一种微小型导弹舵机的制作方法

本发明属于导弹舵机领域，具体涉及一种微小型导弹舵机。

背景技术：

导弹主要通过改变作用于其上气动力的大小和方向来改变弹体姿态，从而实现机动飞行。一种方式是改变火箭上发动机推力矢量实现直接力控制，另一种是利用操纵舵面改变空气动力的大小和方向，实现间接力控制。舵机系统由于其体积小、精度高、可长时间工作的优点，更多的被使用在导弹的姿态控制中。飞行过程中，弹载计算机根据当前姿态和飞行任务计算出操纵舵面所需要偏转的角度，发送给舵机。舵机接收来自计算机的指令后，快速实现角度偏转，从而改变作用在舵面上的气动力，实现导弹姿态变化。

电动舵机系统主要由电机、减速器、控制器等组成。舵机是导弹、飞机等武器的执行系统，根据弹载计算机发出的指令，由控制器进行分析运算，输出电信号给驱动器，驱动器输出相应电压驱动电机转动，经减速器减速后带动输出轴实现舵面转动或发动机喷管的摆动，位置传感器将输出位置信号反馈给控制器，实现闭环控制，舵机机械结构与控制系统如图1和2所示。

专利号为cn107976124a的一种适用于小型导弹的电动舵机，属于湖北三江航天红峰控制有限公司，如图3所示，该舵机采用l型空腔结构适应特殊的安装位置，和滚珠丝杠减速器，通过摇臂输出力矩。

现有技术中还有商用舵机，以德国的kst舵机为例，如图4所示，其常采用空心杯电机和直齿轮减速器，因此体积较大。因为控制简单，因此没有通讯接口，价格相对较低。

现有技术存在的问题和缺点：1.尺寸较大，不能适用于微小型导弹(直径40mm以下)的安装空间。舵机系统多采用低压高速电机作为动力源，为获得稳定的输出力矩，需要较大的减速比(一般在100-200)；因为现有舵机多采用多级圆柱齿轮减速器(一般为三级)，要获得较高的减速比必须采用小模数及较大齿数，导致结构体积较大。2.外形多为长方体，不适合于导弹圆柱形空间的安装特点。现有舵机多为机器人及航模飞机的伺服机构设计，长方体易于布局及安装。但是对导弹特别是微型导弹，会对空间布局造成极大的限制及浪费。

技术实现要素：

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种微小型导弹舵机，可应用于微型导弹(40mm以下)的气动操纵系统中，有四个独立通道。

本发明的技术方案是：一种微小型导弹舵机，包括驱动组件，所述驱动组件包括直流电机和减速器；其特征在于：所述导弹舵机还包括壳体、鸭翼、电路板和角位移传感器；所述壳体包括底板、上限位板和主壳体，所述主壳体为管状结构，其上、下两个开口端分别通过上限位板和底板封闭；所述电路板固定于所述上限位板的外端面，其上设置有角位移传感器输出接口，用于与外部微控制器连接；

四组所述驱动组件沿周向均布于所述壳体内，还包括输入齿轮轴、输出齿轮轴、第一深沟球轴承、第二深沟球轴承和舵盘，所述减速器为行星齿轮减速箱；所述直流电机固定于所述底板上，其输出轴依次与所述行星齿轮减速箱和输入齿轮轴同轴连接；所述输入齿轮轴下端为锥形齿轮，上端为圆柱轴，其下端与所述行星齿轮减速箱的输出轴同轴连接，其上端通过所述第二深沟球轴承与所述上限位板转动连接，并穿过所述上限位板与所述角位移传感器固定连接；所述输出齿轮轴轴向垂直于所述输入齿轮轴的轴向，其一端的锥形齿轮与所述输入齿轮轴啮合，另一端的圆柱轴通过所述第一深沟球轴承与所述主壳体的侧壁转动连接，并穿过所述主壳体与所述舵盘固定连接；所述鸭翼固定于所述舵盘上；通过四个所述直流电机依次分别驱动四个所述行星齿轮减速箱、四个输入齿轮轴和四个输出齿轮轴，进一步带动四个所述鸭翼转动。

