适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼快装方法及太阳翼与流程

1.本发明涉及航天领域，尤其涉及一种适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼快装方法及太阳翼。


背景技术：

2.在传统的卫星科研生产模式下，微小卫星采用的是弹簧铰链或片簧作为太阳翼展开的驱动部件，无论是弹簧铰链或片簧都具有不得承受纵向剪切力的特性。因此，目前为了保障太阳翼驱动部件在展开测试、光照测试、太阳翼安装以及太阳翼压紧的过程中不受到损伤，都需要在太阳翼展开架悬挂着的条件下进行装配及测试工作。该装配方法可以保证太阳翼有足够的装配精度及安全性，但同时也存在着如：星体频繁调姿、太阳翼整体装配频繁调距、模拟墙调姿、模拟墙与星体位置对调、星体反转等各方面用时较长的工序。同时完成上述的太阳翼装配流程具有复杂性、耗时长的短板。


技术实现要素：

3.本发明提供了一种适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼快装方法，用于解决现有微小卫星太阳翼安装星体频繁调姿、耗时长等问题。本发明提供了一种适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼快装方法，包括以下步骤：
4.步骤1，将铰链通过铰链成形工装预先成形成所需要角度，并在成形的铰链接口用紧固件安装铰链定位工装，以保证铰链的弯折角度。
5.步骤2，在内太阳翼基板、中间太阳翼基板和外太阳翼基板安装锁紧装置的通孔处上下面分别安装太阳翼基板的板套，通过销钉定位后对锁紧板套的紧固件进行测力。
6.步骤3，将外太阳翼基板和中间太阳翼基板通过定位销和限位柱安装在太阳翼模拟墙上方，中间太阳翼基板位于外太阳翼基板上方，然后通过定位销将提前安装sada连接架的内太阳翼基板安装在中间太阳翼基板上方，并将内太阳翼基板、中间太阳翼基板和外太阳翼基板电连接器导线统一从sada连接架方向引出。
7.步骤4，在定位销和限位柱上安装锁紧螺母和垫圈，通过垫圈和锁紧螺母对三块太阳翼基板的定位销和限位柱进行测力。
8.步骤5，在外太阳翼基板和中间太阳翼基板侧边安装第一太阳翼压紧工装和把手，在中间太阳翼基板和内太阳翼基板侧边安装第二太阳翼压紧工装。
9.步骤6，分别在安装外太阳翼基板和中间太阳翼基板以及中间太阳翼基板与内太阳翼基板侧边安装经所述步骤1处理后的预成形铰链。
10.步骤7，取掉锁紧螺母和垫圈，将固定好的太阳翼从太阳翼模拟墙上取出，作为一个整体安装至整星结构。
11.作为本发明的进一步改进，在所述步骤3中，将外太阳翼基板和中间太阳翼基板引出的电连接器导线绑扎固定在中间太阳翼基板的电缆支架处。
12.作为本发明的进一步改进，所述预成形铰链包括第一预成形铰链、第二预成形铰
链，在所述步骤6中，将第一预成形铰链一端安装在外太阳翼基板的铰链安装刻线位置，将第一预成形铰链另一端安装在中间太阳翼基板的其中一个铰链安装刻线位置，再将第二预成形铰链一端安装在中间太阳翼基板的另一个铰链安装刻线位置，第二预成形铰链的另一端安装在内太阳翼基板的铰链安装刻线位置。
13.本发明还公开了一种适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼，包括外太阳翼基板，安装在所述外太阳翼基板上方且与所述外太阳翼基板活动连接的中间太阳翼基板，以及安装在所述中间太阳翼基板上方且与所述中间太阳翼基板活动连接的内太阳翼基板。
