导弹舵机装置及其舵翼展开与偏转方法

本发明属于武器装备领域，具体涉及导弹舵机装置及其舵翼展开与偏转方法。

背景技术：

1、舵机是导弹飞行过程中调整导弹飞行姿态的伺服机构，而折叠结构以其结构简单，占用空间小，可以节省储存空间，便于贮存、运输和发射等优点而被广泛应用于导弹弹翼以及舵机机构上。随着航空工程技术的不断进步和导弹性能需求的日益提高，折叠舵作为一种重要的飞行控制技术引起了广泛关注。

2、导弹本体通常由发射装置进行发射，发射前折叠舵翼潜在导弹舱内，发射后完成展开和锁定，配合制导系统控制导弹的姿态和飞行轨迹，以确保导弹能够准确击中目标。但是目前由于折叠舵翼没有额外的动力装置控制其展开，折叠舵翼只能在导弹本体由发射装置发射出去时同步完成展开和锁定，展开时间无法控制，若要增加其他动力装置控制折叠舵翼展开，则会增加导弹的重量。因此，设计一种舵翼展开时间可控制但不明显增加导弹重量的舵机装置对导弹的实际作战性能具有重要意义。

技术实现思路

1、本发明的目的是为了克服现有技术不足，提出导弹舵机装置及其舵翼展开与偏转方法。

2、为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

3、本发明导弹舵机装置，包括安装架、锁止机构和驱动机构。所述锁止机构包括从动齿轮、安装件、滑键、舵翼、圆柱销、挡块和立柱。所述安装件上端一体成型的安装轴与安装架构成转动副，从动齿轮与安装轴构成转动副，且从动齿轮上位于偏心位置处开设有槽口，安装件下端一体成型的安装板上固定有安装柱，舵翼与安装柱构成转动副，且安装柱上位于安装板与舵翼之间的位置套置有扭簧，扭簧的两端与安装板和舵翼固定；所述安装板上靠近舵翼的一侧开设有弧形槽，挡块与弧形槽构成滑动副，且弧形槽的弧形内壁上开设有沿径向方向的销孔一，圆柱销与销孔一构成滑动副，并通过压簧与销孔一连接；所述立柱一端与舵翼固定，另一端与弧形槽构成滑动副，并开设有沿径向方向的销孔二；滑键设于从动齿轮下方，并与安装轴构成垂直于从动齿轮的滑动副；舵翼靠近滑键的一端设有一体成型的异形翼，异形翼与滑键构成凸轮副。其中，圆柱销的长度大于弧形槽的宽度。

4、所述驱动机构包括主动齿轮、丝杆和螺母块；所述竖直设置的丝杆与安装架构成转动副，并由舵机驱动，且丝杆上端的光轴段上固定有与从动齿轮啮合的主动齿轮，丝杆下端的螺纹段通过滚珠与螺母块构成滚珠丝杠副，螺母块上固定有释放板，释放板上设有一体成型的凸条。所述安装架内设有沿周向等距布置的四个由锁止机构和驱动机构和构成的组件，且安装架上位于各组件外侧的位置开设有沿周向等距布置的四个通槽，每个通槽与一个舵翼对齐。

5、优选地，所述安装架包括舵舱、顶盖和底座，舵舱为圆台状，舵舱的上下两端均开设有开口，顶盖和底座分别固定于舵舱上下两端的开口处，舵舱的侧面开设有沿周向等距布置的四个通槽。

6、更优选地，所述舵机的壳体固定于顶盖上，舵机的输出轴与顶盖构成转动副，并与丝杆的一端固定，丝杆的另一端通过轴承支承在底座上；安装轴与顶盖构成转动副。

7、优选地，所述安装柱上远离安装板的一端固定有端盖。

8、本发明导弹舵机装置的舵翼展开与偏转方法，具体如下：

9、安装架固定于导弹弹体末端，导弹发射前，各扭簧和各压簧均处于压缩状态，各舵翼纵向收拢于安装架内，各释放板上一体成型的凸条抵住相应的舵翼，阻止舵翼向外转动，各挡块抵住相应的圆柱销。

10、导弹发射后，当导弹达到预设高度时，控制器控制各舵机输出轴转动预设角度，各舵机输出轴带动相应的丝杆转动，丝杆带动螺母块和释放板沿丝杆向远离舵翼的方向移动，同时还带动主动齿轮转动，主动齿轮与从动齿轮啮合，进而带动从动齿轮绕安装件空转；各舵机输出轴停止转动时各舵翼与相应释放板上一体成型的凸条脱离，同时各从动齿轮上的槽口与相应的滑键对齐。

11、各舵翼与相应释放板上一体成型的凸条脱离时，各舵翼在相应扭簧的回复力作用下绕相应的安装柱向外转动，并穿过安装架上对应的通槽，同时各舵翼带动相应的异形翼转动，异形翼与滑键接触，并推动滑键向从动齿轮的方向移动，滑键插入从动齿轮上的槽口内，直至舵翼伸出安装架外，完成纵向展开，从动齿轮与安装件完成锁定；各舵翼向外转动的同时还带动各立柱沿相应的弧形槽移动，立柱与挡块接触并推动挡块，直至舵翼完成纵向展开，此时挡块被推动至弧形槽的端部，并与圆柱销脱离接触，且立柱上的销孔二与弧形槽上的销孔一对齐，圆柱销在压簧的回复力作用下沿销孔一向外移动，并插入销孔二内，同步完成舵翼与安装板的锁定。

