一种扇形太阳翼重复折展机构的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种扇形太阳翼重复折展机构。大多数航天器用太阳翼采用一次性展开锁定机构，当航天器进行变轨或姿态调节控制时，影响稳定性。本发明的支撑架组件与运动导板及静止板的内侧壁均滑动连接；静止板的一端与静止板连接架固定，静止板连接架的两端分别与航天器本体连接架铰接；从动带轮与主动带轮通过传送带连接；从动带轮的中心处与静止板的另一端铰接，轮缘处与运动导板的一端铰接；楔块与运动导板固定；静止板上固定有两个弹簧安装座，每个弹簧安装座的内侧分别与一个夹紧块通过锁解弹簧连接；靠近航天器本体的夹紧块与静止板铰接，另一个夹紧块与锁解滑块铰接，锁解滑块与静止板滑动连接。本发明可实现扇形太阳翼的重复折展。
【专利说明】一种扇形太阳翼重复折展机构
【技术领域】
[0001]本发明属于航天【技术领域】，涉及扇形太阳翼，具体涉及一种扇形太阳翼重复折展机构。
【背景技术】
[0002]太阳翼是提供航天器空间电源的一种主要形式。目前，大多数航天器用太阳翼采用刚性基板，且其展开多采用一次性展开锁定机构，即太阳翼在发射阶段折叠收拢于整流罩内，入轨后一次性展开锁定至工作状态。由于太阳能电池基板为刚性基板，其重量和收拢体积较大，对承载空间提出了相应的要求。当航天器进行变轨或姿态调节控制时，展开的太阳能电池板自身的颤振将对航天器本体位姿产生扰动，影响航天器的姿态稳定性。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是针对现有技术的不足，提供一种扇形太阳翼重复折展机构，该机构可实现航天器变轨运行或姿态调节控制时扇形太阳翼的重复折展，降低变轨时太阳翼颤振对航天器本体所产生的不良影响。
[0004]本发明包括航天器本体连接架、静止板连接架、太阳翼支撑架总体、行星轮展开机构、同步带传动机构、梯形锁解机构和电机；所述的太阳翼支撑架总体包括支撑架组件、运动导板和静止板；所述的支撑架组件设置在运动导板和静止板之间，与运动导板及静止板的内侧壁均滑动连接，且通过行星轮展开机构与运动导板及静止板连接；所述静止板的一端与静止板连接架的侧壁固定，静止板连接架的两端分别与一个锁定销铰接，两个锁定销均与航天器本体连接架固定；所述的静止板连接架与航天器本体连接架之间设有锁定装置；航天器本体连接架与航天器本体固定；所述的同步带传动机构包括主动带轮、从动带轮和传送带；所述的主动带轮与电机的输出轴通过联轴器连接，电机的底座固定在航天器本体连接架上；从动带轮与主动带轮通过传送带连接；所述从动带轮的中心处与静止板的另一端铰接，轮缘处与运动导板的一端通过联动件铰接，运动导板的另一端自由设置；所述的梯形锁解机构包括楔块和锁解组件，锁解组件包括锁解弹簧、夹紧块和锁解滑块，楔块与运动导板固定；所述的静止板上固定有两个弹簧安装座，每个弹簧安装座的内侧分别与一个夹紧块通过锁解弹簧连接；靠近航天器本体的夹紧块与静止板铰接，另一个夹紧块与锁解滑块铰接，锁解滑块与静止板滑动连接；完全展开状态下，楔块嵌入两个夹紧块之间，两个夹紧块压紧楔块。
[0005]所述的楔块包括一体成型的楔柄和楔头；所述的楔柄与运动导板固定，所述楔头的尾部两侧与楔柄结合处均设有解锁引出斜面，楔头的头部两侧均设有锁紧导入斜面；所述夹紧块的外侧设有楔块导入斜面，内侧设有楔块导出斜面。
