一种基于弹簧驱动的太阳翼展开与锁紧机构制造技术

本发明专利技术提出了一种基于弹簧驱动的太阳翼展开与锁紧机构，包括扭簧、端部转动座、中间转动座、扭簧限位座、扭簧压紧座、扭簧压紧盖板、芳纶线、专用黏性带以及锁紧机构；端部转动座位于太阳翼上下两端，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点，同时作为锁紧机构的安装平面；所述中间转动座位于太阳翼中部，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点；扭簧压紧座为所述扭簧端部直段的固定平面，并通过扭簧压紧盖板的槽型压紧所述扭簧；扭簧限位座错开分布在两折太阳翼上，完成扭簧转动过程限位；太阳翼展开时的驱动力矩由所述扭簧扭转时的势能提供，展开到位后由所述锁紧机构完成锁紧，翼间限位与刚度保持通过芳纶线与专用黏性带实现。

A spring actuated solar wing deployment and locking mechanism

The invention provides a spring - driven solar wing unfolding and locking mechanism, including twisting spring, end rotating seat, intermediate rotating seat, torsional spring limit seat, torsional spring pressure seat, torsion spring press cover, aramid wire, special adhesive tape and locking mechanism. The end rotating seat is located at both ends of the Sun Wing and through the eighty percent off sun. The wing is combined to provide an axis, a lash point, and an installation plane of a locking mechanism; the middle rotating seat is located in the middle of the sun wing, and provides an unfolding axis and a binding point through the eighty percent off solar wing; the torsion spring is the fixed plane of the end of the torsion spring, and the cover plate is pressed through the torsion spring. The slot type compacts the torsion spring, and the torsion spring limit seat is staggered on the eighty percent off solar wing to complete the twist of the torsion spring, and the driving torque when the sun wing is unfolded is provided by the torsion of the torsion spring, and the locking mechanism is closed after the deployment is unfolded, and the limit of the wing and the stiffness are kept through the aramid line and the special adhesive tape. Realization\u3002

