CN108988761B - 自适应对日定向器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种自适应对日定向器，太阳翼外框的四个角上分别通过太阳翼外框安装槽安装一个支架；导轨通过导轨安装孔安装在太阳翼外框的短边上的两个支架之间；驱动器通过驱动器固定装置安装在导轨上，驱动器的驱动力输出轴可以沿导轨水平滑动；转轴通过转轴安装孔安装在曲轴上；曲轴安装在太阳翼外框上的光孔内，可自由转动，连杆由螺柱及两个T形连接头组成，螺柱与T形连接头之间通过螺纹连接，调节两者连接螺纹深度可调节连杆长度，其中一个T形连接头与驱动器的驱动力输出轴相连，另一个与转轴相连。本发明结构简单、易控制、无需消耗能量，结合电机驱动的单自由度定向机构，可以实现太阳翼的双自由度对日定向。
Description
技术领域
本发明涉及一种自适应对日定向器，尤其涉及一种尤其涉及一种混杂复合材料热致驱动器驱动的太阳翼自适应对日定向器。
背景技术
近年来，随着航空技术的发展，智能可变形结构由于其优越的性能正受到越来越多的关注，智能可变形结构通常能够通过改变其形状来适应不同的外部条件，最常见的如可变形机翼。目前大多数智能可变形结构通过利用智能材料，如压电材料或形状记忆材料来驱动结构偏离其平衡位置以发生变形。这些可变形结构通常需要持续的能量输入来维持结构的变形，因此需要在变形体系中植入一定的加载设备、控制设备和载荷维持设备等，这必然会大大增加结构的重量，不利于可变形结构在航空航天领域上的应用。
卫星在静止轨道运行时所需能量主要由太阳能翼提供。面积一定的太阳翼提供能量的大小主要取决于其法线方向和太阳矢量方向之间的夹角β。β越小，其吸收太阳光辐射能量的有效面积越大，效率越高，输出功率越大。国内外卫星太阳翼对日定向的方式主要包括固定展开式、单自由度驱动、单自由度加偏置角、双自由度驱动、三自由度驱动等驱动方式。目前，国内外最常采用的定向方式是单自由度对日定向方式。卫星在静止轨道运行时，太阳翼上太阳光入射角变化主要由两方面因素造成：一是卫星随地球自转；二是卫星随地球绕太阳公转。前者导致太阳光入射角的变化属于快变化，后者导致太阳光入射角变化属于慢变化。单自由度对日定向方式解决了快变化问题，而忽略了慢变化问题。单自由度加偏置的方式不仅解决了太阳光入射角快变化问题，也通过调整卫星姿态的方式解决了太阳光入射角慢变化问题，实现太阳翼的双自由度对日定向。然而，通过该方法实现太阳翼对日定向会对某些卫星有效载荷功能的实现产生影响，如对地观测卫星。为了解决上述问题，国内外开展了太阳翼的双自由度对日定向器的研究。目前，国内外常用对日定向器主要是通过电机驱动，定向方式主要是开闭环组合控制。电机驱动对日定向太阳帆具有以下缺点：(1)电机驱动帆板转动时会对卫星姿态产生影响，定向过程需要对卫星姿态进行调整；(2)由驱动装置，太阳敏感器等设备组成的开闭环组合控制系统复杂；(3)随运行时间的加长，定向精度不断降低；(5)驱动机构本身需要消耗能量，增大整星负载，同时增大了卫星的发热量。
平贴在模板上的非对称铺层层合板从固化温度降到室温后会被残余应力拉起脱离平板。非对称铺层层合板具有双稳态特性，可以通过极小能量使形状突然发生改变。将非对称复合材料层合板运用到自适应结构中，可以有效解决压电材料或形状记忆材料驱动的智能可变形结构重量大的缺点，促进可变性结构在航空航天领域的应用。
发明内容
本文基于混杂非对称复合材料结构热变形提出并设计了一种新型太阳翼自适应对日定向器，通过利用日照变化引起的混杂非对称复合材料结构温度变化所产生的结构大变形及应力驱动太阳翼转动，解决太阳光入射角慢变化问题。结合电机驱动的单自由度定向方式，该定向器可以实现太阳翼的双自由度对日定向。
本发明具体通过以下技术方案实现：
一种自适应对日定向器，包括支架、太阳翼、太阳翼外框、驱动器，驱动器固定装置、连杆、曲轴、转轴、导轨和太阳翼连接件，其特征在于：
所述的太阳翼外框的四个角上分别通过太阳翼外框安装槽安装一个支架；
所述的导轨通过导轨安装孔安装在太阳翼外框的短边上的两个支架之间；
所述的驱动器通过驱动器固定装置安装在导轨上，驱动器的驱动力输出轴可以沿导轨水平滑动；
