导弹空气舵偏转装置的制作方法

1.本发明涉及导弹控制技术领域，具体地，涉及一种导弹空气舵偏转装置。


背景技术：

2.带助推级导弹在飞行过程中，在助推级工作结束时，将助推级和主级弹体进行结构分离，一般还通过助推级舵机舱空气舵延时偏转方式，改变助推级姿态，加大助推级所受风阻载荷，快速降低助推级速度，增加与主级弹体的安全间距，避免助推级与主级弹体碰撞，保证主级弹体的结构安全。
3.但有时导弹专项研制飞行试验仅需要将导弹沿射向推送到指定位置，进行助推级和主级弹体结构分离；在此过程中，助推级舵机舱空气舵保持零位初始位置，仅需要在助推级和主级弹体结构分离后延时偏转即可。此时若使用全状态舵机舱，采用整套完整舵控系统控制空气舵偏转，则明显效费比不高，不利于降低研制费用。
4.因此，发明人认为需要提供一种导弹空气舵偏转装置，通过简单的结构，即可满足导弹专项研制飞行试验中仅需要在助推级和主级弹体结构分离后延时偏转的需求，从而提高效费比、降低研制费用。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种导弹空气舵偏转装置。
6.根据本发明提供的一种导弹空气舵偏转装置,包括：空气舵、底座、拉杆、拉簧、拔销作动器以及弹性柱塞；所述空气舵的梯形舵面下方连接有阶梯轴，所述阶梯轴的下端活动安装在所述底座上，所述拉杆的一端与所述阶梯轴紧固连接，另一端与所述拉簧的一端紧固连接，所述拉簧的另一端紧固安装在所述底座上；所述拔销作动器安装在所述底座上，且所述拔销作动器的拔销与所述阶梯轴插接配合；所述弹性柱塞安装在所述底座上，所述弹性柱塞的弹性杆抵紧在所述阶梯轴上。
7.优选地，所述阶梯轴自下而上依次为小轴、中轴以及大轴，所述小轴为螺纹轴段，所述中轴为光杆轴段，所述大轴上设置有圆柱孔、矩形孔、圆通孔以及腰形孔；所述矩形孔与所述圆通孔共轴，且轴线与舵面对称面呈夹角关系；所述圆柱孔与所述腰形孔位于同一高度，均位于所述矩形孔的下方，且所述圆柱孔位于舵面对称面上。
8.优选地，所述拔销作动器连接有外部电源，所述拔销与所述圆柱孔插接配合。
9.优选地，所述弹性杆的端部在弹力作用下抵在所述大轴上，当所述阶梯轴转动后，所述弹性杆能够插入所述腰形孔内。
10.优选地，所述底座包括底板和两个立板，两个所述立板相互垂直且包裹住所述底板的一角，两个所述立板上均设置有立板安装孔；所述底板上对角设置有底板螺孔和底板通孔，且所述底板通孔位于两个所述立板包裹的所述底板的一角处。
11.优选地，所述阶梯轴穿过所述底板通孔，且所述中轴下端延伸至所述底座底面的下方，所述中轴通过所述底板通孔与所述底板转动配合；所述小轴上安装有第三固定装置，
所述第三固定装置包括第三螺母、第三平垫圈和第三弹性垫圈。
12.优选地，所述拉杆为l形杆件，所述拉杆包括依次连接的螺纹段、矩形段以及圆柱段，所述圆柱段自所述矩形段的一端竖直向下延伸，所述圆柱段与所述矩形段配合形成l形杆件的拐角；所述圆柱段与所述拉簧的一端紧固连接。
13.优选地，所述矩形段与所述矩形孔插接配合，且所述螺纹段穿过所述矩形孔和圆通孔，所述螺纹段上安装有第一固定装置，所述第一固定装置包括第一螺母、第一平垫圈以及第一弹性垫圈。
14.优选地，所述拉簧呈拉伸状态，所述拉簧远离所述拉杆的一端通过螺杆紧固安装在所述底座上，所述螺杆与所述底板螺孔螺纹配合紧固连接。
15.优选地，所述拔销作动器和所述弹性柱塞二者通过第二固定装置分别紧固安装在两个所述立板上，所述第二固定装置包括螺钉、第二平垫圈以及第二弹性垫圈。
16.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
17.1、本发明通过拔销作动器上的拔销插入阶梯轴内，限制空气舵使其不能自由转动，启动后，拔销从空气舵内完全退出，在拉簧施加的偏转力矩作用下，拉杆拉动空气舵转动，弹性柱塞的弹性杆插入阶梯轴内，空气舵停止转动，完成助推级和主级弹体结构分离后延时偏转的动作；通过对空气舵施加偏转力矩，结合拔销作动器的解锁动作和弹性柱塞的锁定动作，避免采用全状态舵机舱，大幅提高效费比，明显降低研制费用。
