[发明专利]一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构

权利要求书

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(10)和所述第二翼板(20)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，所述锁紧组件(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。

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。

3.根据权利要求2所述的的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，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)。

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)。

5.根据权利要求4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)。

6.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，所述第一缺口(31a)和所述第二缺口(32a)其各自的圆心角为90°。

7.根据权利要求6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。