一种锥形压紧机构

技术领域

本发明涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种锥形压紧机构。

背景技术

航天飞行器主体上装设的太阳翼、天线等需要预先折叠并通过压紧机构压紧，航天飞行器发射升天后再进行在轨解锁并展开。由于航天飞行器的内部空间有限，太阳翼在折叠时所占用的包络空间也受到了限制。

现有的压紧机构通常采用杆式压紧机构，以太阳翼举例，即通过长杆竖直地穿设于折叠状态下的太阳翼。杆式压紧机构的解锁组件(例如爆炸螺栓等)通常沿长杆的中心轴线设置于太阳翼与航天飞行器主体之间，进一步地占用了太阳翼的包络空间。

发明内容

本发明解决的问题是如何节省航天飞行器上太阳翼的包络空间。

为解决上述问题，本发明提供一种锥形压紧机构，包括第一安装座、第二安装座、锁定组件和解锁组件：

所述第一安装座和所述第二安装座分别设有第一通孔和第二通孔；

所述锁定组件的一端适于由所述第二通孔插入所述第一通孔以限制所述第一安装座相对于所述第二安装座的移动；

所述解锁组件包括插件、压紧结构和胀断装置，所述插件适于穿设于所述锁定组件，所述压紧结构和所述胀断装置分别连接于所述插件，且所述压紧结构和胀断装置分别抵接于所述第一安装座和所述锁定组件的另一端，所述胀断装置适于通电以使所述插件断开。

可选地，所述插件为切槽螺栓，所述压紧结构为螺母，所述螺母螺纹连接于所述切槽螺栓，所述切槽螺栓设置有环形槽，所述胀断装置适于通电以使所述切槽螺栓于所述环形槽处断开。

可选地，所述锁定组件包括抗剪锥；

当所述太阳翼压紧时，所述第一通孔的壁面和所述第二通孔的壁面适于拼接形成锥形孔，所述抗剪锥适于插入所述锥形孔中以限制所述第一安装座相对于所述第二安装座的移动。

可选地，所述锁定组件还包括弹性件，所述弹性件的一端连接于所述第二安装座，另一端连接于所述抗剪锥；所述弹性件适于驱动所述抗剪锥弹出所述第一通孔和所述第二通孔。

可选地，所述锥形压紧机构还包括第一套筒和第二套筒，所述第一套筒装设于所述第一安装座上且罩设所述压紧结构，所述第二套筒装设于所述第二安装座上且罩设所述胀断装置和所述锁定组件。

可选地，所述第一套筒和所述第二套筒上朝向所述切槽螺栓的端面上分别装设有第一缓冲垫和第二缓冲垫。

可选地，所述锁定组件还包括球垫，所述球垫的一端与所述抗剪锥球面副连接，另一端抵接于所述胀断装置。

可选地，所述胀断装置和所述锁定组件之间设置有第一隔热垫。

可选地，所述螺母和所述第二安装座之间设置有第二隔热垫。

可选地，所述胀断装置设置有两个及以上，相邻的所述胀断装置之间设置有所述第一隔热垫。

本发明的锥形压紧机构在太阳翼压紧时，通过锁定组件的一端由第二通孔插入第一通孔，以限制第一安装座和第二安装座之间的相对运动，当例如太阳翼和航天飞行器主体分别连接于第一安装座和第二安装座时，锥形压紧机构实现了太阳翼相对于航天飞行器主体的压紧，即限制了太阳翼相对于航天飞行器主体的运动，以便航天飞行器在发射升天时将太阳翼折叠于包络空间中，相比于杆式压紧机构(例如爆炸螺栓垂直于太阳翼设置的杆式压紧机构)，该锥形压紧机构可以沿着平行于太阳翼的方向设置(例如解锁组件的插件的中心轴线平行于太阳翼设置)，减小了相邻太阳翼之间或者太阳翼与航天飞行器主体之间的间距，进而减少了对太阳翼的包络空间的占用，便于扩展太阳翼的包络空间以适应航天飞行器的功率需求，并且通过胀断装置和压紧结构分别与插件连接，实现对锁定组件的限位，进而限制第一安装座和第二安装座之间的相对运动，避免插件承受切向力，便于提高太阳翼的压紧力；在太阳翼释放时，通过将胀断装置通电以使插件断开，锁定组件从第一通孔和第二通孔中拔出，实现了航天飞行器升天后的太阳翼快速解锁展开。

