一种形状记忆铰链展开结构的制作方法

本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种形状记忆铰链展开结构。

背景技术：

随着航天科技的发展，随着人们对展开机构的要求越来越高，轻质化和智能化的展开机构逐渐成为国内外空间展开结构研究领域的热点。传统的空间展开机构多采用机械式展开，存在机械结构复杂、易受冲击损坏、质量大、成本高等缺点，需要开发一种展开机构符合目前人们对航天器设计的要求。

鉴于上述缺陷，本发明创作者经过长时间的研究和实践终于获得了本发明。

技术实现要素：

为解决上述技术缺陷，本发明采用的技术方案在于，提供一种形状记忆铰链展开结构，包括：

伸展装置，所述伸展装置由形状记忆聚合物制成，所述伸展装置为豆荚杆型；

加热装置，所述加热装置加热所述伸展装置；

夹具，适于连接所述伸展装置与航天器需要展开的装置。

进一步的，所述夹具固定在所述伸展装置的端部。

进一步的，所述夹具有两个，两个所述夹具分别固定在所述伸展装置的两端。

进一步的，所述伸展装置为中空结构。

进一步的，所述伸展装置的侧壁厚度在0.5-1.5mm范围内。

进一步的，所述加热装置可采用外贴加热膜、内埋电阻丝加热、外涂导电胶加热、阳光照射、紫外光照射驱动、磁场驱动或微波驱动中的至少一种方式或多个方式组合进行加热。

进一步的，所述形状记忆聚合物包括环氧类或氰酸酯类形状记忆聚合物树脂。

进一步的，所述形状记忆聚合物中含有增强材料，所述增强材料包括纤维增强复合材料和/或颗粒增强复合材料。

进一步的，所述增强材料为玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维、硼纤维、石墨烯、镍粉、碳纳米管或空心纳米四氧化三铁颗粒的一种或多种组合。

进一步的，包括多个串联连接的所述伸展装置(1)，所述伸展装置(1)之间通过夹具(7)连接；

和/或多个并联连接的所述伸展装置(1)。

与现有技术比较本发明的有益效果在于：

1、本发明所述的一种形状记忆铰链展开结构，展开过程平稳、回复精度高、展开后刚度大，可以有效降低机械结构复杂程度和展开难度，其展开过程缓慢、对航天器冲击小、可以实现自锁定和自展开、结构简单，为未来的空间可展开结构提供新思路。

2、本发明所述的一种形状记忆铰链展开结构，展开前自锁定具有的形状，展开过程可控，展开后快速刚化且刚度大、可以大尺寸成型，而且豆荚杆状的伸展装置，可以大幅度提高材料变形状态储存的应变能和展开状态的刚度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明各实施例中的技术方案,下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。

图1是本发明的形状记忆铰链展开示意图；

图2是本发明的形状记忆铰链收拢示意图；

图3是本发明的伸展装置示意图；

图4是本发明的伸展装置截面图；

图5是本发明的形状记忆铰链串联连接时展开示意图；

图6是本发明的形状记忆铰链串联连接时收拢示意图；

图7是本发明的形状记忆铰链并联连接时展开示意图；

图8是本发明的形状记忆铰链并联连接时收拢示意图；

图9是本发明的伸展装置截面示意图；

图10是本发明的柔性太阳翼展开示意图；

图11是本发明的插槽示意图；

图12是本发明的连接件示意图；

图13是本发明的柔性太阳翼收拢示意图。

图中数字表示：

1-伸展装置，11-中弧部，12-边弧部，13-端直部，2-加热膜，3-太阳能电池膜，4-连接件，41-内芯，411-环形凸起，42-护片，5-套筒，51-插槽，6-基板，7-夹具。

具体实施方式

以下结合附图，对本发明上述的和另外的技术特征和优点作更详细的说明。

实施例一

本实施例提供了一种形状记忆铰链展开结构，结合图1-图2所示，包括伸展装置1，伸展装置1的两端设置有夹具7，夹具7用于连接伸展装置1的两端其他装置，本实施例中，夹具仅表示了一种实施方式，能够将伸展装置1与两端其他装置连接的结构均可用于本实施例，实现本实施例所述的形状记忆铰链展开结构，伸展装置1由加热装置进行加热，并在温度超过其玻璃化转变温度tg时弯曲形变成收拢状态，如u型状，温度降低后伸展装置1保持收拢状态，铰链的弯曲实现两端装置的收拢；当航天器进入太空并运行到预设轨道时，加热装置再次加热伸展装置1，当温度超过其玻璃化转变温度tg后，伸展装置1展开，铰链带动两侧装置实现航天器中装置的展开，本实施例中，采用在伸展装置1的表面粘贴加热膜的方式对伸展装置进行加热。

