CN115009546B - 用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法，压紧力调节机构包括：支撑底座，被配置为底部与卫星相对位置固定连接；调节柱，被配置为与所述支撑底座的顶部相对高度位置可调连接；定位柱，其在所述调节柱的顶部沿所述高度方向向上延伸，所述定位柱包括止挡部；支撑头，所述支撑头活动套接于所述定位柱外，其设于所述调节柱的顶部与所述定位柱的止挡部之间，所述支撑头与所述调节柱的顶部形成球面配合关系，所述支撑头被配置为在其顶部支撑连接太阳翼。本申请的方案能够对各卫星与太阳翼的组合体内部进行合适的定位或支撑调节，从而对堆叠卫星进行压紧力调节，结构简单，操作方便，对太阳翼能形成有效的保护。

Description

用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法

技术领域

本发明涉及卫星技术领域，特别涉及一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法。

背景技术

太阳翼是卫星能量的主要来源，随着卫星应用的拓展，采用传统的一箭一星方式进行发射小卫星在经济性和时效性上均不能满足要求，一箭多星组网方式越来越普及。近年来，国内外进行的一箭多星发射多采用中心圆筒型的多星适配器，卫星侧挂在多星适配上，虽然实现了一箭多星发射，但是适配器的质量和体积较大，占用了运载火箭整流罩内空间和运载能力，一次发射的卫星数量不多。可堆叠式平板卫星在发射时可将卫星像平板电脑一样多个摞在一起，一发火箭可以同时发射数十颗堆叠的卫星。由于多个卫星依次堆叠，充分的利用了火箭整流罩的空间，一次发射卫星运载数量多，具备很好的实用性。

有些卫星堆叠技术是在多个卫星之间安装星间分离装置，并将多个卫星上的星间分离装置依次相连，堆叠形成卫星组合体，从而可以将卫星组合体通过星箭分离装置安装至火箭并锁定，通过火箭将卫星组合体运送至预定位置，实现一次发射就可以实现运送多颗卫星的目的，到达预设位置之后，控制星箭分离装置解锁，控制星间分离装置使多个卫星依次快速分离，完成整个卫星的发射过程。然而，该种技术设置部署繁杂，控制技术复杂，如何能更简便可靠地实现堆叠卫星的堆叠与分离是该领域的研究难点。

发明内容

本公开提供一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构、系统及方法，以能够更简便高效地实现堆叠卫星的压紧力调节。

根据本公开，提供一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，包括：

支撑底座，被配置为底部与卫星相对位置固定连接；

调节柱，被配置为与所述支撑底座的顶部相对高度位置可调连接；

定位柱，其在所述调节柱的顶部沿所述高度方向向上延伸，所述定位柱包括止挡部；

支撑头，所述支撑头活动套接于所述定位柱外，其设于所述调节柱的顶部与所述定位柱的止挡部间，所述支撑头与所述调节柱的顶部形成球面配合关系，所述支撑头被配置为在其顶部支撑连接太阳翼。

根据本申请示例实施例，所述调节柱与所述支撑底座为螺纹连接，或者，所述调节柱与所述支撑底座为滑动伸缩连接或丝杠连接。

根据本申请示例实施例，所述定位柱与所述调节柱为一体结构，或者所述定位柱与所述调节柱为可拆卸固定连接的分体结构或不可拆卸结构；或者，所述定位柱与所述调节柱为螺纹连接或焊接连接或铆接或胶粘连接。

根据本申请示例实施例，所述定位柱的止挡部设于所述定位柱的顶部或设于所述定位柱的两端之间；所述止挡部沿水平方向的外接圆的直径大于所述定位柱的外接圆直径。

根据本申请示例实施例，所述支撑头的顶部最高位置与所述定位柱的止挡部的止挡面之间设有间隙；所述支撑头的底部与所述调节柱的顶部能够球面转动，相对水平位置转动的角度范围为-4.5°至4.5°。

