CN111717420A - 压紧机构精准限位展开装置及展开限位方法 - Google Patents

压紧机构精准限位展开装置及展开限位方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了压紧机构精准限位展开装置包括支座、压紧组件及展开定位机构；所述支座上表面设有处支撑耳，其中第一支撑耳和第二支撑耳中心孔同轴，并设于支座上表面一侧，第三支撑耳设于所述支座上表面的另一侧；所述压紧组件包括压紧盖板，所述压紧盖板一端与被压紧装置连接，连接处设有压紧杆，另一端设有压紧件转动部，所述压紧件转动部与所述支座的第一支撑耳和第二支撑耳配合铰接。本发明的压紧机构精准限位展开装置，实现了压紧盖板的精准双向限位锁定，解决了压紧机构解锁后其压紧盖板反复振荡、磕碰航天器设备的问题；其中限位棘轮与压紧盖板的装配角度可调，可针对不同使用场合要求进行调整；所有组成零部件均为无源机械部件，简单可靠。

Description

压紧机构精准限位展开装置及展开限位方法
技术领域
本发明涉及航天器压紧装置设计的技术领域，具体涉及压紧机构精准限位展开装置及展开限位方法。
背景技术
为适应火箭提供的发射状态包络空间需求，航天器上的动作执行机构一般需要收拢压紧装置，将其压紧于航天器表面或特定位置，在发射到太空的既定位置后，根据飞行程序需求进行有序的展开解锁，以发挥航天器上动作执行机构的应有的功能。
压紧机构解锁时，为避免压紧杆留在原位置阻碍机构的正常运动，需使压紧杆随压紧盖板一起与被压紧机构相分离，并为动作执行机构留出足够的运动空间，以完成预定的动作。
现有压紧装置，压紧盖板解锁后，在解锁冲击载荷的残余动能作用下，压紧盖板将绕转轴快速弹开，直至遇到阻碍，一方面，压紧盖板若展开角度过大，可能会与航天器上的其它设备发生磕碰甚至破坏其功能，因此需限制压紧盖板的最大角度；另一方面，压紧盖板在达到最大展开角度后还可能会在残余动能作用下产生大幅回弹，引起反复振荡，并存在再次与原被压紧的航天器动作执行机构发生碰撞的可能性，基于上述分析，在压紧盖板达到预定的最大展开角度后，还需要对压紧盖板实施反向限位，从而将其在正反两方向进行限位。否则，压紧盖板很可能会磕碰原被压紧的航天器机构及其它设备，对航天器的安全性造成威胁。
因此，亟需研发一种具有双向精准限位的压紧机构展开装置，防止压紧盖板展开后展开角度过大、产生回弹或反复震荡。
发明内容
为克服现有技术中所存在的上述不足，本发明提供了压紧机构精准限位展开装置，该装置通过限位棘轮的第一凸起与凸轮配合的单向锁定功能以及限位棘轮第二凸起圆弧段与支座的运动限位作用，实现了压紧盖板的精准双向限位锁定，解决了压紧机构解锁后其压紧盖板反复振荡、磕碰航天器设备的问题；其中限位棘轮与压紧盖板的装配角度可调，通过调整限位棘轮的初始安装角度，即可调整压紧盖板的最大可展角度，调整方式简便，适应能力强，可针对不同使用场合要求进行调整；所有组成零部件均为无源机械部件，不需电机等动力源，组成简单，性能可靠。对应的，本发明还提供了压紧机构精准限位展开装置的展开限位方法。
本发明提供的压紧机构精准限位展开装置的技术方案，包括支座、压紧组件及展开定位机构；所述支座上表面设有处支撑耳，其中第一支撑耳和第二支撑耳中心孔同轴，并设于支座上表面一侧，第三支撑耳设于所述支座上表面的另一侧；所述压紧组件包括压紧盖板，所述压紧盖板一端与被压紧装置连接，连接处设有压紧杆，另一端设有压紧件转动部，所述压紧件转动部与所述支座的第一支撑耳和第二支撑耳配合铰接；所述展开定位机构包括与第三支撑耳铰接的定位凸轮组件和与所述压紧件转动部固连的棘轮组件，所述定位凸轮组件包括凸轮和给所述凸轮施加回转预紧力的凸轮预紧弹簧，所述凸轮预紧弹簧对所述凸轮施加的回转预紧力，使所述凸轮具有向所述压紧件转动部方向转动的趋势；所述棘轮组件包括固连于所述压紧件转动部两侧的限位棘轮，及给所述压紧组件提供回转预紧力的压紧盖板预紧弹簧，所述压紧盖板预紧弹簧施加的回转预紧力使所述压紧组件与所述凸轮具有相同转向的运动趋势；所述限位棘轮设有两个凸起，为第一凸起和第二凸起；压紧状态时，所述第一凸起的尖点与所述凸轮的侧面相抵靠；展开后，所述第一凸起的侧面与所述凸轮的顶端相抵靠，同时，所述第二凸起的侧面与所述支座的上表面相抵靠。
根据上述方案，所述支座提供了与所述压紧组件、展开定位机构和航天器本体的安装接口，装配简单可靠，易于装卸；所述压紧盖板展开后由凸轮与限位棘轮配合，进行防回弹定位，由限位棘轮与支座配合，进行防展开过量定位，双重定位使压紧盖板展开后在规定展开角处锁死，防止产生晃动及回弹影响航天器后续工作。
