CN112531315A - 一种星载相控阵天线同步展开机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种星载相控阵天线同步展开机构。本发明包括卫星主体、相控阵子阵、限位杆、剪叉机构和推杆；卫星主体的两侧面底部各设置有水平导轨，每个水平导轨上滑动连接有一个推杆，卫星主体通过两侧水平导轨上的推杆分别连接有两个剪叉机构，两个剪叉机构之间依次连接有多个相控阵子阵，两个相邻的相控阵子阵之间还通过限位杆相连，限位杆的一端铰接在相控阵子阵上，限位杆的另一端铰接在剪叉机构上；通过推杆驱动剪叉机构和推杆展开，剪叉机构和推杆的展开使得各个相控阵子阵同步展开。本发明减少构件数量及原动件数量，降低结构的复杂性，提升实用性，通过完全展开后的短程收拢实现阵面的严密拼接，进行自锁，提高其形面精度。

Description

一种星载相控阵天线同步展开机构

技术领域

本发明涉及了一种星载相控阵展开机构，具体涉及了一种星载相控阵天线同步展开机构。

背景技术

随着科技和技术的进步，相控阵雷达在目标探测、快速跟踪等国防军事领域得到广泛的应用，如美国的“铺路爪”长程预警雷达、海基X波段雷达等，但传统的路基相控阵雷达探测空间受限，而与航天卫星结合的星载相控阵雷达具有更为广阔的探测空间，已成为相控阵雷达的又一发展方向。

由于星载相控阵雷达在卫星发射及运输的过程中其相控阵天线需保持折叠状态，而工作时需完全展开，故一般对星载相控阵天线加装展开机构，使其可实现收拢到展开的转化。现有的太空展开机构根据其展开方式可分为连杆铰接式展开机构、弹性材料式展开机构、充气式展开机构，其特点如下：

一、连杆铰接式展开机构

连杆铰接式展开机构主要由连杆和运动副组成，此类机构具有收拢折叠比较大、精度高、可重复收拢展开性好和寿命长的优点，但现有的该形式机构往往结构较为复杂，不易控制。

二、弹性材料式展开机构

弹性材料式展开机构采用具有大弹性变形的材料作为可展机构的主体材料，在折叠收拢状态下材料发生变形而储存弹性变形能，释放后依靠弹性变形能驱动机构转化为展开状态，但其可重复收拢展开性差，精度较低。

三、充气式展开机构

充气式展开机构原理为用柔性材料制成密闭结构，入轨后靠填充气体将密闭结构展开的一类可展机构，具有质量小、折叠比大的优点，但是形面精度较低，结构热稳定性差，刚度较低，技术尚不成熟。

现有的太空展开机构存在的形面精度低、结构复杂、刚度较低问题，同时随着展开平面数的增加，现有太空展开机构在展开过程中的不同步程度逐渐增加，所采用结构的复杂性提高，原动件数目增多，使整体机构的可靠性下降，不适用于太空环境。

发明内容

为了解决背景技术中存在的问题和需求，本发明提供了一种星载相控阵天线同步展开机构。

本发明采取的技术方案是：

本发明包括卫星主体、相控阵子阵、限位杆、剪叉机构和推杆；卫星主体的两侧面底部各设置有水平导轨，每个水平导轨上滑动连接有一个推杆，卫星主体通过两侧水平导轨上的推杆分别连接有两个剪叉机构，两个剪叉机构之间依次连接有多个相控阵子阵，两个相邻的相控阵子阵之间还通过限位杆相连，限位杆的一端铰接在相控阵子阵上，限位杆的另一端铰接在剪叉机构上；通过推杆驱动剪叉机构和推杆展开，剪叉机构和推杆的展开使得各个相控阵子阵同步展开。

