压紧释放装置和航天器的制作方法

本申请涉及航天器技术领域，具体而言，涉及一种压紧释放装置和航天器。

背景技术：

随着航天技术的发展，对航天器的需求越来越多，研制低成本、高性能的微小卫星成为当前航天技术领域的发展方向。

在航天器进入工作轨道之前，航天器的一些工作机构(例如太阳翼、天线以及一些载荷设备)需要进行压紧固定，避免在发射过程中因振动等因素引起设备损伤或破坏设备。在航天器进入工作轨道后，将被压紧固定的工作机构进行释放，以便于释放的工作机构进行工作。

为了保障航天器的性能，在正式将航天器送入工作轨道之前，需要多次借助压紧释放机构对航天器的各个工作机构、整体结构进行性能测试。

但是，目前的压紧释放机构难以重复使用。例如对于借助火工品爆炸冲击力实现的压紧释放机构，无法重复使用。再例如，对于采用熔线式热刀作为驱动器件的熔线式压紧释放机构，由于作为关键组件的熔线仅能单次使用，使得熔线式压紧释放机构难以重复使用。

技术实现要素：

本申请的目的在于提供一种压紧释放装置和航天器，能够改善现有的压紧释放机构难以重复使用的问题。

第一方面，本申请实施例提供一种压紧释放装置，包括：壳体、第一连接爪、第二连接爪、第一弹性件、限位结构；

所述壳体内设置有固定轴，所述第一连接爪套设在所述固定轴上，所述第一连接爪用于与所述第二连接爪钩接；

所述第一弹性件的两端分别与所述壳体和所述第一连接爪连接；

所述壳体上开设有容置仓，所述容置仓用于容纳所述第二连接爪；

所述壳体上设置有限位安装区，所述限位安装区用于固定所述限位结构；

其中，在所述第一连接爪与所述第二连接爪钩接，且所述限位结构处于对所述第一连接爪进行限位的第一状态时，所述第一弹性件呈拉伸状态，当所述限位结构处于未对所述第一连接爪进行限位的第二状态时，所述第一连接爪能够在所述第一弹性件的作用力下围绕所述固定轴转动，使所述第一连接爪与所述第二连接爪分离。

通过上述压紧释放装置，通过第一连接爪和第二连接爪之间的连接与分离可实现压紧释放装置两侧的被连接部件之间的压紧、释放。压紧时采用限位结构对第一连接爪进行限位，防止第一连接爪和第二连接爪之间松脱，结构简单且较为稳定。通过限位结构的状态改变可以发挥第一弹性件与第一连接爪之间的配合效果，当限位结构为第二状态时，第一弹性件拉动第一连接爪围绕固定轴转动，从而使得第一连接爪与第二连接爪分离。由于压紧释放装置中的各个部件都是可重复使用的部件，相较于火工品、熔线式设计，可以重复使用，且整体结构较为简洁，便于装配加工，装置的可靠性较强。

