一种微纳卫星制动帆离轨装置的制作方法

本实用新型属于航天器离轨领域，具体涉及一种微纳卫星制动帆离轨装置。

背景技术：

自从人类发射第一颗人造地球卫星至今，空间技术取得巨大成就和飞速发展，但与此同时也造成了近地空间范围内长期存留大量的空间碎片，并且这些数量日益增加的空间碎片已经影响到人类的正常空间活动。迄今为止人类共进行了5000余次航天器发射活动，共发生200多次在轨航天器或火箭载体爆炸/撞击事件，同时也产生了大量的空间碎片。最明显的例子是2009年发生的前苏联废弃卫星Kosmos-2251与美国卫星Iridium-33的太空碰撞事件。

空间碎片的存在严重威胁着在轨航天器的安全，制约了人类空间技术的发展。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。就目前的技术条件而言，减少空间碎片数量的唯一有效的方法是使其再入地球稠密大气层烧毁即离轨技术。机构间空间碎片协调委员会（IADC）也指出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。因此，研究航天器离轨技术具有非常重要的意义。

随着高新技术的发展和需求，微纳卫星以其体积小、功耗低、开发周期短，可编队组网，以更低的成本完成很多复杂的空间任务的优势，越来越受到国内外相关机构和高校的重视。随着微纳卫星发射数量的增多，对空间环境的影响也越来越显著，如果没有一个可靠的离轨技术，未来微纳卫星的发射将会受到一定的制约。近年来国外许多高校及研究所都积极投身于微纳卫星离轨技术的研究，典型的几种离轨方式包括充气球、电动力系绳以及制动帆等。

制动帆离轨技术是在卫星上通过支架伸展薄膜形成各种形状的帆，从而增加卫星运动方向的法向截面积，提高卫星在轨飞行过程中所受到的大气阻力，迫使卫星提早的离轨进入稠密大气烧毁。可根据卫星不同质量研制大小不同的制动帆，一般帆面积为几平方米到几十平方米。这种装置质量轻、结构简单、成本低，特别适用于快速响应、任务周期短的低轨道微纳卫星。

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机械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。系统结构简单、体积小、质量轻，适用于低轨道立方体卫星的离轨。然而随着立方体卫星轨道高度不断提高，星体质量不断增大，该装置的应用存在一定的局限性。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种微纳卫星制动帆离轨装置，可以使轨道高度为800km、质量70kg的微纳卫星在25年内离轨，解决了微纳卫星在完成任务后无法在规定时间内离轨从而成为空间碎片影响其他卫星的正常运转的问题。

实现本实用新型目的的技术解决方案为：一种微纳卫星制动帆离轨装置，其大小占用的空间，包括自上向下依次设置的帆存储装置、帆展开装置和解锁装置。

所述帆存储装置包括帆存储室、薄膜帆和支耳，帆存储室为长方体结构，在四个侧面分别开四个梯形槽用于存储薄膜帆，同时每个槽底部均设有两个通孔，将薄膜帆的一个角固定在所述通孔中；帆存储室的四个侧壁底部均设有向下的支耳，用于与帆展开装置的侧面固连。

所述帆展开装置是中心对称结构，包括上端盖、下端盖、瓣状中心轴、两个法兰盘、两个带状弹性桅杆、四个支撑棱柱、四对导向套筒、四个压紧机构和四个弹簧片。

四对导向套筒设置在下端盖的四个角上，四个支撑棱柱对称分布在下端盖的四条侧边上，两端分别与上端盖和下端盖固连，且紧邻导向套筒，支撑上端盖和下端盖，上端盖底部中心设有一个法兰盘；下端盖顶部中心设有另一个法兰盘；瓣状中心轴设置在法兰盘中心，两端分别与两个法兰盘连接；压紧机构设置在相邻的两对导向套筒之间，分别与上端盖和下端盖铰接；弹簧片一端固定在支撑棱柱上，另一端固定在压紧机构上；两个带状弹性桅杆缠绕在瓣状中心轴上。

所述下端盖中心依次设有轴承槽、法兰盘中心轴通孔和法兰盘面槽；轴承槽用以装配滚动轴承使上下端盖分别与法兰盘相连，法兰盘中心轴通孔用以使法兰盘穿过，法兰盘面槽用以装配法兰盘，上端盖和下端盖结构相同。

所述瓣状中心轴包括四个呈花瓣状排列的圆柱体，且圆柱体之间留有缝隙，两个带状弹性桅杆分别自上述缝隙穿过并包络两个圆柱体，所述两个圆柱体位于同一对角线上，再将带状弹性桅杆的四个自由端缠绕在瓣状中心轴上，圆柱体顶部和底部分别与上下两个法兰盘固连，圆柱体侧面中间位置开有凹槽和螺纹孔，通过螺钉压紧从圆柱体之间穿过的带状弹性桅杆。

