一种太阳翼举升机构的制作方法

1.本技术涉及举升技术领域，更具体地，本技术涉及一种太阳翼举升机构。


背景技术：

2.太阳翼是卫星的核心供电设备，太阳翼常见的构型有体装式构型和展开式构型。目前，大功率卫星的主流太阳翼构型为可对日(即太阳)定向的多板展开式构型。此种构型的太阳翼对称安装在航天器两侧，发射时折叠收拢，入轨后展开，通过太阳翼驱动机构实现对日定向。
3.由于大功率卫星通常尺寸也较大，同时受限于舱内设备布局的要求，两侧的太阳翼通常各配置一套太阳翼驱动机构。太阳翼驱动机构带动太阳翼旋转跟踪太阳，在某些位置太阳翼会对卫星上天线造成遮挡。
4.因此，为了克服现有技术存在的缺陷，需要提供一种太阳翼举升机构。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种太阳翼举升机构，以解决上述技术问题中的至少一个。
6.为了达到上述目的中至少一个，本技术采用下述技术方案：
7.本技术提供一种太阳翼举升机构，包括：
8.固定于卫星上的底座；
9.与所述底座可转动连接的至少两个第一支臂；
10.还包括：用以承载太阳翼驱动机构的承载台；
11.与所述承载台可转动连接的且与所述第一支臂对应设置的第二支臂；
12.所述第一支臂和第二支臂之间通过转动组件可转动连接；
13.转动组件包括有驱动件；
14.所述举升机构包括有收拢状态和展开状态；在所述驱动件的驱动下，所述举升机构由收拢状态转化为展开状态；
15.当所述举升机构处于收拢状态时，所述第一支臂与第二支臂靠拢；
16.当所述举升机构处于展开状态时，所述第一支臂与所述第二支臂分离，且位于同一直线上。
17.可选地，所述承载台包括：载台本体；
18.由所述载台本体的边沿分别向外延伸形成的与所述第二支臂可转动连接的延伸部。
19.可选地，所述延伸部远离载台本体的一端包括有两个凸台，两个凸台分别位于延伸部的两侧。
20.可选地，所述转动组件还包括：
21.与所述第一支臂连接固定的第一连接件；
22.与所述第二支臂连接固定的且与第一连接件可转动连接的第二连接件；
23.所述第一连接件和第二连接件之间还包括有锁定件；
24.当所述举升机构处于展开状态时，用以锁定所述第一连接件和第二连接件，以使第一连接件和第二连接件不相对转动。
25.可选地，所述驱动件为平面涡卷弹簧；
26.所述平面涡卷弹簧一端与所述第一连接件连接固定，另一端与所述第二连接件连接固定；
27.在平面涡卷弹簧的弹力作用下，所述第一连接件和第二连接件由折叠状态变为打开状态。
28.可选地，所述转动组件具有并排设置的两个。
29.可选地，所述举升机构还包括：用以固定第一支臂和第二支臂的锁紧件；
30.在所述锁紧件的作用下，所述举升机构处于收拢状态。
31.可选地，所述锁定件包括：用以锁定所述第一连接部的锁定部；
32.用以驱动锁定部移动的驱动弹簧；
33.当所述举升机构处于展开状态时，在所述驱动弹簧的作用下锁定部将第一连接部锁定。
34.可选地，所述第一支臂和所述第二支臂均具有三个；
35.处于收拢状态的两个相邻所述第一支臂之间的角度为120度，两个相邻所述第二支臂之间的角度为120度。
36.可选地，所述底座包括有底座本体；
37.由所述本体的边沿分别向外延伸形成的与所述第一支臂可转动连接的连接臂。
38.本技术的有益效果如下：
39.针对目前现有技术中存在的问题，本技术提供一种太阳翼举升机构，当太阳翼被举升至较高的位置时，即远离卫星时，举升机构需要由收拢状态转化为展开状态，此时驱动件驱动第一支臂和第二支臂由靠拢状态逐渐转化为分离状态，最终将承载台举升至卫星的上方，承载台带动太阳翼驱动机构以及位于太阳翼驱动机构上的太阳翼也举升至卫星的上方，从而实现太阳翼对准太阳，更好的将太阳的光能和热能转化为卫星使用的电能。本技术提供的太阳翼举升机构，可以适用于大功率卫星，能够将位于承载台上太阳翼驱动机构以及太阳翼由靠近卫星的位置举升至远离卫星的位置，在太阳翼驱动机构的带动下太阳翼转动，从而对准太阳，以获取更多的光能和热能，同时还可以避免对卫星上天线的遮挡。
附图说明
40.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
41.图1示出本技术的一个实施例中的太阳翼举升机构处于展开状态时的整体结构示意图。
42.图2示出本技术的一个实施例中的太阳翼举升机构处于收拢状态时的整体结构示意图。
43.图3示出图2中a的局部放大图。
44.图4示出图2中b的局部放大图。
45.图5示出本技术的一种实施方式中的太阳翼举升机构处于收拢状态时，卫星、太阳翼举升机构、太阳翼和太阳翼驱动机构配合使用的示意图。
46.图6示出本技术的一种实施方式中的太阳翼举升机构处于展开状态时，卫星、太阳翼举升机构、太阳翼和太阳翼驱动机构配合使用的示意图。
具体实施方式
47.在下述的描述中，出于说明的目的，为了提供对一个或者多个实施方式的全面理解，阐述了许多具体细节。然而，很明显，也可以在没有这些具体细节的情况下实现这些实施方式。
48.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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，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。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“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；可以是机械连接，也可以是电连接；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，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
