专利名称：一种卫星有效载荷密封保护罩的制作方法
技术领域：
本发明涉及空间技术领域，尤其涉及一种可重复使用的卫星有效载荷密封保护罩
结构。
背景技术：
保护罩是卫星高灵敏有效载荷关键结构之一。许多复杂高灵敏成像仪器为了避免 外界灰尘或者其它气体成分的污染，仪器的装配测试都是在洁净间内进行，所以为了保护 仪器内部关键部件在单机测试、整星集成、外场测试等场合免受污染，需要在仪器入口端加 上一个密封保护罩。同时有些天文观测仪器内部有纳米厚度的薄膜滤光片，为了避免外部 气流对其造成冲击破损，也需要在前端加上密封保护罩。例如日本、美国和英国联合研制 专为太阳磁场研究设计制造的S0LAR-B空间望远镜卫星的X射线望远镜(XRT) ， S0H0航天 器(中文名称为太阳和太阳能天文台，NASA和ESA的国际合作项目)的远紫外望成像远镜 (EIT)，美国宇航局发射的太阳过渡区与日冕探测器(TRACE)，美国国家航空航天局(NASA) 日地关系双子天文台(STEREO)的远紫外成像仪(EUVI)等等，都带有密封保护罩。这些密 封保护罩由锁紧结构、弹开机构和盖子三部分组成，工作原理就是锁紧机构解锁后，盖子在 弹开机构弹性力矩的作用下将保护罩弹开。 目前国际上的锁紧机构的解锁一般采用两种方式，密封石蜡解锁和电机解锁。密 封石蜡解锁的原理就是通过电热丝加热密封石蜡，靠密封结构件形变产生的应力驱动锁紧 销子解锁，电机驱动的方式就是电控驱动电机转动，从而解开锁紧机构。目前空间应用中的 保护罩基本上都采用这两种方式，其中美国多采用石蜡解锁，欧洲多使用电机解锁。石蜡解
锁成本低廉，但密封工艺复杂，需要长期的工程经验积累，而且属于一次性使用。电机解锁 的方式成本较高，控制也较为复杂，而且工作时需要满足一定的温度条件，重量也较重，优 点是可重复使用。
发明内容
本发明的目的在于提供一种高可靠、低成本可重复利用的卫星有效载荷密封保护 罩。其采用电磁开关提供解锁动力的解锁方式，锁紧时由弹簧张力拉紧锁紧机构锁条到预 定位置，保证保护罩通过机械方式锁紧，解锁时通过给电磁开关通电，使得锁紧机构克服弹 簧张力解锁。该结构能够为卫星有效载荷提供一种保护罩密封技术，保护有效载荷内部部 件免受外部环境的污染，同时该保护罩能够保护内部低强度部件免受发射过程中外部气流 冲击，增强其应力环境的存活能力。另外，其结构简单、成本较低，可以重复使用，而且环境 温度条件宽，可靠性高，是一种新型的卫星有效载荷密封保护罩技术。 为实现上述发明目的，本发明提供的一种卫星有效载荷密封保护罩，包括对接及 安装机构、保护罩防护盖、锁紧机构以及弹开机构。其中，所述锁紧机构和所述弹开机构分 别固定在所述对接及安装机构两侧，且位置对称，在锁紧状态下所述保护罩防护盖在所述 锁紧机构的作用下压紧在所述对接及安装机构上，在解锁状态下，所述保护罩防护盖在所述弹开机构的作用下转动预定角度而打开在固定位置。 所述对接及安装机构，用于与被密封主体联接并支撑密封保护罩的上述各个部 件，其由一个圆环状带边缘的结构件构成，在与所述保护罩防护盖对接的环面上镶嵌有高 弹性橡胶压条。这里，结构件的材料可以采用铝合金，也可以根据需要采用其他的航天工程 用材料。 所述保护罩防护盖由轻质圆形薄板及固定在其上的锁紧销子构成，其中，圆形薄 板可以采用高强度聚酰亚胺材料，也可以根据需要采用其他的航天工程用材料。在锁紧状 态下，通过所述锁紧机构压紧所述锁紧销子，达到将保护罩防护盖锁紧的效果；而在解锁状 态下，由安装在与所述锁紧机构相对的另一侧位置的弹开机构带动弹开，从而将保护罩防 护盖打开。 所述锁紧机构固定在对接及安装机构的边缘上，由电磁开关、杠杆机构、拉紧弹
簧、锁紧销子限位件、底座以及上盖构成。其中，所述电磁开关、拉紧弹簧以及锁紧销子限位
