一种卫星太阳翼及小卫星的制作方法

1.本技术涉及太阳翼装置技术领域，具体而言，涉及一种卫星太阳翼及小卫星。


背景技术：

2.太阳翼为航天器中不可或缺的一部分，主要为航天器提供电能供给，由于小卫星体积较小，太阳翼在发射前大多折叠压紧在卫星表面，太阳翼能否在卫星入轨后顺利展开是目前航天器发射任务成败的重要指标。


技术实现要素：

3.本技术的目的在于提供一种卫星太阳翼及小卫星，能够在小卫星入轨后解除对太阳翼的压紧，并在其铰链的作用下展开并维持展开状态，稳定可靠地为卫星提供电能。
4.为了实现上述目的，第一方面，本发明提供了一种卫星太阳翼，包括：连接在星体上的太阳翼帆板，所述太阳翼帆板包括内侧帆板及外侧帆板，所述星体、所述内侧帆板及所述外侧帆板之间设置有铰链，所述太阳翼帆板通过压紧释放装置在所述星体上压紧或者释放，释放后的所述太阳翼帆板通过所述铰链展开锁定。
5.在可选的实施方式中，所述压紧释放装置包括压紧单元及释放单元，所述压紧单元安装在所述星体上，包括预紧组件、压紧座、导向件以及凯夫拉绳；
6.所述太阳翼帆板上设置有帆板埋件，所述凯夫拉绳的固定端束缚在所述帆板埋件上，预紧端依次穿过所述压紧座及所述导向件后连接在所述预紧组件上，所述预紧组件包括预紧基座、预紧螺母及预紧螺钉，所述预紧基座内设置有导向柱。
7.在可选的实施方式中，所述帆板埋件包括分别设置在所述内侧帆板与所述外侧帆板上的内侧帆板埋件及外侧帆板埋件，所述太阳翼帆板在压紧状态下，所述内侧帆板埋件、所述外侧帆板埋件与所述压紧座依次叠层设置，且相互接触面为球面；
8.所述内侧帆板埋件的顶部设置有凹槽，所述凹槽中容卧有限位球，所述凯夫拉绳的固定端连接所述限位球上。
9.在可选的实施方式中，所述太阳翼帆板上设置有用于安装所述帆板埋件的压紧孔，所述压紧孔与所述压紧座的位置相对；
10.所述压紧孔以及所述压紧座对应设置，且数量可调，所述帆板埋件与所述凯夫拉绳一一对应。
11.在可选的实施方式中，所述释放单元包括安装在所述星体上的热熔装置，所述凯夫拉绳均经过所述热熔装置，所述热熔装置能够烧断所述凯夫拉绳，使所述太阳翼帆板得到释放。
12.在可选的实施方式中，所述铰链包括设置在所述星体与所述内侧帆板之间的用于所述太阳翼帆板折叠及展开的根部铰链，以及设置在所述内侧帆板与所述外侧帆板之间的用于使两者折叠及展开的板间铰链，所述根部铰链上设置有触发装置，所述触发装置用于限制所述外侧帆板展开。
13.在可选的实施方式中，所述根部铰链包括母铰、公铰以及根部铰链主扭簧，所述母铰与所述内侧帆板连接，所述公铰与所述星体连接，释放后的所述太阳翼帆板通过所述根部铰链主扭簧相对所述星体展开。
14.在可选的实施方式中，所述触发装置包括触发杠杆、触发杆、触发螺钉、触发装置回转轴以及触发扭簧，所述触发杆固定连接在所述公铰上，所述触发杠杆通过所述触发装置回转轴安装在所述根部铰链的回转轴上，所述根部铰链的回转轴与所述母铰固定连接；
15.所述触发扭簧套接在所述触发装置回转轴上，所述触发螺钉连接在所述触发杠杆上，所述触发杆能够与所述触发螺钉的螺杆抵接，并使所述触发杠杆通过所述触发扭簧绕所述触发装置回转轴转动。
16.在可选的实施方式中，所述板间铰链包括母铰、公铰以及板间铰链主扭簧，所述母铰与所述外侧帆板连接，所述公铰与所述内侧帆板连接，触发后的所述太阳翼帆板通过所述板间铰链主扭簧相对展开；
17.所述板间铰链及所述根部铰链上均设置有锁紧组件，所述锁紧组件用于锁定所述内侧帆板与所述星体，以及锁定所述外侧帆板与所述内侧帆板的展开状态；
18.所述锁紧组件包括连接在所述母铰上的锁定杆，以及设置在所述公铰上的锁定孔，所述锁定杆上套接有压簧，所述母铰与所述公铰相对转动后，所述锁定杆能够在所述压簧的作用下插接进入所述锁定孔。
19.第二方面，本发明提供了一种小卫星，包括星体以及前述实施方式中任一项所述的卫星太阳翼。
20.通过本发明中的卫星太阳翼以及小卫星，能够在入轨前保持太阳翼帆板的压紧状态，在入轨后使太阳翼帆板相对星体释放，并使内侧帆板及外侧帆板得到展开，稳定可靠地为卫星提供电能。
