一种太阳翼展开装置制造方法及图纸

本申请提供了一种太阳翼展开装置，包括：拉紧绳、展开杆组件、展开动力组件、太阳翼基板组件、锁定结构和压紧结构；展开杆组件与太阳翼基板组件连接，包括两个短杆和多个长杆；所两个短杆分别与最上方和最下方的基板连接；锁定结构的一端与下短杆连接，另一端与卫星本体相抵接；展开动力组件设置在卫星本体上，用于在太阳翼基板组件展开时生成释放拉紧绳的动力；拉紧绳的一端固定在上短杆上，另一端固定在展开动力组件上；压紧结构的一端与所述第M太阳翼基板固定连接，另一端与所述卫星本体连接，用于使得太阳翼基板组件在展开之前保持折叠状态。本申请的展开方式冲击小，结构重量小，体积小。体积小。体积小。

【技术实现步骤摘要】
一种太阳翼展开装置


[0001]本申请一种展开装置，具体涉及一种太阳翼展开装置。

技术介绍

[0002]太阳翼为航天器在轨运行时接收太阳光照产生能源的组件。由于太阳翼尺寸较大，通常在发射时折叠压缩，在轨时释放展开。因此太阳翼需要具有折叠机构，安装在两块太阳翼基板之间。目前常用的展开方案是采用铰链的方式进行展开。铰链内部具有扭簧，入轨后，太阳翼压紧点解锁，铰链内部的扭簧驱动太阳翼基板展开。这种通过扭簧铰链的开方案会存在以下问题：（1）扭簧带动基板展开，会产生很大的冲击效果，因为太空中没有空气阻力和重力，所有的能量都在最后停住的一刻被消耗掉。这个冲击要求结构强度必须很高，这就导致要耗费体积和重量。（2）带有扭簧的铰链需要一定的设计尺寸，当有多折太阳翼的时候，多个扭簧铰链形成的厚度会使整个太阳翼压紧状态下厚度过大，对于平板式卫星，这个厚度会大大超过尺寸预算。