49.还需要说明的是，在本技术的描述中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
50.为解决现有技术中存在的问题，本技术的一个实施例提供一种太阳翼举升机构10，如图1-6所示，包括：固定于卫星1上的底座2；与所述底座2可转动连接的至少两个第一支臂3；还包括：用以承载太阳翼驱动机构11的承载台4；太阳翼12具有对称的两个，分别对称设置于太阳翼驱动机构11的两相对侧，在太阳翼驱动机构11的驱动下，带动两个太阳翼12转动，从而对准太阳，节省成本；举升机构10还包括与所述承载台4可转动连接的且与所述第一支臂3对应设置的第二支臂5；所述第一支臂3和第二支臂5之间通过转动组件6可转动连接；转动组件6包括有驱动件；所述举升机构10包括有收拢状态和展开状态；在所述驱动件的驱动下，所述举升机构10由收拢状态转化为展开状态；当所述举升机构10处于收拢状态时，所述第一支臂3与第二支臂5靠拢；当所述举升机构10处于展开状态时，所述第一支臂3与所述第二支臂5分离，且位于同一直线上。
51.本技术的上述实施例中，当太阳翼12被举升至较高的位置时，即远离卫星1时，举升机构10需要由收拢状态转化为展开状态，此时驱动件驱动第一支臂3和第二支臂5由靠拢状态逐渐转化为分离状态，最终将承载台4举升至卫星1的上方，承载台4带动太阳翼驱动机构11以及位于太阳翼驱动机构11上的太阳翼12也举升至卫星1的上方，从而实现太阳翼12对准太阳，更好的将太阳的光能和热能转化为卫星1使用的电能。本技术提供的太阳翼举升机构10，可以适用于大功率卫星1，能够将位于承载台4上太阳翼驱动机构11以及太阳翼12
由靠近卫星1的位置举升至远离卫星1的位置，在太阳翼驱动机构11的带动下太阳翼12转动，从而对准太阳，以获取更多的光能和热能，同时还可以避免对卫星1上天线的遮挡。
52.具体的，所述举升机构10还包括：用以固定第一支臂3和第二支臂5的锁紧件7；在所述锁紧件7的作用下，所述举升机构10处于收拢状态。当举升机构10需要由收拢状态转化为展开状态时，在卫星1的控制器的控制下，将锁紧件7解锁，第一支臂3和第二支臂5在转动组件6的驱动件的作用下，由靠拢状态转化为分离状态。
53.在一具体实施例中，所述转动组件6具有并排设置的两个，两个转动组件6能够使当第一支臂3与第二支臂5由靠拢状态转化为分离状态时驱动力更大，分离过程更快、更稳。
54.具体的，所述转动组件6还包括：与所述第一支臂3连接固定的第一连接件62；与所述第二支臂5连接固定的且与第一连接件62可转动连接的第二连接件63；所述第一连接件62和第二连接件63之间还包括有锁定件；当所述举升机构10处于展开状态时，用以锁定所述第一连接件62和第二连接件63，以使第一连接件62和第二连接件63不相对转动。锁定件包括：用以锁定第一连接部62的锁定部64，用以驱动锁定部64移动的驱动弹簧(图中未示出)，当举升机构10处于展开状态时，即第一支臂3与第二支臂5位于同一直线上时，在驱动弹簧的作用下锁定部64将第一连接部62锁定，使其不能与第二连接部相对转动，此时，第二支臂5也不能转动实现第一支臂3和第二支臂5的锁定。
55.在一具体示例中，所述驱动件为平面涡卷弹簧61；所述平面涡卷弹簧61一端与所述第一连接件62连接固定，另一端与所述第二连接件63连接固定；在平面涡卷弹簧61的弹力作用下，所述第一连接件62和第二连接件63由折叠状态变为打开状态。具体的，当第一支臂3和第二支臂5通过锁紧件7解锁后，平面涡卷弹簧61的两端分别驱动第一连接件62和第二连接件63，使两者打开，从而带动第一支臂3和第二支臂5展开。
56.在一具体实施例中，所述承载台4包括：载台本体41；载台本体41可以为圆形，不限于圆形；由所述载台本体41的边沿分别向外延伸形成的与所述第二支臂5可转动连接的延伸部42。这样承载台4的承载面更大，而且第二支臂5与承载台4相对转动时，也不会影响承载台4上的太阳翼驱动机构11。
57.具体的，如图4所示，所述延伸部42远离载台本体41的一端包括有两个凸台43，两个凸台43分别位于延伸部42的两侧；凸台43与第二支臂5配合，可以防止举升机构10由收拢状态至展开状态的初始时刻多个第二支撑臂运动的不同步性导致的举升机构10倾覆。
58.在一具体示例中，所述底座2包括有底座本体21；由所述本体的边沿分别向外延伸形成的与所述第一支臂3可转动连接的连接臂22。这样的设计在增大底座2的支撑力的同时，还能节省空间，节省材料。
59.在一具体示例中，所述第一支臂3和所述第二支臂5均具有三个；处于收拢状态的两个相邻所述第一支臂3之间的角度为120度，两个相邻所述第二支臂5之间的角度为120度。底座2的连接臂22也具有是三个，且相邻两个连接臂22之间的角度也为120度；承载台4的延伸部42也具有三个，且相邻两个延伸部42之间的角度也为120度。延伸部42、第二支臂5、第一支臂3和连接臂22均三个的设置，使得整个举升机构10具有良好的刚度和稳定性，减小了对卫星1基频的影响。
60.本技术提供的举升机构10在实际应用中，当卫星1发射时太阳翼12和太阳翼举升机构10均处于收拢状态，等卫星1入轨后，太阳翼12展开，展开后举升机构10的锁紧件7将第
一支臂3和第二支臂5进行解锁，在平面涡卷弹簧61的作用下使得第一支臂3和第二支臂5由靠拢状态逐渐转化为分离状态，此过程中承载台4慢慢向远离卫星1的方向移动，直至完全展开，此时太阳翼12举升到预定高度，通过太阳翼驱动机构11使得太阳翼12能够准确与太阳对准。
61.显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