件均固定在底座上，杠杆机构的一端与电磁开关相连，另一端则与拉紧弹簧相连。在电磁开
关不通电的状态下，拉紧弹簧将杠杆机构拉紧到预定位置，杠杆机构在此位置将保护罩防
护盖上的锁紧销子压紧限制在锁紧销子限位件的位置限定槽中，从而将所述保护罩防护盖
压紧在所述对接及安装机构上，达到锁紧的目的。当给电磁开关通电后，电磁开关芯体被吸
回，其带动所述杠杆机构克服拉紧弹簧的拉力而向后移动，并通过杠杆机构将电磁开关芯
体行程放大，杠杆机构移动后解除了对锁紧销子的压紧限制，从而实现解锁。 所述弹开机构由两个对称的支座、转动轴、双扭簧以及防护盖连接件构成，两个支
座通过所述转动轴连接，所述防护盖连接件的一端套装在转动轴的中间，另一端与所述保
护罩防护盖固定，双扭簧套装在转动轴上的所述防护盖连接件的两侧，通过两个支座将整
个弹开机构固定在对接及安装机构的边缘上。当解锁机构实现对锁紧销子的解锁后，依靠
双扭簧产生转动力矩使防护盖连接件绕着弹开机构中的转动轴转动，从而带动保护罩防护
盖转动，实现密封保护罩弹开的目的。 另外，所述弹开机构的两个支座，为由竖板和基板构成的直角型结构件，互为对称 组装，支座的竖板用于支撑所述转动轴以及套装在转动轴上的双扭簧和防护盖连接件，基 板用于将弹开机构连接固定到所述对接及安装机构的边缘上，并且安装后两个支座基板的 一组相对表面为斜面，安装后在两支座间构成一个停靠斜槽。 所述弹开机构的防护盖连接件，由盖连接板和与盖连接板呈一定角度的定位挡板 构成，随着所述扭簧带动防护盖连接件转动到预定位置后，定位挡板到达弹开机构的两个 对称支座夹成的停靠斜槽而卡在预定的位置，即被两个支座的一组相对表面阻挡，由此，依 靠双扭簧的转动力矩以及支座的阻挡，即可固定防护盖连接件的位置，也即固定保护罩防 护盖打开后的角度位置。 上述技术方案中，对接及安装机构起支撑密封保护罩各个部件及与被密封主体联 接的作用。密封保护罩锁紧时，高强度聚酰亚胺材料的保护罩防护盖闭合，防护盖的锁紧销 子处于锁紧机构中的锁紧销子位置限定槽中，并被锁紧机构中的杠杆机构压紧，此杠杆机 构被张力弹簧拉紧固定，上述设计限制了锁紧销子位置与运动，达到机械锁死的目的。在通 电解锁时，电磁开关芯体被吸回，克服弹簧拉力装置的拉力带动杠杆机构运动，并通过杠杆 机构将电磁开关芯体行程放大。杠杆机构移动后保防护盖锁紧销子解放，弹开机构中转轴处的双扭簧产生弹开力矩，带动转轴转动，从而将相连的保护罩防护盖弹开，达到解锁的目 的。保护罩防护盖弹开后转过预定角度后，弹开机构中的防护盖连接件上的定位挡板到达 弹开机构两个对称支座夹成的停靠斜槽，此后依靠双扭簧弹开力矩与斜槽固定打开后的保 护罩防护盖。上述过程涉及的各组部件可重复应用，使用中并不对硬件产生破坏。并且，上 述技术方案中，可以根据保护罩防护盖的闭合位置，设定锁紧机构中的锁紧销子限位件限 制防护盖在锁紧时的位置。并可根据保护罩防护盖解锁所需的锁紧机构的杠杆机构的移动 距离以及电磁开关的行程，来设计杠杆机构和拉紧杠杆机构的拉紧弹簧。并可根据防护盖 所需的张开角度，设定弹开机构中的防护盖连接件上的定位挡板停靠在两个对称支座夹成 的停靠斜槽的位置和角度，从而依靠双扭簧的弹开力矩和停靠斜槽斜面固定张开后的保护 罩防护盖的角度。
本发明的一种卫星有效载荷密封保护罩的有益技术效果在于 本发明的卫星有效载荷密封保护罩结构采用了机械锁紧和电磁解锁的方式实现 保护罩密封与解锁，通过机械结构实现锁紧保护罩的目的，由电磁开关驱动锁紧装置解锁。 另外，采用轻质高强度聚酰亚胺材料做成保护罩防护盖，并根据防护盖闭合位置，设定锁紧 销子限位件限制防护盖罩在锁紧时的位置。根据保护罩解锁所需的锁紧机构杠杆部件移动 距离与电磁开关行程，设计杠杆传动机构与拉紧杠杆传动机构的张力弹簧。根据防护盖所 需的张开角度，设定弹开机构中转轴定位挡板停靠斜槽的位置和角度，依靠双扭簧弹开力 矩与停靠斜槽斜面固定张开后的保护罩防护盖。本发明的保护罩结构简单、并具有成本较 低，体积小、重量轻、环境温度条件宽，可靠性高、可以重复利用等优点。
