本发明属于航空航天机电技术领域，特别涉及一种弹开式锁紧释放机构。
背景技术：
指向机构是星载天线实现对目标跟踪、定向的重要执行部件，是现代航天器系统的重要组成部分。为了提高星载天线的增益，天线口径和重量越来越大、天线的波束宽度也变得很窄，为了增加星载天线的转动范围，且避免在转动过程中碰到卫星本体或天线周围的其他载荷，需要在发射阶段将天线收拢压紧在卫星侧面，入轨后将天线展开支撑在远离星体足够远的某一位置，再进行转动和定向，因此，展开角度的误差将作为星载天线的固定指向误差，这个误差一直存在，由此可见，提高展开精度可提高星载天线的指向精度，具有很重要的工程意义；此外，随着技术发展，对航天器的平台稳定度的要求也越来越高，对航天器舱外活动部件转动过程中产生的干扰要求也很苛刻。需要星载天线在展开状态的基频尽可能高，而对基频影响因素最大的是系统重量和锁定刚度，可见提高展开锁位机构的锁紧刚度对星载天线和航天器平台均很重要。
现有的有些星载天线，仅依靠电机的保持力矩实现指向机构的位置保持，但保持刚度低且易受外界干扰的影响。有些星载天线通过无源弹簧或扭簧展开，到位后依靠销锁定位，但展开过程不可控、到位冲击大，锁位精度低且因锁定装置间隙过大而刚度低。
技术实现要素：
本发明提供一种弹开式锁紧释放机构，以解决现有技术存在的锁位精度和锁定刚度不够，展开过程不可控，及到位冲击大的技术问题。
本发明的技术方案如下：
一种弹开式锁紧释放机构，包括底座和设在所述的底座两侧的左手爪和右手爪，其中，合拢所述的左手爪和所述的右手爪可将被锁紧机构锁紧，当解除锁紧状态，所述的左手爪和右手爪分别向外侧运动释放被锁紧机构，同时在所述的底座上设有限制所述的左手爪和所述的右手爪继续向外侧运动的限位档杆。
优选为，所述的左手爪、所述的右手爪均通过扭簧轴和扭转弹簧设在所述的底座的两侧，使得所述的左手爪、所述的右手爪均获得向外侧运动的扭矩。
优选为，所述的扭簧轴和所述的扭转弹簧设在所述的左手爪的下端，并连接于所述的底座上；所述的扭簧轴和所述的扭转弹簧设在所述的右手爪的下端，并连接于所述的底座上。
优选为，所述的左手爪上穿设有固定与所述的右手爪锁紧状态的压紧杆，同时在所述的右手爪上设有切断所述的压紧杆以解除锁紧状态的切割器。
优选为，所述的压紧杆设在所述的左手爪的上半部分，锁紧时所述的压紧杆穿过所述的切割器的通孔并通过所述的压紧杆的螺纹端与所述的右手爪固定连接。
优选为，在所述的左手爪上正对所述的压紧杆的一侧设有回收切断后的所述的压紧杆的压紧头套。
优选为，本发明的一种弹开式锁紧释放机构还包括与被锁紧机构连接的连接架，所述的左手爪和所述的右手爪通过抱和的方式将所述的连接架锁紧。
优选为，所述的左手爪和所述的右手爪与所述的连接架的抱和面均为“v”型结构，同时在所述的连接架的两侧设有与“v”型结构相配合锁紧的端面。
优选为，锁紧状态，所述的左手爪和所述的右手爪与所述的底座均成90°，展开到位状态，所述的左手爪和所述的右手爪与所述的底座最后均成30°。
优选为，所述的扭簧轴采用ti材料，轴面涂覆mos2固体润滑膜；所述的扭转弹簧采用1cr18ni9材料，锁紧状态力矩为0.4n.m，展开到位状态力矩为0.17n.m。
优选为，所述的左手爪和右手爪内的表面均喷涂有碳化钨膜，碳化钨膜要求：涂层厚度为0.2mm±0.05mm，且所述的左手爪和右手爪爪抱和后具有不小于7100n的锁紧力。
与现有技术相比，本发明的有益效果如下：
本发明的一种弹开式锁紧释放机构，广泛适用于驱动空间光电类载荷转动并固定支撑在某一位置，采用了无间隙、自锁设计，相较于现有的技术，具有展开过程稳定、到位精度高、锁定刚度高的优点。
当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。
附图说明
图1为本发明的一种弹开式锁紧释放机构的结构示意图；
图2为本发明的一种弹开式锁紧释放机构的锁紧状态示意图；
图3为本发明的一种弹开式锁紧释放机构的展开到位状态示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例，进一步阐述本发明。应该理解，这些实施例仅用于说明本发明，而不用于限定本发明的保护范围。在实际应用中本领域技术人员根据本发明做出的改进和调整，仍属于本发明的保护范围。