附图说明

图1为本发明实施例提供的锥形压紧机构的剖面示意图；

图2为本发明实施例提供的太阳翼压紧时第一安装座和第二安装座的三维示意图；

图3为本发明实施例提供的抗剪锥的三维示意图；

图4为本发明实施例提供的插件的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的锥形压紧机构的三维示意图。

附图标记说明：

1、第一安装座；11、第一通孔；12、第一座体；2、第二安装座；21、第二通孔；22、第二座体；3、锁定组件；31、抗剪锥；311、锥形曲面；312、第三通孔；313、安装卡槽；32、弹性件；33、球垫；4、解锁组件；41、插件；411、螺纹杆部；412、螺栓端部；413、环形槽；414、无螺纹杆部；42、压紧结构；43、胀断装置；431、胀断器；432、记忆合金管；5、第一套筒；51、第一缓冲垫；6、第二套筒；61、第二缓冲垫；7、第一隔热垫；8、第二隔热垫。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施例做详细的说明。

需要说明的是，本文提供的坐标系XYZ中，X轴正向代表的右方，X轴的反向代表左方，Y轴的正向代表后方，Y轴的反向代表前方，Z轴的正向代表上方，Z轴的反向代表下方。同时，要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

本发明实施例提供一种锥形压紧机构，用于压紧和释放太阳翼、天线等，包括第一安装座1、第二安装座2、锁定组件3和解锁组件4：

所述第一安装座1和所述第二安装座2分别设有第一通孔11和第二通孔21；所述锁定组件3的一端适于由所述第二通孔21插入所述第一通孔11以限制所述第一安装座1相对于所述第二安装座2的移动；所述解锁组件4包括插件41、压紧结构42和胀断装置43，所述插件41适于穿设于所述锁定组件3，所述压紧结构42和所述胀断装置43分别连接于所述插件41，且所述压紧结构42和胀断装置43分别抵接于所述第一安装座1和所述锁定组件3的一端，所述胀断装置43适于通电以使所述插件41断开。

具体地，结合图1和图2所示，第一安装座1和第二安装座2上分别设有第一座体12和第二座体22，第一安装座1可通过第一座体12装设太阳翼，第二安装座2可通过第二座体22装设航天飞行器主体，第一座体12和第二座体22皆平行于图中XY平面。

以太阳翼举例，当太阳翼压紧时(即太阳翼相对航天飞行器主体转动直至太阳翼与航天飞行器主体的夹角大约为0°时)，第一通孔11和第二通孔21沿同一水平轴线(即图中X轴)设置，锁定组件3的左端(即朝向图中X轴反方向的一端)由第二通孔21插入第一通孔11并且与第一通孔11和第二通孔21的内壁面分别抵接，使得第一安装座1和第二安装座2的相对位置受到了锁定组件3的限制，并且压紧结构42与胀断装置43通过插件41相互连接，压紧结构42朝向X轴正方向抵接于第一安装座1，胀断装置43朝向X轴反方向抵接于锁定组件3，以使第一安装座1所连接的太阳翼能够保持压紧的状态；

当太阳翼释放时(即与太阳翼连接的第一安装座1不再受到限位而可以相对于航天飞行器主体转动时)，胀断装置43通电膨胀，以使插件41断开，压紧结构42和胀断装置43相应地不再抵接于第一安装座1和锁定组件3，因此锁定组件3可以朝向图中X轴正方向从第一通孔11和第二通孔21中拔出，第一安装座1和第二安装座2之间可以相对运动，因此装设于第一安装座1的太阳翼可以相对于航天飞行器主体转动。

