CN104648694A - 一种扭簧驱动的小卫星星载可展开平面结构及其安装方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航天技术领域，旨在提供一种扭簧驱动的小卫星星载可展开平面结构及其安装方法。该种扭簧驱动的小卫星星载可展开平面结构包括等边三角形展开单元，等边三角形展开单元包括薄壁杆件、节点、接头、扭簧和销轴，且相邻的等边三角形展开单元之间利用不同的节点拼接；该安装方法包括步骤：有效载荷的安装，薄壁杆件与接头的连接，薄壁杆件与六向节点、三向节点、四向节点以及中心节点的连接，双向节点的安装，导线的焊接，小卫星星载可展开平面结构与小卫星的连接，导线的连接。本发明的可展开平面结构利用自身关节处的扭簧驱动展开，可以快速从折叠状态转为展开状态，操作简单，展开可靠性高。

Description

一种扭簧驱动的小卫星星载可展开平面结构及其安装方法

技术领域

本发明是关于航天技术领域，特别涉及一种扭簧驱动的小卫星星载可展开平面结构及其安装方法。

背景技术

近年来，小卫星由于其质量轻、成本低以及研究周期短等优点，越来越受到重视。但是小卫星质量较轻、体积较小，自身姿态控制能力有限，所以目前的小卫星上很少搭载工作平台，使小卫星功能受限。目前小卫星主要以小型螺旋天线来收发信号、卫星表面粘贴太阳能电池片来获得能量，而并不是靠搭载的天线平台和太阳帆。

为了拓展小卫星的应用领域，迫切需要一种较大的、能够安装在小卫星上的平台结构，能够安装各种有效载荷。一般地，考虑到运载火箭卫星整流罩的有限体积和小卫星所能够提供的有限能量，小卫星的平台结构通常采用可展开结构形式和以收拢状态储备的势能展开作为驱动方式，但尚没有非常成熟，或者说通用性很强的技术，该领域的市场前景看好。

发明内容

本发明的主要目的在于克服现有技术中的不足，提供一种折叠率高、可靠性高、展开快速高效、能够适合于小卫星的可展开平面结构构成的工作平台及其安装方法。为解决上述技术问题，本发明的解决方案是：

提供一种扭簧驱动的小卫星星载可展开平面结构，主体为薄壁杆件，所述小卫星星载可展开平面结构包括等边三角形展开单元，所述等边三角形展开单元包括薄壁杆件、节点、接头、扭簧和销轴，且相邻的等边三角形展开单元之间利用不同的节点拼接；其中，所述节点分为六向节点、四向节点、三向节点、双向节点、中心节点；

所述薄壁杆件的内部设有空间用于安装有效载荷，薄壁杆件的两端分别开有铆接孔A，薄壁杆件上还开有安装定位孔和走线孔，安装定位孔用于固定内部安装的有效载荷，走线孔用于内部有效载荷与外部的线路连接；

所述节点是设有安装槽的节点板，每个安装槽是用于和薄壁杆件一端的接头连接的凹槽，安装槽上设有扭簧孔和销轴孔；其中，六向节点设有六个安装槽，四向节点设有四个安装槽，三向节点设有三个安装槽，双向节点设有两个安装槽，中心节点是下方带 有底座的六向节点，底座为设有螺纹孔的空心圆柱，用于实现小卫星星载可展开平面结构与小卫星连接；

所述接头上设有铆接孔B、扭簧孔和销轴孔，薄壁杆件的两端分别通过铆接孔A、铆接孔B与接头连接，薄壁杆件端部每个安装好的接头再分别通过扭簧孔、销轴孔，利用扭簧和销轴与节点的一个安装槽连接；所述扭簧用于：在小卫星星载可展开平面结构展开时提供展开驱动力，以及在小卫星星载可展开平面结构处于展开状态时，提供预留扭矩保持结构平衡和平面的形面精度。

在本发明中，所述节点上开有孔，用于减轻质量；且节点板能作为所连接的扭簧的限位装置，具体是指：扭簧在驱动小卫星星载可展开平面结构展开时，薄壁杆件旋转90度后与节点板接触，用于限制薄壁杆件继续旋转。

