一种卫星太阳翼连接与解锁装置的制作方法

1.本实用新型属于航天技术领域，尤其涉及一种卫星太阳翼连接与解锁装置。


背景技术：

2.近年来，随着航天技术是日趋成熟，微纳卫星及立方星搭载入轨日益频繁。航天领域商业化不断深化，也进一步降低了微纳卫星的准入门槛。为了满足不断提升微纳卫星载荷能力，提升微纳卫星能源供给能力成为亟待解决的问题。当前微纳卫星能源扩容的主要方式之一是增大太阳翼面积，可收拢活动式可展太阳翼成为太阳翼面积增大的唯一途径。太阳翼收拢的连接解锁是太阳翼设计的关键技术之一。
3.现传统太阳翼与星体的连接和解锁通过火工品实现，而微纳卫星及立方星受包络尺寸及卫星供电需求制约，分离释放装置不仅需要结构紧凑又要保证快速释放。
4.目前，微纳卫星太阳翼与星体的连接主要通过大力马线等熔线直接连接，并通过热刀加热融化大力马线从而实现解锁。这对太阳翼与卫星的连接布局提出了较高要求，并且大力马线安装角度不可控，此类太阳翼解锁装置受约束较多，具有较大局限性。


技术实现要素：

5.为解决上述问题，本实用新型的目的是提供一种卫星太阳翼连接与解锁装置，该装置可改变熔线的连接角度，使得适应性更强。
6.为实现上述目的，本实用新型的技术方案为：
7.一种卫星太阳翼连接与解锁装置，包括：
8.公安装座，设有用于安装的第一安装部；
9.母安装座，设有用于安装的第二安装部；
10.预紧弹性件，设于所述母安装座；
11.熔断组件，设于所述母安装座；
12.角度调节轮，转动连接于所述母安装座；
13.熔线，一端固连于所述预紧弹性件、另一端固连于所述公安装座，且所述熔线穿设于所述熔断组件并绕设于所述角度调节轮；
14.解锁时，通过所述熔断组件加热熔断所述熔线以使所述公安装座和所述母安装座分离。
15.根据本实用新型一实施例，所述公安装座为安装板、所述母安装座为一面开口的安装盒，所述安装板盖设于所述安装盒开口的一面，所述角度调节轮设于所述安装板和所述熔断组件之间。
16.根据本实用新型一实施例，包括微动开关，设于所述安装盒和所述安装板之间，所述安装板压紧所述微动开关的簧片，解锁时所述安装板离开所述簧片以使所述微动开关被触发。
17.根据本实用新型一实施例，所述预紧弹性件为拉簧。
18.根据本实用新型一实施例，所述熔断组件为电路板，所述电路板上设有加热电阻，所述电路板安装于所述母安装座的安装面上。
19.根据本实用新型一实施例，所述熔线为大力马线。
20.本实用新型由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：
21.(1)本实用新型实施例中通过设置角度调节轮可改变熔线的连接角度，使得安装时适应性更强，可满足不同的安装角度需求。
22.(2)本实用新型实施例中通过设置微动开关可自动检测公安装座和母安装座是否分离展开。
附图说明
23.下面结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步详细说明，其中：
24.图1为本实用新型的一种卫星太阳翼连接与解锁装置截面图；
25.图2为本实用新型的一种卫星太阳翼连接与解锁装置轴侧图；
26.图3为本实用新型的一种卫星太阳翼连接与解锁装置俯视图；
27.图4为本实用新型的一种卫星太阳翼连接与解锁装置爆炸图。
28.附图标记说明：
29.1：安装板；2：安装盒；3：角度调节轮；4：熔线；5：微动开关；6：簧片；7：拉簧；8：电路板。
具体实施方式
30.以下结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本实用新型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、明晰地辅助说明本实用新型实施例的目的。
