CN107352052B - 一种联动式太阳翼解锁及展开机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种联动式太阳翼解锁及展开机构，包括太阳翼基板、卫星本体，还包括：用于连接太阳翼基板和卫星本体，协助完成展开和锁定的驱动铰链；用于展开驱动铰链，并展开太阳翼基板的解锁机构。解锁机构包括：火工品切割器；压紧结构：其上设有三个压紧点。卫星平台入轨后，火工品切割器和凯芙拉绳完成对压紧点的解锁驱动，进而完成太阳翼基板的解锁。本发明取发射阶段工况为最大包络，作为设计的力学环境要求，综合考虑运载振动、空间环境对结构、机构性能的影响，高质量完成太阳翼的展开和折叠动作，充分保证机构在各个任务阶段的生存能力和工作能力。

Description

一种联动式太阳翼解锁及展开机构

技术领域

本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种联动式太阳翼解锁及展开机构。

背景技术

太阳翼是由驱动锁定机构与太阳能电池板组成的一次能源阵列，在空间轨道上可将太阳能转换为电能，保证航天器在轨运行期间的能量供给，其分布于航天器沿轨道飞行方向的两侧，通过铰链与驱动机构与卫星侧板连接。由于太阳翼是航天器寿命周期内唯一的连续能源补助，其入轨后能否顺利展开是目前航天器发射任务成败的首要指标。

太阳翼在太空执行任务时，会受到各种恶劣环境的影响，例如：空间环境对结构、机构性能的影响，发射和下降阶段，交变冲击、振动、加速度力学等环境的影响等。本专利提出了一种将太阳翼展开的新机构，相比以往展开机构可靠度更高。

鉴于上述缺陷，本发明创作者经过长时间的研究和实践终于获得了本发明。

发明内容

为解决上述技术缺陷，本发明采用的技术方案在于，提供一种联动式太阳翼解锁及展开结构，其包括：太阳翼基板、卫星本体，还包括：

驱动铰链：用于连接所述太阳翼基板和卫星本体，协助完成展开和锁定；

解锁机构：用于展开所述驱动铰链，并展开所述太阳翼基板，其包括：

压紧机构：其上设有三个压紧点；

火工品切割器；

卫星平台入轨后，所述火工品切割器和凯芙拉绳完成对所述压紧点的解锁驱动，进而完成所述太阳翼基板的解锁。

较佳的，所述压紧机构包括一压紧杆，通过切断所述压紧杆，释放所述凯芙拉绳，实现解锁功能。

较佳的，所述驱动铰链包括：

锁铰组件和钩铰组件：用于产生转动，并承载其他零部件；

锁定钩组件：用于固定所述锁铰组件和所述钩铰组件的相对位置；

涡卷弹簧：其一端与所述铰链转轴固定，另一端与所述钩铰组件固定，为所述驱动铰链的展开提供动力；

所述驱动铰链在所述涡卷弹簧的驱动下展开，所述锁铰组件和所述钩铰组件相对位置固定，锁定所述太阳翼基板的展开状态。

较佳的，所述驱动铰链还包括微动开关，其位于所述锁铰组件的一侧，当检测到所述锁定钩组件锁定到位时，接通电路并发出锁定遥测信号。

较佳的，所述解锁机构还包括压紧钩和分离簧片，所述解锁机构通过所述凯芙拉绳拉紧，所述压紧钩用于给所述太阳翼基板施加向下的力；

解锁时，所述压紧钩在所述分离簧片的作用下转动并完成解锁。

较佳的，所述火工品切割器包括引爆器和切割器，通过引爆雷管，产生爆炸压力，推动所述切割器，进而将所述压紧杆切断。

较佳的，所述压紧机构设有收纳腔，其用于收纳所述压紧杆被切断后的分离段。

较佳的，所述压紧杆的两端设有蜂窝缓冲垫。

较佳的，所述驱动铰链与所述卫星本体间采用隔热连接方式。

较佳的，所述太阳翼基板为刚性基板的单板太阳翼。

与现有技术比较本发明的有益效果在于：

1，本发明取发射阶段工况为最大包络，作为设计的力学环境要求，综合考虑运载振动、空间环境对结构、机构性能的影响，高质量完成太阳翼的展开和折叠动作，充分保证机构在各个任务阶段的生存能力和工作能力。

