一种卷绕式太阳翼压紧机构制造技术

本发明专利技术涉及太阳翼技术领域，具体为一种卷绕式太阳翼压紧机构，包括基板、压紧机构、太阳翼，基板位于整体机构下端并与航天器主体相连接，所述基板上端左右两侧均设置有压紧机构，压紧机构之间安装有太阳翼，压紧机构可对太阳翼的两端进行夹持限位，太阳翼由柔性太阳能电池毯构成，且其一端与安装杆固定连接并绕安装杆进行卷绕，安装杆内部两端均开设有容纳部，容纳部内部均可滑动安装有控制杆，安装杆内部中端设置有隔断部以将两个容纳部隔断，隔断部四周均匀分布开设有第二限位槽，控制杆内部螺纹连接有驱动杆；本发明专利技术可通过驱动电机在驱动压紧装置解锁后将控制杆自动切换至太阳翼内杆上，并与展开机构配合实现对太阳翼的展开与收拢。收拢。收拢。

【技术实现步骤摘要】
一种卷绕式太阳翼压紧机构


[0001]本专利技术涉及太阳翼展开机构，尤其涉及的是一种卷绕式太阳翼压紧机构。

技术介绍

[0002]航天器在轨长期运行过程中，主要依靠太阳翼为航天器提供电能。太阳翼利用贴于其上电池片，将光能转化为电能，供航天器使用，太阳翼的工作模式为：航天器发射时，太阳翼处于收拢状态，减小所占用的体积；需要可靠锁定，以承受上升段的振动工况；航天器入轨后，太阳翼展开状态，进行发电；展开状态需要锁定，以提高展开基频。
[0003]而现有的太阳翼整体机构较为复杂，且各个机构仅能完成一个功能、各个机构间结构也不够紧凑，从而导致了空间的浪费与控制成本的增加，并不能满足太阳翼轻型化、小型化的需求，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

