一种用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构的制作方法

本发明属于航天，涉及一种用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，用于太阳翼帆板相对于卫星本体的机构展开和展开到位后的机构锁定。

背景技术：

1、卫星太阳翼的展开锁定机构在卫星的发射及运行过程中起重要作用，火箭内部的卫星太阳翼从发射开始至星箭分离前会一直处于收拢状态，太阳翼通过展开锁定机构完成由收拢状态到工作状态的机构展开并锁定。太阳翼的展开是卫星进入真正工作状态的核心环节，如果太阳翼不能展开，卫星将因为电池剩余能量逐渐变小而失去工作能力，因此卫星太阳翼的展开锁定机构是保证卫星正常运行的关键部件。

2、传统的大功率卫星，太阳翼帆板较大，选用的展开锁定机构一般为窝卷弹簧式，展开驱动力矩较大，但包络尺寸大，且成本较高。目前小卫星太阳翼的展开锁定机构类产品，因包络尺寸限制，主要为合页式，但一般合页展开锁定机构的驱动力矩较小，展开时间较长，且展开到位后的静力矩裕度余量较小，故缺少一种适合小卫星太阳翼的展开力矩大，可靠性高，包络尺寸小，重量轻，生产成本低，制造周期短的展开锁定机构。

技术实现思路

1、针对以上的技术需求，本发明提供了一种用于小卫星太阳翼的小型化高刚度的展开锁定机构，结构紧凑，装配简单，能够满足小卫星太阳翼的小包络尺寸，高刚度展开到位并锁定。

2、为实现上述技术目的，本发明通过以下技术方案实现：一种用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，包括：

3、合页式展开锁定机构的公铰和母铰，用于为太阳翼帆板提供支撑及安装接口；

4、第一连杆和第二连杆，用于与公铰、母铰组成四连杆机构；

5、套筒和轴套，用于轴向限位；

6、主轴弹簧和辅助弹簧，用于为展开驱动与展开锁定提供储能释放；

7、第一支撑轴、第二支撑轴、第三支撑轴，用于连接公铰、第一连杆、第二连杆和母铰的各关节；

8、主轴，用于连接公铰、母铰，调节主驱动力矩值。

9、所述母铰上设置有用于安装主轴的主轴安装座和用于安装铰接第二连杆的第三支撑轴安装座，公铰上设置有用于安装主轴的主轴安装座和用于安装铰接第一连杆的第一支撑轴安装座，作为公铰和母铰铰轴的主轴穿过套有主轴弹簧的套筒，两端分别穿过轴套，固定在公铰上的主轴安装座、母铰上的主轴安装座上，主轴弹簧的一端通过紧固螺钉与主轴和轴套连接，主轴弹簧另一端与公铰紧固，第一连杆一端通过套有辅助弹簧的第一支撑轴铰接在公铰的第一支撑轴安装座上，第一连杆另一端通过第二支撑轴与第二连杆的一端铰接，辅助弹簧一端与公铰固定、另一端与第一连杆固定，第二连杆的另一端铰接在母铰上的第三支撑轴安装座上。

10、所述第三支撑轴安装座为横卧的“u”型槽，“u”型槽底的横板作为限位挡板，用于限定第二连杆转动的角度，辅助弹簧与限位挡板的联动保证锁定机构展开到位的自锁功能。

11、所述第三支撑轴为偏心轴，通过旋转偏心轴，带动第二连杆与母铰对展开到位后锁定夹角进行角度微调。

12、所述公铰、母铰材料为铝合金，表面处理为本色导电氧化。

13、所述第一连杆、第二连杆的长度，使得机构展开到位后的角度为90°，收拢及展开过程无零件干涉。

14、用于轴向限位的套筒及轴套材料均为膨胀系数与金属相似的聚酰亚胺材料。

15、所述主轴弹簧与辅助弹簧均为圆柱螺旋扭转式，表面处理为喷涂二硫化钼，辅助弹簧用于压紧第一连杆，实现展开到位后的机构自锁。

16、所述第一支撑轴、第二支撑轴、第三支撑轴为不锈钢材料。

17、本发明具有的优点和技术效果是：

18、1.连杆及公铰、母铰采用铝合金材料，限位套筒及轴套采用聚酰亚胺材料，减少了机构重量；各旋转关节的摩擦面采用轴孔配合并喷涂二硫化钼，减少摩擦阻尼的同时未采用轴承，从而节约了成本，提高了产品的经济性。

