一种锥形压紧机构制造技术

本实用新型专利技术提供了一种锥形压紧机构，涉及航天技术领域，其用于压紧和释放太阳翼、天线等，包括第一安装座、第二安装座、锁定组件和解锁组件：第一安装座和第二安装座分别设有第一通孔和第二通孔；锁定组件的一端适于由第二通孔插入第一通孔以限制第一安装座相对于第二安装座的移动；解锁组件包括插件、压紧结构和胀断装置，插件适于穿设于锁定组件，压紧结构和胀断装置分别连接于插件，且压紧结构和胀断装置分别抵接于第一安装座和锁定组件的另一端，胀断装置适于通电以使插件断开。本实用新型专利技术的锥形压紧机构在太阳翼压紧时，减少了对太阳翼的包络空间的占用。阳翼的包络空间的占用。阳翼的包络空间的占用。

【技术实现步骤摘要】
一种锥形压紧机构


[0001]本技术涉及航天
，具体而言，涉及一种锥形压紧机构。

技术介绍

[0002]航天飞行器主体上装设的太阳翼、天线等需要预先折叠并通过压紧机构压紧，航天飞行器发射升天后再进行在轨解锁并展开。由于航天飞行器的内部空间有限，太阳翼在折叠时所占用的包络空间也受到了限制。
[0003]现有的压紧机构通常采用杆式压紧机构，以太阳翼举例，即通过长杆竖直地穿设于折叠状态下的太阳翼。杆式压紧机构的解锁组件(例如爆炸螺栓等)通常沿长杆的中心轴线设置于太阳翼与航天飞行器主体之间，进一步地占用了太阳翼的包络空间。

