CN114435628A - 一种空间展开机构 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种空间展开机构，包括安装基板；两个对称配置于安装基板上的弹性安装件；以及配置于两个弹性安装件之间的柔性阵面；两个弹性安装件被配置为可在外力作用下卷绕，使得柔性阵面整体呈涡旋状；所述空间展开机构还包括用以与弹性安装件对应配合的锁定组件；所述锁定组件被配置为可将卷绕后的弹性安装件锁紧定位，以使得柔性阵面保持涡旋状。该空间展开机构能够实现空间载荷产品的卷绕压紧和展开，具备展开时不需额外能量、自刚化、展开过程可逆的特点。

Description

一种空间展开机构

技术领域

本发明涉及航天技术领域。更具体地，涉及一种空间展开机构。

背景技术

随着航天事业的发展，可展开空间结构技术快速发展，尤其在大功率空间发电、天基遥感等重大应用需求牵引下，空间可展开结构呈现出大型化、轻量化、高精度等发展趋势。充气展开结构作为空间可展开结构的一种，因其折叠体积小、重量轻、成本低等优势而日益受到关注，其中采用热固化材料实现充气展开结构加热软化状态和在轨刚化状态是比较常见的。

然而目前，采用热固化材料的空间充气展开结构因加热实现结构软刚状态变化的方式存在供电能源需求大、加热器粘贴工艺实施难、加热器重量占比大、采购及发射成本高等问题，同时还需要充分考虑热固化材料的空间环境适应性及力学性能随温度变化对航天器机构的影响。

发明内容

针对上述问题，本发明提供一种空间展开机构，该空间展开机构能够实现空间载荷产品的卷绕压紧和展开，具备展开时不需额外能量、自刚化、展开过程可逆的特点。

为实现上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明提供一种空间展开机构，包括：

安装基板；

两个对称配置于安装基板上的弹性安装件；以及

配置于两个弹性安装件之间的柔性阵面；

两个弹性安装件被配置为可在外力作用下卷绕，使得柔性阵面整体呈涡旋状；

所述空间展开机构还包括用以与弹性安装件对应配合的锁定组件；所述锁定组件被配置为可将卷绕后的弹性安装件锁紧定位，以使得柔性阵面保持涡旋状。

此外，优选地方案是，所述锁定组件包括锁定状态和非锁定状态；当锁定组件处于锁定状态时，锁定组件可将卷绕后的弹性安装件锁紧定位，以使得柔性阵面保持涡旋状；当锁定组件处于非锁定状态时，弹性安装件展开，柔性阵面展开并呈平面状。

此外，优选地方案是，所述弹性安装件包括用以与安装基板结合固定的固定部，用以与柔性阵面结合固定的弹性部，用以连接固定部与弹性部的过渡部，以及用以配合锁定组件的锁定部；所述锁定部位于弹性部的远离过渡部的一端。

此外，优选地方案是，所述弹性安装件的锁定部上形成有锁定孔；所述空间展开机构包括有两个对称配置于安装基板上的锁定组件，所述锁定组件包括有用以插接入锁定孔内的锁定销。

此外，优选地方案是，所述弹性安装件包括卷绕状态和展开状态；当弹性安装件处于卷绕状态时，所述弹性安装件弹性部的水平截面呈一字型；当弹性安装件处于展开状态时，所述弹性安装件弹性部的水平截面呈弧形。

此外，优选地方案是，当弹性安装件处于展开状态时，所述锁定部与弹性部相垂直。

此外，优选地方案是，所述锁定组件包括与安装基板结合固定的底座；固定于底座上的分离螺母；以及一端铰接于底座上的拨杆；所述拨杆的另一端上包括有锁定销；

所述拨杆上包括有可相对于拨杆上下运动的压紧杆；所述压紧杆包括有用以与分离螺母对应配合的配合部。

此外，优选地方案是，所述拨杆通过一转轴铰接于底座上；所述转轴上套装有扭簧；

所述扭簧包括有位于扭簧两端的两个支脚；两个支脚分别与底座和拨杆相抵。

此外，优选地方案是，所述底座包括有平直部以及竖直部；所述分离螺母固定于平直部上；所述拨杆铰接于竖直部上；

所述拨杆上包括有供压紧杆贯穿的通孔；所述压紧杆的远离配合部的一端包括有盖体；所述盖体与拨杆之间设置有弹性件。

此外，优选地方案是，所述弹性件套装于所述压紧杆上。

本发明的有益效果为：

本发明通过弹性安装件和锁定组件的配合实现空间载荷产品的压紧和展开，并在展开后保持足够的刚度，具备展开时不需额外能量、自刚化、展开过程可逆的特点；锁定组件和弹性安装件重量比较轻，易于安装，可重复使用，整体成本较低，能够降低航天器的发射成本，而且空间环境适应性更强。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1是本发明的空间展开机构的整体结构示意图。

