CN113148229A - 一种卫星用二维三折太阳电池阵 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种卫星用二维三折太阳电池阵，包括依次堆叠且间隔设置的安装板、内太阳板、中太阳板和外太阳板，以及第一压紧释放机构和第二压紧释放机构；内太阳板的一端通过第一弹性铰链连接于安装板的一端；中太阳板的第一侧通过第二弹性铰链连接于内太阳板的第一侧；外太阳板的第二侧通过第三弹性铰链连接于内太阳板的第二侧；第一压紧释放机构用于将安装板的第一侧、内太阳板的第一侧、中太阳板的第一侧和外太阳板的第一侧相互压紧固定，且第一压紧释放机构可解除固定；第二压紧释放机构用于将安装板的第二侧、内太阳板的第二侧和中太阳板的第二侧相互压紧固定，第二压紧释放机构可解除固定；该电池阵结构紧凑、安装方便，同步展开可控可调。
Description
技术领域
本发明属于卫星技术领域，尤其涉及一种卫星用二维三折太阳电池阵。
背景技术
微纳卫星及立方星的太阳翼电池阵通常由PCB板加表贴具有玻璃盖片电池片构成。目前，电池阵仍作为微纳卫星能源输入的主要途径之一，为微纳卫星各个分系统提供能源输入，其重要程度不言而喻。
考虑到微纳卫星受到搭载发射空间的限制，在可用的卫星包络内增大电池阵的功质比，微纳卫星能源扩容的主要方式之一是增大太阳翼面积，可收拢的活动式可展太阳翼成为太阳翼面积增大的唯一方式。
当前，传统的可展开的太阳翼最常采用的方式是以蜂窝板作为电池阵基板，通过板间铰链提供展开驱动动力，并配以一定数量的火工控制的压紧装置。这种方式存在如下几个缺点：1.火工控制太阳翼的释放，冲击大，而且所需要的电能较大，对于能源紧张的微纳卫星而言难以保证；同时火工控制重复性能差；2.大于二折的太阳翼存在展开同步控制问题，需要配置同步展开装置，增加太阳翼结构的复杂性，同时可靠性也有一定的降低；3.传统的电池阵结构质量较大，展开后对卫星的质心影响较大，给卫星的姿控系统带来控制负担。
发明内容
为解决上述问题，本发明的目的是提供一种卫星用二维三折太阳电池阵，该电池阵结构紧凑、安装方便，同步展开可控可调。
为实现上述目的，本发明的技术方案为：
一种卫星用二维三折太阳电池阵，包括依次堆叠且间隔设置的安装板、内太阳板、中太阳板和外太阳板，以及第一压紧释放机构和第二压紧释放机构；
所述内太阳板的一端通过第一弹性铰链连接于所述安装板的一端；所述中太阳板的第一侧通过第二弹性铰链连接于所述内太阳板的第一侧；所述外太阳板的第二侧通过第三弹性铰链连接于所述内太阳板的第二侧；且所述第一弹性铰链、所述第二弹性铰链和所述第三弹性铰链可自动展开且展开到位时可锁定；
所述第一压紧释放机构设于所述安装板的第一侧，且该侧靠近所述外太阳板的第一侧，所述第一压紧释放机构用于将所述安装板的第一侧、所述内太阳板的第一侧、所述中太阳板的第一侧和所述外太阳板的第一侧相互压紧固定，且所述第一压紧释放机构可解除固定；
所述第二压紧释放机构设于所述安装板的第二侧，且该侧靠近所述中太阳板的第二侧，所述第二压紧释放机构用于将所述安装板的第二侧、所述内太阳板的第二侧和所述中太阳板的第二侧相互压紧固定，且所述第二压紧释放机构可解除固定；
其中，通过依次解除所述第一压紧释放机构和所述第二压紧释放机构的固定，并通过所述第一弹性铰链、所述第二弹性铰链和所述三弹性铰链驱动所述内太阳板、所述中太阳板和所述外太阳板展开。
根据本发明一实施例，所述第一压紧释放机构和所述第二压紧释放机构均包括一个熔断装置、一根熔线和若干抗剪切组件，两个所述熔断装置分别穿设且固连于所述安装板的两侧，两根所述熔线的一端分别固连于两个所述熔断装置，所述熔断装置可熔断所述熔线；
位于所述安装板第一侧的所述熔线穿设于所述内太阳板、所述中太阳板且其另一端固连于所述外太阳板；
所述安装板第一侧的所述安装板和所述内太阳板、所述内太阳板和所述中太阳板、所述中太阳板和所述外太阳板之间均设有用于防止相邻板与板之间发生横向位移的所述抗剪切组件；
位于所述安装板第二侧的所述熔线穿设于所述内太阳板且其另一端固连于所述中太阳板；
所述安装板第二侧的所述安装板和所述内太阳板、所述内太阳板和所述中太阳板之间均设有所述抗剪切组件。
根据本发明一实施例，所述抗剪切组件包括公件和母件，所述公件和母件分别固连于相邻的板面上，且固连于所述安装板板面的所述公件或所述母件与所述熔断装置一体成型；所述公件设有凸起、所述母件设有凹槽，所述凸起设于所述凹槽中。
根据本发明一实施例，所述熔线穿设于所述抗剪切组件。