所述的转轴通过转轴安装孔安装在曲轴上；曲轴安装在太阳翼外框上的光孔内，可自由转动，
所述的连杆由螺柱及两个T形连接头组成，螺柱与T形连接头之间通过螺纹连接，调节两者连接螺纹深度可调节连杆长度，其中一个T形连接头与驱动器的驱动力输出轴相连，另一个与转轴相连，都可绕轴自由转动；
所述的太阳翼通过太阳翼安装槽及太阳翼固定孔安装且固定在太阳翼连接件内，所述的太阳翼连接件通过曲轴连接螺纹孔固定安装在曲轴上。
进一步地，所述支架上设有太阳翼外框安装槽、导轨安装孔及驱动器固定装置螺栓安装孔。
进一步地，所述的驱动器固定装置由螺柱、压紧板、螺母及套筒组成，套筒套在导轨上，一端与支架接触，一端与驱动器接触，螺柱一端通过螺纹安装在支架上，另一端套有压紧板，压紧板压在驱动器上，螺母与螺柱之间的通过螺纹连接，拧紧后给压紧板施加一定的预应力，将驱动器的一端压紧并固定在导轨的上。
优选地，所述驱动器的驱动单元采用可变形自适应结构驱动。
优选地，所述的可变形自适应结构采用热致方式。
优选地，所述的可变形自适应结构采用混杂非对称复合材料。
优选地，所述的驱动单元采用复合材料热致驱动器。
优选地，所述的驱动器由四组驱动单元组成。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)本发明采用复合材料热致驱动器，利用日照变化引起的混杂非对称复合材料结构温度变化所产生的结构大变形及应力驱动太阳翼转动，解决太阳光入射角慢变化问题；
(2)本发明的自适应对日定向器可以通过极小能量使可变形自适应结构形状发生改变，产生较大的驱动力，结构简单，结构质量轻；
(3)本发明的自适应对日定向器控制系统简单；
(4)本发明的自适应对日定向器没有使用电机，无需额外供给能量；
(5)本发明的自适应对日定向器结合电机驱动的单自由度定向机构，可以实现太阳翼的双自由度对日定向，不需要改变航天器姿态，不会影响航天器有效载荷功能的实现；
(6)本发明的驱动器经过改进亦可应用于地面太阳阵对日跟踪装置。
附图说明
图1为本发明实施例自适应对日定向器整体结构图。
图2为本发明实施例自适应对日定向器侧视图。
图3本发明实施例中的自适应对日定向器驱动器驱动单元-复合材料热致驱动器。
图4本发明实施例中的自适应对日定向器驱动太阳翼转动示意图。
图5本发明实施例的自适应对日定向器卫星上整体安装示意图。
图6本发明实施例中的定向器转角φ与太阳光入射角β的关系。
图中：1-复合材料热致驱动器，2-螺柱，3-T形接头，4-转轴，5-曲轴，6-导轨，7-支架，8-复合材料热致驱动器驱动力输出轴，9-太阳翼连接件，10-太阳翼外框，11-太阳翼，12-螺柱，13-压紧板，14-螺母，15-套筒，16-卫星太阳翼链接架，17-转动铰链，18-太阳翼单自由度转动机构，19-卫星本体，20-太阳翼外框安装槽，21-导轨安装孔，22-驱动器固定装置螺栓安装孔，23-转轴安装孔，24-光孔，25-曲轴连接螺纹孔，26-太阳翼安装槽，27-太阳翼固定孔。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应该指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明的一种自适应对日定向器整体结构如图1所示，包括支架7、太阳翼外框10、复合材料热致驱动器1、驱动器固定装置、连杆、曲轴5、转轴4、导轨和太阳翼连接件；所述支架7上设有太阳翼外框安装槽20、4个导轨安装孔21及4个驱动器固定装置螺栓安装孔22，通过太阳翼外框安装槽在太阳翼外框10四个角分别安装一个支架；所述导轨6通过导轨安装孔21安装在太阳翼外框10短边上两个支架7之间；所述的复合材料热致驱动器1安装在导轨6上，复合材料热致驱动器驱动力输出轴8可以沿导轨水平滑动；所述的驱动器固定装置由螺柱12、压紧板13、螺母14及套筒15组成，套筒套在导轨6上，一端与支架7接触，一端与复合材料热致驱动器1接触，螺柱一端通过螺纹安装在支架上，另一端套有压紧板，压紧板压在复合材料热致驱动器上，螺母与螺柱之间的通