一种非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构

摘要

本发明提供一种非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，包括：传动壳体以及置于传动壳体内部的平面涡卷弹簧和超越离合器，平面涡卷弹簧的内圈与超越离合器的外圈相连，平面涡卷弹簧的外圈与传动壳体相连；正常解锁由螺纹连接非自锁力驱动完成，冗余解锁由平面涡卷弹簧释放驱动，同时超越离合器保证正常解锁和冗余解锁不发生干涉问题；超越离合器由内行星飞轮、外圈传动机构和内外圈间传动定位机构组成。本发明采用内行星飞轮可超越式设计，可有效避免非自锁力与平面涡卷弹簧力互相干涉的问题，且因平面涡卷弹簧自身的储力特性，也能够有效提高装置的可靠性。

说明书

技术领域

本发明涉及航天器空间解锁装置技术领域，具体而言，尤其涉及一种非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构。

背景技术

基于非自锁螺纹连接的空间分离装置是将螺母做成飞轮，压紧连接时，利用形状记忆合金驱动卡止机构约束螺母转动并通过承力螺杆实现非自锁螺纹连接，此时飞轮螺母在非自锁力作用下处于储势待转状态；释放时，通电加热SMA丝收缩解除卡止机构对螺母的限位，飞轮螺母在螺纹连接非自锁力作用下实现惯性反转而解锁。

航天器在发射入轨的过程中会经历包括冲击、振动、噪声等在内的多种瞬态、稳态载荷影响，严重时甚至可能导致加载螺母松脱，加载力失效，进而导致航天器附件与航天器无法解锁任务失败。为了保证装置顺利解锁，具有良好的可靠性，需要对该非自锁螺纹压紧释放装置的解锁动力源进行冗余设计，以保证即使加载螺母的加载力失效装置也可通过冗余部件所提供的驱动力实现解锁。

发明内容

根据上述提出的航天器在发射入轨的过程中会经历包括冲击、振动、噪声等在内的多种瞬态、稳态载荷影响，严重时甚至可能导致加载螺母松脱，加载力失效，进而使航天器附件与航天器无法解锁而导致任务失败的技术问题，而提供一种非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构。本发明主要利用内行星飞轮和星轮外圈，结合平面涡卷弹簧，从而完成整个装置的解锁，有效解决非自锁螺纹空间解锁装置在冲击、振动等载荷的影响下非自锁力存在失效的隐患。

本发明采用的技术手段如下：

一种非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，包括：传动壳体以及置于传动壳体内部的平面涡卷弹簧和超越离合器，所述平面涡卷弹簧的内圈与所述超越离合器的外圈相连，所述平面涡卷弹簧的外圈与所述传动壳体相连；正常解锁由螺纹连接非自锁力驱动完成，冗余解锁由所述平面涡卷弹簧释放驱动，同时所述超越离合器保证正常解锁和冗余解锁不发生干涉问题；

所述超越离合器为由内行星飞轮、外圈传动机构和内外圈间传动定位机构组成的一种内圈可实现超越运动的超越离合器。

进一步地，所述内行星飞轮由非自锁螺纹空间解锁装置的飞轮螺母制作而成，为所述超越离合器的内圈，其顶部通过限位凸台实现周向限位，所述内行星飞轮与非自锁螺纹空间解锁装置的承力螺杆形成非自锁连接，非超越状态下其中部通过圆柱滚子与星轮外圈形成卡紧连接，上部通过推力滚子轴承与所述传动壳体形成轴向定位；

所述内行星飞轮通过所述圆柱滚子在所述内行星飞轮的锲形槽内的滚动，实现与所述平面涡卷弹簧所驱动的星轮外圈的接合与超越，进而保证装置解锁的可靠性。

进一步地，所述内行星飞轮为多台阶式圆环体结构，自下向上依次设有第一层台阶、第二层台阶、第三层台阶、第四层台阶和第五层台阶，所述第一层台阶为调心球轴承下限位凹台，所述第二层台阶为调心球轴承上限位凸台，所述第三层台阶为所述内行星飞轮的主体部分，其上均匀分布有三个锲形槽，且每个所述锲形槽的内壁均设有圆孔，所述第四层台阶为推力滚子轴承径向限位凸台，所述第五层台阶为所述内行星飞轮的主体部分且顶部设有限位凸台；

