本发明专利技术公开了一种靶弹舵片的可控展开机构，属于导弹姿态控制领域。设置在舵机舱段内的展开机构，包括一个电动执行机构及控制电路、一个扭簧展开机构单元；所述电动执行机构包括舵片锁紧器、舵片锁紧螺钉、滚珠丝杠减速器、直流电机、电机固定底座和编码器；舵片锁紧器上设有舵片锁紧器卡槽，舵片折叠时嵌入舵片锁紧器卡槽内；当靶弹发射出筒后，控制电路接收指令，直流电机驱动滚珠丝杠减速器的螺母进行直线运动，进而带动舵片锁紧器直线运动，使舵片与舵片锁紧器卡槽限位解除，舵片在扭簧的作用下可控展开。本发明专利技术的舵片展开机构结构简单，响应迅速，能够精确控制舵片的展开时机，在进行折叠舵片展开可靠性测试时方便试验循环进行。进行。进行。
【技术实现步骤摘要】
一种靶弹舵片可控展开机构及安装有该机构的靶弹
[0001]本专利技术属于导弹姿态控制领域，具体涉及一种靶弹折叠舵片可控展开机构。
技术介绍
[0002]随着导弹技术、发射技术的发展，对具有局部杀伤力的小型导弹的功能提出了更高的要求。
[0003]根据应用环境和应用需求的不同，小型导弹的形态及功能也各有不同，其中应用较多的是具有折叠舵片的小型导弹。大多数情况下，折叠舵片的靶弹在发射筒(箱)内发射出仓后，而为了减少发射筒(箱)的尺寸、体积和重量，其舵片一般是折叠在弹体内部。小型导弹的舵片折叠
‑
展开原理如下：导弹发射前放置于发射筒(箱)内，舵片与导弹的壳体铰接，二者之间设有扭簧，导弹放置于发射筒(箱)内，舵片在发射筒壁的作用下开始折叠，扭簧开始蓄能，扭簧最大蓄能时实现舵片完全折叠态，此时舵片发射筒壁对舵片进行限位；导弹发射后，舵片失去发射筒壁限位，在扭簧作用下展开，扭簧完全释能时实现舵片完全展开态。这种传统的舵片展开方式，舵片离开发射筒时，舵片即开始展开，无法实现展开时间的精准可控。为保证折叠舵片展开可靠性，需进行常规的舵片折叠
‑
展开循环试验。
[0004]随着对导弹发射初速度要求的提升，带来了小型导弹的折叠舵片延时展开的需求，带有延时展开功能的导弹离开发射筒时折叠的舵片不会展开，再接收到展开指令时再进行展开，以避免损失导弹的初速度。现有技术主要通过火工品方式解锁后再通过弹簧机构实现，如专利CN108871103A/一种小型导弹折叠舵片的延时展开机构，其展开机构结构复杂可靠性低，且其驱动组件为火工品，在进行循环试验时需要反复装填火工品，试验效率较低，且安全成本和试验成本均花费颇多。
技术实现思路
[0005]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靶弹舵片可控展开机构及安装有该机构的靶弹。本专利技术主要解决的问题是通过电机驱动下实现舵片可控展开，展开时间精确可控，在进行折叠舵片展开可靠性测试时方便试验循环进行。
[0006]为实现上述目的，本专利技术的目的在于提供一种靶弹舵片可控展开机构，设置在靶弹的舵机舱段内,用于四个舵片的锁定和可控展开，所述可控展开机构布置在舵机舱段中心，包括一个电动执行机构及控制电路、一个扭簧展开机构单元；
[0007]所述电动执行机构包括舵片锁紧器、舵片锁紧螺钉、滚珠丝杠减速器、直流电机、电机固定底座和编码器；所述扭簧展开机构单元包括折叠轴、舵面销和扭簧；所述四个舵片、电动执行机构及控制电路、扭簧展开机构单元全部安装于舵机舱段内的本体上；
[0008]所述舵片锁紧器上设有舵片锁紧器卡槽，舵片折叠时嵌入舵片锁紧器卡槽内处于锁止状态；所述舵片锁紧器通过舵片锁紧螺钉与滚珠丝杠减速器固定连接，所述滚珠丝杠减速器带动舵片锁紧器沿所述舱段轴线的直线运动，使舵片脱离舵片锁紧器卡槽的限位，实现舵片解锁展开。
[0009]作为进一步的优选，所述靶弹舵片在发射前受到舵片锁紧器约束处于折叠锁止状态，扭簧展开机构中的扭簧处于扭转蓄能状态。
[0010]作为进一步的优选，所述四个舵片嵌入舵片锁紧器卡槽，且四个舵片间隔90
°
设置。
[0011]作为进一步的优选，所述舵片锁紧器和滚珠丝杠减速器的丝杠同轴转动，带动滚珠丝杠减速器的螺母直线运动。
[0012]作为进一步的优选，所述直流电机位于滚珠丝杠减速器下方，通过支座、锁紧螺钉进行轴向和径向固定在电机固定底座上；所述舵片锁紧器、直流电机与滚珠丝杠减速器的输出轴同轴。
[0013]作为进一步的优选，所述编码器安装在直流电机尾部，且与电机集成设计，用于检测直流电机轴的转动角度，反馈给控制电路用以控制直流电机轴的转动角度。
[0014]作为进一步的优选，所述控制电路上面有盖板防护，盖板上预留有孔，用于把直流电机和编码器的引出线连接至控制电路。
