[發(fā)明專利]一種飛行器伸縮翼片控制裝置

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201910916084.6
• 申請日: 2019-09-26
• 公開（公告）號: CN110657716A
• 公開（公告）日: 2020-01-07
• 發(fā)明（設計）人: 劉吉磊;陳超;陳金燕;石明友
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: F42B10/14
• 分類號: F42B10/14
• 代理公司: 32237 江蘇圣典律師事務所
• 代理人: 賀翔

本發(fā)明公開了一種飛行器伸縮翼片控制裝置，屬于飛行器領域，本發(fā)明包括翼片、慣性保險機構；依靠飛行器發(fā)動機燃料燃燒產生的推力，利用后坐力和自旋離心力觸發(fā)解除對翼片的固定機構保險,可實現(xiàn)翼片在飛行器加速階段結束后的伸出并鎖緊固定，無需額外的電機驅動，使得舵機系統(tǒng)結構緊湊和簡單，不會過多占用飛行器艙體內部空間，可以有效減輕舵機系統(tǒng)的重量；而且本發(fā)明裝置可以起到延遲翼片對飛行器總體產生氣動效應的作用，在飛行器發(fā)動機燃料燃燒殆盡質心移動，且飛行器逐漸達到最大飛行速度時，在合適時機釋放翼片，消除翼片在飛行器加速階段對飛行器彈飛行軌跡的不良影響，達到整個飛行彈道過程中的穩(wěn)定性和機動能力的良好平衡。

技術領域

本發(fā)明屬于飛行器領域，尤其涉及一種飛行器伸縮翼片控制裝置。

背景技術

傳統(tǒng)無控火箭彈等飛行器沒有彈道控制能力，無控飛行導致精度低、作戰(zhàn)效能差，已無法滿足現(xiàn)代化精確打擊的需求。現(xiàn)代化戰(zhàn)爭對具有精確打擊能力的飛行載體提出了廣泛的需求,簡易制導彈藥應運而生。簡易制導彈藥介于常規(guī)彈藥和精確制導彈藥之間，在結構設計、成本控制、系統(tǒng)構成、打擊效能等幾個方面兼具常規(guī)彈藥和精確制導彈藥的優(yōu)點。目前制導火箭等飛行器多采用翼片布局固定的總體構型進行二維彈道修正，考慮到低成本的需求一般采用了頭部鴨舵固定的形式。其中，翼片固定的氣動布局在這種變質心的飛行器載體上比較難以平衡加速階段的飛行穩(wěn)定性和全部彈道上的機動能力，從而影響飛行器彈道修正效率和精度。

發(fā)明內容

本發(fā)明提供了一種飛行器伸縮翼片控制裝置，利用后坐力和自旋離心力觸發(fā)解除對翼片的保險的控制裝置，無需額外附帶動力機構驅動，解決了現(xiàn)有技術中舵機系統(tǒng)空間布局和翼片固定的氣動布局控制效率低下的問題。

為達到以上目的，本發(fā)明采用以下技術方案：

一種飛行器伸縮翼片控制裝置，包括：連接體蓋板1、連接體3、慣性保險機構、翼片9、彈簧10、卡位彈簧11、卡位銷12、彈體13、翼片柄14、彈體壁15；翼片柄14外側一端連接翼片4，內側一端安裝彈簧10，翼片9通過翼片柄14與慣性保險機構相連，翼片柄14的頂部開有兩個孔，兩個孔位于翼片柄14頂部遠離翼片9的一側，用于前期的保險和和后期的卡位固定，使翼片(9)伸出到指定位置并保持固定，更遠離翼片9的孔內設置卡位彈簧11和卡位銷12，卡位銷12位于卡位彈簧11之上，連接體3底部靠近翼片9一側設置孔，所述孔開口的大小與安裝卡位銷12的孔一致，慣性保險機構位于連接體3中間，所述慣性保險機構包括：慣性筒4、鋼珠5、慣性栓6、慣性栓簧7、慣性筒簧8；慣性筒4為頂部開口，底部中心開有圓孔，慣性筒4的頂部兩側外沿設置有凹槽，慣性栓6的下端穿過慣性筒4底部的中心圓孔，慣性栓6上部外側與慣性筒4內側貼合，慣性栓6的頂部為三角錐形，鋼珠5在慣性栓6頂部的三角錐形邊與慣性筒4內側形成的空間內，慣性栓簧7套在慣性栓6尾部，通過慣性筒4中心的圓孔，其頂端與慣性栓6頭部相接觸，其底端與連接體3內壁凸臺相接觸，慣性筒簧8套在慣性栓簧7外部，其頂端與慣性筒4底部相接觸，其底端與連接體3內壁相接觸，且處于壓縮狀態(tài)，向上頂起慣性筒4使之不會由于自重而下落，翼片9、翼片柄14及慣性保險機構為四套，在彈體中心內呈十字對稱分布，彈體壁15開有四個與翼片9一一對應的可供翼片伸出的滑出槽，所述滑出槽的尺寸較之翼片9最大尺寸處稍大。

以上所述結構中，翼片柄14底部設有導軌槽，翼片柄14通過導軌槽與彈體13相連，保證翼片9沿著導軌槽按照預定的方向彈出并且便于翼片的正確裝配。連接體3中心開有通孔用于彈體引信布線，連接體蓋板1通過螺栓2固定在連接體3頂部。