具体地，结合图1所示，胀断装置43包括胀断器431和记忆合金管432。其中，记忆合金管432为采用形状记忆合金材料制成的管体且套设于插件41上，记忆合金管432的一端抵接于插件41，另一端抵接于锁定组件3的右端(即朝向图中X轴正方向的一端)。当太阳翼释放时，胀断器431通电加热记忆合金管432，使其在图中X轴方向上产生膨胀变形，插件41受力断开，锁定组件3不再受到胀断装置43的抵接，因此可以沿图中X轴移动，以使第一安装座1能够相对于第二安装座2运动。

示例性地，当太阳翼压紧时，锁定组件3包括圆柱体形状的圆柱端头，圆柱端头由第二通孔21插入第一通孔11，且圆柱端头的中心轴线与第二通孔21重合，当太阳翼释放时，通过驱动装置使锁定组件3从第一通孔11和第二通孔21中拔出(本方案图中未示出)。

需要说明的是，该锥形压紧机构还可以用于相邻的两个太阳翼之间的压紧和释放，即第一安装座1和第二安装座2各自装设一个太阳翼，以实现相邻两个太阳翼的折叠压紧和展开释放，第一安装座1和第二安装座2各自与航天飞行器的不同零部件的连接方式在此不作具体限制。

本发明实施例的锥形压紧机构在太阳翼压紧时，通过锁定组件3的一端由第二通孔21插入第一通孔11，以限制第一安装座1和第二安装座2之间的相对运动，当例如太阳翼和航天飞行器主体分别连接于第一安装座1和第二安装座2时，锥形压紧机构实现了太阳翼相对于航天飞行器主体的压紧，即限制了太阳翼相对于航天飞行器主体的运动，以便航天飞行器在发射升天时将太阳翼折叠于包络空间中，相比于杆式压紧机构(例如爆炸螺栓沿竖直轴线Z轴设置的杆式压紧机构)，该锥形压紧机构可以沿着平行于太阳翼的方向设置(例如解锁组件4的插件41的中心轴线沿水平轴线X轴设置)，减小了相邻太阳翼之间或者太阳翼与航天飞行器主体之间的间距，进而减少了对太阳翼的包络空间的占用，便于扩展太阳翼的包络空间以适应航天飞行器的功率需求，并且通过胀断装置43和压紧结构42分别与插件41连接，实现对锁定组件3的限位，进而限制第一安装座1和第二安装座2之间的相对运动，避免插件41承受切向力，便于提高太阳翼的压紧力；在太阳翼释放时，通过将胀断装置43通电以使插件41断开，锁定组件3从第一通孔11和第二通孔21中拔出，实现了航天飞行器升天后的太阳翼快速解锁展开。

可选地，所述插件41为切槽螺栓，所述压紧结构42为螺母，所述螺母螺纹连接于所述切槽螺栓，所述切槽螺栓设置有环形槽413，所述胀断装置43适于通电以使所述切槽螺栓于所述环形槽413处断开。

具体地，结合图1和图4所示，切槽螺栓作为插件41包括螺纹杆部411、环形槽413、无螺纹杆部414和螺栓端部412。太阳翼压紧时，切槽螺栓作为插件41在靠近第一通孔11和第二通孔21的位置处，沿着切槽螺栓的周向开设有环形槽413，切槽螺栓通过螺纹杆部411与作为压紧结构42的螺母螺纹连接，进而在螺母拧紧后螺母和螺栓端部412分别抵接第一安装座1和胀断装置43，以使胀断装置43能够抵接锁定组件3。

如此，太阳翼压紧时，螺母与切槽螺栓螺纹连接且抵接于第一安装座1，以使锁定组件3更牢固地限制第一安装座1和第二安装座2的相对运动；太阳翼释放时，胀断装置43通电以使切槽螺栓断开，基于相关的力学原理设计切槽螺栓上环形槽413的位置即可控制插件41断开的位置，保证太阳翼的顺利释放。