在可选的实施方式中，所述压紧释放装置还包括推杆组件和第二弹性件；

所述壳体上设有推杆孔，所述推杆组件和所述第二弹性件安装于所述推杆孔内；

在所述第二弹性件为自由状态时，所述推杆组件的顶端伸出所述推杆孔，且高于所述壳体的上表面。

通过上述实施方式，基于推杆组件和第二弹性件之间的配合可以将与第二连接爪连接的被连接部件推离，以此可实现辅助释放。

在可选的实施方式中，所述限位结构为解锁销，所述限位安装区设置有销孔；

所述解锁销用于穿过所述销孔以对所述第一连接爪进行限位，或缩入所述销孔以撤销对于所述第一连接爪的限位作用。

通过上述实施方式提供了一种能够对第一连接爪进行快速锁定、解锁的实现方式。

在可选的实施方式中，在所述第一连接爪与所述第二连接爪为钩接状态时，所述第一连接爪的上表面位于所述销孔下方；

所述解锁销用于在所述第一连接爪与所述第二连接爪钩接时，穿过所述销孔，并压住所述第一连接爪，以对所述第一连接爪进行限位。

通过上述实施方式提供了一种可以对第一连接爪进行快速锁定限定的实现方式。

在可选的实施方式中，所述第一连接爪上开设有限位槽，所述销孔位于所述第一连接爪的侧面；

在所述第一连接爪与所述第二连接爪为钩接状态时，所述限位槽正对所述销孔；

所述解锁销用于在所述第一连接爪与所述第二连接爪钩接时，穿过所述销孔并伸入所述限位槽，以对所述第一连接爪进行限位。

通过上述实施方式提供了另一种可以对第一连接爪进行快速锁定限定的实现方式。

在可选的实施方式中，所述容置仓中设有限位凸台，所述限位凸台用于在贴合所述第二连接爪的底面时，对所述第二连接爪进行抵挡。

通过上述实施方式，可防止第二连接爪在钩接状态下朝向第一连接爪运动，可提升第一连接爪和第二连接爪之间的连接可靠性。

在可选的实施方式中，所述壳体包括安装壳与安装盖，所述安装壳用于与所述安装壳盖合以形成容纳空间，所述容纳空间用于容纳所述第一连接爪、所述第二连接爪、所述第一弹性件和所述限位结构；

所述固定轴设于所述安装壳上，且朝向所述安装盖延伸设置；

所述安装盖上设有第一限位部，所述第一限位部用于通过第一固定件与所述固定轴配合实现连接。

通过上述实施方式有利于使得固定轴受力均匀，避免固定轴弯曲变形。

在可选的实施方式中，所述安装盖上还设有第二限位部；

所述第一弹性件与所述安装壳之间通过第二固定件固定，所述第二限位部用于对所述第二固定件进行限位。

通过上述实施方式，可避免第二固定件、第一弹性件在振动过程中出现松脱。

在可选的实施方式中，所述安装盖上还设有腰型孔；

所述腰型孔的形状与所述第一连接爪的转动路径匹配。

通过上述实施方式，有利于快速对第一连接爪实现初始化，有利于在无需拆卸压紧释放装置的情况下，快速改变第一连接爪的状态。

在可选的实施方式中，所述安装盖上还设有观察孔，所述观察孔的位置与所述限位结构的位置对应。

通过上述实施方式，有利于用户在无需拆卸压紧释放装置的情况下，快速得知壳体内部的限位结构的状态。

在可选的实施方式中，所述压紧释放装置应用于航天器，所述航天器包括第一部件和第二部件；

其中，所述壳体安装在所述第一部件上，所述第二连接爪安装在所述第二部件上；

位于所述壳体中的所述第一连接爪与所述第二连接爪钩接时，所述第一部件与所述第二部件为压紧状态，以实现所述第一部件与所述第二部件之间的连接；

在所述第一连接爪与所述第二连接爪分离时，所述第一部件与所述第二部件为分离状态。

通过上述实施方式，提供了一种压紧释放装置的应用场景，上述的压紧释放装置可适用于微小卫星。

第二方面，本申请实施例提供一种航天器，所述航天器包括：第一部件、第二部件以及前述实施方式任一项所述的压紧释放装置；

所述第一部件和所述第二部件之间能够通过所述压紧释放装置进行连接，在所述压紧释放装置的第一连接爪和第二连接爪分离时，所述第一部件和所述第二部件分离。

通过上述结构，可以使得航天器的第一部件和第二部件具有可重复压紧释的功能，且压紧释放的实现方式简单，可以满足快速响应需求。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本申请实施例提供的一种压紧释放装置的安装示意图。

图2为本申请实施例提供的一种压紧释放装置的内部结构示意图。

图3为本申请实施例提供的一个实例中的壳体示意图。

图4为本申请实施例提供的一个实例中的第一连接爪和第二连接爪的连接配合示意图。

图5为本申请实施例提供的一个实例中的第二连接爪的示意图。

图6为本申请实施例提供的一个实例中的安装壳的示意图。

图7为本申请实施例提供的一个实例中的安装盖的示意图。

图8为本申请实施例提供的一种压紧释放装置的剖面示意图。

图9为本申请实施例提供的一种压紧释放装置在压紧状态下的示意图。

图10为本申请实施例提供的一种压紧释放装置在释放状态下的示意图。

附图标记：100-压紧释放装置；110-壳体；a-安装壳；b-安装盖；1101-固定轴；1102-限位凸台；1103-第一限位部；1104-第二限位部；1105-腰型孔；1106-观察孔；1107-推杆孔；1108-销孔；120-第一连接爪；1201-第一固定部；1202-过渡段；1203-第一连接部；130-第二连接爪；1301-第二固定部；1302-第二连接部；1303-装配孔；140-第一弹性件；150-限位结构；160-推杆组件；170-第二弹性件；1701-盖板；201-第一部件；202-第二部件。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行描述。

