The invention discloses a control mechanism of a space link type missile rudder surface. At present, the rudder installation needs more space. By connecting each module fixed cockpit of the invention and a two adjacent to the cockpit, cockpit is connected with a rudder, rudder cabin two is connected with the rudder two; in a fixed rudder on the rudder shaft and a rotary pair composed of the cockpit; the sleeve and the shaft is fixed on one end of the connecting rod rudder fixed; the sliding block and the guide rail is arranged at the top of the boss a sliding pair the other end is hinged with the two connecting rod; both ends are respectively connected with the boss and a connecting rod; the connecting rod 31 end and slider fixed, fixed nut block at the other end of the connecting rod three and screw a screw pair; and one end of the output shaft of the steering gear two screw connected through the coupling two; rudder rudder and rudder shaft two class two rotary pair composed of a steering gear; the output shaft and the fixed shaft two rudder. In the invention, the steering gear of some rudder is moved into the rudder cabin of the other rudder, thereby reducing the occupation of the volume of the projectile and improving the space utilization efficiency.
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于武器装备领域,具体涉及一种空间连杆式导弹舵面控制机构。
技术介绍
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,需专利技术一种某些舵舱内不放置舵机的导弹舵面控制机构。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术采用以下技术方案实现:本专利技术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 ...
【技术保护点】
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 ...
【技术特征摘要】
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...
【专利技术属性】
技术研发人员:陈超,胡明,钱萍,马善红,陈文华,宋浩,周煦武,
申请(专利权)人:浙江理工大学,
类型:发明
国别省市:浙江;33
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