本发明属于航天技术领域，尤其涉及一种太阳翼展开联动装置。
背景技术：
在航天领域，太阳翼是航天器上的一个重要设备，太阳翼的安装方式根据具体的应用场景不同而不同。以航天器分支中的遥感卫星分支中的平面sar(syntheticapertureradar，合成孔径雷达)载荷卫星为例，国际上普遍采用的太阳翼的安装方式如下：太阳翼安装在与其展开方向平行的安装面上，与太阳翼展开方向垂直的安装面则被其它设备占据。在此种安装方式下，若采用常规的太阳翼展开联动方案，即根部铰链与板间铰链按照1：1定传动比联动转动180°，则在展开过程中，太阳翼的质心会发生较大变化，会对航天器姿态产生较大扰动，且会形成较大的展开锁定冲击。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种太阳翼展开联动装置，对太阳翼的展开轨迹进行约束，加以控制,降低了太阳翼展开过程对航天器姿态的扰动和展开锁定冲击。
为了解决上述技术问题，本发明公开了一种太阳翼展开联动装置，包括：定轮(1)、动轮(2)、定轮联动绳(3)、动轮联动绳(4)、定轮导向轮(5)、动轮导向轮(6)和限位柱(11)；
其中，定轮(1)包括：转动轴(7)和定轮圆弧槽(12)；动轮(2)包括：动轮转轴(8)、动轮圆弧槽(13)和空腔(14)；
定轮(1)固定安装在太阳翼的根部铰链(15)上；其中，转动轴(7)与根部铰链(15)的根部铰链转动轴(9)同轴；
动轮(2)通过动轮转轴(8)与定轮(1)连接，动轮(2)可绕动轮转轴(8)转动；
限位柱(11)固定安装在定轮(1)上；其中，限位柱(11)位于动轮(2)的空腔(14)，限定动轮(2)的转动范围；
定轮联动绳(3)的一端连接在定轮(1)上，连接副为转动副；定轮联动绳(3)的另一端通过定轮导向轮(5)改变方向后，连接在太阳翼的板间铰链联动轮(10)上；其中，定轮联动绳(3)与所述定轮圆弧槽(12)位于同一水平面；
动轮联动绳(4)的一端缠绕在动轮圆弧槽(13)内，并固定在动轮圆弧槽(13)末端；动轮联动绳(4)的另一端通过动轮导向轮(6)改变方向后,连接在太阳翼的板间铰链联动轮(10)上。
在上述太阳翼展开联动装置中，定轮圆弧槽(12)的圆心与根部铰链转动轴(9)重合；
定轮圆弧槽(12)的半径与动轮圆弧槽(13)的半径相等；
动轮圆弧槽(13)的圆心到动轮转轴(8)的距离与动轮转轴(8)到根部铰链转动轴(9)的距离相等。
在上述太阳翼展开联动装置中，所述太阳翼展开联动装置的运动阶段包括：从初始位置运动至第一展开位置的第一阶段，从第一展开位置运动至第二展开位置的第二阶段，和从第二展开位置运动至结束位置的第三阶段。
在上述太阳翼展开联动装置中，当所述太阳翼展开联动装置处于初始位置时，限位柱(11)紧贴动轮(2)的空腔(14)的其中一侧，保持固定不动；动轮联动绳(4)在动轮圆弧槽(13)上的出口位置与定轮(1)上的转动轴(7)重合。
在上述太阳翼展开联动装置中，在第一阶段过程中，根部铰链(15)绕根部铰链转动轴(9)转动，定轮联动绳(3)和动轮联动绳(4)均不发生传动，板间铰链联动轮(10)不发生相对转动。
在上述太阳翼展开联动装置中，当所述太阳翼展开联动装置运动至第一展开位置时，定轮联动绳(3)与定轮圆弧槽(12)相接触、进入定轮圆弧槽(12)；动轮联动绳(4)的反向延长线通过动轮转轴(8)。
在上述太阳翼展开联动装置中，在第二阶段过程中，根部铰链(15)继续绕根部铰链转动轴(9)转动，定轮联动绳(3)随根部铰链(15)的转动而缠绕到定轮圆弧槽(12)内，转动轴(7)至定轮导向轮(5)间的绳长变长而形成传动；动轮(2)脱离限位柱(11)的约束绕动轮转轴(8)转动，动轮圆弧槽(13)至动轮导向轮(6)间的绳长变短，形成与定轮联动绳(3)对应匹配的传动关系。
在上述太阳翼展开联动装置中，当所述太阳翼展开联动装置运动至第二展开位置时，限位柱(11)紧贴动轮(2)的空腔(14)的另一侧，动轮(2)的转动被限位柱(11)限位；动轮圆弧槽(13)的圆心与根部铰链转动轴(9)重合；动轮圆弧槽(13)与定轮圆弧槽(12)的外形轮廓完全匹配。
在上述太阳翼展开联动装置中，在第三阶段过程中，根部铰链(15)继续绕根部铰链转动轴(9)转动，定轮联动绳(3)随根部铰链(15)的转动逐渐缠绕到定轮圆弧槽(12)内，动轮联动绳(4)逐渐从动轮圆弧槽(13)放出，形成定传动比传动，直至所述太阳翼展开联动装置运动至结束位置。
