微纳卫星展开装置的制作方法

本申请实施例涉及连接技术，特别涉及一种微纳卫星展开装置。

背景技术：

近年来，立方星等微纳卫星的研制数量急剧增加，卫星的功能更加多样化，对卫星能源的要求也日益增加。现有技术中一般在卫星的外侧设置太阳帆板，然而，由于卫星的外侧的面积受限，太阳帆板的有效面积受到限制。

技术实现要素：

本申请实施例为解决现有技术中存在的问题提供一种微纳卫星展开装置。

本申请实施例的技术方案是这样实现的：

本申请实施例提供一种微纳卫星展开装置，所述微纳卫星展开装置包括：

卫星本体；

第一板体；

第一连接结构，连接所述卫星本体和所述第一板体，所述第一板体通过所述第一连接结构相对于所述卫星本体能够旋转；

第一弹性件，与所述第一连接结构连接；所述第一板体相对于所述卫星本体旋转至第一角度，所述第一板体处于折叠状态；所述第一弹性件变形；

第一绳体；所述第一板体通过所述第一绳体与所述卫星本体连接，所述第一绳体维持所述第一板体相对于所述卫星本体之间相对旋转的所述第一角度；

第一加热器，设置于所述卫星本体与所述第一绳体的连接处，加热能够熔断所述第一绳体；

当所述第一加热器熔断所述第一绳体时，所述第一板体与所述卫星本体断开连接，所述第一板体在所述第一弹性件的恢复力作用下相对于所述卫星本体旋转至第二角度，所述第一板体处于展开状态。

在一些可选的实现方式中，所述微纳卫星展开装置还包括：

第二板体；

第二连接结构，连接所述卫星本体和所述第二板体，所述第二板体通过所述第二连接结构相对于所述卫星本体能够旋转；

第二弹性件，与所述第二连接结构连接；所述第二板体相对于所述卫星本体旋转至第三角度，所述第二板体处于折叠状态；所述第二弹性件变形；

第二绳体；所述第二板体通过所述第二绳体与所述卫星本体连接，所述第二绳体维持所述第二板体相对于所述卫星本体之间相对旋转的所述第三角度；

第二加热器，设置于所述卫星本体与所述第二绳体的连接处，加热能够熔断所述第二绳体；

当所述第二加热器熔断所述第二绳体时，所述第二板体与所述卫星本体断开连接，所述第二板体在所述第二弹性件的恢复力作用下相对于所述卫星本体旋转至第四角度，所述第二板体处于展开状态。

在一些可选的实现方式中，所述微纳卫星展开装置还包括：

控制器，分别与所述第一加热器和所述第二加热器电连接，控制所述第一加热器和所述第二加热器加热。

在一些可选的实现方式中，所述第一板体和所述第二板体位于所述卫星本体的同侧；或，

所述第一板体和所述第二板体位于所述卫星本体的不同侧。

在一些可选的实现方式中，当所述第一板体和所述第二板体位于所述卫星本体的同侧时，所述第一板体与所述卫星本体抵接，所述第二板体与所述第一板体抵接，所述第一板体和所述第二板体均处于折叠状态；

所述控制器，控制所述第一加热器加热之前，控制所述第二加热器加热熔断所述第二绳体。

在一些可选的实现方式中，第一连接结构设置于所述卫星本体的第一侧面的第一端，所述第二连接结构设置于所述卫星本体的第一侧面的第二端；所述卫星本体的第一侧面的第一端和所述卫星本体的第一侧面的第二端相邻设置或相对设置。

在一些可选的实现方式中，所述微纳卫星展开装置还包括：

第一传感器，与所述控制器电连接，检测所述第一板体相对于所述卫星本体旋转的所述第二角度；所述控制器控制所述第一加热器加热，当所述控制器确定所述第一传感器检测到所述第一板体相对于所述卫星本体旋转的所述第二角度时，控制所述第一加热器停止加热；

第二传感器，与所述控制器电连接，检测所述第二板体相对于所述卫星本体旋转的所述第四角度；所述控制器控制所述第二加热器加热，当所述控制器确定所述第二传感器检测到所述第二板体相对于所述卫星本体旋转的所述第四角度时，控制所述第二加热器停止加热。

