一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构、系统及使用方法技术方案

本发明专利技术涉及一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构、系统及使用方法。所述机构包括：运动台，其被配置为能够带动悬吊上部平台绕所述运动台的轴线旋转及沿垂直该轴线的某平面移动；悬吊上部平台，其包括环形导轨，该环形导轨的中心轴线与所述运动台的轴线平行；悬吊组件，其包括依次相连的滑块、恒力机构和悬吊线，所述滑块与所述环形导轨滑动配合，所述恒力机构被配置为能使得所述悬吊线承受的拉力与下方被展开的太阳翼的重力保持恒定。本发明专利技术能够保障航天器用扇形柔性太阳翼地面模拟展开过程的高效重力卸载，同时具有结构轻便，操作可靠性高的特点。性高的特点。性高的特点。

【技术实现步骤摘要】
一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构、系统及使用方法


[0001]本专利技术涉及航天
，具体涉及一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构、系统及使用方法。

技术介绍

[0002]先进的空间飞行器上，越来越多地采用了可展开式的大尺寸轻质材料零部件及装配结构，例如，几十米乃至于上百米大的空间太阳翼、天线、机械臂等。扇形柔性太阳翼是近些年来，在航天器大型化、轻质化和大收纳比发展过程中兴起的一种太阳翼，是一种采用了轻质杆件和薄膜组成的新型空间结构，具有重量轻、收拢体积小、可扩展性强等优点，在新一代航空器中具有极大的应用潜力。
[0003]对于大尺寸柔性太阳翼而言，在地面进行装配或工程测试时，由于零部件尺寸大、刚度低，在重力的影响下容易发生结构变形等，一方面，不能正确反映出太阳翼在微重力太空环境下的实际状态，另一方面，还有可能导致轻质大尺寸零部件发生结构破坏等安全事故。因此，在地面进行空间飞行器的大尺寸柔性太阳翼的装配或工程调试时，需要使用相应的安全可靠的重力卸载装置以平衡零部件的重力影响作用，并模拟出这些结构在空间微重力条件下的具体技术状态。
[0004]大尺寸柔性太阳翼属于新兴航天器
，同时相对传统的可展开机构，其收拢体积小、扩展性强。太阳翼采用的轻质材料零部件或装配结构，机械结构较复杂并具有多自由度运动特征，因此，大尺寸柔性太阳翼的展开过程的重力卸载机构也就要求运动过程相对复杂。目前，普遍采用相对传统的可展开机构的重力卸载技术方案，如桁架式卸载机构，导致重力卸载机构结构复杂、成本高、重力卸载效率不高、操作也不够方便。因此，如何针对大尺寸柔性太阳翼的结构特征及其运动特性，设计开发相匹配的多自由度重力卸载机构，实现在复杂空间运动过程中的高效重力卸载能力，是航天器制造
中一项极具挑战的工程技术难题，也具有非常重要的意义。