在本发明中，所述销轴的一端带有端头，另一端内部设有螺纹孔；销轴能通过螺纹孔利用螺栓与节点连接。

在本发明中，所述小卫星星载可展开平面结构为对称结构，且中心节点安装在小卫星星载可展开平面结构的中心位置。

在本发明中，所述薄壁杆件的材质采用碳纤维材料(经过热控处理，用于提高有效载荷的空间适应性)；所述节点和接头的材质都采用高强度铝合金材料(样机上采用2A12铝合金)；所述扭簧采用不锈钢扭簧(通过高低温真空试验验证，验证试验条件由该展开结构最终工作的轨道高度的环境决定；扭簧刚度取刚好能满足基频要求时的刚度，样机上所用扭簧刚度为1.85N·mm/°)；所述销轴采用钛合金材质的销轴。

提供基于所述的小卫星星载可展开平面结构的安装方法，用于将小卫星星载可展开平面结构组装后与小卫星连接，具体包括下述步骤：

步骤A(有效载荷的安装)：将有效载荷的两端各连接一段(较短的)能伸出薄壁杆件的导线，然后将有效载荷放入工装上，并缓慢推入薄壁杆件内部，当薄壁杆件的安装定位孔与有效载荷上的螺纹孔对齐后，拧入螺栓并拧紧，再拔出工装，并将有效载荷两端的导线从薄壁杆件的走线孔引出；

步骤B(薄壁杆件与接头的连接)：先用结构胶粘接薄壁杆件与接头，等24小时固化后，将薄壁杆件上的铆接孔A、接头的铆接孔B用抽芯铆钉铆接；

步骤C(薄壁杆件与六向节点、三向节点、四向节点以及中心节点的连接)：先将扭簧的一端伸入与薄壁杆件连接好的接头上的扭簧孔内，然后将带有扭簧和薄壁杆件的接头放入节点上的安装槽的凹槽内，调整位置，使扭簧的另一端穿入节点上的扭簧孔内，调好位置后穿过销轴，并拧上螺栓固定；

步骤D(双向节点的安装)：根据所需小卫星星载可展开平面结构的平面布置图(可参考图4的布局)，把安装上薄壁杆件的节点摆放到相应的位置，连接上双向节点；

步骤E(导线的焊接)：将相邻薄壁杆件内伸出的导线焊接在一起，并最后将导线通过中心节点的底座空心圆柱穿出；

步骤F(小卫星星载可展开平面结构与小卫星的连接)：将连接好的小卫星星载可展开平面结构的中心节点底座放入小卫星的顶板空心圆柱内，并使中心节点的螺纹孔与小卫星顶板的连接孔对齐，对齐后的孔内穿入螺钉固定；

步骤G(导线的连接)：将小卫星引出的导线与小卫星星载可展开平面结构中心节点处的导线连接。

在本发明中，所述有效载荷的两端带有螺纹孔，用于和薄壁杆件上的安装定位孔配合，实现有效载荷的固定安装。

在本发明中，所述小卫星顶板的中间设有外伸的顶板空心圆柱，顶板空心圆柱的内径为小卫星星载可展开平面结构中心节点的底座外径，且顶板空心圆柱上设有与底座上螺纹孔配合的连接孔。

在本发明中，所述工装用于有效载荷的安装；工装的前端带有凹槽，用于放入有效载荷，工装的中部设有凸起的板，用于限制有效载荷的单向移动，工装的长度满足有效载荷安装到位时还能将工装拔出，工装的高度满足有效载荷安装到位时，有效载荷与薄壁杆件的上表面接触。

本发明的工作原理：通过扭簧的预留扭矩和底板的限位作用来保持结构的平面精度，机构对称展开，平面方向的冲击力相互抵消，只在面的法线方向有冲击力，不会对卫星造成明显的翻滚，平面拓扑关系为闭合的三角形，只要有两边展开，三角形就能展开，展开可靠性高，且展开迅速。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、本发明的小卫星星载可展开平面结构，其收拢状态尺寸取决于杆件的截面尺寸，展开状态尺寸取决于杆件的长度尺寸，故收纳比较大，满足火箭发射时的小空间需求和太空中使用的大空间需求，且其在折叠状态时，也因重量小和和收纳率高，具有方便携带的优势。

2、本发明的小卫星星载可展开平面结构利用自身关节处的扭簧驱动展开，可以在少于1秒的时间内快速从折叠状态转为展开状态，并可有效使用，操作简单，展开可靠性高。

3、本发明的小卫星星载可展开平面结构，能将有效载荷安装在杆件内，易于实现热控和保护，使有效载荷具有较好的工作环境，提供高精度的工作平台，拓展了小卫星的功能和应用领域。