18.2、本发明通过空气舵的阶梯轴上设置有圆柱孔、矩形孔、圆通孔以及腰形孔这四个孔，通过矩形孔和圆通孔的配合，拉杆的螺纹段固定在圆通孔的外侧，且矩形段无法通过圆通孔，从而拉杆与空气舵形成牢固的连接关系；通过拔销与圆柱孔插接配合，初始状态下，拔销能够限制住空气舵1，启动状态下，拔销又能从圆柱孔内完全退出，解除对空气舵的转动限制；当空气舵转动后，弹性杆能够插入腰形孔内，使得空气舵1停止转动；通过简单的孔设计，完成了对空气舵的多个限位，操作简单，安装方便，有助于提高试验效率。
19.3、本发明通过拉簧与拉杆的配合使用，拉伸状态的拉簧在弹性作用下主动拉动拉杆，从而对空气舵施加偏转力矩，通过简单的结构设计，即可满足空气舵的转动需求，大大降低了试验成本。
附图说明
20.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
21.图1为本发明主要体现导弹空气舵偏转装置的正视图；
22.图2为本发明主要体现导弹空气舵偏转装置的右侧视图；
23.图3为本发明主要体现导弹空气舵偏转装置的左侧视图；
24.图4为本发明主要体现导弹空气舵偏转装置的俯视图；
25.图5为本发明主要体现图2沿b-b截面的俯视图；
26.图6为本发明主要体现图1沿a-a截面的俯视图；
27.图7为本发明主要体现空气舵的侧视图；
28.图8为本发明主要体现空气舵的后视图；
29.图9为本发明主要体现空气舵的正视图；
30.图10为本发明主要体现图7沿c-c的截面图；
31.图11为本发明主要体现图7沿d-d的截面图；
32.图12为本发明主要体现底座的俯视图；
33.图13为本发明主要体现底座的正视图；
34.图14为本发明主要体现底座的侧视图；
35.图15为本发明主要体现拉杆的正视图；
36.图16为本发明主要体现拉杆的侧视图；
37.图17为本发明主要体现导弹空气舵偏转装置启动状态的正视图；
38.图18为本发明主要体现导弹空气舵偏转装置启动状态的右侧视图；
39.图19为本发明主要体现导弹空气舵偏转装置启动状态的左侧视图；
40.图20为本发明主要体现导弹空气舵偏转装置启动状态的的俯视图；
41.图21为本发明主要体现图17沿a-a截面的俯视图。
42.图中所示：
43.空气舵1
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底座2
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拉杆3
44.拉簧4
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拔销作动器5
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弹性柱塞6
45.螺杆7
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第一固定装置8
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拔销11
46.弹性杆12
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第二固定装置13
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第三固定装置16
47.圆柱孔101
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矩形孔102
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圆通孔103
48.腰形孔104
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底板201
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立板202
