一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置

摘要

本发明公开了一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置，包括支撑机构、动力机构、锥齿轮转向机构、连杆传动机构、头部及转动连接臂机构、飞行器头体连接机构；动力机构、锥齿轮转向机构和飞行器头体连接机构固定在支撑机构的底座上，动力机构沿着机体轴线排列，连杆传动机构推动头部及转动连接臂机构围绕支撑机构的球形套筒内的球头转动；当飞行器头部外壳进行偏转时，飞行器计算机发出信号，动力机构收到控制信号，动力机构驱动锥齿轮转向机构旋转，锥齿轮转向机构将旋转运动转化为连杆传动机构的直线运动，头部及转动连接臂机构围绕着球形套筒转动，实现飞行器头部偏转。偏转驱动装置结构简单、紧凑，特别适用于小型飞行器。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器头部偏转驱动装置，具体地说,涉及一种锥齿轮推 杆式飞行器头部偏转驱动装置。

背景技术

飞行器头部偏转控制装置，是飞行器头部相对飞行器机身向任意方向偏转 一定的角度，在飞行器头部上产生相应的气动力，即飞行器的控制力，从而产 生相对飞行器质心的控制力矩，使飞行器产生相应的姿态角，最终产生机动过 载。飞行器头部偏转控制装置可实现飞行器在偏航和俯仰通道上运动。

在目前公开的技术文献中，飞行器头部偏转驱动机构有四种类型:压电陶瓷 式、磁致伸缩式、液(气)压式和旋转斜盘式。

压电陶瓷式:美国文献“管射智能压缩偏转适应弹药”(BLAM)的研制计划 采用压电陶瓷偏转驱动机构实现头部的偏转。其在飞行器内部配置了多根压电 陶瓷棒，环绕弹体间隔嵌置。压电陶瓷棒几乎与飞行器机身轴线平行，它们的 长度能够根据所受到压力的变化而变化，使得飞行器头部进行偏转，获得良好 的气动特性。

磁致伸缩式:美国文献“磁致伸缩导弹导引系统”(MMGS)是利用可动 “droop-snoot”来设计飞行器导引系统。一个球铰链接头及一组磁致伸缩驱动 器组成偏转驱动机构。三个性能相同的磁致伸缩棒(或者四个相同的磁致伸缩 棒，相隔90°放置)在飞行器机身中环绕弹体间隔120°放置，传感器会判定 “droop-snoot”所需要偏转的角度，从而产生改变飞行器飞行路径的控制力。

液(气)压式:三个液压伸缩机构相隔120°布置(或者四个液压伸缩机构相 隔90°布置)，并且与三脚转动架和底部支座铰接，三脚转动架通过球形铰链与 三脚支架相连接。当液压伸缩机构均处于未伸缩状态时，飞行器头部处于未偏 转的状态。当飞行器头部需要进行偏转时，飞行器机载计算机给液压伸缩机构 传输指令，使三个液压伸缩机构通过伸长或者缩短一定的距离，带动三脚转动 架转动，使飞行器头部偏转到需要的位置。在文献“弹头偏转机构的设计与仿 真分析”(西北工业大学2012届硕士研究生毕业论文)中描述了液压式机构。

旋转斜盘式:英国的便携式防空系统(MANPADS)是一种小型、轻便的肩扛 便携式防空系统。飞行器尾部有四个相互垂直的安定翼面，没有传统舵面。飞 行器头部的偏转驱动机构由两个可相对转动的斜盘组成，每个斜盘倾角为2度， 通过轴承连接。斜盘转动通过两个稀土永磁电动机驱动，飞行器头部偏转的角 度根据自动驾驶仪指令确定。在文献“斜盘式偏转机构方案仿真研究”(《计算 机仿真》，2008，第25卷第10期:23-26)中描述了旋转斜盘式机构。

压电陶瓷式和磁致伸缩式材料造价非常昂贵，且产生的形变比较小，需要 较为复杂的放大机构，还要求非常严格的使用条件。液(气)压式偏转驱动机构 虽然能够提供较大的力矩，但需要附带气、液结构，且受环境温度的影响较大； 旋转斜盘式，容易造成飞行器头部偏转情况下的耦合，而且能够承载的侧向过 载比较小。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种锥齿轮推杆式飞行器头部 偏转驱动装置。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括支撑机构、动力机构、锥 齿轮转向机构、连杆传动机构、头部及转动连接臂机构、飞行器头体连接机构， 动力机构、锥齿轮转向机构和飞行器头体连接机构固定在支撑机构的底座上， 两套动力机构沿机体轴线排列，连杆传动机构推动头部及转动连接臂机构围绕 支撑机构的球形套筒内的球头转动；当飞行器头部外壳偏转时，飞行器计算机 发出信号，动力机构收到控制信号，动力机构驱动锥齿轮转向机构旋转，锥齿 轮转向机构将旋转运动转化为连杆传动机构的直线运动，头部及转动连接臂机 构围绕球形套筒转动，实现飞行器头部正负15度的偏转角，头部在偏转方位角 0-360度内偏转。

