本发明专利技术提供了一种分段式伸展机构压紧约束装置，包括：N级分段、第一压紧组件、第二压紧组件、第三压紧组件、分离螺母及约束装置，第1级分段与飞行器本体紧固连接，第一压紧组件的一端安装于第K级分段的上框位置，第二压紧组件的一端安装在第L级分段的上框位置，第三压紧组件的一端安装在第N级分段的上框位置，其中，K为大于1且小于L的自然数，L为大于K且小于N的自然数，N为大于等于3的自然数，第一压紧组件的另一端、第二压紧组件的另一端、第三压紧组件的另一端通过分离螺母紧固连接；约束装置分别布置在各个分段对应的下框和上框之间。本发明专利技术可实现大型分段式伸展机构收拢状态下各级分段间的可靠约束，承载能力强、可自动释放。可自动释放。可自动释放。
【技术实现步骤摘要】
分段式伸展机构压紧约束装置
[0001]本专利技术涉及空间伸展机构
，具体地，涉及一种分段式伸展机构压紧约束装置。
技术介绍
[0002]随着空间安全、深空探测领域的不断发展进步，空间分段式伸展机构应用前景愈加广阔。
[0003]目前，分段式伸展机构多为格栅筒或桁架式构型，该类机构具有承载能力强，展开刚度高，环境适应性好等特点。
[0004]但该类型伸展机构由于分段多、体积重量大，因此其主动段的响应较大，如何实现收拢状态下可靠的压紧约束是一大难点。
技术实现思路
[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种分段式伸展机构压紧约束装置。
[0006]本申请实施例提供一种分段式伸展机构压紧约束装置，包括：N级分段、第一压紧组件、第二压紧组件、第三压紧组件、分离螺母，以及约束装置，第1级分段与飞行器本体紧固连接，所述第一压紧组件的一端安装于第K级分段的上框位置，所述第二压紧组件的一端安装在第L级分段的上框位置，所述第三压紧组件的一端安装在第N级分段的上框位置，其中，K为大于1且小于L的自然数，L为大于K且小于N的自然数，N为大于等于3的自然数，所述第一压紧组件的另一端、所述第二压紧组件的另一端、所述第三压紧组件的另一端通过所述分离螺母紧固连接；所述约束装置分别布置在各个分段对应的下框和上框之间。
[0007]可选地，所述第一压紧组件、所述第二压紧组件、所述第三压紧组件均包括：压紧支架、锁紧螺母和压紧支撑套，所述紧锁螺母和所述压紧支撑套位于所述压紧支架的第一端，所述压紧支架的第一端通过所述紧锁螺母、所述压紧支撑套与所述分离螺母紧固连接，所述压紧支架的第二端与对应分段的上框连接。
[0008]可选地，所述第三压紧组件还包括：压紧顶套，所述压紧顶套位于所述压紧支架的第一端，所述压紧支架通过所述压紧顶套与所述分离螺母上安装的压紧杆紧固连接。
[0009]可选地，所述压紧支撑套的顶部设有锥台，所述压紧支撑套的底部和所述压紧顶套的底部设有内凹锥面，所述第一压紧组件、所述第二压紧组件、所述第三压紧组件通过所述压紧支撑套和所述压紧顶套的上锥台锥面相互配合叠装。
[0010]可选地，所述分离螺母的顶部设有锥台，所述第一压紧组件、所述第二压紧组件、所述第三压紧组件与所述分离螺母通过锥台和内凹锥面配合的形式叠装，所述压紧杆穿过所述压紧支撑套、所述压紧顶套后与所述分离螺母内部螺纹连接。
[0011]可选地，所述压紧支撑套的锥台和所述分离螺母的锥台外表面镀WC薄膜。
[0012]可选地，所述第一压紧组件、所述第二压紧组件、所述第三压紧组件通过保持压紧
状态，限制各个分段间的相对伸展运动。
[0013]可选地，所述约束装置包括：A限位支架和B限位支架，所述A限位支架安装在第1级至第N
‑
1级分段的上框和下框，所述B限位支架安装在第2级至第N级分段的上框和下框，所述约束装置用于控制相邻两级分段间的约束限位。
[0014]可选地，A限位支架和B限位支架通过锥台和内锥面配合的方式实现约束限位。
[0015]可选地，当航天器入轨后，所述分离螺母起爆，以解除压紧约束，各个分段伸展不受限制。
[0016]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0017]本专利技术提供的分段式伸展机构压紧约束装置，可适用于各类分段式伸展机构，该装置可以实现大型分段式伸展机构收拢状态下各级分段间可靠的约束，并将机构整体压紧在飞行器本体上，从而承受主动段的严酷的力学载荷不发生结构破坏，入轨后该装置可以自动释放，解除对机构的压紧约束。该装置具有压紧可靠、承载能力强、自动释放等优点。