技术实现思路

[0005]有鉴于此，本专利技术旨在提供一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构、系统及使用方法，以能够对多自由度、复杂产品进行展开的低重力模拟。
[0006]本专利技术首先提出一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，所述机构包括：
[0007]运动台，其被配置为能够带动悬吊上部平台绕所述运动台的轴线旋转及沿垂直该轴线的某平面移动；
[0008]悬吊上部平台，其包括环形导轨，该环形导轨的中心轴线与所述运动台的轴线平行；
[0009]悬吊组件，其包括依次相连的滑块、恒力机构和悬吊线，所述滑块与所述环形导轨滑动配合，所述恒力机构被配置为能使得所述悬吊线承受的拉力与下方被展开的太阳翼的重力保持恒定。
[0010]根据本专利技术的一种实施方式，所述运动台包括相连接的回转台和轨道，所述悬吊上部平台能沿所述轨道移动。
[0011]根据本专利技术的一种实施方式，所述轨道为直轨道。
[0012]根据本专利技术的一种实施方式，所述环形导轨为磁悬浮导轨，所述滑块为与所述磁悬浮导轨配合的磁体。
[0013]根据本专利技术的一种实施方式，所述环形导轨的横截面呈V型的向下开口的构型，所述滑块的横截面与所述导轨的横截面相匹配。
[0014]根据本专利技术的一种实施方式，所述恒力机构为恒力弹簧，所述悬吊组件为若干个。
[0015]本专利技术还提出一种用于模拟重力卸载太阳翼展开系统，包括展开拖动装置和所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其中所述展开拖动装置被配置为将所述太阳翼在环向展开。
[0016]根据本专利技术的一种实施方式，所述展开拖动装置为为翼面展开驱动装置，包括驱动电机组件和牵引绳索机构，所述驱动电机组件通过所述牵引绳索机构带动所述太阳翼在环向展开；优选地，所述牵引绳索机构包括转动件和牵引绳索，所述驱动电机组件相对所述太阳翼环向展开的终止点固定，所述驱动电机组件输出直线运动，所述转动件设于所述太阳翼的环向中心，所述转动件设有环向缠绕槽，所述转动件能够绕所述环向中心旋转，所述牵引绳索的一端连接所述太阳翼的环向展开起始处，延伸至所述转动件处，缠绕所述转动件的环向缠绕槽，之后延伸出来的另一端连接所述驱动电机组件；；优选地，所述系统还包括支撑结构，其被配置为安装固定被展开太阳翼；更优选地，所述系统还包括综合控制系统，其被配置为预先计算出太阳翼展开的运动轨迹，并发送进给指令使得所述运动台带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件，一起与太阳翼进行第一阶段的同步展开运动。
[0017]本专利技术还提出一种根据所述太阳翼展开系统进行太阳翼展开的方法，包括：
[0018]当收紧状态的太阳翼进行第一个阶段展开时，根据太阳翼的折叠展开运动轨迹，使得所述运动台带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件，带动太阳翼进行第一阶段的展开运动；
[0019]当太阳翼进入第二阶段展开时，使得环向展开的太阳翼牵引着悬吊组件随着太阳翼的环向展开运动做同步的圆周展开运动，并使得悬吊线的线上拉力保持稳定，以能够平衡太阳翼的重力作用。
[0020]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一阶段的展开运动包括：
[0021]所述运动台绕自身轴线旋转并带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件随之旋转，所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件还沿所述运动台的轨道运动，从而使得悬吊组件带动折叠的太阳翼从折叠状态展开；
[0022]所述第二阶段展开时，通过外力使得所述太阳翼沿环向展开，使得太阳翼上连接悬吊线的悬吊点呈环向分布，并使得悬吊组件跟随悬吊点沿着所述悬吊上部平台的导轨环向运动；
[0023]优选地，所述悬吊组件与所述悬吊上部平台的导轨之间形成磁悬浮运动。
[0024]本专利技术能够保障航天器用扇形柔性太阳翼等产品在地面模拟展开过程的高效重力卸载，同时具有结构轻便，操作可靠性高的特点，能够为航天器扇形柔性太阳翼等产品的地面展开模拟和实验研究提供可靠的实验装置和过程数据。
附图说明
[0025]图1为本专利技术一实施例航天器扇形柔性太阳翼收紧状态结构示意图；
[0026]图2为本专利技术一实施例航天器扇形柔性太阳翼完全展开状态结构示意图；
[0027]图3为本专利技术一实施例悬吊组件及磁悬浮导轨的剖面结构示意图；
[0028]图4为本专利技术一实施例运动台及悬吊上部平台配合的剖面结构示意图；
[0029]图5为本专利技术一实施例太阳翼环向展开俯视部分结构示意图；
[0030]附图标号：
[0031]A太阳翼，A0环向中心，A1起始处，1支撑结构，2运动台，21轨道，22回转台，3悬吊上部平台，4综合控制系统，5展开拖动装置，51驱动电机组件，52转动件，53牵引绳索，6悬吊单元，60杆件，601短段，602长段，7环形导轨，8悬吊组件，9滑块，10恒力弹簧，11悬吊线。
具体实施方式
[0032]以下将结合附图对本专利技术的较佳实施例进行详细说明，以便更清楚理解本专利技术的目的、特点和优点。应理解的是，附图所示的实施例并不是对本专利技术范围的限制，而只是为了说明本专利技术技术方案的实质精神。
[0033]针对现有技术的不足以本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其特征在于，所述机构包括：运动台，其被配置为能够带动悬吊上部平台绕所述运动台的轴线旋转及沿垂直该轴线的某平面移动；悬吊上部平台，其包括环形导轨，该环形导轨的中心轴线与所述运动台的轴线平行；悬吊组件，其包括依次相连的滑块、恒力机构和悬吊线，所述滑块与所述环形导轨滑动配合，所述恒力机构被配置为能使得所述悬吊线承受的拉力与下方被展开的太阳翼的重力保持恒定。2.根据权利要求1所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其特征在于，所述运动台包括相连接的回转台和轨道，所述悬吊上部平台能沿所述轨道移动。3.根据权利要求2所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其特征在于，所述轨道为直轨道。4.根据权利要求1至3任一项所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其特征在于，所述环形导轨为磁悬浮导轨，所述滑块为与所述磁悬浮导轨配合的磁体。5.根据权利要求4所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其特征在于，所述环形导轨的横截面呈V型的向下开口的构型，所述滑块的横截面与所述导轨的横截面相匹配。6.根据权利要求1至3或5任一项所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其特征在于，所述恒力机构为恒力弹簧，所述悬吊组件为若干个。7.一种用于模拟重力卸载太阳翼展开系统，其特征在于，包括展开拖动装置和权利要求1至6任一项所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其中所述展开拖动装置被配置为将所述太阳翼在环向展开。8.根据权利要求7所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开系统，其特征在于，所述展开拖动装置为翼面展开驱动装置，包括驱动电机组件和牵引绳索机构，所述驱动电机组件通过所述牵引绳索机构带动所述太阳翼在环向展开；优选地，所述牵引绳索机构包括转动件和牵引绳索，所述驱动电机组件相对所述太阳翼环向展开...

【专利技术属性】
技术研发人员：王辉，何磊，吴动波，何鹏鹏，鲁利刚，郑树杰，姚迪，郭宇元，
申请(专利权)人：北京卫星制造厂有限公司，
类型：发明
国别省市：