1.本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种航天重复锁紧系统。
背景技术：
2.卫星由于可以胜任更加多样化的在轨任务，吸引了很多国内外相关科研人员的关注。卫星在轨执行不同的具体任务时，与航天器的载荷仓之间需要在连接和分离两种状态之间进行切换。
3.卫星与航天器的载荷仓连接的时候，通过一次性的锁紧结构进行锁紧，该锁紧结构在卫星上用于与航天器的对接处设有多个锁紧装置，以实现对卫星的稳定锁紧；解锁的时候，通常是采用爆炸螺栓实现解锁，该解锁方式仅能实现一次性的锁紧解锁任务，无法重复使用，成本较高；且该种锁紧装置往往精度较低，无法保证多个锁紧装置的同步性。
技术实现要素：
4.本发明实施例提供一种航天重复锁紧系统，旨在实现对太空中的卫星实现高精度的锁紧，可重复使用降低成本，提高锁紧的同步性。
5.为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：提供一种航天重复锁紧系统，包括：
6.底座；
7.驱动装置，设于所述底座上，所述驱动装置具有驱动部；
8.两个连动组，对称设于所述底座上，所述连动组包括与所述驱动部连接的第一滑块，和两个分别与所述第一滑块连接的第二滑块，两个所述第一滑块具有沿第二预设路径相向或背向移动的自由度，同一所述连动组中的两个所述第二滑块具有沿第一预设路径相向或背向移动的自由度，所述第一预设路径分别垂直于所述第二预设路径和上下方向，所述第二滑块上还具有配合部；以及
9.安装板，用于安装于卫星，所述安装板的底部设有用于与所述配合部卡接的锁紧槽；
10.当所述驱动部带动两个所述第一滑块背向移动时，同一所述连动组中的两个所述第二滑块背向移动，所述配合部靠近所述锁紧槽，并实现卡接配合；当所述驱动部带动两个所述第一滑块相向移动时，同一所述连动组中的两个所述第二滑块相向移动，所述配合部远离所述锁紧槽，并实现解除卡接。
11.在一种可能的实现方式中，所述驱动装置包括：
12.丝杆，与所述底座转动连接，所述丝杆的轴向沿所述第一预设路径延伸，所述丝杆的轴向形成两个所述连动组之间的对称轴；
13.螺母，套设于所述丝杆，形成所述驱动部；以及
14.动力机构，设于所述底座，用于驱动所述丝杆旋转。
15.在一种可能的实现方式中，所述航天重复锁紧系统还包括分别设于所述第一滑块与所述驱动部之间，以及所述第二滑块与所述第一滑块之间的连杆机构，所述连杆机构包
括连接杆，以及分别与所述连接杆的两端转动连接的固定轴，所述固定轴插接于所述驱动部、所述第一滑块或所述第二滑块，所述固定轴的轴向沿上下方向延伸。
16.在一种可能的实现方式中，所述安装板的底部凸出设有锁紧部，所述锁紧槽设于所述锁紧部，所述锁紧部与所述第二滑块一一对应；
17.所述底座上设有与所述锁紧部一一对应的固定块，所述固定块位于所述锁紧部的底部，且具有弧形的导向面，所有所述固定块上所述导向面的圆心重合，所述锁紧部上设有能贴合于所述导向面的配合面。
18.一些实施例中，所述固定块的顶部还设有定位柱，所述锁紧部上设有对应于所述定位柱的定位孔。
19.一些实施例中，所述固定块与所述第二滑块之间连接有缓冲弹簧，所述缓冲弹簧的轴向平行于所述第一预设路径。
20.一些实施例中，所述第二滑块包括：
21.块体，滑动设于所述底座上，所述配合部设于所述块体朝向所述锁紧槽的一侧；
22.推杆，与所述块体滑动配合，所述推杆的两端分别设有第一限位台阶和第二限位台阶，所述第一限位台阶处于靠近所述连接杆的一端，所述第一限位台阶上凸出有伸出部，所述伸出部通过所述固定轴与所述连接杆转动连接；以及
23.弹性件，设于所述第一限位台阶和所述块体之间，所述弹性件具有使所述第一限位台阶远离所述块体的预紧力。
24.在一种可能的实现方式中，所述底座上设有沿所述第一预设路径延伸的第一滑轨，所述驱动部与所述第一滑轨滑动配合；
25.和/或，
26.所述底座上设有沿第二预设路径延伸的第二滑轨，所述第一滑块与所述第二滑轨滑动配合。
27.在一种可能的实现方式中，所述航天重复锁紧系统还包括回弹组件，所述回弹组件包括：
