太阳翼构型及其展开方法

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种太阳翼构型及其展开方法。

背景技术：

在发射阶段，太阳电池翼呈折叠收拢状态，由压紧释放装置将其压紧在星体两侧；待卫星入轨、姿态稳定后，热刀装置实施解锁，太阳电池阵在展开锁定机构的作用下同步展开，到位后给出有效锁定的指示信号，太阳电池片阵面朝向-z方向。基板作为太阳电池和电路的载体，承受发射和在轨运行阶段的工况载荷，确保太阳电池和电路部分不受损伤，可正常进行工作；

目前国内外，太阳翼展开机构多种多样，常用的为火工品四个压紧点式展开机构。其缺点是展开时火工品爆炸带来的冲击响应很大，其次展开时一般需要展开桁架调平进行消除重力展开，操作比较繁琐。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种太阳翼构型及其展开方法，以解决现有的太阳翼展开机构冲击响应大的问题。

本发明的目的还在于提供一种太阳翼构型及其展开方法，以解决现有的太阳翼展开机构操作比较繁琐的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种太阳翼构型，包括：

压紧限位机构，被配置为执行以下动作：

采用绳索对太阳翼施加y方向拉紧力，以使太阳翼能够抵紧在卫星本体的y侧面；以及

进行限位，以避免抵紧在y侧面的太阳翼在垂直于y方向的平面上移动；

热刀释放机构，被配置为能够发热熔断绳索，以消除绳索对太阳翼施加的y方向拉紧力；

展开释放机构，被配置为对太阳翼施加旋转的推力，以使太阳翼具有展开的趋势。

可选的，在所述的太阳翼构型中，所述展开释放机构包括：

根部展开锁定机构，被配置为对太阳翼施加绕x方向旋转的推力，以使太阳翼具有远离y侧面的趋势；

侧板展开锁定机构，被配置为对太阳翼施加绕y方向旋转的推力，以使太阳翼具有远离彼此的趋势。

可选的，在所述的太阳翼构型中，所述太阳翼包括中板、内板和外板，其中：

在太阳翼抵紧在卫星本体的y侧面时，内板、中板和外板依次叠放，内板靠近y侧面，外板远离y侧面；

侧板展开锁定机构包括内板展开锁定机构和外板展开锁定机构，其中：

内板展开锁定机构对内板施加绕y方向顺时针旋转的推力，以使内板具有远离中板的趋势；

外板展开锁定机构对外板施加绕y方向顺时针旋转的推力，以使外板具有远离中板的趋势。

可选的，在所述的太阳翼构型中，所述根部展开锁定机构包括：

根铰公铰，被配置为与中板刚性连接；

根铰母铰，被配置为与卫星本体的底面刚性连接；

展开驱动弹簧，被配置为在太阳翼抵紧在卫星本体y侧面时具有势能，以使根铰公铰与根铰母铰具有相对旋转的趋势；

展开锁定组件，被配置为能够被根铰公铰带动，绕x方向旋转且在根铰母铰内侧的滑道中滑动；

锁定驱动弹簧，被配置为对展开锁定组件施加x方向的推力，以使展开锁定组件具有插入滑道的趋势；

在根铰公铰与根铰母铰发生相对旋转，直至展开驱动弹簧的势能消耗尽后，展开锁定组件达到滑道终端后，被锁定驱动弹簧推动落入锁定孔。

可选的，在所述的太阳翼构型中，还包括：

内板铰链副锁定结构，被配置为与内板刚性连接；

外板铰链副锁定结构，被配置为与外板刚性连接；

其中在展开锁定组件达到滑道终端前，内板铰链副锁定结构和外板铰链副锁定结构均与展开锁定组件干涉，展开锁定组件落入锁定孔后，对内板铰链副锁定结构和外板铰链副锁定结构的干涉消失。

可选的，在所述的太阳翼构型中，所述压紧限位机构采用锥体结构与凹槽结构相配合进行限位，其中：

不同的锥体结构或凹槽结构分别与内板、中板和外板刚性连接，当内板、中板和外板依次叠放时，不同的锥体结构和凹槽结构相匹配，以避免内板、中板和外板之间在垂直于y方向的平面上移动。

