一种二维太阳翼展开时序控制机构

1.本发明属于航天航空技术领域，特别是涉及一种二维太阳翼展开时序控制机构。


背景技术：

2.太阳翼是航天器重要结构组成部分，通常在太阳翼表面贴覆太阳电池片，为航天器提供能源供给。太阳翼一般由多块基板组成，航天器发射前需要将多块基板锁定压紧于航天器表面，航天器到达预定轨道后太阳翼解锁展开，为防止各基板展开速率不一致，经常需要安装联动机构同步各基板展开速率。
3.通常的联动机构无法对太阳翼二维展开时序控制，容易在展开时导致基板发生干涉。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本发明旨在提出一种二维太阳翼展开时序控制机构,以解决太阳翼基板展开时的干涉问题。
5.为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种二维太阳翼展开时序控制机构，包括航天器、上基板、下基板、中基板、时序控制机构和旋转连接组件，所述航天器一侧端面与中基板下端转动连接，所述下基板和上基板转动连接在中基板的左右两端；太阳翼折叠状态时，所述上基板、下基板和中基板由靠近航天器一侧向外依次布置，所述上基板和下基板的上端均与时序控制机构相连，所述时序控制机构用于上基板和下基板张开时降低下基板的展开速度。
6.更进一步的，所述时序控制机构还包括压紧组件和二次压紧组件，所述压紧组件和二次压紧组件均为分体结构，所述压紧组件用于中基板与航天器的解锁和分离，所述压紧组件的一部分与航天器相连，所述压紧组件的另一部分与中基板相连，所述二次压紧组件用于上基板与下基板的解锁和分离，所述二次压紧组件的一部分与上基板相连，所述二次压紧组件的另一部分与下基板相连。
7.更进一步的，所述下基板和上基板均通过转动连接件与中基板转动连接。
8.更进一步的，所述转动连接件包括两个相对于中基板呈上下两侧对称布置的铰链。
9.更进一步的，所述时序控制机构包括导向滑槽、滑轮组件，所述导向滑槽与上基板上端靠近中基板一侧相连，所述滑轮组件与下基板上端远离中基板一侧相连，所述导向滑槽为圆弧状；太阳翼折叠状态时，所述滑轮组件连接在导向滑槽内；太阳翼展开时，所述滑轮组件沿着导向滑槽滑动后脱离导向滑槽。
10.更进一步的，所述滑轮组件包括滚轮和支架，所述滚轮转动连接在支架上，所述支架与下基板固定连接，太阳翼折叠状态时所述滚轮滑动连接在导向滑槽内。
11.更进一步的，所述导向滑槽内槽面涂覆聚四氟乙烯涂层。
12.更进一步的，所述滚轮外表面涂覆聚四氟乙烯涂层。
13.更进一步的，所述滚轮与导向滑槽的阻力矩为0.1n
·
m。
14.更进一步的，所述下基板的展开速度与上基板的展开速度比k的调节范围为1:6～1:1。
15.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
16.1、本太阳翼通过设置时序控制机构，能够在上基板、下基板张开时，降低下基板的展开速度，从而防止下基板向上张开速度过快与上基板发生干涉，避免磨损问题；
17.2、本太阳翼通过在导向滑槽内槽面和滚轮外表面涂覆聚四氟乙烯涂层，能够避免在空间环境中发生冷焊现象。
附图说明
18.构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
19.图1为本发明所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构折叠时的结构示意图；
20.图2为本发明所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构+x向一维展开示意图；
21.图3为本发明所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构
±
y向二维展开示意图；
22.图4为本发明所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构展开完成结构示意图；
23.图5为本发明所述的时序控制机构的主视结构示意图；
24.图6为本发明所述的时序控制机构的剖视结构示意图；
25.图7为本发明所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构的展开过程角度变化示意图；
26.图8为本发明所述的导向滑槽和滚轮脱离时的临界状态示意图。