49.底板通孔203
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底板螺孔204
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立板安装孔205
50.螺纹段301
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矩形段302
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圆柱段303
具体实施方式
51.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
52.如图1-6所示，根据本发明提供的一种导弹空气舵偏转装置，包括：空气舵1、底座2、拉杆3、拉簧4、拔销作动器5以及弹性柱塞6；空气舵1的梯形舵面下方连接有阶梯轴，阶梯轴的下端活动安装在底座2上，拉杆3的一端与阶梯轴紧固连接，另一端与拉簧4的一端紧固连接，拉簧4的另一端紧固安装在底座2上；拔销作动器5安装在底座2上，且拔销作动器5的拔销11与阶梯轴插接配合；弹性柱塞6安装在底座2上，弹性柱塞6的弹性杆12抵紧在阶梯轴上。
53.本技术装配完成后，拔销作动器5上的拔销11插入阶梯轴内，限制空气舵1使其不能自由转动，本技术启动后，拔销11从空气舵1内完全退出，在拉簧4施加的偏转力矩作用下，拉杆3拉动空气舵1转动，接着，弹性柱塞6的弹性杆12插入阶梯轴内，空气舵1停止转动，完成助推级和主级弹体结构分离后延时偏转的动作。本技术通过对空气舵1施加偏转力矩，结合拔销作动器5的解锁动作和弹性柱塞6的锁定动作，避免采用全状态舵机舱，大幅提高效费比，明显降低研制费用。
54.如图7-11所示，阶梯轴自下而上依次为小轴、中轴以及大轴，小轴为螺纹轴段，中轴为光杆轴段，大轴上设置有圆柱孔101、矩形孔102、圆通孔103以及腰形孔104；矩形孔102与圆通孔103共轴，且轴线与舵面对称面呈夹角关系；圆柱孔101与腰形孔104位于同一高度且错开，均位于矩形孔102的下方，且圆柱孔101位于舵面对称面上。实际应用时，各个孔的位置可调整，本技术仅介绍最优位置方案。
55.拔销11与圆柱孔101插接配合，初始状态下，通过拔销11固定住空气舵1。拔销作动器5连接有外部电源，接通电源后，内部火工品起爆，推动拔销11从空气舵1的圆柱孔101内完全退出，解除对空气舵1的转动限制。
56.弹性杆12的端部在弹力作用下抵在大轴上，当空气舵1随阶梯轴转动后，弹性杆12能够插入腰形孔104内，从而限制住空气舵1，使得空气舵1停止转动。
57.如图12-14所示，底座2包括底板201和两个立板202，两个立板202相互垂直且包裹住底板201的一角，两个立板202上均设置有立板安装孔205；底板201上对角设置有底板螺孔204和底板通孔203，且底板通孔203位于两个立板202包裹的底板201的一角处。
58.阶梯轴穿过底板通孔203，且中轴下端延伸至底座2底面的下方，中轴通过底板通孔203与底板201转动配合。小轴上安装有第三固定装置16，第三固定装置16包括第三螺母、第三平垫圈和第三弹性垫圈，从而保证在拉杆3的拉动下，中轴能够稳定的在底板通孔203内转动。
59.如图15和16所示，拉杆3为l形杆件，拉杆3包括依次连接的螺纹段301、矩形段302以及圆柱段303，圆柱段303自矩形段302的一端竖直向下延伸，圆柱段303与矩形段302配合形成l形杆件的拐角。圆柱段303与拉簧4的一端紧固连接。
60.矩形段302与矩形孔102插接配合，且螺纹段301穿过矩形孔102和圆通孔103，螺纹段301上安装有第一固定装置8，第一固定装置8包括第一螺母、第一平垫圈以及第一弹性垫圈。通过螺纹段301和圆通孔103的配合，螺纹段301固定在圆通孔103的外侧，且矩形段302无法通过圆通孔103，第一固定装置8也无法通过圆通孔103，从而拉杆3与空气舵1形成牢固的连接关系，使得拉杆3能够充分带动空气舵1转动。
