一种适用于小型导弹的电动舵机制造技术

本发明专利技术公开了一种适用于小型导弹的电动舵机，属于导弹舵机系统领域，包括设计成L型的本体，本体的中部和底部分别设置有滚珠丝杠副和电机，两者通过第二齿轮和第一齿轮匹配连接，以实现将电机驱动力传输到滚珠丝杠副上，继而在本体的顶部设置输出轴和将滚珠丝杠副上的驱动力传输到输出轴的摇臂连杆，从而实现将电机驱动力通过多级传输后传输到输出轴并输出。本发明专利技术的适用于小型导弹的电动舵机，通过将整体结构设置为L型，有效适应了小型导弹在设置喇叭形发动机喷管后形成的异形空间，减小了电动舵机在小型导弹内的布置难度，提高了导弹舱段内的空间利用率，且通过多级齿轮传动的形式，使其减速比可调范围变大，大大提升了电动舵机的兼容性。

An electric rudder for small missiles

The invention discloses an electric rudder for a small missile, which belongs to the field of missile rudder system, including the design of a L type body. The middle and bottom of the body are equipped with ball screw pairs and motor respectively. Both of them are connected by the second gear and the first gear, so that the motor driving force is transferred to the ball screw pair. Then, the output axis is set at the top of the body and the driving force of the ball screw pair is transferred to the rocker connecting rod of the output axis, thus the motor driving force is transmitted to the output axis and output after multistage transmission. The electric rudder suitable for small missiles, by setting the whole structure to the L type, is effectively adapted to the shape space formed after the small missile is set up in the trumpet shaped engine nozzle, reduces the difficulty of the arrangement of the electric rudder in the small missile, improves the space utilization rate in the missile cabin, and passes through the multistage gear. The form of transmission makes the adjustable range of the deceleration ratio increase, which greatly improves the compatibility of the electric actuator.

