CN105799956A - 立方体卫星制动帆离轨装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种立方体卫星制动帆离轨装置，一种立方体卫星制动帆离轨装置，由两个完全相同的立方体卫星制动帆离轨子装置构成，立方体卫星制动帆离轨子装置包括离轨装置和设置在离轨装置顶部的分隔板。离轨装置为中心对称结构，包括主框架、上端盖、帆存储室导轨、霍尔传感器、底板和两个展开机构，主框架为Z字形，以主框架的中心为对称中心，将主框架分为两个相同的分室，两个展开机构分别设置在两个分室内。本发明利用带状弹簧桅杆将四个薄膜帆沿四个方向分别展开增大卫星运动的法相截面积进而成功解决立方体卫星在完成任务后长时间停留在原有轨道并成为空间碎片的问题。

Description

立方体卫星制动帆离轨装置

技术领域

本发明属于航天器离轨领域，具体涉及一种立方体卫星制动帆离轨装置。

背景技术

近年来，随着人类空间技术取得飞速发展和巨大成就，人类的空间活动也制造了大量空间碎片（也称太空垃圾）。空间碎片的存在严重威胁着在轨航天器的安全，制约了人类空间技术的发展。如何减缓空间碎片的增长已经成为国内外亟需解决的问题。机构间空间碎片协调委员会（Inter-AgencySpaceDebrisCoordinationCommittee,IADC）建议卫星如果不能变轨到墓地轨道，就应在完成其任务后25年内或发射后30年内能自行离轨，进入稠密大气烧毁。

立方体卫星以其成本低、研制周期短、功能密度大等一系列优点，逐渐成为国内外的研究热点。很多研究机构都选择立方体卫星为搭载平台验证新技术和新材料。为避免立方体卫星在完成任务后变为太空碎片，对其他在轨航天器构成碰撞威胁，需要在立方体上装载离轨系统，使其在完成任务后迅速脱离轨道。

目前主要离轨方式包括推进技术、充气球技术、电动力系绳以及制动帆等。但由于立方体卫星体积和质量的限制，导致一些适用于传统卫星的离轨技术难以适用于立方体卫星。其中推进技术会占用星上一些额外的推进剂，提高了卫星的质量，并且在离轨阶段还需要持续的推力矢量控制，对星上其他子系统的寿命提出更高的要求，尤其是电源和太阳能电池板。充气球技术需要星上携带一定的增压装置，给卫星发射和长时间工作带来了一定的安全隐患，并且高压气体引起的不可避免的气体泄露也缩短了该技术的使用寿命。电动力系绳展开后可达到数十米甚至数公里，对于低轨道卫星而言，增加了一定的任务风险性，此外电动力系绳是利用高速运动的导电绳索切割地磁场磁力线产生垂直于系绳和当地磁场方向的作用力，对于一些极地轨道卫星而言，该装置存在一定的局限性。

制动帆主要是通过提高卫星在轨飞行过程中所受到的大气阻力，从而加速卫星的离轨，其在工作过程中不需要卫星进行主动控制，可以依靠自身所储存的机械能来展开，系统质量轻、结构简单、成本低，适用于快速响应、任务周期短的低轨道立方体卫星。

Patrick公开报道了一种适用于低轨道立方体卫星的制动帆装置AEOLDOS(AdvancesinSpaceResearch54(2014)82–91)，该装置依赖系统自身所储存的弹性势能驱动中间转轴转动，从而将制动帆展开。由于该装置所设计的制动帆面积较小，因而可以通过一个转轴将四根桅杆展开，4个帆存储室分别设置在四根桅杆之间。系统结构简单、体积小、质量轻，适用于低轨道立方体卫星的离轨。然而随着立方体卫星轨道高度不断提高，星体质量不断增大，该装置的应用存在一定的局限性。

NASA所设计的制动帆离轨装置Nanosail-D(22^ndAnnualAIAA/USU)是目前公开报道的制动帆装置中唯一实现了在轨演示验证。该装置将帆存储室设置在展开机构顶部，装置展开后面积最大可达到10m²。由于该装置占用了星内2U(20cm*10cm*10cm)的空间，因而不适用于体积较小的立方体卫星。

发明内容

本发明的目的在于提供一种立方体卫星制动帆离轨装置，适用于体积小质量轻的立方体卫星的离轨，解决了立方体卫星在完成任务后无法在规定时间内离轨从而成为空间碎片影响其他卫星的正常运转的问题。

本发明解决技术方案为：一种立方体卫星制动帆离轨装置，由两个完全相同的立方体卫星制动帆离轨子装置构成，立方体卫星制动帆离轨子装置包括离轨装置和设置在离轨装置顶部的分隔板。

离轨装置为中心对称结构，包括主框架、上端盖、帆存储室导轨、霍尔传感器、底板和两个展开机构，主框架为Z字形，以主框架的中心为对称中心，将主框架分为两个相同的分室，两个展开机构分别设置在两个分室内。

主框架的分室以Z字形的端点的连线为界分为内腔和外腔，外腔侧壁的顶部和底部分别设有帆存储室导轨，顶部和底部的帆存储室导轨之间的外腔侧壁上形成桅杆导槽，内腔底部设有底板，底板中心设有轴承安装通孔，内腔顶部设有上端盖，上端盖底部设有轴承盲孔，与底板的轴承安装通孔对应，上端盖设有传感器槽口，用于安装霍尔传感器。

所述展开机构包括帆存储室、带状弹簧桅杆、卷轴、薄齿轮、桅杆限位装置。

所述卷轴两端分别设有薄齿轮，其底部通过轴承与底板的轴承安装通孔固连，顶部通过轴承与上端盖底部的轴承盲孔固连，带状弹簧桅杆套在卷轴上，桅杆限位装置套在带状弹簧桅杆外壁，且与底板固连，帆存储室通过帆存储室导轨与外腔固连。

所述卷轴包括中心轴和卷筒，其中卷筒的顶部和底部分别固连薄齿轮；中心轴位于卷筒中心，并且中心轴两端均高出卷筒，中心轴顶部通过轴承与轴承盲孔固连，中心轴底部通过轴承与轴承安装通孔固连，中心轴底部设有槽口，用作旋转阻尼器的接口。

所述薄齿轮沿圆周方向均匀分布三个强磁。

两个带状弹簧桅杆重叠，缠绕在卷筒外壁，其一端与卷轴的卷筒固连，另一端分别穿过位于外腔两侧的桅杆导槽并且通过系绳与帆存储室连接。

所述桅杆限位装置包括弧形限位主体、限位细轴和第一轴承，若干根相互平行的限位细轴沿弧形限位主体侧壁均匀分布，每根限位细轴上设有两个第一轴承，弧形限位主体顶部与上端盖固连，底部与底板固连，弧形限位主体的开口朝向分室的外腔。

所述帆存储室为与分室外腔形状匹配的棱柱形盒体，包括无盖盒体、盒轴、盒盖、第二轴承、薄膜帆和烧线分离机构，薄膜帆折叠后设置在无盖盒体内，盒盖通过盒轴与无盖盒体的无盖端转动连接，烧线分离机构设置在无盖盒体顶部，且烧线分离机构位于盒盖的开口端，用于控制盒盖的打开，无盖盒体上与盒盖相对的一角设有第二轴承，第二轴承与带状弹簧桅杆接触，盒轴位于无盖盒体开口端底部，盒盖自上向下打开。

一个立方体卫星制动帆离轨子装置位于另一个立方体卫星制动帆离轨子装置的分隔板的顶部，两个立方体卫星制动帆离轨子装置的帆存储室的打开方向相差90度，使得四个帆存储室分别向四个不同的方向打开。

所述分隔板两侧设有开口，用于配置烧线分离机构。

所述立方体卫星制动帆离轨装置的大小占用整个立方体卫星1U，即10cm*10cm*10cm的空间。

本发明的制动帆离轨装置较其他离轨技术有着显著的优势：

(1)本发明体积小、质量轻，完全符合立方体卫星小型化、轻量化要求，减少对其他系统质量和空间的限制，提高立方星的功能密度。

(2)本发明无需外部供能，仅依靠自身储存的机械能展开制动帆，减少地面控制难度，降低立方星制造成本。

(3)本发明是一套单独的系统，并且功能模块化，不会增加其他系统的寿命要求，也不会受其他系统是否正常的影响，在不干扰其他系统的同时也保障离轨系统的可靠性。

(4)本发明的主框架结构完整性好，整体抗冲击抗振动能力强，确保制动装置的正常工作。

(5)本发明的薄齿轮便于在地面对带状弹簧桅杆的收拢和强磁的安装。

(6)本发明的带状弹簧桅杆是单层开口柱面壳结构，在弯曲收拢后能储存机械能，同时在展开后能支撑展开的薄膜帆。

(7)本发明的桅杆限位装置装有两行呈弧状排列的轴承，即可以对收拢的带状弹簧桅杆进行限位，也可以减少带状弹簧桅杆展开过程所受的摩擦力，防止桅杆卡死导致薄膜帆展开失败。

(8)本发明的薄膜帆使用的是镀铝的聚酰亚胺薄膜，其厚度薄，力学性能好并且便于折叠压缩。

(9)本发明的旋转阻尼器能够使得带状弹簧桅杆平稳展开，提高立方体卫星制动帆离轨装置的可靠性，减少带状弹簧桅杆展开过程产生的冲击力，防止带状弹簧桅杆展开冲击过大损坏其他部件。

(10)本发明结构简单，可靠性好，加工成本低，实用性强，非常适用于快速响应、任务周期短的立方体卫星。

附图说明

图1是本发明立方体卫星制动帆离轨装置的主框架立体结构示意图。

图2是本发明立方体卫星制动帆离轨装置的上端盖立体结构示意图。

图3是本发明立方体卫星制动帆离轨装置的卷轴立体结构示意图。

图4是本发明立方体卫星制动帆离轨装置的薄齿轮立体结构示意图。

图5是本发明立方体卫星制动帆离轨装置的带状弹簧桅杆收拢后的立体结构示意图。

图6是本发明立方体卫星制动帆离轨装置的桅杆限位装置立体结构示意图。

图7是本发明立方体卫星制动帆离轨装置的帆储存室立体结构示意图。

图8是本发明立方体卫星制动帆离轨子装置立体结构主视图。

图9是本发明立方体卫星制动帆离轨装置立体结构仰视图。

图10是本发明立方体卫星制动帆离轨装置整体结构示意图。

图11是本发明立方体卫星制动帆离轨装置展开示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

结合图1~图11，一种立方体卫星制动帆离轨装置，其大小占用整个立方体卫星1U（10cm*10cm*10cm）的空间。由两个完全相同的立方体卫星制动帆离轨子装置构成。

立方体卫星制动帆离轨子装置包括离轨装置28和设置在离轨装置28顶部的分隔板27。

离轨装置28为中心对称结构，包括主框架5、上端盖6、帆存储室导轨2、霍尔传感器、底板25和两个展开机构，主框架5为Z字形，以主框架5的中心为对称中心，将主框架5分为两个相同的分室1，两个展开机构分别设置在两个分室1内。

主框架5的分室1以Z字形的端点的连线为界分为内腔和外腔，外腔侧壁的顶部和底部分别设有帆存储室导轨2，顶部和底部的帆存储室导轨2之间的外腔侧壁上形成桅杆导槽3。内腔底部设有底板25，底板25中心设有轴承安装通孔4。内腔顶部设有上端盖6，上端盖6底部设有轴承盲孔7，与底板25的轴承安装通孔4对应。上端盖6设有传感器槽口8，用于安装霍尔传感器。

展开机构包括帆存储室20、带状弹簧桅杆15、卷轴11、薄齿轮13、桅杆限位装置16。

卷轴11两端分别设有薄齿轮13，其底部通过轴承与底板25的轴承安装通孔4固连，顶部通过轴承与上端盖6底部的轴承盲孔7固连，带状弹簧桅杆15套在卷轴11上。桅杆限位装置16套在带状弹簧桅杆15外壁，且与底板25固连。帆存储室20通过帆存储室导轨2与外腔固连。

卷轴11包括中心轴10和卷筒9，其中卷筒9的顶部和底部分别固连薄齿轮13。中心轴10位于卷筒9中心，并且中心轴10两端均高出卷筒9。中心轴10顶部通过轴承与轴承盲孔7固连，中心轴10底部通过轴承与轴承安装通孔4固连。中心轴10底部设有槽口12，用作旋转阻尼器的接口。

薄齿轮13沿圆周方向均匀分布三个强磁14，安装在上端盖6上传感器槽口8内的霍尔传感器通过强磁14可以测量卷轴11的转速。通过反方向回转薄齿轮13，可以用来回收带状弹簧桅杆15。

带状弹簧桅杆15是形状类似刚卷尺的一种结构。两个带状弹簧桅杆15重叠，一端连接在卷轴11的卷筒9上，另一端分别穿过位于外腔两侧的桅杆导槽3并且通过系绳与帆存储室20内的薄膜帆连接。如图5为收拢状态的带状弹簧桅杆15。所述带状弹簧桅杆15选用无磁材料，例如碳纤维、铜铍合金等。

桅杆限位装置16包括弧形限位主体17、限位细轴18和第一轴承19。若干根相互平行的限位细轴18沿弧形限位主体17侧壁均匀分布，每根限位细轴18上设有两个第一轴承19，第一轴承19既可以限制处于收拢状态的带状弹簧桅杆15的收拢半径，也可以减少带状弹簧桅杆15展开过程受到的摩擦力。弧形限位主体17顶部与上端盖6固连，底部与底板25固连。弧形限位主体17的开口朝向分室1的外腔。

帆存储室20为与分室1外腔形状匹配的棱柱形盒体，用以存储折叠压缩后的薄膜帆，包括无盖盒体22、盒轴24、盒盖21、第二轴承23、薄膜帆和烧线分离机构。薄膜帆折叠后设置在无盖盒体22内，盒盖21通过盒轴24与无盖盒体22的无盖端转动连接，烧线分离机构设置在无盖盒体22顶部，且烧线分离机构位于盒盖21的开口端，用于控制盒盖21的打开。无盖盒体22上与盒盖21相对的一角设有第二轴承23，第二轴承23与带状弹簧桅杆15接触，用以限制带状弹簧桅杆15收拢半径和减少带状弹簧桅杆15展开过程所受的摩擦阻力。盒轴24位于无盖盒体22开口端底部，盒盖21自上向下打开。

一个立方体卫星制动帆离轨子装置位于另一个立方体卫星制动帆离轨子装置的分隔板27的顶部，两个立方体卫星制动帆离轨子装置的帆存储室20的打开方向相差90度，使得四个帆存储室20分别向四个不同的方向打开，如图11所示。

薄膜帆为镀铝聚酰亚胺薄膜。

旋转阻尼器（市购）用来使带状弹簧桅杆15平稳展开，与中心轴11底部的槽口12连接，并与底板25固连。

分隔板27两侧设有开口26，用于配置烧线分离机构。

电路走线配置可在主框架5、上端盖6、底板25和分隔板27上开通槽，即可实现。

工作说明

一种立方体卫星制动帆离轨装置，固定于立方星飞行方向的底部，卫星发射前，八个带状弹簧桅杆15分别收拢在两个主框架5的四个分室1空间内，四个薄膜帆分别折叠压缩放入四个帆存储室20内。拉紧的烧线分离机构连接绳将无盖盒体22与盒盖21闭合锁定。闭合后的盒盖21压住带状弹簧桅杆15。立方星在轨完成任务后，接收到展开制动帆离轨装置的指令，烧线分离机构通电烧断连接绳，四个帆存储室20的盒盖21分别向四个方向自上向下打开，盘绕于卷轴11上的带状弹簧桅杆15释放储存的弹性势能，使折叠压缩于帆储存室20内的四个薄膜帆向四个方向展开，提高了卫星飞行过程中的速度方向上的截面积，增大立方星所受到的空气阻力，使卫星快速脱离轨道。

实施例：以三单元立方星为例

结合图1~图11，一种立方体卫星制动帆离轨装置，其大小占用整个立方体卫星1U（10cm*10cm*10cm）的空间。由两个完全相同的立方体卫星制动帆离轨子装置构成。立方体卫星制动帆离轨子装置由离轨装置28和设置在离轨装置28顶部的分隔板27组成。

离轨装置28为中心对称结构，包括主框架5、上端盖6、帆存储室导轨2、霍尔传感器、底板25和两个展开机构，主框架5为Z字形，以主框架5的中心为对称中心，将主框架5分为两个相同的分室1，两个展开机构分别设置在两个分室1内。

主框架5的分室1以Z字形的端点的连线为界分为内腔和外腔，外腔侧壁的顶部和底部分别设有帆存储室导轨2，顶部和底部的帆存储室导轨2之间的外腔侧壁上形成桅杆导槽3。内腔底部设有底板25，底板25中心设有轴承安装通孔4。内腔顶部设有上端盖6，上端盖6底部设有轴承盲孔7，与底板25的轴承安装通孔4对应，内腔上端盖6和底板25之间通过轴承来限制卷轴11自由度。上端盖6上设有传感器槽口8，用于安装霍尔传感器，上端盖6上两侧均匀分布两个螺钉沉头孔，使上端盖6与桅杆限位装置16通过螺钉固连。

展开机构包括帆存储室20、带状弹簧桅杆15、卷轴11、薄齿轮13、桅杆限位装置16。

卷轴11两端分别设有薄齿轮13，其底部通过轴承与底板25的轴承安装通孔4固连，顶部通过轴承与上端盖6底部的轴承盲孔7固连。带状弹簧桅杆15套在卷轴11上，并通过螺钉固连在卷筒9上。桅杆限位装置16套在带状弹簧桅杆15外壁，且与底板25通过螺钉固连。帆存储室20通过帆存储室导轨2与分室1外腔固连，并且帆存储室20开口一侧通过螺钉固连在主框架5上。

卷轴11包括中心轴10和卷筒9，其中卷筒9的顶部和底部通过螺钉分别固连薄齿轮13。中心轴10位于卷筒9中心，并且中心轴10两端均高出卷筒9。中心轴10顶部通过轴承与轴承盲孔7固连，中心轴10底部通过轴承与轴承安装通孔4固连。中心轴10底部设有槽口12，用作旋转阻尼器的接口。卷筒9侧面有两个螺孔用以固连带状弹簧桅杆，卷筒9上下端面设有以中心轴10为中心成圆周分布的三个螺孔，用来固连薄齿轮13。

薄齿轮13穿过中心轴10并通过螺钉固定于卷筒上下端面上。薄齿轮13沿圆周方向均匀设置的三个矩形槽用以安装强磁25。安装在上端盖6上传感器槽口8内的霍尔传感器通过强磁25可以测量卷轴11的转速。通过反方向回转薄齿轮13，可以用来回收带状弹簧桅杆15。

带状弹簧桅杆15是形状类似刚卷尺的一种结构。两个带状弹簧桅杆15重叠，在带状弹簧桅杆15的两端分别设置两个通孔。一端通过螺钉将带状弹簧桅杆15固定在卷轴11的卷筒9上，另一端分别穿过位于外腔两侧的桅杆导槽3，并且通过系绳与帆存储室20内的薄膜帆连接。如图6为收拢状态的带状弹簧桅杆15。

