一种推拉式帆板解锁装置的制作方法

1.本实用新型涉及人造卫星技术领域，尤其涉及一种推拉式帆板解锁装置。


背景技术：

2.帆板连接与解锁机构主要应用在人造卫星上。在地面和发射阶段，帆板通过连接与解锁机构压紧在卫星星体两侧，同时承受运输和发射阶段的各项载荷。在卫星发射入轨后，压紧机构解除锁定，帆板在连接机构的作用下按指定角度展开，使帆板具有足够的面积接收太阳能源从而为卫星上各单机提供能源。
3.目前应用较广泛的太阳帆板展开锁定机构主要是基于火工品的机械式锁定结构，其存在以下缺陷:锁定结构分离时具有较大的冲击，容易对卫星产品产生冲击破坏；爆炸产生的多余物易对卫星元器件造成污染，尤其遥感载荷；为保证发射状态的锁紧可靠性，使得帆板能够承受火箭发射时恶劣的动力学环境，需设置多个火工品连接，大大降低了解锁的可靠性；火工品多价格昂贵，且只能单次解锁，为保证可靠性还需在地面做多次解锁分离实验，增加了地面测试的难度，同时大大增加了研制成本。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本实用新型提供了一种成本较低，对空间环境适应性强而且避免使用火工品的推拉式帆板解锁装置。
5.一种推拉式帆板解锁装置，其设于卫星本体和帆板之间并连接所述卫星本体和所述帆板，所述推拉式帆板解锁装置包括推拉作动装置、预紧力调节总成和底座总成，所述帆板、所述推拉作动装置、所述预紧力调节总成和所述底座总成安装于所述卫星本体的同侧，所述底座总成固定于所述卫星本体上，所述推拉作动装置固定于所述底座总成上，所述预紧力调节总成固定于所述帆板上，所述推拉作动装置连接所述预紧力调节总成和所述底座总成，所述推拉作动装置能够通过推拉抽离所述预紧力调节总成和所述底座总成，解锁所述帆板。
6.进一步地，所述推拉作动装置包括动力源和插销部，所述动力源固定于所述底座总成上，所述插销部沿x向穿设于所述底座总成和所述预紧力调节总成内，所述动力源用于驱动所述插销部做推拉运动。
7.进一步地，所述推拉作动装置还包括防误动作簧片，所述防误动作簧片设置于所述推拉作动装置内，所述防误动作簧片用于与所述插销部相连接并提供将所述插销部压紧于所述动力源上的预紧力。
8.进一步地，所述预紧力调节总成包括压紧座和调节螺母，所述压紧座、所述调节螺母和所述卫星本体设于所述帆板的同侧，所述压紧座通过螺钉与所述帆板连接沿z向固定，所述调节螺母的一端沿z向螺接于所述压紧座内，所述调节螺母的另一端沿z向与所述帆板相抵，所述调节螺母沿z向被所述压紧座和所述帆板压紧。
9.进一步地，所述压紧座包括第三安装孔，所述第三安装孔沿x向开设于所述压紧座
的下端，所述插销部沿x向插设于所述第三安装孔内。
10.进一步地，所述底座总成包括安装底座和调整隔热垫，所述安装底座和所述调整隔热垫与所述卫星本体螺固，所述调整隔热垫夹设于所述安装底座和所述卫星本体之间。
11.进一步地，所述安装底座包括第一插销支座，第二插销支座以及设于所述第一插销支座和所述第二插销支座之间的安装槽，所述第一插销支座和所述第二插销支座沿z向凸设于所述安装底座上，所述第一插销支座上开设有用于容置所述插销部的第一安装孔，所述第二插销支座上开设有用于容置所述插销部的第二安装孔，所述安装槽用于容置所述压紧座。
12.进一步地，所述第一安装孔、所述第二安装孔和所述第三安装孔沿x向同轴设置且尺寸相同，所述第三安装孔沿x向设置于所述第一安装孔和所述第二安装孔之间。
13.进一步地，所述安装底座还包括限位凸块，所述限位凸块沿z向凸设于所述安装底座上，所述限位凸块通过与所述动力源螺固沿x向限位所述动力源。
14.进一步地，所述推拉式帆板解锁装置还包括第一润滑圈、第二润滑圈和第三润滑圈，所述第一润滑圈胶接于所述第一安装孔内，所述第二润滑圈胶接于所述第二安装孔内，所述第三润滑圈胶接于所述第三安装孔内，所述第一润滑圈、所述第二润滑圈和所述第三润滑圈沿x向同轴套设于所述插销部上。
15.本实用新型通过具有推拉式动作形式的推拉作动装置，实现了在短时加电的工况下解锁太阳能帆板，能源需求低而且可以实现发射阶段断电，解决了常规火工品装置分离冲击大、易产生多余物、不能多次调试等问题，通过预紧力调节总成实现了在前期实验调整阶段根据太阳翼帆板质量特性调整预紧力，适应不同型号的卫星和帆板适应且调节简便，另外，本实用新型的推拉式帆板解锁装置充分考虑了防冷焊措施和防误动作措施，安全可靠，对空间环境的适应性强。
