一种卫星天线及卫星制造技术

本发明专利技术公开了一种卫星天线及卫星，包括：电机、驱动组件、调节组件以及天线组件；所述电机通过所述驱动组件连接所述调节组件；所述调节组件包括至少两个螺纹连接的调节套筒；所述电机通过所述驱动组件控制所述调节组件的调节套筒旋转，以使所述调节组件伸长或缩短；所述天线组件包括至少两个天线套筒，各所述天线套筒之间嵌套连接；当所述调节组件伸长，所述调节套筒带动各所述天线套筒相对伸展；当所述调节组件缩短，所述调节套筒带动各所述天线套筒相对收缩。筒相对收缩。筒相对收缩。

【技术实现步骤摘要】
一种卫星天线及卫星


[0001]本专利技术涉及卫星
，尤其涉及一种卫星天线及卫星。

技术介绍

[0002]卫星天线是人造卫星上用于通信的重要设备。在卫星搭载于运载火箭的阶段，卫星天线需处于折叠状态，方可使卫星放置于运载火箭中有限的搭载空间。当卫星脱离运载火箭，进入既定轨道开始运行之后，卫星天线则需要展开，以便于实现通信功能。
[0003]现有技术中，卫星天线是通过弹簧结构实现折叠与展开的。卫星处于地面时，可人工的挤压弹簧结构使卫星天线折叠收缩。在太空中，可控制弹簧结构弹性伸展，从而使卫星天线展开。但是现有技术中缺陷在于，在太空中无法通过操作将弹簧结构重新压缩，即卫星天线在太空展开之后不能再次折叠收缩。

