CN106184817A - 面向航天器平面载荷二维二次可展开支撑结构及使用方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种面向航天器平面载荷二维二次可展开支撑结构及使用方法。本发明利用薄壁碳纤维复合材料结构的可大变形的特性，通过开槽实现对刚度的减弱。而且，由于在薄壁碳纤维复合材料结构上设有开槽，导致薄壁碳纤维复合材料结构能够实现折叠，进而形成三棱柱整体结构，这样一来，使其截面惯性矩比传统平板结构大，同样结构质量情况下，结构整体刚度将有极大的提高。而且，三棱柱整体结构的无关节折叠展开，避免了传统展开机构的配合间隙带来的累积精度误差。此外，三棱柱形结构的表面积相比传统的平板结构增加了两倍，可满足大面积散热等需求。
Description
技术领域
本发明涉及展开支撑结构技术领域，具体涉及一种面向航天器平面载荷二维二次可展开支撑结构及使用方法。
背景技术
传统的星载大型太阳翼一般采用平面铰接式展开机构，结构为平板构型，刚度较低；大型SAR天线由于负载更大，其展开收纳方案一般采用桁架式可展开支撑机构，通过增大截面构型，有效提高了天线的抗弯截面刚度。但随着平面载荷技术的发展，载荷趋向于大型化和轻量化，未来薄膜天线和薄膜太阳翼的长度将达到100米以上，因此传统的机构形式和机械设计技术已不能满足星载大型载荷的需求，迫切需要具有更大收纳比、更高比刚度、更高型面精度的可展开结构。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种面向航天器平面载荷二维二次可展开支撑结构及使用方法，该结构具有大收纳比、高比刚度及高型面精度的特点。
一种面向航天器平面载荷的二维二次可展开支撑结构，其特征在于，该结构由碳纤维材质加工的两类矩形平板组成，每类矩形平板均在其长度方向和宽度方向上设有一排用于实现矩形平板对折的孔槽，其中，所述孔槽为长圆孔或矩形孔；将其中一个矩形平板对折，该矩形平板的两个长边与另一个矩形平板的两个长边分别对应粘结，形成一个小三棱柱，多个所述小三棱柱沿高度方向排列后，各边对应粘结，进而形成一个大的三棱柱形薄壁碳纤维结构。
一种面向航天器平面载荷的二维二次可展开支撑结构的使用方法，
折叠过程：所述大的三棱柱形薄壁碳纤维结构利用各矩形平板上长度方向的孔槽进行翻折，形成沿长度方向的V形结构；之后，所述大的三棱柱形薄壁碳纤维结构利用各矩形平板上宽度方向的孔槽进行翻折，实现二次折叠；最终，进行固定；
展开时，解除固定，实现自动伸展。
较佳地，所述两类矩形平板均采用多层T300超薄碳纤维复合材料制备而成；T300超薄壁碳纤维层分别以45°、90°、-45°、0°、0°、-45°、90°和45°的方向顺次铺层，且每层的厚度为0.04mm。
有益效果：
本发明利用薄壁碳纤维复合材料结构的可大变形的特性，通过开槽实现对刚度的减弱。而且，由于在薄壁碳纤维复合材料结构上设有开槽，导致薄壁碳纤维复合材料结构能够实现折叠，进而形成三棱柱整体结构，这样一来：
1)使其截面惯性矩比传统平板结构大，同样结构质量情况下，结构整体刚度将有极大的提高。2)三棱柱整体结构的无关节折叠展开，避免了传统展开机构的配合间隙带来的累积精度误差。3)三棱柱形结构的表面积相比传统的平板结构增加了两倍，可满足大面积散热等需求。
附图说明
图1为本发明完全展开示意图；
图2为本发明一次横向折叠示意图；
图3为本发明二次纵向折叠示意图；
图4为本发明完全折叠收拢示意图；
图5(a)和图5(b)为本发明单模块结构自由状态示意图；
图6(a)和图6(b)为本发明单模块结构组成示意图。
其中，1-第一薄壁碳纤维复合材料结构，2-第二薄壁碳纤维复合材料结构，11-第一孔槽，12-第二孔槽，13-第一长边，14-第二长边，21-第三孔槽，22-第四孔槽，23-第三长边，24-第四长边。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种面向航天器平面载荷二维二次可展开支撑结构及使用方法，如图1所示，该结构由碳纤维材质加工的两类矩形平板组成，每类矩形平板均在其长度方向和宽度方向上设有一排孔槽，其作用包括：
1、用于实现矩形平板的横向或纵向的弯折，使其在使用时，所述大的三棱柱形薄壁碳纤维结构利用各矩形平板上长度方向的孔槽进行翻折，形成沿长度方向的V形结构；之后，所述大的三棱柱形薄壁碳纤维结构利用各矩形平板上宽度方向的孔槽进行翻折，实现二次折叠；最终，进行固定；展开时，解除固定，实现自动伸展。
2、减小矩形平板的局部刚度。
孔槽为长圆孔或矩形孔。通过将两类不同矩形平板的长边对应粘结、同类矩形平板的宽边对应粘结的方式，进而形成一个三棱柱形薄壁碳纤维结构。两类矩形平板均采用多层T300超薄碳纤维复合材料制备而成；其具体加工工艺为：
薄壁碳纤维层分别以45°、90°、-45°、0°、0°、-45°、90°和45°的方向，顺次铺层，且每层的厚度控制在0.04mm。
在结构长度合理的情况下，可以采用一体化成型。在结构长度达到几十米甚至上百米时需要进行模块化拼接，胶结原材料可采用环氧树脂胶膜。
折叠过程：在使用之前，需将制备号的大三棱柱折叠，即：将所述大的三棱柱形薄壁碳纤维结构通过各矩形平板上的孔槽，实现翻折和收缩，并通过固定的装置进行固定；
展开时，打开固定装置，实现自动伸展。
实施例：
如图5(a)、图5(b)、6(a)和6(b)所示，本发明将第一薄壁碳纤维复合材料结构1的第一长边13和第二长边14，与第二薄壁碳纤维复合材料结构2的边缘第三长边23和第四长边24胶结而成。其中，沿长度方向第一薄壁结构1的中部位置开有第一孔槽11，第二薄壁碳纤维复合材料结构2的中部位置开有第三孔槽21，进而减弱了局部刚度，可以实现一次折叠，具体如图2所示；此外，沿宽度方向，第一薄壁结构1的中部位置开有第二孔槽12，第二薄壁碳纤维复合材料结构2的中部位置也开有第四孔槽22也通过开槽进行了局部刚度减弱，可以实现二次折叠，具体结构如图3所示，最终本发明实现二维二次完全折叠收纳的功能，具体如图4所示。
其中，薄壁结构上开的孔槽为长圆孔或矩形，若为矩形槽则需要四边倒圆角，孔槽间距可以为孔槽宽度的2～5倍。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (3)
1.一种面向航天器平面载荷的二维二次可展开支撑结构，其特征在于，该结构由碳纤维材质加工的两类矩形平板组成，每类矩形平板均在其长度方向和宽度方向上设有一排用于实现矩形平板对折的孔槽，其中，所述孔槽为长圆孔或矩形孔；将其中一个矩形平板对折，该矩形平板的两个长边与另一个矩形平板的两个长边分别对应粘结，形成一个小三棱柱，多个所述小三棱柱沿高度方向排列后，各边对应粘结，进而形成一个大的三棱柱形薄壁碳纤维结构。
2.一种如权利要求1所述的二维二次可展开支撑结构的使用方法，其特征在于：
折叠过程：所述大的三棱柱形薄壁碳纤维结构利用各矩形平板上长度方向的孔槽进行翻折，形成沿长度方向的V形结构；之后，所述大的三棱柱形薄壁碳纤维结构利用各矩形平板上宽度方向的孔槽进行翻折，实现二次折叠；最终，进行固定；
展开时，解除固定，实现自动伸展。
3.如权利要求1所述的面向航天器平面载荷的二维二次可展开支撑结构，其特征在于，所述两类矩形平板均采用多层T300超薄碳纤维复合材料制备而成；T300超薄壁碳纤维层分别以45°、90°、-45°、0°、0°、-45°、90°和45°的方向顺次铺层，且每层的厚度为0.04mm。
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Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107264847A (zh) * | 2017-05-22 | 2017-10-20 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种星载二维机构的便携式通用机构模拟器 |
| CN110745257A (zh) * | 2019-10-12 | 2020-02-04 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种可折叠支撑结构 |
| CN112009723A (zh) * | 2020-07-23 | 2020-12-01 | 中国空间技术研究院 | 一种利用卫星自旋在轨展开二维平面可展机构的方法 |
| CN112074457A (zh) * | 2018-03-07 | 2020-12-11 | 牛津空间系统有限公司 | 可展开的航天器主体 |
| CN112591143A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-04-02 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种用于柔性航天器收纳的过渡板 |
| CN113602530A (zh) * | 2021-07-11 | 2021-11-05 | 西北工业大学 | 一种新型单自由度可折叠柱状结构 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6010096A (en) * | 1998-07-22 | 2000-01-04 | Space Systems/Loral, Inc. | Deployment restraint and sequencing device |