21.星体、内侧帆板及外侧帆板之间设置的铰链，能够在太阳翼帆板得到释放后，依次地使内侧帆板相对星体展开以及使外侧帆板相对内侧帆板展开，以保证太阳翼帆板整体展开的可靠性。
22.本技术的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
23.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。
24.图1为本技术中卫星太阳翼的整体结构示意图；
25.图2为压紧释放装置的结构示意图；
26.图3为太阳翼帆板的结构示意图；
27.图4为帆板埋件在内侧帆板及外侧帆板上的安装结构示意图；
28.图5为预紧组件的结构示意图；
29.图6为根部铰链的结构示意图；
30.图7为触发装置的结构示意图；
31.图8为板间铰链的结构示意图；
32.图9为太阳翼帆板整体在释放后的展开状态图；
33.图10为触发装置在触发时的展开状态图；
34.图11为外侧帆板相对内侧帆板展开过程的状态图；
35.图12为内侧帆板及外侧帆板完全展开后的状态图。
36.图标：
37.1-太阳翼帆板；11-内侧帆板；12-外侧帆板；13-内侧帆板埋件；14-外侧帆板埋件；15-压紧孔；16-凹槽；17-限位球；
38.2-压紧单元；21-预紧组件；211-预紧基座；212-预紧螺母；213-预紧螺钉；214-导向柱；
39.22-压紧座；23-导向件；231-第一导向件；232-第二导向件；24-凯夫拉绳；
40.3-释放单元；
41.41-根部铰链；42-板间铰链；43-母铰；44-公铰；45-根部铰链主扭簧；46-板间铰链主扭簧；
42.5-触发装置；51-触发杠杆；52-触发杆；53-触发螺钉；54-触发装置回转轴；55-触发扭簧；
43.6-锁紧组件；61-锁定杆；62-锁定孔。
具体实施方式
44.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
45.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
46.在本技术的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
47.本技术中的卫星太阳翼，主要进行卫星入轨前后，太阳翼帆板1的压紧及释放，通过压紧释放装置保持太阳翼帆板1在卫星入轨前的压紧状态，以及控制卫星入轨后的相对释放。
48.通过星体、内侧帆板11以及外侧帆板12之间的铰链，使太阳翼帆板1在得到释放后，按照次序地使折叠状态下的太阳翼帆板1整体相对星体展开，以及使外侧帆板12相对内侧帆板11展开，以实现太阳翼帆板1的完全展开。
49.参见图1，本发明中的卫星太阳翼，包括：连接在星体(图中未示出)上的太阳翼帆
板1，太阳翼帆板1包括内侧帆板11及外侧帆板12，星体、内侧帆板11及外侧帆板12之间设置有铰链，具体地，星体与内侧帆板11通过铰链连接，外侧帆板12与内侧帆板11通过铰链连接。
50.太阳翼帆板1在入轨前的压紧以及在入轨后的释放，是通过设置在星体与太阳翼帆板1之间的压紧释放装置所进行的。
51.卫星入轨前，内侧帆板11与外侧帆板12折叠压紧在卫星的星体上，折叠后的内侧帆板11电池片位于星体表面，避免了卫星入轨后由于电量不足导致卫星的发射失败。在压紧状态下，太阳翼帆板1通过凯夫拉绳24张紧并把内侧帆板11、外侧帆板12压紧在星体表面，该种压紧形式简单、可靠。
52.卫星入轨后，压紧释放装置控制太阳翼帆板1释放，释放后的太阳翼帆板1在铰链的作用下展开锁定并维持展开状态，为卫星提供电能。
53.结合图2-图5，在其中一个具体的实施例中，压紧释放装置包括压紧单元2及释放单元3，压紧单元2安装在星体上，包括预紧组件21、压紧座22、导向件23以及凯夫拉绳24，预紧组件21、压紧座22以及导向件23均连接在星体上。
54.具体地，太阳翼帆板1通过张紧凯夫拉绳24保持压紧状态，太阳翼帆板1上设置有帆板埋件，凯夫拉绳24包括独立的多根，其数量与帆板埋件的数量相对应。
55.每根凯夫拉绳24均包括固定端及预紧端，凯夫拉绳24的固定端束缚在所述帆板埋件上，在太阳翼帆板1折叠状态下，星体上的压紧座22与太阳翼帆板1上的帆板埋件位置相对。