根据本申请示例实施例，所述支撑头的顶部表面包括锥面，该锥面作为定位面以与所述太阳翼的底部锥面定位配合；所述支撑头的顶部表面还包括第一平面，该第一平面与所述锥面连接，该第一平面以支撑所述太阳翼的底部。

根据本申请示例实施例，所述支撑头的顶部表面包括第二平面，该第二平面作为支撑面以与所述太阳翼的底部平面配合连接。

根据本申请示例实施例，所述机构还包括弹性预紧件，所述弹性预紧件设于所述机构的最上端，所述弹性预紧件被配置为与所述太阳翼的底部形成弹性预紧摩擦，以对所述太阳翼的展开形成时序控制；所述弹性预紧件在未受力状态呈顶端张口大、底端张口小的爪状或筒状，所述顶端在与所述太阳翼的底部的孔状内壁连接配合后，处于压缩状态，并与所述内壁形成摩擦配合；所述弹性预紧件的底端活动套接于所述定位柱的上端，被所述止挡部止挡；或者，所述弹性预紧件的底端与所述定位柱的上端固定连接；所述支撑头的顶部表面包括第三平面，该第三平面作为支撑面以与所述太阳翼的底部平面配合连接。

本申请还提出一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统，包括所述的用于堆叠卫星太阳翼的多个压紧力调节机构，如上所述的带有锥面支撑头的压紧力调节机构的数量为两个，设置于所述太阳翼底部的两端，如上所述包含带有平面支撑头的的压紧力调节机构及如上所述包含带有弹性预紧件的压紧力调节机构的数量为若干个，分布于所述太阳翼的两端之间。

本申请还提出一种使用所述用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统的方法，包括：

通过调节所述调节柱与所述支撑底座的顶部相对高度位置，以调节所述卫星与太阳翼之间的压紧力；

通过包含带有锥面支撑头的压紧力调节机构对太阳翼进行定位支撑；

通过包含带有平面支撑头的压紧力调节机构对太阳翼进行支撑；

通过包含带有弹性预紧件的压紧力调节机构对太阳翼的展开形成时序控制。

本申请提供的方案结构简单、安全可靠、性能优良，能够有效实现堆叠卫星的压紧力调节，能对各卫星与太阳翼的组合体内部进行合适的定位或支撑调节，调节时可使得太阳翼与卫星相对平稳上下移动而不转动，避免了转动对太阳翼涂层的摩擦损伤，对太阳翼能形成有效的保护。

本申请进而还可以对太阳翼展开形成一定的时序控制，以使太阳翼的各翼能够有序从一端至另一端依次被展开，避免了在展开时出现各翼同时被拉出后，因无重力而飞出从而造成整个翼面展开不平、相互堆积等现象。本申请的方案操作简便，节省了总装时间，对星上资源要求较低，容易实现压紧功能。

为能更进一步了解本发明的特征及技术内容，请参阅以下有关本发明的详细说明与附图，但是此说明和附图仅用来说明本发明，而非对本发明的保护范围作任何的限制。

附图说明

下面结合附图详细说明本公开的实施方式。这里，构成本公开一部分的附图用来提供对本公开的进一步理解。本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。附图中：

图1示出根据本申请示例实施例的定位压紧力调节机构结构示意图；

图2示出根据本申请示例实施例的支撑压紧力调节机构结构示意图；

图3a示出根据本申请示例实施例的弹性预紧压紧力调节机构结构示意图；

图3b示出根据本申请示例实施例的弹性预紧压紧力调节机构局部结构示意图；

图4示出根据本申请示例实施例的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统结构示意图；

图5示出根据本申请示例实施例的压紧力调节系统仰视布局结构示意图。

附图标记列表：

T太阳翼

W卫星

10 支撑底座

20调节柱

201 球窝结构

30定位柱

301止挡部

301a止挡面

301b 避让槽

40支撑头

401锥面

402第一平面

402’第二平面

402’’第三平面

50弹性预紧件

501弹性爪。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本申请将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。