作为优化，所述限位棘轮与所述压紧件转动部的配合面设有多个限位键，所述限位键呈中心放射状结构，对应的，所述压紧件转动部侧面设有与所述限位键配合的键槽。
根据该优化方案，所述限位棘轮凸起之间的连线与所述压紧盖板的夹角可进行多档位调整，以调整压紧盖板的展开角度。
作为优化，所述限位棘轮沿周向均匀的设有多个定位通孔，对应的，所述压紧件转动部侧面设有与所述定位通孔配合的限位孔，所述限位棘轮与所述压紧件转动部通过插入定位通孔和限位孔的限位销固定。
根据该优化方案，提供了另一种调整压紧盖板的展开角度的结构，相较于限位键的结构，通孔的结构加工更简单，节约了加工成本和加工时间。
作为优化，所述定位凸轮组件包括凸轮轴，所述凸轮轴依次穿过凸轮、第三支撑耳、凸轮预紧弹簧和第一锁紧螺母；其中所述凸轮位于靠近第二支撑耳的一侧，所述凸轮预紧弹簧具有两个伸出端，一个伸出端与凸轮固联，另一个伸出端与支座固联，所述第一锁紧螺母与凸轮轴螺接，其端面压紧所述凸轮预紧弹簧。
根据该优化方案，对凸轮组件结构进行了优化，所述凸轮预紧弹簧安装位置合理，防止凸轮预紧弹簧松脱和凸轮轴串动。
作为优化，所述棘轮组件包括棘轮-盖板转轴，所述棘轮-盖板转轴端部设有轴端限位块，轴身依次穿过限位棘轮、压紧件转动部、第二支撑耳、压紧盖板预紧弹簧、第一支撑耳、限位棘轮和第二锁紧螺母，所述第二锁紧螺母与所述棘轮-盖板转轴端部螺接，其内侧端面与限位棘轮端面紧密贴合，所述压紧件转动部为U型结构，两侧侧壁分别位于第二支撑耳和第一支撑耳外侧，所述压紧盖板预紧弹簧具有两个伸出端，一端与压紧件转动部相抵靠，另一端与支座的上表面相抵靠。
根据该优化方案，所述棘轮组件结构紧凑，受力条件好，所述压紧件转动部进行两侧定位，转动稳定，抗弯抗扭能力强。
作为优化，所述凸轮的突出部为长条形，顶端为直边或具有一定弧度的曲边，对应的，所述第一凸起与凸轮的配合处呈阶梯状，其配合面结构与凸轮顶端面的结构一致，所述第一凸起的另一侧面为弧形结构。
根据该优化方案，所述第一凸起与凸轮的配合处呈阶梯状，所述第一凸起尖点与所述凸轮脱离时，所述凸轮可沿台阶处滑入，使所述凸轮顶端面与第一凸起侧面相抵靠。
作为优化，所述第二凸起与所述支座的配合面为弧形结构。
根据该优化方案，所述第二凸起的弧形面与支座相接触、挤压，可使得压紧盖板无法再进一步旋转，从而达到限制压紧盖板最大展开角度的效果。
作为优化，所述凸轮预紧弹簧与压紧盖板预紧弹簧可选用扭簧、板簧、卷簧或其他可实现预紧功能的零件中的一种。
根据该优化方案，所述凸轮预紧弹簧可对凸轮与压紧盖板提供预紧力，进一步，可选用扭簧作为预紧件，扭簧的结构最简单，安装方便，成本低。
本发明还提供了压紧机构精准限位展开装置的展开限位方法，其展开限位步骤如下：
解锁，所述压紧杆受剪截断，与被压紧装置脱离；
展开，所述压紧盖板预紧弹簧给压紧盖板提供回转驱动力，所述压紧盖板绕压紧件转动部回转轴产生转动，所述第一凸起尖部与凸轮产生相对滑动；
限位，所述第一凸起与凸轮脱离，所述凸轮受凸轮预紧弹簧驱动产生回转，回转后所述凸轮顶部与第一凸起侧面相抵靠，同时，所述第二凸起的弧形面与支座的上表面相抵靠，此时所述压紧盖板的转动角度θ为压紧机构的展开角。
作为优化，其展开限位步骤还包括展开角调整，即调整所述限位棘轮的两个凸起与所述压紧件转动部的相对角度，可调整压紧机构的展开角度。
根据该优化方案，可根据需求，对压紧机构的展开角度进行多档位调整。
与现有技术相比，本申请的具有以下显著进步：
1)通过限位棘轮的第一凸起与凸轮配合的单向锁定功能以及限位棘轮第二凸起圆弧段与支座的运动限位作用，实现了压紧盖板的精准双向限位锁定，解决了压紧机构解锁后其压紧盖板反复振荡、磕碰航天器设备的问题；
2)限位棘轮与压紧盖板的装配角度可调，通过调整限位棘轮的初始安装角度，即可调整压紧盖板的最大可展角度，调整方式简便，适应能力强，可针对不同使用场合要求进行调整；
3)充分利用了压紧盖板的解锁展开运动实现双向限位锁定，所有组成零部件均为无源机械部件，不需电机等动力源，组成简单，性能可靠。
附图说明
图1是本发明的压紧机构精准限位展开装置展开前后的各部件位置关系图；
图2是本发明的压紧机构精准限位展开装置的压紧状态的结构示意图；
图3是本发明的压紧机构精准限位展开装置的展开状态的结构示意图；
图4是本发明的压紧机构精准限位展开装置的压紧状态的原理图；
图5是本发明的压紧机构精准限位展开装置的展开状态的原理图；
图6是本发明的实施例1中限位棘轮的结构示意图；
图7是本发明的实施例1中压紧组件的结构示意图；
图8是本发明的实施例2中限位棘轮的结构示意图；
图9是本发明的实施例2中压紧组件的结构示意图；
图10是本发明的支座的结构示意图。
