一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置的制造方法

文档序号:10737140阅读:531来源:国知局
一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置的制造方法
【专利摘要】本实用新型提供了一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,包括:连接机构、牵引线、牵引机构和牵引力提供装置;连接机构包括转接部、轴承、转动部、牵引转轴;转接部的一端与最后一块自由帆板末端相连,另一端通过轴承与转动部转动连接,牵引转轴与所述转动部连接,且牵引转轴的转动轴心与转动部的转动轴心垂直;牵引机构包括固定导轨、定滑轮;定滑轮与固定导轨滑动连接;牵引线的一端与牵引转轴相连,另一端跨过定滑轮连接牵引力提供装置;在太阳帆的展开过程中,牵引力提供装置通过连接机构、牵引线、牵引机构始终为多自由度太阳帆提供与重力方向相反、大小相等的作用力,从而抵消地面试验中重力对多自由度太阳帆的影响。
【专利说明】
一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置
技术领域
[0001 ]本实用新型涉及航天技术地面验证技术领域,具体地,涉及一种微型卫星太阳帆地面展开试验吊挂装置。
【背景技术】
[0002]太阳帆板作为整个卫星的能量来源,在发射阶段处于收拢压紧状态,在卫星入轨后要实现展开与对日定向,在变轨时要实现再次收拢。为了保证机构展开的可靠性,需要在地面进行一系列的验证试验,而地面验证试验时重力的存在,会对帆板中的电机造成损伤,因此需要设计一套装置来克服重力影响。微型卫星的太阳帆板与普通卫星的太阳帆板相比,具有尺寸小、重量轻、机动性强、成本控制严格、研制周期短等特点。
[0003]目前,应用于太阳帆板地面展开试验的装置从原理分主要有两种,一种是气浮式,一种是吊挂式。前者利用气足或者悬吊氦气球的方式,相关专利见:一种太阳翼电池板无摩擦地面展开装置(CN 103050556 B)与氦气球悬挂重力卸载装置(CN 203064210 U)。气足的方案只能实现平行于气足平面的平移,无法进行翻转试验,同时成本昂贵,需要专用的试验台(超高精度大理石)。悬吊氦气球的方式体积很庞大,往往比帆板的自身的体积要大一倍以上,并需要配备气源等一系列设备,提供的拉力范围有限,试验场所受限。后者的相关专利见:一种零重力悬挂式展开试验装置(专利号:CN201010108589)、一种二维展开太阳翼重力卸载装置(专利号:CN103407589A)、一种悬挂式重力补偿的太阳翼地面三维展开试验装置(专利号:CN103010493A)、追随式零重力模拟试验方法(专利号:CN 101482455 B)。现有吊挂式专利的方案中太阳帆板形式与本专利讨论的多自由度的太阳帆板的动作形式不同,不适用于微型卫星多自由度太阳帆板地面展开试验的任务要求。
【实用新型内容】
[0004]针对现有技术中的缺陷,本实用新型的目的是提供一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置。本实用新型克服了现有方案的缺点,在微型卫星三自由度太阳帆板地面展开试验全程,有效地减小了重力影响,具有成本低、环境适应性强、可靠性高等优点。
[0005]根据本实用新型提供的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,包括:连接机构、牵引线、牵引机构和牵引力提供装置;
[0006]所述连接机构包括转接部、轴承、转动部、牵引转轴;
[0007]所述转接部的一端与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端相连,另一端通过所述轴承与所述转动部转动连接,所述牵引转轴与所述转动部连接,且所述牵引转轴的转动轴心与所述转动部的转动轴心垂直;
[0008]所述牵引机构包括固定导轨、定滑轮;所述定滑轮与所述固定导轨滑动连接;
[0009]所述牵引线的一端与所述牵引转轴相连,另一端跨过所述定滑轮连接所述牵引力提供装置;
[0010]在所述多自由度太阳帆的展开过程中,所述牵引力提供装置通过所述连接机构、牵引线、牵引机构始终为多自由度太阳帆提供与重力方向相反、大小相等的作用力,从而抵消地面试验中重力对多自由度太阳帆的影响。
[0011]作为一种优化方案,所述转接部与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端相连的一端为夹板,所述夹板与所述自由帆板末端的被夹持部分之间还设有橡胶垫,所述夹板、橡胶垫以及被夹持部分通过过盈配合实现固定连接。
[0012]作为一种优化方案,所述转接部的一端与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端焊接或铆接。
[0013]作为一种优化方案,所述转动部为拱形。所述拱形的中间与所述转接部转动连接,拱形的两端与所述牵引转轴转动连接。
[0014]作为一种优化方案,转接部还通过一卡位螺钉对所述转动部进行轴向限位,所述卡位螺钉与所述轴承内圈螺接。
[0015]作为一种优化方案,所述固定导轨上包含有直线轴承;所述定滑轮的滑轮轴通过一滑块与所述直线轴承连接,所述滑块可沿所述直线轴承滑动,和以该直线轴承为中心转轴转动。
