CN107757952A - 微小卫星太阳翼展开锁定装置 - Google Patents
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Abstract
微小卫星太阳翼展开锁定装置属于航空航天技术领域，目的在于提供一种微小卫星太阳翼展开锁定装置，解决现有技术存在的尺寸大、质量重及冲击大的问题。本发明包括：公饺，公饺包括第一平板以及固定设置在第一平板两端部的第一连接环和端部连接筒；母饺，母饺包括第二平板以及固定设置在第二平板两端部的第二连接环和端部连接片；连接公饺和母饺的连接机构，公饺和母饺绕中心轴相对转动，转动最大角度时，第一平板和第二平板处于同一平面；用于展开公饺和母饺的展开装置，展开装置为套在中心轴上的扭簧，扭簧两边的伸出结构分别和第一平板及第二平板上端面接触；用于太阳翼展开时锁紧公饺和母饺相对位置的锁紧机构；以及提供太阳翼展开到位信号的信号开关。
Description
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种微小卫星太阳翼展开锁定装置。
背景技术
微纳卫星太阳翼在发射阶段处于收拢状态，星箭分离后完成展开并锁定，保证整星的能源供应。
在发射阶段，展开锁定装置联合压紧装置将太阳翼固定在星体上，实现太阳翼与整星之间的高刚度联接，保证太阳翼等附件能够承受发射段冲击、振动和过载等复杂环境而不被破坏；在星箭分离后，据程控或遥控指令完成解锁功能，解除对太阳电池阵的约束，由展开锁定装置实现太阳翼的展开及锁定并提供太阳翼展开到位信号。
传统大卫星的展开锁定机构多采用卷簧结构，具有尺寸大、质量重及冲击大的特点，并且传统的展开锁定机构需要额外配备行程开关来提供太阳翼展开到位信号，该展开锁定机构无法直接应用于对包络尺寸有严格限制、整星质量轻、冲击低的以搭载方式发射的微纳卫星上。
发明内容
本发明的目的在于提供一种微小卫星太阳翼展开锁定装置，解决现有技术存在的尺寸大、质量重及冲击大的问题。
为实现上述目的，本发明的微小卫星太阳翼展开锁定装置包括：
公饺，所述公饺包括第一平板以及固定设置在第一平板两端部的第一连接环和端部连接筒；
母饺，所述母饺包括第二平板以及固定设置在第二平板两端部的第二连接环和端部连接片；
连接公饺和母饺的连接机构，所述连接机构的中心轴依次穿过公饺的第一连接环、母饺的第二连接环、母饺的端部连接片以及公饺的端部连接筒，所述公饺和母饺绕中心轴相对转动，转动最大角度时，第一平板和第二平板处于同一平面，侧壁接触；
用于展开公饺和母饺的展开装置，所述展开装置为套在中心轴上的扭簧，所述扭簧两边的伸出结构分别和第一平板及第二平板上端面接触；
用于太阳翼展开时锁紧公饺和母饺相对位置的锁紧机构；
以及提供太阳翼展开到位信号的信号开关。
所述连接机构还包括拧紧螺母、内圈螺母、外圈螺母和关节轴承；所述中心轴和公饺的端部连接筒通过关节轴承连接，中心轴位于公饺第一连接环一端通过拧紧螺母固定，另一端通过内圈螺母和外圈螺母固定。
所述锁紧机构包括：
设置在母饺的端部连接片外表面弧形导轨；
固定在导轨末端的固定孔；
相对固定在公饺的端部连接筒外表面的两个固定座；
穿过两个固定座并和公饺的端部连接筒轴线平行的导柱，所述导柱端部沿所述导轨滑动；
套在导柱位于两个固定座之间部分的压缩弹簧；
以及固定在导柱外表面上的限位柱，所述限位柱位于靠近母饺的端部连接片一端的固定座和弹簧一端部之间；
当导柱在导轨上滑动时，限位柱与靠近母饺的端部连接片一端的固定座分离，压缩弹簧处于压缩状态；当公饺母饺展开呈180度时，导柱和所述固定孔配合固定，限位柱和靠近母饺的端部连接片一端的固定座接触，压缩弹簧处于自然状态。
所述导柱靠近母饺的端部连接筒一端为锥状结构。
所述导柱为钛合金材质；所述压缩弹簧均为不锈钢材质。
所述信号开关包括：
固定在母饺的第二平板下端面靠近公饺的第一平板一侧的开关，所述开关下端外部设置有绝缘套，所述开关的连出的信号线和星体综合电箱内中心机连接；
以及固定在公饺的第一平板下端面靠近母饺的第二平板一侧的开关片，所述开关片下端外部设置有绝缘套，所述开关片的连出的信号线和星体综合电箱内中心机连接，当公饺母饺展开呈180度时，开关和开关片连通。
所述绝缘套为聚酰亚胺材质。
