一种40毫米自带气源气动式舵机系统的制作方法

1.本发明一种40毫米自带气源气动式舵机系统，属于导弹制导舵机技术领域，具体涉及一种采用自带气源冷气式气动舵机控制，使导弹沿着规定弹道飞行的一种超小型机电系统。


背景技术：

2.40毫米微小口径的灵巧制导弹药(当前国际最小口径的导弹系统)最重要的特点就是外形体积小，低成本，而且有制导能力。其对控制系统的主要部件之一舵机的要求是高响应、小体积、电磁干扰小、对导弹总体的适应性强等特点。
3.目前可以采用的控制方案有两种，即舵机系统采用无刷电机加齿轮减速机构的方案或直线电机直接驱动，两种方案的主要缺点是受弹上狭小空间的约束，工程化设计过程中，直流无刷电机的功率密度过高，超出现有电磁材料技术要求，控制响应特性慢；舵机舵翼偏转力矩完全依靠电机输出扭矩，电机频繁正反向转换工作电流大，对导弹总体的电源要求功率高，在规定的狭小空间内布置的电源工作时间短，且对其它控制部件电磁干扰大，影响导弹的射程与工作可靠性。受此影响，目前微小导弹的口径都大于40毫米。


技术实现要素：

4.本发明克服了现有技术存在的不足，提供了一种40毫米自带气源气动式舵机系统，以高压氮气为工作能源，高速响应导弹的控制指令操纵舵翼偏转，配套于40毫米微小型灵巧制导弹，飞行中利用高压氮气产生的气动力，控制导弹姿态与飞行方向，使导弹沿着规定弹道飞行的一种超小型机电系统。
5.为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：一种40毫米自带气源气动式舵机系统，包括舵机、舵翼和弹簧展开机构，所述舵翼通过锁定销铰接在舵机内，所述弹簧展开机构位于舵机内，所述弹簧展开机构的一端连接在舵翼上，所述弹簧展开机构的另一端设置在舵机内，且所述舵翼在非工作状态下能收缩在舵机内，还包括驱动器、舵翼传动机构、气动转换装置、溢流阀、组合高压气瓶、压缩空气过渡腔和活塞体，所述舵机的外径为40毫米，所述组合高压气瓶设置在舵机内，所述组合高压气瓶的出气口侧设置有压缩空气过渡腔，所述压缩空气过渡腔用于存储组合高压气瓶内释放的高压气体，所述压缩空气过渡腔上设置有溢流阀，所述溢流阀用于保持压缩空气过渡腔内的恒定气压，多个所述活塞体平行于舵机轴向设置，每个所述活塞体所在的缸体与压缩空气过渡腔之间均通过气动转换装置连通，每个所述活塞体的作用端均连接有舵翼传动机构，所述舵翼传动机构与对应的舵翼连接，所述驱动器设置在舵机尾部，所述驱动器与气动转换装置之间电连接，通过驱动器控制气动转换装置将压缩空气过渡腔内的高压气释放到活塞体所在的缸体内，所述活塞体推动舵翼传动机构运动带动舵翼绕锁定销转动，改变导弹的姿态与飞行方向。
6.所述气动转换装置为电磁阀，所述电磁阀的动态特性响应时间≤6毫秒。
7.所述组合高压气瓶内的高压气体为氮气，且所述组合高压气瓶内的氮气量能满足
活塞体所在的缸体工作20秒以上。
8.本发明与现有技术相比具有以下有益效果。
9.第一、本发明结构外形小型化设计，外形尺寸直径40毫米、长度为85毫米，可以直接应用到直径40毫米口径的灵巧制导弹药武器系统。
10.第二、本发明动态特性达到响应时间≤6毫秒，输出扭矩大于0.01牛米，可以极大提供40毫米口径的灵巧制导弹药武器系统的控制特性。
11.第三、本发明有效工作时间提高到20秒以上，对配套的适应性更强，可以配套于除40毫米口径的灵巧制导弹药武器系统以外的其它导弹平台。
12.第四、本发明自带工作能源，减小对弹上电源的功率要求，简化了导弹总体的设计难度。
附图说明
13.下面结合附图对本发明做进一步的说明。
14.图1为本发明的结构示意图。
15.图2为本发明的侧视图。
16.图3为本发明的实施例中舵翼展开的结构示意图。
17.图4为本发明的实施例中舵翼收缩的结构示意图。
18.图中：1为驱动器、2为舵翼、3为舵翼传动机构、4为气动转换装置、5为溢流阀、6为组合高压气瓶、7为压缩空气过渡腔、8为弹簧展开机构、9为活塞体。
具体实施方式
