一种头体柔性连接摆动机构的制作方法

1.本发明属于变形飞行器领域，涉及一种头体柔性连接摆动机构。


背景技术：

2.偏转弹头控制是一种实现导弹气动控制的有效方式。利用弹头和弹体间的连接摆动机构驱动弹头相对弹体轴线偏转一定角度，可改变导弹受到的气动载荷，进而实现导弹偏航及俯仰运动控制。但传统的连接摆动机构承载能力较弱，占用空间较大，多适用于中小型导弹。
3.经现有技术检索发现，中国发明专利公布号为cn105318794,公开了一种偏转弹头。摆动锥体与弹头外壳通过球面副连接，摆动锥体底端固连一方轴，采用电机驱动及丝杠螺旋传动方式对方轴悬臂端施加偏心剪切载荷，进而带动摆动锥体转动。弹头内布置2套机构分别控制一个方向的转动自由度。但上述专利存在以下不足：球面副加工精度要求高；摆动锥体与弹头外壳之间气动外形不连续，影响导弹气动性能；方轴采用悬臂梁形式，承受偏心载荷，对刚度要求高。
4.经现有技术检索发现，中国发明专利公布号为cn104229145,公开了一种丝杠推杆式飞行器头部偏转驱动装置。飞行器头部通过球形套筒与底座连接，头部外壳通过波纹壳体连接。采用电机驱动及丝杠螺旋传动方式通过推杆推动头部偏转。共布置4套驱动装置。但上述专利存在以下不足：球形套筒加工精度要求高；装置占用头体连接面及弹内空间较大，适用于中小型导弹。
5.经现有技术检索发现，中国发明专利公布号为cn104192311,公开了一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置。采用电机驱动及锥齿轮副、齿轮齿条副传动通过推杆推动头部偏转。采用2套驱动电机沿弹体轴线布置，分别控制一个方向的偏转。但上述专利存在以下不足：球形套筒加工精度要求高；装置占用头体连接面及弹内空间较大，传动结构复杂。
6.经现有技术检索发现，中国发明专利公布号为cn111678386,公开了一种飞行器头部偏转控制装置。飞行器头部通过倾转支架和球型转子连接，外壳采用波纹管连接。采用电机驱动及丝杠螺旋传动方式通过伸缩滑块推动头部偏转。伸缩滑块与支架通过棘轮形式实现自锁。共布置4套驱动装置。但上述专利存在以下不足：球型转子加工精度要求高；装置占用头体连接面，壳体周向刚度不连续。


技术实现要素：

7.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种头体柔性连接摆动机构，周向均布于导弹壳体内侧，不占用中部空间，且可根据承载要求调整机构数量，承载能力强，壳体周向刚度变化可控。
8.本发明解决技术的方案是：
9.一种头体柔性连接摆动机构，包括弹体壳段、弹头壳段、波纹管、n个弹头偏转驱动
装置和控制盒；弹体壳段为轴向竖直放置的主体结构；波纹管同轴设置在弹体壳段的顶部；弹头壳段为锥体结构；弹头壳段同轴设置在波纹管的顶部，且弹头壳段的大径端与波纹管对接；n个弹头偏转驱动装置沿周向均匀分布在波纹管的外壁处；弹头偏转驱动装置的顶端与弹头壳段的底部连接；弹头偏转驱动装置的底端与弹体壳段的顶部连接；控制盒安装在弹体壳段上，且控制盒实现对n个弹头偏转驱动装置的电动控制；通过控制盒控制n个弹头偏转驱动装置的不同伸长量，实现弹头壳段相对于弹体壳段的摆动。
10.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，所述弹头偏转驱动装置包括基座、线缆、电连接器、电机、减速器、联轴器、丝杠、丝杠座、螺母、套筒、导向块、位移传感器、十字轴万向节和推杆；