图2是本发明的空间展开机构的主视图。

图3是本发明的空间展开机构的侧视图。

图4是本发明的弹性安装件处于卷绕状态时的结构示意图。

图5是本发明的弹性安装件处于展开状态时的截面图。

图6是本发明的锁定组件处于锁定状态时的侧视图。

图7是本发明的锁定组件处于非锁定状态时的结构示意图。

图8是本发明的拨杆的结构示意图。

图9是本发明的空间展开机构展开时的结构示意图。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：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。

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。

对于相关领域普通技术人员已知的技术和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术和设备应当被视为说明书的一部分。

在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

为了解决现有的采用热固化材料的空间充气展开结构因加热实现结构软刚状态变化的方式存在供电能源需求大、加热器粘贴工艺实施难、加热器重量占比大、采购及发射成本高的问题。本发明提供一种空间展开机构，结合图1至图9所示，具体地所述空间展开机构包括：安装基板4，在本实施例中，该安装基板4为航天器舱板，主要为弹性安装件1和锁定组件3提供固定安装位置；两个对称配置于安装基板4上的弹性安装件1，弹性安装件1呈长条状；以及配置于两个弹性安装件1之间的柔性阵面2，所述柔性阵面2上承载有空间载荷产品21，如太阳能电池片等；两个弹性安装件1被配置为可在外力作用下卷绕，使得柔性阵面2整体呈涡旋状；可以理解的是，参照图3、图4所示，弹性安装件1包括有用以与安装基板4固定的固定部12，弹性安装件1通过固定部12固定在安装基板4上，两个弹性安装件1安装在柔性阵面2的两侧，起承载支撑柔性阵面2的作用；且弹性安装件1在卷绕时所受的外力在弹性限度以内，当外力撤销后，弹性安装件1能够恢复成长条状且不易弯曲变形，稳定支撑展开后的柔性阵面2。

进一步地，所述空间展开机构还包括用以与弹性安装件1对应配合的锁定组件3；所述锁定组件3被配置为可将卷绕后的弹性安装件1锁紧定位，以使得柔性阵面2保持涡旋状。锁定组件3能够起到压紧和解锁弹性安装件1的作用，使其能够长时间保持卷绕状态。

更进一步地，所述锁定组件3包括锁定状态和非锁定状态；当锁定组件3处于锁定状态时，锁定组件3可将卷绕后的弹性安装件1锁紧定位，使弹性安装件1和柔性阵面2均保持涡旋状，如图1所示；当锁定组件3处于非锁定状态时，也就是说锁定组件3不再锁定压紧弹性安装件1，此时，弹性安装件1会展开，柔性阵面2也随之完全展开并呈平面状，如图9所示。

关于弹性安装件1的具体结构，参照图4所示，所述弹性安装件1包括用以与安装基板4结合固定的固定部12，用以与柔性阵面2结合固定的弹性部13，用以连接固定部12与弹性部13的过渡部14，以及用以配合锁定组件3的锁定部15；所述锁定部15位于弹性部13的远离过渡部14的一端；弹性部13可在外力作用下卷绕，使得柔性阵面2整体呈涡旋状。

在上述实施例中，所述弹性安装件1包括卷绕状态和展开状态；当弹性安装件1处于卷绕状态时，所述弹性安装件1弹性部13的水平截面呈一字型；当弹性安装件1处于展开状态时，所述弹性安装件1弹性部13的水平截面呈弧形。所述弹性安装件1在自然状态下即展开状态时，其弹性部13的横截面为弧形；当在外力卷绕作用下，弹性安装件1整体呈涡旋状，并被锁定组件3锁定压紧在航天器舱板上，此时弹性安装件1弹性部13的横截面由于受外力呈现一字型，并储存一定的弹性形变势能；当锁定组件3解除压紧释放后，弹性安装件1弹性部13由于弹性形变势能作用展开，横截面恢复弧形，如图5所示，并保持一定刚度；保证展开状态的稳定性。

在一具体的实施例中，参照图4、图6所示，关于锁定组件3与弹性安装件1的配合方式，所述弹性安装件1的锁定部15上形成有锁定孔11；所述空间展开机构包括有两个对称配置于安装基板4上的锁定组件3，所述锁定组件3包括有用以插接入锁定孔11内的锁定销36。通过锁定销36和锁定孔11的配合，实现对弹性安装件1的压紧和定位。

当弹性安装件1处于展开状态时，所述锁定部15与弹性部13相垂直，其优势在于，当弹性安装件1卷绕后，便于锁定销36插接入锁定孔11内。

关于锁定组件3的结构，在一具体的实施例中，参照图6、图7所示，所述锁定组件3包括与安装基板4结合固定的底座40；固定于底座40上的分离螺母31；以及一端铰接于底座40上的拨杆35；所述拨杆35的另一端上包括有锁定销36；所述拨杆35上包括有可相对于拨杆35上下运动的压紧杆32；所述压紧杆32包括有用以与分离螺母31对应配合的配合部。

