CN105857643A - 卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置，该柔性太阳翼包括：安装于卫星上并向外凸伸设置的弹性支撑杆；以及与所述卫星和所述弹性支撑杆远离所述卫星的端部连接的柔性翼，所述柔性翼的正面设有阵列的太阳电池。采用柔性翼承载太阳电池，可方便折叠收拢，占用空间小，展开后的平面较大，通过二自由度方式对太阳跟踪能够较好的满足整星的大功率供电，且柔性翼的重量轻，解决了金属板的太阳能电池组件的占用空间大和重量较大的问题。
Description
技术领域
本发明涉及太阳能电池翼，特别是涉及一种卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置。
背景技术
人造卫星的供电通常采用太阳能电池，在卫星上安装太阳能电池板组件，用来收集太阳光并将光能转化为电能为卫星供电。太阳能电池板多为硬性的金属板，该金属板收折于卫星上，在进入太空后，金属板再展开以便收集太阳光。但是，对于微纳卫星来说，其本身特点是体积小、重量低，安装常规金属板的太阳能电池板会受到制约，一方面金属板的占用空间大，另一方面金属板的重量较大，较难为微纳卫星提供较大的功率。因此，为微纳卫星提供一种轻质的太阳能电池翼供电设备尤为重要。
发明内容
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置，用于解决现有金属板的太阳能电池组件占用空间大且重量大的问题。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明一方面提供一种卫星供电用的柔性太阳翼，包括：
安装于卫星上并向外凸伸设置的弹性支撑杆；以及
与所述卫星和所述弹性支撑杆远离所述卫星的端部连接的柔性翼，所述柔性翼的正面设有阵列的太阳电池。
优选地，所述弹性支撑杆支设于方形的四个角部，所述柔性翼呈方形结构，所述柔性翼的四个角部与所述弹性支撑杆远离所述卫星的端部连接，所述柔性翼的中心与所述卫星连接。
优选地，所述弹性支撑杆为可充气的管体，所述卫星上放置有压缩气瓶，所述压缩气瓶与所述管体连通，用于对所述管体充气以使得所述管体支撑于所述卫星的外部。
优选地，所述管体的内壁径向贴设有金属加强筋。
优选地，所述柔性翼的基材为聚酰亚胺薄膜，位于所述柔性翼正面的太阳电池为柔性铜铟镓硒太阳电池或柔性砷化镓太阳电池。
本发明另一方面还提供了一种应用于所述的卫星供电用的柔性太阳翼的收纳装置，包括收纳所述柔性翼与所述弹性支撑杆的结构舱和让所述柔性翼在轨指向太阳的二自由度调向机构；
所述结构舱包括顶板、底板、以及围设于所述顶板和所述底板四周的侧板；所述结构舱的底板通过调向机构安装于所述卫星上；
所述侧板可解除地连接于所述顶板，所述侧板与所述底板之间装设有弹簧，所述弹簧用于在所述侧板与所述顶板解除连接后将所述侧板展开以使得所述侧板与所述底板平行；
所述结构舱的内部设有支设于所述顶板和所述底板之间的连接柱，所述连接柱用于连接所述柔性翼和所述弹性支撑杆。
优选地，所述侧板通过凯夫拉绳与所述顶板绑扎固定，所述顶板上设有与所述凯夫拉绳连接的热刀，所述热刀用于在进入太空后切断所述凯夫拉绳以解除所述侧板与所述顶板的连接。
优选地，所述结构舱的底板和所述卫星之间通过至少两个调向机构连接，所述调向机构可上下升降，通过所述调向机构间的协调升降来调节所述结构舱的至少二自由度转动方向。
优选地，所述调向机构包括具有两种螺纹的丝杆、螺合于所述丝杆的两个丝母、与所述丝母连接的滑块、供所述滑块滑移的滑轨、连接于两个所述滑块的剪式铰链、以及驱动连接所述丝杆的电机，所述剪式铰链的顶部连接所述底板的底面，所述滑轨固设于所述卫星上，所述丝杆支设于所述卫星上。
优选地，所述剪式铰链的顶部连接有万向球节，所述万向球节包括碗状的底座、置于所述底座内的万向球、连接于所述万向球的连接板，所述连接板与所述底板的底面连接。
如上所述，本发明的一种卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置，具有以下有益效果：
本发明的卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的收纳装置，采用柔性翼承载太阳电池，可方便折叠收拢，占用空间小，展开后的平面较大，能够较好的满足整星大功率的供电，且柔性翼的重量轻，解决了金属板的太阳能电池组件的占用空间大和重量较大的问题。在柔性翼的底部安装调向机构，可以达到柔性翼旋转的效果，以跟踪太阳的非线性运动提高发电的效能。
附图说明
图1显示为本发明卫星供电用的柔性太阳翼的结构示意图。
图2显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼安装于结构舱中省去顶板的的结构示意图。
图3显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置中结构舱的俯视图。
图4显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置中结构舱的侧视图。
图5和图6显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置中结构舱的侧板展开的结构示意图。
图7显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置中弹性支撑杆伸出的结构示意图。
图8显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置中柔性翼展开后的俯视图。
图9显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置中结构舱底板连接的调向机构和卫星连接的结构示意图。
图10和图11显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置中结构舱底板安装3个调向机构情况下的示意图。
图12显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置安装于卫星上的示意图。
图13显示为本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置安装于卫星上在轨展开后的示意图。
元件标号说明
11 卫星
12 结构舱
121 侧板
122 连接柱
123 顶板
124 底板
13 凯夫拉绳
131 固定点
14 热刀
21 弹性支撑杆
31 柔性翼
311 太阳电池
41 调向机构
411 丝杆
412 丝母
413 滑块
414 滑轨
415 剪式铰链
416 电机
417 万向球节
4171 底座
4172 万向球
4173 连接板
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
请参阅图1，本发明提供一种卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置，适用于为人造卫星供电，较佳适用于微纳卫星。该卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置，采用太阳电池阵列于充气展开的柔性翼上，在发 射时，该柔性翼处于折叠收拢状态在卫星内或者收纳装置内，发射入轨后，支撑杆充气展开，带动柔性翼从折叠状态展开为平面状态，通过柔性翼上粘贴的太阳电池将太阳光转化为电能，为整个卫星供电。柔性翼具有占用空间小，重量轻的特点，特别适合小体积的微纳卫星。下面结合附图对本发明卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置进行说明。
如图1所示，本发明一种卫星供电用的柔性太阳翼包括弹性支撑杆21和柔性翼31，弹性支撑杆21安装于卫星11上并向外凸伸设置，较佳地，卫星11位于中心位置，弹性支撑杆21用于支撑柔性翼31，以使得柔性翼31处于展开状态，柔性翼31与卫星11和弹性支撑杆21远离卫星11的端部连接，柔性翼31的正面设有阵列的太阳电池311，通过太阳电池311将太阳光转化为电能。柔性翼31通过卫星11和弹性支撑杆21支撑展开，展开的柔性翼呈平面状。
卫星11较佳为方形结构，弹性支撑杆21支设于方形结构的四个角部，柔性翼31也呈方形结构，柔性翼31的四个角部与弹性支撑杆21连接，柔性翼31的中心与卫星11连接。柔性翼31较佳为四个三角形的分块组成，三角形的分块中一个角部与星体11连接，另外两个角部与相邻的两个弹性支撑杆21连接，这样就形成了由四个三角形分块组成的方形的柔性翼，在每一三角形分块上都阵列有多个太阳电池。柔性翼31在四角处采用弹簧与弹性支撑杆21连接，弹簧用于保持柔性翼31具有一定的张力。
柔性翼31的基材采用聚酰亚胺薄膜，正面粘贴柔性CIGS(铜铟镓硒)太阳电池或柔性砷化镓太阳电池参与卫星的整体供电。
弹性支撑杆21为弹性可伸缩结构，在柔性翼31不使用时，可以将弹性支撑杆21和柔性翼31一起收折起来，可以选择绑扎在卫星11上，或者收拢在卫星11内，在使用时，可将弹性支撑杆21和柔性翼31展开，使得柔性翼31上的太阳电池311可以较好的收集太阳光。优选地，弹性支撑杆21为可充气的管体，在管体内充气后使得弹性支撑杆21支撑展开，弹性支撑杆21的展开进而带动与其连接的柔性翼31一起展开。弹性支撑杆21的主体蒙皮为芳纶材料卷绕粘接而成，在弹性支撑杆21的内壁径向粘贴有金属加强筋，提供弹性支撑杆21的展开的推动力，在弹性支撑杆21展开后提高强度，用于固定保持弹性支撑杆21的形状。
在卫星11内放置有压缩气瓶，压缩气瓶与弹性支撑杆21的管体连通，用于为弹性支撑杆21充气，使得管体充气后能够支撑在卫星11的外部。
下面结合附图对本发明卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置进行说明。
如图2、图4、图5和图12所示，本发明的二自由度收纳装置包括收纳柔性翼31和弹性 支撑杆21的结构舱12，结构舱12包括顶板123、底板124、以及围设于顶板123和底板124四周的侧板121，底板124通过调向机构41安装于前述的卫星供电用的柔性太阳翼中的卫星11上，侧板121可解除地连接于顶板123，在侧板121与底板123之间装设有弹簧，弹簧用于在侧板121与顶板123解除连接后将侧板121展开以使得侧板121与底板124平行。结构舱12的内部设有支设于顶板123和底板124之间的连接柱122，连接柱122用于连接柔性翼31和弹性支撑杆21。弹性支撑杆21连接于连接柱122，弹性支撑杆21设于方形的四个角部，弹性支撑杆21在侧板121与顶板123连接时收折于结构舱12内，在侧板121与顶板123解除连接时伸出并支撑于结构舱12外。柔性翼31的中心与连接柱122连接，柔性翼31的角部与对应的弹性支撑杆21连接，结合图8所示，柔性翼31的正面设有阵列的太阳电池311。柔性翼31在侧板121与顶板123连接时收折于结构舱12内，在侧板121与顶板123解除连接时呈展开状态。
在卫星发射前和发射过程中，柔性翼31和弹性支撑杆21收折于结构舱12内，此时侧板121与顶板123连接，由侧板121将柔性翼31和弹性支撑杆21收拢于结构舱12内，在卫星进入轨道后，只需要解除侧板121与顶板123的连接，就可以使得弹性支撑杆21支撑于结构舱12的外部，进而带动柔性翼31处于展开状态，通过柔性翼31上阵列的太阳电池收集太阳光，进而转化为电能为卫星进行供电。
如图3和图4所示，侧板121通过凯夫拉绳13与顶板123绑扎固定，在侧板121顶部的中间设有固定点131，将凯夫拉绳13固定在相对的两个侧板121上的固定点131，使得侧板121与顶板123固定连接，在顶板123上设有与凯夫拉绳13连接的热刀14，热刀14用于在进入太空后切断凯夫拉绳13，使得侧板121在弹簧的作用下展开。如图4至图6所示，在结构舱12随着卫星进入太空轨道后，热刀14切断凯夫拉绳13，解除了侧板121与顶板123的连接，侧板121在弹簧的作用下向外展开，最后侧板121与底板124平行。
弹性支撑杆21为可充气的管体，未充气时该弹性支撑杆21收折在结构舱12内，充气后弹性支撑杆21支设于结构舱12的外部。较佳地，在结构舱12的连接柱122内放置有压缩气瓶，通过压缩气瓶对弹性支撑杆21进行充气，该压缩气瓶与弹性支撑杆21连通，在结构舱12的侧板121展开时对弹性支撑杆21的管体进行充气使得该充气的管体支撑于结构舱12的外部。如图2所示，在连接柱122的四角处设置有容置槽和结构件，通过容置槽来容置收折的弹性支撑杆21，通过结构件与弹性支撑杆21连接。弹性支撑杆21的直径设计为φ50mm，长度1820mm。弹性支撑杆21的主体蒙皮为芳纶材料卷绕粘接而成。在弹性支撑杆21的内壁径向粘贴多条金属加强筋，用于提供支撑杆展开初始推动力，以及在柔性翼展开后对弹性 支撑杆进行固定保形。较佳地，在弹性支撑杆21的内壁粘设有4条金属加强筋。如图7所示，在结构舱12的侧板121展开后，弹性支撑杆21在其内壁贴设的金属加强筋的作用下展开，而后压缩气瓶的电磁阀打开，由压缩气瓶对弹性支撑杆21进行充气，结合图8所示，在弹性支撑杆21支撑伸出的同时带动柔性翼31展开。
较佳地，结构舱12的尺寸为300mm×300mm×200mm。结构舱12采用铝合金板制成，该结构舱12整体通过底板124与卫星的星体对接。由于连接柱、压缩气瓶等结构件均位于结构舱12的中部，因此除了在底板124的四角上各设计设置3个安装孔，通过螺钉与星体顶部连接外；同时在对角线位置，设计4个安装孔，用于加强与星体顶板连接，防止发射时，结构舱底板振动拍击星体顶部。柔性翼31的基底采用聚酰亚胺薄膜，太阳电池采用柔性CIGS(铜铟镓硒)和柔性砷化镓太阳电池。柔性翼31的四角与弹性支撑杆21之间采用弹簧连接，使得柔性翼31面保持一定的张力。
结合图9所示，在结构舱12的底部和卫星11之间设有至少两个调向机构41，调向机构41可上下升降，通过调向机构41间的协调升降来调节结构舱12的转动方向，进而调节展开后的柔性翼31的转动方向。
调向机构41间的协调升降实现调节结构舱12的转动方向，进而调节柔性翼31的转动方向，使得柔性翼31能够一直面朝太阳，能够较好的收集太阳光。调向机构41包括具有两种螺纹的丝杆411、螺合于丝杆411的两个丝母412、与丝母412连接的滑块413、供滑块413滑移的滑轨414、连接于两个滑块413的剪式铰链415、以及驱动连接丝杆411的电机416，剪式铰链415的顶部连接结构舱12的底板，滑轨414固设在承载面上，丝杆支设于承载面上，由电机416驱动丝杆411转动，可以驱动丝杆411正转和反转，丝杆411的两端设置有相反的两种螺纹，当电机416驱动丝杆411正转时，丝杆411带动两个丝母412同时相互靠近运动，两个丝母412在相互靠近运动的同时带着两个滑块413沿着滑轨414相互靠近运动，两个滑块413上固定的剪式铰链415随着两个滑块413相互靠近运动而向上顶起，到达了调向机构41上升的效果；当电机416驱动丝杆411反转时，丝杆411带动两个丝母412同时相互远离运动，两个丝母412在相互远离运动的同时带着两个滑块413沿着滑轨414相互远离运动，两个滑块413上固定的剪式铰链415随着两个滑块413相互远离运动而向下收起，到达了调向机构41下降的效果。通过多个调向机构41的协调升降调节，可以使得结构舱12达到旋转的效果，结构舱12进而带着柔性翼31一起旋转，以使得柔性翼31面朝太阳光。
较佳地，如图10和图11所示调向机构41为三个，三个调向结构均匀分布在结构舱12的底部，通过三组调向机构直接的协调升降，达到2个方向和±60°旋转的效果。
在剪式铰链415的顶部设有万向球节417，通过万向球节417连接结构舱12，万向球节417包括碗状的底座4171、置于底座4171内的万向球4172、连接于万向球4172的连接板4173，连接板4173与结构舱12连接。由于万向球4172可以在碗状的底座4171内自由转动，使得结构舱12的旋转更为自由方便。
下面对本发明应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置的工作过程进行说明。
在微纳卫星发射前，将收纳装置通过调向机构安装在微纳卫星上，此时，结构舱的四个侧板与顶板之间通过凯夫拉绳连接固定。将微纳卫星发射至太空，当微纳卫星进入轨道后，由结构舱顶板上的热刀切断凯夫拉绳，解除侧板与顶板之间的连接，使得侧板在与底板之间连接的弹簧的作用下展开，在侧板展开后，由侧板限制的弹性支撑杆在其内壁的金属加强筋的作用下向外弹伸，连接柱内压缩气瓶的电磁阀打开，由压缩气瓶对弹性支撑杆进行充气，使得弹性支撑杆充气展开，支撑于结构舱的外部，在弹性支撑杆展开的过程中带动着柔性翼一起展开，最终使得柔性翼在弹性支撑杆的支撑下处于展开的平面状态，柔性翼的正面太阳电池进行光电转化，对微纳卫星进行供电。弹性支撑杆内壁设置的金属加强筋，对弹性支撑杆起到加固定型的作用，使得弹性支撑杆支撑凸伸于柔性翼的方形的对角线处。在柔性翼展开后收集太阳光的时候，结构舱底部和微纳卫星之间安装的调向机构进行方向的调节，通过电机控制调向机构间的协调升降，调整结构舱的旋转方向，并带动柔性翼进行旋转，以使得柔性翼能够面朝太阳光，可以很好的收集太阳光。
综上所述，本发明卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置，柔性翼可收折可展开，具有占用空间小、体积小、重量轻的优势，还设有调向机构，可以实现柔性翼的旋转控制，以跟踪太阳的非线性运动提高发电的效能。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。
Claims (10)
1.一种卫星供电用的柔性太阳翼，其特征在于，包括：
安装于卫星上并向外凸伸设置的弹性支撑杆；以及
与所述卫星和所述弹性支撑杆远离所述卫星的端部连接的柔性翼，所述柔性翼的正面设有阵列的太阳电池。
2.如权利要求1所述的卫星供电用的柔性太阳翼，其特征在于，所述弹性支撑杆支设于方形的四个角部，所述柔性翼呈方形结构，所述柔性翼的四个角部与所述弹性支撑杆远离所述卫星的端部连接，所述柔性翼的中心与所述卫星连接。
3.如权利要求1或2所述的卫星供电用的柔性太阳翼，其特征在于，所述弹性支撑杆为可充气的管体，所述卫星上放置有压缩气瓶，所述压缩气瓶与所述管体连通，用于对所述管体充气以使得所述管体支撑于所述卫星的外部。
4.如权利要求3所述的卫星供电用的柔性太阳翼，其特征在于，所述管体的内壁径向贴设有金属加强筋。
5.如权利要求1所述的卫星供电用的柔性太阳翼，其特征在于，所述柔性翼的基材为聚酰亚胺薄膜，位于所述柔性翼正面的太阳电池为柔性铜铟镓硒太阳电池或柔性砷化镓太阳电池。
6.一种应用于权利要求1至5所述的卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置，其特征在于，包括收纳所述柔性翼和所述弹性支撑杆的结构舱；
所述结构舱包括顶板、底板、以及围设于所述顶板和所述底板四周的侧板；所述结构舱的底板安装于所述卫星上；
所述侧板可解除地连接于所述顶板，所述侧板与所述底板之间装设有弹簧，所述弹簧用于在所述侧板与所述顶板解除连接后将所述侧板展开以使得所述侧板与所述底板平行；
所述结构舱的内部设有支设于所述顶板和所述底板之间的连接柱，所述连接柱用于连接所述柔性翼和所述弹性支撑杆。
7.如权利要求6所述的应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置，其特征在于，所述侧板通过凯夫拉绳与所述顶板绑扎固定，所述顶板上设有与所述凯夫拉绳连接的热刀，所述热刀用于在进入太空后切断所述凯夫拉绳以解除所述侧板与所述顶板的连接。
8.如权利要求6或7所述的应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置，其特征在于，所述结构舱的底板和所述卫星之间通过至少两个调向机构连接，所述调向机构可上下升降，通过所述调向机构间的协调升降来调节所述结构舱的转动方向。
9.如权利要求8所述的应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置，其特征在于，所述调向机构包括具有两种螺纹的丝杆、螺合于所述丝杆的两个丝母、与所述丝母连接的滑块、供所述滑块滑移的滑轨、连接于两个所述滑块的剪式铰链、以及驱动连接所述丝杆的电机，所述剪式铰链的顶部连接所述底板的底面，所述滑轨固设于所述卫星上，所述丝杆支设于所述卫星上。
10.如权利要求9所述的应用于卫星供电用的柔性太阳翼的二自由度收纳装置，其特征在于，所述剪式铰链的顶部连接有万向球节，所述万向球节包括碗状的底座、置于所述底座内的万向球、连接于所述万向球的连接板，所述连接板与所述底板的底面连接。
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