为了保障航天器的性能，在正式将航天器送入工作轨道之前，会进行一系列的实验以测试航天器的各项性能，实验过程中需要多次借助压紧释放机构对航天器的各个工作机构进行单机实验、对航天器的整体结构进行整星测试。

发明人经过研究发现，对于采用火工品实现的压紧释放机构，是利用火工品爆炸产生的力对螺栓、螺母等零件进行切割，从而使得原本用于固定的零件在受到火工品的爆炸冲击后释放航天器上被固定的工作机构。但这种方式的冲击性较强，无法二次使用，且火工品在存储、使用方面有较大限制。由于爆炸冲击力较强，使用过程存在风险，容易对航天器上的设备造成伤害，因此不适用于微小航天器。

如果为了降低使用风险而采用熔线式热刀作为驱动器件的熔线式压紧释放机构，这种方式通常需要设计较长的释放尺寸，熔线式压紧释放机构的释放方向的尺寸较长，会增大航天器的包络尺寸，且熔线式的结构也只能单次使用。每次使用后，需要拆卸熔线式压紧释放机构以对内部的熔线进行更换、重新缠绕熔线，会在装配、更换熔线式压紧释放机构的过程中耗费大量时间，不便于对航天器实验进行快速响应。

如果采用记忆合金丝作为驱动器件来改善重复使用问题，通过记忆合金丝的变形产生位移，从而基于位移变化带动末端的执行结构完成释放动作，完全依赖记忆合金丝的压紧释放机构通常具有复杂的结构，装配加工难度较高，且记忆合金丝的使用会带来一些位置偏移风险和不确定性。

有鉴于此，发明人提出以下实施例予以改善，从而提供一种空间尺寸小、可重复使用、结构简单的压紧释放结构。

请参阅图1，图1为本申请实施例提供的一种压紧释放装置100的安装示意图。

如图1所示，使用状态下的压紧释放装置100位于两个待连接部件之间，通过压紧释放装置100内部组件的状态变化可以将被连接的两个部件进行连接或分离。在图1中，位于压紧释放装置100两侧的两个部件可以是航天器上需要进行压紧固定、释放的两个部件：第一部件201和第二部件202。

可以理解的是，该压紧释放装置100除了可以应用于航天器以外，还可以应用于其他领域中需要进行压紧、释放的环境，例如可以应用于一些需要在特定时刻下夹持、释放物体的加工设备。

在本申请实施例中，如图2所示，该压紧释放装置100包括：壳体110、第一连接爪120、第二连接爪130、第一弹性件140、限位结构150。该第一连接爪120用于与该第二连接爪130钩接。

如图3所示，该壳体110可包括安装壳a与安装盖b，安装壳a用于与安装壳a盖合以形成容纳空间，该容纳空间用于容纳第一连接爪120、第二连接爪130、第一弹性件140和限位结构150。

其中，该壳体110内设置有固定轴1101，第一连接爪120套设在该固定轴1101上。第一连接爪120可围绕该固定轴1101转动。第一弹性件140的两端分别与壳体110和第一连接爪120连接，第一弹性件140用于改变第一连接爪120的状态。第一弹性件140可以是拉簧，拉簧的两端分别与壳体110和第一连接爪120连接。

壳体110上开设有容置仓，容置仓用于容纳第二连接爪130。在第二连接爪130进入容置仓后，第一连接爪120可以在第一弹性件140的作用力下被转动至与第二连接爪130配合，从而进行连接。在第一连接爪120和第二连接爪130分离后，第二连接爪130可以随着被连接的部件移动而退出该容置仓，以此远离壳体110。

壳体110上设置有限位安装区，限位安装区用于固定限位结构150。该限位结构150用于在第一连接爪120与第二连接爪130钩接时，对处于钩接状态的第一连接爪120提供限位作用，以及用于在需要将第一连接爪120和第二连接爪130分离时，撤销对于第一连接爪120的限位作用。

