导弹空气舵偏转装置制造方法及图纸

本发明专利技术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。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】
导弹空气舵偏转装置


[0001]本专利技术涉及导弹控制
，具体地，涉及一种导弹空气舵偏转装置。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]因此，专利技术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。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
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，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：