机翼展开启动器和锁定机制的制作方法

机翼展开启动器和锁定机制
1.发明人：k
·d·
克利夫兰
技术领域
2.本公开涉及弹道武器，并且更具体地涉及用于在折叠鳍片航空射弹、火箭和导弹上展开制导机翼的装置。


背景技术：

3.包括折叠的、可展开的制导机翼或“襟副翼”的航空火箭、射弹和导弹是众所周知的。现代示例包括hydra 70系列wafar(环绕式鳍片航空火箭)和激光制导导弹。图1示出了飞行中的apkws 106，其制导机翼110在从攻击直升机100发射之后展开。射弹106跟随激光束102的反射108，射弹被制导到目标104上。
4.对于许多这样的武器，制导机翼或襟副翼在主机身内以收起配置折叠并通过锁定机构保持在适当位置，直到武器发射，此时锁定机构释放制导机翼以便它们可以通过机身上提供的槽向外展开。
5.通常，火箭或导弹在其飞行期间旋转以提高准确性和稳定性。对于许多具有折叠、可展开制导机翼的导弹和火箭来说，制导机翼在发射时会从其折叠和收起的配置中释放出来，并由飞行中射弹旋转产生的离心力而展开。
6.在一些情况下，机翼槽被易碎密封件覆盖，易碎密封件在储存、运输和处理期间保护导弹内部免受湿气和碎屑的影响。在这些情况下，制导机翼必须以足够的初始力而展开，以使其能够穿透易碎密封件，之后需要相对较小的力来完成展开。
7.当然，随着初始展开力的增加，通过易碎盖密封件展开机翼变得更加可靠。然而，导弹的旋转速度存在实际限制，不幸的是，在展开的初始阶段，当机翼位于机身内并靠近中心时，火箭或导弹旋转产生的离心力是最弱的。在一个示例中，在开始展开时制导机翼末端上的平均离心力在最小旋转速率下仅为大约7.7磅。该量的离心能量本身可能不足以使机翼能够通过易碎槽盖爆裂。如果可展开的折叠制导机翼不能快速打破易碎机翼槽盖并完全展开，射弹可能无法成功完成其任务。
8.打破易碎密封的一种方法是将机翼展开启动器结合到火箭或导弹中，其通过提供初始能量爆发来帮助制导机翼的展开以帮助机翼突破易碎盖。一些设计包括使用炸药将机翼推过易碎盖的机翼展开启动器。然而，由于炸药产生的猛烈力量，以及由于对安全性和武器储存期间炸药的长期化学稳定性的担忧，这种方法可能是不期望的。
9.已经提出了避免使用炸药的问题的弹簧驱动的机翼展开启动器。然而，希望最小化这种机构的尺寸和重量，以便最大化火箭或导弹的射程和有效载荷能力。此外，希望最小化展开启动器的复杂性，以降低生产成本，同时增加展开启动器的可靠性。
10.因此，需要一种紧凑、重量轻、可靠且设计相对简单的弹簧驱动的机翼展开启动器。


技术实现要素：

11.本公开是一种弹簧驱动的机翼展开启动器，其结构紧凑、重量轻、可靠且设计简单。此外，本设计还是一种机翼锁定机构，其将机翼保持在其收起配置直到它们展开，从而通过消除对单独锁定机构的任何需要而进一步节省尺寸和重量并进一步降低复杂性。
12.应当理解，术语“机翼”和“制导机翼”在本文中一般用于指代任何机翼、襟副翼、鳍片或其它配置为装载在火箭、射弹、或导弹展开前，以及展开期间延伸到火箭、射弹或导弹机身外的枢转展开。还应理解，术语“火箭”和“导弹”在本文中可互换使用，泛指具有机身的任何机载系统，在该机身中，在发射前将制导机翼收起，并且在发射期间或发射之后在其上方展开制导机翼。