附图标记说明
1-支座，11-支撑耳、111-第一支撑耳、112-第二支撑耳、113-第三支撑耳；2-压紧组件，21-压紧杆，22-压紧件转动部，23-压紧盖板；3-展开定位机构，31-定位凸轮组件、311-凸轮轴、312-第一锁紧螺母、313-凸轮预紧弹簧、314-凸轮，32-棘轮组件、321-限位棘轮、3211-第一凸起、3212-第二凸起、3213-限位键、3214-定位通孔、322-棘轮-盖板转轴、323-压紧盖板预紧弹簧、324-第二锁紧螺母；4-被压紧装置；5-火工品；6-压紧座。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式(实施例)对本发明专利申请作进一步的说明，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明专利申请，但并不作为对本发明专利申请限制的依据。
参见图1-10，本发明的压紧机构精准限位展开装置，包括支座1、压紧组件2及展开定位机构3；所述支座1上表面设有3处支撑耳11，其中第一支撑耳111和第二支撑耳112中心孔同轴，并设于支座1上表面一侧，第三支撑耳113设于所述支座1上表面的另一侧；所述压紧组件2包括压紧盖板23，所述压紧盖板23一端与被压紧装置4连接，连接处设有压紧杆21，另一端设有压紧件转动部22，所述压紧件转动部22与所述支座1的第一支撑耳111和第二支撑耳112配合铰接；所述展开定位机构3包括与第三支撑耳113铰接的定位凸轮组件31和与所述压紧件转动部22固连的棘轮组件32，所述定位凸轮组件31包括凸轮314和给所述凸轮314施加回转预紧力的凸轮预紧弹簧313，所述凸轮预紧弹簧313对所述凸轮314施加的回转预紧力，使所述凸轮314具有向所述压紧件转动部22方向转动的趋势；所述棘轮组件32包括固连于所述压紧件转动部22两侧的限位棘轮321，及给所述压紧组件2提供回转预紧力的压紧盖板预紧弹簧323，所述压紧盖板预紧弹簧323施加的回转预紧力使所述压紧组件2与所述凸轮314具有相同转向的运动趋势；所述限位棘轮321设有两个凸起，为第一凸起3211和第二凸起3212；压紧状态时，所述第一凸起3211的尖点与所述凸轮314的侧面相抵靠；展开后，所述第一凸起3211的侧面与所述凸轮314的顶端相抵靠，同时，所述第二凸起3212的侧面与所述支座1的上表面相抵靠。
参见图1-5，对应的，所述压紧机构精准限位展开装置的展开限位步骤包括：
解锁，所述被压紧装置4被压紧盖板23和压紧座6夹在中间，所述压紧座6与航天器本体固联，所述压紧杆21穿过被压紧装置4，与所述压紧座6固联，所述火工品5设于压紧座6内部，用于截断所述压紧杆21，当航天器给所述火工品5提供截断信号时，所述火工品5启动，所述压紧杆21受剪截断，与被压紧装置4脱离；
展开，所述压紧盖板预紧弹簧323给压紧盖板23提供回转驱动力，所述压紧盖板23绕压紧件转动部22回转轴产生转动，所述第一凸起3211尖部与凸轮314产生相对滑动；
限位，所述第一凸起3211与凸轮314脱离，所述凸轮314受凸轮预紧弹簧313驱动产生回转，回转后所述凸轮314顶部与第一凸起3211侧面相抵靠，同时，所述第二凸起3212的弧形面与支座1的上表面相抵靠，此时所述压紧盖板23的转动角度θ为压紧机构的展开角。
实施例1
参见图1-7，图10，本实施例中，压紧机构精准限位展开装置，包括支座1、压紧组件2及展开定位机构3；所述支座1上表面设有3处支撑耳11，其中第一支撑耳111和第二支撑耳112中心孔同轴，并设于支座1上表面一侧，第三支撑耳113设于所述支座1上表面的另一侧；所述压紧组件2包括压紧盖板23，所述压紧盖板23一端与被压紧装置连接，连接处设有压紧杆21，另一端设有压紧件转动部22，所述压紧件转动部22与所述支座1的第一支撑耳111和第二支撑耳112配合铰接；所述展开定位机构3包括与第三支撑耳113铰接的定位凸轮组件31和与所述压紧件转动部22固连的棘轮组件32，所述定位凸轮组件31包括凸轮314和给所述凸轮314施加回转预紧力的凸轮预紧弹簧313，所述凸轮预紧弹簧313对所述凸轮314施加的回转预紧力，使所述凸轮314具有向所述压紧件转动部22方向转动的趋势；所述棘轮组件32包括固连于所述压紧件转动部22两侧的限位棘轮321，及给所述压紧组件2提供回转预紧力的压紧盖板预紧弹簧323，所述压紧盖板预紧弹簧323施加的回转预紧力使所述压紧组件2与所述凸轮314具有相同转向的运动趋势；所述限位棘轮321设有两个凸起，为第一凸起3211和第二凸起3212；压紧状态时，所述第一凸起3211的尖点与所述凸轮314的侧面相抵靠；展开后，所述第一凸起3211的侧面与所述凸轮314的顶端相抵靠，同时，所述第二凸起3212的侧面与所述支座1的上表面相抵靠。