所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有这些特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方式、组元、材料、装置等。在这些情况下，将不详细示出或描述公知结构、方法、装置、实现、材料或者操作。

附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。

本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。此外，术语“包括”和“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其他步骤或单元。

堆叠式卫星通过卫星与卫星之间的压紧力传递预载，在总装过程中，由于加工误差或太阳翼与卫星连接处的翼面变形等，需要每个卫星与太阳翼的组合体机构能够适应性调整；太阳翼的连接翼面需均匀受载，这需能够对应调整每个卫星与太阳翼的组合体的高度；同时堆叠式卫星操作空间有限，需满足装配过程中操作的便利性。

本申请的技术方案在卫星之间不设置连接机构，堆叠卫星依靠互相之间压紧产生的摩擦力，以保证发射段太阳翼不发生错位或滑移，在堆叠卫星的上下两端外侧整体采用压紧的方式实现卫星的堆叠。也就是说，本申请的方案，通过卫星与火箭间的机构对整体堆叠的卫星施加压力，卫星与太阳翼内部使用调整机构实现太阳翼的预紧力调整，从而以适应加工误差或使用中的变形，并能根据总压紧力合理调整各组合体内卫星与太阳翼之间的压紧配合关系。如此设计，能够在整体压紧机构的压紧下，无需逐个在卫星与卫星之间进行压紧释放机构的设置。

堆叠式卫星为节约包络空间的前提下实现较高的发电功率，一般使用柔性或半柔性太阳翼，其自身刚度相对较差，需要多个压紧点支撑太阳翼整体的刚度。同时，柔性翼所需的压紧力一般也相对较高。

因此，本申请提出的方案，拟在太阳翼与卫星之间设置若干压紧力调节机构，使得有的压紧力调节机构能够实现定位的功能，有的压紧力调节机构能够实现单纯的支撑功能，有的为了防止太阳翼被展开时，使太阳翼的各翼能够有序从一端至另一端依次被展开，避免在展开时出现各翼同时被拉出后，因无重力而飞出从而造成整个翼面展开不平、相互堆积等现象，采用预张紧，与太阳翼形成摩擦配合的压紧力调节机构形式。

总的来说，本申请用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，主要包括相连接配合的支撑底座10、调节柱20、定位柱30和支撑头40，以能够整体伸长或缩短，从而对压紧力调节机构两端连接的太阳翼T和卫星W进行相对距离调节，实现堆叠卫星的压紧力调节。

其中，支撑底座10被配置为底部与卫星W相对位置固定连接。支撑底座10的结构形式可不受限制，比如可为长方体或圆柱体或椎体等结构形式，或者为焊接件焊接而成的结构体等。

如图1所示，调节柱20，被配置为与支撑底座10的顶部相对高度位置可调连接。通过调节柱20与支撑底座10相对位置的调节，即可调节压紧力调节机构整体的高度，从而实现两端连接的卫星与太阳翼的相对位置，实现堆叠的卫星的压紧力调节。

定位柱30，其在调节柱20的顶部沿高度方向向上延伸，以实现与太阳翼相对应位置的定位。定位柱30包括止挡部301，该止挡部301可以对其下面的其他零部件进行止挡，以免其他零部件窜出。

支撑头40，该支撑头40活动套接于定位柱30外，其设于调节柱20的顶部与定位柱30的止挡部301间，支撑头40与调节柱20的顶部形成球面配合关系，支撑头40被配置为在其顶部支撑连接太阳翼。

如此设计，使得使用过程中支撑头相对太阳翼可以基本不动，而支撑底座10与卫星也相对固定，压紧力调节机构整体高度的调节过程中，卫星与太阳翼能够仅上下位置相对变化而不发生相对扭转，保障了卫星与太阳翼的正常工作及连接关系（具体连接关系本申请未给出）不受影响，及发射过程中因外力使得太阳翼与卫星受扭转作用力时，球面配合使得太阳翼与卫星可以稍微的转动，从而可以抵消因扭转带来的形变问题。

