一种飞行器伸缩翼片控制装置的制作方法

本发明属于飞行器领域，尤其涉及一种飞行器伸缩翼片控制装置。

背景技术：

传统无控火箭弹等飞行器没有弹道控制能力，无控飞行导致精度低、作战效能差，已无法满足现代化精确打击的需求。现代化战争对具有精确打击能力的飞行载体提出了广泛的需求,简易制导弹药应运而生。简易制导弹药介于常规弹药和精确制导弹药之间，在结构设计、成本控制、系统构成、打击效能等几个方面兼具常规弹药和精确制导弹药的优点。目前制导火箭等飞行器多采用翼片布局固定的总体构型进行二维弹道修正，考虑到低成本的需求一般采用了头部鸭舵固定的形式。其中，翼片固定的气动布局在这种变质心的飞行器载体上比较难以平衡加速阶段的飞行稳定性和全部弹道上的机动能力，从而影响飞行器弹道修正效率和精度。

技术实现要素：

本发明提供了一种飞行器伸缩翼片控制装置，利用后坐力和自旋离心力触发解除对翼片的保险的控制装置，无需额外附带动力机构驱动，解决了现有技术中舵机系统空间布局和翼片固定的气动布局控制效率低下的问题。

为达到以上目的，本发明采用以下技术方案：

一种飞行器伸缩翼片控制装置，包括：连接体盖板1、连接体3、惯性保险机构、翼片9、弹簧10、卡位弹簧11、卡位销12、弹体13、翼片柄14、弹体壁15；翼片柄14外侧一端连接翼片4，内侧一端安装弹簧10，翼片9通过翼片柄14与惯性保险机构相连，翼片柄14的顶部开有两个孔，两个孔位于翼片柄14顶部远离翼片9的一侧，用于前期的保险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，更远离翼片9的孔内设置卡位弹簧11和卡位销12，卡位销12位于卡位弹簧11之上，连接体3底部靠近翼片9一侧设置孔，所述孔开口的大小与安装卡位销12的孔一致，惯性保险机构位于连接体3中间，所述惯性保险机构包括：惯性筒4、钢珠5、惯性栓6、惯性栓簧7、惯性筒簧8；惯性筒4为顶部开口，底部中心开有圆孔，惯性筒4的顶部两侧外沿设置有凹槽，惯性栓6的下端穿过惯性筒4底部的中心圆孔，惯性栓6上部外侧与惯性筒4内侧贴合，惯性栓6的顶部为三角锥形，钢珠5在惯性栓6顶部的三角锥形边与惯性筒4内侧形成的空间内，惯性栓簧7套在惯性栓6尾部，通过惯性筒4中心的圆孔，其顶端与惯性栓6头部相接触，其底端与连接体3内壁凸台相接触，惯性筒簧8套在惯性栓簧7外部，其顶端与惯性筒4底部相接触，其底端与连接体3内壁相接触，且处于压缩状态，向上顶起惯性筒4使之不会由于自重而下落，翼片9、翼片柄14及惯性保险机构为四套，在弹体中心内呈十字对称分布，弹体壁15开有四个与翼片9一一对应的可供翼片伸出的滑出槽，所述滑出槽的尺寸较之翼片9最大尺寸处稍大。

以上所述结构中，翼片柄14底部设有导轨槽，翼片柄14通过导轨槽与弹体13相连，保证翼片9沿着导轨槽按照预定的方向弹出并且便于翼片的正确装配。连接体3中心开有通孔用于弹体引信布线，连接体盖板1通过螺栓2固定在连接体3顶部。

有益效果：本发明提供了一种飞行器伸缩翼片控制装置，依靠飞行器发动机产生的推力，利用后坐力和自旋离心力控制解除对翼片的保险，无需额外的电机驱动，使得舵机系统结构紧凑简单、体积小且不会过多占用飞行器舱体的内部空间，可以有效减轻舵机系统的重量。同时本发明的装置可以起到延迟翼片对飞行器总体产生气动效应的作用，在飞行器发动机燃料燃烧殆尽质心移动，且飞行器逐渐达到最大飞行速度时，在合适时机释放翼片，消除翼片在飞行器加速阶段对弹道轨迹的不良影响，达到整个飞行弹道过程中的稳定性和机动能力的良好平衡，解决了现有技术中舵机系统空间布局和翼片固定的气动布局控制效率低下的问题。

附图说明

图1为本发明伸缩控制装置翼片伸出前的整体结构示意图；

图2为本发明伸缩控制装置翼片伸出后的整体结构示意图；

图3为本发明伸缩控制装置翼片伸出前的内部结构示意图；

图4为本发明伸缩控制装置翼片处于中间状态时的内部结构示意图；

图5为本发明伸缩控制装置翼片伸出后的内部结构示意图；

图6为本发明伸缩控制装置中惯性保险机构与翼片结构示意图；

图中：1为连接体盖板，2为螺栓，3为连接体，4为惯性筒，5为钢珠，6为惯性栓，7为惯性栓簧，8为惯性筒簧，9为翼片，10为弹簧，11为卡位弹簧，12为卡位销，13为弹体，14为翼片柄，15为弹体壁。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明：