所述扭簧两边的伸出结构分别和第一平板及第二平板上端面接触具体为：当太阳翼处于收拢状态时，第一平板和第二平板呈90度，扭簧处于压缩状态，当太阳翼处于展开状态时，第一平板和第二平板呈180度，扭簧处于自然状态；
所述公饺和母饺均为铝合金材质；中心轴为钛合金材质；扭簧为不锈钢材质。
本发明的有益效果为：本发明的微小卫星太阳翼展开锁定装置中公饺固定在星体框架上，母饺固定在展开太阳翼基板上；展开锁定机构中公饺、母饺、扭簧以及关节轴承通过中心轴串联在一起，通过拧紧螺母、内圈拧紧螺母以及外圈拧紧螺母将其固定，由展开弹簧提供驱动力矩实现展开功能；展开锁定机构母饺上设计有导轨，在导轨末端设计有固定孔，所述展开装置公饺上设计有导柱，导柱上安有压缩弹簧，在星箭分离后，据程控或遥控指令，展开锁定机构在扭簧驱动力矩下进行展开，当公饺上的导柱滑动到母饺上的固定孔时，在公饺上的压缩弹簧将导柱推入母饺上的固定孔，展开锁定机构实现锁定功能；展开锁定机构母饺上设计有开关，公饺上设计有开关片，开关与母饺以及开关片与公饺通过聚酰亚胺绝缘安装，从开关以及开关片连出信号线到综合电箱，当太阳翼为收拢状态时，两条信号线之间电阻为无穷大，当太阳翼展开后，开关与开关片接触，两条信号线之间导通，电阻为零，实现了太阳翼展开信号到位功能。
与现有的传统卫星展开锁定装置相比：本发明所述的展开锁定装置具有展开、锁定及提供太阳翼展开到位信号功能，具有尺寸小、质量轻、功耗低和低冲击的优点，且展开锁定机构具有较好的通用性和扩展性，适用于多种构型的立方星以及微纳卫星。能够通过调整扭簧圈数以及弹簧线径调节展开力矩，从而调节太阳翼展开到位时间以及展开冲击大小。
附图说明
图1为本发明的微小卫星太阳翼展开锁定装置外部结构示意图；
图2为本发明的微小卫星太阳翼展开锁定装置底部结构示意图；
图3为本发明的微小卫星太阳翼展开锁定装置整体结构剖视图；
图4为太阳翼收拢状态结构示意图；
图5为太阳翼展开锁死状态结构示意图；
其中：1、公饺，101、第一平板，102、第一连接环，103、端部连接筒，2、母饺，201、第二平板，202、端部连接片，203、第二连接环，3、连接机构，301、中心轴，302、拧紧螺母，303、内圈螺母，304、外圈螺母，305、关节轴承，4、展开装置，401、扭簧，5、锁紧机构，501、导轨，502、固定孔，503、固定座，504、导柱，505、压缩弹簧，506、限位柱，6、信号开关，601、开关，602、开关片，603、绝缘套。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。
参见附图1-附图3，本发明的微小卫星太阳翼展开锁定装置包括：
公饺1，所述公饺1包括第一平板101以及固定设置在第一平板101两端部的第一连接环102和端部连接筒103；
母饺2，所述母饺2包括第二平板201以及固定设置在第二平板201两端部的第二连接环203和端部连接片202；
连接公饺1和母饺2的连接机构3，所述连接机构3的中心轴301依次穿过公饺1的第一连接环102、母饺2的第二连接环203、母饺2的端部连接片202以及公饺1的端部连接筒103，所述公饺1和母饺2绕中心轴301相对转动，转动最大角度时，第一平板101和第二平板201处于同一平面，侧壁接触；
用于展开公饺1和母饺2的展开装置4，所述展开装置4为套在中心轴301上的扭簧401，所述扭簧401两边的伸出结构分别和第一平板101及第二平板201上端面接触；
用于太阳翼展开时锁紧公饺1和母饺2相对位置的锁紧机构5；
以及提供太阳翼展开到位信号的信号开关6。
所述连接机构3还包括拧紧螺母302、内圈螺母303、外圈螺母304和关节轴承305；所述中心轴301和公饺1的端部连接筒103通过关节轴承305连接，中心轴301位于公饺1第一连接环102一端通过拧紧螺母302固定，另一端通过内圈螺母303和外圈螺母304固定。
所述锁紧机构5包括：
设置在母饺2的端部连接片202外表面弧形导轨501；
固定在导轨501末端的固定孔502；
相对固定在公饺1的端部连接筒103外表面的两个固定座503；
穿过两个固定座503并和公饺1的端部连接筒103轴线平行的导柱504，所述导柱504端部沿所述导轨501滑动；
套在导柱504位于两个固定座503之间部分的压缩弹簧505；
