CN107421403A - 一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构 - Google Patents
一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107421403A CN107421403A CN201710855523.8A CN201710855523A CN107421403A CN 107421403 A CN107421403 A CN 107421403A CN 201710855523 A CN201710855523 A CN 201710855523A CN 107421403 A CN107421403 A CN 107421403A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- wing
- folding
- bulkhead
- missile
- rotating shaft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 title claims abstract description 45
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 30
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 9
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 9
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims description 9
- 230000007547 defect Effects 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 239000011435 rock Substances 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 1
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000037452 priming Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Closing And Opening Devices For Wings, And Checks For Wings (AREA)
Abstract
本发明属于导弹折叠弹翼技术领域，具体涉及一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构。目前常见的折叠弹翼的折叠机构均具有一定缺陷。本发明的技术方案是：包括折叠弹翼和弹体舱壁，弹体舱壁内部设置有驱动板、弹簧底座、导向杆、压簧、弹翼转轴和驱动杆；压簧的两端分别连接在驱动板和弹簧底座上，导向杆的一端连接在驱动板上，并穿过压簧和弹簧底座中心的孔，导向杆的末端设置有限位装置；弹翼转轴固定在弹体舱壁上，弹翼转轴的轴杆一端与折叠弹翼连接，另一端位于弹体舱壁内部并连接有摇臂；摇臂和驱动板分别与驱动杆的两端铰接。还可在弹体舱壁上设置弹簧销用于锁定展开后的折叠弹翼。本发明适用于中小型导弹。
Description
技术领域
本发明属于导弹折叠弹翼技术领域，具体涉及一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构。
背景技术
为缩小贮存、运输和发射装置上导弹的体积，常将弹翼的一部分或全部折叠，使翼展减小。当导弹飞离发射装置后，弹翼自动展开，保证导弹正常飞行。也有些导弹的折叠翼面仅用于缩小贮存、运输过程中的体积，当导弹装到发射装置上时，即将弹翼展开。
折叠弹翼是在翼面展向的一部分或翼根部用折叠机构将弹翼折叠，解除约束后，弹翼即自动展开并在规定位置上锁定，能实现弹翼折叠、展开和锁紧的机构即折叠弹翼的折叠机构。折叠弹翼的折叠机构一般包括展开装置与锁紧装置两部分。展开装置的作用是使处于折叠状态的翼面在一定条件下展开。锁紧装置的作用是弹翼的折叠部分展开后，能使弹翼的固定部分与折叠部分两者可靠地锁定为一个整体，以便共同承担气动力，为导弹提供升力。
目前常见的折叠弹翼形式主要有：卷叠式、潜入式、尾叠式、纵向折叠式、横向折叠式、多次折叠式和伸缩折叠式等。展开锁定系统多为弹簧机构，也有用液压系统或火工品形成的燃气压力系统。对折叠机构的要求是连接可靠，机构简单，展开迅速，锁定牢固，重量轻、体积小、气动外形好。
