CN113074588A - 一种用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种GPS接收装置、弹载计算机、舵机系统、旋转舵段、旋转鸭舵片、陀螺仪、光电编码器、锂电池、在位检测机构、固定舱体、电机安装板和安装板；其中，GPS接收装置测量航弹实时位置和速度信息，并发送给弹载计算机；陀螺仪和光电编码器测量旋转鸭舵的滚转角，并发送给弹载计算机；弹载计算机根据航弹实时位置和速度信息得到弹道修正指令，并发送给舵机系统；舵机系统根据弹道修正指令，调整旋转鸭舵控制力和控制力矩的空间取向，实现弹道修正。本发明具有结构简单、低成本、制导精度高、使用维护方便的优点。

Description

一种用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件

技术领域

本发明属于航空制导炸弹领域，尤其涉及一种用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，作为制导控制模块安装于航空炸弹头部，将普通航空炸弹改造为采用卫星制导方式、依靠空气动力进行控制的一种低成本制导炸弹。

背景技术

二维弹道修正技术是提高常规无控弹药精确打击能力的有效方式。二维弹道修正弹通常采用惯性导航与GPS卫星定位组合技术，采用鸭舵气动布局，利用滑翔、增程、组合制导与飞行控制技术，实现弹药的低成本和精确打击。由于受到微型化等关键技术的限制，此类弹药大都还处于研制阶段，制约了我国武器装备的性能和广阔的应用前景。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，对库存航空炸弹进行二维弹道修正；为了实现低成本化，采用卫星制导方式；运用基于落点偏差预测的飞行控制方法，使改造后的航空制导炸弹命中精度大幅提高，圆概率误差小于15m。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，于包括：GPS接收装置、弹载计算机、舵机系统、旋转舵段、旋转鸭舵片、陀螺仪、光电编码器、锂电池、在位检测机构、固定舱体、电机安装板和安装板；其中，所述GPS接收装置设置于所述旋转舵段的内部；弹载计算机、舵机系统、陀螺仪、光电编码器、锂电池、在位检测机构、电机安装板和安装板均设置于所述固定舱体的内部；所述舵机系统的部分设置于所述旋转舵段的内部，所述舵机系统的其余部分设置于所述固定舱体的内部；所述旋转鸭舵片与所述旋转舵段的外表面相连接；所述旋转舵段能够旋转；所述的光电编码器安装在旋转舵段，所述陀螺仪安装在舵机系统；所述锂电池设置于所述安装板上，在位检测机构设置于所述电机安装板上；所述锂电池分别给GPS接收装置、弹载计算机、舵机系统、陀螺仪和光电编码器供电；GPS接收装置测量航弹实时位置和速度信息，并发送给弹载计算机；陀螺仪和光电编码器测量旋转鸭舵的滚转角，并发送给弹载计算机；弹载计算机根据航弹实时位置和速度信息得到弹道修正指令，并发送给舵机系统；舵机系统根据弹道修正指令，调整旋转鸭舵控制力和控制力矩的空间取向，实现弹道修正。

上述用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件中，所述舵机系统包括轴承、传动齿轮、减速器、舵机电机和转轴；其中，所述轴承和所述传动齿轮设置于所述旋转舵段的内部；所述轴承与所述旋转舵段的内壁固定连接；所述旋转舵段能够通过所述轴承围绕所述转轴旋转；所述轴承套设于所述转轴的一端；所述转轴的另一端与所述舵机电机相连接；所述舵机电机设置于所述电机安装板上；所述传动齿轮套设于所述转轴；所述减速器与所述舵机电机相连接；所述陀螺仪安装在所述转轴上。

上述用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件中，所述GPS接收装置包括GPS天线和GPS接收机；GPS天线安装在固定舱体的头部，所述GPS天线与所述轴承固定连接。