其中，在第一连接爪120与第二连接爪130钩接，且该限位结构150处于对第一连接爪120进行限位的第一状态时，第一弹性件140呈拉伸状态，当限位结构150处于未对第一连接爪120进行限位的第二状态时，第一连接爪120能够在第一弹性件140的作用力下围绕固定轴1101转动，使第一连接爪120与第二连接爪130分离。

作为一种实现方式，在无需对第一连接爪120进行限位时，限位结构150可以不与第一连接爪120接触。

在上述压紧释放装置100中，以模块化设计的方式将压紧释放装置100设置为执行部分和解锁部分，执行部分包括第一连接爪120、第二连接爪130和第一弹性件140，解锁部分包括限位结构150，以杠杆自锁原理实现高力矩的压紧功能，在第一连接爪120和第二连接爪130之间钩接压紧时，第一连接爪120和第二连接爪130的接触面上形成垂直的力，从而可以保障压紧释放装置100的被安装结构与整个航天器星体的平整性。通过解锁部分的模块化可以支持多种形态的限位结构150，提升结构适用性。

通过上述的压紧释放装置100，以第一连接爪120和第二连接爪130之间的钩接与分离实现被连接部件之间的压紧、释放，压紧时采用限位结构150对第一连接爪120进行限位，防止第一连接爪120和第二连接爪130之间松脱，结构较为稳定。通过限位结构150的状态改变可以发挥第一弹性件140与第一连接爪120之间的配合效果，当限位结构150为第二状态时，第一弹性件140拉动第一连接爪120转动，从而使得第一连接爪120与第二连接爪130分离。压紧释放装置100中的各个部件都是可重复使用的部件，相较于火工品、熔线式设计，可以重复使用，且整体结构较为简洁，便于装配加工，装置的可靠性较强。

在本申请实施例中，第一连接爪120可视为能够在壳体110内活动的活动部件，第二连接爪130可视为无法依靠壳体110内部组件驱动的固定部件。在一些实施例中，第一连接爪120和第二连接爪130的位置安装关系可以交换，即，例如，可以在待连接的两个部件上分别设置两个壳，两个壳分别用于安装第一连接爪120和第二连接爪130，第一连接爪120和第二连接爪130中，可以是一个爪转动，另一个爪不转动，也可以是两个爪都转动。

在一些实施例中，第一连接爪120上可以设置多个连接部，第二连接爪130上也可以设置多个连接部，第一连接爪120和第二连接爪130上的连接部数量相同，连接爪上的各个连接部之间可以对称设置。可以理解的是，第一连接爪120和第二连接爪130的形态可以是多样的，只要第一连接爪120能够转动至与第二连接爪130钩接或扣合，并且可以转动至与第二连接爪130分离即可。

如图3所示，容置仓中可以设置限位凸台1102，限位凸台1102用于在贴合第二连接爪130的底面时，对第二连接爪130进行抵挡。

其中，当第二连接爪130被放置在安装壳a的容置仓中时，限位凸台1102的上表面可以与第二连接爪130的底面贴合，当第一连接爪120和第二连接爪130钩接时，通过限位凸台1102可以对第二连接爪130进行抵挡，防止第二连接爪130在钩接状态下朝向第一连接爪120运动。

作为一种实施方式，如图4所示，第一连接爪120可包括第一固定部1201、过渡段1202、第一连接部1203。第一固定部1201和第一连接部1203之间通过该过渡段1202衔接。

第二连接爪130可以包括第二固定部1301和第二连接部1302。第一连接爪120和第二连接爪130均可为一体成型结构。第二连接部1302上可以开设凹槽或通孔，第一连接部1203可以扣接在第二连接部1302的凹槽或通孔中，从而实现第一连接爪120与第二连接爪130之间的连接。

第一固定部1201用于与第一弹性件140连接，第一固定部1201上可设置安装部，第一弹性件140可直接或间接(例如通过螺钉)与第一固定部1201上的安装部固定连接。过渡段1202上可开设通孔，通过该通孔，第一连接爪120可套设在壳体110的固定轴1101上。第一连接部1203用于与第二连接部1302钩接。第二固定部1301可以与容置仓中的限位凸台1102接触。

