[发明专利]一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构

说明书

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。

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，其特征在于，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，所述锁紧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；