所述圆环体结构内部设有非自锁螺旋槽。

进一步地，所述外圈传动机构由星轮外圈和下安装座组成，所述星轮外圈为圆环形结构，其底端设有环形凸起，并均匀分布有至少六个螺纹孔Ⅰ，所述螺纹孔Ⅰ内配合连接有螺栓，所述螺栓与所述下安装座上端设有的螺纹孔Ⅱ配合连接；

所述星轮外圈为所述超越离合器的外圈，在非超越状态下通过圆柱滚子与所述内行星飞轮形成卡紧连接，通过所述环形凸起与所述下安装座实现周向传动，并通过螺栓与所述下安装座实现轴向定位；

所述下安装座的内圈通过两个调心球轴承与所述内行星飞轮实现径向定位与传动，底部通过推力滚针轴承实现轴向定位与传动。

进一步地，所述下安装座为“工”字形环状结构，其上端设有环形凹台，所述环形凹台与所述星轮外圈的环形凸起通过所述螺栓相配合紧扣后进行扭矩的传递；

所述下安装座的内圈顶部设有环形凸台，用以限定调心球轴承的轴向定位，内圈下部设有环形凹槽，用以限定外轴承定位环的定位进而实现所述调心球轴承的轴向定位，所述下安装座的底端设有薄壁圆环结构，用以限定推力滚针轴承的径向定位；

所述下安装座的外圈设有环形深槽，所述环形深槽与所述平面涡卷弹簧相连。

进一步地，所述内外圈间传动定位机构由圆柱滚子、滚子弹簧挡块、推力滚针轴承、两个调心球轴承、轴承挡块、内轴承定位环和外轴承定位环组成，实现所述调心球轴承的定位以及所述超越离合器内外圈之间的传动；

所述圆柱滚子与所述滚子弹簧挡块相连，且其外表面与所述星轮外圈接触连接，顶部与所述内行星飞轮接触连接，底部与所述下安装座接触连接；所述滚子弹簧挡块由圆柱空心套筒和弹簧组成，所述弹簧的一端固定于所述内行星飞轮的锲形槽内壁圆孔内，另一端固定于所述圆柱空心套筒内部以实现所述圆柱空心套筒的轴向伸缩，所述圆柱空心套筒的顶端通过所述弹簧的弹力将所述圆柱滚子顶在所述内行星飞轮与星轮外圈之间，以实现三者接触连接；

所述推力滚针轴承安装在所述下安装座的外圈底部与所述传动壳体之间，两个所述调心球轴承上下并列安装在所述内行星飞轮的外圈与所述下安装座的内圈之间，位于下方的所述调心球轴承的底端连接有所述轴承挡块，所述轴承挡块的底端连接有所述内轴承定位环，所述内轴承定位环置于所述内行星飞轮外圈的环形槽中，所述外轴承定位环安装于所述下安装座的内圈下部的环形凹槽中。

进一步地，所述推力滚针轴承和所述推力滚子轴承为轴向定位及传动件；所述调心球轴承为径向定位及传动件；所述轴承挡块、所述外轴承定位环和所述内轴承定位环为所述调心球轴承的轴向定位件。

进一步地，所述圆柱空心套筒为双层圆柱体，下层圆柱体为圆柱空腔，上层圆柱体的顶部设有圆弧形沟槽，所述圆弧形沟槽与所述圆柱滚子相连；所述弹簧的一端固定于所述圆柱空腔内部，另一端固定于所述内行星飞轮的锲形槽内壁圆孔内。

