CN207292479U - 一种立方体卫星制动帆离轨装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种立方体卫星制动帆离轨装置，包括锁紧装置、存储机构、安装面板、锥形弹簧、展开机构和薄膜帆，锁紧装置固定在安装面板的顶面，存储机构固定在安装面板的底面，锥形弹簧、展开机构和薄膜帆均设置在存储机构内，锥形弹簧直径大的一端与安装面板固连，直径小的一端与展开机构固连，薄膜帆系在展开机构上；通过顶部安装面板将其固连在卫星底部，从而不占用星内空间。在收到地面指令后，锁紧装置释放展开机构内的中心轴，缠绕于中心轴的带状弹性桅杆通过释放自身存储的弹性势能带动固定在桅杆上的薄膜帆展开。本实用新型利用展开薄膜帆来增大立方星飞行方向上的截面积，提高立方星所受到的大气阻力，从而加速立方星快速脱离轨道。

Description

一种立方体卫星制动帆离轨装置

技术领域

本实用新型属于航天器离轨领域，具体涉及一种立方体卫星制动帆离轨装置。

背景技术

空间碎片主要包括近地空间中除去现役航天器以外的其他人造物体，其产生和运行的空间一般都在目前大部分航天器所飞行的区域，主要来源包括火箭箭体、失效航天器、任务相关碎片及碎裂碎片。近年来，随着航天技术的不断发展，地球轨道上的空间碎片数量也不断增多，严重威胁着在轨有效航天器的安全，也为未来人来空间技术的发展埋下了隐患。如何减缓空间碎片的增长已经成为国内外亟需解决的问题。机构间空间碎片协调委员会(Inter-Agency Space Debris Coordination Committee,IADC)建议卫星如果不能变轨到墓地轨道，就应在完成其任务后25年内或发射后30年内能自行离轨，进入稠密大气烧毁。

立方体卫星(CubeSat)是一种体积和形状标准化的微纳卫星，它的基本单元为10cm×10cm×10cm的立方体，通常称为1U立方星，增加相应的单元数后又称为2U立方星，3U立方星等。立方体卫星以其成本低、研制周期短、功能密度大等一系列优点，逐渐成为国内外的研究热点。然而由于立方星尺寸功率小，单个可靠性和能力有限，因而大多以分布式空间网络，如星座、编队飞行等方式提供遥感与通信等服务。在一些大型空间任务可能需要数十个乃至上百个立方体卫星来共同组网完成。比利时VKI牵头的欧盟QB50项目利用50颗立方体卫星组网对低热层大气探测；美国外联网公司和于英国克莱德航天公司计划以数百颗立方星向全球提供免费的无线网络连接服务；美国Spire公司计划利用100颗以上立方星完成气象观测星座“斯特拉托斯”(Stratos)的部署。可见在未来，立方星的发射数量将成“井喷”式增长。这些立方体卫星通常分布在低地球轨道上，在完成任务后如果不对其进行离轨处理，这些失效的立方星将成为空间碎片，导致近地轨道将越来越“拥挤”。为了确保立方星在完成任务后不会成为太空碎片，保障空间资源的可持续利用，立方星在寿命末期需要对其采取相应的离轨技术。

目前主要离轨方式包括推进技术、充气球技术、电动力系绳以及制动帆等。但由于立方体卫星体积和质量的限制，导致一些适用于传统卫星的离轨技术难以适用于立方体卫星。其中推进技术会占用星上一些额外的推进剂，提高了卫星的质量和体积，并且在离轨阶段还需要持续的推力矢量控制，对星上其他子系统的寿命提出更高的要求。充气球技术需要星上携带一定的增压装置，给卫星发射和长时间工作带来了一定的安全隐患，并且高压气体引起的不可避免的气体泄露也缩短了该技术的使用寿命。电动力系绳展开后可达到数十米甚至数公里，对于低轨道卫星而言，增加了一定的任务风险性，此外电动力系绳是利用高速运动的导电绳索切割地磁场磁力线产生垂直于系绳和当地磁场方向的作用力，对于一些极地轨道卫星而言，该装置存在一定的局限性。太阳帆离轨是利用太阳帆指向太阳产生辐射压力，经过连续不断的作用，迫使卫星离开原有轨道，抬升或降低到新的轨道。然而这种离轨方式对卫星姿控系统要求较高，其变轨周期较长，对其他分系统也提出了一定的寿命要求。