结合图8所示，更具体地，所述拨杆35通过一转轴38铰接于底座40上；所述转轴38上套装有扭簧37。转轴38将扭簧37、拨杆35和底座40串联起来，扭簧37为拨杆35旋转提供能量，可使用挡39圈对转轴38和拨杆35进行轴向限位固定，压紧杆32、弹性件33和盖体34安装在拨杆35上，锁定销36安装在拨杆35非铰接的一端，分离螺母31固定安装在底座40上，当锁定状态下，压紧杆32下端的配合部被夹持固定在分离螺母31内部，当分离螺母31通电解锁时，分离螺母31松开对压紧杆32夹持，压紧杆32在弹性件33回复力作用下向上运动，扭簧37驱动拨杆35旋转，解除对弹性安装件1的压紧锁紧；在所述拨杆35上加工有通孔351和紧固螺孔352，通孔351用于压紧杆32穿过，紧固螺孔352用于锁定销36的安装；更具体地，所述扭簧37包括有位于扭簧37两端的两个支脚；两个支脚分别与底座40和拨杆35相抵，在锁定状态下，扭簧37储存扭转形变能，当解锁时，扭簧37驱动拨杆35旋转。

在本实施例中，关于拨杆35与压紧杆32的配合方式，所述底座40包括有平直部以及竖直部；所述分离螺母31固定于平直部上；所述拨杆35铰接于竖直部上；所述拨杆35上包括有供压紧杆32贯穿的通孔351；所述压紧杆32的远离配合部的一端包括有盖体34；所述盖体34与拨杆35之间设置有弹性件33，该弹性件33可为弹簧，弹簧为压紧杆32提供向上运动的弹性力。

另外，为了保证压紧杆32在拨杆35上上下移动时的稳定性，优选的，所述弹性件33套装于所述压紧杆32上。

综上所述，本发明通过弹性安装件和锁定组件的配合实现空间载荷产品的压紧和展开，并在展开后保持足够的刚度，具备展开时不需额外能量、自刚化、展开过程可逆的特点；锁定组件和弹性安装件重量比较轻，易于安装，可重复使用，整体成本较低，能够降低航天器的发射成本，而且空间环境适应性更强。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (10)

1.一种空间展开机构，其特征在于，包括：

安装基板；

两个对称配置于安装基板上的弹性安装件；以及

配置于两个弹性安装件之间的柔性阵面；

两个弹性安装件被配置为可在外力作用下卷绕，使得柔性阵面整体呈涡旋状；

所述空间展开机构还包括用以与弹性安装件对应配合的锁定组件；所述锁定组件被配置为可将卷绕后的弹性安装件锁紧定位，以使得柔性阵面保持涡旋状。

2.根据权利要求1所述的空间展开机构，其特征在于，所述锁定组件包括锁定状态和非锁定状态；当锁定组件处于锁定状态时，锁定组件可将卷绕后的弹性安装件锁紧定位，以使得柔性阵面保持涡旋状；当锁定组件处于非锁定状态时，弹性安装件展开，柔性阵面展开并呈平面状。

3.根据权利要求1所述的空间展开机构，其特征在于，所述弹性安装件包括用以与安装基板结合固定的固定部，用以与柔性阵面结合固定的弹性部，用以连接固定部与弹性部的过渡部，以及用以配合锁定组件的锁定部；所述锁定部位于弹性部的远离过渡部的一端。

4.根据权利要求3所述的空间展开机构，其特征在于，所述弹性安装件的锁定部上形成有锁定孔；所述空间展开机构包括有两个对称配置于安装基板上的锁定组件，所述锁定组件包括有用以插接入锁定孔内的锁定销。

5.根据权利要求3所述的空间展开机构，其特征在于，所述弹性安装件包括卷绕状态和展开状态；当弹性安装件处于卷绕状态时，所述弹性安装件弹性部的水平截面呈一字型；当弹性安装件处于展开状态时，所述弹性安装件弹性部的水平截面呈弧形。

6.根据权利要求5所述的空间展开机构，其特征在于，当弹性安装件处于展开状态时，所述锁定部与弹性部相垂直。

7.根据权利要求1所述的空间展开机构，其特征在于，所述锁定组件包括与安装基板结合固定的底座；固定于底座上的分离螺母；以及一端铰接于底座上的拨杆；所述拨杆的另一端上包括有锁定销；

所述拨杆上包括有可相对于拨杆上下运动的压紧杆；所述压紧杆包括有用以与分离螺母对应配合的配合部。

8.根据权利要求7所述的空间展开机构，其特征在于，所述拨杆通过一转轴铰接于底座上；所述转轴上套装有扭簧；

所述扭簧包括有位于扭簧两端的两个支脚；两个支脚分别与底座和拨杆相抵。

9.根据权利要求7所述的空间展开机构，其特征在于，所述底座包括有平直部以及竖直部；所述分离螺母固定于平直部上；所述拨杆铰接于竖直部上；

所述拨杆上包括有供压紧杆贯穿的通孔；所述压紧杆的远离配合部的一端包括有盖体；所述盖体与拨杆之间设置有弹性件。

10.根据权利要求9所述的空间展开机构，其特征在于，所述弹性件套装于所述压紧杆上。

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