[发明专利]一种卫星展开和收缩后自动锁定设备

说明书

本发明公开了一种卫星展开和收缩后自动锁定设备，属于航空航天设备领域。一种卫星展开和收缩后自动锁定设备，包括第一太阳翼板，所述第一太阳翼板的一侧设置有第二太阳翼板，所述第一太阳翼板的底部安装有防护框，所述第一太阳翼板和第二太阳翼板的表面均安装有太阳能板，还包括：调节组件，设置在第一太阳翼板的底部表面上，用于调节第二太阳翼板的展开角度；撑托组件；本发明通过调节组件撑托组件支撑组件的相互配合下，在使用时，可调节第一太阳翼板与第二太阳翼板之间的伸展角度，从而调节太阳能板与太阳之间的照射角度，充分吸收太阳能，同时结构稳定，适用于角度调节范围内的锁止限位。

技术领域

本发明涉及航空航天设备技术领域，尤其涉及一种卫星展开和收缩后自动锁定设备。

背景技术

微纳卫星太阳翼在发射阶段处于收拢状态，星箭分离后完成展开并锁定，保证整星的能源供应。在发射阶段，展开锁定装置联合压紧装置将太阳翼固定在星体上，实现太阳翼与整星之间的高刚度联接，保证太阳翼等附件能够承受发射段冲击、振动和过载等复杂环境而不被破坏；在星箭分离后，据程控或遥控指令完成解锁功能，解除对太阳电池阵的约束，由展开锁定机构中的展开弹簧提供驱动力矩，展开锁定机构实现太阳翼的展开及锁定并提供太阳翼展开到位信号。

卫星上太阳翼安装的太阳能板用于吸收太阳能转换为电能为卫星提供动能，现有技术中卫星太阳翼在伸展时，大多只可将太阳翼伸展后状态的进行锁定限位，但在实际使用过程中，锁定机构不便对太阳翼的展开的角度进行调节控制，导致卫星在运行的过程中，太阳翼上太阳能板照射吸收效果较差。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中用于锁定太阳翼伸展的锁定机构不便调节太阳翼板的展开角度的问题，而提出的一种卫星展开和收缩后自动锁定设备。

为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：一种卫星展开和收缩后自动锁定设备，包括第一太阳翼板，所述第一太阳翼板的一侧设置有第二太阳翼板，所述第一太阳翼板的底部安装有防护框，所述第一太阳翼板和第二太阳翼板的表面均安装有太阳能板，还包括：调节组件，设置在第一太阳翼板的底部表面上，用于调节第二太阳翼板的展开角度；撑托组件，位于防护框内安装在第一太阳翼板的底部表面，用于对撑托限位；支撑组件，设置在第二太阳翼板的背面上，用于对第二太阳翼板支撑加固。

优选的，所述调节组件包括固定在第一太阳翼板底部表面的第一驱动部，所述第一驱动部的输出端连接有转动轴，所述转动轴的端部贯穿防护框并延伸至外部固定有第一转动齿轮，所述第一转动齿轮的表面啮合有第二转动齿轮，所述第二转动齿轮的轴心处固定有第一连接轴，所述第一连接轴的一端通过轴承与第一太阳翼板转动连接，所述第一连接轴的表面啮合有第三转动齿轮，所述第三转动齿轮的轴心处固定有第二连接轴，所述第二连接轴的端部通过轴承与第一太阳翼板转动连接，所述第二连接轴的两端均固定有连接件，所述连接件的一端固定有固定块，两个所述固定块的端部与第二太阳翼板固定相连。

优选的，所述转动轴的表面固定有联动齿轮，所述联动齿轮的表面啮合有齿条，所述齿条的一端固定有撑托板，所述撑托板的表面开设有凹槽，所述凹槽的内部设置有防滑块。

优选的，所述撑托板的上方设置有抵紧块，所述抵紧块的顶部固定有滑杆，所述滑杆的端部连接有活动块，所述活动块滑动连接在支撑筒内，所述支撑筒的内壁开设有移动槽，所述移动槽内滑动连接有移动块，所述移动块与活动块固定相连，所述活动块的顶部表面固定有挤压弹簧，所述挤压弹簧与支撑筒的内壁固定相连，所述支撑筒的顶部固定有支杆，所述支杆的端部连接有第二驱动部。

优选的，所述齿条的顶部固定有滑块，所述滑块的两侧表面均固定有支撑块，所述滑块和支撑块滑动连接在T型滑槽内，所述T型滑槽开设在第一太阳翼板的底部表面上。

优选的，所述第一太阳翼板和第二太阳翼板的大小尺寸相同，所述太阳能板对称分布设置在第一太阳翼板和第二太阳翼板的表面上。