2，采用MoS2基溅射膜、粘接膜固体润滑处理各个运动部件，具备真空条件下的润滑和防止冷焊能力，能够满足真空环境要求。

3，驱动铰链与卫星本体间的连接采用隔热连接方式，充分考虑材料热膨胀系数的匹配性，保证配合间隙的冗余量，使其活动环节不会卡死。

4，锁铰组件采用一体式的结构，充分保证两个锁铰回转轴的同轴性，降低由于安装误差带来的两个锁铰与钩铰锁定的不同步的风险。

5，在一体化锁铰组件底板与舱面间设有定位销，以保证驱动铰链与卫星侧板的安装定位的精度。

6，在进入压紧释放阶段后，火工切割解锁，切割段杆保留在收纳腔内，能够有效防止压紧杆脱离影响卫星的正常工作。

附图说明

为了更清楚地说明本发明各实施例中的技术方案,下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。

图1是驱动铰链的结构示意图；

图2是联动式集中解锁机构的结构示意图；

图3是集中压紧机构的剖视图；

图4是太阳翼展开状态示意图；

图5是太阳翼折叠状态示意图。

图中数字表示：

1.太阳翼基板 2.驱动铰链 3.集中解锁机构 4.卫星本体

21.锁铰组件 22.钩铰组件 23.锁定钩组件 24.涡卷弹簧 25.微动开关

31.凯芙拉绳 32.滚轮组件 33.压紧钩 34.压紧机构 35.分离簧片 36.火工品切割器 37.锁紧底座 38.调整螺柱

341.压紧杆 343.压紧座 344.锁紧螺母 345.捕获帽 346.缓冲芯 347.下捕获帽348.缓冲垫

具体实施方式

以下结合附图，对本发明上述的和另外的技术特征和优点作更详细的说明。

实施例1

本发明一种联动式太阳翼解锁及展开机构，包括：太阳翼基板1、驱动铰链2、联动式集中解锁机构3、卫星本体4。

太阳翼基板1是太阳翼的主结构，是太阳电池片和电缆的载体，用于支撑太阳电池片并提供所需的平面面积。基板结构为蜂窝夹层板，面板采用碳纤维/环氧复合材料，有足够的强度和刚度。基板上设计有3个集中锁紧支承点，基板展开端设计有与驱动铰链2的连接接口。为保证连接部分的刚度和强度，在基板相应部位设计有连接预埋件。太阳翼基板1上安装有太阳敏感器和电缆插接件及电缆支架。其中，基板的平面尺寸决定了太阳翼供电容量的大小，其厚度和选材影响太阳翼结构的整体刚度与强度。

驱动铰链2用来实现整个太阳翼与卫星平台主结构的连接，并提供展开动力和锁定功能，作为太阳翼展开机构的驱动组件，驱动铰链是整个机构设计的核心，其设计参数直接关系到太阳翼展开的速度、驱动能力和锁定刚度，是太阳翼展开机构中的重要件。如图1所示，其为驱动铰链结构示意图，此时的铰链为收拢状态。驱动铰链包括：锁铰组件21，钩铰组件22，锁定钩组件23，涡卷弹簧24和微动开关25。

锁铰组件21和钩铰组件22为驱动铰链2的主体零件，也是铰链产生转动的主体零件，更是承载其他零部组件的主体，同时为太阳翼基板和卫星本体提供安装接口。太阳翼机构与机构在整个任务过程的存储温度为－90℃～+90℃，工作温度为－80℃～+80℃，因此考虑到材料热膨胀系数的匹配性，驱动铰链与卫星本体间的连接采用隔热连接方式，优选的，采用玻璃钢隔热垫片，以保证配合间隙的冗余量，使其活动环节不会卡死。

驱动铰链采用根饺的设计，以保证驱动锁定的可靠性，具体为：锁铰组件一体化设计，固定于舱板上，钩铰绕轴回转90°并最终锁定到位。目的在于通过一体式的结构，充分保证两个锁铰回转轴的同轴性，降低由于安装误差带来的两个锁铰与钩铰锁定的不同步的风险。

锁定钩组件23用于：当驱动铰链完全展开状态下，使得锁铰组件21和钩铰组件22相对位置固定，锁定太阳翼的展开状态。锁定钩组件为一个叉形锁定杆的结构，可以绕钩铰组件22转动，其叉形端固定一个柱杆，钩铰组件22上设计有板簧和滑道，工作时板簧压紧锁定杆在滑道上运动，完全展开时，柱杆落入锁铰组件21上设计的凹槽中，使得锁铰组件21和钩铰组件22的相对位置锁定。

涡卷弹簧24为驱动铰链2的展开提供动力，是驱动铰链中最重要的一个零件，一端与铰链转轴相固定，另一端与钩铰组件22相连接。涡卷弹簧设计为阿基米德螺线形状，能够充分运用动力学原理。

