一種精確制導組件的舵翼聯動結構及控制方法與流程
1.本發明屬于導彈精確制導組件技術領域，具體涉及一種應用于彈體的低成本制導、修正組件和引信的改進方法。
背景技術：
2.精確制導彈藥對現代戰爭的進程和結局有著舉足輕重的影響，是取得戰爭主動權、贏得戰爭勝利的重要因素。但精確打擊彈藥成本昂貴，大量裝備和使用消耗巨大。為適應現代戰爭需求，在保證精度的條件下有效降低武器系統的成本，是當前各國正在追求的目標之一。因此，如何有效降低制導武器的成本，或將常規無控彈藥有效、經濟、快速、方便的進行制導化改造，己經成為武器裝備發展的必然趨勢。
3.精確制導組件（precision guidance kit，又稱為pgk）正是基于這一需求提出的，其宗旨為：在不改變、或少改變原有無控彈（基型彈）基礎上，用該組件更換基型彈引信后，即構成具有精確打擊能力的制導彈藥。
4.精確制導組件是隨導航技術和微機電技術的出現而發展起來得一種高度信息化的炮彈引信。該引信利用彈道參數辨識技術，將炮彈實際彈道與理想彈道進行比較，計算出修正量，并利用加裝在引信中的彈道修正裝置對炮彈的彈道進行修正。其基本原理如下：pgk舵翼與舵機旋轉平臺固聯并偏轉一定角度（或者不偏轉但具有升力翼面），從而在飛行過程中產生法向升力。組件制導系統起控后，控制舵機旋轉平臺與彈體反向等速旋轉，舵翼位置就會在慣性坐標系（如大地坐標系）保持靜止不發生轉動，即組件的法向升力指向不變，從而使彈體在該方向上發生偏移；利用舵機平臺與彈體之間的轉速差，可控制舵翼法向升力在慣性坐標系的指向，控制彈體向指定方向位移機動，達到精確制導打擊的目的。該組件與彈體的連接結構尺寸和安裝方式與引信一致，具有使用靈活、方便、低成本等特點，是世界各軍事大國爭相研究的熱點，并已有成熟的產品列裝部隊。
5.但該項技術實際工程應用中也存在諸多不足，主要表現在：1、由于舵翼與舵機平臺固聯，因此發射以始和無控飛行段即開始產生法向升力。而在發射過程和無控飛行階段舵機不受控，組件所產生的法向升力指向隨機，造成彈體要么發生隨機偏移，要么發生圓周錐擺，嚴重時會發生失速掉彈等事故，極大影響了飛行的穩定安全性和制導打擊的精確性。
6.2、為了克服發射過程和無控階段的隨機偏移或錐擺現象，舵翼所產生的法向升力不能過大，一般會把升力限制在可控之內，但這又會嚴重影響組件起控后的機動調控能力。最終的做法是：犧牲調控性、保證穩定安全性，嚴重降低了該技術的技戰性能。
7.3、對于發射后質量發生變化的，主動段初期由于發動機裝藥的影響全彈質心偏后，穩定儲備量較低；被動段由于發動機裝藥燃盡，質心大幅度前移使穩定儲備量偏高，穩定性和調控能力之間的矛盾顯得更為突出。
技術實現要素：
8.為解決現有技術存在的技術問題，本發明提供了一種精確制導組件旋轉舵機的舵翼聯動結構及控制方法，在確保發射初期和無控飛行階段穩定性和安全性的同時，最大限度的提高制導組件調控機動能力，徹底解決傳統pgk的不足。
9.采用pgk來實現二維彈道修正的彈丸也稱雙旋彈。彈丸正轉，旋轉翼筒相對于彈丸反旋，兩者之間由軸承隔離，當旋轉翼筒反旋轉速與彈丸正轉轉速一致時，空氣舵面可在慣性空間下保持靜止，從而產生穩定的法向升力，實現飛行彈道調控。