所述剪叉机构主要由若干个X形支架和四根折叠短杆铰接组成，X形支架是由两根长杆在中点交叉铰接构成，中点处作为铰接点，若干个X形支架依次级联铰接形成X形支架组件，X形支架组件两端均铰接两根折叠短杆形成剪叉机构，X形支架组件两端每一端的两根折叠短杆相铰接处作为铰接点；两侧的剪叉机构各个铰接点在两侧对称布置，且在两侧相对称布置的两个铰接点之间连接装有相控阵子阵，所述的相控阵子阵的侧面中部铰接于铰接点，每个相控阵子阵的侧面顶端均经一根限位杆和相邻铰接点铰接，相邻铰接点为靠近卫星主体一侧且与相控阵子阵自身所在的铰接点相邻的另一铰接点；推杆的输出端与剪叉机构的第二铰接点相连，第二铰接点为剪叉机构靠近卫星主体的第二个铰接点。

所述的限位杆一端和相控阵子阵的侧面顶端滑动连接，另一端和相邻铰接点铰接。

所述限位杆与相控阵子阵侧面顶端连接处采用槽口连接，所述槽口连接为限位杆与相控阵子阵侧面顶端相连的一端开有槽口，柱销沿槽口滑动。

所述推杆的长度大于相控阵子阵的高度。

所述限位杆的长度小于折叠短杆的长度。

所述相控阵子阵处于水平状态时，若柱销处于槽口的远离卫星主体一端，则相邻相控阵子阵之间具有间隙；若柱销处于槽口的靠近卫星主体一端，则相邻相控阵子阵完全贴合。

本发明的有益效果是：

本发明采用剪叉机构作为实现该展开机构实现其展开运动的主体结构，结构简单，刚度较高，且保证了其在展开过程中的同步性，同时配合使用限位杆，使剪叉机构在伸展时带动相控阵子阵进行旋转，实现了伸展运动与旋转运动的整合，减少了构件数量与原动件数量，降低了结构的复杂性，提高了机构整体的可靠性及运用于太空环境的实用性。

本发明所用限位杆内设有槽口，通过推杆的短程收回运动，使柱销在限位杆槽口内滑动，即相控阵子阵沿横向进行收拢，实现各相控阵子阵上侧面与其后一相控阵子阵下侧面的完全贴合，实现阵面的严密拼接，进行自锁，提高了相控阵在稳定状态下的的形面精度。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图2是本发明的初始收拢状态结构示意图。

图3是图2的A部放大图。

图4是图2的B部放大图。

图5是本发明的初步伸展状态结构示意图。

图6是本发明的完全伸展状态结构示意图。

图7是图6的C部在完全伸展状态下的放大图

图8是图6的C部在最终稳定状态下的放大图

图中：1、卫星主体，2、相控阵子阵，3、限位杆，4、剪叉机构，5、推杆，2-1、柱销，4-1、第一铰接点，4-2、第二铰接点。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明：

如图1所示，本发明包括卫星主体1、相控阵子阵2、限位杆3、剪叉机构4和推杆5；卫星主体1的两侧面底部各设置有水平导轨，每个水平导轨上滑动连接有一个推杆5，推杆5在水平导轨上沿水平导轨的直线方向往复运动，卫星主体1通过两侧水平导轨上的推杆5分别连接有两个剪叉机构4，两个剪叉机构4平行布置在卫星主体1的一侧，两个剪叉机构4之间依次连接有多个相控阵子阵2，相控阵子阵2依次平行布置，两个相邻的相控阵子阵2之间还通过限位杆3相连，限位杆3的一端铰接在相控阵子阵2上，限位杆3的另一端铰接在剪叉机构4上；通过推杆5驱动剪叉机构4和推杆5展开，剪叉机构4和推杆5的展开使得各个相控阵子阵2同步展开。