所述限位棘轮321与所述压紧件转动部22的配合面设有多个限位键3213，所述限位键3213呈中心放射状结构，对应的，所述压紧件转动部22侧面设有与所述限位键3213配合的键槽。
所述定位凸轮组件31包括凸轮轴311，所述凸轮轴311依次穿过凸轮314、第三支撑耳113、凸轮预紧弹簧313和第一锁紧螺母312；其中所述凸轮314位于靠近第二支撑耳112的一侧，所述凸轮预紧弹簧313具有两个伸出端，一个伸出端与凸轮314固联，另一个伸出端与支座1固联，所述第一锁紧螺母312与凸轮轴311螺接，其端面压紧所述凸轮预紧弹簧313。
所述棘轮组件32包括棘轮-盖板转轴322，所述棘轮-盖板转轴322端部设有轴端限位块，轴身依次穿过限位棘轮321、压紧件转动部22、第二支撑耳112、压紧盖板预紧弹簧323、第一支撑耳111、限位棘轮321和第二锁紧螺母324，所述第二锁紧螺母324与所述棘轮-盖板转轴322端部螺接，其内侧端面与限位棘轮321端面紧密贴合，所述压紧件转动部22为U型结构，两侧侧壁分别位于第二支撑耳112和第一支撑耳111外侧，所述压紧盖板预紧弹簧323具有两个伸出端，一端与压紧件转动部22相抵靠，另一端与支座1的上表面相抵靠。
所述第二凸起3212与所述支座1的配合面为弧形结构。
所述凸轮预紧弹簧313与压紧盖板预紧弹簧323选用扭簧。
对应的，所述压紧盖板23的展开角度可通过调整所述限位棘轮321的两个凸起与所述压紧件转动部22的相对角度进行调节，以适应不同的展开角度需求。
实施例2
参见图8、9，与实施例1的不同之处在于所述限位棘轮321沿周向均匀的设有多个定位通孔3214，对应的，所述压紧件转动部22侧面设有与所述定位通孔3214配合的限位孔，所述限位棘轮321与所述压紧件转动部22通过插入定位通孔3214和限位孔的限位销固定。
本实施例提供了另一种调整压紧盖板23的展开角度的结构，相较于限位键3213的结构，通孔的结构加工更简单，节约了加工成本和加工时间。
本领域的普通技术人员可以理解，在上述的各实施方式中，为了使读者更好地理解本申请而提出了许多技术细节。但是，即使没有这些技术细节和基于上述各实施方式的种种变化和修改，也可以基本实现本申请各权利要求所要求保护的技术方案。因此，在实际应用中，可以在形式上和细节上对上述实施方式作各种改变，而不偏离本发明的精神和范围。

Claims (10)

1.压紧机构精准限位展开装置，其特征在于：包括支座(1)、压紧组件(2)及展开定位机构(3)；
所述支座(1)上表面设有3处支撑耳(11)，其中第一支撑耳(111)和第二支撑耳(112)中心孔同轴，并设于支座(1)上表面一侧，第三支撑耳(113)设于所述支座(1)上表面的另一侧；
所述压紧组件(2)包括压紧盖板(23)，所述压紧盖板(23)一端与被压紧装置(4)连接，连接处设有压紧杆(21)，另一端设有压紧件转动部(22)，所述压紧件转动部(22)与所述支座(1)的第一支撑耳(111)和第二支撑耳(112)配合铰接；
所述展开定位机构(3)包括与第三支撑耳(113)铰接的定位凸轮组件(31)和与所述压紧件转动部(22)固连的棘轮组件(32)，所述定位凸轮组件(31)包括凸轮(314)和给所述凸轮(314)施加回转预紧力的凸轮预紧弹簧(313)，所述凸轮预紧弹簧(313)对所述凸轮(314)施加的回转预紧力，使所述凸轮(314)具有向所述压紧件转动部(22)方向转动的趋势；所述棘轮组件(32)包括固连于所述压紧件转动部(22)两侧的限位棘轮(321)，及给所述压紧组件(2)提供回转预紧力的压紧盖板预紧弹簧(323)，所述压紧盖板预紧弹簧(323)施加的回转预紧力使所述压紧组件(2)与所述凸轮(314)具有相同转向的运动趋势；所述限位棘轮(321)设有两个凸起，为第一凸起(3211)和第二凸起(3212)；
压紧状态时，所述第一凸起(3211)的尖点与所述凸轮(314)的侧面相抵靠；
展开后，所述第一凸起(3211)的侧面与所述凸轮(314)的顶端相抵靠，同时，所述第二凸起(3212)的侧面与所述支座(1)的上表面相抵靠。
2.根据权利要求1所述的压紧机构精准限位展开装置，其特征在于：所述限位棘轮(321)与所述压紧件转动部(22)的配合面设有多个限位键(3213)，所述限位键(3213)呈中心放射状结构，对应的，所述压紧件转动部(22)侧面设有与所述限位键(3213)配合的键槽。
