本实用新型专利技术提供一种解锁断电装置及压紧机构，涉及航天技术领域，解锁断电装置包括导电件和多个接线件，接线件用于装设于分离装置，且与分离装置电连接；导电件适于与多个接线件电连接。以基于记忆合金原理的胀断组件作为分离装置为例，在例如太阳翼的折叠结构释放时，通过将导电件与接线件实现电连接，使分离装置通电分离，导致后续导电件与接线件的电连接断开，使得太阳翼解锁释放后即可实现胀断器的电路回路断开，避免了环境温度对解锁效果的影响，便于判断折叠结构的折叠和展开状态。本实用新型专利技术的压紧机构还可以采用例如爆炸螺栓等不同的分离装置，与解锁断电装置配合使用，具有良好的适用性。具有良好的适用性。具有良好的适用性。
【技术实现步骤摘要】
一种解锁断电装置及压紧机构
[0001]本技术涉及航天
，具体而言，涉及一种解锁断电装置及压紧机构。
技术介绍
[0002]传统的航天飞行器通常采用火工品触发的例如爆炸螺栓作为分离装置，来实现航天飞行器的折叠结构(例如太阳翼、天线、遮光板等)的锁定压紧和解锁释放，但是其冲击力过大，且不环保。目前，通常通过胀断组件(基于记忆合金原理)作为分离装置来替代火工品触发的分离装置。但是，胀断组件极易受到环境温度影响：在高温环境下，解锁时间缩短；在低温环境下，解锁时间延长。因此，采用胀断组件的分离装置的通电时间难以进行适应地控制，导致可能出现通电时间未达到所需的解锁时间造成解锁失败，或者通电时间超过所需的解锁时间造成航天飞行器的电源烧毁。
技术实现思路
[0003]本技术解决的问题是如何避免压紧机构的解锁时间随环境温度变化而影响折叠结构的解锁控制。
[0004]为解决上述问题，本技术提供一种解锁断电装置，包括导电件和多个接线件，所述接线件用于装设于分离装置，且与所述分离装置电连接；所述导电件适于与多个所述接线件电连接。
[0005]可选地，所述解锁断电装置还包括防再次接触件，所述防再次接触件适于沿所述接线件的中心轴线伸缩。
[0006]可选地，所述解锁断电装置还包括接线支座，所述接线支座用于装设于所述分离装置，所述接线件装设于所述接线支座上。
[0007]可选地，所述解锁断电装置还包括顶块，所述导电件装设于所述顶块上，所述顶块用于与所述分离装置连接。可选地，所述压紧衬套包括顶端衬套、衬套节和底端衬套，所述顶端衬套、衬套节和底端衬套适于依次抵接以压紧所述折叠结构，所述顶端衬套与所述压紧杆连接，所述底端衬套抵接于所述压紧座。
[0008]本技术还提供一种压紧机构，用于压紧和释放航天飞行器的折叠结构，包括分离装置和如前所述的解锁断电装置。
[0009]可选地，所述解锁断电装置的接线支座装设于所述分离装置的端部，所述分离装置为胀断组件，所述胀断组件包括胀断器和胀断件，所述胀断器适于通电以胀断所述胀断件，所述解锁断电装置的导电件装设于所述胀断件的一端，所述胀断件为切槽螺栓，所述切槽螺栓上设有削弱槽。
[0010]可选地，所述分离装置还包括压紧杆、压紧衬套和压紧座，所述压紧杆与所述胀断件的另一端连接，所述压紧杆的远离所述胀断件的一端连接于所述压紧衬套，所述压紧衬套抵接于所述压紧座，所述接线支座装设于所述压紧座内，所述压紧衬套适于压紧所述折叠结构，所述压紧衬套包括顶端衬套、衬套节和底端衬套，所述顶端衬套、衬套节和底端衬
套适于依次抵接以压紧所述折叠结构，所述顶端衬套与所述压紧杆连接，所述底端衬套抵接于所述压紧座。
[0011]可选地，所述压紧杆包括相互螺纹连接的压紧杆本体和加载螺母，所述压紧杆本体上远离所述加载螺母的一端连接于所述胀断件，所述加载螺母与所述顶端衬套之间设有弹性件。
[0012]可选地，所述分离装置还包括胀断螺母，所述胀断螺母与所述切槽螺栓螺纹连接，所述胀断螺母位于所述压紧杆和所述压紧座之间且抵接于所述压紧座。
[0013]可选地，所述顶端衬套上设有捕获帽，所述压紧座的下端设有绝缘端盖，所述捕获帽和所述绝缘端盖上分别设有朝向压紧杆和朝向胀断件的缓冲垫。
[0014]本技术的解锁断电装置通过接线件可装设于压紧机构的分离装置(例如接线件通过接线支座装设于分离装置的压紧座)上，以应用于太阳翼压紧机构为例，当太阳翼压紧时，通过分离装置压紧太阳翼，分离装置与接线件电连接，导电件与多个接线件电连接，便于后续通过接线件向分离装置供电；当太阳翼释放时，分离装置通过接线件和导电件与航天飞行器的电源连通，分离装置得电，使得太阳翼解锁释放，分离装置的部分结构分离(例如胀断件因通电而胀断，使得分别与胀断件的两端连接的结构之间分离)，导致导电件与多个接线件的电连接断开，使得太阳翼实现解锁释放后即可实现分离装置的电路回路断开，避免了高温环境下采用例如胀断器和胀断件解锁的分离装置的解锁时间缩短导致的解锁失败，以及低温环境下解锁时间延长导致的航天飞行器的电源烧毁，使得不同环境温度下采用了例如胀断器和胀断件解锁的分离装置都可以正常工作，保证该解锁断电装置应用于压紧机构时能够正常地解锁释放太阳翼；同时，通过接线件和导电件的电连接的断开和连接，便于判断太阳翼的折叠和展开状态，保证了航天飞行器的稳定运行。