有益效果

本发明提出的锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置，能实现飞行器头部 最大可达正负15度的偏转角，头部在偏转方位角0-360°内偏转。根据对系统 静态特性和动态特性的仿真分析得知，偏转驱动装置能准确地实现给定的飞行 器头部偏转角，而且满足飞行器控制对其快速性的要求。

本发明锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置的结构和工作原理简单，使 用的元器件为常规元器件，有利于降低飞行器控制方案的费用；通过合理设计 偏转机构，可获得比较大的飞行器头部偏转角；结构可承受较大的轴向力，承 载侧向力性能良好；装置采用电机驱动的方式，安装方便、紧凑，结构简单， 适用于小型飞行器，不需要附带气、液结构；装置接构采用电机驱动方式可在 较小的空间内安装，与液压式结构相比反应速度较快；电机直径与飞行器直径 接近，可充分利用飞行器展向空间。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动 装置作进一步详细说明。

图1为本发明偏转驱动装置的俯视图及剖视图剖面线位置示意图。

图2a、图2b、图2c为本发明偏转驱动装置示意图。

图3a、图3b为本发明偏转驱动装置的锥齿轮转向机构示意图。

图4为本发明偏转驱动装置的连杆传动机构示意图。

图5为本发明偏转驱动装置的头部及转动连接臂机构示意图。

图中:

1.头部外壳 2.安装设备板  3.球形套筒  4.转动连接臂  5.转动连接臂卡块 6.第二推杆上   7.第二推杆下   8.第一推杆中   9.第一推杆下   10.球铰帽 11.波纹壳体  12.第二套筒基座  13.第一套筒基座  14.第二杠杆  15.第一杠杆 16.转轴   17.螺母   18.第一侧壁推杆  19.第二侧壁推杆  20.第三侧壁推杆 21.第四侧壁推杆  22.伺服电机  23.减速箱 24.底座 25.支架盖板 26.底座支架 27.主锥齿轮第一轴承 28.主锥齿轮轴 29.主锥齿轮齿轮 30.主锥齿轮第二轴承 31.从锥齿轮第一轴承 32.从锥齿轮第二轴承 33.从锥齿轮轴  34.从锥齿轮齿轮 35.直线轴承支撑架  36.直线轴承