56.预紧端依次穿过压紧座22及导向件23后连接在预紧组件21上，预紧组件21包括预紧基座211、预紧螺母212及预紧螺钉213，凯夫拉绳24的预紧端连接在预紧螺钉213上，通过旋转预紧螺钉213使得多余的凯夫拉绳24缠绕在预紧螺钉213上，可实现凯夫拉绳24的张紧，预紧螺钉213和预紧基座211为螺纹连接，待凯夫拉绳24张紧后通过紧固预紧螺母212，可实现预紧螺钉213的反向转动。
57.本实施例中的导向件23包括第一导向件231及第二导向件232，第一导向件231与第二导向件232设置在多个压紧座22的中间部位，优选地，第一导向件231、第二导向件232与预紧基座211位于同一直线上，在使导向件23起到导向作用的同时，构成凯夫拉绳24所施加束缚力的应力集中，保证压紧效果。
58.预紧基座211内设置有两个横向的用于凯夫拉绳24导向的导向柱214，凯夫拉绳24以s型穿接在导向柱214之间，防止绳子在受力后与预紧基座211的棱边接触而被切断。
59.内侧帆板11和外侧帆板12通过自身预设的帆板埋件折叠贴合，并在凯夫拉绳24的作用下压紧在星体上，本实施例中帆板埋件包括分别设置在内侧帆板11与外侧帆板12上的内侧帆板埋件13及外侧帆板埋件14，太阳翼帆板1在压紧状态下，内侧帆板埋件13、外侧帆板埋件14与压紧座22在凯夫拉绳24的束缚压紧作用下依次叠层设置，且相互接触面为球面，该种设置方式能够防止太阳翼帆板1在振动过程中内侧帆板11与外侧帆板12发生相对错位滑移。
60.帆板埋件和压紧座22中部为中空结构，用于凯夫拉绳24的穿线；基于上文已述的内侧帆板11在折叠压紧状态下位于星体表面，内侧帆板埋件13的顶部设置有凹槽16，凹槽16中容卧有限位球17，凯夫拉绳24的固定端和限位球17连接绑定，凯夫拉绳24预紧后限位
球17被拉入内侧帆板埋件13的凹槽16中，结合凯夫拉绳24所施加的束缚力，能够在振动时防止内侧帆板埋件13脱离内侧帆板11。
61.本实施例中太阳翼帆板1为卫星太阳翼的主体结构，由pcb板、电池片、压紧点的帆板埋件及边框组成，pcb板为帆板的基板，太阳翼电池片贴装在pcb板表面；板上预设若干个压紧孔15，用于安装压紧点的帆板埋件，太阳翼帆板1上的压紧孔15与星体上的压紧座22位置相对，在压紧状态下上下对应。
62.为提供太阳翼帆板1的刚度，pcb板周边安装了边框。
63.需要指出，太阳翼压紧点的数量可根据运载振动条件灵活选取，本实施例中的压紧点是由设置在压紧孔15中的帆板埋件以及穿接在帆板埋件上的凯夫拉绳24实质构成。
64.压紧孔15以及压紧座22对应设置，优选为一一对应的关系，且数量可调，构成所需压紧点的结构基础，压紧点可根据运载振动条件，在多个成对的压紧孔15及压紧座22中选取，在选取的压紧孔15中安装帆板埋件，并通过斯夫拉绳完成压紧操作，帆板埋件与凯夫拉绳24一一对应，构成发挥压紧束缚作用的压紧点。
65.剩余未安装帆板埋件的压紧孔15能够在折叠状态下与压紧座22位置相对，构成预留压紧点，并不影响整体太阳翼帆板1的折叠，同时太阳翼帆板1上预留的若干压紧点的结构基础，可通过压紧点的数量实现不同运载的需求，在此进行说明。
66.在压紧状态下，凯夫拉绳24依次穿过太阳翼帆板1的内侧帆板11、外侧帆板12，通过预紧组件21张紧绳子，并把两块帆板压紧在星体的压紧座22上，待卫星入轨后，通过释放单元3烧断凯夫拉绳24，并解除对帆板的约束，实现太阳翼的解锁释放。
67.具体地，释放单元3包括安装在星体上的热熔装置，所有独立的凯夫拉绳24均经过热熔装置，待卫星入轨后，热熔装置通电并烧断凯夫拉绳24，使太阳翼帆板1得到释放。
68.参见图6-图8，本发明中的太阳翼帆板1在得到释放后，进一步通过铰链展开锁定，铰链包括设置在星体与内侧帆板11之间的用于太阳翼帆板1折叠及展开的根部铰链41，以及设置在内侧帆板11与外侧帆板12之间的用于使两者折叠及展开的板间铰链42，根部铰链41上设置有触发装置5，触发装置5用于展开外侧帆板12。
69.参见图9-图12，太阳翼帆板1在得到释放后，内侧帆板11与外侧帆板12首先在折叠的状态下作为整体相对星体展开，待整体相对星体展开一定角度优选展开90