折叠机构作为折叠弹翼的重要组成部分，根据折叠弹翼的尺寸大小、安装空间和使用环境条件、力学环境条件等不同，可以采用不同形式的折叠机构。目前常采用的折叠机构大致可分为两类，一类是沿舵轴方向(对于翼则为垂直于翼根弦)的纵向折叠机构，一类是垂直于舵轴方向(对于翼则为平行于翼根弦)的横向折叠机构。纵向折叠机构通常是由锁紧销加压缩弹簧组成，折叠机构由翼面约束，展开到位后插入销孔进行锁紧，或由翼面展开过程中惯性将锁紧销压缩，展开到位后再插入销孔进行锁紧，纵向锁紧机构可由一到两组组成。此种折叠机构结构简单可靠，成本低，占用尺寸小，在尺寸小较小的导弹折叠弹翼上应用较广。横向折叠机构形式较为多样，通过横向设置两个锁紧点，使折叠弹翼能承受较大的翼面法向载荷。此种折叠机构是通过在折叠弹翼上设置两个锁紧销，锁紧销后端安装压缩弹簧，由一连杆将两锁紧销固定在折叠舵内翼的两端面以内，当折叠弹翼外翼展开时，由折叠弹翼外翼的惯性将连杆剪断，固定在折叠弹翼内翼里的锁紧销解锁并在压缩弹簧的作用下弹出插入折叠弹翼外翼两端的销孔，使折叠弹翼外翼锁紧并固定。此种折叠机构能承受较大的载荷，锁紧较好。
但是上述两种常用的折叠机构也各自存在一些缺陷。对于纵向折叠机构：折叠弹翼不能承受较大的载荷，且当翼面温度过高时，压缩弹簧容易失效，进而导致锁紧机构失效，此外，当弹体经受较大的振动环境和侧向过载时，纵向锁紧机构容易松动。对于横向折叠机构：剪断连杆会产生多余物，且展开锁紧的可靠性降低，同时该折叠机构无止锁功能，在振动量级较大或是气动热较严酷的环境中，折叠机构容易松动。
实用新型内容
针对上述常采用的折叠机构均具有一定缺陷的问题，本发明提供一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，其目的在于：实现弹翼纵向折叠，使导弹发射后，弹翼能够自动解锁展开，并在规定位置锁定，保证导弹正常飞行。
本使用新型采用的技术方案如下：
一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，包括折叠弹翼和弹体舱壁，弹体舱壁内部设置有驱动板、弹簧底座、导向杆、压簧、弹翼转轴和驱动杆。弹簧底座固定在弹体舱壁内，弹簧底座中心有一个孔。压簧的两端分别连接在驱动板和弹簧底座上，导向杆的一端连接在驱动板上，导向杆穿过压簧和弹簧底座中心的孔，导向杆的末端设置有限位装置。所述弹翼转轴由套筒和安装于筒套内的轴杆组成，弹翼转轴的套筒固定在弹体舱壁上，弹翼转轴的轴杆一端位于弹体舱壁外并与折叠弹翼连接，另一端位于弹体舱壁内部并连接有摇臂。摇臂和驱动板分别与驱动杆的两端铰接。
采用该技术方案后，由于压簧挤压驱动板使驱动板移动，驱动板带动驱动杆对摇臂施力，从而使弹翼转轴的轴杆转动，轴杆的转动可以带动折叠弹翼转动，从而实现折叠弹翼纵向折叠的功能。该展开过程由压簧的压力带动，平稳而迅速。限位装置可以使驱动板停止移动，控制限位装置和驱动板之间的导向杆的长度可以控制折叠弹翼的转动幅度，从而实现折叠弹翼展开后的锁定功能。而且由于结构简单，适用于中小型导弹的折叠弹翼。
优选的，限位装置包括穿过导向杆末端的限位销，限位销的长度长于弹簧底座中心孔的直径。该限位装置的设计简单且稳定可靠。
优选的，导向杆外表面设置有凸起，弹簧底座中心的孔内壁上设置有与导向杆侧面凸起相匹配的凹槽。该优选方案可以防止驱动板自身的转动，从而提高机构运动的稳定性，使折叠弹翼的展开更加平稳。
优选的，折叠弹翼数量为四个，对称分布于弹体舱壁外部的四个方向上，弹翼转轴、摇臂和驱动杆分别各有四个，驱动板表面的形状为正方形，四个驱动杆与驱动板的铰接位置分别位于四个侧面的相同位置。弹翼转轴、摇臂和驱动杆的数量及驱动板的形状根据本发明所应用的导弹的折叠弹翼数量而确定。该优选方案适用于折叠弹翼数量为四个的情况。由于具有相同的结构，且所有折叠弹翼的展开均由同一机构控制，因此弹翼的运动同步性高。
进一步优选的，弹体舱壁上设置有舱壁盲孔，舱壁盲孔的位置与弹翼转轴和弹体舱壁的连接处的位置沿舵轴方向排列；舱壁盲孔中设置有弹簧销，弹簧销的一端凸出弹体舱壁，另一端通过压缩弹簧固定在舱壁盲孔内部；折叠弹翼的底面上设置有通孔，所述通孔位置与折叠弹翼和弹翼转轴的连接处的位置沿翼根弦的方向排列，所述通孔至折叠弹翼与弹翼转轴的连接处之间的距离等于舱壁盲孔至弹翼转轴与弹体舱壁的连接处之间的距离。翼根弦是指折叠弹翼根部与弹体舱壁连接处的弦。
该优选方案的目的是，当折叠弹翼展开至预定位置时，折叠弹翼底面上的通孔恰好运动到舱壁盲孔的位置，压缩弹簧将弹簧销压入折叠弹翼底面上的通孔中，从而实现了对展开折叠弹翼的锁定。这使得展开的折叠弹翼具有承力性能好，翼面晃动间隙小的优点。另一方面，当折叠弹翼不再需要展开后，从顶部对折叠弹翼底部通孔内的弹簧销施力将其压出通孔即可解除锁定。从而使得折叠弹翼具有拆装维护方便，可以多次重复使用的优点。