进一步地，所述平面涡卷弹簧由矩形金属长条卷制而成。

进一步地，所述传动壳体为顶部和底部均设有安装孔的圆柱外壳结构，其内部设有“T”字形环状空腔，用于容纳所述平面涡卷弹簧和所述超越离合器。

非自锁螺纹空间解锁装置正常工作情况下，内行星飞轮通过主动力源(主动力源为加载螺母，加载螺母旋紧在螺栓下端，通过对螺栓下端施加预紧力从而使得螺栓上端与内行星飞轮间的非自锁螺纹副间存在一个解锁的趋势)驱动，结合平面涡卷弹簧的辅助驱动，与星轮外圈间形成差速运动，此时原本由滚子弹簧挡块压紧在内行星飞轮锲形槽内部的圆柱滚子因惯性克服弹簧力而滚至锲形槽宽槽处，使得内行星飞轮与星轮外圈以同一转向不同速度分别旋转。

本发明的工作原理如下：

非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构正常工作情况下，内行星飞轮通过非自锁力实现解锁(非自锁力主要来自于承力螺杆下端加载螺母所施加的加载力)，因加载螺母所施加的加载力极大，因此内行星飞轮在解除限位之后的瞬间会存在一个极大的加速度，但由于加载力会在解锁的瞬间消失，因此加速度也会迅速衰减至一稳定的负数(摩擦阻力矩所产生)，因此在装置的解锁初期，内行星飞轮会与星轮外圈形成差速运动，此时原本由滚子弹簧挡块压紧在内行星飞轮锲形槽内部的圆柱滚子因惯性而克服弹簧力滚至锲形槽宽槽处，内行星飞轮与星轮外圈脱离接触；但随着内行星飞轮速度不断降低直至低于星轮外圈转动速度时，内行星飞轮会与星轮外圈再次接合实现第二阶段解锁。

非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构的非自锁螺纹力失效时，此时平面涡卷弹簧在内行星飞轮的顶部限位凸台解除限位后带动星轮外圈沿逆时针方向旋转，星轮外圈旋转的同时会通过摩擦力使得圆柱滚子锲紧在星轮外圈与内行星飞轮之间，使两者保持接合状态，从而带动内行星飞轮以相同转向旋转，进而完成装置的解锁。

较现有技术相比，本发明具有以下优点：

1、本发明提供的非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，可以有效解决非自锁螺纹空间解锁装置在冲击、振动等载荷的影响下非自锁力存在失效的隐患。

2、本发明提供的非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，平面涡卷弹簧具有在较小空间内可存储较大能量的特点，能够在有限的安装空间内高效完成解锁任务。

3、本发明提供的非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，平面涡卷弹簧在装配初期即完成能量的储存，直至内行星飞轮的限位凸台解除限位能量得以释放，在此期间平面涡卷弹簧能量储存的可靠性较高，不会因冲击、振动等载荷的影响而失效，进而有效提高了装置的可靠性。

4、本发明提供的非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，采用内行星轮可超越式设计，可有效避免非自锁力与平面涡卷弹簧力互相干涉的问题，且因平面涡卷弹簧自身的储力特性，也能够有效提高装置的可靠性。

5、本发明提供的非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，因非自锁力为瞬间释放，故内行星飞轮的加速度在解锁瞬间会降低至负数，因此正常工作情况下内行星飞轮速度是不断降低的，但由于超越离合器的存在，当内行星飞轮速度降低至外圈速度时，内行星飞轮会由平面涡卷弹簧力二次驱动，可有效降低解锁时间。

综上，应用本发明的技术方案能够解决现有技术中的航天器在发射入轨的过程中会经历包括冲击、振动、噪声等在内的多种瞬态、稳态载荷影响，严重时甚至可能导致加载螺母松脱，加载力失效，进而使航天器附件与航天器无法解锁而导致任务失败的问题。

基于上述理由本发明可在航天器空间解锁等领域广泛推广。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明整体结构剖视图。