图1是本发明的卫星有效载荷密封保护罩的总体结构立体图；图2是本发明的卫星有效载荷密封保护罩的总体结构主视图；图3是本发明的卫星有效载荷密封保护罩的总体结构俯视图；图4是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的对接及安装机构的立体图；图5是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的对接及安装机构的结构示意图；图6是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩防护盖的立体图；图7是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩防护盖的结构示意图；图8是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩锁紧机构的立体图；图9是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩锁紧机构的结构示意图；图10是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩弹开机构的立体图；图11是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩弹开机构的结构示意图。附图标记1对接及安装机构ll结构件12高弹性橡胶压条2保护罩防护盖21薄板22锁紧销子
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3锁紧机构31电磁开关32杠杆机构33拉紧弹簧34锁紧销子限位件35底座36上盖4弹开机构41支座42支座43转动轴44双扭簧45防护盖连接件
具体实施例方式
下面结合附图和具体实施例对本发明的一种卫星有效载荷密封保护罩进行详细 的说明。 作为本发明的一个具体应用，其可以满足国内正在开发的太阳X射线与极紫外成 像望远镜的密封保护应用需求。本发明主要是通过机械锁紧和电磁解锁完成保护罩工作目 标。本发明装置基于机械锁紧策略，可增加系统的在轨运行可靠性，降低系统成本；另外可 通过采用电磁开关与杠杆机构实现电磁解锁，使得控制系统简单，可靠性高，而且无空间垃 圾产生。 图1是本发明的卫星有效载荷密封保护罩的总体结构立体图，图2是本发明的卫 星有效载荷密封保护罩的总体结构主视图，图3是本发明的卫星有效载荷密封保护罩的总 体结构俯视图。如图1 3所示，本发明提供的一种卫星有效载荷密封保护罩，包括对接 及安装机构1、保护罩防护盖2、锁紧机构3以及弹开机构4。其中，所述锁紧机构3和所述 弹开机构4分别固定在所述对接及安装机构1的两侧，且位置对称，在锁紧状态下所述保护 罩防护盖2在所述锁紧机构3的作用下压紧在所述对接及安装机构1上，在解锁状态下，所 述保护罩防护盖2在所述弹开机构4的作用下转动预定角度而打开在固定位置。