微动开关25安装在一体化锁铰组件21的一侧。当太阳翼展开到位后，锁定钩组件23锁定到位，将微动开关25触头下压，使信号电路连通，从而发出锁定遥测信号。

钩铰组件22中，设有孔作为与轴的连接接口，设有叉槽为铰链机构与基板的连接提供结构。锁铰组件中，设有孔为轴承衬套提供安装路径，设有槽位滑到的安装提供安装接口。由于每个驱动铰链2安装一个平面涡卷弹簧24，因此在锁铰组件21的下方设计了圆弧凸台，并打有相应的孔作为平面涡卷弹簧外端的安装固定位置。锁铰组件滑动槽内部镶嵌有衬套，在展开过程中起到润滑的作用。在一体化锁铰组件底板与舱面间设有定位销，以保证驱动铰链与卫星侧板的安装定位的精度。

铰链轴为整个铰链机构的回转轴，轴段为关节轴承、钩铰组件22、锁铰组件21提供安装接口，方形轴和半圆形轴分别为涡卷弹簧24内圈套提供安装接口。为适应铰链机构侧面安装平面涡卷弹簧24的需求，同时确保安装的工艺性，将轴两侧圈套处分别做了适应性的设计。

套螺母内部端头为内螺纹，与螺钉外端头螺接，套螺母外部设计为光轴，起到定位作用，套螺母和螺钉安装在钩铰组件22与基板的连接处。

驱动铰链2的工作原理为：

铰链在平面涡卷弹簧24驱动下展开，通过释放其储存的弹性势能来使铰链转动，从而驱动太阳翼基板1展开。平面涡卷弹簧24外圈与一体化锁铰组件21固定轴相连接，内圈与回转轴连接。当锁铰组件21与舱板连接固定后，平面蜗卷弹簧24的内圈会驱动回转轴旋转。因此平面涡卷弹簧24工作时，外圈固定，内圈回转。

集中解锁机构3用于发射阶段将基板压紧在卫星侧板上，抵御振动、冲击和过载对太阳翼结构系统的影响，入轨后通过火工切割器实现解锁，释放太阳翼展开的自由度。如图2所示，其为联动式集中解锁机构的结构示意图。

凯芙拉绳31由滚轮组件32带动，解锁机构3通过凯芙拉绳31拉紧，压紧钩33给太阳翼施加向下的力，力的正下方是太阳翼边缘预埋件。凯芙拉绳的一端球头固定连接在压紧钩33的下端，通过双头螺柱上预留的转接孔，然后通过过渡环达到集中压紧机构34实现集中压紧。其中双头螺柱可以用来调整凯芙拉绳31的张力，以确保压紧钩33对太阳翼的压紧作用。解锁时，集中压紧机构34切断压紧杆341释放凯芙拉绳，解锁机构3中的压紧钩33在分离簧片35的作用下转动24°时完成解锁，此时太阳翼可以顺利展开。另外，锁紧底座37上还设有两个调整螺柱38，其用于调整滚轮组件32的滚轮，进而达到对凯芙拉绳31的调整。

集中压紧机构34是具有集中锁紧功能的压紧机构，如图3所示，其核心零部件为压紧杆341，其上下两端都带有螺纹，上螺纹连接锁紧螺母，并安装捕获帽345，捕获帽内设有缓冲芯346；下螺纹用于与压紧座343固定，压紧座下端设有下捕获帽347。在此基础上，设计一个球窝底座，其与压紧座的半圆槽配合以固定凯芙拉绳上的球头。

释放过程通过压紧座343上安装的火工品切割器36来实现，其由引爆器和切割器组成。在电流的作用下引爆雷管，产生爆炸压力，推动切割器的活动部分，依靠活动部分相连的活动刀和固定刀，将压紧杆341切断。为了缓解压紧杆切断瞬间产生过大的冲击力，在压紧杆的两端装有蜂窝缓冲垫348。还设有收纳腔，将切断后的分离段保留在机构内，防止压紧杆脱离影响卫星的正常工作。

解锁机构3的作用是在发射状态将太阳翼压紧在卫星侧面，入轨后对太阳翼实施解锁，释放其回转自由度，通过一个火工切割器36和凯芙拉绳31完成对三个压紧点的解锁驱动。在锁紧状态下，凯芙拉绳的预紧力可以调整，展开状态下，凯芙拉绳的两端应限制在一定的范围内。