13.本设计将“鳍状体(flipper)”与火箭或导弹的每个能展开机翼相关联。鳍状体包括锁定凸片，该锁定凸片配置成与设置在机翼末端处的锁定凹口接合，从而将机翼锁定在导弹内的收起配置中，直到开始展开机翼。鳍状体还包括与展开凹口接合的展开凸片。在实施例中，展开凸片和展开凹口设置在锁定凹口的近侧和径向内侧。扭矩弹簧配置为使鳍状体围绕其中心轴线有力地旋转，使得当鳍状体旋转并且机翼开始展开时，弹簧的能量通过鳍状体的展开凸片而传递到机翼。鳍状体的旋转还导致锁定凸片从机翼中撤出，从而在扭矩弹簧和鳍状体的帮助下，它可以自由地穿过易碎密封件。在实施例中，单个凸片和凹口用作锁定和展开凸片和凹口，而在其它实施例中，锁定和展开凸片和凹口彼此不同。
14.当机翼被收起时，鳍状体被从中心毂(central hub)延伸的叶片(lobe)而限制旋转。毂配置为围绕与导弹的中心轴线同轴的轴线而旋转，因此毂的旋转导致叶片旋转而与鳍状体不接触，从而允许鳍状体旋转并允许机翼被展开。在实施例中，叶片通过滚子或滚珠轴承来接触鳍状体，以便促进毂的旋转，尽管压力由鳍状体径向向内施加在叶片上。
15.在一些实施例中，由诸如旋转螺线管或直流电机之类的电致动器操作的联动装置用于在导弹被收起时保持毂的旋转位置，并在发射后旋转毂以启动制导机翼的展开。
16.在制导机翼包括能旋转控制表面的其它实施例中，控制表面之一用于在机翼被收起时防止毂旋转。在这些实施例中的一些实施例中，当机翼被收起时，毂保持在第一方向，这导致叶片在鳍状体的表面上稍微偏离中心，从而由鳍状体施加到叶片的压力导致施加在毂上的旋转扭矩。在展开之前，在实施例中，该扭矩通过被机翼控制表面阻挡的摇杆连杆(rocker link)来抵抗，进而阻止固定到毂的销的移动。例如，在实施例中，机翼控制表面由导弹电子设备通过电机和齿轮系来驱动，其中齿轮系被设计成使得控制表面不能被反向驱动，因此由毂通过摇杆连杆施加到控制表面的力不会导致控制表面旋转。在这些实施例中，机翼展开简单地通过使机翼电子设备将控制表面旋转远离摇杆连杆来启动，例如旋转到与机翼的其余部分对齐的“整流(faired)”位置，此时摇杆连杆能自由枢转，允许销移动并允许由鳍状体施加到叶片上的扭矩使毂围绕其轴线旋转，直到叶片旋转离开鳍状体并且鳍状体能自由旋转，从而启动机翼的展开。
17.本公开的一个一般型态是一种机翼展开启动器，其配置为从射弹的制导机翼的收起配置而启动展开。机翼展开启动器包括：鳍状体，鳍状体配置为通过展开弹簧从第一鳍状体位置旋转到第二鳍状体位置，当处于第一鳍状体位置时鳍状体配置为将制导机翼保持在其收起配置，当从第一鳍状体位置旋转到第二鳍状体位置时鳍状体配置为释放制导机翼并将展开能量从展开弹簧传递到制导机翼，从而有力地启动制导机翼的展开；和中心毂，中心
毂配置为通过毂致动器而围绕竖直毂轴线旋转，中心毂包括朝向鳍状体径向延伸的叶片，所述叶片配置成：当中心毂处于第一毂方向时将鳍状体保持在第一鳍状体位置，并且当中心毂处于第二毂方向时允许鳍状体旋转到第二鳍状体位置。
18.在实施例中，鳍状体能枢转地安装到水平启动器基板并在启动器基板的上表面上方延伸，所述鳍状体沿从中心毂延伸到鳍状体的偏移半径从中心毂径向偏移，鳍状体配置为围绕垂直于偏移半径的水平鳍状体轴线而旋转。
19.在任何上述实施例中，展开弹簧可以是扭矩弹簧。
20.在上述实施例中的任一个中，当毂处于第一毂方向并且鳍状体处于第一鳍状体位置时，叶片能够与鳍状体的径向向内的表面邻接接触，从而防止鳍状体旋转，并且当中心毂处于第二毂方向时，叶片能够从鳍状体旋转偏移，从而使鳍状体能够从第一鳍状体位置旋转到第二鳍状体位置。在这些实施例中的一些实施例中，叶片包括轴承或滚子，该轴承或滚子配置成当毂从第一毂方向旋转到第二毂方向时抵靠鳍状体的径向向内的表面而滚动。
