CN106643339B - 一种空间连杆式导弹舵面控制机构 - Google Patents
一种空间连杆式导弹舵面控制机构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106643339B CN106643339B CN201610953803.8A CN201610953803A CN106643339B CN 106643339 B CN106643339 B CN 106643339B CN 201610953803 A CN201610953803 A CN 201610953803A CN 106643339 B CN106643339 B CN 106643339B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- rudder
- rudder stock
- fixed
- steering wheel
- connecting rod
- 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.)
- Active
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 title claims abstract description 13
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Toys (AREA)
- Steering Controls (AREA)
Abstract
本发明公开了一种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。本发明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。本发明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
技术领域
本发明属于武器装备领域,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
本发明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。
本发明采用以下技术方案实现:
本发明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。
本发明的有益效果:
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为本发明的整体结构立体图;
图2为本发明中方向舵一与舵舱二通过连杆三连接的示意图;
图3为本发明的端面视图;
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发明做进一步说明。
如图1~图5所示,一种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 (4)
1.一种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所述的一种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所述的一种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所述的一种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。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610953803.8A CN106643339B (zh) | 2016-10-27 | 2016-10-27 | 一种空间连杆式导弹舵面控制机构 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610953803.8A CN106643339B (zh) | 2016-10-27 | 2016-10-27 | 一种空间连杆式导弹舵面控制机构 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN106643339A CN106643339A (zh) | 2017-05-10 |
CN106643339B true CN106643339B (zh) | 2018-01-19 |
Family
ID=58821937
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201610953803.8A Active CN106643339B (zh) | 2016-10-27 | 2016-10-27 | 一种空间连杆式导弹舵面控制机构 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN106643339B (zh) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN107101533B (zh) * | 2017-06-19 | 2019-01-08 | 洛阳瑞极光电科技有限公司 | 可伸缩式弹道修正伺服机构 |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103231797A (zh) * | 2013-04-18 | 2013-08-07 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种四轴联动式电动舵机 |
CN103935507B (zh) * | 2014-04-04 | 2015-11-11 | 北京航空航天大学 | 自驱动智能全动空气舵 |
CN104677201B (zh) * | 2015-02-09 | 2016-08-24 | 浙江理工大学 | 快速调整攻角用折叠舵展开机构 |
CN204757831U (zh) * | 2015-06-10 | 2015-11-11 | 华中科技大学 | 一种导弹舵舱 |
CN206330491U (zh) * | 2016-10-27 | 2017-07-14 | 浙江理工大学 | 空间连杆式导弹舵面控制机构 |
-
2016
- 2016-10-27 CN CN201610953803.8A patent/CN106643339B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN106643339A (zh) | 2017-05-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7309043B2 (en) | Actuation device positioning systems and associated methods, including aircraft spoiler droop systems | |
US8544787B2 (en) | High performance tilt rotor aircraft in which nacelle tilt angle and flaperon angle mechanically interwork with each other | |
CN104859854B (zh) | 一种大载荷低结构复杂度双共轴双旋翼无人飞行器 | |
CN105173066A (zh) | 一种无人机电驱动前轮转弯装置 | |
US10527142B2 (en) | Hydraulic rotary ball screw actuator | |
US9216815B2 (en) | Device for actuating a control surface of an aircraft | |
CN204433041U (zh) | 飞行器舵面传动结构 | |
CN104843183B (zh) | 一种无人直升机的尾桨变距结构 | |
CN101479151A (zh) | 用于调节螺旋桨叶片的螺距角的调节装置,可调螺距螺旋桨,可在计算机中执行的控制函数,以及用于调节螺旋桨叶片的螺距角的方法 | |
US20110073712A1 (en) | Lateral Coupling Device For Holding And Guiding At Least One Aerodynamic Body Relative To The Main Wing Of An Aircraft, Airfoil And Aircraft With Such A Lateral Coupling Device | |
CN206330491U (zh) | 空间连杆式导弹舵面控制机构 | |
CN106643339B (zh) | 一种空间连杆式导弹舵面控制机构 | |
CN105882990A (zh) | 一种适用于微小型无人机的感应取电挂钩 | |
CN206330489U (zh) | 导弹舵面空间联动式控制机构 | |
CN110297430B (zh) | 一种微小型高精度数字化电动舵机***及其设计方法 | |
CN203143002U (zh) | 一种联接机翼同步变掠-移动机构 | |
CN206330490U (zh) | 导弹舵面控制机构 | |
CN206384149U (zh) | 变桨距传动机构 | |
CN108773473A (zh) | 基于多环闭链空间可展开机构的飞行器变体头锥 | |
CN106568356B (zh) | 一种导弹舵面控制机构 | |
US11780560B2 (en) | Adaptive ducted fan propulsion system | |
CN104260881A (zh) | 一种具有圆盘翼的升力装置 | |
US11866155B2 (en) | Actuator arrangement for a fixed leading edge member of an aircraft, wing assembly and aircraft equipped with said actuator arrangement | |
CN204089444U (zh) | 一种电动伺服*** | |
CN106643340B (zh) | 一种导弹舵面空间联动式控制机构 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |