高收纳比缠绕肋式可展开天线结构的制作方法

本发明属于属于航天结构领域，涉及一种高收纳比缠绕肋式可展开天线结构。

背景技术

近年来，小卫星技术发展迅猛，其中在国外已发展到初期功能应用阶段的航天新秀立方体卫星(cubesat)，除具有研制发射成本低、周期短等小卫星的优点外，还可采用标准化、模块化设计，可扩展性强，发射灵活，可快速组网。立方体卫星分布式空间体系综合成本低，效率高，可在侦察与通信等方面发挥重要作用，因此其战略价值较高。

立方体卫星天线结构以单极天线为主。单极天线增益低，若能提高天线增益，则能大幅提高卫星通讯质量。为立方体卫星开发反射面天线，能够有效增大天线增益，可使其在x、s等波段工作，大幅提高数据传输速度，具有极高的科研价值与战略价值。

国外立方体卫星通讯模块发展迅速。2012年美国usc(universityofsoutherncalifornia/spaceengineeringresearchcenter)设计的立方体卫星aeneas发射成功，星载天线为径向肋抛物面，口径0.5m，收纳体积2u，工作频段为s波段；jpl则已开始研发工作频率达37.5ghz的高速率超小型化高增益天线，口径0.5m，收纳体积1.5u，并取得46dbi的高增益；波音公司在2011年提出超小型缠绕肋反射面天线，其口径0.5m，工作波段为s波段，收纳体积则减小至0.5u，但该反射面天线仅为概念模型，型面精度较差，锁定与释放方法不明。国内星载天线研究集中于大口径反射面天线，适用于立方体卫星的反射面天线目前尚处于起步阶段。开发适用于立方体卫星的微型化高增益反射面可展天线，对立方体卫星编队通讯具有重要意义。

技术实现要素：

本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种高收纳比缠绕肋式可展开天线结构，利用弹性缠绕肋张拉金属网面形成抛物反射面，能够提供超高的收纳比、展开可靠性并有足够的型面精度。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种高收纳比缠绕肋式可展开天线结构，包括：

安装底座；

中心体：其内部中空，并布置在安装底座上；

可伸缩馈源：安装在中心体内；

多块弹性缠绕肋：其围绕所述中心体底部外侧安装，且当弹性缠绕肋展开时，构成抛物反射面的骨架支撑；

金属网面：张紧铺设在弹性缠绕肋上，并配合展开的弹性缠绕肋形成抛物反射面；

锁紧组件：包括围绕所述中心体布置在安装底座上的底槽、约束所述弹性缠绕肋展开且底部置于底槽内的锁定箍，以及设置在可伸缩馈源顶端并压住锁定箍上端的上顶板，所述的锁定箍由多片箍壳拼接而成，所述的上顶板上还设有一端与其固定的锁定绳，所述锁定绳的另一端穿过所述中心体，从安装底座侧部穿出，并以拉紧状态连接设置在安装底座上的绳固定端；

释放组件：包括与所述锁定绳接触的圆杆热刀，以及外接电源。

进一步的，所述的中心体的下部呈棱柱状结构，其平面数与所述弹性缠绕肋数量对应一致。上部可以呈圆柱型，其可以采用铝合金构件。当中心体有透波要求时，上下两部分可设计成装配形式，上部圆柱型结构改用具有透波性能的材料，如聚酰亚胺材料等。

进一步的，弹性缠绕肋可以选用厚度较小的条状薄板，其横截面平直或具有一定弧度以增加抗弯刚度，此外，弹性缠绕肋纵向呈抛物线形，具体抛物线方程与反射面的焦径比有关。弹性缠绕肋的边缘可以根据需要打有若干小孔，便于之后与金属网面缝接。弹性缠绕肋的数量可进行优选，以期在型面精度要求与收纳比要求之间达到平衡。更进一步的，弹性缠绕肋的材料可采用不锈钢、铍青铜、碳纤维、以及其它具有高强度、高弹性并耐高低温的材料。

进一步的，所述的可伸缩馈源为具有伸缩功能的前馈式馈源、后馈式馈源或者螺旋弹簧天线。

进一步的，金属网面应为航天器专用的金属反射面网面，可选择用镀镍不锈钢丝网面、镀金钼丝网面或特殊织物网面。

进一步的，锁定箍采用两片带缺口的圆柱壳。锁定绳可以采用迪尼玛绳等。

进一步的，所述的可伸缩馈源为螺旋弹簧天线，其包括布置在上顶板下端的弹簧绝缘支座、设置在安装底座上的馈源下支座，以及两端均分别连接所述弹簧绝缘支座和馈源下支座的馈源弹簧和结构索。

更进一步的，所述的弹簧绝缘支座与上顶板之间采用结构胶紧密连接，所述馈源弹簧的上下两端分别套在弹簧绝缘支座与馈源下支座上，并采用结构胶连接。

进一步的，所述的底槽包括固定在安装底座上的外壳，其上部加工有沿周向的并用于卡入所述锁定箍下端的定位槽，在外壳的中部还挖空形成安装孔，所述内壳置于安装孔内并可沿其上下移动，在内壳与安装底座之间还设有压缩弹簧。

更进一步的，所述的安装孔加工成防止内壳脱出的倒t型结构，且当压缩弹簧推动内壳沿安装孔顶升至最大时，内壳突出外壳上端面。压缩弹簧等结构的设置可以保证将锁定箍下端顶出底槽，进而不会影响弹性缠绕肋的展开。

进一步的，所述的圆杆热刀通过热刀支座悬空布置在安装底座上，圆杆热刀通过加热电路与外接电源连接，当外接电源供电后，圆杆热刀加热将锁定绳熔断实现释放。

进一步的，所述的上顶板的边缘位置还向下延伸形成约束锁定箍上端自由度的卡爪。

本发明的高收纳比缠绕肋式可展开天线结构，在卫星入轨前，将弹性缠绕肋以及金属网面缠绕于中心体上，同时，锁定组件将弹性缠绕肋约束至收拢状态，入轨后当收到展开指令时，释放组件工作解除锁定组件对可展开天线的约束，弹性缠绕肋展开至工作状态。

与现有技术相比，本发明具有以下特点：

(1)本发明采用高强度高弹性材料的肋，配合金属反射网，形成的反射面刚度大。肋的数量可进行优化，实现型面高精度的同时实现高效收纳。利用弹性缠绕肋的弹性实现抛物反射面展开，展开快速可靠且无需外部能源。

(2)本发明与传统的用于立方星通讯的单极及微带天线相比，因其提供了较大的抛物反射面，故能够提供更高的增益，有更高的数据传输效率。

(3)本发明与应用于立方星上的折叠肋网面天线相比，所用的弹性缠绕肋体积更小且绕中心体缠绕，故能够实现更大的收纳比。

(4)本发明的锁定机构和释放机构，结构简单、紧凑，采用最少的配置形成封闭的空间，能够将松散的缠绕肋式天线完全收纳，使其自由度完全被限制，形成稳定的收拢状态；在解锁时，能够实现馈源和缠绕肋式反射面的同步释放，释放机构的结构简单，效果可靠。

附图说明

图1为本发明的展开状态的主视示意图；

图2为本发明的展开状态的俯视示意图；

图3为本发明的展开状态的轴侧试意图；

图4为本发明的展开状态的仰视示意图；

图5为本发明的收纳状态的轴侧试意图；

图6为本发明的收纳状态的剖面示意图；

图7为图1标示的a-a剖面示意图；

图8为中心体的主视示意图；

图9为图8标示部分的b-b剖面示意图；

图10为弹性缠绕肋的主视示意图；

图11为馈源的结构示意图；

图12为底槽的轴侧试意图；

图13为底槽的俯视示意图；

图14为底槽中内壳顶升状态的示意图；

图15为底槽中内壳下降状态的示意图；

图中标记说明：

1为中心体，1-1为中心体下部，1-2为中心体上部，2为弹性缠绕肋，3为金属网面，4为可伸缩馈源，4-1为上顶板，4-2为弹簧绝缘支座，4-3为馈源弹簧，4-4为结构索，4-5为馈源下支座，5为安装底座，6为锁定箍，7为底槽，7-1为外壳，7-2为内壳，7-3为压缩弹簧，8为锁定绳，9为绳固定端，10为圆杆热刀，11为热刀支座。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

本发明中所提供的一种高收纳比缠绕肋式可展开天线结构，参见图1-4、图7所示，包括：

安装底座5；

中心体1：其内部中空，并布置在安装底座5上；

可伸缩馈源4：安装在中心体1内；

多块弹性缠绕肋2：其围绕所述中心体1底部外侧安装，且当弹性缠绕肋2展开时，构成抛物反射面的骨架支撑；

金属网面3：张紧铺设在弹性缠绕肋2上，并配合展开的弹性缠绕肋2形成抛物反射面；

锁紧组件：参见图5、图6、图12-图15所示，包括围绕所述中心体1布置在安装底座5上的底槽7、约束所述弹性缠绕肋2展开且底部置于底槽7内的锁定箍6，以及设置在可伸缩馈源4顶端并压住锁定箍6上端的上顶板4-1，所述的锁定箍6由多片箍壳拼接而成，所述的上顶板4-1上还设有一端与其固定的锁定绳8，所述锁定绳8的另一端穿过所述中心体1，从安装底座5侧部穿出，并以拉紧状态连接设置在安装底座5上的绳固定端9；

