CN117963165A - 一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构 - Google Patents

Abstract

本发明适用于航天技术领域，提供了一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，包括：卫星舱板；盘绕式伸展臂，盘绕式伸展臂底端连接有转盘，转盘与卫星舱板轴承连接；内置螺柱展开结构，安装在卫星舱板上，位于盘绕式伸展臂的底端，处于盘绕式伸展臂的中心；其中，盘绕式伸展臂包括多层滚珠杆，滚珠杆依次与内置螺柱展开结构配合，用于带动盘绕式伸展臂重复展开或收拢。本发明将内置螺柱展开结构布置在盘绕式伸展臂的内部，利用了展开部分原本被搁置的空间，实现盘绕式伸展臂的重复收展，顶端部件及展开部分相对卫星舱板不发生转动，可以满足空间光学照相机等科学载荷高指向精度的要求。

Description

一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构

技术领域

本发明属于航天技术领域，尤其涉及一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构。

背景技术

近年来，航天器的飞行任务越来越多样化，其结构也日益复杂且大型化，功能不断增多，为了解决复杂空间结构大型化而运输工具有效空间有限的问题，空间可展结构应运而生并不断发展，这种结构在发射前进行折叠、收拢，到达预设轨道后，按照设定展开，成为满足使用要求的大型航天结构。微小卫星平台设计是空间可展结构的重要应用领域，由于其体积限制，卫星的搭载空间通常非常有限，使得微小卫星在搭载设备或组件时必须进行非常精细的设计，以确保所有设备都能在有限的空间内合理地安装和运行。

盘绕式伸展臂作为一种典型的一维柔性展开机构，与铰接桁架式伸展臂相比，质量更低、结构更简单、收拢比更高，根据驱动纵杆变形的方式，盘绕式伸展臂可以分为自由展开的伸展臂、拉索展开伸展臂和螺母展开伸展臂三种。如公布号为CN116280261A的专利申请，公开了一种被动式拉索展开的空间盘绕式伸展臂系统，提供了配套的锁紧释放机构用于控制伸展臂展开，具有高伸缩比、高可靠性等优点，但这种盘绕式伸展臂展开过程不稳定，结构整体刚度小，在展开的过程中顶端螺旋向上展开，指向精度仍待提高，对搭载高精度载荷的任务适用性欠缺，且在空间只能实现一次伸展，局限性较高，不适应搭载空间相机实现变焦等空间任务；如张淑杰在《空间实验室半刚性太阳电池阵展开机构设计及热—结构耦合分析》一文提出了一种横撑为三角形的有铰链盘绕式展开机构，依靠外置旋转螺母实现机构运动，展开精度较高，既可以展开也可以收拢，在展开过程中和完全展开后都具有更高的强度和刚度，但外置螺母展开需要大半径收纳筒以及与此半径相配合的升降螺母，增大了展开机构的表面积，影响了伸展臂底端与转盘的布局设计，同时，由于其选用电机转速高、扭矩小，需要对升降螺母表面设计轮齿面，通过齿轮连接的方式驱动升降螺母转动，为实现螺母与转盘同步转动，还需要用万向节将两者连接，使得这种盘绕式伸展臂占据收藏体积进一步增大，不宜推广应用在微小卫星的空间展开任务上。

因此，提出一种可重复展开与收纳、顶部平台与卫星本体间无相对转动同时占据收藏空间小的盘绕式伸展臂方案在微小卫星设计中至关重要。

发明内容

本发明实施例的目的在于提供一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，旨在解决上述背景技术中提出的问题。

