舵翼折叠装置、微型导弹及舵翼折叠方法与流程

本发明涉及导弹控制技术领域，尤其是涉及一种舵翼折叠装置、微型导弹及舵翼折叠方法。

背景技术

近年来，无人机技术发展迅速，在执行微小型目标打击任务中扮演着越来越重要的角色。由于无人机的载弹量有限，为满足无人机的携带，对导弹直径及重量提出了小型化、轻量化的要求。随着导弹直径越来越小，重量越来越轻，无人机一次可携带的导弹数量随即增加，但传统的导弹采用的固定式x布局尾翼占用空间较大，反而阻碍了无人机载弹量的增加。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种舵翼折叠装置、微型导弹及舵翼折叠方法，以解决现有技术中存在传统的导弹采用的固定式x布局尾翼占用空间较大，反而阻碍了无人机载弹量的增加的技术问题。

本发明提供了一种舵翼折叠装置，包括舵翼、舵机舱、抬起组件和转动组件，所述转动组件安装于所述舵机舱上，所述舵翼与所述转动组件活动连接；所述抬起组件安装于所述舵翼与所述转动组件之间；所述舵翼的翼面能够与所述舵机舱的表面相贴；所述抬起组件用于使所述舵翼抬起，以使所述舵翼的翼面从相贴状态变成直立状态；所述转动组件用于使抬起的所述舵翼转动。

进一步地，所述转动组件包括驱动轴，所述舵翼与所述驱动轴之间通过销轴铰接，且所述销轴的轴线与所述驱动轴的轴线相垂直；所述驱动轴与所述舵机舱转动连接。

进一步地，所述抬起组件包括第一扭转弹性件，且所述第一扭转弹性件安装于所述舵翼与所述驱动轴之间。

进一步地，所述驱动轴的一端与所述舵机舱之间通过轴承连接，所述驱动轴的另一端设置有铰座，所述舵翼的根部与所述铰座通过所述销轴相连接；所述铰座的两个子耳之间具有转动限位部，用于限制所述舵翼的抬起角度。

进一步地，所述转动组件还包括第二扭转弹性件，用于使所述驱动轴绕自身的轴线旋转。

进一步地，所述转动组件还包括驱动装置、主动齿轮和被动齿轮，所述驱动装置用于驱动所述主动齿轮转动，所述主动齿轮与所述被动齿轮相啮合；所述被动齿轮套设于所述驱动轴上，且所述被动齿轮与所述驱动轴之间设置有锁止组件，用于使所述被动齿轮与所述驱动轴之间能够保持相对静止；所述驱动装置固定于所述舵机舱上，所述第二扭转弹性件安装于所述驱动轴与所述被动齿轮之间。

进一步地，所述锁止组件包括压紧弹簧和定位件；所述驱动轴的表面开设有定位槽；所述被动齿轮的轮轴孔的孔壁上开设有安装孔，所述压紧弹簧和所述定位件均安装于所述安装孔中；所述压紧弹簧用于在所述驱动轴转动过程中，当所述定位槽的位置与所述安装孔的位置相对时，使所述定位件能够插入所述定位槽中。

进一步地，第一扭转弹性件为平列双扭弹簧，所述平列双扭弹簧的中部支撑于所述舵翼的翼面上，所述平列双扭弹簧的两端分别与嵌入所述驱动轴。

进一步地，所述第二扭转弹性件为扭转弹簧，所述扭转弹簧的一端嵌入所述驱动轴，所述扭转弹簧的另一端嵌入所述被动齿轮。

进一步地，所述舵翼的数量为多个，且多个所述舵翼沿所述舵机舱的外周面均匀布设。

本发明还提供了一种微型导弹，包括所述的舵翼折叠装置。

本发明还提供了一种舵翼折叠方法，该折叠方法包括：在舵机舱上开设与所述舵翼的翼面相配合的贴合面；在所述舵机舱上安装转动组件，并将所述舵翼与所述舵机舱活动连接，然后在所述舵翼与所述转动组件之间安装抬起组件，通过所述抬起组件使所述舵翼的翼面从相贴状态变成直立状态，并通过所述转动组件使抬起的所述舵翼转动。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