21.在上述实施例中的任一个中，鳍状体可以进一步包括锁定鳍状体凸片和展开鳍状体凸片，其配置为使得当制导机翼处于其收起配置并且鳍状体处于第一鳍状体位置时，锁定鳍状体凸片与设置在制导机翼中的对应锁定机翼凹口接合，由此锁定机翼凸片和锁定机翼凹口的相互接合限制制导机翼展开，并且随着鳍状体从第一鳍状体位置旋转到第二鳍状体位置，展开鳍状体凸片将展开能量从展开弹簧转移到制导机翼。在这些实施例中的一些实施例中，锁定机翼凸片是展开鳍状体凸片，而在这些实施例的其它实施例中，锁定机翼凸片不同于展开鳍状体凸片。
22.在上述实施例中的任一个中，制导机翼可以被包括在围绕竖直毂轴线对称定位的多个制导机翼中，并且对于每个制导机翼，机翼展开启动器可以包括相应的叶片、鳍状体和弹簧，配置成当中心毂处于第一毂方向时将制导机翼保持在其收起配置，并且当中心毂通过致动器旋转到第二毂方向时有力地启动制导机翼的展开。
23.在上述实施例中的任一个中，致动器可以是电驱动致动器。在这些实施例中的一些实施例中，致动器是旋转螺线管或直流电机，其通过连杆连接到中心毂。
24.或者，在上述实施例中的任一个中，制导机翼可以包括控制表面，该控制表面可以被射弹的控制电子设备偏转，鳍状体可以沿着从中心毂延伸到鳍状体的鳍状体偏移半径从中心毂偏移，并且叶片可以从中心毂沿叶片半径径向向外延伸，使得当中心毂处于其第一方向时，叶片邻接鳍状体的面向内的表面，但叶片半径不与鳍状体偏移半径对齐，使得由展开弹簧施加到鳍状体的扭矩产生的由鳍状体施加到叶片的压力导致向中心毂施加反馈扭矩，并且致动器可以配置为使得：当控制表面处于第一控制表面对齐时，控制表面抑制中心毂的旋转，并且当控制表面由射弹的控制电子设备而移动到第二控制表面对齐时，启用中心毂根据反馈扭矩的旋转。
25.在这些实施例中的一些中，控制表面由射弹的控制电子设备经由不能被反向驱动的齿轮系来驱动。
26.在这些实施例中的任一个中，当控制表面处于第一控制表面对齐时，控制表面可以偏转而不与制导机翼对齐，并且当控制表面处于第二控制表面对齐时，控制表面可以与制导机翼对齐。
27.本公开的第二个总体型态是一种射弹，其包括：机身；制导机翼，其铰接在其远端
处从而使得制导机翼的近端能够在其机翼展开期间通过设置在机身中的相应的机翼槽向外枢转；和机翼展开启动器，其配置用于启动制导机翼从收起配置的展开，其中，机翼展开启动器包括：鳍状体，其配置为通过展开弹簧而从第一鳍状体位置旋转到第二鳍状体位置，当处于第一鳍状体位置时，鳍状体配置为将制导机翼保持在其收起配置，当从第一鳍状体位置旋转到第二鳍状体位置时，鳍状体配置为释放制导机翼并将展开能量从展开弹簧传递到制导机翼，从而有力地启动制导机翼的展开；和中心毂，其配置为通过毂致动器围绕竖直毂轴线而旋转，中心毂包括朝向鳍状体径向延伸的叶片，所述叶片配置成：当中心毂处于第一毂方向时，将鳍状体保持在第一鳍状体位置，并且，当中心毂处于第二毂方向时，允许鳍状体旋转到第二鳍状体位置。
28.这些实施例中的一些进一步包括覆盖机翼槽的易碎密封件，从而制导机翼的展开需要制导机翼穿透易碎密封。
29.在上述实施例中的任一个中，叶片可以包括轴承或滚子，该轴承或滚子配置成当毂从第一毂方向旋转到第二毂方向时抵靠鳍状体的径向向内的表面而滚动。
30.在上述实施例中的任一个中，制导机翼可以包括在多个制导机翼中，这些制导机翼关于射弹的中心轴线对称地定位，并且其中对于每个制导机翼，射弹包括对应的叶片、鳍状体和展开弹簧，其配置成：当中心毂处于第一毂方向时将制导机翼保持在其收起配置，并且当中心毂通过致动器旋转到第二毂方向时有力地启动制导机翼的展开。
