CN109018449A - 一种锁紧结构 - Google Patents

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潘运滨
陶天奇
刘军
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    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
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Abstract

本发明实施例公开了一种锁紧结构，涉及航空航天技术领域，主要目的在于解决人造卫星与太空飞行载具的连接出现松动，微弱的松动会导致人造卫星内部出现震动，而破坏内部结构及功能，进而直接导致人造卫星探测的数据存在误差的问题。本发明实施例的技术方案包括：锁紧叉，包含一第一转轴，所述第一转轴用于连接所述锁紧叉与板簧的一端；制动器，内侧设有一第二转轴，通过所述第二转轴连接所述锁紧叉，用于根据通电状态控制锁紧叉的锁紧；板簧，板簧的一端与所述第一转轴连接，板簧的另一端与板簧固定架连接，所述板簧具有弹性；板簧固定架，用于连接并固定所述板簧。

Description

一种锁紧结构
技术领域
本发明实施例涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种适用于航星的锁紧结构。
背景技术
人造地球卫星也称人造卫星，是环绕地球飞行并在空间轨道运行一圈以上的无人航天器。目前，人造卫星是发展最快、用途最广的航天器。主要用于天气预报、土地利用、通信、跟踪、导航等各个领域。
人造卫星实现其指定功能的前提是将其成功发射到指定闭合轨道做周期性运行，一般会以太空飞行载具如火箭、航天飞机等发射到太空中。发明人在发射人造卫星过程中发现，人造卫星依附于太空飞行载具上，但是受外力环境(压力、温度)等不可抗因素的影响，使得人造卫星与太空飞行载具的连接出现松动，微弱的松动会导致人造卫星内部出现震动，而破坏内部结构及功能，进而直接导致人造卫星探测的数据存在误差。因此，如何确保人造卫星与太空飞行载具在发射时的紧密性是目前亟需解决的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种锁紧结构，主要目的在于解决人造卫星与太空飞行载具的连接出现松动，微弱的松动会导致人造卫星内部出现震动，而破坏内部结构及功能，进而直接导致人造卫星探测的数据存在误差的问题。
为了解决上述问题，本发明实施例主要提供如下技术方案：
本发明实施例提供一种锁紧结构，所述锁紧结构应用于发射人造卫星过程中，包括：
锁紧叉，包含一第一转轴，所述第一转轴用于连接所述锁紧叉与板簧的一端；
制动器，内侧设有一第二转轴，通过所述第二转轴连接所述锁紧叉，用于根据通电状态控制锁紧叉的锁紧；
板簧，板簧的一端与所述第一转轴连接，板簧的另一端与板簧固定架连接，所述板簧具有弹性；
板簧固定架，用于连接并固定所述板簧。
可选的，所述锁紧结构包括U型结构与支撑件，所述U型结构与所述支撑件无缝连接；
所述U型结构，中部设置有所述第一转轴；
所述支撑件，通过所述第二转轴与所述制动器连接。
可选的，所述制动器，所述制动器，在断电状态下，向锁紧叉施加一作用力，控制所述锁紧叉为锁紧状态；
所述板簧，通过拉伸产生弹力，所述作用力大于所述弹力。
可选的，所述制动器通电状态下，控制所述锁紧叉为解锁状态；
所述板簧，在所述锁紧叉的解锁状态下的失去作用力，所述板簧回弹至原始状。
可选的，还包括：
固定件，呈凹槽状，用于容置所述支撑件；
其中，所述固定件的第一侧设置于所述制动器与支撑件之间，且中间设有圆孔，用于所述第二转轴的贯穿；
所述固定件的第二侧设置于所述支撑件的远向与制动器的一侧，且中间设有圆孔，用于所述第二转轴的插入；
所述固定件的第二侧外设有端盖，所述端盖卡扣于所述固定件的另一侧，起保护作用。
可选的，所述固定件还设黏贴部，用于固定于太空飞行载具上。
可选的，所述第二转轴依次贯穿于所述制动器、固定件的第一侧、支撑件以及固定件的第二侧；
所述第二转轴的两端分别与所述制动器以及固定件的第二侧平齐。
可选的，所述凹槽状的固定件以及所述U型结构均为镂空结构，用于减轻重量。
可选的，所述板簧固定架设置与所述固定件的下方。
可选的，所述制动器为电磁制动器。
借由上述技术方案，本发明实施例提供的技术方案至少具有下列优点：
本发明实施例提供的一种锁紧结构，所述锁紧结构应用于发射人造卫星过程中，包括：锁紧叉，包含一第一转轴，所述第一转轴用于连接所述锁紧叉与板簧的一端；制动器，内侧设有一第二转轴，通过所述第二转轴连接所述锁紧叉，用于根据通电状态控制锁紧叉的锁紧；板簧，板簧的一端与所述第一转轴连接，板簧的另一端与板簧固定架连接，所述板簧具有弹性；板簧固定架，用于连接并固定所述板簧；与现有技术相比，本发明实施例通过制动器根据断电状态控制锁紧叉施加的所述作用力大于板簧拉伸产生的弹力，实现人造卫星与太空飞行载具的紧密、固定连接，使得人造卫星的内部结构保持完整，当人造卫星发射成功后，能够确保探测数据的准确性。
上述说明仅是本发明实施例技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明实施例的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明实施例的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明实施例的具体实施方式。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明实施例的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构的示意图；
图2示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构锁紧状态下的示意图；
图3示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构解锁状态下的示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
为了在人造卫星发射过程中确保人造卫星与太空飞行载具的紧密、固定连接，本发明实施例提供一种锁紧结构，如图1所示，所述锁紧结构应用于发射人造卫星过程中，包括：
锁紧叉1，包含一第一转轴11，所述第一转轴11用于连接所述锁紧叉11与板簧3的一端；为了减轻重量，本发明实施例所述的锁紧叉1采用铝合金工艺。
所述锁紧叉1用于在太空飞行载具(如飞机)将人造卫星送达指定轨道前，将人造卫星固定于太空飞行载具上，防止人造卫星在运输过程中出现松动，而破坏人造卫星的内部功能。在实际应用中，锁紧叉1主要固定于人造卫星端。
制动器2，内侧设有一第二转轴21，通过所述第二转轴21连接所述锁紧叉1，用于根据通电状态控制锁紧叉1的锁紧；本发明实施例所述的制动器2为电磁制动器。在人造卫星没有到达指定闭合轨道之后，人造卫星为断电状态，当人造卫星达到指定闭合轨道后，首先将该锁紧叉1解锁，解锁成功后，人造卫星通电，完成人造卫星的正常启动以及后的数据探测等功能。
板簧3，板簧3的一端与所述第一转轴11连接，板簧3的另一端与板簧固定架4连接，所述板簧3具有弹性；板簧3通过第一转轴11与锁紧叉1相连接，该第一转轴11分别受力与锁紧叉1与板簧3，当锁紧叉1在锁紧状态下，向锁紧叉1施加的作用力大于板簧3拉伸产生弹力，能够确保锁紧叉1能够完全固定人造卫星不会收到其运输过程中外力的影响而出现松动。
板簧固定架4，用于连接并固定所述板簧3。板簧3固定于板簧固定架与第一转轴11之间，由于被拉伸板簧3会产生弹力，当锁紧叉1锁紧时板簧3受力，当锁紧叉1解锁时，失去受力，板簧3恢复至未伸缩(或未拉伸)状态。锁紧叉1与板簧3的相辅相成，使得整个锁紧结构能够完全固定人造卫星，不被外界环境所动摇。
本发明实施例提供的一种锁紧结构，所述锁紧结构应用于发射人造卫星过程中，包括：锁紧叉1，包含一第一转轴11，所述第一转轴11用于连接所述锁紧叉1与板簧3的一端；制动器2，内侧设有一第二转轴21，通过所述第二转轴21连接所述锁紧叉1，用于根据通电状态控制锁紧叉1的锁紧；板簧3，板簧3的一端与所述第一转轴11连接，板簧3的另一端与板簧固定架连接，所述板簧3具有弹性；板簧固定架，用于连接并固定所述板簧3；与现有技术相比，本发明实施例通过制动器2根据断电状态控制锁紧叉1施加的所述作用力大于板簧3拉伸产生的弹力，实现人造卫星与太空飞行载具的紧密、固定连接，使得人造卫星的内部结构保持完整，当人造卫星发射成功后，能够确保探测数据的准确性。
为了便于锁紧叉1的锁紧与解锁，本发明实施例所述的锁紧叉1，如图1所示，包括：U型结构12与支撑件13，所述U型结构12与所述支撑件13无缝连接；本发明实施例中锁紧叉1为镂空结构，用于减轻重量，节约运输成本。需要说明的是，所述锁紧叉1的镂空结构必须要在锁紧结构能够完全固定人造卫星的前提下进行镂空设置，而不能尽能减轻重量忽略固定作用。具体锁紧结构能承受的扭力，需要在反复实验中确定，并且，运输不同的人造卫星到不同的轨道中，所能承受的扭力也可能存在差异，具体的本发明实施例对此不做限定。
所述U型结构12，中部设置有所述第一转轴11；在U型结构12中部设置第一转轴11，目的在于当制动器2控制锁紧叉1解锁，板簧3回弹时，减小对锁紧叉1的损害，同时，增加整个锁紧结构的灵活度。
所述支撑件13，通过所述第二转轴21与所述制动器2连接。需要说明的是，支撑件13的长度不易设置过长，若设置的越长，会造成承受的外力越小，不利于人造卫星的固定。
进一步的，所述制动器2，在断电状态下，控制所述锁紧叉1为锁紧状态；在人造卫星运输过程中，无需其通电，当且仅当人造卫星运输至指定轨道时，才允许其通电，因此，运输人造卫星的过程为断电状态，该断电状态下要求锁紧结构将人造卫星牢牢的固定与太空飞行载具上。具体为：电磁制动器给锁紧叉1一个固定扭力，具体受力方向参阅图2，图2示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构锁紧状态下的示意图，锁紧叉1的受力方向如图2中的实线指向方向。
所述板簧3，在所述锁紧叉1的锁紧状态下受一作用力，通过拉伸产生弹力，锁紧状态下，板簧固定架与第一转轴11之间的距离，通过拉伸给板簧3施加一个弹力，所述作用力大于弹力，以此来控制整个锁紧结构的牢固。弹力的受力方向与作用力的方向相反，受力方向如图2中的虚线指向方向。
所述制动器2通电状态下，控制所述锁紧叉1为解锁状态，如图3所示，图3示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构解锁状态下的示意图；在解锁状态下，如图2所示的实线方向的力消失，仅存在图3中所示的弹力。
所述板簧3，在所述锁紧叉1的解锁状态下的失去作用力，所述板簧3回弹至原始状，回弹的过程就是锁紧叉1解锁的过程，使得人造卫星脱离锁紧结构的束缚，可进行360度自由旋转，以探测数据。
本发明实施例所述的锁紧结构，如图1所述，还包括：
固定件5，呈凹槽状，用于容置所述支撑件13；固定件5实际也为一个U型组件，其容置支撑件13，其大小略大于支撑件13的宽度，能够刚好容纳支撑件13。该固定件5是固定主体，依次连接锁紧叉1、制动器2以及板簧固定架。具体连接方式包括：
所述固定件的第一侧51设置于所述制动器2与支撑件13之间，且中间设有圆孔，用于所述第二转轴21的贯穿；
所述固定件的第二侧52设置于所述支撑件13的远向与制动器2的一侧，且中间设有圆孔，用于所述第二转轴21的插入；所述固定件的第一侧与固定件的第二侧52的结合形成凹槽状的固定件5。
所述固定件的第二侧52外设有端盖53，所述端盖53卡扣于所述固定件的第二侧52的外围，起保护作用。本发明实施例所述的端盖53存在于，远制动器2连接的固定件的第二侧52，起到保护作用，保护固定件5以及第二转轴21不受外界环境腐蚀。
所述固定件5还设黏贴部54，用于固定于太空飞行载具上。有关具体的黏贴方法可通过高温物理法，也可采用铝合金制的螺丝等方法与太空飞行载具进行连接，本发明实施例对此不做限定。
所述第二转轴21依次贯穿于所述制动器2、固定件5的第一侧、支撑件13以及固定件5的第二侧；
所述第二转轴21的两端分别与所述制动器2以及固定件5的第二侧平齐。不会凸出制动器2以及固定件5的第二侧，也不会凹进制动器2以及固定件5的第二侧。
所述凹槽状的固定件5为镂空结构，用于减轻重量。
本发明实施例中，所述板簧固定架设置于所述固定件5的下方。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
在一个典型的配置中，计算设备包括一个或多个处理器(CPU)、输入/输出接口、网络接口和内存。
存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flashRAM)。存储器是计算机可读介质的示例。
计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。
还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。
本领域技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
以上仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种锁紧结构，其特征在于，所述锁紧结构应用于发射人造卫星过程中，包括：
锁紧叉，包含一第一转轴，所述第一转轴用于连接所述锁紧叉与板簧的一端；
制动器，内侧设有一第二转轴，通过所述第二转轴连接所述锁紧叉，用于根据通电状态控制锁紧叉的锁紧；
板簧，板簧的一端与所述第一转轴连接，板簧的另一端与板簧固定架连接，所述板簧具有弹性；
板簧固定架，用于连接并固定所述板簧。
2.根据权利要求1所述的锁紧结构，其特征在于，所述锁紧叉包括U型结构与支撑件，所述U型结构与所述支撑件无缝连接；
所述U型结构，中部设置有所述第一转轴；
所述支撑件，通过所述第二转轴与所述制动器连接。
3.根据权利要求2所述的锁紧结构，其特征在于，所述制动器，在断电状态下，向锁紧叉施加一作用力，控制所述锁紧叉为锁紧状态；
所述板簧，通过拉伸产生弹力，所述作用力大于所述弹力。
4.根据权利要求3所述的锁紧结构，其特征在于，所述制动器通电状态下，控制所述锁紧叉为解锁状态；
所述板簧，在所述锁紧叉的解锁状态下的失去作用力，所述板簧回弹至原始状。
5.根据权利要求2所述的锁紧结构，其特征在于，还包括：
固定件，呈凹槽状，用于容置所述支撑件；
其中，所述固定件的第一侧设置于所述制动器与支撑件之间，且中间设有圆孔，用于所述第二转轴的贯穿；
所述固定件的第二侧设置于所述支撑件的远向与制动器的一侧，且中间设有圆孔，用于所述第二转轴的插入；
所述固定件的第二侧外设有端盖，所述端盖卡扣于所述固定件的另一侧，起保护作用。
6.根据权利要求5所述的锁紧结构，其特征在于，所述固定件还设黏贴部，用于固定于太空飞行载具上。
7.根据权利要求5或6所述的锁紧结构，其特征在于，所述第二转轴依次贯穿于所述制动器、固定件的第一侧、支撑件以及固定件的第二侧；
所述第二转轴的两端分别与所述制动器以及固定件的第二侧平齐。
8.根据权利要求5或6所述的锁紧结构，其特征在于，所述凹槽状的固定件以及所述U型结构均为镂空结构，用于减轻重量。
9.根据权利要求7所述的锁紧结构，其特征在于，所述板簧固定架设置于所述固定件的下方。
10.根据权利要求1至6中任一项所述的锁紧结构，其特征在于，所述制动器为电磁制动器。
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