航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构制造技术

发明专利技术提供一种航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器、伸缩杆和载荷端。所述航天器侧面分布有三个安装部Ⅰ，所述安装部Ⅰ用于安装伸缩杆。所述伸缩杆能够沿长度方向卷曲后恢复原状。述载荷端为框体结构，其中一共安装有三个转轴，所述三个转轴上均开有安装孔Ⅱ。所述伸缩杆的大端固定于航天器的侧面，小端固定于载荷端内的转轴上。本发明专利技术的技术效果是毋庸置疑的，航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构到太空之后无需外加驱动装置便能完成自行伸展；薄壁杆能够实现扁平化，实现了高伸缩比。无多余运动副，杆的大端固定在卫星上，且抵抗外界阻力能力强。

Prestressed conical thin wall three bar parallel space deployable mechanism for spacecraft

The present invention provides a kind of prestressed conical thin wall three bar parallel space deployable mechanism of spacecraft, which is characterized in that the utility model is applied to the field of spacecraft, and comprises a spacecraft, a telescopic rod and a load end. Three mounting parts are arranged on the side surface of the spacecraft. The telescopic rod can be curled along the length direction. The load end is a frame structure, and a plurality of rotating shafts are arranged in the three ends of the rotating shaft. The end of the telescopic rod is fixed on the side of the spacecraft, the small end is fixed on the shaft end of the load. The technical effect of the invention is in doubt, prestressed spacecraft tapered thin-walled three bar parallel space deployable mechanism into space without driving device can be completed by stretching plus thin-walled bar can be realized; the flat, to achieve a high expansion ratio. No extra pair, rod end fixed on the satellite, and the ability to resist external resistance.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种航天器空间展开机构，具体涉及一种航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构。
技术介绍
空间展开机构是传统展开机构在空间领域的应用拓展，随着技术和需求不断发展，出现了多种不同的空间展开机构概念和应用。空间展开机构种类繁多，其中应用较多、发展迅速的是杆状构架式展开机构，自1975年作为磁强计支架首次用于美国空军23卫星后，已多次用于各类航天器。目前包括美国、日本、俄罗斯、中国和欧洲等均已开展了杆状构架式展开机构的研究，其中美国AEC-Able公司对该项技术的研究及其产业化处于领先地位，空间展开机构按照工作维度可以分为一维展开机构(伸缩杆件如天线、展开桁架等)。展开机构可从各种不同角度进行分类，而各种类型具有各自的优缺点，也正因为如此，展开机构不断的发展改进。