CN101903738A - 用于旋转轴的锁定组件 - Google Patents

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CN101903738A CN200880121785.0A CN200880121785A CN101903738A CN 101903738 A CN101903738 A CN 101903738A CN 200880121785 A CN200880121785 A CN 200880121785A CN 101903738 A CN101903738 A CN 101903738A
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Abstract

一种锁定组件具有基座(40)和能够相对所述基座(40)旋转的旋转轴(42)。旋转轴(42)具有轴体和由所述轴体支撑的一组锁位部分(48A、48B)。锁定组件还包括由所述基座(40)支撑的一组滞留机构(44)。所述一组滞留机构(44)被布置为：(i)最初向所述一组锁位部分(48A、48B)施加保持力，以提供抵抗所述旋转轴(42)从初始角位置旋转的阻力，和(ii)响应于所述旋转轴(42)上的旋转转矩的量从所述一组锁位部分(48A、48B)上去除施加的保持力，所述旋转轴(42)上的旋转转矩的量超过预定阈值，并且足以基本上从所述初始角位置旋转所述旋转轴(42)。

Description

用于旋转轴的锁定组件
背景技术
通常，常规制导武器具有可移动的安定翼，该安定翼在发射制导武器之后朝向它们的目标控制它们的方向。在一些情况中，例如在发射之前或运输期间位于飞行器的机翼的下面，优选的是将安定翼刚性地保持在适合的位置上。这种操作降低了磨损、过应力和损坏制导武器内的操纵系统的可能性，同时制导武器由飞行器运载用于可能的部署或运输。
一种将制导武器的安定翼刚性地保持在合适的位置上的常规方法是提供制动装置，所述制动装置压靠到至安定翼的联动装置的一部分上。通常与制导武器的操纵电路分开的电子释放电路随后驱动致动器，以在部署时分离或释放制动装置。
另一种将制导武器的安定翼刚性地保持在合适的位置上的常规方法涉及使用能够快速释放对安定翼的保持的导火管(即，小型引爆装置)或螺线管。在这里，杆或调整片(tab)最初接合安定翼，由此在发射之前防止不必要的磨损和对控制联动装置的可能的损坏。也与制导武器操纵电路分开的电子释放电路随后使导火管爆炸，或者致动螺线管，以松开杆或调整片，并由此使制导系统能够自由地控制安定翼的方向。
发明内容
不幸的是，将制导武器的安定翼刚性地保持在合适的位置上的上述常规方法具有缺点。特别地，上述常规方法中的每一种都需要额外的与在发射之后控制制导武器的方向的已有的操纵电路分立的电子释放电路。因此，这种常规方法需要额外的电子供给装置，例如额外的电源(即，用于测试和给致动器马达或螺线管供电，或用于可靠地使导火管爆炸)，从飞行器到制导武器的额外的电连接等等。此外，这种额外的电子释放电路提供了额外水平的复杂度，其容易导致故障。
与上述需要额外的电子释放电路的常规方法相比，本发明的各个实施例涉及采用滞留机构(例如位于所述轴上的凹槽内的弹簧加载的销)锁位旋转轴。在旋转轴处于非操作状态时，滞留机构能够牢固地且可靠地将旋转轴保持在固定位置，即锁定状态。对于从滞留机构解除锁定的旋转轴，旋转轴旋转，直到滞留机构释放旋转轴为止，因此能够自由地控制旋转轴。
在制导武器的情形下，旋转轴可以为电动马达的转子，其被构造且被布置为在部署或警备之后控制控制面的方位，即其为操纵电路的一部分。在部署之前，滞留机构将电动马达的转子可靠地保持在合适的位置上，以去除对转子和它的连接联动装置的不必要的磨损和破损。为了从初始锁定位置解锁转子，用户简单地引导马达以转动转子离开它的锁定位置，直到滞留机构释放转子为止。此时，之后马达能够自由地操纵控制面。基于上述，将会认识到，不需要具有分立的电路，单独地负责控制锁定/解锁特征。更确切地说，在发射之后操纵控制面的同一电路可以用来控制转子的锁定/解锁。
一种实施例涉及锁定组件，该锁定组件具有基座和能够相对于基座旋转的旋转轴。旋转轴具有轴体和由轴体支撑的一组锁位部分(例如凹槽)。锁定组件还包括由基座支撑的一组滞留机构(例如销)。所述一组滞留机构被布置为：(i)最初向所述一组锁位部分施加保持力，以提供抵抗旋转轴从初始角位置旋转的阻力，和(ii)响应于旋转轴上的旋转转矩的量从所述一组锁位部分上去除施加的保持力。旋转轴上的旋转转矩的量超过预定阈值，并且足以基本上从初始角位置旋转旋转轴。
