CN115371501B - 一种精确制导组件的舵翼联动结构及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于导弹精确制导组件技术领域，具体技术方案为：一种精确制导组件的舵翼联动结构及控制方法，包括翼筒和布置在翼筒两侧的翼片，翼筒内的电动锁销，翼片上布置有第一锁孔，电动锁销可插入或脱离第一锁孔，翼片上的舵轴通过双轴承支撑在翼筒内，扭簧的一端固定在转轴座上，扭簧的另一端固定在翼片的下方，销子与翼筒之间压装有压簧，销子的外端头可插入或脱离第二锁孔，初始阶段，电动锁销的锁杆插入第一锁孔内，销子脱离第二锁孔，翼片固定在0度位置，组件受控约束解除后，电动锁销的锁杆脱离第一锁孔，翼片转动指定角度，销子插入第二锁孔并自动锁死，翼片偏转至设定位置并产生持续、稳定的法向升力，极大提高了飞行稳定性和机动能力。

Description

一种精确制导组件的舵翼联动结构及控制方法

技术领域

本发明属于导弹精确制导组件技术领域，具体涉及一种应用于弹体的低成本制导、修正组件和引信的改进方法。

背景技术

精确制导弹药对现代战争的进程和结局有着举足轻重的影响，是取得战争主动权、赢得战争胜利的重要因素。但精确打击弹药成本昂贵，大量装备和使用消耗巨大。为适应现代战争需求，在保证精度的条件下有效降低武器系统的成本，是当前各国正在追求的目标之一。因此，如何有效降低制导武器的成本，或将常规无控弹药有效、经济、快速、方便的进行制导化改造，己经成为武器装备发展的必然趋势。

精确制导组件（Precision Guidance Kit，又称为PGK）正是基于这一需求提出的，其宗旨为：在不改变、或少改变原有无控弹（基型弹）基础上，用该组件更换基型弹引信后，即构成具有精确打击能力的制导弹药。

精确制导组件是随导航技术和微机电技术的出现而发展起来得一种高度信息化的炮弹引信。该引信利用弹道参数辨识技术，将炮弹实际弹道与理想弹道进行比较，计算出修正量，并利用加装在引信中的弹道修正装置对炮弹的弹道进行修正。其基本原理如下：

PGK舵翼与舵机旋转平台固联并偏转一定角度（或者不偏转但具有升力翼面），从而在飞行过程中产生法向升力。组件制导系统起控后，控制舵机旋转平台与弹体反向等速旋转，舵翼位置就会在惯性坐标系（如大地坐标系）保持静止不发生转动，即组件的法向升力指向不变，从而使弹体在该方向上发生偏移；利用舵机平台与弹体之间的转速差，可控制舵翼法向升力在惯性坐标系的指向，控制弹体向指定方向位移机动，达到精确制导打击的目的。该组件与弹体的连接结构尺寸和安装方式与引信一致，具有使用灵活、方便、低成本等特点，是世界各军事大国争相研究的热点，并已有成熟的产品列装部队。

但该项技术实际工程应用中也存在诸多不足，主要表现在：

1、由于舵翼与舵机平台固联，因此发射以始和无控飞行段即开始产生法向升力。而在发射过程和无控飞行阶段舵机不受控，组件所产生的法向升力指向随机，造成弹体要么发生随机偏移，要么发生圆周锥摆，严重时会发生失速掉弹等事故，极大影响了飞行的稳定安全性和制导打击的精确性。

2、为了克服发射过程和无控阶段的随机偏移或锥摆现象，舵翼所产生的法向升力不能过大，一般会把升力限制在可控之内，但这又会严重影响组件起控后的机动调控能力。最终的做法是：牺牲调控性、保证稳定安全性，严重降低了该技术的技战性能。

3、对于发射后质量发生变化的火箭弹，主动段初期由于发动机装药的影响全弹质心偏后，稳定储备量较低；被动段由于发动机装药燃尽，质心大幅度前移使稳定储备量偏高，稳定性和调控能力之间的矛盾显得更为突出。

发明内容

为解决现有技术存在的技术问题，本发明提供了一种精确制导组件旋转舵机的舵翼联动结构及控制方法，在确保发射初期和无控飞行阶段稳定性和安全性的同时，最大限度的提高制导组件调控机动能力，彻底解决传统PGK的不足。