可选的，在所述的太阳翼构型中，所述压紧限位机构包括三个分别垂直贯穿于内板、中板和外板的中心压紧点结构，其中：

中心压紧点结构一端突起另一端凹陷，以使三个中心压紧点结构能够叠放在一起，其中：

中心压紧点结构的中心具有绳索孔，以使绳索贯穿中心压紧点结构后与外板的外侧固定连接；

所述压紧限位机构还包括：

内板限位挡块，被布置在展开后内板最远离中板的一侧边缘，其被配置为未展开时与中板凹槽结构相配合；以及

外板限位挡块，被布置在展开后内板最远离中板的一侧边缘，其被配置为未展开时与中板凹槽结构相配合。

可选的，在所述的太阳翼构型中，还包括：

张紧力调整装置，被配置为与卫星本体刚性连接，其包括：

绳索连接结构，被配置为为绳索提供受力点，以使绳索能够与卫星本体固定；

螺旋调节结构，被配置为通过旋进旋出调节绳索的张紧力；

所述绳索为大力马绳。

可选的，在所述的太阳翼构型中，所述热刀释放机构为通过电阻丝原理发热，所述热刀释放机构包括沿绳索拉伸方向并排分布的主热刀和备热刀，主热刀和备热刀均包括与卫星本体固定连接的基座和垂直于y侧面的突起发热结构；

其中：绳索由主热刀的突起发热结构的一侧绕过，且从备热刀的突起发热结构的另一侧绕过，呈“s”形张紧。

本发明还提供一种如上所述的太阳翼构型的展开方法，在初始状态下，压紧限位机构采用绳索对太阳翼施加y方向拉紧力，以使太阳翼抵紧在卫星本体的y侧面；

在轨阶段，通过指令对热刀释放机构进行加热，从而将绳索熔断；

绳索从中心压紧点结构中抽出，进行一次展开；

展开驱动弹簧的势能自动释放，根铰公铰与根铰母铰相对旋转；

在太阳翼远离y侧面后绕x方向旋转90°后，展开驱动弹簧的势能消耗尽，此时内板、中板和外板依次叠放并与z方向垂直；

展开锁定组件达到滑道终端，被锁定驱动弹簧推动落入锁定孔，对内板铰链副锁定结构和外板铰链副锁定结构的干涉消失，进行二次展开；

内板展开锁定机构对内板施加绕y方向顺时针旋转的推力，以使内板远离中板直至内板旋转180°后锁定内板；

外板展开锁定机构对外板施加绕y方向顺时针旋转的推力，以使外板远离中板直至外板旋转180°后锁定外板。

在本发明提供的太阳翼构型及其展开方法中，通过采用绳索对太阳翼施加y方向拉紧力，以使太阳翼能够抵紧在卫星本体的y侧面，热刀释放机构发热熔断绳索，消除绳索的拉紧力后，展开释放机构对太阳翼施加旋转的推力，以使太阳翼具有展开的趋势，实现了避免采用火工品进行展开操作，整个展开过程只需要指令控制热刀释放机构发热，后续过程都是自动完成，操作非常简单，且避免了火工品爆炸带来的冲击，且绳索的重量要远远小于火工品，成本也远远低于火工品。

本发明涉及航天应用领域的一种热刀无源式单压紧点太阳翼构型，特别涉及一种展开时不需要桁架，不需要火工品，展开冲击小的单压紧点式太阳翼展开机构。

附图说明

图1是本发明一实施例中的卫星整体及卫星本体的坐标系示意图；

图2是本发明一实施例中的太阳翼构型示意图；

图3是本发明一实施例中的太阳翼构型展开状态(单翼)示意图；

图4是本发明一实施例中的太阳翼构型中心压紧点结构示意图；

图5是本发明一实施例中的太阳翼构型内板限位挡块及外板限位挡块示意图；

图6是本发明一实施例中的太阳翼构型根部展开锁定装置安装示意图；

图7是本发明一实施例中的太阳翼构型热刀释放机构示意图；

图中所示：1-绳索；2-热刀释放机构；3-根部展开锁定机构；4-中板；5-内板；6-外板；7-内板展开锁定机构；8-外板展开锁定机构；9-根铰公铰；10-根铰母铰；11-展开驱动弹簧；12-展开锁定组件；13-锁定驱动弹簧；14-滑道；15-锁定孔；16-内板铰链副锁定结构；17-外板铰链副锁定结构；18-中心压紧点结构；19-内板限位挡块；20-基座；21-突起发热结构；22-外板限位挡块。

具体实施方式

下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明。

应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。

在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在…下或下方”，反之亦然。

在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。

在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。

在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推，在本发明中，表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。

另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的太阳翼构型及其展开方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

本发明的目的在于提供一种太阳翼构型及其展开方法，以解决现有的太阳翼展开机构冲击响应大的问题。

本发明的目的还在于提供一种太阳翼构型及其展开方法，以解决现有的太阳翼展开机构操作比较繁琐的问题。

本发明的目的还在于提供一种太阳翼构型及其展开方法，以解决现有的太阳翼展开机构使用的火工品重量较大的问题。

本发明的目的还在于提供一种太阳翼构型及其展开方法，以解决现有的太阳翼展开机构使用的火工品成本较高的问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种太阳翼构型及其展开方法，包括：压紧限位机构，被配置为执行以下动作：采用绳索对太阳翼施加y方向拉紧力，以使太阳翼能够抵紧在卫星本体的y侧面；以及进行限位，以避免抵紧在y侧面的太阳翼在垂直于y方向的平面上移动；热刀释放机构，被配置为能够发热熔断绳索，以消除绳索对太阳翼施加的y方向拉紧力；展开释放机构，被配置为对太阳翼施加旋转的推力，以使太阳翼具有展开的趋势。

