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。

本实施例提供一种折叠式刚性或半刚性太阳电池阵二次压紧释放机构。

如图1所示，在卫星发射状态，折叠式刚性或半刚性太阳电池阵二次压紧释放机构2 把除外太阳板1外的其它太阳板和连接架压紧在卫星侧壁上。即：当卫星星箭分离后，一次压紧释放机构先后通过火工切割器切断外太阳板1的压紧杆，解除对外太阳板1的约束，此时，依靠二次压紧释放机构2把除外太阳板1外的其它太阳板和连接架压紧依旧在卫星侧壁上。卫星在转移轨道飞行中(若干天)，二次压紧释放机构不仅要具有压紧其它太阳板和连接架的能力，还具有克服在变轨过程中承受变轨发动机工作时产生的载荷能力。

如图2所示，当卫星定点后，二次压紧释放机构2利用火工切割器18切断压紧杆15，压紧杆15弹出，解除对其它太阳板和连接架的压紧，且此时压紧杆15留在外中太阳板背面9一侧，对太阳光线入射无遮挡。

如图3至图5所示，该折叠式太阳电池阵二次压紧释放机构2包括：压紧帽3、球形垫4、垫片5、缓冲垫组件6、缓冲块7、倒钩缓冲弹簧8、压紧杆15、压紧座17以及火工切割器18；

其中缓冲块7为聚四氟乙烯缓冲块；

倒钩缓冲弹簧8为如图7所示的爪形构件，其周向均匀间隔分布有三个条形切口，使其在周向具备四个弹簧片，每个弹簧片的下端具有倒钩22，即每个弹簧片的下端为从下往上厚度递增的斜面，由此使四个倒钩22所包围的空间为锥台形，则倒钩缓冲弹簧8的内圆周面则包括柱形段和锥台形段，且锥台形小端的内径小于柱形段的内径，由此在柱形段和锥台形段之间形成台阶。

二次压紧释放机构2的安装关系如下：压紧座17固定安装在航天器侧壁21上，压紧杆15依次穿过外中太阳板10、内中太阳板12、内太阳板14的压紧衬套13以及压紧座17 后通过方螺母19和过渡垫20拧紧在压紧座17上；倒钩缓冲弹簧8与缓冲块7固定在外中太阳板10的压紧衬套13内，且套装在压紧杆15外部；其中缓冲块7位于倒钩缓冲弹簧8 倒钩22上方；缓冲块7上方依次设置缓冲垫组件6和垫片5，垫片5通过螺栓压合在外中太阳板背面9(外中太阳板正面为外中太阳板电池面11)；垫片5上方依次设置球形垫4 和压紧帽3，球形垫4与垫片5间为球面接触，压紧杆15顶部伸出球形垫4后与压紧螺母旋合并预紧，以施加预张力；压紧帽3套装在压紧螺母外部，压紧帽3螺旋拧紧到球形垫 4上并用螺母带紧，防止有多余物飞出。

火工切割器18设置在压紧杆15靠近压紧座17的一端，用于切断预张紧的压紧杆15；令火工切割器18与压紧杆15相连的位置为压紧杆15的切断处，在压紧杆15上方靠近切断处的位置设置有锲形段16。

与一次压紧释放机构相比，该二次压紧释放机构采取了以下设计措施：

(1)在压紧杆15接近切断处设计一个锲形段16；

(2)在外中太阳板10的压紧衬套13内装有聚四氟乙烯缓冲块7和倒钩缓冲弹簧8。

该折叠式太阳电池阵二次压紧释放机构工作过程为：

当太阳电池阵二次展开释放时，火工切割器18切断预张紧的压紧杆15，利用压紧杆 15释放的反作用力和火工切割器18的爆破力推动切断后的压紧杆15向压紧帽3方向滑动；当压紧杆15切断处上方的锲形段16接近外中太阳板10的压紧衬套13时，穿过倒钩缓冲弹簧8楔入聚四氟乙烯缓冲块7的圆孔内，使聚四氟乙烯缓冲块7变形并卡住压紧杆15 的锲形段16，由于聚四氟乙烯缓冲块7圆孔的孔径较小，锲形段16不能够完全通过，从而防止压紧杆15飞出太阳电池阵，游离于航天器。同时锲形段16靠近压紧座17的一侧又被倒钩缓冲弹簧8的倒钩22挡住，由此使切断后的压紧杆15定位并停留在外中太阳板10 的背面一侧，弹出后的二次压紧释放机构2如图6所示。

缓冲块7和爪形构件的倒钩缓冲弹簧8起着双重保护作用，保证切断后的压紧杆15留在外中太阳板背面9再也无法退回，因此不会对太阳电池有遮挡。二次压紧释放被切断并卡在外中太阳板背面的压紧杆15如图2所示。

该二次压紧释放机构中，通过压紧杆接近切断处锲形段设计及在外中太阳板的压紧衬套内装有聚四氟乙烯缓冲块和爪形构件设计，使得二次展开点火释放时，切断后的压紧杆必须从外中太阳板的正面移动和固定到背面，以防遮档该板上的太阳电池电路；

利用单个二次压紧释放机构将其余太阳板和连接架固定到航天器侧壁上，施加一定的预紧力后使得太阳电池阵能够在卫星变轨过程中承受变轨发动机工作时产生的载荷而不发生破坏。

由此可知，该二次压紧释放机构能够满足二次压紧释放机构的功能和性能需求。

综上，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。