上述用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件中，所述在位检测机构包括卡槽、鸭舵锁定杆、微动开关、钢丝、导轨、滑块、弹簧和推杆；其中，所述卡槽设置于旋转舵段的舱壁后端面；所述鸭舵锁定杆、微动开关、钢丝、导轨、滑块、弹簧和推杆设置于所述固定舱体内部；所述鸭舵锁定杆与所述滑块用螺钉连接；所述滑块套设于所述导轨；所述导轨与固定舱体固定连接；所述滑块沿所述导轨上下运动；所述推杆与所述鸭舵锁定杆用螺钉连接；所述鸭舵锁定杆在所述推杆带动下沿所述导轨上下运动；所述推杆上端为圆柱体，与所述固定舱体开设的圆孔配合，约束所述推杆只能上下运动；所述鸭舵锁定杆、滑块和推杆构成一个结构组合体，能够一起上下运动；所述钢丝的一端穿过所述推杆上的孔，限制所述推杆在竖直方向的运动；所述钢丝另一端连接于挂架；所述弹簧套设于所述推杆上部；所述微动开关与所述固定舱体固定连接；挂弹时，所述弹簧压缩，所述推杆下部紧压所述微动开关的压簧，所述微动开关闭合，所述鸭舵锁定杆的端头卡入所述卡槽内；投弹后，所述钢丝拉出，所述推杆在弹簧力回复力作用下向下运动，带动所述鸭舵锁定杆从所述卡槽中脱出，同时所述微动开关的压簧弹开，所述微动开关打开。

上述用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件中，挂弹时，推杆向上拉，压缩弹簧，连接在挂架上的钢丝穿过推杆上的孔，限制推杆在竖直方向的运动，此时微动开关闭合，鸭舵锁定杆的头部卡在旋转鸭舵片后端面的卡槽里，旋转鸭舵片锁死。

上述用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件中，投弹后，弹体下落，系在挂架上的钢丝从推杆的孔中脱出，推杆在弹簧的弹力和重力作用下向下运动，走完行程后，微动开关的压簧弹开，微动开关打开，给弹载计算机一个电信号，表示弹已投下；同时，推杆带动鸭舵锁定杆向下运动，鸭舵锁定杆的头部和旋转鸭舵片上的卡槽分离，旋转鸭舵旋转鸭舵片解锁，可以在舵机电机的驱动下运动。

上述用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件中，陀螺仪和光电编码器组成滚转角测量装置；其中，投弹前，向炸弹装订目标位置信息；起控后，弹载计算机根据GPS接收装置测得的航弹位置和速度，预估航弹落点，并与目标位置比较求解出落点偏差；弹载计算机根据落点偏差得到旋转舵段的滚转角指令，并发送给舵机系统；舵机系统驱动旋转舵段旋转，调整旋转舵段的控制力和控制力矩的空间取向，使弹体姿态发生改变，进而改变弹体受力，最终实现弹道修正，减小航弹纵向和横向落点偏差。

上述用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件中，GPS天线采用锥形天线。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明组件作为制导控制模块安装于航空炸弹头部，将库存航空炸弹改造成为可负担得起的卫星制导精确弹药，实现圆概率误差小于15m，且能够在近程地面防空火力圈外中高空投放，不仅为部队提供了精确打击能力，有效降低战场的附带损伤风险，还提高了载机的安全性；

(2)本发明组件结构紧凑简单、实用性强、可靠性高、对库存炸弹升级方便，可以快速将非制导的常规航空炸弹升级为精确制导弹药，具有低成本、高精度、研制周期短、效费比高等的特点；

(3)本发明组件使用方便，可以在战场需要时安装；与库存炸弹和现役载机匹配；采用自供电方式，可适应载机不进行改动的情况下实现航空制导炸弹挂飞投弹需求；

(4)本发明组件具有良好的可移植性，仅需进行简单改动就能够应用于多口径弹药。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1为本发明的典型航空制导炸弹总装图；

图2为本发明二维弹道修正组件外形图；

图3为本发明二维弹道修正组件内部总装图；

图4为本发明二维弹道修正组件剖视示意图；

图5为本发明在位检测机构剖视示意图；

图6为本发明电气系统原理图；

图7为本发明控制算法原理图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

目前我国库存的各类航空炸弹数量较多，因为无控命中精度较低，且只能采用中低空轰炸的作战方式，对载机的安全也非常不利。将库存炸弹安装本发明组件改造成航空制导炸弹，实现了防区外精确打击及中高空投放，提高了炸弹作战效能和杀伤威力，不仅能有效降低战场的附带损伤风险、提高载机安全性，还能大幅减少达到预期作战效果所需的炸弹数量、减少勤务需求；是航空炸弹智能化改造的有效途径，符合弹药发展经济性和精确性要求；利用本发明改进的航空制导炸弹具有成本低、精度高、效费比高、可以利用库存弹药等特点。