本发明提供的舵翼折叠装置，在使用时，可以与弹体相连接，由于舵翼是先抬后，然后再转动，以实现舵翼的展开的，因此舵翼可以沿导弹的弹体的轴向平躺式折叠在舵机舱的外表面以便减小导弹整体的占用空间，并且通过展开组件实现导弹从发射筒射出后，翼片自动展开。

本发明还提供的微型导弹，包括所述的舵翼折叠装置。基于上述分析可知，该微型导弹的舵翼由于可以折叠，因此有利于减小导弹的占用空间。

本发明还提供的舵翼折叠方法，该舵翼折叠方法通过使翼片折叠，有利于减小导弹的占用空间。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述部分中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例一提供的舵翼折叠装置的展开时的结构示意图；

图2为本发明实施例一提供的舵翼折叠装置的展开时的另一视角的结构示意图；

图3为本发明实施例一提供的舵翼折叠装置的折叠时的结构示意图；

图4为本发明实施例一提供的舵翼折叠装置的折叠时的另一视角的结构示意图；

图5为本发明实施例一提供的舵机舱的结构示意图；

图6为本发明实施例一提供的舵机舱的另一视角的结构示意图；

图7为本发明实施例一提供的舵机舱的剖视图；

图8为本发明实施例一提供的被动齿轮的结构示意图；

图9为本发明实施例一提供的被动齿轮的剖视图；

图10为图2中a处的局部放大示意图。

图标：

101-舵翼；102-舵机舱；103-首端；104-尾端；105-驱动轴；106-销轴；107-平面；108-安装凸台；109-圆盘部；110-穿孔；111-轴孔；112-转动限位部；113-子耳；114-铰耳；115-平列双扭弹簧；116-驱动装置；117-主动齿轮；118-被动齿轮；119-定位套；120-轴承；121-齿形部；122-光面部；123-扭转弹簧；124-压紧弹簧；125-定位钢珠；126-弹簧顶丝；127-螺钉；128-安装孔。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

通常在此处附图中描述和显示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。

基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例一

参见图1至图10所示，本发明实施例一提供了一种舵翼折叠装置包括舵翼101、舵机舱102、抬起组件和转动组件，转动组件安装于舵机舱102上，舵翼与转动组件活动连接；抬起组件安装于舵翼与转动组件之间；舵翼的翼面能够与舵机舱102的表面相贴，在舵翼的翼面与舵机舱102的表面相贴的状态下，舵翼的翼面与舵机舱102的轴线相平行；抬起组件用于使舵翼抬起，以使舵翼的翼面从相贴状态变成直立状态，即舵翼从折叠状态变为直立状态；转动组件用于使抬起的舵翼转动，通过转动组件使其转动，以使舵翼的翼面从与舵机舱102的轴线相垂直状态，变为舵翼的翼面与舵机舱102的轴线相平行的状态。

参见图1所示，具体而言，舵机舱102具有相对应的首端103与尾端104，舵翼从首端103向尾端104的方向倾倒以实现舵翼的翼面与舵机舱102的表面相贴。舵机舱102为筒状结构；舵翼的翼根与转动组件相铰接。从舵翼的翼根至舵翼的翼梢的方向为舵翼的长度方向，在舵翼的翼面贴在舵机舱102的表面时，舵翼的长度方向基本与筒状结构的轴线相平行；在舵翼变成直立状态时，舵翼的长度方向与筒状结构的轴线相垂直。需要说明的是，该实施例中，相贴表示的是航翼的翼面紧挨着舱机舱的表面，两者之间可以有间隙，也可以相接触。

该实施例提供的舵翼折叠装置，在使用时，可以与弹体相连接，由于舵翼是先抬后，然后再转动，以实现舵翼的展开的，因此舵翼可以沿导弹的弹体的轴向平躺式折叠在舵机舱102的外表面以便减小导弹整体的占用空间，并且通过展开组件实现导弹从发射筒射出后，翼片自动展开。