[0006]所述的锁定装置包括锁定弹子和锁定弹簧，两个锁定弹子分别设置在静止板连接架的两端；每个锁定弹子的一端通过锁定弹簧与静止板连接架连接，另一端分别与对应锁定销的侧壁接触，且与锁定销侧壁开设的锁定销孔匹配设置。[0007]所述的支撑架组件包括第一连杆、第二连杆、连接支撑架、主支撑架、第一滑块和第二滑块；所述主支撑架的两侧均设有多个连接支撑架，相邻两个连接支撑架的两端均通过销钉铰接，靠近主支撑架的两个连接支撑架的两端与主支撑架的两端均通过销钉铰接；靠近运动导板的连接支撑架与第一连杆的一端铰接，第一连杆的另一端与第一滑块铰接，第一滑块与运动导板的滑槽通过滑动副连接；靠近静止板的连接支撑架与第二连杆的一端铰接，第二连杆的另一端与第二滑块铰接，第二滑块与静止板的滑槽通过滑动副连接。所述主支撑架的两端均设有主支撑架凸耳；主支撑架和所有连接支撑架的顶端均开设有太阳能电池安装孔。
[0008]所述的行星轮展开机构包括第一支架、第二支架、行星架、不完全行星齿轮、不完全中心齿轮和定位销；所述的行星架包括一体成型的主支撑架安装杆及设置在主支撑架安装杆两端的两个齿轮安装臂；所述主支撑架安装杆的两端分别与主支撑架两端的主支撑架凸耳固定；所述的两个齿轮安装臂分别与第一支架及第二支架的两端铰接，第一支架的侧壁与运动导板固定，第二支架的侧壁与静止板固定；两个不完全行星齿轮分别与第一支架的两端固定，且均通过定位销定位；两个不完全中心齿轮分别与第二支架的两端固定，且均通过定位销定位。所述的两个不完全行星齿轮分别与对应的不完全中心齿轮啮合；不完全行星齿轮的转速为Ii1，行星架的转速为n2，H1:n2=2:1。
[0009]本发明的有益效果:
1、采用同步带传动机构及行星轮展开机构，可实现重复展开与折叠，且展开定位准确；行星轮展开机构与太阳翼支撑架总体均为对称结构，增加了展开过程的稳定性；
2、通过控制锁解弹簧的刚度及夹紧块的斜面角度来调节梯形锁解机构的锁紧力，易于实现锁定与解锁；
3、采用薄膜太阳能电池代替太阳能电池板，减小体积和重量，降低成本；
4、折叠时占用空间小，展开时工作面积大，节省了航天器的包络空间；
5、完全展开状态下，支撑架组件沿圆周均布，具有较高的刚度和稳定性；
6、应用范围广，除了可应用于重复折展式扇形太阳翼，还可应用于可展开天线及地面移动式太阳能供电装置等重复展开机构。
【专利附图】
【附图说明】
[0010]图1为本发明的整体结构装配立体图；
图2-1为本发明中梯形锁解机构开始锁定状态示意图；
图2-2为本发明中梯形锁解机构完全锁定状态示意图；
图3-1为本发明中锁定装置未锁定状态剖视图；
图3-2为本发明中锁定装置锁定状态剖视图；
图4-1为本发明中太阳翼支撑架总体的折叠状态立体图；
图4-2为本发明中太阳翼支撑架总体的展开状态立体图；
图5为本发明中支撑架组件的展开状态立体图；
图6为本发明中主支撑架的结构立体图；
图7为本发明中行星轮展开机构的装配立体图；
图8为本发明中行星轮展开机构的装配剖视图； 图9为图7中行星架的结构立体图；
图10-1为本发明的折叠状态示意图；
图10-2为本发明展开过程中的一个状态示意图；
图10-3为本发明完全展开及锁定状态的示意图。
[0011]图中:1、航天器本体,2、航天器本体连接架,3、静止板连接架,4、运动导板,5、楔块，5-1、楔柄，5-2、楔头，5-2-1、解锁引出斜面，5-2-2、锁紧导入斜面，6、支撑架组件，6-1、第一连杆，6-2、第二连杆，6-3、连接支撑架，6-4、主支撑架，6-4-1、太阳能电池安装孔，