根据本发明的航空制导炸弹总体布局如图1所示，航空制导炸弹包括：二维弹道修正组件1和航空炸弹2；为了使二维弹道修正组件1能够在库存弹上使用，采用鸭式气动布局，将航空炸弹2原外形头部加装本发明，其余部件不变，弹翼呈“X”字型布局。

二维弹道修正组件1外形如图2所示，分为前后两个舱，前舱为旋转舵段，后舱为固定舱体5；旋转鸭舵片4与头部的旋转舵段固连，一对舵同向偏转，偏转致水平方向为俯仰舵状态，偏转致竖直方向为偏航舵状态。

二维弹道修正组件1作为制导控制模块，用于提高炸弹的精度。如图2、图3、图4所示，该用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于包括：GPS接收装置、弹载计算机13、舵机系统、旋转舵段、旋转鸭舵片4、陀螺仪21、光电编码器22、锂电池16、在位检测机构10、固定舱体5、电机安装板20和安装板200；其中，

GPS接收装置设置于旋转舵段的内部；弹载计算机13、舵机系统、陀螺仪21、光电编码器22、锂电池16、在位检测机构10、电机安装板20和安装板200均设置于固定舱体5的内部；舵机系统的部分设置于旋转舵段的内部，舵机系统的其余部分设置于固定舱体5的内部；旋转鸭舵片4与旋转舵段的外表面相连接；旋转舵段能够旋转；的光电编码器22安装在旋转舵段，陀螺仪21安装在舵机系统；锂电池16设置于安装板200上，在位检测机构10设置于电机安装板20上；锂电池16分别给GPS接收装置、弹载计算机13、舵机系统、陀螺仪21和光电编码器22供电。

GPS接收装置测量航弹实时位置和速度信息，并发送给弹载计算机13；陀螺仪21和光电编码器22测量旋转鸭舵4的滚转角，并发送给弹载计算机13；弹载计算机13根据航弹实时位置和速度信息得到弹道修正指令，并发送给舵机系统；舵机系统根据弹道修正指令，调整旋转鸭舵4控制力和控制力矩的空间取向，实现弹道修正。

陀螺仪21和光电编码器22组成滚转角测量装置；其中，投弹前，向炸弹装订目标位置信息；起控后，弹载计算机13根据GPS接收装置测得的航弹位置和速度，预估航弹落点，并与目标位置比较求解出落点偏差；弹载计算机13根据落点偏差得到旋转舵段的滚转角指令，并发送给舵机系统；舵机系统驱动旋转舵段旋转，调整旋转舵段的控制力和控制力矩的空间取向，使弹体姿态发生改变，进而改变弹体受力，最终实现弹道修正，减小航弹纵向和横向落点偏差。

如图3和图4所示，舵机系统包括轴承6、传动齿轮7、减速器12、舵机电机18和转轴23；其中，轴承6和传动齿轮7设置于旋转舵段的内部；轴承6与旋转舵段的内壁固定连接；旋转舵段能够通过轴承6围绕转轴23旋转；轴承6套设于转轴23的一端；转轴23的另一端与舵机电机18相连接；舵机电机18设置于电机安装板20上；传动齿轮7套设于转轴23；减速器12与舵机电机18相连接；陀螺仪21安装在转轴23上。

