CN115158707A - 一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构 - Google Patents
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Abstract
一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，本发明涉及航天器卫星技术领域。本发明为了解决现有太阳翼联动机构配合SADA‑B轴实现了由电机控制太阳翼板展开成平面，各轴线铰链完全锁定后SADA‑B轴无法回转摆动问题。本发明包括内连接杆、SADA‑B轴电机、电机连接件、外连接杆、根部铰链联动绳、板间铰链联动绳和两个解耦机构；所述内连接杆和所述外连接杆之间通过两个解耦机构及SADA‑B轴电机活动连接，解耦机构用于控制内连接杆和外连接杆间的相对运动，其中一个解耦机构和根部铰链联动绳的一端连接，根部铰链联动绳的另一端连接用于联动太阳翼和卫星本体间回转运动的根部铰链。本发明用于卫星航天器。
Description
技术领域
本发明涉及航天器卫星技术领域，具体涉及一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构。
背景技术
太阳翼是由驱动锁定机构与太阳电池板组成的一次能源阵列，在空间轨道上可将太阳能转换为电能，保证航天器在轨运行期间的能量供给。目前卫星平台上应用最广泛的是刚性基板太阳翼，它分布于航天器沿轨道飞行方向的两侧，通过铰链或驱动机构与卫星侧板连接，包含两个SADA机构的太阳翼布局设计逐渐应用于实际产品中，一个布置在太阳翼根部实现太阳翼整体回转，另一个布置在太阳翼展开轴位置，该种布局构型能够更好地实现太阳电池板对日调节。在发射阶段，太阳翼依靠压紧机构收拢折叠于航天器本体上，抵御发射过载、冲击和振动等恶劣力学环境；当航天器进入预定轨道后，压紧机构在地面遥控指令下实施解锁释放，太阳翼在SADA-B电机与铰链共同驱动下展开，最后锁定形成平面太阳电池阵，在轨通过两个SADA机构实现太阳翼对日跟踪。
太阳翼展开采用驱动组件作为太阳翼展开的动力来源，驱动组件主要包括根部铰链和板间铰链，它们分别装在3条回转轴线上，即在根部回转轴线上安装1个根部铰链，板间回转轴线各安装2个板间铰链。单个铰链的输出力矩由于制造和装配误差，使得铰链驱动力矩不一致，板间的阻力矩和单板重量不一致，使得各个铰链展开的速度不一致，因此需要采用绳索联动系统保证展开的同步性，避免展开过程发生碰撞干涉。目前太阳翼联动机构配合SADA-B轴实现了由电机控制太阳翼板展开，但是太阳翼在轨展开成平面后SADA-B轴还需要往复回转运动调整太阳电池板对日位置，此时太阳翼各轴线铰链已完全锁定，回转轴线之间的联动绳会限制SADA-B轴回转运动，严重影响了太阳翼对日功能需求，因此亟需提供一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有太阳翼联动机构配合SADA-B轴实现了由电机控制太阳翼板展开成平面，各轴线铰链完全锁定后SADA-B轴无法回转摆动问题，进而提供一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构。
本发明为解决上述问题采取的技术方案是：一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，包括内连接杆、SADA-B轴电机、电机连接件、外连接杆、根部铰链联动绳、板间铰链联动绳和两个解耦机构；所述内连接杆和所述外连接杆之间通过两个解耦机构及SADA-B轴电机活动连接，所述解耦机构用于控制内连接杆和外连接杆间的相对运动，其中一个解耦机构和根部铰链联动绳的一端连接，根部铰链联动绳的另一端连接用于联动太阳翼和卫星本体间回转运动的根部铰链，另一个解耦机构和板间铰链联动绳的一端连接，板间铰链联动绳的另一端连接用于联动折叠太阳翼板的板间铰链，所述SADA-B轴电机安装在内连接杆端部的内连接杆三角架上，所述电机连接件安装在外连接杆端部的外连接杆三角架上，所述SADA-B轴电机的电机轴与电机连接件连接。
