可伸缩式弹道修正伺服机构

摘要

本发明公开了一种可伸缩式弹道修正伺服机构，包括弹体和舵面，舵面在弹体内控制电路的驱动下跟随弹体的频率周期性的从舵孔伸出弹体，为弹体姿态的修正提供作用力和力矩，且设置在弹体上的舵孔与弹体纵轴有使舵面在伸出弹体后产生沿弹体径向修正力的预制舵偏角，舵面通过舵孔贯穿弹体，并通过设置在弹体内为舵面在舵孔内进行伸缩提供推力的连杆机构与控制电路连接；本发明通过两片修正舵面和使舵面动作的连杆机构之间的组合，使舵面在弹体飞行过程中进行伸缩动作，提供所需要的修正力，解决目前火箭弹制导化改造中，修正弹道偏差和提高打击精确度的问题。

权利要求

1.一种可伸缩式弹道修正伺服机构，包括弹体和舵面，其特征是：所述舵面在弹体内控制电路的驱动下跟随弹体的频率周期性的从舵孔伸出弹体，为弹体姿态的修正提供作用力和力矩，且设置在弹体上的舵孔与所述弹体纵轴有使舵面在伸出弹体后产生沿弹体径向修正力的预制舵偏角，所述舵面通过所述舵孔贯穿所述弹体，并通过设置在所述弹体内为所述舵面在所述舵孔内进行伸缩提供推力的连杆机构与控制电路连接，所述连杆机构为多段连杆和轴承相互铰接组成。

2.根据权利要求1所述的可伸缩式弹道修正伺服机构，其特征是：所述舵面和连杆机构在弹体内形成独立的舱段，且所述舵面的厚度为2 5mm。

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说明书

可伸缩式弹道修正伺服机构

[0001] 技术领域：

[0002] 本发明涉及一种火箭弹制导化改造的弹道修正技术，特别是涉及一种可伸缩式弹道修正伺服机构。

[0003] 背景技术：

[0004] 火箭弹是一种常规弹药，它具有火力密集、轻便易发射的优点。由于受到初始扰动、推力偏心、侧风干扰等影响，火箭弹的落点散布一般较大，作战效率较低。如果能够加入简易控制机构，在弹体飞行过程中修正其飞行弹道，减小落点散布，就能使其变为精确制导武器，满足现代战争的需求。目前，对于火箭弹的制导化改造有许多种方法，在头部安装修正伺服机构是一种高效、经济的方法。

[0005] 发明内容：

[0006] 本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种能够在弹体飞行过程中进行舵面伸缩动作，提供所需要的修正力，解决目前火箭弹制导化改造中，修正弹道偏差和提高打击精确度问题的可伸缩式弹道修正伺服机构。

[0007] 本发明的技术方案是：一种可伸缩式弹道修正伺服机构，包括弹体和舵面，所述舵面在弹体内控制电路的驱动下跟随弹体的频率周期性的从舵孔伸出弹体，为弹体姿态的修正提供作用力和力矩，且设置在弹体上的舵孔与所述弹体纵轴有使舵面在伸出弹体后产生沿弹体径向修正力的预制舵偏角，所述舵面通过所述舵孔贯穿所述弹体，并通过设置在所述弹体内为所述舵面在所述舵孔内进行伸缩提供推力的连杆机构与控制电路连接。

[0008] 所述连杆机构为多段连杆和轴承相互铰接组成。所述舵面和连杆机构在弹体内形成独立的舱段，且所述舵面的厚度为2 5mm。~

[0009] 本发明的有益效果是：

[0010] 1、本发明通过两片修正舵面和使舵面动作的连杆机构之间的组合，使舵面在弹体飞行过程中进行伸缩动作，提供所需要的修正力，解决目前火箭弹制导化改造中，修正弹道偏差和提高打击精确度的问题。

[0011] 2、本发明舵面由连杆机构连动，能够在需要修正弹体姿态和弹道的时刻伸出弹体并缩回。

[0012] 3、本发明舵面与火箭弹弹体的纵轴带有一定的预置舵偏角，伸出弹体后，受到飞行气流的作用提供修正力。

[0013] 4、本发明有效的控制弹体的飞行姿态，减小弹道的落点散布，提高火箭弹的打击精度，为火箭弹制导化改造中的修正弹体姿态、减小落点误差提供一个必要的解决方案。

[0014] 5、本发明舵面和连杆机构形成独立的舱段，整个舵面能够在缩回状态下，完全处于弹体内部。当火箭弹弹道偏差大于设定值时，舵面能够在电路驱动下跟随弹体的频率周期性的伸出弹体，提供修正力减小偏差；当偏差小于设定值时，舵面能够缩回弹体保持不动，弹体的气动外形保持原型，弹体沿着预定的轨道继续飞行。

[0015] 附图说明：

[0016] 图1为可伸缩式弹道修正伺服机构的主视图。

[0017] 图2为可伸缩式弹道修正伺服机构的俯视图。

[0018] 具体实施方式：

[0019] 实施例：参见图1和图2，图中，1-弹体，2-舵面，3-舵孔，4-连杆机构。

[0020] 可伸缩式弹道修正伺服机构，包括弹体1和舵面2，舵面2在弹体1内控制电路的驱动下跟随弹体1的频率周期性的从舵孔3伸出弹体1，为弹体1姿态的修正提供作用力和力矩，且设置在弹体1上的舵孔3与弹体1纵轴有使舵面2在伸出弹体1后产生沿弹体1径向修正力的预制舵偏角，舵面2通过舵孔3贯穿弹体1，并通过设置在弹体1内为舵面2在舵孔3内进行伸缩提供推力的连杆机构4与控制电路连接。

[0021] 连杆机构4为多段连杆和轴承相互铰接组成。舵面2和连杆机构4在弹体1内形成独立的舱段，且舵面2的厚度为2 5mm。~

[0022] 使用时，舵面2的工作状态有两种，一种是完全伸出弹体1外部，一种是完全缩回弹体1内部。舵面2和连杆机构4形成独立的舱段，整个舵面2能够在缩回状态下，完全处于弹体1内部。当火箭弹弹道偏差大于设定值时，舵面2能够在电路驱动下跟随弹体1的频率周期性的伸出弹体1，提供修正力减小偏差；当偏差小于设定值时，舵面2能够缩回弹体1保持不动，弹体1的气动外形保持原型，弹体1沿着预定的轨道继续飞行。

[0023] 以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是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、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。