14.作为本发明的进一步改进，该太阳翼包括预成形铰链，所述预成形铰链包括第一预成形铰链、第二预成形铰链，所述外太阳翼基板与所述中间太阳翼基板通过所述第一预成形铰链连接，所述中间太阳翼基板与所述内太阳翼基板通过所述第二预成形铰链连接。
15.作为本发明的进一步改进，所述预成形铰链包括第一紧固件、第二紧固件、连接组件，所述连接组件一端与所述第一紧固件相连，所述连接组件另一端与所述第二紧固件相连，所述第一紧固件、所述第二紧固件之间安装有铰链定位工装。
16.作为本发明的进一步改进，该太阳翼还包括安装在所述内太阳翼基板上的sada连接架，所述sada连接架用于连接所述内太阳翼基板与整星结构。
17.作为本发明的进一步改进，该太阳翼还包括安装在所述中间太阳翼基板上的电缆支架，所述电缆支架用于安装相邻的两个太阳翼基板引出的电连接器，并在电缆支架上进行电连接器的插接。
18.作为本发明的进一步改进，该太阳翼还包括第一太阳翼压紧工装、第二太阳翼压紧工装，所述外太阳翼基板和所述中间太阳翼基板侧边安装有所述第一太阳翼压紧工装，所述中间太阳翼基板和所述内太阳翼基板侧边安装有所述第二太阳翼压紧工装。
19.作为本发明的进一步改进，该太阳翼还包括把手，所述外太阳翼基板和所述中间太阳翼基板通过所述把手相连。
20.作为本发明的进一步改进，该太阳翼还包括板套，所述内太阳翼基板、所述中间太阳翼基板和所述外太阳翼基板安装锁紧装置的通孔处上下面分别安装有所述板套。
21.作为本发明的进一步改进，所述内太阳翼基板、所述中间太阳翼基板和所述外太阳翼基板上分别设有多个用于放置定位装置的安装孔。
22.本发明的有益效果是：本发明的有益效果是：1.本发明采用柔性铰链预成形，太阳翼基板安装铰链埋件加刻线定位保证铰链安装位置精度；2.将太阳翼基板连接作为辅助工序提前组装成组件的装配方法，缩短太阳翼吊挂、星体频繁调姿的时间，提高装配效率；3.采用本发明方法，解决了微小卫星批量生产太阳翼装配耗时长，长期占用太阳翼展开架、二轴转台等设备，太阳翼展开试验需等待太阳翼展开架的难题。
附图说明
23.图1是本发明太阳翼轴视图；
24.图2是本发明太阳翼正视图；
25.图3是本发明太阳翼预成形铰链结构图；
26.图4是本发明太阳翼侧视图；
27.图5是本发明太阳翼安装流程图。
具体实施方式
28.本发明阳翼快装方法考虑将太阳翼、sada连接架5、压紧释放装置、板套16、片簧/弹簧铰链等一系列太阳翼组件在某一工位进行高效、快速的部装，部装后再整体与星体通过螺接的方式刚性固连，从而达到太阳翼快速装配的效果，助力卫星批量化生产的目标。
29.本发明太阳翼快装方法将太阳翼安装从主线工序替换到辅线工序，并以组件形式保存，解决卫星太阳翼安装需长期占用太阳翼展开架、二轴转台设备，其他型号太阳翼安装及展开需排队等待的问题。消除太阳翼安装的生产瓶颈，大大提高卫星的生产效率。
30.本发明太阳翼快装方法涉及的装置和产品有铰链成形工装8、铰链定位工装10、柔性铰链(片簧/弹簧铰链)、三块太阳翼基板(内太阳翼基板1、中间太阳翼基板2和外太阳翼基板3)、板套16、太阳翼模拟墙4(上面分别安装有两个定位销11、两个限位柱12)、电缆支架14、sada连接架5、太阳翼压紧工装15、把手11，通过柔性铰链的预成形并在太阳翼模拟墙4与太阳翼基板组装的方式，最终实现太阳翼的组装。