本发明的进一步技术方案是：所述壳体内还包括电机固定板，所述电机固定板的端面上沿周向开有四个通孔，分别用于穿过四个所述行星齿轮减速箱的输出轴；所述电机固定板通过螺钉与四个所述行星齿轮减速箱的壳体固定，同时固定于所述主壳体内壁上。

本发明的进一步技术方案是：所述直流电机通过外部5v直流电源提供电能。

本发明的进一步技术方案是：所述减速箱为三级行星齿轮减速箱，与所述直流电机为一体化设计。

本发明的进一步技术方案是：所述主壳体侧壁开有安装口，并通过壳体侧面盖板封闭，安装后用于防尘。

本发明的进一步技术方案是：所述主壳体的径向截面为圆形。

有益效果

本发明的有益效果在于：

1.本发明减速箱采用三级行星齿轮减速箱，相比于普通直齿齿轮减速箱更加节省空间。本发明以减速比127.93为例，在齿轮模数(m＝0.3)相同的情况下为达到相同的减速比，普通三级直齿齿轮减速箱的各级减速比大概为5:5:5，齿轮最大齿数为50，整体体积约为25*15*10mm3；而本发明采用三级行星齿轮减速箱各级减速比同为5:5:5，最大齿数为15，整体体积约为13*13*10mm3，节约空间近50％。

2.采用一级锥齿轮换向，相比于蜗轮蜗杆传动和滚珠丝杠传动传动效率更高。因为电机输出轴与舵面偏转轴的方向垂直，因此需要进行换向传动。锥齿轮传动效率约为0.94-0.97，而滚珠丝杠传动效率为0.85-0.9，蜗轮蜗杆传动效率仅为0.5-0.7。

3.四个独立舵机的一体化设计。作为导弹弹体的一个独立舱段，通过底板将舵机舱段独立隔开，将导弹控制系统或发动机系统产生的强电磁信号及高频振动减弱，避免其对舵机的控制产生不良影响；其外形与导弹融为一体，舵机的外轮廓即为导弹的外轮廓的一部分。相比于四个长方体舵机，避免了安装间隙，更适合微型导弹的操纵结构。

4.通过输出齿轮轴和舵盘带动鸭翼发生偏转，从而改变作用在导弹上的气动力。输入齿轮轴的上端与角位移传感器相连，输入齿轮轴的转动引起角位移传感器输出端电压的变化；由于输入齿轮轴与输出齿轮轴模数相同，因此输出齿轮轴角度的变化，即鸭翼舵面的偏转角度变化与输入齿轮轴的角度变化一致，舵面的偏转角度与传感器输出端电压的变化一致；进一步地，传感器输出端电压的变化反馈到微控制器中，可进一步调节直流电机两端的电压，控制电机实现伺服。

附图说明

图1是现有技术中舵机机械结构简图；

图2是现有技术中舵机控制系统原理图；

图3是湖北三江l型舵机简图；

图4是德国kst舵机结构示意图；

图5是德国kst舵机爆炸图；

图6是本发明微小型导弹舵机的俯视图；

图7是本发明微小型导弹舵机的轴视图；

图8是图6的a-a的半剖视图；

图9是图8锥齿轮传动部分b的局部放大图。

附图标记说明：1.底板，2.直流电机，3.行星齿轮减速箱，4.电机固定板，5.输入齿轮轴，6.输出齿轮轴，7.第一深沟球轴承，8.上限位板，9.第二深沟球轴承，10.电路板，11.角位移传感器输出接口，12.角位移传感器，13.舵盘，14.鸭翼，15.壳体侧面盖板，16.主壳体。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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。

本发明一种微小型导弹舵机位于导弹的前端，与导弹为一体设计，并共用鸭翼。

本实施例中的电动舵机如附图中所示，其中，图6是本发明实施例中适用于微小型导弹电动舵机整体的俯视图，图7是本发明实施例中适用于微小型导弹电动舵机整体轴视图，图8是沿图6中a-a的半剖视图，图9是图8锥齿轮传动部分的局部放大图。

