[发明专利]交叉折叠翼传动装置

说明书

技术领域

本发明涉及折叠翼装置，特别是涉及交叉折叠翼传动装置。

背景技术

随着战争环境的日益复杂化，传统导弹因几何形状几乎不变，暴露出许多缺陷，表现为：单位空间导弹贮运量少，更换攻击目标能力差，很难在攻击末端实施一定的机动。且目前先进远程导弹多为一字形、大展弦比弹翼布局，要求导弹弹翼在初始段、巡航段、目标搜索段和末制导段能够受控，呈现出不同的气动外形结构。

对单位空间导弹贮运量少的问题，国内外均已采用弹翼折叠展开技术，但其展开折叠机构具体内容未公开，且其只存在完全折叠与完全展开两个位置。而国内一般采用的连杆机构，由于其需附带单独锁紧机构，无自动解锁功能，不能够转化为后掠角连续可变；有使用简单的摆动导杆机构的，每片弹翼需要单独驱动装置，设置单独机构，两片弹翼旋转过程中同步性差。飞机目前所用的滑动蒙皮、机翼内部液压驱动机构调节弯度等自适应机翼技术，也因导弹弹翼翼型厚度较薄，无空间安装。

发明内容

本发明针对上述现有技术状况，而设计提供了一种齿轮传动装置，目的是使一字布局弹翼能够实现交叉折叠，贮运、发射前完全折叠于弹身内；使导弹在有限的空间内，只需通过一个驱动装置驱动两片弹翼同步反向旋转，实现弹翼折叠、展开、改变弹翼后掠角。

本发明通过以下技术方案实现上述目的，交叉折叠翼传动装置，包括：齿轮箱体底设有轴孔并与齿轮箱盖轴孔内装有的螺套对应，齿轮箱体内一侧设有一平台面，平台面一轴孔内装有螺套；驱动齿轮组由上齿轮和下齿轮组成，驱动齿轮组的下齿轮设有驱动连杆安装孔；齿轮箱体二侧均安装有带齿弹翼主接头，带齿弹翼主接头的一端设有插座，另一端设有半齿，插座分别与左弹翼和右弹翼连接，在半齿设有的轴孔内均装有推力球轴承和衬套；传动齿轮和驱动齿轮组轴孔内均装有调心球轴承；转轴一端设有螺杆；转轴穿过连接右弹翼的带齿弹翼主接头的半齿轴孔内装有的推力球轴承、衬套和安装于齿轮箱体内平台面轴孔上的螺套，且由自锁螺母与螺杆锁紧固定，右弹翼通过带齿弹翼主接头的半齿与驱动齿轮组的上齿轮啮合连接；转轴穿过连接左弹翼的带齿弹翼主接头的半齿轴孔内装有的推力球轴承、衬套和安装于齿轮箱盖上的螺套，且由自锁螺母与螺杆锁紧固定，左弹翼通过带齿弹翼主接头的半齿与传动齿轮啮合连接；传动齿轮进一步与驱动齿轮组的下齿轮啮合连接；传动齿轮和驱动齿轮组通过转轴分别穿过其轴孔内装有的调心球轴承及安装于齿轮箱盖的螺套，且由自锁螺母与螺杆锁紧固定；驱动连杆一端穿过齿轮箱体设有的开口与驱动连杆安装孔连接，另一端装有接头。

所述转轴另一端还设有内六角盲孔。

所述螺套外圈设有外螺纹，一端内圈设有阶梯孔，另一端呈凹窝状且周边设有扳手卡槽。

所述带齿弹翼主接头的插座设有安装孔。

所述齿轮箱体还设置有螺纹孔、连接用通孔，四角设置有连接脚片，其内设平台面的轴孔内设有螺纹。

所述推力球轴承安装于半齿的两端轴孔内。

所述调心球轴承分别安装于传动齿轮、驱动齿轮组的两端轴孔内。

传动部件组装于齿轮箱体中，整套装置通过齿轮箱体连接脚片与弹体使用螺栓连接，可根据不同导弹弹翼载荷情况调整连接点及连接螺栓个数，两侧带齿弹翼主接头用以连接左、右弹翼，同时设计有部分斜齿，也可根据实际受载换为直齿，齿数根据弹翼实际最大变换角度设计，驱动齿轮分为上、下齿轮，同步转动，分别驱动左、右弹翼绕转轴旋转，驱动齿轮下齿轮连接驱动连杆，用以接受一套驱动装置的驱动力。

本发明技术方案通过驱动连杆端设置的接头输入点，用以接受驱动装置驱动，将驱动装置的往复直线运动转化为驱动齿轮组的旋转运动，驱动齿轮组上齿轮驱动右侧带齿弹翼主接头绕转轴旋转，驱动齿轮组下齿轮驱使传动齿轮旋转，传动齿轮带动左侧带齿弹翼主接头绕转轴旋转，达到左右弹翼折叠、展开及后掠角变化。

本发明方案的优点：齿轮传动装置模块化，简单可靠，折叠拆装方便；传动过程中，传动平稳，对弹体冲击力小；传动间隙及活动游隙小，弹翼展开、改变后掠角过程中，同步性好，无卡死动作延时。通过改装，可应用于各种一字弹翼布局导弹弹翼折叠展开、变后掠角控制。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图2是图1中A—A向剖面示意图。

图3是图1中A向示意图。

图4是图1中B向示意图。

图5是图1中转轴4的剖面结构示意图。

图6是图1中螺套5的剖面结构示意图。

图7是图1中带齿弹翼主接头3的立体结构示意图。

图8是图1中驱动齿轮组6的立体结构示意图。

图9是图1中齿轮箱体8的立体结构示意图。