6-4-2、主支撑架凸耳,6-5、第一滑块,6-6、第二滑块,7、行星轮展开机构,7_1、第一支架，
7-2、第二支架，7-3、行星架，7-3-1、主支撑架安装杆，7-3-2、齿轮安装臂，7-4、不完全行星齿轮，7-5、不完全中心齿轮，7-6、定位销，8、联动件，9、从动带轮，10、传送带，11、静止板，
11-1、弹簧安装座，12、锁解组件，12-1、锁解弹簧，12-2、夹紧块，12-2-1、楔块导入斜面，
12-2-2、楔块导出斜面，12-3、锁解滑块，13、主动带轮，14、电机，15、锁定销，16、锁定弹子，17、锁定弹簧。
【具体实施方式】
[0012]下面结合附图及实施例对本发明作进一步说明。
[0013]如图1、2_1和2-2所示，一种扇形太阳翼重复折展机构包括航天器本体连接架2、静止板连接架3、太阳翼支撑架总体、行星轮展开机构7、同步带传动机构、梯形锁解机构和电机14 ;太阳翼支撑架总体包括支撑架组件6、运动导板4和静止板11 ;支撑架组件6设置在运动导板4和静止板11之间，与运动导板4及静止板11的内侧壁均滑动连接，且通过行星轮展开机构7与运动导板4及静止板11连接；静止板11的一端与静止板连接架3的侧壁固定，静止板连接架3的两端分别与一个锁定销15铰接，两个锁定销15均与航天器本体连接架2固定；静止板连接架3与航天器本体连接架2之间设有锁定装置；航天器本体连接架2与航天器本体I固定；同步带传动机构包括主动带轮13、从动带轮9和传送带10 ;主动带轮13与电机14的输出轴通过联轴器连接，电机14的底座固定在航天器本体连接架2上；从动带轮9与主动带轮13通过传送带10连接；从动带轮9的中心处与静止板11的另一端铰接，轮缘处与运动导板4的一端通过联动件8铰接，运动导板4的另一端自由设置。梯形锁解机构包括楔块5和锁解组件12，锁解组件12包括锁解弹簧12-1、夹紧块12-2和锁解滑块12-3 ;静止板11上固定有两个弹簧安装座11-1，每个弹簧安装座11-1的内侧分别与一个夹紧块12-2通过锁解弹簧12-1连接；靠近航天器本体I的夹紧块12-2与静止板11铰接，另一个夹紧块12-2与锁解滑块12-3铰接，锁解滑块12-3与静止板11滑动连接；楔块5包括一体成型的楔柄5-1和楔头5-2 ;楔柄5-1与运动导板4固定,楔头5_2的尾部两侧与楔柄5-1结合处均设有解锁引出斜面5-2-1，楔头5-2的头部两侧均设有锁紧导入斜面5-2-2 ;夹紧块12-2的外侧设有楔块导入斜面12-2-1，内侧设有楔块导出斜面12_2_2。太阳翼支撑架总体完全展开状态下，楔头5-2的锁紧导入斜面5-2-2挤压夹紧块12-2的楔块导入斜面12-2-1，减小楔头5-2的插入阻力；楔头5完全插入时，两个夹紧块12-2夹紧楔柄5-1，实现锁定；解锁过程中，楔头5-2的解锁引出斜面5-2-1挤压夹紧块12-2的楔块导出斜面12-2-2，减小楔头5-2的拔出阻力。
[0014]如图3-1和3-2所示，锁定装置包括锁定弹子16和锁定弹簧17，两个锁定弹子16分别设置在静止板连接架3的两端；每个锁定弹子16的一端通过锁定弹簧17与静止板连接架3连接，另一端分别与对应锁定销15的侧壁接触，且与锁定销15侧壁开设的锁定销孔匹配设置。
[0015]如图4-1、4-2和5所示，支撑架组件6包括第一连杆6_1、第二连杆6_2、连接支撑架6-3、主支撑架6-4、第一滑块6-5和第二滑块6-6 ;主支撑架6_4的两侧均设有四个连接支撑架6-3，相邻两个连接支撑架6-3的两端均通过销钉铰接，靠近主支撑架6-4的两个连接支撑架6-3的两端与主支撑架6-4的两端均通过销钉铰接；靠近运动导板4的连接支撑架6-3与第一连杆6-1的一端铰接,第一连杆6-1的另一端与第一滑块6-5铰接,第一滑块
