一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构的制作方法

本申请涉及刚性太阳翼的，尤其是涉及一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构。

背景技术：

1、太阳翼又称太阳能帆板，是一种收集太阳能的装置，通常应用于卫星、宇宙飞船以为其运行提供必要的能源。在卫星发射阶段太阳翼是收拢在卫星表面，入轨后展开，由于发射过程中的震颤环境可能会对太阳翼造成破坏，因此在发射段需要将太阳翼锁紧在卫星表面，以防止振动的破坏。

2、现有技术中，目前常用的太阳翼锁定与解锁机构主要包括预紧绳组合热刀方式、压紧螺母压紧方式、微型铰链组合拔销器方式等，以使得太阳翼收拢在卫星表面，入轨后展开。而铰链根据储能部件类型划分，可分为涡卷弹簧式、扭簧式和带状弹簧式几类。根据不同的卫星对太阳翼刚度要求，选择相应的储能类型的铰链。

3、其中，由于扭簧式铰链的扭力适中，常用于微小卫星太阳翼，主要是依靠扭簧自身的弹力以将太阳翼受弹力的影响进行展开，但是，此类铰链在太阳翼展开末期会有较大的冲击，会对太阳翼造成一定程度的损伤，因此需要进一步改进。

技术实现思路

1、为了减少太阳翼展开末期会有较大的冲击的可能，进而以减少对太阳翼的损伤，本申请提供一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构。

2、本申请提供的一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，采用如下的技术方案：

3、一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，包括设置于刚性太阳翼的卡钩、设置于卫星主体以供卡钩卡嵌的卡槽以及设置于刚性太阳翼和卫星主体之间的铰链，所述卡槽内设置有将卡钩脱离于卡槽的解锁件；所述铰链包括设置于卫星主体的固定板、设置于刚性太阳翼以转动连接于固定板的转动板、设置于转动板以相对于固定板以进行开合地转动的转动件以及设置于固定板和转动板之间的缓冲件。

4、通过采用上述技术方案，当卫星主体2入轨后，通过解锁件41以使得卡钩3脱离于卡槽4，进而使得太阳翼在铰链5的作用下进行展开，此时通过在固定板51和转动板52之间设置有缓冲件54，可对受转动件53以使得转动板52相对于固定板51进行开合地转动时可缓解一定的冲击力，以减少刚性太阳翼展开末期会有较大的冲击的可能，进而以减少对刚性太阳翼的损伤。

5、优选的，所述固定板凸出设置有第一安装块，所述转动板凸出设置有抵接于第一安装块的第二安装块，所述转动件包括转动穿设于第一安装块和第二安装块的转轴和同轴套设于转轴的铰簧，所述铰簧的两端分别设置于固定板和转动板相互靠近的表面，所述铰簧迫使转动板远离于安装块的一块朝远离于固定板的方向移动。

6、通过采用上述技术方案，在卡钩脱离于卡槽后，转动板通过铰簧自身的扭力，以实现固定板和转动板之间相对转动，从而以实现太阳翼的展开。

7、优选的，所述第一安装块开设有供所述缓冲件安装的安装槽，所述缓冲件包括固定连接于第一安装块位于安装槽内壁的弹簧以及固定连接于弹簧的第一限位杆，所述弹簧由记忆合金丝制成；所述第一限位杆滑移穿设于第一安装块，所述第二安装块开设有供第一限位杆滑移插设的第一限位孔，所述第二安装块开设有连通与第一限位孔的连通槽，所述连通槽的深度自靠近所述转动板的方向朝远离于转动板的方向逐渐减小。

8、通过采用上述技术方案，需要说明的是，在未发射进入太空时，弹簧受热影响其自身的长度有所伸长，从而使得第一限位杆在弹簧长度伸长的作用下滑移插设于第一限位孔中，卫星主体入轨后，在卡钩脱离于卡槽后，此时由于弹簧由记忆合金丝制成，弹簧开始受温度进行变形，将此前长度有所伸长的弹簧开始进行收缩，以将第一限位杆朝远离于第一限位孔的方向移动，由于转动板受铰簧的影响转动，在第一限位杆顺着连通槽的深度影响，可使得转动板逐渐转动，以使得转动板可缓慢转动，以减少出现转动过快所产生的冲击力以使得刚性太阳翼出现损伤的可能。

9、优选的，所述第一限位杆外套设有弹性套，所述第二安装块位于所述连通槽的内壁设置有防滑纹。

10、通过采用上述技术方案，通过设置有弹性套和防滑纹，可增大两者之间的接触面积，即增加第一限位杆滑移连接于连通槽时的摩擦力，以使得转动板可进一步地缓慢转动，以进一步地减少出现转动过快所产生的冲击力以使得刚性太阳翼出现损伤的可能。

11、优选的，所述固定板上还设置有限制所述转动板转动的限位件。

12、通过采用上述技术方案，当转动板转动到以带动太阳翼相对于卫星主体展开后，通过设置有限位件以进行限位，以减少转动板受外力影响出现转动的可能。

13、优选的，所述限位件为内置于安装槽的第二限位杆，所述弹簧套设于第二限位杆，所述第二限位杆的一端固定连接于所述第一限位杆，所述第一安装块开设有供第二限位杆滑移穿设的滑槽，所述固定板上设置有抵接于所述第一安装块的限位块，所述限位块开设有供第二限位杆滑移插设的第二限位孔。