附图说明
如在附图中示出的根据本发明的特定实施例的下述描述，将明白上述的目的和其它目的、特征和优点，其中在不同的视图中相似的参考标记表示相同的部件。附图不必按比例绘制，相反重点是用于说明本发明的各个实施例的原理。
图1为具有一组改进的锁定组件的可制导导弹的透视图。
图2为图1的可制导导弹的改进的锁定组件的全视图。
图3为处于锁定状态的图2的改进的锁定组件的仰视图。
图4为图2的改进的锁定组件的特定特征的细节视图。
图5为图2的改进的锁定组件的横截面侧视图。
图6为图2的改进的锁定组件的一部分的详细仰视图。
图7为图2的改进的锁定组件的一部分的详细侧视图。
图8为图2的改进的锁定组件的特定接合特征的透视图。
图9为处于解锁状态的图2的改进的锁定组件的仰视图。
图10为具有可替换的弹簧机构的图2的改进的锁定组件的仰视图。
图11为具有另一可替换的弹簧机构的图2的改进的锁定组件的仰视图。
具体实施方式
本发明的实施例涉及采用滞留机构(例如，位于所述轴上的凹槽(indent)内的弹簧加载的销)锁位旋转轴。在旋转轴处于非操作状态时，滞留机构能够牢固地且可靠地将旋转轴保持在固定位置，即锁定状态。为了从滞留机构解锁旋转轴，旋转轴旋转直到滞留机构松开旋转轴为止。在制导武器的情形下，旋转轴可以为电动马达的转子，该转子被构造且被布置为在部署或警备之后控制控制面(例如安定翼)的方位。在部署之前，滞留机构将电动马达的转子保持在合适的位置上，防止控制面上的应力过应力或者损坏转子及其的连接联动装置。为了从初始锁定位置解锁转子，用户简单地引导马达以将转子转出它的锁定位置，直到滞留机构松开转子为止。之后，马达能够自由地操纵控制面。因此，将会认识到，不需要具有分立的电路，用于单独地负责控制锁定/解锁特征。更具体地，在发射之后操纵控制面的同一电路可以用来控制转子的锁定/解锁。
图1示出了可制导导弹20，其具有主导弹体22、控制面构件24(例如，安定翼、襟翼(flap)、方向舵等)、以及用于控制控制面构件24的运动的制导系统26(大体上由箭头26示出)。制导系统26包括电路28、马达30和控制联动装置32，用于移动控制面构件24，并且由此在导弹20被发射之后引导导弹20。
如立刻进一步地详细说明的，制导系统26包括锁定组件34，该锁定组件34与连接至控制面构件24的马达30的旋转轴是一体形成的。锁定组件34被构造且被布置为在部署之前向旋转轴提供阻力，以防止环境中的湍流磨损、削弱或可能损坏制导系统26。然而，如果锁定组件34解锁马达30的旋转轴，则马达30能够操纵控制面构件24，并且由此有效地控制导弹20的轨迹。
仅以举例的方式，在图1中示出的可制导导弹20作为能够固定到飞行器的外部的可制导发射物。应当理解，可制导导弹20也能够在其它情形中采用其它的形式。这种形式和情形包括在通过水行进时能够被引导的鱼雷、在从天空中丢下之后能够被引导至地面目标的可制导炸弹、以及能够采用控制面进行操纵的火箭或其它飞行器，等等。现在将参照图2至图5提供进一步的细节。
图2至图5示出了锁定组件34处于锁定状态时锁定组件34的各种特征。图2为锁定组件34的整体视图。图3为锁定组件34的仰视图，示出了在锁定组件34处于锁定状态时基本上保持静止的马达30的旋转轴的端部。图4为马达30的旋转轴的一部分的细节视图。图5为锁定组件34的横截面侧视图。
如图2至图5所示，锁定组件34包括从主导弹体22获得支撑的基座40(也参见图1)、马达30的旋转轴42(图1)和一组滞留机构44。旋转轴42具有轴体46(图5)和在它的一个端部处由轴体46支撑的一组锁位部分48(A)、48(B)(统称为锁位部分48)。旋转轴42限定大体上平行于图2至图5中的Z-轴线的旋转轴线50。
所述一组滞留机构44从基座40获得支撑。每个滞留机构44包括保持器52和弹簧54。具体地，对应于锁位部分48(A)的滞留机构44(A)包括保持器52(A)和弹簧54(A)。类似地，对应于锁位部分48(B)的滞留机构44(B)包括保持器52(B)和弹簧54(B)。
