一种小卫星太阳翼展开锁定机构及使用方法技术

本发明专利技术公开了一种小卫星太阳翼展开锁定机构，包括:公铰片、母铰片，连接公铰片与母铰片的回转轴，安装在母铰片上的微动开关，安装在公铰片上的动力轮，安装在动力轮上的恒力矩弹簧，防止恒力矩弹簧收拢的支撑轴，起锁定作用片簧钩等。该展开锁定机构绕着回转轴进行收拢和展开动作。在展开过程中，公铰片和母铰片在恒力矩弹簧的驱动下绕着回转轴进行展开，达到最大展开角度时两个片簧钩将母铰片上的两个楔形凸台钩住，并完成展开锁定机构的锁定动作。展开锁定机构收拢时，需提前解锁片簧钩，再缓慢收拢。本发明专利技术具有结构紧凑，可靠性高，重量轻，体积小，成本低等优点。成本低等优点。成本低等优点。

【技术实现步骤摘要】
一种小卫星太阳翼展开锁定机构及使用方法


[0001]本专利技术属于航天卫星
，具体涉及一种小卫星太阳翼展开锁定机构及使用方法。

技术介绍

[0002]太阳翼是卫星的重要组成部分，太阳翼在轨可靠展开是卫星成功发射的标志，展开锁定机构担负着将太阳翼展开的重要使命，传统太阳翼展开锁定机构多采用蜗卷弹簧结构，具有尺寸大，质量大，结构复杂的特点，增加了系统重量和使用空间需求，浪费重量及空间资源。并且太阳翼装配时展开锁定机构装配难度较大，容易磕碰，降低了产品的可靠性。这种展开锁定机构很难应用于对包络尺寸、整星质量、快速装配有严格限制的小卫星上。