31.在上述实施例中的任一个中，制导机翼可以包括控制表面，该控制表面可以被射弹的控制电子设备偏转，鳍状体可以沿着从中心毂延伸到鳍状体的鳍状体偏移半径从中心毂偏移，并且叶片可以从中心毂沿叶片半径径向向外延伸，使得当中心毂处于其第一方向时，叶片邻接鳍状体的面向内的表面，但叶片半径不与鳍状体偏移半径对齐，使得由展开弹簧施加到鳍状体的扭矩产生的由鳍状体施加到叶片的压力导致向中心毂施加反馈扭矩，并且致动器可以配置为使得：当控制表面处于第一控制表面对齐时，控制表面抑制中心毂的旋转，并且当控制表面由射弹的控制电子设备而移动到第二控制表面对齐时，启用中心毂根据反馈扭矩的旋转。
32.在这些实施例中的一些中，控制表面由射弹的控制电子设备经由不能被反向驱动的齿轮系来驱动。
33.在这些实施例中的任一个中，当控制表面处于第一控制表面对齐时，控制表面可以偏转而不与制导机翼对齐，并且当控制表面处于第二控制表面对齐时，控制表面可以与制导机翼对齐。
34.本文所述的特征和优点不是包罗万象的，特别是，许多附加的特征和优点对于本领域普通技术人员而言，鉴于说明书附图、说明书和权利要求，将是显而易见的。此外，应该注意，说明书中使用的语言主要是为了可读性和指导目的而选择的，而不是限制本发明主题的范围。
附图说明
35.图1是刚刚从直升机发射的apkws的现有技术立体图，示出其制导机翼展开；
36.图2a是本公开的实施例中的apkws的制导机翼部分的立体图，示出在机翼展开之前并且机身和易碎密封件就位；
37.图2b是图2a的制导机翼部分的立体图，示出机身被移除；
38.图2c是图2a的制导机翼部分的立体图，示出机身就位并且制导机翼通过机翼槽和易碎密封件而部分地展开；
39.图3a是本公开的实施例中的机翼展开启动器的从上方按比例绘制的特写立体图，包括电展开致动器，机翼展开启动器被示出为在已经启动机翼展开之前的配置并且被示出为仅包括一个机翼；
40.图3b是从图3a的实施例的上方看的按比例绘制的特写立体图，其中，中心毂和机翼展开启动器的一些其它元件已被移除，以便暴露下方的元件；
41.图3c是图3b的实施例的按比例绘制的俯视图；
42.图4a是图3b的实施例的按比例绘制的从下方看的立体图；
43.图4b是图4a的实施例的按比例绘制的侧视图；
44.图5a是图3c的实施例的按比例绘制的俯视图，示出在已经启动机翼展开之后；
45.图5b是图5a的实施例的按比例绘制的侧视图；
46.图6a是本公开的实施例的按比例绘制的从下方看的立体图，其中展开致动器是与apkws的机翼的控制表面协作的连杆，该实施例示出在启动机翼展开之前；
47.图6b是图6a的实施例的按比例绘制的俯视图；
48.图6c是图6a的实施例的按比例绘制的仰视图，示出所有机翼被移除；
49.图6d是图6c的实施例的按比例绘制的从下方看的立体图，示出中心毂被移除并且就位于启动器基板旁边；和
50.图7是图6a的实施例的按比例绘制的从下方看的立体图，示出在启动机翼展开之后。
具体实施方式
51.本公开是一种弹簧驱动的机翼展开启动器，其紧凑、重量轻、可靠且设计简单。此外，本设计还是一种机翼锁定机构，其将机翼保持在其收起配置直到它们展开，从而通过消除对单独锁定机构的任何需要而进一步节省尺寸和重量并进一步降低复杂性。
52.应当理解，术语“机翼”和“制导机翼”在本文中一般用于指代任何机翼、襟副翼、鳍片或其它配置为装载在火箭或导弹展开前，以及展开期间和展开之后延伸到火箭或导弹机身外的枢转展开。还应理解，术语“火箭”和“导弹”在本文中可互换使用，泛指具有机身的任何机载系统，在该机身中，在发射前将制导机翼收起，并且在发射期间或发射之后在其上方展开制导机翼。