31.如图5所示，本发明公开了一种适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼快装方法，包括以下步骤：
32.步骤1，将柔性铰链通过铰链成形工装8预先成形成所需要角度，并在成形的铰链接口用紧固件安装铰链定位工装10，以保证铰链的弯折角度。
33.步骤2，在防静电桌面将太阳翼基板立起，在单块太阳翼基板(内太阳翼基板1或中间太阳翼基板2或外太阳翼基板3)安装锁紧装置的通孔处上下面分别安装上太阳翼基板的板套16，通过销钉定位后对锁紧板套的紧固件进行测力(紧固件测力：就是用力矩扳手对紧固件打力矩)。
34.步骤3，太阳翼模拟墙4水平放置于防静电桌面，将外太阳翼基板3和中间太阳翼基板2通过定位销11和限位柱12安装在太阳翼模拟墙4上方，中间太阳翼基板2位于外太阳翼基板3上方，将外太阳翼基板3引出的电连接器导线在中间太阳翼基板2的电缆支架14及背面进行绑扎固定，并从中间太阳翼基板2与内太阳翼基板1铰链安装侧引出导线；然后通过定位销11将提前安装sada连接架5的内太阳翼基板1等高水平安装在中间太阳翼基板2上方左侧，并将中间太阳翼基板2引出的导线在中间太阳翼和电缆支架14处及内太阳翼基板1背面进行绑扎固定，再将内太阳翼基板1、中间太阳翼基板2和外太阳翼基板3电连接器导线统一从sada连接架5方向引出。
35.步骤4，在定位销11和限位柱12上安装锁紧螺母和垫圈，通过垫圈和锁紧螺母对三块太阳翼基板的定位销11和限位柱12进行测力(对定位销11和限位柱12测力：就是对定位销11和限位柱12的锁紧螺母进行打力矩)，保证太阳翼基板间同样的压缩余量。同样的压缩余量是指对每个螺母测同样的力矩，锁紧后基板间的间距一样。
36.步骤5，在外太阳翼基板3和中间太阳翼基板2侧边安装第一太阳翼压紧工装6和把手11，在中间太阳翼基板2和内太阳翼基板1侧边安装第二太阳翼压紧工装15，安装太阳翼压紧工装是为了防止上下太阳翼基板间的位置移动。
37.步骤6，分别在安装外太阳翼基板3和中间太阳翼基板2以及中间太阳翼基板2与内太阳翼基板1侧边安装经所述步骤1处理后的预成形铰链。
38.所述预成形铰链包括第一预成形铰链9、第二预成形铰链13。
39.在所述步骤6中，将第一预成形铰链9一端安装在外太阳翼基板3的铰链安装刻线
位置，紧固件点胶测力，微松第一预成铰链上的铰链定位工装10，将第一预成形铰链9另一端对准中间太阳翼基板2铰链安装刻线位置，紧固件点胶测力；再按同样的方式安装中间太阳翼基板和内太阳翼基板间的第二预成形铰链13，即将第二预成形铰链13一端安装在中间太阳翼基板2的另一个铰链安装刻线位置，紧固件点胶测力，微松第二预成铰链13上的铰链定位工装10，将第二预成形铰链13的另一端对准内太阳翼基板1铰链安装刻线位置，紧固件点胶测力。紧固件点胶测力：紧固件(螺钉)涂覆螺纹胶，打力矩。
40.预成形铰链安装好后，铰链定位工装10不需要了；安装时微松铰链定位工装10是为了预成形铰链安装在太阳翼基板侧面锁紧铰链的4个紧固件时，对齐螺钉孔，使预成形铰链安装时不存在强迫安装。
41.步骤7，取掉固定太阳翼基板的定位销和限位柱的锁紧螺母19和垫圈，将固定好的太阳翼从太阳翼模拟墙4上取出，然后将固定好的太阳翼作为一个整体安装至整星结构。
42.如图1所示，本发明还公开了适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼，包括外太阳翼基板3，安装在所述外太阳翼基板3上方且与所述外太阳翼基板3活动连接的中间太阳翼基板2，以及安装在所述中间太阳翼基板2上方且与所述中间太阳翼基板2活动连接的内太阳翼基板1。