进一步优选的，弹簧销上设置有限位凸台，限位凸台的直径大于折叠弹翼的底面上通孔的直径。限位凸台可以避免弹簧销完全进入通孔内，从而方便取出。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本使用新型的有益效果是：
1.既可平稳迅速地自动展开折叠弹翼，同时可通过导向杆上的限位装置和弹体舱壁上设置的弹簧销对展开后的折叠弹翼进行自动锁定。
2.所有折叠弹翼的展开均由同一机构控制，因此弹翼的运动同步性高。
3.由于导向杆上的限位装置和弹体舱壁上设置的弹簧销的锁定作用可以使展开的折叠弹翼具有承力性能好，翼面晃动间隙小的优点。
4.本发明拆装维护方便，可以多次重复使用。
5.本发明结构简单，适用于中小型导弹的折叠弹翼。
附图说明
本使用新型将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1为本发明的折叠弹翼处于展开锁定状态时的剖视图；
图2为本发明的轴视图；
图3为本发明的局部剖视图。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
下面结合图1至图3对本使用新型作详细说明。
实施例1
一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，包括折叠弹翼1和弹体舱壁9，弹体舱壁9内部设置有驱动板6、弹簧底座3、导向杆13、压簧7、弹翼转轴2和驱动杆5。弹簧底座3固定在弹体舱壁9内，弹簧底座3中心有一个孔。压簧7的两端分别连接在驱动板6和弹簧底座3上，导向杆13的一端连接在驱动板6上，导向杆13穿过压簧7和弹簧底座3中心的孔，导向杆13外表面设置有凸起，弹簧底座3中心的孔内壁上设置有与导向杆13侧面凸起相匹配的凹槽，导向杆13的末端设置有限位装置14。限位装置14包括穿过导向杆13末端的限位销8，限位销8的长度长于弹簧底座3中心孔的直径。所述弹翼转轴2由套筒和安装于筒套内的轴杆组成，弹翼转轴2的套筒固定在弹体舱壁9上，弹翼转轴2的轴杆一端位于弹体舱壁9外并与折叠弹翼1连接，另一端位于弹体舱壁9内部并连接有摇臂10。摇臂10和驱动板6分别与驱动杆5的两端铰接。弹体舱壁9上设置有舱壁盲孔4，舱壁盲孔4的位置与弹翼转轴2和弹体舱壁9的连接处的位置沿舵轴方向排列；舱壁盲孔4中设置有弹簧销11，弹簧销11上设置有限位凸台，限位凸台的直径大于折叠弹翼1的底面上通孔的直径，弹簧销11的一端凸出弹体舱壁9，另一端通过压缩弹簧11固定在舱壁盲孔4内部；折叠弹翼1的底面上设置有通孔，所述通孔位置与折叠弹翼1和弹翼转轴2的连接处的位置沿翼根弦的方向排列，所述通孔至折叠弹翼1与弹翼转轴2的连接处之间的距离等于舱壁盲孔4至弹翼转轴2与弹体舱壁9的连接处之间的距离。
导弹贮存在发射装置内时，折叠弹翼1被筒壁约束，保持折叠状态。导弹发射后，折叠弹翼1脱离筒壁约束，压簧7在内部弹力的作用下，推动驱动板6沿弹体轴线向远离弹簧底座3的方向滑动，并通过与之铰接的驱动杆5带动弹翼转轴2的摇臂10绕转轴轴线旋转，进而带动整个折叠弹翼1旋转并完成折叠弹翼1的展开动作。折叠弹翼1展开到位后，驱动板6上的限位销8与弹簧底座3接触，限制压簧7的伸展，折叠弹翼1也保持当前位置不再继续展开。弹簧销11在压缩弹簧12的作用下，伸入折叠弹翼1底面的通孔中并将折叠弹翼1固定，从而保证导弹飞行过程中折叠弹翼1始终处于展开状态位置不变。当需要使展开的折叠弹翼1恢复折叠状态时，从顶部对折叠弹翼1底部通孔内的弹簧销11施力将其压出通孔即可解除锁定。
实施例2
一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，包括折叠弹翼1和弹体舱壁9，弹体舱壁9内部设置有驱动板6、弹簧底座3、导向杆13、压簧7、弹翼转轴2和驱动杆5。弹簧底座3固定在弹体舱壁9内，弹簧底座3中心有一个孔。压簧7的两端分别连接在驱动板6和弹簧底座3上，导向杆13的一端连接在驱动板6上，导向杆13穿过压簧7和弹簧底座3中心的孔，导向杆13的末端设置有限位装置14。限位装置14包括穿过导向杆13末端的限位销8，限位销8的长度长于弹簧底座3中心孔的直径。所述弹翼转轴2由套筒和安装于筒套内的轴杆组成，弹翼转轴2的套筒固定在弹体舱壁9上，弹翼转轴2的轴杆一端位于弹体舱壁9外并与折叠弹翼1连接，另一端位于弹体舱壁9内部并连接有摇臂10。摇臂10和驱动板6分别与驱动杆5的两端铰接。折叠弹翼1数量为四个，对称分布于弹体舱壁9外部的四个方向上，弹翼转轴2、摇臂10和驱动杆5分别各有四个，驱动板6表面的形状为正方形，四个驱动杆5与驱动板6的铰接位置分别位于四个侧面的相同位置。弹体舱壁9上设置有四个舱壁盲孔4，四个舱壁盲孔4的位置分别与四个弹翼转轴2和弹体舱壁9的连接处的位置沿舵轴方向排列；每个舱壁盲孔4中设置均有弹簧销11，弹簧销11上设置有限位凸台，限位凸台的直径大于折叠弹翼1的底面上通孔的直径，弹簧销11的一端凸出弹体舱壁9，另一端通过压缩弹簧11固定在舱壁盲孔4内部；每个折叠弹翼1的底面上均设置有通孔，所述通孔位置与折叠弹翼1和弹翼转轴2的连接处的位置沿翼根弦的方向排列，所述通孔至折叠弹翼1与弹翼转轴2的连接处之间的距离等于对应的舱壁盲孔4至弹翼转轴2与弹体舱壁9的连接处之间的距离。