可选地，所述锁定组件3包括抗剪锥31；当所述太阳翼压紧时，所述第一通孔11的壁面和所述第二通孔21的壁面拼接形成锥形孔，所述抗剪锥31适于插入所述锥形孔中以限制所述第一安装座1相对于所述第二安装座2的移动。

具体地，结合图1至图3所示，第一通孔11的壁面与第二通孔21的壁面拼接形成锥形孔，该锥形孔包括大孔端和小孔端，抗剪锥31由大孔端插入至小孔端附近，其中，抗剪锥31包括锥形曲面311和第三通孔312，插件41穿设于第三通孔312以便与压紧结构42连接，抗剪锥31插入锥形孔后，锥形曲面311与锥形孔抵接(即与第一通孔11和第二通孔21各自的壁面抵接)。

需要说明的是，抗剪锥31和锥形孔的锥度可以根据具体需求进行设计，其数值在此不作具体限制，只要不干涉抗剪锥31从第一通孔11和第二通孔21中拔出即可。

如此，抗剪锥31既可以插入第一通孔11和第二通孔21所形成的锥形孔中限制第一安装座1相对于第二安装座2的运动，也可以顺利地拔出，以使第一安装座1和第二安装座2的相对运动不再受限，进而释放太阳翼，相比于采用圆柱端头的锁定组件3，抗剪锥31与锥形孔的设置避免了锁定组件3与第一通孔11或与第二通孔21发生摩擦自锁，保证了太阳翼的顺利释放。

可选地，结合图1所示，太阳翼压紧时，第一安装座1与第二安装座2相互抵接形成了有一定倾斜度的接合面(在图1中相对于ZY平面朝向逆时针方向偏转一定角度)。这样，在太阳翼释放时，第一安装座1在图1中顺时针摆动以使第一安装座1所装设的例如太阳翼释放展开(即太阳翼与航天飞行器主体之间或者与另一个太阳翼之间的夹角由0°变化至180°)，相比于无倾斜度的接合面，避免了第一安装座1与第二安装座2之间发生干涉，导致太阳翼无法正常释放。

可选地，所述锁定组件3还包括弹性件32，所述弹性件32的一端连接于所述第二安装座2，另一端连接于所述抗剪锥31；所述弹性件32适于驱动所述抗剪锥31弹出所述第一通孔11和所述第二通孔21。

具体地，结合图1和图3所示，弹性件32采用弹簧，抗剪锥31还设有用于装设弹簧的安装卡槽313，弹簧套设于抗剪锥31且一端装设于安装卡槽313中，另一端抵接于第二安装座2。太阳翼压紧时，由于压紧结构42和胀断装置43分别抵接于第一安装座1和锁定组件3，弹簧作为弹性件32受到压缩，并且当压紧结构42采用螺母时，通过调节螺母预紧力；太阳翼释放时，插件41断开，锁定组件3不再受到胀断装置43的抵接限位，弹簧的弹性势能转化为动能驱动抗剪锥31朝向图中X轴正方向运动，使得抗剪锥31从第一通孔11和第二通孔21中弹出。

如此，通过弹性件32驱动抗剪锥31弹出，一定程度上抵消了第一通孔11和第二通孔21与抗剪锥31之间可能产生的摩擦力，进一步地提高了抗剪锥31弹出的速度，使得太阳翼的释放速度更快；另外，抗剪锥31可能存在沿插件41中心轴线方向的窜动，弹性件32一定程度上实现了对抗剪锥31的缓震效果，保证了航天飞行器运行的稳定性。

可选地，所述锥形压紧机构还包括第一套筒5和第二套筒6，所述第一套筒5装设于所述第一安装座1上且罩设所述压紧结构42，所述第二套筒6装设于所述第二安装座2上且罩设所述胀断装置43和所述锁定组件3。