61.装配完成后的初始状态，拉簧4呈拉伸状态，拉簧4远离拉杆3的一端通过螺杆7紧固安装在底座2上，螺杆7与底板螺孔204螺纹配合紧固连接。
62.拔销作动器5和弹性柱塞6二者通过第二固定装置13分别紧固安装在两个立板202上，第二固定装置13紧固安装在立板安装孔205处，第二固定装置13包括螺钉、第二平垫圈以及第二弹性垫圈。优选地，空气舵1的转动方向为自腰形孔104向圆柱孔101方向，这样拔销作动器5安装在靠近拉簧4的一个立板202上。同样的，拔销作动器5和弹性柱塞6二者交换安装位置也是可行的，只需交换腰形孔104与圆柱孔101的位置即可。
63.当导弹空气舵偏转装置装配时，将螺杆7安装在底座2的底板螺孔204上；将拉杆3的矩形段302插入空气舵1的矩形孔102内，至螺纹段301冒出后，使用第一固定装置8固定，此时拉杆3的圆柱段303朝下。将空气舵1的阶梯轴穿过底座2的底板通孔203，至中轴与底板通孔203配合到位、中轴下端稍微冒出底座2底面，然后在小轴上紧贴中轴下端安装第三固定装置16，此时空气舵1可绕底座2的底板通孔203自由转动。将拔销作动器5安装在立板202的外侧，通过第二固定装置13固定，此时拔销作动器5上的拔销11插入空气舵1的圆柱孔101，限制空气舵1使其不能自由转动。将弹性柱塞6安装在另一个立板202的外侧，通过第二
固定装置13固定，此时弹性杆12端部在弹力作用下抵在空气舵1的大轴上，与空气舵1大轴上的腰形孔104位于同一截面上，且位置相邻近。最后将拉簧4拉伸分别钩住螺杆7和拉杆3的圆柱段303，从而通过拉杆3对空气舵1施加了偏转力矩。此时导弹空气舵偏转装置装配到位，且处于启动前状态。
64.如图17-21所示，当拔销作动器5接通外部电源时，内部火工品起爆，推动拔销11从空气舵1的圆柱孔101内完全退出，解除对空气舵1的转动限制；与此同时，在拉簧4施加的偏转力矩作用下，空气舵1转动，使弹性柱塞6的弹性杆12滑入空气舵1大轴上的腰形孔104；当弹性杆12与腰形孔104之间侧壁接触时，空气舵1停止转动。此时导弹空气舵偏转装置处于启动状态。
65.本技术结构简单，安装方便，能够满足导弹专项研制飞行试验中仅需要在助推级和主级弹体结构分离后延时偏转即可的需求，从而大幅提高效费比，明显降低研制费用。
66.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“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技术和简化描述，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技术的限制。
67.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

技术特征：
1.一种导弹空气舵偏转装置，其特征在于，包括：空气舵(1)、底座(2)、拉杆(3)、拉簧(4)、拔销作动器(5)以及弹性柱塞(6)；所述空气舵(1)的梯形舵面下方连接有阶梯轴，所述阶梯轴的下端活动安装在所述底座(2)上，所述拉杆(3)的一端与所述阶梯轴紧固连接，另一端与所述拉簧(4)的一端紧固连接，所述拉簧(4)的另一端紧固安装在所述底座(2)上；所述拔销作动器(5)安装在所述底座(2)上，且所述拔销作动器(5)的拔销(11)与所述阶梯轴插接配合；所述弹性柱塞(6)安装在所述底座(2)上，所述弹性柱塞(6)的弹性杆(12)抵紧在所述阶梯轴上。2.如权利要求1所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述阶梯轴自下而上依次为小轴、中轴以及大轴，所述小轴为螺纹轴段，所述中轴为光杆轴段，所述大轴上设置有圆柱孔(101)、矩形孔(102)、圆通孔(103)以及腰形孔(104)；所述矩形孔(102)与所述圆通孔(103)共轴，且轴线与舵面对称面呈夹角关系；所述圆柱孔(101)与所述腰形孔(104)位于同一高度，均位于所述矩形孔(102)的下方，且所述圆柱孔(101)位于舵面对称面上。