11.基座底端安装在弹体壳段上；电连接器设计在基座底部，将电机供电线路和位移传感器的信号线路汇总，并从基座下端开口处通过线缆连接到控制盒；电机和减速器安装在基座内部；减速器输出轴通过联轴器与丝杠连接，驱动丝杠旋转；丝杠座安装在基座上端，将丝杠承受的轴向载荷传递至基座上；丝杠座与丝杠采用轴承或轴套配合；丝杠设计有外螺纹，螺母设计有内螺纹，丝杠与螺母配合形成螺旋传动；螺母通过法兰盘与套筒连接；套筒套在基座外侧，套筒的侧壁加工有长圆通孔；导向块从套筒侧壁的长圆通孔中穿过，螺接在基座两侧；位移传感器安装在套筒外壁，与导向块对齐，通过测量与导向块的距离获得套筒的位移；套筒上端通过法兰盘与十字轴万向节连接，十字轴万向节另一端通过法兰盘与推杆连接；推杆通过法兰盘与弹头壳段连接。
12.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，当弹头偏转驱动装置承受轴向载荷时，丝杠与螺母螺旋传动实现自锁；n为不小于4的正整数。
13.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，所述导向块的宽度与套筒侧壁长圆通孔的宽度相同，实现对螺母和套筒的旋转运动形成限位，即实现丝杠旋转驱动螺母和套筒沿轴向运动。
14.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，所述套筒侧壁长圆通孔的长度与螺母的设计轴向行程一致，与导向块配合起到轴向运动机械限位作用，避免螺母轴向运动超出设计行程；套筒侧壁的长圆通孔与导向块的运动配合面喷涂减摩涂层。
15.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，所述丝杠旋转驱动螺母及套筒沿轴向运动时，套筒对导向块产生剪力作用，将导向块固定在基座上有效缩短剪力作用力臂，减弱导向块受到的弯矩作用，由高扭转刚度的基座承受扭矩。
16.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，所述弹体壳段的上表面外沿处设置有第一安装环面；基座通过法兰盘安装在第一安装环面上；弹头壳段的下表面外沿设置有第二安装环面，机构推杆顶部通过法兰盘安装在第二安装环面。
17.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，弹头壳段相对于弹体壳段的摆动时，通过波纹管维持连续的气动外形。
18.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，所述控制盒安装在第一安装环面处；且第一安装环面对应基座位置设置有通孔，线缆从通孔穿过，沿第一安装环面与控制盒连接；第一安装环面上对应位置设置有线缆夹，通过线缆夹实现对线缆的固定。
19.在上述的一种头体柔性连接摆动机构，所述摆动机构的工作过程为：
20.将螺母调整到行程中间位置，使各机构的初始高度一致；将基座和推杆分别安装
到弹体壳段安装环面和弹头壳段安装环面上，此时弹头轴线与弹体轴线重合，为未偏转状态；
21.在飞行过程中，未发出弹头偏转指令时，丝杠与螺母的螺旋传动自锁，电机不需通电，机构保持低功耗状态；
22.当发出弹头壳段向右偏转指令时，控制盒控制各电机上电旋转；左侧电机通过丝杠螺旋传动驱动螺母及套筒沿轴向向上运动；右侧机构电机通过丝杠螺旋传动驱动螺母及套筒沿轴向向下运动；弹头壳段在两侧弹头偏转驱动装置作用力下完成向右偏转；各推杆随弹头摆动，由十字轴万向节提供摆动自由度；偏转过程中波纹管一侧压缩、一侧拉伸，始终保持与弹体壳段和弹头壳段的连接。
