CN111959827A - 一种微小卫星辅助离轨装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种微小卫星辅助离轨装置，包括箱体，箱体内设置有中心轴和多个帆膜储箱，帆膜储箱内设置有折叠存储的帆膜，中心轴上设置有第一法兰盘和第二法兰盘，中心轴上缠绕有位于第一法兰盘与第二法兰盘之间的弹簧卷尺，弹簧卷尺与帆膜连接，箱体上设置有用于解锁中心轴的阻力帆解锁组件。本发明结构简单，设计合理，实现方便，能够有效应用在微小卫星上，使微小卫星在寿命结束后自行离轨，减少空间碎片，使用效果好，便于推广使用。
Description
技术领域
本发明属于航天技术领域，具体涉及一种微小卫星辅助离轨装置。
背景技术
随着航天技术的迅猛发展，人类发射航天器的数量与日俱增，与此同时也造成了大量的空间碎片。近年来，微小卫星技术取得了巨大成就，世界各国微小卫星的数量成井喷式增长。微小卫星具有体积小，功能单一，工作寿命短等特点。当微小卫星工作寿命结束后，其滞留在太空成为空间碎片。空间碎片的存在严重威胁着在轨运行航天器的安全，碎片与航天器的碰撞能够损坏航天器表面，甚至破坏航天器的主要部件，严重影响航天器的正常工作。微小卫星应在其任务完成25年内或者发射30年内能自行离轨。因此，使微小卫星在寿命结束后自行离轨，以减少空间碎片，已成为当前国际上研究的热点和前沿领域。
当前国际空间碎片的清理方式按照是否耗能分为三种：(1)主动清理方式；(2)被动清理方式；(3)混合清理方式。具体包括捕捉、激光清理、电动力缆绳和太阳辐射压力离轨等。
捕捉方式有机械爪、机械臂、飞网等，一般包含捕捉飞行器和轨道转移飞行器两部分。捕抓方式通过飞网、机械爪、机械臂来捕抓空间碎片，然后将碎片储存起来通过轨道转移飞行器进行统一处理。由于轨道转移飞行器空间和能量的限制，这种方式所能清理的空间碎片数目极为有限。
激光清理主要分烧蚀和推进两种方式，这种方式对空间碎片位置探测与瞄准发射的精度要求非常高，无法有效清除1厘米以下的空间碎片；此外由于产生高能激光需要消耗大量能量，清理碎片成本高。
电动力缆绳清理空间碎片的原理为给空间碎片附着一条带电导线，在飞行过程中，带电导线切割地磁场的磁力线产生洛仑兹力，碎片在洛仑兹力的作用下脱离原先的运行轨道，最终进入大气层烧毁。其不足之处是由于带电导线电流非常小，通常所设计的缆绳长度需为数千米甚至数十千米，在工程中难以实现。
太阳辐射压力离轨方式主要是利用太阳辐射压完成卫星变轨。这种方法一般由地面控制站来实现操作，而且需要足够长的操作时间才能来保证太阳辐射压的长时间作用，从而使得卫星变轨。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种微小卫星辅助离轨装置，其结构简单，设计合理，实现方便，能够有效应用在微小卫星上，使微小卫星在寿命结束后自行离轨，减少空间碎片，使用效果好，便于推广使用。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种微小卫星辅助离轨装置，包括箱体，所述箱体内设置有中心轴和多个帆膜储箱，所述帆膜储箱内设置有折叠存储的帆膜，所述中心轴上设置有第一法兰盘和第二法兰盘，所述中心轴上缠绕有位于第一法兰盘与第二法兰盘之间的弹簧卷尺，所述弹簧卷尺与帆膜连接，所述箱体上设置有用于解锁中心轴的阻力帆解锁组件。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述箱体包括底板和顶板，以及转动连接在底板上的四个侧板，所述阻力帆解锁组件设置在顶板上。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述中心轴为阶梯轴状，所述中心轴的中间部分为粗壮部，所述弹簧卷尺缠绕在粗壮部上，所述中心轴的下端为圆柱部，所述圆柱部通过轴承与底板连接，所述中心轴的上端为六棱柱部，所述六棱柱部穿过顶板与阻力帆解锁组件连接，所述粗壮部与圆柱部连接处形成第一阶梯面，所述粗壮部与六棱柱部连接处形成第二阶梯面。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述第一法兰盘通过螺栓固定连接在第一阶梯面上，所述第二法兰盘通过螺栓固定连接在第二阶梯面上。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述帆膜储箱的数量为四个。