一种基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置的制作方法

1.本实用新型涉及柔性太阳翼与星体布局技术领域，具体地，涉及一种基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置。


背景技术：

2.对航天器而言，太阳翼是主要的供能装置，太阳翼与星体间的布局方式通常因每颗星体结构的不同而存在差异，这对太阳翼布局带来了较大的设计代价与经济代价。尤其在柔性太阳翼的压紧中，所需的压紧装置更为特殊，需要提供均匀的压紧力。卫星批量化生产将成为主流趋势，柔性太阳翼由于其较高的比功率也将成为主流太阳翼，因此，急需一种针对批量生产卫星的柔性太阳翼压紧装置。
3.为此，本实用新型提供一种基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，提高压紧的可靠性和空间利用率，并能适用于一箭多星任务。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的缺陷，本实用新型的目的是提供一种基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置。
5.本实用新型提供的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，用于星体主结构的连接，所述星体主结构堆叠排列，相邻的所述星体主结构的平面区域相对设置，相邻的所述星体主结构之间连接有柔性太阳翼，所述压紧装置包括压紧点和压紧释放装置，相邻的所述星体主结构之间通过所述压紧点和所述压紧释放装置连接。
6.进一步地，所述柔性太阳翼包括若干个依次连接的柔性阵面，所述柔性阵面之间通过回转轴连接。
7.进一步地，所述压紧点与所述星体主结构之间刚性连接。
8.进一步地，所述压紧释放装置为伸缩式结构，能够在相邻的所述星体主结构之间伸缩。
9.进一步地，所述压紧释放装置与所述星体主结构电连接。
10.进一步地，不同的所述星体主结构之间的所述压紧点、所述压紧释放装置相对设置。
11.进一步地，轨道最低的所述星体主结构位于最外层，轨道最高的所述星体主结构位于最内层。
12.与现有技术相比，本实用新型具有如下的有益效果：
13.本实用新型提供的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，采用星体主结构作为柔性太阳翼的压紧平面，可以有效地提高星体在火箭筒体内的空间利用率，并且利用星体间的相互作用力提高星体发射时的稳定性，压紧方式可靠，适用于一箭多星的发射任务。本实用新型利用星体主体结构进行柔性太阳翼压紧的方法新颖，且具有较高的经济价值与实用价值。
附图说明
14.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
15.图1为本实用新型实施例的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置的结构示意图；
16.图2为本实用新型实施例的柔性太阳翼展开结构示意图。
17.其中，
18.11-第一星体主结构，12-第二星体主结构，13-第三星体主结构，21-压紧点，22-压紧释放装置，30-柔性太阳翼，31-柔性阵面，32-回转轴。
具体实施方式
19.下面结合具体实施例对本实用新型进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本实用新型，但不以任何形式限制本实用新型。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本实用新型的保护范围。
20.本实用新型提供了一种基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，本实用新型的压紧装置用于星体主结构之间的连接，星体主结构之间堆叠设置，相邻的星体主结构的平面区域相对设置，便于柔性太阳翼与星体主结构之间的连接；相邻的星体主结构之间连接有柔性太阳翼。
21.如图1所示，本实施例为三个星体主结构之间的连接，分别为第一星体主结构11、第二星体主结构12、第三星体主结构13。第一星体主结构11与第二星体主结构12之间、第二星体主结构12与第三星体主结构13之间分别通过压紧点21和压紧释放装置22连接，相邻的星体主结构之间连接有柔性太阳翼30，压紧点21和压紧释放装置22分别位于柔性太阳翼30的两侧。相邻星体主结构的压紧点21在星体上的位置相对布局相同，即位于柔性太阳翼30同一侧的压紧点21及压紧释放装置22上下相对设置。
22.压紧点21与星体主结构之间为刚性连接，其能承受星体压紧阵面时带来的反作用力而不脱落。压紧点21可通过不同的尺寸设计来提供不同的阵面压紧力。
23.压紧释放装置22为伸缩式结构，由星体主结构上的控制装置进行控制，通过星体主结构上的信号进行释放，实现星体分离。
24.如图2所示，本实施例的柔性太阳翼30，由若干个柔性阵面31组成，相邻的柔性阵面31之间通过回转轴32连接，使柔性太阳翼30形成层叠的“手风琴”结构，通过压紧释放装置22拉动柔性太阳翼30的一端，即可实现柔性太阳翼30的展开。由于柔性太阳翼30的自身刚度很弱，需要外界辅助结构对其提供克服火箭发射段载荷的所需刚度，本实施例即通过压紧点21为柔性太阳翼30提供所需的压紧力。
25.相邻的星体主结构的平面区域相对设置，这样星体主结构提供压紧力的面即为平面，压紧平面在压紧力的作用下不会发生较大的变形，从而避免因压紧力不均匀造成柔性太阳翼30上的电池片破裂。
26.如图1所示，本实施例连接而成的星体主结构，轨道最低的星体主结构在最外层，轨道最高的星体主结构在最内层。
27.本实施例的压紧装置的压紧原理如下：星体主结构本身具有较高的刚度，通过星体主结构上的较大面积的平面区域作为柔性太阳翼的压紧面，由于柔性太阳翼自身刚度很弱，需要星体主结构辅助对其提供克服火箭发射段载荷的所需刚度，因此通过设计压紧点的高度可实现调节堆叠星体间的间距，星体主结构间距变化引起柔性太阳翼的压紧力变化，这种利用星体主体结构进行柔性太阳翼压紧的方法较为新颖，且具有较高的经济价值与实用价值。
28.以上对本实用新型的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本实用新型并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本实用新型的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。


技术特征：
1.一种基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，用于星体主结构的连接，所述星体主结构堆叠排列，相邻的所述星体主结构的平面区域相对设置，相邻的所述星体主结构之间连接有柔性太阳翼，其特征在于，所述压紧装置包括压紧点和压紧释放装置，相邻的所述星体主结构之间通过所述压紧点和所述压紧释放装置连接。2.根据权利要求1所述的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，其特征在于，所述柔性太阳翼包括若干个依次连接的柔性阵面，所述柔性阵面之间通过回转轴连接。3.根据权利要求1所述的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，其特征在于，所述压紧点与所述星体主结构之间刚性连接。4.根据权利要求1所述的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，其特征在于，所述压紧释放装置为伸缩式结构，能够在相邻的所述星体主结构之间伸缩。5.根据权利要求4所述的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，其特征在于，所述压紧释放装置与所述星体主结构电连接。6.根据权利要求1所述的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，其特征在于，不同的所述星体主结构之间的所述压紧点、所述压紧释放装置相对设置。7.根据权利要求1所述的基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，其特征在于，轨道最低的所述星体主结构位于最外层，轨道最高的所述星体主结构位于最内层。

技术总结
本实用新型提供了一种基于星体主结构的柔性太阳翼压紧装置，用于星体主结构的连接，所述星体主结构堆叠排列，相邻的所述星体主结构的平面区域相对设置，相邻的所述星体主结构之间连接有柔性太阳翼，所述压紧装置包括压紧点和压紧释放装置，相邻的所述星体主结构之间通过所述压紧点和所述压紧释放装置连接。本实用新型采用星体主结构作为柔性太阳翼的压紧平面，可以有效地提高星体在火箭筒体内的空间利用率，并且利用星体间的相互作用力提高星体发射时的稳定性，压紧方式可靠，适用于一箭多星的发射任务。星的发射任务。星的发射任务。


技术研发人员：张箎 王栋梁 陈胜珉 咸奎成 程雷
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2022.11.16
技术公布日：2023/1/19