实施例2的实施过程与实施例1相同。对于具有多个折叠弹翼1的情况，所用折叠弹翼1均在同一时间被相同结构的机构施力展开，从而具有很强的同步性。
以上所述实施例仅表达了本申请的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请保护范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请技术方案构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。
Claims (6)
1.一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，包括折叠弹翼(1)和弹体舱壁(9)，其特征在于：弹体舱壁(9)内部设置有驱动板(6)、弹簧底座(3)、导向杆(13)、压簧(7)、弹翼转轴(2)和驱动杆(5)；弹簧底座(3)固定在弹体舱壁(9)内，弹簧底座(3)中心有一个孔；压簧(7)的两端分别连接在驱动板(6)和弹簧底座(3)上，导向杆(13)的一端连接在驱动板(6)上，导向杆(13)穿过压簧(7)和弹簧底座(3)中心的孔，导向杆(13)的末端设置有限位装置(14)；所述弹翼转轴(2)由套筒和安装于筒套内的轴杆组成，弹翼转轴(2)的套筒固定在弹体舱壁(9)上，弹翼转轴(2)的轴杆一端位于弹体舱壁(9)外并与折叠弹翼(1)连接，另一端位于弹体舱壁(9)内部并连接有摇臂(10)；摇臂(10)和驱动板(6)分别与驱动杆(5)的两端铰接。
2.按照权利要求1所述的用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，其特征在于：所述限位装置(14)包括穿过导向杆(13)末端的限位销(8)，限位销(8)的长度长于弹簧底座(3)中心孔的直径。
3.按照权利要求1所述的用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，其特征在于：所述导向杆(13)外表面设置有凸起，弹簧底座(3)中心的孔内壁上设置有与导向杆(13)侧面凸起相匹配的凹槽。
4.按照权利要求1所述的用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，其特征在于：所述折叠弹翼(1)数量为四个，对称分布于弹体舱壁(9)外部的四个方向上，弹翼转轴(2)、摇臂(10)和驱动杆(5)分别各有四个，驱动板(6)表面的形状为正方形，四个驱动杆(5)与驱动板(6)的铰接位置分别位于四个侧面的相同位置。
5.按照权利要求1至4任一项所述的用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，其特征在于：弹体舱壁(9)上设置有舱壁盲孔(4)，舱壁盲孔(4)的位置与弹翼转轴(2)和弹体舱壁(9)的连接处的位置沿舵轴方向排列；舱壁盲孔(4)中设置有弹簧销(11)，弹簧销(11)的一端凸出弹体舱壁(9)，另一端通过压缩弹簧(11)固定在舱壁盲孔(4)内部；折叠弹翼(1)的底面上设置有通孔，所述通孔位置与折叠弹翼(1)和弹翼转轴(2)的连接处的位置沿翼根弦的方向排列，所述通孔至折叠弹翼(1)与弹翼转轴(2)的连接处之间的距离等于舱壁盲孔(4)至弹翼转轴(2)与弹体舱壁(9)的连接处之间的距离。
6.按照权利要求5所述的用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构，其特征在于：所述弹簧销(11)上设置有限位凸台，限位凸台的直径大于折叠弹翼(1)的底面上通孔的直径。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710855523.8A CN107421403A (zh) | 2017-09-20 | 2017-09-20 | 一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710855523.8A CN107421403A (zh) | 2017-09-20 | 2017-09-20 | 一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107421403A true CN107421403A (zh) | 2017-12-01 |
