一种翼舵融合结构的制作方法

1.本公开一般涉及火箭飞行技术领域，具体涉及一种翼舵融合结构。


背景技术：

2.随着科技的发展，各种飞行器层出不穷，火箭作为飞行器的一种在飞行的过程中对于姿态的控制尤为重要，这关系着火箭能否按照预定的路线进行飞行。固定翼和空气舵作为火箭上的姿态控制装置对火箭的稳定飞行起着重要作用，固定翼一般与火箭刚性连接，用于提高火箭在飞行过程中的稳定性；空气舵则主要使用在有控火箭上，相比于固定翼，空气舵在保持火箭姿态稳定的过程中效率更高，且通过空气舵的偏转可改变火箭的飞行姿态。
3.现有技术中，固定翼在火箭的发射中一般是没有控制系统的，所以固定翼的安装结构更加简单，方便结构件的加工以及后期安装，但火箭实际发射时，发射弹道容易受发射角度、质量质心、气动外形以及气候环境等综合环境的影响，导致火箭发射时无法做到高精度发射；空气舵相比于固定翼可以做到高精度发射且在飞行过程中可任意改变火箭的飞行姿态，但是空气舵在安装时需要在火箭内安装更复杂的偏转机构，而且空气舵一般配合燃气舵使用，靠燃气舵为火箭的转向提供转向动力，由于传统的空气舵舵面较大，空气舵和燃气舵各需要一套转向舵轴并通过同一个连轴驱动，导致对火箭内部的空间要求较高。


