CN106197172B - 一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，包括：1个舵轴，1个栅格舵，2个定位转轴，2个锁定销、2个压缩弹簧、2个锁止螺母。栅格舵与舵轴上有相互配合的凸台及孔，其中栅格舵的凸台上有两类限位面，一类限位面用于栅格舵折叠到位时的限位，另一类限位面用于栅格舵相对于舵轴在左右方向的限位，所述配合孔分为两类孔一类用于安装定位转轴，另一类(舵轴上)用于安装锁定销及压缩弹簧。定位转轴一方面用于栅格舵与舵轴竖直方向的限位，另一方面承受栅格舵各种工况下受到的载荷，舵轴与栅格舵通过定位转轴连接，实现折叠、展开功能。

Description

一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵
技术领域
本发明涉及运载火箭空气舵结构技术领域，具体为一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵。
背景技术
栅格舵是由外框架和内部众多的薄格壁布置成框架形式或蜂窝形式的空间多升力面系统。在给定空间具有更佳的升力性能，应用广泛。
栅格舵作为一种高效的气动控制舵面已成功应用于运载火箭的姿态控制。由于运载火箭用栅格舵尺寸大、质量重，为了减少火箭存储运输所需的结构空间，通常将火箭弹体与栅格舵分开存放、运输，在发射前再将栅格舵安装到位。而栅格舵安装定位要求精度较高，安装时需用专用工装，安装操时间长，配套要求高，对于要求火箭快速发射的情况，是很大的弊端。
发明内容
本发明的目的在于提供一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，包括：1个舵轴，1个栅格舵，2个定位转轴，2个锁定销、2个压缩弹簧、2个锁止螺母。舵轴与栅格舵连接的一端上部轴向设有两个突出的支耳，两个支耳横向开有同轴贯穿的两个转轴孔和两个同轴锁定孔，锁定孔为沉孔，锁定孔的直径Dmin与压缩弹簧的中径D满足等式Dmin＝D+d+x，其中d为簧丝直径，x取值为1mm～2mm，Dmin≥d。栅格舵与的舵轴连接的一侧中上部设有四个突出的支耳，四个突出的支耳横向开有同轴贯穿的4个转轴孔，两个靠里的支耳分别设有2个同轴限位通孔。舵轴两个支耳间的距离为x1，栅格舵两个靠里的支耳外侧面间的距离为x2，优选定位转轴一头设有螺纹。锁定销为阶梯轴，大端直径为d1，小端直径为d2，d1＞d2。压缩弹簧及锁定销安装在舵轴支耳的锁定孔内，舵轴两个突出的支耳插在栅格舵四个突出的支耳中，2个定位转轴分别从栅格舵外侧支耳的转轴孔穿入舵轴两个支耳的转轴孔和栅格舵的转轴孔，2个锁止螺母分别紧固在2个定位转轴上锁止，舵轴与栅格舵通过定位转轴连接，实现折叠、展开功能。
所述栅格舵与舵轴上有相互配合的凸台及孔，其中栅格舵的凸台上有两类限位面，一类限位面用于栅格舵折叠到位时的限位，另一类限位面用于栅格舵相对于舵轴在左右方向的限位，所述配合孔分为两类孔一类用于安装定位转轴，另一类(舵轴上)用于安装锁定销及压缩弹簧。定位转轴主要有两方面作用，一方面用于栅格舵与舵轴竖直方向的限位，另一方面承受栅格舵各种工况下受到的载荷。舵轴的锁定孔的直径Dmin，栅格舵的限位孔的直径dmin，锁定销大端直径为d1，小端直径为d2，Dmin大于d1，dmin大于d2，d1大于dmin。舵轴上的折叠限位面距转轴孔轴线距离为L1，栅格舵凸台上的限位面距转轴孔轴线距离为L2，优选L1＝L2±0.1mm。