28.固定杆，固设于所述底座，所述固定杆内同轴设有滑槽；
29.顶起板，底部设有与所述滑槽滑动配合的滑动杆，所述顶起板位于所述安装板的下方；以及
30.回位弹簧，套设于所述滑动杆，所述回位弹簧的一端抵接于所述滑槽的槽底，另一端抵接于所述顶起板的底部，所述回位弹簧具有使所述顶起板远离所述固定杆的预紧力。
31.一些实施例中，所述顶起板的中心隆起形成半球状的顶起块，所述顶起块能与所述安装板点接触。
32.本技术实施例中，与现有技术相比，本发明航天重复锁紧系统通过驱动装置带动连动组的运动，实现对第二滑块的驱动，并且两个第一滑块均与驱动部连接，每个第一滑块上还连接有两个第二滑块，使得驱动装置的开启同时可驱动四个第二滑块的同步移动，同步性更好，反应迅速，精度较高；通过驱动装置带动连动组，可重复的带动第二滑块上的配合部靠近或远离锁紧槽，实现重复锁紧动作，可多次使用，相比于一次性锁紧结构降低成本。
附图说明
33.图1为本发明实施例提供的航天重复锁紧系统的主视结构示意图一(弹出状态)；
34.图2为本发明实施例提供的航天重复锁紧系统的俯视结构示意图一；
35.图3为沿图2中a-a线的剖视结构示意图；
36.图4为图3中c部的放大结构示意图；
37.图5为沿图2中b-b线的剖视结构示意图；
38.图6为本发明实施例提供的航天重复锁紧系统的俯视结构示意图二(安装板与回弹组件未装配)；
39.图7为本发明实施例提供的航天重复锁紧系统的主视结构示意图二(锁紧状态)；
40.图8为本发明实施例提供的航天重复锁紧系统的俯视结构示意图三(安装板与回弹组件未装配)。
41.附图标记说明：
42.10-底座；11-固定块；12-导向面；13-定位柱；14-缓冲弹簧；15-安装座；16-第一滑轨；17-第二滑轨；18-稳定弹簧；
43.20-动力机构；21-电机；22-减速器；
44.30-驱动装置；31-丝杆；32-螺母；
45.40-二级动作组；41-第一滑块；411-转动位；42-第二滑块；421-配合部；422-块体；423-推杆；424-弹性件；425-第一限位台阶；426-第二限位台阶；427-伸出部；
46.50-安装板；51-锁紧槽；52-锁紧部；53-配合面；54-定位孔；
47.60-回弹组件；61-固定杆；611-滑槽；62-顶起板；63-回位弹簧；64-滑动杆；65-顶起块；
48.70-连杆机构；71-连接杆；72-固定轴。
具体实施方式
49.为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
50.本技术实施例中，术语“上”和术语“下”仅针对图1中的直观方向，不代表真实使用方向。
51.请一并参阅图1至图8，现对本发明提供的航天重复锁紧系统进行说明。
52.参阅图1及图7，所述航天重复锁紧系统，包括底座10、驱动装置30、两个连动组40以及安装板50，驱动装置30设于底座10上，驱动装置30具有驱动部；两个连动组40对称设于底座10上，连动组40包括与驱动部连接的第一滑块41，和两个分别与第一滑块41连接的第二滑块42，两个第一滑块41具有沿第二预设路径相向或背向移动的自由度，同一连动组40中的两个第二滑块42具有沿第一预设路径相向或背向移动的自由度，第一预设路径分别垂直于第二预设路径和上下方向，第二滑块42上还具有配合部421；安装板50用于安装于卫星，安装板50的底部设有用于与配合部421卡接的锁紧槽51；
53.当驱动部带动两个第一滑块41背向移动时，同一连动组40中的两个第二滑块42背向移动，配合部421靠近锁紧槽51，并实现卡接配合；当驱动部带动两个第一滑块41相向移
