CN209939004U - 一种内折式微纳卫星太阳翼 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种内折式微纳卫星太阳翼，包括星体、太阳翼以及压紧释放机构，太阳翼对称地设于星体的两侧。太阳翼包括外基板、内基板以及铰链锁定机构，外基板和内基板之间、内基板和星体之间均通过铰链锁定机构铰接和锁紧。收拢时，外基板和内基板均内折，并使得外基板位于内基板和星体之间，从而将太阳翼收拢成两件板状结构。还可在外基板上拓展其它基板，以增大太阳翼的贴片面积，且整个太阳翼在收拢后的体积依然很小。本申请通过优化太阳翼各部组件的布局，提出一种具有轻重量、低冲击、高可靠、可拓展等特点的微小型太阳翼，具有结构简单、可微型化、重量轻、包络小的效果。

Description

一种内折式微纳卫星太阳翼

技术领域

本实用新型涉及卫星太阳翼技术领域，特别涉及一种内折式微纳卫星太阳翼。

背景技术

太阳翼是指具备一定的展开功能和结构支撑功能、通过入轨后的展开锁定动作构成一定贴片面积的产品，通过在太阳翼上粘贴不同类型的太阳电池片，实现航天器的供电，因此太阳翼是空间飞行器中最重要的组成部分之一。

随着卫星技术的不断发展，小型化、轻量化的卫星平台是未来发展的趋势。传统的太阳翼结构机构复杂、质量重、尺寸大等缺点难以满足轻小型卫星平台的特殊应用需求。针对这一问题，本申请提出了一种内折式微纳卫星太阳翼方案，太阳翼能够采用较为简单的结构收拢在星体上，以应用于微纳卫星。另外，本申请还通过设计不同于现有技术的太阳翼实现整体设备轻质、小包络、地冲击、高可靠以及高拓展。

实用新型内容

为了解决上述问题，本实用新型的技术方案是：

一种内折式微纳卫星太阳翼，包括星体，还包括：

太阳翼，对称设于所述星体的两侧，所述太阳翼包括：

外基板，

内基板，以及

铰链锁定机构，所述外基板和所述内基板之间、内基板和星体之间均通过所述铰链锁定机构铰接和锁定；以及

压紧释放机构，收拢状态下其将内基板和外基板锁紧在星体上，且内基板的贴片面朝向外部；

所述卫星太阳翼入轨后，所述压紧释放机构解锁，内基板和外基板展开，卫星太阳翼成“一”字形。

优选的，所述铰链锁定机构包括：

公铰链，设于外基板/内基板上；

母铰链，设于内基板/星体上，并与所述公铰链一一对应连接；

转轴，贯穿所述公铰链和所述母铰链；

扭簧，套接于所述转轴上，且其两伸出臂分别安装在公铰链和母铰链上；以及

锁定金属片，安装于母铰链上，且其自由端可相对公铰链滑动，卫星太阳翼完全展开时，公铰链对所述自由端进行限位，以平衡扭簧对公铰链和母铰链的作用力。

优选的，所述公铰链包括：

滑道，所述自由端可在所述滑道中滑动；和

锁定槽，对自由端进行限位。

优选的，所述锁定金属片具有两个所述自由端，两个自由端之间形成第三通槽，所述滑道和锁定槽均与自由端一一对应。

优选的，包括两个所述扭簧，扭簧的位于转轴端部的伸出臂安装在公铰链上，扭簧的位于转轴中部的伸出臂安装在母铰链上。

优选的，所述母铰链包括两个第一连接部，两个所述第一连接部之间形成第一通槽；

所述公铰链包括两个第二连接部，两个所述第二连接部之间形成第二通槽；

转轴贯穿第一连接部、第二连接部、所述第一通槽以及第二通槽，扭簧位于所述第一通槽/第二通槽中。

优选的，所述压紧释放机构安装于外基板的靠近内基板的一侧上，并伸出外基板，且压紧释放机构将内基板和外基板锁紧在星体上时，其位于星体的一个侧面上。

优选的，所述压紧释放机构包括压紧支撑架，所述压紧支撑架包括固定在外基板上的安装板部，压紧支撑架的其他部分伸出外基板。

优选的，还包括时序机构，所述时序机构包括：

滚轮，安装在外基板的侧面的端部；以及

导向元件，安装在星体一端面的边缘；

卫星太阳翼展开时，所述导向元件对所述滚轮导向，使外基板和内基板一起转动；滚轮脱离导向元件后，内基板继续相对于星体转动，外基板则相对于内基板转动。

优选的，内基板和外基板相对于星体转动75°时，滚轮脱离导向元件。

相对于现有技术，本实用新型的有益效果是：

1、在一个实施例中，太阳翼包括内基板和外基板，收拢时，外基板和内基板均内折，并使得外基板位于内基板和星体之间，从而将太阳翼收拢成两件板状结构。在其他实施例中，还可在外基板上拓展其它基板，以增大太阳翼的贴片面积，且整个太阳翼在收拢后的体积依然很小。

