用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法技术方案

本申请涉及一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法，压紧力调节机构包括：支撑底座，被配置为底部与卫星相对位置固定连接；调节柱，被配置为与所述支撑底座的顶部相对高度位置可调连接；定位柱，其在所述调节柱的顶部沿所述高度方向向上延伸，所述定位柱包括止挡部；支撑头，所述支撑头活动套接于所述定位柱外，其设于所述调节柱的顶部与所述定位柱的止挡部之间，所述支撑头与所述调节柱的顶部形成球面配合关系，所述支撑头被配置为在其顶部支撑连接太阳翼。本申请的方案能够对各卫星与太阳翼的组合体内部进行合适的定位或支撑调节，从而对堆叠卫星进行压紧力调节，结构简单，操作方便，对太阳翼能形成有效的保护。护。护。

【技术实现步骤摘要】
用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法


[0001]本专利技术涉及卫星
，特别涉及一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法。

技术介绍

[0002]太阳翼是卫星能量的主要来源，随着卫星应用的拓展，采用传统的一箭一星方式进行发射小卫星在经济性和时效性上均不能满足要求，一箭多星组网方式越来越普及。近年来，国内外进行的一箭多星发射多采用中心圆筒型的多星适配器，卫星侧挂在多星适配上，虽然实现了一箭多星发射，但是适配器的质量和体积较大，占用了运载火箭整流罩内空间和运载能力，一次发射的卫星数量不多。可堆叠式平板卫星在发射时可将卫星像平板电脑一样多个摞在一起，一发火箭可以同时发射数十颗堆叠的卫星。由于多个卫星依次堆叠，充分的利用了火箭整流罩的空间，一次发射卫星运载数量多，具备很好的实用性。
[0003]有些卫星堆叠技术是在多个卫星之间安装星间分离装置，并将多个卫星上的星间分离装置依次相连，堆叠形成卫星组合体，从而可以将卫星组合体通过星箭分离装置安装至火箭并锁定，通过火箭将卫星组合体运送至预定位置，实现一次发射就可以实现运送多颗卫星的目的，到达预设位置之后，控制星箭分离装置解锁，控制星间分离装置使多个卫星依次快速分离，完成整个卫星的发射过程。然而，该种技术设置部署繁杂，控制技术复杂，如何能更简便可靠地实现堆叠卫星的堆叠与分离是该领域的研究难点。