进一步具体地，本发明一种微小型导弹舵机电动舵机包括主壳体16、直流电机2、行星齿轮减速箱3、角度位移传感器，其中，优选实施例中的主壳体16设计为内部中空的圆柱形设计，其作为导弹弹体的一个舱段与其他部分相连；进一步地，主壳体16底部设置有四个用于提供驱动力的直流电机2，分别与上端的四个行星齿轮减速箱3固连，直流电机2在主壳体16的底部纵向设置，其输出轴经行星减速箱3减速后，将驱动力传递给输入齿轮轴5；进一步地，主壳体16中设置有将沿导弹弹体轴向的旋转运动变化为沿导弹弹体径向的旋转运动的锥齿轮啮合副，其设置在行星减速箱3上方，其一端与行星减速箱3输出轴固连的输入齿轮轴5，另一端为伸出主壳体16侧面的输出齿轮轴6，输出齿轮轴6与舵盘13和导弹鸭翼14采用螺钉固连。输出齿轮轴6带动鸭翼14发生偏转，从而改变作用在导弹上的气动力。

进一步优选地，为节约空间、提高舵机传动效率，行星齿轮减速箱3采用三级串联设计，在行星齿轮减速箱箱内部3，每一级的减速比相同，使传动更加平稳，受力更加均匀；进一步地，行星齿轮减速器3与输入齿轮轴5固连，且输入齿轮轴5与输出齿轮轴6啮合，将驱动力传递至输出齿轮轴6，且将输入齿轮轴5上的沿导弹轴向的旋转运动转化为沿导弹径向的旋转运动。

进一步地，设置有直流电机固定板4通过螺钉连接将四个直流电机2沿周向均匀布置，电机固定板4又通过螺钉连接与主壳体16固连；进一步优选地，上限位板8设置在输入齿轮轴5的上部，与深沟球轴承9过盈配合，使得输入齿轮轴5在微型深沟球轴承的辅助作用下可以绕其轴线转动，并限制其轴向运动；进一步优选地，在输出齿轮轴6轴线方向上，微型深沟球轴承7与主壳体16过盈配合，以使得输出齿轮轴6在深沟球轴承7的辅助作用下可以绕其轴线转动，并且其一侧活动在主壳体16以内，另一侧活动在主壳体16以外，并与舵盘13和鸭翼14相连。

如图9所示，输入齿轮轴5上端与角位移传感器12相连，输入齿轮轴5的转动引起角位移传感器12输出端电压的变化；进一步地，由于输入齿轮轴5与输出齿轮轴6模数相同，因此输出齿轮轴6角度的变化，即鸭翼14舵面的偏转角度变化与输入齿轮轴5的角度变化一致，舵面的偏转角度与传感器输出端电压的变化一致；进一步地，传感器输出端电压的变化反馈到微控制器中，可进一步调节直流电机2两端的电压，控制电机实现伺服。

进一步地，为方便装配，设置有壳体侧面盖板15，其与主壳体螺栓连接，可以避免灰尘、油气、气流对内部齿轮啮合产生不良影响；进一步地，底板使舵机舱隔离为一个独立舱段，避免因震动等对舵机控制产生的不利影响。

本发明实例适用于微小型导弹，其采用四个独立舵机的一体化设计，大大降低了方形舵机在圆柱形导弹舱段的设置难度，提高了微型导弹的空间利用率，外形为圆柱形，将舵机作为独立舱段成为导弹弹体的一部分，降低了维修和更换难度，而通过三级行星齿轮减速，使得电动舵机减速比可调范围大，传动效率高，且通过锥齿轮轴的啮合使得沿导弹轴向的旋转运动转化为沿导弹径向的转动，通过提高齿轮加工精度和侧隙精度来控制齿轮副的配合间隙，保证了舵机系统的精度和快速响应。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。