一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)。大多數(shù)航天器用太陽翼采用一次性展開鎖定機構(gòu)，當航天器進行變軌或姿態(tài)調(diào)節(jié)控制時，影響穩(wěn)定性。本發(fā)明的支撐架組件與運動導板及靜止板的內(nèi)側(cè)壁均滑動連接；靜止板的一端與靜止板連接架固定，靜止板連接架的兩端分別與航天器本體連接架鉸接；從動帶輪與主動帶輪通過傳送帶連接；從動帶輪的中心處與靜止板的另一端鉸接，輪緣處與運動導板的一端鉸接；楔塊與運動導板固定；靜止板上固定有兩個彈簧安裝座，每個彈簧安裝座的內(nèi)側(cè)分別與一個夾緊塊通過鎖解彈簧連接；靠近航天器本體的夾緊塊與靜止板鉸接，另一個夾緊塊與鎖解滑塊鉸接，鎖解滑塊與靜止板滑動連接。本發(fā)明可實現(xiàn)扇形太陽翼的重復折展。
【專利說明】一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于航天【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及扇形太陽翼，具體涉及一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)。
【背景技術(shù)】
[0002]太陽翼是提供航天器空間電源的一種主要形式。目前，大多數(shù)航天器用太陽翼采用剛性基板，且其展開多采用一次性展開鎖定機構(gòu)，即太陽翼在發(fā)射階段折疊收攏于整流罩內(nèi)，入軌后一次性展開鎖定至工作狀態(tài)。由于太陽能電池基板為剛性基板，其重量和收攏體積較大，對承載空間提出了相應(yīng)的要求。當航天器進行變軌或姿態(tài)調(diào)節(jié)控制時，展開的太陽能電池板自身的顫振將對航天器本體位姿產(chǎn)生擾動，影響航天器的姿態(tài)穩(wěn)定性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)，該機構(gòu)可實現(xiàn)航天器變軌運行或姿態(tài)調(diào)節(jié)控制時扇形太陽翼的重復折展，降低變軌時太陽翼顫振對航天器本體所產(chǎn)生的不良影響。
[0004]本發(fā)明包括航天器本體連接架、靜止板連接架、太陽翼支撐架總體、行星輪展開機構(gòu)、同步帶傳動機構(gòu)、梯形鎖解機構(gòu)和電機；所述的太陽翼支撐架總體包括支撐架組件、運動導板和靜止板；所述的支撐架組件設(shè)置在運動導板和靜止板之間，與運動導板及靜止板的內(nèi)側(cè)壁均滑動連接，且通過行星輪展開機構(gòu)與運動導板及靜止板連接；所述靜止板的一端與靜止板連接架的側(cè)壁固定，靜止板連接架的兩端分別與一個鎖定銷鉸接，兩個鎖定銷均與航天器本體連接架固定；所述的靜止板連接架與航天器本體連接架之間設(shè)有鎖定裝置；航天器本體連接架與航天器本體固定；所述的同步帶傳動機構(gòu)包括主動帶輪、從動帶輪和傳送帶；所述的主動帶輪與電機的輸出軸通過聯(lián)軸器連接，電機的底座固定在航天器本體連接架上；從動帶輪與主動帶輪通過傳送帶連接；所述從動帶輪的中心處與靜止板的另一端鉸接，輪緣處與運動導板的一端通過聯(lián)動件鉸接，運動導板的另一端自由設(shè)置；所述的梯形鎖解機構(gòu)包括楔塊和鎖解組件，鎖解組件包括鎖解彈簧、夾緊塊和鎖解滑塊，楔塊與運動導板固定；所述的靜止板上固定有兩個彈簧安裝座，每個彈簧安裝座的內(nèi)側(cè)分別與一個夾緊塊通過鎖解彈簧連接；靠近航天器本體的夾緊塊與靜止板鉸接，另一個夾緊塊與鎖解滑塊鉸接，鎖解滑塊與靜止板滑動連接；完全展開狀態(tài)下，楔塊嵌入兩個夾緊塊之間，兩個夾緊塊壓緊楔塊。