过螺纹连接，拧紧后给压紧板施加一定的预应力，将复合材料热致驱动器的一端压紧并固定在导轨的上；所述的曲轴5上设有转轴安装孔23，并安装在太阳翼外框上的光孔24内，可自由转动，转轴4通过转轴安装孔安装在曲轴上；所述的连杆由螺柱2及两个T形连接头3组成，螺柱与T形连接头之间通过螺纹连接，调节两者连接螺纹深度可调节连杆长度，连杆T形连接头一个与复合材料热致驱动器驱动力输出轴8相连，一个与转轴4相连，都可绕轴自由转动；本发明的自适应对日定向器由4组上述驱动机构组成，分别安装在太阳翼外框10短边的四个角上；所述的太阳翼连接件9上设有曲轴连接螺纹孔25、太阳翼安装槽26及太阳翼固定孔27，太阳翼连接件通过曲轴连接螺纹孔固定安装在曲轴5上，太阳翼11通过太阳翼安装槽及太阳翼固定孔安装且固定在太阳翼连接件内。
根据复合材料热致驱动器特点：当太阳光以一定入射角从左侧照射到定向器上时，由于遮光板的存在，左侧层合板温度高，右侧层合板温度低，驱动结构整体表现为收缩，驱动力输出轴8对连杆产生拉力，连杆对转轴4产生向左的拉力，转轴对曲轴5产生向左的推力，推动转轴逆时针转动，转轴转动带动太阳翼连接件10转动，从而驱动太阳翼11逆时针转动，减小太阳翼法线与太阳光的夹角，实现对太阳的跟踪，如图4所示；同理，当太阳光从右侧照射到定向器上时，由于遮光板的存在，左侧层合板温度低，右侧层合板温度高，驱动结构整体表现为膨胀，驱动力输出轴8对连杆产生推力，连杆对转轴4产生向右的推力，转轴对曲轴5产生向右的推力，推动转轴顺时针转动，带动太阳翼顺时针转动，减小太阳翼法线与太阳光的夹角，实现对太阳的跟踪；而当太阳光直射到定向器上时，复合材料热致驱动器遮光板左右两侧温度相同，驱动结构整体变形为零，输出驱动力为零，不驱动太阳翼转动，太阳翼法线保持沿太阳光线方向。太阳光入射角从0～23.5°变化时，该自适应对日定向器驱动太阳翼转动角度φ与入射角β关系曲线如图6所示。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
Claims (6)
1.一种自适应对日定向器，包括支架、太阳翼、太阳翼外框、驱动器，驱动器固定装置、连杆、曲轴、转轴、导轨和太阳翼连接件，其特征在于：
所述的太阳翼外框的四个角上分别通过太阳翼外框安装槽安装一个支架；
所述的导轨通过导轨安装孔安装在太阳翼外框的短边上的两个支架之间；
所述的驱动器通过驱动器固定装置安装在导轨上，驱动器的驱动力输出轴可以沿导轨水平滑动；
所述的转轴通过转轴安装孔安装在曲轴上；曲轴安装在太阳翼外框上的光孔内，可自由转动，所述的连杆由螺柱及两个T形连接头组成，螺柱与T形连接头之间通过螺纹连接，调节两者连接螺纹深度可调节连杆长度，其中一个T形连接头与驱动器的驱动力输出轴相连，另一个与转轴相连，都可绕轴自由转动；
所述的太阳翼通过太阳翼安装槽及太阳翼固定孔安装且固定在太阳翼连接件内，所述的太阳翼连接件通过曲轴连接螺纹孔固定安装在曲轴上；
所述驱动器的驱动单元采用可变形自适应结构驱动，所述的驱动器由四组驱动单元组成，每组所述驱动单元中的两个复合材料热致驱动器件安装有遮光板。
2.根据权利要求1所述的自适应对日定向器，其特征在于：所述支架上设有太阳翼外框安装槽、导轨安装孔及驱动器固定装置螺栓安装孔。
3.如权利要求1所述的自适应对日定向器，其特征在于：所述的驱动器固定装置由螺柱、压紧板、螺母及套筒组成，套筒套在导轨上，一端与支架接触，一端与驱动器接触，螺柱一端通过螺纹安装在支架上，另一端套有压紧板，压紧板压在驱动器上，螺母与螺柱之间的通过螺纹连接，拧紧后给压紧板施加一定的预应力，将驱动器的一端压紧并固定在导轨上的驱动器固定装置上。
4.根据权利要求1所述的自适应对日定向器，其特征在于：所述的可变形自适应结构采用热致方式。
5.根据权利要求1所述的自适应对日定向器，其特征在于：所述的可变形自适应结构采用混杂非对称复合材料。
6.根据权利要求1所述的自适应对日定向器，其特征在于：所述的驱动单元采用复合材料热致驱动器。
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