所述带状弹性桅杆由两个带状弹簧叠加而成，两个带状弹簧弧面相对，截面弧度为70°—90°，自由端上开有小孔，通过尼龙绳和帆存储室中的薄膜帆相连。

所述法兰盘包括盘面、盘中心轴和四个片状强磁，盘中心轴位于盘面顶部中心，盘面沿圆周方向均匀分布四个片状强磁，盘中心轴通过轴承和上下端盖分别相连，且其端面伸出下端盖与解锁装置固连。

所述下端盖在片状强磁对应位置开有传感器通孔，传感器通孔用于装配霍尔传感器。

所述压紧机构包括滚筒、支撑板和支撑轴，支撑板一侧开有滚筒安装槽，另一侧开有支撑轴安装槽，支撑轴安装槽深度超过支撑板的中心；滚筒设置在滚筒安装槽内，支撑轴设置在支撑轴安装槽内，且位于支撑板的端部；支撑板的中心轴位置开有上下两个通孔，用于与上端盖、下端盖铰接；支撑板外壁呈弧形，向外凸出，滚筒压紧缠绕在瓣状中心轴上的带状弹性桅杆，弹簧片卡在支撑轴上。

每对导向套筒由两个单导向套筒构成，两个单导向套筒之间留有空隙，带状弹性桅杆的四个自由端，分别穿过上述导向套筒的空隙。

本实用新型与现有技术相比，其显著优点在于：

（1）体积小、质量轻，完全符合微纳卫星小型化、轻量化要求，减少对其他系统质量和空间的限制，提高微纳卫星的功能密度。

（2）适用范围广，当卫星轨道高度为800km时，本实用新型可对质量在70kg以内的所有卫星进行有效离轨；当轨道高度低于800km时，本实用新型也可用于质量大于70kg的微纳卫星。

（3无需外部供能，仅依靠自身储存的弹性应变能展开制动帆，减少地面控制难度，降低微纳卫星制造成本。

（4）本实用新型为一套单独的系统，并且功能模块化，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）弹性桅杆利用两个单层开口柱面壳结构的带状弹簧组合成的‘()’型弹性桅杆，它可以利用收拢时积聚的弹性应变能实现自动展开而不需要其他动力装置；在展开后，又能依靠自身刚度提供支撑薄膜帆所需的自锁力和抗外力干扰的能力，而不需要另外加设锁定装置。

（6）压紧机构在桅杆的展开的过程中压紧剩余未展开部分，可以有效防止桅杆未展开部分因膨胀而损失一部分机械能以及因膨胀而卡死于帆展开装置中的情况出现。

（7）薄膜帆使用的是镀铝的聚酰亚胺薄膜，其厚度薄，力学性能好并且便于折叠压缩，同时能有效抵抗空间环境中的原子氧腐蚀和太阳光辐射。

（8）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是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的带状弹性桅杆结构示意图。

图2是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的带状弹性桅杆收拢结构示意图。

图3是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的带状弹性桅杆的局部示意图。

图4是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的上下法兰盘的结构示意图。

图5是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的压紧机构的结构示意图。

图6是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的下端盖结构示意图。

图7是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的帆展开装置的内部结构示意图。

图8是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的帆展开装置的外部结构示意图。

图9是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的帆存储室的结构示意图。

图10是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的整体结构示意图。

图11是本实用新型微纳卫星制动帆离轨装置的帆展开后结构示意图。

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10，一种微纳卫星制动帆离轨装置，其大小占用 的空间，也可运用于立方体卫星，占用立方星1.5U的空间。包括自上向下依次设置的帆存储装置、帆展开装置32和解锁装置33。

结合图9和图11，所述帆存储装置用于储存薄膜帆，包括帆存储室29、薄膜帆34和支耳31，帆存储室29为长方体结构，在四个侧面分别开四个梯形槽30用于存储薄膜帆34，同时每个槽底部均设有两个通孔，将薄膜帆34的一个角固定在所述通孔中；帆存储室29的四个侧壁底部均设有向下的支耳31，用于与上端盖28的侧面固连。

结合图7和图8，帆展开装置32是中心对称结构，包括上端盖28、下端盖24、瓣状中心轴6、两个法兰盘3、两个带状弹性桅杆2、四个支撑棱柱25、四对导向套筒26、四个压紧机构16和四个弹簧片27。

四对导向套筒26设置在下端盖24的四个角上，四个支撑棱柱25对称分布在下端盖24的四条侧边上，两端分别与上端盖28和下端盖24固连，且紧邻导向套筒26，支撑上端盖28和下端盖24，上端盖28底部中心设有一个法兰盘3；下端盖24顶部中心设有另一个法兰盘3。瓣状中心轴6设置在法兰盘3中心，两端分别与两个法兰盘3连接。压紧机构16设置在相邻的两对导向套筒26之间，分别与上端盖28和下端盖24铰接。弹簧片27一端固定在支撑棱柱25上，另一端固定在压紧机构16上。两个带状弹性桅杆2缠绕在瓣状中心轴6上。