【技术实现步骤摘要】
一种适用于小型导弹的电动舵机
本专利技术属于导弹舵机系统领域，具体涉及一种适用于小型导弹的电动舵机。
技术介绍
舵机系统是一种具有高精度、高响应速度特性的位置(角度)伺服系统，其作为飞行器舵面控制的执行机构而广泛应用于导弹飞行器中，通过接收导弹制导系统给出的舵面偏转信号，转化并输出相应的控制指令来实现导弹舵面的偏转，从而改变导弹的运动姿态或飞行轨迹，从而达到控制导弹飞行状态的目的。随着导弹相关技术的不断发展，导弹的设计指标不断提高，这使得对于执行机构的性能要求也随之提高，促使舵机系统向着体积与重量不断减小，负载能力不断增强的方向发展。在现有技术中，电动舵机通常设置在导弹舱段内，但导弹的弹头、尾段等舱段中心通常需要设置呈喇叭形的发动机喷管，这就使得导弹内的某些舱段内腔包络为锥面形，进而导致舱段内剩余空间结构异形，从而使得电动舵机的结构布局难度较大，上述问题对于舱室本就窄小的小型导弹而言尤为明显，极大地影响了小型导弹的应用与发展。
技术实现思路
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本专利技术提供了一种适用于小型导弹的电动舵机，其中通过将电动舵机设置为L型，并对舵机的整体结构进行优化布局和设计，形成上窄下宽且结构紧凑、减速比调整范围大的适用于小型导弹的电动舵机，有效改善了电动舵机在小型导弹舱室内不易安装布局的缺陷，提高了小型导弹舱室的结构利用率，推动了小型导弹的应用与发展。为实现上述目的，本专利技术提供一种适用于小型导弹的电动舵机，用于将其设置在小型导弹舱段内的一端较窄而另一端较宽的连续异形空间内，包括本体和电机，其特征在于，所述本体呈一端厚度小而另一端厚度大的L型，其内部设置为空腔结构以容置各部件，所述电机设置在该本体厚度大的一端，其传动轴伸出所述本体的侧面并在该传动轴的端部固定设置有第一齿轮，该第一齿轮可在所述电机带动下进行旋转运动；所述本体的中部横向设置有滚珠丝杠副，其包括突出所述本体侧壁且在其端部固定设置有第二齿轮的丝杠段和套设在该丝杠段上并容置于所述本体空腔内的螺母段，所述第二齿轮可与所述第一齿轮匹配啮合以将所述第一齿轮上的旋转驱动力传输到所述第二齿轮上，继而所述第二齿轮驱动所述丝杠段进行旋转运动并将该旋转运动转化为所述螺母段的平移运动；所述本体厚度小的一端设置有输出轴和摇臂连杆，所述摇臂连杆的一端与所述输出轴固定连接，其另一端与所述滚珠丝杠副的螺母段匹配连接，所述螺母段进行平移运动时将驱动力通过所述摇臂连杆传递到所述输出轴上，继而由所述输出轴通过旋转运动将该驱动力输出。作为本专利技术的进一步改进，所述本体的中部外壁上对应所述滚珠丝杠副的轴线方向平行设置有直线位移传感器，其传感器销轴与所述螺母段匹配连接并可随其进行往复平移以监测所述螺母段的直线位移，继而反馈所述输出轴的旋转角度作为本专利技术的进一步改进，所述第一齿轮和所述第二齿轮的外侧设置有齿轮盖，其固定在所述本体的侧面上并将所述第一齿轮和所述第二齿轮覆盖住以避免导弹舱段内的其他部件对上述齿轮传动产生干涉。作为本专利技术的进一步改进，所述第一齿轮和第二齿轮之间设置有过渡齿轮，其分别与所述第一齿轮、所述第二齿轮啮合以实现将驱动力从所述第一齿轮传输到所述第二齿轮上。作为本专利技术的进一步改进，所述过渡齿轮通过微型深沟球轴承而将其两端分别固定在所述本体的侧壁上和所述齿轮盖的内壁上。作为本专利技术的进一步改进，所述摇臂连杆和所述输出轴固定连接后通过深沟球轴承固定在所述本体的顶部。作为本专利技术的进一步改进，所述输出轴轴线方向的两端部外侧分别设置有第一轴承端盖和第二轴承端盖，以对所述输出轴两侧端部设置的所述深沟球轴承进行限位和保护。作为本专利技术的进一步改进，所述滚珠丝杠副通过角接触轴承固定在所述本体的侧壁上。作为本专利技术的进一步改进，所述角接触轴承与所述第二齿轮之间设置有第三轴承端盖，以对所述角接触轴承进行限位和保护。总体而言，通过本专利技术所构思的以上技术方案与现有技术相比，具有以下有益效果：(1)本专利技术的适用于小型导弹的电动舵机，其通过将容置电动舵机各部件的本体设置为L型，优化电动舵机的整体结构，使其沿舱段径向方向尺寸需求大大缩小，有效适应了小型导弹在设置喇叭形发动机喷管后形成的异形空间，减小了电动舵机在小型导弹内的布置难度，提高了导弹舱段内的空间利用率；(2)本专利技术的适用于小型导弹的电动舵机，其通过设置多级齿轮传动的形式，使得电动舵机的减速比可调范围大，从而可以满足导弹不同减速比的需求，大大提升了电动舵机的兼容性和适用范围；(3)本专利技术的适用于小型导弹的电动舵机，其通过角接触轴承和深沟球轴承来分别将滚珠丝杠副和输出轴固定在本体上，有效保证了传动机构的精确传动，减小了驱动力在传输过程中的损耗，提高了动力传输的效率；(4)本专利技术的适用于小型导弹的电动舵机，结构简单，易于装配，检修与维护便捷，能有效适应在小型导弹上的应用，且其减速比范围大，兼容性好，能有效适应各种减速比需求的导弹，大大推动了小型导弹的应用与发展。附图说明图1是本专利技术实施例中适用于小型导弹的电动舵机整体结构局部剖视图；图2是本专利技术实施例中适用于小型导弹的电动舵机侧视图；在所有附图中，同样的附图标记表示相同的技术特征，具体为：1.电机，2.滚珠丝杠副，3.直线位移传感器，4.本体，5.第一齿轮，6.过渡齿轮，7.第二齿轮，8.输出轴，9.摇臂连杆，10.齿轮盖，11.第一轴承端盖，12.第二轴承端盖，13.第三轴承端盖，14.角接触轴承，15.微型深沟球轴承，16.深沟球轴承。具体实施方式为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术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用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。此外，下面所描述的本专利技术各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。本专利技术优选实施例中的电动舵机如图1～2中所示，其中，图1是本专利技术实施例中适用于小型导弹的电动舵机整体结构局部剖视图；图2是本专利技术实施例中适用于小型导弹的电动舵机侧视图。进一步具体地，一个优选实施例中的电动舵机包括本体4、电机1、滚珠丝杠副2、直线位移传感器3，其中，优选实施例中的本体4设计为内部中空的L型结构，即其顶部窄下部宽，整体在竖向上呈L形；进一步地，本体4的底部设置有用于提供驱动力的电机1，其在本体4的底部横向设置，其输出轴对应本体4的一侧，且输出轴上设置有第一齿轮5，第一齿轮5优选与电机1的输出轴以铆接固联的形式连接；进一步地，本体4中设置有可将齿轮的旋转运动变换为直线运动的滚珠丝杠副2，其设置在电机1的上方，且其一端为螺母并伸入本体4的中部空腔中，另一端为伸出本体4侧面的丝杠并在其端部设置有第二齿轮7，第二齿轮7与第一齿轮5之间可相互啮合，从而实现将第一齿轮5上的驱动力传输到第二齿轮7上。进一步优选地，为充分提高电动舵机的减速比可调范围，第一齿轮5和第二齿轮7之间设置有过渡齿轮6，其可分别与第一齿轮5和第二齿轮7啮合，从而将第一齿轮5的驱动力传输到第二齿轮7上；进一步优选地，第一齿轮5为小齿轮，过渡齿轮6为中间齿轮，第二齿轮7为大齿轮，由此可将电机1驱动的第一齿轮5的转速逐步降低，并由第二齿轮7将驱动力传输到滚珠丝杠副2上，并将第二齿轮7上的旋转运动转化为滚珠丝杠副螺母的直线本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适用于小型导弹的电动舵机，用于将其设置在小型导弹舱段内的一端较窄而另一端较宽的连续异形空间内，包括本体(4)和电机(1)，其特征在于，所述本体(4)呈一端厚度小而另一端厚度大的L型，其内部设置为空腔结构以容置各部件，所述电机(1)设置在该本体(4)厚度大的一端，其传动轴伸出所述本体(4)的侧面并在该传动轴的端部固定设置有第一齿轮(5)，该第一齿轮(5)可在所述电机(1)带动下进行旋转运动；所述本体(4)的中部横向设置有滚珠丝杠副(2)，其包括突出所述本体(4)侧壁且在其端部固定设置有第二齿轮(7)的丝杠段和套设在该丝杠段上并容置于所述本体(4)空腔内的螺母段，所述第二齿轮(7)可与所述第一齿轮(5)匹配啮合以将所述第一齿轮(5)上的旋转驱动力传输到所述第二齿轮(7)上，继而所述第二齿轮(7)驱动所述丝杠段进行旋转运动并将该旋转运动转化为所述螺母段的平移运动；所述本体(4)厚度小的一端设置有输出轴(8)和摇臂连杆(9)，所述摇臂连杆(9)的一端与所述输出轴(8)固定连接，其另一端与所述滚珠丝杠副(2)的螺母段匹配连接，所述螺母段进行平移运动时将驱动力通过所述摇臂连杆(9)传递到所述输出轴(8)上，继而由所述输出轴(8)通过旋转运动将该驱动力输出。...