27.航天器1；铰链2；上基板3；下基板4；中基板5；时序控制机构6；压紧组件7；导向滑槽8；滚轮9；支架10；二次压紧组件11。
具体实施方式
28.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地阐述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
29.参见附图说明本实施方式，一种二维太阳翼展开时序控制机构，包括航天器1、上基板3、下基板4、中基板5、时序控制机构6和旋转连接组件，所述航天器1一侧端面与中基板5下端转动连接，所述下基板4和上基板3转动连接在中基板5的左右两端；太阳翼折叠状态时，所述上基板3、下基板4和中基板5由靠近航天器1一侧向外依次布置，所述上基板3和下基板4的上端均与时序控制机构6相连，所述时序控制机构6用于上基板3和下基板4张开时降低下基板4的展开速度。
30.在本实施例中，所述时序控制机构还包括压紧组件7和二次压紧组件11，所述压紧组件7和二次压紧组件11均为分体结构，所述压紧组件7用于中基板5与航天器1的解锁和分离，所述压紧组件7的一部分与航天器1相连，所述压紧组件7的另一部分与中基板5相连，所述二次压紧组件11用于上基板3与下基板4的解锁和分离，所述二次压紧组件11的一部分与上基板3相连，所述二次压紧组件11的另一部分与下基板4相连。压紧组件7和二次压紧组件
11均为现有技术，具体结构和作用机理在此处不做赘述。
31.在本实施例中，所述下基板4和上基板3均通过转动连接件与中基板5转动连接。所述转动连接件包括两个相对于中基板5呈上下两侧对称布置的铰链2。
32.在本实施例中，所述时序控制机构6包括导向滑槽8、滑轮组件，所述导向滑槽8与上基板3上端靠近中基板5一侧相连，所述滑轮组件与下基板4上端远离中基板5一侧相连，所述导向滑槽8为圆弧状；太阳翼折叠状态时，所述滑轮组件连接在导向滑槽8内；太阳翼展开时，所述滑轮组件沿着导向滑槽8滑动后脱离导向滑槽8。
33.在本实施例中，所述滑轮组件包括滚轮9和支架10，所述滚轮9转动连接在支架10上，所述支架10与下基板4固定连接，太阳翼折叠状态时所述滚轮9滑动连接在导向滑槽8内。
34.在本实施例中，所述导向滑槽8内槽面涂覆聚四氟乙烯涂层，所述滚轮9外表面涂覆聚四氟乙烯涂层。能够避免在空间环境中发生冷焊现象。
35.在本实施例中，所述滚轮9与导向滑槽8的阻力矩为0.1n
·
m，太阳翼传统铰链2扭矩裕度均能满足要求。
36.在本实施例中，所述下基板4的展开速度与上基板3的展开速度比k的调节范围为1:6～1:1。
37.使用时，航天器到达预定轨道后压紧组件7解除压紧，太阳翼在铰链驱动下带动太阳翼进行一维+x方向展开。此时中基板5进行展开直到与航天器表面成90
°
时，太阳翼一维展开完成。
38.然后二次压紧组件11解除压紧，上基板3和下基板4分别沿
±
y进行二维展开，此时与下基板4相连接的滚轮9会在导向滑槽8内进行滑动，使得下基板4的展开角度受到导向滑槽8的约束只能展开较小的角度，此时上基板3会进行正常的展开。当滚轮9即将脱离导向滑槽8时，时序控制机构6的约束到达极限位置。此时下基板4后续的展开过程与上基板3无干涉，时序控制机构6的约束作用解除。
39.展开过程中导向滑槽8对滚轮9起到限位的作用，当上基板3展开角度为α时，下基板4展开角度仅为β，由此可使下基板4与上基板3展开产生角速度比k，k＝下基板角速度/上基板角速度。这样即可避免展开过程中下基板4展开速度过快与上基板3发生干涉。当上基板3展开角度为γ时，时序控制机构6中滚轮9即将脱离导向滑槽8，此位置即为时序控制机构6的极限角，继续展开滚轮9将完全脱离导向滑槽8约束，下基板4会进行正常的展开。
40.通过改变导向滑槽8的曲率及曲线半径、压紧状态时时序控制机构6中滚轮9与导向滑槽8初始接触位置，即可调节展开角速度比值k及限位极限角γ值。从而可根据实际需求设计不同的展开角速度比值k及极限角γ值，以避免太阳翼基板二维展开时发生干涉。
41.本技术已经成功应用在某型号卫星太阳翼二维展开地面试验，二维展开过程中太阳翼基板展开角速度比为k＝1:4、γ＝60
°
，展开过程平稳各基板无干涉发生。
42.以上公开的本发明实施例只是用于帮助阐述本发明。实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。

