CN217844930U - 一种飞行器舵面锁止机构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种飞行器舵面锁止机构，包括舵轴，所述舵轴下端设置有第一挡板，所述第一挡板下侧设置有第一轴承，所述第一轴承下侧设置有第二挡板，所述舵轴下端安装有第二轴承，所述第一轴承、所述第二轴承外圈连接有安装座，所述舵轴上端设置有横向贯穿的通槽，该通槽内设置有舵面，所述舵面下端一侧设置有连接杆。本实用新型通过剪切销、舵面转轴、锁销在舵面展开前，使剪切销对舵面位置进行限位，使舵面始终处于弹体外径范围内，在导弹发射时，通过燃气发生器的推力，推动舵面向外侧展开把剪切销剪断，展开到位后，锁销在弹簧推力下顶出，与舵面转轴结构一起对舵面进行位置锁定，整体结构简单稳固，可操作性强。
Description
技术领域
本实用新型涉及舵机领域，特别是涉及一种飞行器舵面锁止机构。
背景技术
在航天方面，舵机应用广泛。其中导弹姿态变换的俯仰、偏航、滚转运动都是靠舵机相互配合完成的。目前的舵面在导弹发射前和发射后需要对其进行展开和锁定，然而现阶段的锁定机构结构复杂，在使用过程中容易造成位置干涉，不能稳定的保证功能。
实用新型内容
本实用新型的目的就在于为了解决上述问题而提供一种飞行器舵面锁止机构。
本实用新型通过以下技术方案来实现上述目的：
一种飞行器舵面锁止机构，包括舵轴，所述舵轴下端设置有第一挡板，所述第一挡板下侧设置有第一轴承，所述第一轴承下侧设置有第二挡板，所述舵轴下端安装有第二轴承，所述第一轴承、所述第二轴承外圈连接有安装座，所述舵轴上端设置有横向贯穿的通槽，该通槽内设置有舵面，所述舵面下端一侧设置有连接杆，所述连接杆与所述舵轴间设置有舵面转轴，所述舵轴上与所述舵面垂直位置设置有第一台阶孔、第二台阶孔，所述第一台阶孔、所述第二台阶孔相对设置，所述第一台阶孔高于所述第二台阶孔设置，所述第一台阶孔内侧设置有锁销，所述锁销一端设置有弹簧，所述弹簧另一端设置有封盖，所述封盖与所述舵轴连接，所述第二台阶孔内设置有剪切销，所述剪切销插入所述连接杆。
进一步设置：所述第一轴承、所述第二轴承的内、外圈分别与所述舵轴、所述安装座过盈连接。
进一步设置：所述连接杆与所述舵面一体成型，所述舵面与所述舵轴通过所述舵面转轴转动连接。
进一步设置：所述通槽的宽度大于所述连接杆的厚度。
进一步设置：所述锁销与所述第一台阶孔的通孔间隙连接，所述锁销的末端设置有凸缘，所述封盖端面上设置有凹槽，所述封盖与所述舵轴螺钉连接。
进一步设置：所述剪切销与所述第二台阶孔过盈连接，所述剪切销呈阶梯状，且中间直径小于两侧直径。
进一步设置：所述剪切销中间小径圆的两侧外圆分别与所述舵轴、所述舵面过盈连接。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果如下：
通过剪切销、舵面转轴、锁销在舵面展开前，使剪切销对舵面位置进行限位，使舵面始终处于弹体外径范围内，在导弹发射时，通过燃气发生器的推力，推动舵面向外侧展开把剪切销剪断，展开到位后，锁销在弹簧推力下顶出，与舵面转轴结构一起对舵面进行位置锁定，整体结构简单稳固，可操作性强。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本实用新型所述一种飞行器舵面锁止机构的结构示意图；
图2是本实用新型所述一种飞行器舵面锁止机构的锁止状态下结构示意图；
图3是图2的剖视结构示意图；
图4是本实用新型所述一种飞行器舵面锁止机构的第一爆炸结构示意图；
图5是本实用新型所述一种飞行器舵面锁止机构的第二爆炸结构示意图；
图6是本实用新型所述一种飞行器舵面锁止机构的舵轴的第一结构示意图；
图7是本实用新型所述一种飞行器舵面锁止机构的舵轴的第二结构示意图；
图8是本实用新型所述一种飞行器舵面锁止机构的舵面的结构示意图。
附图标记说明如下：
1、安装座；2、舵轴；21、通槽；22、第一台阶孔；23、第二台阶孔；3、舵面；31、连接杆；4、第一挡板；5、第一轴承；6、第二挡板；7、第二轴承；8、舵面转轴；9、剪切销；10、锁销；11、弹簧；12、封盖。
具体实施方式
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
下面结合附图对本实用新型作进一步说明：
如图1-图8所示，一种飞行器舵面锁止机构，包括舵轴2，舵轴2下端设置有第一挡板4，第一挡板4下侧设置有第一轴承5，第一轴承5下侧设置有第二挡板6，通过第一挡板4、第二挡板6对第一轴承5进行限位支撑，舵轴2下端安装有第二轴承7，第一轴承5、第二轴承7外圈连接有安装座1，用于连接固定整体，舵轴2上端设置有横向贯穿的通槽21，该通槽21内设置有舵面3，舵面3下端一侧设置有连接杆31，连接杆31与舵轴2间设置有舵面转轴8，用于支撑舵面3展开连接，舵轴2上与舵面3垂直位置设置有第一台阶孔22、第二台阶孔23，第一台阶孔22、第二台阶孔23相对设置，第一台阶孔22高于第二台阶孔23设置，第一台阶孔22内侧设置有锁销10，锁销10一端设置有弹簧11，对锁销10进行顶推，弹簧11另一端设置有封盖12，封盖12与舵轴2连接，第二台阶孔23内设置有剪切销9，剪切销9插入连接杆31。
本实施例中：第一轴承5、第二轴承7的内、外圈分别与舵轴2、安装座1过盈连接，便于舵轴2在安装座1上进行转动。
本实施例中：连接杆31与舵面3一体成型，舵面3与舵轴2通过舵面转轴8转动连接，使舵面3与舵轴2形成夹角展开。
本实施例中：通槽21的宽度大于连接杆31的厚度，便于连接杆31在通槽21内间隙旋转。
本实施例中：锁销10与第一台阶孔22的通孔间隙连接，锁销10的末端设置有凸缘，封盖12端面上设置有凹槽，封盖12与舵轴2螺钉连接，使舵面3在展平后，锁销10在弹簧11的推力下对舵面3位置进行锁定。
