[實用新型]一種微納衛星太陽翼展開鎖定機構

有效

• 申請號: 201821707424.1
• 申請日: 2018-10-22
• 公開（公告）號: CN209097034U
• 公開（公告）日: 2019-07-12
• 發明（設計）人: 趙相禹;谷松;高飛;陳善搏;張雷;姜姝羽;段勝文;孫洪雨
• 申請（專利權）人: 長光衛星技術有限公司
• 主分類號: B64G1/44
• 分類號: B64G1/44
• 代理公司: 長春眾邦菁華知識產權代理有限公司 22214
• 代理人: 張偉

1.一種微納衛星太陽翼展開鎖定機構，其具有用于連接衛星主框架的第一翼板(100)和用于連接太陽翼基礎板的第二翼板(200)，其特征在于，包括：

第一連接端(10)，其固定在所述第一翼板(100)的一側；

第二連接端(20)，其固定在所述第二翼板(200)的一側，其外輪廓呈圓弧形；

轉動組件(30)，其橫向穿過所述第一連接端(10)與所述第二連接端(20)，且所述第一連接端(10)和所述第二連接端(20)通過所述轉動組件(30)形成鉸接；

鎖定組件(40)，其固定在所述第一連接端(10)的上部，且可沿所述第二連接端(20)的外輪廓滑動；

限位槽(50)，其形成在所述第二連接端(20)的上部，所述鎖定組件(40)沿所述第二連接端(20)的圓弧滑動至所述限位槽(50)形成鎖緊；

以及設置在所述轉動組件(30)的兩端用以產生扭矩使所述第一翼板(100)和所述第二翼板(200)形成收攏狀態或展開狀態的扭矩彈簧(60)；

所述扭矩彈簧(60)處于壓縮狀態時，所述鎖定組件(40)貼近所述第二翼板(200)，所述第一翼板(100)與所述第二翼板(200)垂直并位于收攏位置；

所述扭矩彈簧(60)伸展時，所述鎖定組件(40)向所述限位槽(50)滑動，且使所述第一翼板(100)與所述第二翼板(200)自收攏位置向所述轉動組件(30)的兩側展開；

所述鎖定組件(40)滑動至所述限位槽(50)時形成鎖緊，且所述第一翼板(100)與所述第二翼板(200)位于同一個平面并位于展開位置。

2.根據權利要求1所述的微納衛星太陽翼展開鎖定機構，其特征在于，所述第二連接端(20)包括前端(20a)和后端(20b)，所述第一連接端(10)位于所述前端(20a)與所述后端(20b)之間；

所述前端(20a)橫向設置有第一軸孔(21)，所述后端(20b)橫向設置有第二軸孔(22)，所述第一連接端(10)的中部設置有第三軸孔(11)；

所述第一軸孔(21)、第二軸孔(22)和第三軸孔(11)與所述轉動組件(30)具有相同的軸線。

3.根據權利要求2所述的微納衛星太陽翼展開鎖定機構，其特征在于，所述轉動組件(30)包括：

關節軸承(33)，其外圈卡入所述第三軸孔(11)內部，其兩側分別設置有一組卡簧(37)，所述卡簧(37)可嵌入所述第三軸孔(11)的內壁用以限制所述關節軸承(33)的移動；

第一軸套(31)，其固定在所述前端(20a)與所述關節軸承(33)之間，其徑向一側形成有第一缺口(31a)；

第二軸套(32)，其固定在所述后端(20b)與所述關節軸承(33)之間，其徑向一側形成有第二缺口(32a)；以及

依次穿過所述第一軸套(31)、所述關節軸承(33)和所述第二軸套(32)的主軸(34)。

4.根據權利要求3所述的微納衛星太陽翼展開鎖定機構，其特征在于，所述主軸(34)位于所述第一軸套(31)的一端設置有阻擋凸緣(34c)，所述阻擋凸緣(34c)連接有第一螺紋桿(34a)，所述主軸(34)位于所述第二軸套(32)的一端固定有第二螺紋桿(34b)。

5.根據權利要求4所述的微納衛星太陽翼展開鎖定機構，其特征在于，所述第一螺紋桿(34a)通過螺紋連接有第一扭簧限位螺母(35)，所述第二螺紋桿(34b)連接有第二扭簧限位螺母(36)。

6.根據權利要求5所述的微納衛星太陽翼展開鎖定機構，其特征在于，所述第一缺口(31a)和所述第二缺口(32a)其各自的圓心角為90°。

7.根據權利要求6所述的微納衛星太陽翼展開鎖定機構，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)的外周分別纏繞有一組所述扭矩彈簧(60)，且遠離所述主軸(34)的一側均設置有六角形的凹陷。