制动帆装置主要是通过提高卫星在轨飞行过程中所受到的大气阻力，从而加速卫星的离轨，其在工作过程中不需要卫星进行主动控制，可以依靠自身所储存的机械能来展开，系统质量轻、结构简单、成本低，适用于快速响应、任务周期短的低轨道立方体卫星。

Patrick公开报道了一种适用于低轨道立方体卫星的制动帆装置AEOLDOS(Advances in Space Research 54(2014)82–91)，该装置依赖系统自身所储存的弹性势能驱动中间转轴转动，从而将制动帆展开。由于该装置所设计的制动帆面积较小，因而可以通过一个转轴将四根桅杆展开，4个帆存储室分别设置在四根桅杆之间。该装置占用了星内约0.3U(3cm×10cm×10cm)的空间。

NASA所设计的制动帆离轨装置Nanosail-D(22^nd Annual AIAA/USU)是目前公开报道的制动帆装置中唯一实现了在轨演示验证。该装置将帆存储室设置在展开机构顶部，装置展开后面积最大可达到10m²。该装置占用了星内2U(20cm×10cm×10cm)的空间。

加拿大多伦多大学研制了针对20kg级以下的微纳卫星制动帆离轨装置，该离轨装置由四个相同的子装置组成(28^th Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites)。对于立方体卫星而言，该离轨装置占用星内1U空间。每个子装置相互独立，并且可以分别展开一个面积为1m²的三角形薄膜帆。其主体结构采用3D打印技术，材料为一种新型的碳纤维复合材料(Windform XT 2.0)，采用这种分块组装设计，不仅使离轨装置安装灵活，还降低离轨装置失效的可能性。当该装置在立方星上应用时，需要占用了星内0.5U(5cm×10cm×10cm)的空间。

目前所设计出的制动帆装置，外形包络尺寸均为长方体，该类结构需要安装的立方星结构框架内部，对卫星内部的布局产生较大的影响，需要卫星平台内部提供足够大小的空间，应用范围较低。当所研制的立方星大小仅为1U或2U时，星内空间较为紧凑，此时，该类制动帆装置便不适用。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种立方体卫星制动帆离轨装置，适用于1U、2U、3U三种立方体卫星的离轨，不仅能够解决立方体卫星在完成任务后无法在规定时间内脱离轨道从而成为空间碎片的问题，而且还解决了在立方星体积较小星内没有空间安装制动帆装置的问题。

实现本实用新型目的的技术解决方案为：一种立方体卫星制动帆离轨装置，包括锁紧装置、存储机构、安装面板、锥形弹簧、展开机构和薄膜帆，锁紧装置固定在安装面板的顶面，存储机构固定在安装面板的底面，锥形弹簧、展开机构和薄膜帆均设置在存储机构内，锥形弹簧直径大的一端与安装面板固连，直径小的一端与展开机构固连，薄膜帆系在展开机构上；通过顶部安装面板将其固连在卫星底部，从而不占用星内空间。

本实用新型与现有技术相比，其显著优点在于：

(1)本实用新型体积小、质量轻，完全符合立方体卫星小型化、轻量化要求，减少对其他系统质量和空间的限制，提高立方星的功能密度。

(2)本实用新型适用范围广，可适用于任何1U、2U、3U三种立方体卫星平台，其外形设计充分利用立方星分离机构内的空间，安装在立方星外部，不占用星内空间，即插即用，对立方星内部布局不产生任何影响。

