CN117944900A - 平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构以及工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其设置在平板卫星上，所述平板卫星上包括第一星体、第二星体和第三星体，包括：柔性太阳翼设置于所述平板卫星，柔性太阳翼均设置在所述第一星体、所述第二星体和所述第三星体上，柔性太阳翼包括设置在所述平板卫星上的第一柔性太阳翼和第二柔性太阳翼。该平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，提供的柔性太阳翼布局结构应用于平板式星体发射场景，采用堆叠柔性太阳翼折叠布置在相邻星体之间，通过柔性太阳翼自身压紧装置压紧柔性太阳翼，并且在堆叠方向上，两个柔性太阳翼以星体中心对称布置，因此，本发明的柔性太阳翼布置结构对空间的利用率高。

Description

平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构以及工作方法

技术领域

本发明涉及商业航天技术领域，具体为平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构以及工作方法。

背景技术

太阳翼是航天器能源系统的重要组成部分，太阳翼为航天器所能提供能源取决于展开后的阵面面积及单体电池的电能转换率。太阳翼展开后有较大的布片面积对航天器能源系统，尤其是大型航天器在轨开展任务、工作寿命等具有重要作用。

平板式星体成为未来的商业卫星的主流方向，通过增加平板式星体的数量，合理利用火箭整流罩内部空间，平摊发射成本，如何在平板式星体上合理布局太阳翼成为新的研究方向，需要研发一种基于平板式星体的太阳翼对称布置结构，使得太阳翼在平板式卫星堆叠发射方式下布局更加合理，解决太阳翼在发射主动段收拢状态包络小，在轨展开状态面积大等问题。

发明内容

本发明的目的在于提供平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其设置在平板卫星上，所述平板卫星上包括第一星体、第二星体和第三星体，包括：

柔性太阳翼，其均设置在所述第一星体、所述第二星体和所述第三星体两侧，呈对称布置，用于对所述第一星体、所述第二星体和所述第三星体提供电力。

优选的，所述柔性太阳翼包括设置在所述平板卫星上左侧的第一柔性太阳翼，和设置在所述平板卫星上右侧的第二柔性太阳翼，所述第一柔性太阳翼和所述第二柔性太阳翼呈镜像状，第一柔性太阳翼和第二柔性太阳翼上连接的装置一致。

优选的，所述第一柔性太阳翼和所述第二柔性太阳翼，均包括设置在所述平板卫星上用于带动所述柔性太阳翼移动的驱动组件，和设置于所述驱动组件上的延展组件，能够带动所述柔性太阳翼延展和调节。

优选的，所述驱动组件包括设置在所述平板卫星上用于驱动旋转的第二驱动机构，设置在所述第二驱动机构上延展距离的举升机构，设置在所述平板卫星和所述柔性太阳翼上的压紧机构，和设置在举升机构上用于带动所述延展组件旋转的第一驱动机构，以及社会在所述第一驱动机构上用于连接所述延展组件的连接架，驱动组件能够带动柔性太阳翼进行调节。

优选的，所述延展组件包括设置在所述驱动组件上的太阳翼阵面，和设置在所述太阳翼阵面上用于带动所述太阳翼阵面延伸的剪叉机构，延展组件用于带动柔性太阳翼进行向外延展。

平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构的工作方法：

S1、所述平板卫星分离，所述剪叉机构驱动所述柔性太阳翼延展，所述压紧机构锁定所述剪叉机构。

S2、所述第二驱动机构带动所述举升机构转动九十度锁定。

S3、所述压紧机构释放所述举升机构，所述举升机构带动所述太阳翼阵面延展并通过所述压紧机构锁定。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：该平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，提供的柔性太阳翼布局结构应用于平板式星体发射场景，采用堆叠柔性太阳翼折叠布置在相邻星体之间，通过柔性太阳翼自身压紧装置压紧柔性太阳翼，并且在堆叠方向上，两个柔性太阳翼以星体中心对称布置，因此，本发明的柔性太阳翼布置结构对空间的利用率高。

附图说明

图1为本发明一实施例的压缩示意图；

图2为本发明一实施例的向上延展示意图；

图3为本发明一实施例的横向旋转示意图；

图4为本发明一实施例的横向延伸示意图；

图5为本发明一实施例图2中A处的放大结构示意图；

图6为本发明一实施例图3中B处的放大结构示意图；

图7为本发明一实施例图4中C处的放大结构示意图。

图中：

1、平板卫星 2、柔性太阳翼 3、太阳翼阵面

4、剪叉机构 5、举升机构 6、压紧机构

7、第一驱动机构 8、第二驱动机构 9、连接架

101、第一星体 102、第二星体 103、第三星体

201、第一柔性太阳翼 202、第二柔性太阳翼

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1-4所示，本发明提供一种技术方案：平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其设置于平板卫星1上，平板卫星1上包括第一星体101、第二星体102和第三星体103，第一星体101、第二星体102和第三星体103按照层叠方式上下堆叠，第一星体101、第二星体102和第三星体103在水平面上的投影重合，包括：柔性太阳翼2，其均设置在第一星体101、第二星体102和第三星体103两侧，呈对称布置，用于对第一星体101、第二星体102和第三星体103提供电力。