为了更好的说明本发明，下方结合附图对本发明进行详细的描述。
如图1～3所示，本发明的一种弹开式锁紧释放机构，包括底座7和设在所述的底座7两侧的左手爪4和右手爪9，其中，合拢所述的左手爪4和所述的右手爪9可将被锁紧机构锁紧，当解除锁紧状态，所述的左手爪4和右手爪9分别向外侧运动释放被锁紧机构至展开到位状态，同时在所述的底座7上设有限制所述的左手爪4和所述的右手爪9继续向外侧运动的限位档杆6。
具体而言，本实施例通过在底座7与两侧的左手爪4和右手爪9之间设置扭簧轴8和扭转弹簧5，使得一旦解除锁紧状态，左手爪4和右手爪9分别向外侧运动完成解锁，但本发明不限于该设置方式：所述的左手爪4、所述的右手爪9均通过扭簧轴8和扭转弹簧5设在所述的底座7的两侧，使得所述的左手爪4、所述的右手爪9均获得向外侧运动的扭矩。
进一步，所述的扭簧轴8和所述的扭转弹簧5设在所述的左手爪4的下端，并连接于所述的底座7上；所述的扭簧轴8和所述的扭转弹簧5设在所述的右手爪9的下端，并连接于所述的底座7上。
此外，在本实施例一种优选的设置：所述的左手爪4上穿设有固定与所述的右手爪9锁紧状态的压紧杆2，即在合拢左手爪4和右手爪9将被锁紧机构锁紧时固定该锁紧状态，同时在所述的右手爪9上设有切断所述的压紧杆2以解除锁紧状态的切割器10，即通过切割器10点火将压紧杆2切断解除锁紧状态，左手爪4和右手爪9均在扭矩的作用下向外侧运动至展开到位状态，释放被锁紧机构。
在本实施例中，所述的压紧杆2可能的一种设置：所述的压紧杆2设在所述的左手爪4的上半部分，锁紧时所述的压紧杆2穿过所述的切割器10的通孔101并通过所述的压紧杆2的螺纹端21与所述的右手爪9固定连接。
还在所述的左手爪4上正对所述的压紧杆2的一侧设有回收切断后的所述的压紧杆2的压紧头套3，压紧杆2经切割器10点火切断后，位于左手爪4侧的压紧杆2回收于压紧头套3，避免落入外层空间，而位于右手爪9侧的压紧杆2因螺纹固定于右手爪9上，就不会落入外层空间。
为了便于实现本发明的锁紧释放机构锁定被锁紧机构，本发明的一种弹开式锁紧释放机构，还包括与被锁紧机构连接的连接架1，所述的左手爪4和所述的右手爪9通过抱和的方式将所述的连接架1锁紧。本发明一种可能的抱和锁紧的方式如下，但本发明不限制以下结构：所述的左手爪4和所述的右手爪9与所述的连接架1的抱和面均为“v”型结构11，同时在所述的连接架1的两侧设有与“v”型结构相配合锁紧的端面12，因此，本发明的锁紧释放机构，锁紧状态时，所述的左手爪4和所述的右手爪9与所述的底座7均成90°，左右卡爪与连接架抱和后，侧面间隙为0.5mm，如图2所示，展开到位状态时，所述的左手爪4和所述的右手爪9与所述的底座7最后均成30°，如图3所示。
对此，本发明所述的扭簧轴8采用ti材料，轴面涂覆mos2固体润滑膜；所述的扭转弹簧5采用1cr18ni9材料，锁紧状态力矩为0.4n.m，展开到位状态力矩为0.17n.m；所述的左手爪4和右手爪9内的表面喷涂有碳化钨膜，碳化钨膜要求：涂层厚度为0.2mm±0.05mm，wc涂层结合强度大于等于45mpa；当工作载荷为3.0kn时，涂层摩擦副的静摩擦系数大于等于0.5，且所述的左手爪4和右手爪9爪抱和后具有不小于7100n的锁紧力。
本发明的一种弹开式锁紧释放机构，连接架1与被锁紧机构固定连接，将左卡爪4、右卡爪9与连接架1抱和固定，并通过压紧杆2固定实现锁紧，此时扭转弹簧5处于压缩状态，力矩为0.4nm，到达预定状态时，通过切割器10点火将压紧杆2切断，扭转弹簧5力矩释放，驱动左右卡爪旋转展开并与连接架1脱离，在此过程中随着扭转弹5力矩逐渐变小，驱动左右卡爪的加速度也逐渐变小，由于限位挡块6的作用，左右卡爪旋转角度被限制在60°，由于到位后扭转弹簧5仍有0.17nm的剩余扭矩，左右卡爪在一定程度上被压紧在限位挡块6上，锁紧释放机构状态确定，连接架所在机构实现释放。
本发明广泛适用于空间飞行器运动机构发射段有效固定，并入轨后可靠释放，具有结构简单、承载能力强、分离可靠等优点。
以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。