一种长拨叉式舵面驱动机构.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110254751A(43)申请公布日2019.09.20(21)申请号201910604762.5(22)申请日2019.07.05(71)申请人贵州航天控制技术有限公司地址550009贵州省贵阳市经济技术开发区红河路7号(72)发明人任宏喜陈永红王竟薛州伟(74)专利代理机构中国航天科工集团公司专利中心11024代理人葛鹏(51)Int.Cl.B64G1/24(2006.01)B64G1/22(2006.01)权利要求书1页说明书3页附图2页(54)发明名称一种长拨叉式舵面驱动机构(57)摘要本公开涉及一种长拨叉式舵面驱动机构，包括：电机，所述电机固定安装于舵机的壳体上，与电机齿轮同轴固连，电机齿轮与传动齿轮啮合，所述传动齿轮连接丝杠螺母止转结构，所述丝杠螺母止转结构包括丝杠，所述丝杠与螺母啮合，以实现丝杠螺母上下移动的传递，在所述丝杠螺母止转结构上设置具有拨叉的力臂结构，所述力臂结构具有第一轴承，在所述螺母的驱动下实现实现拨叉通过第一轴承驱动舵面绕着舵轴旋转。本发明的优点是：结构简单、能够根据使用，调整结构的大小，以适应不同型号舵机的使用，成本低、适用范围广。CN110254751ACN110254751A权利要求书1/1页1.一种长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，包括：电机(1)，所述电机(1)固定安装于舵机的壳体上，与电机齿轮(2)同轴固连，电机齿轮(2)与传动齿轮(3)啮合，所述传动齿轮(3)连接丝杠螺母止转结构，所述丝杠螺母止转结构包括丝杠(6)，所述丝杠(6)与螺母(7)啮合，以实现丝杠螺母上下移动的传递，在所述丝杠螺母止转结构上设置具有拨叉(8)的力臂结构，所述力臂结构具有第一轴承(9)，在所述螺母(7)的驱动下实现实现拨叉(8)通过第一轴承(9)驱动舵面绕着舵轴旋转。2.根据权利要求1所述的长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，所述丝杠螺母止转结构进一步包括：丝杠齿轮(4)和具有轴承滑槽式结构的止转板(11)，所述传动齿轮(3)带动丝杠齿轮(4)转动，所述丝杠齿轮(4)与丝杠(6)固连。3.根据权利要求2所述的长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，所述轴承滑槽式结构的止转板(11)包括：第二轴承(10)与设置于止转板(11)上的滑槽，所述第二轴承(10)沿着止转板(11)的滑槽上下移动。4.根据权利要求3所述的长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，所述止转板(11)固定安装于舵机壳体内部。5.根据权利要求2所述的长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，所述丝杠(6)通过丝杠轴承(5)安装在舵机的壳体内部。6.根据权利要求5所述的长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，所述螺母(7)设置于所述丝杠(6)的中部。7.根据权利要求4所述的长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，在位于螺母(7)上相对于第二轴承(10)的位置设置用于降低摩擦磨损的第三轴承(12)。8.根据权利要求1所述的长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，所述第三轴承(12)与所述拨叉(8)进行连接。2CN110254751A说明书1/3页一种长拨叉式舵面驱动机构技术领域[0001]本发明涉及一种长拨叉式舵面驱动机构。背景技术[0002]制导武器是一种由电子设备舱、发动机、控制系统和遥感系统等组成的空间飞行武器。制导武器在飞行的过程中需要计算机发出不同的指令，控制舵面绕着舵轴旋转，产生控制力和力矩，满足飞行的不同姿态角，使得导弹可以按着既定的目标轨迹飞行，其中，驱动力矩与舵机在飞行过程中产生的阻力力矩是设计过程中需要特别考虑的因素。在设计过程中，由于舵机的空间限制等因素，往往需要对舵面的控制力矩作出合理优化。同时，要对丝杠螺母止转结构进行合理的设计，以实现传动功能和效率。现有技术的力臂较短，导致电机以及丝杠的受力较大，最后出现传动效率低、承载能力弱的缺陷。发明内容[0003]本发明所要解决的技术问题在于提供一种长拨叉式舵面驱动机构，其结构简单，可靠性高。[0004]为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种长拨叉式舵面驱动机构，其特征在于，包括：电机，所述电机固定安装于舵机的壳体上，与电机齿轮同轴固连，电机齿轮与传动齿轮啮合，所述传动齿轮连接丝杠螺母止转结构，所述丝杠螺母止转结构包括丝杠，所述丝杠与螺母啮合，以实现丝杠螺母上下移动的传递，在所述丝杠螺母止转结构上设置具有拨叉的力臂结构，所述力臂结构具有第一轴承，在所述螺母的驱动下实现实现拨叉通过第一轴承驱动舵面绕着舵轴旋转。[0005]与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：[0006]结构简单，包括：电机，所述电机固定安装于舵机的壳体上，与电机齿轮同轴固连，电机齿轮与传动齿轮啮合，所述传动齿轮连接丝杠螺母止转结构，在所述丝杠螺母止转结构上设