图2为本发明平面涡卷弹簧驱动时的局部视图。

图3为本发明非自锁螺纹驱动时的局部视图。

图4为本发明内行星飞轮的结构示意图。

图5为本发明内行星飞轮的正视图。

图6为本发明下安装座的结构示意图。

图7为本发明星轮外圈的结构示意图。

图8为本发明传动壳体的结构示意图。

图9为本发明滚子弹簧挡块的结构示意图。

图中：1、内行星飞轮；101、第一层台阶；102、第二层台阶；103、第三层台阶；104、第四层台阶；105、第五层台阶；；2、推力滚子轴承；3、传动壳体；4、推力滚针轴承；5、外轴承定位环；6、轴承挡块；7、内轴承定位环；8、平面涡卷弹簧；9、调心球轴承；10、下安装座；11、星轮外圈；12、圆柱滚子；13、滚子弹簧挡块。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

如图所示，本发明提供了一种非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，包括：传动壳体3以及置于传动壳体3内部的平面涡卷弹簧8和超越离合器，所述平面涡卷弹簧8的内圈与所述超越离合器的外圈相连，所述平面涡卷弹簧8的外圈与所述传动壳体3的内圈相连；正常解锁由螺纹连接非自锁力驱动完成，冗余解锁由所述平面涡卷弹簧8释放驱动，同时所述超越离合器能保证正常解锁和冗余解锁二者之间不发生干涉问题。

所述超越离合器主要包括内行星飞轮1、外圈传动机构和内外圈间传动定位机构，内行星飞轮1、外圈传动机构和内外圈间传动定位机构组成了一种内圈(内行星飞轮1)可实现超越运动的超越离合器。

所述内行星飞轮1由现有非自锁螺纹空间解锁装置的飞轮螺母改造而成，为所述超越离合器的内圈，其顶部通过限位凸台实现周向限位，所述内行星飞轮1与非自锁螺纹空间解锁装置的承力螺杆形成非自锁连接(即内行星飞轮1与承力螺杆通过非自锁螺纹连接，承力螺杆为现有技术，图中未画出)，非超越状态下其中部通过圆柱滚子12与星轮外圈11形成卡紧连接，上部通过推力滚子轴承2与所述传动壳体3形成轴向定位。所述内行星飞轮1可通过所述圆柱滚子12在所述内行星飞轮1的锲形槽内的滚动，实现与所述平面涡卷弹簧8所驱动的星轮外圈11的接合与超越，进而保证装置解锁的可靠性。具体地，所述内行星飞轮1为多台阶式圆环体结构，自下向上依次设有第一层台阶101、第二层台阶102、第三层台阶103、第四层台阶104和第五层台阶105，所述第一层台阶101为调心球轴承9下限位凹台，所述第二层台阶102为调心球轴承9上限位凸台，所述第三层台阶103为所述内行星飞轮1的主体部分，其上均匀分布有三个锲形槽，且每个所述锲形槽的内壁均钻有圆孔，所述第四层台阶104为推力滚子轴承2径向限位凸台，所述第五层台阶105为所述内行星飞轮1的主体部分且顶部设有限位凸台。其中，所述圆环体结构内部设有非自锁螺旋槽，与承力螺杆螺纹连接。

所述外圈传动机构由星轮外圈11和下安装座10组成，所述星轮外圈11为圆环形结构，其底端设有环形凸起，并均匀分布有至少六个螺纹孔Ⅰ，所述螺纹孔Ⅰ内配合连接有螺栓，所述螺栓与所述下安装座10上端设有的螺纹孔Ⅱ配合连接。所述星轮外圈11为所述超越离合器的外圈，在非超越状态下通过圆柱滚子12与所述内行星飞轮1形成卡紧连接，通过所述环形凸起与所述下安装座10实现周向传动，并通过螺栓与所述下安装座10实现轴向定位。所述下安装座10的内圈通过两个调心球轴承9与所述内行星飞轮1实现径向定位与传动，底部通过推力滚针轴承4实现轴向定位与传动。具体地，所述下安装座10为“工”字形环状结构，其上端设有环形凹台，所述环形凹台与所述星轮外圈11的环形凸起通过所述螺栓相配合紧扣后进行扭矩的传递；所述下安装座10的内圈顶部设有环形凸台，用以限定调心球轴承9的轴向定位，内圈下部设有环形凹槽，用以限定外轴承定位环5的定位进而实现所述调心球轴承9的轴向定位，所述下安装座10的底端设有薄壁圆环结构，用以限定推力滚针轴承4的径向定位；所述下安装座10的外圈设有环形深槽，所述环形深槽与所述平面涡卷弹簧8相连。