3.根据权利要求1所述的压紧机构精准限位展开装置，其特征在于：所述限位棘轮(321)沿周向均匀的设有多个定位通孔(3214)，对应的，所述压紧件转动部(22)侧面设有与所述定位通孔(3214)配合的限位孔，所述限位棘轮(321)与所述压紧件转动部(22)通过插入定位通孔(3214)和限位孔的限位销固定。
4.根据权利要求1所述的压紧机构精准限位展开装置，其特征在于：所述定位凸轮组件(31)包括凸轮轴(311)，所述凸轮轴(311)依次穿过凸轮(314)、第三支撑耳(113)、凸轮预紧弹簧(313)和第一锁紧螺母(312)；其中所述凸轮(314)位于靠近第二支撑耳(112)的一侧，所述凸轮预紧弹簧(313)具有两个伸出端，一个伸出端与凸轮(314)固联，另一个伸出端与支座(1)固联，所述第一锁紧螺母(312)与凸轮轴(311)螺接，其端面压紧所述凸轮预紧弹簧(313)。
5.根据权利要求1所述的压紧机构精准限位展开装置，其特征在于：所述棘轮组件(32)包括棘轮-盖板转轴(322)，所述棘轮-盖板转轴(322)端部设有轴端限位块，轴身依次穿过限位棘轮(321)、压紧件转动部(22)、第二支撑耳(112)、压紧盖板预紧弹簧(323)、第一支撑耳(111)、限位棘轮(321)和第二锁紧螺母(324)，所述第二锁紧螺母(324)与所述棘轮-盖板转轴(322)端部螺接，其内侧端面与限位棘轮(321)端面紧密贴合，所述压紧件转动部(22)为U型结构，两侧侧壁分别位于第二支撑耳(112)和第一支撑耳(111)外侧，所述压紧盖板预紧弹簧(323)具有两个伸出端，一端与压紧件转动部(22)相抵靠，另一端与支座(1)的上表面相抵靠。
6.根据权利要求1所述的压紧机构精准限位展开装置，其特征在于：所述凸轮(314)的突出部为长条形，顶端为直边或具有一定弧度的曲边，对应的，所述第一凸起(3211)与凸轮(314)的配合处呈阶梯状，其配合面结构与凸轮(314)顶端面的结构一致，所述第一凸起(3211)的另一侧面为弧形结构。
7.根据权利要求6所述的压紧机构精准限位展开装置，其特征在于：所述第二凸起(3212)与所述支座(1)的配合面为弧形结构。
8.根据权利要求1所述的压紧机构精准限位展开装置，其特征在于：所述凸轮预紧弹簧(313)与压紧盖板预紧弹簧(323)可选用扭簧、板簧、卷簧或其他可实现预紧功能的零件中的一种。
9.压紧机构精准限位展开装置的展开限位方法，其特征在于，采用如权利要求1-8中任一权利要求所述的压紧机构精准限位展开装置，其展开限位步骤如下：
解锁，所述压紧杆(21)受剪截断，与被压紧装置(4)脱离；
展开，所述压紧盖板预紧弹簧(323)给压紧盖板(23)提供回转驱动力，所述压紧盖板(23)绕压紧件转动部(22)回转轴产生转动，所述第一凸起(3211)尖部与凸轮(314)产生相对滑动；
限位，所述第一凸起(3211)与凸轮(314)脱离，所述凸轮(314)受凸轮预紧弹簧(313)驱动产生回转，回转后所述凸轮(314)顶部与第一凸起(3211)侧面相抵靠，同时，所述第二凸起(3212)的弧形面与支座(1)的上表面相抵靠，此时所述压紧盖板(23)的转动角度θ为压紧机构的展开角。
10.根据权利要求9所述的压紧机构精准限位展开装置的展开限位方法，其特征在于，还包括：
展开角调整，调整所述限位棘轮(321)的两个凸起与所述压紧件转动部(22)的相对角度，可调整压紧机构的展开角度。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113753270A (zh) * 2021-09-13 2021-12-07 北京空间飞行器总体设计部 一种宽温域高刚度静定式压紧系统
CN114435628A (zh) * 2022-01-12 2022-05-06 航天科工空间工程发展有限公司 一种空间展开机构

Citations (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4228741A (en) * 1977-12-22 1980-10-21 Paxton & Vierling Steel Co. Automatically releasing stabilizer
US4747566A (en) * 1986-05-06 1988-05-31 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh Apparatus for partially unfolding solar collectors
