CN116605422B - 用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星。抬升装置包括抬升组件、展开组件和驱动组件。抬升组件包括：均载梁，设置于卫星星体的侧壁；第一抬升连杆，铰接于均载梁的一侧；第二抬升连杆，铰接于均载梁的另一侧。展开组件包括：第一展开机构杆，与第一抬升连杆的顶端铰接；第二展开机构杆，与第二抬升连杆的顶端铰接；根部传动齿轮，第一展开机构杆和第二展开机构杆均与根部传动齿轮铰接。驱动组件与根部传动齿轮相连，驱动组件能够驱动根部传动齿轮转动，从而带动第一展开机构杆和第二展开机构杆同步展开。本申请的抬升装置降低了整体的收拢包络，同时减少了复杂的冗余机构，提升了整体的可靠性，减轻了整体的重量。

Description

用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星

技术领域

本申请涉及卫星技术应用领域，尤其涉及到一种用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星。

背景技术

随着我国商业航天的不断发展，柔性太阳翼的使用越来越广泛，其重量轻、体积小、高折展比的特点能够适应商业卫星星座快速组网、一箭多星发射等需求。近些年为实现多星堆叠，航天器对于高度方向包络的控制要求较高，而由于航天器的能源需求不断增加，太阳翼为适应不同的姿态需求，需在展开后实现避让。

而传统的太阳翼大多结构简单，无法在较小的空间内实现收拢包络、也无法实现低重量、结构简单的可控抬升。

在所述背景技术部分，公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术信息。

发明内容

本申请的至少一实施例提供了一种用于卫星太阳翼的抬升装置和卫星。

第一方面，本申请的至少一实施例提供了一种用于卫星太阳翼的抬升装置，所述抬升装置包括抬升组件、展开组件和驱动组件。

所述抬升组件包括：均载梁，设置于卫星星体的侧壁；第一抬升连杆，底端铰接于所述均载梁的一侧；第二抬升连杆，底端铰接于所述均载梁的另一侧。

所述展开组件包括：第一展开机构杆，与所述第一抬升连杆的顶端铰接；第二展开机构杆，与所述第二抬升连杆的顶端铰接；根部传动齿轮，设置于所述卫星星体的所述侧壁，所述第一展开机构杆和所述第二展开机构杆均与所述根部传动齿轮铰接。

所述驱动组件与所述根部传动齿轮相连，所述驱动组件能够驱动所述根部传动齿轮转动，从而通过旋转所述根部传动齿轮能够带动所述第一展开机构杆和所述第二展开机构杆同步展开。

第二方面，本申请的至少一实施例提供了一种卫星，包括卫星星体和第一方面任一实施例中的用于卫星太阳翼的抬升装置，所述太阳翼通过所述抬升装置进行展开后的翼面高度抬升，以实现高于星体的转动。

例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第一抬升连杆和所述第二抬升连杆呈镜像对称状态分别位于所述均载梁的两侧。

例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第一抬升连杆包括：第一抬升短杆，底端铰接于所述均载梁的一侧；第一杆间铰链，设置于所述第一抬升短杆的顶端；第一抬升长杆，底端通过所述第一杆间铰链与所述第一抬升短杆铰接，所述第一展开机构杆与所述第一抬升长杆的顶端铰接。

例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第一杆间铰链为无源的展开铰链，展开角度为0°-180°。

例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第二抬升连杆包括：第二抬升短杆，底端铰接于所述均载梁的另一侧，且所述第二抬升短杆的长度与所述第一抬升短杆相同；第二杆间铰链，设置于所述第二抬升短杆的顶端；第二抬升长杆，底端通过所述第二杆间铰链与所述第二抬升短杆铰接，所述第二展开机构杆与所述第二抬升长杆的顶端铰接，且所述第二抬升长杆的长度与所述第一抬升长杆的长度相同。

例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述第二杆间铰链为无源的展开铰链，展开角度为0°-180°。

例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述抬升装置还包括：第一均载铰链，设置于所述均载梁的一侧，所述第一抬升连杆的底端铰接于所述第一均载铰链；第二均载铰链，设置于所述均载梁的另一侧，所述第二抬升连杆的底端铰接于所述第二均载铰链；反向联动组件，与所述第一均载铰链和所述第二均载铰链相连，所述第一均载铰链和所述第二均载铰链能够通过所述反向联动组件保持同步转动。