采用PGK来实现二维弹道修正的弹丸也称双旋弹。弹丸正转，旋转翼筒相对于弹丸反旋，两者之间由轴承隔离，当旋转翼筒反旋转速与弹丸正转转速一致时，空气舵面可在惯性空间下保持静止，从而产生稳定的法向升力，实现飞行弹道调控。

PGK组件由导引舱、引信舱、控制舱、飞行调控舱及电池舱组成，整体安装在无控弹的前端。

为实现上述目的，本发明所采用的技术方案为：一种精确制导组件的舵翼联动结构，包括翼筒和布置在翼筒两侧的翼片，两个翼片关于翼筒的中心轴线对称布置，翼片通过联动机构与翼片相连，翼片与舵轴固联而非与舵机旋转平台固联。

联动机构包括初始锁定机构、旋转机构和角度锁定机构，旋转机构置于初始锁定机构与角度锁定机构之间。

初始锁定机构包括设在翼筒内的电动锁销，翼片上布置有第一锁孔，电动锁销的锁杆与第一锁孔同轴心布置，初始状态下，电动锁销的锁杆外弹并卡在第一锁孔内，翼片锁止在0度位置；释放状态下，电动锁销的锁杆内缩并脱离第一锁孔，翼片释放并相对于翼筒可转动。

旋转机构包括舵轴和固定在翼筒上的转轴座，舵轴的一端通过双轴承支撑在翼筒内，舵轴的另一端穿过转轴座后与翼片固定，舵轴的中部套设有扭簧，扭簧的一端固定在转轴座上，扭簧的另一端固定在翼片的下方，在初始状态下，扭簧处于压缩和扭转状态下，翼片被释放后，在扭簧的弹力作用下，翼片可转动。

角度锁定机构包括销子、设在翼片内的第一容纳孔和设在翼片内的第二容纳孔，第一容纳孔与第二容纳孔组成阶梯型的内孔，销子上设有卡头，销子的外端头自由，销子的内端头插装在第一容纳孔内，销子在第一容纳孔内可横向移动，卡头置于第二容纳孔内，卡头与第二容纳孔的底部之间压装有压簧，翼筒上设有第二锁孔，第二锁孔置于翼片释放后的旋转方向上。初始状态下，压簧处于压缩状态，销子的外端头顶在翼筒的外壁上；释放状态下，销子做弧形运动直至销子的外端头插入至第二锁孔内，翼片偏转设定的角度，翼片被锁止并产生持续、稳定的法向升力。

翼筒内设有定位舱，定位舱内设有舵机舱轴，定位舱通过舵机舱轴与其他舱段连接。

其中，作为优选的，销子的外端头为半球头，操作方便，运行稳定，噪音小。

翼筒上设有平台，销子的外端头在平台上运动，第二锁孔布置在平台上，保证销子的稳定运行。

一种精确制导组件的舵翼控制方法，具体控制步骤如下：

一、在弹体发射过程和无控飞行阶段，电动锁销的锁杆插入第一锁孔内，扭簧处于压缩状态，压簧处于压缩状态，销子的外端头顶在翼筒的外壁上，翼片固定在0度位置，即翼片偏转角度处于零升力位置，舵机相对于PGK组件静止。

二、组件受控约束解除后，电动锁销的锁杆回缩，电动锁销的锁杆脱离第一锁孔，在扭簧的弹力作用下，翼片相对于翼筒转动，直至销子的外端头运行至第二锁孔处，在压簧的作用下，销子插入至第二锁孔内并自动锁死，翼片偏转至设定位置并产生持续、稳定的法向升力。

本发明有别于传统PGK组件旋转舵机的舵翼偏角固定不变的模式，在旋转舵翼上增设可动舵轴，舵翼固联在舵轴上，发射前，舵翼偏转角度受限约束在升力平衡偏角，飞行过程中不产生升力的角度，又称之为零升偏角，即零升偏角，在发射过程和初期无控飞行阶段不产生法向升力，因此也不会发生由此引起的“锥摆”或侧偏现象，从而保证了发射和无控飞行阶段的飞行稳定性和弹道一致性；组件起控后，首先受控解除舵翼偏角约束，舵翼转动到设定角度并产生法向升力，进入正常控制飞行流程。

本发明解决了传统PGK组件发射初期无控飞行段法向升力偏大、后期有控飞行段法向升力不足的矛盾，克服了传统PGK技术无控段飞行稳定性不足、有控段调控能力不够的难题，极大提高了飞行稳定性和机动能力，在实际制导弹药工程研制中有着广阔的应用前景和重要的军事价值。