技术特征：
1.一种太阳翼举升机构，其特征在于，包括：固定于卫星上的底座；与所述底座可转动连接的至少两个第一支臂；还包括：用以承载太阳翼驱动机构的承载台；与所述承载台可转动连接的且与所述第一支臂对应设置的第二支臂；所述第一支臂和第二支臂之间通过转动组件可转动连接；转动组件包括有驱动件；所述举升机构包括有收拢状态和展开状态；在所述驱动件的驱动下，所述举升机构由收拢状态转化为展开状态；当所述举升机构处于收拢状态时，所述第一支臂与第二支臂靠拢；当所述举升机构处于展开状态时，所述第一支臂与所述第二支臂分离，且位于同一直线上。2.根据权利要求1所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述承载台包括：载台本体；由所述载台本体的边沿分别向外延伸形成的与所述第二支臂可转动连接的延伸部。3.根据权利要求2所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述延伸部远离载台本体的一端包括有两个凸台，两个凸台分别位于延伸部的两侧。4.根据权利要1所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述转动组件还包括：与所述第一支臂连接固定的第一连接件；与所述第二支臂连接固定的且与第一连接件可转动连接的第二连接件；所述第一连接件和第二连接件之间还包括有锁定件；当所述举升机构处于展开状态时，用以锁定所述第一连接件和第二连接件，以使第一连接件和第二连接件不相对转动。5.根据权利要求4所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述驱动件为平面涡卷弹簧；所述平面涡卷弹簧一端与所述第一连接件连接固定，另一端与所述第二连接件连接固定；在平面涡卷弹簧的弹力作用下，所述第一连接件和第二连接件由折叠状态变为打开状态。6.根据权利要求4所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述转动组件具有并排设置的两个。7.根据权利要求6所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述举升机构还包括：用以固定第一支臂和第二支臂的锁紧件；在所述锁紧件的作用下，所述举升机构处于收拢状态。8.根据权利要求7所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述锁定件包括：用以锁定所述第一连接部的锁定部；用以驱动锁定部移动的驱动弹簧；当所述举升机构处于展开状态时，在所述驱动弹簧的作用下锁定部将第一连接部锁
定。9.根据权利要求1所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述第一支臂和所述第二支臂均具有三个；处于收拢状态的两个相邻所述第一支臂之间的角度为120度，两个相邻所述第二支臂之间的角度为120度。10.根据权利要求1所述的太阳翼举升机构，其特征在于，所述底座包括有底座本体；由所述本体的边沿分别向外延伸形成的与所述第一支臂可转动连接的连接臂。

技术总结
本申请实施例公开一种太阳翼举升机构，包括：固定于卫星上的底座；与底座可转动连接的至少两个第一支臂；还包括：用以承载太阳翼驱动机构的承载台；与承载台可转动连接的与第一支臂对应设置的第二支臂；第一支臂和第二支臂之间通过转动组件可转动连接；转动组件包括有驱动件；举升机构包括有收拢状态和展开状态；在驱动件的驱动下，举升机构由收拢状态转化为展开状态；当举升机构处于收拢状态时，第一支臂与第二支臂靠拢；当举升机构处于展开状态时，第一支臂与第二支臂分离，且位于同一直线上。该机构，能将位于承载台上太阳翼驱动机构及太阳翼由靠近卫星的位置举升至远离卫星的位置，在太阳翼驱动机构的带动下太阳翼转动，从而对准太阳。从而对准太阳。从而对准太阳。


技术研发人员：雷亚珂 向开恒 王文福
受保护的技术使用者：航天科工空间工程发展有限公司
技术研发日：2022.11.03
技术公布日：2023/4/4