4、本发明的小卫星星载可展开平面结构制作简单，可批量生产，有着很高的实用价值和推广价值。

附图说明

图1为小卫星星载可展开平面结构的收拢状态示意图。

图2为小卫星星载可展开平面结构的展开过程状态示意图。

图3为小卫星星载可展开平面结构的完全展开状态示意图。

图4为小卫星星载可展开平面结构的整体结构部件示意图。

图5为薄壁杆件与接头的连接示意图。

图6为中心节点示意图。

图7为三向节点示意图。

图8为六向节点及其装配示意图。

图9为四向节点示意图。

图10为双向节点及其装配示意图。

图11为工装对有效载荷的安装示意图。

图12为有效载荷安装后示意图。

图13为中心节点与小卫星连接示意图。

图中的附图标记为：1小卫星星载可展开平面结构；2小卫星；3铆接孔A；4顶板空心圆柱；5薄壁杆件；6中心节点；7三向节点；8六向节点；9四向节点；10双向节点；11接头；12走线孔；13安装定位孔；14铆接孔B；15加劲肋；16扭簧；17销轴；18有效载荷；19螺纹孔；20工装。

具体实施方式

下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述：

如图1、图2、图3所示的一种扭簧驱动的小卫星星载可展开平面结构1，由基本的等边三角形展开单元组合而成，通过节点处的扭簧16驱动展开，能作为小卫星2的搭载工作平台。所述小卫星星载可展开平面结构1的主体为薄壁杆件5，还包括节点、接头11、扭簧16和销轴17。

如图5所示，所述薄壁杆件5的内部空间用于安装有效载荷18，薄壁杆件5的两端分别开有铆接孔A3，薄壁杆件5上还开有安装定位孔13和走线孔12，安装定位孔13用于固定内部的有效载荷18，走线孔12用于内部有效载荷18与外部的线路连接，能够将小卫星2内部的电能传递到薄壁杆件5内的有效载荷18上，保证有效载荷18的正常工作。薄壁杆件5的材质采用碳纤维材料，轻质、高强度，且薄壁杆件5经过热控处理，使有效载荷18具有很好的空间适应性。

所述节点采用高强度铝合金材料制造，质量轻、强度高，易于加工成较复杂的节点形状。节点是设有安装槽的节点板，节点上还开有大量的孔，用于减轻质量。每个安装槽是用于和薄壁杆件5一端的接头11连接的凹槽，安装槽上设有扭簧孔和销轴孔。其中，六向节点8设有六个安装槽，如图8所示；四向节点9设有四个安装槽，如图9所示；三向节点7设有三个安装槽，如图7所示；双向节点10设有两个安装槽，如图10所示；中心节点6是下方带有底座的六向节点，底座为设有螺纹孔的空心圆柱，用于实现小卫星星载可展开平面结构1与小卫星2连接，具体可参考图6。节点底板能作为所连接的扭簧16的限位装置，具体是指：扭簧16在驱动小卫星星载可展开平面结构1展开时，薄壁杆件5旋转90度后与节点底板接触，用于限制薄壁杆件5继续旋转。

所述接头11采用高强度铝合金材料制造，质量轻、强度高，易于加工成较复杂的形状。接头11上设有铆接孔B14和扭簧孔，薄壁杆件5的两端分别通过铆接孔A3、铆接孔B14与接头11连接，薄壁杆件5端部每个安装好的接头11再分别通过扭簧孔，利用扭簧16和销轴17与节点的一个安装槽连接。

所述扭簧16一方面在小卫星星载可展开平面结构1展开时提供展开驱动力，驱动杆件旋转90度后杆件与节点底板接触，不能继续旋转；另一方面展开到位后扭簧16仍有预留扭矩，这样可保持结构稳定，并保持平面的形面精度。收拢时扭簧16的扭转角较大，扭簧16处于高应力状态。扭簧16采用不锈钢扭簧，耐低温，适合于空间环境，扭簧16刚度取刚好能满足基频要求时的刚度(样机上所用扭簧刚度为)，且通过高低温真空试验验证(验证试验条件由该展开结构最终工作的轨道高度的环境决定)，还要保证多次重复展开和长时间收拢后的扭簧16刚度不降低。所述销轴17采用钛合金材质制造，强度高，质量较轻；销轴17的一端带有端头，另一端内部设有螺纹孔；销轴17能通过螺纹孔利用螺栓与节点连接，这样的连接方式可以避免螺栓预紧时对连接的薄壁节点造成变形。