6-5与运动导板4的滑槽通过滑动副连接；靠近静止板11的连接支撑架6-3与第二连杆6-2的一端铰接，第二连杆6-2的另一端与第二滑块6-6铰接，第二滑块6-6与静止板11的滑槽通过滑动副连接。
[0016]如图6所示，主支撑架6-4的两端均设有主支撑架凸耳6-4-2 ;主支撑架6_4和所有连接支撑架6-3的顶端均开设有太阳能电池安装孔6-4-1。
[0017]如图7、8和9所示，行星轮展开机构7包括第一支架7-1、第二支架7_2、行星架
7-3、不完全行星齿轮7-4、不完全中心齿轮7-5和定位销7-6;行星架7_3包括一体成型的主支撑架安装杆7-3-1及设置在主支撑架安装杆两端的两个齿轮安装臂7-3-2 ;主支撑架安装杆7-3-1的两端分别与主支撑架6-4两端的主支撑架凸耳6-4-2固定；两个齿轮安装臂7-3-2分别与第一支架7-1及第二支架7-2的两端铰接，第一支架7-1的侧壁与运动导板4固定，第二支架7-2的侧壁与静止板11固定；两个不完全行星齿轮7-4分别与第一支架
7-1的两端固定，且均通过定位销7-6定位；两个不完全中心齿轮7-5分别与第二支架7-2的两端固定，且均通过定位销7-6定位。两个不完全行星齿轮7-4分别与对应的不完全中心齿轮7-5啮合；不完全行星齿轮7-4的转速为Ii1，行星架7-3的转速为n2，H1:n2=2:1。
[0018]该扇形太阳翼重复折展机构的工作原理:
该扇形太阳翼重复折展机构未展开时压紧在航天器本体I表面，到达预定轨道后，接收遥控指令，被释放并旋转至预定角度；此时，静止板连接架3内的两个锁定弹子16分别嵌入对应锁定销15的锁定销孔内，静止板连接架3与航天器本体连接架2固定。
[0019]如图10-1所示，太阳翼支撑架总体处于折叠状态，薄膜太阳能电池收拢于运动导板4和静止板11之间。
[0020]如图1、2_1、8和10-2所示，电机14正转,驱动主动带轮13转动，经传送带10带动从动带轮9转动，从而驱动运动导板4展开。运动导板4通过第一支架7-1与不完全行星齿轮7-4固定，不完全行星齿轮7-4作行星运动，各连接支撑架6-3和主支撑架6-4通过第一连杆6-1随运动导板4展开，从而带动各薄膜太阳能电池同时展开，到达规定位置后，电机14停转，固定在运动导板4上的楔块5嵌入两个夹紧块12-2之间，两个夹紧块12-2压紧楔块5，实现展开锁定。如图10-3所示，太阳翼支撑架总体处于完全展开状态。当电机反转时，楔块5从两个夹紧块12-2中拔出，运动导板4反转，各连接支撑架6-3和主支撑架
6-4带动各薄膜太阳能电池收拢于运动导板4与静止板11之间。
[0021]不完全行星齿轮和不完全中心齿轮的结构尺寸及齿数相同，不完全行星齿轮与行星架的转速比为2:1，实现行星架转过180°，而不完全行星齿轮转过360°，保证完全展开状态下运动导板与静止板平行，实现锁定。
【权利要求】