技术实现思路

[0003]针对上述技术问题，本申请实施例提供一种太阳翼展开装置，该装置通过拉紧一根线而展开太阳翼机构，这种展开方式冲击小，结构重量小，体积小，可以不采用机械展开铰链，造价低。
[0004]本申请采用的技术方案为：本申请实施例提供一种太阳翼展开装置，包括：拉紧绳、展开杆组件、展开动力组件、太阳翼基板组件、锁定结构和压紧结构；其中，太阳翼基板组件包括自下而上依次通过铰链结构连接的第一太阳翼基板至第M太阳翼基板，M为偶数，其中，第一太阳翼基板与卫星本体通过铰链结构连接，并且，第一太阳翼基板和卫星本体之间的铰链结构设置有转动轴，以及位于第i太阳翼基板和第i+1太阳翼基板之间的铰链结构之间设置有转动轴，i的取值为2，4，...M
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2；所述展开杆组件包括两个短杆和依次设置在两个短杆之间的多个长杆，在所述太阳翼基板处于展开状态时，每个短杆跨越一个太阳翼基板，每个长杆跨越两个太阳翼基板；所述短杆包括上短杆和下短杆，所述上短杆的上端通过上连接杆与所述第M太阳翼基板转动连接，所述下短杆的下端通过下连接杆与所述第一太阳翼基板上的转动轴连接；所述长杆与所述短杆之间以及相邻两个长杆之间通过展开轴转动连接，每个长杆还通过长杆连接杆与对应的转动轴连接；所述上连接杆、所述下连接杆和所述展开轴上均设置有滑动轮；所述锁定结构的一端与所述下短杆连接，另一端与所述卫星本体相抵接；所述卫星本体上设置有与所述锁定结构相适配的锁定部；在所述展开杆组件的展开过程中，所述锁定结构随着所述展开杆组件移动至所述锁定部并与所述锁定部相配合以将所述展开杆组件锁定在所述卫星本体上；所述展开动力组件设置在所述卫星本体上，包括动力部和收容部，所述收容部形成有收容所述拉紧绳的收容空间，所述动力部用于在所述太阳翼基板组件展开时生成释放所述拉紧绳的动力；所述拉紧绳的一端与位于所述上连接杆上的滑动轮固定
连接，另一端依次绕过展开轴上的滑动轮、下连接杆上的滑动轮固定在所述收容空间中；在太阳翼基板组件处于展开状态时，所述拉紧绳处于拉紧状态，在太阳翼基板处于折叠状态时，所述拉紧绳处于松弛状态；所述压紧结构的一端与所述第M太阳翼基板固定连接，另一端与所述卫星本体连接，用于使得所述太阳翼基板组件在展开之前保持折叠状态；其中，在需要展开太阳翼基板时，通过解除所述压紧结构的压紧力以展开所述太阳翼基板。
[0005]本申请实施例至少具有以下技术效果：（1）采用拉线拉动展开杆的方式，太阳翼折叠的厚度主要取决于展开杆的粗细，而由于太空中没有重力和空气阻力，展开杆可以做的很细，这可减少太阳翼折叠时的厚度，因此可以体积小。
[0006]（2）由于本专利技术每两块太阳翼基板之间只是用了简单的连接铰链，没有其他多余结构，即每块太阳翼基板上都减少了扭簧和由此带来的结构，所以，整体上降低了太阳翼的重量。
[0007]（3）当太阳翼展开到位时，由于拉力是在太阳翼面板内部的，冲击力沿着太阳翼面板均匀的分布，相对于扭簧铰链展开的方式，所有冲击力均集中到铰链上，本专利技术的装置在展开时会使得局部的冲击力非常小。
[0008]附图说明
[0009]为了更清楚地说明本申请实施例或相关技术中的技术方案，下面将对实施例或相关技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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。
[0010]图1为本申请一实施例提供的太阳翼展开装置在折叠状态的示意图；图2为本申请另一实施例提供的太阳翼展开装置在折叠状态的示意图；图3为本申请实施例提供的太阳翼展开装置在展开状态的分解示意图；图4为本申请实施例中通过铰链结构和转动轴连接的太阳翼基板的示意图；图5为本申请实施例中的铰链结构的示意图；图6为本申请实施例中的支撑结构的示意图；图7和图8为本申请实施例中的展开杆组件的示意图；图9为本申请实施例中的固定件的示意图；图10为本申请实施例中的锁定结构的示意图；图11为本申请实施例中的展开动力组件的示意图。
[0011]（附图标记说明）1
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太阳翼基板组件；101
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太阳翼基板；102
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凸起；2
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展开杆组件；201
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上短杆；202
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下短杆；203
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长杆；204
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上连接杆；205
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下连接杆；206
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长杆连接杆；207
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滑动轮；208
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固定块；209
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安装轴；210
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连接孔；3
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锁定结构；301
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锁定端盖；302
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锁紧销；303
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锁紧弹簧；304
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止挡部；4
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展开动力组件；401
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固定板；402
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壳体；403
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挡板；404
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拨动件；
405
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转动杆；406
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扭簧；407
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凹陷部；408
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第一螺栓；409
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螺柱；410
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第二螺栓；5
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拉紧绳；6
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铰链结构；601
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公铰链；602
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母铰链；603
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挡圈；7
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卫星本体；8
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转动轴；9
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支撑结构；901
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第一连接部；902
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第二连接部；10
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导向支架；11
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爆炸螺栓。
具体实施方式
[0012]为使本申请要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，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清楚、完本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种太阳翼展开装置，其特征在于，包括：拉紧绳、展开杆组件、展开动力组件、太阳翼基板组件、锁定结构和压紧结构；其中，太阳翼基板组件包括自下而上依次通过铰链结构连接的第一太阳翼基板至第M太阳翼基板，M为偶数，其中，第一太阳翼基板与卫星本体通过铰链结构连接，并且，第一太阳翼基板和卫星本体之间的铰链结构设置有转动轴，以及位于第i太阳翼基板和第i+1太阳翼基板之间的铰链结构之间设置有转动轴，i的取值为2，4，...，M
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2；所述展开杆组件包括两个短杆和依次设置在两个短杆之间的多个长杆，在所述太阳翼基板处于展开状态时，每个短杆跨越一个太阳翼基板，每个长杆跨越两个太阳翼基板；所述短杆包括上短杆和下短杆，所述上短杆的上端通过上连接杆与所述第M太阳翼基板转动连接，所述下短杆的下端通过下连接杆与所述第一太阳翼基板上的转动轴连接；所述长杆与所述短杆之间以及相邻两个长杆之间通过展开轴转动连接，每个长杆还通过长杆连接杆与对应的转动轴连接；所述上连接杆、所述下连接杆和所述展开轴上均设置有滑动轮；所述锁定结构的一端与所述下短杆连接，另一端与所述卫星本体相抵接；所述卫星本体上设置有与所述锁定结构相适配的锁定部；在所述展开杆组件的展开过程中，所述锁定结构随着所述展开杆组件移动至所述锁定部并与所述锁定部相配合以将所述展开杆组件锁定在所述卫星本体上；所述展开动力组件设置在所述卫星本体上，包括动力部和收容部，所述收容部形成有收容所述拉紧绳的收容空间，所述动力部用于在所述太阳翼基板组件展开时生成释放所述拉紧绳的动力；所述拉紧绳的一端与位于所述上连接杆上的滑动轮固定连接，另一端依次绕过展开轴上的滑动轮、下连接杆上的滑动轮固定在所述收容空间中；在太阳翼基板组件处于展开状态时，所述拉紧绳处于拉紧状态，在太阳翼基板处于折叠状态时，所述拉紧绳处于松弛状态；所述压紧结构的一端与所述第M太阳翼基板固定连接，另一端与所述卫星本体连接，用于使得所述太阳翼基板组件在展开之前保持折叠状态；其中，在需要展开太阳翼基板时，通过解除所述压紧结构的压紧力以展开所述太阳翼基板。2.根据权利要求1所述的太阳翼展开装置，其特征在于，所述太阳翼基板上设置有多...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈津林，贾利敏，焦石，
申请(专利权)人：北京最终前沿深空科技有限公司，
类型：发明
国别省市：