[0005]所述的楔塊包括一體成型的楔柄和楔頭；所述的楔柄與運動導板固定，所述楔頭的尾部兩側(cè)與楔柄結(jié)合處均設(shè)有解鎖引出斜面，楔頭的頭部兩側(cè)均設(shè)有鎖緊導入斜面；所述夾緊塊的外側(cè)設(shè)有楔塊導入斜面，內(nèi)側(cè)設(shè)有楔塊導出斜面。
[0006]所述的鎖定裝置包括鎖定彈子和鎖定彈簧，兩個鎖定彈子分別設(shè)置在靜止板連接架的兩端；每個鎖定彈子的一端通過鎖定彈簧與靜止板連接架連接，另一端分別與對應(yīng)鎖定銷的側(cè)壁接觸，且與鎖定銷側(cè)壁開設(shè)的鎖定銷孔匹配設(shè)置。[0007]所述的支撐架組件包括第一連桿、第二連桿、連接支撐架、主支撐架、第一滑塊和第二滑塊；所述主支撐架的兩側(cè)均設(shè)有多個連接支撐架，相鄰兩個連接支撐架的兩端均通過銷釘鉸接，靠近主支撐架的兩個連接支撐架的兩端與主支撐架的兩端均通過銷釘鉸接；靠近運動導板的連接支撐架與第一連桿的一端鉸接，第一連桿的另一端與第一滑塊鉸接，第一滑塊與運動導板的滑槽通過滑動副連接；靠近靜止板的連接支撐架與第二連桿的一端鉸接，第二連桿的另一端與第二滑塊鉸接，第二滑塊與靜止板的滑槽通過滑動副連接。所述主支撐架的兩端均設(shè)有主支撐架凸耳；主支撐架和所有連接支撐架的頂端均開設(shè)有太陽能電池安裝孔。
[0008]所述的行星輪展開機構(gòu)包括第一支架、第二支架、行星架、不完全行星齒輪、不完全中心齒輪和定位銷；所述的行星架包括一體成型的主支撐架安裝桿及設(shè)置在主支撐架安裝桿兩端的兩個齒輪安裝臂；所述主支撐架安裝桿的兩端分別與主支撐架兩端的主支撐架凸耳固定；所述的兩個齒輪安裝臂分別與第一支架及第二支架的兩端鉸接，第一支架的側(cè)壁與運動導板固定，第二支架的側(cè)壁與靜止板固定；兩個不完全行星齒輪分別與第一支架的兩端固定，且均通過定位銷定位；兩個不完全中心齒輪分別與第二支架的兩端固定，且均通過定位銷定位。所述的兩個不完全行星齒輪分別與對應(yīng)的不完全中心齒輪嚙合；不完全行星齒輪的轉(zhuǎn)速為Ii1，行星架的轉(zhuǎn)速為n2，H1:n2=2:1。
[0009]本發(fā)明的有益效果:
1、采用同步帶傳動機構(gòu)及行星輪展開機構(gòu)，可實現(xiàn)重復展開與折疊，且展開定位準確；行星輪展開機構(gòu)與太陽翼支撐架總體均為對稱結(jié)構(gòu)，增加了展開過程的穩(wěn)定性；
2、通過控制鎖解彈簧的剛度及夾緊塊的斜面角度來調(diào)節(jié)梯形鎖解機構(gòu)的鎖緊力，易于實現(xiàn)鎖定與解鎖；
3、采用薄膜太陽能電池代替太陽能電池板，減小體積和重量，降低成本；
4、折疊時占用空間小，展開時工作面積大，節(jié)省了航天器的包絡(luò)空間；
5、完全展開狀態(tài)下，支撐架組件沿圓周均布，具有較高的剛度和穩(wěn)定性；
6、應(yīng)用范圍廣，除了可應(yīng)用于重復折展式扇形太陽翼，還可應(yīng)用于可展開天線及地面移動式太陽能供電裝置等重復展開機構(gòu)。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0010]圖1為本發(fā)明的整體結(jié)構(gòu)裝配立體圖；