根据本发明一实施例，所述熔线为大力马线。
根据本发明一实施例，所述第一弹性铰链、所述第二弹性铰链和所述第三弹性铰链均为带锁止功能的扭簧铰链，且所述第三弹性铰链的铰接间距大于所述第二弹性铰链。
根据本发明一实施例，所述第一弹性铰链、所述第二弹性铰链和所述第三弹性铰链的数量均为两个。
根据本发明一实施例，所述第一弹性铰链的展开角度为90度。
根据本发明一实施例，所述第二弹性铰链和所述第三弹性铰链的展开角度为180度。
本发明由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：
(1)本发明实施例中通过第一弹性铰链、第二弹性铰链和第三弹性铰链以及第一压紧释放机构和第二压紧释放机构将安装板、内太阳板、中太阳板和外太阳板堆叠在一起，形成了二维三折的太阳电池阵，使整体结构紧凑、安装方便。
(2)本发明实施例中第一压紧释放机构和第二压紧释放机构均包括一个熔断装置和一根熔线，且板面之间均设有抗剪切组件，使得成本低、重量轻、包络小、展开控制性能好、可重复使用性能佳，尤其适用于包络紧张、供电有限、成本不高的微纳卫星太阳翼结构。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细说明，其中：
图1为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵折叠状态示意图；
图2为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵外太阳板展开状态示意图；
图3为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵外太阳板、中太阳板展开状态示意图；
图4为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵外太阳板、中太阳板、内太阳板展开状态示意图；
图5为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵第一压紧释放机构安装状态截面图；
图6为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵第二压紧释放机构安装状态截面图；
图7为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵第一弹性铰链轴侧图；
图8为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵第一弹性铰链正视图；
图9为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵第一弹性铰链侧视图；
图10为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵第二弹性铰链示意图；
图11为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵第三弹性铰链示意图；
图12为本发明的一种卫星用二维三折太阳电池阵熔断装置示意图。
附图标记说明：
1：安装板；2：内太阳板；3：中太阳板；4：外太阳板；5：第一弹性铰链；6：第二弹性铰链；7：第三弹性铰链；8：第二压紧释放机构；9：熔断装置；10：熔线；11：公件；12：母件；13：电池片；14：安装端；15：公铰；16：母铰；17：连接臂；18：定位凸起部；19：定位凹槽部；20：转轴；21：扭簧；22：盒体；23：加热电阻；24：预紧弹簧。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
参看图1至12，本发明的核心是提供一种卫星用二维三折太阳电池阵，包括依次堆叠且间隔设置的安装板1、内太阳板2、中太阳板3和外太阳板4，以及第一压紧释放机构和第二压紧释放机构8。
安装板1为卫星星体结构上的板，内太阳板2、中太阳板3和外太阳板4上均设有带有玻璃盖片的电池片13，用于利用太阳能发电。参看图1，本发明的卫星用二维三折太阳电池阵在折叠状态下安装板1、内太阳板2、中太阳板3和外太阳板4依次堆叠。参看图4，本发明的卫星用二维三折太阳电池阵在完全展开状态下中太阳板3和外太阳板4相对内太阳板2展开，内太阳板2相对安装板1展开。