[0004]因此，本专利技术正是鉴于以上问题而做出的，本专利技术的目的在于将压紧机构与展开、收拢机构进行结合，以达到简化整体机构的效果，本专利技术是通过以下技术方案实现上述目的：
[0005]一种卷绕式太阳翼压紧机构，包括基板、压紧机构、太阳翼，基板位于整体机构下端并与航天器主体相连接，所述基板上端左右两侧均设置有压紧机构，压紧机构之间安装有太阳翼，压紧机构可对太阳翼的两端进行夹持限位，太阳翼由柔性太阳能电池毯构成，且其一端与安装杆固定连接并绕安装杆进行卷绕，安装杆内部两端均开设有容纳部，容纳部内部均可滑动安装有控制杆，安装杆内部中端设置有隔断部以将两个容纳部隔断，隔断部四周均匀分布开设有第二限位槽，控制杆内部螺纹连接有驱动杆，且控制杆相互远离的一端均固定设置有与压紧机构配合限位的第一限位件，控制杆相互靠近的一端均固定设置有与第二限位槽相适配的第二限位件，可实现控制杆对安装杆的控制切换。
[0006]优选的，所述压紧机构四周临边处均匀开设有控制槽，压紧机构中心处开设有通过槽，控制槽呈斜面向远离通过槽方向延伸，且控制槽的竖直方向横截面积从右至左逐渐增大。
[0007]优选的，所述压紧机构中心处且位于通过槽处可旋转安装有驱动齿轮，且驱动齿轮中心处设置有与通过槽相适配的通孔，驱动齿轮外周均匀分布有四个第一限位槽，第一限位件与第一限位槽相适配。
[0008]优选的，所述驱动齿轮四周均匀分布有四个控制齿轮，且四个控制齿轮均可旋转安装于压紧机构上，控制齿轮右端均固定设置有旋转杆，且四个旋转杆外周均开设有螺纹槽，旋转杆与压紧件螺纹连接。
[0009]优选的，所述压紧件左端固定设置有滑动件，所述滑动件可滑动安装于控制槽中，压紧件朝向中心的一侧可伸缩安装有伸缩件，且伸缩件可通过其中心处开设的安装槽安装
于旋转杆上，安装槽内侧设置有螺纹。
[0010]优选的，所述基板下端安装有剪叉机构，剪叉机构由位于其后端的动力箱驱动展开，动力箱固定设置于基板下端。
[0011]优选的，所述驱动杆左端穿过通过槽并与驱动电机的输出端固定连接，驱动杆右端贯穿位于右端的驱动齿轮，且驱动杆与通过槽之间不接触。
[0012]优选的，所述基板上端前侧两端均固定设置有引导板，且两个引导板之间可旋转安装有两根位于同一竖直方向的引导杆，两根所述引导杆之间可供太阳翼通过。
[0013]本专利技术有益效果：
[0014]1、本专利技术通过两个压紧机构可对卷绕完成的太阳翼两端四周进行全方位压紧，以保证太阳翼在航天器发射后不会因震动散落。
[0015]2、本专利技术可通过驱动电机在驱动压紧装置解锁后将控制杆自动切换至太阳翼内杆上，并通过与展开机构的配合从而可实现对太阳翼的展开与收拢。
[0016]3、本专利技术将压紧机构与展开、收拢机构进行结合，从而减少了太阳翼整体机构的复杂程度，且结构紧凑，从而降低了太阳翼的控制成本与发射成本。
附图说明
[0017]图1为本专利技术提供的第一视角下整体机构结构示意图。
[0018]图2为本专利技术提供的第二视角下整体机构结构示意图。
[0019]图3为本专利技术提供的第三视角下整体机构结构示意图。
[0020]图4为本专利技术提供的压紧机构结构示意图。
[0021]图5为本专利技术提供的左侧压紧机构结构侧视图。
[0022]图6为本专利技术提供的压紧机构传动结构示意图。
[0023]图7为本专利技术提供的第一视角下压紧件结构示意图。
[0024]图8为本专利技术提供的第二视角下压紧件结构示意图。
[0025]图9为本专利技术提供的太阳翼结构示意图。
[0026]图10为本专利技术提供的太阳翼内部结构爆炸示意图。
[0027]图11为本专利技术提供的太阳翼安装杆结构剖视图。
[0028]附图标记说明：
[0029]图中，100、基板；110、剪叉机构；120、动力箱；130、展开板；140、引导板；141、引导杆；200、压紧机构；201、控制槽；202、通过槽；203、驱动齿轮；204、第一限位槽；205、控制齿轮；206、旋转杆；210、驱动电机；220、压紧件；221、滑动件；222、伸缩件；223、安装槽；300、太阳翼；310、安装杆；311、容纳部；312、隔断部；313、第二限位槽；320、控制杆；321、第一限位件；322、第二限位件；330、驱动杆。
具体实施方式
[0030]本专利技术优选实施例将通过参考附图进行详细描述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，与专利技术没有连接的部件将从附图中省略；
[0031]如图1
‑
3所示，一种卷绕式太阳翼压紧机构，包括；基板100、压紧机构200、太阳翼
300；
[0032]所述基板100位于整体机构下端并与航天器主体相连接；
[0033]所述基板100上端左右两侧均设置有压紧机构200；
[0034]所述压紧机构200之间安装有太阳翼300；
[0035]如图1
‑
4所示，所述基板100下端安装有剪叉机构110，且剪叉机构110由位于其后端的动力箱120驱动展开；
[0036]所述动力箱120固定设置于基板100下端；
[0037]所述剪叉机构110前端固定连接有展开板130，即当剪叉机构110展开时，展开板130向前水平移动；
[0038]所述基板100上端前侧两端均固定设置有引导板140，且两个引导板140之间可旋转安装有两根位于同一竖直方向的引导杆141；
[0039]两根所述引导杆141可供太阳翼300通过；
[0040]如图1
‑
6所示，两个所述压紧机构200固定设置于基板100上端左右两侧；
[0041]所述压紧机构200中心处开设有通过槽202；
[0042]所述压紧机构200四周临边处均匀开设有控制槽201；
[0043]所述控制槽201呈斜面向远离通过槽202方向延伸，且控制槽201的竖本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卷绕式太阳翼压紧机构，包括基板(100)、压紧机构(200)、太阳翼(300)，基板(100)位于整体机构下端并与航天器主体相连接，其特征在于：所述基板(100)上端左右两侧均设置有压紧机构(200)，压紧机构(200)之间安装有太阳翼(300)，基板(100)下端安装有带动太阳翼(300)伸出的剪叉机构(110)，压紧机构(200)可对太阳翼(300)的两端进行夹持限位，太阳翼(300)由柔性太阳能电池毯构成，且其一端与安装杆(310)固定连接并绕安装杆(310)进行卷绕，安装杆(310)内部两端均开设有容纳部(311)，容纳部(311)内部均可滑动安装有控制杆(320)，安装杆(310)内部中端设置有隔断部(312)以将两个容纳部(311)隔断，隔断部(312)四周均匀分布开设有第二限位槽(313)，控制杆(320)内部螺纹连接有驱动杆(330)，且控制杆(320)相互远离的一端均固定设置有与压紧机构(200)配合限位的第一限位件(321)，控制杆(320)相互靠近的一端均固定设置有与第二限位槽(313)相适配的第二限位件(322)，可实现控制杆对安装杆(310)的控制切换。2.根据权利要求1所述的一种卷绕式太阳翼压紧机构，其特征在于：所述压紧机构(200)四周临边处均匀开设有控制槽(201)，压紧机构(200)中心处开设有通过槽(202)，控制槽(201)呈斜面向远离通过槽(202)方向延伸，且控制槽(201)的竖直方向横截面积从右至左逐渐增大。3.根据权利要求2所述的一种卷绕式太阳翼压紧机构，其特征在于：所述压紧机构(200)中心处且位于通过槽(202)处可旋转安装有驱动齿轮(203)，且驱动齿轮(203)中心处设置有与通过槽(2...

【专利技术属性】
技术研发人员：丁强强，张汉城，廖祥，滕浩，彭延超，
申请(专利权)人：深圳市魔方卫星科技有限公司，
类型：发明
国别省市：