[发明专利]一种舵系统锁定装置

说明书

技术领域

本发明属于航天技术领域，具体涉及一种舵系统锁定装置。

现有技术

对于空空导弹，在挂机飞行时，舵面受到不对称气流的影响，一般都不能稳定在零位，而会随着载机的机动在空中摇摆，从而会影响舵机中的关键部件电动机和角度传感器的寿命。同时，当舵面不在零位时，若导弹需应急发射，则将严重影响载机的发射安全，故在这种类型的空空导弹上，一般都需在挂机时将舵面锁定在零位，在正常发射时再将舵面解锁。此外，在地地导弹主动段工作时，也需要将机动弹头的舵系统锁定在零位附近，以免影响导弹的主动段气动外形，给设计和飞行试验带来风险。

传统的舵面锁定器都是安装在舵面或者舵轴附近，通过机械销直接锁定舵面。按照工作原理可分为以下几种：

1)气动型。采用高压气瓶作为能源，在解锁时通电将电爆管打开，高压气进入气缸，从而推动气缸运动，将机械销拔出，舵面解锁；

2)通过弹簧力来压紧舵机电机轴或者锁止销锁定，通舵机功率电后电磁铁克服弹簧力解锁；

3)对于电液舵系统，通过销子将舵机锁定在零位，通功率电后，液压系统建压将锁定销子拔起解锁；

方法1)存在不可逆性和单次作用特征，不利于系统的多次反复测试。方法2)的解锁、锁定状态不可知，存在一定风险。方法3)除了有方法2)的缺点外，还只适用于液压舵机，有一定的局限性。此外方法1)有能源系统气瓶和气缸，方法3)有能源系统油缸，体积和重量较大，不利于导弹空间的布置，尤其是小弹，且会给导弹带来更多的能量消耗。

发明内容

为了克服现有技术的缺陷，本发明提出一种舵系统锁定装置，其目的在于，可实现锁定、解锁的反复状态控制，并能指示相应状态，便于测试，提高了安全性和可靠性。

一种舵系统锁定装置，包括电机、齿轮传动机构、螺杆螺母副机构、解锁控制行程开关、解锁状态指示行程开关、锁定控制行程开关、锁定状态指示行程开关、压板、限位块和电连接器；

电机的输出端连接齿轮传动机构的一端，齿轮传动机构的另一端连接螺杆螺母副机构的螺杆端，螺杆螺母副机构的螺母端连接限位块，通过限位块伸出卡紧与舵机连接的锁紧摇臂实现舵系统锁定，反之通过限位块缩进释放锁紧摇臂实现舵系统解锁；

电连接器的输出端连接电机的输入端，用于向电机输入正电以驱使限位块伸出或输出负电以驱使限位块缩进；

解锁控制行程开关串接于电机的控制回路，限位块缩进到位时压缩解锁控制行程开关，解锁控制行程开关断开，从而切断电机的控制回路；解锁状态指示行程开关靠近限位块缩进限位点设置，限位块缩进到位时压缩解锁状态指示行程开关，解锁状态指示行程开关闭合；

锁定控制行程开关串接于电机的控制回路，电机转动带动螺杆螺母副机构的螺母伸出，与螺母固联的压板伸出到位时压缩锁定控制行程开关，锁定控制行程开关断开，从而切断电机的控制回路；锁定状态指示行程开关靠近压板伸出限位点设置，压板伸出到位时压缩锁定状态指示行程开关，锁定状态指示行程开关闭合，从而接通锁定状态指示回路。

本发明锁定装置能将舵系统锁定在零位附近，避免在舵机未通电时舵面受气流影响乱动，有利于飞试和挂飞的安全。且本发明具有锁定、解锁可反复控制、多次转换的特性，便于测试。还能给上位机提供解锁、锁定到位的状态指示信号，安全性和可靠性更高。本发明将锁定位置设置在与舵机同轴转动的摇臂的最远端，由于轮轴对力的放大作用，可以选用较小的电机获得较大的自锁力，所以本装置尺寸可以很小，但结构可靠性却很高。

按照本发明的较佳实施方式，还包括泻放回路，连接于电机的正、负控制端之间，用于泻放电机的感生反向电动势并对电机控制信号起到反向截止作用。

按照本发明的较佳实施方式，所述齿轮传动机构包括小齿轮和大齿轮；电机转动，带动与电机同轴固联的小齿轮转动，小齿轮通过齿轮啮合的方式驱动大齿轮转动，大齿轮带动与其同轴固联的螺杆转动；螺杆与螺母构成螺纹螺杆副机构，螺母通过钢珠进行周向运动限位，使螺母作直线运动，螺杆旋转驱动螺母作直线运动，并带动与螺母固联的压板和限位块作直线运动。如此设计，具有较好的限位作用，传动结构只能做直线运动，且结构紧凑，体积小，迎合小型化设计需求。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图；

图2是本发明的俯视图；

图3是本发明的侧视图；

图4是本发明的电路原理图；

图5是本发明锁定状态示意图；

图6是本发明解锁状态示意图。

具体实施方式