释放组件：参见图6所示，包括与所述锁定绳8接触的圆杆热刀10，以及外接电源。

在本发明的一种优选的实施方式中，参见图8-图9所示，所述的中心体1分为中心体上部1-2和中心体下部1-1，其中，中心体下部1-1呈棱柱状结构，其平面数与所述弹性缠绕肋2数量对应一致，如弹性缠绕肋2数量为16根，则中心体下部1-1的平面数为16个，即呈16边棱柱筒状。同时，弹性缠绕肋2的根部还可以打有两个圆孔，参见图10，以方便采用螺栓与中心体下部1-1的侧边平面相连。中心体上部1-2可以呈圆柱型，其可以采用铝合金构件。当中心体1有有透波要求时，上下两部分可设计成装配形式，上部圆柱型结构改用具有透波性能的材料，如聚酰亚胺材料等。

在本发明的一种优选的实施方式中，参见图2-图4、图10，弹性缠绕肋2可以选用厚度较小的条状薄板，其横截面平直或具有一定弧度以增加抗弯刚度，此外，弹性缠绕肋2纵向呈抛物线形，具体抛物线方程与反射面的焦径比有关。弹性缠绕肋2的边缘可以根据需要打有若干小孔，便于之后与金属网面3缝接。弹性缠绕肋2的数量可进行优选，以期在型面精度要求与收纳比要求之间达到平衡。更进一步的，弹性缠绕肋2的材料可采用不锈钢、铍青铜、碳纤维、以及其它具有高强度、高弹性并耐高低温的材料。

在本发明的一种优选的实施方式中，参见图11所示，所述的可伸缩馈源4为具有伸缩功能的前馈式馈源、后馈式馈源或者螺旋弹簧天线。进一步优选的，所述的可伸缩馈源4为螺旋弹簧天线，其包括布置在上顶板4-1下端的弹簧绝缘支座4-2、设置在安装底座5上的馈源下支座4-5，以及两端均分别连接所述弹簧绝缘支座4-2和馈源下支座4-5的馈源弹簧4-3和结构索4-4。更进一步优选的，馈源弹簧4-3由导电性良好的磷铜制作，其结构参数如中径、线径、圈数、螺距等由结构力学计算和射频模拟计算结果共同确定。此外，弹簧绝缘支座4-2则可以采用聚酰亚胺等材质。更进一步的，所述的弹簧绝缘支座4-2与上顶板4-1之间采用结构胶紧密连接，所述馈源弹簧4-3的上下两端分别套在弹簧绝缘支座4-2与馈源下支座4-5上，并采用结构胶连接。更进一步的，结构索4-4可以采用不锈钢304钢索，这样，通过上顶板4-1与馈源下支座4-5预留的索孔可以贯穿整个可伸缩馈源4，进而能够有效的增加馈源的侧向刚度，增大馈源的振动频率。

在本发明的一种优选的实施方式中，金属网面3应为航天器专用的金属反射面网面，可选择用镀镍不锈钢丝网面、镀金钼丝网面或特殊织物网面。金属网面3最好在其推荐张拉力下进行张拉，金属网面3在张拉状态下可以用亚克力裁网模板进行剪裁。将裁减好的金属网面3铺在弹性缠绕肋2上，通过弹性缠绕肋2上预留的小孔用凯夫拉线将金属网面3缝在肋上。缝好后，在金属网面3外边缘用一根连续的凯夫拉线进行张拉，并最后用聚酰亚胺胶带封边，以免金属网面3毛边互相缠绕。

