本发明专利技术涉及一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，属于航空航天技术领域；包括压紧头套、滑块、弹簧、螺钉垫圈、压紧支撑套、弹簧套管、分离螺母、压紧套、太阳翼第一内板、太阳翼第二内板、太阳翼第三内板、太阳翼第四内板、太阳翼外板、承力碗、加载螺母、锁紧螺母和压紧杆；压紧释放机构的工作状态包括压紧状态和释放状态；压紧状态下，压紧释放机构实现对现太阳翼的压紧功能；释放状态下，压紧释放机构实现对现太阳翼的释放功能；为了解决大型航天器的太阳翼的压紧释放问题，本发明专利技术提供了一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，本发明专利技术为多层折叠太阳翼提供一种体积较小、效率较高的压紧释放机构，解决了大型航天器的太阳翼的压紧释放问题。解决了大型航天器的太阳翼的压紧释放问题。解决了大型航天器的太阳翼的压紧释放问题。
【技术实现步骤摘要】
一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构
[0001]本专利技术属于航空航天
，涉及一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构。
技术介绍
[0002]随着我国航天技术的迅速发展，我国每年发射的航天器数量也随之增加，航天器所需要的能量也愈来愈大。这势必会需要大面积的太阳翼。由于运载火箭的容量限制，必须将大面积的太阳翼多层折叠，并利用压紧释放机构固定太阳翼，这样可以有效减小航天器的太阳翼体积。
[0003]由于运载火箭在运行过程中，会与大气进行摩擦，造成箭体的振动。若航天器的太阳翼未能够紧固，则会对太阳翼造成不确定的不利影响。所以需要对多层折叠的太阳翼进行一定的压紧力预紧。运载火箭将航天器运送到指定轨道后，压紧释放机构得到释放，从而将太阳翼帆板展开至正常工作状态。
[0004]然而，传统的压紧释放机构无法实现太阳翼数量多，且传统压紧释放机构体积较大，已经无法满足多层太阳翼的压紧释放需求。
技术实现思路
[0005]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，为多层折叠太阳翼提供一种体积较小、效率较高的压紧释放机构，解决了大型航天器的太阳翼的压紧释放问题。
[0006]本专利技术解决技术的方案是：
[0007]一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，包括压紧头套、滑块、弹簧、螺钉垫圈、压紧支撑套、弹簧套管、分离螺母、压紧套、太阳翼第一内板、太阳翼第二内板、太阳翼第三内板、太阳翼第四内板、太阳翼外板、承力碗、加载螺母、锁紧螺母和压紧杆；
[0008]压紧头套和压紧支撑套通过螺钉垫圈连接在太阳翼外板上；弹簧底端一端套在弹簧套管上，弹簧定端与滑块底部连接；弹簧套管与压紧支撑套通过螺纹紧固连接；压紧状态下，分离螺母与压紧杆通过螺纹连接，承力碗被加载螺母和锁紧螺母压紧在滑块之上；压紧套为中空筒状结构；压紧套同轴设置在分离螺母上方；太阳翼第一内板和太阳翼第二内板和太阳翼第三内板和太阳翼第四内板、太阳翼外板从下至上依次套装在压紧套外壁；承力碗套装在压紧杆的外壁，且承力碗位于滑块的顶部；加载螺母套装在压紧杆外壁，且位于承力碗上方；加载螺母与压紧杆螺纹连接。
[0009]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，所述承力碗底部为球状凸起结构；滑块的顶部设置有球状凹槽；承力碗底部与滑块顶部的凹槽配合。
[0010]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，压紧释放机构的工作状态包括压紧状态和释放状态；压紧状态下，压紧释放机构实现对现太阳翼的压紧功能；释放状态下，压紧释放机构实现对现太阳翼的释放功能。
[0011]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，在压紧状态下，压紧杆为轴向竖
直放置的杆状结构，压紧杆的底端被紧固在分离螺母内部，压紧杆上部通过加载螺母将承力碗压紧在滑块上，实现太阳翼的压紧功能。
[0012]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，所述分离螺母上的螺纹设置为起爆螺纹。
[0013]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，在释放状态下，分离螺母的起爆螺纹打开，释放压紧杆，在弹簧的作用下，推动滑块、承力碗、加载螺母、锁紧螺母、压紧杆向上运动；当滑块与压紧头套接触后停止运动；加载螺母和锁紧螺母和压紧杆在惯性作用下，继续向上运动；当压紧杆的圆台与弹簧套管上部的圆台形通孔接触后将被卡住实现压紧杆的固定。
[0014]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，所述压紧杆中下部设计为圆台结构。
[0015]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，所述滑块中心为圆锥形通孔，底部设有圆环形凹槽。
[0016]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，安装弹簧时，弹簧顶部套入滑块下部圆环形凹槽内，弹簧下部分套入弹簧套管外部。