12、各舵翼完成纵向展开后，控制器控制各舵机输出轴转动，舵机输出轴通过主动齿轮和从动齿轮带动安装件转动，安装件通过安装柱带动舵翼偏转，直至完成舵翼的偏转工作。

13、本发明的有益效果如下：

14、1、本发明在导弹加速和离地过程中，舵翼始终潜在导弹舱内，保证稳定姿态和飞行方向，直至导弹到达一定高度时，舵翼完成展开和锁定。其中，通过驱动机构使舵翼与释放板上一体成型的凸条脱离，舵翼在扭簧回复力的作用下向外转动，进而实现了舵翼的纵向展开；舵翼向外转动时带动异形翼和立柱转动，异形翼推动滑键嵌入槽口内，从而实现了从动齿轮与安装轴的锁定，同时立柱接触并推动挡块移动至弧形槽端部，销孔一与销孔二对齐，圆柱销在压簧的回复力作用下嵌入销孔二内，从而实现了舵翼与安装板的锁定；进一步，本发明通过驱动机构驱动从动齿轮带动安装轴转动，进而通过安装板带动舵翼转动，从而实现了舵翼的偏转。本发明可以通过控制舵翼与释放板上一体成型的凸条脱离的时间，进而控制舵翼纵向展开的时间，从而实现了舵翼纵向展开时间的可控，且本发明中舵翼的展开与偏转均由一个舵机驱动，避免因额外增加动力源而使导弹重量增加，可控性高，耗能少。

15、2、本发明的锁止机构中在舵翼纵向展开的过程中同步进行从动齿轮与安装轴的锁定以及舵翼与安装板的锁定，并在舵翼完成纵向展开的同时完成从动齿轮与安装轴的锁定以及舵翼与安装板的锁定，集成性较高，且结构简单，占用空间较小，提升了空间利用率。

技术特征：

1.导弹舵机装置，包括安装架和驱动机构，其特征在于：还包括锁止机构；所述锁止机构包括从动齿轮、安装件、滑键、舵翼、圆柱销、挡块和立柱；所述安装件上端一体成型的安装轴与安装架构成转动副，从动齿轮与安装轴构成转动副，且从动齿轮上位于偏心位置处开设有槽口，安装件下端一体成型的安装板上固定有安装柱，舵翼与安装柱构成转动副，且安装柱上位于安装板与舵翼之间的位置套置有扭簧，扭簧的两端与安装板和舵翼固定；所述安装板上靠近舵翼的一侧开设有弧形槽，挡块与弧形槽构成滑动副，且弧形槽的弧形内壁上开设有沿径向方向的销孔一，圆柱销与销孔一构成滑动副，并通过压簧与销孔一连接；所述立柱一端与舵翼固定，另一端与弧形槽构成滑动副，并开设有沿径向方向的销孔二；滑键设于从动齿轮下方，并与安装轴构成垂直于从动齿轮的滑动副；舵翼靠近滑键的一端设有一体成型的异形翼，异形翼与滑键构成凸轮副；其中，圆柱销的长度大于弧形槽的宽度；

2.根据权利要求1所述的导弹舵机装置，其特征在于：所述安装架包括舵舱、顶盖和底座，舵舱为圆台状，舵舱的上下两端均开设有开口，顶盖和底座分别固定于舵舱上下两端的开口处，舵舱的侧面开设有沿周向等距布置的四个通槽。

3.根据权利要求2所述的导弹舵机装置，其特征在于：所述舵机的壳体固定于顶盖上，舵机的输出轴与顶盖构成转动副，并与丝杆的一端固定，丝杆的另一端通过轴承支承在底座上；安装轴与顶盖构成转动副。

4.根据权利要求1所述的导弹舵机装置，其特征在于：所述安装柱上远离安装板的一端固定有端盖。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的导弹舵机装置的舵翼展开与偏转方法，其特征在于：具体如下：

技术总结
本发明公开了导弹舵机装置及其舵翼展开与偏转方法。本发明的锁止机构中安装件上端与安装架构成转动副，从动齿轮与安装轴构成转动副，安装件下端固定有安装柱，舵翼与安装柱构成转动副，安装柱上套置有扭簧，扭簧的两端与安装板和舵翼固定，滑键与安装轴构成滑动副，并与异形翼构成凸轮副；驱动机构中丝杆与安装架构成转动副，主动齿轮固定于丝杆的光轴段，并与从动齿轮啮合，螺母块通过滚珠与丝杆的螺纹段构成滚珠丝杠副，并固定有释放板。本发明可以通过控制舵翼与释放板脱离的时间，进而控制舵翼纵向展开的时间，从而实现了舵翼纵向展开时间的可控，且本发明中舵翼的展开与偏转均由一个舵机驱动，可控性高，且耗能少。

技术研发人员：许泽宇,胡明,高云,赵德明,吴梅,高兴文,张争争
受保护的技术使用者：浙江理工大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15