【技术实现步骤摘要】
一种基于弹簧驱动的太阳翼展开与锁紧机构
本专利技术涉及航天器
，尤其涉及一种航天用的太阳翼展开与锁紧机构。
技术介绍
太阳翼展开、锁紧机构在航天，特别是卫星领域广泛使用，太阳翼结构机构主要用来为太阳电池片系统提供安装平面以及保证折叠翼在轨顺利展开。以航天领域卫星的太阳翼为例，其展开机构主要铰链式、荷叶式、旋转关节、弹簧式等形式，锁紧机构主要有机械锁紧、摩擦自锁、铰链自身刚度锁紧等，但现有的展开与锁紧机构均存在一定的弊端，其中铰链式往往需要电池板之间有一定的间隙，占用较大的包络空间，同时铰链式、荷叶式、以及旋转关节的安装均有较高的同轴度要求，由于加工误差、装配误差导致最终的精度难以保证，且旋转关节需要配合电机驱动，以上各方式从重量、复杂程度上增加了研制成本与风险；综合看，弹簧式展开机构最为简单，但现有的弹簧式展开机构仅能提供展开力矩，展开后太阳板间不能承力，对于板间连接结构以及弹簧与电池板的安装、配合关系暂未查到资料，锁紧机构中摩擦锁紧的锁紧程度会随着接触部件表面状态、安装发生变化，难以做到完全定量有效控制，铰链自身刚度保证式锁紧仅在铰链式机构中有应用，对铰链的选择、安装具有严苛的要求，而机械锁紧应用较多，能查到的主要有连杆式、销孔式、卡槽式等，且每种的应用场合不同，如何做到简单、小巧并适应展开结构，是锁紧的核心。因此，为了满足高效、可靠、简单、快速、轻质的航天器太阳电池阵结构机构要求，故设计弹簧式+板间连接结构+机械锁紧的配合实现太阳翼各个角度折叠并有效展开锁紧。专利文献1(中国专利公开号：CN1696012A)公开了一种太阳能电池帆板展开机构，包括展直扭簧、扎紧尼龙带、扎紧尼龙带熔断机构及太阳能电池帆板展直定位机构；其中，展直扭簧将阳能电池帆板两两面对面或背靠背连接；扎紧尼龙带克服展直扭簧张力将往复折叠的太阳能电池帆板拦腰扎紧；太阳能电池帆板展直定位机构包括设置在太阳能电池帆板上、能随太阳能电池帆板展直而自动伸出定位销，及其定位管，所述定位管设置在相邻的太阳能电池帆板上。太阳能电池帆板在进入太空后，将电阻丝通电，烧断尼龙带，太阳能电池帆板在扭簧的弹力作用下展开。当太阳能电池帆板展开后，利用定位销拉入定位管中，使太阳能电池帆板组构成一个平面阵列。但是，该展开机构因为其为机械锁紧，仅可进行手动折叠，不能实现电机驱动自动折叠。
技术实现思路
为了解决现有技术中的问题，本专利技术提出了一种基于双扭簧驱动、芳纶线连接紧固的太阳翼展开机构以及基于单弹簧的销孔配合式锁紧机构，本专利技术采用如下技术方案：一种基于弹簧驱动的太阳翼展开与锁紧机构，包括扭簧、端部转动座、中间转动座、扭簧压紧座、扭簧压紧盖板、芳纶线、专用黏性带以及锁紧机构；所述端部转动座位于太阳翼上下两端，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点，同时作为锁紧机构的安装平面；所述中间转动座位于太阳翼中部，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点；所述扭簧压紧座为所述扭簧端部直段的固定平面，并通过扭簧压紧盖板的槽型压紧所述扭簧；太阳翼展开时的驱动力矩由所述扭簧扭转时的势能提供，展开到位后由所述锁紧机构完成锁紧，翼间限位与刚度保持通过所述芳纶线与专用黏性带实现。进一步地，所述锁紧机构位于两折太阳翼接触的上下端面，同时完成锁紧。进一步地，所述两折太阳翼包括固定太阳翼、展开式太阳翼，其中，固定太阳翼固定在航天器上。进一步地，所述锁紧机构包括空心锥销、销座、压簧、压簧座、拉绳、拉球与锁定旋转座；拉绳一端连接压簧，另一端连接拉球；压簧的另一端与压簧座固定连接；所述锁定旋转座的旋转轴线与太阳翼展开轴线相同，锁定旋转座与销座分别位于两折太阳翼上；太阳翼压紧状态时，空心锥销在压簧的作用下进入压簧座的柱状槽型中，展开过程沿着锁定旋转座的柱形面滑动，到位后进入锁定旋转座的圆孔中。进一步地，销座顶面开有操作槽，通过伸入空心锥销的圆孔中手动拔出锥销。进一步地，所述展开与锁紧机构还包括扭簧限位座，所述扭簧限位座错开分布在两折太阳翼上，完成扭簧转动过程限位。进一步地，所述扭簧的大小与数量根据太阳板的重量、要求展开角速度进行计算。进一步地，展开太阳翼的数量、展开角度根据实际电源系统要求进行设计。进一步地，在两块太阳翼的接缝两边设置相应的连接孔，用于芳纶线的紧固，芳纶绳正反面采用不同的绑扎形式，既能保持刚度又不影响绕轴线转动过程，同时辅助使用专用黏性带连接电池板，进一步提高连接刚度。本专利技术的有益效果是：本专利技术的太阳翼展开与锁紧机构结构简单、小巧、轻质、展开可靠、安装方便。当活动翼与航天器解除压紧关系后，活动翼通过扭簧势能打开固定角度，打开后翼间由芳纶线与专用黏性带连接，扭簧仅提供展开力矩，不承载板间力；展开到位后锁紧机构工作，其特征是锁紧机构的锁定旋转座随着活动翼绕展开轴线转动，空心锥销在压簧的作用下沿着锁定旋转座的柱体做圆形运动，直到展开后进入锁定旋转座的圆形槽中。附图说明图1是太阳翼展开后本专利技术的太阳翼展开与锁紧机构的主视图；图2是太阳翼展开后本专利技术的太阳翼展开与锁紧机构的侧视图；图3是本专利技术的锁紧机构的剖视图；图4是本专利技术的锁紧机构锁紧时的示意图；图5是太阳翼折叠时旋转一定角度示意图；图6是太阳翼正面芳纶线绑扎示意图；图7是太阳翼背面芳纶线绑扎示意图。其中，1为端部转动座、2为锁紧机构、3为扭簧限位座、4为扭簧压紧座、5为扭簧压紧盖板、6为固定太阳翼、7为中间转动座、8为扭簧、9为展开式太阳翼、10为芳纶线、11为专用黏性带，21为锁定旋转座、22为空心锥销、23为销座、24为压簧、25为压簧座、26为拉绳、27为拉球。具体实施方式下面结合附图说明及具体实施方式对本专利技术进一步说明。图1为太阳翼完全展开状态示意图，电池片粘贴在此面的反面，图2是太阳翼展开后本专利技术的太阳翼展开与锁紧机构的侧视图。本专利技术的基于弹簧驱动的太阳翼展开与锁紧机构，包括端部转动座1、中间转动座7、扭簧限位座3、扭簧压紧座4、扭簧压紧盖板5、固定太阳翼6、展开式太阳翼9、芳纶线10、专用黏性带11以及锁紧机构2。展开式太阳翼展开时的驱动力矩由弹簧扭转时的势能提供，展开到位后由锁紧机构2完成锁紧，翼间限位与刚度保持通过芳纶线10与专用黏性带11实现。所述端部转动座1位于太阳翼上下两端，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点，同时作为锁紧机构的安装平面。所述中间转动座7位于太阳翼中部，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点。所述扭簧压紧座4为扭簧端部直段的固定平面，并通过扭簧压紧盖板5的槽型压紧扭簧。所述扭簧限位座3错开分布在两折太阳翼上，完成扭簧转动过程限位。太阳电池板(亦即太阳翼)上下端面均有一个锁紧装置，锁定旋转座21与销座23分别位于两块电池板上，配合使用。如图3所示，锁紧机构2包括空心锥销22、销座23、压簧24、压簧座25、拉绳26、拉球27与锁定旋转座21。锁紧机构2位于两折太阳翼接触的上下端面，同时完成锁紧。太阳翼压紧状态时，空心锥销22在压簧24的作用下进入压簧座25的柱状槽型中，展开过程沿着锁定旋转座21的柱形面滑动，到位后进入锁定旋转座21的圆孔中。拉绳24一端连接压簧24，另一端连接拉球27。压簧24的另一端与压簧座25固连。所述锁定旋转座的旋转轴线与太阳翼展开轴线相同。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于弹簧驱动的太阳翼展开与锁紧机构，其特征在于：所述太阳翼展开与锁紧机构包括扭簧、端部转动座、中间转动座、扭簧压紧座、扭簧压紧盖板、芳纶线、专用黏性带以及锁紧机构；所述端部转动座位于太阳翼上下两端，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点，同时作为锁紧机构的安装平面；所述中间转动座位于太阳翼中部，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点；所述扭簧压紧座为所述扭簧端部直段的固定平面，并通过扭簧压紧盖板的槽型压紧所述扭簧；太阳翼展开时的驱动力矩由所述扭簧扭转时的势能提供，展开到位后由所述锁紧机构完成锁紧，翼间限位与刚度保持通过所述芳纶线与专用黏性带实现。