如图2-4所示，剪叉机构4主要由若干个X形支架和四根折叠短杆铰接组成，X形支架的长度等于折叠短杆长度的两倍，X形支架是由两根长杆在中点交叉铰接构成，中点处作为铰接点，若干个X形支架依次级联铰接形成X形支架组件，X形支架组件两端均铰接两根折叠短杆形成剪叉机构4，X形支架组件两端每一端的两根折叠短杆相铰接处作为铰接点；两侧的剪叉机构4各个铰接点在两侧对称布置，且在两侧相对称布置的两个铰接点之间连接装有相控阵子阵2，相控阵子阵2的侧面中部铰接于铰接点，每个相控阵子阵2的侧面顶端均经一根限位杆3和相邻铰接点铰接，相邻铰接点为靠近卫星主体1一侧且与相控阵子阵2自身所在的铰接点相邻的另一铰接点；推杆5的输出端与剪叉机构4的第二铰接点4-2相连，剪叉机构4的第一铰接点4-1在展开过程中始终在推杆5的运动轨迹上，第二铰接点4-2为剪叉机构4靠近卫星主体1的第二个铰接点，第一铰接点4-1为剪叉机构4靠近卫星主体1的第一个铰接点。

限位杆3一端和相控阵子阵2的侧面顶端滑动连接，另一端和相邻铰接点铰接。

限位杆3与相控阵子阵2侧面顶端连接处采用槽口连接，槽口连接为限位杆3与相控阵子阵2侧面顶端相连的一端开有槽口，槽口中的柱销2-1在实现最终稳定状态的收拢过程中沿槽口向靠近卫星主体方向滑动。

其中，推杆5的长度大于相控阵子阵的高度。限位杆3的长度小于折叠短杆的长度。

如图7和图8所示，相控阵子阵(2)处于水平状态时，若柱销(2-1)处于槽口的远离卫星主体一端，则相邻相控阵子阵(2)之间具有间隙，若柱销(2-1)处于槽口的靠近卫星主体一端，则相邻相控阵子阵(2)完全贴合。如图5和图6所示，推杆5在运动过程中首先驱动剪叉机构4展开，从而增大相控阵子阵2的横向距离，其次在剪叉机构4展开过程中，铰接其上的限位杆3由于自身长度限制，带动相控阵子阵2向横向旋转，最终使相控阵子阵2的横向扩展与旋转同步进行，实现其同步展开。

推杆5当限位杆3带动相控阵子阵2完全旋转至横向后，进行短程收回运动，此时柱销2-1在限位杆3槽口内滑动，即相控阵子阵2沿横向进行收拢，直至各相控阵子阵2上侧面与其后一相控阵子阵2下侧面完全贴合，达到最终稳定状态。

最终稳定状态一旦实现便不再驱动推杆5运动，并保持推杆5的相对位置不再改变。

如图2、图3和图4所示，此时推杆5尚未工作，剪叉机构4处于收拢状态，柱销2-1位于限位杆槽口最上方，各相控阵子阵2保持并列且最大两侧面保持贴合状态。

如图5所示，此时推杆5推动剪叉机构4伸展一段距离，同时通过限位杆3带动相控阵子阵2旋转一定角度，整体过程同步进行。

如图6和图7所示，此时推杆5运动到推程最大值，即剪叉机构4受限位杆3约束的单相最大展开值，各限位杆3重合于同一直线，使各相控阵子阵2串行排列且位于同一平面，柱销2-1仍位于限位杆槽口最上方，各相控阵子阵2在横向上留有空隙。

如图8所示，此时由于推杆5进行短程收回运动，带动剪叉机构4收缩，从而使相控阵子阵2也进行横向收拢，此时柱销2-1在限位杆3槽口内滑动，直至各相控阵子阵2横向完全贴合，达到其最终稳定状态。