19.如图1～图4所示，本发明一种40毫米自带气源气动式舵机系统，包括舵机、舵翼2和弹簧展开机构8，所述舵翼2通过锁定销铰接在舵机内，所述弹簧展开机构8位于舵机内，所述弹簧展开机构8的一端连接在舵翼2上，所述弹簧展开机构8的另一端设置在舵机内，且所述舵翼2在非工作状态下能收缩在舵机内，还包括驱动器1、舵翼传动机构3、气动转换装置4、溢流阀5、组合高压气瓶6、压缩空气过渡腔7和活塞体9，所述舵机的外径为40毫米，所述组合高压气瓶6设置在舵机内，所述组合高压气瓶6的出气口侧设置有压缩空气过渡腔7，所述压缩空气过渡腔7用于存储组合高压气瓶6内释放的高压气体，所述压缩空气过渡腔7上设置有溢流阀5，所述溢流阀5用于保持压缩空气过渡腔7内的恒定气压，多个所述活塞体9平行于舵机轴向设置，每个所述活塞体9所在的缸体与压缩空气过渡腔7之间均通过气动转换装置4连通，每个所述活塞体9的作用端均连接有舵翼传动机构3，所述舵翼传动机构3与对应的舵翼2连接，所述驱动器1设置在舵机尾部，所述驱动器1与气动转换装置4之间电连接，通过驱动器1控制气动转换装置4将压缩空气过渡腔7内的高压气释放到活塞体9所在的缸体内，所述活塞体9推动舵翼传动机构3运动带动舵翼2绕锁定销转动，改变导弹的姿态与飞行方向。
20.所述气动转换装置4为电磁阀，所述电磁阀的动态特性响应时间≤6毫秒。
21.所述组合高压气瓶6内的高压气体为氮气，且所述组合高压气瓶6内的氮气量能满足活塞体9所在的缸体工作20秒以上。
22.本发明中驱动器1内置驱动电磁阀动作用的电池。
23.本发明采用微小型气动式舵机控制的高响应特性设计，响应时间≤6毫秒，输出扭矩大于0.01牛米。
24.本发明采用微小型外形体积设计，将组合式高压气瓶、安全阀、舵翼偏转机构、气动作动装置、舵翼张开与锁定机构、驱动电路及与全弹对接接口等部件，布置在直径40毫米长度为85毫米的狭小空间内。
25.本发明中舵机偏转工作输出扭矩采用自带高压气瓶储备的氮气为工作气源，只有控制电路及电磁阀消耗电流，需求电流小，对导弹的电源功率要求低，对其它部件的电磁干扰小。
26.本发明采用微泄露气动转换装置，高效利用自带气源，有效增大舵机有效工作时间，大于20秒。
27.本发明折叠舵翼张开方式采用弹簧展开机构直接推动舵翼，使其沿转轴旋转90
°
到位，由锁销锁定防止舵翼回弹及震动，完成舵翼稳定张开功能。
28.本发明是一种以高压氮气为工作能源，高速响应导弹的控制指令操纵舵翼偏转，配套于40毫米微小型灵巧制导弹飞行产生气动力，控制导弹姿态与飞行方向，使导弹沿着规定弹道飞行的超小型机电系统。
29.本发明是自带能源的冷气式气动舵机系统，主要应用到40毫米微小口径的灵巧制导弹药的制导飞行控制。
30.本发明将组合式高压气瓶、微泄露气动转换装置、溢流阀、舵翼传动机构、驱动电路等部件小型化设计后，集成整合到直径为40毫米、长度为85毫米的狭小空间内，具有以下优势：
31.1、小型化布局设计，组合式高压储气瓶、微泄露气动转换装置、驱动电路、舵翼传动机构、溢流阀等部件超小型化设计，集成到直径40毫米长度为85毫米的狭小空间内。
32.2、微泄露气动转换装置将冷气式气动舵机的气源利用率提高到85％以上，将舵机有效工作时间提高到20秒以上。
33.3、小型化舵机综合动态特性达到响应时间≤6毫秒，输出扭矩大于0.01牛米。
34.4、自带工作气源的冷气式气动舵机系统，减小对弹上电源的功率要求
35.下面结合具体实施方式，对本发明进行进一步的阐述。
36.本实施例是以组合高压气瓶6储备的氮气为气源高压氮气为能源，采用双通道(可根据控制系统要求设计为三通道)三位舵控制模式。组合高压气瓶6输出高压氮气，通过减压后，提供到压缩空气过渡腔7，保持一定压力，设计有溢流阀5对超压氮气进行溢流，保证高压氮气6提供稳定的工作压力，本实施例自带工作能源，解决对弹上大功率电源的依赖，对导弹总体配套的适应性强。
37.本实施例中舵机在非工作状态，舵翼2折叠到舵机舱内部，导弹发射后，弹簧展开机构8使舵翼2张开到舵机舱外并可靠到位锁定，舵机转换到工作状态，本实施例解决由于舵翼2翼展尺寸的影响，并且将舵机各功能部件小型化后都布置在直径40毫米长度为85毫米的狭小空间内，解决了舵机部件小型化的问题。
38.本实施例中气动转换装置4以氮气作为工作能源，将氮气的压缩势能转换为活塞的机械动能。驱动器1根据弹上控制指令，控制气动转换装置4使氮气推动活塞高速往复运动，活塞推动舵翼传动机构3偏转，带动舵翼2输出扭矩，舵机动态特性达到响应时间≤6毫
秒，输出扭矩大于0.01牛米，解决了舵机部件高响应、高输出扭矩特性的问题。
39.本实施例中舵机驱动器、电磁铁消耗功率小，对弹上电路及电源没有大电流冲击，解决电磁干扰及对弹上电路大电流冲击的问题。
40.本实施例中气动转换装置4采用衔铁压缩钢珠的技术方案，直接将气路进行开关操作，减小气体泄漏量，将气体利用率提高到85％以上，将舵机正常工作时间达到20秒以上。
41.上面结合附图对本发明的实施例作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。