所述内外圈间传动定位机构由圆柱滚子12、滚子弹簧挡块13、推力滚针轴承4、两个调心球轴承9、轴承挡块6、内轴承定位环7和外轴承定位环5组成，实现所述调心球轴承9的定位以及所述超越离合器内外圈之间的传动。所述圆柱滚子12与所述滚子弹簧挡块13相连，且其外表面与所述星轮外圈11接触连接，顶部与所述内行星飞轮1接触连接，底部与所述下安装座10接触连接；所述滚子弹簧挡块13由圆柱空心套筒和弹簧组成，所述弹簧的一端固定于所述内行星飞轮1的锲形槽内壁圆孔内，另一端固定于所述圆柱空心套筒内部以实现所述圆柱空心套筒的轴向伸缩，所述圆柱空心套筒的顶端通过所述弹簧的弹力将所述圆柱滚子12顶在所述内行星飞轮1与星轮外圈11之间，以实现三者接触连接；其中，所述圆柱空心套筒为双层圆柱体，下层圆柱体为圆柱空腔，上层圆柱体的顶部设有圆弧形沟槽，所述圆弧形沟槽与所述圆柱滚子12相连；所述弹簧的一端固定于所述圆柱空腔内部，另一端固定于所述内行星飞轮1的锲形槽内壁圆孔内。此外，圆柱滚子12与滚子弹簧挡块13为非固定连接，即圆柱滚子12的外表面与圆弧形沟槽为活动连接，圆柱滚子12可旋转，属于一个活动件，主要是用来连接超越离合器内外圈。一开始圆柱滚子12被滚子弹簧挡块13顶在锲形槽的窄槽里与超越离合器的内外圈连接，这样能传递外圈逆时针的运动和内圈顺时针的运动，当内圈逆时针旋转时，圆柱滚子12可凭借惯性克服弹簧力滚到锲形槽的宽槽处，超越离合器内外圈就脱离接触。

所述推力滚针轴承4安装在所述下安装座10的外圈底部与所述传动壳体3之间，两个所述调心球轴承9上下并列安装在所述内行星飞轮1的外圈与所述下安装座10的内圈之间，位于下方的所述调心球轴承9的底端接触连接有所述轴承挡块6，所述轴承挡块6的底端连接有所述内轴承定位环7，所述内轴承定位环7置于所述内行星飞轮1外圈的环形槽中，所述外轴承定位环5安装于所述下安装座10的内圈下部的环形凹槽中。

所述推力滚针轴承4和所述推力滚子轴承2为轴向定位及传动件；所述调心球轴承9为径向定位及传动件；所述轴承挡块6、所述外轴承定位环5和所述内轴承定位环7为所述调心球轴承9的轴向定位件。

所述平面涡卷弹簧8由矩形金属长条卷制而成。加载的时候旋转内行星飞轮1使平面涡卷弹簧8卷紧，卷紧后固定内行星飞轮1就能够储存力矩，解锁内行星飞轮1的固定后，平面涡卷弹簧8即可自动恢复。

所述传动壳体3为顶部和底部均设有安装孔的圆柱外壳结构，其内部设有“T”字形环状空腔，用于容纳所述平面涡卷弹簧8和所述超越离合器，即平面涡卷弹簧8、星轮外圈11、下安装座10、内行星飞轮1等部件均置于其中。

实施例1

如图1-9所示，一种非自锁螺纹空间解锁装置冗余驱动机构，属于现有非自锁螺纹空间解锁装置的组成部件，包括由星轮外圈11和下安装座10组成的腔体结构、内行星飞轮1、圆柱滚子12、滚子弹簧挡块13、推力滚子轴承2、推力滚针轴承4、调心球轴承9、轴承挡块6、内轴承定位环7、外轴承定位环5、平面涡卷弹簧8以及传动壳体3。