进一步地，所述解耦机构包括联动架、限位架、联动轮、拨销、驱动弹簧和转轴；所述联动架安转在内连接杆或外连接杆上，所述限位架安转在内连接杆或外连接杆上，所述联动架和所述限位架间通过转轴转动连接，所述联动轮转动连接在转轴上，所述联动轮上安装有多个拨销。进一步地，所述复位弹簧槽里安装有复位弹簧，所述复位弹簧的两端分别顶在复位弹簧槽的底部和滑环内圈连接段的台阶面上。
进一步地，所述联动轮上设置有多个阶梯孔，所述拨销上安装有驱动弹簧并穿过阶梯孔，所述拨销上设置有限位台阶，所述驱动弹簧的两端分别顶在限位台阶和阶梯孔的台阶面上。
进一步地，所述联动架为L形，所述联动架靠近联动轮一侧的侧壁上设置有拨销孔。
进一步地，所述限位架为U形，所述限位架的其中一个侧壁为环形滑道，所述环形滑道设置有多个腰型定位孔。
进一步地，所述联动轮和所述转轴间安装有铜套，所述铜套的一端设置有铜套台阶，另一端设置有限位套。
进一步地，所述SADA-B轴电机为伺服电机，所述SADA-B电机上安装有减速器，所述减速器的输出轴和电机连接件传动。
进一步地，所述根部铰链一端连接卫星本体，另一端连接内连接杆。
进一步地，所述太阳翼板包括内板和外板，所述板间铰链的一端连接外连接杆，另一段连接内板，或者所述板间铰链的两端分别连接内板和外板。
进一步地，所述联动轮上设置有两个联动绳限位槽，所述根部铰链联动绳穿过联动绳限位槽并通过螺栓固定。
本发明具有以下有益技术效果：
本发明在太阳翼板展开过程中解耦机构通过联动轮在拨销的连接作用下与联动架转动耦合在一起，联动轮和拨销起到传递扭矩作用，实现联动架和限位架的转动耦合功能，当太阳翼板轴线展开角位移170°，拨销从拨销孔内弹出，联动轮不能将扭矩传递至联动架，转动耦合功能失效，内连接杆和外连接杆的相对转动不再受联动绳的影响，而直接受SADA-B轴电机的转动控制，联动解耦机构解耦后，根部铰链和板间铰链在涡卷弹簧驱动下快速自由展开到位并锁定，同SADA-B轴低速展开至零位，太阳翼板完全展开后在SADA-B轴电机控制下B轴可单独回转摆动，不会影响太阳翼其他板间轴线的锁定状态。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是解耦机构压紧状态的结构示意图；
图3是图2的剖视图；
图4是解耦机构展开状态的结构示意图；
图5是解耦机构展开状态的立体结构图；
图6是图5的剖视图；
图7是限位架的结构示意图；
图8是铰链联动绳固定结构的结构示意图；
图9是太阳翼压紧的结构示意图；
图10是太阳翼展开的结构示意图；
图11是太阳翼在卫星侧展开的结构示意图；
图中，1、内连接杆；1-1、内连接杆三角架；2、SADA-B轴电机；3、电机连接件；4、外连接杆；4-1、外连接杆三角架；5、根部铰链联动绳；6、板间铰链联动绳；7、解耦机构；7-1、联动架；7-1-1、拨销孔；7-2、限位架；7-2-1、环形滑道；7-2-2、腰型定位孔；7-3、联动轮；7-3-1、阶梯孔；7-3-2、联动绳限位槽；7-4、拨销；7-4-1、限位台阶；7-5、驱动弹簧；7-6、转轴；7-7、铜套；7-7-1、铜套台阶；7-7-2、限位套；8、板间铰链联动绳；9、内板；10、外板；11、根部铰链；12、板间铰链。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合说明书附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。结合附图11说明控制卫星太阳翼绕着A轴和B轴旋转的电机分别为SADA-A轴电机和SADA-B轴电机，SADA太阳电池阵对日定向驱动机构为航天领域常用现有技术。
具体实施方式一：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，包括内连接杆1、SADA-B轴电机2、电机连接件3、外连接杆4、根部铰链联动绳5、板间铰链联动绳6和两个解耦机构7；所述内连接杆1和所述外连接杆4之间通过两个解耦机构7及SADA-B轴电机2活动连接，所述解耦机构7用于控制内连接杆1和外连接杆4间的相对运动，其中一个解耦机构7和根部铰链联动绳5的一端连接，根部铰链联动绳5的另一端连接用于联动太阳翼和卫星本体间回转运动的根部铰链11，另一个解耦机构7和板间铰链联动绳6的一端连接，板间铰链联动绳6的另一端连接用于联动折叠太阳翼板的板间铰链12，所述SADA-B轴电机2安装在内连接杆1端部的内连接杆三角架1-1上，所述电机连接件3安装在外连接杆4端部的外连接杆三角架4-1上，所述SADA-B轴电机2的电机轴与电机连接件3连接，所述SADA-B轴电机2的电机轴和电机连接件3使用螺钉固定连接，SADA-B轴电机2电机轴旋转能够带动电机连接件3绕着电机轴转动。