(3)本实用新型仅依靠自身储存的机械能展开制动帆，减少地面控制难度，降低立方星制造成本。

(4)本实用新型是一套单独的系统，不会增加其他系统的寿命要求，也不会受其他系统是否正常的影响，在不干扰其他系统的同时也保障离轨系统的可靠性。

(5)本实用新型的主框架结构完整性好，整体抗冲击抗振动能力强，确保制动帆装置的正常工作。

(6)本实用新型展开原理简单，利用加热电阻将拴线烧断即可展开。

(7)本实用新型的带状弹簧桅杆是单层开口柱面壳结构，在弯曲收拢后能储存机械能，同时在展开后能支撑展开的薄膜帆。

(8)本实用新型的薄膜帆使用的是一面镀铝一面镀铜的聚酰亚胺薄膜，其厚度薄，力学性能好并且便于折叠压缩，能有效抵抗空间环境中的原子氧腐蚀和太阳光辐射。

(9)本实用新型结构简单，可靠性好，加工成本低，实用性强，非常适用于快速响应、任务周期短的立方体卫星。

附图说明

图1是本实用新型立方体制动帆装置立体结构主视图。

图2是本实用新型立方体制动帆装置存储机构立体结构示意图。

图3是本实用新型立方体制动帆装置展开机构立体结构示意图。

图4是本实用新型立方体制动帆装置展开后立体结构示意图。

图5是本实用新型立方体制动帆装置锁紧装置立体结构主视图。

图6是本实用新型立方体制动帆装置安装面板立体结构主视图。

图7是本实用新型立方体制动帆装置中心轴立体结构主视图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型作进一步详细描述。

结合图1、图2、图3、图4，一种立方体卫星制动帆离轨装置，其主体部分占用φ70mm×60mm的空间，通过顶部安装面板3将其固连在卫星底部，从而不占用星内空间。

所述立方体卫星制动帆离轨装置包括锁紧装置1、存储机构2、安装面板3、锥形弹簧4、展开机构5和薄膜帆6。锁紧装置1固定在安装面板3的顶面，存储机构2固定在安装面板3的底面，锥形弹簧4、展开机构5和薄膜帆6均设置在存储机构2内，锥形弹簧4直径大的一端与安装面板3固连，直径小的一端与展开机构5固连，薄膜帆6系在展开机构5上。

结合图5，所述锁紧装置1主要用来将整个立方体卫星制动帆离轨装置锁紧，在立方星寿命末期，控制锁紧装置1打开，从而展开薄膜帆6。所述锁紧装置1包括两个对称的分机构，所述分机构包括拉簧7、压杆8和转轴9。压杆8一端与转轴9转动连接，另一端与拉簧7的一端固连，拉簧7的另一端固定在安装面板3上，所述拉簧7与压杆8不在同一条直线上。压紧状态时，两个分机构的压杆8相互平行。压杆8顶面中部设有一个弧形凹槽11，所述弧形凹槽11开口朝向另一根压杆8，压杆8外侧壁上开有一个缺口10，所述缺口10靠近拉簧7。

在压杆8将整个立方体卫星制动帆离轨装置锁住后，利用市售大力马线沿着缺口10将两根压杆8拴住，使得两根压杆8相互平行。在压杆8处于压紧状态下时，两个拉簧7处于拉伸状态，当锁紧装置1上的大力马线烧断后，两个拉簧7分别将两根压杆8拉开，从而解锁。两个分机构的拉簧7作用力方向相反。

结合图6，所述存储机构2主要用来将展开机构5、锥形弹簧4和薄膜帆6存储起来，在薄膜帆6未展开之前，对整个装置起到一定的保护作用。存储机构2的尺寸大小也限制了整个装置的尺寸。存储机构2为空心圆柱体，圆柱体直径需小于立方星分离机构底部弹簧的内径，从而能够保证立方星在装入分离机构后，整个装置占据分离机构底部弹簧中心空缺部分，并且整个装置不会影响立方星从分离机构内部分离出来。安装面板3的中心设有圆孔，立方体卫星制动帆离轨装置通过安装面板3的八个螺孔与立方星固连。

