本实用新型属于航天技术领域，具体涉及一种空间可展开反射器天线双向锁定机构。
背景技术：
随着经济的发展，对卫星能力的要求越来越高，卫星天线口径也越来越大，但由于火箭的整流罩空间尺寸的限制，因此需要卫星可展开天线。如图1和2所示，卫星可展开反射器天线由天线1、支臂2、锁定机构3及底座4。可展开天线在发射时呈收拢状态，到空间预定位置后，支臂会绕固定轴转动，展开到工作状态，此时需要锁定机构将支臂位置固定并提供结构支撑刚度。
目前这类弹簧锁定机构都用的是传统的单向拔销锁定机构，拔销在天线展开的过程中是被天线臂压在锁定机构的内部。当天线展开到位时，支臂被挡块挡住，拔销在弹簧的推力作用下从机构口弹出，插入天线支臂的外侧，这样就可以阻止天线的逆向运动。《卫星天线反射器展开冲击速度及力矩的确定》文中指出：在弹簧力的作用下，拔销会增加天线支臂的转动速度，从而增大支臂与档块的碰撞冲击力。而且，在空间轨道极端高低温情况下，反射面天线会由于温度的变化产生一定的变形，变形通过支臂作用到销钉上，会对销钉产生沿销钉轴向方向的力，这个力会造成销钉侧向后移。这就会降低天线的刚度，同时造成天线指向的较大的误差。
鉴于单向拔销锁定机构的缺点，本实用新型提出一种双向销钉插入式的锁定机构，该机构位于天线支臂的转动轴里面，在支臂转动到位后，两个用两个弹簧驱动的销钉同时沿180°反向的方向，将转轴锁定。该机构由于采用了两个销钉，因此具有较高锁定刚度，这样，可以提高反射器在轨道高低温下的指向精度。同时，由于弹簧和销钉的尺寸很小，因此，锁定时对反射器及支臂的冲击力很小。
技术实现要素：
本实用新型的目的在于提供一种空间可展开反射器天线双向锁定机构。
本实用新型包括两个端部构件、两个中部构件、一个连接件、四个锁定销钉和两个弹簧；所述的两个中部构件结构相同，均包括中部法兰盘、主轴和销钉孔。主轴的一端设置有中部法兰盘，另一端设置有台阶，台阶上开有销钉孔；两个端部构件中部与反射器底部支臂连接；
所述的两个端部构件结构相同，均包括端部法兰盘、套筒、销钉插孔和导向槽。套筒的内部，两个锁定销钉转动的轨道位置设置圆环形销钉导向槽。导向槽上以导向槽圆心为中心对称设置有两个销钉插孔，对端部构件销钉孔内销钉进行卡位。
所述的连接件中部为中空的圆筒形中轴，中轴两端均设置有连接法兰盘；两个中部构件上的中部法兰盘分别与连接件两端的连接法兰盘连接；两个中部构件上的台阶分别插入两个端部构件的套筒中，通过导向槽与端部构件转动连接；两个端部构件上的端部法兰盘分别与底座固定连接；中部构件与连接件以端部构件的套筒中轴线为旋转中心转动；
所述的锁定销钉为凸台形，四个锁定销钉两两设置在两个中部构件的销钉孔内，两个弹簧分别设置在两个中部构件的销钉孔中部，两个锁定销钉的沉头部分的顶面分别与所在销钉孔内弹簧两端固定连接。两个锁定销钉的锁紧部分能穿出销钉孔。
所述的两个端部构件和两个中部构件均对称分布在连接件两侧。
所述的两个端部构件中部设置有两个伸臂，两个伸臂平行设置在主轴的中部，伸臂上开有螺栓连接孔，与反射器底部支臂通过螺栓或螺钉连接。
所述的中部法兰盘上开有螺栓连接孔，通过螺栓或螺钉与连接法兰盘连接。
所述的端部法兰盘上开有螺栓连接孔，通过螺栓或螺钉与底座的固定。
所述的弹簧采用高强度压缩弹簧。
本实用新型解决了卫星天线展开到位锁定刚度小的问题，与现有的卫星天线展开锁定机构相比，实现卫星天线的双向锁定，同时实现锁定间隙的消除，能大大提高锁定刚度和提高天线的指向精度，锁定时对天线的冲击力较小。
附图说明
图1为可展开卫星天线展开锁定状态的结构简图；
图2为可展开卫星天线未展开状态的结构简图；
