一种力限式压紧释放机构技术领域
本发明涉及展开机构技术领域，具体涉及一种力限式压紧释放机构。
背景技术
目前国内航天器展开机构的压紧释放机构，多采用压紧杆式压紧释放形式，
类似于螺钉拧紧固定物体，其拧紧力直接作用于压紧点，只能对压紧点的压紧
力进行控制，而被压紧物内部的压紧力由被压紧物自身结构特性决定。在对大
型柔性太阳翼的太阳毯进行压紧时，由于太阳毯内部安装有易碎的太阳电池片
及玻璃盖片，采用压紧杆式的压紧释放机构不能够保证太阳毯内部的压紧力，
易造成太阳毯内部零件损坏。同时，还需要确保太阳毯外部箱板之间的压紧水
平较高，以避免太阳毯箱板在发射时的振动冲击下松动，失去对太阳毯的支撑
与保护。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种力限式压紧释放机构，能够实现大型柔性太
阳翼太阳毯的分段压紧，使得太阳毯内部的压紧水平较低，而外部的箱板压紧
水平较高，能够在保护太阳毯内部结构的同时适应航天器发射时的力学环境条
件。
本发明的力限式压紧释放机构，包括压紧组件和基座组件；外围设备为太
阳毯的上箱板和下箱板；
其中，压紧组件由压紧杆、锁紧螺母、分离弹簧、弹簧护套、防逃帽及压
紧杆安装座组成；其中，压紧杆安装座贴合太阳毯上箱板侧边、固定安装在太
阳毯上箱板上，压紧杆安装座的下端面向外侧延伸；压紧杆安装座的下端面中
部设有通孔；压紧杆穿过通孔并与通孔螺纹连接；分离弹簧套在压紧杆上，并
由固定在压紧杆顶端的弹簧护套压缩、限位；防逃帽固定安装在分离弹簧和弹
簧护套的外侧；压紧杆安装座的下端面上还设有定位孔和锥孔；
基座组件由火工分离螺母、定位导向柱、限力螺杆、防松螺母及分离螺母
安装座组成，其中，分离螺母安装座贴合太阳毯下箱板侧边、固定安装在太阳
毯下箱板上，分离螺母安装座的上端面向外侧延伸；分离螺母安装座的上端面
上设有圆柱孔，火工分离螺母安装在圆柱孔内；分离螺母安装座的上端面上还
设有定位导向柱和限力螺杆；
压紧状态时，压紧组件中的压紧杆与火工分离螺母螺纹连接，并通过安装
在压紧杆上的锁紧螺母锁紧；定位导向柱与压紧杆安装座的下端面上的定位孔
配合定位；限力螺杆与压紧杆安装座的下端面上的锥孔配合定位，并通过安装
在限力螺杆上的防松螺母固定；
释放状态时，压紧杆与火工分离螺母分离，定位导向柱与定位孔分离；限
力螺杆与锥孔分离。
进一步地，所述压紧杆安装座为“Z”字形结构，压紧杆安装座的上端面与
侧面与太阳毯上箱板侧边贴合固定，压紧杆安装座的下端面向外延伸；分离螺
母安装座为“Z”字形结构，分离螺母安装座的下端面与侧面与太阳毯下箱板侧
边贴合固定，上端面向外延伸。
进一步地，所述压紧杆安装座下端面通孔的上端设有圆弧凹槽，通孔与锁
紧螺母之间还设有球形垫。
进一步地，所述防逃帽内侧上端设有减震垫。
有益效果：
本发明采用二级压紧加载的形式，实现了对太阳毯内部的较低的压紧力与
对外侧箱板的较高的压紧力，能够在确保太阳毯箱板的抗振动冲击性能下保护
太阳毯内部的太阳电池片及玻璃盖片。本发明结构简单、可靠性高、重量轻，
纯机械方法还能减小使用电机等方式带来的航天器资源的紧张。此外，本发明
采用的压紧释放机构，结构小巧，独立，易于总体布局，可根据需要进行灵活
增减压紧点。
附图说明
图1为本发明压紧释放机构的A-A剖视图。
图2为本发明压紧释放机构侧视图。
图3为本发明压紧释放机构的B-B剖视图。
图4为本发明压紧释放机构在压紧状态下的结构示意图；
图5为本发明压紧释放机构在解锁分离状态(释放状态)下的结构示意图。
图6为本发明压紧释放机构在太阳毯箱板上的布局示意图。
其中，1-压紧杆安装座，2-减震垫，3-防逃帽，4-弹簧护套，5-分离弹簧，
6-锁紧螺母，7-球形垫，8-压紧杆，9-火工分离螺母，10-分离螺母安装座，11-
定位导向柱，12-限力螺杆，13-防松螺母。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种力限式压紧释放机构，如图1～图3所示，主要由压紧组
件和基座组件组成。
其中，压紧组件固定在太阳毯上箱板侧边，由压紧杆8、球形垫7、锁紧螺
母6、分离弹簧5、弹簧护套4、减震垫2、防逃帽3及压紧杆安装座1组成，
其中，压紧杆安装座1为“Z”字形结构，压紧杆安装座1的上端面与侧面与太
阳毯上箱板侧边贴合固定，压紧杆安装座1的下端面中部设有通孔，压紧杆8
穿过通孔与基座组件连接，并通过锁紧螺母6锁紧，通孔与锁紧螺母6之间还
设有球形垫7，用于适应压紧杆的垂直度位置偏差，在压紧杆外侧套有一个分离
弹簧5，压紧状态时，分离弹簧5处于压缩状态并由固定在压紧杆顶端的弹簧护
