本申请提供一种用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星。抬升装置包括抬升组件、展开组件和驱动组件。抬升组件包括：均载梁，设置于卫星星体的侧壁；第一抬升连杆，铰接于均载梁的一侧；第二抬升连杆，铰接于均载梁的另一侧。展开组件包括：第一展开机构杆，与第一抬升连杆的顶端铰接；第二展开机构杆，与第二抬升连杆的顶端铰接；根部传动齿轮，第一展开机构杆和第二展开机构杆均与根部传动齿轮铰接。驱动组件与根部传动齿轮相连，驱动组件能够驱动根部传动齿轮转动，从而带动第一展开机构杆和第二展开机构杆同步展开。本申请的抬升装置降低了整体的收拢包络，同时减少了复杂的冗余机构，提升了整体的可靠性，减轻了整体的重量。减轻了整体的重量。减轻了整体的重量。
【技术实现步骤摘要】
用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星
[0001]本申请涉及卫星技术应用领域，尤其涉及到一种用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星。
技术介绍
[0002]随着我国商业航天的不断发展，柔性太阳翼的使用越来越广泛，其重量轻、体积小、高折展比的特点能够适应商业卫星星座快速组网、一箭多星发射等需求。近些年为实现多星堆叠，航天器对于高度方向包络的控制要求较高，而由于航天器的能源需求不断增加，太阳翼为适应不同的姿态需求，需在展开后实现避让。
[0003]而传统的太阳翼大多结构简单，无法在较小的空间内实现收拢包络、也无法实现低重量、结构简单的可控抬升。
[0004]在所述
技术介绍
部分，公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术信息。
技术实现思路
[0005]本申请的至少一实施例提供了一种用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星。
[0006]第一方面，本申请的至少一实施例提供了一种用于卫星太阳翼的抬升装置，所述抬升装置包括抬升组件、展开组件和驱动组件。
[0007]所述抬升组件包括：均载梁，设置于卫星星体的侧壁；第一抬升连杆，底端铰接于所述均载梁的一侧；第二抬升连杆，底端铰接于所述均载梁的另一侧。
[0008]所述展开组件包括：第一展开机构杆，与所述第一抬升连杆的顶端铰接；第二展开机构杆，与所述第二抬升连杆的顶端铰接；根部传动齿轮，设置于所述卫星星体的所述侧壁，所述第一展开机构杆和所述第二展开机构杆均与所述根部传动齿轮铰接。
[0009]所述驱动组件与所述根部传动齿轮相连，所述驱动组件能够驱动所述根部传动齿轮转动，从而通过旋转所述根部传动齿轮能够带动所述第一展开机构杆和所述第二展开机构杆同步展开。
[0010]第二方面，本申请的至少一实施例提供了一种卫星，包括卫星星体和第一方面任一实施例中的用于卫星太阳翼的抬升装置，所述太阳翼通过所述抬升装置进行展开后的翼面高度抬升，以实现高于星体的转动。
[0011]例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第一抬升连杆和所述第二抬升连杆呈镜像对称状态分别位于所述均载梁的两侧。
[0012]例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第一抬升连杆包括：第一抬升短杆，底端铰接于所述均载梁的一侧；第一杆间铰链，设置于所述第一抬升短杆的顶端；第一抬升长杆，底端通过所述第一杆间铰链与所述第一抬升短杆铰接，所述第一展开机构杆与所述第一抬升长杆的顶端铰接。
[0013]例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第一杆间铰链为无
源的展开铰链，展开角度为0
°‑
180
°
。
[0014]例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第二抬升连杆包括：第二抬升短杆，底端铰接于所述均载梁的另一侧，且所述第二抬升短杆的长度与所述第一抬升短杆相同；第二杆间铰链，设置于所述第二抬升短杆的顶端；第二抬升长杆，底端通过所述第二杆间铰链与所述第二抬升短杆铰接，所述第二展开机构杆与所述第二抬升长杆的顶端铰接，且所述第二抬升长杆的长度与所述第一抬升长杆的长度相同。
[0015]例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第二杆间铰链为无源的展开铰链，展开角度为0
°‑
180
°
。
[0016]例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述抬升装置还包括：第一均载铰链，设置于所述均载梁的一侧，所述第一抬升连杆的底端铰接于所述第一均载铰链；第二均载铰链，设置于所述均载梁的另一侧，所述第二抬升连杆的底端铰接于所述第二均载铰链；反向联动组件，与所述第一均载铰链和所述第二均载铰链相连，所述第一均载铰链和所述第二均载铰链能够通过所述反向联动组件保持同步转动。