技术特征：
1.一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：包括航天器(1)、上基板(3)、下基板(4)、中基板(5)、时序控制机构(6)和旋转连接组件，所述航天器(1)一侧端面与中基板(5)下端转动连接，所述下基板(4)和上基板(3)转动连接在中基板(5)的左右两端；太阳翼折叠状态时，所述上基板(3)、下基板(4)和中基板(5)由靠近航天器(1)一侧向外依次布置，所述上基板(3)和下基板(4)的上端均与时序控制机构(6)相连，所述时序控制机构(6)用于上基板(3)和下基板(4)张开时降低下基板(4)的展开速度。2.根据权利要求1所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述时序控制机构还包括压紧组件(7)和二次压紧组件(11)，所述压紧组件(7)和二次压紧组件(11)均为分体结构，所述压紧组件(7)用于中基板(5)与航天器(1)的解锁和分离，所述压紧组件(7)的一部分与航天器(1)相连，所述压紧组件(7)的另一部分与中基板(5)相连，所述二次压紧组件(11)用于上基板(3)与下基板(4)的解锁和分离，所述二次压紧组件(11)的一部分与上基板(3)相连，所述二次压紧组件(11)的另一部分与下基板(4)相连。3.根据权利要求1或2所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述下基板(4)和上基板(3)均通过转动连接件与中基板(5)转动连接。4.根据权利要求3所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述转动连接件包括两个相对于中基板(5)呈上下两侧对称布置的铰链(2)。5.根据权利要求1、2或4所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述时序控制机构(6)包括导向滑槽(8)、滑轮组件，所述导向滑槽(8)与上基板(3)上端靠近中基板(5)一侧相连，所述滑轮组件与下基板(4)上端远离中基板(5)一侧相连，所述导向滑槽(8)为圆弧状；太阳翼折叠状态时，所述滑轮组件连接在导向滑槽(8)内；太阳翼展开时，所述滑轮组件沿着导向滑槽(8)滑动后脱离导向滑槽(8)。6.根据权利要求5所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述滑轮组件包括滚轮(9)和支架(10)，所述滚轮(9)转动连接在支架(10)上，所述支架(10)与下基板(4)固定连接，太阳翼折叠状态时所述滚轮(9)滑动连接在导向滑槽(8)内。7.根据权利要求5所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述导向滑槽(8)内槽面涂覆聚四氟乙烯涂层。8.根据权利要求6所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述滚轮(9)外表面涂覆聚四氟乙烯涂层。9.根据权利要求5所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述滚轮(9)与导向滑槽(8)的阻力矩为0.1n
·
m。10.根据权利要求1、2、4、6、7、8或9所述的一种二维太阳翼展开时序控制机构，其特征在于：所述下基板(4)的展开速度与上基板(3)的展开速度比k的调节范围为1:6～1:1。

技术总结
本发明提出了一种二维太阳翼展开时序控制机构，属于航天航空技术领域。解决太阳翼基板展开时的干涉问题。它包括航天器、上基板、下基板、中基板、时序控制机构和旋转连接组件，航天器一侧端面与中基板下端转动连接，下基板和上基板转动连接在中基板的左右两端；太阳翼折叠状态时，上基板、下基板和中基板由靠近航天器一侧向外依次布置，上基板和下基板的上端均与时序控制机构相连，时序控制机构用于上基板和下基板张开时降低下基板的展开速度。它主要用于太阳翼的展开控制。用于太阳翼的展开控制。用于太阳翼的展开控制。


技术研发人员：岳洪浩 孙明明 夏梓淇 吴君 付明磊 宋连杰
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：2023.03.09
技术公布日：2023/6/12