在操作期间，滞留机构44最初与旋转轴42的它们对应的锁位部分48接合。也就是说，滞留机构44最初向锁位部分48施加保持力，以提供抵抗旋转轴42从图2和图3所示的初始角位置旋转的阻力。为此，滞留机构44(A)的保持器52(A)与对应的锁位部分48(A)接合，弹簧54(A)沿径向方向从中心轴线50(即，正X轴线)连续地偏压保持器52(A)。类似地，滞留机构44(B)的保持器52(B)与对应的锁位部分48(B)接合，弹簧54(B)沿径向方向从中心轴线50(即，负X轴线)连续地偏压保持器52(B)。
在旋转轴42处于所述初始角位置时，锁位部分48与滞留机构44对准(例如，都沿着X轴线)，滞留机构44沿相反的方向均匀地牵引(pullaway)，用于以可靠、均衡的方式保持旋转轴42。具体地，只要施加至旋转轴42的转矩的量在预定阈值TL之下(例如，8英寸/磅)，旋转轴42基本上保持在合适的位置上。
为了解锁锁定组件34，外部影响(例如，马达30转动旋转轴42的操作)移动旋转轴42，使得锁位部分48从滞留机构44上脱离。在施加至旋转轴42的转矩的量超过预定阈值TL时发生这种情形。当这种情况发生时，锁定组件34从所述一组锁位部分48去除施加的保持力，由此使旋转轴42能够被自曲地旋转。
如图4所示，每个锁位部分48限定了两个凸角(lobe)58和位于两个凸角58之间的凹槽60。凸角58和凹槽60的轮廓使锁位部分48能够可靠地锁住保持器52的端部，同时保持器52的端部被其对应的弹簧54推向锁位部分48，以尽可能深地将保持器52的端部安置至凸角58之间的凹槽60中。
优选地，凹槽60彼此面对，并朝向中心轴线50(图3)。容易地通过弹簧54提供的弹簧弹力的量和凸角58和凹槽60的具体形状，来控制实现锁位部分48从保持器52上脱离所需要的特定量的转矩和角位移。现在将参照图6至图8提供进一步的细节。
图6至图9进一步示出了锁定组件34的锁位/释放的特征。图6为保持器52牢固地接合对应的锁位部分48时锁定组件34的一部分(参见图5中的圆形区域)的详细仰视图。图7也是保持器52牢固地接合对应的锁位部分48时该部分的详细侧视图。图8为该部分的透视图，示出了具体的接合特征。图9为锁定组件34从锁定状态转换到解锁状态之后锁定组件34的仰视图。
每个保持器52包括销70、保持器体72和将销70与保持器体72互连的颈状部74。弹簧54图示为压缩弹簧，其围绕颈状部74进行缠绕，并从基座40上获得杠杆作用，以从中心轴线50向外偏压保持器体72。因此，颈状部74控制弹簧54的定位，并将由弹簧54施加至保持器体72的力传递至销70。优选地，销70限定了使销70能够安置于凹槽60内并能够在对应的锁位部分48上的凹槽60和相邻的凸角58之间相对平滑地滑动的表面(图4)。
在销70安置抵靠由锁位部分48限定的凹槽60时，弹簧54被压缩。应当理解，为了从凹槽60松开销70，弹簧54必须被稍微进一步压缩，以使销70能够移过锁位部分48的一个凸角58。例如，保持器52(A)必须沿负X方向移动(图3)，以进一步压缩弹簧54(A)，使销70移过锁位部分48(A)的凸角58。如果销70穿过凸角58，则被压缩的弹簧54能够膨胀，并沿正X方向将保持器52(A)移出基座40，使得在旋转轴42上不再有阻力。保持器52(B)、弹簧54(B)和锁位部分48(B)进行类似的运转，但沿相反的方向。
此时，应当理解，锁定组件34非常适合于各种应用。在之前描述的可制导导弹20的情形中，提到被构造且被布置为控制诸如安定翼的控制面构件24相对于主导弹体22的运动的旋转轴42(也参见图1)。在这些配置中，旋转轴42能够是处于制导系统26的电子控制之下的马达30的轴。例如，基座40(图2)可以为马达外壳(例如，定子)或马达外壳的延伸部分，轴体46可以为在马达外壳内旋转的马达的所述部分(例如转子)。马达30的输出设定为大于预定阈值TL(例如，至少100英寸/磅的输出)。因此，在转动旋转轴42以从滞留机构44上解锁旋转轴42时(还参见图9)，马达30不会变成过应力的。类似的配置对于每个控制面构件24是优选的。
还应当理解，预定阈值TL不需要大于由控制面构件24承受的外力的量。更确切地说，旋转轴42和控制面构件24之间的联动装置32(图1)被构造且被布置为防止控制面构件24上的外力不经意地解锁锁定组件34(例如，采用齿轮减速装置)。现在将参照图10和图11提供进一步的细节。
图10示出锁定组件34的一种配置，其为先前示出的配置的替换(例如，与图7相比)。在图10的配置中，锁定组件34包括偏压销70的扭转弹簧54′，而不是压缩弹簧54。
