一种超行程回弹式伸展机构锁定方法及装置与流程

1.本发明属于航天设计领域，尤其涉及一种超行程回弹式伸展机构锁定方法及装置。


背景技术：

2.对航天器而言，太阳翼是主要的供能装置，太阳翼的可展机构在太阳翼展开锁定过程中的可靠性将直接决定任务的成功与否，在国际上，太阳翼伸展机构的锁定方式常常需要通过设计额外的锁定装置进行锁定，并且有部分伸展机构会依赖有源驱动的自锁能力来保持太阳翼的可靠锁定，因此会引起较大的负重代价，对于航天器来说，需要尽量减少载荷的重量以减少所需的燃料，以降低各项成本。因此急需一种可实现高效的、可靠的、轻质的锁定方法作为原理参考指导产品设计。


技术实现要素：

3.本发明的技术目的是提供一种超行程回弹式伸展机构锁定方法及装置，以解决，问题。
4.为解决上述问题，本发明的技术方案为：
5.一种超行程回弹式伸展机构锁定方法，应用于太阳翼的伸展机构，包括如下步骤：
6.s1：对伸展机构进行展开，带动太阳翼阵面展开至极限位置；
7.s2：通过均载系统向太阳翼阵面提供张紧力进行收拢，带动太阳翼阵面收拢至限位点，从而实现锁定。
8.其中，极限位置为伸展机构能伸出的最大距离，基于太阳翼阵面的总体长度预设得到。
9.其中，限位点为在驱动机构单向旋转的过程中越过极限位置后，且有继续向收拢位置运动的趋势，通过设置限位点以停止收拢。
10.其中，张紧力的大小设计为大于实际载荷，实际载荷根据轨热条件和太阳翼阵面的热胀系数计算得到的。
11.具体地，在步骤s2中，实现锁定的判断条件为，伸展机构经过极限位置到达限位点，且太阳翼阵面受到的张紧力为收拢方向。
12.一种超行程回弹式伸展机构锁定装置，配置有如上述任意一项的超行程回弹式伸展机构锁定方法，
13.包括均载系统、弹性元件、太阳翼阵面和伸展机构；
14.伸展机构的一端与均载系统连接，伸展机构的侧部与太阳翼阵面的阵面连接；
15.弹性元件的两端分别与均载系统和太阳翼阵面的端面连接。
16.具体地，伸展机构用于提供驱动力，使得太阳翼阵面向外展开至极限位置；
17.均载系统配合弹性元件用于提供张紧力，使得太阳翼阵面向内收拢至限位点。
18.本发明由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效
果：
19.本发明可以实现对伸展机构可靠的展开后锁定，且不需要额外设置锁定装置，其锁定功能由均载系统提供，因此整体结构具有较高的集成度，在重量方面具有较大的优势。另外本发明可以应用于各类太阳翼的可展机构产品中，实用性强，适用性广的优点。
附图说明
20.通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。
21.图1为本发明的一种超行程回弹式伸展机构锁定方法的流程图；
22.图2为本发明的一种超行程回弹式伸展机构锁定装置的结构图。
具体实施方式
23.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对照附图说明本发明的具体实施方式。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图，并获得其他的实施方式。
24.为使图面简洁，各图中只示意性地表示出了与本发明相关的部分，它们并不代表其作为产品的实际结构。另外，以使图面简洁便于理解，在有些图中具有相同结构或功能的部件，仅示意性地绘示了其中的一个，或仅标出了其中的一个。在本文中，“一个”不仅表示“仅此一个”，也可以表示“多于一个”的情形。
25.以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种超行程回弹式伸展机构锁定方法及装置作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。
26.实施例
27.参看图1和图2，本实施例提供一种超行程回弹式伸展机构锁定方法及装置，为了描述清楚，先对超行程回弹式伸展机构锁定装置进行说明。
28.具体地，参看图2，该锁定装置包括均载系统、弹性元件、太阳翼阵面和伸展机构。伸展机构的一端与均载系统固定连接，伸展机构的侧部与太阳翼阵面的阵面连接。弹性元件的两端则分别与均载系统和太阳翼阵面的端面实现连接。具体地，伸展机构可以借助均载系统向外提供一个驱动力，使得太阳翼阵面跟随着向外展开至极限位置。弹性元件则可以配合均载系统提供一个往里的张紧力，使得太阳翼阵面向内收拢至限位点，并固定锁紧在限位点。
29.参看图1，现对本实施例的实施方法进行说明。
30.通过伸展机构进行展开，运动至极限位置，同时带动太阳翼阵面展开至极限位置。其中，极限位置为伸展机构能伸出的最大距离，基于太阳翼阵面的总体长度预设得到。
31.然后通过均载系统以及弹性元件使得向太阳翼阵面提供张紧力，使其进行收拢，带动太阳翼阵面和伸展机构收拢至限位点，从而实现锁定。具体为，限位点为在驱动机构单向旋转的过程中越过极限位置后，且有继续向收拢位置运动的趋势，通过设置限位点以停止收拢。由于太阳翼依靠均载系统所提供的张紧力，此时伸展机构已经超过了展开极限位
置并且被收拢限位点限制，此时不具备脱离锁定的条件。其判断条件为伸展机构反转，实现展开的逆向过程。有向展开方向的拉力，使伸展机构从限位点向伸展机构的伸展极限位置运动，同时还应满足在极限位置后拉力变换至收拢方向，此时有一定几率可实现脱离锁定。由于此处已经过了极限位置到达限位点，且阵面的张紧力是指向收拢方向的，因此不具备脱离锁定的条件。
32.具体地，张紧力的大小设计为大于实际载荷，而实际载荷根据轨热条件和太阳翼阵面的热胀系数计算得到的，如此设置可以保证阵面不发生较大的变形，因为大变形会导致电池片的破碎。
33.故本实施例可以更可靠的实现展开锁定，且不需要额外设置锁定装置，锁定装置的功能由均载系统提供具有较高的集成度，所以，在重量方面具有优势。
34.具体地，在步骤s2中，实现锁定的判断条件为，伸展机构经过极限位置到达限位点，且太阳翼阵面受到的张紧力为收拢方向。
35.上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式。即使对本发明作出各种变化，倘若这些变化属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本发明的保护范围之中。