Family
ID=60432187
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710855523.8A Pending CN107421403A (zh) | 2017-09-20 | 2017-09-20 | 一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107421403A (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108548457A (zh) * | 2018-03-20 | 2018-09-18 | 浙江理工大学 | 一种导弹用单一动力源同步驱动式二次折叠展开机构 |
| CN109539901A (zh) * | 2018-12-25 | 2019-03-29 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 一种大展弦比的舱体外折叠翼系统 |
| CN114286922A (zh) * | 2019-08-27 | 2022-04-05 | Bae系统信息和电子系统集成有限公司 | 机翼展开启动器和锁定机制 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3861627A (en) * | 1972-12-30 | 1975-01-21 | Dynamit Nobel Ag | Foldable control flap unit, especially for rockets |
| JPS6463796A (en) * | 1987-09-03 | 1989-03-09 | Mitsubishi Electric Corp | Guided missile |
| CN104677199A (zh) * | 2015-01-21 | 2015-06-03 | 浙江理工大学 | 一种单驱动多折叠舵面同步展开机构 |
| CN105157485A (zh) * | 2015-08-04 | 2015-12-16 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种纵向折叠翼面锁紧机构 |
| CN205854068U (zh) * | 2016-07-18 | 2017-01-04 | 广州铁路职业技术学院 | 主动预警反应式汽车保险杠 |
| CN106347632A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-01-25 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种展开锁紧机构 |
| CN207268591U (zh) * | 2017-09-20 | 2018-04-24 | 成都云鼎智控科技有限公司 | 一种用于纵向折叠弹翼的展开锁定连杆机构 |
-
2017
- 2017-09-20 CN CN201710855523.8A patent/CN107421403A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3861627A (en) * | 1972-12-30 | 1975-01-21 | Dynamit Nobel Ag | Foldable control flap unit, especially for rockets |
| JPS6463796A (en) * | 1987-09-03 | 1989-03-09 | Mitsubishi Electric Corp | Guided missile |
| CN104677199A (zh) * | 2015-01-21 | 2015-06-03 | 浙江理工大学 | 一种单驱动多折叠舵面同步展开机构 |
| CN105157485A (zh) * | 2015-08-04 | 2015-12-16 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种纵向折叠翼面锁紧机构 |
| CN205854068U (zh) * | 2016-07-18 | 2017-01-04 | 广州铁路职业技术学院 | 主动预警反应式汽车保险杠 |
| CN106347632A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-01-25 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种展开锁紧机构 |