桅杆限位装置16包括弧形限位主体16、限位细轴18和第一轴承19，若干根限位细轴18沿弧形限位主体16侧壁均匀分布，每根限位细轴18上设有两个第一轴承19，第一轴承19既可以限制处于收拢状态的带状弹簧桅杆15的收拢半径，也可以减少带状弹簧桅杆15展开过程受到的摩擦力。弧形限位主体16顶部与上端盖6通过螺钉固连，底部与底板25通过螺钉固连。弧形限位主体16的开口朝向分室1的外腔。

帆存储室20为与分室1外腔形状匹配的棱柱形盒体，用以存储折叠压缩后的薄膜帆，包括无盖盒体22、盒轴24、盒盖21、第二轴承23、薄膜帆和烧线分离机构。薄膜帆折叠后设置在无盖盒体22内，盒盖21通过盒轴24与无盖盒体22的无盖端转动连接，烧线分离机构设置在无盖盒体22顶部，且烧线装置位于盒盖21的开口端，用于控制盒盖21的打开。无盖盒体22上与盒盖21相对的一角设有第二轴承23，第二轴承23与带状弹簧桅杆15接触，用以限制带状弹簧桅杆15收拢半径和减少带状弹簧桅杆15展开过程所受的摩擦阻力。盒轴24位于无盖盒体22开口端底部，盒盖21自上向下打开。盒身开口端面有通孔用以将帆存储室20安装固定于主框架上13。无盖盒体22上端面设置凸起安装螺钉用来固定连接盒盖21与无盖盒体22之间的系绳。

3U立方体卫星上安装两个立方体卫星制动帆离轨子装置，其中一个立方体卫星制动帆离轨子装置位于另一个立方体卫星制动帆离轨子装置的分隔板27的顶部，两个立方体卫星制动帆离轨子装置的帆存储室20的打开方向相差90度，使得四个帆存储室20分别向四个不同的方向打开，如图11所示。

薄膜帆为镀铝聚酰亚胺薄膜。

旋转阻尼器（市购）用来使带状弹簧桅杆15平稳展开，与中心轴10底部的槽口12连接，与底板25固连。

分隔板27两侧设有开口26，用于配置烧线分离机构。

电路走线配置可在主框架5、上端盖6、底板25和分隔板27上开通槽，即可实现。

立方体卫星制动帆离轨装置固定于3U立方体卫星飞行方向的底部，卫星发射前，八个带状弹簧桅杆15分别收拢在两个主框架5的四个分室1空间内，四个薄膜帆分别折叠压缩放入四个帆存储室20中。拉紧的烧线分离机构的连接绳将帆存储室20的无盖盒体22与盒盖21闭合锁定。闭合后的盒盖21压住带状弹簧桅杆15。立方星在轨完成任务后，接收到展开制动帆的指令，烧线分离装置通电烧断连接绳，四个帆存储室20的盒盖21分别向四个方向打开，盘绕于卷轴11上的带状弹簧桅杆15释放储存的弹性势能能，使折叠压缩于帆储存室20内的四个薄膜帆向四个方向展开，提高了卫星飞行过程中的速度方向上的截面积，增大立方体卫星所受到的空气阻力，使卫星快速脱离轨道。

综上所述本发明的立方体卫星制动帆离轨装置体积小，质量轻，完全符合立方体卫星对离轨装置小型化、轻量化要求，其模块化，独立化也不会影响其他系统的运作，并且没有对其他子系统的寿命提出更高要求。同时本发明的立方体卫星制动帆离轨装置结构简单，加工成本低，完整性好，可靠性高，适用于成本低、研制周期短、功能密度大的立方体卫星。

Claims (10)

1.一种立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：由两个完全相同的立方体卫星制动帆离轨子装置构成，立方体卫星制动帆离轨子装置包括离轨装置（28）和设置在离轨装置（28）顶部的分隔板（27）；

离轨装置（28）为中心对称结构，包括主框架（5）、上端盖（6）、帆存储室导轨（2）、霍尔传感器、底板（25）和两个展开机构，主框架（5）为Z字形，以主框架（5）的中心为对称中心，将主框架（5）分为两个相同的分室（1），两个展开机构分别设置在两个分室（1）内；

