一种分离式柔性太阳翼收展机构制造技术

本发明专利技术涉及航天领域，具体为一种分离式柔性太阳翼收展机构，包括壳体、展开口、驱动装置、收拢装置、展开装置，展开口位于壳体前端，壳体的内部设有驱动装置和收拢装置，所述收拢装置，包括：伸缩杆、太阳翼一、伸缩轴杆、太阳翼二、旋转轴、太阳翼三、固定滑杆，伸缩杆位于收拢装置中心处，伸缩杆上缠绕有太阳翼一，伸缩轴杆位于太阳翼一外圈，伸缩轴杆上缠绕有太阳翼二，旋转轴位于太阳翼二的外圈，旋转轴上缠绕有太阳翼三，太阳翼三与展开装置的中部固定，展开装置的两侧为可伸缩结构，且展开装置的两侧分别与太阳翼一、太阳翼二连接，展开装置的底部与驱动装置连接；本发明专利技术将多层柔性太阳翼进行统一的收拢，节约大量的空间。节约大量的空间。节约大量的空间。

【技术实现步骤摘要】
一种分离式柔性太阳翼收展机构


[0001]本专利技术涉及航天领域，具体涉及一种分离式柔性太阳翼收展机构。

技术介绍

[0002]随着航天科技的发展，随着人们对展开机构的要求越来越高，对太阳翼的功率和质量要求越来越高，但是传统的机械式刚性太阳翼随着功率的增加，太阳翼面板质量也线性增加，而质量的增加会降低卫星整体频率。传统的太阳翼多采用机械式展开，存在机械结构复杂、易受冲击损坏、质量大、成本高等缺点，且对于航天器具有重复收拢展开功能需求、对重量和收拢包络要求很高的特殊应用场景，现有太阳翼仍存在一定不足。