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种高伸缩比、自展开、轻质、高刚度、展开时高可靠性等许多优点的航天器空间展开机构。解决有效载荷的储存空间有限，重力梯度杆不易收纳的问题。为实现本专利技术目的而采用的技术方案是这样的，航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器、伸缩杆和载荷端。所述航天器侧面分布有三个安装部Ⅰ，所述安装部Ⅰ用于安装伸缩杆。所述伸缩杆整体呈锥形，所述伸缩杆直径较大的一端为大端，直径较小的一端为小端，所述伸缩杆小端到大端之间的直径为平滑过渡的。所述伸缩杆能够沿长度方向卷曲后恢复原状。所述载荷端为框体结构，所述载荷端所围成的半包围空间被分隔为三个部分，分别是空间Ⅰ、空间Ⅱ和空间Ⅲ。所述空间Ⅰ和空间Ⅲ中一共安装有三个转轴，所述三个转轴上均开有安装孔Ⅱ。所述空间Ⅱ用以安装载荷。所述伸缩杆的大端通过安装部Ⅰ固定于航天器的侧面，所述伸缩杆的小端通过安装孔Ⅱ固定于载荷端内的转轴上，所述航天器和载荷端之间共连接有三根伸缩杆。所述航天器进入预定轨道之前，所述伸缩杆处于收缩状态，所述伸缩杆的压扁和卷曲都是在地面上完成，所述三根伸缩杆的小端绕载荷端的转轴卷曲将转轴包覆，直至载荷端紧挨航天器，使得伸缩杆无法进一步收缩，然后将转轴锁定，使其无法转动。在进入预定轨道的航天器接收展开指令后，转轴将被解锁，所述处于卷曲状态的转轴开始通过预应力自动伸展且截面形状开始恢复，使得载荷端逐渐远离航天器，直至转轴完全伸展。此时载荷端与航天器达到最远距离，航天器进入正常工作状态。进一步，所述伸缩杆侧壁具有凸岭，所述凸岭关于薄壁杆的轴线对称。所述凸岭为弧形结构，和圆侧面交界处为圆滑过渡。进一步，所述航天器侧面所开的三个安装孔Ⅰ呈三角形分布，利用三角形可以增加结构的稳定性，提高结构的刚度。本专利技术的技术效果是毋庸置疑的，航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构到太空之后无需电力、化学能、气动等动力及驱动装置便能完成自行伸展；薄壁杆能够实现扁平化，实现了高伸缩比。采用薄壁锥形结构，使其质量大大低于圆柱杆的质量，且由于无需动力源和相关驱动装置，整体质量减轻了一半左右。无多余运动副，杆的大端固定在卫星上，且抵抗外界阻力能力强。附图说明图1为本专利技术的展开状态示意图；图2为本专利技术的收缩状态示意图；图3为航天器的示意图；图4为载荷端的示意图；图5为伸缩杆截面示意图。图中：航天器1，安装部Ⅰ101，伸缩杆2，凸岭201，载荷端3，空间Ⅰ301，空间Ⅱ302，空间Ⅲ303，转轴304，安装孔Ⅱ3041。具体实施方式下面结合实施例对本专利技术作进一步说明，但不应该理解为本专利技术上述主题范围仅限于下述实施例。在不脱离本专利技术上述技术思想的情况下，根据本领域普通技术知识和惯用手段，做出各种替换和变更，均应包括在本专利技术的保护范围内。航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器1、伸缩杆2和载荷端3。所述航天器1侧面分布有三个安装部Ⅰ101，所述安装部Ⅰ101用于安装伸缩杆2。所述伸缩杆2整体呈锥形，所述伸缩杆2直径较大的一端为大端，直径较小的一端为小端，所述伸缩杆2小端到大端之间的直径为平滑过渡的。所述伸缩杆2能够沿长度方向卷曲后恢复原状。所述载荷端3为框体结构，所述载荷端3所围成的半包围空间被分隔为三个部分，分别是空间Ⅰ301、空间Ⅱ302和空间Ⅲ303。所述空间Ⅰ301和空间Ⅲ303中一共安装有三个转轴304，所述三个转轴304上均开有安装孔Ⅱ3041。所述空间Ⅱ302用以安装载荷。所述伸缩杆2的大端通过安装部Ⅰ101固定于航天器1的侧面，所述伸缩杆2的小端通过安装孔Ⅱ3041固定于载荷端3内的转轴304上，所述航天器1和载荷端3之间共连接有三根伸缩杆2。所述航天器1进入预定轨道之前，所述伸缩杆2处于收缩状态，所述伸缩杆2的压扁和卷曲都是在地面上完成，所述三根伸缩杆2的小端绕载荷端3的转轴304卷曲将转轴304包覆，直至载荷端3紧挨航天器1，使得伸缩杆2无法进一步收缩，然后将转轴304锁定，使其无法转动。在进入预定轨道的航天器1接收展开指令后，转轴304将被解锁，所述处于卷曲状态的转轴304开始通过预应力自动伸展且截面形状开始恢复，使得载荷端3逐渐远离航天器1，直至转轴304完全伸展。此时载荷端3与航天器1达到最远距离，航天器进入正常工作状态。所述伸缩杆2侧壁具有凸岭201，所述凸岭201关于薄壁杆2的轴线对称。所述凸岭201为弧形结构，和圆侧面交界处为圆滑过渡。所述航天器1侧面所开的三个安装面Ⅰ101呈三角形分布。本文档来自技高网...

