整体结构图，舵机的外部结构主要由电机1、壳体11、电位计组件12组成。

本发明的主传动结构如图2所示，电机1与电机齿轮2同轴固连，通过中间传动齿轮3带动丝杠齿轮4，丝杠齿轮4与丝杠(10)通过螺母8同轴固连。丝杠10通过轴承9带动丝杠螺母5上下移动，丝杠螺母5通过关节轴承6带动拨叉7绕着拨叉7的另一端进行转动。

在一个实施例中，丝杠10通过丝杠螺母5和关节轴承6带动拨叉7绕另一端运动，丝杠10的整个长度为动力臂的长度，有效的节省了电机1及主传动结构的动力传输，延长使用寿命。

在一个实施例中，拨叉7的转动端设计成拨叉与转轴一体化的设计结构，如图4所示，通过拨叉7中间设置方形孔驱动舵面，减少了拨叉与输出转轴之间的误差，通过将舵面直接安装于拨叉7的安装槽内，实现直接控制，提高了控制精度和灵敏性，同时提高了加工的工艺性能。

如图3所示，电机1电机齿轮2同轴固连，通过中间的传动齿轮3，将动力输入到丝杠齿轮4。其中传动齿轮设计为大小齿轮同轴固连的方式，整个传动形成二级减速的方式，通过丝杠拨叉端长力臂的减速结构，极大地提高了减速比，增大了动力的输入。

如图5所示，电机1通过齿轮的传动，再通过丝杠螺母，带动拨叉上下移动，在丝杠10的两端，未设置任何的螺母限位装置，从而保证了丝杠的最大有效作用行程。而且拨叉的结构经过合理优化，在螺母运动到极限位置时，拨叉与轴承的外圆接触，保证了机构不会瞬时卡死。本发明在大行程的基础上，通过两端的极限位置时，拨叉与轴承(9)的外圆接触，不会导致整个执行机构瞬间卡死。而且电机与主传动机构同侧安装，将空间的利用率最大化。

本发明实现了以下有益的技术效果：

结构简单，包括：外部结构，所述外部结构包括电机，还包括：在所述电机的下部设置壳体，所述壳体的侧面设置电位计组件，所述电机连接有主传动结构，所述电机与所述主传动机构相对于壳体同侧安装，所述主传动结构通过二级减速结构连接拨叉及丝杠组件，使得电机通过主传动结构的传动，再通过丝杠组件，带动拨叉上下移动，所述丝杠组件包括丝杠、丝杠齿轮、丝杠螺母，所述丝杠通过轴承带动丝杠螺母上下移动，丝杠螺母通过关节轴承带动拨叉绕着拨叉的另一端进行转动。具有大力臂、宽行程、体积小的优点，合理利用导弹舱体内有限空间的传动执行机构，实现了舵系统的小空间大行程以及微舵机大力矩的功能，同时具有大减速比的功能，实现了舵系统的微型化、小型化、集成化，提高了系统零部件的工艺性，降低了产品的成本。

本发明虽然已选取较好实施例公开如上，但并不用于限定本发明。显然，这里无需也无法对所有实施方式予以穷举。任何本领域研究人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可采用上述公开实施例中的设计方式和内容对本发明的研究方案进行变动和修改，因此，凡是未脱离本发明方案的内容，依据本发明的研究实质对上述实施例所作的任何简单修改，参数变化及修饰，均属于本发明方案的保护范围。