1.一种扇形太阳翼重复折展机构，包括航天器本体连接架、静止板连接架、太阳翼支撑架总体、行星轮展开机构、同步带传动机构、梯形锁解机构和电机，其特征在于: 所述的太阳翼支撑架总体包括支撑架组件、运动导板和静止板；所述的支撑架组件设置在运动导板和静止板之间，与运动导板及静止板的内侧壁均滑动连接，且通过行星轮展开机构与运动导板及静止板连接；所述静止板的一端与静止板连接架的侧壁固定，静止板连接架的两端分别与一个锁定销铰接，两个锁定销均与航天器本体连接架固定；所述的静止板连接架与航天器本体连接架之间设有锁定装置；航天器本体连接架与航天器本体固定；所述的同步带传动机构包括主动带轮、从动带轮和传送带；所述的主动带轮与电机的输出轴通过联轴器连接，电机的底座固定在航天器本体连接架上；从动带轮与主动带轮通过传送带连接；所述从动带轮的中心处与静止板的另一端铰接，轮缘处与运动导板的一端通过联动件铰接，运动导板的另一端自由设置；所述的梯形锁解机构包括楔块和锁解组件，锁解组件包括锁解弹簧、夹紧块和锁解滑块，楔块与运动导板固定；所述的静止板上固定有两个弹簧安装座，每个弹簧安装座的内侧分别与一个夹紧块通过锁解弹簧连接；靠近航天器本体的夹紧块与静止板铰接，另一个夹紧块与锁解滑块铰接，锁解滑块与静止板滑动连接；完全展开状态下，楔块嵌入两个夹紧块之间，两个夹紧块压紧楔块。
2.根据权 利要求1所述的一种扇形太阳翼重复折展机构，其特征在于:所述的楔块包括一体成型的楔柄和楔头；所述的楔柄与运动导板固定，所述楔头的尾部两侧与楔柄结合处均设有解锁引出斜面，楔头的头部两侧均设有锁紧导入斜面；所述夹紧块的外侧设有楔块导入斜面，内侧设有楔块导出斜面。
3.根据权利要求1所述的一种扇形太阳翼重复折展机构，其特征在于:所述的锁定装置包括锁定弹子和锁定弹簧，两个锁定弹子分别设置在静止板连接架的两端；每个锁定弹子的一端通过锁定弹簧与静止板连接架连接，另一端分别与对应锁定销的侧壁接触，且与锁定销侧壁开设的锁定销孔匹配设置。
4.根据权利要求1所述的一种扇形太阳翼重复折展机构，其特征在于:所述的支撑架组件包括第一连杆、第二连杆、连接支撑架、主支撑架、第一滑块和第二滑块；所述主支撑架的两侧均设有多个连接支撑架，相邻两个连接支撑架的两端均通过销钉铰接，靠近主支撑架的两个连接支撑架的两端与主支撑架的两端均通过销钉铰接；靠近运动导板的连接支撑架与第一连杆的一端铰接，第一连杆的另一端与第一滑块铰接，第一滑块与运动导板的滑槽通过滑动副连接；靠近静止板的连接支撑架与第二连杆的一端铰接，第二连杆的另一端与第二滑块铰接，第二滑块与静止板的滑槽通过滑动副连接；所述主支撑架的两端均设有主支撑架凸耳；主支撑架和所有连接支撑架的顶端均开设有太阳能电池安装孔。
5.根据权利要求4所述的一种扇形太阳翼重复折展机构，其特征在于:所述的行星轮展开机构包括第一支架、第二支架、行星架、不完全行星齿轮、不完全中心齿轮和定位销；所述的行星架包括一体成型的主支撑架安装杆及设置在主支撑架安装杆两端的两个齿轮安装臂；所述主支撑架安装杆的两端分别与主支撑架两端的主支撑架凸耳固定；所述的两个齿轮安装臂分别与第一支架及第二支架的两端铰接，第一支架的侧壁与运动导板固定，第二支架的侧壁与静止板固定；两个不完全行星齿轮分别与第一支架的两端固定，并通过定位销对其进行定位；两个不完全中心齿轮分别与第二支架的两端固定，并通过定位销对其进行定位；所述的两个不完全行星齿轮分别与对应的不完全中心齿轮啮合；不完全行星齿轮的转 速为Ii1，行星架的转速为n2，H1:n2=2:1。
【文档编号】B64G1/44GK103950558SQ201410148514
【公开日】2014年7月30日 申请日期:2014年4月14日 优先权日:2014年4月14日
【发明者】胡明, 李文娟, 陈文华, 撖亚頔, 邓红林, 王黎喆, 冯军 申请人:浙江理工大学