在本发明的一种优选的实施方式中，锁定箍6采用两片带缺口的圆柱壳。锁定绳8可以采用迪尼玛绳等。

在本发明的一种优选的实施方式中，所述的底槽7包括固定在安装底座5上的外壳7-1，其上部加工有沿周向的并用于卡入所述锁定箍6下端的定位槽，在外壳7-1的中部还挖空形成安装孔，所述内壳7-2置于安装孔内并可沿其上下移动，在内壳7-2与安装底座5之间还设有压缩弹簧7-3。安装时，锁定箍6的下端可入定位槽中，同时，内壳7-2在压缩弹簧7-3的作用力下始终向上顶住锁定箍6下端。当锁定箍6未受力，即其上端未被上顶板4-1压住时，内壳7-2即在压缩弹簧7-3作用下顶升，直至内壳7-2壳顶突出外壳7-1顶面，当锁定箍6受力压缩时，压缩弹簧7-3收缩，内壳7-2下降，直至其壳顶与定位槽底端齐平。这样，当将锁定箍6下端压入定位槽中，压缩弹簧7-3中储存的弹性能能够在锁定箍6上端压力消失时，将锁定箍6向上弹出，使其不被卡死在底槽7内，以免影响弹性缠绕肋2的展开。

更进一步的，所述的安装孔加工成呈倒t型的防脱出结构，且当压缩弹簧7-3推动内壳7-2沿安装孔顶升至最大时，内壳7-2突出外壳7-1上端面。压缩弹簧7-3等结构的设置可以保证将锁定箍6下端顶出底槽7，进而不会影响弹性缠绕肋2的展开。防脱出结构的设置主要是为了避免在压缩弹簧7-3的作用下而使得内壳7-2被顶出并与外壳7-1完全分离，其可以采用常用的倒t型结构，此时，内壳7-2形状也设置成与安装孔相似。

在本发明的一种优选的实施方式中，所述的圆杆热刀10通过热刀支座11悬空布置在安装底座5上，圆杆热刀10通过加热电路与外接电源连接，当外接电源供电后，圆杆热刀10加热将锁定绳8熔断实现释放。热刀支座11可以设置成两个中间带孔的构件，采用聚酰亚胺材质，通过螺栓安装在安装底座5上，这样，圆杆热刀10即穿过热刀支座11的两个中间孔，采用螺丝固定，其目的是使热刀悬空与底板分离，外接电源可以由星体提供。

在本发明的一种优选的实施方式中，参见图5和图6所示，所述的上顶板4-1的边缘位置还向下延伸形成约束锁定箍6上端侧向自由度的卡爪。

实施例1

一种高收纳比缠绕肋式可展开天线结构，参见图1-4、图7所示，包括：

安装底座5；

中心体1：其内部中空，并布置在安装底座5上；

可伸缩馈源4：安装在中心体1内；

多块弹性缠绕肋2：其围绕所述中心体1底部外侧安装，且当弹性缠绕肋2展开时，构成抛物反射面的骨架支撑；

金属网面3：张紧铺设在弹性缠绕肋2上，并配合展开的弹性缠绕肋2形成抛物反射面；

锁紧组件：参见图5、图6、图12-图15所示，包括围绕所述中心体1布置在安装底座5上的底槽7、约束所述弹性缠绕肋2展开且底部置于底槽7内的锁定箍6，以及设置在可伸缩馈源4顶端并压住锁定箍6上端的上顶板4-1，所述的锁定箍6由多片箍壳拼接而成，所述的上顶板4-1上还设有一端与其固定的锁定绳8，所述锁定绳8的另一端穿过所述中心体1，从安装底座5侧部穿出，并以拉紧状态连接设置在安装底座5上的绳固定端9；

释放组件：参见图6所示，包括与所述锁定绳8接触的圆杆热刀10，以及外接电源。

参见图8-图9所示，所述的中心体1分为中心体上部1-2和中心体下部1-1，其中，中心体下部1-1呈棱柱状结构，其平面数与所述弹性缠绕肋2数量对应一致，如弹性缠绕肋2数量为16根，则中心体下部1-1的平面数为16个，即呈16边棱柱筒状。同时，弹性缠绕肋2的根部还可以打有两个圆孔，参见图10，以方便采用螺栓与中心体下部1-1的侧边平面相连。中心体上部1-2可以呈圆柱型，其可以采用铝合金构件。当中心体1有有透波要求时，上下两部分可设计成装配形式，上部圆柱型结构改用具有透波性能的材料，如聚酰亚胺材料等。

参见图10，弹性缠绕肋2选用厚度较小的条状薄板，其横截面平直或具有一定弧度以增加抗弯刚度，此外，弹性缠绕肋2纵向呈抛物线形，具体抛物线方程与反射面的焦径比有关。弹性缠绕肋2的边缘可以根据需要打有若干小孔，便于之后与金属网面3缝接。弹性缠绕肋2的数量可进行优选，以期在型面精度要求与收纳比要求之间达到平衡。更进一步的，弹性缠绕肋2的材料可采用不锈钢、铍青铜、碳纤维、以及其它具有高强度、高弹性并耐高低温的材料。