在一些可选的实现方式中，所述第一加热器包括：

第一电路；

第一加热电阻，设置于所述第一电路内；

第一开关，设置于所述第一电路内，控制所述第一电路的连通或断开；所述第一开关与所述控制器电连接，所述控制器通过所述第一开关控制所述第一加热电阻加热；

和/或，

所述第二加热器包括：

第二电路；

第二加热电阻，设置于所述第二电路内；

第二开关，设置于所述第二电路内，控制所述第二电路的连通或断开；所述第二开关与所述控制器电连接，所述控制器通过所述第二开关控制所述第二加热电阻加热。

在一些可选的实现方式中，所述微纳卫星展开装置还包括：第一限位机构；和/或，第二限位机构；

所述第一限位机构包括：

第一定位孔，设置于所述卫星本体上；

第三弹性件，设置于所述第一定位孔内，所述第三弹性件的第一端与所述第一定位孔的底壁抵接；

第一限位孔，设置于所述第一板体上；

第一限位件，设置于所述第一定位孔内，所述第一限位件的第一端与所述第三弹性件的第二端抵接；当所述第一板体相对于所述卫星本体旋转至第一角度时，所述第一限位件的第二端与所述第一板体抵接，所述第三弹性件受压变形；当所述第一板体相对于所述卫星本体旋转至第二角度时，所述第一限位件的第二端与所述第一限位孔的位置对应，所述第一限位件的第二端在所述第三弹性件恢复力作用下移动至所述第一限位孔内；

所述第二限位机构包括：

第二定位孔，设置于所述卫星本体上；

第四弹性件，设置于所述第二定位孔内，所述第四弹性件的第一端与所述第二定位孔的底壁抵接；

第二限位孔，设置于所述第二板体上；

第二限位件，设置于所述第二定位孔内，所述第二限位件的第一端与所述第四弹性件的第二端抵接；当所述第二板体相对于所述卫星本体旋转至第三角度时，所述第二限位件的第二端与所述第二板体抵接，所述第四弹性件受压变形；当所述第二板体相对于所述卫星本体旋转至第四角度时，所述第二限位件的第二端与所述第二限位孔的位置对应，所述第二限位件的第二端在所述第四弹性件恢复力作用下移动至所述第二限位孔内。

在一些可选的实现方式中，当所述微纳卫星展开装置包括第一限位机构时，所述微纳卫星展开装置还包括：

第一倾斜面，设置于所述第一板体上，与所述第一限位孔的孔面连接；当所述第一板体相对于所述卫星本体从所述第一角度向所述第二角度旋转时，所述第一限位件的第二端沿所述第一倾斜面移动，且所述第一限位件逐渐向远离所述第一定位孔的方向移动；

当所述微纳卫星展开装置包括第二限位机构时，所述微纳卫星展开装置还包括：

第二倾斜面，设置于所述第二板体上，与所述第二限位孔的孔面连接；当所述第二板体相对于所述卫星本体从所述第三角度向所述第四角度旋转时，所述第二限位件的第二端沿所述第二倾斜面移动，且所述第二限位件逐渐向远离所述第二定位孔的方向移动。

本申请实施例中，所述第一板体通过所述第一连接结构相对于所述卫星本体能够旋转，所述第一板体相对于所述卫星本体旋转至第一角度，所述第一板体处于折叠状态；所述第一弹性件变形，减小了微纳卫星展开装置的外侧的面积；当所述第一加热器熔断所述第一绳体时，所述第一板体与所述卫星本体断开连接，所述第一板体在所述第一弹性件的恢复力作用下相对于所述卫星本体旋转至第二角度，所述第一板体处于展开状态，能够有效地增大了微纳卫星展开装置的外侧的面积，使用更灵活。

