本发明专利技术公开了一种利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构及导弹。导弹尾翼折叠机构包括：内翼，设置在舵机转轴上；外翼，可折叠地设置在所述内翼上部；展开机构，设置在所述内翼与外翼之间，用于驱动外翼绕所述内翼转动展开；展开锁定机构，设置在所述内翼与外翼之间，用于锁定展开的外翼；折叠锁定机构，内埋于所述外翼，在外翼处于折叠状态时，所述折叠锁定机构保持折叠锁定状态。本发明专利技术利用尾翼舵机作为折叠尾翼解锁激励，不增加多余设备，实现尾翼舵机一机两用，同时舵机未上电时，舵机转轴还可提供一定的锁定力矩，提高折叠锁定可靠性。性。性。
【技术实现步骤摘要】
利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构及导弹
[0001]本专利技术涉及导弹尾翼
，更具体地，涉及一种利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构及具有该折叠机构的导弹，适用于导弹尾翼的折叠锁定和快速展开锁定。
技术介绍
[0002]随着对新一代隐身作战平台越来越多的应用，内埋式发射导弹的需求愈显突出，这对导弹空间设计包络提出了严格约束，因此采用折叠尾翼技术是提高有限空间利用率的有效途径。采用折叠尾翼技术，可有效缩小尾翼占用空间、增加载机载弹量、提高载机战斗力，同时也可在有限空间下提高弹身总体布置空间。尾翼折叠机构作为关键部件，要求折叠机构结构简单、展开过程稳定迅速可靠以及展开时对弹体产生冲击较小。
[0003]目前尾翼折叠后大都是采用外部约束物对尾翼折叠状态进行约束，例如利用发射筒内壁对折叠尾翼进行约束或者采用布带、铜丝等不同软物对折叠尾翼进行约束。这种采用外部约束物对尾翼折叠状态进行约束的方法，会使导弹的挂载场合受到限制，也可能会产生多余物影响载机安全。
[0004]公开于本专利技术
技术介绍
部分的信息仅仅旨在加深对本专利技术的一般
技术介绍
的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
技术实现思路
[0005]本专利技术解决的技术问题是：针对现有尾翼折叠技术的不足，提出一种机构设计简单、安全可靠、展开稳定且便于实际工程应用的尾翼折叠机构。本专利技术用于将导弹尾翼挂飞时折叠锁定，飞行时自动展开锁定。
[0006]根据本专利技术的一个方面，提供一种利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构，包括：
[0007]内翼，设置在舵机转轴上；
[0008]外翼，可折叠地设置在所述内翼上部；
[0009]展开机构，设置在所述内翼与外翼之间，用于驱动外翼绕所述内翼转动展开；
[0010]展开锁定机构，设置在所述内翼与外翼之间，用于锁定展开的外翼；
[0011]折叠锁定机构，内埋于所述外翼，在外翼处于折叠状态时，所述折叠锁定机构保持折叠锁定状态。
[0012]进一步地，所述展开机构采用一组左旋和右旋矩形扭转弹簧，截面采用矩形截面。
[0013]进一步地，所述展开锁定机构包括锁定销和压缩弹簧，安装于内翼的锁定销孔内，在展开状态时，所述锁定销在所述压缩弹簧的作用下插入外翼的锁定销孔内锁定所述外翼。
[0014]进一步地，所述折叠锁定机构包括安装块、挂钩转轴、扭转弹簧、挂钩及挂钩锁定块，所述安装块内埋于所述外翼一侧，所述挂钩在所述扭转弹簧作用下可绕挂钩转轴转动，
所述挂钩锁定块设置在弹身的挂钩槽内。
[0015]进一步地，折叠时，将所述挂钩绕挂钩转轴旋转90
°
，再折叠外翼，使所述钩挂缺口钩住挂钩锁定块，完成外翼折叠锁定，所述挂钩缺口表面与所述挂钩锁定块下表面保持面接触。
[0016]进一步地，需要展开外翼时，所述舵机接受指令偏转预定角度，所述挂钩脱离所述挂钩锁定块的约束，所述挂钩在所述扭转弹簧作用下回收至所述安装块内。
[0017]进一步地，所述内翼与所述外翼分界面采用折线型设计。
[0018]进一步地，所述展开机构包括：
[0019]前弹簧座，安装至内翼前转轴孔内；
[0020]转轴，从内翼后转轴孔穿入，穿过外翼转轴孔，穿入内翼前转轴孔内；
[0021]中弹簧座，穿至转轴中部，与转轴、外翼紧固连接；
[0022]左旋矩形扭转弹簧，两端引脚分别插入前弹簧座、中弹簧座的引脚槽内；
[0023]后弹簧座，安装至内翼后转轴孔内；
[0024]右旋矩形扭转弹簧，两端引脚分别插入中弹簧座、后弹簧座的引脚槽内。
[0025]进一步地，所述外翼与所述内翼在转轴孔处设计有斜面，展开到位后，两斜面相互贴合。
[0026]根据本专利技术的另一方面，提供一种导弹，包括所述的利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构。
[0027]本专利技术与现有技术相比的优点在于：
[0028](1)本专利技术尾翼在无外部约束物的情况下，仅利用导弹自身零部件完成尾翼折叠锁定，不产生多余物，可有效降低发射时对载机的影响；