内太阳板2的一端通过两个第一弹性铰链5连接于安装板1的一端，内太阳板2可相对安装板1旋转。第一弹性铰链5为带锁止功能的扭簧21铰链，且展开角度为90度，第一弹性铰链5通过弹性力使内太阳板2自动相对安装板1旋转以使其展开，且在旋转90度后锁止，防止内太阳板2的回弹。
中太阳板3的第一侧通过两个第二弹性铰链6连接于内太阳板2的第一侧，中太阳板3可相对内太阳板2旋转。第二弹性铰链6为带锁止功能的扭簧21铰链，且展开角度为180度，第二弹性铰链6通过弹性力使中太阳板3自动相对内太阳板2旋转以使其展开，且在旋转180度后锁止，防止中太阳板3的回弹。
外太阳板4的第二侧通过两个第三弹性铰链7连接于内太阳板2的第二侧，外太阳板4可相对内太阳板2旋转。第三弹性铰链7为带锁止功能的扭簧21铰链，且展开角度为180度，第三弹性铰链7通过弹性力使外太阳板4自动相对内太阳板2旋转以使其展开，且在旋转180度后锁止，防止中太阳板3的回弹。本实施例中内太阳板2、中太阳板3和外太阳板4的电池阵基板材料为PCB，其基板的厚度为2mm。
参看图10、图11，第三弹性铰链7的铰接间距大于第二弹性铰链6，因为第三弹性铰链7要跨过中太阳板3使外太阳板4和内太阳板2连接，而第二弹性铰链6连接的中太阳板3和内太阳板2本身相邻，因此第三弹性铰链7的铰接间距要大于第二弹性铰链6，本实施例中第三弹性铰链7的铰接间距为18mm，第二弹性铰链6的铰接间距为9mm。
本实施例中第一弹性铰链5、第二弹性铰链6和第三弹性铰链7的数量均为2个，在不同的实施例中，可以根据实际太阳电池阵大小配置数目不同的铰链。
第一压紧释放机构设于安装板1的第一侧，且该侧靠近外太阳板4的第一侧，第一压紧释放机构用于将安装板1的第一侧、内太阳板2的第一侧、中太阳板3的第一侧和外太阳板4的第一侧相互压紧固定，且第一压紧释放机构可解除固定。
第二压紧释放机构8设于安装板1的第二侧，且该侧靠近中太阳板3的第二侧，第二压紧释放机构8用于将安装板1的第二侧、内太阳板2的第二侧和中太阳板3的第二侧相互压紧固定，且第二压紧释放机构8可解除固定。
具体的，参看图5、6，图5为第一压紧释放机构、图6为第二压紧释放机构8。第一压紧释放机构和第二压紧释放机构8均包括一个熔断装置9、一根熔线10和若干抗剪切组件，本实施例中熔线10为大力马线，大力马线的线径通过太阳电池阵的质量特性所决定，不同的实施案例中，可以根据实际情况适当的增大或者减小大力马线的线径，从而提高太阳翼压紧状态时的刚度。熔断装置9可熔断熔线10。两个熔断装置9分别穿设且固连于安装板1的两侧，两根熔线10的一端分别固连于两个熔断装置9。
参看图5，第一压紧释放机构的熔线10，也就是位于安装板1第一侧的熔线10穿设于内太阳板2、中太阳板3且其另一端固连于外太阳板4。安装板1第一侧的安装板1和内太阳板2、内太阳板2和中太阳板3、中太阳板3和外太阳板4之间均设有用于防止相邻板与板之间发生横向位移的抗剪切组件，且该熔线10穿设于抗剪切组件。第一压紧释放机构的熔线10通过拉紧外太阳板4，以使安装板1、内太阳板2、中太阳板3和外太阳板4压紧在一起。
参看图6，第二压紧释放机构8的熔线10，也就是位于安装板1第二侧的熔线10穿设于所内太阳板2且其另一端固连于中太阳板3。安装板1第二侧的安装板1和内太阳板2、内太阳板2和中太阳板3之间均设有抗剪切组件，且该熔线10穿设于抗剪切组件。第二压紧释放机构8的熔线10通过拉紧中太阳板3，以使安装板1、内太阳板2和中太阳板3压紧在一起。
抗剪切组件包括公件11和母件12，公件11和母件12分别固连于相邻的板面上，且固连于安装板1板面的公件11或母件12与熔断装置9一体成型；公件11设有凸起、母件12设有凹槽，凸起设于凹槽中。
参看图5，具体的，第一压紧释放机构共包括三个公件11、三个母件12，其中一个母件12一体成型于熔断装置9的安装端14。外太阳板4靠近中太阳板3的一面固定安装有一个公件11、中太阳板3靠近外太阳板4的一面固定安装有一个母件12，中太阳板3靠近内太阳板2的一面固定安装有一个公件11、内太阳板2靠近中太阳板3的一面固定安装有一个母件12，内太阳板2靠近安装板1的一面固定安装有一个公件11、安装板1靠近内太阳板2的一面设有一个母件12(即熔断装置9的安装端14)。所有公件11的凸起均插入母件12的凹槽中，以提供抗剪切力防止各板与板之间的横向位移，且熔线10穿设于所有的公件11和母件12。