附图说明

图1是本申请实施例中微纳卫星展开装置的一个可选的结构示意图；

图2是本申请实施例中微纳卫星展开装置的一个可选的结构示意图；

图3是本申请实施例中微纳卫星展开装置的一个可选的结构示意图；

图4是本申请实施例中微纳卫星展开装置的一个可选的结构示意图；

图5是本申请实施例中微纳卫星展开装置的一个可选的结构局部爆炸图；

图6是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第三连接件的一个可选的结构示意图；

图7是本申请实施例中微纳卫星展开装置的一个可选的结构局部爆炸图；

图8是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第四连接件的一个可选的结构示意图；

图9是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第一卫星帆板和第二卫星帆板的应力分布图；

图10是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第一卫星帆板和第二卫星帆板的形变位移分布图；

图11a是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第二卫星帆板展开角位移图；

图11b是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第二卫星帆板展开角速度图；

图11c是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第二卫星帆板展开角加速度图；

图12a是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第一卫星帆板展开角位移图；

图12b是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第一卫星帆板展开角速度图；

图12c是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第一卫星帆板展开角加速度图；

图13是本申请实施例中微纳卫星展开装置的第一卫星帆板和第二卫星帆板展开角图；

图14是本申请实施例中第二连接件和第四连接件之间的摩擦阻力图；

图15是本申请实施例中第一连接件和第三连接件之间的摩擦阻力图；

图16是本申请实施例中第二卫星帆板受到的冲击力图；

图17是本申请实施例中第一卫星帆板受到的冲击力图；

图18是本申请实施例中第一限位件和第二限位件提供的力图。

附图标记：100、第一板体；110、第一弹性件；120、第一连接结构；121、第一连接螺栓；130、第一绳体；140、第一连接件；141、第一连接通孔；142、第一限位孔；143、第一倾斜面；150、第一限位件；151、第三弹性件；200、第二板体；210、第二弹性件；220、第二连接结构；221、第二连接螺栓；230、第二绳体；240、第二连接件；241、第二连接通孔；242、第二限位孔；243、第二倾斜面；250、第二限位件；251、第四弹性件；300、卫星本体；310、第三连接件；311、第三连接通孔；312、第一螺纹孔；313、第一定位孔；320、第四连接件；321、第四连接通孔；322、第二螺纹孔；323、第二定位孔。

具体实施方式

以下结合附图及具体实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

在本申请实施例记载中，需要说明的是，除非另有说明和限定，术语“连接”应做广义理解，例如，可以是电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

需要说明的是，本申请实施例所涉及的术语“第一\第二\第三”仅仅是是区别类似的对象，不代表针对对象的特定排序，可以理解地，“第一\第二\第三”在允许的情况下可以互换特定的顺序或先后次序。应该理解“第一\第二\第三”区分的对象在适当情况下可以互换，以使这里描述的本申请的实施例可以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

以下结合图1至图18对本申请实施例记载的微纳卫星展开装置进行详细说明。

本申请实施例记载了一种微纳卫星展开装置，如图1至图4所示，微纳卫星展开装置包括：卫星本体300；第一板体100；第一连接结构120，连接所述卫星本体300和所述第一板体100，所述第一板体100通过所述第一连接结构120相对于所述卫星本体300能够旋转；第一弹性件110，与第一连接结构120连接；所述第一板体100相对于所述卫星本体300旋转至第一角度，所述第一板体100处于折叠状态；所述第一弹性件110变形；第一绳体130；所述第一板体100通过所述第一绳体130与所述卫星本体300连接，所述第一绳体130维持所述第一板体100相对于所述卫星本体300之间相对旋转的所述第一角度；第一加热器，设置于所述卫星本体300与所述第一绳体130的连接处，加热能够熔断所述第一绳体130；当所述第一加热器熔断所述第一绳体130时，所述第一板体100与所述卫星本体300断开连接，所述第一板体100在所述第一弹性件110的恢复力作用下相对于所述卫星本体300旋转至第二角度，所述第一板体100处于展开状态。

在本申请实施例中，卫星本体300的结构和形状不作限定。例如，卫星本体300可以为，立方星的星体。又例如，卫星本体300的形状可以为长方体形或立方体形。

在本申请实施例中，第一板体100的结构和形状不作限定。例如，第一板体100可以为太阳帆板。又例如，第一板体100的形状与卫星本体300与第一板体100连接侧的形状相同。