该实施例可选的方案中，舵翼的数量为多个，且多个舵翼沿舵机舱102的外周面均匀布设。

具体而言，该实施例中，以舵翼的数量为4个为例，来进行具体说明。相邻两个舵翼之间所对的圆心角为90°。舵机舱102的外表面开设有供舵翼的翼面与其相贴的平面107，这样当舵翼1折叠后，不至超出导弹的最大外径；平面107的数量与舵翼的数量相等，且多个平面107与多个舵翼一一对设置。每个舵翼对应一转动组件。

该实施例可选的方案中，转动组件包括驱动轴105，舵翼与驱动轴105之间通过销轴106铰接，且销轴106的轴线与驱动轴105的轴线相垂直；驱动轴105与舵机舱102转动连接。在舵翼抬起过程中，舵翼绕销轴106的轴线转动；在舵翼成直立状态后，驱动轴105和舵翼一起绕驱动轴105的轴线转动。

参见图3和图7具体而言，舵机舱102的内部设置有安装凸台108，安装凸台108固定于航机舱内部的圆盘部109的中心，该安装凸台108位于舵机舱102的轴线上。舵机舱102的筒壁上还开设有穿孔110，用于供驱动轴105穿过。驱动轴105的轴线与舵机舱102的轴线相垂直。安装凸台108呈圆状柱。安装凸台108的周向开设有4个轴孔111。

该实施例可选的方案中，驱动轴105的一端与舵机舱102之间通过轴承120连接，驱动轴105的另一端设置有铰座，舵翼的根部与铰座通过销轴106相连接；铰座的两个子耳113之间具有转动限位部112，用于限制舵翼的抬起角度，也就是说，两个子耳113及转动限位部112形成一盲槽，这样当舵翼抬起后，舵翼的根部的铰耳114由于转动限位部112的限制作用，使得舵翼不能够继续绕销轴106转动，从而实现对舵翼的角度的限位，该实施例中，通过转动限位部112，以使舵翼绕销轴106的转动角度范围为0°～90°。

具体而言，驱动轴105的另一端的铰座从穿孔110中伸出后，与舵翼相铰接。舵翼的根部的单个铰耳114插入铰座的两个子耳113之间，并通过销轴106实现舵翼与驱动轴105之间的铰接。轴孔中安装轴承120，轴承120的外圈与轴孔的孔壁之间通过螺钉127固定。轴承120的内圈与驱动轴105过盈配合或通过键连接，这样驱动轴105便可以在轴孔中转动。

该实施例可选的方案中，抬起组件包括第一扭转弹性件，且第一扭转弹性件安装于舵翼与驱动轴105之间，通过第一扭转弹性件可实现舵翼从折叠状态自动变为直立状态。

具体而言，第一扭转弹性件为平列双扭弹簧115，平列双扭弹簧115的中部支撑于舵翼的翼面上，平列双扭弹簧115的两端分别与嵌入驱动轴105，平列双扭弹簧115的两端分别嵌入铰座的子耳113的外侧面上。

参见图1和图10所示，该实施例可选的方案中，转动组件还包括驱动装置116、主动齿轮117和被动齿轮118，驱动装置116用于驱动主动齿轮117转动，主动齿轮117与被动齿轮118相啮合；被动齿轮118套设于驱动轴105上，且被动齿轮118与驱动轴105之间设置有锁止组件，用于使被动齿轮118与驱动轴105之间能够保持相对静止；驱动装置116固定于舵机舱102上，第二扭转弹性件安装于驱动轴105与被动齿轮118之间。

具体而言，驱动轴105上安装于有定位套119，用于定位被动齿轮118在驱动轴105上的位置。定位套119与驱动轴105过盈配合或通过键连接。被动齿轮118的周向具有齿形部121和光面部122，齿形部121具有齿。驱动装置116包括电机和减速机，电机的输出轴与减速机的输入轴固定连接，主动齿轮117固定安装于减速机的输出轴上。电机和减速机均安装于舵机舱102的内部。电机可以为伺服电机。当被动齿轮118与驱动轴105通过锁止组件锁定时，电机将动力输出给减速机，减速机再将动力传递给主动齿轮117，主动齿轮117带动被动齿轮118转动，驱动轴105随着被动齿轮118转动，以实现驱动轴105再带动舵翼绕驱动轴105的轴线转动，完成舵翼摆动工作功能。需要说明的是，齿形部121所对应的圆心角可以为180°。在电机不通电的状态下，主动齿轮117不会转动，被动齿轮118也不会转动。