10.pgk組件由導引艙、引信艙、控制艙、飛行調控艙及電池艙組成，整體安裝在無控彈的前端。
11.為實現上述目的，本發明所采用的技術方案為：一種精確制導組件的舵翼聯動結構，包括翼筒和布置在翼筒兩側的翼片，兩個翼片關于翼筒的中心軸線對稱布置，翼片通過聯動機構與翼片相連，翼片與舵軸固聯而非與舵機旋轉平臺固聯。
12.聯動機構包括初始鎖定機構、旋轉機構和角度鎖定機構，旋轉機構置于初始鎖定機構與角度鎖定機構之間。
13.初始鎖定機構包括設在翼筒內的電動鎖銷，翼片上布置有第一鎖孔，電動鎖銷的鎖桿與第一鎖孔同軸心布置，初始狀態下，電動鎖銷的鎖桿外彈并卡在第一鎖孔內，翼片鎖止在0度位置；釋放狀態下，電動鎖銷的鎖桿內縮并脫離第一鎖孔，翼片釋放并相對于翼筒可轉動。
14.旋轉機構包括舵軸和固定在翼筒上的轉軸座，舵軸的一端通過雙軸承支撐在翼筒內，舵軸的另一端穿過轉軸座后與翼片固定，舵軸的中部套設有扭簧，扭簧的一端固定在轉軸座上，扭簧的另一端固定在翼片的下方，在初始狀態下，扭簧處于壓縮和扭轉狀態下，翼片被釋放后，在扭簧的彈力作用下，翼片可轉動。
15.角度鎖定機構包括銷子、設在翼片內的第一容納孔和設在翼片內的第二容納孔，第一容納孔與第二容納孔組成階梯型的內孔，銷子上設有卡頭，銷子的外端頭自由，銷子的內端頭插裝在第一容納孔內，銷子在第一容納孔內可橫向移動，卡頭置于第二容納孔內，卡頭與第二容納孔的底部之間壓裝有壓簧，翼筒上設有第二鎖孔，第二鎖孔置于翼片釋放后的旋轉方向上。初始狀態下，壓簧處于壓縮狀態，銷子的外端頭頂在翼筒的外壁上；釋放狀態下，銷子做弧形運動直至銷子的外端頭插入至第二鎖孔內，翼片偏轉設定的角度，翼片被鎖止并產生持續、穩定的法向升力。
16.翼筒內設有定位艙，定位艙內設有舵機艙軸，定位艙通過舵機艙軸與其他艙段連接。
17.其中，作為優選的，銷子的外端頭為半球頭，操作方便，運行穩定，噪音小。
18.翼筒上設有平臺，銷子的外端頭在平臺上運動，第二鎖孔布置在平臺上，保證銷子的穩定運行。
19.一種精確制導組件的舵翼控制方法，具體控制步驟如下：一、在彈體發射過程和無控飛行階段，電動鎖銷的鎖桿插入第一鎖孔內，扭簧處于壓縮狀態，壓簧處于壓縮狀態，銷子的外端頭頂在翼筒的外壁上，翼片固定在0度位置，即翼片偏轉角度處于零升力位置，舵機相對于pgk組件靜止。
20.二、組件受控約束解除后，電動鎖銷的鎖桿回縮，電動鎖銷的鎖桿脫離第一鎖孔，
在扭簧的彈力作用下，翼片相對于翼筒轉動，直至銷子的外端頭運行至第二鎖孔處，在壓簧的作用下，銷子插入至第二鎖孔內并自動鎖死，翼片偏轉至設定位置并產生持續、穩定的法向升力。
21.本發明有別于傳統pgk組件旋轉舵機的舵翼偏角固定不變的模式，在旋轉舵翼上增設可動舵軸，舵翼固聯在舵軸上，發射前，舵翼偏轉角度受限約束在升力平衡偏角，飛行過程中不產生升力的角度，又稱之為零升偏角，即零升偏角，在發射過程和初期無控飛行階段不產生法向升力，因此也不會發生由此引起的“錐擺”或側偏現象，從而保證了發射和無控飛行階段的飛行穩定性和彈道一致性；組件起控后，首先受控解除舵翼偏角約束，舵翼轉動到設定角度并產生法向升力，進入正常控制飛行流程。