在这里，扭转弹簧54′仍然被构造且被布置为牢固地并可靠地推动保持器52，使得保持器52的销70向对应的锁位部分48施加保持力。如果旋转轴42被旋转，使得销70移出由锁位部分48限定的凹槽60，则扭转弹簧54′移动销70离开锁位部分48，使得旋转轴42现在能够在没有来自锁定组件34的进一步的阻力或干扰的情况下被自由地驱动。
图11示出了锁定组件34的另一种配置，其为上文关于图7示出的配置的另一种替换。在图11的配置中，锁定组件34包括顺应性机构，该顺应性机构具有与更强/更坚硬的部分90和销70一体形成的顺应性材料部分54″，以形成固定至基座40的单一体92。
以类似于与压缩弹簧54和扭转弹簧54′的方式，顺应性材料部分54″被构造且被布置为将销70偏压抵靠到对应的锁位部分48上。也就是说，顺应性材料部分54″被构造且被布置为施加力到销70上，同时销70临靠锁位部分48的凹槽60。因此，销70施加将旋转轴大致保持在合适位置上的保持力。然而，如果旋转轴42被旋转，使得销70移出由锁位部分48限定的凹槽60，则顺应性材料部分54″移动销70离开锁位部分48，允许旋转轴42在不受锁定组件34妨碍的情形下被驱动。
由于如图11所示的其的线性运动，图11的配置类似于Hoeken机构。根据这些原理，尺寸R1可以为任何长度(例如，0.1英寸)，顺应性机构的各个部分成比例地缩放。其它顺应性机构也同样适于使用。
如上所述，本发明的实施例涉及采用滞留机构44(例如，位于所述轴42上的凹槽60内的弹簧加载的销70)锁位旋转轴42。在旋转轴42处于非操作状态时，滞留机构44能够牢固地且可靠地将旋转轴42保持在固定位置，即，锁定状态。为了从滞留机构44解锁旋转轴42，旋转轴42旋转，直到滞留机构44释放旋转轴42为止。在制导导弹20的情形下，旋转轴42可以为电动马达30的转子，其被构造且被布置为在部署或警备之后控制控制面构件24(例如安定翼)的方位。在部署之前，滞留机构将电动马达30的转子保持在合适的位置上，防止控制面上的应力过应力或者损坏转子及其连接联动装置32。为了从初始锁定位置解锁转子，用户简单地引导马达30，以转动转子离开它的锁定位置，直到滞留机构释放转子为止。之后马达能够自由地操纵控制面构件24。因此，将会认识到，不需要具有分立的电子电路，用于单独地负责控制锁定/解锁特征。更确切地说，在发射之后操纵控制面构件24的同一制导系统26可以用来控制转子的锁定/解锁。
虽然已经具体地示出且描述了本发明的各个实施例，但是本领域技术人员将会理解，在不背离由随附的权利要求限定的本发明的精神和范围的前提下，可以在本发明的形式和细节上进行各种改变。
例如，仅以举例的方式，锁位部分48在上文描述为安置在旋转轴42上，保持器52在上文描述为安置在基座40上。在可替代的配置中，锁位部分48安置在基座40上，保持器52安置在旋转轴42上。
此外，仅以举例的方式，锁定组件34在上文描述为锁定驱动控制面构件24的旋转轴42。锁定组件34同样能够锁定其它类型的旋转轴42，例如控制安定翼从本体内部射出的致动器轴、飞行器的轴等。锁定组件34适合用于涉及在后续操作之前最初将旋转轴42保持在合适位置上的各种其它应用。

Claims (20)

1.一种锁定组件，所述锁定组件包括：
基座；
能够相对所述基座旋转的旋转轴，所述旋转轴具有轴体和由所述轴体支撑的一组锁位部分；和
由所述基座支撑的一组滞留机构，所述一组滞留机构被布置为：(i)最初向所述一组锁位部分施加保持力，以提供抵抗所述旋转轴从初始角位置旋转的阻力，和(ii)响应于所述旋转轴上的旋转转矩的量从所述一组锁位部分去除施加的保持力，所述旋转轴上的旋转转矩的量超过预定阈值，并且足以基本上从所述初始角位置旋转所述旋转轴。
2.根据权利要求1所述的锁定组件，其中所述一组滞留机构包括：
保持器；和
弹簧，所述弹簧被布置为：(i)在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时抵靠由所述旋转轴限定的锁位部分偏压所述保持器，和(ii)在所述一组滞留机构从所述一组锁位部分上去除施加的所述保持力时不再抵靠由所述旋转轴限定的锁位部分偏压所述保持器。
3.根据权利要求1所述的锁定组件，其中所述一组锁位部分包括第一锁位部分和第二锁位部分；并且其中所述一组滞留机构包括：
第一保持器，