US5048239A (en) * 1989-07-05 1991-09-17 Wolfhard Filitz Apparatus for mounting a decompression wall panel in an aircraft or spacecraft
EP0768241A1 (en) * 1995-10-16 1997-04-16 Construcciones Aeronauticas, S.A. Fastening and separating system for satellites
US5673459A (en) * 1994-09-28 1997-10-07 Space Systems/Loral, Inc. Deployment hinge apparatus
WO1997045639A1 (fr) * 1996-05-24 1997-12-04 Jury Bronislavovich Ekhin Methode permettant de transformer la rotation d'un corps solide en une force de traction lineaire et faisant appel a un procede desequilibre directionnel, et dispositifs de mise en oeuvre de cette methode
US5826832A (en) * 1996-03-15 1998-10-27 Daimler-Benz Aerospace Ag Device for unfolding two panels for solar generators
US20030183035A1 (en) * 2002-03-29 2003-10-02 Organisation Intergouvernementale Dite Agence Spatiale Europeenne Device for temporarily locking a rotor, in particular a magnetically suspended rotor of an inertia wheel for space applications
JP2005256993A (ja) * 2004-03-12 2005-09-22 Takigen Mfg Co Ltd 締結部取外し防止具の解除装置
US20070278352A1 (en) * 2006-06-01 2007-12-06 Joel Quincieu Low-energy locking hinge mechanism for deployable devices
EP2348172A2 (de) * 2010-01-25 2011-07-27 BKS GmbH Entriegelungsvorrichtung
DE102011115023A1 (de) * 2011-10-08 2013-04-11 Klaus Spatzier Vorrichtung zum Aufriggen einer Slackline
US20130294827A1 (en) * 2010-12-27 2013-11-07 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Coupling/uncoupling mechanism and cosmonautic vehicle comprising the same
US20140091581A1 (en) * 2011-05-27 2014-04-03 Marco Taurasi Double ratchet, double pawl vehicular latch with soft stop on reset
CN103825078A (zh) * 2014-03-24 2014-05-28 上海航天电子通讯设备研究所 一种星载天线自动锁紧装置
CN103950558A (zh) * 2014-04-14 2014-07-30 浙江理工大学 一种扇形太阳翼重复折展机构
CN104201455A (zh) * 2014-08-26 2014-12-10 中国科学院电子学研究所 杆状天线的展开释放装置
CN106608373A (zh) * 2015-10-23 2017-05-03 赵士野 一种空间在轨重复锁紧释放机构
CN106742062A (zh) * 2017-01-10 2017-05-31 西安电子科技大学 依托牵引块的航天器发射筒内定位导轨
CN107097976A (zh) * 2017-03-24 2017-08-29 哈尔滨工业大学 一种可解锁摆转支撑座及具有该组件的星球车转移坡道