如图5-7所示，柔性太阳翼2均设置在第一星体101、第二星体102和第三星体103上，柔性太阳翼2为堆叠柔性太阳翼2，柔性太阳翼2通常一种在聚酰亚胺柔性基板上粘贴太阳电池片，具有重量轻，可折叠，体积小的优点，适用于受体积和重量约束的平板卫星1，堆叠柔性太阳翼2具有基板折叠层数更多，进而可以粘贴更多的太阳电池片，平板星体两侧安装柔性太阳翼2，柔性太阳翼2包括设置在平板卫星1上左侧的第一柔性太阳翼201，和设置在平板卫星1上右侧的第二柔性太阳翼202，第一柔性太阳翼201和第二柔性太阳翼202分别连接在第一星体101、第二星体102和第三星体103顶部的左右两侧，并且第一柔性太阳翼201和第二柔性太阳翼202相对第一星体101中心对称，依此类推，即在星体同一层叠方向上的柔性太阳翼2在水平面上的投影重合，第一柔性太阳翼201和第二柔性太阳翼202呈镜像状，第一柔性太阳翼201和第二柔性太阳翼202，均包括设置在平板卫星1上用于带动柔性太阳翼2移动的驱动组件，和设置于驱动组件上的延展组件。

驱动组件包括设置在平板卫星1上用于驱动旋转的第二驱动机构8，设置在第二驱动机构8上延展距离的举升机构5，举升机构5的一端连接第一驱动机构7的输出轴，另一端固连于第二驱动机构8，举升机构5平行于固定平板卫星1侧面，第二驱动机构8的一端固连于连接架9，设置在平板卫星1和柔性太阳翼2上的压紧机构6，柔性太阳翼2通过自身的压紧装置6压紧折叠，和设置在举升机构5上用于带动延展组件旋转的第一驱动机构7，第一驱动机构7带动举升机构5旋转，进而带动第二驱动机构8、连接架9和柔性太阳翼2沿举升机构5的轴向方向旋转，第二驱动机构8带动连接架9旋转，进而带动柔性太阳翼2旋转，实现柔性太阳翼2对日定向，第一驱动机构7固定安装在星体的侧面，举升机构5的一端连接第一驱动机构7，的第一驱动机构7可以实现360°旋转，以及社会在第一驱动机构7上用于连接延展组件的连接架9，连接架9连接剪叉机构4的剪叉杆，压紧机构用于保持太阳翼阵面3压紧，连接架9上连接柔性太阳翼2，且柔性太阳翼2以星体中心对称。

延展组件包括设置在驱动组件上的太阳翼阵面3，和设置在太阳翼阵面3上用于带动太阳翼阵面3延伸的剪叉机构4，剪叉机构4用于驱动太阳翼阵面3展开并锁定。

平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构的工作方法：

S1、平板卫星1相互分离后，剪叉机构4驱动堆叠柔性太阳翼2直线式向外展开，剪叉机构4达到预设长度后完成锁定，通过压紧机构6使太阳翼阵面3保持压紧状态。

S2、第二驱动机构8转动90度并锁定，使举升机构5垂直于固定的星体侧面。

S3、举升机构5的压紧装置解锁，举升至规定尺寸并锁定，使举升机构5垂直于平板卫星1侧面，使柔性太阳翼阵面3位于对日状态，星体在轨运行过程中，第一驱动机构7和第二驱动机构8实现柔性太阳翼2在两维空间内进行对日定向。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (6)

1.平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其设置于平板卫星上，所述平板卫星上包括第一星体、第二星体和第三星体，其特征在于，包括：

柔性太阳翼，其均设置在所述第一星体、所述第二星体和所述第三星体两侧，呈对称布置，用于对所述第一星体、所述第二星体和所述第三星体提供能源。

2.根据权利要求1所述的平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于：所述柔性太阳翼包括设置在所述平板卫星上左侧的第一柔性太阳翼，和设置在所述平板卫星上右侧的第二柔性太阳翼。

3.根据权利要求2所述的平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于：所述第一柔性太阳翼和所述第二柔性太阳翼，均包括设置在所述平板卫星上用于带动所述柔性太阳翼移动的驱动组件，和设置于所述驱动组件上的延展组件。

4.根据权利要求3所述的平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于：所述驱动组件包括设置在所述平板卫星上用于驱动旋转的第二驱动机构，设置在所述第二驱动机构上延展距离的举升机构，设置在所述平板卫星和所述柔性太阳翼上的压紧机构，和设置在举升机构上用于带动所述延展组件旋转的第一驱动机构，以及设置在所述第一驱动机构上用于连接所述延展组件的连接架。

5.根据权利要求3或4所述的平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于：所述延展组件包括设置在所述驱动组件上的太阳翼阵面，和设置在所述太阳翼阵面上用于带动所述太阳翼阵面延伸的剪叉机构。

6.根据权利要求5所述的平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构的工作方法，其特征在于：

S1、所述平板卫星分离，所述剪叉机构驱动所述柔性太阳翼延展，所述压紧机构锁定所述剪叉机构；

S2、所述第二驱动机构带动所述举升机构转动九十度锁定；

S3、所述压紧机构释放所述举升机构，所述举升机构带动所述太阳翼阵面延展并通过所述压紧机构锁定。