第一弹簧，所述第一弹簧被布置为：(i)在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时抵靠所述第一锁位部分偏压所述第一保持器，和(ii)在所述一组滞留机构从所述一组锁位部分上去除施加的所述保持力时不再抵靠所述第一锁位部分偏压所述第一保持器，
第二保持器，和
第二弹簧，所述第二弹簧被布置为：(i)在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时抵靠所述第二锁位部分偏压所述第二保持器，和(ii)在所述一组滞留机构从所述一组锁位部分上去除施加的所述保持力时不再抵靠所述第二锁位部分偏压所述第二保持器。
4.根据权利要求3所述的锁定组件，其中所述旋转轴的所述轴体限定了中心轴线，所述旋转轴能够围绕所述中心轴线旋转；
其中所述第一弹簧被布置为基本上沿第一径向方向从所述中心轴线且朝向所述第一锁位部分偏压所述第一保持器；并且
其中所述第二弹簧被布置为基本上沿第二径向方向从所述中心轴线且朝着所述第二锁位部分偏压所述第二保持器。
5.根据权利要求4所述的锁定组件，其中所述第一径向方向基本上与所述第二径向方向相反。
6.根据权利要求3至5中的任一项所述的锁定组件，其中所述旋转轴的所述第一锁位部分和第二锁位部分设置在所述旋转轴的所述轴体的端部。
7.根据权利要求3至6中的任一项所述的锁定组件，其中所述旋转轴的第一锁位部分限定第一凹槽；
其中所述第一保持器包括第一销，所述第一销被布置为在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时安置在由所述第一锁位部分限定的所述第一凹槽内；
其中所述旋转轴的第二锁位部分限定第二凹槽；和
其中所述第二保持器包括第二销，所述第二销被布置为在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时安置在由所述第二锁位部分限定的所述第二凹槽内。
8.根据权利要求7所述的锁定组件，其中由所述第一锁位部分和第二锁位部分限定的所述第一凹槽和第二凹槽相互面对，并朝向所述中心轴线。
9.根据权利要求4至8中的任一项所述的锁定组件，其中所述第一保持器还包括第一保持器体和将所述第一保持器体互连至所述第一销上的第一颈状部；
其中所述第一弹簧为第一压缩弹簧，所述第一压缩弹簧被布置为在所述第一压缩弹簧在所述基座和所述第一保持器体之间被压缩时沿所述第一径向方向提供弹簧弹力到所述第一保持器体上；
其中所述第二保持器还包括第二保持器体和将所述第二保持器体互连至所述第二销上的第二颈状部；和
其中所述第二弹簧为第二压缩弹簧，所述第二压缩弹簧被布置为在所述第二压缩弹簧在所述基座和所述第二保持器体之间被压缩时沿所述第二径向方向提供弹簧弹力到所述第二保持器体上。
10.根据权利要求3至8中的任一项所述的锁定组件，其中所述第一弹簧为第一扭转弹簧，所述第一扭转弹簧具有固定于所述基座的一端和连接至所述第一销的另一端；和
其中所述第二弹簧为第二扭转弹簧，所述第二扭转弹簧具有固定于所述基座的一端和连接至所述第二销的另一端。
11.根据权利要求3至8中的任一项所述的锁定组件，其中所述第一弹簧为第一顺应性材料部分，所述第一顺应性材料部分与所述第一销被一体地形成，以形成固定于所述基座的第一单一体；并且
所述第二弹簧为第二顺应性材料部分，所述第二顺应性材料部分与所述第二销被一体地形成，以形成固定于所述基座的第二单一体。
12.根据权利要求1至11中的任一项所述的锁定组件，其中所述旋转轴为马达轴；其中所述基座为马达外壳；并且其中所述马达轴和所述马达外壳形成马达的至少一部分。
13.根据权利要求12所述的锁定组件，其中所述马达为电动直流马达，所述马达被布置为提供超过所述预定阈值的旋转扭矩量。
14.一种锁定组件，所述锁定组件包括：
基座；
能够相对所述基座旋转的旋转轴，所述旋转轴具有轴体和由所述轴体支撑的一组锁位部分；和
由所述基座支撑的一组滞留机构，所述一组滞留机构包括用于(i)最初向所述一组锁位部分施加保持力，以提供抵抗所述旋转轴从初始角位置旋转的阻力，和(ii)响应于所述旋转轴上的旋转转矩的量从所述一组锁位部分上去除施加的保持力的装置，所述旋转轴上的旋转转矩的量超过预定阈值，并且足以基本上从所述初始角位置旋转所述旋转轴。
15.根据权利要求14所述的锁定组件，其中所述一组锁位部分包括第一锁位部分和第二锁位部分；并且其中用于最初施加所述保持力和去除所施加的保持力的所述装置包括：
第一保持器，