在本申请实施例中，第一弹性件110的结构和形状不作限定，只要能够为所述第一板体100提供恢复力即可。例如，如图2所示，第一弹性件110为弹簧。

在本申请实施例中，第一连接结构120的结构不作限定。第一连接结构120可以直接与第一板体100和卫星本体300连接，也可以通过其他结构与第一板体100和卫星本体300连接。例如，如图1和图5所示，第一板体100设置有第一连接件140，卫星本体300设置有第三连接件310；第一连接结构120包括：第一连接螺栓121；设置于第一连接件140上的第一连接通孔141，设置于第三连接件310上的第三连接通孔311和第一螺纹孔312，第一连接螺栓121通过第三连接通孔311和第一连接通孔141与第一螺纹孔312连接，第一板体100通过第一连接螺栓121相对于所述卫星本体300能够旋转。这里，第一弹性件110为套设在所述第一连接螺栓121上的第一弹簧。

在本申请实施例中，第一绳体130的材料不作限定，只要能够为第一板体100提供拉力，且能够被第一加热器熔断即可。例如，第一绳体130的材料可以为金属，也可以为非金属。

在本申请实施例中，第一加热器的结构不作限定，只要加热能够熔断所述第一绳体130即可。

在本申请实施例中，第一角度不作限定。例如，第一角度的范围可以为0度到90度。作为一示例，如图1至图3所示，第一角度为0度。第二角度不作限定。例如，第二角度的范围可以为90度到180度。作为一示例，如图1至图3所示，第二角度为180度。

在本申请实施例的一些可选的实现方式中，所述微纳卫星展开装置还可以包括：第一限位机构，通过第一限位机构维持所述第一板体100相对于所述卫星本体300之间相对旋转的所述第二角度。

例如，如图5和图6所示，所述第一限位机构包括：第一定位孔313，设置于所述卫星本体300上；第三弹性件151，设置于所述第一定位孔313内，所述第三弹性件151的第一端与所述第一定位孔313的底壁抵接；第一限位孔142，设置于所述第一板体100上；第一限位件150，设置于所述第一定位孔313内，所述第一限位件150的第一端与所述第三弹性件151的第二端抵接；当所述第一板体100相对于所述卫星本体300旋转至第一角度时，所述第一限位件150的第二端与所述第一板体100抵接，所述第三弹性件151受压变形；当所述第一板体100相对于所述卫星本体300旋转至第二角度时，所述第一限位件150的第二端与所述第一限位孔142的位置对应，所述第一限位件150的第二端在所述第三弹性件151恢复力作用下移动至所述第一限位孔142内。

这里，第一限位件150的形状和结构不作限定。例如，如图7所示，第一限位件150的截面形状为矩形。

这里，第三弹性件151的结构不作限定，只要能够为第一限位件150提供恢复力即可。例如，如图5所示，第三弹性件151为第三弹簧。

这里，如图5所示，所述微纳卫星展开装置还可以包括：第一倾斜面143，设置于所述第一板体100上，与所述第一限位孔142的孔面连接；当所述第一板体100相对于所述卫星本体300从所述第一角度向所述第二角度旋转时，所述第一限位件150的第二端沿所述第一倾斜面143移动，且所述第一限位件150逐渐向远离所述第一定位孔313的方向移动；这里，通过第一倾斜面143为第一限位件150提供导向作用，以便所述第一限位件150平滑地滑入所述第一定位孔313中。

在本申请实施例的一些可选的实现方式中，所述微纳卫星展开装置还可以包括：第二板体200；第二连接结构220，连接所述卫星本体300和所述第二板体200，所述第二板体200通过所述第二连接结构220相对于所述卫星本体300能够旋转；第二弹性件210，与第二连接结构220连接；所述第二板体200相对于所述卫星本体300旋转至第三角度，所述第二板体200处于折叠状态；所述第二弹性件210变形；第二绳体230；所述第二板体200通过所述第二绳体230与所述卫星本体300连接，所述第二绳体230维持所述第二板体200相对于所述卫星本体300之间相对旋转的所述第三角度；第二加热器，设置于所述卫星本体300与所述第二绳体230的连接处，加热能够熔断所述第二绳体230；当所述第二加热器熔断所述第二绳体230时，所述第二板体200与所述卫星本体300断开连接，所述第二板体200在所述第二弹性件210的恢复力作用下相对于所述卫星本体300旋转至第四角度，所述第二板体200处于展开状态。