结合图2、图3和图7，所述展开机构5采用中心对称结构，包括锁紧轴12、压片13、上端盖14、中心轴15、下端盖16、四根带状弹性桅杆17。中心轴15主要用来固定带状弹性桅杆17，中心轴15上车有两组桅杆凸槽组，一组位于另一组上方，每组桅杆凸槽组包括两个对称设置的桅杆凸槽，所述桅杆凸槽的弯曲半径等于带状弹性桅杆17的弯曲半径，用来固定四根带状弹性桅杆17。相邻的两个桅杆凸槽之间夹角为90°，从而保证展开的四根带状弹性桅杆17能够相互垂直。带状弹性桅杆17一端与中心轴15通过螺钉固连，薄膜帆6材料为聚酰亚胺，呈正方形，其四个角分别固定在四根带状弹簧桅杆17的另一端。锁紧轴12、压片13、上端盖14自上向下依次固定在中心轴15顶面，锁紧轴12的顶面设有一个圆台，在整个装置收起时，所述圆台伸出安装面板3的中心圆孔，被锁紧机构1的两个压杆8上的弧形凹槽11夹住，从而将制动帆装置锁住。压片13主要用来将锥形弹簧4直径较小的一端通过螺钉，固定在展开机构5上。带状弹簧桅杆17与薄膜帆6一起缠绕在中心轴15上，从而将薄膜帆6收拢起来。

上端盖14和下端盖16用来约束带状弹性桅杆17以及薄膜帆6，避免带状弹性桅杆17和薄膜帆6在收起来后，上下窜动，从而影响制动帆装置的展开。

所述带状弹簧桅杆17重叠，缠绕在中心轴15外侧。其一端与中心轴15通过螺钉固连，另一端分别通过系绳与薄膜帆6连接。

在制作薄膜帆6的聚酰亚胺薄膜上一面镀铜，另一面镀铝，从而提高聚酰亚胺薄膜的反射率。

工作说明

一种立方体卫星制动帆离轨装置，固定于立方星飞行方向的底部，卫星发射前，四根带状弹簧桅杆17的一端固定在中心轴15上，薄膜帆6拴在四根带状弹簧桅杆17上。带状弹簧桅杆17与薄膜帆6一起缠绕在中心轴15上，从而将薄膜帆6收拢起来。利用上端盖14将锥形弹簧4连同展开机构5一同压进存储机构2内。存储机构2外侧利用锁紧装置1将展开机构5上的锁紧轴12夹住，从而将锥形弹簧4的弹性势能存储起来。立方星在轨完成任务后，接收到展开制动帆装置的指令，烧线电阻通电烧断拴住锁紧装置1上两根压杆8的大力马线。两根压杆8分别被两个拉簧7拉开，从而使锁紧装置释放其锁住的锁紧轴12，锥形弹簧迅速将展开机构5从存储机构2内推出，缠绕在中心轴15上的四根带状弹簧桅杆17与薄膜帆6一起展开，提高了立方星飞行过程中的速度方向上的截面积，增大立方星所受到的空气阻力，从而加快立方星脱离轨道。

实施例：以双单元立方星为例

结合图1、图2、图3、图4，一种立方体卫星制动帆离轨装置，其主体部分占用φ70mm×60mm的空间，通过顶部安装面板3将其固连在双单元立方星底部，从而不占用立方星内空间。

所述立方体卫星制动帆离轨装置包括锁紧装置1、存储机构2、安装面板3、锥形弹簧4、展开机构5和薄膜帆6。锁紧装置1固定在安装面板3的顶面，存储机构2固定在安装面板3的底面，锥形弹簧4、展开机构5和薄膜帆6均设置在存储机构2内，锥形弹簧4直径大的一端与安装面板3固连，直径小的一端与展开机构5固连，薄膜帆6系在展开机构5上。