圖2-1為本發(fā)明中梯形鎖解機構(gòu)開始鎖定狀態(tài)示意圖；
圖2-2為本發(fā)明中梯形鎖解機構(gòu)完全鎖定狀態(tài)示意圖；
圖3-1為本發(fā)明中鎖定裝置未鎖定狀態(tài)剖視圖；
圖3-2為本發(fā)明中鎖定裝置鎖定狀態(tài)剖視圖；
圖4-1為本發(fā)明中太陽翼支撐架總體的折疊狀態(tài)立體圖；
圖4-2為本發(fā)明中太陽翼支撐架總體的展開狀態(tài)立體圖；
圖5為本發(fā)明中支撐架組件的展開狀態(tài)立體圖；
圖6為本發(fā)明中主支撐架的結(jié)構(gòu)立體圖；
圖7為本發(fā)明中行星輪展開機構(gòu)的裝配立體圖；
圖8為本發(fā)明中行星輪展開機構(gòu)的裝配剖視圖； 圖9為圖7中行星架的結(jié)構(gòu)立體圖；
圖10-1為本發(fā)明的折疊狀態(tài)示意圖；
圖10-2為本發(fā)明展開過程中的一個狀態(tài)示意圖；
圖10-3為本發(fā)明完全展開及鎖定狀態(tài)的示意圖。
[0011]圖中:1、航天器本體,2、航天器本體連接架,3、靜止板連接架,4、運動導板,5、楔塊，5-1、楔柄，5-2、楔頭，5-2-1、解鎖引出斜面，5-2-2、鎖緊導入斜面，6、支撐架組件，6-1、第一連桿，6-2、第二連桿，6-3、連接支撐架，6-4、主支撐架，6-4-1、太陽能電池安裝孔，
6-4-2、主支撐架凸耳,6-5、第一滑塊,6-6、第二滑塊,7、行星輪展開機構(gòu),7_1、第一支架，
7-2、第二支架，7-3、行星架，7-3-1、主支撐架安裝桿，7-3-2、齒輪安裝臂，7-4、不完全行星齒輪，7-5、不完全中心齒輪，7-6、定位銷，8、聯(lián)動件，9、從動帶輪，10、傳送帶，11、靜止板，
11-1、彈簧安裝座，12、鎖解組件，12-1、鎖解彈簧，12-2、夾緊塊，12-2-1、楔塊導入斜面，
12-2-2、楔塊導出斜面，12-3、鎖解滑塊，13、主動帶輪，14、電機，15、鎖定銷，16、鎖定彈子，17、鎖定彈簧。
【具體實施方式】
[0012]下面結(jié)合附圖及實施例對本發(fā)明作進一步說明。
[0013]如圖1、2_1和2-2所示，一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)包括航天器本體連接架2、靜止板連接架3、太陽翼支撐架總體、行星輪展開機構(gòu)7、同步帶傳動機構(gòu)、梯形鎖解機構(gòu)和電機14 ;太陽翼支撐架總體包括支撐架組件6、運動導板4和靜止板11 ;支撐架組件6設(shè)置在運動導板4和靜止板11之間，與運動導板4及靜止板11的內(nèi)側(cè)壁均滑動連接，且通過行星輪展開機構(gòu)7與運動導板4及靜止板11連接；靜止板11的一端與靜止板連接架3的側(cè)壁固定，靜止板連接架3的兩端分別與一個鎖定銷15鉸接，兩個鎖定銷15均與航天器本體連接架2固定；靜止板連接架3與航天器本體連接架2之間設(shè)有鎖定裝置；航天器本體連接架2與航天器本體I固定；同步帶傳動機構(gòu)包括主動帶輪13、從動帶輪9和傳送帶10 ;主動帶輪13與電機14的輸出軸通過聯(lián)軸器連接，電機14的底座固定在航天器本體連接架2上；從動帶輪9與主動帶輪13通過傳送帶10連接；從動帶輪9的中心處與靜止板11的另一端鉸接，輪緣處與運動導板4的一端通過聯(lián)動件8鉸接，運動導板4的另一端自由設(shè)置。