如图1和3所示，一种飞行器伸缩翼片控制装置，包括：连接体盖板1、连接体3、惯性保险机构、翼片9、弹簧10、卡位弹簧11、卡位销12、弹体13、翼片柄14、弹体壁15；翼片柄14外侧一端连接翼片4，内侧一端安装弹簧10，翼片9通过翼片柄14与惯性保险机构相连，翼片柄14的顶部开有两个孔，两个孔位于翼片柄14顶部远离翼片9的一侧，用于前期的保险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，更远离翼片9的孔内设置卡位弹簧11和卡位销12，卡位销12位于卡位弹簧11之上，连接体3底部靠近翼片9一侧设置孔，所述孔开口的大小与安装卡位销12的孔一致，惯性保险机构位于连接体3中间，如图6所示，所述惯性保险机构包括：惯性筒4、钢珠5、惯性栓6、惯性栓簧7、惯性筒簧8；惯性筒4为顶部开口，中心开有圆孔，惯性筒4的顶部两侧外沿设置有凹槽，惯性栓6的下端穿过惯性筒4底部的中心圆孔，惯性栓6上部外侧与惯性筒4内侧贴合，惯性栓6的顶部为三角锥形，钢珠5位恰在惯性栓6顶部的三角锥形边与惯性筒4内侧形成的空间内，惯性栓簧7套在惯性栓6尾部，通过惯性筒4中心的圆孔，其顶端与惯性栓6头部相接触，其底端与连接体3内壁凸台相接触，惯性筒簧8套在惯性栓簧7外部，其顶端与惯性筒4底部相接触，其底端与连接体3内壁相接触，且处于压缩状态，向上顶起惯性筒4使之不会由于自重而下落，翼片9、翼片柄14及惯性保险机构为四套，在弹体中心内呈十字对称分布，弹体壁15开有四个与翼片9一一对应的可供翼片伸出的滑出槽，所述滑出槽的尺寸较之翼片9最大尺寸处稍大。

以上所述结构中，翼片柄14底部设有导轨槽，翼片柄14通过导轨槽与弹体13相连，保证翼片9沿着导轨槽按照预定的方向弹出并且便于翼片的正确装配。连接体3中心开有通孔用于弹体引信布线，连接体盖板1通过螺栓2固定在连接体3顶部。

在运动过程中，如图3所示，第一阶段为飞行器加速飞行阶段，翼片9保险解除前，惯性栓6被钢珠压着，惯性栓6的下端插入翼片柄上的孔内，阻止翼片伸缩，使之保持在飞行器舱体内；飞行器发射出膛后，产生加速度，惯性筒4由于后坐力的作用，向下运动压缩惯性筒簧8，到达一定位置后，钢珠5开始在飞行器自旋产生的离心力作用下开始向外运动，此时由于惯性筒4的顶部外沿凹槽的存在，钢珠5卡在惯性筒4的外沿，不再回到原来的位置，此时飞行器发动机燃料持续燃烧，飞行器处于加速状态，惯性栓6仍受到后坐力，其低端始终插入翼片柄上部的孔内，翼片不能在舱体内运动，仍保持缩回状态；

如图4所示，第二阶段为飞行器发动机燃料燃烧殆尽飞行器逐渐达到最大飞行速度阶段，后坐力逐渐减小，惯性栓簧7受到的力也随之减小，推动惯性栓6向上运动，使其底端从翼片柄上部的孔中拔出，翼片9解除保险，可以沿着底部导轨槽滑出，通过弹体壁15上的开孔，伸出弹体13；

如图5所示，第三阶段由于飞行器起飞后的自旋，翼片9在离心力和弹簧10的推动作用下，做径向运动伸出弹体壁；此时，处于翼片柄14内的卡位弹簧11始终保持压缩，使卡位销12受到向上的推力，但是由于翼片柄和连接体相贴合，卡位销12始终保持在原位；当翼片伸出到一定距离时，卡位销12的顶端到达连接体3下端的孔时，在卡位弹簧11的推动下，卡位销12向上运动，迅速插入连接体3下端的孔内，阻止翼片继续伸出，并保持固定住翼片姿势，不能伸缩。至此，翼片完成预定的伸缩动作达到设定位置，飞行器可以在舵机的控制下开始制导进行弹道修正。

以上仅是本发明的优选实施例，将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，做出的若干变形和改进都属于本发明的保护范围。