例如，在本申请的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述反向联动组件包括：第一反向联动轮，与所述第一均载铰链相连；第二反向联动轮，与所述第二均载铰链相连；联动绳，连接于所述第一反向联动轮和所述第二反向联动轮之间，所述联动绳能够约束所述第一反向联动轮和所述第二反向联动轮的转动角度，从而使得所述第一均载铰链和所述第二均载铰链保持同步转动。

例如，在本申请第二方面的一些实施例中，所述用于卫星太阳翼的抬升装置还包括：张紧组件，在所述太阳翼展开后，所述张紧组件能够张紧所述太阳翼的翼面。

本申请的用于卫星太阳翼的抬升装置能够使柔性太阳翼在收拢状态下底部均载装置低于星体，从而实现较小的收拢包络。而在柔性太阳翼展开后底部相对星体抬高，将柔性太阳翼底部相关装置抬升至星体上方，进而能够在星体上方旋转对日定向。

本申请的用于卫星太阳翼的抬升装置在实现可控抬升避让的功能前提下，降低了整体的收拢包络。同时本申请减少了复杂的冗余机构，提升了整体的可靠性，减轻了整体的重量。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本申请。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出根据本申请示例实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置的结构示意图。

图2示出根据本申请示例实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置收拢时的结构示意图。

图3a示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置刚开始展开时的结构示意图。

图3b示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置半开时的结构示意图。

图3c示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置完全展开时的结构示意图。

图4示出了根据本申请一些实施例反向联动组件的结构示意图。

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申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请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、装置或等。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。例如包含了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。

下面将参照附图，对根据本申请实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置进行详细说明。

图1示出根据本申请示例实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置展开时的结构示意图。

图2示出根据本申请示例实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置收拢时的结构示意图。

参见图1和图2，示例实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置10包括抬升组件110、展开组件120和驱动组件130。

抬升组件110包括均载梁111、第一抬升连杆112和第二抬升连杆113。

均载梁111设置于卫星星体20的侧壁。第一抬升连杆112的底端铰接于均载梁111的一侧。第二抬升连杆113的底端与第一抬升连杆112的底端相对地铰接于均载梁111的另一侧。

展开组件120包括第一展开机构杆121、第二展开机构杆122和根部传动齿轮123。

第一展开机构杆121与第一抬升连杆112的顶端铰接。第二展开机构杆122与第二抬升连杆113的顶端铰接。根部传动齿轮123设置于卫星星体20的侧壁，第一展开机构杆121和第二展开机构杆122均与根部传动齿轮123铰接。

驱动组件130与根部传动齿轮123相连，驱动组件130能够驱动根部传动齿轮123转动，从而通过旋转根部传动齿轮123能够带动第一展开机构杆121和第二展开机构杆122同步展开，进而通过第一展开机构杆121带动第一抬升连杆112实现抬升，通过第二展开机构杆122带动第二抬升连杆113实现与第一抬升连杆112的同步抬升。

卫星的太阳翼设置于抬升装置10。在卫星的发射阶段，太阳翼通过抬升组件110和展开组件120的折叠收拢于卫星星体20的侧壁。

而在卫星入轨后，展开组件120在驱动组件130的带动下展开，进而带动抬升组件110同步抬升并展开。在完成抬升组件110和展开组件120的整体展开后，抬升组件110和展开组件120被锁定，使得抬升装置10整体具备一定的刚度，从而使得设置于抬升装置10的太阳翼能够被稳定的展开。在卫星进入到对日定向阶段后，太阳翼能够相对于卫星星体20进行转动。

第一抬升连杆112和第二抬升连杆113呈镜像对称状态分别位于均载梁111的两侧，这种设置状态可以使得均载梁111两侧具备相同的载荷，可以较好地保证太阳翼在稳定张力条件下实现对日定向转动。

根据本申请的可选实施例，第一抬升连杆112和第二抬升连杆113可以被配置为集成有多段连杆，不同的连杆相互配合，可以使得抬升组件110具备更多的展开动作上的自由度。

图3a示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置刚开始展开时的结构示意图。

图3b示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置半开时的结构示意图。

图3c示出了根据本申请一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置完全展开时的结构示意图。

图4示出了根据本申请一些实施例反向联动组件的结构示意图。

参见图3a-图4，一些实施例的用于卫星太阳翼的抬升装置10包括抬升组件110、展开组件120、驱动组件130、第一均载铰链140、第二均载铰链150、反向联动组件160和张紧组件170。