技术实现思路

[0003]本专利技术所要解决的技术问题是：针对上述问题，本专利技术的目的在于提供一种小卫星太阳翼展开锁定机构及使用方法，该机构具有结构紧凑，可靠性高，重量轻，体积小，成本低的特点。
[0004]为了实现上述目的，本专利技术采用以下技术方案：一种小卫星太阳翼展开锁定机构，包括母铰片、公铰片、回转轴、微动开关、恒力矩弹簧、支撑轴、片簧钩、动力轮和挡块；
[0005]母铰片通过回转轴与公铰片转动连接，微动开关安装在母铰片上；动力轮安装在公铰片上，位于回转轴的一端；恒力矩弹簧一端固定在动力轮上，另一端自然卷曲并通过支撑轴进行阻挡，使得支撑轴绕动力轮形成展开力矩；支撑轴安装在母铰片侧面，用于防止恒力矩弹簧收拢；片簧钩用于锁定母铰片和公铰片；挡块固定安装在公铰片上，用于展开到位后触发微动开关。
[0006]进一步的，当固定公铰片时，母铰片通过恒力矩弹簧获得恒定的展开力矩；当固定母铰片时，公铰片通过恒力矩弹簧获得恒定的展开力矩。
[0007]进一步的，所述母铰片和公铰片均设置有限位台面，当母铰片和公铰片展开至呈180度夹角位置时，所述母铰片与公铰片的限位台面碰撞接触，阻止母铰片和公铰片继续展开，保证180度展开角度。
[0008]进一步的，所述片簧钩为悬臂梁形式，安装在公铰片上，片簧钩的两个端部分别设置定位孔。
[0009]进一步的，所述母铰片上设置有两个用于锁定的楔形凸台，当所述展开锁定机构展开至180度位置时，片簧钩钩住楔形凸台，展开锁定机构处于锁定状态。
[0010]进一步的，当所述展开锁定机构处于收拢状态时，微动开关的按键未被按压，微动开关处于断开状态，并向卫星提供相应的开关状态信号；当所述展开锁定机构处于展开状态时，微动开关的按键被挡块按压，微动开关处于闭合状态，并向卫星提供相应的开关状态信号。
[0011]进一步的，所述动力轮与回转轴同轴，回转轴和支撑轴之间的距离保持在恒定值，
该恒定值与动力轮的直径尺寸相关。
[0012]所述的一种小卫星太阳翼展开锁定机构的使用方法，包括：
[0013]将所述展开锁定机构安装在太阳翼基板上，初始状态为收拢状态，所述微动开关的按键未被按压，微动开关处于断开状态，所述恒力矩弹簧收拢在动力轮上，另一端自然卷曲并通过支撑轴进行阻挡，支撑轴绕动力轮之间形成展开力矩；
[0014]展开锁定机构在展开力矩的驱动下逐渐将太阳翼基板展开，展开过程中，所述片簧钩逐渐向母铰片上楔形凸台靠拢，挡块逐渐向微动开关靠拢；
[0015]当所述展开锁定机构展开至180度位置时，所述母铰片与公铰片上的限位台面碰撞接触，阻止展开锁定机构进一步展开，此时所述片簧钩钩住母铰片上的楔形凸台，所述展开锁定机构处于锁定状态，所述微动开关的按键被挡块按压，微动开关处于闭合状态，并向卫星提供相应的开关状态信号。
[0016]与现有技术相比，本专利技术的有益效果为：
[0017](1)本专利技术的展开锁定机构采用的构件数量少，具有结构紧凑，重量轻，体积小，可靠性高，成本低的特点；
[0018](2)本专利技术的展开锁定机构采用了恒力矩弹簧，具有输出力矩稳定，展开冲击小的特点。
附图说明
[0019]下面结合附图对专利技术作进一步说明：
[0020]图1是本专利技术小卫星太阳翼展开锁定机构展开状态结构示意图。
[0021]图2是本专利技术小卫星太阳翼展开锁定机构收拢状态结构示意图。
具体实施方式
[0022]以下结合附图和具体实施例对本专利技术提出的一种小卫星太阳翼展开锁定机构作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本专利技术的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本专利技术实施例的目的。
[0023]如图1与图2所示，本专利技术的一种小卫星太阳翼展开锁定机构，包括母铰片1，公铰片9，连接所述母铰片1与公铰片9的回转轴3，安装在母铰片1上的微动开关2，安装在所述公铰片9上的动力轮7，安装在所述动力轮7上的恒力矩弹簧4，防止恒力矩弹簧4收拢的支撑轴5，起锁定作用片簧钩6，以及展开到位后触发微动开关2的挡块8。恒力矩弹簧4的材料为3Cr19Ni9Mo2N。恒力矩弹簧4卷在动力轮7上，动力轮7直径为Φ25mm，动力轮7与回转轴3同轴，回转轴3和支撑轴5之间的距离尺寸应保持在18mm的恒定值。
[0024]所述母铰片1与公铰片9均有硬限位台面，当展开锁定机构展开至最大180度位置时，所述母铰片1与公铰片9硬限位台面碰撞接触，阻止展开锁定机构进一步展开，以获得准确的180度展开角度。
[0025]所述恒力矩弹簧4一端通过螺钉固定在动力轮7上，另一端自然卷曲并通过支撑轴5进行阻挡，所述支撑轴5外圈设有可以滑动的铜质轴套，可以保证恒力矩弹簧4与铜质轴套之间是滚动摩擦，支撑轴5绕动力轮7之间形成一个恒定的展开力矩。
[0026]所述支撑轴5与母铰片1固定连接，动力轮7与公铰片9固定连接，因此当固定公铰片9时，母铰片1就获得了一个恒定的展开力矩，反之，当固定母铰片1时，公铰片9亦获得了一个恒定的展开力矩。
[0027]所述母铰片1上有两个角度特殊的用于锁定的楔形凸台，片簧钩6为悬臂梁形式且具有一定的弯曲弹性。当展开锁定机构展开接近最大角度时，所述片簧钩6缓慢接触楔形凸台，并向楔形凸台施加按压力，随着展开锁定机构展开至最大180度位置，片簧钩6钩住楔形凸台，展开锁定机构处于锁定状态。如不手动解锁片簧钩6，展开锁定机构无法在反向力矩的作用下收拢。
[0028]所述微动开关2固定安装在母铰片1上，挡块8固定安装在公铰片9上。当展开锁定机构处于收拢状态时，微动开关2的按键未被按压，微动开关处于断开状态，并向卫星提供相应的开关状态信号。当展开锁定机构处于展开状态时，微动开关2的按键被挡块8按压，微动开关处于闭合状态，并向卫星提供相应的开关状态信号。
[0029]一种小卫星太阳翼展开锁定机构的使用方法，包括：本专利技术的初始状态为收拢状态，此时所述微动开关2的按键未被按压，微动开关处于断开状态，此时所述恒力矩弹簧4收拢在动力轮7上，另一端自然卷曲并通过支撑轴5进行阻挡，支撑轴5绕动力轮7之间形成一个恒定的展开力矩。展开锁定机构在展开力矩的驱动下逐渐将太阳翼基板展开，展开过程中，所述片簧钩6逐渐本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种小卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于：包括母铰片(1)、公铰片(9)、回转轴(3)、微动开关(2)、恒力矩弹簧(4)、支撑轴(5)、片簧钩(6)、动力轮(7)和挡块(8)；母铰片(1)通过回转轴(3)与公铰片转动连接，微动开关(2)安装在母铰片(1)上；动力轮(7)安装在公铰片(9)上，位于回转轴(3)的一端；恒力矩弹簧(4)一端固定在动力轮(7)上，另一端自然卷曲并通过支撑轴(5)进行阻挡，使得支撑轴(5)绕动力轮(7)形成展开力矩；支撑轴(5)安装在母铰片(1)侧面，用于防止恒力矩弹簧(4)收拢；片簧钩(6)用于锁定母铰片(1)和公铰片(9)；挡块(8)固定安装在公铰片(9)上，用于展开到位后触发微动开关(2)。2.如权利要求1所述的一种小卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于：当固定公铰片(9)时，母铰片(1)通过恒力矩弹簧(4)获得恒定的展开力矩；当固定母铰片(1)时，公铰片(9)通过恒力矩弹簧(4)获得恒定的展开力矩。3.如权利要求1所述的一种小卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于：所述母铰片(1)和公铰片(9)均设置有限位台面，当母铰片(1)和公铰片(9)展开至呈180度夹角位置时，所述母铰片与公铰片的限位台面碰撞接触，阻止母铰片(1)和公铰片(9)继续展开，保证180度展开角度。4.如权利要求1所述的小卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于：所述片簧钩(6)为悬臂梁形式，安装在公铰片(9)上，片簧钩(6)的两个端部分别设置定位孔。5.如权利要求4所述的小卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于：所述母铰片(1)上设置有两个用于锁定的楔形凸台，当所述展开锁定机构展开至180度位置时，片簧钩(6)钩住楔形凸台，展开锁定机构处于锁定状态。6.如权利要求1...

【专利技术属性】
技术研发人员：李长军，袁伟，李舒扬，顾珏华，宋佳，陈诚，杜江华，王威，陈鸿，钟汉田，王栋梁，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：