星载相控阵天线同步展开机构工作原理如下：推杆5工作向前伸出，带动剪叉机构4进行伸展，伸展过程中相控阵子阵2在限位杆3的约束下向横向旋转，相控阵子阵2向横向旋转与剪叉机构4伸展同步进行，当推杆5运动到推程最大值，即剪叉机构4受限位杆3约束的单相最大展开值，各限位杆3重合于同一直线，使各相控阵子阵2串行排列且位于同一平面，柱销2-1仍位于限位杆槽口最上方，各相控阵子阵2在横向上留有空隙，机构达到完全伸展状态；推杆5再进行短程收回运动，带动剪叉机构4收缩，从而使相控阵子阵2也进行横向收拢，此时柱销2-1在限位杆3槽口内滑动，直至各相控阵子阵2横向完全贴合，机构达到最终稳定状态。

Claims (8)

1.一种星载相控阵天线同步展开机构，其特征在于：包括卫星主体(1)、相控阵子阵(2)、限位杆(3)、剪叉机构(4)和推杆(5)；卫星主体(1)的两侧面底部各设置有水平导轨，每个水平导轨上滑动连接有一个推杆(5)，卫星主体(1)通过两侧水平导轨上的推杆(5)分别连接有两个剪叉机构(4)，两个剪叉机构(4)之间依次连接有多个相控阵子阵(2)，两个相邻的相控阵子阵(2)之间还通过限位杆(3)相连，限位杆(3)的一端铰接在相控阵子阵(2)上，限位杆(3)的另一端铰接在剪叉机构(4)上；通过推杆(5)驱动剪叉机构(4)和推杆(5)展开，剪叉机构(4)和推杆(5)的展开使得各个相控阵子阵(2)同步展开。

2.根据权利要求1所述的一种星载相控阵天线同步展开机构，其特征在于：所述剪叉机构(4)主要由若干个X形支架和四根折叠短杆铰接组成，X形支架是由两根长杆在中点交叉铰接构成，中点处作为铰接点，若干个X形支架依次级联铰接形成X形支架组件，X形支架组件两端均铰接两根折叠短杆形成剪叉机构(4)，X形支架组件两端每一端的两根折叠短杆相铰接处作为铰接点；两侧的剪叉机构(4)各个铰接点在两侧对称布置，且在两侧相对称布置的两个铰接点之间连接装有相控阵子阵(2)，每个相控阵子阵(2)的侧面顶端均经一根限位杆(3)和相邻铰接点铰接，相邻铰接点为靠近卫星主体(1)一侧且与相控阵子阵(2)自身所在的铰接点相邻的另一铰接点；推杆(5)的输出端与剪叉机构(4)的第二铰接点(4-2)相连，第二铰接点(4-2)为剪叉机构(4)靠近卫星主体(1)的第二个铰接点。

3.根据权利要求2所述的一种星载相控阵天线同步展开机构，其特征在于：所述的相控阵子阵(2)的侧面中部铰接于铰接点。

4.根据权利要求2所述的一种星载相控阵天线同步展开机构，其特征在于：所述的限位杆(3)一端和相控阵子阵(2)的侧面顶端滑动连接，另一端和相邻铰接点铰接。

5.根据权利要求1所述的一种星载相控阵天线同步展开机构，其特征在于：所述限位杆(3)与相控阵子阵(2)侧面顶端连接处采用槽口连接，所述槽口连接为限位杆(3)与相控阵子阵(2)侧面顶端相连的一端开有槽口，柱销(2-1)沿槽口滑动。

6.根据权利要求1所述的一种星载相控阵天线同步展开机构，其特征在于：所述推杆(5)的长度大于相控阵子阵的高度。

7.根据权利要求2所述的一种星载相控阵天线同步展开机构，其特征在于：所述限位杆(3)的长度小于折叠短杆的长度。

8.根据权利要求3所述的一种星载相控阵天线同步展开机构，其特征在于：所述相控阵子阵(2)处于水平状态时，若柱销(2-1)处于槽口的远离卫星主体一端，则相邻相控阵子阵(2)之间具有间隙；若柱销(2-1)处于槽口的靠近卫星主体一端，则相邻相控阵子阵(2)完全贴合。

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