本实施例中：剪切销9与第二台阶孔23过盈连接，剪切销9呈阶梯状，且中间直径小于两侧直径；剪切销9中间小径圆的两侧外圆分别与舵轴2、舵面3过盈连接，使舵面3在展开过程中便于将剪切销9进行剪断。
本实用新型工作原理及使用流程：在舵面3展开前，通过剪切销9对舵轴2和舵面3进行位置限位，使舵面3始终处于弹体外径范围内，当导弹发射时，通过燃气发生器的推力，推动舵面3向外侧展开并把剪切销9剪断，舵面3在燃气发生器的推力作用下展开到位后，锁销10在弹簧11推力下顶出，并利用舵面转轴8结构一起对舵面3进行锁定。
以上显示和描述了本实用新型的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本实用新型不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本实用新型的原理，在不脱离本实用新型精神和范围的前提下，本实用新型还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本实用新型范围内。
Claims (7)
1.一种飞行器舵面锁止机构，其特征在于：包括舵轴(2)，所述舵轴(2)下端设置有第一挡板(4)，所述第一挡板(4)下侧设置有第一轴承(5)，所述第一轴承(5)下侧设置有第二挡板(6)，所述舵轴(2)下端安装有第二轴承(7)，所述第一轴承(5)、所述第二轴承(7)外圈连接有安装座(1)，所述舵轴(2)上端设置有横向贯穿的通槽(21)，该通槽(21)内设置有舵面(3)，所述舵面(3)下端一侧设置有连接杆(31)，所述连接杆(31)与所述舵轴(2)间设置有舵面转轴(8)，所述舵轴(2)上与所述舵面(3)垂直位置设置有第一台阶孔(22)、第二台阶孔(23)，所述第一台阶孔(22)、所述第二台阶孔(23)相对设置，所述第一台阶孔(22)高于所述第二台阶孔(23)设置，所述第一台阶孔(22)内侧设置有锁销(10)，所述锁销(10)一端设置有弹簧(11)，所述弹簧(11)另一端设置有封盖(12)，所述封盖(12)与所述舵轴(2)连接，所述第二台阶孔(23)内设置有剪切销(9)，所述剪切销(9)插入所述连接杆(31)。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器舵面锁止机构，其特征在于：所述第一轴承(5)、所述第二轴承(7)的内、外圈分别与所述舵轴(2)、所述安装座(1)过盈连接。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器舵面锁止机构，其特征在于：所述连接杆(31)与所述舵面(3)一体成型，所述舵面(3)与所述舵轴(2)通过所述舵面转轴(8)转动连接。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器舵面锁止机构，其特征在于：所述通槽(21)的宽度大于所述连接杆(31)的厚度。
5.根据权利要求1所述的一种飞行器舵面锁止机构，其特征在于：所述锁销(10)与所述第一台阶孔(22)的通孔间隙连接，所述锁销(10)的末端设置有凸缘，所述封盖(12)端面上设置有凹槽，所述封盖(12)与所述舵轴(2)螺钉连接。
6.根据权利要求1所述的一种飞行器舵面锁止机构，其特征在于：所述剪切销(9)与所述第二台阶孔(23)过盈连接，所述剪切销(9)呈阶梯状，且中间直径小于两侧直径。
7.根据权利要求6所述的一种飞行器舵面锁止机构，其特征在于：所述剪切销(9)中间小径圆的两侧外圆分别与所述舵轴(2)、所述舵面(3)过盈连接。
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| CN202221244051.5U CN217844930U (zh) | 2022-05-23 | 2022-05-23 | 一种飞行器舵面锁止机构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN202221244051.5U CN217844930U (zh) | 2022-05-23 | 2022-05-23 | 一种飞行器舵面锁止机构 |
Publications (1)
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ID=84020250
Family Applications (1)
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| CN202221244051.5U Active CN217844930U (zh) | 2022-05-23 | 2022-05-23 | 一种飞行器舵面锁止机构 |
Country Status (1)
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| CN (1) | CN217844930U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115031587A (zh) * | 2022-05-30 | 2022-09-09 | 洛阳安怀达智能科技有限公司 | 一种飞行器舵面锁止机构 |
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2022
- 2022-05-23 CN CN202221244051.5U patent/CN217844930U/zh active Active
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