【技术特征摘要】
1.一种基于弹簧驱动的太阳翼展开与锁紧机构，其特征在于：所述太阳翼展开与锁紧机构包括扭簧、端部转动座、中间转动座、扭簧压紧座、扭簧压紧盖板、芳纶线、专用黏性带以及锁紧机构；所述端部转动座位于太阳翼上下两端，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点，同时作为锁紧机构的安装平面；所述中间转动座位于太阳翼中部，通过两折太阳翼左右配合，提供展开轴线、绑扎点；所述扭簧压紧座为所述扭簧端部直段的固定平面，并通过扭簧压紧盖板的槽型压紧所述扭簧；太阳翼展开时的驱动力矩由所述扭簧扭转时的势能提供，展开到位后由所述锁紧机构完成锁紧，翼间限位与刚度保持通过所述芳纶线与专用黏性带实现。2.根据权利要求1所述的太阳翼展开与锁紧机构，其特征在于：所述锁紧机构位于两折太阳翼接触的上下端面，同时完成锁紧。3.根据权利要求1或2所述的太阳翼展开与锁紧机构，其特征在于：所述两折太阳翼包括固定太阳翼、展开式太阳翼，其中，固定太阳翼固定在航天器上。4.根据权利要求1所述的太阳翼展开与锁紧机构，其特征在于：所述锁紧机构包括空心锥销、销座、压簧、压簧座、拉绳、拉球与锁定旋转座；拉绳一端连接压簧，另一端连接拉球；...

【专利技术属性】
技术研发人员：高鸽，唐心春，李春，马小龙，陈琦，
申请(专利权)人：深圳航天东方红海特卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：广东,44