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原文传递一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构

专利名称：	一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构
摘要：	本实用新型提供了一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其具有用于连接卫星主框架的第一翼板和用于连接太阳翼基础板的第二翼板，还包括固定在第一翼板的一侧的第一连接端和固定在第二翼板的一侧且外轮廓呈圆形的第二连接端，转动组件横向穿过第一连接端与第二连接端并形成铰接，锁定组件固定在第一连接端的上部，且可沿第二连接端的外轮廓滑动至限位槽形成锁紧；扭矩弹簧设置在转动组件的两端用以产生扭矩使第一翼板和第二翼板形成收拢状态或展开状态的。该展开锁定机构整体结构更加紧凑，节约整体造型的空间，并具有更广的装配适应方式。
专利类型：	实用新型
国家地区组织代码：	吉林;22
申请人：	长光卫星技术有限公司
发明人：	赵相禹;谷松;高飞;陈善搏;张雷;姜姝羽;段胜文;孙洪雨
专利状态：	有效
申请日期：	2018-10-22T00:00:00+0800
发布日期：	2019-07-12T00:00:00+0800
申请号：	CN201821707424.1
公开号：	CN209097034U
代理机构：	长春众邦菁华知识产权代理有限公司
代理人：	张伟
分类号：	B64G1/44(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	130000 吉林省长春市北湖科技开发区明溪路1299号
主权项：	1.一种微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其具有用于连接卫星主框架的第一翼板(100)和用于连接太阳翼基础板的第二翼板(200)，其特征在于，包括：第一连接端(10)，其固定在所述第一翼板(100)的一侧；第二连接端(20)，其固定在所述第二翼板(200)的一侧，其外轮廓呈圆弧形；转动组件(30)，其横向穿过所述第一连接端(10)与所述第二连接端(20)，且所述第一连接端(10)和所述第二连接端(20)通过所述转动组件(30)形成铰接；锁定组件(40)，其固定在所述第一连接端(10)的上部，且可沿所述第二连接端(20)的外轮廓滑动；限位槽(50)，其形成在所述第二连接端(20)的上部，所述锁定组件(40)沿所述第二连接端(20)的圆弧滑动至所述限位槽(50)形成锁紧；以及设置在所述转动组件(30)的两端用以产生扭矩使所述第一翼板(100)和所述第二翼板(200)形成收拢状态或展开状态的扭矩弹簧(60)；所述扭矩弹簧(60)处于压缩状态时，所述锁定组件(40)贴近所述第二翼板(200)，所述第一翼板(100)与所述第二翼板(200)垂直并位于收拢位置；所述扭矩弹簧(60)伸展时，所述锁定组件(40)向所述限位槽(50)滑动，且使所述第一翼板(100)与所述第二翼板(200)自收拢位置向所述转动组件(30)的两侧展开；所述锁定组件(40)滑动至所述限位槽(50)时形成锁紧，且所述第一翼板(100)与所述第二翼板(200)位于同一个平面并位于展开位置。 2.根据权利要求1所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述第二连接端(20)包括前端(20a)和后端(20b)，所述第一连接端(10)位于所述前端(20a)与所述后端(20b)之间；所述前端(20a)横向设置有第一轴孔(21)，所述后端(20b)横向设置有第二轴孔(22)，所述第一连接端(10)的中部设置有第三轴孔(11)；所述第一轴孔(21)、第二轴孔(22)和第三轴孔(11)与所述转动组件(30)具有相同的轴线。 3.根据权利要求2所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述转动组件(30)包括：关节轴承(33)，其外圈卡入所述第三轴孔(11)内部，其两侧分别设置有一组卡簧(37)，所述卡簧(37)可嵌入所述第三轴孔(11)的内壁用以限制所述关节轴承(33)的移动；第一轴套(31)，其固定在所述前端(20a)与所述关节轴承(33)之间，其径向一侧形成有第一缺口(31a)；第二轴套(32)，其固定在所述后端(20b)与所述关节轴承(33)之间，其径向一侧形成有第二缺口(32a)；以及依次穿过所述第一轴套(31)、所述关节轴承(33)和所述第二轴套(32)的主轴(34)。 4.根据权利要求3所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述主轴(34)位于所述第一轴套(31)的一端设置有阻挡凸缘(34c)，所述阻挡凸缘(34c)连接有第一螺纹杆(34a)，所述主轴(34)位于所述第二轴套(32)的一端固定有第二螺纹杆(34b)。 5.根据权利要求4所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述第一螺纹杆(34a)通过螺纹连接有第一扭簧限位螺母(35)，所述第二螺纹杆(34b)连接有第二扭簧限位螺母(36)。 6.根据权利要求5所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述第一缺口(31a)和所述第二缺口(32a)其各自的圆心角为90°。 7.根据权利要求6所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于：所述第一扭簧限位螺母(35)和所述第二扭簧限位螺母(36)的外周分别缠绕有一组所述扭矩弹簧(60)，且远离所述主轴(34)的一侧均设置有六角形的凹陷。 8.根据权利要求3所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述锁定组件(40)包括：锁紧端(44)，其固定在所述第一连接端(10)的顶部，其横向设置有滑动通孔(44a)；锁紧杆(41)，其横向穿过所述滑动通孔(44a)且可在所述滑动通孔(44a)内上下移动，其两端分别与所述前端(20a)和所述后端(20b)的外轮廓接触；阻挡环(42)，其设置在所述锁紧端(44)的两侧且与所述锁紧杆(41)固定连接，用于限制所述锁紧杆(41)的轴向移动；以及位于所述第一连接端(10)两侧，且用于将所述主轴(34)与所述锁紧杆(41)连接的前部弹簧(43a)和后部弹簧(43b)。 9.根据权利要求8所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述前部弹簧(43a)沿纵向设置，其一端穿过所述第一缺口(31a)与所述主轴(34)固定连接，另一端与所述锁紧杆(41)固定连接；所述后部弹簧(43b)沿纵向设置，其一端穿过所述第二缺口(32a)与所述主轴(34)固定连接，另一端与所述锁紧杆(41)固定连接。 10.根据权利要求1所述的微纳卫星太阳翼展开锁定机构，其特征在于，所述限位槽(50)为半圆形的缺口或长圆型的卡槽。
所属类别：	实用新型