第一偏压装置，所述第一偏压装置用于：(i)在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时抵靠所述第一锁位部分偏压所述第一保持器，和(ii)在所述一组滞留机构从所述一组锁位部分上去除施加的所述保持力时不再抵靠所述第一锁位部分偏压所述第一保持器，
第二保持器，和
第二偏压装置，所述第二偏压装置用于：(i)在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时抵靠所述第二锁位部分偏压所述第二保持器，和(ii)在所述一组滞留机构从所述一组锁位部分上去除施加的所述保持力时不再抵靠所述第二锁位部分偏压所述第二保持器。
16.根据权利要求15所述的锁定组件，其中所述旋转轴的所述轴体限定了中心轴线，所述旋转轴能够围绕所述中心轴线旋转；
其中所述第一偏压装置被布置为基本上沿第一径向方向从所述中心轴线并朝向所述第一锁位部分偏压所述第一保持器；和
其中所述第二偏压装置被布置为基本上沿第二径向方向从所述中心轴线并朝向所述第二锁位部分偏压所述第二保持器。
17.一种可制导导弹，所述可制导导弹包括：
主导弹体；
控制面构件；和
连接至所述主导弹体和所述控制面构件的锁定组件，所述锁定组件包括：
由所述主导弹体支撑的基座；
旋转轴，所述旋转轴被布置为控制所述控制面构件相对于所述主导弹体的运动，所述旋转轴能够相对所述基座旋转，所述旋转轴具有轴体和由所述轴体支撑的一组锁位部分；和
由所述基座支撑的一组滞留机构，所述一组滞留机构被布置为：(i)最初向所述一组锁位部分施加保持力，以提供抵抗所述旋转轴从初始角位置旋转的阻力，和(ii)响应于所述旋转轴上的旋转转矩的量从所述一组锁位部分上去除施加的保持力，所述旋转轴上的旋转转矩的量超过预定阈值，并且足以基本上从所述初始角位置旋转所述旋转轴。
18.根据权利要求17所述的可制导导弹，其中所述一组锁位部分包括第一锁位部分和第二锁位部分；并且其中所述一组滞留机构包括：
第一保持器，
第一弹簧，所述第一弹簧被布置为：(i)在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时抵靠所述第一锁位部分偏压所述第一保持器，和(ii)在所述一组滞留机构从所述一组锁位部分上去除施加的所述保持力时不再抵靠所述第一锁位部分偏压所述第一保持器，
第二保持器，和
第二弹簧，所述第二弹簧被布置为：(i)在所述一组滞留机构最初向所述一组锁位部分施加所述保持力时抵靠所述第二锁位部分偏压所述第二保持器，和(ii)在所述一组滞留机构从所述一组锁位部分上去除施加的所述保持力时不再抵靠所述第二锁位部分偏压所述第二保持器。
19.根据权利要求18所述的可制导导弹，其中所述旋转轴的所述轴体限定了中心轴线，所述旋转轴能够围绕所述中心轴线旋转；
其中所述第一弹簧被布置为基本上沿第一径向方向从所述中心轴线并朝向所述第一锁位部分偏压所述第一保持器；和
其中所述第二弹簧被布置为基本上沿第二径向方向从所述中心轴线并朝着所述第二锁位部分偏压所述第二保持器。
20.根据权利要求17至19中任一项所述的可制导导弹，其中所述锁定组件的所述旋转轴为马达轴；
其中所述锁定组件的所述基座为马达外壳；和
其中所述马达轴和所述马达外壳形成电动马达的至少一部分，所述电动马达被布置为：(i)提供超过所述预定阈值的旋转转矩量，和(ii)在所述可制导导弹发射之后控制所述可制导导弹的轨迹。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104227731A (zh) * 2013-06-06 2014-12-24 精工爱普生株式会社 装卸装置以及机器人

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7930074B2 (en) * 2007-03-19 2011-04-19 Sikorsky Aircraft Corporation Vertical speed and flight path command module for displacement collective utilizing tactile cueing and tactile feedback