23.本发明与现有技术相比的有益效果是：
24.(1)本发明的弹头偏转驱动装置周向均布于导弹壳体内侧，不占用中部空间，适用于大型导弹；
25.(2)本发明的弹头偏转驱动装置采用模块化设计，可根据承载要求调整机构数量，承载能力强，壳体周向刚度变化可控；
26.(3)本发明采用万向节连接提供弹头偏转自由度，加工难度较低，制造成本低，可靠性高；
27.(4)本发明的弹头偏转驱动装置采用电机驱动及丝杠螺母配合实现伸缩运动及自锁，采用一套控制模块实现多个机构的协同作动，保证弹头姿态控制精度，同时可降低单个机构的驱动能源需求，便于电机选型、散热、供电等的设计。
附图说明
28.图1为本发明头体柔性连接摆动机构整体示意图；
29.图2为本发明弹头偏转驱动装置结构示意图；
30.图3为本发明弹头未偏转状态示意图；
31.图4为本发明弹头偏转状态示意图。
具体实施方式
32.下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
33.本发明提供了一种头体柔性连接摆动机构，本发明中n个弹头偏转驱动装置周向均布于导弹壳体内侧，不占用中部空间，适用于大型导弹。采用模块化设计，可根据承载要求调整机构数量，承载能力强，壳体周向刚度变化可控。采用万向节连接提供弹头偏转自由度，加工难度较低，制造成本低，可靠性高。机构采用电机驱动及丝杠螺母配合实现伸缩运动及自锁，采用一套控制模块实现多个机构的协同作动，保证弹头姿态控制精度，同时可降低单个机构的驱动能源需求，便于电机选型、散热、供电等的设计。
34.头体柔性连接摆动机构，如图1所示，具体包括弹体壳段15、弹头壳段17、波纹管16、n个弹头偏转驱动装置和控制盒18；弹体壳段15为轴向竖直放置的主体结构；波纹管16同轴设置在弹体壳段15的顶部；弹头壳段17为锥体结构；弹头壳段17同轴设置在波纹管16的顶部，且弹头壳段17的大径端与波纹管16对接；n个弹头偏转驱动装置沿周向均匀分布在波纹管16的外壁处；弹头偏转驱动装置的顶端与弹头壳段17的底部连接；弹头偏转驱动装
置的底端与弹体壳段15的顶部连接；控制盒18安装在弹体壳段15上，且控制盒18实现对n个弹头偏转驱动装置的电动控制；通过控制盒18控制n个弹头偏转驱动装置的不同伸长量，实现弹头壳段17相对于弹体壳段15的摆动；n为不小于4的正整数。
35.本发明对弹头偏转驱动装置进行了细化的设计，如图2所示，弹头偏转驱动装置主要包括：基座1、线缆2、电连接器3、电机4、减速器5、联轴器6、丝杠7、丝杠座8、螺母9、套筒10、导向块11、位移传感器12、十字轴万向节13、推杆14。
36.弹头偏转驱动装置的基座1通过法兰盘安装在导弹弹体上。电连接器3设计在基座1底部，将机构电机4供电线路及电机编码器、位移传感器12等元器件的信号线路汇总并从基座1下端开口处通过线缆2连接到控制模块。电机4及减速器5安装在基座1内部，可为电机提供良好的安装条件及机械防护环境。减速器5输出轴通过联轴器6与丝杠7连接，驱动丝杠7旋转。丝杠座8安装在基座1上端，将丝杠7承受的轴向载荷传递至基座1上。根据轴向载荷及结构尺寸约束的不同，丝杠座8与丝杠7的配合可选用轴承或轴套设计，以减小接触摩擦力，提高传动效率，降低驱动功率要求。
37.丝杠7设计有外螺纹，螺母9设计有内螺纹，两者配合形成螺旋传动。根据螺母运动速度要求，螺旋传动可选用梯形螺纹或普通螺纹，实现技术指标与加工成本的平衡。当机构承受弹头施加的轴向载荷时，螺旋传动可实现自锁，无需电机提供锁定转矩，弹头姿态锁定可靠性高。螺母9通过法兰盘与套筒10连接。