结合图5，所述锁紧装置1主要用来将整个立方体卫星制动帆离轨装置锁紧，在立方星寿命末期，控制锁紧装置1打开，从而展开薄膜帆6。所述锁紧装置1包括两个对称的分机构，所述分机构包括拉簧7、压杆8和转轴9。压杆8一端与转轴9转动连接，另一端与拉簧7的一端固连，拉簧7的另一端固定在安装面板3上，所述拉簧7与压杆8不在同一条直线上。压紧状态时，两个分机构的压杆8相互平行。压杆8顶面中部设有一个弧形凹槽11，所述弧形凹槽11开口朝向另一根压杆8，压杆8外侧壁上开有一个缺口10，所述缺口10靠近拉簧7。

在压杆8将整个立方体卫星制动帆离轨装置锁住后，利用市售大力马线沿着缺口10将两根压杆8拴住，使得两根压杆8相互平行。在压杆8处于压紧状态下时，两个拉簧7处于拉伸状态，当锁紧装置1上的大力马线烧断后，两个拉簧7分别将两根压杆8拉开，从而解锁。两个分机构的拉簧7作用力方向相反。

结合图6，所述存储机构2主要用来将展开机构5、锥形弹簧4和薄膜帆6存储起来，在薄膜帆6未展开之前，对整个装置起到一定的保护作用。存储机构2的尺寸大小也限制了整个装置的尺寸。存储机构2为空心圆柱体，圆柱体直径需小于双单元立方星分离机构底部弹簧的内径，从而能够保证立方星在装入分离机构后，整个装置占据分离机构底部弹簧中心空缺部分，并且整个装置不会影响双单元立方星从分离机构内部分离出来。安装面板3的中心设有圆孔，立方体卫星制动帆离轨装置通过安装面板3的八个螺孔与双单元立方星固连。

结合图2、图3和图7，所述展开机构5采用中心对称结构，包括锁紧轴12、压片13、上端盖14、中心轴15、下端盖16、四根带状弹性桅杆17。中心轴15主要用来固定带状弹性桅杆17，中心轴15上车有两组桅杆凸槽组，一组位于另一组上方，每组桅杆凸槽组包括两个对称设置的桅杆凸槽，所述桅杆凸槽的弯曲半径等于带状弹性桅杆17的弯曲半径，用来固定四根带状弹性桅杆17。相邻的两个桅杆凸槽之间夹角为90°，从而保证展开的四根带状弹性桅杆17能够相互垂直。带状弹性桅杆17一端与中心轴15通过螺钉固连，薄膜帆6材料为聚酰亚胺，呈正方形，其四个角分别固定在四根带状弹簧桅杆17的另一端。锁紧轴12、压片13、上端盖14自上向下依次固定在中心轴15顶面，锁紧轴12的顶面设有一个圆台，在整个装置收起时，所述圆台伸出安装面板3的中心圆孔，被锁紧机构1的两个压杆8上的弧形凹槽11夹住，从而将制动帆装置锁住。压片13主要用来将锥形弹簧4直径较小的一端通过螺钉，固定在展开机构5上。带状弹簧桅杆17与薄膜帆6一起缠绕在中心轴15上，从而将薄膜帆6收拢起来。

上端盖14和下端盖16用来约束带状弹性桅杆17以及薄膜帆6，避免带状弹性桅杆17和薄膜帆6在收起来后，上下窜动，从而影响制动帆装置的展开。

所述带状弹簧桅杆17重叠，缠绕在中心轴15外侧。其一端与中心轴15通过螺钉固连，另一端分别通过系绳与薄膜帆6连接。

在制作薄膜帆6的聚酰亚胺薄膜上一面镀铜，另一面镀铝，从而提高聚酰亚胺薄膜的反射率。

综上所述本实用新型的立方体卫星制动帆离轨装置体积小，质量轻，完全符合立方体卫星对离轨装置小型化、轻量化要求，其模块化，独立化也不会影响其他系统的运作，并且没有对其他子系统的寿命提出更高要求。此外，本实用新型的立方体卫星制动帆离轨装置安装在立方星的外部，充分利用了立方星分离机构内部的空间，对星内的布局不产生任何影响，可以适用于所有1U，2U，3U立方体卫星。本实用新型的立方体卫星制动帆离轨装置结构简单，加工成本低，完整性好，可靠性高，适用于成本低、研制周期短、功能密度大的立方体卫星。