可选的，第一连接部1203和第二连接部1302的形态可以是多样的，例如第一连接部1203和第二连接部1302均可以是钩状结构，第一连接部1203和第二连接部1302中也可以是一个连接部为钩状结构，另一连接部为带有通孔或凹槽的结构，只要第一连接部1203与第二连接部1302之间可以配合实现稳固钩接即可。

可选的，第二固定部1301的厚度可以小于限位凸台1102与壳体110的上表面之间的距离。以此可以在第二连接爪130自然放置在容置仓时，使得第二连接爪130的上表面低于壳体110的上表面。

如图5所示，第二固定部1301上可以开设装配孔1303，如果第二连接爪130用于连接航天器上的太阳翼等工作机构，太阳翼可通过螺钉与第二固定部1301上的装配孔1303配合实现连接。

在一个应用场景下，当需要将分离状态的第一连接爪120和第二连接爪130重新进行钩接时，太阳翼可带动第二连接爪130进入容置仓，并抵持在限位凸台1102上，壳体110内的第一连接爪120在外力作用下或内部的一些触发器件的作用下围绕固定杆转动，转动后使得第一连接爪120的钩接面与第二连接爪130的钩接面相对，此时，第一连接部1203与第二连接部1302之间可存在一定间隙，该间隙的大小与限位凸台1102的设置位置有关。通过转动太阳翼与第二连接爪130之间的螺钉可以将第二连接爪130从容置仓中提起一部分，以此缩小第一连接部1203与第二连接部1302之间的间隙，直到第一连接部1203与第二连接部1302接触成钩接状态。在该应用场景下，如果第二固定部1301的厚度小于限位凸台1102与壳体110的上表面之间的距离，有利于在缩小第一连接部1203与第二连接部1302之间的间隙时，即使第二连接爪130被太阳翼这一被连接结构提起，也不至于将太阳翼这一被连接结构与壳体110之间的距离变得过远，有利于将分离状态的第一连接爪120和第二连接爪130重新进行钩接，从而便捷地将压紧释放装置100两侧的结构恢复为压紧状态。

作为一种实现方式，如图6所示，固定轴1101可设于安装壳a上，且朝向安装盖b延伸设置。

如图7所示，安装盖b上可设第一限位部1103，第一限位部1103用于通过第一固定件与固定轴1101配合实现连接。第一固定件可穿入固定轴1101中，也可以套设在固定轴1101上。

第一限位部1103可以是限位孔，第一固定件可以是螺钉、螺栓等零件，在以螺钉对安装盖b和固定轴1101进行固定时，通过安装盖b上的限位孔可与螺钉配合从而将安装壳a上的固定轴1101、安装盖b建立固定连接关系。

通过该实现方式，固定轴1101的两端分别与安装壳a和安装盖b固定连接，有利于使得固定轴1101受力均匀，避免固定轴1101弯曲变形。

可选的，安装盖b上可设置第二限位部1104。第一弹性件140与安装壳a之间可通过第二固定件固定，第二限位部1104用于对第二固定件进行限位。第一弹性件140未与安装壳a连接的一端与第一连接爪120连接，例如，第一弹性件140未与安装壳a连接的一端可通过螺钉、固定销等固定件固定，只要第一弹性件140能够拉动第一连接爪120围绕固定轴1101转动即可。

第二限位部1104可以是凸台，第二固定件可以是螺钉、螺栓等带有孔、槽的零件，在以螺钉对第一弹性件140进行固定时，凸台状的第二限位部1104可以对第二固定件进行限位，避免第二固定件在振动过程中出现松脱。可以理解的是，第二限位部1104也可以凹槽或通孔，用于固定第一弹性件140的第二固定件可以嵌入第二限位部1104中或穿过第二限位部1104，从而实现限位固定作用，避免第二固定件松脱。

可选的，安装盖b上可设置腰型孔1105，该腰型孔1105的形状与第一连接爪120的转动路径匹配。该腰型孔1105是有弧度的孔，弧度与第一连接爪120的转动路径有关。当需要对第一连接爪120进行复位时，通过该腰型孔1105可以为第一连接爪120的复位过程提供复位操作空间。

在一个应用场景下，当需要将被第一弹性件140牵引转动的第一连接爪120还原为初始状态(初始状态可视为等待与第二连接爪130进行钩接的状态)时，可在无需拆卸压紧释放装置100的情况下，从壳体110外部通过腰型孔1105对壳体110内部的第一连接爪120提供外部作用力，从而将第一连接爪120复位，初始化方式简单易于实现。