31.需要说明，本实用新型实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
32.参看图1至4，本实用新型的核心是提供一种卫星太阳翼连接与解锁装置，包括公安装座、母安装座、预紧弹性件、熔断组件、角度调节轮3和熔线4。公安装座设有用于安装的第一安装部；母安装座设有用于安装的第二安装部；预紧弹性件设于母安装座；熔断组件设于母安装座；角度调节轮3转动连接于母安装座；熔线4一端固连于预紧弹性件、另一端固连于公安装座，且熔线4穿设于熔断组件并绕设于角度调节轮3。
33.解锁时，通过熔断组件加热熔断熔线4以使公安装座和母安装座分离。
34.通过设置角度调节轮3可改变熔线4的连接角度，使得安装时适应性更强，可满足不同的安装角度需求。
35.下面对本实用新型的卫星太阳翼连接与解锁装置作进一步详细说明：
36.公安装座通过第一安装部安装在太阳翼一侧，且第一安装部为两个安装孔。母安装座通过第二安装部安装在星体结构上，且第二安装部为四个安装孔。
37.本实施例中公安装座为安装板1、母安装座为一面开口的安装盒2，安装板1盖设于
安装盒2开口的一面，且安装盒2开口一面的侧壁上设有安装台阶，安装板1设于该安装台阶上，使得公安装座和母安装座连接后具有抗剪切效果。
38.角度调节轮3设于安装板1和熔断组件之间。本实施例中，熔断组件为电路板8，电路板8上设有加热电阻，加热电阻加热熔断熔线4，且熔线4为大力马线，不同实施例中，熔线4的线径可根据实际情况增大或者变小，以提高太阳翼压紧状态时的刚度。电路板8安装于安装盒2的安装面上。且本实施例中，预紧弹性件为拉簧7，拉簧7设于安装盒2内部远离安装板1的一侧壁上。
39.熔线4一端固连于拉簧7，然后通过电路板8，再绕设于角度调节轮3，最后其另一端固连于安装板1，且在安装状态熔线4呈紧绷状态，拉簧7呈拉伸状态，拉簧7给予熔线4预紧力，使得安装板1与安装盒2连接，以使得太阳翼压紧安装在星体结构上。不同实施例中，拉簧7的线径可根据实际情况增大或者变小，以调节太阳翼压紧状态时预紧力大小。
40.参看图1，本实施例中安装盒2上电路板8的安装面与安装板1的夹角为0度，此时熔线4经角度调节轮3调解的角度为90度，也就是说熔线4经角度调节轮3变化了90度。实际应用中，可以根据卫星实际许用包络空间，调节安装盒2安装面的位置和角度，以实现对角度调节轮3角度4进行动态调整。
41.还包括微动开关5，设于安装盒2和安装板1之间，本实施例中直接设置在电路板8上。安装板1压紧微动开关5的簧片6，解锁时安装板1离开簧片6以使微动开关5被触发，微动开关5触发即发出安装板1被释放的反馈信号。
42.下面对本实用新型工作过程作进一步说明：
43.在收到解锁信号后，电路板8工作，加热电阻加热熔断熔线4，此时公安装座和母安装座解锁分离，太阳翼在铰链作用驱动下展开。此时，微动开关5触发发出已解锁展开的信号。
44.本实用新型的卫星太阳翼连接与解锁装置，通过角度转向轮实现熔线4连接角度的改变，可使太阳翼与不同星体或不同角度时的连接与解锁更具适应性，大大提高连接和解锁装置的适用场景和使用范围。
45.本实用新型中使用的拉簧7刚度可根据太阳翼电池阵大小进行适当更改，大大提高连接和解锁装置的适用场景和使用范围。
46.本实用新型中集成了连接、解锁、信号采集于一体，实现模块化、结构简单可靠、安装和使用方便。
47.上面结合附图对本实用新型的实施方式作了详细说明，但是本实用新型并不限于上述实施方式。即使对本实用新型作出各种变化，倘若这些变化属于本实用新型权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本实用新型的保护范围之中。