一种航天器机构解锁装置制造方法及图纸

一种航天器机构解锁装置，用于航天器太阳翼根部铰链在地面研制试验中的人工解锁。该装置包括固定支座(1)、驱动杆(3)、活动支座(2)、方棱柱(4)、旋钮(5)，该装置克服了航天器机构构型复杂、操作空间小、解锁力需求较大的问题，能够辅助实现航天器太阳翼根部铰链的人工可靠解锁，适用于一次性动作的展开锁定机构，操作简便，加工简单，可应用范围较广。

An unlocking device for spacecraft mechanism

A kind of unlocking device for spacecraft mechanism is used for the artificial unlocking of the hinge of the solar wing root of the spacecraft in the ground research and development test. The device comprises a fixed support (1) and a driving rod (3), (2), support (4), Fang Lengzhu (5), the knob device overcomes the spacecraft mechanism configuration complex, small operation space, unlocking force greater demand, can help achieve reliable unlock artificial spacecraft solar wing root hinge. The locking mechanism, expand for a one-time action has the advantages of simple operation, simple processing, can be widely used.

【技术实现步骤摘要】
一种航天器机构解锁装置
本技术涉及航天应用领域，是一种航天器机构解锁装置，主要应用主要适用于航天器太阳翼根部铰链在地面研制试验中的人工解锁，其它航天器机构、民用机构也可参考使用。
技术介绍
为实现高可靠、重量轻等特殊需求，航天器机构大多采用复杂的冗余设计方案、小巧的零件设计策略。与此同时，为验证机构展开、锁定的可靠性，在航天器产品研制中，需重复开展机构展开性能测试或验证。也就是说，在轨一次性动作的展开锁定机构在研制过程中需要多次人工干预解锁，即人工复位。由于航天器机构构型复杂、操作空间及留给操作人员的视场有限，解锁力需求较大，徒手实现可靠解锁难度较大，实践中曾多次出现过因解锁异常而导致产品损坏的现象。因此，航天器机构产品研制中迫切需要可靠的解锁装置。
技术实现思路
本技术解决的技术问题是：针对徒手解锁实现方法难度较大，需求解锁力大、解锁视野小，操作空间小的问题，提出了一种航天器机构解锁装置，能够实现在轨一次性动作的展开锁定机构。本技术解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：一种航天器机构解锁装置，包括固定支座、驱动杆、活动支座、方棱柱、旋钮，固定支座与驱动杆的一端通过螺纹连接，驱动杆的另一端设置旋钮，活动支座与驱动杆通过螺纹连接且安装于驱动杆上，固定支座与活动支座通过方棱柱连接，固定支座上设置有用于与被解锁装置连接的掏空的套管，活动支座上设置有用于与被解锁装置连接的凹槽。优选的，所述套管的横截面为圆柱形。进一步的，所述凹槽的横截面为弧形。所述旋钮转动时，活动支座相对于固定支座的运动速度与旋钮的旋转速度成正比。本技术与现有技术相比的优点在于：(1)本技术解决了传统徒手解锁方法需求解锁力不够的问题，通过旋转旋钮带动驱动杆转动提供足够的解锁力，在充足的操作空间内，提升解锁效率且减少解锁时间，为验证机构展开、锁定的可靠性提供了保障。(2)本技术在设计时考虑了解锁装置的稳定性以及与被解锁装置的兼容性，通过双头螺柱驱动固定支座与活动支座的运动，解决了操作省力、分离距离可量化控制问题；真正做到了操作方法稳定可靠、过程可监测，结果能量化的目标。