图4是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的对接及安装机构的立体图，图5是 本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的对接及安装机构的结构示意图。如图4以及图5所 示，对接及安装机构l，用于与被密封主体联接并支撑密封保护罩的上述各个部件，其由一 个圆环状带边缘的结构件11构成，在与所述保护罩防护盖2对接的环面上镶嵌有高弹性橡 胶压条12。这里，结构件11的材料可以采用铝合金，也可以根据需要采用其他的航天工程 用材料。 图6是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩防护盖的立体图，图7是本 发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩防护盖的结构示意图。保护罩防护盖2用于为 卫星有效载荷提供密封保护。如图6以及图7所示，保护罩防护盖2由轻质圆形薄板21及 固定在其上的锁紧销子22构成，其中，圆形薄板21可以采用高强度聚酰亚胺材料，也可以
7根据需要采用其他的航天工程用材料。在锁紧状态下，通过所述锁紧机构3压紧所述锁紧 销子22，达到将保护罩防护盖2锁紧的效果；而在解锁状态下，由安装在对接及安装机构1 上的与所述锁紧机构3相对的另一侧位置的弹开机构4带动弹开，从而将保护罩防护盖2 打开。 图8是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩锁紧机构的立体图，图9是 本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩锁紧机构的结构示意图。锁紧机构3用于在 保护罩锁紧时限制保护罩防护盖2的位置与运动，并在解锁时提供解锁驱动动力。如图8以 及图9所示，锁紧机构3固定在对接及安装机构1的边缘上，由电磁开关31、杠杆机构32、拉 紧弹簧33、锁紧销子限位件34、底座35以及上盖36构成。其中，电磁开关31、拉紧弹簧33 以及锁紧销子限位件34均固定在底座35上，杠杆机构32的一端与电磁开关31相连，另一 端则与拉紧弹簧33相连。在电磁开关31不通电的状态下，拉紧弹簧33将杠杆机构32拉 紧到预定位置，杠杆机构32在此位置将保护罩防护盖2上的锁紧销子22压紧限制在锁紧 销子限位件34的位置限定槽中，从而将所述保护罩防护盖2压紧在所述对接及安装机构1 上，达到锁紧的目的。当给电磁开关31通电后，电磁开关31的芯体被吸回，其带动所述杠 杆机构32克服拉紧弹簧33的拉力而向后移动，并通过杠杆机构32将电磁开关31的芯体 行程放大，杠杆机构32移动后解除了对锁紧销子22的压紧限制，从而实现解锁。
这里，电磁开关31可以采用商用的电磁开关作为为驱动，依靠通断电控制电磁开 关31是否吸合，通过电磁开关31带动杠杆机构32运动实现保护罩解锁。
图10是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩弹开机构的立体图，图11 是本发明的卫星有效载荷密封保护罩中的保护罩弹开机构的结构示意图。弹开机构4用于 提供保护罩解锁后防护盖2张开的驱动动力，并确定防护盖2张开后停止的位置。如图10 以及图11所示，弹开机构4由两个对称的支座41和支座42、转动轴43、双扭簧44以及防 护盖连接件45构成，支座41和支座42通过所述转动轴43连接，所述防护盖连接件45的 一端套装在转动轴43的中间，另一端与所述保护罩防护盖2固定，双扭簧44套装在转动轴 43上的所述防护盖连接件45的两侧，通过支座41和支座42将整个弹开机构4固定在对接 及安装机构1的边缘上。当锁紧机构3实现对锁紧销子22的解锁后，依靠双扭簧44产生 转动力矩使防护盖连接件45绕着弹开机构4中的转动轴43转动，从而带动保护罩防护盖 2转动，实现密封保护罩弹开的目的。 