°
时，根部铰链41上的触发装置5触发解除对外侧帆板12的约束，在板间铰链42的作用下，使外侧帆板12相对内侧帆板11展开并锁定，从而实现太阳翼帆板1的完全展开。
70.根部铰链41包括母铰43、公铰44以及根部铰链主扭簧45，母铰43与内侧帆板11连接，公铰44与星体连接，释放后的未触发之前的太阳翼帆板1整体通过根部铰链主扭簧45相对星体展开。
71.太阳翼帆板1整体在展开一定角度后，触发装置5促使外侧帆板12相对内侧帆板11展开。
72.具体地，触发装置5包括触发杠杆51、触发杆52、触发螺钉53、触发装置回转轴54以及触发扭簧55，触发杆52固定连接在公铰44上，触发杠杆51通过触发装置回转轴54安装在根部铰链41的回转轴上，根部铰链41的回转轴与母铰43固定连接；
73.触发扭簧55套接在触发装置回转轴54上，触发螺钉53连接在触发杠杆51的后端，触发杠杆51为之字形结构，触发螺钉53连接在触发杠杆51的顶部后端，在压紧状态下，触发
杠杆51的前端在触发扭簧55作用下和外侧帆板12贴合，待根部铰链41展开一定角度时，即公铰44与母铰43相对展开后，连接在公铰44上的触发杆52碰撞抵接触发螺钉53的螺杆底部，同时使得触发杠杆51通过触发扭簧55绕触发装置回转轴54转动，在转动一定角度后触发杠杆51的前端和外侧帆板12脱离并实现帆板的顺序展开。
74.触发后的外侧帆板12由于解除了束缚，通过板间铰链42进行二次展开，具体地，板间铰链42包括母铰43、公铰44以及板间铰链主扭簧46，母铰43与外侧帆板12连接，公铰44与内侧帆板11连接，触发后的太阳翼帆板1通过板间铰链主扭簧46相对展开，基于内侧帆板11相对星体展开90
°
的状态，外侧帆板12通过板间铰链42相对内侧帆板11进行180
°
的展开。
75.为了对两次开展后太阳翼帆板1的状态进行锁定，板间铰链42及根部铰链41上均设置有锁紧组件6，分别用于锁定内侧帆板11与星体之间的展开状态，以及锁定外侧帆板12与内侧帆板11的展开状态。
76.锁紧组件6包括连接在母铰43上的锁定杆61，以及设置在公铰44上的锁定孔62，锁定杆61上套接有压簧，母铰43与公铰44相对转动后，锁定杆61能够在压簧的作用下插接进入锁定孔62，以对展开到位的太阳翼帆板1进行锁定，使得太阳翼帆板1可靠地保持展开状态。
77.通过本发明中的卫星太阳翼，能够使太阳翼帆板1在入轨前稳定地折叠压紧在星体表面，并且保证太阳翼帆板1在入轨后可靠地展开，以达到稳定可靠地为卫星提供电能的技术目的。
78.本发明还提供了一种小卫星，包括星体以及前述的卫星太阳翼，折叠压紧、释放展开的卫星太阳翼能够更加适用于体积较小的小卫星的应用，保证电能提供的稳定可靠性。
79.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例中的特征可以相互结合。
80.以上所述仅为本技术的优选实施例而已，并不用于限制本技术，对于本领域的技术人员来说，本技术可以有各种更改和变化。凡在本技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种卫星太阳翼，其特征在于，包括：连接在星体上的太阳翼帆板，所述太阳翼帆板包括内侧帆板及外侧帆板，所述星体、所述内侧帆板及所述外侧帆板之间设置有铰链，所述太阳翼帆板通过压紧释放装置在所述星体上压紧或者释放，释放后的所述太阳翼帆板通过所述铰链展开锁定。2.根据权利要求1所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述压紧释放装置包括压紧单元及释放单元，所述压紧单元安装在所述星体上，包括预紧组件、压紧座、导向件以及凯夫拉绳；所述太阳翼帆板上设置有帆板埋件，所述凯夫拉绳的固定端束缚在所述帆板埋件上，预紧端依次穿过所述压紧座及所述导向件后连接在所述预紧组件上，所述预紧组件包括预紧基座、预紧螺母及预紧螺钉，所述预紧基座内设置有导向柱。3.