CN206330491U

CN206330491U - 空间连杆式导弹舵面控制机构

Info

Publication number: CN206330491U
Application number: CN201621188161.9U
Authority: CN
Inventors: 陈超; 胡明; 钱萍; 马善红; 陈文华; 宋浩; 周煦武
Original assignee: Zhejiang University of Technology ZJUT
Current assignee: Zhejiang University of Technology ZJUT
Priority date: 2016-10-27
Filing date: 2016-10-27
Publication date: 2017-07-14
Anticipated expiration: 2026-10-27

Abstract

本实用新型公开了空间连杆式导弹舵面控制机构。目前舵机安装需占用较多弹体空间。本实用新型的每个舵舱一与相邻一个舵舱二通过连接舱固定，舵舱一连接有方向舵一，舵舱二连接有方向舵二；固定在方向舵一上的舵轴一与舵舱一构成转动副；固定在连杆一一端的轴套与舵轴固定；顶部设有凸台的滑块与导轨构成滑动副；连杆二两端分别与凸台和连杆一的另一端铰接；连杆三一端与滑块固定，固定在连杆三另一端的螺母块与丝杠构成螺旋副；丝杠的一端与舵机二的输出轴通过联轴器连接；方向舵二的舵轴二与舵舱二构成转动副；舵机一的输出轴与舵轴二固定。本实用新型将某些方向舵的舵机移至另一个方向舵的舵舱中，减少对弹体体积的占用，提升了空间利用效率。

Description

空间连杆式导弹舵面控制机构

技术领域

本实用新型属于武器装备领域，具体涉及一种空间连杆式导弹舵面控制机构。

背景技术

导弹舵在飞行过程中绕舵轴旋转，以调整导弹位姿并产生对导弹的控制力(力矩)，使导弹及时调整飞行轨迹，达到精确打击的目的。目前，大多数舵面主要由舵机控制旋转，且舵机安装在弹体内，占用了弹体的较大体积，设计时必须通过增加弹体的尺寸以保证舵机等相关机构的安装空间。随着导弹技术的不断发展，对导弹的外形尺寸、舵机的位置和体积均提出了特殊要求，需发明一种某些舵舱内不放置舵机的导弹舵面控制机构。

发明内容

本实用新型的目的是针对目前舵机在安置中较多地占用弹体体积的问题，提供一种空间连杆式导弹舵面控制机构，能在保持弹体现有气动外形的前提下，有效地节省安装空间，进而有效地减少舵机安置对弹体体积的占用。

本实用新型采用以下技术方案实现：

本实用新型包括舵舱一和舵舱二；数量相同的舵舱一和舵舱二沿周向均布在弹体尾部，舵舱一和舵舱二均与弹体固定连接；每个舵舱一与相邻一个舵舱二通过连接舱固定连接，所有连接舱沿弹体周向均布；所述的舵舱一连接有方向舵一，舵舱二连接有方向舵二。固定在方向舵一上的舵轴一与舵舱一的通孔一和盲孔均构成转动副；所述的通孔一与盲孔同轴设置，且通孔一开设在舵舱一的通槽一顶部，盲孔开设在舵舱一的通槽一底部；固定在连杆一一端的轴套与舵轴通过锁定销固定；顶部设有凸台的滑块与导轨构成滑动副，所述的导轨两端分别支承在轴承座一和轴承座二上；轴承座一和轴承座二均固定在舵舱一的通槽一底部；连杆二两端分别与凸台和连杆一的另一端铰接；连杆三一端与滑块固定；固定在连杆三另一端的螺母块与丝杠构成螺旋副；所述的丝杠两端分别支承在轴承座三和轴承座四上，且丝杠的一端与舵机二的输出轴通过联轴器连接；所述的舵机二、轴承座三和轴承座四均与舵舱二的通槽二底部固定。方向舵二的舵轴二与舵舱二的通孔二构成转动副，通孔二开设在舵舱二的通槽二顶部；舵舱二的通槽二顶部固定有舵机架；舵机一固定在舵机架上，舵机一的输出轴与舵轴二固定。

所述的连接舱扣合在弹体尾部。

所述的连杆三呈圆弧形。

所述的舵舱一和舵舱二均为两个。

本实用新型的有益效果：

1、将丝杠与螺母块之间的螺旋副通过连杆三转换成滑块与导轨间的滑动副，再通过连杆一、连杆二等转换成舵轴一的转动，实现了空间上的运动转换；

2、将某些舵舱内的控制舵机移至另一个方向舵控制舵机所在的舵舱中，从而使得某些舵舱内不放置舵机，减少其对弹体体积的占用，提升其空间利用率，满足对导弹舵机的位置和体积的特殊要求。