动时，同一连动组40中的两个第二滑块42相向移动，配合部远离锁紧槽51，并实现解除卡接。本实施例提供的航天重复锁紧系统，在实际使用的时候，底座10包括设于底座10上的驱动装置30、连动组40均是安装在航天器载荷仓内，安装板50单独安装在卫星上，卫星执行任务的时候，与安装板50一同漂浮在太空中，当执行动作完毕后，航天器上的机械手抓取卫星，卫星上的安装板50对应底座10的位置推进，使得安装板50上的锁紧槽51与配合部421在同一上下高度，开启驱动装置30，驱动装置30上的驱动部带动两个第一滑块41沿第二预设路径相互远离，一个第一滑块41上连接的两个第二滑块42也沿第一预设路径相互远离，第二滑块42上的配合部421逐渐卡接入锁紧槽51内，完成对卫星的锁紧，机械手松开对卫星的夹持。当需要释放卫星的时候，驱动装置30上的驱动部带动两个第一滑块41沿第二预设路径相互靠近，一个第一滑块41上连接的两个第二滑块42也沿第一预设路径相互靠近，第二滑块42上的配合部421逐渐远离锁紧槽51，卫星可依靠自身的动力系统与航天器的载荷仓分离。
54.与现有技术相比，本发明航天重复锁紧系统通过驱动装置30带动连动组40的运动，最终实现对第二滑块42的驱动，并且两个第一滑块41均与驱动部连接，每个第一滑块41上还连接有两个第二滑块42，使得驱动装置30的开启同时可驱动四个第二滑块42的同步移动，同步性更好，反应迅速，精度较高；通过驱动装置30带动连动组40，可重复的带动第二滑块42上的配合部421靠近或远离锁紧槽51，实现重复锁紧动作，可多次使用，相比于一次性锁紧结构降低成本。
55.在一些实施例中，上述驱动装置30的一种具体实施方式可以采用如图6及图8所示结构。参见图6及图8，驱动装置30包括丝杆31、螺母32以及动力机构20，丝杆31与底座10转动连接，丝杆31的轴向沿第一预设路径延伸，丝杆31的轴向形成两个连动组40之间的对称轴；螺母32套设于丝杆31，形成驱动部；动力机构20设于底座，用于驱动丝杆31旋转。通过驱动装置30上的丝杆31正转的时候，带动螺母32沿丝杆31的轴向移动，第一滑块41远离丝杆31(两个第一滑块41相互远离)，两个第二滑块42相互远离；丝杆31反转的时候，螺母32反向移动，第一滑块41靠近丝杆31(两个第一滑块41相互靠近)，两个第二滑块42相互靠近。
56.具体地，动力机构20包括多个电机21和减速器22，减速器22与电机21传动连接，减速器22的输出轴与丝杆31固接。通过设置减速器22，可降低电机21的转速，增大转矩，降低负载的惯量，实现带动丝杆31的低速转动，防止丝杆31转动过快造成连杆机构的损坏。
57.作为一种替换实施方式，驱动装置30也可以是电机带动丝杆转动，丝杆的一部分和另一部分的螺纹反向，丝杆轴向平行于第二预设路径，且两部分上均套设有螺母，螺母与第一滑块固接。
58.在一些实施例中，上述航天重复锁紧系统的一种改进实施方式可以采用如图1、图3、图5、图6至图8所示结构。参见图1、图3、图5、图6至图8，航天重复锁紧系统还包括分别设于第一滑块41与驱动部之间，以及第二滑块42与第一滑块41之间的连杆机构70，连杆机构70包括连接杆71，以及分别与连接杆71的两端转动连接的固定轴72，固定轴72插接于驱动部、第一滑块41或第二滑块42，固定轴72的轴向沿上下方向延伸。当连杆机构70设于第一滑块41和驱动部之间时，第一滑块41和驱动部上设有固定轴72，两个固定轴72之间通过连接杆71连接；当连杆机构70设于第一滑块41和第二滑块42之间时，第一滑块41和第二滑块42上均设有固定轴72，两个固定轴72之间通过连接杆71连接。
59.参阅图6，丝杆31正转的时候，第一滑块41与螺母32之间的连接杆71推动第一滑块41远离丝杆31，第一滑块41与第二滑块42之间的连接杆71推动两个第二滑块42相互远离；丝杆31反转的时候，第一滑块41与螺母32之间的连接杆71拉动第一滑块41靠近丝杆31，第一滑块41与第二滑块42之间的连接杆71拉动两个第二滑块42相互靠近。
60.通过连杆机构70实现驱动部与第一滑块41之间，以及第一滑块41与第二滑块42之间的连接，反应迅速，可实现快速锁紧，同步性高；并且连接机构70简单，成本较低，还能满足锁紧刚度。