2、在一个实施例中，采用锁定金属片固定在母铰链上，以在公铰链和母铰链展开到一定程度后抵在公铰链上，从而平衡扭簧的弹性力，锁定公铰链和母铰链。该方案结构简单、安装成本低。

3、在一个实施例中，通过在公铰链上设置滑道和锁定槽，使得锁定金属片的自由端能够在预设的轨迹中运动，而不会偏离，从而能够可靠地实现锁定操作。

4、在一个实施例中，锁定金属片具有两个自由端，从而将锁定金属片的受力分散在两个部分，并且多一个自由端多一个安全保障，从而提高了整个结构的稳定性以及安全性。

5、在一个实施例中，一个太阳翼具有两个扭簧，从而使得扭簧对公铰链和母铰链的作用点分散在四个伸出臂处，相对于单个扭簧的结构，本实施例的方案更为可靠和稳定。

6、在一个实施例中，母铰链、公铰链均与转轴之间存在两个连接部，从而使得三者之间的力学关系更为稳定。

7、压紧释放机构安装在外基板的侧面上，并伸出外基板，因而不占用外基板和内基板之间的距离，使得收拢的包络小；另外，收拢时，压紧释放机构将内基板和外基板压紧在星体的后侧面上，不占用外基板和星体之间的距离，进一步减小了收拢的包络。

8、本申请通过优化太阳翼各部组件的布局，提出一种具有轻重量、低冲击、高可靠、可拓展等特点的微小型太阳翼，具有结构简单、可微型化、重量轻、包络小的有益效果。

附图说明

图1为卫星太阳翼的展开示意图；

图2为卫星太阳翼的收拢示意图；

图3为一个实施例的铰链锁定机构示意图，其中，图的左侧部分和右侧部分分别从正、反两面进行示意：

图4为一个实施例的铰链锁定机构示意图，其中，图的左侧部分和右侧部分分别从正、反两面进行示意。

其中，1-星体、2-内基板、3-外基板、4-滚轮、5-导向元件、6-压紧支撑架、 7-板间铰链锁定机构、8-根部铰链锁定机构、9-压紧释放机构、10-母铰链、11- 公铰链、13-转轴、12-扭簧、14-锁定金属片。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例加以详细说明。

实施例1

请参阅图1-4，一种内折式微纳卫星太阳翼，包括星体1、太阳翼以及压紧释放机构9，太阳翼对称地设于星体1的两侧。

具体的，星体1即为卫星本体，可采用现有技术实现。太阳翼在入轨前内折收拢在星体1上，入轨后两个太阳翼均展开。太阳翼上贴有太阳电池片，在展开后为星体1供电。压紧释放机构9用于将太阳翼锁紧在星体1上，入轨后，压紧释放机构9可自动解锁，以便于太阳翼展开；压紧释放机构9可采用现有技术，例如：压紧释放机构9可包括切割器、压紧底座、压紧杆、减震头套等零部件，其中，可通过压紧底座和压紧杆将太阳翼和星体1连接起来，压紧杆可贯穿切割器，在入轨后，切割器动作将压紧杆切断，使得太阳翼和星体1解锁。

太阳翼包括外基板3、内基板2以及铰链锁定机构，外基板3和内基板2之间、内基板2和星体1之间均通过铰链锁定机构铰接和锁紧。

具体的，内基板2与星体1铰接，例如内基板2铰接在星体1的一个侧面的边缘处，并且可绕星体1转动第一预设角度，第一预设角根据可根据实际需要进行确定，本实施例中为90°。内基板2的另一侧面和外基板3铰接，并且两者可相对转动第二预设角度，本实施例中第二预设角为180°。铰接锁定机构用于实现内基板2和星体1、内基板2和外基板3的铰接，并且当内基板2相对于星体1展开至第一预设角度、外基板3相对于内基板2展开至第二预设角度后，铰接锁定机构锁定，使内基板2不再绕星体1继续转动、外基板3不再相对内基板 2转动。另外，外基板3上还可以再拓展基板，拓展基板时，相邻板之间的连接关系和运动关系同内基板2和外基板3之间的连接关系和运动关系。