53.图2a-图2c示出了apkws 106的制导机翼片段200，其中已经实施了当前公开的机翼展开启动器202的实施例202。图2a示出了机身204就位且机翼110收起的片段200，图2b示出了机身204移除且机翼110收起的片段200，而图2c示出了机身204就位且制导机翼110至少部分展开的片段200。在附图中可以看出，覆盖制导机翼110的机身204包括被易碎密封件206覆盖的机翼展开槽212，使得制导机翼110在机翼展开期间需要穿透易碎密封件206。
54.图3a和图3b是图2a-图2c的实施例的机翼展开启动器202的特写俯视立体图，其中，启动器202的中心毂和一些其它元件在图3b中已经被移除，使得能够看到下方的组件。图3c是图3b的实施例的俯视图。注意，为清楚起见，在图3a和图3b中仅包括一个机翼110，而
所有机翼110在图3c中已经被移除。
55.图示实施例中的射弹106包括四个制导机翼110，并且机翼展开启动器202的图示实施例将“鳍状体”300与射弹106的每个能展开机翼110相关联。每个鳍状体300安装在鳍状体轴302上并且配置为响应于由相关联的扭矩弹簧304施加到鳍状体300的扭矩而围绕鳍状体轴线320有力地旋转。用于每个鳍状体300的鳍状体轴线320的方向平行于下方的启动器基板310并且垂直于从中心毂308延伸到鳍状体300的偏移半径318。
56.如图3a-图3c中所示，当机翼110被收起时，鳍状体300的旋转被相关的叶片306抑制，叶片306从中心毂308延伸并邻接鳍状体300的径向向内的表面322。在图3a-图3c的实施例中，叶片306包括滚子314，滚子314靠在鳍状体300的径向向内的表面322上并防止鳍状体300围绕鳍状体轴302旋转。
57.图4a是图3a-图3c的实施例的仰视立体图并且图4b是图3a-图3c的实施例的侧视图，其中，射弹106被示出为处于基本上水平的方向。在图中可以看出，每个鳍状体300包括两个鳍状体凸片400、402，它们延伸穿过设置在启动器202的基板310中的鳍状体槽404并与设置在机翼110近端的对应的机翼凹口406、408相接合。如图所示，径向外凸片400是与机翼110中的锁定凹口406相接合的锁定凸片，并将机翼110以其收起配置锁定在射弹106内，直到启动机翼110的展开。径向内凸片402是与设置在锁定凹口406径向内侧的展开凹口408相接合的展开凸片。在展开期间，展开凸片402将能量从扭矩弹簧304传递到展开凹口408，从而辅助制导机翼110以穿透易碎密封件206。在类似的实施例中，单个凸片和凹口用作锁定和展开凸片和凹口，例如以类似于齿轮齿的方式彼此啮合。在图4a和图4b的实施例中，另一方面，锁定400和展开402凸片和凹口彼此不同。
58.再次参考图3b，中心毂308配置成围绕与射弹106的中心轴线同轴的轴线从第一毂方向旋转到第二毂方向。在图3a-图4b中，中心毂308被示出位于其第一毂方向。参考如图5a和5b，毂308向第二毂方向的旋转导致叶片306从鳍状体300旋转偏移，从而允许鳍状体300通过相关联的扭矩弹簧304围绕它们的鳍状体轴线而旋转，这导致锁定凸片400从机翼110的锁定凹口406撤出，使得启动器凸片402可以向启动器凹口408施加扭矩，从而通过易碎密封件206有力地推动机翼110的末端，从而辅助机翼110的展开。