梯形鎖解機構(gòu)包括楔塊5和鎖解組件12，鎖解組件12包括鎖解彈簧12-1、夾緊塊12-2和鎖解滑塊12-3 ;靜止板11上固定有兩個彈簧安裝座11-1，每個彈簧安裝座11-1的內(nèi)側(cè)分別與一個夾緊塊12-2通過鎖解彈簧12-1連接；靠近航天器本體I的夾緊塊12-2與靜止板11鉸接，另一個夾緊塊12-2與鎖解滑塊12-3鉸接，鎖解滑塊12-3與靜止板11滑動連接；楔塊5包括一體成型的楔柄5-1和楔頭5-2 ;楔柄5-1與運動導板4固定,楔頭5_2的尾部兩側(cè)與楔柄5-1結(jié)合處均設(shè)有解鎖引出斜面5-2-1，楔頭5-2的頭部兩側(cè)均設(shè)有鎖緊導入斜面5-2-2 ;夾緊塊12-2的外側(cè)設(shè)有楔塊導入斜面12-2-1，內(nèi)側(cè)設(shè)有楔塊導出斜面12_2_2。太陽翼支撐架總體完全展開狀態(tài)下，楔頭5-2的鎖緊導入斜面5-2-2擠壓夾緊塊12-2的楔塊導入斜面12-2-1，減小楔頭5-2的插入阻力；楔頭5完全插入時，兩個夾緊塊12-2夾緊楔柄5-1，實現(xiàn)鎖定；解鎖過程中，楔頭5-2的解鎖引出斜面5-2-1擠壓夾緊塊12-2的楔塊導出斜面12-2-2，減小楔頭5-2的拔出阻力。
[0014]如圖3-1和3-2所示，鎖定裝置包括鎖定彈子16和鎖定彈簧17，兩個鎖定彈子16分別設(shè)置在靜止板連接架3的兩端；每個鎖定彈子16的一端通過鎖定彈簧17與靜止板連接架3連接，另一端分別與對應(yīng)鎖定銷15的側(cè)壁接觸，且與鎖定銷15側(cè)壁開設(shè)的鎖定銷孔匹配設(shè)置。
[0015]如圖4-1、4-2和5所示，支撐架組件6包括第一連桿6_1、第二連桿6_2、連接支撐架6-3、主支撐架6-4、第一滑塊6-5和第二滑塊6-6 ;主支撐架6_4的兩側(cè)均設(shè)有四個連接支撐架6-3，相鄰兩個連接支撐架6-3的兩端均通過銷釘鉸接，靠近主支撐架6-4的兩個連接支撐架6-3的兩端與主支撐架6-4的兩端均通過銷釘鉸接；靠近運動導板4的連接支撐架6-3與第一連桿6-1的一端鉸接,第一連桿6-1的另一端與第一滑塊6-5鉸接,第一滑塊
6-5與運動導板4的滑槽通過滑動副連接；靠近靜止板11的連接支撐架6-3與第二連桿6-2的一端鉸接，第二連桿6-2的另一端與第二滑塊6-6鉸接，第二滑塊6-6與靜止板11的滑槽通過滑動副連接。
[0016]如圖6所示，主支撐架6-4的兩端均設(shè)有主支撐架凸耳6-4-2 ;主支撐架6_4和所有連接支撐架6-3的頂端均開設(shè)有太陽能電池安裝孔6-4-1。
[0017]如圖7、8和9所示，行星輪展開機構(gòu)7包括第一支架7-1、第二支架7_2、行星架
7-3、不完全行星齒輪7-4、不完全中心齒輪7-5和定位銷7-6;行星架7_3包括一體成型的主支撐架安裝桿7-3-1及設(shè)置在主支撐架安裝桿兩端的兩個齒輪安裝臂7-3-2 ;主支撐架安裝桿7-3-1的兩端分別與主支撐架6-4兩端的主支撐架凸耳6-4-2固定；兩個齒輪安裝臂7-3-2分別與第一支架7-1及第二支架7-2的兩端鉸接，第一支架7-1的側(cè)壁與運動導板4固定，第二支架7-2的側(cè)壁與靜止板11固定；兩個不完全行星齒輪7-4分別與第一支架
