一种柔性太阳翼恒力张紧机构的制作方法

本发明涉及太阳翼。更具体地，涉及一种柔性太阳翼恒力张紧机构。

背景技术：

1、随着国内外以低轨道宽带通信卫星为代表的航天器快速发展，航天器机构技术得到了越来越多的研究应用。相比于传统的刚性基板、半刚性基板，以玻璃纤维增强聚酰亚胺薄膜为代表的柔性基板，具有面密度小、折叠包络空间小、展开供电面积大的优势，已经在空间飞行器领域得到了大量应用。

2、但柔性基板张紧绳在空间温度环境变化时容易变形，根据热胀冷缩原理，低温环境会导致张紧绳收缩变短，从而导致太阳翼柔性基板张力变大。因为柔性基板为高分子材料，外力作用下会发生大分子蠕变，所以张力变大可能导致基板的结构损坏，此外也可能造成太阳电池片、电缆管路等其它结构损坏。相应的，高温环境会导致张紧绳边长，从而导致太阳翼柔性基板张紧力变小。张力变小会造成太阳翼柔性基板变形，或者在外部力学扰动时容易变形，影响对太阳照射方向对准的调节，进而可能影响太阳翼的发电效率；其次张力变小会造成柔性基板结构振动时的固有频率和振形偏离设计方案，固有频率过低可能导致柔性基板和表面电路发生共振。

技术实现思路

1、鉴于上述问题，本发明的目的在于提供一种能够解决太阳翼基板展开后张紧绳张紧绳受温度环境影响问题的柔性太阳翼恒力张紧机构。

2、为达到上述目的，本发明采用以下技术方案：

3、一种柔性太阳翼恒力张紧机构，包括：

4、结合固定于卫星舱体的张紧组件；以及

5、围绕太阳翼伸展臂的外轮廓设置的张紧绳，所述张紧绳的第一端通过所述张紧组件与所述卫星舱体连接固定，第二端穿过太阳翼伸展臂远离卫星舱体的一端并结合固定于所述卫星舱体，所述张紧绳能够随着太阳翼的展开而张紧，所述张紧组件被配置为对所述张紧绳提供恒定张紧力；

6、所述张紧组件包括结合固定于卫星舱体的支架，架设于所述支架上的拉杆，以及连接于所述支架和拉杆之间的至少一个恒力弹簧；

7、所述张紧绳的第一端连接于所述拉杆的中部，所述拉杆能够随所述张紧绳的伸长或者缩短相对于所述支架沿第一方向往复运动，从而带动所述恒力弹簧沿第一方向伸缩变形。

8、此外，可选的方案是，所述恒力弹簧包括卷绕部和固定端，所述固定端与所述拉杆连接固定，所述卷绕部通过螺钉固定于所述支架。

9、此外，可选的方案是，所述支架的两相对侧壁设有滑槽，所述拉杆的两端通过滑块分别与所述滑槽滑动连接。

10、此外，可选的方案是，所述拉杆的两端端部配置有固定块。

11、此外，可选的方案是，所述恒力弹簧通过连接架与所述拉杆连接固定，所述连接架包括结合固定于所述拉杆上的连接部，以及位于所述连接部靠近所述恒力弹簧的一侧的固定部，所述恒力弹簧通过销钉结合固定于所述固定部。

12、此外，可选的方案是，所述连接部开设有连接孔，所述拉杆中部包括与所述连接孔对应配合的轴结构，所述连接部通过连接孔安装于所述轴结构，所述连接孔和轴结构为过盈配合。

13、此外，可选的方案是，所述张紧绳的通过绳体与所述拉杆连接固定，所述绳体的一端与所述张紧绳的第一端结合固定，另一端连接固定于所述拉杆的中部。

14、此外，可选的方案是，多个所述恒力弹簧并联设置。

15、此外，可选的方案是，所述固定部开设有第一安装孔，所述恒力弹簧上开设有第二安装孔，所述第一安装孔和第二安装孔对应配合设置；

16、所述销钉穿设于所述第一安装孔和第二安装孔内，以连接所述连接架和恒力弹簧。

17、此外，可选的方案是，所述支架包括安装支耳。

18、本发明的有益效果如下：

19、针对现有技术中存在的技术问题，本申请实施例提供一种柔性太阳翼恒力张紧机构，本发明实施例所提供的柔性太阳翼恒力张紧机构，通过张紧组件与张紧绳连接，使拉杆在水平方向上的位移带动所述恒力弹簧，利用恒力弹簧抵消张紧绳因温度环境伸缩而产生的力，能够使得柔性太阳翼在展开后保持恒力张紧，提高整体翼面的刚度和平面度，并且能够在不同温度环境下保证恒力张紧，结构简单，重量轻，全套机构为金属材料结构，空间环境适应性良好，使用寿命长，不需要额外的保护装置，提高了太阳翼整体设计的可靠性，降低了制造成本。

技术特征：

1.一种柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述恒力弹簧包括卷绕部和固定端，所述固定端与所述拉杆连接固定，所述卷绕部通过螺钉固定于所述支架。

3.根据权利要求1所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述支架的两相对侧壁设有滑槽，所述拉杆的两端通过滑块分别与所述滑槽滑动连接。

4.根据权利要求3所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述拉杆的两端端部配置有固定块。

5.根据权利要求1所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述恒力弹簧通过连接架与所述拉杆连接固定，所述连接架包括结合固定于所述拉杆上的连接部，以及位于所述连接部靠近所述恒力弹簧的一侧的固定部，所述恒力弹簧通过销钉结合固定于所述固定部。

6.根据权利要求5所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述连接部开设有连接孔，所述拉杆中部包括与所述连接孔对应配合的轴结构，所述连接部通过连接孔安装于所述轴结构，所述连接孔和轴结构为过盈配合。

7.根据权利要求1所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述张紧绳的通过绳体与所述拉杆连接固定，所述绳体的一端与所述张紧绳的第一端结合固定，另一端连接固定于所述拉杆的中部。

8.根据权利要求1所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述恒力弹簧的数量为多个时，多个所述恒力弹簧并联设置。

9.根据权利要求5所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述固定部开设有第一安装孔，所述恒力弹簧上开设有第二安装孔，所述第一安装孔和第二安装孔对应配合设置；

10.根据权利要求1所述的柔性太阳翼恒力张紧机构，其特征在于，所述支架包括安装支耳。

技术总结
本发明实施例公开了一种柔性太阳翼恒力张紧机构，包括结合固定于卫星舱体的张紧组件以及张紧绳，张紧绳的第一端通过张紧组件与卫星舱体连接固定，第二端穿过太阳翼伸展臂远离卫星舱体的一端并结合固定于卫星舱体，张紧绳能够随着太阳翼的展开而张紧，张紧组件被配置为对张紧绳提供恒定张紧力；张紧组件包括结合固定于卫星舱体的支架，架设于支架上的拉杆，以及连接于支架和拉杆之间的恒力弹簧；张紧绳的第一端连接于拉杆的中部，拉杆能够随张紧绳的伸长或者缩短相对于支架沿第一方向往复运动，从而带动恒力弹簧沿第一方向伸缩变形。能够在不同温度环境下保证恒力张紧，提高了太阳翼整体设计的可靠性，降低了制造成本。

技术研发人员：王冬旭,张胜芝,叶晓滨
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：
技术公布日：2024/1/15