具体地，结合图1、图4和图5所示，第一套筒5罩设作为压紧结构42的螺母，第二套筒6罩设胀断装置43、锁定组件3和作为插件41的切槽螺栓。

示例性地，结合图1所示，第二套筒6还开设有用于胀断装置43通电连线的线缆通孔，该线缆通孔的孔径小于胀断装置43、锁定组件3等零部件的表面尺寸。

如此，在太阳翼释放后，第一套筒5和第二套筒6可以避免例如作为压紧结构42的螺母、锁定组件3等零部件被抛向太空成为太空垃圾，避免对航天飞行器造成伤害。

可选地，所述第一套筒5和所述第二套筒6上朝向所述切槽螺栓的端面上分别装设有第一缓冲垫51和第二缓冲垫61。

具体地，结合图1和图4所示，第一缓冲垫51和第二缓冲垫61采用铝蜂窝板的材料制成，具有良好的抗震性能。切槽螺栓断开时，螺母与切槽螺栓断开的一段(例如螺纹杆部411)和切槽螺栓断开的另一段(例如螺栓端部412和无螺纹杆部414)相互分离，产生了对于第一套筒5和第二套筒6的冲击，这样，第一缓冲垫51和第二缓冲垫61起到了一定程度上的缓震效果，保证了航天飞行器的稳定性。

可选地，所述锁定组件3还包括球垫33，所述球垫33的一端与所述抗剪锥31球面副连接，另一端抵接于所述胀断装置43。

在太阳翼释放时，第一安装座1以图1中顺时针方向相对于第二安装座2摆动，锁定组件3在未完全拔出于第一通孔11和第二通孔21时会干涉第一安装座1的摆动。

具体地，结合图1所示，球垫33的包括球面端和平面端，抗剪锥31朝向图中X轴正方向的一侧设有与球面端的形状对应的球形槽，球垫33的球面端与该球形槽实现球面副连接，球垫33的平面端与胀断装置43抵接。

如此，抗剪锥31通过与球垫33球面副连接避免了锁定组件3未完全拔出时对于第一安装座1的摆动干涉，使太阳翼的释放展开更平稳快速；另外，在装配该锥形压紧机构时，抗剪锥31可通过球垫33实现一定程度上的摆动，进而容许一定的装配误差，降低对其他零部件精度的要求。

可选地，所述胀断装置43和所述锁定组件3之间设置有第一隔热垫7。

具体地，第一隔热垫7套设于插件41上，并且第一隔热垫7位于球垫33和胀断装置43之间且分别与球垫33和胀断装置43抵接。

如此，通过设置第一隔热垫7于锁定组件3和胀断装置43之间，避免了胀断装置43通电过程中产生的热量散失，导致插件41无法及时断开以实现太阳翼释放。

可选地，所述螺母和所述第二安装座2之间设置有第二隔热垫8。

具体地，第二隔热垫8可以采用钛合金垫片，具有良好的隔热能力。

如此，通过第二隔热垫8设置于螺母和第二安装座2之间，进一步地避免了胀断装置43通电过程中热量散失，导致插件41无法及时断开以实现太阳翼释放。

可选地，所述胀断装置43设置有两个及以上，相邻的所述胀断装置43之间设置有所述第一隔热垫7。

具体地，结合图1和图5所示，胀断装置43共设有两个，且两个胀断装置43之间设有第一隔热垫7。

如此，通过设置两个及以上的胀断装置43实现了备份功能，即当多个胀断装置43中的一个失效损坏时，其他的胀断装置43能继续正常使用，保证了航天飞行器的正常解锁；同时，也通过在相邻的胀断装置43之间设置第一隔热垫7，避免在使用其中一个胀断装置43时通电产生的热量散失，导致插件41无法及时断开以实现太阳翼释放。

最后需要说明的是，上文虽然是以锥形压紧机构应用于太阳翼为例进行说明的，但是本实施例提供的锥形压紧机构不仅可以用于太阳翼的折叠压紧和解锁，还可以用于天线等具有折叠功能结构的折叠压紧和解锁，对于将锥形压紧机构应用在天线等具有折叠功能结构中来说，都是在本公开的保护范围内。

虽然本公开披露如上，但本公开的保护范围并非仅限于此。本领域技术人员在不脱离本公开的精神和范围的前提下，可进行各种变更与修改，这些变更与修改均将落入本发明的保护范围。