在本实现方式中，第二板体200的结构和形状不作限定。例如，第二板体200可以为太阳帆板。又例如，第二板体200的形状与卫星本体300与第二板体200连接侧的形状相同。

在本实现方式中，第二弹性件210的结构和形状不作限定，只要能够为所述第二板体200提供恢复力即可。例如，第二弹性件210为弹簧。

在本实现方式中，第二连接结构220的结构不作限定。第二连接结构220可以直接与第二板体200和卫星本体300连接，也可以通过其他结构与第二板体200和卫星本体300连接。例如，如图1和图7所示，第二板体200设置有第二连接件240，卫星本体300设置有第四连接件320；第二连接结构220包括：第二连接螺栓221；设置于第二连接件240上的第二连接通孔241，设置于第四连接件320上的第四连接通孔321和第二螺纹孔322，第二连接螺栓221通过第四连接通孔321和第二连接通孔241与第二螺纹孔322连接，第二板体200通过第二连接螺栓221相对于所述卫星本体300能够旋转。这里，第二弹性件210为套设在所述第二连接螺栓221上的第二弹簧。

在本实现方式中，第二绳体230的材料不作限定，只要能够为第二板体200提供拉力，且能够被第二加热器熔断即可。例如，第二绳体230的材料可以为金属，也可以为非金属。

在本申请实施例中，第三角度不作限定。例如，第三角度的范围可以为0度到90度。作为一示例，如图1至图3所示，第三角度为0度。第四角度不作限定。例如，第四角度的范围可以为90度到180度。作为一示例，如图1至图3所示，第四角度为180度。

在本实现方式中，所述微纳卫星展开装置还可以包括：控制器，分别与所述第一加热器和所述第二加热器电连接，控制所述第一加热器和所述第二加热器加热。

在本实现方式中，所述第一板体100和所述第二板体200位于所述卫星本体300的同侧；或，所述第一板体100和所述第二板体200位于所述卫星本体300的不同侧。

例如，当所述第一板体100和所述第二板体200位于所述卫星本体300的同侧时，所述第一板体100与所述卫星本体300抵接，所述第二板体200与所述第一板体100抵接，所述第一板体100和所述第二板体200均处于折叠状态；所述控制器，控制所述第一加热器加热之前，控制所述第二加热器加热熔断所述第二绳体230；以使第二板体200先展开，第一板体100后展开。这里，第一角度和第三角度均为0度。

这里，第一连接结构120设置于所述卫星本体300的第一侧面的第一端，所述第二连接结构220设置于所述卫星本体300的第一侧面的第二端；所述卫星本体300的第一侧面的第一端和所述卫星本体300的第一侧面的第二端相邻设置或相对设置。当卫星本体300与所述第一板体100和所述第二板体200连接的侧面为矩形，所述卫星本体300的第一侧面的第一端和所述卫星本体300的第一侧面的第二端相邻设置时，所述第一板体100的旋转轴线和所述第二板体200的旋转轴线可以垂直；如图1至图4所示，所述卫星本体300的第一侧面的第一端和所述卫星本体300的第一侧面的第二端相对设置时，所述第一板体100的旋转轴线和所述第二板体200的旋转轴线可以平行；如图1和图3所示，当第一角度和第三角度均为0度时，所述第一板体100与所述卫星本体300抵接，所述第二板体200与所述第一板体100抵接；如图4所示，当第二角度和第四角度均为180度时，所述第一板体100和所述第二板体200分别与卫星本体300平行。

在本实现方式中，所述微纳卫星展开装置可以还包括：第一传感器，与所述控制器电连接，检测所述第一板体100相对于所述卫星本体300旋转的所述第二角度；所述控制器控制所述第一加热器加热，当所述控制器确定所述第一传感器检测到所述第一板体100相对于所述卫星本体300旋转的所述第二角度时，控制所述第一加热器停止加热；第二传感器，与所述控制器电连接，检测所述第二板体200相对于所述卫星本体300旋转的所述第四角度；所述控制器控制所述第二加热器加热，当所述控制器确定所述第二传感器检测到所述第二板体200相对于所述卫星本体300旋转的所述第四角度时，控制所述第二加热器停止加热。