如图1所示，太阳电池阵坐标系与卫星本体的坐标系一致，卫星坐标系定义如下：坐标原点o——星箭分离面的几何中心；+z轴——垂直于星箭分离面指向卫星，对应在轨时有效载荷对地方向；+y轴——垂直于太阳电池阵帆板安装侧板方向，对应在轨时轨道面法向；+x轴——与y轴、z轴正交，按右手法则确定，对应卫星在轨时飞行方向。

本发明针对上述太阳翼构型进行改进，设计了一种热刀无源式太阳翼构型及其展开方法，从而减小了太阳翼展开过程中对整星带来的冲击，同时减少了太阳翼制造费用。太阳翼(单翼)由3块基板(外板6，中板4和内板5)，1对根部展开锁定机构3，1对内板展开锁定机构7，1对外板展开锁定机构8，1套热刀释放机构2及其组件，1套压紧限位机构等组成，如图2所示。

太阳翼采用双翼对称布置、二次展开的构型。太阳电池阵通过根部展开锁定机构3的根部铰链副与卫星底板(底面)机械连接；发射阶段，太阳翼呈上下收拢状态，通过大力马绳拉紧固定在星体的±y两侧；卫星入轨后，热刀释放机构2通电加热使得大力马绳熔断从而解除约束，三块太阳电池阵基板在根部展开锁定机构3的作用下一起沿±y方向伸展，当三块基板展开到与底板平行时，内板铰链副锁定结构解除对内板的锁定，外板铰链副锁定结构解除对外板的锁定，内板和外板分别在内板展开锁定机构7和外板展开锁定机构8的作用下展开，到位后呈现展开锁定状态如图3所示。

本发明具体技术特征为：设计一种热刀式无源太阳翼展开机构，采用热刀对绳索1进行熔断展开，很大程度上减小了以往火工品展开带来的冲击，同时在一定程度上降低了展开机构制造成本。采用单压紧点的压紧方式，减小了该太阳翼展开机构的复杂性，同时通过辅助压紧限位装置保证了太阳翼在发射主动段的基频，同时保证了太阳翼展开过程中绳索1的顺利抽出。太阳翼采用二次展开方式，三块基板同时展开到位后，内板和外板进行二次展开，避免三块板同时展开而造成的太阳翼与卫星本体的干涉。太阳翼的展开释放机构均采用柱状轴承而非球轴承，展开时不需要桁架。

本发明的单翼太阳翼如图2所示，发射主动段阶段，单侧太阳翼通过根部展开锁定装置与卫星底面机械连接，同时，单侧太阳翼通过张紧力调整装置将绳索1张紧，并通过中心压紧点结构18将基板压紧在星体侧面。在轨阶段，通过指令对热刀释放机构2进行加热，从而将绳索1熔断，绳索1从中心压紧点结构18中抽出，实现太阳翼解锁，之后在根部展开锁定装置的作用下，太阳翼实现一次展开至基板平面与根部展开锁定装置与卫星底板的安装面平行，然后锁定。其中，热刀释放机构2中包含两个热刀组件，互为备份。

太阳翼中心位置主要压紧点设计如图4所示，通过锥形互相配合设计，限制太阳翼外板6、中板4、内板5之间的自由度，保证太阳翼整体刚度。同时，为保证压紧的可靠，如图5所示，在三块基板的周边设计有类似锥形的内板限位挡块19和外板限位挡块22，以提高太阳翼整体刚度。

根部展开锁定装置如图6所示，主要由根铰母铰10、根铰公铰9、展开锁定组件12、展开驱动弹簧11和轴承组件组成，各组件组装前进行镀膜处理，其中轴承组件采用柱状轴承。当绳索1熔断后，展开驱动弹簧11驱动太阳翼旋转，旋转90°后，由展开锁定机构进行锁定，从而实现一次展开到位。展开锁定组件12，被配置为能够被根铰公铰带动，绕x方向旋转且在根铰母铰内侧的滑道14中滑动；锁定驱动弹簧13，被配置为对展开锁定组件施加x方向的推力，以使展开锁定组件12具有插入滑道14的趋势；在根铰公铰与根铰母铰发生相对旋转，直至展开驱动弹簧的势能消耗尽后，展开锁定组件达到滑道终端后，被锁定驱动弹簧推动落入锁定孔15。