【技术保护点】
航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器(1)、伸缩杆(2)和载荷端(3)；所述航天器(1)侧面分布有三个安装部Ⅰ(101)，所述安装部Ⅰ(101)用于安装伸缩杆(2)；所述伸缩杆(2)整体呈锥形，所述伸缩杆(2)直径较大的一端为大端，直径较小的一端为小端，所述伸缩杆(2)小端到大端之间的直径为平滑过渡的；所述伸缩杆(2)能够沿长度方向卷曲后恢复原状；所述载荷端(3)为框体结构，所述载荷端(3)所围成的半包围空间被分隔为三个部分，分别是空间Ⅰ(301)、空间Ⅱ(302)和空间Ⅲ(303)；所述空间Ⅰ(301)和空间Ⅲ(303)中一共安装有三个所述转轴(304)，所述三个转轴(304)上均开有安装孔Ⅱ(3041)；所述空间Ⅱ(302)用以安装载荷；所述伸缩杆(2)的大端通过安装部Ⅰ(101)固定于航天器(1)的侧面，所述伸缩杆(2)的小端通过安装孔Ⅱ(3041)固定于载荷端(3)内的转轴(304)上，所述航天器(1)和载荷端(3)之间共连接有三根伸缩杆(2)；所述航天器(1)进入预定轨道之前，所述伸缩杆(2)处于收缩状态，所述伸缩杆(2)的压扁和卷曲都是在地面上完成，所述三根伸缩杆(2)的小端绕载荷端(3)的转轴(304)卷曲将转轴(304)包覆，直至载荷端(3)紧挨航天器(1)，使得伸缩杆(2)无法进一步收缩，然后将转轴(304)锁定，使其无法转动。在进入预定轨道的航天器(1)接收展开指令后，转轴(304)将被解锁，所述处于卷曲状态的转轴(304)开始通过预应力自动伸展且截面形状开始恢复，使得载荷端(3)逐渐远离航天器(1)，直至转轴(304)完全伸展；此时载荷端(3)与航天器(1)达到最远距离，航天器进入正常工作状态。...

【技术特征摘要】
1.航天器预应力锥形薄壁三杆并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器(1)、伸缩杆(2)和载荷端(3)；所述航天器(1)侧面分布有三个安装部Ⅰ(101)，所述安装部Ⅰ(101)用于安装伸缩杆(2)；所述伸缩杆(2)整体呈锥形，所述伸缩杆(2)直径较大的一端为大端，直径较小的一端为小端，所述伸缩杆(2)小端到大端之间的直径为平滑过渡的；所述伸缩杆(2)能够沿长度方向卷曲后恢复原状；所述载荷端(3)为框体结构，所述载荷端(3)所围成的半包围空间被分隔为三个部分，分别是空间Ⅰ(301)、空间Ⅱ(302)和空间Ⅲ(303)；所述空间Ⅰ(301)和空间Ⅲ(303)中一共安装有三个所述转轴(304)，所述三个转轴(304)上均开有安装孔Ⅱ(3041)；所述空间Ⅱ(302)用以安装载荷；所述伸缩杆(2)的大端通过安装部Ⅰ(101)固定于航天器(1)的侧面，所述伸缩杆(2)的小端通过安装孔Ⅱ(3041)固定于载荷端(3)内的转轴(304)上，所述航天器(1)和载荷端(3)之间共连接有三根伸缩杆(2)；所述航天器...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢更新，张晓敏，韩建斌，王海明，谢志江，熊辉，宋代平，张洪川，钟胜，陈曼，宋宁策，贾波，
申请(专利权)人：重庆大学，航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：重庆;50