16.上述说明仅是本实用新型技术方案的概述，为了能够更清楚了解本实用新型的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。
附图说明
17.图1为本实用新型提供的推拉式帆板解锁装置的示意图。
具体实施方式
18.为更进一步阐述本实用新型为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对本实用新型详细说明如下。
19.本实用新型的推拉式帆板解锁装置安装于人造卫星上，其设于卫星本体和帆板1之间并连接卫星本体和帆板1，能够用于人造卫星入轨后的帆板1展开动作。需要说明的是，在本说明书中，以说明书附图1的左右方向为x向，以说明书附图1的上下方向为z向，也即帆板1沿z向设于卫星本体的外侧，当堆叠的帆板1展开时则绕x轴在yz平面内展开。
20.请参阅图1，本实用新型的推拉式帆板解锁装置包括推拉作动装置2、预紧力调节总成3和底座总成4，帆板1、推拉作动装置2、预紧力调节总成3和底座总成4安装于卫星本体的同侧，底座总成4固定于卫星本体上，推拉作动装置2，预紧力调节总成3固定于帆板1上，
推拉作动装置2连接预紧力调节总成3和底座总成4。
21.进一步地，推拉作动装置2包括动力源21和插销部23，动力源21固定于底座总成4上，插销部23沿x向穿设于底座总成4和预紧力调节总成3内并能够在其内滑动，动力源21用于驱动插销部23做推拉运动，推拉作动装置2能够通过推拉抽离预紧力调节总成3和底座总成4，解锁帆板1。
22.具体地，动力源21可以为推拉式电磁铁、推拉式石蜡解锁装置、推拉式记忆材料和直线电机的其中任一，至少具有可实现重复测试、功耗小、冲击小、无污染等特点，动力源21能够在接收卫星遥控指令或程控指令后短时通电，使插销部23缩回。
23.进一步地，推拉作动装置2还包括防误动作簧片22，防误动作簧片22设置于推拉作动装置2内，防误动作簧片22用于与插销部23相连接并提供将插销部23压紧于动力源21上的预紧力。在本实施例中，卫星入轨后，动力源21短时加电控制插销部23缩回时，可以克服防误动作簧片22的预紧力使插销部23缩回，而在火箭发射过程中动力源21可以断电，防误动作簧片22能够在卫星本体连带本实用新型的动力源21进行高频振动时，保证插销部23不会提前向动力源21方向缩回，保证结构的安全可靠，具有空间环境的适应性。
24.进一步地，预紧力调节总成3包括压紧座31和调节螺母32，压紧座31、调节螺母32和卫星本体设于帆板1的同侧，压紧座31通过螺钉与帆板1连接沿z向固定，调节螺母32的一端沿z向螺接于压紧座31内，调节螺母32的另一端沿z向与帆板1相抵，调节螺母32沿z向被压紧座31和帆板1压紧。压紧座31包括第三安装孔53，第三安装孔53沿x向开设于压紧座31的下端，插销部23沿x向插设于第三安装孔53内。安装底座41还包括限位凸块44，限位凸块44沿z向凸设于安装底座41上，限位凸块44通过与动力源21螺固沿x向限位动力源21。
25.具体地，在对本实用新型的推拉式帆板解锁装置进行安装调试时，能够通过调整调节螺母32在压紧座31内的旋入深度，调整调节螺母32沿z向凸出压紧座31的高度，由于压紧座31和帆板1通过防松紧固钉紧固，所以调节螺母32沿z向凸出压紧座31的高度越小，帆板1和压紧座31之间的预紧力就越大，在具体安装调试时可根据太阳翼帆板的质量特性反复调整预紧力，使帆板1连接解锁装置具有极强的适应性。
26.进一步地，底座总成4包括安装底座41和调整隔热垫42，安装底座41和调整隔热垫42与卫星本体螺固，调整隔热垫42夹设于安装底座41和卫星本体之间。
27.具体地，安装底座41和调整隔热垫42被螺钉同轴紧固于卫星本体的同侧，调整隔热垫42除了具有隔热作用，保护安装底座41外，还能在对本实用新型的推拉式帆板解锁装置进行安装调试时，通过调整调整隔热垫42的厚度对动力源21与卫星本体之间的形位公差进行调整，以便于适配不同型号的太阳翼帆板1或卫星。