22.本發明解決了傳統pgk組件發射初期無控飛行段法向升力偏大、后期有控飛行段法向升力不足的矛盾，克服了傳統pgk技術無控段飛行穩定性不足、有控段調控能力不夠的難題，極大提高了飛行穩定性和機動能力，在實際制導彈藥工程研制中有著廣闊的應用前景和重要的軍事價值。
附圖說明
23.圖1為初始狀態下，翼片固定在0度位置時的結構示意圖。
24.圖2為約束解除后，翼片旋轉到設定位置時的結構示意圖。
25.圖3俯視狀態下，本發明的整體結構示意圖。
26.圖4為本發明的內部連接關系示意圖。
27.圖5為本發明安裝在彈體上的結構示意圖。
28.圖6為圖4中a處的局部放大圖。
29.圖7為圖4中b處的局部放大圖。
30.圖中，1為翼筒，11為平臺，12為定位艙，2為翼片，3為初始鎖定機構，31為電動鎖銷，32為第一鎖孔，33為鎖桿，4為旋轉機構，41為舵軸，42為轉軸座，43為雙軸承，44為扭簧，5為角度鎖定機構，51為銷子，52為第一容納孔，53為第二容納孔，54為壓簧，55為第二鎖孔，56為卡頭，6為導引艙，7為引信艙，8為控制艙，9為調控艙，10為電池艙。
具體實施方式
31.為了使本發明所要解決的技術問題、技術方案及有益效果更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發明，并不用于限定本發明。
32.如圖5所示，采用pgk來實現二維彈道修正的彈丸也稱雙旋彈，彈丸正轉，旋轉翼筒1相對于彈丸反旋，兩者之間由軸承隔離，當旋轉翼筒1反旋轉速與彈丸正轉轉速一致時，空氣舵面可在慣性空間下保持靜止，從而產生穩定的法向升力，實現飛行彈道調控。
33.pgk組件由導引艙6、引信艙7、控制艙8、飛行調控艙9及電池艙10組成，整體安裝在無控彈的前端。
34.如圖3、圖4、圖6和圖7所示，一種精確制導組件的舵翼聯動結構，包括翼筒1和布置在翼筒1兩側的翼片2，兩個翼片2關于翼筒1的中心軸線對稱布置，翼片2通過聯動機構與翼片2相連，翼片2與舵軸41固聯而非與舵機旋轉平臺11固聯。
35.聯動機構包括初始鎖定機構3、旋轉機構4和角度鎖定機構5，旋轉機構4置于初始鎖定機構3與角度鎖定機構5之間。
36.初始鎖定機構3包括設在翼筒1內的電動鎖銷31，翼片2上布置有第一鎖孔32，電動鎖銷31的鎖桿33與第一鎖孔32同軸心布置，初始狀態下，電動鎖銷31的鎖桿33外彈并卡在第一鎖孔32內，翼片2鎖止在0度位置；釋放狀態下，電動鎖銷31的鎖桿33內縮并脫離第一鎖孔32，翼片2釋放并相對于翼筒1可轉動。
37.旋轉機構4包括舵軸41和固定在翼筒1上的轉軸座42，舵軸41的一端通過雙軸承43支撐在翼筒1內，舵軸41的另一端穿過轉軸座42后與翼片2固定，舵軸41的中部套設有扭簧44，扭簧44置于轉軸座42的定位槽內，扭簧44的一端固定在轉軸座42上，扭簧44的另一端通過2個m2.5x8的螺釘固定在翼片2的下方，在初始狀態下，扭簧44處于壓縮和扭轉狀態下，翼片2被釋放后，在扭簧44的彈力作用下，翼片2可靈活轉動且不會偏轉和晃動。