附图说明

图1为初始状态下，翼片固定在0度位置时的结构示意图。

图2为约束解除后，翼片旋转到设定位置时的结构示意图。

图3俯视状态下，本发明的整体结构示意图。

图4为本发明的内部连接关系示意图。

图5为本发明安装在弹体上的结构示意图。

图6为图4中A处的局部放大图。

图7为图4中B处的局部放大图。

图中，1为翼筒，11为平台，12为定位舱，2为翼片，3为初始锁定机构，31为电动锁销，32为第一锁孔，33为锁杆，4为旋转机构，41为舵轴，42为转轴座，43为双轴承，44为扭簧，5为角度锁定机构，51为销子，52为第一容纳孔，53为第二容纳孔，54为压簧，55为第二锁孔，56为卡头，6为导引舱，7为引信舱，8为控制舱，9为调控舱，10为电池舱。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图5所示，采用PGK来实现二维弹道修正的弹丸也称双旋弹，弹丸正转，旋转翼筒1相对于弹丸反旋，两者之间由轴承隔离，当旋转翼筒1反旋转速与弹丸正转转速一致时，空气舵面可在惯性空间下保持静止，从而产生稳定的法向升力，实现飞行弹道调控。

PGK组件由导引舱6、引信舱7、控制舱8、飞行调控舱9及电池舱10组成，整体安装在无控弹的前端。

如图3、图4、图6和图7所示，一种精确制导组件的舵翼联动结构，包括翼筒1和布置在翼筒1两侧的翼片2，两个翼片2关于翼筒1的中心轴线对称布置，翼片2通过联动机构与翼片2相连，翼片2与舵轴41固联而非与舵机旋转平台11固联。

联动机构包括初始锁定机构3、旋转机构4和角度锁定机构5，旋转机构4置于初始锁定机构3与角度锁定机构5之间。

初始锁定机构3包括设在翼筒1内的电动锁销31，翼片2上布置有第一锁孔32，电动锁销31的锁杆33与第一锁孔32同轴心布置，初始状态下，电动锁销31的锁杆33外弹并卡在第一锁孔32内，翼片2锁止在0度位置；释放状态下，电动锁销31的锁杆33内缩并脱离第一锁孔32，翼片2释放并相对于翼筒1可转动。

旋转机构4包括舵轴41和固定在翼筒1上的转轴座42，舵轴41的一端通过双轴承43支撑在翼筒1内，舵轴41的另一端穿过转轴座42后与翼片2固定，舵轴41的中部套设有扭簧44，扭簧44置于转轴座42的定位槽内，扭簧44的一端固定在转轴座42上，扭簧44的另一端通过2个M2.5X8的螺钉固定在翼片2的下方，在初始状态下，扭簧44处于压缩和扭转状态下，翼片2被释放后，在扭簧44的弹力作用下，翼片2可灵活转动且不会偏转和晃动。

角度锁定机构5包括销子51、设在翼片2内的第一容纳孔52和设在翼片2内的第二容纳孔53，第一容纳孔52与第二容纳孔53组成阶梯型的内孔，销子51上设有卡头56，销子51的外端头自由，销子51的内端头插装在第一容纳孔52内，销子51在第一容纳孔52内可横向移动，卡头56置于第二容纳孔53内，卡头56与第二容纳孔53的底部之间压装有压簧54，翼筒1上设有第二锁孔55，第二锁孔55置于翼片2释放后的旋转方向上。初始状态下，压簧54处于压缩状态，销子51的外端头顶在翼筒1的外壁上；释放状态下，销子51做弧形运动直至销子51的外端头插入至第二锁孔55内，翼片2偏转设定的角度，翼片2被锁止并产生持续、稳定的法向升力.

翼筒1内设有定位舱12，定位舱12内设有舵机舱轴，定位舱12通过舵机舱轴与其他舱段连接。

其中，作为优选的，销子51的外端头为半球头，操作方便，运行稳定，噪音小。

翼筒1上设有平台11，销子51的外端头在平台11上运动，第二锁孔55布置在平台11上，保证销子51的稳定运行。

一种精确制导组件的舵翼控制方法，具体控制步骤如下：

一、如图1所示，在弹体发射过程和无控飞行阶段，电动锁销31的锁杆33插入第一锁孔32内，扭簧44处于压缩状态，压簧54处于压缩状态，销子51的外端头顶在翼筒1的外壁上，翼片2固定在0度位置，弹体在飞行的过程中保持不动，翼片2保持0位飞行，即翼片2偏转角度处于零升力位置，舵机相对于PGK组件静止。