根据权利要求2所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述帆板埋件包括分别设置在所述内侧帆板与所述外侧帆板上的内侧帆板埋件及外侧帆板埋件，所述太阳翼帆板在压紧状态下，所述内侧帆板埋件、所述外侧帆板埋件与所述压紧座依次叠层设置，且相互接触面为球面；所述内侧帆板埋件的顶部设置有凹槽，所述凹槽中容卧有限位球，所述凯夫拉绳的固定端连接所述限位球上。4.根据权利要求2所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述太阳翼帆板上设置有用于安装所述帆板埋件的压紧孔，所述压紧孔与所述压紧座的位置相对；所述压紧孔以及所述压紧座对应设置，且数量可调，所述帆板埋件与所述凯夫拉绳一一对应。5.根据权利要求4所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述释放单元包括安装在所述星体上的热熔装置，所述凯夫拉绳均经过所述热熔装置，所述热熔装置能够烧断所述凯夫拉绳，使所述太阳翼帆板得到释放。6.根据权利要求4所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述铰链包括设置在所述星体与所述内侧帆板之间的用于所述太阳翼帆板折叠及展开的根部铰链，以及设置在所述内侧帆板与所述外侧帆板之间的用于使两者折叠及展开的板间铰链，所述根部铰链上设置有触发装置，所述触发装置用于展开所述外侧帆板。7.根据权利要求6所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述根部铰链包括母铰、公铰以及根部铰链主扭簧，所述母铰与所述内侧帆板连接，所述公铰与所述星体连接，释放后的所述太阳翼帆板通过所述根部铰链主扭簧相对所述星体展开。8.根据权利要求7所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述触发装置包括触发杠杆、触发杆、触发螺钉、触发装置回转轴以及触发扭簧，所述触发杆固定连接在所述公铰上，所述触发杠杆通过所述触发装置回转轴安装在所述根部铰链的回转轴上，所述根部铰链的回转轴与所述母铰固定连接；所述触发扭簧套接在所述触发装置回转轴上，所述触发螺钉连接在所述触发杠杆上，所述触发杆能够与所述触发螺钉的螺杆抵接，并使所述触发杠杆通过所述触发扭簧绕所述触发装置回转轴转动。9.根据权利要求6所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述板间铰链包括母铰、公铰以及板间铰链主扭簧，所述母铰与所述外侧帆板连接，所述公铰与所述内侧帆板连接，触发后的所述太阳翼帆板通过所述板间铰链主扭簧相对展开；
所述板间铰链及所述根部铰链上均设置有锁紧组件，所述锁紧组件用于锁定所述内侧帆板与所述星体，以及锁定所述外侧帆板与所述内侧帆板的展开状态；所述锁紧组件包括连接在所述母铰上的锁定杆，以及设置在所述公铰上的锁定孔，所述锁定杆上套接有压簧，所述母铰与所述公铰相对转动后，所述锁定杆能够在所述压簧的作用下插接进入所述锁定孔。10.一种小卫星，其特征在于，包括星体以及权利要求1-9中任一项所述的卫星太阳翼。

技术总结
本申请涉及一种卫星太阳翼及小卫星，其中卫星太阳翼包括：连接在星体上的太阳翼帆板，太阳翼帆板包括内侧帆板及外侧帆板，星体、内侧帆板及外侧帆板之间设置有铰链，太阳翼帆板通过压紧释放装置在星体上压紧或者释放，释放后的太阳翼帆板通过铰链展开锁定。通过本发明中的卫星太阳翼以及小卫星，能够在入轨前保持太阳翼帆板的压紧状态，在入轨后使太阳翼帆板相对星体释放，并使内侧帆板及外侧帆板得到展开，稳定可靠地为卫星提供电能。星体、内侧帆板及外侧帆板之间设置的铰链，能够在太阳翼帆板得到释放后，依次地使内侧帆板相对星体展开以及使外侧帆板相对内侧帆板展开，以保证太阳翼帆板整体展开的可靠性。帆板整体展开的可靠性。帆板整体展开的可靠性。


技术研发人员：李全贺 高恩宇 姜秀鹏 严洲
受保护的技术使用者：北京国宇星空科技有限公司 安徽微纳星空科技有限公司 海南微纳星空科技有限公司 陕西国宇星空科技有限公司
技术研发日：2023.03.14
技术公布日：2023/5/5