调节柱20与支撑底座10相对位置的调节可采用本领域多种方式实现，根据本申请示例实施例，调节柱20与支撑底座10为螺纹连接，通过螺旋移动调节柱20相对支撑底座10的位置，以调节整体高度，此种情况可通过在螺纹外周配置螺母锁紧位置。

或者，调节柱20与支撑底座10为滑动伸缩连接，或者调节柱20与支撑底座10为丝杠连接。该类型实施方式可采用常规的如滑轨式或螺母丝杠的方式实现，此处不再赘述。

调节柱20与支撑底座10之间可配置锁紧结构，当需要调节高度时，解锁锁紧结构，调节好后，通过锁紧结构如螺母固定调节柱20与支撑底座10的相对位置。

定位柱30与调节柱20的位置相对固定或可作适当调节。根据本申请示例实施例，定位柱30与调节柱20可为一体结构，或者定位柱30与调节柱20为可拆卸固定连接的分体结构，或不可拆卸的结构。比如，定位柱30与调节柱20为螺纹连接或焊接连接或铆接或胶粘连接。

根据本申请示例实施例，定位柱30可根据与调节柱20的连接关系确定具体结构，比如可为带螺纹的柱体或不带螺纹的柱体。

根据本申请示例实施例，定位柱30为螺钉结构。

定位柱30的止挡部301设于定位柱30的顶部或设于定位柱30的上下两端之间。止挡部301在上下两端之间时，止挡部301的上方可露出若干长度的柱体部分。

止挡部301沿水平方向的外接圆的直径大于定位柱的外接圆直径。具体尺寸大小及结构可根据实际情况确定，可不受本申请图示限制。

根据本申请示例实施例，支撑头40的顶部最高位置与定位柱30的止挡部301的止挡面301a之间设有间隙t（如图2所示），这为球面配合的转动留出了更大的空间。

根据本申请示例实施例，支撑头40的底部与调节柱20的顶部能够任意方位进行球面转动，各方位转动时相对该方位的中心水平面的转动角度范围为-4.5°至4.5°）。比如在图示的顺时针和逆时针方向各自可转动4.5度。

支撑头40的底部与调节柱20的顶部的球面配合可通过将调节柱20的顶部设计为内凹的球窝结构201，将支撑头40的底部设计为凸出的球面结构来实现。当然，也可将调节柱20的顶部设计为凸出的球面，支撑头40的底部设计为内凹的球窝结构，这样也可实现球面转动连接。

支撑头40的底部与调节柱20的顶部的球面的周缘可设有相对的平行面，相对的平行面之间的间隙可保障支撑头40的底部与调节柱20之间相对的转动角度范围。

支撑头40的底部与调节柱2直接通过球窝连接实现旋转，使得一方面能够解决加工带来的间隙和误差带来的平面度不足问题，进而可以被动适应，另一方面，使得在调整压紧力的过程中能够在不破坏太阳翼表面涂层如碳化钨涂层的前提下，调节整体的高度。

为了使得压紧力调节机构能够对太阳翼进行较好地定位，如图1所示，根据本申请示例实施例，支撑头40的顶部表面包括锥面，该锥面401作为定位面以与太阳翼的底部锥面定位配合。当然为了同时能对太阳翼更好支撑，支撑头40的顶部表面还可包括第一平面402，该第一平面402与锥面401连接，该第一平面401以支撑太阳翼的底部。该种提高定位的压紧力调节机构可表示为定位压紧力调节机构A。

上述方案中，如前所述，支撑底座10安装于星体侧，为整体提供支撑力；调节柱20通过调节整体高度以实现压紧力的调整，顶部通过球面配合来实现调节过程中的相对运动；支撑头40顶部与太阳翼之间形成有锥形的定位配合，底部与调节柱20直接通过球面相对旋转；定位柱30可实现定位及分离后的限位作用，防止支撑头40脱出。