19、2.主轴弹簧及辅助弹簧采用了大直径的圆柱螺旋扭转式，表面进行了喷涂二硫化钼处理，可减少扭转摩擦的同时，使弹簧钢丝间距为0，可有效的减少弹簧刚度，增大机构展开到位时的锁定力矩；

20、3.第一连杆处的辅助弹簧及母铰上的限位挡板联动设计可实现机构的展开锁定，在减少机构展开到位后锁定摆动的同时，增大了锁定机构的静力矩裕度。

21、4.主轴弹簧与主轴及轴套采用联动设计，可在装配时使用扭矩扳手对上紧力矩进行时效调整，保证了不同批次产品的驱动力矩一致性

22、5.母铰与第二连杆连接的主轴设计成偏心轴，可在装配时进行灵活调整，保证了公铰与母铰展开到位时的角位移精度。

23、6.所有旋转关节的摩擦面均采用轴孔配合并喷涂二硫化钼，能够减少摩擦阻尼，同时未采用轴承，整个装配过程均在常温环境进行，未进行高温装配或低温装配，从而节约了采购成本，缩短了研制周期，同时提高了产品的经济性。

技术特征：

1.一种用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，所述母铰(8)上设置有用于安装主轴(12)的主轴安装座和用于安装铰接第二连杆(7)的第三支撑轴安装座，公铰(2)上设置有用于安装主轴(12)的主轴安装座和用于安装铰接第一连杆(4)的第一支撑轴安装座，作为公铰(2)和母铰(8)铰轴的主轴(12)穿过套有主轴弹簧(6)的套筒(5)，两端分别穿过轴套(11)，固定在公铰上的主轴安装座、母铰上的主轴安装座上，主轴弹簧(6)的一端通过紧固螺钉与主轴(12)和轴套(5)连接，主轴弹簧(6)另一端与公铰(2)紧固，第一连杆(4)一端通过套有辅助弹簧(3)的第一支撑轴(9)铰接在公铰(2)的第一支撑轴安装座上，第一连杆(4)另一端通过第二支撑轴(10)与第二连杆(7)的一端铰接，辅助弹簧(3)一端与公铰(2)固定、另一端与第一连杆(4)固定，第二连杆(7)的另一端铰接在母铰(8)上的第三支撑轴安装座上。

3.根据权利要求2所述用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，所述第三支撑轴安装座为横卧的“u”型槽，“u”型槽底的横板作为限位挡板(1)，用于限定第二连杆(7)转动的角度，辅助弹簧(3)与限位挡板(1)的联动保证锁定机构展开到位的自锁功能。

4.根据权利要求1或2所述用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，所述第三支撑轴(13)为偏心轴，通过旋转偏心轴，带动第二连杆(7)与母铰(8)对展开到位后锁定夹角进行角度微调。

5.根据权利要求1所述用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，所述公铰(2)、母铰(8)材料为铝合金，表面处理为本色导电氧化。

6.根据权利要求1所述用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，所述第一连杆(4)、第二连杆(7)的长度，使得机构展开到位后的角度为90°，收拢及展开过程无零件干涉。

7.根据权利要求1所述用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，用于轴向限位的套筒(5)及轴套(11)材料均为膨胀系数与金属相似的聚酰亚胺材料。

8.根据权利要求1所述用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，所述主轴弹簧(6)与辅助弹簧(3)均为圆柱螺旋扭转式，表面处理为喷涂二硫化钼，辅助弹簧(3)用于压紧第一连杆，实现展开到位后的机构自锁。

9.根据权利要求1所述用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，其特征在于，所述第一支撑轴(9)、第二支撑轴(10)、第三支撑轴(13)为不锈钢材料。

技术总结
本发明公开了一种用于小卫星太阳翼的小型化高刚度展开锁定机构，公铰和母铰主要为太阳翼基板提供安装接口，各连杆通过主轴、支撑轴和公铰、母铰组成四连杆机构；主轴弹簧穿插在主轴上，与辅助弹簧共同作用为展开锁定提供驱动力矩；可实现展开到位后的四连杆机构自锁功能及锁定后的手动收拢功能；选用聚酰亚胺轴套进行轴向限位与摩擦，本发明体积小，重量轻，驱动力矩大；可实现装配过程中的展开角度微调，能满足装配时主驱动力矩上紧值的调整。解决了小卫星太阳翼的展开锁定机构驱动力矩小、结构复杂、装配难度大等问题。

技术研发人员：庄忠平,李红帅,张晓明,刘磊,顾军,黄洪昌
受保护的技术使用者：中电科蓝天科技股份有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/2/29