可选的，安装盖b上可以设置观察孔1106，观察孔1106的位置与限位结构150的位置对应。用户可通过观察孔1106得知限位结构150当前是否对第一连接爪120进行限位。

可选的，如图8所示，压紧释放装置100还可包括至少一个推杆组件160和第二弹性件170。壳体110上可以设置推杆孔1107。推杆组件160和第二弹性件170安装于推杆孔1107内。在第二弹性件170远离推杆组件160的一侧可设置盖板1701，该盖板1701用于对第二弹性件170进行固定。推杆孔1107中可设置限位结构150，推杆组件160上设置有限位块，限位块和推杆孔1107中的限位结构150可进行相互抵挡。第二弹性件170可以是压簧。

推杆组件160可以有多个，每个推杆组件160对应一个第二弹性件170。各个推杆组件160可以对称设置在壳体110上。在一个实例中，如图8所示，可在安装壳a的两侧设置两个推杆组件160，在其他实施例中，可以设置更多的推杆组件160和第二弹性件170。

其中，当第一连接爪120和第二连接爪130钩接，且与第二连接爪130固定连接的被连接结构与压紧释放装置100成受力平衡状态时，推杆组件160受到该被连接结构的挤压力而缩在推杆孔1107中挤压第二弹性件170。当第一连接爪120和第二连接爪130分离时，被连接结构对推杆组件160的作用力减小，第二弹性件170受到的挤压力减小，第二弹性件170恢复至自由状态。

在第二弹性件170为自由状态时，推杆组件160的顶端伸出推杆孔1107，且高于壳体110的上表面(图8中的“c”表示壳体110的上表面)。推杆组件160可在第二弹性件170从压缩状态恢复为自由状态时，被第二弹性件170推向推杆孔1107外部，从而使得推杆组件160的顶端伸出推杆孔1107，且高于壳体110的上表面。当推杆组件160受到第二弹性件170的作用力而被推出推杆孔1107时，向与第二连接爪130固定连接的被连接结构提供推力，以此可将与第二连接爪130固定连接的被连接结构推离压紧释放装置100。通过推杆组件160上的限位块可以防止推杆组件160完全冲出推杆孔1107。

通过上述实施方式，基于推杆组件160与第二弹性件170的配合，可以在释放状态下，将与第二连接爪130连接的部分推离壳体110，便于更好的释放。在地面实验场景下，通过推杆组件160提供推力从而将与第二连接爪130连接的部分推离压紧释放装置100的方式，将便于用户确认第一连接爪120与第二连接爪130之间是否成功分离。如果该推杆组件160与第二弹性件170的配合动作发生在航天器的入轨工作阶段，有利于将航天器上需要释放的工作机构(工作机构与第二连接爪130固定连接)进行快速有效的释放，便于这些被释放的工作机构快速投入太空使用。

下面将对本申请实施例中的限位结构150进行介绍。

在本申请实施例中，限位结构150可以是解锁销，限位安装区可设置销孔1108。解锁销用于穿过销孔1108以对第一连接爪120进行限位，或缩入销孔1108以撤销对于第一连接爪120的限位作用。

解锁销的实现方式有多种，例如，解锁销可以是电磁致动销、记忆合金致动销，也可以是采用电机驱动、热致动方式实现的各种可重复使用的销。

在一个实例中，为了防止第一连接爪120在与第二连接爪130钩接时被第一弹性件140牵引出现转动，从而导致第一连接爪120与第二连接爪130分离，可以引入外部电信号触发该解锁销对第一连接爪120进行限位，即通过电信号触发控制该解锁销穿过销孔1108对第一连接爪120进行限位。在需要将第一连接爪120和第二连接爪130分离时，通过电信号触发控制该解锁销缩入销孔1108，从而解除对于第一连接爪120的限位，第一连接爪120在第一弹性件140的作用力下转动，第一连接爪120与第二连接爪130分离。

通过该实施方式，对于第一连接爪120的限位锁定方式较为简单，且易于实现。可以理解的是，触发解锁销动作的信号可以是压紧释放机构装置两侧的被连接部件提供的，也可以是通过设置在压紧释放装置100内部的电路板提供的。