图3为本实用新型整体结构示意图；
图4为图3中端部构件的结构爆炸图；
图5为图3中中部构件的结构示意图；
图6为本实用新型整体结构装配图；
图7为锁定销钉的结构示意图。
具体实施方式
以下将参照附图，对本实用新型的优选实施例进行详细的描述。
如图3～6所示，一种空间可展开反射器天线双向锁定机构，设置在反射器天线底上，反射器底部支臂与锁定机构连接；锁定机构包括两个端部构件41、两个中部构件42、一个连接件43、四个锁定销钉和两个弹簧。两个中部构件42完全相同；两个端部构件41完全相同；均沿连接件43对称分布。连接件43设置在中部，中部为中空的圆筒形中轴，中轴两端均设置有连接法兰盘；两个中部构件上的中部法兰盘6-1分别与连接件43两端的连接法兰盘连接；两个中部构件上销钉孔5所在台阶分别插入两个端部构件的套筒14中，端部构件上的端部法兰盘6-2与底座固定连接；使得锁定机构固定在底座的同时以端部构件的套筒中轴线为旋转中心转动；锁定销钉设置在中部构件的销钉孔内。
两个中部构件41，均包括中部法兰盘6-1、两个伸臂7、主轴13和销钉孔5。主轴13的一端设置有中部法兰盘6-1，另一端设置有台阶，台阶上开有销钉孔5；两个伸臂7平行设置在主轴13的中部，伸臂7上开有螺栓连接孔8，用于与反射器底部支臂通过螺栓或螺钉连接；中部法兰盘6-1上开有螺栓连接孔，用于和中间连接件通过螺栓或螺钉连接。销钉孔5所在台阶的直径与中部构件的套筒内径相同，用于实现中部构件和端部构件的配合安装，在机构安装完成后，由于轴向位移的限制，中部构件仅能相对于端部构件绕轴线转动。销钉孔中间放置有固定的压缩弹簧，弹簧两端放置两个销钉，两个销钉的沉头部分11的顶面分别与弹簧两端固定连接。两个锁定销钉的锁紧部分12能穿出销钉孔。在天线展开过程(未展开到位)中，锁定销钉一直埋没在销钉孔当中，压缩弹簧处于完全压缩状态。
两个端部构件包括端部法兰盘6-2、套筒14、销钉插孔9和导向槽10。端部法兰盘6-2上开有螺栓连接孔，用于与底座4通过螺栓或螺钉固定。套筒14内径与端部构件中销钉孔所在台阶直径相同，用于实现端部构件和中部构件的配合安装。套筒的内部，锁定销钉转动的轨道位置设置圆环形销钉导向槽10，用时限制销钉的运动，使销钉只能在指定的轨道中转动。套筒上相应位置处设置两个销钉插孔9，两个销钉插孔设置在导向槽10上，以导向槽10圆心为中心对称设置；用于天线展开完全后，实现端部构件销钉孔内销钉的卡位。
如图7所示，锁定销钉为凸台形，沉头部分11直径与两个中部构件中销钉孔直径相同，锁定部分12与端部构件中销钉插孔相同，实现销钉、两个中部构件和中部构件的配合安装。
工作过程如下：发射阶段，卫星天线绑定在火箭相应位置，锁定机构处于未锁定状态，销钉孔中压缩弹簧处于完全压缩状态，销钉完全埋没在销钉孔中。
卫星到达指定轨道，天线绑定解除，在电机的驱动下，锁定机构两个中部构件开始转动，通过支臂带动反射器天线展开。展开过程中，两个中部构件销钉孔中两压缩弹簧处于完全压缩状态，每个销钉孔中两锁定销钉锁定部分处于套筒导向槽中随两个中部构件转动。
天线展开到两个中部构件上销钉孔与端部构件套筒上销钉插孔完全对准位置时，在两销钉孔中压缩弹簧的推动下，每个销钉孔中两锁定销钉销钉弹出，两锁定销钉锁定部分插入销钉插孔中，限制反射器天线的转动自由度，完成锁定。此时套筒内空间的高强度压缩弹簧推力起到消除销钉锁定部分和销钉插孔间隙的作用。
最后，还需要注意的是，以上列举的仅是本实用新型的一个具体实施例。本领域的普通技术人员能从本实用新型公开的内容直接导出或联想到的所有变形，均应认为是本实用新型的保护范围。