技术实现要素：

4.鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种翼舵融合结构以解决上述问题。
5.本技术提供的一种翼舵融合结构，包括固定翼、空气舵、燃气舵、连接轴以及舵机，所述固定翼固定安装在火箭尾部外壳上，所述固定翼尾部与所述火箭尾部外壳之间绕第一轴线转动安装有空气舵，所述燃气舵绕所述第一轴线转动安装在所述火箭尾部外壳内，所述连接轴沿所述第一轴线方向设置且贯穿所述火箭尾部外壳，两端分别与所述空气舵和所述燃气舵连接，所述舵机安装在火箭尾部外壳内，用于驱动所述连接轴绕所述第一轴线旋转。
6.根据本技术实施例提供的技术方案，所述固定翼前端安装有固定翼防热前缘，所述固定翼侧边设置有用于与火箭尾部外壳连接的固定翼支耳。
7.根据本技术实施例提供的技术方案，所述固定翼尾部安装有第一安装件，所述第一安装件上具有与所述固定翼尾部连接的第一连接部和沿所述第一轴线方向设置的第一凸出部，所述空气舵上对应所述第一凸出部设置有第一插接孔，所述第一凸出部伸入所述第一插接孔与所述第一插接孔转动连接。
8.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第一插接孔内设有石墨轴套，所述石墨轴套介于所述第一插接孔侧壁与所述第一凸出部之间。
9.根据本技术实施例提供的技术方案，所述空气舵远离所述第一凸出部的一侧安装
有第二安装件，所述第二安装件上具有与所述空气舵连接的第二连接部和沿所述第一轴线方向设置的第二凸出部，所述连接轴靠近所述空气舵的一端设置有与所述第二凸出部对应的第二插接孔，所述第二凸出部伸入所述第二插接孔内与所述第二插接孔卡接，以使所述连接轴与所述空气舵传递转矩。
10.根据本技术实施例提供的技术方案，所述固定翼尾部对应所述第一连接部设置有用于所述第一连接部卡接的第一安装槽。
11.根据本技术实施例提供的技术方案，所述空气舵上对应所述第二连接部设置有用于所述第二连接部卡接的第二安装槽。
12.根据本技术实施例提供的技术方案，所述连接轴远离所述空气舵的一端固定安装有第三安装件，所述第三安装件与所述燃气舵连接以使所述连接轴与所述燃气舵传递转矩。
13.根据本技术实施例提供的技术方案，所述火箭尾部外壳内固定安装有连接轴安装座，所述连接轴安装座与所述连接轴轴承连接，所述连接轴上具有沿径向设置的通孔，所述连接轴上套设有舵轴曲柄并通过舵轴销钉伸入所述通孔固定，所述舵机的驱动端与所述舵轴曲柄的边缘连接。
14.根据本技术实施例提供的技术方案，所述空气舵前端安装有空气舵防热前缘。
15.与现有技术相比，本技术的有益效果在于：火箭在发射和飞行过程中，由于同时设置有所述固定翼和所述空气舵，所述固定翼保持火箭在飞行过程中的稳定性，所述空气舵进一步保持火箭稳定性的同时通过舵机驱动实现偏转，进而改变火箭尾部的气流方向以对火箭的飞行姿态进行调整，所述燃气舵为火箭的姿态调整提供主动力；由于所述空气舵的舵面较小，通过设置所述连接轴，所述连接轴两端分别与所述空气舵和燃气舵连接，通过所述连接轴同时带动所述空气舵和所述燃气舵发生偏转，实现空气舵和燃气舵的共轴驱动，结构简单，节省了火箭内部的空间。本技术提供的一种翼舵融合结构具有保持火箭稳定飞行，可实现角度偏转，结构简单，节省火箭内部空间的优点。
附图说明
16.通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1为本技术提供的一种翼舵融合结构的结构示意图；图2为图1所示的翼舵融合结构与火箭尾部外壳的安装结构示意图；图3为图1所示的翼舵融合结构中固定翼的结构示意图；图4为图1所示的翼舵融合结构中空气舵的结构示意图；图5为图1所示的翼舵融合结构中第二安装件的结构示意图；图6为图1所示的翼舵融合结构中第二安装件、连接轴和第三安装件的连接结构示意图；图7为图1所示的翼舵融合结构中连接轴设有第二插接孔的端部结构示意图；图8为图1所示的翼舵融合结构中连接轴和舵机的连接结构示意图；附图标号：100、固定翼；101、固定翼防热前缘；102、固定翼支耳；200、空气舵；201、第一插接孔；202、石墨轴套；203、空气舵防热前缘；300、燃气舵；400、连接轴；401、第二插接
孔；402、通孔；403、舵轴曲柄；404、舵轴销钉；500、第一安装件；501、第一连接部；502、第一凸出部；600、第二安装件；601、第二连接部；602、第二凸出部；700、第三安装件；800、连接轴安装座；900、舵机；901、连杆。
具体实施方式
17.下面结合附图和实施例对本技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
18.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本技术。
19.请参考图1和图2，本技术提供一种翼舵融合结构，包括固定翼100、空气舵200、燃气舵300、连接轴400以及舵机900，所述固定翼100固定安装在火箭尾部外壳上，所述固定翼100尾部与所述火箭尾部外壳之间绕第一轴线转动安装有空气舵200，所述燃气舵300绕所述第一轴线转动安装在所述火箭尾部外壳内，所述连接轴400沿所述第一轴线方向设置且贯穿所述火箭尾部外壳，两端分别与所述空气舵200和所述燃气舵300连接，所述舵机900安装在火箭尾部外壳内，用于驱动所述连接轴400绕所述第一轴线旋转。
20.工作原理：火箭在发射和飞行过程中，由于同时设置有所述固定翼100和所述空气舵200，所述固定翼100保持火箭在飞行过程中的稳定性，所述空气舵200进一步保持火箭稳定性的同时通过舵机900驱动实现偏转，进而改变火箭尾部的气流方向以对火箭的飞行姿态进行调整，所述燃气舵300为火箭的姿态调整提供主动力；由于所述空气舵200的舵面较小，通过设置所述连接轴400，所述连接轴400两端分别与所述空气舵200和燃气舵300连接，使得一个舵机900即可驱动所述连接轴400同时带动所述空气舵200和所述燃气舵300发生偏转，实现空气舵200和燃气舵300的共轴驱动，结构简单，节省了火箭内部的空间。本技术提供的一种翼舵融合结构具有保持火箭稳定飞行，可实现大角度偏转，结构简单，节省火箭内部空间的优点。
