一种导弹折叠舵片展开锁定机构及使用方法与流程

本发明属于导弹结构设计领域，具体涉及一种导弹折叠舵片展开锁定机构及使用方法。

背景技术：

1、为方便飞航式导弹的储存、转运，和发射流程快速、简单化，提升载具载弹量，现在的飞航式导弹多采用筒式或箱式发射，这就要求导弹的包络尺寸尽可能的小，折叠舵片可以解决传统舵片占据空间大的问题。

2、公布号为cn116625177a的中国专利公开了一种飞行器折叠舵及其锁定解锁装置，包括外舵、内舵、锁销机构、驱动机构，依靠驱动装置驱动外舵绕套筒轴旋转后，压缩弹簧推动锁紧销轴向运动，与套筒轴配合，实现外舵锁定，驱动装置位于套筒轴内部。但上述所采用的技术，存在以下不足：零部件数量多，结构复杂；需要较高的套筒轴与外舵和内舵配合尺寸，且套筒轴为中空设计用于安装驱动装置，加工精度要求高；锁定机构配合面形状复杂，难以可靠锁紧。

3、针对现有技术缺陷，需要设计一种结构简单，加工工艺性好，锁定可靠的折叠舵片锁定机构。

技术实现思路

1、针对现有技术不足，本发明提供一种导弹折叠舵片展开锁定机构及使用方法；该导弹折叠舵片展开锁定机构的结构简单，加工工艺性好，且锁定可靠。

2、本发明采用的技术方案为：

3、一种导弹折叠舵片展开锁定机构，包括外舵、内舵、转轴、扭杆和锁定装置；

4、所述外舵设有转轴连接段和扭杆连接段；所述内舵设有锁定孔段和中间段；

5、所述转轴连接段设置在所述锁定孔段和所述中间段的中间；所述转轴连接段通过所述转轴和所述锁定孔段、所述中间段连接；

6、所述扭杆连接段设置在所述中间段的一侧；所述扭杆连接段通过所述扭杆和所述中间段连接；

7、所述锁定装置包括锁定状态和解锁状态；当外舵展开时，所述锁定装置为锁定状态，对外舵进行锁定，所述外舵不能折叠；当所述锁定装置为解锁状态时，所述外舵能够实现旋转、折叠。

8、进一步地，所述锁定孔段和所述中间段的顶部均为限位面，所述限位面为平面；

9、所述锁定孔段和所述中间段位于所述限位面一侧的侧面均为曲面，位于所述限位面另一侧的侧面均为平面。

10、进一步地，所述锁定孔段靠近中间段的一端设有方孔和第一偏心锁定孔，另一端设有锁定安装孔；

11、所述方孔及所述第一偏心锁定孔均和所述锁定安装孔连通；

12、在所述锁定孔段的曲面一侧设有螺纹定位孔，所述螺纹定位孔和所述方孔连通；在所述锁定孔段的平面一侧设有解锁槽。

13、进一步地，在所述转轴连接段的内部设有贯穿的第一转轴孔，在所述第一转轴孔的一侧设有贯穿的第二偏心锁定孔。

14、进一步地，所述中间段靠近所述锁定孔段的一端设有第二转轴孔，在所述第二转轴孔的一侧设有第三偏心锁定孔，在所述中间段远离所述锁定孔段的一端设有定位内六角孔。

15、进一步地，所述扭杆连接段的内部设有贯穿的扭杆安装孔，且在所述扭杆连接段远离所述转轴连接段的一端的侧面设置若干个第一预紧定位孔。

16、进一步地，所述转轴的一端是截面为正方形的端台，另一端是圆柱形的轴体；在所述端台的外端面设有一字槽，且在所述端台的一个侧面设有安装定位孔；

17、所述转轴的端台通过方孔固定设置在锁定孔段上，转轴的轴体穿过第一转轴孔，另一端通过第二转轴孔和中间段连接。

18、进一步地，所述扭杆包括依次连接的外舵连接段、扭力段和内舵连接段；

19、所述外舵连接段的外端面设有预紧内六角孔，所述外舵连接段的侧面设有第二预紧定位孔；

20、第二紧定螺钉依次穿过第一预紧定位孔、所述第二预紧定位孔和扭杆连接；

21、所述内舵连接段的横截面为正六边形；且所述内舵连接段和所述定位内六角孔连接。

22、进一步地，所述锁定装置包括偏心锁定轴、压缩弹簧和堵盖；

23、所述偏心锁定轴包括解锁卡槽、圆台和锁杆，所述锁杆和所述圆台固定连接，所述解锁卡槽设置在所述圆台的侧面；所述圆台、所述压缩弹簧和所述堵盖均设置在锁定安装孔中；