具体实施方式

本实施例是一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置。

参阅图1～图5，本实施例锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置，由支撑 机构、动力机构、锥齿轮转向机构、连杆传动机构、头部及转动连接臂机构和 飞行器头体连接机构组成；支撑机构包括底座24、第一套筒基座13、第二套筒 基座12和球形套筒3；第一套筒基座13、第二套筒基座12和球形套筒3之间 通过螺钉连接，其中第一套筒基座13作为第一杠杆15的转心支撑，第二套筒 基座12作为第二杠杆14的转心支撑，球形套筒3中的球头作为转动连接臂4 的球铰心。动力机构、锥齿轮转向机构和飞行器头体连接机构安装在支撑机构 中的底座24上。动力机构有两套，每套包括伺服电机22和减速箱23，伺服电 机22输出轴与减速箱23通过螺钉相连接，减速箱23安装在支撑机构的底座24 上；分别为第一动力机构和第二动力机构，两套动力机构沿飞行器机体轴线排 列。锥齿轮转向机构包括支架盖板25、底座支架26、主锥齿轮第一轴承27、主 锥齿轮轴28、主锥齿轮齿轮29、主锥齿轮第二轴承30、从锥齿轮第一轴承31、 从锥齿轮第二轴承32、从锥齿轮轴33、从锥齿轮_齿轮34；主锥齿轮组件包括 主锥齿轮第一轴承27、主锥齿轮轴28、主锥齿轮齿轮29、主锥齿轮第二轴承 30；从锥齿轮组件包括从锥齿轮第一轴承31、从锥齿轮第二轴承32、从锥齿轮 轴33、从锥齿轮齿轮34；从锥齿轮组件和主锥齿轮组件组成一对锥齿轮转向机 构，锥齿轮转向机构将旋转运动转化为连杆传动机构的直线运动，从锥齿轮轴 33上直接加工一个圆柱齿轮，从锥齿轮轴33上的圆柱齿轮带动连杆传动机构中 的第一侧壁推杆18、第二侧壁推杆19、第三侧壁推杆20、第四侧壁推杆21， 组成齿轮齿条转动副，将垂直飞行器机体轴线的转动转化为平行于飞行器机体 轴线的直线运动，主锥齿轮组件和从锥齿轮组件固定在支架盖板25、底座支架 26上。其中主锥齿轮组件有两个，分别为第一锥齿轮组件和第二锥齿轮组件， 从锥齿轮组件有四个，分别为第一从锥齿轮组件、第二从锥齿轮组件、第三从 锥齿轮组件和第四从锥齿轮组件。动力机构的第一动力机构与第一主锥齿轮组 件相连，第二动力机构与第二主锥齿轮组件相连。第一锥齿轮组件与第一从锥 齿轮组件和第三从锥齿轮组件形成啮合，第二锥齿轮组件与第二从锥齿轮组件 和第四从锥齿轮组件形成啮合。连杆传动机构由第二推杆上6、第二推杆下7、 第一推杆中8、第一推杆下9、球铰帽10、第二杠杆14、第一杠杆15、转轴16、 螺母17、第一侧壁推杆18、第二侧壁推杆19、第三侧壁推杆20和第四侧壁推 杆21组成，其中第二推杆上6、第一推杆中8、第一推杆下9组成第一推杆和 第三推杆，第二推杆上6、第二推杆下组成第二推杆和第四推杆。第一推杆、第 三推杆、球铰帽10、第一杠杆15、转轴16、螺母17、第一侧壁推杆18和第三 侧壁推杆20组成第一组连杆传动机构，第二推杆、第四推杆、第二杠杆14、转 轴16、螺母17、第二侧壁推杆19和第四侧壁推杆21组成第二组连杆传动机构。 锥齿轮转向机构中第一从锥齿轮组件中的圆柱齿轮与第一侧壁推杆18形成啮 合，第三从锥齿轮组件中的圆柱齿轮与第三侧壁推杆20形成啮合，第一侧壁推 杆18和第三侧壁推杆20通过转轴16和螺母17推动第一杠杆15围绕着转心转 动，第一杠杆15的转动带动着第一推杆和第三推杆平行于飞行器机体轴线的直 线运动，第一杠杆15和第一推杆、第三推杆之间由球铰帽10连接。锥齿轮转 向机构中第二从锥齿轮组件中的圆柱齿轮与第二侧壁推杆19形成啮合，第四从 锥齿轮组件中的圆柱齿轮与第四侧壁推杆21形成啮合，第二侧壁推杆19和第 四侧壁推杆21通过转轴16和螺母17推动第二杠杆14围绕着转心转动，第二 杠杆14的转动带动着第二推杆和第四推杆平行于飞行器机体轴线的直线运动， 第二杠杆14和第一推杆、第三推杆之间由球铰帽10连接。连杆传动机构将锥 齿轮转向机构中从锥齿轮组件中圆柱齿轮的转动转化成为四个推杆的平行于飞 行器机头轴线的直线运动。头部及转动连接臂机构包括头部外壳1、安装设备板 2、转动连接臂4和转动连接臂卡块5组成，两个转动连接臂4、两个转动连接 臂卡块5通过螺栓固连成为一个整体，头部及转动连接臂机构围绕支撑机构中 的球形套筒3中的球头转动，转动连接臂4和转动连接臂卡块5之间形成球铰 槽，头部外壳1与转动连接臂4通过螺钉固连,安装设备板2通过螺栓与转动连 接臂4固连。连杆传动机构中的第一推杆、第二推杆、第三推杆、第四推杆将 推动头部及转动连接臂机构围绕支撑机构中的球形套筒3的球头转动，推动头 部外壳1的偏转。飞行器头体连接装置包括波纹壳体11，波纹壳体11与底座 24和飞行器头部外壳1通过螺钉连接，其保证头部外壳1相对底座24偏转，并 保证头部外壳1和底座24之间有一个相对光滑的表面，同时波纹壳体11起到 限制头部外壳1扭转的作用。

当飞行器的头部外壳1偏转角为0°且偏转方位角为0°时，伺服电机19 处于初始状态，当飞行器的头部外壳1偏转角或者偏转方位角中一个不为0°时， 则称电机处于偏转状态。

以飞行器的头部外壳1从偏转角为0°且偏转方位角为0°偏转到偏转角为 15°且偏转方位角为120°为例，伺服电机19处于初始状态时，头部外壳1偏 转角度为0°且偏转方位角为0°，当飞行器的头部外壳1需要进行偏转时，飞 行器计算机发出信号，动力机构收到控制信号，动力机构驱动主锥齿轮轴28旋 转，锥齿轮转向机构将旋转运动转化为连杆传动机构的直线运动，推杆飞行器 头部及转动连接臂机构围绕着球形套筒3转动，实现飞行器头部19达到偏转角 为15°,且偏转方位角为120°状态。