二、如图2所示，组件受控约束解除后，电动锁销31的锁杆33回缩，电动锁销31的锁杆33脱离第一锁孔32，在扭簧44的弹力作用下，翼片2沿着翼筒1上的弧形槽向上旋转设定角度后被限位，直至销子51的外端头运行至第二锁孔55处，在压簧54的作用下，销子51插入至第二锁孔55内并自动锁死，翼片2偏转至设定位置并产生持续、稳定的法向升力。

本发明有别于传统PGK组件旋转舵机的舵翼偏角固定不变的模式，在旋转舵翼上增设可动舵轴41，舵翼固联在舵轴41上，发射前，舵翼偏转角度受限约束在升力平衡偏角，飞行过程中不产生升力的角度，又称之为零升偏角，即零升偏角，在发射过程和初期无控飞行阶段不产生法向升力，因此也不会发生由此引起的“锥摆”或侧偏现象，从而保证了发射和无控飞行阶段的飞行稳定性和弹道一致性；组件起控后，首先受控解除舵翼偏角约束，舵翼转动到设定角度并产生法向升力，进入正常控制飞行流程。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包在本发明范围内。

Claims (4)

1.一种精确制导组件的舵翼控制方法，其特征在于，包括翼筒（1）和布置在翼筒（1）两侧的翼片（2），两个翼片（2）关于翼筒（1）的中心轴线对称布置，所述翼片（2）通过联动机构与翼筒（1）相连；

所述联动机构包括初始锁定机构（3）、旋转机构（4）和角度锁定机构（5），所述旋转机构（4）置于初始锁定机构（3）与角度锁定机构（5）之间；

所述初始锁定机构（3）包括设在翼筒（1）内的电动锁销（31），所述翼片（2）上布置有第一锁孔（32），所述电动锁销（31）的锁杆（33）与第一锁孔（32）同轴心布置，初始状态下，电动锁销（31）的锁杆（33）外弹并卡在第一锁孔（32）内，释放状态下，电动锁销（31）的锁杆（33）内缩并脱离第一锁孔（32）；

所述旋转机构（4）包括舵轴（41）和固定在翼筒（1）上的转轴座（42），所述舵轴（41）的一端通过双轴承（43）支撑在翼筒（1）内，所述舵轴（41）的另一端穿过转轴座（42）后与翼片（2）固定，所述舵轴（41）的中部套设有扭簧（44），所述扭簧（44）的一端固定在转轴座（42）上，所述扭簧（44）的另一端固定在翼片（2）的下方；

所述角度锁定机构（5）包括销子（51）、设在翼片（2）内的第一容纳孔（52）和设在翼片（2）内的第二容纳孔（53），所述销子（51）上设有卡头（56），所述销子（51）的外端头自由，所述销子（51）的内端头插装在第一容纳孔（52）内，所述卡头（56）置于第二容纳孔（53）内，所述卡头（56）与第二容纳孔（53）的底部之间压装有压簧（54），所述翼筒（1）上设有第二锁孔（55），所述第二锁孔（55）置于翼片（2）释放后的旋转方向上，初始状态下，销子（51）的外端头顶在翼筒（1）的外壁上，释放状态下，销子（51）的外端头插入至第二锁孔（55）内；

具体控制步骤如下：

一、在弹体发射过程和无控飞行阶段，翼片（2）偏转角度处于零升力位置，电动锁销（31）的锁杆（33）插入第一锁孔（32）内，压簧（54）处于压缩状态，销子（51）的外端头顶在翼筒（1）的外壁上；

二、组件受控约束解除后，电动锁销（31）的锁杆（33）回缩，电动锁销（31）的锁杆（33）脱离第一锁孔（32），在扭簧（44）的弹力作用下，翼片（2）相对于翼筒（1）转动，直至销子（51）的外端头运行至第二锁孔（55）处，在压簧（54）的作用下，销子（51）插入至第二锁孔（55）内，翼片（2）偏转至设定位置并产生法向升力。

2.根据权利要求1所述的一种精确制导组件的舵翼控制方法，其特征在于，所述翼筒（1）内设有定位舱（12）。

3.根据权利要求1所述的一种精确制导组件的舵翼控制方法，其特征在于，所述销子（51）的外端头为半球头。

4.根据权利要求1所述的一种精确制导组件的舵翼控制方法，其特征在于，所述翼筒（1）上设有平台（11），所述第二锁孔（55）布置在平台（11）上。

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