如图3和图4所示，GPS接收装置包括GPS天线3和GPS接收机19；GPS天线3采用锥形天线安装在固定舱体5的头部，GPS天线3与轴承6固定连接。

如图5所示，在位检测机构10包括卡槽8、鸭舵锁定杆9、微动开关11、钢丝14、导轨24、滑块25、弹簧26和推杆27；其中，

卡槽8设置于旋转舵段的舱壁后端面；鸭舵锁定杆9、微动开关11、钢丝14、导轨24、滑块25、弹簧26和推杆27设置于固定舱体5内部；鸭舵锁定杆9与滑块25用螺钉连接；推杆27与鸭舵锁定杆9用螺钉连接；导轨24与固定舱体5固定连接；导轨24约束滑块25只能上下运动；鸭舵锁定杆9在推杆27带动下沿导轨24上下运动；推杆27上端为圆柱体，与固定舱体5上的圆孔配合，约束推杆27只能上下运动；鸭舵锁定杆9、滑块25和推杆27构成一个结构组合体，可以一起上下运动；钢丝14一端穿过推杆27上的孔，限制推杆27在竖直方向的运动；钢丝14另一端连接于挂架；弹簧26套设于推杆27上部；微动开关11与固定舱体5固定连接；挂弹时，弹簧26压缩，推杆27下部紧压微动开关11的压簧，微动开关11闭合，鸭舵锁定杆9的端头卡入卡槽8内；投弹后，钢丝14拉出，推杆27在弹簧力回复力作用下向下运动，带动鸭舵锁定杆9从卡槽8中脱出，同时微动开关11的压簧弹开，微动开关11打开。

具体的，二维弹道修正组件1分为前后两个舱，前舱为旋转舵段；后舱为固定舱体5，后舱安装弹载计算机13、锂电池16、舵机电机18、GPS接收机19、陀螺仪21等。GPS天线3采用锥形天线，安装在二维弹道修正组件1的头部，通过转轴23和电机安装板20固连，电机安装板20固定在固定舱体5上；旋转鸭舵4在舵机电机18的驱动下绕转轴23旋转，实现对弹体姿态的控制。后舱通过压环15和战斗部连接，压环15有螺纹，可以利用引信安装位置的螺纹，将二维弹道修正组件1固定在战斗部前端。

在位检测机构10安装于固定舱体5前部，在位检测机构10采用钢丝14斜向上与挂架防摆(或挂钩)连接，实现在位检测动作，同时实现鸭舵的解锁。如图5所示，在位检测机构10包括卡槽8、鸭舵锁定杆9、微动开关11、钢丝14、导轨24、滑块25、弹簧26、推杆27。

在位检测机构10的具体实施方式为：

(1)挂弹时，将推杆27向上拉，压缩弹簧26，连在挂架上的钢丝14穿过推杆27上的孔，限制推杆27在竖直方向的运动，此时微动开关11闭合，鸭舵锁定杆9的头部卡在旋转鸭舵4后端面的卡槽8里，旋转鸭舵4锁死；

(2)投弹后，弹体下落，系在挂架上的钢丝14从推杆27的孔中脱出，推杆27在弹簧26弹力和重力作用下向下运动，走完行程后，微动开关11的压簧弹开，微动开关11打开，给弹载计算机13一个电信号，表示弹已投下；同时，推杆27带动鸭舵锁定杆9向下运动，鸭舵锁定杆9的头部和旋转鸭舵4上的卡槽8分离，旋转鸭舵4解锁，可以在舵机电机18的驱动下运动。

如图6电气系统原理图所示，电气系统由弹载计算机13、GPS天线3、GPS接收机19、舵机系统(包含传动齿轮7、减速器12、舵机电机18等)、光电编码器22、锂电池16、陀螺仪21、微动开关11、程序加载/地面测试接口等组成。电气系统基本功能包括为弹上设备提供电源，满足航弹供电要求；实现弹上设备之间电气接口可靠连接，并满足电磁兼容要求；提供程序加载/地面测试接口，满足与地面测试设备电源及通信连接要求。

弹载计算机13是电气系统供电和通讯的中心，提供所有设备的供电和通讯接口。主要功能包括：根据舵机控制指令，实现对舵机系统的直接驱动；提供单机供电及通讯接口；通过RS422串口接收陀螺仪21测量数据；通过RS422串口接收光电编码器22测量数据；通过RS232串口接收GPS接收机19数据；通过RS422串口实现程序加载；提供开关量检测接口，实现弹的在位检测及舵机解锁。