[0016]作为一种优化方案,所述牵引线为鱼线。
[0017]作为一种优化方案,所述牵引力提供装置为一重物。
[0018]与现有技术相比,本实用新型具有如下的有益效果:
[0019]本实用新型提出的微型卫星三自由度太阳帆板地面展开试验的吊挂装置,通过连接机构、牵引线、牵引机构和牵引力提供装置的运动关系使太阳帆展开试验全程中的重力得到很好的承载。本实用新型结构紧凑、可靠性高,很好地满足了微型卫星多自由度太阳帆板地面展开试验任务的要求,具有很好的经济效益。
【附图说明】
[0020]为了更清楚地说明本实用新型实施例的技术方案,下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍,显而易见,下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例,对于本领域技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。附图中:
[0021]图1是一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置安装整体结构示意图;
[0022]图2-5是一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置中的连接机构结构示意图;
[0023]图6是一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置中的牵引机构结构示意图;
[0024]图7是一种微型卫星多自由度太阳帆收拢状态示意图;
[0025]图8是一种微型卫星多自由度太阳帆展开状态示意图。
[0026]图中:A-连接机构,B-牵引机构,1-夹板,2-橡胶垫,3-转动部,4-卡位螺钉,5-牵引转轴,6-牵引线、鱼线,7、8-轴承,9-固定导轨,10-直线轴承,11-滑块,12-滑轮轴,13-定滑轮,14-电机I,15-重物,16-电机II,17-电机III,18-太阳帆板a,19-太阳帆板b。
【具体实施方式】
[0027]下文结合附图以具体实施例的方式对本实用新型进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本实用新型,但不以任何形式限制本实用新型。应当指出的是,还可以使用其他的实施例,或者对本文列举的实施例进行结构和功能上的修改,而不会脱离本实用新型的范围和实质。
[0028]在本实用新型提供的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置的实施例中,如图1所示,包括:连接机构A、牵引线6、牵引机构B和牵引力提供装置;
[0029]所述连接机构A如图2-5所示,其中图5为图4的C向视图,连接机构A包括转接部、轴承、转动部3、牵引转轴5;
[0030]所述转接部的一端与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端相连,另一端通过所述轴承与所述转动部3转动连接,所述牵引转轴5与所述转动部3连接,且所述牵引转轴5的转动轴心与所述转动部3的转动轴心垂直;
[0031]所述牵引机构B包括固定导轨9、定滑轮13;所述定滑轮13与所述固定导轨9滑动连接;
[0032]所述牵引线6的一端与所述牵引转轴5相连,另一端跨过所述定滑轮13连接所述牵引力提供装置;
[0033]在所述多自由度太阳帆的展开过程中,所述牵引力提供装置通过所述连接机构A、牵引线6、牵引机构B始终为多自由度太阳帆提供与重力方向相反、大小相等的作用力,从而抵消地面试验中重力对多自由度太阳帆的影响。
[0034]微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验任务流程分为:展开任务、对日定向任务、收扰任务。
[0035]作为一种实施例,如图3所示,作为牵引线6的鱼线6—端分出两根,以滑扣的形式分别绑扎在牵引转轴5的两凹槽内,可以实现绕牵引转轴5的转动连接。
[0036]实验中,在如图7所示的收拢状态下进行太阳帆展开试验,电机I14不转动,电机II 16转动带动太阳帆a向上翻转90度,电机III 17转动带动太阳帆b向外翻转180度,最终形成如图8所示的结构,完成太阳帆的展开任务流程。同样的逆向控制可实现太阳帆的收拢任务流程。
[0037]如图1所示,转动部3的中心转轴与电机I14的中心转轴重合,因此在电机I 14控制图1中的太阳帆板a 18、太阳帆板b 19以电机I 14的中心转轴旋转状态下,转动部3保持不动,与所述转接部相连的轴承存在相对转动。该步骤可以实现对日定向任务,调节太阳帆板a 18、太阳帆板b 19的朝向。
[0038]在整个试验流程中,转动部3与牵引转动轴自动相对旋转,调整相对旋转角度,从而一直保持为所述太阳帆b的自由末端提供与重力方向相反的牵引力,在整个试验过程中与帆板自身的重力进行平衡,减小对电机的损伤,牵引力提供装置可以是重物15,重物15的重量需要根据任务要求进行设定,若任务需要对重物15重力进行精确控制,可以将重物15替换成可主动调控的牵引力,使整个运动更加平顺。
[0039]对于类似结构形成的微型卫星太阳帆板,如在太阳帆板b19后面增加一个电机与一块太阳帆板即形成了四自由度太阳帆板,本装置仍然适用,只需将夹板I装在最后一块太阳帆板的末端即可。