为了对太阳翼形成多个支撑，如图2所示，可在太阳翼的易凹陷部分布置支撑压紧力调节机构B，该机构与上述定位压紧力调节机构A不同处主要在支撑头的顶部，根据本申请示例实施例，支撑头40的顶部表面包括第二平面402’，该第二平面402’作为支撑面以与太阳翼的底部平面配合连接。

如图2所示，该种方案与上述图1方案的基本支撑功能一致，区别在于，支撑头40的功能为：顶部为平面，与太阳翼之间形成平面配合支撑，底部与调节柱20直接通过球面实现旋转。

为了对太阳翼最底端的翼面，也就是折叠后位于最下面的翼面（该翼面与卫星通过机构相连）在太阳翼展开时能被最后展开，也就是防止太阳翼被展开时，使太阳翼的各翼面能够有序从一端（远离卫星那侧）至另一端（紧挨卫星这侧）依次被展开，避免在展开时出现各翼面同时被拉出后，因无重力而飞出从而造成整个翼面展开不平、相互堆积等现象，根据本申请示例实施例，可设计弹性预紧压紧力调节机构C，也就是在上述支撑压紧力调节机构B的基础上，如图3所示，机构还可包括弹性预紧件50，使得压紧力调节机构在支撑太阳翼时对支撑部分或附近位置处进行预张紧，弹性预紧件50与太阳翼形成摩擦配合的形式，该摩擦可以在太阳翼被展开时对太阳翼最底部形成拉力，具有阻碍最底部被快速拉出的作用。

根据本申请示例实施例，弹性预紧件50设于机构的最上端，弹性预紧件50被配置为与太阳翼T的底部形成弹性预紧摩擦，以对太阳翼的展开形成最底部最后展开的展开时序控制。在最后展开阶段，太阳翼的最下端翼面被展开时，弹性预紧件50可脱出太阳翼的最底部，恢复自然不受力状态。

根据本申请示例实施例，弹性预紧件50在未受力状态呈顶端张口大、底端张口小的爪状或筒状，顶端在与太阳翼的底部的孔状内壁连接配合后，处于压缩状态，并与内壁形成摩擦配合。

根据本申请示例实施例，弹性预紧件50的底端可活动套接于定位柱30的上端，被止挡部301止挡。该种情况下，可在止裆部301止挡的周缘开始豁口，以使得弹性预紧件50向上伸出部分不被干涉或妨碍。比如，弹性预紧件50为具有左右对称的弹性爪501的两爪结构，则止挡部301可在左右对称位置处开豁口，以穿过弹性爪501。当然，弹性预紧件50的弹性爪501的数量可不受上述实施方式限制，可根据需要设置。

根据本申请示例实施例，弹性预紧件50的底端与定位柱30的上端固定连接，从定位柱30的上端向上延伸出弹性爪501。

同时为了还可以对太阳翼形成支撑，支撑头40的顶部表面还可包括第三平面402’’，该第三平面作为支撑面以与太阳翼的底部平面配合连接。

如图3a、3b所示，该方案与图2方案的支撑功能基本一致，不同在于：弹性预紧件50顶部的弹性爪通过径向张力与太阳翼连接孔壁间产生摩擦力，从而实现太阳翼翼面展开次序的控制，支撑头40底部与调节柱20直接通过球面配合实现旋转。

如图3a、3b所示，弹性预紧件50通过定位柱30实现防脱和安装，定位柱30上部的止挡部301设置了弹性爪501避让槽301b，保证弹性爪501能够实现收拢态时有足够的的收缩空间，同时弹性爪501通过张力与太阳翼翼面间产生摩擦力从而实现太阳翼展开次序控制。

