专利名称：一种探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构的制作方法
技术领域：
本发明涉及空间探测技术领域，涉及一种探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构， 适用于小型卫星探测载荷支撑。
背景技术：
空间展开机构是实现太阳帆、天线展开、探测载荷支撑等功能的主要机构之一，随着研究深入，该技术日臻成熟，出现了多种不同的空间展开机构。主要分为桁架式展开机构、充气式展开机构和伸缩式展开机构。桁架式展开机构，利用铰链连接杆，形成网格状的展开结构。其优点是机构性能好，长度大，缺点是笨重，结构复杂。主要应用于空间探测器、较大型的太阳电池帆板及重力梯度杆。充气式展开机构，以柔性薄膜材料制造，内部为空腔，可进行充气展开。优点是质量轻，折叠效率高，缺点是可靠性不足，结构易硬化。主要应用于大型次结构体的展开。随着空间任务的发展，微小卫星的应用越来越广泛，这要求空间展开机构必须具有小质量、大伸缩比等特点。伸缩式展开机构渐渐成为空间伸杆机构的发展方向。伸缩式展开机构可以分为套筒伸缩式展开机构和薄壁管伸缩式展开机构。套筒伸缩式展开机构，由一系列同心的圆柱形薄壁套筒组成，可以一个叠一个地收缩在一起，展开后有一部分重叠的部分，类似电视机的天线。其优点是伸缩比大、稳定性好，缺点是笨重、长度受限。主要应用于大型航天器，电池帆板。薄壁管伸缩式展开机构，主要利用金属薄壁壳材料的弹性变形，采用类似卷尺的自展开方式完成展开。其优点是重量轻、体积小，缺点是展开过程不可控，不能收回。主要应用于小型航天器。上述的两种类型的伸缩式空间展开机构都存在不足，套筒伸缩式展开机构比较笨重、长度受限，薄壁管伸缩式展开机构展开过程不可控、不能收回，都不能完全适应小卫星的技术需求。
发明内容
本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种伸缩比大、可收回、展开平稳、位置可控的伸缩式空间展开机构，保证探测载荷的支撑需要，适合小型卫星的技术要求。本发明的技术解决方案是一种探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构，其特征在于包括存储部分、传动部分、支撑部分；所述存储部分包括卷筒、固定板、扭转弹簧、中心轴、偏心轴、伸杆；所述传动部分包括主动引导轮、被动引导轮、张紧轮、电机、滚子链、摆臂、拉紧弹簧、电机输出轮；所述支撑部分包括支架壁、底板、支撑项圈、支撑臂；存储部分用于存储卷曲后的伸杆；传动部分用于引导伸杆展开；支撑部分用于保持整个伸杆机构各部分的相对位置；卷筒内部有中心轴和偏心轴，中心轴与支架壁固定，通过轴承与卷筒连接，偏心轴直接通过轴承与卷筒连接；卷筒内部安装有一对扭转弹簧，在伸杆展开过程中存储能量，收回过程中释放能量，每个扭转弹簧分别与中心轴和偏心轴相固定；伸杆的自然状态是展开状态，通过主动引导轮和被动引导轮的压平过程，可以紧密地卷曲到卷筒之上；伸杆的末端通过卷筒上的固定板与卷筒固定；主动引导轮与支架壁通过轴承连接，被动引导轮通过轴承与摆臂一端连接；摆臂中心可相对支架壁转动，另一端通过拉紧弹簧与底板固定；电机给整个系统提供动力，带动主动引导轮转动，引导伸杆展开，电机固定于电机架上， 通过滚子链与主动引导轮相连；支撑项圈与伸杆的形状一样，通过支撑臂与支架壁、底板固定。 所述张紧轮可以在支架壁上左右移动，调节滚子链的松紧。所述电机为直流无刷伺服电机，可以实现正转和反转、位置控制。所述主动引导轮，电机输出轮，张紧轮在同一垂直平面。所述卷筒的主体为一个铝制的圆筒，伸杆存储时卷曲在卷筒上。本发明的原理如
图1所示，为了实现伸杆机构展开与收回两个过程，首先采用电机驱动，实现正反转驱动，再设计了扭转弹簧，安装于卷筒内部。整个伸杆机构在伸杆展开与收回的过程中存在能量转换在展开过程中，电机对系统提供能量，卷筒随之转动，伸杆将释放出来，扭转弹簧存储能量。在收回过程中，电机反转提供能量，卷筒随之反向转动，扭转弹簧释放能量，伸杆存储能量。但是，只有伸杆的能量、弹簧的能量和电机的能量之间满足一定的关系，才能保证伸杆顺利的展开和收回。首先考虑伸杆，伸杆从展开状态到存储状态要经过压平和卷曲两个过程，应力不能超过材料的限制，能量应该满足一定的关系。应力容易保证，能量计算过程如下。压平过程，半个伸杆截面尺寸图如图4所示，伸杆截面由三段相切的圆弧组成，伸杆材料厚度为t，材料弹性模量为E，泊松比为μ，伸杆长度为L，大圆弧弧长为L1,小圆弧弧长为L2,大圆弧半径为Γι，小圆弧半径为r2。由材料力学知识可以推出，伸杆压平的能量
Uboomflat 为:
/ i Li ι \Ul^rtrtmfl-f — L· Uf"af||a|f _ A , 乂.,.，I"Τ L·η JI. i) 卷曲过程，伸杆被压平后，相当于成为两块平行放置的长板，只用计算长板被卷曲到卷筒上的能量变化。伸杆被压平后的宽度为W，卷筒的直径为D，由类似的方法可以推出， 伸杆卷曲的能量U—为
「00201 Ut.,= 伸杆内的总能量ub。。mt。tal是压平过程能量与卷曲过程能量的和，因此有
「00221 IL,=IL + IL,=— —
"""boomtotal "Dooillflat ‘ tjDoomspool 12 1 ——μ*· 然后考虑扭转弹簧能量。如图5所示为扭转弹簧尺寸示意图，扭转弹簧由存储筒和输出筒组成，其中存储筒直径为屯，输出筒直径为d2，弹簧条厚度为t1;宽度为b，弹簧材料弹性模量为E1，泊松比为μ，扭转弹簧扭矩 ；为
扭转弹簧存储的能量Usp,ing，可以通过扭矩对扭转角度的积分得到，考虑到扭转弹簧力矩几乎恒定，能量可筒化为力矩与角度的积
权利要求
1.一种探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构，其特征在于包括存储部分(1)、传动部分O)、支撑部分(3)；所述存储部分(1)包括卷筒(101)、固定板(102)、扭转弹簧(103)、 中心轴(104)、偏心轴(105)、伸杆(106)；所述传动部分(2)包括主动引导轮(201)、被动引导轮002)、张紧轮003)、电机004)、滚子链005)、摆臂006)、拉紧弹簧Q07)、电机输出轮O08)；所述支撑部分C3)包括支架壁(301)、底板(302)、支撑项圈(303)、支撑臂(304)；存储部分(1)用于存储卷曲后的伸杆(106)；传动部分(2)用于引导伸杆(106) 展开；支撑部分(3)用于保持整个伸杆机构各部分的相对位置；卷筒(101)内部有中心轴 (104)和偏心轴(105)，中心轴(104)与支架壁(301)固定，通过轴承与卷筒(101)连接，偏心轴(10 直接通过轴承与卷筒(101)连接；卷筒(101)内部安装有一对扭转弹簧(103)， 在伸杆(106)展开过程中存储能量，收回过程中释放能量，每个扭转弹簧(10 分别与中心轴(104)和偏心轴(10 相固定；伸杆(106)的自然状态是展开状态，通过主动引导轮 (201)和被动引导轮Q02)的压平过程，可以紧密地卷曲到卷筒(101)之上；伸杆(106)的末端通过卷筒(101)上的固定板(102)与卷筒(101)固定；主动引导轮O01)与支架壁 (301)通过轴承连接，被动引导轮(20 通过轴承与摆臂(206) —端连接；摆臂Q06)中心可相对支架壁(301)转动，另一端通过拉紧弹簧(207)与底板(30 固定；电机(204)给整个系统提供动力，带动主动引导轮(201)转动，引导伸杆(106)展开，电机Q04)固定于电机架上，通过滚子链(20 与主动引导轮(201)相连；支撑项圈(30 与伸杆(106)的形状一样，通过支撑臂(304)与支架壁(301)、底板(302)固定。
2.根据权利要求1所述的探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构，其特征在于所述张紧轮(20 可以在支架壁(301)上左右移动，调节滚子链O05)的松紧。
3.根据权利要求1所述的探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构，其特征在于所述电机(204)为直流无刷伺服电机，可以实现正转和反转、位置控制。
4.根据权利要求1所述的探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构，其特征在于所述主动引导轮001)，电机输出轮008)，张紧轮(20 在同一垂直平面。
5.根据权利要求1所述的探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构，其特征在于所述卷筒(101)的主体为一个铝制的圆筒，伸杆存储时卷曲在卷筒(101)上。
全文摘要
一种探测载荷支撑用伸缩式空间伸杆机构，主要由存储部分、传动部分和支撑部分组成。存储部分用于存储卷曲后的伸杆；传动部分用于传递力矩，电机提供主动力矩，带动主动引导轮转动，引导伸杆展开；支撑部分用于保持伸杆系统各部分的相对位置。三个部分协同工作，构成整个系统。其优点在于伸杆机构伸缩比大，减轻了整个系统的重量；存储部分的扭转弹簧，保证了伸杆的顺利收回；伸杆展开过程平稳，减小了伸杆对卫星本体姿态的影响；位置可控的电机，保证了展开位置的精度。本发明可应用于小型卫星探测载荷的展开，相对于现有伸杆机构具有伸缩比大、可收回、展开平稳、位置可控等优点。
文档编号B64G1/24GK102501988SQ20111028673
公开日2012年6月20日 申请日期2011年9月26日 优先权日2011年9月26日
发明者李丹, 楚中毅, 雷宜安 申请人:北京航空航天大学