3.如权利要求2所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述拔销作动器(5)连接有外部电源，所述拔销(11)与所述圆柱孔(101)插接配合。4.如权利要求2所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述弹性杆(12)的端部在弹力作用下抵在所述大轴上，当所述阶梯轴转动后，所述弹性杆(12)能够插入所述腰形孔(104)内。5.如权利要求2所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述底座(2)包括底板(201)和两个立板(202)，两个所述立板(202)相互垂直且包裹住所述底板(201)的一角，两个所述立板(202)上均设置有立板安装孔(205)；所述底板(201)上对角设置有底板螺孔(204)和底板通孔(203)，且所述底板通孔(203)位于两个所述立板(202)包裹的所述底板(201)的一角处。6.如权利要求5所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述阶梯轴穿过所述底板通孔(203)，且所述中轴下端延伸至所述底座(2)底面的下方，所述中轴通过所述底板通孔(203)与所述底板(201)转动配合；所述小轴上安装有第三固定装置(16)，所述第三固定装置(16)包括第三螺母、第三平垫圈和第三弹性垫圈。7.如权利要求2所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述拉杆(3)为l形杆件，所述拉杆(3)包括依次连接的螺纹段(301)、矩形段(302)以及圆柱段(303)，所述圆柱段(303)自所述矩形段(302)的一端竖直向下延伸，所述圆柱段(303)与所述矩形段(302)配合形成l形杆件的拐角；所述圆柱段(303)与所述拉簧(4)的一端紧固连接。8.如权利要求7所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述矩形段(302)与所述矩形孔(102)插接配合，且所述螺纹段(301)穿过所述矩形孔(102)和圆通孔(103)，所述螺纹段(301)上安装有第一固定装置(8)，所述第一固定装置(8)包括第一螺母、第一平垫圈以及第一弹性垫圈。
9.如权利要求5所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述拉簧(4)呈拉伸状态，所述拉簧(4)远离所述拉杆(3)的一端通过螺杆(7)紧固安装在所述底座(2)上，所述螺杆(7)与所述底板螺孔(204)螺纹配合紧固连接。10.如权利要求5所述的导弹空气舵偏转装置，其特征在于，所述拔销作动器(5)和所述弹性柱塞(6)二者通过第二固定装置(13)分别紧固安装在两个所述立板(202)上，所述第二固定装置(13)包括螺钉、第二平垫圈以及第二弹性垫圈。

技术总结
本发明提供了一种导弹空气舵偏转装置，包括空气舵、底座、拉杆、拉簧、拔销作动器以及弹性柱塞；所述空气舵的梯形舵面下方连接有阶梯轴，所述阶梯轴的下端活动安装在所述底座上，所述拉杆的一端与所述阶梯轴紧固连接，另一端与所述拉簧的一端紧固连接，所述拉簧的另一端紧固安装在所述底座上；所述拔销作动器安装在所述底座上，且所述拔销作动器的拔销与所述阶梯轴插接配合；所述弹性柱塞安装在所述底座上，所述弹性柱塞的弹性杆抵紧在所述阶梯轴上。本发明通过对空气舵施加偏转力矩，结合拔销作动器的解锁动作和弹性柱塞的锁定动作，避免采用全状态舵机舱，大幅提高效费比，明显降低研制费用。低研制费用。低研制费用。


技术研发人员：付丽强 梅志伟 靶昂 刘小磊 凌丽 张子伦 杜溢华
受保护的技术使用者：上海机电工程研究所
技术研发日：2023.03.14
技术公布日：2023/7/18