14、通过采用上述技术方案，由于弹簧由记忆合金丝制成，弹簧开始受温度进行变形，将此前长度有所伸长的弹簧开始进行收缩，在将第一限位杆朝远离于第一限位孔的方向移动的同时，带动限位杆朝靠近第二限位孔的方向滑移，当转动板转动到以带动太阳翼相对于卫星主体展开后，此时第二限位孔和滑槽相对应，使得第二限位杆滑移插设于第二限位孔以进行自锁的功能。

15、优选的，所述第二限位孔内设置有弹性垫。

16、通过采用上述技术方案，通过设置有弹性垫，以减少第二限位孔和第二限位杆之间的间距，且也提高和第二限位杆之间的接触面积，以减少第二限位杆滑移脱离于第二限位孔的可能。

17、优选的，所述刚性太阳翼设置有若干个，相邻的太阳翼之间也设置有铰链，相邻的太阳翼靠近的边缘设置有弹性条。

18、通过采用上述技术方案，在相邻的太阳翼之间设置有弹性条，一方面可对两个太阳翼转动到同一水平位置时进行一定的限位，且对刚性太阳翼转动时所产生的冲击力的缓解，进一步减少相邻的刚性太阳翼之间出现碰撞出现损伤的可能。

19、综上所述，本实用新型具有以下有益效果：

20、通过在固定板和转动板之间设置有缓冲件，可对受转动件以使得转动板相对于固定板进行开合地转动时可缓解一定的冲击力，以减少刚性太阳翼展开末期会有较大的冲击的可能，进而以减少对刚性太阳翼的损伤。

技术特征：

1.一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，包括设置于刚性太阳翼（1）的卡钩（3）、设置于卫星主体（2）以供卡钩（3）卡嵌的卡槽（4）以及设置于刚性太阳翼（1）和卫星主体（2）之间的铰链（5），所述卡槽（4）内设置有将卡钩（3）脱离于卡槽（4）的解锁件（41）；其特征在于：所述铰链（5）包括设置于卫星主体（2）的固定板（51）、设置于刚性太阳翼（1）以转动连接于固定板（51）的转动板（52）、设置于转动板（52）以相对于固定板（51）以进行开合地转动的转动件（53）以及设置于固定板（51）和转动板（52）之间的缓冲件（54）。

2.根据权利要求1所述的一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，其特征在于：所述固定板（51）凸出设置有第一安装块（6），所述转动板（52）凸出设置有抵接于第一安装块（6）的第二安装块（7），所述转动件（53）包括转动穿设于第一安装块（6）和第二安装块（7）的转轴（531）和同轴套设于转轴（531）的铰簧（532），所述铰簧（532）的两端分别设置于固定板（51）和转动板（52）相互靠近的表面，所述铰簧（532）迫使转动板（52）远离于安装块的一块朝远离于固定板（51）的方向移动。

3.根据权利要求2所述的一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，其特征在于：所述第一安装块（6）开设有供所述缓冲件（54）安装的安装槽（61），所述缓冲件（54）包括固定连接于第一安装块（6）位于安装槽（61）内壁的弹簧（541）以及固定连接于弹簧（541）的第一限位杆（542），所述弹簧（541）由记忆合金丝制成；所述第一限位杆（542）滑移穿设于第一安装块（6），所述第二安装块（7）开设有供第一限位杆（542）滑移插设的第一限位孔（71），所述第二安装块（7）开设有连通与第一限位孔（71）的连通槽（72），所述连通槽（72）的深度自靠近所述转动板（52）的方向朝远离于转动板（52）的方向逐渐减小。

4.根据权利要求3所述的一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，其特征在于：所述第一限位杆（542）外套设有弹性套（8），所述第二安装块（7）位于所述连通槽（72）的内壁设置有防滑纹（721）。

5.根据权利要求3所述的一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，其特征在于：所述固定板（51）上还设置有限制所述转动板（52）转动的限位件。

6.根据权利要求5所述的一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，其特征在于：所述限位件为内置于安装槽（61）的第二限位杆（9），所述弹簧（541）套设于第二限位杆（9），所述第二限位杆（9）的一端固定连接于所述第一限位杆（542），所述第一安装块（6）开设有供第二限位杆（9）滑移穿设的滑槽（62），所述固定板（51）上设置有抵接于所述第一安装块（6）的限位块（10），所述限位块（10）开设有供第二限位杆（9）滑移插设的第二限位孔（101）。

7.根据权利要求6所述的一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，其特征在于：所述第二限位孔（101）内设置有弹性垫（102）。

8.根据权利要求1所述的一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，其特征在于：所述刚性太阳翼（1）设置有若干个，相邻的太阳翼之间也设置有铰链（5），相邻的太阳翼靠近的边缘设置有弹性条（11）。

技术总结
本申请涉及刚性太阳翼的技术领域，提供了一种刚性太阳翼的锁定与解锁机构，其包括设置于刚性太阳翼的卡钩、设置于卫星主体以供卡钩卡嵌的卡槽以及设置于刚性太阳翼和卫星主体之间的铰链，所述卡槽内设置有将卡钩脱离于卡槽的解锁件；所述铰链包括设置于卫星主体的固定板、设置于刚性太阳翼以转动连接于固定板的转动板、设置于转动板以相对于固定板以进行开合地转动的转动件以及设置于固定板和转动板之间的缓冲件。本申请具有减少太阳翼展开末期会有较大的冲击的可能，进而以减少对太阳翼的损伤的有益效果。

技术研发人员：徐鸣,吕文强,吴思杰,丁昊,蔡超军
受保护的技术使用者：银河航天（北京）网络技术有限公司
技术研发日：20230920
技术公布日：2024/5/16