抬升组件110包括均载梁111、第一抬升连杆112和第二抬升连杆113。展开组件120包括第一展开机构杆121、第二展开机构杆122和根部传动齿轮123。

均载梁111设置于卫星星体20的侧壁。

第一抬升连杆112包括第一抬升短杆1121、第一杆间铰链1122和第一抬升长杆1123。

第一均载铰链140设置于均载梁111的一侧，第一抬升短杆1121的底端铰接于第一均载铰链140。第一杆间铰链1122设置于第一抬升短杆1121的顶端。第一抬升长杆1123的底端通过第一杆间铰链1122与第一抬升短杆1121铰接，第一展开机构杆121与第一抬升长杆1123的顶端铰接。

根据本申请的可选实施例，第一抬升长杆1123的长度可以被配置为第一抬升短杆1121长度的2-5倍，第一抬升长杆1123的长度长于第一抬升短杆1121可以使得抬升装置10在展开或收拢过程中动作更连贯、更具备稳定性。

根据本申请的可选实施例，第一杆间铰链1122为无源的展开铰链，展开角度为0°-180°。抬升装置10整体处于收拢状态时，第一杆间铰链1122的展开角度为0°。而当抬升装置10整体处于展开状态时，第一杆间铰链1122的展开角度为180°。

第二抬升连杆113包括第二抬升短杆1131、第二杆间铰链1132和第二抬升长杆1133。

第二均载铰链150设置于与第一均载铰链140相对的均载梁111的另一侧，第二抬升短杆1131的底端铰接于第二均载铰链150，且第二抬升短杆1131的长度与第一抬升短杆1121相同。

第二杆间铰链1132设置于第二抬升短杆1131的顶端。

第二抬升长杆1133的底端通过第二杆间铰链1132与第二抬升短杆1131铰接，第二展开机构杆122与第二抬升长杆1133的顶端铰接，且第二抬升长杆1133的长度与第一抬升长杆1123的长度相同。

第二杆间铰链1132与第一杆间铰链1122镜像对称设置，第二杆间铰链1132也为无源的展开铰链，展开角度为0°-180°。抬升装置10整体处于收拢状态时，第二杆间铰链1132的展开角度为0°。而当抬升装置10整体处于展开状态时，第二杆间铰链1132的展开角度为180°。

第一均载铰链140和第二均载铰链150能够通过反向联动组件160保持同步转动。

反向联动组件160包括第一反向联动轮161、第二反向联动轮162和联动绳163。

第一反向联动轮161与第一均载铰链140相连。第二反向联动轮162与第二均载铰链150相连。

联动绳163连接于第一反向联动轮161和第二反向联动轮162之间，通过调节联动绳163能够约束第一反向联动轮161和第二反向联动轮162的转动角度，从而使得第一均载铰链140和第二均载铰链150保持同步转动。

第一均载铰链140和第二均载铰链150为随动铰链，本身并无驱动源，通过展开组件120的展开力带动抬升组件110抬升展开，从而实现第一均载铰链140和第二均载铰链150的跟随转动。

根据本申请的可选实施例，联动绳163呈类“∞”状交错设置，在第一反向联动轮161和第二反向联动轮162联动转动的过程中，联动绳163能够约束第一反向联动轮161和第二反向联动轮162的转动角度，从而使得第一均载铰链140和第二均载铰链150保持同步转动，进而实现两侧第一抬升短杆1121和第二抬升短杆1131的同步展开，使得底部的均载梁111能够稳定的抬升。

反向联动组件160能够保证左右两侧同步转动，保证底部均载梁111平衡而不发生倾斜，待展开到位后均载梁111会抬升至卫星星体20的上方。

在展开组件120展开到位后，第一抬升短杆1121和第一抬升长杆1123呈相对平直的状态，第二抬升短杆1131和第二抬升长杆1133也呈相对平直的状态。此时，第一杆间铰链1122和第二杆间铰链1132会分别锁定展开后的抬升长杆和抬升短杆，第一展开机构杆121和第二展开机构杆122的相对位置也会被锁定，使得抬升装置10整体的自由度为0。

抬升装置10实现锁定后，进而作用于张紧组件170，张紧组件170与太阳翼相连，当在抬升装置10的带动下实现太阳翼的展开后，张紧组件170能够张紧太阳翼的翼面，使得展开后的太阳翼具备更好的工作稳定性。

本申请还公开了一种卫星，包括卫星星体20和太阳翼，太阳翼包括上述任一实施例中的用于卫星太阳翼的抬升装置10。

抬升装置10设置于卫星星体20的侧壁。太阳翼通过抬升装置10进行展开后的翼面高度抬升，以实现高于星体的转动。

本申请的用于卫星太阳翼的抬升装置10在收拢状态下，整体包络较小，能够收拢于卫星侧壁，并且为连杆机构，减少了机构复杂程度，提高了整体可靠性。而展开过程中，通过反向联动装置160实现两处铰链同步展开，进而使均载梁111能够稳定同步抬升。展开到位后各连杆到位锁定，保证整体刚度。