本发明实施例是这样实现的，一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，包括：

卫星舱板；

盘绕式伸展臂，所述盘绕式伸展臂底端连接有转盘，转盘与卫星舱板轴承连接；

内置螺柱展开结构，安装在所述卫星舱板上，位于所述盘绕式伸展臂的底端，处于盘绕式伸展臂的中心；

其中，所述盘绕式伸展臂包括多层滚珠杆，所述滚珠杆依次与内置螺柱展开结构配合，用于带动盘绕式伸展臂重复展开或收拢。

优选地，所述内置螺柱展开结构包括：

驱动电机，安装在所述卫星舱板上；

内置螺柱，所述驱动电机的输出轴与内置螺柱相连接，所述内置螺柱外表面设有外螺旋凹槽，所述滚珠杆的滚珠段与外螺纹凹槽接触；

直线导轨，安装在所述卫星舱板上，套设在所述内置螺柱的外侧，所述直线导轨上开设有导引槽，用于限制滚珠杆的滚柱段只沿导引槽进行上下运动。

优选地，所述盘绕式伸展臂包括：

三角横框，所述三角横框设有多层，每层三角横框均由三根横杆以及三个紧固结构组成；

纵杆，所述纵杆设有三根，所述三角横框通过紧固结构与所述纵杆相连；

对角加劲索，穿过所述紧固结构连接相邻层的三角横框。

优选地，所述内置螺柱展开结构位于三角横框的中心，所述内置螺柱与三角横框对心放置，所述内置螺柱的横截面圆心与三角横框的几何中心位于同一垂直线上。

优选地，所述紧固结构包括：

V形铰链，所述V形铰链上开设有连接横杆的穿孔；

纵杆夹持结构，与所述V形铰链相对应，所述纵杆连接在纵杆夹持结构上，所述滚珠杆的非滚珠段穿过V形铰链与纵杆夹持结构螺纹连接；

螺钉，连接在所述V形铰链的螺纹孔上，用于紧固穿过所述V形铰链的对角加劲索。

本发明实施例提供的一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构将内置螺柱展开结构布置在盘绕式伸展臂的内部，利用了展开部分原本被搁置的空间，将盘绕式伸展臂底端转盘与卫星舱板以轴承连接，转盘即可相对卫星本体实现自由转动，通过设置内置螺柱展开结构，使得盘绕式伸展臂每层上的滚珠杆依次与内置螺柱展开结构配合，实现盘绕式伸展臂的重复收展，且顶端部件及展开部分相对卫星舱板不发生转动，从而满足空间光学照相机等科学载荷高指向精度的要求。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构中的内置螺柱展开结构的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构中驱动电机和内置螺柱配合的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构中盘绕式伸展臂的局部结构示意图；

图5为本发明实施例提供的一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构中紧固结构的爆炸图；

图6为本发明实施例提供的一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构的局部放大结构示意图。

附图中：1-内置螺柱展开结构；2-盘绕式伸展臂；3-内置螺柱；4-直线导轨；5-驱动电机；6-卫星舱板；7-纵杆；8-纵杆夹持结构，9-V形铰链；10-滚珠杆；11-对角加劲索；12-横杆；13-螺钉。

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，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，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。

以下结合具体实施例对本发明的具体实现进行详细描述。

如图1和图6所示，为本发明的一个实施例提供的一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构的结构图，包括：

卫星舱板6；

盘绕式伸展臂2，所述盘绕式伸展臂2底端连接有转盘，转盘与卫星舱板6轴承连接；

内置螺柱展开结构1，安装在所述卫星舱板6上，位于所述盘绕式伸展臂2的底端，处于盘绕式伸展臂2的中心；

其中，所述盘绕式伸展臂2包括多层滚珠杆10，所述滚珠杆10依次与内置螺柱展开结构1配合，用于带动盘绕式伸展臂2重复展开或收拢。

在本发明的一个实施例中，该基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构针对现有技术中的不足，将内置螺柱展开结构1布置在盘绕式伸展臂2的内部，利用了展开部分原本被搁置的空间，将盘绕式伸展臂2底端转盘与卫星舱板6以轴承连接，转盘即可相对卫星本体实现自由转动，通过设置内置螺柱展开结构1，使得盘绕式伸展臂2每层上的滚珠杆10依次与内置螺柱展开结构1配合，实现盘绕式伸展臂2的重复收展，且顶端部件及展开部分相对卫星舱板6不发生转动，从而满足空间光学照相机等科学载荷高指向精度的要求。

如图2至图3所示，作为本发明的一种优选实施例，所述内置螺柱展开结构1包括：

驱动电机5，安装在所述卫星舱板6上；

内置螺柱3，所述驱动电机5的输出轴与内置螺柱3相连接，所述内置螺柱3外表面设有外螺旋凹槽，所述滚珠杆10的滚珠段与外螺纹凹槽接触；

直线导轨4，安装在所述卫星舱板6上，套设在所述内置螺柱3的外侧，所述直线导轨4上开设有导引槽，用于限制滚珠杆10的滚柱段只沿导引槽进行上下运动。

驱动电机5安装在卫星舱板6外表面的预留安装空间，具体的，驱动电机5可以为直流慢速大扭矩电机，可实现正向、反向旋转，相对卫星本体固定，其输出轴通过连接器与内置螺柱3底部连接，驱动内置螺柱3旋转，内置螺柱3外表面刻有大弧度外螺旋凹槽，内部采用薄壁处理，顶部自由，直线导轨4套在内置螺柱3的外圈，与内置螺柱3同轴心，两者间存在间隙，内置螺柱3、直线导轨4均采用特种铝合金，力学性能优良，有良好的导电、导热性能以及良好的耐蚀性、可焊性，满足空间飞行结构的强度刚度、安装形式等需求；