这里，当所述第一板体100和所述第二板体200位于所述卫星本体300的同侧时，所述第一板体100与所述卫星本体300抵接，所述第二板体200与所述第一板体100抵接，所述第一板体100和所述第二板体200均处于折叠状态；所述控制器，控制所述第二加热器加热所述第二绳体230；当所述控制器确定所述第二传感器检测到所述第二板体200相对于所述卫星本体300旋转的所述第四角度时，控制所述第二加热器停止加热，控制所述第一加热器加热，当所述控制器确定所述第一传感器检测到所述第一板体相对于所述卫星本体旋转的所述第二角度时，控制所述第一加热器停止加热；以使第二板体200先展开，第一板体100后展开。

这里，第一传感器可以直接设置在第一板体100，也可以直接设置在卫星本体300上。第一传感器可以为第一角度传感器，也可以为第一压力传感器。当第一传感器为第一压力传感器时，第一压力传感器可以设置在第一连接件140上，也可以设置在第三连接件310上，当所述第一板体100相对于所述卫星本体300旋转至所述第二角度时，第一压力传感器被挤压并发送信息给控制器，以便控制器控制所述第一加热器停止加热。

这里，第二传感器可以直接设置在第二板体200，也可以直接设置在卫星本体300上。第二传感器可以为第二角度传感器，也可以为第二压力传感器。当第二传感器为第二压力传感器时，第二压力传感器可以设置在第二连接件240上，也可以设置在第四连接件320上，当所述第二板体200相对于所述卫星本体300旋转至所述第四角度时，第二压力传感器被挤压并发送信息给控制器，以便控制器控制所述第二加热器停止加热。

在本实现方式中，第一加热器的结构不作限定，只要加热能够熔断所述第一绳体130即可。例如，所述第一加热器可以包括：第一电路；第一加热电阻，设置于所述第一电路内；第一开关，设置于所述第一电路内，控制所述第一电路的连通或断开；所述第一开关与所述控制器电连接，所述控制器通过所述第一开关控制所述第一加热电阻加热；从而实现通过第一加热电阻加热熔断所述第一绳体130。本领域技术人员可以根据实际需要来设置第一加热电阻和第一绳体130，只要第一加热电阻加热能够熔断第一绳体130即可。

在本实现方式中，第二加热器的结构不作限定，只要加热能够熔断所述第二绳体230即可。例如，所述第二加热器可以包括：第二电路；第二加热电阻，设置于所述第二电路内；第二开关，设置于所述第二电路内，控制所述第二电路的连通或断开；所述第二开关与所述控制器电连接，所述控制器通过所述第二开关控制所述第二加热电阻加热；从而实现通过第二加热电阻加热熔断所述第二绳体230。本领域技术人员可以根据实际需要来设置第二加热电阻和第二绳体230，只要第二加热电阻加热能够熔断第二绳体230即可。

在本实现方式中，所述微纳卫星展开装置还可以包括：第二限位机构，通过第二限位机构维持所述第二板体200相对于所述卫星本体300之间相对旋转的所述第四角度。

例如，如图7和图8所示，所述第二限位机构包括：第二定位孔323，设置于所述卫星本体300上；第四弹性件251，设置于所述第二定位孔323内，所述第四弹性件251的第一端与所述第二定位孔323的底壁抵接；第二限位孔242，设置于所述第二板体200上；第二限位件250，设置于所述第二定位孔323内，所述第二限位件250的第一端与所述第四弹性件251的第二端抵接；当所述第二板体200相对于所述卫星本体300旋转至第三角度时，所述第二限位件250的第二端与所述第二板体200抵接，所述第四弹性件251受压变形；当所述第二板体200相对于所述卫星本体300旋转至第四角度时，所述第二限位件250的第二端与所述第二限位孔242的位置对应，所述第二限位件250的第二端在所述第四弹性件251恢复力作用下移动至所述第二限位孔242内。