61.在一些实施例中，上述安装板50的一种改进实施方式可以采用如图1、图3、图5及图7所示结构。参见图1、图3、图5及图7，安装板50的底部凸出设有锁紧部52，锁紧槽51设于锁紧部52，锁紧部52与第二滑块42一一对应；底座10上设有与锁紧部52一一对应的固定块11，固定块11位于锁紧部52的底部，且具有弧形的导向面12，所有固定块11上的导向面12的圆心重合，锁紧部52上设有能贴合于导向面12的配合面53。例如有四个固定块11，四个固定块11上的导向面12处于同一个圆锥面内，则导向面12的圆心即圆锥面的中心，通过设置导向面12，机械手夹持卫星带动安装板50下行的时候，可通过导向面12的导向作用，保证安装板50底部的锁紧部52与第二滑块42上的配合部421位置对应，并且由于四个固定块11的导向面12处于同一个圆锥面，可以自动向中心导向，保证安装板50的位置精度，进而提高锁紧效果。
62.在一些实施例中，上述锁紧槽51的一种改进实施方式可以采用如图3及图5所示结构。参见图3及图5，锁紧槽51内的底面为斜面，斜面沿远离第二滑块42的方向逐渐向上倾斜。锁紧槽51的内的底面为斜面，可增大配合部421进入锁紧槽51内的成功率，保证锁紧实施的准确性。
63.可替换的，锁紧槽51内的底面也可以为水平面，但是在水平板靠近开口的位置设置有上述斜面，可保证配合部421顺利进入锁紧槽51内实现锁紧。
64.在一些实施例中，上述固定块11的一种改进实施方式可以采用如图3及图5所示结构。参见图3及图5，固定块11的顶部还设有定位柱13，锁紧部52上设有对应于定位柱13的定位孔54。通过设置定位柱13与锁紧部52上的定位孔54配合，在安装板50下行的时候，定位柱13伸入定位孔54内，防止安装板50到达预设位置后晃动，保障第二滑块42上的配合部421可顺利进入锁紧槽51实现锁紧动作。
65.具体地，定位柱13的顶部为上小下大的圆锥形结构，对应的锁紧部52上的定位孔54的底部也为上小下大的圆锥形空间，该结构方便定位柱13与定位孔54的配合，保证定位柱13与定位孔54的同轴效果，并且当安装板50错位时，还可以对安装板50的位置进行微调，保障锁紧精度。
66.在一些实施例中，上述第二滑块42的一种改进实施方式可以采用如图6及图8所示结构。参见图6及图8，固定块11与第二滑块42之间连接有缓冲弹簧14，缓冲弹簧14的轴向平行于第一预设路径。当第二滑块42沿第一预设路径移动的时候，靠近固定块11的时候挤压缓冲弹簧14，远离固定块11的时候拉伸缓冲弹簧14，缓冲弹簧14可以使得第二滑块42的移动过程更加稳定，减少第二滑块42与固定块11之间，或第二滑块42与锁紧部52之间的刚性冲击。
67.在一些实施例中，上述第一滑块41的一种改进实施方式可以采用如图1至图8所示
结构。参见图1至图8，第一滑块41朝向两个第二滑块42的两侧分别设有转动位411，所述固定轴72插设于转动位411内，转动位411用于限制连接杆71的转动角度。转动位411的开口角度可通过连接杆71的转动角度设置，在连接杆71转动至极限时，抵接在转动位411的侧壁，防止连接杆71继续转动，进而限制连接杆71的转动角度，可有效防止两个第二滑块42之间的间距过小，或两个第二滑块42之间的间距过大。
68.在一些实施例中，上述第二滑块42的一种具体实施方式可以采用如图4所示结构。参见图4，第二滑块42包括块体422、推杆423以及弹性件424，块体422滑动设于底座10上，配合部421设于块体422朝向锁紧槽51的一侧；推杆423与块体422滑动配合，推杆423的两端分别设有第一限位台阶425和第二限位台阶426，第一限位台阶425处于靠近连接杆71的一端，第一限位台阶425上凸出有伸出部427，伸出部427通过固定轴72与连接杆71转动连接；弹性件424设于第一限位台阶425与块体422之间，弹性件424具有使第一限位台阶425远离块体422的预紧力。推杆423与第一限位台阶425和第二限位台阶426形成一个横放的“工”型结构，对应的块体422上也设有“工”型的空间使得推杆423可以滑动。
69.可选的，弹性件424可为蝶形弹簧。
70.第一滑块41远离丝杆31的时候，带动第二滑块42靠近锁紧部52移动，此时第一限位台阶425挤压弹性件424，弹性件424挤压块体422实现块体422朝向锁紧部52移动；第一滑块41靠近丝杆31的时候，带动第二滑块42远离锁紧部52移动，此时第二限位台阶426挤压块体422，块体422远离锁紧部52移动。不设置弹性件424的情况下，连接杆71为刚性驱动压紧，加工和装配存在误差；在第二滑块42靠近锁紧部52的时候，通过弹性件424和推杆423的连接，利用弹性件424的微变形来吃掉加工和装配之间的误差，实现四个第二滑块42的锁紧力一致，极大的提高了锁紧、分离时的速度和刚度，响应时间块，稳定性高。