24、当外舵展开时，所述锁定装置为锁定状态，所述锁杆依次穿过第一偏心锁定孔、第二偏心锁定孔和第三偏心锁定孔。

25、一种导弹折叠舵片展开锁定机构的使用方法，所述方法包括：

26、外舵的折叠：需要将外舵折叠时，使用一字螺丝刀插入解锁卡槽内，将螺丝刀沿解锁槽向堵盖的方向运动，使压缩弹簧压缩，直至锁杆从第三偏心锁定孔和第二偏心锁定孔中拔出，完成锁定装置的解锁；然后，沿着转轴往内舵的弧形曲面一侧手动旋转外舵，扭杆积蓄弹性势能，外舵旋转至合适角度时，完成外舵的折叠；

27、外舵的展开锁定：在需要将外舵展开时，去除外舵的约束，外舵在扭杆的弹性力作用下绕着转轴旋转，直至限位面限制外舵的旋转动作；第一偏心锁定孔、第二偏心锁定孔和第三偏心锁定孔在一条线上，偏心锁定轴在压缩弹簧的弹性作用下运动，锁杆依次穿过第一偏心锁定孔、第二偏心锁定孔和第三偏心锁定孔，完成外舵的展开锁定。

28、本发明与现有技术相比，有益效果如下：

29、1)本发明提供的导弹折叠舵片展开锁定机构采用的零部件数量少，工艺性好；

30、2)本发明提供的导弹折叠舵片展开锁定机构的驱动部分和锁定装置分开，结构不存在干扰风险；

31、3)本发明提供的导弹折叠舵片展开锁定机构中，锁定装置的偏心锁定轴与转轴有一定间距(间距大于偏心锁定轴半径+转轴半径)，存在锁定力臂；本发明提供的折叠舵片展开锁定机构中，锁定装置由压缩弹簧提供驱动力，推动偏心锁定轴先后穿过第一偏心锁定孔、第二偏心锁定孔和第三偏心锁定孔三个偏心锁定孔对外舵片展开状态进行锁定；锁定后外舵晃动角度小，锁定可靠；

32、4)本发明提供的导弹折叠舵片展开锁定机构中，驱动扭杆一端采用外六角设计方便安装，另一端采用内六角设计，可以使用六角扳手方便的施加预紧扭矩。

技术特征：

1.一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，包括外舵(1)、内舵(2)、转轴(3)、扭杆(4)和锁定装置(5)；

2.根据权利要求1所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，所述锁定孔段(2a)和所述中间段(2b)的顶部均为限位面(2m)，所述限位面(2m)为平面；

3.根据权利要求2所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，所述锁定孔段(2a)靠近所述中间段(2b)的一端设有方孔(2d)和第一偏心锁定孔(2e)，另一端设有锁定安装孔(2c)；

4.根据权利要求1所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，在所述转轴连接段(1a)的内部设有贯穿的第一转轴孔(1c)，在所述第一转轴孔(1c)的一侧设有贯穿的第二偏心锁定孔(1d)。

5.根据权利要求1所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，在所述中间段(2b)靠近所述锁定孔段(2a)的一端设有第二转轴孔(2h)，在所述第二转轴孔(2h)的一侧设有第三偏心锁定孔(2j)，在所述中间段(2b)远离所述锁定孔段(2a)的一端设有定位内六角孔(2k)。

6.根据权利要求1所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，所述扭杆连接段(1b)的内部设有贯穿的扭杆安装孔(1f)，且在所述扭杆连接段(1b)远离所述转轴连接段(1a)的一端的侧面设置若干个第一预紧定位孔(1e)。

7.根据权利要求1所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，所述转轴(3)的一端是截面为正方形的端台(3a)，另一端是圆柱形的轴体；在所述端台的外端面设有一字槽，且在所述端台的一个侧面设有安装定位孔(3b)；

8.根据权利要求1所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，所述扭杆(4)包括依次连接的外舵连接段(4a)、扭力段(4b)和内舵连接段(4c)；

9.根据权利要求1所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构，其特征在于，所述锁定装置(5)包括偏心锁定轴(5a)、压缩弹簧(5b)和堵盖(5c)；

10.根据权利要求1-9任一项所述一种导弹折叠舵片展开锁定机构的使用方法，其特征在于，所述方法包括：

技术总结本发明属于导弹结构设计领域，具体涉及一种导弹折叠舵片展开锁定机构及使用方法。所述展开锁定机构包括外舵(1)、内舵(2)、转轴(3)、扭杆(4)和锁定装置(5)；其中，所述锁定装置(5)包括锁定状态和解锁状态；当外舵(1)展开时，所述锁定装置(5)为锁定状态，对外舵(1)进行锁定，所述外舵(1)不能折叠；当所述锁定装置(5)为解锁状态时，所述外舵(1)能够实现旋转、折叠。本发明提供的折叠舵片展开锁定机构中，锁定装置由压缩弹簧提供驱动力，推动偏心锁定轴穿过三个偏心锁定孔对外舵片展开状态进行锁定；锁定后外舵晃动角度小，锁定可靠。技术研发人员：念松松,高鹏,陈时通,王涛,康彦龙受保护的技术使用者：航天时代飞鸿技术有限公司技术研发日：技术公布日：2024/7/11