[发明专利]一种利用SMA丝驱动的飞轮螺母解锁分离机构

说明书

本发明提出一种利用SMA丝驱动的飞轮螺母解锁分离机构，包括：外壳、两个承力螺杆、飞轮螺母、挡块、导向器、SMA丝、二级摆臂和一级摆臂，外壳的前后两侧均设有通孔，内壁上设有导轨；两个承力螺杆分别由外壳前后通孔插入外壳内；飞轮螺母位于外壳前后两侧的通孔间，分别与两个承力螺杆螺接形成非自锁螺纹副旋合，两个承力螺杆与飞轮螺母间皆设有拉力预紧力；挡块与外壳内壁上的导轨滑动连接；导向器安装在外壳的内壁上；SMA丝的两端分别连接两个导向器且绕经转向环；二级摆臂设有周向预紧力并抵紧挡块；一级摆臂设有周向预紧力并抵紧二级摆臂，且一级摆臂对飞轮螺母周向限位。本发明可靠性高、大承载、低冲击、响应快，能够满足现阶段航天应用的实际需求。

技术领域

本发明涉及一种解锁分离机构，具体地，涉及一种利用SMA丝驱动的飞轮螺母解锁分离机构。

背景技术

卫星随运载火箭发射升空后，在适当的时机需要进行星箭分离以保证卫星进入预定轨道正常工作。传统的星箭级间分离动作主要是通过爆炸螺栓、作动筒和反推火箭等火工触发方式实现，多个型号的星箭分离冲击试验表明，火工分离装置在星箭分离作动过程中产生巨大冲击，量级可达10000G以上，此类冲击将造成星上敏感部件和精密有效载荷的力学环境超标，影响产品精度和使用寿命。为保证卫星在轨高精度分离，迫切需要解决大承载、低冲击、非火工分离技术难题。

针对以上问题研制的非火工连接解锁机构应具有分离冲击小、解锁过程无污染、可重复使用等优点。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种利用SMA丝驱动的飞轮螺母解锁分离机构，提供一种具有高可靠性、大承载、低冲击的连接解锁机构，用以满足现阶段航天应用的实际需求。

本发明提供了一种利用SMA丝驱动的飞轮螺母解锁分离机构，包括：外壳、两个承力螺杆、飞轮螺母、挡块、导向器、SMA丝、二级摆臂和一级摆臂，

所述外壳由前后两半壳组成，所述外壳的前后两侧均设有通孔，所述外壳的内壁上设有导轨；

所述两个承力螺杆分别由所述外壳前后两侧的通孔插入所述外壳内；

所述飞轮螺母位于所述外壳前后两侧的通孔间，分别与所述两个承力螺杆螺接形成非自锁螺纹副旋合，所述两个承力螺杆与所述飞轮螺母间皆设有拉力预紧力，且两股拉力预紧力对称；

所述挡块与所述外壳内壁上的导轨滑动连接,且所述挡块上还安装有转向环；

所述两个导向器均安装在所述外壳的内壁上；

所述SMA丝的两端分别连接所述两个导向器，且所述SMA丝绕经所述转向环；

所述二级摆臂的一端转动连接于所述外壳的内壁，且所述二级摆臂设有周向预紧力并抵紧所述挡块；

所述一级摆臂的一端转动连接于所述外壳的内壁，且所述一级摆臂设有周向预紧力并抵紧所述二级摆臂，且所述一级摆臂卡紧所述飞轮螺母，对所述飞轮螺母周向限位。

进一步的，所述解锁分离机构还包括导向环，所述导向环安装于所述外壳的内壁上，且所述SMA丝在所述两个导向器间绕经所述导向环和所述转向环。

进一步的，所述转向环安装在所述挡块相对所述导向环的一侧，所述SMA丝通过转向环带动所述挡块。

进一步的，所述解锁分离机构还包括弹簧导向器，所述弹簧导向器安装于所述外壳的内壁上，且位于所述挡块附近。

进一步的，所述解锁分离机构还包括弹簧，所述弹簧分别连接所述挡块和所述弹簧导向器，且所述弹簧具有预紧力。

进一步的，所述解锁分离机构还包括两个轴承，所述两个轴承分别对称安装于所述外壳的前后半壳内壁上的通孔处，且所述两个轴承分别接触所述飞轮螺母的两侧。