作为一种实现方式，在第一连接爪120与第二连接爪130为钩接状态时，第一连接爪120的上表面可以位于销孔1108下方。在该实现方式下，解锁销用于在第一连接爪120与第二连接爪130钩接时，穿过销孔1108，并压住第一连接爪120(如图2所示)，以对第一连接爪120进行限位。解锁销的下表面可以与第一连接爪120的上表面贴合并为第一连接爪120提供抵挡作用。

作为另一种实现方式，第一连接爪120上可以开设有限位槽，销孔1108可位于第一连接爪120的侧面。在第一连接爪120与第二连接爪130为钩接状态时，限位槽正对该销孔1108。该实现方式下，解锁销用于在第一连接爪120与第二连接爪130钩接时，穿过销孔1108并伸入限位槽，以对第一连接爪120进行限位。可以理解的是，限位槽也可替换为限位孔。在解锁销经过销孔1108伸入限位槽或限位孔时，解锁销的销子外表面与限位槽或限位孔的内表面接触，并为第一连接爪120提供抵挡作用。

上述两种实现方式的限位方式较为简单，在实际应用中，解锁销的控制方式简单，通过解锁销的伸出、缩进即可对第一连接爪120进行限位。相较于持续通过限位结构150与第一连接爪120连接，从而在不同时刻下调节限位结构150对第一连接爪120的作用力的方式，上述解锁销的实现方式更为简便，且可靠性、稳定性较高。如果采用解锁销持续为第一连接爪120提供作用力(该力的作用方向与第一弹性件140的作用力方向相反)，有一定的可能会因第一连接爪120持续受到来自第一弹性件140、限位结构150提供的互为反向的两个作用力而影响各组件的使用寿命，而通过本申请实施例的实现方式，在一定程度上可延长各组件的使用寿命，压紧释放装置100的稳定性、可靠性较高。

在一个应用场景下，压紧释放装置100应用于航天器，该航天器包括第一部件201和第二部件202。第一部件201和第二部件202是需要进行压紧或分离的部件。例如，第一部件201可以是卫星本体，第二部件202可以是太阳翼、天线或一些载荷设备。

其中，壳体110安装在第一部件201上，第二连接爪130安装在第二部件202上。壳体110与第一部件201可通过多个固定件连接，例如，壳体110上可设置多个安装孔，该多个安装孔中的每个孔可与螺钉、螺母、垫片等组件配合，从而将壳体110固定安装在第一部件201上。为了降低释放尺寸，第二连接爪130与第二部件202之间可以通过内置式的固定件连接，例如，可以在第二连接爪130上开设螺纹孔，在第二部件202上设置螺钉，通过螺钉与第二连接爪130上的螺纹孔配合实现第二连接爪130与第二部件202之间的稳固连接。当该内嵌到第二连接爪130中的螺钉转动时，可带动第二连接爪130背向容置仓运动。

当位于壳体110中的第一连接爪120与第二连接爪130钩接时，第一部件201与第二部件202为压紧状态，以实现第一部件201与第二部件202之间的连接。在第一连接爪120与第二连接爪130分离时，第一部件201与第二部件202为分离状态。

通过上述实现方式，压紧释放装置100可以适用于体积微小的航天器，整个压紧释放装置100较轻，利于降低整个航天器的重量。

基于同一发明构思，本申请实施例还提供一种航天器，该航天器包括第一部件201、第二部件202以及前述的压紧释放装置100。

第一部件201和第二部件202之间能够通过压紧释放装置100进行连接，在压紧释放装置100的第一连接爪120和第二连接爪130分离时，第一部件201和第二部件202分离。

关于该航天器中的压紧释放装置100的其他细节，请参考前文中与压紧释放装置100有关的描述，在此不再赘述。

通过上述航天器，可以使得航天器的第一部件201和第二部件202具有可重复压紧释的功能，且压紧释放的实现方式简单，可以满足快速响应需求，有利于高效进行航天器的各项地面实验。