38.角度鎖定機構5包括銷子51、設在翼片2內的第一容納孔52和設在翼片2內的第二容納孔53，第一容納孔52與第二容納孔53組成階梯型的內孔，銷子51上設有卡頭56，銷子51的外端頭自由，銷子51的內端頭插裝在第一容納孔52內，銷子51在第一容納孔52內可橫向移動，卡頭56置于第二容納孔53內，卡頭56與第二容納孔53的底部之間壓裝有壓簧54，翼筒1上設有第二鎖孔55，第二鎖孔55置于翼片2釋放后的旋轉方向上。初始狀態下，壓簧54處于壓縮狀態，銷子51的外端頭頂在翼筒1的外壁上；釋放狀態下，銷子51做弧形運動直至銷子51的外端頭插入至第二鎖孔55內，翼片2偏轉設定的角度，翼片2被鎖止并產生持續、穩定的法向升力.翼筒1內設有定位艙12，定位艙12內設有舵機艙軸，定位艙12通過舵機艙軸與其他艙段連接。
39.其中，作為優選的，銷子51的外端頭為半球頭，操作方便，運行穩定，噪音小。
40.翼筒1上設有平臺11，銷子51的外端頭在平臺11上運動，第二鎖孔55布置在平臺11上，保證銷子51的穩定運行。
41.一種精確制導組件的舵翼控制方法，具體控制步驟如下：一、如圖1所示，在彈體發射過程和無控飛行階段，電動鎖銷31的鎖桿33插入第一鎖孔32內，扭簧44處于壓縮狀態，壓簧54處于壓縮狀態，銷子51的外端頭頂在翼筒1的外壁上，翼片2固定在0度位置，彈體在飛行的過程中保持不動，翼片2保持0位飛行，即翼片2偏轉角度處于零升力位置，舵機相對于pgk組件靜止。
42.二、如圖2所示，組件受控約束解除后，電動鎖銷31的鎖桿33回縮，電動鎖銷31的鎖桿33脫離第一鎖孔32，在扭簧44的彈力作用下，翼片2沿著翼筒1上的弧形槽向上旋轉設定角度后被限位，直至銷子51的外端頭運行至第二鎖孔55處，在壓簧54的作用下，銷子51插入至第二鎖孔55內并自動鎖死，翼片2偏轉至設定位置并產生持續、穩定的法向升力。
43.本發明有別于傳統pgk組件旋轉舵機的舵翼偏角固定不變的模式，在旋轉舵翼上增設可動舵軸41，舵翼固聯在舵軸41上，發射前，舵翼偏轉角度受限約束在升力平衡偏角，飛行過程中不產生升力的角度，又稱之為零升偏角，即零升偏角，在發射過程和初期無控飛行階段不產生法向升力，因此也不會發生由此引起的“錐擺”或側偏現象，從而保證了發射和無控飛行階段的飛行穩定性和彈道一致性；組件起控后，首先受控解除舵翼偏角約束，舵翼轉動到設定角度并產生法向升力，進入正常控制飛行流程。
44.以上所述僅為本發明的較佳實施例而已，并不用以限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內所作的任何修改、等同替換和改進等，均應包在本發明范圍內。
技術特征：
1.一種精確制導組件的舵翼聯動結構，其特征在于，包括翼筒（1）和布置在翼筒（1）兩側的翼片（2），兩個翼片（2）關于翼筒（1）的中心軸線對稱布置，所述翼片（2）通過聯動機構與翼筒（1）相連；所述聯動機構包括初始鎖定機構（3）、旋轉機構（4）和角度鎖定機構（5），所述旋轉機構（4）置于初始鎖定機構（3）與角度鎖定機構（5）之間；所述初始鎖定機構（3）包括設在翼筒（1）內的電動鎖銷（31），所述翼片（2）上布置有第一鎖孔（32），所述