附图说明

图1为本实用新型的整体结构立体图；

图2为本实用新型中方向舵一与舵舱二通过连杆三连接的示意图；

图3为本实用新型的端面视图；

图4为图1中A处的局部放大图；

图5为舵舱二中的零件装配立体图。

图中：1、舵舱一，1a、通孔一，1b、通槽一，1c、盲孔，2、方向舵一，2a、舵轴一，3、连接舱，4、舵舱二，4a、通孔二，4b、通槽二，5、方向舵二，5a、舵轴二，6、连杆一，6a、轴套，7、连杆二，8a、凸台，8b、滑块，8c、连杆三，8d、螺母块，9、轴承座一，10、导轨，11、轴承座二，12、锁定销，13、舵机一，14、舵机架，15、舵机二，16、联轴器，17、轴承座三，18、丝杠，19、轴承座四。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本实用新型做进一步说明。

如图1～图5所示，空间连杆式导弹舵面控制机构，包括舵舱一1和舵舱二4；两个舵舱一1及两个舵舱二4沿圆周均布在弹体尾部，且均与弹体固定连接；两个连接舱3扣合在弹体尾部，每个连接舱3两端分别与一个舵舱一1和一个舵舱二4固定连接；舵舱一1连接有方向舵一2，舵舱二4连接有方向舵二5；每个方向舵一2与对应一个舵舱二4通过一根连杆三8c连接。图1中，v为弹体的运行速度。

如图4所示，固定在方向舵一2上的舵轴一2a与舵舱一1的通孔一1a和盲孔1c均构成转动副；通孔一1a与盲孔1c同轴设置，且通孔一1a开设在舵舱一1的的通槽一1b顶部，盲孔1c开设在舵舱一1的通槽一底部；固定在连杆一6一端的轴套6a与舵轴一2a通过锁定销12固定；顶部设有凸台8a的滑块8b与导轨10构成滑动副，导轨10两端分别支承在轴承座一9和轴承座二11上；轴承座一9和轴承座二11均固定在舵舱一1的通槽一底部；连杆二7两端分别与凸台8a和连杆一6的另一端铰接；连杆三8c一端与滑块8b固定连接。

如图5所示，连杆三8c另一端与螺母块8d固定连接；螺母块8d与丝杠18构成螺旋副；丝杠18两端分别支承在轴承座三17和轴承座四19上，且丝杠18的一端与舵机二15的输出轴通过联轴器16连接；舵机二15、轴承座三17和轴承座四19均与舵舱二4的通槽二4b底部固定。

如图1、图2、图5所示，方向舵二5的舵轴二5a与舵舱二4的通孔二4a构成转动副，通孔二4a开设在舵舱二4的通槽二顶部；舵舱二4的通槽二顶部固定有舵机架14；舵机一13固定在舵机架14上，舵机一13的输出轴与舵轴二5a固定。

该空间连杆式导弹舵面控制机构的工作原理：

如图1～图5所示，舵机二15的转动带动丝杆18转动；螺母块8d在丝杆18的驱动下做直线移动，螺母块8d通过连杆三8c带动滑块8b在导轨10上滑动；滑块8b的移动带动连杆二7转动，连杆一6在连杆二7的带动下转动，锁定销12固定轴套6a和舵轴一2a，保证轴套6a和舵轴一2a同时转动，使得方向舵一2转动；舵机一13的转动带动舵轴二5a转动，使得方向舵二5转动；另外，改变舵机一13和舵机二15的转动方向可改变方向舵一2和方向舵二5的转动方向。

Claims

1.空间连杆式导弹舵面控制机构，包括舵舱一和舵舱二，其特征在于：数量相同的舵舱一和舵舱二沿周向均布在弹体尾部，舵舱一和舵舱二均与弹体固定连接；每个舵舱一与相邻一个舵舱二通过连接舱固定连接，所有连接舱沿弹体周向均布；所述的舵舱一连接有方向舵一，舵舱二连接有方向舵二；固定在方向舵一上的舵轴一与舵舱一的通孔一和盲孔均构成转动副；所述的通孔一与盲孔同轴设置，且通孔一开设在舵舱一的通槽一顶部，盲孔开设在舵舱一的通槽一底部；固定在连杆一一端的轴套与舵轴通过锁定销固定；顶部设有凸台的滑块与导轨构成滑动副，所述的导轨两端分别支承在轴承座一和轴承座二上；轴承座一和轴承座二均固定在舵舱一的通槽一底部；连杆二两端分别与凸台和连杆一的另一端铰接；连杆三一端与滑块固定；固定在连杆三另一端的螺母块与丝杠构成螺旋副；所述的丝杠两端分别支承在轴承座三和轴承座四上，且丝杠的一端与舵机二的输出轴通过联轴器连接；所述的舵机二、轴承座三和轴承座四均与舵舱二的通槽二底部固定；方向舵二的舵轴二与舵舱二的通孔二构成转动副，通孔二开设在舵舱二的通槽二顶部；舵舱二的通槽二顶部固定有舵机架；舵机一固定在舵机架上，舵机一的输出轴与舵轴二固定。

2.根据权利要求1所述的空间连杆式导弹舵面控制机构，其特征在于：所述的连接舱扣合在弹体尾部。

3.根据权利要求1所述的空间连杆式导弹舵面控制机构，其特征在于：所述的连杆三呈圆弧形。

4.根据权利要求1所述的空间连杆式导弹舵面控制机构，其特征在于：所述的舵舱一和舵舱二均为两个。