7-1的兩端固定，且均通過定位銷7-6定位；兩個不完全中心齒輪7-5分別與第二支架7-2的兩端固定，且均通過定位銷7-6定位。兩個不完全行星齒輪7-4分別與對應(yīng)的不完全中心齒輪7-5嚙合；不完全行星齒輪7-4的轉(zhuǎn)速為Ii1，行星架7-3的轉(zhuǎn)速為n2，H1:n2=2:1。
[0018]該扇形太陽翼重復折展機構(gòu)的工作原理:
該扇形太陽翼重復折展機構(gòu)未展開時壓緊在航天器本體I表面，到達預定軌道后，接收遙控指令，被釋放并旋轉(zhuǎn)至預定角度；此時，靜止板連接架3內(nèi)的兩個鎖定彈子16分別嵌入對應(yīng)鎖定銷15的鎖定銷孔內(nèi)，靜止板連接架3與航天器本體連接架2固定。
[0019]如圖10-1所示，太陽翼支撐架總體處于折疊狀態(tài)，薄膜太陽能電池收攏于運動導板4和靜止板11之間。
[0020]如圖1、2_1、8和10-2所示，電機14正轉(zhuǎn),驅(qū)動主動帶輪13轉(zhuǎn)動，經(jīng)傳送帶10帶動從動帶輪9轉(zhuǎn)動，從而驅(qū)動運動導板4展開。運動導板4通過第一支架7-1與不完全行星齒輪7-4固定，不完全行星齒輪7-4作行星運動，各連接支撐架6-3和主支撐架6-4通過第一連桿6-1隨運動導板4展開，從而帶動各薄膜太陽能電池同時展開，到達規(guī)定位置后，電機14停轉(zhuǎn)，固定在運動導板4上的楔塊5嵌入兩個夾緊塊12-2之間，兩個夾緊塊12-2壓緊楔塊5，實現(xiàn)展開鎖定。如圖10-3所示，太陽翼支撐架總體處于完全展開狀態(tài)。當電機反轉(zhuǎn)時，楔塊5從兩個夾緊塊12-2中拔出，運動導板4反轉(zhuǎn)，各連接支撐架6-3和主支撐架
6-4帶動各薄膜太陽能電池收攏于運動導板4與靜止板11之間。
[0021]不完全行星齒輪和不完全中心齒輪的結(jié)構(gòu)尺寸及齒數(shù)相同，不完全行星齒輪與行星架的轉(zhuǎn)速比為2:1，實現(xiàn)行星架轉(zhuǎn)過180°，而不完全行星齒輪轉(zhuǎn)過360°，保證完全展開狀態(tài)下運動導板與靜止板平行，實現(xiàn)鎖定。
【權(quán)利要求】
1.一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)，包括航天器本體連接架、靜止板連接架、太陽翼支撐架總體、行星輪展開機構(gòu)、同步帶傳動機構(gòu)、梯形鎖解機構(gòu)和電機，其特征在于: 所述的太陽翼支撐架總體包括支撐架組件、運動導板和靜止板；所述的支撐架組件設(shè)置在運動導板和靜止板之間，與運動導板及靜止板的內(nèi)側(cè)壁均滑動連接，且通過行星輪展開機構(gòu)與運動導板及靜止板連接；所述靜止板的一端與靜止板連接架的側(cè)壁固定，靜止板連接架的兩端分別與一個鎖定銷鉸接，兩個鎖定銷均與航天器本體連接架固定；所述的靜止板連接架與航天器本體連接架之間設(shè)有鎖定裝置；航天器本體連接架與航天器本體固定；所述的同步帶傳動機構(gòu)包括主動帶輪、從動帶輪和傳送帶；所述的主動帶輪與電機的輸出軸通過聯(lián)軸器連接，電機的底座固定在航天器本體連接架上；從動帶輪與主動帶輪通過傳送帶連接；所述從動帶輪的中心處與靜止板的另一端鉸接，輪緣處與運動導板的一端通過聯(lián)動件鉸接，運動導板的另一端自由設(shè)置；所述的梯形鎖解機構(gòu)包括楔塊和鎖解組件，鎖解組件包括鎖解彈簧、夾緊塊和鎖解滑塊，楔塊與運動導板固定；所述的靜止板上固定有兩個彈簧安裝座，每個彈簧安裝座的內(nèi)側(cè)分別與一個夾緊塊通過鎖解彈簧連接；靠近航天器本體的夾緊塊與靜止板鉸接，另一個夾緊塊與鎖解滑塊鉸接，鎖解滑塊與靜止板滑動連接；完全展開狀態(tài)下，楔塊嵌入兩個夾緊塊之間，兩個夾緊塊壓緊楔塊。