内板铰链副锁定结构16，被配置为与内板5刚性连接；外板铰链副锁定结构17，被配置为与外板6刚性连接；其中在展开锁定组件达到滑道终端前，内板铰链副锁定结构和外板铰链副锁定结构均与展开锁定组件干涉，展开锁定组件落入锁定孔后，对内板铰链副锁定结构和外板铰链副锁定结构的干涉消失。内板展开锁定机构7和外板展开锁定机构8，采用类似的设计形式，从而实现内板和中板4，中板4和外板之间的二次展开。

本发明设计了一种热刀式无源单压紧点太阳翼展开机构，该展开机构工作时产生的冲击小，无毒害气体，对航天器结构和周边仪器影响小，对光学仪器不会产生污染，安全可靠，可重复进行地面测试，力学环境适应性好，制造成本低，地面操作简单，需要的地面工装设备少；本发明利用太阳翼和卫星本体之间的缝隙进行绳索1张紧设计，充分利用了可用空间，实现了整个卫星的紧凑型设计；本发明各个部件之间独立设计，同时通过安装法兰和螺钉连接，设计工艺性好。

本发明选用大力马绳作为拉紧绳索1。工作时热刀产生高温，与电热元件紧密接触并被张紧的绳索1局部熔化，强度逐渐衰减并最终断裂，引起相应的释放动作。热刀释放机构的设计方案如图7所示，包括沿绳索拉伸方向并排分布的主热刀和备热刀，主热刀和备热刀均包括与卫星本体固定连接的基座20和垂直于y侧面的突起发热结构21。

根部展开锁定机构3主要由根铰公铰9、根铰母铰10、轴承组件、展开锁定组件12、展开驱动弹簧11、二次展开锁定支架等组成，其功能是提供太阳电池阵与卫星平台的安装接口，并依靠铰链中的弹簧和锁定装置实现根部展开并锁定，其中二次展开锁定支架可保证外板和内板在一次展开完毕后再进行二次展开。

由于内外板展开锁定机构8只是与基板的连接结构稍有不同，在此都作为板间展开锁定机构进行设计说明。板间展开锁定机构主要由板间公铰、板间母铰、轴承组件、锁定组件、展开驱动弹簧11等组成，其功能是在帆板一次展开到位并锁定后，驱动外侧板或者内侧板展开并锁定。其锁定装置弹簧与根部展开锁定机构3相同，在此不再敷述。

基板作为太阳电池和电路的载体，承受发射和在轨运行阶段的工况载荷，确保太阳电池和电路部分不受损伤，可正常进行工作是十分必要的，本发明避免采用火工品，实现了上述目的。在发射阶段，太阳电池翼呈折叠收拢状态，由压紧释放装置将其压紧在星体两侧；待卫星入轨、姿态稳定后，热刀装置实施解锁，太阳电池阵在展开锁定机构的作用下同步展开，到位后给出有效锁定的指示信号，太阳电池片阵面朝向-z方向。

在本发明的一个实施例中，对于有高接触压力的活动接触表面，应采取防真空冷焊和摩擦焊措施；压紧限位机构和热刀释放机构2与其余构件组装成太阳翼后，其预置压紧力应满足设计要求；释放时不能有零件或碎片脱离卫星，不能对卫星或太阳翼造成污染；释放后的压紧承载构件应经展开分析，不能影响机构的安全展开；装置应采用冗余设计；应采取适当的缓冲措施，防止冲击载荷对太阳翼机构的影响和避免零件脱离太阳翼。

本发明具有以下优点：

展开的高可靠性——本发明避免了火工品的使用，采用热刀解锁，冲击较小；同时采用一个压紧点，压紧展开过程简单，设计避免钩挂；第三，热刀解锁装置包括两个热刀切割器，互为备份，可靠性高。

高伸缩比——本发明利用太阳翼和卫星本体之间的缝隙进行绳索1张紧设计，充分利用了可用空间，实现了整个卫星的紧凑型设计。本发明同时采用二次展开的展开方式，提高了伸缩比。

轻质——本发明的绳索1及张紧机构的质量要远远低于火工品。

低功率消耗——本发明只需要对热刀释放机构2加热即可，无其他电功率消耗。

为了满足太阳电池阵收拢状态下的刚度要求及展开过程中紧固绳索1的顺利抽出，卫星太阳电池阵每翼各设置了1个压紧点，如图1所示，同时，通过设置热刀熔断的位置及热刀的安装位置，保证展开过程中绳索不产生钩挂。其中设置绳索1总长度，设置解锁释放后星上残留绳索1长度及帆板上残留绳索1长度，以保证展开过程中不产生钩挂。

该装置工作时产生的冲击小，无毒害气体，对航天器结构和周边仪器影响小，对光学仪器不会产生污染，安全可靠，可重复进行地面测试。

综上，上述实施例对太阳翼构型及其展开方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。