太阳翼的结构形式采用刚性基板的单板太阳翼，相对于折叠式多板结构而言，单板太阳翼结构与机构系统的展开动作为一次翻转，展开可靠程度较高。其飞行姿态包括两种：折叠状态和展开状态，如图4、5所示，其分别为太阳翼展开和折叠状态示意图，所述联动式太阳翼解锁及展开机构的工作原理为：

卫星平台装备两个单板太阳翼，分别安装在卫星的+X、-X面舱板。入轨前通过集中压紧机构34将太阳翼折叠固定在卫星侧板；入轨后起爆火工切割器，爆炸压力推动切刀将压紧杆341切断，释放集中压紧机构34，进而完成太阳翼的解锁。太阳翼与卫星本体间的连接通过驱动铰链2实现，以弹簧为动力的机械驱动方式，简单可靠。

在发射阶段，太阳翼依靠压紧机构收拢折叠于卫星本体上，抵御发射过载、冲击、振动、加速度等恶劣力学环境，展开机构处于折叠状态，压紧机构锁定，微动开关无触发信号；当卫星进入预定轨道后，压紧机构在地面控制指令下进入压紧释放阶段，展开机构铰链处于折叠状态，火工切割解锁，切割段杆弹入收纳腔，释放集中压紧机构，微动开关无跳变；然后进入展开锁定阶段，展开机构铰链回转展开，锁定轴划入锁止槽，微动开关触发，使信号电路连通，从而发出锁定遥测信号，太阳翼在铰链的驱动下展开，最后锁定形成平面太阳电池阵。

由于真空环境对太阳翼结构与机构会造成影响，例如：材料的损失，改变材料的表面状态，产生生冷焊等。所以本发明在润滑方案上，采用MoS2基溅射膜、粘接膜固体润滑处理各个运动部件，具备真空条件下的润滑和防止冷焊能力，能够满足真空环境要求。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，对本发明而言仅仅是说明性的，而非限制性的。本专业技术人员理解，在本发明权利要求所限定的精神和范围内可对其进行许多改变，修改，甚至等效，但都将落入本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种联动式太阳翼解锁及展开机构，包括太阳翼基板、卫星本体，其特征在于，还包括：

驱动铰链：用于连接所述太阳翼基板和卫星本体，协助完成展开和锁定；

解锁机构：用于展开所述驱动铰链，并展开所述太阳翼基板，其包括：

具有集中锁紧功能的压紧机构：其上设有三个压紧点；

所述压紧机构包括一压紧杆，通过切断所述压紧杆，释放凯芙拉绳，实现解锁功能；

所述压紧机构设有收纳腔，其用于收纳所述压紧杆被切断后的分离段；

火工品切割器，所述火工品切割器用于将所述压紧杆切断；

卫星平台入轨后，所述火工品切割器和凯芙拉绳完成对所述压紧点的解锁驱动，进而完成所述太阳翼基板的解锁；

所述太阳翼基板为刚性基板的单板太阳翼。

2.如权利要求1所述的解锁及展开机构，其特征在于，所述驱动铰链包括：

锁铰组件和钩铰组件：用于产生转动，并承载其他零部件；

锁定钩组件：用于固定所述锁铰组件和所述钩铰组件的相对位置；

涡卷弹簧：其一端与铰链转轴固定，另一端与所述钩铰组件固定，为所述驱动铰链的展开提供动力；

所述驱动铰链在所述涡卷弹簧的驱动下展开，所述锁铰组件和所述钩铰组件相对位置固定，锁定所述太阳翼基板的展开状态。

3.如权利要求2所述的解锁及展开机构，其特征在于，所述驱动铰链还包括微动开关，其位于所述锁铰组件的一侧，当检测到所述锁定钩组件锁定到位时，接通电路并发出锁定遥测信号。

4.如权利要求3所述的解锁及展开机构，其特征在于，所述解锁机构还包括压紧钩和分离簧片，所述解锁机构通过所述凯芙拉绳拉紧，所述压紧钩用于给所述太阳翼基板施加向下的力；

解锁时，所述压紧钩在所述分离簧片的作用下转动并完成解锁。

5.如权利要求4所述的解锁及展开机构，其特征在于，所述火工品切割器包括引爆器和切割器，通过引爆雷管，产生爆炸压力，推动所述切割器，进而将所述压紧杆切断。

6.如权利要求5所述的解锁及展开机构，其特征在于，所述压紧杆的两端设有蜂窝缓冲垫。

7.如权利要求1或2所述的解锁及展开机构，其特征在于，所述驱动铰链与所述卫星本体间采用隔热连接方式。

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