太阳翼向星体1收拢时，外基板3与内基板2背对背折叠、内基板2向星体1 一侧折叠，换言之，外基板3向内折叠，并处在内基板2与星体1之间，使得内基板2上的贴片面朝外，因此，即使入轨后压紧释放机构未能因故释放，也能保证太阳翼具有一定的发电功率，从而保证设备的基本运行。太阳翼展开后，外基板3与内基板2成180°、内基板2与星体1垂直从而使得卫星太阳翼呈一字形。

本实施例中，采用内折式的太阳翼，结构简单可靠；入轨前太阳翼收拢在星体1上，降低了发射难度，能够适用于微纳卫星。太阳翼还可以拓展基板，拓展基板能够大贴片面积，并且按照如上方式收拢后整个太阳翼的体积依然很小。

实施例2

本实施例在实施例1的基础上进一步优化。

请继续参阅图1-4，铰链锁定机构包括公铰链11、母铰链10、转轴13、扭簧12以及锁定金属片14。其中，公铰链11设于外基板3/内基板2上；母铰链10 设于内基板2/星体1上，并与所述公铰链11一一对应连接；转轴13贯穿所述公铰链11和所述母铰链10，扭簧12套接于所述转轴13上，且其两伸出臂分别安装在公铰链11和母铰链10上；锁定金属片14安装于母铰链10上，且其自由端可相对公铰链11滑动，卫星太阳翼完全展开时，公铰链11对所述自由端进行限位，以平衡扭簧12对公铰链11和母铰链10的作用力。

具体的，为便于表述，界定连接外基板3和内基板2的铰链锁定机构为板间铰链锁定机构7，界定连接内基板2和星体1的铰链锁定机构为根部铰链锁定机构8。板间铰链锁定机构7和根部铰链锁定机构8可采用例如图3和图4中的任意一种结构，但并部局限于该两种结构，只要能够实现铰接和锁定的功能即在本申请的保护范围之内。在本实施例中，优选图3为板间铰链锁定机构7示意图，图4为根部铰链锁定机构8示意图。在安装位置方面，外基板3和内基板2 之间可在上、下两端各设置一个板件铰链锁定机构，内基板2和星体1之间可在上、下两端各设置一个板件铰链锁定机构。

对于板件铰链锁定机构：公铰链11可通过紧固件连接等方式可拆卸地安装在外基板3上，母铰链10亦可通过紧固件连接等方式可拆卸地安装在内基板2 上。转轴13分别和公铰链11、母铰链10转动连接，以实现公铰链11和母铰链 10的相对转动；另外，还可在转轴13上设置对公铰链11或/和母铰链10进行轴向限位的结构，例如在转轴13上安装卡簧，用以防止公铰链11、母铰链10在转轴13上轴向窜动。

扭簧12和锁定金属片14用于控制公铰链11和母铰链10的相对转动角度，即，扭簧12的两个伸出臂分别安装在公铰链11和母铰链10上，当压紧释放机构9解锁后，公铰链11和母铰链10在扭簧12的作用下相对转动呈展开状，在该相对转动过程中，锁定金属片14的自由端在公铰链11上滑动，当公铰链11和母铰链10展开至第二预设角度时，锁定金属片14的自由端抵住公铰链11，从而实现限位，使得公铰链11和母铰链10相对静止，从而锁定外基板3和内基板 2；当然，在第二预设角度时，公铰链11和母铰链10之间依然通过扭簧12存在相互作用力，该作用力即通过锁定金属片14和公铰链11之间的力来平衡。

对于根部铰链锁定机构8，其与板件铰链锁定机构的不同之处在于，根部铰链锁定机构8的公铰链11安装在内基板2上，母铰链10安装在星体1上，展开过程中，公铰链11相对于母铰链10转动至第一预设角度(例如90°)时，金属锁定片自由端抵在公铰链11上实现锁紧。其他同板件铰链锁定机构。

实施例3

本实施例在实施例2的基础上进一步优化。

请继续参阅图3-4，公铰链11包括滑道和锁定槽，其中，上述的锁定金属片 14的自由端可在滑道中滑动，锁定槽对自由端进行限位。

具体的，滑道为公铰链11上内凹的槽，锁定槽可以是位于滑道的端部的另一个糟。锁定金属片14的自由端位于滑道中，太阳翼展开的过程中，锁定金属片14随母铰链10一起相对于公铰链11转动，相应的，自由端在滑道中滑动，当公铰链11和母铰链10展开至第一预设角度/第二预设角度时，自由端恰好滑至锁定槽中，从而与公铰链11之间形成相对限位以锁定公铰链11和母铰链10。