参看图6，具体的，第一压紧释放机构共包括二个公件11、二个母件12，其中一个母件12一体成型于熔断装置9的安装端14。中太阳板3靠近内太阳板2的一面固定安装有一个公件11、内太阳板2靠近中太阳板3的一面固定安装有一个母件12，内太阳板2靠近安装板1的一面固定安装有一个公件11、安装板1靠近内太阳板2的一面设有一个母件12(即熔断装置9的安装端14)。所有公件11的凸起均插入母件12的凹槽中，以提供抗剪切力防止各板与板之间的横向位移，且熔线10穿设于所有的公件11和母件12中。
参看图12，熔断装置9包括盒体22、加热电阻23和预紧弹簧24，盒体22一端为安装端14，安装端14用于将熔断装置9安装于安装板1上，且安装端14上一体成型有母件12。熔线10穿设于盒体22内，经过加热电阻23并连接于预紧弹簧24，预紧弹簧24为压紧各个太阳板提供一定的预紧力，加热电阻23用于加热熔断熔线10。
参看图7至11，扭簧21铰链包括公铰15和母铰16，且公铰15和母铰16均设有连接臂17，转轴20穿设于公铰15和母铰16的连接臂17使两者转动连接，且转轴20上穿设有扭簧21。公铰15和母铰16上分别设有定位凸起部18和定位凹槽部19，当公铰15和母铰16相对转动到某一角度时，定位凸起部18就会伸入到定位凹槽部19中，实现锁止，通过调整定位凸起部18和定位凹槽部19之间的角度即可调整扭簧21铰链的展开角度。且由于第三弹性铰链7的铰接间距要大于第二弹性铰链6，因此第三弹性铰链7的扭簧21铰链的连接臂17要长于第二弹性铰链6的扭簧21铰链的连接臂17。
下面对本发明工作过程作进一步说明：
当需要展开内太阳板2、中太阳板3和外太阳板4时，首先解除第一压紧释放机构的固定，通过加热电阻23熔断第一压紧释放机构的熔线10，第三弹性铰链7的约束消失，第三弹性铰链7施加弹性力给外太阳板4使其被释放，外太阳板4旋转至与内太阳板2呈180度的位置时通过第三弹性铰链7锁定位置，形成如图2所示的状态。
然后解除第二压紧释放机构8的固定，通过加热电阻23熔断第二压紧释放机构8的熔线10，第一弹性铰链5和第二弹性铰链6的约束消失，第二弹性铰链6施加弹性力给中太阳板3使其被释放，中太阳板3旋转至与内太阳板2呈180度的位置时通过第二弹性铰链6锁定位置，行成如图3所示的状态，同时第一弹性铰链5施加弹性力给内太阳板2使其被释放，内太阳板2带着中太阳板3和外太阳板4旋转至与安装板1呈90度的位置时通过第一弹性铰链5锁定位置，形成如图4所示的最终展开状态。
本发明的卫星用二维三折太阳电池阵结构紧凑，安装方便，同步展开可控可调。本发明以微纳卫星常用的PCB板作为电池阵基板替代原有的铝蜂窝结构；通过大力马线、抗剪切组件和熔断装置9搭配使用，替代原有的火工控制方式；相比于传统的电池阵方式，具有成本低、重量轻、包络小、展开控制性能好、可重复使用性能佳等优点，尤其适用于包络紧张、供电有限、成本不高的微纳卫星太阳翼结构。
上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式。即使对本发明作出各种变化，倘若这些变化属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本发明的保护范围之中。
Claims (9)
1.一种卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，包括依次堆叠且间隔设置的安装板、内太阳板、中太阳板和外太阳板，以及第一压紧释放机构和第二压紧释放机构；
所述内太阳板的一端通过第一弹性铰链连接于所述安装板的一端；所述中太阳板的第一侧通过第二弹性铰链连接于所述内太阳板的第一侧；所述外太阳板的第二侧通过第三弹性铰链连接于所述内太阳板的第二侧；且所述第一弹性铰链、所述第二弹性铰链和所述第三弹性铰链可自动展开且展开到位时可锁定；
所述第一压紧释放机构设于所述安装板的第一侧，且该侧靠近所述外太阳板的第一侧，所述第一压紧释放机构用于将所述安装板的第一侧、所述内太阳板的第一侧、所述中太阳板的第一侧和所述外太阳板的第一侧相互压紧固定，且所述第一压紧释放机构可解除固定；
所述第二压紧释放机构设于所述安装板的第二侧，且该侧靠近所述中太阳板的第二侧，所述第二压紧释放机构用于将所述安装板的第二侧、所述内太阳板的第二侧和所述中太阳板的第二侧相互压紧固定，且所述第二压紧释放机构可解除固定；
其中，通过依次解除所述第一压紧释放机构和所述第二压紧释放机构的固定，并通过所述第一弹性铰链、所述第二弹性铰链和所述三弹性铰链驱动所述内太阳板、所述中太阳板和所述外太阳板展开。