38.套筒10套在基座1外侧，侧壁加工有长圆通孔。导向块8从套筒10侧壁的长圆通孔中穿过，螺接在基座1两侧，其宽度与通孔相同，对螺母9及套筒10的旋转运动形成限位，即可实现丝杠7旋转驱动螺母9及套筒10沿轴向运动。套筒10侧壁的长圆通孔长度与螺母9的设计轴向行程一致，与导向块11配合可同时起到轴向运动机械限位作用，避免螺母9轴向运动超出设计行程。
39.丝杠7旋转驱动螺母9及套筒10沿轴向运动时，套筒10会对导向块11产生剪力作用，将导向块11固定在基座1上可以有效缩短剪力作用力臂，减弱导向块11受到的弯矩作用，由高扭转刚度的基座1承受扭矩。套筒10侧壁的长圆通孔与导向块11的运动配合面喷涂减摩涂层以减小滑动摩擦力，降低驱动功率要求。位移传感器12安装在套筒10外壁，与导向块11对齐，通过测量与导向块11的距离获得套筒10的位移。
40.套筒10上端通过法兰盘与十字轴万向节13连接，十字轴万向节13另一端通过法兰盘与推杆14连接。与球铰相比，采用十字轴万向节13连接同样可以实现推杆14的摆动自由度，且加工精度要求较低，相应的制造成本低，可靠性高。推杆14通过法兰盘与导弹弹头连接。
41.图1展示了一种可能的头体柔性连接摆动机构在导弹上的安装形式。采用4个弹头偏转驱动装置组成驱动系统，机构周向均布在导弹壳体内壁面附近，不占用导弹中部空间，减小对导弹其余分系统及功能的影响。弹体壳段15内设计有机构安装环面15-1，机构基座1通过法兰盘安装在弹体壳段安装环面15-1上。弹头壳段17内设计有类似的机构安装环面17-1，机构推杆14通过法兰盘安装在弹头壳段安装环面17-1上。弹体壳段15与弹头壳段17通过波纹管16连接，在弹头偏转时可维持连续的气动外形，保证良好的气动控制效果。弹头偏转驱动装置的控制模块集成在一个控制盒18内，控制盒18也安装在弹体壳段安装环面15-1上，可减小弹内空间占用，实现较高的结构承载效率。弹体壳段安装环面15-1上对应基
座1位置设计有通孔，线缆2可从通孔中穿过，沿弹体壳段安装环面15-1与控制盒18连接。弹体壳段安装环面15-1上也可安装线缆夹2-1，便于固定线缆2。
42.图3和图4为弹头未偏转状态和偏转状态示意图。连接摆动机构的工作原理是：将螺母9调整到行程中间位置，使各机构的初始高度一致。将基座1和推杆14分别安装到弹体壳段安装环面15-1和弹头壳段安装环面17-1上。此时弹头轴线与弹体轴线重合，为未偏转状态。在飞行过程中，控制系统未发出弹头偏转指令时，机构丝杠7和螺母9的螺旋传动自锁，电机4不需通电，机构保持低功耗状态。当控制系统发出弹头向右偏转指令时，如图4所示，控制盒18接收指令，控制各机构电机4上电旋转，其中左侧机构电机4通过丝杠7螺旋传动驱动螺母9及套筒10沿轴向向上运动，右侧机构电机4通过丝杠7螺旋传动驱动螺母9及套筒10沿轴向向下运动。弹头在两侧机构作用力下完成向右偏转，各机构推杆14随弹头摆动，由十字轴万向节13提供摆动自由度。偏转过程中波纹管16一侧压缩、一侧拉伸，始终保持与弹体壳段15和弹头壳段17的连接。当弹头向其他方向偏转时，驱动原理类似。
43.多个弹头偏转驱动装置采用1个控制盒18进行控制。控制板接收导弹控制系统的指令，通过驱动板对各机构电机4进行控制，并通过电机编码器、位移传感器12等的反馈实现闭环控制。弹头偏转运动由多个电机协同驱动，可保证弹头姿态控制精度，提高响应速度，同时可降低单个电机的动力要求，便于电机选型、散热等设计。
44.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。