控制系统主要由卫星定位装置、滚转角测量装置、控制解算装置和执行机构组成。卫星定位装置包括GPS天线3和GPS接收机19；滚转角测量装置包括陀螺仪21和光电编码器22；控制解算装置为弹载计算机13；执行机构为舵机系统。

控制系统原理如图7所示，投弹前，向炸弹装订目标位置信息；起控后，控制系统根据卫星定位装置测得的航弹位置和速度，预估航弹落点，并与目标位置比较求解出落点偏差；控制解算装置由落点偏差解算出旋转舵段的滚转角指令，并发送给执行机构；执行机构驱动装置驱动旋转舵段旋转，调整鸭舵控制力和控制力矩的空间取向，使弹体姿态发生改变，进而改变弹体受力，最终实现弹道修正，减小航弹纵向和横向落点偏差。

本发明组件作为制导控制模块安装于航空炸弹头部，将库存航空炸弹改造成为可负担得起的卫星制导精确弹药，实现圆概率误差小于15m，且能够在近程地面防空火力圈外中高空投放，不仅为部队提供了精确打击能力，有效降低战场的附带损伤风险，还提高了载机的安全性；本发明组件结构紧凑简单、实用性强、可靠性高、对库存炸弹升级方便，可以快速将非制导的常规航空炸弹升级为精确制导弹药，具有低成本、高精度、研制周期短、效费比高等的特点；本发明组件使用方便，可以在战场需要时安装；与库存炸弹和现役载机匹配；采用自供电方式，可适应载机不进行改动的情况下实现航空制导炸弹挂飞投弹需求；本发明组件具有良好的可移植性，仅需进行简单改动就能够应用于多口径弹药。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于包括：GPS接收装置、弹载计算机(13)、舵机系统、旋转舵段、旋转鸭舵片(4)、陀螺仪(21)、光电编码器(22)、锂电池(16)、在位检测机构(10)、固定舱体(5)、电机安装板(20)和安装板(200)；其中，

所述GPS接收装置设置于所述旋转舵段的内部；

弹载计算机(13)、舵机系统、陀螺仪(21)、光电编码器(22)、锂电池(16)、在位检测机构(10)、电机安装板(20)和安装板(200)均设置于所述固定舱体(5)的内部；

所述舵机系统的部分设置于所述旋转舵段的内部，所述舵机系统的其余部分设置于所述固定舱体(5)的内部；

所述旋转鸭舵片(4)与所述旋转舵段的外表面相连接；所述旋转舵段能够旋转；

所述的光电编码器(22)安装在旋转舵段，所述陀螺仪(21)安装在舵机系统；

所述锂电池(16)设置于所述安装板(200)上，在位检测机构(10)设置于所述电机安装板(20)上；

所述锂电池(16)分别给GPS接收装置、弹载计算机(13)、舵机系统、陀螺仪(21)和光电编码器(22)供电；

GPS接收装置测量航弹实时位置和速度信息，并发送给弹载计算机(13)；陀螺仪(21)和光电编码器(22)测量旋转鸭舵(4)的滚转角，并发送给弹载计算机(13)；弹载计算机(13)根据航弹实时位置和速度信息得到弹道修正指令，并发送给舵机系统；舵机系统根据弹道修正指令，调整旋转鸭舵(4)控制力和控制力矩的空间取向，实现弹道修正。

2.根据权利要求1所述的用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于：所述舵机系统包括轴承(6)、传动齿轮(7)、减速器(12)、舵机电机(18)和转轴(23)；其中，

所述轴承(6)和所述传动齿轮(7)设置于所述旋转舵段的内部；所述轴承(6)与所述旋转舵段的内壁固定连接；所述旋转舵段能够通过所述轴承(6)围绕所述转轴(23)旋转；

所述轴承(6)套设于所述转轴(23)的一端；所述转轴(23)的另一端与所述舵机电机(18)相连接；所述舵机电机(18)设置于所述电机安装板(20)上；

所述传动齿轮(7)套设于所述转轴(23)；

所述减速器(12)与所述舵机电机(18)相连接；

所述陀螺仪(21)安装在所述转轴(23)上。

3.根据权利要求1所述的用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于：所述GPS接收装置包括GPS天线(3)和GPS接收机(19)；