结合图3-图4所示，伸展装置1为长杆状，且伸展装置1的横截面为豆荚状，伸展装置1为中空的豆荚杆型结构，伸展装置1由形状记忆聚合物材料制成，具体的采用环氧类形状记忆聚合物树脂或氰酸酯类形状记忆聚合物树脂，环氧类形状记忆聚合物树脂或氰酸酯类形状记忆聚合物树脂的玻璃化转变温度根据实际需要选取；形状记忆聚合物材料是一种具有形状记忆效应的新型智能材料，首先该材料可制备成具有初始形状的本体，当该种材料的温度高于其固有的玻璃化转变温度tg时，材料将由刚性转变为柔性，此时可在外力作用下进行弯曲或卷曲等形变，当温度降低并低于玻璃化转变温度tg后，即便撤去外力，该材料也可保持形变后的形状并处于刚性状态，当该材料的温度升高并高于其固有的玻璃化转变温度tg后，没有外力影响时，该种材料变为柔性并可自行恢复到初始形状，温度再次降低并低于玻璃化转变温度tg后，该材料恢复刚性并保持初始的形状。

本实施例利用形状记忆聚合物的特殊性质，将形状记忆聚合物材料制备的伸展装置1使用到航天器中需要展开的装置中，并配合加热装置控制伸展装置1的温度，在初始状态下，伸展装置1为展开的直杆状，加热装置加热伸展装置1，当伸展装置1的温度升高并超过形状记忆聚合物的玻璃化转变温度tg时，伸展装置1转变为柔性状态，在外力作用下弯曲或卷曲收拢，弯曲到预定形状后，加热装置停止加热，伸展装置1恢复到刚性状态，撤去外力，伸展装置1将保持弯曲收拢状，此时伸展装置1可带动其他装置共同处于收拢状态，减小了航天器的展开面积，航天器收拢成较小的体积；当航天器进入到预定轨道需要对组成装置展开时，加热装置再次加热伸展装置1，当伸展装置1再次达到并超过形状记忆聚合物的玻璃化转变温度tg时，伸展装置1自动恢复到初始的展开状，此时航天器中需要展开的装置达到展开状。

加热装置可采用外贴加热膜、内埋电阻丝加热、外涂导电胶加热、阳光照射、紫外光照射驱动、磁场驱动或微波驱动等一个或多个组合方式对伸展装置1进行加热，其中加热装置可设置在伸展装置1外侧，也可设置在伸展装置1内侧；本实施例中，加热装置采用电加热的方式对伸展装置1进行加热，具体的为在伸展装置1的外表面固定加热膜2，加热膜2粘贴在伸展装置1的曲面侧壁上，粘贴方式为使用耐高温的聚酰亚胺双面胶或耐高温的丙烯酸双面胶粘贴，提高了加热膜2与伸展装置1的连接牢固性，不会因温度的升高而造成加热膜2的脱落。

本实施例所述的伸展装置1，应用到航空技术领域可以有效降低机械结构复杂程度和展开难度，相比于传统的利用机械式伸展装置具有明显的优势，形状记忆聚合物的阻尼较大，其展开过程更为缓慢，对航天器冲击小，可以实现自锁定和自展开，结构简单，加热时可以根据需要赋形成想要的形状，冷却后可保持收拢状态，需要展开时，再次加热可完成形状记忆豆荚杆的伸展，为未来的空间可展开结构提供新思路；且本发明将伸展装置1设计成豆荚杆状，大幅度提高了伸展装置1的变形状态储存的应变能和展开状态的刚度。

实施例二

本实施例在上述实施例的基础上，铰链展开结构在使用时，可单独使用，也可多个串联或并联使用，串联使用时，结合图5-图6所示，两个伸展装置1之间以及两端均通过夹具7固定连杆，构成两个伸展装置1串联连接三个连杆的连接方式，在初始阶段，铰链与连杆为直杆状态，加热膜逐渐加热铰链中的伸展装置1，超过其玻璃化转变温度tg时，在外力作用下将伸展装置1弯曲为“u”型，此时连接作用的两个铰链为弯曲方向相反的两个u型，使得整体结构为类似“s”型结构，此时三个连杆处于收拢状态，当航天器带动铰链进入到太空预定轨道后，加热膜逐渐加热铰链中的伸展装置1，伸展装置1逐渐展开并恢复到初始的直杆状态，实现连杆的展开，本实施例采用连杆为例，并不限定串联式的铰链仅用于此种装置的连接，更不限定铰链展开结构的数量。

本实施例，铰链展开结构在并联使用时，结合图7-8所示，两个铰链展开结构同向的一端连接一太阳能板，两个铰链展开结构的另一端连接另一太阳能板，两个铰链展开结构并联使用，能够增大太阳能板的展开稳定性，以及展开后的连接强度。

实施例三

本实施例在上述实施例的基础上，伸展装置1由形状记忆聚合物复合材料制成，形状记忆聚合物复合材料包括基体材料和增强材料，基体材料采用环氧类形状记忆聚合物或氰酸酯类形状记忆聚合物树脂，环氧类形状记忆聚合物的玻璃化转变温度tg为80℃、100℃、120℃、150℃或170℃等；氰酸酯种类为玻璃化转变温度tg为180℃或210℃等，具体可根据需要的玻璃化转变温度tg选取；增强材料为纤维增强复合材料或颗粒增强复合材料，具体的可选玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维、硼纤维、石墨烯、镍粉、碳纳米管或空心纳米四氧化三铁颗粒的一种或多种组合。