US8110785B2 (en) * 2007-07-10 2012-02-07 Omnitek Partners Llc Mechanical stepper motors for gun-fired projectiles, mortars and missiles
CN101905431B (zh) * 2009-06-03 2013-04-24 鸿富锦精密工业（深圳）有限公司 过载保护机构以及采用该过载保护机构的连轴装置
US8686328B2 (en) * 2012-07-20 2014-04-01 Raytheon Company Resettable missile control fin lock assembly
US8975566B2 (en) * 2012-08-09 2015-03-10 Raytheon Company Fin buzz system and method for assisting in unlocking a missile fin lock mechanism
DE102013109185B3 (de) 2013-08-23 2014-05-22 Jenoptik Optical Systems Gmbh Optische Baugruppe mit einer Fassung mit Verbindungseinheiten gerichteter Nachgiebigkeit
US10295318B2 (en) 2014-03-13 2019-05-21 Moog Inc. Fin retention and release mechanism
US9546853B2 (en) * 2014-08-05 2017-01-17 Raytheon Company Air vehicle with control system mechanical coupler
KR101911507B1 (ko) * 2018-05-03 2018-10-24 주식회사 다성테크 연결 장치 및 그를 이용한 파이프 압착 연결 장치

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2180516A (en) * 1939-02-11 1939-11-21 Charles L Gehnrich Locking device
US2629156A (en) * 1950-07-06 1953-02-24 Kamens Irving Catch for necklaces
DE3230817C2 (de) * 1982-08-19 1985-05-09 Jean Walterscheid Gmbh, 5204 Lohmar Sicherheitsratschenkupplung
FR2623898B1 (fr) 1987-11-26 1990-03-23 France Etat Armement Dispositif de deploiement d'une ailette de projectile
JPH02217630A (ja) * 1989-02-15 1990-08-30 Okuma Mach Works Ltd 回転機
JPH04158198A (ja) * 1990-10-23 1992-06-01 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 飛しょう体の操舵翼ロック装置
GB2265191A (en) * 1992-03-18 1993-09-22 Yang Tai Her Centrifugal clutch
US5409185A (en) 1993-07-12 1995-04-25 Lucas Aerospace Power Equipment Corporation Fin control actuator having a fin shaft lock device
US6099380A (en) 1995-09-01 2000-08-08 Lewis Galoob Toys, Inc. Transforming playset
JP3781311B2 (ja) * 1995-12-01 2006-05-31 株式会社小松製作所 飛翔体の翼装置
US6206432B1 (en) 1998-01-26 2001-03-27 Nok Corporation Ball-lock-type quick-acting connector