43.该太阳翼包括预成形铰链，预成形铰链就是将柔性铰链通过铰链成形工装8预先成形成所需要角度，并在成形的铰链接口用紧固件安装铰链定位工装10，以保证铰链的弯折角度。外太阳翼基板3、中间太阳翼基板2、内太阳翼基板1侧边分别安装有多个铰链埋件19，在铰链埋件19上标有铰链安装刻线位置22，用于安装预成形铰链时保证预成形铰链安装位置的精度。一个铰链对应的太阳翼基板分别有一个铰链埋件19(铰链埋件19：有安装孔的铝合金块，用胶粘固在太阳翼基板内)，这个铰链埋件是在制作太阳翼基板时提前埋好的，用于安装预成形铰链。
44.所述预成形铰链包括第一预成形铰链9，第二预成形铰链13，所述外太阳翼基板3与所述中间太阳翼基板2通过所述第一预成形铰链9连接，所述中间太阳翼基板2与所述内太阳翼基板1通过所述第二预成形铰链13连接。
45.如图4所示，所述第一预成形铰链9数量为两个，其中一个第一预成形铰链9一端安装在外太阳翼基板3侧边的一个铰链安装刻线位置，其另一端安装在中间太阳翼基板2侧边的一个铰链安装刻线位置，另一个第一预成形铰链9一端安装在外太阳翼基板3侧边的另一个铰链安装刻线位置，其另一端安装在中间太阳翼基板2的另一个铰链安装刻线位置。所述第二预成形铰链13数量为两个，其中一个第二预成形铰链13一端安装在中间太阳翼基板2另一侧的一个铰链安装刻线位置，其另一端安装在内太阳翼基板1一侧的一个铰链安装刻线位置，另一个第二预成形铰链13一端安装在中间太阳翼基板2另一侧的另一个铰链安装刻线位置，其另一端安装在内太阳翼基板1一侧的另一个铰链安装刻线位置。
46.如图3所示，所述预成形铰链包括第一紧固件16、第二紧固件17、连接组件18，所述连接组件18一端与所述第一紧固件16相连，所述连接组件18另一端与所述第二紧固件17相连，所述第一紧固件16、所述第二紧固件17之间安装有铰链定位工装10。
47.所述第一紧固件16、所述第二紧固件17上下端设有相对用于固定所述铰链定位工装10的安装孔21，所述第一紧固件16、所述第二紧固件17上还分别设有多个通孔。
48.该太阳翼还包括安装在所述内太阳翼基板1侧边的sada连接架5，所述sada连接架
5用于连接所述内太阳翼基板1与整星结构。
49.该太阳翼还包括安装在所述中间太阳翼基板2侧边的电缆支架14，所述电缆支架14用于安装两个相邻的太阳翼基板引出的电连接器，并在电缆支架14上进行电连接器的插接。中间太阳翼基板2电缆支架可以插接外太阳翼基板3与中间太阳翼基板2间连接的电连接器，内太阳翼基板1上电缆支架可以插接内太阳翼基板1与从星体引出的电连接器。
50.该太阳翼还包括第一太阳翼压紧工装6、第二太阳翼压紧工装15，为了防止外太阳翼基板3和中间太阳翼基板2出现位移，在所述外太阳翼基板3和所述中间太阳翼基板2侧边安装所述第一太阳翼压紧工装6，为了防止中间太阳翼基板2和内太阳翼基板2出现位移，在所述中间太阳翼基板2和所述内太阳翼基板1侧边安装所述第二太阳翼压紧工装15。
51.第一太阳翼压紧工装6和第二太阳翼压紧工装15统称压紧工装，压紧工装是太阳翼组件组装时临时固定太阳翼基板的，为了不让太阳翼进行活动，保证太阳翼基板间的相对位置关系。后面作为整体安装到整星结构后会去掉压紧工装。
52.第一太阳翼压紧工装6数量为四个，外太阳翼基板3和所述中间太阳翼基板2上端和下端分别各安装两个。第二太阳翼压紧工装15数量为两个，分别安装在安装有第二预成形铰链13一侧的所述中间太阳翼基板2和内太阳翼基板1上。