[0015]作为进一步的优选，所述靶弹舵片展开时间精准可控，从靶弹控制系统发出舵片展开指令，到舵片开始展开时间误差可控制在10％以内。
[0016]一种靶弹，其上安装有上述任意一项所述的靶弹舵片可控展开机构。
[0017]本专利技术所述的一种靶弹舵片可控展开机构与现有技术相比，具有如下优点或有益效果：
[0018](1)本专利技术中的靶弹舵片可控展开机构结构简单，响应迅速，可靠性高，能充分满足折叠舵片的工作需求。
[0019](2)本专利技术中包含折叠舵片的靶弹在发射出仓后，可通过电动机构驱动舵片锁紧器绕舵机舱段中心轴旋转运动来实现折叠舵片的可控展开，且展开时间精确可控。
[0020](3)为保证靶弹舵片的展开可靠性，需进行折叠舵片展开循环试验，本专利技术主要解决的问题是能够精确控制舵片的展开时机，在进行折叠舵片展开可靠性测试时方便试验循环进行。
附图说明
[0021]图1是本专利技术中靶弹舵片可控展开机构的剖面结构示意图；
[0022]图2是本专利技术中舵片锁紧器的立体结构示意图；
[0023]图3是本专利技术中靶弹舵片可控展开机构的俯视图；
[0024]图4是本专利技术中扭簧展开机构单元的剖面结构示意图；
[0025]图中1－舵机舱段，2－舵片，3－舵片锁紧器，4－舵片锁紧螺钉，5－滚珠丝杠减速器，6－直流电机，7－电机固定底座，8－编码器，9－扭簧， 10－舵面销，11－折叠轴，12－本体，13－控制电路，14－盖板，15－引出线通过孔，16－支座，17－锁紧螺钉，31－舵片锁紧器卡槽。
具体实施方式
[0026]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。
[0027]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”“后”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专利技术和简化描述，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专利技术的限制。
[0028]如图1所示，作为一种较佳的实施方式，靶弹舵片可控展开机构，设置在舵机舱段(1)内,用于四个舵片(2)的锁定和可控展开。可控展开机构布置在舵机舱段(1)中心，包括一个电动执行机构及控制电路(13)、一个扭簧展开机构单元。
[0029]将四个舵片(2)、电动执行机构及控制电路(13)、扭簧展开机构单元全部安装于舵机舱段(1)内的本体(12)上。其中的电动执行机构包括舵片锁紧器(3)、舵片锁紧螺钉(4)、滚珠丝杠减速器(5)、直流电机(6)、电机固定底座(7)和编码器(8)。
[0030]如图1中所示直流电机(6)位于滚珠丝杠减速器(5)下方，通过支座 (16)、锁紧螺钉(17)进行轴向和径向固定在电机固定底座(7)上，且舵片锁紧器(3)、直流电机(6)与滚珠丝杠减速器(5)输出轴同轴。滚珠丝杠减速器(5)是机械上最常使用的传动元件，由螺杆、本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种靶弹舵片可控展开机构，设置在靶弹的舵机舱段内,用于四个舵片的锁定和可控展开，其特征在于，所述可控展开机构布置在舵机舱段中心，包括一个电动执行机构及控制电路、一个扭簧展开机构单元；所述电动执行机构包括舵片锁紧器、舵片锁紧螺钉、滚珠丝杠减速器、直流电机、电机固定底座和编码器；所述扭簧展开机构单元包括折叠轴、舵面销和扭簧；所述四个舵片、电动执行机构及控制电路、扭簧展开机构单元全部安装于舵机舱段内的本体上；所述舵片锁紧器上设有舵片锁紧器卡槽，舵片折叠时嵌入舵片锁紧器卡槽内处于锁止状态；所述舵片锁紧器通过舵片锁紧螺钉与滚珠丝杠减速器固定连接，所述滚珠丝杠减速器带动舵片锁紧器沿所述舱段轴线的直线运动，使舵片脱离舵片锁紧器卡槽的限位，实现舵片解锁展开。2.如权利要求1所述的靶弹舵片可控展开机构，其特征在于，所述靶弹舵片在发射前受到舵片锁紧器约束处于折叠锁止状态，扭簧展开机构中的扭簧处于扭转蓄能状态。3.如权利要求1所述的靶弹舵片可控展开机构，其特征在于，所述四个舵片嵌入舵片锁紧器卡槽，且四个舵片间隔90
°
【专利技术属性】
技术研发人员：ꢀ七四专利代理机构，
申请(专利权)人：宁波天擎航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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