当栅格舵展开至预先安装在舵轴的锁定孔内的锁定销在压缩弹簧的作用下压入栅格舵的限位孔内时，实现栅格舵展开定位并锁定。
栅格舵折叠至栅格舵凸台上的限位面与舵轴折叠限位面接触时，实现栅格舵折叠定位。
本发明的装置结构简单，连接可靠性高，展开速度快，同时由于在发射前将栅格舵折叠定位，有效减小了火箭包装、运输时所需的结构空间。
附图说明
图1为本发明结构示意图
图2为舵轴结构示意图
图3为栅格舵连接部位局部结构示意图
图4为本发明展开状态结构局部示意图
图5为本发明折叠状态结构示意图
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明专利作进一步详细说明。
如图1所示，一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，包括：1个舵轴(1)，1个栅格舵(2)，2个定位转轴(3)，2个锁定销(4)、2个压缩弹簧(5)、2个锁止螺母(6)。
如图2所示，舵轴(1)与栅格舵(2)连接的一端上部轴向设有两个突出的支耳(1a)，两个支耳(1a)横向开有同轴贯穿的两个转轴孔(1b)和两个同轴锁定孔(1c)，锁定孔(1c)为沉孔。
如图3所示，栅格舵(2)与的舵轴(1)连接的一侧中上部设有四个突出的支耳(2a)，四个突出的支耳(2a)横向开有同轴贯穿的4个转轴孔(2b)，两个靠里的支耳分别设有2个同轴限位孔(2c)，限位孔(2c)为通孔。
如图4所示，定位转轴(3)一头设有螺纹，锁定销(4)为阶梯轴，压缩弹簧(5)及锁定销(4)安装在舵轴(1)支耳(1a)的锁定孔(1c)内，舵轴(1)两个突出的支耳(1a)插在栅格舵(2)四个突出的支耳(2a)中，2个定位转轴(3)分别从栅格舵(2)外侧支耳的转轴孔(2b)穿入舵轴(1)两个支耳(1a)的转轴孔(1b)和栅格舵(2)的转轴孔(2b)，2个锁止螺母(6)分别紧固在2个定位转轴(3)上锁止，舵轴(1)与栅格舵(2)通过定位转轴(3)连接，实现折叠、展开功能。
舵轴(1)两个支耳(1a)间的距离为x1，栅格舵(2)两个靠里的支耳外侧面间的距离为x2，优选
舵轴(1)的锁定孔(1c)的直径Dmin，栅格舵(2)的限位孔(2c)的直径dmin，锁定销(4)大端(4a)直径为d1，小端(4b)直径为d2。Dmin大于d1，dmin大于d2，d1大于dmin。当栅格舵展开至预先安装在舵轴的锁定孔内的锁定销在压缩弹簧的作用下压入栅格舵的限位孔内时，实现栅格舵展开定位并锁定。
如图5所示，栅格舵(2)折叠至栅格舵(2)凸台(2a)上的限位面(2a1)与舵轴(1)折叠限位面(1d)接触时，实现栅格舵(2)折叠定位。所述舵轴(1)上的折叠限位面(1d)距转轴孔(1b)轴线距离为L1，栅格舵(2)凸台(2a)上的限位面(2a1)距转轴孔(2b)轴线距离为L2，优选L1＝L2±0.1mm。

Claims (5)