| CN207268591U (zh) * | 2017-09-20 | 2018-04-24 | 成都云鼎智控科技有限公司 | 一种用于纵向折叠弹翼的展开锁定连杆机构 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 秦兵才等: "小型折叠弹翼展开机构优化设计" * |
| 秦兵才等: "小型折叠弹翼展开机构优化设计", 《弹箭与制导学报》 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108548457A (zh) * | 2018-03-20 | 2018-09-18 | 浙江理工大学 | 一种导弹用单一动力源同步驱动式二次折叠展开机构 |
| CN108548457B (zh) * | 2018-03-20 | 2023-12-05 | 浙江理工大学 | 一种导弹用单一动力源同步驱动式二次折叠展开机构 |
| CN109539901A (zh) * | 2018-12-25 | 2019-03-29 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 一种大展弦比的舱体外折叠翼系统 |
| CN109539901B (zh) * | 2018-12-25 | 2021-05-04 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 一种大展弦比的舱体外折叠翼系统 |
| CN114286922A (zh) * | 2019-08-27 | 2022-04-05 | Bae系统信息和电子系统集成有限公司 | 机翼展开启动器和锁定机制 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104677199B (zh) | 一种单驱动多折叠舵面同步展开机构 | |
| CN207268591U (zh) | 一种用于纵向折叠弹翼的展开锁定连杆机构 | |
| CN107421403A (zh) | 一种用于纵向折叠弹翼的多杆联动式折叠机构 | |
| EP2604510B1 (en) | Mechanisms for deploying and actuating airfoil-shaped bodies on unmanned aerial vehicles | |
| CN102774494A (zh) | 可自动张开飞行器折叠舵 | |
| CN104691749A (zh) | 一种横向交错折叠四旋翼飞行器 | |
| US9440732B2 (en) | Spring assembly for aircraft components | |
| CN104691737B (zh) | 一种多旋翼飞行器支撑臂组件、机架以及飞行器 | |
| CN109253667A (zh) | 一种导弹折叠舵面纵向展开机构 | |
| US9878780B2 (en) | Aircraft landing gear assembly | |
| US11530031B2 (en) | Folding trailing arm landing gear | |
| CN204078065U (zh) | 一种无人机尾翼折叠结构 | |
| CN104677200B (zh) | 一种二次折叠翼面横向展开机构 | |
| CN204461240U (zh) | 二次折叠翼面横向展开机构 | |
| CN114275144A (zh) | 一种用于机翼展开时序控制的机械式联动装置 | |
| CN205366105U (zh) | 集中式变角度展开锁定机构 | |
| CN115406311B (zh) | 一种栅格舵装置 | |
| CN104596360B (zh) | 一种折叠翼解锁撤收机构 | |
| CN106927017A (zh) | 一种多旋翼无人机机臂折叠机构 | |
| CN106828870A (zh) | 一种多旋翼无人机 | |
| CN116374155A (zh) | 一种飞行器机翼同步展开机构 | |
| CN112550666B (zh) | 一种无人机机翼的折叠机构 | |
| CN206606348U (zh) | 一种多旋翼无人机 | |
| CN107776870A (zh) | 一种机翼折叠锁定组件及无人机 | |
| CN109927883A (zh) | 一种应用于无人机机翼折叠的同步机构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20171201 |
|
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |