CN109131946B - 一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其具有用于连接卫星主框架的第一翼板和用于连接太阳翼基础板的第二翼板，还包括固定在第一翼板的一侧的第一连接端和固定在第二翼板的一侧且外轮廓呈圆形的第二连接端，转动组件横向穿过第一连接端与第二连接端并形成铰接，锁定组件固定在第一连接端的上部，且可沿第二连接端的外轮廓滑动至限位槽形成锁紧；扭矩弹簧设置在转动组件的两端用以产生扭矩使第一翼板和第二翼板形成收拢状态或展开状态的。该展开锁定机构整体结构更加紧凑，节约整体造型的空间，并具有更广的装配适应方式。

Description

一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构

技术领域

本发明属于航空航天设备技术领域，具体涉及一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构。

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，由展开锁定机构中的展开弹簧提供驱动力矩，展开锁定机构实现太阳翼的展开及锁定并提供太阳翼展开到位信号。中国实用新型专利，专利名称为微小卫星太阳翼展开锁定装置，专利号CN201721290279.7，该专利公开了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，但是，根据其公开的技术方案可以显而易见的发现，该技术方案虽然解决了尺寸大、质量中及冲击大的问题，但是采用该结构方式的缺点也比较明显，使得卫星的整体结构不够紧凑，并且其驱动方式集中在一端，因此导致其连接结构和驱动结构在实际使用时在装配时存在限制。因此，根据现有技术中该类型锁定装置的技术缺陷以及以在专利《微小卫星太阳翼展开锁定装置》的基础上进行改进，设计了在具备尺寸小、质量轻、功耗低、冲击小的特点下其整体结构更加紧凑且便于装配的微纳卫星太阳翼展开锁定装机构。

发明内容

本发明的目的在于提供一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构，所要解决的主要技术问题是：在保证卫星整体的尺寸小、质量轻、功耗低、冲击小的特点下，使其整体结构更加紧凑，具有更广的装配适应方式。

本发明提供的技术方案是：

微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其具有用于连接卫星主框架的第一翼板和用于连接太阳翼基础板的第二翼板，包括：

第一连接端，其固定在所述第一翼板的一侧；

第二连接端，其固定在所述第二翼板的一侧，其外轮廓呈圆弧形；

转动组件，其横向穿过所述第一连接端与所述第二连接端，且所述第一连接端和所述第二连接端通过所述转动组件形成铰接；

锁定组件，其固定在所述第一连接端的上部，且可沿所述第二连接端的外轮廓滑动；

限位槽，其形成在所述第二连接端的上部，所述锁定组件沿所述第二连接端的圆弧滑动至所述限位槽形成锁紧；

以及设置在所述转动组件的两端用以产生扭矩使所述第一翼板和所述第二翼板形成收拢状态或展开状态的扭矩弹簧；

所述扭矩弹簧处于压缩状态时，所述锁定组件贴近所述第二翼板，所述第一翼板与所述第二翼板垂直并位于收拢位置；

所述扭矩弹簧伸展时，所述锁定组件向所述限位槽滑动，且使所述第一翼板与所述第二翼板自收拢位置向所述转动组件的两侧展开；

所述锁定组件滑动至所述限位槽时形成锁紧，且所述第一翼板与所述第二翼板位于同一个平面并位于展开位置。

进一步地，所述第二连接端包括前端和后端，所述第一连接端位于所述前端与所述后端之间；

所述前端横向设置有第一轴孔，所述后端横向设置有第二轴孔，所述第一连接端的中部设置有第三轴孔；

所述第一轴孔、第二轴孔和第三轴孔与所述转动组件具有相同的轴线。

进一步地，所述转动组件包括：

关节轴承，其外圈卡入所述第三轴孔内部，其两侧分别设置有一组卡簧，所述卡簧可嵌入所述第三轴孔的内壁用以限制所述关节轴承的移动；

第一轴套，其固定在所述前端与所述关节轴承之间，其径向一侧形成有第一缺口；

第二轴套，其固定在所述后端与所述关节轴承之间，其径向一侧形成有第二缺口；以及

依次穿过所述第一轴套、所述关节轴承和所述第二轴套的主轴。

进一步地，所述主轴位于所述第一轴套的一端设置有阻挡凸缘，所述阻挡凸缘连接有第一螺纹杆，所述主轴位于所述第二轴套的一端固定有第二螺纹杆。

进一步地，所述第一螺纹杆通过螺纹连接有第一扭簧限位螺母，所述第二螺纹杆连接有第二扭簧限位螺母。

进一步地，所述第一缺口和所述第二缺口其各自的圆心角为90°。

进一步地，所述第一扭簧限位螺母和所述第二扭簧限位螺母的外周分别缠绕有一组所述扭矩弹簧，且远离所述主轴的一侧均设置有六角形的凹陷。

进一步地，所述锁定组件包括：

锁紧端，其固定在所述第一连接端的顶部，其横向设置有滑动通孔；

锁紧杆，其横向穿过所述滑动通孔且可在所述滑动通孔内上下移动，其两端分别与所述前端和所述后端的外轮廓接触；

阻挡环，其设置在所述锁紧端的两侧且与所述锁紧杆固定连接，用于限制所述锁紧杆的轴向移动；

以及位于所述第一连接端两侧，且用于将所述主轴与所述锁紧杆连接的前部弹簧和后部弹簧。

进一步地，所述前部弹簧沿纵向设置，其一端穿过所述第一缺口与所述主轴固定连接，另一端与所述锁紧杆固定连接；

所述后部弹簧沿纵向设置，其一端穿过所述第二缺口与所述主轴固定连接，另一端与所述锁紧杆固定连接。

进一步地，所述限位槽为半圆形的缺口或长圆型的卡槽。

本发明具有以下的有益效果：

本发明提供的一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其具有的有益效果是：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尺寸小、质量轻和低冲击、具有太阳翼展开到位功能等诸多优点，且整体结构更加紧凑，节约整体造型的空间，具有更广的装配适应方式。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。

图1为本发明微纳卫星太阳翼展开锁定机构外部主体结构示意图；

图2为本发明微纳卫星太阳翼展开锁定机构第一连接端和第二连接端的剖视图；

图3为本发明微纳卫星太阳翼展开锁定机构转动组件的剖视图；

图4为本发明微纳卫星太阳翼展开锁定机构锁定组件的剖视图；

图5为本发明微纳卫星太阳翼展开锁定机构收拢状态；

图6为本发明微纳卫星太阳翼展开锁定机构展开状态；

图7为本发明微纳卫星太阳翼展开锁定机构第一轴套和第二轴套的剖视图。

图中的附图标记表示为：

第一翼板100、第二翼板200、第一连接端10、第二连接端20、转动组件30、锁定组件40、限位槽50、前端20a、后端20b、第一轴孔21、第二轴孔22、第三轴孔11、第一轴套31、第二轴套32、第一缺口31a、第二缺口32a、关节轴承33、主轴34、第一螺纹杆34a、第二螺纹杆34b、阻挡凸缘34c、第一扭簧限位螺母35、第二扭簧限位螺母36、轴承卡簧37、锁紧杆41、阻挡环42、前部弹簧43a、后部弹簧43b、锁紧端44。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为了使本领域的技术人员更好地理解本技术方案，下面将结合附图对本发明作进一步的详细介绍。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。

在本发明的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

需要说明的是，本文中所使用的术语“横”、“纵”、“前”、“后”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的，并非限制。

如附图1所示，微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其具有用于连接卫星主框架的第一翼板100和用于连接太阳翼基础板的第二翼板200，包括：第一连接端10，其固定在第一翼板100的一侧，第二连接端20，其固定在第二翼板200的一侧，其外轮廓呈圆弧形；转动组件30，其横向穿过第一连接端10与第二连接端20，且第一连接端10和第二连接端20通过转动组件30形成铰接；锁定组件40，其固定在第一连接端10的上部，且可沿第二连接端20的外轮廓滑动；限位槽50，其形成在第二连接端20的上部，锁定组件40沿第二连接端20的圆弧滑动至限位槽50形成锁紧；以及设置在转动组件30的两端用以产生扭矩使第一翼板100和第二翼板200形成收拢状态或展开状态的扭矩弹簧60。

如附图5所示，扭矩弹簧60处于压缩状态时，锁定组件40贴近第二翼板200，第一翼板100与第二翼板200垂直并位于收拢位置；进一步地，扭矩弹簧60伸展时，锁定组件40向限位槽50滑动，且使第一翼板100与第二翼板200自收拢位置向转动组件30的两侧展开；如附图6所示，锁定组件40滑动至限位槽50时形成锁紧，且第一翼板100与第二翼板200位于同一个平面并位于展开位置。