CN109398761A (zh) * 2018-10-31 2019-03-01 北京宇航系统工程研究所 基于形状记忆合金触发的连接解锁机构
JPWO2018186466A1 (ja) * 2017-04-07 2020-01-23 株式会社Ｔｏｋ 簡易トルクレンチ
CN110920940A (zh) * 2019-12-17 2020-03-27 北京工业大学 一种立方星分离开舱锁紧机构
US20220074471A1 (en) * 2018-12-18 2022-03-10 Shanghai Aerospace Control Technology Institute Two-degree-of-freedom decoupled transmission apparatus for spatial adhesion pawl

Patent Citations (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4228741A (en) * 1977-12-22 1980-10-21 Paxton & Vierling Steel Co. Automatically releasing stabilizer
US4747566A (en) * 1986-05-06 1988-05-31 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh Apparatus for partially unfolding solar collectors
US5048239A (en) * 1989-07-05 1991-09-17 Wolfhard Filitz Apparatus for mounting a decompression wall panel in an aircraft or spacecraft
US5673459A (en) * 1994-09-28 1997-10-07 Space Systems/Loral, Inc. Deployment hinge apparatus
EP0768241A1 (en) * 1995-10-16 1997-04-16 Construcciones Aeronauticas, S.A. Fastening and separating system for satellites
US5826832A (en) * 1996-03-15 1998-10-27 Daimler-Benz Aerospace Ag Device for unfolding two panels for solar generators
WO1997045639A1 (fr) * 1996-05-24 1997-12-04 Jury Bronislavovich Ekhin Methode permettant de transformer la rotation d'un corps solide en une force de traction lineaire et faisant appel a un procede desequilibre directionnel, et dispositifs de mise en oeuvre de cette methode
US20030183035A1 (en) * 2002-03-29 2003-10-02 Organisation Intergouvernementale Dite Agence Spatiale Europeenne Device for temporarily locking a rotor, in particular a magnetically suspended rotor of an inertia wheel for space applications
JP2005256993A (ja) * 2004-03-12 2005-09-22 Takigen Mfg Co Ltd 締結部取外し防止具の解除装置
US20070278352A1 (en) * 2006-06-01 2007-12-06 Joel Quincieu Low-energy locking hinge mechanism for deployable devices
EP2348172A2 (de) * 2010-01-25 2011-07-27 BKS GmbH Entriegelungsvorrichtung