Claims (6)

1.一种立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：包括锁紧装置（1）、存储机构（2）、安装面板（3）、锥形弹簧（4）、展开机构（5）和薄膜帆（6），锁紧装置（1）固定在安装面板（3）的顶面，存储机构（2）固定在安装面板（3）的底面，锥形弹簧（4）、展开机构（5）和薄膜帆（6）均设置在存储机构（2）内，锥形弹簧（4）直径大的一端与安装面板（3）固连，直径小的一端与展开机构（5）固连，薄膜帆（6）系在展开机构（5）上；通过顶部安装面板（3）将其固连在卫星底部，从而不占用星内空间。

2.根据权利要求1所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述锁紧装置（1）包括两个对称的分机构，所述分机构包括拉簧（7）、压杆（8）和转轴（9）；压杆（8）一端与转轴（9）转动连接，另一端与拉簧（7）的一端固连，拉簧（7）的另一端固定在安装面板（3）上，压杆（8）顶面中部设有一个弧形凹槽（11），所述弧形凹槽（11）开口朝向另一根压杆（8），压杆（8）外侧壁上开有一个缺口（10），所述缺口（10）靠近拉簧（7），安装面板（3）的中心设有圆孔，压紧状态时，两个分机构的压杆（8）相互平行，使得两个弧形凹槽（11）相配合，卡住展开机构（5）。

3.根据权利要求2所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述拉簧（7）与压杆（8）不在同一条直线上，且两个分机构的拉簧（7）作用力方向相反。

4.根据权利要求2所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述展开机构（5）采用中心对称结构，包括锁紧轴（12）、压片（13）、上端盖（14）、中心轴（15）、下端盖（16）和四根带状弹性桅杆（17）；中心轴（15）上车有两组桅杆凸槽组，一组位于另一组上方，每组桅杆凸槽组均包括两个对称设置的桅杆凸槽，所述桅杆凸槽的弯曲半径等于带状弹性桅杆（17）的弯曲半径，相邻的两个桅杆凸槽之间夹角为90°，从而保证展开的四根带状弹性桅杆（17）能够相互垂直；带状弹性桅杆（17）一端与中心轴（15）固连，薄膜帆（6）呈正方形，其四个角分别固定在四根带状弹簧桅杆（17）的另一端；锁紧轴（12）、压片（13）、上端盖（14）自上向下依次固定在中心轴（15）顶面，锁紧轴（12）的顶面设有一个圆台，在整个装置收起时，所述圆台伸出安装面板（3）的中心圆孔，被锁紧装置（1）的两个压杆（8）上的弧形凹槽（11）夹住，从而将制动帆装置锁住；带状弹簧桅杆（17）与薄膜帆（6）一起缠绕在中心轴（15）上，从而将薄膜帆（6）收拢起来，上端盖（14）和下端盖（16）约束带状弹性桅杆（17）以及薄膜帆（6），防止它们上下窜动，压片（13）将锥形弹簧（4）直径小的一端固定在展开机构（5）上。

5.根据权利要求4所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述薄膜帆（6）采用聚酰亚胺薄膜，在其一面镀铜，另一面镀铝，从而提高聚酰亚胺薄膜的反射率。

6.根据权利要求1所述的立方体卫星制动帆离轨装置，其特征在于：所述存储机构（2）为空心圆柱体，圆柱体直径需小于立方星分离机构底部弹簧的内径，从而能够保证立方星在装入分离机构后，整个装置占据分离机构底部弹簧中心空缺部分，并且整个装置不会影响立方星从分离机构内部分离出来。