[0017]在上述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，所述弹簧套管顶部为圆台形通孔设计；当压紧杆的圆台与弹簧套管顶部的圆台形通孔接触后，将被卡住实现压紧杆的固定。
[0018]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0019](1)本专利技术在压紧状态下，压紧杆下端被紧固在分离螺母内部，压紧杆上部通过加载螺母将承力碗紧紧压在滑块之上，从而使实现太阳翼的压紧功能；
[0020](2)本专利技术的分离螺母上的螺纹设置为起爆螺纹，分离螺母起爆后断开与压紧杆之间的螺纹连接，压紧杆在弹簧和滑块和承力碗和加载螺母的作用下向上移动；当滑块与紧头套接触后停止运动，压紧杆在惯性作用下继向上运动；压紧杆中下部设计为圆台结构，弹簧套管上部设计为圆台形通孔；当压紧杆的圆台与弹簧套管上部的圆台形通孔接触后将被卡住实现压紧杆的固定；实现对太阳翼的释放；
[0021](3)本专利技术提供了一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，其具有占有空间小、压紧杆自动弹出固定的功能，能够保证多层折叠太阳翼的压紧和展开。
附图说明
[0022]图1为本专利技术开放式尾罩太阳翼压紧释放机构压紧状态示意图；
[0023]图2为本专利技术开放式尾罩太阳翼压紧释放机构释放状态示意图。
具体实施方式
[0024]下面结合实施例对本专利技术作进一步阐述。
[0025]为了解决大型航天器的太阳翼的压紧释放问题，本专利技术提供了一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，为多层折叠太阳翼提供一种体积较小、效率较高的压紧释放机构。
[0026]开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，如图1所示，具体包括压紧头套1、滑块2、弹簧3、螺钉垫圈4、压紧支撑套5、弹簧套管6、分离螺母7、压紧套8、太阳翼第一内板9、太阳翼第二内板10、太阳翼第三内板11、太阳翼第四内板12、太阳翼外板13、承力碗14、加载螺母15、锁
紧螺母16和压紧杆17。
[0027]压紧头套1和压紧支撑套5通过螺钉垫圈4连接在太阳翼外板13上；弹簧3底端一端套在弹簧套管6上，弹簧3定端与滑块2底部连接；弹簧套管6与压紧支撑套5通过螺纹紧固连接；压紧状态下，分离螺母7与压紧杆17通过螺纹连接，承力碗14被加载螺母15和锁紧螺母16压紧在滑块2之上；压紧套8为中空筒状结构；压紧套8同轴设置在分离螺母7上方；太阳翼第一内板9和太阳翼第二内板10和太阳翼第三内板11和太阳翼第四内板12、太阳翼外板13从下至上依次套装在压紧套8外壁；承力碗14套装在压紧杆17的外壁，且承力碗14位于滑块2的顶部；加载螺母15套装在压紧杆17外壁，且位于承力碗14上方；加载螺母15与压紧杆17螺纹连接。
[0028]承力碗14底部为球状凸起结构；滑块2的顶部设置有球状凹槽；承力碗14底部与滑块2顶部的凹槽配合。
[0029]压紧释放机构的工作状态包括压紧状态和释放状态；压紧状态下，压紧释放机构实现对现太阳翼的压紧功能，如图1所示。释放状态下，压紧释放机构实现对现太阳翼的释放功能，如图2所示。
[0030]在压紧状态下，压紧杆17为轴向竖直放置的杆状结构，压紧杆17的底端被紧固在分离螺母7内部，压紧杆17上部通过加载螺母15将承力碗14压紧在滑块2上，实本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，其特征在于：包括压紧头套(1)、滑块(2)、弹簧(3)、螺钉垫圈(4)、压紧支撑套(5)、弹簧套管(6)、分离螺母(7)、压紧套(8)、太阳翼第一内板(9)、太阳翼第二内板(10)、太阳翼第三内板(11)、太阳翼第四内板(12)、太阳翼外板(13)、承力碗(14)、加载螺母(15)、锁紧螺母(16)和压紧杆(17)；压紧头套(1)和压紧支撑套(5)通过螺钉垫圈(4)连接在太阳翼外板(13)上；弹簧(3)底端一端套在弹簧套管(6)上，弹簧(3)定端与滑块(2)底部连接；弹簧套管(6)与压紧支撑套(5)通过螺纹紧固连接；压紧状态下，分离螺母(7)与压紧杆(17)通过螺纹连接，承力碗(14)被加载螺母(15)和锁紧螺母(16)压紧在滑块(2)之上；压紧套(8)为中空筒状结构；压紧套(8)同轴设置在分离螺母(7)上方；太阳翼第一内板(9)和太阳翼第二内板(10)和太阳翼第三内板(11)和太阳翼第四内板(12)、太阳翼外板(13)从下至上依次套装在压紧套(8)外壁；承力碗(14)套装在压紧杆(17)的外壁，且承力碗(14)位于滑块(2)的顶部；加载螺母(15)套装在压紧杆(17)外壁，且位于承力碗(14)上方；加载螺母(15)与压紧杆(17)螺纹连接。2.根据权利要求1所述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，其特征在于：所述承力碗(14)底部为球状凸起结构；滑块(2)的顶部设置有球状凹槽；承力碗(14)底部与滑块(2)顶部的凹槽配合。3.根据权利要求1所述的一种开放式尾罩太阳翼压紧释放机构，其特征在于：压紧释放机构的工作状态包括压紧状态和释放状态；压紧状态下，压紧释放机构实现对现太阳翼的压紧功能；释放状态下，压紧释放机构实现对现太阳翼的释放...
【专利技术属性】
技术研发人员：蒋延达，王华，秦凯，许文彬，陈波，刘丽娟，王强，张雷，
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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