[0017]例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述反向联动组件包括：第一反向联动轮，与所述第一均载铰链相连；第二反向联动轮，与所述第二均载铰链相连；联动绳，连接于所述第一反向联动轮和所述第二反向联动轮之间，所述联动绳能够约束所述第一反向联动轮和所述第二反向联动轮的转动角度，从而使得所述第一均载铰链和所述第二均载铰链保持同步转动。
[0018]例如，在本申请第二方面的一些实施例中，所述用于卫星太阳翼的抬升装置还包括：张紧组件，在所述太阳翼展开后，所述张紧组件能够张紧所述太阳翼的翼面。
[0019]本申请的用于卫星太阳翼的抬升装置能够使柔性太阳翼在收拢状态下底部均载装置低于星体，从而实现较小的收拢包络。而在柔性太阳翼展开后底部相对星体抬高，将柔性太阳翼底部相关装置抬升至星体上方，进而能够在星体上方旋转对日定向。
[0020]本申请的用于卫星太阳翼的抬升装置在实现可控抬升避让的功能前提下，降低了整体的收拢包络。同时本申请减少了复杂的冗余机构，提升了整体的可靠性，减轻了整体的重量。
[0021]应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本申请。
附图说明
[0022]为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0023]图1示出根据本申请示例实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置的结构示意图。
[0024]图2示出根据本申请示例实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置收拢时的结构示意图。
[0025]图3a示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置刚开始展开时的结构示意图。
[0026]图3b示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置半开时的结构示意图。
[0027]图3c示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置完全展开时的结构示意图。
[0028]图4示出了根据本申请一些实施例反向联动组件的结构示意图。
具体实施方式
[0029]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，提供这些实施例使得本申请将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。
[0030]所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有这些特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方式、组元、材料、装置或等。在这些情况下，将不详细示出或描述公知结构、方法、装置、实现、材料或者操作。
[0031]附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，包括：抬升组件，包括：均载梁，设置于卫星星体的侧壁；第一抬升连杆，底端铰接于所述均载梁的一侧；第二抬升连杆，底端铰接于所述均载梁的另一侧；展开组件，包括：第一展开机构杆，与所述第一抬升连杆的顶端铰接；第二展开机构杆，与所述第二抬升连杆的顶端铰接；根部传动齿轮，设置于所述卫星星体的所述侧壁，所述第一展开机构杆和所述第二展开机构杆均与所述根部传动齿轮铰接；驱动组件，与所述根部传动齿轮相连，所述驱动组件能够驱动所述根部传动齿轮转动，从而通过旋转所述根部传动齿轮能够带动所述第一展开机构杆和所述第二展开机构杆同步展开。2.根据权利要求1所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，所述第一抬升连杆和所述第二抬升连杆呈镜像对称状态分别位于所述均载梁的两侧。3.根据权利要求1所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，所述第一抬升连杆包括：第一抬升短杆，底端铰接于所述均载梁的一侧；第一杆间铰链，设置于所述第一抬升短杆的顶端；第一抬升长杆，底端通过所述第一杆间铰链与所述第一抬升短杆铰接，所述第一展开机构杆与所述第一抬升长杆的顶端铰接。4.根据权利要求3所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，所述第一杆间铰链为无源的展开铰链，展开角度为0
°‑
180
°
。5.根据权利要求3所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，所述第二抬升连杆包括：第二抬升短杆，底端铰接于所述均载梁的另一侧，且所述第二抬升短杆的长度与所述第一抬升短杆相同；第二杆间铰链，设置于所述第二抬升短杆的顶端；第二抬升长杆，底端通过所述第二杆间...
【专利技术属性】
技术研发人员：丁昊，杨巧龙，徐博，蔡超军，柯敏，罗志辉，吴思杰，
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：
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