内行星飞轮1通过顶部第五层台阶的限位凸台实现周向限位，内行星飞轮1与非自锁螺纹空间解锁装置内的承力螺杆形成非自锁连接，中部通过圆柱滚子12与星轮外圈11形成卡紧连接，星轮外圈11通过推力滚子轴承2与传动壳体3形成轴向定位。

滚子弹簧挡块13固定于内行星飞轮1的锲形槽内侧端面内。

圆柱滚子12为圆柱体结构，通过滚子弹簧挡块13卡紧在内行星飞轮1与星轮外圈11所形成的锲形腔体内。

调心球轴承9通过轴承挡块6、外轴承定位环5和内轴承定位环7固定在内行星轮1与下安装座10形成的环形腔体内。其中，外轴承定位环5和内轴承定位环7为直径大小不同的轴承用弹性挡圈，轴承挡块6为垫环结构。

下安装座10的上端通过螺栓与星轮外圈11形成同轴心配合，下端通过推力滚针轴承4形成轴向定位与周向旋转。

平面涡卷弹簧8的内圈固定于下安装座10的外圈，外圈固定于传动壳体3的内圈。平面涡卷弹簧8是利用细长矩形截面的弹性材料基于阿基米德螺旋线绕制而成的一种平面螺旋线形弹簧，在工作时，平面涡卷弹簧8外圈一端固定于传动壳体3内圈，另一端(内圈端部)作用有扭矩，且固定于超越离合器的下安装座10外圈。装配前通过旋转内行星飞轮1为平面涡卷弹簧8施加力矩使其旋紧于下安装座10外圈，力矩施加完成后平面涡卷弹簧8在平面内产生扭转变形，存储力矩，便完成了能量的储存；与此同时平面涡卷弹簧8会存在一个恢复的趋势，此趋势具有带动下安装座10旋转进而带动内行星飞轮1旋转的趋势，但由于非自锁螺纹空间解锁装置的触发机构的存在限制住了内行星飞轮1的旋转，使得平面涡卷弹簧8的能量无法释放；当装置需要解锁时，解除触发机构对内行星飞轮1的限位，平面涡卷弹簧8的能量便可顺利释放，可自动恢复形变。

传动壳体3的上端与现有触发机构壳体通过螺栓连接，下端通过螺栓固定于非自锁螺纹空间解锁装置的现有星板上(该星板是指卫星，箭板为火箭，非自锁螺纹空间解锁装置是卫星与火箭固定连接用)。

本发明的工作过程如下：

非自锁螺纹空间解锁装置正常工作情况下，内行星飞轮1通过非自锁力实现解锁(非自锁力主要来自于承力螺杆下端连接的现有加载螺母所施加的加载力)，因加载螺母所施加的加载力极大(加载螺母施加的加载力来源于预紧力)，因此内行星飞轮1在解除限位之后的瞬间会存在一个极大的加速度，但由于加载力会在解锁的瞬间消失，因此加速度也会迅速衰减至一稳定的负数(摩擦阻力矩所产生)，因此在装置的解锁初期，内行星飞轮1会与星轮外圈11形成差速运动，此时原本由滚子弹簧挡块13压紧在内行星飞轮1锲形槽内部的圆柱滚子12因惯性而克服弹簧力滚至锲形槽宽槽处，内行星飞轮1与星轮外圈11脱离接触；但随着内行星飞轮1速度不断降低直至低于星轮外圈11转动速度时，内行星飞轮1会与星轮外圈11再次接合实现第二阶段解锁。

非自锁螺纹空间解锁装置的非自锁螺纹力失效时，此时平面涡卷弹簧8在内行星飞轮1的顶部限位凸台解除限位后带动星轮外圈11沿逆时针方向旋转，星轮外圈11旋转的同时会通过摩擦力使得圆柱滚子12锲紧在星轮外圈11与内行星飞轮1之间，使两者保持接合状态，从而带动内行星飞轮1以相同转向旋转，进而完成装置的解锁。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。