2.根據(jù)權(quán) 利要求1所述的一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)，其特征在于:所述的楔塊包括一體成型的楔柄和楔頭；所述的楔柄與運動導板固定，所述楔頭的尾部兩側(cè)與楔柄結(jié)合處均設(shè)有解鎖引出斜面，楔頭的頭部兩側(cè)均設(shè)有鎖緊導入斜面；所述夾緊塊的外側(cè)設(shè)有楔塊導入斜面，內(nèi)側(cè)設(shè)有楔塊導出斜面。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)，其特征在于:所述的鎖定裝置包括鎖定彈子和鎖定彈簧，兩個鎖定彈子分別設(shè)置在靜止板連接架的兩端；每個鎖定彈子的一端通過鎖定彈簧與靜止板連接架連接，另一端分別與對應(yīng)鎖定銷的側(cè)壁接觸，且與鎖定銷側(cè)壁開設(shè)的鎖定銷孔匹配設(shè)置。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)，其特征在于:所述的支撐架組件包括第一連桿、第二連桿、連接支撐架、主支撐架、第一滑塊和第二滑塊；所述主支撐架的兩側(cè)均設(shè)有多個連接支撐架，相鄰兩個連接支撐架的兩端均通過銷釘鉸接，靠近主支撐架的兩個連接支撐架的兩端與主支撐架的兩端均通過銷釘鉸接；靠近運動導板的連接支撐架與第一連桿的一端鉸接，第一連桿的另一端與第一滑塊鉸接，第一滑塊與運動導板的滑槽通過滑動副連接；靠近靜止板的連接支撐架與第二連桿的一端鉸接，第二連桿的另一端與第二滑塊鉸接，第二滑塊與靜止板的滑槽通過滑動副連接；所述主支撐架的兩端均設(shè)有主支撐架凸耳；主支撐架和所有連接支撐架的頂端均開設(shè)有太陽能電池安裝孔。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種扇形太陽翼重復折展機構(gòu)，其特征在于:所述的行星輪展開機構(gòu)包括第一支架、第二支架、行星架、不完全行星齒輪、不完全中心齒輪和定位銷；所述的行星架包括一體成型的主支撐架安裝桿及設(shè)置在主支撐架安裝桿兩端的兩個齒輪安裝臂；所述主支撐架安裝桿的兩端分別與主支撐架兩端的主支撐架凸耳固定；所述的兩個齒輪安裝臂分別與第一支架及第二支架的兩端鉸接，第一支架的側(cè)壁與運動導板固定，第二支架的側(cè)壁與靜止板固定；兩個不完全行星齒輪分別與第一支架的兩端固定，并通過定位銷對其進行定位；兩個不完全中心齒輪分別與第二支架的兩端固定，并通過定位銷對其進行定位；所述的兩個不完全行星齒輪分別與對應(yīng)的不完全中心齒輪嚙合；不完全行星齒輪的轉(zhuǎn) 速為Ii1，行星架的轉(zhuǎn)速為n2，H1:n2=2:1。
【文檔編號】B64G1/44GK103950558SQ201410148514
【公開日】2014年7月30日 申請日期:2014年4月14日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月14日
【發(fā)明者】胡明, 李文娟, 陳文華, 撖亞頔, 鄧紅林, 王黎喆, 馮軍 申請人:浙江理工大學