通过设置预紧力以及内置螺柱3表面的外螺旋凹槽弧度，滚珠杆10在运动时，滚珠段与螺纹凹槽内部的上表面或下表面相接触，同时，滚柱段也与直线导轨4的其中一侧相接触，减少了结构间摩擦对于盘绕式伸展臂2展开的影响，提升机构展开过程中的能量效率，通过直线导轨4使得承受螺纹凹槽所给力作用的滚珠杆10的滚柱段只能沿着直线导轨4槽内上下运动，且当内置螺柱3停止转动时，在螺纹凹槽和直线导轨4所提供的静摩擦力、对角加劲索11张力的共同作用下，滚珠杆10被牢牢限制住，使得盘绕式伸展臂2状态被锁定，无法进行运动，具有锁定功能；

与螺纹凹槽啮合的滚珠杆10受到螺纹凹槽及直线导轨4侧壁力的作用，在内置螺柱3提供的螺纹力矩及盘绕式伸展臂2折叠状态储存的应变能共同作用下，控制盘绕式伸展臂2的收展，同时，直线导轨4对滚珠杆10的约束保证了盘绕式伸展臂2展开部分及顶部平台在收拢以及展开的过程中不产生旋转，保证了高空间指向精度；

在卫星发射、入轨及变换轨道阶段，盘绕式伸展臂2处于折叠状态，在卫星入轨后，盘绕式伸展臂2将经由驱动电机5驱动，在内置螺柱展开结构1的控制下展开，盘绕式伸展臂2的展开过程中，从卫星舱板6自下向上分为折叠区、过渡区、展开区，在展开区，盘绕式伸展臂2已展开部分及顶部平台在展开的过程中不发生转动，保证顶部平台的高精度指向；在过渡区，盘绕式伸展臂2未展开部分则跟随内置螺柱3进行旋转运动，底部转盘同步发生转动，根据导引槽导引进入直线导轨4，过渡到展开区；盘绕式伸展臂2完全展开后，卫星舱板6装备的锁紧装置（图中未画出）发挥作用，进一步提升整体结构的强度及刚度。

如图4所示，作为本发明的另一种优选实施例，所述盘绕式伸展臂2包括：

三角横框，所述三角横框设有多层，每层三角横框均由三根横杆12以及三个紧固结构组成；

纵杆7，所述纵杆7设有三根，所述三角横框通过紧固结构与所述纵杆7相连；

对角加劲索11，穿过所述紧固结构连接相邻层的三角横框。

三角横框由三个紧固结构和三个横杆12组成，横杆12可采用钛镍合金，组合体形状为等边三角形，与展开方向保持垂直，纵杆7采用超弹性形状记忆合金材料，在盘绕式伸展臂2收拢时沿周向盘绕贮存应变能，展开时则在内置螺柱展开结构1的作用下将应变能释放，提供横向弯曲刚度与强度，三角横框垂直于纵杆7平面，与纵杆7在三个角点处通过紧固结构相连接，收拢时限制纵杆7的盘绕半径，展开时承担横向剪切载荷，对角加劲索11在每层三角横框之间斜拉固定，能够承受预应力，限制相邻横架的空间对角线位移，收拢时松弛，展开后可提高盘绕式伸展臂2的抗剪切和抗扭转刚度，还能进一步提升结构整体的强度及刚度。

如图1所示，作为本发明的一种优选实施例，所述内置螺柱展开结构1位于三角横框的中心，所述内置螺柱3与三角横框对心放置，所述内置螺柱3的横截面圆心与三角横框的几何中心位于同一垂直线上。

内置螺柱展开结构1的整体结构处于三角横框的中间部分，且内置螺柱3的横截面圆心在卫星舱板6上的投影与三角横框的几何中心重合，利用了盘绕式伸展臂2展开部分三角横框内部原本被搁置的空间。