具体实施方式二：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述解耦机构7包括联动架7-1、限位架7-2、联动轮7-3、拨销7-4、驱动弹簧7-5和转轴7-6；所述联动架7-1安转在内连接杆1或外连接杆4上，所述限位架7-2安转在内连接杆1或外连接杆4上，所述联动架7-1和所述限位架7-2间通过转轴7-6转动连接，所述联动轮7-3转动连接在转轴7-6上，所述联动轮7-3上安装有多个拨销7-4。
本实施例中出于功能作用，两个所述解耦机构7间呈180°旋转布置，两个解耦机构7分别为解耦机构7A和解耦机构7B，解耦机构7A的联动架7-1安转在内连接杆1的内连接杆三角架1-1上，限位架7-2安转在外连接杆4的外连接杆三角架4-1上，解耦机构7B的联动架7-1安转在外连接杆4的外连接杆三角架4-1上，限位架7-2安转在内连接杆1的内连接杆三角架1-1上，本实施例中联动轮7-3上安装有两个拨销7-4，两个拨销7-4分布在和联动轮7-3中心重合的同心圆上，两个拨销7-4的周向夹角为180度。
其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述联动轮7-3上设置有多个阶梯孔7-3-1，所述拨销7-4上安装有驱动弹簧7-5并穿过阶梯孔7-3-1，所述拨销7-4上设置有限位台阶7-4-1，所述驱动弹簧7-5的两端分别顶在限位台阶7-4-1和阶梯孔7-3-1的台阶面上。
本实施例中联动轮7-3上的阶梯孔7-3-1为两个，阶梯孔7-3-1里安装有拨销7-4，拨销7-4上安装有驱动弹簧7-5，驱动弹簧7-5控制拨销7-4弹出。
其它组成及连接关系与具体实施方式二相同。
具体实施方式四：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述联动架7-1为L形，所述联动架7-1靠近联动轮7-3一侧的侧壁上设置有拨销孔7-1-1。
本实施例中解耦机构在太阳翼压紧状态时，拨销7-4的一端插入联动轮7-3侧壁的拨销孔7-1-1内部。
其它组成及连接关系与具体实施方式二相同。
具体实施方式五：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述限位架7-2为U形，所述限位架7-2的其中一个侧壁为环形滑道7-2-1，所述环形滑道7-2-1设置有多个腰型定位孔7-2-2。
本实施例中在解耦机构展开过程中，拨销7-4的一端插入联动轮7-3侧壁的拨销孔7-1-1内部，环形滑道7-2-1挡住拨销7-4的另一端，当拨销7-4旋转到腰型定位孔7-2-2时，由驱动弹簧7-5将拨销7-4的一端从拨销孔7-1-1弹出，拨销7-4的另一端插入腰型定位孔7-2-2，此时联动架7-1和限位架7-2失去传动关系。本实施例中解耦机构只解耦不再复位，本种太阳翼没有收拢复位需求。
其它组成及连接关系与具体实施方式二相同。
具体实施方式六：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述联动轮7-3和所述转轴7-6间安装有铜套7-7，所述铜套7-7的一端设置有铜套台阶7-7-1，另一端设置有限位套7-7-2，两者均用于限位联动轮7-3的轴向位移。
本实施例中铜套7-7的两端的铜套台阶7-7-1与限位套7-7-2将联动轮7-3与联动架7-1、限位架7-2分别间隔开，联动轮7-3转动过程不会和其他部件干涉。
其它组成及连接关系与具体实施方式二相同。
具体实施方式七：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述SADA-B轴电机2为伺服电机，所述SADA-B电机2上安装有减速器，所述减速器的输出轴和电机连接件3传动。
其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。
具体实施方式八：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述根部铰链11一端连接卫星本体，另一端连接内连接杆1，所述太阳翼板包括内板9和外板10，所述板间铰链12的一端连接外连接杆4，另一段连接内板9，或者所述板间铰链12的两端分别连接内板9和外板10。
其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。
具体实施方式九：结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述联动轮7-3上设置有两个联动绳限位槽7-3-2，所述根部铰链联动绳5穿过联动绳限位槽7-3-2并通过调整螺栓固定。
其它组成及连接关系与具体实施方式一或二相同。
工作原理：太阳翼展开采用驱动组件作为太阳翼展开的动力来源，驱动组件主要包括一个根部铰链11，两个板间铰链12，它们分别装在三条回转轴线上，即在根部回转轴线上安装一个根部铰链11，板间回转轴线上各安装两个板间铰链12，采用绳索联动系统保证展开的同步性，避免展开过程发生碰撞干涉，根部铰链11用于连接卫星本体实现根部回转展开运动，板间铰链12用于折叠太阳翼板实现板间展开运动。太阳翼机构中联动机构配合SADA-B轴实现了由电机控制展开，即B轴电机抵挡了各铰链的涡簧扭矩，电机的展开速度决定了太阳翼的展开速度，最后通过插销式联动解耦机构7将B轴联动轮释放旋转自由度，通过铰链力矩驱动太阳翼及根铰展开到位，其中根部铰链11和板间铰链12采用涡簧扭矩弹簧驱动，能实现功能即可，具体结构均采用本领域的现有技术。
本发明解耦机构7采用的L形联动架7-1与U形限位架7-2分别与内连接杆1、外连接杆4相连，通过套螺钉螺母安装定位，联动轮7-3、转轴7-6和驱动弹簧7-5均安装在限位架7-2上，联动架7-1与限位架7-2无固定连接，仅通过拨销7-4接触传递扭矩。联动解耦机构解耦前如附图4和附图5所示的连接状态，拨销7-4一端插入联动架7-1的拨销孔7-1-1内，另一端由限位架7-2的环形滑道7-2-1限制其轴向位移，此时联动轮7-3在拨销7-4的连接作用下与联动架7-1转动耦合在一起，联动轮7-3和拨销7-4起到传递扭矩作用，实现联动架7-1和限位架7-2的转动耦合功能，即内连接杆1和外连接杆4的转动耦合功能。
当轴线从180°旋转展开至10°时即展开角位移170°，如附图4和附图5所示，联动解耦机构展开角位移为170°度时，拨销7-4端部失去限位架7-2的环形滑道7-2-1阻挡约束，在驱动弹簧7-5的弹簧力作用下从联动架7-1的拨销孔7-1-1内弹出，此时联动轮7-3不能将扭矩传递至联动架7-1，转动耦合功能失效，内连接杆1和外连接杆4的相对转动不再受联动绳的影响，而直接受SADA-B轴电机的转动控制。联动解耦机构解耦后，根部铰链11和板间铰链12在涡卷弹簧驱动下快速自由展开到位并锁定，同时SADA-B轴低速展开至零位。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：包括内连接杆(1)、SADA-B轴电机(2)、电机连接件(3)、外连接杆(4)、根部铰链联动绳(5)、板间铰链联动绳(6)和两个解耦机构(7)；所述内连接杆(1)和所述外连接杆(4)之间通过两个解耦机构(7)及SADA-B轴电机(2)活动连接，所述解耦机构(7)用于控制内连接杆(1)和外连接杆(4)间的相对运动，其中一个解耦机构(7)和根部铰链联动绳(5)的一端连接，根部铰链联动绳(5)的另一端连接用于联动太阳翼和卫星本体间回转运动的根部铰链(11)，另一个解耦机构(7)和板间铰链联动绳(6)的一端连接，板间铰链联动绳(6)的另一端连接用于联动折叠太阳翼板的板间铰链(12)，所述SADA-B轴电机(2)安装在内连接杆(1)端部的内连接杆三角架(1-1)上，所述电机连接件(3)安装在外连接杆(4)端部的外连接杆三角架(4-1)上，所述SADA-B轴电机(2)的电机轴与电机连接件(3)连接。