| EP1501132A2 (de) * | 2003-07-25 | 2005-01-26 | EADS Astrium GmbH | Solargenerator zur Entfaltung in zwei Raumrichtungen |
| CN102923316A (zh) * | 2012-11-16 | 2013-02-13 | 哈尔滨工业大学 | 三棱柱可折展单元及由该可折展单元组成的可折展支撑臂 |
| CN103407589A (zh) * | 2013-07-25 | 2013-11-27 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种二维展开太阳翼重力卸载装置 |
| US9120583B1 (en) * | 2012-03-01 | 2015-09-01 | Deployable Space Systems, Inc. | Space solar array architecture for ultra-high power applications |
-
2016
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6010096A (en) * | 1998-07-22 | 2000-01-04 | Space Systems/Loral, Inc. | Deployment restraint and sequencing device |
| EP1501132A2 (de) * | 2003-07-25 | 2005-01-26 | EADS Astrium GmbH | Solargenerator zur Entfaltung in zwei Raumrichtungen |
| US9120583B1 (en) * | 2012-03-01 | 2015-09-01 | Deployable Space Systems, Inc. | Space solar array architecture for ultra-high power applications |
| CN102923316A (zh) * | 2012-11-16 | 2013-02-13 | 哈尔滨工业大学 | 三棱柱可折展单元及由该可折展单元组成的可折展支撑臂 |
| CN103407589A (zh) * | 2013-07-25 | 2013-11-27 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种二维展开太阳翼重力卸载装置 |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107264847A (zh) * | 2017-05-22 | 2017-10-20 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种星载二维机构的便携式通用机构模拟器 |
| CN107264847B (zh) * | 2017-05-22 | 2019-06-28 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种星载二维机构的便携式通用机构模拟器 |
| CN112074457A (zh) * | 2018-03-07 | 2020-12-11 | 牛津空间系统有限公司 | 可展开的航天器主体 |
| CN110745257A (zh) * | 2019-10-12 | 2020-02-04 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种可折叠支撑结构 |
| CN110745257B (zh) * | 2019-10-12 | 2023-09-15 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种可折叠支撑结构 |
| CN112009723A (zh) * | 2020-07-23 | 2020-12-01 | 中国空间技术研究院 | 一种利用卫星自旋在轨展开二维平面可展机构的方法 |
| CN112591143A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-04-02 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种用于柔性航天器收纳的过渡板 |
| CN113602530A (zh) * | 2021-07-11 | 2021-11-05 | 西北工业大学 | 一种新型单自由度可折叠柱状结构 |
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