参见图11所示，所述的可伸缩馈源4为螺旋弹簧天线，其包括布置在上顶板4-1下端的弹簧绝缘支座4-2、设置在安装底座5上的馈源下支座4-5，以及两端均分别连接所述弹簧绝缘支座4-2和馈源下支座4-5的馈源弹簧4-3和结构索4-4。馈源弹簧4-3由导电性良好的磷铜制作，其结构参数如中径、线径、圈数、螺距等由结构力学计算和射频模拟计算结果共同确定。此外，弹簧绝缘支座4-2则可以采用聚酰亚胺等材质。所述的弹簧绝缘支座4-2与上顶板4-1之间采用结构胶紧密连接，所述馈源弹簧4-3的上下两端分别套在弹簧绝缘支座4-2与馈源下支座4-5上，并采用结构胶连接。结构索4-4可以采用不锈钢304钢索，这样，通过上顶板4-1与馈源下支座4-5预留的索孔可以贯穿整个可伸缩馈源4，进而能够有效的增加馈源的侧向刚度，增大馈源的振动频率。

金属网面3应为航天器专用的金属反射面网面，可选择用镀镍不锈钢丝网面、镀金钼丝网面或特殊织物网面。金属网面3最好在其推荐张拉力下进行张拉，金属网面3在张拉状态下可以用亚克力裁网模板进行剪裁。将裁减好的金属网面3铺在弹性缠绕肋2上，通过弹性缠绕肋2上预留的小孔用凯夫拉线将金属网面3缝在肋上。缝好后，在金属网面3外边缘用一根连续的凯夫拉线进行张拉，并最后用聚酰亚胺胶带封边，以免金属网面3毛边互相缠绕。

锁定箍6采用两片带缺口的圆柱壳。锁定绳8可以采用迪尼玛绳等。

所述的底槽7包括固定在安装底座5上的外壳7-1，其上部加工有沿周向的并用于卡入所述锁定箍6下端的定位槽，在外壳7-1的中部还挖空形成安装孔，所述内壳7-2置于安装孔内并可沿其上下移动，在内壳7-2与安装底座5之间还设有压缩弹簧7-3。安装时，锁定箍6的下端可入定位槽中，同时，内壳7-2在压缩弹簧7-3的作用力下始终向上顶住锁定箍6下端。当锁定箍6未受力，即其上端未被上顶板4-1压住时，内壳7-2即在压缩弹簧7-3作用下顶升，直至内壳7-2壳顶突出外壳7-1顶面，当锁定箍6受力压缩时，压缩弹簧7-3收缩，内壳7-2下降，直至其壳顶与定位槽底端齐平。这样，当将锁定箍6下端压入定位槽中，压缩弹簧7-3中储存的弹性能能够在锁定箍6上端压力消失时，将锁定箍6向上弹出，使其不被卡死在底槽7内，以免影响弹性缠绕肋2的展开。

所述的安装孔加工成呈倒t型的防脱出结构，且当压缩弹簧7-3推动内壳7-2沿安装孔顶升至最大时，内壳7-2突出外壳7-1上端面。压缩弹簧7-3等结构的设置可以保证将锁定箍6下端顶出底槽7，进而不会影响弹性缠绕肋2的展开。防脱出结构的设置主要是为了避免在压缩弹簧7-3的作用下而使得内壳7-2被顶出并与外壳7-1完全分离，其可以采用常用的倒t型结构，此时，内壳7-2形状也设置成与安装孔相似。

所述的圆杆热刀10通过热刀支座11悬空布置在安装底座5上，圆杆热刀10通过加热电路与外接电源连接，当外接电源供电后，圆杆热刀10加热将锁定绳8熔断实现释放。热刀支座11可以设置成两个中间带孔的构件，采用聚酰亚胺材质，通过螺栓安装在安装底座5上，这样，圆杆热刀10即穿过热刀支座11的两个中间孔，采用螺丝固定，其目的是使热刀悬空与底板分离，外接电源可以由星体提供。

参见图5和图6所示，所述的上顶板4-1的边缘位置还向下延伸形成约束锁定箍6上端侧向自由度的卡爪。

上述的对实施例的描述是为便于该技术领域的普通技术人员能理解和使用发明。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其他实施例中而不必经过创造性的劳动。因此，本发明不限于上述实施例，本领域技术人员根据本发明的揭示，不脱离本发明范畴所做出的改进和修改都应该在本发明的保护范围之内。