(3)本技术采用了使用引出装置实现了操作位置的转移，解决了由于操作空间有限，且存在较多遮挡物，操作过程基本上属于盲操作的操作可视性问题；附图说明图1为技术提供的本解锁装置机构示意图；图2为技术提供的航天器太阳翼根部铰链机构运动示意图；图3为技术提供的解锁工装在太阳翼根部铰链应用示意图；具体实施方式如图1所示，本技术由固定支座1、活动支座2、驱动杆3、方棱柱4、及旋钮5等五个零件组成。固定支座1上设置的左旋螺纹孔与驱动杆3上对应的左旋螺柱部分相连接，活动支座2上设置的右旋螺纹孔与驱动杆3上对应的右旋螺柱部分相连接。固定支座1安装于驱动杆3底部，活动支座2安装在驱动杆3中间位置，通过方棱柱4进行连接。旋转驱动杆3末端的旋钮5时，由于左右螺纹、方棱柱4的共同作用，固定支座1与活动支座2之间将发生沿驱动杆3轴线方向的分离运动，活动支座2相对于固定支座1的相对速度与旋钮5的转动速度成正比。本技术所针对的航天器太阳翼根部铰链机构运动如图2所示，航天器太阳翼根部铰链主要由根铰法兰11、铰链叉子12、锁定摆杆13、锁定弹簧15、铰链转轴16组成，其中根铰法兰11上设置有喇叭形锁紧槽18，用于实现锁定摆杆13摆动到位后卡紧其末端锁定柱14。附图2a为收拢状态的根部铰链示意图，附图2b为半展开状态的根部铰链示意图，附图2c为完全展开并锁定后的根部铰链示意图。根部铰链从收拢状态逐渐展开时，利用电机或弹簧驱动铰链叉子12逆时针转动，进而推动锁定摆杆13末端的锁定柱14沿根铰法兰11上侧弧形滑道17运动，当锁定柱14运动到锁紧槽18位置时，锁定摆杆13在锁定弹簧15的作用下发生相对于铰链叉子12的转动，锁定柱14在锁紧槽18内向喇叭口底部运动，最终卡紧在锁紧槽18内，实现整个根部铰链的锁定。根部铰链在轨展开时，各机构零件将按前述顺序依次动作，直至完全锁定。但在进行地面试验时，根部铰链需要人工解锁，以便重复开展展开试验。根部铰链解锁的过程如下：首先将锁定柱14从锁紧槽18内退出，并运动到不影响铰链叉子12转动的位置；然后转动铰链叉子12实施收拢，在合适的位置处，将锁定柱14轻轻放置在根铰法兰11上侧的弧形滑道17上；之后，继续转动铰链叉子12，使根部铰链完全收拢。解锁装置在根部铰链上的应用过程如图3所示，其中，附图3a是根部铰链完全锁定状态，是铰链完全展开后自主达到的状态；附图3b是在完全锁定的铰链上安装解锁装置后的状态；附图3c是朝某特定方向旋转解锁装置旋钮37后，将锁定摆杆13从锁紧槽18内完全推出后的状态；附图3d是转动铰链叉子12带动锁定摆杆13、锁定柱14、解锁工装等共同转动一定角度后的状态，该状态称为铰链完全解锁状态；附图3e是在铰链完全解锁状态下反向旋转旋钮5使锁定柱14与铰链转轴16之间的距离逐步减小，直至锁定柱14落在根部铰链弧形滑道17上位置，进而取下解锁工装后的状态；附图3f是继续转动铰链叉子12使根部铰链达到完全收拢后的状态。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器机构解锁装置，其特征在于：包括固定支座(1)、驱动杆(3)、活动支座(2)、方棱柱(4)、旋钮(5)，固定支座(1)与驱动杆(3)的一端通过螺纹连接，驱动杆(3)的另一端设置旋钮(5)，活动支座(2)与驱动杆(3)通过螺纹连接且安装于驱动杆(3)上，固定支座(1)与活动支座(2)通过方棱柱(4)连接，固定支座(1)上设置有用于与被解锁装置连接的掏空的套管，活动支座(2)上设置有用于与被解锁装置连接的凹槽。

【技术特征摘要】
1.一种航天器机构解锁装置，其特征在于：包括固定支座(1)、驱动杆(3)、活动支座(2)、方棱柱(4)、旋钮(5)，固定支座(1)与驱动杆(3)的一端通过螺纹连接，驱动杆(3)的另一端设置旋钮(5)，活动支座(2)与驱动杆(3)通过螺纹连接且安装于驱动杆(3)上，固定支座(1)与活动支座(2)通过方棱柱(4)连接，固定支座(1)上设置有用于与被解锁装置连接的掏空的套管，活...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴跃民，王举，赵坚成，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：新型
国别省市：北京,11