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述帆膜的数量为四个，所述帆膜的形状为等腰三角形，四个等腰三角形的所述帆膜同时展开后组成方形，每个等腰三角形的所述帆膜的顶角与帆膜储箱连接，每个等腰三角形的所述帆膜的另外两个角与弹簧卷尺连接。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述弹簧卷尺的数量为四根，所述弹簧卷尺的一端与中心轴连接，所述弹簧卷尺的另一端与帆膜连接。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述箱体内设置四个导轨杆，所述导轨杆固定在底板上，所述顶板通过螺栓连接在导轨杆上。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述顶板与第二法兰盘之间设置有两个阻力块，所述阻力块通过螺栓连接在顶板上。
上述的一种微小卫星辅助离轨装置，所述阻力帆解锁组件包括用于夹紧六棱柱部的第一锁杆和第二锁杆，所述第一锁杆的一端通过第一底座连接在顶板上，所述第一锁杆的中部通过第一弹簧连接在顶板上，所述第二锁杆的一端通过第二底座连接在顶板上，所述第二锁杆的中部通过第二弹簧连接在顶板上，所述第一锁杆的另一端和第二锁杆的另一端之间缠绕有纤维线，所述纤维线上缠绕有阻力帆解锁电阻丝。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明结构简单，设计合理，实现方便。
2、本发明整体装置体积小巧，可帮助微小卫星实现快速离轨，提高空间轨道资源利用率。
3、本发明利用弹簧卷尺自身储存的弹性应变能转换为驱动力使帆膜展开，展开可靠，质量轻。
4、本发明依靠大气阻力实现空间碎片的自身清理，属于被动清理方式，不消耗能量，节约资源。
5、本发明为一套单独的系统，实现功能模块化，不受亦不影响微小卫星上的其他系统，保证系统可靠性。
6、本发明能够有效应用在微小卫星上，使微小卫星在寿命结束后自行离轨，减少空间碎片，使用效果好，便于推广使用。
综上所述，本发明结构简单，设计合理，实现方便，能够有效应用在微小卫星上，使微小卫星在寿命结束后自行离轨，减少空间碎片，使用效果好，便于推广使用。
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明的整体结构示意图；
图2为本发明箱体内的结构示意图；
图3为本发明中心轴的结构示意图；
图4为本发明帆膜的展开状态示意图；
图5为本发明阻力块与中心轴的位置关系示意图；
图6为本发明阻力帆解锁组件的结构示意图。
附图标记说明:
1—箱体； 1-1—底板； 1-2—顶板；
1-3—侧板； 2—中心轴； 2-1—粗壮部；
2-2—圆柱部； 2-3—六棱柱部； 2-4—第一阶梯面；
2-5—第二阶梯面； 3—帆膜储箱； 4—帆膜；
5—第一法兰盘； 6—第二法兰盘； 7—弹簧卷尺；
8—阻力帆解锁组件； 8-1—第一锁杆； 8-2—第二锁杆；
8-3—第一底座； 8-4—第一弹簧； 8-5—第二底座；
8-6—第二弹簧； 8-7—纤维线； 8-8—阻力帆解锁电阻丝；
9—导轨杆； 10—阻力块。
具体实施方式
如图1～图2所示，本发明的微小卫星辅助离轨装置，包括箱体1，所述箱体1内设置有中心轴2和多个帆膜储箱3，所述帆膜储箱3内设置有折叠存储的帆膜4，所述中心轴2上设置有第一法兰盘5和第二法兰盘6，所述中心轴2上缠绕有位于第一法兰盘5与第二法兰盘6之间的弹簧卷尺7，所述弹簧卷尺7与帆膜4连接，所述箱体1上设置有用于解锁中心轴2的阻力帆解锁组件8。
本实施例中，所述箱体1包括底板1-1和顶板1-2，以及转动连接在底板1-1上的四个侧板1-3，所述阻力帆解锁组件8设置在顶板1-2上。
具体实施时，四个侧板1-3与底板1-1转动连接，帆膜4展开时，四个侧板1-3向箱体1外转动。
本实施例中，如图3所示，所述中心轴2为阶梯轴状，所述中心轴2的中间部分为粗壮部2-1，所述弹簧卷尺7缠绕在粗壮部2-1上，所述中心轴2的下端为圆柱部2-2，所述圆柱部2-2通过轴承与底板1-1连接，所述中心轴2的上端为六棱柱部2-3，所述六棱柱部2-3穿过顶板1-2与阻力帆解锁组件8连接，所述粗壮部2-1与圆柱部2-2连接处形成第一阶梯面2-4，所述粗壮部2-1与六棱柱部2-3连接处形成第二阶梯面2-5。
本实施例中，所述第一法兰盘5通过螺栓固定连接在第一阶梯面2-4上，所述第二法兰盘6通过螺栓固定连接在第二阶梯面2-5上。
具体实施时，在弹簧卷尺7向外弹出过程中，通过第一法兰盘5和第二法兰盘6对弹簧卷尺7起到限位作用，避免弹簧卷尺7上下跳动。
本实施例中，所述帆膜储箱3的数量为四个。
具体实施时，帆膜储箱3用于储存折叠后的帆膜4，帆膜储箱3截面为梯形，在梯形槽底部开设两个通孔，用于连接帆膜4。
本实施例中，如图4所示，所述帆膜4的数量为四个，所述帆膜4的形状为等腰三角形，四个等腰三角形的所述帆膜4同时展开后组成方形，每个等腰三角形的所述帆膜4的顶角与帆膜储箱3连接，每个等腰三角形的所述帆膜4的另外两个角与弹簧卷尺7连接。
具体实施时，帆膜4的材料选用聚酰亚胺薄膜，三角形帆膜4的三个顶点加厚处理，并打孔安装金属夹扣，三个顶点中直角顶点与帆膜储箱3连接，其余两个顶点与弹簧卷尺7连接，帆膜4在未展开状态折叠成梯形状储存在帆膜储箱3内，当阻力帆解锁组件8工作后，弹簧卷尺7向外展开的过程中带动帆膜4展开，帆膜4的主要作用是依靠低轨道的稀薄大气给在轨微小卫星提供阻力。
本实施例中，所述弹簧卷尺7的数量为四根，所述弹簧卷尺7的一端与中心轴2连接，所述弹簧卷尺7的另一端与帆膜4连接。
具体实施时，四根弹簧卷尺7的一端分别与中心轴2的粗壮部2-1连接，并同一方向缠绕在粗壮部2-1上，储存大量弹性应变能，在向外伸展时，由弹簧卷尺7本身储存的弹性应变能提供帆膜4展开的驱动力，帆膜4展开后，弹簧卷尺7起支撑帆膜4的作用。
本实施例中，所述箱体1内设置四个导轨杆9，所述导轨杆9固定在底板1-1上，所述顶板1-2通过螺栓连接在导轨杆9上。
具体实施时，导轨杆9用于连接顶板1-2与底板1-1，同时保证弹簧卷尺7沿固定方向展开。
本实施例中，如图5所示，所述顶板1-2与第二法兰盘6之间设置有两个阻力块10，所述阻力块10通过螺栓连接在顶板1-2上。
具体实施时，阻力块10位于顶板1-2与第二法兰盘6之间，阻力块10上端开有凹槽，顶板1-2上开有2个螺纹孔，通过螺栓连接顶板1-2与阻力块10，并可通过螺栓的松紧调节阻力块10对第二法兰盘6施加压力的大小，进而调节中心轴2的转动速度，控制阻力矩的大小，阻力块10的作用是增大整个装置的阻力矩，降低弹簧卷尺7的展开速度，减轻弹簧卷尺7末期的回缩抖动现象。
本实施例中，如图6所示，所述阻力帆解锁组件8包括用于夹紧六棱柱部2-3的第一锁杆8-1和第二锁杆8-2，所述第一锁杆8-1的一端通过第一底座8-3连接在顶板1-2上，所述第一锁杆8-1的中部通过第一弹簧8-4连接在顶板1-2上，所述第二锁杆8-2的一端通过第二底座8-5连接在顶板1-2上，所述第二锁杆8-2的中部通过第二弹簧8-6连接在顶板1-2上，所述第一锁杆8-1的另一端和第二锁杆8-2的另一端之间缠绕有纤维线8-7，所述纤维线8-7上缠绕有阻力帆解锁电阻丝8-8。
具体实施时，纤维线8-7将用于夹紧六棱柱部2-3的第一锁杆8-1和第二锁杆8-2缠绕锁紧，限制六棱柱部2-3的转动，当需要解锁时，阻力帆解锁电阻丝8-8供电发热，熔断纤维线8-7，在第一弹簧8-4和第二弹簧8-6的拉力作用下，第一锁杆4和第二锁杆5松开对六棱柱部2-3的限制，释放中心轴2。
本发明的工作过程是：当安装有本装置的微小卫星在轨工作到寿命末期时，由星载计算机或地面控制站发出离轨指令，阻力帆解锁组件8工作，阻力帆解锁电阻丝8-8供电发热，熔断纤维线8-7，在第一弹簧8-4和第二弹簧8-6的拉力作用下，第一锁杆4和第二锁杆5松开对六棱柱部2-3的限制，释放中心轴2，缠绕在中心轴2上的储存大量弹性应变能的弹簧卷尺7向外伸展，带动帆膜4展开，增大在轨微小卫星的面质比，加快微小卫星的离轨速度，避免变成空间碎片。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。
Claims (10)
1.一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：包括箱体(1)，所述箱体(1)内设置有中心轴(2)和多个帆膜储箱(3)，所述帆膜储箱(3)内设置有折叠存储的帆膜(4)，所述中心轴(2)上设置有第一法兰盘(5)和第二法兰盘(6)，所述中心轴(2)上缠绕有位于第一法兰盘(5)与第二法兰盘(6)之间的弹簧卷尺(7)，所述弹簧卷尺(7)与帆膜(4)连接，所述箱体(1)上设置有用于解锁中心轴(2)的阻力帆解锁组件(8)。
2.按照权利要求1所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述箱体(1)包括底板(1-1)和顶板(1-2)，以及转动连接在底板(1-1)上的四个侧板(1-3)，所述阻力帆解锁组件(8)设置在顶板(1-2)上。