如附图2所示，第二连接端20包括前端20a和后端20b，第一连接端10位于前端20a与后端20b之间，前端20a横向设置有第一轴孔21，后端20b横向设置有第二轴孔22，第一连接端10的中部设置有第三轴孔11，第一轴孔21、第二轴孔22和第三轴孔11与转动组件30具有相同的轴线。

如附图2所示，转动组件30包括：关节轴承33，其外圈卡入第三轴孔11内部，其两侧分别设置有一组卡簧37，卡簧37可嵌入第三轴孔11的内壁用以限制关节轴承33的移动；第一轴套31，其固定在前端20a与关节轴承33之间，其径向一侧形成有第一缺口31a；第二轴套32，其固定在后端20b与关节轴承33之间，其径向一侧形成有第二缺口32a；以及依次穿过第一轴套31、关节轴承33和第二轴套32的主轴34。

如附图3所示，主轴34位于第一轴套31的一端设置有阻挡凸缘34c，阻挡凸缘34c连接有第一螺纹杆34a，主轴34位于第二轴套32的一端固定有第二螺纹杆34b。第一螺纹杆34a通过螺纹连接有第一扭簧限位螺母35，第二螺纹杆34b连接有第二扭簧限位螺母36。

如附图7所示，第一缺口31a和第二缺口32a其各自的圆心角为90°。如附图1所示，第一扭簧限位螺母35和第二扭簧限位螺母36的外周分别缠绕有一组扭矩弹簧60，且远离主轴34的一侧均设置有六角形的凹陷。

如附图4所示，锁定组件40包括：锁紧端44，其固定在第一连接端10的顶部，其横向设置有滑动通孔44a；锁紧杆41，其横向穿过滑动通孔44a且可在滑动通孔44a内上下移动，其两端分别与前端20a和后端20b的外轮廓接触；阻挡环42，其设置在锁紧端44的两侧且与锁紧杆41固定连接，用于限制锁紧杆41的轴向移动；以及位于第一连接端10两侧，且用于将主轴34与锁紧杆41连接的前部弹簧43a和后部弹簧43b，前部弹簧43a沿纵向设置，其一端穿过第一缺口31a与主轴34固定连接，另一端与锁紧杆41固定连接；后部弹簧43b沿纵向设置，其一端穿过第二缺口32a与主轴34固定连接，另一端与锁紧杆41固定连接。如附图1所示，限位槽50为半圆形的缺口或长圆型的卡槽。

其工作原理为：卫星的发射段，扭矩弹簧60处于压缩状态时，锁定组件40贴近第二翼板200，第一翼板100与第二翼板200垂直并位于收拢位置；当星箭分离后，据程控或遥控指令，扭矩弹簧60产生驱动力矩，转动组件30逆时针转动时，锁定组件40向限位槽50滑动，且使第一翼板100与第二翼板200自收拢位置向两侧展开，锁定组件40滑动至限位槽50形成锁紧时，第一翼板100与第二翼板200位于同一个平面并位于展开位置；

展开过程围绕关节轴承33进行，当展开锁定机构接受遥控指令后，扭矩弹簧60、主轴34呈为一个整体，并压紧第二连接端20，使上述部件形成一个整体并以关节轴承33为转动点，第二连接端20与第二翼板200转动展开。而此时，随着主轴34的转动带动前部弹簧43a与后部弹簧43b，同时带动锁紧杆向限位槽50方向滑动，此时，第一连接端10与第一翼板也相对于第二翼板转动展开。关节轴承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；展开锁定机构的所有部件中，相互之间接触运动的部件采用不同的金属材料以避免冷焊问题，主轴34与锁紧杆41采用钛合金材料，关节轴承33以及扭矩弹簧60、前部弹簧43a、后部弹簧43b采用不锈钢，第一连接端10、第二连接端20均采用铝合金材料。

本实施例在应用于航天器前需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。

最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (5)

1.一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其具有用于连接卫星主框架的第一翼板(100)和用于连接太阳翼基础板的第二翼板(200)，其特征在于，包括：