如图5所示，作为本发明的一种优选实施例，所述紧固结构包括：

V形铰链9，所述V形铰链9上开设有连接横杆12的穿孔；

纵杆夹持结构8，与所述V形铰链9相对应，所述纵杆7连接在纵杆夹持结构8上，所述滚珠杆10的非滚珠段穿过V形铰链9与纵杆夹持结构8螺纹连接；

螺钉13，连接在所述V形铰链9的螺纹孔上，用于紧固穿过所述V形铰链9的对角加劲索11。

V形铰链9可采用铝合金，V形铰链9的中心孔穿过对应滚珠杆10，由滚珠杆10上的阶梯进行定位，滚珠杆10的非滚珠端一侧加工有外螺纹，与纵杆夹持结构8远离通孔一侧所加工的内螺纹进行配合连接，整体紧固结构在收拢时限制盘绕式伸展臂2方位，展开时承担横向剪切载荷，V形铰链9侧壁设置螺纹孔，通过螺钉13为对角加劲索11进行紧固。

该基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构底端采用内置螺柱3及驱动电机5，以杆件材料自身的应变能和驱动电机为共同的动力源，采用内置的多线螺旋传动方式实现展开，有效利用盘绕式伸展臂2中部原本被闲置的区域进行储藏，提高机构功能密度，在展开过程中，从卫星舱板6自下至上可分为折叠区、过渡区、展开区，展开区的已展开部分沿直线运动，维持顶端平台相对卫星本体不发生转动；过渡区部分则跟随内置螺柱3进行旋转运动，同时带动卫星舱板6表面的转盘进行旋转运动，使得该部分根据导引槽导引进入直线导轨4，过渡到展开区，这种展开方式可控性强，展开过程平稳，可实现多次展开及收拢，在展开过程中和展开后都具有更高的强度和刚度，指向精度高，应用领域更加广泛；同时，采用内置的螺柱结构，舍弃齿轮面设计，改用连接器连接，进一步提高旋转机构的对心性，有效降低了展开机构占据的收藏体积，优化了转盘与螺母间布局，对于增加有效载荷、降低发射成本、提升航天器性能及集成化程度有着十分重要的意义。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，其特征在于，包括：

卫星舱板（6）；

盘绕式伸展臂（2），所述盘绕式伸展臂（2）底端连接有转盘，转盘与卫星舱板（6）轴承连接；

内置螺柱展开结构（1），安装在所述卫星舱板（6）上，位于所述盘绕式伸展臂（2）的底端，处于盘绕式伸展臂（2）的中心；

其中，所述盘绕式伸展臂（2）包括多层滚珠杆（10），所述滚珠杆（10）依次与内置螺柱展开结构（1）配合，用于带动盘绕式伸展臂（2）重复展开或收拢。

2.根据权利要求1所述的基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，其特征在于，所述内置螺柱展开结构（1）包括：

驱动电机（5），安装在所述卫星舱板（6）上；

内置螺柱（3），所述驱动电机（5）的输出轴与内置螺柱（3）相连接，所述内置螺柱（3）外表面设有外螺旋凹槽，所述滚珠杆（10）的滚珠段与外螺纹凹槽接触；

直线导轨（4），安装在所述卫星舱板（6）上，套设在所述内置螺柱（3）的外侧，所述直线导轨（4）上开设有导引槽，用于限制滚珠杆（10）的滚柱段只沿导引槽进行上下运动。

3.根据权利要求2所述的基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，其特征在于，所述盘绕式伸展臂（2）包括：

三角横框，所述三角横框设有多层，每层三角横框均由三根横杆（12）以及三个紧固结构组成；

纵杆（7），所述纵杆（7）设有三根，所述三角横框通过紧固结构与所述纵杆（7）相连；

对角加劲索（11），穿过所述紧固结构连接相邻层的三角横框。

4.根据权利要求3所述的基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，其特征在于，所述内置螺柱展开结构（1）位于三角横框的中心，所述内置螺柱（3）与三角横框对心放置，所述内置螺柱（3）的横截面圆心与三角横框的几何中心位于同一垂直线上。

5.根据权利要求3所述的基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，其特征在于，所述紧固结构包括：

V形铰链（9），所述V形铰链（9）上开设有连接横杆（12）的穿孔；

纵杆夹持结构（8），与所述V形铰链（9）相对应，所述纵杆（7）连接在纵杆夹持结构（8）上，所述滚珠杆（10）的非滚珠段穿过V形铰链（9）与纵杆夹持结构（8）螺纹连接；

螺钉（13），连接在所述V形铰链（9）的螺纹孔上，用于紧固穿过所述V形铰链（9）的对角加劲索（11）。