3.按照权利要求2所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述中心轴(2)为阶梯轴状，所述中心轴(2)的中间部分为粗壮部(2-1)，所述弹簧卷尺(7)缠绕在粗壮部(2-1)上，所述中心轴(2)的下端为圆柱部(2-2)，所述圆柱部(2-2)通过轴承与底板(1-1)连接，所述中心轴(2)的上端为六棱柱部(2-3)，所述六棱柱部(2-3)穿过顶板(1-2)与阻力帆解锁组件(8)连接，所述粗壮部(2-1)与圆柱部(2-2)连接处形成第一阶梯面(2-4)，所述粗壮部(2-1)与六棱柱部(2-3)连接处形成第二阶梯面(2-5)。
4.按照权利要求3所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述第一法兰盘(5)通过螺栓固定连接在第一阶梯面(2-4)上，所述第二法兰盘(6)通过螺栓固定连接在第二阶梯面(2-5)上。
5.按照权利要求1所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述帆膜储箱(3)的数量为四个。
6.按照权利要求1所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述帆膜(4)的数量为四个，所述帆膜(4)的形状为等腰三角形，四个等腰三角形的所述帆膜(4)同时展开后组成方形，每个等腰三角形的所述帆膜(4)的顶角与帆膜储箱(3)连接，每个等腰三角形的所述帆膜(4)的另外两个角与弹簧卷尺(7)连接。
7.按照权利要求1所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述弹簧卷尺(7)的数量为四根，所述弹簧卷尺(7)的一端与中心轴(2)连接，所述弹簧卷尺(7)的另一端与帆膜(4)连接。
8.按照权利要求2所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述箱体(1)内设置四个导轨杆(9)，所述导轨杆(9)固定在底板(1-1)上，所述顶板(1-2)通过螺栓连接在导轨杆(9)上。
9.按照权利要求2所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述顶板(1-2)与第二法兰盘(6)之间设置有两个阻力块(10)，所述阻力块(10)通过螺栓连接在顶板(1-2)上。
10.按照权利要求3所述的一种微小卫星辅助离轨装置，其特征在于：所述阻力帆解锁组件(8)包括用于夹紧六棱柱部(2-3)的第一锁杆(8-1)和第二锁杆(8-2)，所述第一锁杆(8-1)的一端通过第一底座(8-3)连接在顶板(1-2)上，所述第一锁杆(8-1)的中部通过第一弹簧(8-4)连接在顶板(1-2)上，所述第二锁杆(8-2)的一端通过第二底座(8-5)连接在顶板(1-2)上，所述第二锁杆(8-2)的中部通过第二弹簧(8-6)连接在顶板(1-2)上，所述第一锁杆(8-1)的另一端和第二锁杆(8-2)的另一端之间缠绕有纤维线(8-7)，所述纤维线(8-7)上缠绕有阻力帆解锁电阻丝(8-8)。
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| 胡驰，郭宁，陈昊，黄德东，徐超: "立方星辅助离轨空气阻力帆技术研究进展", 《航天器环境工程》 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113401367A (zh) * | 2021-06-28 | 2021-09-17 | 南京理工大学 | 一种微纳卫星太阳帆推进系统展开装置 |
| CN113401367B (zh) * | 2021-06-28 | 2022-03-18 | 南京理工大学 | 一种微纳卫星太阳帆推进系统展开装置 |
| CN113525724A (zh) * | 2021-07-05 | 2021-10-22 | 陕西智星空间科技有限公司 | 微纳卫星制动帆装置 |
| CN114132528A (zh) * | 2021-11-30 | 2022-03-04 | 北京卫星制造厂有限公司 | 一种柔性帆展开装置 |
| CN114132528B (zh) * | 2021-11-30 | 2023-12-19 | 北京卫星制造厂有限公司 | 一种柔性帆展开装置 |
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