本申请的用于卫星太阳翼的抬升装置10适用于对包络要求较高，需要在展开后能够抬升的航天器机构。抬升装置10结构简单、安全可靠、性能优良展开过程中无需人为干预，可重复使用。

以上具体地示出和描述了本申请的示例性实施例。应可理解的是，本申请不限于这里描述的详细结构、设置方式或实现方法；相反，本申请意图涵盖包含在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等效设置。

Claims (9)

1.一种用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，包括：

抬升组件，包括：

均载梁，设置于卫星星体的侧壁；

第一抬升连杆，底端铰接于所述均载梁的一侧；

第二抬升连杆，底端铰接于所述均载梁的另一侧；

展开组件，包括：

第一展开机构杆，与所述第一抬升连杆的顶端铰接；

第二展开机构杆，与所述第二抬升连杆的顶端铰接；

根部传动齿轮，设置于所述卫星星体的所述侧壁，所述第一展开机构杆和所述第二展开机构杆均与所述根部传动齿轮铰接；

驱动组件，与所述根部传动齿轮相连，所述驱动组件能够驱动所述根部传动齿轮转动，从而通过旋转所述根部传动齿轮能够带动所述第一展开机构杆和所述第二展开机构杆同步展开，并通过所述第一展开机构杆带动所述第一抬升连杆实现抬升，通过所述第二展开机构杆带动所述第二抬升连杆实现与所述第一抬升连杆的同步抬升；

其中，所述第一抬升连杆包括：第一抬升短杆，底端铰接于所述均载梁的一侧，第一杆间铰链，设置于所述第一抬升短杆的顶端，第一抬升长杆，底端通过所述第一杆间铰链与所述第一抬升短杆铰接，所述第一展开机构杆与所述第一抬升长杆的顶端铰接，且当所述抬升装置整体处于收拢状态时，所述第一杆间铰链的展开角度为0°，当所述抬升装置整体处于展开状态时，所述第一杆间铰链的展开角度为180°，且所述均载梁被抬升至所述卫星星体的上方。

2.根据权利要求1所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，

所述第一抬升连杆和所述第二抬升连杆呈镜像对称状态分别位于所述均载梁的两侧。

3.根据权利要求1所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，

所述第一杆间铰链为无源的展开铰链，展开角度为0°-180°。

4.根据权利要求1所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，所述第二抬升连杆包括：

第二抬升短杆，底端铰接于所述均载梁的另一侧，且所述第二抬升短杆的长度与所述第一抬升短杆相同；

第二杆间铰链，设置于所述第二抬升短杆的顶端；

第二抬升长杆，底端通过所述第二杆间铰链与所述第二抬升短杆铰接，所述第二展开机构杆与所述第二抬升长杆的顶端铰接，且所述第二抬升长杆的长度与所述第一抬升长杆的长度相同。

5.根据权利要求4所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，

所述第二杆间铰链为无源的展开铰链，展开角度为0°-180°。

6.根据权利要求1所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，还包括：

第一均载铰链，设置于所述均载梁的一侧，所述第一抬升连杆的底端铰接于所述第一均载铰链；

第二均载铰链，设置于所述均载梁的另一侧，所述第二抬升连杆的底端铰接于所述第二均载铰链；

反向联动组件，与所述第一均载铰链和所述第二均载铰链相连，所述第一均载铰链和所述第二均载铰链能够通过所述反向联动组件保持同步转动。

7.根据权利要求6所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，其特征在于，所述反向联动组件包括：

第一反向联动轮，与所述第一均载铰链相连；

第二反向联动轮，与所述第二均载铰链相连；

联动绳，连接于所述第一反向联动轮和所述第二反向联动轮之间，所述联动绳能够约束所述第一反向联动轮和所述第二反向联动轮的转动角度，从而使得所述第一均载铰链和所述第二均载铰链保持同步转动。

8.一种卫星，其特征在于，包括：

卫星星体；

太阳翼，包括如权利要求1-7中任一项所述的用于卫星太阳翼的抬升装置，所述太阳翼通过所述抬升装置进行展开后的翼面高度抬升，以实现高于星体的转动。

9.根据权利要求8所述的卫星，其特征在于，所述用于卫星太阳翼的抬升装置还包括：

张紧组件，在所述太阳翼展开后，所述张紧组件能够张紧所述太阳翼的翼面。