2.根据权利要求1所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：每个解耦机构(7)包括联动架(7-1)、限位架(7-2)、联动轮(7-3)、拨销(7-4)、驱动弹簧(7-5)和转轴(7-6)；所述联动架(7-1)安转在内连接杆(1)或外连接杆(4)上，所述限位架(7-2)安转在内连接杆(1)或外连接杆(4)上，所述联动架(7-1)和所述限位架(7-2)间通过转轴(7-6)转动连接，所述联动轮(7-3)转动连接在转轴(7-6)上，所述联动轮(7-3)上安装有多个拨销(7-4)。
3.根据权利要求2所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：所述联动轮(7-3)上设置有多个阶梯孔(7-3-1)，所述拨销(7-4)上安装有驱动弹簧(7-5)并穿过阶梯孔(7-3-1)，所述拨销(7-4)上设置有限位台阶(7-4-1)，所述驱动弹簧(7-5)的两端分别顶在限位台阶(7-4-1)和阶梯孔(7-3-1)的台阶面上。
4.根据权利要求2所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：所述联动架(7-1)为L形，所述联动架(7-1)靠近联动轮(7-3)一侧的侧壁上设置有拨销孔(7-1-1)。
5.根据权利要求2所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：所述限位架(7-2)为U形，所述限位架(7-2)的其中一个侧壁为环形滑道(7-2-1)，所述环形滑道(7-2-1)设置有多个腰型定位孔(7-2-2)。
6.根据权利要求2所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：所述联动轮(7-3)和所述转轴(7-6)间安装有铜套(7-7)，所述铜套(7-7)的一端设置有铜套台阶(7-7-1)，另一端设置有限位套(7-7-2)。
7.根据权利要求1所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：所述SADA-B轴电机(2)为伺服电机，所述SADA-B电机(2)上安装有减速器，所述减速器的输出轴和电机连接件(3)传动。
8.根据权利要求1所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：所述根部铰链(11)一端连接卫星本体，另一端连接内连接杆(1)。
9.根据权利要求1所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：所述太阳翼板包括内板(9)和外板(10)，所述板间铰链(12)的一端连接外连接杆(4)，另一段连接内板(9)，或者所述板间铰链(12)的两端分别连接内板(9)和外板(10)。
10.根据权利要求2所述的一种用于电机驱动展开太阳翼联动解耦机构，其特征在于：所述联动轮(7-3)上设置有两个联动绳限位槽(7-3-2)，所述根部铰链联动绳(5)穿过联动绳限位槽(7-3-2)并通过螺栓固定。
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| CN116674769A (zh) * | 2023-06-08 | 2023-09-01 | 重庆开拓卫星科技有限公司 | 一种太阳翼多自由度驱动装置 |
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2022
- 2022-07-29 CN CN202210902080.4A patent/CN115158707A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116674769A (zh) * | 2023-06-08 | 2023-09-01 | 重庆开拓卫星科技有限公司 | 一种太阳翼多自由度驱动装置 |
| CN116674769B (zh) * | 2023-06-08 | 2024-01-30 | 重庆开拓卫星科技有限公司 | 一种太阳翼多自由度驱动装置 |
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