[0040]作为一种实施例,所述转接部与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端相连的一端为夹板I,所述夹板I与所述自由帆板末端的被夹持部分之间还设有橡胶垫2,所述夹板
1、橡胶垫2以及被夹持部分通过过盈配合实现固定连接。
[0041]作为一种实施例,所述转接部的一端与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端焊接或铆接。
[0042]作为一种实施例,所述转动部3为拱形。所述拱形的中间与所述转接部转动连接,拱形的两端与所述牵引转轴5转动连接。
[0043]作为一种实施例,转接部还通过一卡位螺钉4对所述转动部3进行轴向限位,所述卡位螺钉4与所述轴承内圈螺接。
[0044]作为一种实施例,如图6所示,所述固定导轨9上包含有直线轴承10;所述定滑轮13的滑轮轴12通过一滑块11与所述直线轴承10连接,所述滑块11可沿所述直线轴承10滑动,和以该直线轴承10为中心转轴转动。
[0045]作为一种实施例,所述牵引线6为鱼线6。
[0046]作为一种实施例,所述牵引力提供装置为一重物15。
[0047]随着太阳帆板的展开,重物15将上升或者下降来平衡掉Y向的位移。
[0048]太阳帆板展开时X向的位移会通过直线轴承10的移动达到平衡。
[0049]本发利用连接机构A、牵引线6、牵引机构B和牵引力提供装置之间的运动关系,在太阳帆板地面展开试验任务全程中,将鱼线6中的平衡力持续稳定地施加在太阳帆板b 19的末端,抵消了太阳帆板自身重力,巧妙解决了微型卫星三自由度太阳帆板地面展开试验中重力因素对于电机造成的损伤问题,具有很好的经济效益。
[0050]以上所述仅为本实用新型的较佳实施例,本领域技术人员知悉,在不脱离本实用新型的精神和范围的情况下,可以对这些特征和实施例进行各种改变或等同替换。另外,在本实用新型的教导下,可以对这些特征和实施例进行修改以适应具体的情况及材料而不会脱离本实用新型的精神和范围。因此,本实用新型不受此处所公开的具体实施例的限制,所有落入本申请的权利要求范围内的实施例都属于本实用新型的保护范围。
【主权项】
1.一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,其特征在于,包括:连接机构、牵引线、牵引机构和牵引力提供装置; 所述连接机构包括转接部、轴承、转动部、牵引转轴; 所述转接部的一端与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端相连,另一端通过所述轴承与所述转动部转动连接,所述牵引转轴与所述转动部连接,且所述牵引转轴的转动轴心与所述转动部的转动轴心垂直; 所述牵引机构包括固定导轨、定滑轮;所述定滑轮与所述固定导轨滑动连接; 所述牵引线的一端与所述牵引转轴相连,另一端跨过所述定滑轮连接所述牵引力提供装置; 在所述多自由度太阳帆的展开过程中,所述牵引力提供装置通过所述连接机构、牵引线、牵引机构始终为多自由度太阳帆提供与重力方向相反、大小相等的作用力,从而抵消地面试验中重力对多自由度太阳帆的影响。2.根据权利要求1所述的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,其特征在于,所述转接部与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端相连的一端为夹板,所述夹板与所述自由帆板末端的被夹持部分之间还设有橡胶垫,所述夹板、橡胶垫以及被夹持部分通过过盈配合实现固定连接。3.根据权利要求1所述的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,其特征在于,所述转接部的一端与多自由度太阳帆的最后一块自由帆板末端焊接或铆接。4.根据权利要求1所述的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,其特征在于,所述转动部为拱形;所述拱形的中间与所述转接部转动连接,拱形的两端与所述牵引转轴转动连接。5.根据权利要求1所述的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,其特征在于,转接部还通过一卡位螺钉对所述转动部进行轴向限位,所述卡位螺钉与所述轴承内圈螺接。6.根据权利要求1所述的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,其特征在于,所述固定导轨上包含有直线轴承;所述定滑轮的滑轮轴通过一滑块与所述直线轴承连接,所述滑块可沿所述直线轴承滑动,和以该直线轴承为中心转轴转动。7.根据权利要求1所述的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,其特征在于,所述牵引线为鱼线。8.根据权利要求1所述的一种微型卫星多自由度太阳帆地面展开试验吊挂装置,其特征在于,所述牵弓I力提供装置为一重物。
【文档编号】B64G7/00GK205418146SQ201520971881
【公开日】2016年8月3日
【申请日】2015年11月30日
【发明人】田金光, 唐建锋, 郑琦, 魏然, 陶礼炫, 夏小东, 江炜, 李青
【申请人】上海宇航系统工程研究所
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