2.根据权利要求1所述的卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，所述第一压紧释放机构和所述第二压紧释放机构均包括一个熔断装置、一根熔线和若干抗剪切组件，两个所述熔断装置分别穿设且固连于所述安装板的两侧，两根所述熔线的一端分别固连于两个所述熔断装置，所述熔断装置可熔断所述熔线；
位于所述安装板第一侧的所述熔线穿设于所述内太阳板、所述中太阳板且其另一端固连于所述外太阳板；
所述安装板第一侧的所述安装板和所述内太阳板、所述内太阳板和所述中太阳板、所述中太阳板和所述外太阳板之间均设有用于防止相邻板与板之间发生横向位移的所述抗剪切组件；
位于所述安装板第二侧的所述熔线穿设于所述内太阳板且其另一端固连于所述中太阳板；
所述安装板第二侧的所述安装板和所述内太阳板、所述内太阳板和所述中太阳板之间均设有所述抗剪切组件。
3.根据权利要求2所述的卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，所述抗剪切组件包括公件和母件，所述公件和母件分别固连于相邻的板面上，且固连于所述安装板板面的所述公件或所述母件与所述熔断装置一体成型；所述公件设有凸起、所述母件设有凹槽，所述凸起设于所述凹槽中。
4.根据权利要求2所述的卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，所述熔线穿设于所述抗剪切组件。
5.根据权利要求2所述的卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，所述熔线为大力马线。
6.根据权利要求1所述的卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，所述第一弹性铰链、所述第二弹性铰链和所述第三弹性铰链均为带锁止功能的扭簧铰链，且所述第三弹性铰链的铰接间距大于所述第二弹性铰链。
7.根据权利要求1所述的卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，所述第一弹性铰链、所述第二弹性铰链和所述第三弹性铰链的数量均为两个。
8.根据权利要求1所述的卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，所述第一弹性铰链的展开角度为90度。
9.根据权利要求1所述的卫星用二维三折太阳电池阵，其特征在于，所述第二弹性铰链和所述第三弹性铰链的展开角度为180度。
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114639938A (zh) * | 2022-03-17 | 2022-06-17 | 齐鲁空天信息研究院 | 展开铰链及星载天线 |
| CN115101918A (zh) * | 2022-07-29 | 2022-09-23 | 上海交通大学 | 用于平板卫星天线的二维折展机构及其工作方法 |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6073914A (en) * | 1996-11-30 | 2000-06-13 | Daimler-Benz Aerospace Ag | Release apparatus for a holddown device |
| US20020096603A1 (en) * | 2001-01-24 | 2002-07-25 | Eurocopter Deutschland Gmbh | Supporting structure for a solar sail of a satellite |
| JP2005022495A (ja) * | 2003-07-01 | 2005-01-27 | Mitsubishi Electric Corp | 部分展開装置及び部分展開方法 |
| CN201128483Y (zh) * | 2007-11-06 | 2008-10-08 | 北京空间飞行器总体设计部 | 折叠式刚性和半刚性太阳翼二次压紧释放机构 |
| US8915474B1 (en) * | 2012-09-21 | 2014-12-23 | Space Systems/Loral, Llc | Solar panel sequencing mechanism |