实施例4

本实施例在实施例3的基础上进一步优化。

请参阅图3-4，锁定金属片14具有两个自由端，两个自由端之间形成第三通槽，滑道和锁定槽均与自由端一一对应。

具体的，锁定金属片14具有第三基部和伸出部，其中，第三基部通过紧固件安装在母铰链10上，第三基部可为规则几何状的板，例如长方形的板。伸出部为沿着第三基部的一侧向外延伸形成的条状板结构，且，伸出部的远离第三基部的一端即为自由端。一个自由端对应一组滑道和锁定槽。另外，第三基部和伸出部为一体成型结构，例如可为一整块金属板上切割形成的板结构。

实施例5

本实施例在实施例2的基础上进一步优化。

请继续参阅图3-4，太阳翼的扭簧12具有两个扭簧12，扭簧12上位于转轴13 端部的伸出臂安装在公铰链11上，扭簧12上位于转轴13中部的伸出臂安装在母铰链10上。

具体的，安装在母铰链10上的伸出臂可通过例如螺栓的紧固件压紧在母铰链10上，安装在公铰链11上的伸出臂也可采用同样的方式，以便于安装和拆卸。两个扭簧12共同作用控制公铰链11和母铰链10之间的作用力，使得各零部件之间的受力更合理。

实施例6

本实施例在实施例2-5任一实施例的基础上进一步优化。

请参阅图3-4，母铰链10包括两第一连接部，这两个第一连接部之间形成第一通槽；公铰链11包括两个第二连接部，两个第二连接部之间形成第二通槽；转轴13贯穿第一连接部、第二连接部、第一通槽以及第二通槽，扭簧12位于第一通槽/第二通槽中。

具体的，母铰链10包括一体成型的第一基部和第一连接部，其中第一基部通过紧固件安装在星体1或内基板2上；第一连接部是在第一基部的一端凸出来的结构，第一连接部上设置有用于连接转轴13的通孔。两个第一连接部之间为内凹状，即为通透的第一通槽，换言之，第一通槽具有两个侧壁，该两个侧壁即为两个第一连接部。

公铰链11上的第二连接部的结构同第一连接部的结构，此处不再赘述。可以看出，安装好后的铰链锁定机构中，第一通槽和第二通槽重合或局部重合，因此扭簧12可以是同时位于第一通槽和第二通槽中。

本实施例中，如公铰链11上设有上述的滑道和滑槽，则滑道和锁定槽优选位于第二连接部上，且优选两个第二连接部上各设一个滑道和锁定槽。

实施例7

本实施例在实施例1的基础上进一步优化。

请参阅图1-2，压紧释放机构9安装于外基板3的靠近内基板2的一侧面上，并伸出外基板3，且压紧释放机构9将内基板2和外基板3锁紧在形体上时，其位于星体1的后侧面上。

具体的，压紧释放机构9安装在外基板3上，且安装位置是与内基板2相对的侧面上，压紧释放机构9伸出外基板3，并不占用内基板2和外基板3之间的距离，因此太阳翼的收拢包络小，使得收拢后的卫星太阳翼占用空间更小。相应的，当压紧释放机构9将内基板2和外基板3锁紧在星体1上时，压紧释放机构9位于星体1的后侧面上，因此不会占用内基板2和星体1之间的距离，从而进一步的减小了太阳翼的收拢包络。

实施例8

本实施例在实施例7的基础上进一步细化。

请继续参阅图1-2，压紧释放机构9包括压紧支撑架6，压紧支撑架6包括固定在外基板3上的安装板部，压紧支撑架6的其他部分伸出外基板3。

具体的，安装板部呈板状结构，其与外基板3的侧面贴合并固定。压紧支撑架6的其他部分即为压紧支撑架6上的除安装板部以外的部分，该部分伸出外基板3，以使得压紧释放机构9除压紧支撑架6之外的部分不占用外基板3与内基板2之间的距离，亦便于在收拢后不占用外基板3和星体1之间的空间，以实现小包络。