59.在所示实施例中，鳍状体槽404的外边缘410(参见图4a)用作限制鳍状体300的旋转的“硬止挡”，使得在制导机翼110已经展开之后，展开凸片402继续延伸超出致动器板310。展开槽408的内边缘向内延伸到机翼110的内侧。这允许在展开凸片402不完全缩回的情况下展开机翼110，并且如有必要，还允许通过简单地将机翼110压回机翼槽206而将机翼110容易地重新收起，由此展开槽408重新捕获展开凸片402并将鳍状体300旋转回其第一位置，从而使锁定销400与锁定槽406重新接合。然后，将中心毂308旋转回到其第一毂方向，完成机翼110的重新收起。
60.在图2a-图5b的实施例中，由诸如旋转螺线管316或直流电机的电驱动致动器来操作的连杆312用于在收起制导机翼110时保持毂308的旋转位置，并且在发射后旋转毂308从而启动制导机翼110的展开。参考图6a，在制导机翼110包括能旋转控制表面602的其它实施例600中，机翼之一的控制表面602用于防止在机翼110被收起时的毂308的旋转，并允许在导弹发射后的毂的旋转。参考图6b，在这些实施例中的一些实施例中，当机翼110被收起并且中心毂308处于其第一展开前方向时，每个机翼的叶片半径610不与关联的鳍状体的偏移
半径318对齐，如图所示。结果，由于扭矩弹簧304施加到鳍状体300的扭矩，由鳍状体300施加到叶片306的压力与叶片半径不对齐，这导致施加旋转“反馈”扭矩到中心毂308。
61.在展开之前，在实施例中并且再次参考图6a，施加到中心毂308的该反馈扭矩被摇杆连杆604所抵抗，该摇杆连杆604被控制表面602阻止“摇摆”。在图示的实施例中，摇杆连杆604防止固定到毂308的连杆销606移动，并延伸穿过设置在启动器基板310中的连杆槽608。图6c是启动器板310的后表面的视图，示出为所有的机翼都被移除，因此摇杆连杆604与连杆销606之间的关系清晰可见。图6d是从同一实施例的后部观察的立体图，示出了毂308从启动器基板310移除并设置在侧面，使得毂308与连杆销606之间的关系清晰可见，并且从而可以很容易地看到连杆销606滑动插入的启动器板中的连接槽608。
62.在实施例中，机翼110的控制表面602由导弹电子设备通过电机和齿轮系驱动，其中齿轮系被设计为使得控制表面602不能被反向驱动，因此由摇杆连杆604施加到控制表面602的反作用力不能导致控制表面602旋转。参考图7，在这些实施例中，简单地通过使机翼电子设备将控制表面602旋转远离摇杆连杆604来启动机翼展开，例如旋转到如图7所示的“整流”位置，其中控制表面602与机翼110的其余部分成一直线，因此摇杆连杆604可以自由枢转，允许连杆销606在连杆槽608内移动，并允许由鳍状体300施加到叶片306的弹簧驱动扭矩使毂308围绕其轴线旋转，直到鳍状体300可以自由旋转，从而开始机翼110的展开。图7示出了在鳍状体300已经被释放但在它们已经开始展开机翼110之前的这种配置。
63.已经出于说明和描述的目的呈现了本公开的实施例的前述描述。本提交的每一页及其上的所有内容，无论其特征、标识或编号如何，均被视为本技术的实质性部分，无论其形式或在申请中的位置如何。本说明书并非旨在详尽无遗或将本公开限制为所公开的精确形式。根据本公开，许多修改和变化是可能的。
64.尽管本技术以有限数量的形式示出，但是本公开的范围不仅限于这些形式，而是可以在不背离其精神的情况下进行各种改变和修改。本文所呈现的公开内容并未明确公开落入本公开范围内的所有可能的特征组合。在不脱离本公开的范围的情况下，本文公开的用于各种实施例的特征通常可以互换和组合成不自相矛盾的任何组合。特别地，除非从属权利要求在逻辑上彼此不兼容，否则在不脱离本公开的范围的情况下，以下从属权利要求中提出的限定可以以任何数量和以任何顺序与其对应的独立权利要求组合。