主框架（5）的分室（1）以Z字形的端点的连线为界分为内腔和外腔，外腔侧壁的顶部和底部分别设有帆存储室导轨（2），顶部和底部的帆存储室导轨（2）之间的外腔侧壁上形成桅杆导槽（3），内腔底部设有底板（25），底板（25）中心设有轴承安装通孔（4），内腔顶部设有上端盖（6），上端盖（6）底部设有轴承盲孔（7），与底板（25）的轴承安装通孔（4）对应，上端盖（6）设有传感器槽口（8），用于安装霍尔传感器。

2.根据权利要求1所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述展开机构包括帆存储室（20）、带状弹簧桅杆（15）、卷轴（11）、薄齿轮（13）、桅杆限位装置（16）；

所述卷轴（11）两端分别设有薄齿轮（13），其底部通过轴承与底板（25）的轴承安装通孔（4）固连，顶部通过轴承与上端盖（6）底部的轴承盲孔（7）固连，带状弹簧桅杆（15）套在卷轴（11）上，桅杆限位装置（16）套在带状弹簧桅杆（15）外壁，且与底板（25）固连，帆存储室（20）通过帆存储室导轨（2）与外腔固连。

3.根据权利要求2所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述卷轴（11）包括中心轴（10）和卷筒（9），其中卷筒（9）的顶部和底部分别固连薄齿轮（13）；中心轴（10）位于卷筒（9）中心，并且中心轴（10）两端均高出卷筒（9），中心轴（10）顶部通过轴承与轴承盲孔（7）固连，中心轴（10）底部通过轴承与轴承安装通孔（4）固连，中心轴（10）底部设有槽口（12），用作旋转阻尼器的接口。

4.根据权利要求2所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述薄齿轮（13）沿圆周方向均匀分布三个强磁（14）。

5.根据权利要求2所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：两个带状弹簧桅杆（15）重叠，缠绕在卷筒（9）外壁，其一端与卷轴（11）的卷筒（9）固连，另一端分别穿过位于外腔两侧的桅杆导槽（3）并且通过系绳与帆存储室（20）连接。

6.根据权利要求2所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述桅杆限位装置（16）包括弧形限位主体（17）、限位细轴（18）和第一轴承（19），若干根相互平行的限位细轴（18）沿弧形限位主体（17）侧壁均匀分布，每根限位细轴（18）上设有两个第一轴承（19），弧形限位主体（17）顶部与上端盖（6）固连，底部与底板（25）固连，弧形限位主体（17）的开口朝向分室（1）的外腔。

7.根据权利要求2所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述帆存储室（20）为与分室（1）外腔形状匹配的棱柱形盒体，包括无盖盒体（22）、盒轴（24）、盒盖（21）、第二轴承（23）、薄膜帆和烧线分离机构，薄膜帆折叠后设置在无盖盒体（22）内，盒盖（21）通过盒轴（24）与无盖盒体（22）的无盖端转动连接，烧线分离机构设置在无盖盒体（22）顶部，且烧线分离机构位于盒盖（21）的开口端，用于控制盒盖（21）的打开，无盖盒体（22）上与盒盖（21）相对的一角设有第二轴承（23），第二轴承（23）与带状弹簧桅杆（15）接触，盒轴（24）位于无盖盒体（22）开口端底部，盒盖（21）自上向下打开。

8.根据权利要求2所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：一个立方体卫星制动帆离轨子装置位于另一个立方体卫星制动帆离轨子装置的分隔板（27）的顶部，两个立方体卫星制动帆离轨子装置的帆存储室（20）的打开方向相差90度，使得四个帆存储室（20）分别向四个不同的方向打开。

9.根据权利要求1所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述分隔板（27）两侧设有开口（26），用于配置烧线分离机构。

10.根据权利要求1所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述立方体卫星制动帆离轨装置的大小占用整个立方体卫星1U，即10cm*10cm*10cm的空间。