The deployment and locking device of the micro satellite solar wing belongs to the aerospace technology field. The purpose is to provide a small satellite solar wing deployment locking device, which solves the problems of large size, heavy weight and large impact existing in the existing technology. The invention comprises a male dumplings, dumplings, including the first public plate is fixedly arranged on both ends of the first plate first connecting ring and the end connecting tube; mother mother dumplings dumplings, including second flat plate and is fixed at second ends of second flat connecting ring and the end connecting piece; connection mechanism of public and mother dumplings dumplings the male parent, dumplings and dumplings around the central axis of relative rotation, rotation of the maximum angle, the first and second flat plate in the same plane; used to deploy the device launched public dumplings and mother dumplings, expansion device is a torsion spring sheathed on the central shaft, a torsion spring structure extends on both sides of the first and two flat plate and respectively. On the end face contact; locking mechanism for locking the solar wing deployment and the relative position of the mother dumplings dumplings; and to provide solar wing deployment in place signal switch signal.
【技术实现步骤摘要】
微小卫星太阳翼展开锁定装置
本专利技术属于航空航天
,具体涉及一种微小卫星太阳翼展开锁定装置。
技术介绍
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,由展开锁定装置实现太阳翼的展开及锁定并提供太阳翼展开到位信号。传统大卫星的展开锁定机构多采用卷簧结构,具有尺寸大、质量重及冲击大的特点,并且传统的展开锁定机构需要额外配备行程开关来提供太阳翼展开到位信号,该展开锁定机构无法直接应用于对包络尺寸有严格限制、整星质量轻、冲击低的以搭载方式发射的微纳卫星上。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供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。为实现上述目的,本专利技术的微小卫星太阳翼展开锁定装置包括:公饺,所述公饺包括第一平板以及固定设置在第一平板两端部的第一连接环和端部连接筒;母饺,所述母饺包括第二平板以及固定设置在第二平板两端部的第二连接环和端部连接片;连接公饺和母饺的连接机构,所述连接机构的中心轴依次穿过公饺的第一连接环、母饺的第二连接环、母饺的端部连接片以及公饺的端部连接筒,所述公饺和母饺绕中心轴相对转动,转动最大角度时,第一平板和第二平板处于同一平面,侧壁接触;用于展开公饺和母饺的展开装置,所述展开装置为套在中心轴上的扭簧,所述扭簧两边的伸出结构分别和第一平 ...
【技术保护点】
微小卫星太阳翼展开锁定装置,其特征在于,包括:公饺(1),所述公饺(1)包括第一平板(101)以及固定设置在第一平板(101)两端部的第一连接环(102)和端部连接筒(103);母饺(2),所述母饺(2)包括第二平板(201)以及固定设置在第二平板(201)两端部的第二连接环(203)和端部连接片(202);连接公饺(1)和母饺(2)的连接机构(3),所述连接机构(3)的中心轴(301)依次穿过公饺(1)的第一连接环(102)、母饺(2)的第二连接环(203)、母饺(2)的端部连接片(202)以及公饺(1)的端部连接筒(103),所述公饺(1)和母饺(2)绕中心轴(301)相对转动,转动最大角度时,第一平板(101)和第二平板(201)处于同一平面,侧壁接触;用于展开公饺(1)和母饺(2)的展开装置(4),所述展开装置(4)为套在中心轴(301)上的扭簧(401),所述扭簧(401)两边的伸出结构分别和第一平板(101)及第二平板(201)上端面接触;用于太阳翼展开时锁紧公饺(1)和母饺(2)相对位置的锁紧机构(5);以及提供太阳翼展开到位信号的信号开关(6)。
【技术特征摘要】
1.微小卫星太阳翼展开锁定装置,其特征在于,包括:公饺(1),所述公饺(1)包括第一平板(101)以及固定设置在第一平板(101)两端部的第一连接环(102)和端部连接筒(103);母饺(2),所述母饺(2)包括第二平板(201)以及固定设置在第二平板(201)两端部的第二连接环(203)和端部连接片(202);连接公饺(1)和母饺(2)的连接机构(3),所述连接机构(3)的中心轴(301)依次穿过公饺(1)的第一连接环(102)、母饺(2)的第二连接环(203)、母饺(2)的端部连接片(202)以及公饺(1)的端部连接筒(103),所述公饺(1)和母饺(2)绕中心轴(301)相对转动,转动最大角度时,第一平板(101)和第二平板(201)处于同一平面,侧壁接触;用于展开公饺(1)和母饺(2)的展开装置(4),所述展开装置(4)为套在中心轴(301)上的扭簧(401),所述扭簧(401)两边的伸出结构分别和第一平板(101)及第二平板(201)上端面接触;用于太阳翼展开时锁紧公饺(1)和母饺(2)相对位置的锁紧机构(5);以及提供太阳翼展开到位信号的信号开关(6)。2.根据权利要求1所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置,其特征在于,所述连接机构(3)还包括拧紧螺母(302)、内圈螺母(303)、外圈螺母(304)和关节轴承(305);所述中心轴(301)和公饺(1)的端部连接筒(103)通过关节轴承(305)连接,中心轴(301)位于公饺(1)第一连接环(102)一端通过拧紧螺母(302)固定,另一端通过内圈螺母(303)和外圈螺母(304)固定。3.根据权利要求1或2所述的微小卫星太阳翼展开锁定装置,其特征在于,所述锁紧机构(5)包括:设置在母饺(2)的端部连接片(202)外表面弧形导轨(501);固定在导轨(501)末端的固定孔(502);相对固定在公饺(1)的端部连接筒(103)外表面的两个固定座(503);穿过两个固定座(503)并和公饺(1)的端部连接筒(103)轴线平行的导柱(504),所述导柱(504)端部沿所述导轨(501)滑动;套在导柱(504)位于两个固定座(503)之间部分的压缩弹簧(505);以及固定在导柱(504)外表面上的限位柱(506),所述限位柱(506)位...
【专利技术属性】
技术研发人员:赵相禹,谷松,陈善搏,张道威,高飞,张洪雨,段胜文,姜姝羽,
申请(专利权)人:长光卫星技术有限公司,
类型:发明
国别省市:吉林,22
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