【技术实现步骤摘要】
一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构
本专利技术属于航空航天设备
，具体涉及一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构。
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。中国技术专利，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...
【技术保护点】
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...
【技术特征摘要】
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...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵相禹，谷松，高飞，陈善搏，张雷，姜姝羽，段胜文，孙洪雨，
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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