28.进一步地，安装底座41包括第一插销支座411，第二插销支座412以及设于第一插销支座411和第二插销支座412之间的安装槽43，第一插销支座411和第二插销支座412沿z向凸设于安装底座41上，第一插销支座411上开设有用于容置插销部23的第一安装孔51，第二插销支座412上开设有用于容置插销部23的第二安装孔52，安装槽43用于容置压紧座31，第一安装孔51、第二安装孔52和第三安装孔53沿x向同轴设置且尺寸相同，第三安装孔53沿x向设置于第一安装孔51和第二安装孔52之间。
29.进一步地，推拉式帆板解锁装置还包括第一润滑圈61、第二润滑圈62和第三润滑圈63，第一润滑圈61胶接于第一安装孔51内，第二润滑圈62胶接于第二安装孔52内，第三润
滑圈63胶接于第三安装孔53内，第一润滑圈61、第二润滑圈62和第三润滑圈63沿x向同轴套设于插销部23上。在本实施例中，润滑圈选用包括但不限于聚四氟乙烯的自润滑材料，能够同时起到降低摩擦系数和防冷焊的作用。
30.具体地，在火箭发射以及飞行途中，动力源21断电，插销部23在防误动作簧片22的作用下不会从第一润滑圈61、第二润滑圈62和第三润滑圈63内缩回。当卫星入轨后，动力源21接收卫星遥控指令或程控指令短时加电，控制插销部23先后从第一润滑圈61、第二润滑圈62和第三润滑圈63内沿x向缩回，解锁同轴的第一插销支座411，第二插销支座412和压紧座31，预紧力调节总成3以及帆板1沿z向脱离安装底座41和推拉作动装置2，帆板1绕x轴在yz平面内展开y向展开，完成卫星帆板的解锁。
31.综上，本实用新型通过具有推拉式动作形式的推拉作动装置，实现了在短时加电的工况下解锁太阳能帆板，能源需求低而且可以实现发射阶段断电，解决了常规火工品装置分离冲击大、易产生多余物、不能多次调试等问题，通过预紧力调节总成实现了在前期实验调整阶段根据太阳翼帆板质量特性调整预紧力，适应不同型号的卫星和帆板适应且调节简便，另外，本实用新型的推拉式帆板解锁装置充分考虑了防冷焊措施和防误动作措施，安全可靠，对空间环境的适应性强。
32.以上，仅是本实用新型的较佳实施例而已，并非对本实用新型作任何形式上的限制，虽然本实用新型已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本实用新型，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本实用新型技术方案范围内，当可利用上述揭示的技术内容作出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本实用新型技术方案内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本实用新型技术方案的范围内。

技术特征：
1.一种推拉式帆板解锁装置，其特征在于：其设于卫星本体和帆板(1)之间并连接所述卫星本体和所述帆板(1)，所述推拉式帆板解锁装置包括推拉作动装置(2)、预紧力调节总成(3)和底座总成(4)，所述帆板(1)、所述推拉作动装置(2)、所述预紧力调节总成(3)和所述底座总成(4)安装于所述卫星本体的同侧，所述底座总成(4)固定于所述卫星本体上，所述推拉作动装置(2)固定于所述底座总成(4)上，所述预紧力调节总成(3)固定于所述帆板(1)上，所述推拉作动装置(2)连接所述预紧力调节总成(3)和所述底座总成(4)，所述推拉作动装置(2)能够通过推拉抽离所述预紧力调节总成(3)和所述底座总成(4)，解锁所述帆板(1)。2.根据权利要求1所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述推拉作动装置(2)包括动力源(21)和插销部(23)，所述动力源(21)固定于所述底座总成(4)上，所述插销部(23)沿x向穿设于所述底座总成(4)和所述预紧力调节总成(3)内，所述动力源(21)用于驱动所述插销部(23)做推拉运动。3.