以及固定在导柱504外表面上的限位柱506，所述限位柱506位于靠近母饺2的端部连接片202一端的固定座503和弹簧一端部之间；
当导柱504在导轨501上滑动时，限位柱506与靠近母饺2的端部连接片202一端的固定座503分离，压缩弹簧505处于压缩状态；当公饺1母饺2展开呈180度时，导柱504和所述固定孔502配合固定，限位柱506和靠近母饺2的端部连接片202一端的固定座503接触，压缩弹簧505处于自然状态。
所述导柱504靠近母饺2的端部连接筒103一端为锥状结构。
所述信号开关6包括：
固定在母饺2的第二平板201下端面靠近公饺1的第一平板101一侧的开关601，所述开关601下端外部设置有绝缘套603，所述开关601通过绝缘套603与母饺2绝缘，所述开关601的连出的信号线和星体综合电箱内中心机连接；
以及固定在公饺1的第一平板101下端面靠近母饺2的第二平板201一侧的开关片602，所述开关片602下端外部设置有绝缘套603，所述开关片602通过绝缘套603与公饺1绝缘，所述开关片602的连出的信号线和星体综合电箱内中心机连接，当公饺1母饺2展开呈180度时，开关601和开关片602连通。
所述绝缘套603为聚酰亚胺材质。
所述扭簧401两边的伸出结构分别和第一平板101及第二平板201上端面接触具体为：当太阳翼处于收拢状态时，第一平板101和第二平板201呈90度，扭簧401处于压缩状态，当太阳翼处于展开状态时，第一平板101和第二平板201呈180度，扭簧401处于自然状态；
所述公饺1和母饺2均为铝合金材质；中心轴301和导柱504均为钛合金材质；扭簧401和压缩弹簧505均为不锈钢材质；所述绝缘套603为聚酰亚胺材质。展开锁定装置的所有部件中，相互之间接触运动的部件采用不同的金属材料并涂防冷焊脂以避免冷焊问题。
本发明在应用于航天器前进行多次展开锁定试验，包括力学振动试验、实验室环境展开锁定试验、热真空展开锁定试验，通过全方位试验提高系统工作的可靠性。
参见附图4和附图5，本发明的工作原理为：本发明的展开锁定装置中公饺1通过内六角螺钉与卫星主框架连接，母饺2通过安装螺钉安装在太阳翼基板上。太阳翼收拢状态时，对应卫星的发射段，此时展开锁定机构公饺1与母饺2成90°垂直状态，此时母饺2上的开关601与公饺1上的开关片602之间电阻为无穷大，对应星上信号为太阳翼收拢，当星箭分离后，据程控或遥控指令，展开锁定机构在扭簧401的驱动力矩下进行展开，当公饺1上的导柱504沿母饺2上的导轨501滑动到母饺2上的固定孔502时，在公饺1上的压缩弹簧505的作用下将导柱504压入母饺2的固定孔502内，此时展开锁定机构公饺1与母饺2成180°平行状态，母饺2上的开关601与公饺1上的开关片602之间电阻为零，对应星上信号为太阳翼展开到位，即太阳翼展开成功，展开锁定机构实现展开锁定以及太阳翼展开到位功能；关节轴承305是展开锁定装置的核心部件，公饺1、母饺2、扭簧401与中心轴301以及关节轴承305通过拧紧螺母302、内圈螺母303、外圈螺母304串联在一起，在拧紧螺母302的作用下，母饺2与中心轴301成为一个整体，公饺1与母饺2相对于关节轴承305进行运动，关节轴承305的存在增加了展开锁定装置的自由度，使铰链的展开更安全可靠。
Claims (9)
1.微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，包括：
公饺(1)，所述公饺(1)包括第一平板(101)以及固定设置在第一平板(101)两端部的第一连接环(102)和端部连接筒(103)；
母饺(2)，所述母饺(2)包括第二平板(201)以及固定设置在第二平板(201)两端部的第二连接环(203)和端部连接片(202)；
连接公饺(1)和母饺(2)的连接机构(3)，所述连接机构(3)的中心轴(301)依次穿过公饺(1)的第一连接环(102)、母饺(2)的第二连接环(203)、母饺(2)的端部连接片(202)以及公饺(1)的端部连接筒(103)，所述公饺(1)和母饺(2)绕中心轴(301)相对转动，转动最大角度时，第一平板(101)和第二平板(201)处于同一平面，侧壁接触；
用于展开公饺(1)和母饺(2)的展开装置(4)，所述展开装置(4)为套在中心轴(301)上的扭簧(401)，所述扭簧(401)两边的伸出结构分别和第一平板(101)及第二平板(201)上端面接触；
