[发明专利]导弹空气舵偏转装置

说明书

本发明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。

技术领域

本发明涉及导弹控制技术领域，具体地，涉及一种导弹空气舵偏转装置。

背景技术

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。

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。

因此，发明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。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种导弹空气舵偏转装置。

根据本发明提供的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。

优选地，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、矩形孔、圆通孔以及腰形孔；所述矩形孔与所述圆通孔共轴，且轴线与舵面对称面呈夹角关系；所述圆柱孔与所述腰形孔位于同一高度，均位于所述矩形孔的下方，且所述圆柱孔位于舵面对称面上。

优选地，所述拔销作动器连接有外部电源，所述拔销与所述圆柱孔插接配合。

优选地，所述弹性杆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，所述弹性杆能够插入所述腰形孔内。

优选地，所述底座包括底板和两个立板，两个所述立板相互垂直且包裹住所述底板的一角，两个所述立板上均设置有立板安装孔；所述底板上对角设置有底板螺孔和底板通孔，且所述底板通孔位于两个所述立板包裹的所述底板的一角处。

优选地，所述阶梯轴穿过所述底板通孔，且所述中轴下端延伸至所述底座底面的下方，所述中轴通过所述底板通孔与所述底板转动配合；所述小轴上安装有第三固定装置，所述第三固定装置包括第三螺母、第三平垫圈和第三弹性垫圈。

优选地，所述拉杆为L形杆件，所述拉杆包括依次连接的螺纹段、矩形段以及圆柱段，所述圆柱段自所述矩形段的一端竖直向下延伸，所述圆柱段与所述矩形段配合形成L形杆件的拐角；所述圆柱段与所述拉簧的一端紧固连接。

优选地，所述矩形段与所述矩形孔插接配合，且所述螺纹段穿过所述矩形孔和圆通孔，所述螺纹段上安装有第一固定装置，所述第一固定装置包括第一螺母、第一平垫圈以及第一弹性垫圈。