第一连接端(10)，其固定在所述第一翼板(100)的一侧；

第二连接端(20)，其固定在所述第二翼板(200)的一侧，其外轮廓呈圆弧形；

转动组件(30)，其横向穿过所述第一连接端(10)与所述第二连接端(20)，且所述第一连接端(10)和所述第二连接端(20)通过所述转动组件(30)形成铰接；

锁定组件(40)，其固定在所述第一连接端(10)的上部，且可沿所述第二连接端(20)的外轮廓滑动；

限位槽(50)，其形成在所述第二连接端(20)的上部，所述锁定组件(40)沿所述第二连接端(20)的圆弧滑动至所述限位槽(50)形成锁紧；

以及设置在所述转动组件(30)的两端用以产生扭矩使所述第一翼板(100)和所述第二翼板(200)形成收拢状态或展开状态的扭矩弹簧(60)；

所述扭矩弹簧(60)处于压缩状态时，所述锁定组件(40)贴近所述第二翼板(200)，所述第一翼板(100)与所述第二翼板(200)垂直并位于收拢位置；

所述扭矩弹簧(60)伸展时，所述锁定组件(40)向所述限位槽(50)滑动，且使所述第一翼板(100)与所述第二翼板(200)自收拢位置向所述转动组件(30)的两侧展开；

所述锁定组件(40)滑动至所述限位槽(50)时形成锁紧，且所述第一翼板(100)与所述第二翼板(200)位于同一个平面并位于展开位置；

所述第二连接端(20)包括前端(20a)和后端(20b)，所述第一连接端(10)位于所述前端(20a)与所述后端(20b)之间；

所述前端(20a)横向设置有第一轴孔(21)，所述后端(20b)横向设置有第二轴孔(22)，所述第一连接端(10)的中部设置有第三轴孔(11)；

所述第一轴孔(21)、第二轴孔(22)和第三轴孔(11)与所述转动组件(30)具有相同的轴线；

所述转动组件(30)包括：

关节轴承(33)，其外圈卡入所述第三轴孔(11)内部，其两侧分别设置有一组卡簧(37)，所述卡簧(37)可嵌入所述第三轴孔(11)的内壁用以限制所述关节轴承(33)的移动；

第一轴套(31)，其固定在所述前端(20a)与所述关节轴承(33)之间，其径向一侧形成有第一缺口(31a)；

第二轴套(32)，其固定在所述后端(20b)与所述关节轴承(33)之间，其径向一侧形成有第二缺口(32a)；以及

依次穿过所述第一轴套(31)、所述关节轴承(33)和所述第二轴套(32)的主轴(34)；

所述主轴(34)位于所述第一轴套(31)的一端设置有阻挡凸缘(34c)，所述阻挡凸缘(34c)连接有第一螺纹杆(34a)，所述主轴(34)位于所述第二轴套(32)的一端固定有第二螺纹杆(34b)；

所述第一螺纹杆(34a)通过螺纹连接有第一扭簧限位螺母(35)，所述第二螺纹杆(34b)连接有第二扭簧限位螺母(36)；

所述第一缺口(31a)和所述第二缺口(32a)其各自的圆心角为90°。

2.根据权利要求1所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于：

所述第一扭簧限位螺母(35)和所述第二扭簧限位螺母(36)的外周分别缠绕有一组所述扭矩弹簧(60)，且远离所述主轴(34)的一侧均设置有六角形的凹陷。

3.根据权利要求2所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述锁定组件(40)包括：

锁紧端(44)，其固定在所述第一连接端(10)的顶部，其横向设置有滑动通孔(44a)；

锁紧杆(41)，其横向穿过所述滑动通孔(44a)且可在所述滑动通孔(44a)内上下移动，其两端分别与所述前端(20a)和所述后端(20b)的外轮廓接触；

阻挡环(42)，其设置在所述锁紧端(44)的两侧且与所述锁紧杆(41)固定连接，用于限制所述锁紧杆(41)的轴向移动；

以及位于所述第一连接端(10)两侧，且用于将所述主轴(34)与所述锁紧杆(41)连接的前部弹簧(43a)和后部弹簧(43b)。

4.根据权利要求3所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述前部弹簧(43a)沿纵向设置，其一端穿过所述第一缺口(31a)与所述主轴(34)固定连接，另一端与所述锁紧杆(41)固定连接；

所述后部弹簧(43b)沿纵向设置，其一端穿过所述第二缺口(32a)与所述主轴(34)固定连接，另一端与所述锁紧杆(41)固定连接。

5.根据权利要求1所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述限位槽(50)为半圆形的缺口或长圆型的卡槽。