1.一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，包括：1个舵轴，1个栅格舵、2个定位转轴、2个锁定销、2个压缩弹簧、2个锁止螺母；舵轴与栅格舵连接的一端上部轴向设有两个突出的支耳，两个支耳横向开有同轴贯穿的两个转轴孔和两个同轴锁定孔，锁定孔为沉孔；栅格舵与的舵轴连接的一侧中上部设有四个突出的支耳，四个突出的支耳横向开有同轴贯穿的4个转轴孔，两个靠里的支耳分别设有2个同轴限位孔，限位孔为通孔；定位转轴一头设有螺纹，锁定销为阶梯轴，压缩弹簧及锁定销安装在舵轴支耳的锁定孔内，舵轴两个突出的支耳插在栅格舵四个突出的支耳中，2个定位转轴分别从栅格舵外侧支耳的转轴孔穿入舵轴两个支耳的转轴孔和栅格舵的转轴孔，2个锁止螺母分别紧固在2个定位转轴上锁止，舵轴与栅格舵通过定位转轴连接，实现折叠、展开功能。
2.根据权利要求1所述的一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，舵轴两个支耳间的距离为x1，栅格舵两个靠里的支耳外侧面间的距离为x2，
3.根据权利要求1所述的一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，舵轴的锁定孔的直径Dmin，栅格舵的限位孔的直径dmin，锁定销大端直径为d1，小端直径为d2；Dmin大于d1，dmin大于d2，d1大于dmin；当栅格舵展开至预先安装在舵轴的锁定孔内的锁定销在压缩弹簧的作用下压入栅格舵的限位孔内时，实现栅格舵展开定位并锁定。
4.根据权利要求1所述的一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，栅格舵折叠至栅格舵凸台上的限位面与舵轴折叠限位面接触时，实现栅格舵折叠定位。
5.根据权利要求1所述的一种定位承载一体化的自锁定折叠栅格舵，所述舵轴上的折叠限位面距转轴孔轴线距离为L1，栅格舵凸台上的限位面距转轴孔轴线距离为L2，L1＝L2±0.1mm。
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108507422A (zh) * 2018-04-08 2018-09-07 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法
CN109631683B (zh) * 2018-11-28 2021-06-29 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵的折叠展开装置
CN109631685B (zh) * 2018-11-28 2021-06-29 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵的折叠展开装置
CN109454352B (zh) * 2018-11-30 2021-03-02 上海航天精密机械研究所 弧面格栅结构及其制备方法
CN110487131B (zh) * 2019-05-30 2022-05-31 上海宇航系统工程研究所 一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构
CN111086656B (zh) * 2019-12-09 2021-07-13 北京宇航系统工程研究所 一种组合可调式栅格舵展开锁定机构
CN111238313A (zh) * 2020-03-13 2020-06-05 北京星际荣耀空间科技有限公司 栅格舵结构及具有其的火箭
CN112389634B (zh) * 2020-11-27 2022-12-27 北京宇航系统工程研究所 一种中高热流条件下防热前缘栅格舵
CN112693623B (zh) * 2020-12-21 2022-05-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 导弹栅格舵铰链力矩模型爪盘式自锁定位结构
CN114199083A (zh) * 2021-11-22 2022-03-18 上海机电工程研究所 一种导弹折叠舵自锁系统
CN115325889B (zh) * 2022-09-01 2023-09-29 北京中科宇航技术有限公司 一种叶面旋转栅格舵控制系统
CN115451757B (zh) * 2022-09-13 2024-07-16 北京航星传动科技有限公司 一种栅格舵折展执行机构及其伺服系统

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5048773A (en) * 1990-06-08 1991-09-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Curved grid fin
CN104567548A (zh) * 2013-10-29 2015-04-29 北京精密机电控制设备研究所 一种栅格舵锁定装置
CN104613824A (zh) * 2015-01-23 2015-05-13 北京电子工程总体研究所 一种用于提高导弹栅格舵舵面快速展开能力的展开方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7429017B2 (en) * 2005-07-21 2008-09-30 Raytheon Company Ejectable aerodynamic stability and control
US7800032B1 (en) * 2006-11-30 2010-09-21 Raytheon Company Detachable aerodynamic missile stabilizing system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5048773A (en) * 1990-06-08 1991-09-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Curved grid fin
CN104567548A (zh) * 2013-10-29 2015-04-29 北京精密机电控制设备研究所 一种栅格舵锁定装置
CN104613824A (zh) * 2015-01-23 2015-05-13 北京电子工程总体研究所 一种用于提高导弹栅格舵舵面快速展开能力的展开方法

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