另外，所述弹开机构4的两个支座41和支座42，为由竖板和基板构成的直角型结 构件，互为对称组装，支座41和支座42的竖板用于支撑所述转动轴43以及套装在转动轴 43上的双扭簧44和防护盖连接件45，基板用于将弹开机构4连接固定到所述对接及安装 机构1的边缘上，并且，安装后两个支座41和支座42的基板的一组相对表面为斜面，安装 后在两支座41和支座42间构成一个停靠斜槽。 所述弹开机构4的防护盖连接件45，由盖连接板和与盖连接板呈一定角度(例如， 90度)的定位挡板构成，随着所述双扭簧44带动防护盖连接件45转动到预定位置后，定 位挡板到达弹开机构4的两个对称支座41和支座42夹成的停靠斜槽而卡在预定的位置， 即被两个支座41和支座42的一组相对表面阻挡，由此，依靠双扭簧44的转动力矩以及支 座41和支座42的阻挡，即可固定防护盖连接件45的位置，也即固定保护罩防护盖2打开 后的角度位置。
上述技术方案中，对接及安装机构1起支撑密封保护罩各个部件及与被密封主体 联接的作用。密封保护罩锁紧时，高强度聚酰亚胺材料的保护罩防护盖2闭合，防护盖2的 锁紧销子22处于锁紧机构3中的锁紧销子限位件34的位置限定槽中，并被锁紧机构3中 的杠杆机构32压紧，此杠杆机构32被拉紧弹簧33拉紧固定，上述设计限制了锁紧销子22 的位置与运动，达到机械锁死的目的。在通电解锁时，电磁开关31的芯体被吸回，克服拉紧 弹簧33的拉力带动杠杆机构32运动，并通过杠杆机构32将电磁开关31的芯体行程放大。 杠杆机构32移动后保护罩防护盖2的锁紧销子22得到解放，弹开机构4中的转轴43处的 双扭簧44产生弹开力矩，带动转轴43转动，从而将相连的保护罩防护盖2弹开，达到解锁 的目的。保护罩防护盖2弹开后转过预定角度后，弹开机构4中的防护盖连接件45上的定 位挡板到达弹开机构4的两个对称支座41和支座42夹成的停靠斜槽，此后依靠双扭簧44 的弹开力矩与斜槽固定打开后的保护罩防护盖2。 另外，在上述技术方案中，可以根据保护罩防护盖2的闭合位置，设定锁紧机构3 中的锁紧销子限位件34限制防护盖2在锁紧时的位置。并可根据保护罩防护盖2解锁所 需的锁紧机构3的杠杆机构32的移动距离(例如，10mm)以及电磁开关31的行程(例如， 5mm)，来设计杠杆机构32和拉紧杠杆机构32的拉紧弹簧33。并可根据防护盖2要求的张 开角度(例如，180度)，设定弹开机构4中的防护盖连接件45上的定位挡板停靠在两个对 称支座41和支座42夹成的停靠斜槽的位置和角度，从而依靠双扭簧44的弹开力矩和停靠 斜槽斜面固定张开后的保护罩防护盖2的角度。 这里需要说明的是，上述各个过程所涉及的各组部件均可重复应用，单次使用中 并不对硬件产生破坏。 最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参 照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方 案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明 的权利要求范围当中。
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权利要求