根据权利要求2所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述推拉作动装置(2)还包括防误动作簧片(22)，所述防误动作簧片(22)设置于所述推拉作动装置(2)内，所述防误动作簧片(22)用于与所述插销部(23)相连接并提供将所述插销部(23)压紧于所述动力源(21)上的预紧力。4.根据权利要求2所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述预紧力调节总成(3)包括压紧座(31)和调节螺母(32)，所述压紧座(31)、所述调节螺母(32)和所述卫星本体设于所述帆板(1)的同侧，所述压紧座(31)通过螺钉与所述帆板(1)连接沿z向固定，所述调节螺母(32)的一端沿z向螺接于所述压紧座(31)内，所述调节螺母(32)的另一端沿z向与所述帆板(1)相抵，所述调节螺母(32)沿z向被所述压紧座(31)和所述帆板(1)压紧。5.根据权利要求4所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述压紧座(31)包括第三安装孔(53)，所述第三安装孔(53)沿x向开设于所述压紧座(31)的下端，所述插销部(23)沿x向插设于所述第三安装孔(53)内。6.根据权利要求5所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述底座总成(4)包括安装底座(41)和调整隔热垫(42)，所述安装底座(41)和所述调整隔热垫(42)与所述卫星本体螺固，所述调整隔热垫(42)夹设于所述安装底座(41)和所述卫星本体之间。7.根据权利要求6所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述安装底座(41)包括第一插销支座(411)，第二插销支座(412)以及设于所述第一插销支座(411)和所述第二插销支座(412)之间的安装槽(43)，所述第一插销支座(411)和所述第二插销支座(412)沿z向凸设于所述安装底座(41)上，所述第一插销支座(411)上开设有用于容置所述插销部(23)的第一安装孔(51)，所述第二插销支座(412)上开设有用于容置所述插销部(23)的第二安装孔(52)，所述安装槽(43)用于容置所述压紧座(31)。8.根据权利要求7所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述第一安装孔(51)、所述第二安装孔(52)和所述第三安装孔(53)沿x向同轴设置且尺寸相同，所述第三安装孔(53)沿x向设置于所述第一安装孔(51)和所述第二安装孔(52)之间。9.根据权利要求7所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述安装底座(41)还包括限位凸块(44)，所述限位凸块(44)沿z向凸设于所述安装底座(41)上，所述限位凸块(44)通过与所述动力源(21)螺固沿x向限位所述动力源(21)。
10.根据权利要求8所述的推拉式帆板解锁装置，其特征在于：所述推拉式帆板解锁装置还包括第一润滑圈(61)、第二润滑圈(62)和第三润滑圈(63)，所述第一润滑圈(61)胶接于所述第一安装孔(51)内，所述第二润滑圈(62)胶接于所述第二安装孔(52)内，所述第三润滑圈(63)胶接于所述第三安装孔(53)内，所述第一润滑圈(61)、所述第二润滑圈(62)和所述第三润滑圈(63)沿x向同轴套设于所述插销部(23)上。

技术总结
一种推拉式帆板解锁装置，其设于卫星本体和帆板之间并连接所述卫星本体和所述帆板，所述推拉式帆板解锁装置包括推拉作动装置、预紧力调节总成和底座总成，所述帆板、所述推拉作动装置、所述预紧力调节总成和所述底座总成安装于所述卫星本体的同侧，所述底座总成固定于所述卫星本体上，所述推拉作动装置固定于所述底座总成上，所述预紧力调节总成固定于所述帆板上，所述推拉作动装置连接所述预紧力调节总成和所述底座总成，所述推拉作动装置能够通过推拉抽离所述预紧力调节总成和所述底座总成，解锁所述帆板。解锁所述帆板。解锁所述帆板。


技术研发人员：李瑞强 刘武 王政伟 秦贵军
受保护的技术使用者：浙江时空道宇科技有限公司
技术研发日：2021.11.01
技术公布日：2022/5/25