技术实现思路

[0004]本专利技术提供一种卫星天线及卫星，该卫星天线能够完全可控的进行伸展与收缩。
[0005]第一方面，本专利技术提供了一种卫星天线，包括：
[0006]电机、驱动组件、调节组件以及天线组件；
[0007]所述电机通过所述驱动组件连接所述调节组件；所述调节组件包括至少两个螺纹连接的调节套筒；所述电机通过所述驱动组件控制所述调节组件的调节套筒旋转，以使所述调节组件伸长或缩短；
[0008]所述天线组件包括至少两个天线套筒，各所述天线套筒之间嵌套连接；当所述调节组件伸长，所述调节套筒带动各所述天线套筒相对伸展；当所述调节组件缩短，所述调节套筒带动各所述天线套筒相对收缩。
[0009]优选的，所述调节组件包括至少两个螺纹连接的调节套筒具体为：
[0010]所述调节组件包括第一调节套筒和第二调节套筒；所述第一调节套筒嵌套于所述第二调节套筒外侧；所述第一调节套筒的内表面有第一连接件；所述第二调节套筒的外表面有螺纹槽；所述第一连接件嵌于所述第二调节套筒的螺纹槽内。
[0011]优选的，所述电机通过所述驱动组件控制所述调节组件的调节套筒旋转，以使所述调节组件伸长或缩短包括：
[0012]所述驱动组件连接所述第一调节套筒；电机通过所述驱动组件控制所述第一调节套筒向第一方向或第二方向旋转；
[0013]当所述第一调节套筒向所述第一方向旋转，所述第一连接件在所述第二调节套筒的螺纹槽内沿所述第一方向移动，以使所述第二调节套筒向第一调节套筒之外移动，致使所述调节组件伸长；
[0014]当所述第一调节套筒向所述第二方向旋转，所述第一连接件在所述第二调节套筒的螺纹槽内沿所述第二方向移动，以使所述第二调节套筒向第一调节套筒之内移动，致使所述调节组件缩短。
[0015]优选的，所述天线组件包括至少两个天线套筒，各所述天线套筒之间嵌套连接包括：
[0016]所述天线组件包括第一天线套筒和第二天线套筒；所述第一天线套筒嵌套于所述第二天线套筒的内侧或外侧；所述第一天线套筒的一端与所述电机相对固定，所述第二天线套筒的一端与所述第二调节套筒相对固定。
[0017]优选的，所述调节组件还包括：第三调节套筒；
[0018]所述第二调节套筒嵌套于所述第三调节套筒的外侧；所述第二调节套筒的内表面有第二连接件；所述第三调节套筒的外表面有螺纹槽；所述第二连接件嵌于所述第三调节套筒的螺纹槽内。
[0019]优选的，所述电机通过所述驱动组件控制所述调节组件的调节套筒旋转，以使所述调节组件伸长或缩短包括：
[0020]当所述第一连接件沿所述第一方向移动至所述第二调节套筒的螺纹槽的第一端头，所述第二调节套筒随所述第一调节套筒向所述第一方向旋转；所述第二连接件在所述第三调节套筒的螺纹槽内沿所述第一方向移动，以使所述第三调节套筒向第二调节套筒之外移动，致使所述调节组件伸长；
[0021]当所述第一连接件沿所述第二方向移动至所述第二调节套筒的螺纹槽的第二端头，所述第二调节套筒随所述第一调节套筒向所述第二方向旋转；所述第二连接件在所述第三调节套筒的螺纹槽内沿所述第二方向移动，以使所述第三调节套筒向第二调节套筒之内移动，致使所述调节组件缩短。
[0022]优选的，所述天线组件包括至少两个天线套筒，各所述天线套筒之间嵌套连接包括：
[0023]所述天线组件包括第三天线套筒、第四天线套筒和第五天线套筒；所述第三天线套筒嵌套于所述第四天线套筒的外侧，所述第四天线套筒嵌套于所述第五天线套筒的外侧；所述第三天线套筒的一端与所述电机相对固定，所述第五天线套筒的一端与所述第三调节套筒相对固定。
[0024]优选的，所述驱动组件包括：齿轮传动组件。
[0025]优选的，还包括：传感器组件；
[0026]当所述传感器组件确定所述调节组件伸长达到第一预设位置或缩短达到第二预设位置时，所述电机停止通过所述驱动组件控制所述调节组件的调节套筒旋转。
[0027]第二方面，本专利技术提供一种卫星，所述卫星包括如第一方面所述的卫星天线。
[0028]本专利技术提供了一种卫星天线及卫星，该卫星天线中通过电机驱动调节组件中螺纹连接的调节套筒旋转，以使调节组件伸长或缩短，从而在调节组件伸长时带动天线组件伸展，在调节组件缩短时带动天线组件收缩；实现了对于天线组件伸展和收缩的完全控制，解决了现有技术中天线组件无法在太空中重新收缩的技术问题；调节组件在螺纹作用下伸长或缩短，期间运行平缓，不产生冲击力，亦不会影响到卫星的姿态和运行稳定性。
[0029]上述的非惯用的优选方式所具有的进一步效果将在下文中结合具体实施方式加以说明。
附图说明
[0030]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术中记载的一些实施例，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。
[0031]图1为本专利技术一实施例提供的一种卫星天线的剖面结构示意图；
[0032]图2为本专利技术一实施例提供的另一种卫星天线的剖面结构示意图。
具体实施方式
[0033]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合具体实施例及相应的附图对本专利技术的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。
[0034]现有技术中，卫星天线是通过弹簧结构实现伸展与收缩的。卫星处于地面时，可人工的挤压弹簧结构使卫星天线折叠收缩。在太空中，可控制弹簧结构弹性伸展，从而使得卫星天线以弹出的方式展开。但是很显然的是，在太空中无法通过类似地面上的人工操作，将弹簧结构重新压缩。这意味着卫星天线在太空展开之后不能再次折叠收缩。而在一些场景下，有可能需要卫星天线重新收缩。此时现有技术中的弹簧结构难以满足需求。
[0035]另外，弹簧结构使卫星天线以弹出方式展开的过程中，会产生一定的冲击力。在太空中真空失重的环境下，任何微小的冲击力都可能对卫星本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星天线，其特征在于，包括：电机、驱动组件、调节组件以及天线组件；所述电机通过所述驱动组件连接所述调节组件；所述调节组件包括至少两个螺纹连接的调节套筒；所述电机通过所述驱动组件控制所述调节组件的调节套筒旋转，以使所述调节组件伸长或缩短；所述天线组件包括至少两个天线套筒，各所述天线套筒之间嵌套连接；当所述调节组件伸长，所述调节套筒带动各所述天线套筒相对伸展；当所述调节组件缩短，所述调节套筒带动各所述天线套筒相对收缩。2.根据权利要求1所述卫星天线，其特征在于，所述调节组件包括至少两个螺纹连接的调节套筒具体为：所述调节组件包括第一调节套筒和第二调节套筒；所述第一调节套筒嵌套于所述第二调节套筒外侧；所述第一调节套筒的内表面有第一连接件；所述第二调节套筒的外表面有螺纹槽；所述第一连接件嵌于所述第二调节套筒的螺纹槽内。3.根据权利要求2所述卫星天线，其特征在于，所述电机通过所述驱动组件控制所述调节组件的调节套筒旋转，以使所述调节组件伸长或缩短包括：所述驱动组件连接所述第一调节套筒；电机通过所述驱动组件控制所述第一调节套筒向第一方向或第二方向旋转；当所述第一调节套筒向所述第一方向旋转，所述第一连接件在所述第二调节套筒的螺纹槽内沿所述第一方向移动，以使所述第二调节套筒向第一调节套筒之外移动，致使所述调节组件伸长；当所述第一调节套筒向所述第二方向旋转，所述第一连接件在所述第二调节套筒的螺纹槽内沿所述第二方向移动，以使所述第二调节套筒向第一调节套筒之内移动，致使所述调节组件缩短。4.根据权利要求3所述卫星天线，其特征在于，所述天线组件包括至少两个天线套筒，各所述天线套筒之间嵌套连接包括：所述天线组件包括第一天线套筒和第二天线套筒；所述第一天线套筒嵌套于所述第二天线套筒的内侧或外侧；所述第一天线套筒的一端与所述电机相对固定，所述第二天线套筒的一端与所述第二调节套筒相对固定。5.根据权利要求3所述卫星天...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙文明，崔鸿斌，
申请(专利权)人：北京劢亚科技有限公司，
类型：发明
国别省市：