| CN104890902A (zh) * | 2015-06-01 | 2015-09-09 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种熔断式压紧释放机构及其释放方法 |
| CN109305391A (zh) * | 2018-08-08 | 2019-02-05 | 上海宇航系统工程研究所 | 压紧释放机构及其方法 |
| CN211943778U (zh) * | 2019-12-31 | 2020-11-17 | 陕西国宇星空科技有限公司 | 一种微纳卫星 |
| CN112298618A (zh) * | 2020-09-30 | 2021-02-02 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种二维二次展开太阳翼 |
| CN112340068A (zh) * | 2020-11-06 | 2021-02-09 | 长光卫星技术有限公司 | 一种基于热刀的太阳帆板展开系统 |
-
2021
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Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6073914A (en) * | 1996-11-30 | 2000-06-13 | Daimler-Benz Aerospace Ag | Release apparatus for a holddown device |
| US20020096603A1 (en) * | 2001-01-24 | 2002-07-25 | Eurocopter Deutschland Gmbh | Supporting structure for a solar sail of a satellite |
| JP2005022495A (ja) * | 2003-07-01 | 2005-01-27 | Mitsubishi Electric Corp | 部分展開装置及び部分展開方法 |
| CN201128483Y (zh) * | 2007-11-06 | 2008-10-08 | 北京空间飞行器总体设计部 | 折叠式刚性和半刚性太阳翼二次压紧释放机构 |
| US8915474B1 (en) * | 2012-09-21 | 2014-12-23 | Space Systems/Loral, Llc | Solar panel sequencing mechanism |
| CN104890902A (zh) * | 2015-06-01 | 2015-09-09 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种熔断式压紧释放机构及其释放方法 |
| CN109305391A (zh) * | 2018-08-08 | 2019-02-05 | 上海宇航系统工程研究所 | 压紧释放机构及其方法 |
| CN211943778U (zh) * | 2019-12-31 | 2020-11-17 | 陕西国宇星空科技有限公司 | 一种微纳卫星 |
| CN112298618A (zh) * | 2020-09-30 | 2021-02-02 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种二维二次展开太阳翼 |
| CN112340068A (zh) * | 2020-11-06 | 2021-02-09 | 长光卫星技术有限公司 | 一种基于热刀的太阳帆板展开系统 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114639938A (zh) * | 2022-03-17 | 2022-06-17 | 齐鲁空天信息研究院 | 展开铰链及星载天线 |
| CN114639938B (zh) * | 2022-03-17 | 2023-09-05 | 齐鲁空天信息研究院 | 展开铰链及星载天线 |
| CN115101918A (zh) * | 2022-07-29 | 2022-09-23 | 上海交通大学 | 用于平板卫星天线的二维折展机构及其工作方法 |
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