导弹折叠舵中的可变形顶杆、折叠舵面结构及导弹.pdf
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导弹折叠舵中的可变形顶杆、折叠舵面结构及导弹.pdf
本发明提供了一种导弹折叠舵中的可变形顶杆、折叠舵面结构及导弹,导弹折叠舵中的可变形顶杆,包括底座、第一支撑杆以及第二支撑杆;第一支撑杆与第二支撑杆对称安装在底座上表面;可变形顶杆具有初始状态与形变状态;当处于初始状态时,第一支撑杆与水平面的夹角呈第一角度θ,第一支撑杆与水平面呈第二角度δ;当处于形变状态时,第一支撑杆与第二支撑杆分别向外侧弯曲。本发明在外舵受到火工驱动装置拉动展开时,第一支撑杆与第二支撑杆会产生大塑性变形,保证外舵能够展开到位。本发明在外舵面受到飞行载荷工况条件下,可变形顶杆仅仅做小弹性变
一种导弹舵面控制机构.pdf
本发明公开了一种导弹舵面控制机构。目前舵机安装需占用较多弹体空间。本发明的每个舵舱一与相邻一个舵舱二通过连接舱固定;舵舱一连接有方向舵一,舵舱二连接有方向舵二;每个方向舵一与对应一个舵舱二通过一根连杆一连接;固定在方向舵一上的舵轴一穿过固定在连杆一一端的轴套,且与舵舱一的通孔一和盲孔均构成转动副;轴套设置在舵舱一的通槽一内;固定在连杆一另一端的滑块与环形导轨构成球面副,环形导轨固定在舵舱二的通槽二底部;舵机一驱动滑块;方向舵二的舵轴二与舵舱二的通孔二构成转动副,舵机二驱动舵轴二。本发明将特需方向舵的舵机移
一种微小导弹模型的风洞试验舵面偏转安装结构.pdf
本发明公开了一种微小导弹模型的风洞试验舵面偏转安装结构,包括导弹模型,其呈圆柱状的薄壁结构,所述导弹模型内部固定穿设有支杆,所述支杆与导弹模型的内壁之间预留有间隙,所述导弹模型外表面安装有多个试验舵,所述导弹模型上对应试验舵的安装位置处开设有多个安装槽,所述试验舵的下端设置有与安装槽相适配的安装片,所述安装片可拆卸安装在安装槽中;所述导弹模型的端部可拆卸安装有压紧环,所述压紧环将安装片压紧固定在导弹模型表面。本发明通过将试验舵嵌入安装至导弹模型上开设的安装槽中,解决了微小弹道模型上试验舵的安装、更换问题,
利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构及导弹.pdf
本发明公开了一种利用舵机解除折叠锁定的导弹尾翼折叠机构及导弹。导弹尾翼折叠机构包括:内翼,设置在舵机转轴上;外翼,可折叠地设置在所述内翼上部;展开机构,设置在所述内翼与外翼之间,用于驱动外翼绕所述内翼转动展开;展开锁定机构,设置在所述内翼与外翼之间,用于锁定展开的外翼;折叠锁定机构,内埋于所述外翼,在外翼处于折叠状态时,所述折叠锁定机构保持折叠锁定状态。本发明利用尾翼舵机作为折叠尾翼解锁激励,不增加多余设备,实现尾翼舵机一机两用,同时舵机未上电时,舵机转轴还可提供一定的锁定力矩,提高折叠锁定可靠性。
一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法.pdf
本发明适用于导弹设计技术领域,提供了一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法,本发明基于气动力CFD计算仿真流场,建立导弹气动力六分量数据库和三通道舵面铰链力矩系数数据库;根据导弹所受气动力情况和总体飞行任务需求,设计飞行弹道及舵偏控制规律,通过多项式插值方式获得导弹沿弹道实际飞行时的舵机铰链力矩量值;在弹道设计时考虑气动、动力、质量、弹道参数等多因素拉偏影响,获得边界飞行弹道条件下的舵机功率负载值,并以此为舵机包线设计的依据,达到减小导弹铰链力矩设计冗余的目的。