53.该太阳翼还包括两个把手11，所述外太阳翼基板3和所述中间太阳翼基板2上下端分别各安装有一个所述把手11。
54.该太阳翼还包括板套16，所述内太阳翼基板1、所述中间太阳翼基板2和所述外太阳翼基板3安装锁紧装置的通孔处上下面分别安装有所述板套16，板套16在每个太阳翼基板的正反面各安装有一个，用来限位和定位用。
55.所述内太阳翼基板1、所述中间太阳翼基板2和所述外太阳翼基板3上分别设有多个用于放置定位装置的安装孔，所述定位装置包括定位销11和限位柱12。
56.本发明的有益效果是：1.本发明采用柔性铰链预成形，太阳翼基板安装铰链埋件19加刻线定位保证铰链安装位置精度；2.将太阳翼基板连接作为辅助工序提前组装成组件的装配方法，缩短太阳翼吊挂、星体频繁调姿的时间，提高装配效率；3.采用本发明方法，解决了微小卫星批量生产太阳翼装配耗时长，长期占用太阳翼展开架、二轴转台等设备，太阳翼展开试验需等待太阳翼展开架的难题。
57.以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼快装方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，将铰链通过铰链成形工装(8)预先成形成所需要角度，并在成形的铰链接口用紧固件安装铰链定位工装(10)，以保证铰链的弯折角度；步骤2，在内太阳翼基板(1)、中间太阳翼基板(2)和外太阳翼基板(3)安装锁紧装置的通孔处上下面分别安装太阳翼基板的板套(16)，通过销钉定位后对锁紧板套的紧固件进行测力；步骤3，将外太阳翼基板(3)和中间太阳翼基板(2)通过定位销(11)和限位柱(12)安装在太阳翼模拟墙(4)上方，中间太阳翼基板(2)位于外太阳翼基板(3)上方，然后通过定位销(11)将提前安装sada连接架(5)的内太阳翼基板(1)安装在中间太阳翼基板(2)上方，并将内太阳翼基板(1)、中间太阳翼基板(2)和外太阳翼基板(3)电连接器导线统一从sada连接架(5)方向引出；步骤4，在定位销(11)和限位柱(12)上安装锁紧螺母和垫圈，通过垫圈和锁紧螺母对三块太阳翼基板的定位销(11)和限位柱(12)进行测力；步骤5，在外太阳翼基板(3)和中间太阳翼基板(2)侧边安装第一太阳翼压紧工装(6)和把手(11)，在中间太阳翼基板(2)和内太阳翼基板(1)侧边安装第二太阳翼压紧工装(15)；步骤6，分别在安装外太阳翼基板(3)和中间太阳翼基板(2)以及中间太阳翼基板(2)与内太阳翼基板(1)侧边安装经所述步骤1处理后的预成形铰链；步骤7，取掉锁紧螺母和垫圈，将固定好的太阳翼从太阳翼模拟墙(4)上取出，作为一个整体安装至整星结构。2.根据权利要求1所述的太阳翼快装方法，其特征在于：在所述步骤3中，将外太阳翼基板(3)和中间太阳翼基板(2)引出的电连接器导线绑扎固定在中间太阳翼基板(2)的电缆支架(14)处。3.根据权利要求1所述的太阳翼快装方法，其特征在于，所述预成形铰链包括第一预成形铰链(9)、第二预成形铰链(13)，在所述步骤6中，将第一预成形铰链(9)一端安装在外太阳翼基板(3)的铰链安装刻线位置，将第一预成形铰链(9)另一端安装在中间太阳翼基板(2)的其中一个铰链安装刻线位置，再将第二预成形铰链(13)一端安装在中间太阳翼基板(2)的另一个铰链安装刻线位置，第二预成形铰链(13)的另一端安装在内太阳翼基板(1)的铰链安装刻线位置。4.