在上述太阳翼展开联动装置中，在第一阶段，根部铰链(15)的转动角度为70°；
在第二阶段，根部铰链(15)转动的同时，太阳翼的各板间铰链在板间铰链联动轮(10)的作用下开始展开；根部铰链(15)从70°转动至110°，各板间铰链从0°展开至40°；
在第三阶段，根部铰链(15)从110°展开至180°，各板间铰链通常从40°展开至180°。
本发明具有以下优点：
(1)本发明所述的太阳翼展开联动装置，基于定轮和动轮的设计实现了对太阳翼的展开轨迹进行控制和约束，大幅降低了太阳翼展开过程对航天器的扰动并降低锁定冲击。
(2)本发明所述的太阳翼展开联动装置能够有效的控制太阳翼展开轨迹，太阳翼展开翼面以外区域通常有其他大型设备，此种展开方式不会进入该区域，避免与其它设备干涉。
(3)本发明所述的太阳翼展开联动装置结构简单、运动过程连续、可靠性高。
(4)本发明所述的太阳翼展开联动装置运动过程可逆，地面试验阶段太阳翼收拢过程简单，中间无需人为干预联动装置。
附图说明
图1是本发明实施例中一种基于太阳翼展开联动装置的太阳翼的展开示意图；
图2是本发明实施例中一种太阳翼展开过程中根部铰链与板间铰链展开角度对应关系图；
图3是本发明实施例中一种太阳翼展开联动装置的结构示意图；
图4是本发明实施例中一种太阳翼展开联动装置的局部示意图；
图5是本发明实施例中一种太阳翼展开联动装置的运动阶段状态示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公共的实施方式作进一步详细描述。
本发明公开的太阳翼展开联动装置，可以适应具有特定构型的航天器。本发明的太阳翼展开联动装置使太阳翼的连续展开过程中包含三个不同传动规律的阶段，从初始位置运动至第一展开位置的第一阶段，从第一展开位置运动至第二展开位置的第二阶段，和从第二展开位置运动至结束位置的第三阶段。其中，各阶段根部铰链与板间铰链的传动关系分别为1：0传动、变传动比传动和1：n(n通常为2)定传动比传动。本发明所述的太阳翼展开联动装置约束了太阳翼展开轨迹，降低了太阳翼展开过程中对航天器的扰动和展开锁定冲击。
如图1，示出了本发明实施例中一种基于太阳翼展开联动装置的太阳翼的展开示意图。在本发明中，太阳翼展开联动装置对太阳翼的展开轨迹加以约束，当所述太阳翼展开联动装置处于初始位置时，限位柱(11)紧贴动轮(2)的空腔(14)的其中一侧，保持固定不动；动轮联动绳(4)在动轮圆弧槽(13)上的出口位置与定轮(1)上的转动轴(7)重合。在上述太阳翼展开联动装置中，在第一阶段过程中，根部铰链(15)绕根部铰链转动轴(9)转动，定轮联动绳(3)和动轮联动绳(4)均不发生传动，板间铰链联动轮(10)不发生相对转动，形成1：0传动。在第二阶段，定轮联动绳逐渐缠绕到定轮上的定轮圆弧槽内，而动轮2逐渐摆脱初始位置，定轮圆弧槽向动轮圆弧槽靠拢，该阶段根部铰链与板间铰链形成变传动比传动。在第三阶段，动轮圆弧槽与定轮圆弧槽组合成一个不在同一平面但轮廓完全匹配的圆形联动轮，该阶段根部铰链与板间铰链形成1：n(n通常为2)定传动比传动。
优选的，在本发明中，在第一阶段，太阳翼各板形成整体绕根部铰链转动，该阶段根部铰链通常转动70°左右。第二阶段，太阳翼的各板间铰链在板间铰链联动轮的作用下开始展开，该阶段根部铰链通常从70°转动至约110°，各板间铰链通常从0°展开至约40°。第三阶段，根部铰链通常从110°展开至180°，各板间铰链通常从40°展开至180°。在整个过程中根部铰链展开180°，各板间铰链亦展开180°。其中，根部铰在各个阶段的转动角度、以及各板间铰链在各个阶段的转动角度可以根据实际应用场景确定，上述转动角度仅为示例性说明，包括但不仅限于上述转动角度。
如图2，示出了本发明实施例中一种太阳翼展开过程中根部铰链与板间铰链展开角度对应关系图。由图2可见，太阳翼根部铰链展开角度与板间铰链展开角度关系曲线光滑，该曲线可分为三个部分，分别对应上述展开的三个阶段。其中，第一部分为水平直线，表示根部铰链转动时板间铰链不转动；第二部分为近似抛物线，表示根部铰链与板间铰链以变化的传动关系转动；第三部分为斜率为2的直线，表示根部铰链与板间铰链以1：2传动比传动。此外，如图2，图2中的阴影部分为其他设备所在区域，可见，在本实施例中，根部铰链与板间铰链转动角度曲线没用进入图2中的阴影部分，换而言之，本实施例所述的太阳翼展开联动装置在太阳翼的展开过程中，避开了图1中示出的其他设备区域，不会触碰到其他设备，避免了太阳翼与其它设备之间的干涉。