实施例9

本实施例在实施例1的基础上进一步优化。

请继续参阅图1-2，卫星太阳翼还包括时序机构。

具体的，在太阳翼展开的开始阶段，时序机构用以实现内基板2和外基板3 依然贴合在一起，共同相对于星体1转动，该方案可以有效防止展开过程中外基板3和星体1干涉，从而提升了卫星太阳翼的安全性。

时序机构包括滚轮4和导向元件5，其中，滚轮4安装在外基板3的侧面的端部，导向元件5安装在星体1一端面的边缘。当卫星太阳翼展开时，导向元件5 对滚轮4导向，使外基板3和内基板2一起转动，滚轮4脱离导向元件5后，内基板2继续相对于星体1转动，外基板3则相对于内基板2转动。

具体的，滚轮4与外基板3转动连接，安装在外基板3顶部侧面或底部侧面上，只要在收拢时不占用外基板3与内基板2或与星体1之间的间距即可。导向元件5具有弧形的导向部，太阳翼展开的初始阶段，滚轮4在导向部上转动，使得内基板2和外基板3始终贴合在一起，并在根部铰链锁定机构8的作用下一起相对于星体1转动。该初始阶段后，滚轮4脱离导向元件5，则外基板3可在板件铰链锁紧机构的作用下相对于内基板2转动。该初始阶段可以采用内基板 2/外基板3相对与星体1转动的角度来衡量，例如，当内基板2和外基板3相对于转动至75°的过程为初始阶段。

以上公开的仅为本申请的部分具体实施例，但本申请并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化，都应落在本申请的保护范围内。

Claims (10)

1.一种内折式微纳卫星太阳翼，包括星体，其特征在于，还包括：

太阳翼，对称设于所述星体的两侧，所述太阳翼包括：

外基板，

内基板，以及

铰链锁定机构，所述外基板和所述内基板之间、内基板和星体之间均通过所述铰链锁定机构铰接和锁定；

以及，

压紧释放机构，收拢状态下其将内基板和外基板锁紧在星体上，且内基板的贴片面朝向外部；

所述卫星太阳翼入轨后，所述压紧释放机构解锁，内基板和外基板展开，卫星太阳翼成“一”字形。

2.如权利要求1所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述铰链锁定机构包括：

公铰链，设于外基板/内基板上；

母铰链，设于内基板/星体上，并与所述公铰链一一对应连接；

转轴，与所述公铰链和所述母铰链转动连接；

扭簧，套接于所述转轴上，且其两伸出臂分别安装在公铰链和母铰链上；以及

锁定金属片，安装于母铰链上，且其自由端可相对公铰链滑动，卫星太阳翼完全展开时，公铰链对所述自由端进行限位，以平衡扭簧对公铰链和母铰链的作用力。

3.如权利要求2所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述公铰链包括：

滑道，所述自由端可在所述滑道中滑动；和

锁定槽，对自由端进行限位。

4.如权利要求3所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述锁定金属片具有两个所述自由端，两个自由端之间形成第三通槽，所述滑道和锁定槽均与自由端一一对应。

5.如权利要求2所述的卫星太阳翼，其特征在于，太阳翼包括两个所述扭簧，扭簧的位于转轴端部的伸出臂安装在公铰链上，扭簧的位于转轴中部的伸出臂安装在母铰链上。

6.如权利要求2-5任一项所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述母铰链包括两个第一连接部，两个所述第一连接部之间形成第一通槽；

所述公铰链包括两个第二连接部，两个所述第二连接部之间形成第二通槽；

转轴贯穿第一连接部、第二连接部、所述第一通槽以及第二通槽，扭簧位于所述第一通槽/第二通槽中。

7.如权利要求1所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述压紧释放机构安装于外基板的靠近内基板的一侧面上，并伸出外基板，且压紧释放机构将内基板和外基板锁紧在星体上时，其位于星体的一个侧面上。

8.如权利要求7所述的卫星太阳翼，其特征在于，所述压紧释放机构包括压紧支撑架，所述压紧支撑架包括固定在外基板上的安装板部，压紧支撑架的其他部分伸出外基板。

9.如权利要求1所述的卫星太阳翼，其特征在于，还包括时序机构，所述时序机构包括：

滚轮，安装在外基板的侧面的端部；以及

导向元件，安装在星体一端面的边缘；

卫星太阳翼展开时，所述导向元件对所述滚轮导向，使外基板和内基板一起转动；滚轮脱离导向元件后，内基板继续相对于星体转动，外基板则相对于内基板转动。

10.如权利要求7所述的卫星太阳翼，其特征在于，内基板和外基板相对于星体转动75°时，滚轮脱离导向元件。

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