结合图1和图2，瓣状中心轴6包括四个呈花瓣状排列的圆柱体1，同时圆柱体1之间留有缝隙，两个带状弹性桅杆2分别自上述缝隙穿过并包络两个圆柱体1，所述两个圆柱体1位于同一对角线上，再将带状弹性桅杆2的四个自由端缠绕在瓣状中心轴6上，圆柱体1顶部和底部分别开有螺纹孔4与上下两个法兰盘3固连，圆柱体侧面中间位置开有凹槽和螺纹孔5，通过螺钉压紧从圆柱体1之间穿过的带状弹性桅杆2。

结合图4，法兰盘3包括盘面9、盘中心轴12、四个片状强磁13，盘中心轴12位于盘面9顶部中心，盘面9沿圆周方向均匀分布四个片状强磁13，盘中心轴12顶部为六边形，盘中心轴12通过轴承和上下端盖相连，六边形端面伸出端盖。位于底部的法兰盘中心轴12的六边形端面与解锁装置33固连。

每对导向套筒26由两个单导向套筒构成，两个单导向套筒之间留有空隙，带状弹性桅杆2的四个自由端，分别穿过上述导向套筒26的空隙。导向套筒26用于引导带状弹性桅杆2向外展开，限制其展开方向。

结合图3，带状弹性桅杆2由两个带状弹簧7叠加而成，两个带状弹簧7弧面相对，其中带状弹簧7是由宽19mm厚0.1mm的铍铜合金带加工而成，截面弧度为70°—90°，自由端上开有小孔8，通过尼龙绳和帆存储室29中的薄膜帆相连。

结合图5，压紧机构16用于压紧带状弹性桅杆2未展开部分，防止其在展开过程中膨胀，卡死于帆展开装置32中，包括滚筒14、支撑板15和支撑轴17，支撑板15一侧开有滚筒安装槽，另一侧开有支撑轴安装槽，支撑轴安装槽深度超过支撑板15的中心。滚筒14设置在滚筒安装槽内，支撑轴17设置在支撑轴安装槽内，且位于支撑板15的端部。支撑板15的中心轴位置开有上下两个通孔10，用于与上端盖28、下端盖24铰接。支撑板15外壁呈弧形，向外凸出，滚筒14压紧缠绕在瓣状中心轴6上的带状弹性桅杆2，弹簧片27卡在支撑轴17上。

结合图6，所述下端盖24中心依次设有轴承槽20、法兰盘中心轴通孔19和法兰盘面槽23，下端盖24侧边均匀分布四个支撑棱柱槽21；轴承槽20用以装配滚动轴承使上下端盖分别与法兰盘3相连，法兰盘中心轴通孔19用以使法兰盘穿过，法兰盘面槽23用以装配法兰盘3，支撑棱柱槽21用以装配支撑棱柱25；上端盖28和下端盖24结构相同。

下端盖24在片状强磁13对应位置开有传感器通孔18，传感器通孔用于安装霍尔传感器。

解锁装置33位于微纳卫星离轨装置底部，本实用新型的解锁装置采用美国TINI航天公司的Frangibolt（http://www.tiniaerospace.com/products.html）对盘中心轴12进行锁定。

当接收到展开信号后，解锁装置33通电释放盘中心轴12，带状弹性桅杆2通过自身存储的弹性应变能带动薄膜帆34从帆存储室29中展开，在展开的过程中压紧装置压紧带状弹性桅杆2剩余收拢部分，以防带状弹性桅杆2向圆周方向扩张卡死于帆展开装置32中。

工作说明

一种微纳卫星制动帆离轨装置，固定于微纳卫星飞行方向的底部，卫星发射前，两个带状弹性桅杆2收拢于帆展开装置32内，带状弹性桅杆2的端部系住储存于帆存储室29的薄膜帆34的一角，同时解锁装置33将帆展开装置32的盘中心轴12锁死。微纳卫星的在轨任务完成后，接受到展开制动帆离轨装置的指令后，解锁装置33释放帆展开装置32的盘中心轴12，带状弹性桅杆2释放存储的弹性应变能拉动存储于帆存储室29的四个薄膜帆34分别向四个方向展开，扩展卫星飞行过程中速度方向上的截面积，增大微纳卫星所受到的空气阻力，使卫星快速脱离轨道。