71.需要说明的是，推杆423相对于块体422之间的滑动距离较短，行程仅为弹性件424压缩或伸展时长度的变化。
72.在一些实施例中，上述底座10的一种改进实施方式可以采用如图6及图8所示结构。参见图6及图8，底座10上还设有安装座15，丝杆31的一端与动力机构20传动连接，另一端与安装座15转动连接。丝杆31的一端通过动力机构20带动转动，另一端与安装座15转动连接，进而优化丝杆31的稳定转动效果。
73.在一些实施例中，上述底座10的一种改进实施方式可以采用如图6及图8所示结构。参见图6及图8，底座10上设有沿第一预设路径延伸的第一滑轨16，驱动部与第一滑轨16滑动配合；和/或，底座10上设有沿第二预设路径延伸的第二滑轨17，第一滑块41与第二滑轨17滑动配合。螺母32在丝杆31上移动的过程中，还与第一滑轨16配合，进而保证螺母32的稳定移动，保证稳定锁紧；第一滑轨16还对螺母32的移动路径实现导向作用，防止螺母32错位。
74.第一滑块41跟随螺母32移动的时候，第一滑块41与第二滑轨17配合，进而保证第一滑块41的稳定移动，保证稳定锁紧；第二滑轨17还对第一滑块41的移动路径实现导向作用，防止第一滑块41错位。
75.进一步地，第二滑轨17凸出于底座10设置，可与第一滑块41上的转动位411结合用于防止两个第二滑块42之间的间距过小，则当两个第二滑块42之间的间距过小的时候，第二滑块42抵接在第二滑轨17上，无法继续移动。
76.在一些实施例中，上述两个第一滑块41之间连接的一种改进实施方式可以采用如图6及图8所示结构。参见图6及图8，两个第一滑块41之前连接有稳定弹簧18，稳定弹簧18的轴向沿第二预设路径延伸。第一滑块41远离丝杆31的时候，两个第一滑块41相互远离，稳定弹簧18拉伸；第一滑块41靠近丝杆31的时候，两个第一滑块41相互靠近，稳定弹簧18压缩，由于连接杆71与第一滑块41之间的连接为刚性连接，通过设置稳定弹簧18，不仅使得第一滑块41的移动路径更加稳定，还能降低加工和装配误差。
77.在一些实施例中，上述航天重复锁紧系统的一种改进实施方式可以采用如图1、图3、图5及图7所示结构。参见图1、图3、图5及图7，航天重复锁紧系统还包括回弹组件60，回弹组件60包括固定杆61、顶起板62以及回位弹簧63，固定杆61固设于底座10，固定杆61内同轴设有滑槽611；顶起板62底部设有与滑槽611配合的滑动杆64，顶起板62位于安装板50的下方；回位弹簧63套设于滑动杆64，回位弹簧63的一端抵接于滑槽611的槽底，另一端抵接于顶起板62的底部，回位弹簧63具有使顶起板62远离固定杆61的预紧力。当卫星自身具有动力系统的时候，解锁后通过自身动力实现与航天器的分离；当卫星自身没有动力系统的时候，则需要回弹组件60将卫星顶出。
78.当安装板50锁紧的时候，安装板50挤压顶起板62，顶起板62挤压回位弹簧63；当需要释放安装板50的时候，回位弹簧63回弹，顶出顶起板62，顶起板62顶出安装板50，使得安装板50有一个脱离的初速度，实现安装板50上卫星的迅速弹出。
79.在一些实施例中，上述顶起板62的一种改进实施方式可以采用如图1、图3、图5及图7所示结构。参见图1、图3、图5及图7，顶起板62的中心隆起形成半球状的顶起块65，顶起块65能与安装板50点接触。通过顶起块65与安装板50之间的点接触，在对安装板50弹出的时候，通过点接触可以更好的受力，保证安装板50弹出的时候，是一点受力，该点为安装板50的中心点，可保证安装板50弹出轨道准确，不会因为回位弹簧63的数量较多时不同位置的回位弹簧63弹力不同而导致卫星弹偏。
80.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。