所述薄壁杆件5通过接头11、扭簧16、销轴17、节点连接后，形成等边三角形展开单元，并利用设有数量不同安装槽的节点选择，将等边三角形展开单元拼接成所需的小卫星星载可展开平面结构1。小卫星星载可展开平面结构1为对称结构，且中心节点6安装在小卫星星载可展开平面结构1的中心位置。

小卫星星载可展开平面结构1的安装方法，包括小卫星星载可展开平面结构1组装、与小卫星2连接，具体包括下述步骤：

步骤A(有效载荷18的安装)：将有效载荷18的两端各连接一段较短的能伸出薄壁杆件5的导线，然后将有效载荷18放入工装20上，并缓慢推入薄壁杆件5内部，当薄壁杆件5的安装定位孔13与有效载荷18上的螺纹孔19对齐后，拧入螺栓拧紧，再 拔出工装20，并将有效载荷18两端的导线从薄壁杆件5的走线孔12引出。如图11、图12所示。

所述有效载荷18的两端带有螺纹孔19，用于和薄壁杆件5上的安装定位孔13配合，实现有效载荷18的固定安装。 

所述工装20用于有效载荷18的安装；工装20的前端带有凹槽，用于放入有效载荷18，工装20的中部设有凸起的板，用于限制有效载荷18的单向移动，工装20的长度满足有效载荷18安装到位时还能将工装20拔出，工装20的高度满足有效载荷18安装到位时，有效载荷18与薄壁杆件5的上表面接触，方便连接。

步骤B(薄壁杆件5与接头11的连接)：先用结构胶粘接薄壁杆件5与接头11，等24小时固化后，将薄壁杆件5上的铆接孔A3、接头11的铆接孔B14用抽芯铆钉铆接。

步骤C(薄壁杆件5与六向节点8、三向节点7、四向节点9以及中心节点6的连接)：先将扭簧16的一端伸入与薄壁杆件5相连的接头11上的扭簧孔内，然后将带有扭簧16和薄壁杆件5的接头11放入节点上的安装槽凹槽内，调整位置，使扭簧16的另一端穿入节点上的扭簧孔内，调好位置后穿过销轴17，并拧上螺栓固定。

步骤D(双向节点10的安装)：根据所需小卫星星载可展开平面结构1的平面布置图，可参考图4的布局，把安装上薄壁杆件5的节点摆放到相应的位置，连接上双向节点10。

步骤E(导线的焊接)：将相邻薄壁杆件5内伸出的导线焊接在一起，并最后将导线通过中心节点6的底座空心圆柱穿出。

步骤F(小卫星星载可展开平面结构1与小卫星2的连接)：将连接好的小卫星星载可展开平面结构1的中心节点6底座放入小卫星2顶板的空心圆柱内，并使中心节点6的螺纹孔与小卫星2顶板的连接孔对齐，对齐后的孔内穿入螺钉固定。

如图13所示，小卫星2顶板的中间设有外伸的顶板空心圆柱4，顶板空心圆柱4的内径为小卫星星载可展开平面结构1中心节点6的底座外径，且顶板空心圆柱4上设有与底座上螺纹孔配合的连接孔。

步骤G(导线的连接)：将小卫星2引出的导线与小卫星星载可展开平面结构1中心节点6处的导线连接。

最后，需要注意的是，以上列举的仅是本发明的具体实施例。显然，本发明不限于以上实施例，还可以有很多变形。本领域的普通技术人员能从本发明公开的内容中直接导出或联想到的所有变形，均应认为是本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种扭簧驱动的小卫星星载可展开平面结构，主体为薄壁杆件，其特征在于，所述小卫星星载可展开平面结构包括等边三角形展开单元，所述等边三角形展开单元包括薄壁杆件、节点、接头、扭簧和销轴，且相邻的等边三角形展开单元之间利用不同的节点拼接；其中，所述节点分为六向节点、四向节点、三向节点、双向节点、中心节点；

所述薄壁杆件的内部设有空间用于安装有效载荷，薄壁杆件的两端分别开有铆接孔A，薄壁杆件上还开有安装定位孔和走线孔，安装定位孔用于固定内部安装的有效载荷，走线孔用于内部有效载荷与外部的线路连接；

