[发明专利]一种锁紧结构

说明书

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。

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。