实施例：以三单元立方星为例

结合图1~图11，一种微纳卫星制动帆离轨装置，用于立方星的离轨，防止其完成任务后成为空间碎片。本微纳卫星制动帆离轨装置安装于立方星底部，占用立方星1.5U的空间。包括自上向下依次设置的帆存储装置、帆展开装置32和解锁装置33。

所述帆存储装置包括帆存储室29、薄膜帆34和支耳31，帆存储室29为长方体结构，在四个侧面分别开四个梯形槽30用于存储薄膜帆34，同时每个槽底部均设有两个通孔，将薄膜帆34的一个角固定在所述通孔中；帆存储室29的四个侧壁底部均设有向下的支耳31，用于与上端盖28的侧面固连。

帆展开装置32是中心对称结构，包括上端盖28、下端盖24、瓣状中心轴6、两个法兰盘3、两个带状弹性桅杆2、四个支撑棱柱25、四对导向套筒26、四个压紧机构16和四个弹簧片27。

四对导向套筒26设置在下端盖24的四个角上，四个支撑棱柱25对称分布在下端盖24的四条侧边上，两端分别与上端盖28和下端盖24固连，且紧邻导向套筒26，支撑上端盖28和下端盖24，上端盖28底部中心设有一个法兰盘3；下端盖24顶部中心设有另一个法兰盘3。瓣状中心轴6设置在法兰盘3中心，两端分别与两个法兰盘3连接。压紧机构16设置在相邻的两对导向套筒26之间，分别与上端盖28和下端盖24铰接。弹簧片27一端固定在支撑棱柱25上，另一端固定在压紧机构16上。两个带状弹性桅杆2缠绕在瓣状中心轴6上。

瓣状中心轴6包括四个呈花瓣状排列的圆柱体1，同时圆柱体1之间留有缝隙，两个带状弹性桅杆2分别自上述缝隙穿过并包络两个圆柱体1，所述两个圆柱体1位于同一对角线上，再将带状弹性桅杆2的四个自由端缠绕在瓣状中心轴6上，圆柱体1顶部和底部分别开有螺纹孔4与上下两个法兰盘3固连，圆柱体侧面中间位置开有凹槽和螺纹孔5，通过螺钉压紧从圆柱体1之间穿过的带状弹性桅杆2。

法兰盘3包括盘面9、盘中心轴12、四个片状强磁13，盘中心轴12位于盘面9顶部中心，盘面9沿圆周方向均匀分布四个片状强磁13，盘中心轴12顶部为六边形，盘中心轴12通过轴承和上下端盖相连，顶部六边形端面伸出端盖。位于底部的法兰盘中心轴12的六边形端面与解锁装置33固连。

每对导向套筒26由两个单导向套筒构成，两个单导向套筒之间留有空隙，带状弹性桅杆2的四个自由端，分别穿过上述导向套筒26的空隙。

带状弹性桅杆2由两个带状弹簧7叠加而成，两个带状弹簧7弧面相对，其中带状弹簧7是由宽19mm厚0.1mm的铍铜合金带加工而成，截面弧度为90°，自由端上开有小孔8，通过尼龙绳和帆存储室29中的薄膜帆相连。

压紧机构16包括滚筒14、支撑板15和支撑轴17，支撑板15一侧开有滚筒安装槽，另一侧开有支撑轴安装槽，支撑轴安装槽深度超过支撑板15的中心。滚筒14设置在滚筒安装槽内，支撑轴17设置在支撑轴安装槽内，且位于支撑板15的端部。支撑板15的中心轴位置开有上下两个通孔10，用于与上端盖28、下端盖24铰接。支撑板15外壁呈弧形，向外凸出，滚筒14压紧缠绕在瓣状中心轴6上的带状弹性桅杆2，弹簧片27卡在支撑轴17上。

所述下端盖24中心依次设有轴承槽20、法兰盘中心轴通孔19和法兰盘面槽23，下端盖24侧边均匀分布四个支撑棱柱槽21；轴承槽20用以装配滚动轴承使上下端盖分别与法兰盘3相连，法兰盘中心轴通孔19用以使法兰盘穿过，法兰盘面槽23用以装配法兰盘3，支撑棱柱槽21用以装配支撑棱柱25；上端盖28和下端盖24结构相同。

下端盖24在片状强磁13对应位置开有传感器通孔18，传感器通孔用于安装霍尔传感器。

解锁装置33位于微纳卫星离轨装置底部，本实用新型的解锁装置采用美国TINI航天公司的Frangibolt（http://www.tiniaerospace.com/products.html）对盘中心轴12进行锁定。

综上所述，本实用新型的微纳卫星制动帆离轨装置体积小，质量轻，完全符合微纳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。本实用新型的微纳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，同时本实用新型的微纳卫星制动帆离轨装置展开面积大，适用范围广，对适用于成本低、研制周期短、功能密度大的处于低地球轨道的微纳卫星。