技术实现思路

[0003]因此，本专利技术是一种分离式柔性太阳翼收展机构，通过在初始阶段对壳体以及内部的收拢装置进行横向的展开，然后在进行纵向的柔性太阳翼的延展，达到通过对柔性太阳翼紧密化的布置，达到降低太阳翼在卫星中的质量占比和空间占比，同时对于可控展开的柔性太阳翼，一方面可以实行多次的收展，满足需要多次收展的需求，增加装置的适用性，另一方面避免由于展开的冲击力过大，导致损伤柔性太阳翼，本专利技术是通过以下技术方案实现上述目的：
[0004]一种分离式柔性太阳翼收展机构，包括壳体、展开口、驱动装置、收拢装置、展开装置，展开口位于壳体前端，壳体的内部设有驱动装置和收拢装置，所述收拢装置，包括：伸缩杆、太阳翼一、伸缩轴杆、太阳翼二、旋转轴、太阳翼三、固定滑杆，伸缩杆位于收拢装置中心处，伸缩杆上缠绕有太阳翼一，伸缩轴杆位于太阳翼一外圈，伸缩轴杆上缠绕有太阳翼二，旋转轴位于太阳翼二的外圈，旋转轴上缠绕有太阳翼三，太阳翼三与展开装置的中部固定，展开装置的两侧为可伸缩结构，且展开装置的两侧分别与太阳翼一、太阳翼二连接，展开装置的底部与驱动装置连接，驱动装置用于带动柔性太阳翼和展开装置前后平移。
[0005]优选的，所述伸缩杆的右侧与壳体的右侧内壁转动连接，伸缩杆内部设置蜗簧。
[0006]优选的，所述伸缩轴杆与壳体的左侧内壁转动连接，在伸缩轴杆内部设置蜗簧。
[0007]优选的，所述旋转轴左右两侧与壳体转动连接，旋转轴内部设置蜗簧。
[0008]优选的，所述展开装置，包括：伸缩板、固定部、延展固定部一、延展固定部二、固定让位口，伸缩板位于展开口处，伸缩板分为三部分，其中间部分与驱动装置固定连接，固定部固定在伸缩板上，延展固定部一位于固定部的左侧并通过滑杆滑动连接，延展固定部二位于固定部的右侧并通过滑杆滑动连接，固定让位口位于延展固定部一、延展固定部二的端部。
[0009]优选的，所述固定滑杆位于太阳翼一、太阳翼二的一端，固定让位口与固定滑杆相互连接，使得固定滑杆可以通过固定让位口进行滑动。
[0010]优选的，所述固定部上有七个在左右方向贯穿自身的孔洞，其中四个孔洞与延展固定部二通过滑杆滑动连接，另外三个孔洞与延展固定部一通过滑杆滑动连接。
[0011]优选的，所述固定部的两端分别固定有与延展固定部一、延展固定部二相适配的夹持固定部。
[0012]优选的，所述驱动装置，包括：电机、限位板、双螺纹杆、伸出杆，电机位于壳体左右两侧内壁上并固定连接，双螺纹杆与电机的输出轴连接，限位板位于双螺纹杆的两端并与双螺纹杆螺纹连接，限位板与伸出杆固定连接，伸出杆位于限位板与展开装置之间，上下交叉排列，且其上下交叉部分设置可旋转连接件。
[0013]本专利技术有益效果：
[0014]1、通过将多层柔性太阳翼进行统一的收拢，相较于其他多层柔性太阳翼装置，降低了相关的配套装置的使用，同时节约的大量的空间，降低了收拢包络的体积。
[0015]2、本专利技术通过电机对太阳翼展开的速度进行控制，防止过大的冲击力导致太阳翼展开失败的问题出现。
附图说明
[0016]图1为本专利技术主视图。
[0017]图2为本专利技术收拢装置展开示意图。
[0018]图3为本专利技术收拢装置收拢细节示意图。
[0019]图4为本专利技术收拢装置展开细节示意图。
[0020]图5为本专利技术展开装置和驱动装置示意图。
[0021]图6为本专利技术展开装置和驱动装置侧视图。
[0022]图7为本专利技术展开装置部分组件示意图。
[0023]图8为本专利技术固定部示意图。
[0024]图9为本专利技术展开装置展开示意图。
[0025]图10为本专利技术中图9
‑
A的局部示意图。
[0026]附图标记说明：
[0027]1、壳体；2、展开口；3、收拢装置；31、伸缩杆；32、太阳翼一；33、伸缩轴杆；34、太阳翼二；35、旋转轴；36、太阳翼三；37、固定滑杆；4、展开装置；41、伸缩板；42、固定部；43、延展固定部一；44、延展固定部二；45、固定让位口；5、驱动装置；51、电机；52、限位板；53、双螺纹杆；54、伸出杆。
具体实施方式
[0028]本专利技术优选实施例将通过参考附图进行详细描述，这样对于专利技术所属领域的现有技术人员中具有普通技术的人来说容易实现这些实施例，然而本专利技术也可以各种不同的形式实现，因此本专利技术不限于下文中描述的实施例，另外，为了更清楚地描述本专利技术，与本专利技术没有连接的部件将从附图中省略。
[0029]如图1、2所示，一种分离式柔性太阳翼收展机构，包括：壳体1、展开口2、驱动装置5、收拢装置3、展开装置4；
[0030]所述壳体1分为三部分，壳体1中间部分与卫星部分固定连接，左右两部分与中间分别嵌套连接，既可以左右延展，又可以左右收拢；
[0031]所述展开口2位于壳体1前端，用于柔性太阳翼在收展时驱动装置5和展开装置4进
出壳体1；
[0032]如图4所示，收拢装置3，包括：伸缩杆31、太阳翼一32、伸缩轴杆33、太阳翼二34、旋转轴35、太阳翼三36、固定滑杆37；
[0033]所述伸缩杆31位于收拢装置3中心处，伸缩杆31可以进行伸缩，同时伸缩杆31的右侧与壳体1的右侧内壁转动连接，在伸缩杆31内部设置蜗簧，可以在驱动装置5收拢时对太阳翼一32进行收拢，伸缩杆31用于缠绕太阳翼一32；
[0034]所述伸缩轴杆33位于太阳翼一32外圈，伸缩轴杆33分为内外两部分，可以进行左侧的延展和绕自身轴心的旋转，伸缩轴杆33与壳体1的左侧内壁转动连接，在伸缩轴杆33内部设置蜗簧，可以在驱动装置5收拢时对太阳翼二34进行收拢，可以对旋转轴35进行支撑，伸缩轴杆33用于缠绕太阳翼二34；
[0035]所述旋转轴35位于太阳翼二34的外圈，旋转轴35左右两侧与壳体1转动连接，旋转轴35内部设置蜗簧，可以在驱动装置5收拢时对太阳翼三36进行收拢，旋转轴35用于缠绕太阳翼三36，太阳翼三36与展开装置4的中部固定；
[0036]所述固定滑杆37位于太阳翼一32、太阳翼二34的一端，用于与展开装置4进行配合连接，达到固定的目的；
[0037]如图4、10所示，展开装置4，包括：伸缩板41、固定部42、延展固定部一43、延展固定部二44、固定让位口本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种分离式柔性太阳翼收展机构，包括壳体(1)、展开口(2)、驱动装置(5)、收拢装置(3)、展开装置(4)，展开口(2)位于壳体(1)前端，壳体(1)的内部设有驱动装置(5)和收拢装置(3)，其特征在于：所述收拢装置(3)，包括：伸缩杆(31)、太阳翼一(32)、伸缩轴杆(33)、太阳翼二(34)、旋转轴(35)、太阳翼三(36)、固定滑杆(37)，伸缩杆(31)位于收拢装置(3)中心处，伸缩杆(31)上缠绕有太阳翼一(32)，伸缩轴杆(33)位于太阳翼一(32)外圈，伸缩轴杆(33)上缠绕有太阳翼二(34)，旋转轴(35)位于太阳翼二(34)的外圈，旋转轴(35)上缠绕有太阳翼三(36)，太阳翼三(36)与展开装置(4)的中部固定，展开装置(4)的两侧为可伸缩结构，且展开装置(4)的两侧分别与太阳翼一(32)、太阳翼二(34)连接，展开装置(4)的底部与驱动装置(5)连接，驱动装置(5)用于带动柔性太阳翼和展开装置(4)前后平移。2.根据权利要求1所述的一种分离式柔性太阳翼收展机构，其特征在于：所述伸缩杆(31)的右侧与壳体(1)的右侧内壁转动连接，伸缩杆(31)内部设置蜗簧。3.根据权利要求1所述的一种分离式柔性太阳翼收展机构，其特征在于：所述伸缩轴杆(33)与壳体(1)的左侧内壁转动连接，在伸缩轴杆(33)内部设置蜗簧。4.根据权利要求1所述的一种分离式柔性太阳翼收展机构，其特征在于：所述旋转轴(35)左右两侧与壳体(1)转动连接，旋转轴(35)内部设置蜗簧。5.根据权利要求1所述的一种分离式柔性太阳翼收展机构，其特征在于：所述展开装置(4)，包括：伸缩板(41)、固定部(42)、延展固定部一(43)、延展固定部二(44...

【专利技术属性】
技术研发人员：丁强强，李钦儒，王语，
申请(专利权)人：重庆开拓卫星科技有限公司，
类型：发明
国别省市：