[0015]本技术的压紧机构具有上述解锁断电装置的所有有益效果；同时还可以采用不同的分离装置(例如火工品触发的分离装置)，对于不同的分离装置都具有良好的适用性，可以根据相关电路的状态便捷地判断太阳翼的折叠和展开状态，保证航天飞行器的稳定运行。
附图说明
[0016]图1为本技术实施例的解锁断电装置应用于压紧机构的剖面示意图；
[0017]图2为图1中Ⅰ处的放大示意图；
[0018]图3为图1中Ⅱ处的放大示意图；
[0019]图4为本技术实施例的作为胀断件的切槽螺栓的正视示意图；
[0020]图5为本技术实施例的压紧机构在拆掉绝缘端盖和顶块后的仰视示意图。
[0021]附图标记说明：
[0022]1、分离装置；11、胀断器；12、胀断件；121、削弱槽；122、螺栓头部；123、螺杆段；13、压紧杆；131、压紧杆本体；132、加载螺母；133、盖板；134、防松螺母；14、压紧衬套；141、顶端衬套；142、衬套节；143、底端衬套；144、捕获帽；15、压紧座；16、弹性件；17、胀断螺母；18、隔热垫；19、绝缘端盖；21、导电件；22、接线件；23、接线支座；24、顶块；25、防再次接触件；3、电连接器；4、缓冲垫。
具体实施方式
[0023]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。
[0024]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。
[0025]需要说明的是，下文主要是以解锁断电装置应用于太阳翼压紧机构(用于折叠压紧和展开释放太阳翼，其中太阳翼即为后文所述的折叠结构的一种)为例进行说明的，但是本实施例提供的解锁断电装置不仅可以用于太阳翼的折叠压紧和展开释放，还可以用于天线、遮光板等具有折叠功能的折叠结构的折叠压紧和展开释放，对于将解锁断电装置应用在其他具有折叠功能的折叠结构中来说，都是在本公开的保护范围内。
[0026]本技术实施例的一种解锁断电装置，包括导电件21和多个接线本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种解锁断电装置，其特征在于，包括导电件(21)和多个接线件(22)，所述接线件(22)用于装设于分离装置(1)，且与所述分离装置(1)电连接；所述导电件(21)适于与多个所述接线件(22)电连接。2.根据权利要求1所述的解锁断电装置，其特征在于，还包括防再次接触件(25)，所述防再次接触件(25)适于沿所述接线件(22)的中心轴线伸缩。3.根据权利要求1所述的解锁断电装置，其特征在于，还包括接线支座(23)，所述接线支座(23)用于装设于所述分离装置(1)，所述接线件(22)装设于所述接线支座(23)上。4.根据权利要求1所述的解锁断电装置，其特征在于，还包括顶块(24)，所述导电件(21)装设于所述顶块(24)上，所述顶块(24)用于与所述分离装置(1)连接。5.一种压紧机构，其特征在于，用于压紧和释放航天飞行器的折叠结构，包括分离装置(1)和如上述权利要求1至4任一项所述的解锁断电装置。6.根据权利要求5所述的压紧机构，其特征在于，所述解锁断电装置的接线支座(23)装设于所述分离装置(1)的端部，所述分离装置(1)为胀断组件，所述胀断组件包括胀断器(11)和胀断件(12)，所述胀断器(11)适于通电以胀断所述胀断件(12)，所述解锁断电装置的导电件(21)装设于所述胀断件(12)的一端，所述胀断件(12)为切槽螺栓，所述切槽螺栓上设有削弱槽(121)。7.根据权利要求6所述的压紧机构，其特征在于，所述分离装置(1)还包括压紧杆(13)、压紧衬套(14)和压紧座(15)...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵国雍，张秋霞，李磊，祝国伟，张芳，吴君，
申请(专利权)人：北京吾天科技有限公司，
类型：新型
国别省市：
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