参见图1所示，该实施例可选的方案中，转动组件还包括第二扭转弹性件，用于使驱动轴105绕自身的轴线旋转。通过第二扭转弹性件可实现抬起的舵翼自动转动，以便于实现舵翼的翼面与舵机舱102的轴线相平行。

具体而言，第二扭转弹性件为扭转弹簧123，扭转弹簧123的一端嵌入驱动轴105，扭转弹簧123的另一端嵌入被动齿轮118。需要说明的是，该实施例中上，转动组件可以省去驱动装置116、主动齿轮117和被动齿轮118，以实现舵翼的抬起及绕驱动轴105的轴线转动，此时，扭转弹簧123的一端嵌入驱动轴105，扭转弹簧123的另一端嵌入舵机舱102，即扭转弹簧123的另一端嵌入安装凸台108。

该实施例可选的方案中，锁止组件包括压紧弹簧124和定位件；驱动轴105的表面开设有定位槽；被动齿轮118的轮轴孔的孔壁上开设有安装孔128，压紧弹簧124和定位件均安装于安装孔中；压紧弹簧124用于在驱动轴105转动过程中，当定位槽的位置与安装孔的位置相对时，使定位件能够插入定位槽中。

参见图8和图9所示，具体而言，安装孔位于被动齿轮118的光面部122；定位件为定位钢珠125；安装孔中还安装有弹簧顶丝126，弹簧位于定位件与弹簧顶丝126之间，弹簧顶丝126与安装孔螺纹连接，通过弹簧顶丝126可以调节弹簧对定位钢珠125的弹力。

本发明实施例还提供了一种舵翼折叠方法，该折叠方法包括：在舵机舱102上开设与舵翼的翼面相配合的贴合面；在舵机舱102上安装转动组件，并将舵翼与舵机舱102活动连接，然后在舵翼与转动组件之间安装抬起组件，通过抬起组件使舵翼的翼面从相贴状态变成直立状态，并通过转动组件使抬起的舵翼转动。该舵翼折叠方法采用所述的舵翼折叠装置，实现舵翼的折叠。

本发明实施例中，舵翼折叠装置的工作原理为：

将舵翼折叠装置与导弹的弹体相连接，将舵翼从展开状态变成折叠状态：使舵翼与驱动轴105一起旋转90°后，再将舵翼绕销轴106的轴线转动，使舵翼折叠，舵翼的翼面便可以与舵机舱102的表面相贴(参见图3所示)，此时可以将导弹整体放入发射筒内，导弹在发射筒内时，在平列双扭弹簧115的弹力的作用下，舵翼的翼稍与发射筒的内筒壁相抵接。导弹射出发射筒后，发射筒的筒壁对舵翼的约束解除，利用平列双扭弹簧的弹力作用使舵翼在轴向将展开，即使舵翼绕销轴的轴线转动，利用扭转弹簧的扭力作用，驱动轴带动舵翼在径向旋转，旋转90°后，被动齿轮上的定位钢珠插入驱动轴的定位槽内，舵翼全部展开到位。当使伺服电机工作时，可以使舵翼将处于摆动工作状态，对导弹的飞行姿态进行调节。

综上所述，本发明实施例提供的舵翼折叠装置，可以将舵翼沿弹体的轴向平躺式折叠在弹体外表面，折叠后与弹体直径一致，空间占用小，对弹体的密封防护无不利影响，导弹射出发射筒后，舵翼可以在弹簧作用下迅速自动展开，展开后可通过电机控制导弹的飞行姿态。本发明对弹体的密封防护无不利影响，可以大大提高舵机舱102的内部空间利用率，同时将节省的空间用于战斗部或发动机，可以提高导弹的爆破能力或飞行距离。

实施例二

本发明实施例二提供了一种微型导弹，包括实施例一提供的舵翼折叠装置。微型导弹还包括弹体，弹体与舵翼折叠装置的舵机舱102的首端103固定连接。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在下面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。