一种适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼，其特征在于：包括外太阳翼基板(3)，安装在所述外太阳翼基板(3)上方且与所述外太阳翼基板(3)活动连接的中间太阳翼基板(2)，以及安装在所述中间太阳翼基板(2)上方且与所述中间太阳翼基板(2)活动连接的内太阳翼基板(1)。5.根据权利要求4所述的太阳翼，其特征在于：该太阳翼包括预成形铰链，所述预成形铰链包括第一预成形铰链(9)、第二预成形铰链(13)，所述外太阳翼基板(3)与所述中间太阳翼基板(2)通过所述第一预成形铰链(9)连接，所述中间太阳翼基板(2)与所述内太阳翼基板(1)通过所述第二预成形铰链(13)连接。6.根据权利要求5所述的太阳翼，其特征在于：所述预成形铰链包括第一紧固件(16)、第二紧固件(17)、连接组件(18)，所述连接组件(18)一端与所述第一紧固件(16)相连，所述连接组件(18)另一端与所述第二紧固件(17)相连，所述第一紧固件(16)、所述第二紧固件
(17)之间安装有铰链定位工装(10)。7.根据权利要求4所述的太阳翼，其特征在于：该太阳翼还包括安装在所述内太阳翼基板(1)上的sada连接架(5)，所述sada连接架(5)用于连接所述内太阳翼基板(1)与整星结构。8.根据权利要求4所述的太阳翼，其特征在于：该太阳翼还包括安装在所述中间太阳翼基板(2)上的电缆支架(14)，所述电缆支架(14)用于安装相邻的两个太阳翼基板引出的电连接器，并在电缆支架(14)上进行电连接器的插接。9.根据权利要求4所述的太阳翼，其特征在于：该太阳翼还包括第一太阳翼压紧工装(6)、第二太阳翼压紧工装(15)，所述外太阳翼基板(3)和所述中间太阳翼基板(2)侧边安装有所述第一太阳翼压紧工装(6)，所述中间太阳翼基板(2)和所述内太阳翼基板(1)侧边安装有所述第二太阳翼压紧工装(15)。10.根据权利要求4所述的太阳翼，其特征在于：该太阳翼还包括把手(11)，所述外太阳翼基板(3)和所述中间太阳翼基板(2)通过所述把手(11)相连。11.根据权利要求4所述的太阳翼，其特征在于：该太阳翼还包括板套(16)，所述内太阳翼基板(1)、所述中间太阳翼基板(2)和所述外太阳翼基板(3)安装锁紧装置的通孔处上下面分别安装有所述板套(16)。12.根据权利要求4所述的太阳翼，其特征在于：所述内太阳翼基板(1)、所述中间太阳翼基板(2)和所述外太阳翼基板(3)上分别设有多个用于放置定位装置的安装孔。

技术总结
本发明提供了一种适用于微小卫星柔性铰链连接的太阳翼快装方法和太阳翼，该太阳翼快装方法包括以下步骤：步骤1，将铰链通过铰链成形工装预先成形成所需要角度，并在成形的铰链接口用紧固件安装铰链定位工装；步骤2，在内太阳翼基板、中间太阳翼基板和外太阳翼基板安装锁紧装置的通孔处上下面分别安装太阳翼基板的板套，通过销钉定位后对锁紧板套的紧固件进行测力；步骤3，将外太阳翼基板和中间太阳翼基板通过定位销和限位柱安装在太阳翼模拟墙上方，然后通过定位销将提前安装SADA连接架的内太阳翼基板安装在中间太阳翼基板上方。本发明的有益效果是：本发明采用柔性铰链预成形，太阳翼基板安装铰链埋件加刻线定位保证铰链安装位置精度。装位置精度。装位置精度。


技术研发人员：戚留举 高远 杨金星 戴建峰 叶政伟 阳春龙 吴世臣 林如 贾元妹
受保护的技术使用者：深圳航天东方红卫星有限公司
技术研发日：2022.12.15
技术公布日：2023/4/18