一种卫星有效载荷密封保护罩，其特征在于，包括对接及安装机构、保护罩防护盖、锁紧机构以及弹开机构，其中，所述锁紧机构和所述弹开机构分别固定在所述对接及安装机构两侧，且位置对称，在锁紧状态下所述保护罩防护盖在所述锁紧机构的作用下压紧在所述对接及安装机构上，在解锁状态下，所述保护罩防护盖在所述弹开机构的作用下转动预定角度而打开在固定位置，所述对接及安装机构，用于与被密封主体联接并支撑密封保护罩的上述各个部件，其由一个带边缘的圆环状结构件构成，在与所述保护罩防护盖对接的环面上镶嵌有高弹性橡胶压条；所述保护罩防护盖，由轻质圆形薄板及固定在其上的锁紧销子构成，在锁紧状态下，通过所述锁紧机构压紧所述锁紧销子，达到将保护罩防护盖锁紧的效果；而在解锁状态下，由安装在与所述锁紧机构相对的另一侧位置的所述弹开机构带动弹开，从而将保护罩防护盖打开；所述锁紧机构，固定在所述对接及安装机构的一侧边缘上，由电磁开关、杠杆机构、拉紧弹簧、锁紧销子限位件、底座以及上盖构成，其中，所述电磁开关、拉紧弹簧以及锁紧销子限位件均固定在底座上，所述杠杆机构的一端与电磁开关相连，另一端则与拉紧弹簧相连，在电磁开关不通电的状态下，拉紧弹簧将杠杆机构拉紧到预定位置，杠杆机构在此位置将所述保护罩防护盖上的锁紧销子压紧在锁紧销子限位件的位置限定槽中，从而将所述保护罩防护盖压紧在所述对接及安装机构上，达到锁紧的目的；当给所述电磁开关通电后，电磁开关芯体被吸回，其带动所述杠杆机构克服拉紧弹簧的拉力而向后移动，并通过杠杆机构将电磁开关芯体行程放大，杠杆机构移动后解除了对锁紧销子的压紧限制，从而实现解锁；所述弹开机构，由两个对称的支座、转动轴、双扭簧以及防护盖连接件构成，两个支座通过所述转动轴连接，所述防护盖连接件的一端套装在转动轴的中间，另一端与所述保护罩防护盖固定，双扭簧套装在转动轴上的所述防护盖连接件的两侧，通过所述两个支座使整个弹开机构固定在所述对接及安装机构的边缘上，当解锁机构实现对锁紧销子的解锁后，依靠双扭簧产生转动力矩使防护盖连接件绕着所述转动轴转动，从而带动保护罩防护盖转动，将保护罩防护盖打开。
2. 如权利要求1所述的卫星有效载荷密封保护罩，其特征在于，所述对接及安装机构 的带边缘的圆环状结构件由铝合金制成。
3. 如权利要求1所述的卫星有效载荷密封保护罩，其特征在于，构成所述保护罩防护 盖的圆形薄板采用高强度聚酰亚胺材料。
4. 如权利要求1所述的卫星有效载荷密封保护罩，其特征在于，所述弹开机构的两个支座，为由竖板和基板构成的直角型结构件，互为对称组装，支座 的竖板用于支撑所述转动轴以及套装在转动轴上的双扭簧和防护盖连接件，基板用于将弹 开机构连接固定到所述对接及安装机构的边缘上，并且安装后两个支座基板的一组相对表 面为斜面，安装后在两支座间构成一个停靠斜槽；所述弹开机构的防护盖连接件，由盖连接板和与盖连接板呈一定角度的定位挡板构 成，随着所述扭簧带动防护盖连接件转动到预定位置后，定位挡板到达弹开机构的两个对 称支座夹成的停靠斜槽而卡在预定的位置，由此，依靠所述双扭簧的转动力矩以及所述支座的阻挡，来固定所述防护盖连接件的位置，从而固定保护罩防护盖打开后的角度c
全文摘要
本发明提供一种卫星有效载荷密封保护罩，包括对接及安装机构、保护罩防护盖、由电磁开关和杠杆机构以及拉紧弹簧等部件构成的锁紧机构、以及弹开机构。该密封保护罩采用电磁开关提供解锁动力的解锁方式，锁紧时依靠锁紧机构中的拉紧弹簧的拉力将保护罩防护盖锁紧到预定位置，保证保护罩通过机械方式锁紧。解锁时通过给锁紧机构中的电磁开关通电，使得锁紧机构克服拉紧弹簧的张力而解锁，并在弹开机构的作用下使密封保护罩打开。本发明的结构能够保护有效载荷内部部件免受外部环境的污染，同时能够保护内部低强度部件免受发射过程中外部气流冲击，增强其应力环境的存活能力，并且结构简单、成本低、可重复使用、环境温度条件宽、可靠性高。
文档编号B64G1/10GK101758932SQ20091024395
公开日2010年6月30日 申请日期2009年12月25日 优先权日2009年12月25日
发明者张鑫, 彭吉龙, 李保权, 林强 申请人:中国科学院空间科学与应用研究中心