US20130294827A1 (en) * 2010-12-27 2013-11-07 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Coupling/uncoupling mechanism and cosmonautic vehicle comprising the same
US20140091581A1 (en) * 2011-05-27 2014-04-03 Marco Taurasi Double ratchet, double pawl vehicular latch with soft stop on reset
DE102011115023A1 (de) * 2011-10-08 2013-04-11 Klaus Spatzier Vorrichtung zum Aufriggen einer Slackline
CN103825078A (zh) * 2014-03-24 2014-05-28 上海航天电子通讯设备研究所 一种星载天线自动锁紧装置
CN103950558A (zh) * 2014-04-14 2014-07-30 浙江理工大学 一种扇形太阳翼重复折展机构
CN104201455A (zh) * 2014-08-26 2014-12-10 中国科学院电子学研究所 杆状天线的展开释放装置
CN106608373A (zh) * 2015-10-23 2017-05-03 赵士野 一种空间在轨重复锁紧释放机构
CN106742062A (zh) * 2017-01-10 2017-05-31 西安电子科技大学 依托牵引块的航天器发射筒内定位导轨
CN107097976A (zh) * 2017-03-24 2017-08-29 哈尔滨工业大学 一种可解锁摆转支撑座及具有该组件的星球车转移坡道
JPWO2018186466A1 (ja) * 2017-04-07 2020-01-23 株式会社Ｔｏｋ 簡易トルクレンチ
CN109398761A (zh) * 2018-10-31 2019-03-01 北京宇航系统工程研究所 基于形状记忆合金触发的连接解锁机构
US20220074471A1 (en) * 2018-12-18 2022-03-10 Shanghai Aerospace Control Technology Institute Two-degree-of-freedom decoupled transmission apparatus for spatial adhesion pawl
CN110920940A (zh) * 2019-12-17 2020-03-27 北京工业大学 一种立方星分离开舱锁紧机构

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孙国鹏等: "一种空间光学遥感器的主镜展开机构", 《航天器工程》 *
孙国鹏等: "一种空间光学遥感器的主镜展开机构", 《航天器工程》, no. 05, 15 September 2007 (2007-09-15) *
罗阿妮等: "空间伸展臂的根部锁紧机构研究", 《机械制造》 *
罗阿妮等: "空间伸展臂的根部锁紧机构研究", 《机械制造》, no. 06, 20 June 2010 (2010-06-20) *
罗雪: "关节式便携脚限位器设计与仿真分析", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 (工程科技Ⅱ辑)》 *
罗雪: "关节式便携脚限位器设计与仿真分析", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 (工程科技Ⅱ辑)》, 30 June 2014 (2014-06-30), pages 031 - 274 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113753270A (zh) * 2021-09-13 2021-12-07 北京空间飞行器总体设计部 一种宽温域高刚度静定式压紧系统
CN113753270B (zh) * 2021-09-13 2023-08-29 北京空间飞行器总体设计部 一种宽温域高刚度静定式压紧系统
CN114435628A (zh) * 2022-01-12 2022-05-06 航天科工空间工程发展有限公司 一种空间展开机构

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