【技术特征摘要】
1.一种适用于小型导弹的电动舵机，用于将其设置在小型导弹舱段内的一端较窄而另一端较宽的连续异形空间内，包括本体(4)和电机(1)，其特征在于，所述本体(4)呈一端厚度小而另一端厚度大的L型，其内部设置为空腔结构以容置各部件，所述电机(1)设置在该本体(4)厚度大的一端，其传动轴伸出所述本体(4)的侧面并在该传动轴的端部固定设置有第一齿轮(5)，该第一齿轮(5)可在所述电机(1)带动下进行旋转运动；所述本体(4)的中部横向设置有滚珠丝杠副(2)，其包括突出所述本体(4)侧壁且在其端部固定设置有第二齿轮(7)的丝杠段和套设在该丝杠段上并容置于所述本体(4)空腔内的螺母段，所述第二齿轮(7)可与所述第一齿轮(5)匹配啮合以将所述第一齿轮(5)上的旋转驱动力传输到所述第二齿轮(7)上，继而所述第二齿轮(7)驱动所述丝杠段进行旋转运动并将该旋转运动转化为所述螺母段的平移运动；所述本体(4)厚度小的一端设置有输出轴(8)和摇臂连杆(9)，所述摇臂连杆(9)的一端与所述输出轴(8)固定连接，其另一端与所述滚珠丝杠副(2)的螺母段匹配连接，所述螺母段进行平移运动时将驱动力通过所述摇臂连杆(9)传递到所述输出轴(8)上，继而由所述输出轴(8)通过旋转运动将该驱动力输出。2.根据权利要求1所述的适用于小型导弹的电动舵机，其中，所述本体(4)中部的外壁上对应所述滚珠丝杠副(2)的轴线方向平行设置有直线位移传感器(3)，其传感器销轴与所述螺母段匹配连接并可随其进行往复平移以监测所述螺母段的直线位移，继而反馈所述输出轴(8)的旋转角度。3.根据权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：穆善和，白会彦，陈子玮，潘思思，杨帆，
申请(专利权)人：湖北三江航天红峰控制有限公司，
类型：发明
国别省市：湖北,42