[0029](2)本专利技术利用尾翼舵机作为折叠尾翼解锁激励，不增加多余设备，实现尾翼舵机一机两用，同时舵机未上电时，舵机转轴还可提供一定的锁定力矩，提高折叠锁定可靠性；
[0030](3)本专利技术展开机构采用矩形扭转弹簧作为动力源，弹簧截面为矩形，可提高扭转力矩，降低弹簧外包络尺寸，展开过程中，弹簧线性输出弹簧力，展开过程迅速且平稳，不易出现卡滞、顿挫和冲击等现象；
[0031](4)本专利技术中除尾翼舵机外，其他纯机械部件，结构简单，可靠性高，无火工品、高压气体等易燃易爆危险品，在试验、运输、存储等方面具有显著优势；
[0032](5)本专利技术锁定机构锁定销采用冗余设计，可有效增加锁定销抗冲击能力，同时双重保险增加展开锁定可靠性。
[0033]本专利技术的方法和装置具有其它的特性和优点，这些特性和优点从并入本文中的附图和随后的具体实施方式中将是显而易见的，或者将在并入本文中的附图和随后的具体实施方式中进行详细陈述，这些附图和具体实施方式共同用于解释本专利技术的特定原理。
附图说明
[0034]通过结合附图对本专利技术示例性实施例进行更详细的描述，本专利技术的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本专利技术示例性实施例中，相同的参考标号通常代表相同部件。
[0035]图1为根据本专利技术实施例的尾翼展开状态示意图。
[0036]图2为根据本专利技术实施例的展开机构示意图。
[0037]图3为根据本专利技术实施例的尾翼折叠状态示意图。
[0038]图4为根据本专利技术实施例的折叠锁定机构展开示意图。
具体实施方式
[0039]下面将更详细地描述本专利技术的优选实施方式。虽然以下描述了本专利技术的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本专利技术而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本专利技术更加透彻和完整，并且能够将本专利技术的范围完整地传达给本领域的技术人员。
[0040]本专利技术公开了一种利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构。舵机通过螺钉与弹身固定，舵机转轴插入内翼安装孔与内翼固定连接，锁定销和压缩弹簧安装于内翼锁定销孔内，内翼与外翼通过展开锁定机构连接，外翼在矩形扭转弹簧的作用下可绕转轴转动，折叠锁定机构内埋于外翼。本专利技术可实现导弹尾翼在无外部约束物的情况下，仅靠导弹自身零部件完成尾翼折叠锁定及自动快速展开锁定，结构安全可靠。
[0041]本专利技术提供了一种利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构，包括：
[0042]内翼，设置在舵机转轴上；
[0043]外翼，可折叠地设置在所述内翼上部；
[0044]展开机构，设置在所述内翼与外翼之间，用于驱动外翼绕所述内翼转动展开；
[0045]展开锁定机构，设置在所述内翼与外翼之间，本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构，其特征在于，包括：内翼，设置在舵机转轴上；外翼，可折叠地设置在所述内翼上部；展开机构，设置在所述内翼与外翼之间，用于驱动外翼绕所述内翼转动展开；展开锁定机构，设置在所述内翼与外翼之间，用于锁定展开的外翼；折叠锁定机构，内埋于所述外翼，在外翼处于折叠状态时，所述折叠锁定机构保持折叠锁定状态。2.根据权利要求1所述的利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构，其特征在于，所述展开机构采用一组左旋和右旋矩形扭转弹簧，截面采用矩形截面。3.根据权利要求1所述的利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构，其特征在于，所述展开锁定机构包括锁定销和压缩弹簧，安装于内翼的锁定销孔内，在展开状态时，所述锁定销在所述压缩弹簧的作用下插入外翼的锁定销孔内锁定所述外翼。4.根据权利要求1所述的利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构，其特征在于，所述折叠锁定机构包括安装块、挂钩转轴、扭转弹簧、挂钩及挂钩锁定块，所述安装块内埋于所述外翼一侧，所述挂钩在所述扭转弹簧作用下可绕挂钩转轴转动，所述挂钩锁定块设置在弹身的挂钩槽内。5.根据权利要求4所述的利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构，其特征在于：折叠时，将所述挂钩绕挂钩转轴旋转90
°
，再折叠外...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈明明，李喜茹，杨晓东，姜涛，刘海龙，
申请(专利权)人：彩虹无人机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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