所述节点是设有安装槽的节点板，每个安装槽是用于和薄壁杆件一端的接头连接的凹槽，安装槽上设有扭簧孔和销轴孔；其中，六向节点设有六个安装槽，四向节点设有四个安装槽，三向节点设有三个安装槽，双向节点设有两个安装槽，中心节点是下方带有底座的六向节点，底座为设有螺纹孔的空心圆柱，用于实现小卫星星载可展开平面结构与小卫星连接；

所述接头上设有铆接孔B、扭簧孔和销轴孔，薄壁杆件的两端分别通过铆接孔A、铆接孔B与接头连接，薄壁杆件端部每个安装好的接头再分别通过扭簧孔、销轴孔，利用扭簧和销轴与节点的一个安装槽连接；所述扭簧用于：在小卫星星载可展开平面结构展开时提供展开驱动力，以及在小卫星星载可展开平面结构处于展开状态时，提供预留扭矩保持结构平衡和平面的形面精度。

2.根据权利要求1所述的小卫星星载可展开平面结构，其特征在于，所述节点上开有孔，用于减轻质量；且节点板能作为所连接的扭簧的限位装置，具体是指：扭簧在驱动小卫星星载可展开平面结构展开时，薄壁杆件旋转90度后与节点板接触，用于限制薄壁杆件继续旋转。

3.根据权利要求1所述的小卫星星载可展开平面结构，其特征在于，所述销轴的一端带有端头，另一端内部设有螺纹孔；销轴能通过螺纹孔利用螺栓与节点连接。

4.根据权利要求1至3任意一项所述的小卫星星载可展开平面结构，其特征在于，所述小卫星星载可展开平面结构为对称结构，且中心节点安装在小卫星星载可展开平面结构的中心位置。

5.根据权利要求1至3任意一项所述的小卫星星载可展开平面结构，其特征在于，所述薄壁杆件的材质采用碳纤维材料；所述节点和接头的材质都采用高强度铝合金材料；所述扭簧采用不锈钢扭簧；所述销轴采用钛合金材质的销轴。

6.基于权利要求1所述的小卫星星载可展开平面结构的安装方法，用于将小卫星星载可展开平面结构组装后与小卫星连接，其特征在于，具体包括下述步骤：

步骤A：将有效载荷的两端各连接一段能伸出薄壁杆件的导线，然后将有效载荷放入工装上，并缓慢推入薄壁杆件内部，当薄壁杆件的安装定位孔与有效载荷上的螺纹孔对齐后，拧入螺栓并拧紧，再拔出工装，并将有效载荷两端的导线从薄壁杆件的走线孔引出；

步骤B：先用结构胶粘接薄壁杆件与接头，等24小时固化后，将薄壁杆件上的铆接孔A、接头的铆接孔B用抽芯铆钉铆接；

步骤C：先将扭簧的一端伸入与薄壁杆件连接好的接头上的扭簧孔内，然后将带有扭簧和薄壁杆件的接头放入节点上的安装槽的凹槽内，调整位置，使扭簧的另一端穿入节点上的扭簧孔内，调好位置后穿过销轴，并拧上螺栓固定；

步骤D：根据所需小卫星星载可展开平面结构的平面布置图，把安装上薄壁杆件的节点摆放到相应的位置，连接上双向节点；

步骤E：将相邻薄壁杆件内伸出的导线焊接在一起，最后将导线通过中心节点的底座空心圆柱穿出；

步骤F：将连接好的小卫星星载可展开平面结构的中心节点底座放入小卫星的顶板空心圆柱内，并使中心节点的螺纹孔与小卫星顶板的连接孔对齐，对齐后的孔内穿入螺钉固定；

步骤G：将小卫星引出的导线与小卫星星载可展开平面结构中心节点处的导线连接。

7.根据权利要求6所述的安装方法，其特征在于，所述有效载荷的两端带有螺纹孔，用于和薄壁杆件上的安装定位孔配合，实现有效载荷的固定安装。

8.根据权利要求6所述的安装方法，其特征在于，所述小卫星顶板的中间设有外伸的顶板空心圆柱，顶板空心圆柱的内径为小卫星星载可展开平面结构中心节点的底座外径，且顶板空心圆柱上设有与底座上螺纹孔配合的连接孔。

9.根据权利要求6所述的安装方法，其特征在于，所述工装用于有效载荷的安装；工装的前端带有凹槽，用于放入有效载荷，工装的中部设有凸起的板，用于限制有效载荷的单向移动，工装的长度满足有效载荷安装到位时还能将工装拔出，工装的高度满足有效载荷安装到位时，有效载荷与薄壁杆件的上表面接触。