本实施例中，形状记忆聚合物复合材料制备可以采取真空辅助树脂成型等方法，复合材料增强可以采取连续碳纤维或玻璃纤维增强等连续纤维增强方式时，纤维铺设角度可以为对称正交铺层或角对称铺层，铺设角可选择0°、45°、90°等角度。

实施例四

本实施例在上述实施例的基础上，结合图9所示，伸展装置1的截面为对称的豆荚形状，伸展装置1由两个半豆荚状的片状材料制成，较好的，构成伸展装置1的片状材料厚度t在0.5-1.5mm范围内，伸展装置1包括中弧部11、边弧部12与端直部13，中弧部11位于两个边弧部12之间，两个端直部13分别位于两个边弧部12的外侧端，端直部13为平板状。

根据梁的截面弯曲刚度计算公式ei＝m/(1/r)＝m/φ得出，当最大弯矩m一定时，截面曲率半径r越大，即截面曲率越小，进而使截面刚度ei更大，本实施例中，中弧部11的圆弧半径r1和边弧部12的圆弧半径r2越大，所构成的伸展装置1的截面刚度越大；中部圆弧角度β的大小影响横截面的圆度，中部圆弧角度β越小，伸展装置1的弯曲赋形更加简单。

本实施例中的伸展装置1为对称的豆荚杆状，制作时，先做出半个豆荚杆部分，然后将两个半豆荚杆部分利用相同的形状记忆聚合物粘接固化，或者直接采用一体化铺设纤维固化成型。

实施例五

本实施例在上述实施例的基础上，加热膜2与层合板外包裹热缩管，同时在热缩管上套装隔热材料或者铝箔，可以减少加热器与层合板的散热，提高加热膜2的加热效率。

实施例六

本实施例在上述实施例的基础上，结合上述实施例所述的伸展装置1，提供一种柔性太阳翼机构，包括伸展装置、太阳能收集装置与加热装置，加热装置可激励伸展装置发生收拢或展开，太阳能收集装置与伸展装置固定连接，伸展装置带动太阳能收集装置收拢与展开，在不需要太阳翼工作时，可通过伸展装置带动太阳能收集装置收拢成较小的体积，当航天器运行到制定轨道，需要太阳翼收集太阳能时，伸展装置带动太阳能收集装置展开，扩大太阳能收集装置的接收面积，完成柔性太阳翼的展开。

本实施例提供了一种柔性太阳翼的具体结构，结合图10所示，包括伸展装置1、加热膜2、太阳能电池膜3、连接件4、套筒5与基板6，太阳能电池膜3为柔性电池膜，可发生卷曲等形变，本实施例中，伸展装置1为形状记忆聚合物材料制成的豆荚杆型，提高了伸展装置1变形状态的应变能和展开状态的刚度，伸展装置1共有两个，太阳能电池膜3固定在两个伸展装置1之间；本实施例中伸展装置1的激励方式为表面粘贴加热膜2；套筒5为中空的圆柱形结构，伸展装置1固定在套筒5两端的曲面上，较好的，结合图11所示，套筒5在连接伸展装置1处设有插槽51，伸展装置1的顶端设有与插槽51相匹配的插片11，插片11为豆荚杆状的伸展装置1切除掉中间豆荚形式部分而剩余的两端直片部分，插片11插入到插槽51中，并通过螺钉实现伸展装置1与套筒5的固定连接；伸展装置1的下端通过连接件4与基板6固定连接，结合图12所示，连接件4包括内芯41与护片42，内芯41上设有一环形凸起411，环形凸起411插入到伸展装置1的底端，环形凸起411的周向外侧设有两个护片42，通过螺钉实现护片42、伸展装置1与内芯21的固定连接，进而实现伸展装置1与连接件4的固定连接，较好的，太阳能电池膜3的底端边角插入到护片42与内芯41之间，再通过螺钉实现太阳能电池膜3与连接件4的固定连接；连接件4的底端通过螺钉与基板6固定连接，基板6固定在航天器上。

本实施例中所述的柔性太阳翼，结合图13所示，在其所在的航天器发射前，将伸展装置1加热到材料的玻璃化玻璃化转变温度tg后绕着端部的套筒5进行卷曲成圆筒状，此时柔性太阳翼处于收拢状态；待航天器进入预定轨道后，加热膜2给予伸展装置1温度激励，此时卷曲状态的伸展装置1将回复到原始的直杆状态，从而带动中间柔性太阳能电池膜3的展开。

本实施例中的所述的螺钉连接仅为实例所述的一种固定连接方式，起到固定连接作用的连接方式均可用于本发明，不限定本发明的固定连接方式仅为螺钉连接。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，对本发明而言仅仅是说明性的，而非限制性的。本专业技术人员理解，在本发明权利要求所限定的精神和范围内可对其进行许多改变，修改，甚至等效，但都将落入本发明的保护范围内。