21.进一步地，所述固定翼100前端设置有凹槽，所述固定翼防热前缘101设置有外伸的凸台结构，所述凸台结构与所述凹槽对应，且可伸入所述凹槽内并通过横向螺钉进行锁紧，所述固定翼防热前缘101包裹住固定翼100的前端，用于防止火箭在长期飞行时由于空气摩擦造成固定翼100温度过高而损坏，进而影响火箭的平稳飞行；所述固定翼100靠近火箭尾部外壳的一侧设置有固定翼支耳102，火箭尾部外壳上设置有支耳安装座，所述固定翼支耳102插入所述支耳安装座并通过横向穿钉紧固。
22.进一步地，请参考图3，所述固定翼100尾部靠近火箭尾部外壳的一侧设置有一个矩形缺口，所述固定翼100尾部且位于所述矩形缺口垂直于所述第一轴线方向的一侧安装有第一安装件500，所述第一安装件500具有与所述固定翼100尾部连接的第一连接部501和朝向所述矩形缺口一侧的第一凸出部502，所述第一凸出部502沿所述第一轴线方向设置为圆柱状，所述空气舵200与所述矩形缺口的形状相匹配，所述空气舵200安装在所述矩形缺口处，且靠近所述第一凸出部502的一侧具有与所述第一凸出部502对应的第一插接孔201，所述第一凸出部502伸入所述第一插接孔201与所述第一插接孔201转动连接；通过设置所述第一安装件500使得所述空气舵200与所述固定翼100之间可相对转动。
23.进一步地，请参考图1和图4，所述第一插接孔201内设置有石墨轴套202，所述第一插接孔201的入口处设置有轴套端盖，所述轴套端盖将所述石墨轴套202固定在所述第一插接孔201内，所述石墨轴套202与所述第一插接孔201同轴设置且介于所述第一插接孔201内侧壁与所述第一凸出部502之间，使得减小所述第一凸出部502与所述第一插接孔201侧壁之间的摩擦，提高所述空气舵200的转动效率。
24.进一步地，请参考图5、图6和图7，所述空气舵200远离所述第一凸出部502的一侧安装有第二安装件600，所述第二安装件600上具有与所述空气舵200连接的第二连接部601和沿所述第一轴线方向设置的第二凸出部602，在某一实施例中，所述第二凸出部602为截面是六边形的柱状结构，所述连接轴400靠近所述空气舵200的一端设置有与所述第二凸出部602对应的第二插接孔401，所述第二插接孔401的内截面为与所述第二凸出部602对应的六边形，所述第二凸出部602伸入所述第二插接孔401内与所述第二插接孔401卡接，用于所述第一安装件500和所述连接轴400之间转矩的传递，使得当所述舵机900驱动所述连接轴400绕所述第一轴线转动时，带动所述第二安装件600绕所述第一轴线转动，进而使得所述空气舵200发生偏转。
25.进一步地，所述第一连接部501为u形结构，所述u形结构的底端与所述第一凸出部502固定连接，所述u形结构的左右两侧分别设有四个第一安装孔，两侧的第一安装孔一一对应，所述固定翼100尾部前后两面对应所述u形结构的两个侧边分别设置有用于所述u形结构卡接的第一安装槽，所述固定翼100位于两个所述第一安装槽之间的部分设置有第一贯穿孔，将所述u形结构卡接在所述第一安装槽处，并通过螺钉依次穿过所述第一安装孔和第一贯穿孔进行固定，使得u形结构的两侧分别与所述固定翼100的前后两面保持平整；所述第一安装孔外侧为沉头孔，内侧为螺纹孔，使得安装所述第一安装件500之后保持螺钉端部与所述u形结构两侧表面平整。
26.进一步地，所述第二连接部601为u型结构，所述u形结构的底端与所述第二凸出部602固定连接，所述u形结构的左右两侧分别设有四个第二安装孔，两侧的第二安装孔一一对应，所述空气舵200前后两面对应所述u型结构的两个侧边分别设置有用于所述u形结构卡接的第二安装槽，所述空气舵200位于两个所述第二安装槽之间的部分设置有第二贯穿孔，将所述u形结构卡接在所述第二安装槽处，并通过螺钉依次穿过所述第二安装孔和第二贯穿孔进行固定，使得u型结构的两侧分别与所述空气舵200前后两面保持平整；所述第二安装孔外侧为沉头孔，内侧为螺纹孔，使得安装所述第二安装件600之后保持螺钉端部与所述u形结构两侧表面平整。
27.进一步地，所述连接轴400远离所述空气舵200的一端固定安装有第三安装件700，所述第三安装件700为u形结构，所述u型结构的底部与所述连接轴400端部固定连接，所述u形结构的两侧分别设置有一一对应的第三安装孔，所述u形结构卡接在所述燃气舵300上并通过螺钉进行锁紧，通过所述舵机900驱动所述连接轴400绕所述第一轴线旋转，所述连接轴400带动所述第三安装件700绕所述第一轴线转动，进而带动所述燃气舵300绕所述第一轴线转动，实现所述燃气舵300的偏转。
28.进一步地，如图1和图8所示，所述火箭尾部外壳内固定安装有连接轴安装座800，所述连接轴400轴承连接在所述连接轴安装座800上，所述连接轴400中部具有沿自身径向设置的通孔402，所述通孔402连通所述连接轴400的两侧，所述连接轴400上套设有舵轴曲
柄403，所述舵轴曲柄403通过舵轴销钉404穿过所述通孔402将所述舵轴曲柄403与所述连接轴400连接，在某一实施例中，所述舵机900为往复柱塞式舵机，所述往复柱塞式舵机的驱动杆端部铰接有连杆901，所述连杆901的另一端与所述舵轴曲柄403边缘铰接，随着所述往复柱塞式舵机900的驱动杆伸缩带动所述连杆901移动，进而带动所述舵轴曲柄403绕所述第一轴线旋转，所述舵轴曲柄403旋转带动所述连接轴400绕所述第一轴线旋转。
29.进一步地，所述空气舵200前端设置有凹槽，所述空气舵防热前缘203设置有外伸的凸台结构，所述凸台结构伸入所述凹槽内并通过横向螺钉进行锁紧，所述空气舵防热前缘203用于防止火箭在长期飞行时由于空气摩擦造成空气舵200温度过高而损坏。
30.以上描述仅为本技术的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本技术中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本技术中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。