套4限位；在分离弹簧5、弹簧护套4的外侧固定安装防逃帽3，防止压紧杆释
放后飞离；在防逃帽3内侧上端设有减震垫2，减缓压紧杆释放时的冲击载荷。
压紧杆安装座1的下端面上还设有定位孔和锥孔，其中定位孔用于与基座组件
中的定位导向柱11进行配合定位，锥孔用于与基座组件中的限力螺杆12进行
配合定位。
基座组件固定在太阳毯下箱板侧边，由火工分离螺母9、定位导向柱11、
限力螺杆12、防松螺母13及分离螺母安装座10组成，其中，分离螺母安装座
10为“Z”字形结构，分离螺母安装座10的下端面与侧面与太阳毯下箱板侧边
贴合固定，分离螺母安装座10的上端面上设有圆柱孔，火工分离螺母9安装在
圆柱孔内，压紧组件中的压紧杆8与火工分离螺母9螺纹连接固定，实现太阳
毯上下箱板之间的压紧。分离螺母安装座10的上端面上还设有定位导向柱11
和限力螺杆12，定位导向柱11与压紧杆安装座1的下端面上的定位孔配合实现
太阳毯上下箱板之间的横向位置固定；限力螺杆12与压紧杆安装座1的下端面
上的锥孔配合实现上下方向的限位和限力，防止太阳毯内部压紧力过大，并采
用防松螺母13固定。
本发明力限式压紧释放机构中，压紧杆为主要的加载与承力部件。压紧太
阳毯时，上箱板压紧组件中的压紧杆8与下箱板基座组件中的火工分离螺母9
连接，通过锁紧螺母6进行压紧力加载，实现上下箱板间的连接并施加压紧载
荷；当太阳毯内部压紧载荷达到要求值(通过标定确定)后，通过限力螺杆进
行限位，以限制压紧力进一步向太阳毯上传递；通过锁紧螺母继续加载，将二
级加载的压紧力传递到限力螺杆内，实现太阳毯上下箱板间的较高的预紧力载
荷需求，以满足发射过程中振动载荷的要求。
太阳毯解锁时，通过火工分离螺母工作，解除对压紧杆的约束，压紧杆在
分离弹簧的作用下从火工分离螺母螺孔内拔出，进而解除上下箱板间的连接固
定，实现解锁、卸载的功能。
太阳毯及箱板的压紧操作过程分两个阶段进行：
1)第一阶段，对太阳毯的压紧操作：
首先，将基座组件组装完成，将其安装在下箱板侧边相应位置。
将压紧杆8拧入火工分离螺母9对应的螺孔内，直至压紧杆上的凸台与火
工分离螺母上端面贴齐。
将压紧杆安装座1固定在上箱板侧边相应位置；上下箱板扣合，通过定位
导向柱11与压紧杆安装座1下端面上的定位孔配合，使上下箱板间相对位置定
位；压紧杆8穿过压紧杆安装座1下端面上的圆柱通孔。此时，完成上下箱板
压紧加载前的初始位置固定。
将球形垫7与锁紧螺母6拧到压紧杆8上，球形垫7与压紧杆安装座1下
端面的圆柱通孔上端的圆弧凹槽贴合；通过拧紧锁紧螺母6，将压紧杆安装座1
带动上箱板向下压紧，进而将箱板内部的太阳毯压紧。
太阳毯内部的压紧力与锁紧螺母6的拧紧力矩间有对应的传递关系，此传
递关系曲线需提前通过专门的标定试验来获得，其与太阳毯材料特性、结构尺
寸、叠层数量与厚度等相关。利用此标定好的压力-拧紧力矩关系曲线，通过控
制锁紧螺母6的拧紧力矩，即可控制对太阳毯的压紧力。
至此，完成了对太阳毯的压紧加载。
2)第二阶段，对箱板的进一步压紧操作：
为保护太阳毯上太阳电池片及其玻璃盖片不被压碎，太阳毯的压紧力一般
较小；而为了适应航天器发射过程中的力学环境载荷，上下箱板间又需要有较
大的预紧力载荷，以避免振动过程中上下箱板间松动，失去对太阳毯的支撑与
保护。为此，需进一步对箱板进行压紧，而此压紧力不得传递到内部的太阳毯
上。
在太阳毯压紧到位后，将限力螺杆12向上旋转，使其顶部的圆锥凸台与压
紧杆安装座1下端面上的锥孔贴合，限制压紧杆安装座1与分离螺母安装座10
之间的距离，也即限制了上下箱板间的距离，然后用防松螺母13将限力螺杆12
拧紧，防止松动。
此时，再继续拧紧锁紧螺母6，进一步通过压紧杆8对此压紧点处加载，后
续再次加载的压紧力将都作用到限力螺杆12上，成为此压紧点处的内置预紧力，
而不会额外施加给太阳毯。同样的，此压紧力与锁紧螺母6的拧紧力矩间也有
对应的传递关系，此传递关系曲线需提前通过专门的标定试验来获得。参照压
力-拧紧力矩关系曲线，通过控制锁紧螺母6的拧紧力矩，即可控制第二阶段对
箱板压紧点施加的压紧力大小。
至此，完成了第二阶段的压紧力施加。
最后，将分离弹簧5、弹簧护套4安装到压紧杆8顶端，以便后续解锁释放
时，可快速将压紧杆8从分离螺母内拔出；安装减震垫2和防逃帽3。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保
护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，
均应包含在本发明的保护范围之内。