US6152645A (en) 1998-12-15 2000-11-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Ball lock mechanism
JP2000213896A (ja) * 1999-01-22 2000-08-02 Mitsubishi Electric Corp 誘導飛しょう体
NO308716B1 (no) 1999-06-04 2000-10-16 Nammo Raufoss As Fremførings- og lÕsemekanisme i missil
US6250584B1 (en) 1999-10-18 2001-06-26 Hr Textron, Inc. Missile fin locking mechanism
US6352217B1 (en) 2000-04-25 2002-03-05 Hr Textron, Inc. Missile fin locking and unlocking mechanism including a mechanical force amplifier
US7011661B2 (en) 2001-03-21 2006-03-14 Medtronic, Inc. Surgical instrument with rotary cutting member and quick release coupling arrangement
JP2003155000A (ja) * 2001-09-05 2003-05-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 微小重力回転装置の安全装置
US6948685B2 (en) 2003-10-27 2005-09-27 Hr Textron, Inc. Locking device with solenoid release pin
FR2864613B1 (fr) * 2003-12-31 2006-03-17 Giat Ind Sa Dispositif de deploiement et d'entrainement de gouvernes d'un projectile
DE102004041087A1 (de) 2004-08-24 2006-03-16 Zf Friedrichshafen Ag Betätigungseinrichtung
US7642492B2 (en) * 2005-01-26 2010-01-05 Raytheon Company Single-axis fin deployment system
US7195197B2 (en) 2005-02-11 2007-03-27 Hr Textron, Inc. Techniques for controlling a fin with unlimited adjustment and no backlash
US7475846B2 (en) * 2005-10-05 2009-01-13 General Dynamics Ordnance And Tactical Systems, Inc. Fin retention and deployment mechanism

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104227731A (zh) * 2013-06-06 2014-12-24 精工爱普生株式会社 装卸装置以及机器人
CN104227731B (zh) * 2013-06-06 2018-12-14 精工爱普生株式会社 装卸装置以及机器人

Also Published As

Publication number Publication date
BRPI0818392A2 (pt) 2015-04-22
JP2011501096A (ja) 2011-01-06
WO2009051865A1 (en) 2009-04-23
EP2203706A1 (en) 2010-07-07
US20090101752A1 (en) 2009-04-23
US7700902B2 (en) 2010-04-20

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