電動鎖銷（31）的鎖桿（33）與第一鎖孔（32）同軸心布置，初始狀態下，電動鎖銷（31）的鎖桿（33）外彈并卡在第一鎖孔（32）內，釋放狀態下，電動鎖銷（31）的鎖桿（33）內縮并脫離第一鎖孔（32）；所述旋轉機構（4）包括舵軸（41）和固定在翼筒（1）上的轉軸座（42），所述舵軸（41）的一端通過雙軸承（43）支撐在翼筒（1）內，所述舵軸（41）的另一端穿過轉軸座（42）后與翼片（2）固定，所述舵軸（41）的中部套設有扭簧（44），所述扭簧（44）的一端固定在轉軸座（42）上，所述扭簧（44）的另一端固定在翼片（2）的下方；所述角度鎖定機構（5）包括銷子（51）、設在翼片（2）內的第一容納孔（52）和設在翼片（2）內的第二容納孔（53），所述銷子（51）上設有卡頭（56），所述銷子（51）的外端頭自由，所述銷子（51）的內端頭插裝在第一容納孔（52）內，所述卡頭（56）置于第二容納孔（53）內，所述卡頭（56）與第二容納孔（53）的底部之間壓裝有壓簧（54），所述翼筒（1）上設有第二鎖孔（55），所述第二鎖孔（55）置于翼片（2）釋放后的旋轉方向上，初始狀態下，銷子（51）的外端頭頂在翼筒（1）的外壁上，釋放狀態下，銷子（51）的外端頭插入至第二鎖孔（55）內。2.根據權利要求1所述的一種精確制導組件的舵翼聯動結構，其特征在于，所述翼筒（1）內設有定位艙（12）。3.根據權利要求1所述的一種精確制導組件的舵翼聯動結構，其特征在于，所述銷子（51）的外端頭為半球頭。4.根據權利要求1所述的一種精確制導組件的舵翼聯動結構，其特征在于，所述翼筒（1）上設有平臺（11），所述第二鎖孔（55）布置在平臺（11）上。5.根據權利要求1所述的一種精確制導組件的舵翼控制方法，其特征在于，具體控制步驟如下：一、在彈體發射過程和無控飛行階段，翼片（2）偏轉角度處于零升力位置，電動鎖銷（31）的鎖桿（33）插入第一鎖孔（32）內，壓簧（54）處于壓縮狀態，銷子（51）的外端頭頂在翼筒（1）的外壁上；二、組件受控約束解除后，電動鎖銷（31）的鎖桿（33）回縮，電動鎖銷（31）的鎖桿（33）脫離第一鎖孔（32），在扭簧（44）的彈力作用下，翼片（2）相對于翼筒（1）轉動，直至銷子（51）的外端頭運行至第二鎖孔（55）處，在壓簧（54）的作用下，銷子（51）插入至第二鎖孔（55）內，翼片（2）偏轉至設定位置并產生法向升力。
技術總結
本發明屬于導彈精確制導組件技術領域，具體技術方案為：一種精確制導組件的舵翼聯動結構及控制方法，包括翼筒和布置在翼筒兩側的翼片，翼筒內的電動鎖銷，翼片上布置有第一鎖孔，電動鎖銷可插入或脫離第一鎖孔，翼片上的舵軸通過雙軸承支撐在翼筒內，扭簧的一端固定在轉軸座上，扭簧的另一端固定在翼片的下方，銷子與翼筒之間壓裝有壓簧，銷子的外端頭可插入或脫離第二鎖孔，初始階段，電動鎖銷的鎖桿插入第一鎖孔內，銷子脫離第二鎖孔，翼片固定在0度位置，組件受控約束解除后，電動鎖銷的鎖桿脫離第一鎖孔，翼片轉動指定角度，銷子插入第二鎖孔并自動鎖死，翼片偏轉至設定位置并產生持續、穩定的法向升力，極大提高了飛行穩定性和機動能力。機動能力。機動能力。