当本申请实施例提供的压紧释放装置100应用于航天器时，压紧释放机构可将航天器的卫星本体与太阳翼、天线等工作机构进行连接或分离。以压紧释放机构的壳体110与卫星本体固定连接，第二连接爪130与太阳翼固定连接为例，该压紧释放过程的工作原理包括：太阳翼带动第二连接爪130进入容置仓，且第二连接爪130的底面与容置仓中的限位凸台1102贴合，通过套设在固定轴1101上的第一连接爪120围绕固定轴1101转动(此时用于驱使第一连接爪120转动的作用力可以是外部通过腰型孔1105提供的外力，也可以是壳体110内的电路板触发提供的力)，等待第二连接爪130的受力面与第一连接爪120的受力面接触。其中，第二连接爪130的受力面位置通过太阳翼带动进行变化，在太阳翼中的螺钉转动带动作用下，第二连接爪130沿容置仓的开设方向作径向运动，从而缩小第二连接部1302与第一连接部1203之间的间隙，直至第二连接爪130的受力面与第一连接爪120的受力面接触。在第二连接爪130的钩挂受力面与第一连接爪120的钩挂受力面接触时，触发限位结构150切换至第一状态以对第一连接爪120进行限位，由于此时限位结构150对第一连接爪120起到限位作用，与第一连接爪120连接的第一弹性件140此时不会带动第一连接爪120转动。第一连接爪120、第二连接爪130、第一弹性件140和限位结构150之间达到受力平衡状态(如图9所示)。在第二连接爪130的钩挂受力面与第一连接爪120的钩挂受力面接触时，推杆组件160和第二弹性件170受到太阳翼的挤压而缩在推杆孔1107内，成受力平衡状态。基于第一连接爪120与第二连接爪130之间的配合使得卫星本体和太阳翼之间牢固连接成压紧状态。

当航天器在进行地面实验时，在需要对太阳翼进行单机测试实验或对整星进行整体测试实验时，模拟航天器的发射振动过程，对航天器通电，从而使得限位结构150在电信号的作用下工作。作为限位结构150的解锁销的销子收缩时，撤回对第一连接爪120的限位作用，限位结构150与第一连接爪120分离。第一连接爪120受到第一弹性件140的拉力而围绕固定轴1101转动，使得第一连接爪120与第二连接爪130分离(如图10所示)。在第一连接爪120与第二连接爪130分离时，太阳翼对推杆组件160、第二弹性件170的挤压力减小，推杆组件160被第二弹性件170以背向推杆孔1107的方向运动至限位孔的限位位置，在推杆组件160的推力作用下，太阳翼被推离卫星本体，实现释放过程。

当需要再次对该太阳翼和卫星本体进行压紧释放实验时，可以在无需拆卸压紧释放装置100的情况下，通过简单的腰型孔1105快速实现第一连接爪120和第二连接爪130之间的再次压紧，以此可实现压紧释放装置100的可重复性和快速初始化，提高产品可靠性。通过安装板上的观察孔1106，可以在地面实验阶段随时得知壳体110内部的限位结构150的状态，提高产品的可检验性。

整个压紧释放装置100在压紧状态下，通过第一连接爪120和第二连接爪130之间的配合可以提供可靠的大力矩压紧功能，且相较于熔线式设计方式，本申请实施例提供的压紧释放装置100可以减小释放尺寸。在一个实例中，释放尺寸可减小至25毫米(现有技术需要达到60毫米以上的释放尺寸)。整个压紧释放装置100的重量可以降低至60克(是现有产品的十分之一)，且相较于完全采用记忆合金丝驱动的方式，上述压紧释放装置100的装配方式简单、便于加工，且稳定性、可靠性强，改善了记忆合金丝驱动带来的装配困难问题，在一定程度上可避免依赖记忆合金丝带来的位置不确定性问题。

在其他实施例中，在不违背本申请的实施原理的情况下，第一连接爪120和第二连接爪130之间的锁紧方式可以不局限于上述描述中的钩接方式，例如可以替换为扣接、扣合、搭接等，只要能够满足高力矩可靠连接即可。第一连接爪120的数量可以是一个或多个，第二连接爪130的数量可以是一个或多个。当采用多个第一连接爪120或读个第二连接爪130时，为了保障航天器上被连接的部件能够进行可靠释放，可以将各个第一连接爪120对应的限位结构150设置为同步动作。第一连接爪120的形态可以不局限于“l”型，只要第一连接爪120和第二连接爪130之间能够按照本申请实施例揭露的原理进行连接和分离即可。

在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。

需要说明的是，在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“安装”、“连接”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

以上仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请的保护范围，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。