需要说明的是，在本实施例中，展开的上述三个阶段是按照展开规律人为划分，太阳翼的展开实际是一个连续的过程，各阶段的衔接为自然衔接，各铰链无转速突变环节，即转速-时间曲线可导。太阳翼的这种展开规律是基于本发明所述的太阳翼展开联动装置控制实现的。
参照图3，示出了本发明实施例中一种太阳翼展开联动装置的结构示意图；图4，示出了本发明实施例中一种太阳翼展开联动装置的局部示意图。
结合图3和4，在本实施例中，太阳翼展开联动装置可以包括：定轮1、动轮2、定轮联动绳3、动轮联动绳4、定轮导向轮5、动轮导向轮6和限位柱11。其中，所述定轮1可以包括：转动轴7和定轮圆弧槽12；所述动轮2包括：动轮转轴8、动轮圆弧槽13和空腔14。
其中：
定轮1固定安装在太阳翼的根部铰链15上；其中，转动轴7与根部铰链15的根部铰链转动轴9同轴。
动轮2通过动轮转轴8与定轮1连接，动轮2可绕动轮转轴8转动。
限位柱11固定安装在定轮1上；其中，限位柱11位于动轮2的空腔14，限定动轮2的转动范围。
定轮联动绳3的一端连接在定轮1上，连接副为转动副；定轮联动绳3的另一端通过定轮导向轮5改变方向后，连接在太阳翼的板间铰链联动轮10上；其中，定轮联动绳3与所述定轮圆弧槽12位于同一水平面。
动轮联动绳4的一端缠绕在动轮圆弧槽13内，并固定在动轮圆弧槽13末端；动轮联动绳4的另一端通过动轮导向轮6改变方向后,连接在太阳翼的板间铰链联动轮10上。
优选的，在本实施例中，定轮圆弧槽12的圆心与根部铰链转动轴9重合；定轮圆弧槽12的半径与动轮圆弧槽13的半径相等；动轮圆弧槽13的圆心到动轮转轴8的距离与动轮转轴8到根部铰链转动轴9的距离相等。
在本实施例中，如前所述，所述太阳翼展开联动装置的运动阶段包括：第一阶段、第二阶段和第三阶段。参照图5，示出了本发明实施例中一种太阳翼展开联动装置的运动阶段状态示意图。
当所述太阳翼展开联动装置处于初始位置时，限位柱11紧贴动轮2的空腔14的其中一侧，动轮联动绳4对动轮2的作用力使动轮2的空腔14的其中一侧紧贴限位柱11保持固定不动；动轮联动绳4在动轮圆弧槽13上的出口位置与定轮1上的转动轴7重合。
在第一阶段过程中，根部铰链15绕根部铰链转动轴9转动，定轮联动绳3和动轮联动绳4均不发生传动，板间铰链联动轮10不发生相对转动，板间铰链不展开。
当所述太阳翼展开联动装置运动至第一展开位置时，定轮联动绳3与定轮圆弧槽12相接触、进入定轮圆弧槽12；动轮联动绳4的反向延长线通过动轮转轴8。
在第二阶段过程中，根部铰链15继续绕根部铰链转动轴9转动，定轮联动绳3随根部铰链15的转动而缠绕到定轮圆弧槽12内，转动轴7至定轮导向轮5间的绳长变长而形成传动；动轮2脱离限位柱11的约束绕动轮转轴8转动，动轮圆弧槽13至动轮导向轮6间的绳长变短，形成与定轮联动绳3对应匹配的传动关系。
当所述太阳翼展开联动装置运动至第二展开位置时，限位柱11紧贴动轮2的空腔14的另一侧，动轮2的转动被限位柱11限位，也即，动轮2再次被限位柱11限位；动轮圆弧槽13的圆心与根部铰链转动轴9重合。其中，优选的，如图4所示，定轮圆弧槽12和动轮圆弧槽13的外形轮廓完全匹配，
动轮圆弧槽13与定轮圆弧槽12的外形轮廓完全匹配。
在第三阶段过程中，根部铰链15继续绕根部铰链转动轴9转动，定轮联动绳3随根部铰链15的转动逐渐缠绕到定轮圆弧槽12内，动轮联动绳4逐渐从动轮圆弧槽13放出，形成定传动比传动，直至所述太阳翼展开联动装置运动至结束位置。
综上所述，本发明所述的太阳翼展开联动装置，基于定轮和动轮的设计实现了对太阳翼的展开轨迹进行控制和约束，大幅降低了太阳翼展开过程对航天器的扰动并降低锁定冲击。
其次，本发明所述的太阳翼展开联动装置能够有效的控制太阳翼展开轨迹，太阳翼展开翼面以外区域通常有其他大型设备，此种展开方式不会进入该区域，避免与其它设备干涉。
此外，本发明所述的太阳翼展开联动装置结构简单、运动过程连续、可靠性高；运动过程可逆，地面试验阶段太阳翼收拢过程简单，中间无需人为干预联动装置。
本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。