[发明专利]一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置

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。