技术实现思路

[0004]本公开提供一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法，以能够更简便高效地实现堆叠卫星的压紧力调节。
[0005]根据本公开，提供一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，包括：支撑底座，被配置为底部与卫星相对位置固定连接；调节柱，被配置为与所述支撑底座的顶部相对高度位置可调连接；定位柱，其在所述调节柱的顶部沿所述高度方向向上延伸，所述定位柱包括止挡部；支撑头，所述支撑头活动套接于所述定位柱外，其设于所述调节柱的顶部与所述定位柱的止挡部间，所述支撑头与所述调节柱的顶部形成球面配合关系，所述支撑头被配置为在其顶部支撑连接太阳翼。
[0006]根据本申请示例实施例，所述调节柱与所述支撑底座为螺纹连接，或者，所述调节柱与所述支撑底座为滑动伸缩连接或丝杠连接。
[0007]根据本申请示例实施例，所述定位柱与所述调节柱为一体结构，或者所述定位柱与所述调节柱为可拆卸固定连接的分体结构或不可拆卸结构；或者，所述定位柱与所述调节柱为螺纹连接或焊接连接或铆接或胶粘连接。
[0008]根据本申请示例实施例，所述定位柱的止挡部设于所述定位柱的顶部或设于所述
定位柱的两端之间；所述止挡部沿水平方向的外接圆的直径大于所述定位柱的外接圆直径。
[0009]根据本申请示例实施例，所述支撑头的顶部最高位置与所述定位柱的止挡部的止挡面之间设有间隙；所述支撑头的底部与所述调节柱的顶部能够球面转动，相对水平位置转动的角度范围为
‑
4.5
°
至4.5
°
。
[0010]根据本申请示例实施例，所述支撑头的顶部表面包括锥面，该锥面作为定位面以与所述太阳翼的底部锥面定位配合；所述支撑头的顶部表面还包括第一平面，该第一平面与所述锥面连接，该第一平面以支撑所述太阳翼的底部。
[0011]根据本申请示例实施例，所述支撑头的顶部表面包括第二平面，该第二平面作为支撑面以与所述太阳翼的底部平面配合连接。
[0012]根据本申请示例实施例，所述机构还包括弹性预紧件，所述弹性预紧件设于所述机构的最上端，所述弹性预紧件被配置为与所述太阳翼的底部形成弹性预紧摩擦，以对所述太阳翼的展开形成时序控制；所述弹性预紧件在未受力状态呈顶端张口大、底端张口小的爪状或筒状，所述顶端在与所述太阳翼的底部的孔状内壁连接配合后，处于压缩状态，并与所述内壁形成摩擦配合；所述弹性预紧件的底端活动套接于所述定位柱的上端，被所述止挡部止挡；或者，所述弹性预紧件的底端与所述定位柱的上端固定连接；所述支撑头的顶部表面包括第三平面，该第三平面作为支撑面以与所述太阳翼的底部平面配合连接。
[0013]本申请还提出一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统，包括所述的用于堆叠卫星太阳翼的多个压紧力调节机构，如上所述的带有锥面支撑头的压紧力调节机构的数量为两个，设置于所述太阳翼底部的两端，如上所述包含带有平面支撑头的的压紧力调节机构及如上所述包含带有弹性预紧件的压紧力调节机构的数量为若干个，分布于所述太阳翼的两端之间。
[0014]本申请还提出一种使用所述用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统的方法，包括：通过调节所述调节柱与所述支撑底座的顶部相对高度位置，以调节所述卫星与太阳翼之间的压紧力；通过包含带有锥面支撑头的压紧力调节机构对太阳翼进行定位支撑；通过包含带有平面支撑头的压紧力调节机构对太阳翼进行支撑；通过包含带有弹性预紧件的压紧力调节机构对太阳翼的展开形成时序控制。
[0015]本申请提供的方案结构简单、安全可靠、性能优良，能够有效实现堆叠卫星的压紧力调节，能对各卫星与太阳翼的组合体内部进行合适的定位或支撑调节，调节时可使得太阳翼与卫星相对平稳上下移动而不转动，避免了转动对太阳翼涂层的摩擦损伤，对太阳翼能形成有效的保护。
[0016]本申请进而还可以对太阳翼展开形成一定的时序控制，以使太阳翼的各翼能够有序从一端至另一端依次被展开，避免了在展开时出现各翼同时被拉出后，因无重力而飞出从而造成整个翼面展开不平、相互堆积等现象。本申请的方案操作简便，节省了总装时间，对星上资源要求较低，容易实现压紧功能。
[0017]为能更进一步了解本专利技术的特征及
技术实现思路
，请参阅以下有关本专利技术的详细说明与附图，但是此说明和附图仅用来说明本专利技术，而非对本专利技术的保护范围作任何的限制。
附图说明
[0018]下面结合附图详细说明本公开的实施方式。这里，构成本公开一部分的附图用来提供对本公开的进一步理解。本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。附图中：图1示出根据本申请示例实施例的定位压紧力调节机构结构示意图；图2示出根据本申请示例实施例的支撑压紧力调节机构结构示意图；图3a示出根据本申请示例实施例的弹性预紧压紧力调节机构结构示意图；图3b示出根据本申请示例实施例的弹性预紧压紧力调节机构局部结构示意图；图4示出根据本申请示例实施例的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统结构示意图；图5示出根据本申请示例实施例的压紧力调节系统仰视布局结构示意图。
[0019]附图标记列表：T太阳翼W卫星10 支撑底座20调节柱201 球窝结构30定位柱301止挡部301a止挡面301b 避让槽40支撑头401锥面402第一平面402
’
第二平面402
’’
第三平面50弹性预紧件501弹性爪。
具体实施方式
[0020]现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，包括：支撑底座，被配置为底部与卫星相对位置固定连接；调节柱，被配置为与所述支撑底座的顶部相对高度位置可调连接；定位柱，其在所述调节柱的顶部沿所述高度方向向上延伸，所述定位柱包括止挡部；支撑头，所述支撑头活动套接于所述定位柱外，其设于所述调节柱的顶部与所述定位柱的止挡部之间，所述支撑头与所述调节柱的顶部形成球面配合关系，所述支撑头被配置为在其顶部支撑连接太阳翼。2.如权利要求1所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述调节柱与所述支撑底座为螺纹连接，或者，所述调节柱与所述支撑底座为滑动伸缩连接或者丝杠连接。3.如权利要求1所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述定位柱与所述调节柱为一体结构，或者所述定位柱与所述调节柱为可拆卸固定连接的分体结构或不可拆卸结构；或者，所述定位柱与所述调节柱为螺纹连接或焊接连接或铆接或胶粘连接。4.如权利要求1所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述定位柱的止挡部设于所述定位柱的顶部或设于所述定位柱的两端之间；所述止挡部沿水平方向的外接圆的直径大于所述定位柱的外接圆直径。5.如权利要求1所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述支撑头的顶部最高位置与所述定位柱的止挡部的止挡面之间设有间隙；所述支撑头的底部与所述调节柱的顶部能够球面转动，相对水平位置转动的角度范围为
‑
4.5
°
至4.5
°
。6.如权利要求1至5任一项所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述支撑头的顶部表面包括锥面，该锥面作为定位面以与所述太阳翼的底部锥面定位配合；...

【专利技术属性】
技术研发人员：丁昊，常明，王长安，吴思杰，吕文强，罗志辉，
申请(专利权)人：银河航天北京网络技术有限公司，
类型：发明
国别省市：