技术实现思路

[0004]本技术解决的问题是如何节省航天飞行器上太阳翼的包络空间。
[0005]为解决上述问题，本技术提供一种锥形压紧机构，包括第一安装座、第二安装座、锁定组件和解锁组件：
[0006]所述第一安装座和所述第二安装座分别设有第一通孔和第二通孔；
[0007]所述锁定组件的一端适于由所述第二通孔插入所述第一通孔以限制所述第一安装座相对于所述第二安装座的移动；
[0008]所述解锁组件包括插件、压紧结构和胀断装置，所述插件适于穿设于所述锁定组件，所述压紧结构和所述胀断装置分别连接于所述插件，且所述压紧结构和胀断装置分别抵接于所述第一安装座和所述锁定组件的另一端，所述胀断装置适于通电以使所述插件断开。
[0009]可选地，所述插件为切槽螺栓，所述压紧结构为螺母，所述螺母螺纹连接于所述切槽螺栓，所述切槽螺栓设置有环形槽，所述胀断装置适于通电以使所述切槽螺栓于所述环形槽处断开。
[0010]可选地，所述锁定组件包括抗剪锥；
[0011]当所述太阳翼压紧时，所述第一通孔的壁面和所述第二通孔的壁面适于拼接形成锥形孔，所述抗剪锥适于插入所述锥形孔中以限制所述第一安装座相对于所述第二安装座的移动。
[0012]可选地，所述锁定组件还包括弹性件，所述弹性件的一端连接于所述第二安装座，另一端连接于所述抗剪锥；所述弹性件适于驱动所述抗剪锥弹出所述第一通孔和所述第二通孔。
[0013]可选地，所述锥形压紧机构还包括第一套筒和第二套筒，所述第一套筒装设于所述第一安装座上且罩设所述压紧结构，所述第二套筒装设于所述第二安装座上且罩设所述胀断装置和所述锁定组件。
[0014]可选地，所述第一套筒和所述第二套筒上朝向所述切槽螺栓的端面上分别装设有
第一缓冲垫和第二缓冲垫。
[0015]可选地，所述锁定组件还包括球垫，所述球垫的一端与所述抗剪锥球面副连接，另一端抵接于所述胀断装置。
[0016]可选地，所述胀断装置和所述锁定组件之间设置有第一隔热垫。
[0017]可选地，所述螺母和所述第二安装座之间设置有第二隔热垫。
[0018]可选地，所述胀断装置设置有两个及以上，相邻的所述胀断装置之间设置有所述第一隔热垫。
[0019]本技术的锥形压紧机构在太阳翼压紧时，通过锁定组件的一端由第二通孔插入第一通孔，以限制第一安装座和第二安装座之间的相对运动，当例如太阳翼和航天飞行器主体分别连接于第一安装座和第二安装座时，锥形压紧机构实现了太阳翼相对于航天飞行器主体的压紧，即限制了太阳翼相对于航天飞行器主体的运动，以便航天飞行器在发射升天时将太阳翼折叠于包络空间中，相比于杆式压紧机构(例如爆炸螺栓垂直于太阳翼设置的杆式压紧机构)，该锥形压紧机构可以沿着平行于太阳翼的方向设置(例如解锁组件的插件的中心轴线平行于太阳翼设置)，减小了相邻太阳翼之间或者太阳翼与航天飞行器主体之间的间距，进而减少了对太阳翼的包络空间的占用，便于扩展太阳翼的包络空间以适应航天飞行器的功率需求，并且通过胀断装置和压紧结构分别与插件连接，实现对锁定组件的限位，进而限制第一安装座和第二安装座之间的相对运动，避免插件承受切向力，便于提高太阳翼的压紧力；在太阳翼释放时，通过将胀断装置通电以使插件断开，锁定组件从第一通孔和第二通孔中拔出，实现了航天飞行器升天后的太阳翼快速解锁展开。
附图说明
[0020]图1为本技术实施例提供的锥形压紧机构的剖面示意图；
[0021]图2为本技术实施例提供的太阳翼压紧时第一安装座和第二安装座的三维示意图；
[0022]图3为本技术实施例提供的抗剪锥的三维示意图；
[0023]图4为本技术实施例提供的插件的结构示意图；
[0024]图5为本技术实施例提供的锥形压紧机构的三维示意图。
[0025]附图标记说明：
[0026]1、第一安装座；11、第一通孔；12、第一座体；2、第二安装座；21、第二通孔；22、第二座体；3、锁定组件；31、抗剪锥；311、锥形曲面；312、第三通孔；313、安装卡槽；32、弹性件；33、球垫；4、解锁组件；41、插件；411、螺纹杆部；412、螺栓端部；413、环形槽；414、无螺纹杆部；42、压紧结构；43、胀断装置；431、胀断器；432、记忆合金管；5、第一套筒；51、第一缓冲垫；6、第二套筒；61、第二缓冲垫；7、第一隔热垫；8、第二隔热垫。
具体实施方式
[0027]为使本技术的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本技术的具体实施例做详细的说明。
[0028]需要说明的是，本文提供的坐标系XYZ中，X轴正向代表的右方，X轴的反向代表左方，Y轴的正向代表后方，Y轴的反向代表前方，Z轴的正向代表上方，Z轴的反向代表下方。同
时，要说明的是，本技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本技术的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。
[0029]本技术实施例提供一种锥形压紧机构，用于压紧和释放太阳翼，包括第一安装座1、第二安装座2、锁定组件3和解锁组件4：
[0030]所述第一安装座1和所述第二安装座2分别设有第一通孔11和第二通孔21；所述锁定组件3的一端适于由所述第二通孔21插入所述第一通孔11以限制所述第一安装座1相对于所述第二安装座2的移动；所述解锁组件4包括插件41、压紧结构42和胀断装置43，所述插件41适于穿设于所述锁定组件3，所述压紧结构42和所述胀断装置43分别连接于所述插件41，且所述压紧结构42和胀断装置43分别抵接于所述第一安装座1和所述锁定组件3的一端，所述胀断装置43适于通电以使所述插件41断开。
[0031]具体地，结合图1和图2所示，第一安装座1和第二安装座2上分别设有第一座体12和第二座体22，第一安装座1可通过第一座体12装设太阳翼，第二安装座2可通过第二座体22装设航天飞行器主体，第一座体12和第二座体22皆平行于图中XY平面。
[0032]以太阳翼举例，当太阳翼压紧时(即太阳翼相对航天飞行器主体转动直至太阳本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种锥形压紧机构，其特征在于，包括第一安装座(1)、第二安装座(2)、锁定组件(3)和解锁组件(4)：所述第一安装座(1)和所述第二安装座(2)分别设有第一通孔(11)和第二通孔(21)；所述锁定组件(3)的一端适于由所述第二通孔(21)插入所述第一通孔(11)以限制所述第一安装座(1)相对于所述第二安装座(2)的移动；所述解锁组件(4)包括插件(41)、压紧结构(42)和胀断装置(43)，所述插件(41)适于穿设于所述锁定组件(3)，所述压紧结构(42)和所述胀断装置(43)分别连接于所述插件(41)，且所述压紧结构(42)和所述胀断装置(43)分别抵接于所述第一安装座(1)和所述锁定组件(3)的另一端，所述胀断装置(43)适于通电以使所述插件(41)断开。2.根据权利要求1所述的锥形压紧机构，其特征在于，所述插件(41)为切槽螺栓，所述压紧结构(42)为螺母，所述螺母螺纹连接于所述切槽螺栓，所述切槽螺栓设置有环形槽(413)，所述胀断装置(43)适于通电以使所述切槽螺栓于所述环形槽(413)处断开。3.根据权利要求1所述的锥形压紧机构，其特征在于，所述锁定组件(3)包括抗剪锥(31)；所述第一通孔(11)的壁面和所述第二通孔(21)的壁面适于拼接形成锥形孔，所述抗剪锥(31)适于插入所述锥形孔中以限制所述第一安装座(1)相对于所述第二安装座(2)的移动。4.根据权利要求3所述的锥形压紧机构，其特...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙明明，吴君，宋连杰，张秋霞，赵国雍，
申请(专利权)人：北京吾天科技有限公司，
类型：新型
国别省市：