顶部的卫星与下面卫星W附带的太阳翼T产生正压力，从而对太阳翼T产生压力，而通过布置合理的压紧力调节机构，通过压紧力调节机构的高度调整能够实现太阳翼T整体的压紧力调节。

堆叠式卫星为平板构型，为实现太阳翼支撑和定位，定位支撑功能的压紧力调节机构一般为两个，能够较好实现太阳翼的定位功能，其余具有支撑和弹性预紧功能的的压紧力调节机构布置如图 5所示。

本申请因而还提出一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统，如图4所示，包括上述的用于堆叠卫星太阳翼的多个压紧力调节机构，如上所述的带有锥面支撑头的定位压紧力调节机构A，设置于太阳翼底部的两端，如上所述包含带有平面支撑头的的支撑压紧力调节机构B及如上所述包含带有弹性预紧件的弹性预紧压紧力调节机构C的数量为若干个，分布于太阳翼的两端之间。压紧力调节机构的布局如图5所示。

通过前文所述可知，通过三种支撑装置即定位压紧力调节机构A、支撑压紧力调节机构B、弹性预紧压紧力调节机构C，卫星顶部的装置（或卫星星体）产生正压力，从而对太阳翼T产生压力，支撑座安装于卫星本体上，单星整体高度可为固定值，通过支撑装置的高度调整，便能够实现太阳翼T整体的压紧力调节。

为了实现上述的功能，太阳翼翼面处也提供相配合的对应接口，如图4所示，与定位压紧力调节机构A连接处将翼面处加工相应锥孔配合，以保证位置精度；太阳翼翼面与弹性预紧压紧力调节机构C连接处产生对应的安装孔，以保证弹性预紧件50与孔侧壁产生正压力、进而产生摩擦力实现翼板的次序控制。

堆叠式卫星为平板构型，为实现太阳翼支撑和定位，定位压紧力调节机构A一般为两组即可实现太阳翼的定位功能，将支撑座设置在两端相对处能够最大限度的利用其定位作用，若设置太多，则会出现过约束导致配合困难等，支撑压紧力调节机构B、弹性预紧压紧力调节机构C的布置如图 5所示。弹性预紧压紧力调节机构C一般根据实际摩擦力大小设置弹性预紧件50的张力大小，尽量对称布置；支撑压紧力调节机构B可根据压紧点受力情况进行布置，保证太阳翼受力均匀即可。

当然可根据实际情况来安排压紧力调节机构的数量及布置位置。

本申请还提出一种使用所述用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统的方法，包括：

通过调节调节柱20与支撑底座10的顶部相对高度位置，以调节卫星与太阳翼之间的压紧力；

通过包含带有锥面支撑头的压紧力调节机构对太阳翼进行定位支撑；

通过包含带有平面支撑头的压紧力调节机构对太阳翼进行支撑；

通过包含带有弹性预紧件的压紧力调节机构对太阳翼的展开形成最底部展开时序控制。

本申请提供的方案结构简单、安全可靠、性能优良，能够有效实现堆叠卫星的压紧力调节，能对各卫星与太阳翼的组合体内部进行合适的定位或支撑调节，调节时可使得太阳翼与卫星相对平稳上下移动而不转动，避免了转动对太阳翼的摩擦损伤，对太阳翼能形成有效的保护。

本申请进而还可以对太阳翼展开形成一定的张紧控制，以使太阳翼的各翼能够有序从一端至另一端依次被展开，避免了在展开时出现各翼同时被拉出后，因无重力而飞出从而造成整个翼面展开不平、相互堆积等现象。

本申请的方案操作简便，节省了总装时间，对星上资源要求较低，容易实现压紧功能。

与传统星间压紧方案相比，传统星间释放装置所需的星上资源较多，多个点解锁需要较高的功率输入，同时所产生的附加多余物会产生较大的污染。本申请的压紧力调节机构可通过卫星之间的摩擦压紧和组合体内卫星与太阳翼之间压紧点处机构的高度调整，从而实现太阳翼的压紧力调节，结构简单可靠，对堆叠式卫星敞开式结构较为适应，不会产生多余污染和隐患。