技术特征：
1.一种超行程回弹式伸展机构锁定方法，应用于太阳翼的伸展机构，其特征在于，包括如下步骤：s1：对伸展机构进行展开，带动太阳翼阵面展开至极限位置；s2：通过均载系统向太阳翼阵面提供张紧力进行收拢，带动太阳翼阵面收拢至限位点，从而实现锁定。2.根据权利要求1所述的超行程回弹式伸展机构锁定方法，其特征在于，所述极限位置为伸展机构能伸出的最大距离，基于太阳翼阵面的总体长度预设得到。3.根据权利要求1所述的超行程回弹式伸展机构锁定方法，其特征在于，所述限位点为在驱动机构单向旋转的过程中越过所述极限位置后，且有继续向收拢位置运动的趋势，通过设置所述限位点以停止收拢。4.根据权利要求1所述的超行程回弹式伸展机构锁定方法，其特征在于，所述张紧力的大小设计为大于实际载荷，所述实际载荷根据轨热条件和太阳翼阵面的热胀系数计算得到的。5.根据权利要求1所述的超行程回弹式伸展机构锁定方法，其特征在于，在所述步骤s2中，实现锁定的判断条件为，所述伸展机构经过所述极限位置到达所述限位点，且太阳翼阵面受到的所述张紧力为收拢方向。6.一种超行程回弹式伸展机构锁定装置，配置有如权利要求1至5任意一项所述的超行程回弹式伸展机构锁定方法，其特征在于，包括均载系统、弹性元件、太阳翼阵面和伸展机构；所述伸展机构的一端与所述均载系统连接，所述伸展机构的侧部与所述太阳翼阵面的阵面连接；所述弹性元件的两端分别与所述均载系统和所述太阳翼阵面的端面连接。7.根据权利要求6一种超行程回弹式伸展机构锁定装置，其特征在于，所述伸展机构用于提供驱动力，使得所述太阳翼阵面向外展开至极限位置；所述均载系统配合所述弹性元件用于提供张紧力，使得所述太阳翼阵面向内收拢至限位点。

技术总结
本发明公开了一种超行程回弹式伸展机构锁定方法，应用于太阳翼的伸展机构，包括如下步骤：S1：对伸展机构进行展开，带动太阳翼阵面展开至极限位置；S2：通过均载系统向太阳翼阵面提供张紧力进行收拢，带动太阳翼阵面收拢至限位点，从而实现锁定。本发明可以实现对伸展机构可靠的展开后锁定，且不需要额外设置锁定装置，其锁定功能由均载系统提供，因此整体结构具有较高的集成度，在重量方面具有较大的优势。另外本发明可以应用于各类太阳翼的可展机构产品中，实用性强，适用性广的优点。适用性广的优点。适用性广的优点。


技术研发人员：张箎 陈胜珉 王栋梁 彭志龙 咸奎成
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2022.09.12
技术公布日：2023/6/7