附图说明
[0018]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0019]图1为本专利技术实施例提供的一种分段式伸展机构压紧约束装置的结构示意图；
[0020]图2为本专利技术实施例提供的一种分段式伸展机构压紧约束装置的布局示意图；
[0021]图3为本专利技术实施例中分段式伸展机构压紧约束装置的第二压紧组件的结构示意图；
[0022]图4为本专利技术实施例中分段式伸展机构压紧约束装置的第三压紧组件的结构示意图；
[0023]图5为本专利技术实施例中分段式伸展机构压紧约束装置的压紧支架的结构示意图；
[0024]图6(a)为本专利技术实施例中分段式伸展机构压紧约束装置的压紧支撑套的结构示意图；
[0025]图6(b)为本专利技术实施例中分段式伸展机构压紧约束装置的加紧顶套的结构示意图；
[0026]图7为本专利技术实施例中分段式伸展机构压紧约束装置的压紧组件和分离螺母的安装示意图；
[0027]图8为本专利技术实施例中分段式伸展机构压紧约束装置的约束装置的结构示意图；
[0028]图9为本专利技术实施例中分段式伸展机构压紧约束装置的约束装置的安装结构示意图。
[0029]图中：
[0030]1‑
第一压组件、2
‑
第二压紧组件、21
‑
压紧支架、22
‑
锁紧螺母、23
‑
压紧支撑套、3
‑
第三压紧组件、31
‑
压紧顶套、4
‑
分离螺母、5
‑
约束装置、51
‑
A限位支架、52
‑
B限位支架。
具体实施方式
[0031]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。
[0032]需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。另外，连接即可以是用于固定作用也可以是用于电路连通作用。
[0033]需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。
[0034]此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种分段式伸展机构压紧约束装置，其特征在于，包括：N级分段、第一压紧组件、第二压紧组件、第三压紧组件、分离螺母，以及约束装置，第1级分段与飞行器本体紧固连接，所述第一压紧组件的一端安装于第K级分段的上框位置，所述第二压紧组件的一端安装在第L级分段的上框位置，所述第三压紧组件的一端安装在N级分段的上框位置，其中，K为大于1且小于L的自然数，L为大于K且小于N的自然数，N为大于等于3的自然数，所述第一压紧组件的另一端、所述第二压紧组件的另一端、所述第三压紧组件的另一端通过所述分离螺母紧固连接；所述约束装置分别布置在各个分段对应的下框和上框之间。2.根据权利要求1所述的分段式伸展机构压紧约束装置，其特征在于，所述第一压紧组件、所述第二压紧组件、所述第三压紧组件均包括：压紧支架、锁紧螺母和压紧支撑套，所述紧锁螺母和所述压紧支撑套位于所述压紧支架的第一端，所述压紧支架的第一端通过所述紧锁螺母、所述压紧支撑套与所述分离螺母紧固连接，所述压紧支架的第二端与对应分段的上框连接。3.根据权利要求2所述的分段式伸展机构压紧约束装置，其特征在于，所述第三压紧组件还包括：压紧顶套，所述压紧顶套位于所述压紧支架的第一端，所述压紧支架通过所述压紧顶套与所述分离螺母上安装的压紧杆紧固连接。4.根据权利要求3所述的分段式伸展机构压紧约束装置，其特征在于，所述压紧支撑套的顶部设有锥台，所述压紧支撑套的底部和所述压紧顶套的底部设有内凹锥面，所述第一压紧组件、所述第二压紧组件、所...
【专利技术属性】
技术研发人员：崔琦峰，罗海军，彭志龙，刘汉武，汤亮，罗超，郑文凯，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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