最后应说明的是：以上所述仅为本公开的示例实施例而已，并不用于限制本公开，尽管参照前述实施例对本公开进行详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本公开的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，包括：

支撑底座，被配置为底部与卫星相对位置固定连接；

调节柱，被配置为与所述支撑底座的顶部相对高度位置可调连接；

定位柱，其在所述调节柱的顶部沿所述高度方向向上延伸，所述定位柱包括止挡部，该止挡部设于所述定位柱的顶部或设于所述定位柱的两端之间；

支撑头，所述支撑头活动套接于所述定位柱外，其设于所述调节柱的顶部与所述定位柱的止挡部之间，所述支撑头与所述调节柱的顶部形成球面配合关系，所述支撑头被配置为在其顶部支撑连接太阳翼，所述支撑头的顶部最高位置与所述定位柱的止挡部的止挡面之间设有间隙；所述支撑头的底部与所述调节柱的顶部能够球面转动。

2.如权利要求1所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述调节柱与所述支撑底座为螺纹连接，或者，所述调节柱与所述支撑底座为滑动伸缩连接或者丝杠连接。

3.如权利要求1所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述定位柱与所述调节柱为一体结构，或者所述定位柱与所述调节柱为可拆卸固定连接的分体结构或不可拆卸结构；或者，所述定位柱与所述调节柱为螺纹连接或焊接连接或铆接或胶粘连接。

4.如权利要求1所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述止挡部沿水平方向的外接圆的直径大于所述定位柱的外接圆直径。

5.如权利要求1所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述支撑头的底部与所述调节柱的顶部相对水平位置转动的角度范围为-4.5°至4.5°。

6.如权利要求1至5任一项所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述支撑头的顶部表面包括锥面，该锥面作为定位面以与所述太阳翼的底部锥面定位配合；所述支撑头的顶部表面还包括第一平面，该第一平面与所述锥面连接，该第一平面以支撑所述太阳翼的底部。

7.如权利要求1至5任一项所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述支撑头的顶部表面包括第二平面，该第二平面作为支撑面以与所述太阳翼的底部平面配合连接。

8.如权利要求1至5任一项所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，其特征在于，所述机构还包括弹性预紧件，所述弹性预紧件设于所述机构的最上端，所述弹性预紧件被配置为与所述太阳翼的底部形成弹性预紧摩擦，以对所述太阳翼的展开形成时序控制；所述弹性预紧件在未受力状态呈顶端张口大、底端张口小的爪状或筒状，所述顶端在与所述太阳翼的底部的孔状内壁连接配合后，处于压缩状态，并与所述内壁形成摩擦配合；所述弹性预紧件的底端活动套接于所述定位柱的上端，被所述止挡部止挡；或者，所述弹性预紧件的底端与所述定位柱的上端固定连接；所述支撑头的顶部表面包括第三平面，该第三平面作为支撑面以与所述太阳翼的底部平面配合连接。

9.一种用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统，其特征在于，包括多个如权利要求6或7或8所述的用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节机构，如权利要求6所述的压紧力调节机构设置于所述太阳翼底部的两端，如权利要求7或8所述的压紧力调节机构分布于所述太阳翼的两端之间。

10.一种使用权利要求9所述用于堆叠卫星太阳翼的压紧力调节系统的方法，其特征在于，包括：

通过调节所述调节柱与所述支撑底座的顶部相对高度位置，以调节所述卫星与太阳翼之间的压紧力；

通过包含带有锥面支撑头的压紧力调节机构对太阳翼进行定位支撑；

通过包含带有平面支撑头的压紧力调节机构对太阳翼进行支撑；

通过包含带有弹性预紧件的压紧力调节机构对太阳翼的展开形成时序控制。

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