用于太阳翼展开时锁紧公饺(1)和母饺(2)相对位置的锁紧机构(5)；
以及提供太阳翼展开到位信号的信号开关(6)。
2.根据权利要求1所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，所述连接机构(3)还包括拧紧螺母(302)、内圈螺母(303)、外圈螺母(304)和关节轴承(305)；所述中心轴(301)和公饺(1)的端部连接筒(103)通过关节轴承(305)连接，中心轴(301)位于公饺(1)第一连接环(102)一端通过拧紧螺母(302)固定，另一端通过内圈螺母(303)和外圈螺母(304)固定。
3.根据权利要求1或2所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，所述锁紧机构(5)包括：
设置在母饺(2)的端部连接片(202)外表面弧形导轨(501)；
固定在导轨(501)末端的固定孔(502)；
相对固定在公饺(1)的端部连接筒(103)外表面的两个固定座(503)；
穿过两个固定座(503)并和公饺(1)的端部连接筒(103)轴线平行的导柱(504)，所述导柱(504)端部沿所述导轨(501)滑动；
套在导柱(504)位于两个固定座(503)之间部分的压缩弹簧(505)；
以及固定在导柱(504)外表面上的限位柱(506)，所述限位柱(506)位于靠近母饺(2)的端部连接片(202)一端的固定座(503)和弹簧一端部之间；
当导柱(504)在导轨(501)上滑动时，限位柱(506)与靠近母饺(2)的端部连接片(202)一端的固定座(503)分离，压缩弹簧(505)处于压缩状态；当公饺(1)母饺(2)展开呈180度时，导柱(504)和所述固定孔(502)配合固定，限位柱(506)和靠近母饺(2)的端部连接片(202)一端的固定座(503)接触，压缩弹簧(505)处于自然状态。
4.根据权利要求3所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，所述导柱(504)靠近母饺(2)的端部连接筒(103)一端为锥状结构。
5.根据权利要求3所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，所述导柱(504)为钛合金材质；所述压缩弹簧(505)均为不锈钢材质。
6.根据权利要求1所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，所述信号开关(6)包括：
固定在母饺(2)的第二平板(201)下端面靠近公饺(1)的第一平板(101)一侧的开关(601)，所述开关(601)下端外部设置有绝缘套(603)，所述开关(601)的连出的信号线和星体综合电箱内中心机连接；
以及固定在公饺(1)的第一平板(101)下端面靠近母饺(2)的第二平板(201)一侧的开关片(602)，所述开关片(602)下端外部设置有绝缘套(603)，所述开关片(602)的连出的信号线和星体综合电箱内中心机连接，当公饺(1)母饺(2)展开呈180度时，开关(601)和开关片(602)连通。
7.根据权利要求6所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，所述绝缘套(603)为聚酰亚胺材质。
8.根据权利要求1所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，所述扭簧(401)两边的伸出结构分别和第一平板(101)及第二平板(201)上端面接触具体为：当太阳翼处于收拢状态时，第一平板(101)和第二平板(201) 呈90度，扭簧(401)处于压缩状态，当太阳翼处于展开状态时，第一平板(101)和第二平板(201)呈180度，扭簧(401)处于自然状态。
9.根据权利要求1所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置，其特征在于，所述公饺(1)和母饺(2)均为铝合金材质；中心轴(301)为钛合金材质；扭簧(401)为不锈钢材质。
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