GPS天线(3)安装在固定舱体(5)的头部，所述GPS天线(3)与所述轴承(6)固定连接。

4.根据权利要求1所述的用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于：所述在位检测机构(10)包括卡槽(8)、鸭舵锁定杆(9)、微动开关(11)、钢丝(14)、导轨(24)、滑块(25)、弹簧(26)和推杆(27)；其中，

所述卡槽(8)设置于旋转舵段的舱壁后端面；所述鸭舵锁定杆(9)、微动开关(11)、钢丝(14)、导轨(24)、滑块(25)、弹簧(26)和推杆(27)设置于所述固定舱体(5)内部；

所述鸭舵锁定杆(9)与所述滑块(25)用螺钉连接；所述滑块(25)套设于所述导轨(24)；所述导轨(24)与固定舱体(5)固定连接；所述滑块(25)沿所述导轨(24)上下运动；

所述推杆(27)与所述鸭舵锁定杆(9)用螺钉连接；所述鸭舵锁定杆(9)在所述推杆(27)带动下沿所述导轨(24)上下运动；

所述推杆(27)上端为圆柱体，与所述固定舱体(5)开设的圆孔配合，约束所述推杆(27)只能上下运动；

所述鸭舵锁定杆(9)、滑块(25)和推杆(27)构成一个结构组合体，能够一起上下运动；

所述钢丝(14)的一端穿过所述推杆(27)上的孔，限制所述推杆(27)在竖直方向的运动；

所述弹簧(26)套设于所述推杆(27)上部；所述微动开关(11)与所述固定舱体(5)固定连接；挂弹时，所述弹簧(26)压缩，所述推杆(27)下部紧压所述微动开关(11)的压簧，所述微动开关(11)闭合，所述鸭舵锁定杆(9)的端头卡入所述卡槽(8)内；投弹后，所述钢丝(14)拉出，所述推杆(27)在弹簧力回复力作用下向下运动，带动所述鸭舵锁定杆(9)从所述卡槽(8)中脱出，同时所述微动开关(11)的压簧弹开，所述微动开关(11)打开。

5.根据权利要求4所述的用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于：挂弹时，推杆(27)向上拉，压缩弹簧(26)，连接在挂架上的钢丝(14)穿过推杆(27)上的孔，限制推杆(27)在竖直方向的运动，此时微动开关(11)闭合，鸭舵锁定杆(9)的头部卡在旋转鸭舵片(4)后端面的卡槽(8)里，旋转鸭舵片(4)锁死。

6.根据权利要求5所述的用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于：投弹后，弹体下落，系在挂架上的钢丝(14)从推杆(27)的孔中脱出，推杆(27)在弹簧(26)的弹力和重力作用下向下运动，走完行程后，微动开关(11)的压簧弹开，微动开关(11)打开，给弹载计算机(13)一个电信号，表示弹已投下；同时，推杆(27)带动鸭舵锁定杆(9)向下运动，鸭舵锁定杆(9)的头部和旋转鸭舵片(4)上的卡槽(8)分离，旋转鸭舵旋转鸭舵片(4)解锁，可以在舵机电机(18)的驱动下运动。

7.根据权利要求1所述的用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于：陀螺仪(21)和光电编码器(22)组成滚转角测量装置；其中，

投弹前，向炸弹装订目标位置信息；起控后，弹载计算机(13)根据GPS接收装置测得的航弹位置和速度，预估航弹落点，并与目标位置比较求解出落点偏差；弹载计算机(13)根据落点偏差得到旋转舵段的滚转角指令，并发送给舵机系统；舵机系统驱动旋转舵段旋转，调整旋转舵段的控制力和控制力矩的空间取向，使弹体姿态发生改变，进而改变弹体受力，最终实现弹道修正，减小航弹纵向和横向落点偏差。

8.根据权利要求2所述的用于航空制导炸弹的二维弹道修正组件，其特征在于：GPS天线(3)采用锥形天线。

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