这里，第二限位件250的形状和结构不作限定。例如，如图7所示，第二限位件250的截面形状为矩形。

这里，第四弹性件251的结构不作限定，只要能够为第二限位件250提供恢复力即可。例如，如图7所示，第四弹性件251为第四弹簧。

这里，如图7所示，所述微纳卫星展开装置还可以包括：第二倾斜面243，设置于所述第二板体200上，与所述第二限位孔242的孔面连接；当所述第二板体200相对于所述卫星本体300从所述第三角度向所述第四角度旋转时，所述第二限位件250的第二端沿所述第二倾斜面243移动，且所述第二限位件250逐渐向远离所述第二定位孔323的方向移动；这里，通过第二倾斜面243为第二限位件250提供导向作用，以便所述第二限位件250平滑地滑入所述第二定位孔323中。

本领域技术人员应当理解的是，当所述微纳卫星展开装置包括：第一板体100和第二板体200时，所述微纳卫星展开装置可以包括第一限位机构，也可以包括第二限位机构，还可以包括第一限位机构和第二限位机构。

本实现方式中，所述第一板体100和所述第二板体200处于展开状态，能够进一步增大微纳卫星展开装置的外侧的面积，使用更灵活。当然，本领域技术人员可以设置更多的板体。

本申请实施例中，所述第一板体100通过所述第一连接结构120相对于所述卫星本体300能够旋转，所述第一板体100相对于所述卫星本体300旋转至第一角度，所述第一板体100处于折叠状态；所述第一弹性件110变形，减小了微纳卫星展开装置的外侧的面积；当所述第一加热器熔断所述第一绳体130时，所述第一板体100与所述卫星本体300断开连接，所述第一板体100在所述第一弹性件110的恢复力作用下相对于所述卫星本体300旋转至第二角度，所述第一板体100处于展开状态，能够有效地增大了微纳卫星展开装置的外侧的面积，使用更灵活。

在一示例中，卫星本体为卫星卫星本体，卫星卫星本体的尺寸为100mm×100mm×100mm；第一板体为第一卫星帆板，第二板体为第二卫星帆板，第一角度和第三角度为0度，第二角度和第四角度为180度，并设置限位机构，对第一卫星帆板和第二卫星帆板的展开过程进行仿真分析。

第一卫星帆板和第二卫星帆板的材料均为铝合金材料2024，弹性模量73gpa，泊松比0.33，密度2800kg/m3，热导率140w/(k·m)，屈服强度75.8mpa，经过t4处理后，屈服强度能够达到325mpa，切变模量28gpa，具有较好的强度，刚度，韧性，导热性以及抗疲劳性能。

经仿真得到，在最大屈服强度范围中，第一卫星帆板和第二卫星帆板能承受的最大干扰力为96.15n，产生的最大形变位移为2.35mm，具体参图9第一卫星帆板和第二卫星帆板的应力分布图和图10第一卫星帆板和第二卫星帆板的形变位移分布图。

将微纳卫星展开装置中的第一弹性件和第二弹性件利用软件的扭转弹簧代替，设置扭转弹簧参数为1n·mm/度，设置扭转弹簧自由角度为180度，阻尼忽略不计。第三弹性件和第四弹性件使用线性弹簧代替，设置线性弹簧参数为1n/mm,阻尼系数忽略，设置线性弹簧线径为0.1mm，线性弹簧外径1mm，线性弹簧自由状态下长度为3mm。得到仿真结果具体参见图11a第二卫星帆板展开角位移图，图11b第二卫星帆板展开角速度图和图11c第二卫星帆板展开角加速度图；以及图12a第二卫星帆板展开角位移图，图12b第二卫星帆板展开角速度图和图12c第二卫星帆板展开角加速度图。

仿真结果显示，第二卫星帆板展开180度的时间约为0.1秒，第一卫星帆板展开180度时间约0.12秒，将扭转弹簧参数修改为5n·mm/度，阻尼为4n·mm/度时，得到仿真结果具体参见图13第一卫星帆板和第二卫星帆板展开角。即第一卫星帆板和第二卫星帆板展开时间延长到3秒，且转动更加平稳。适当增大阻尼系数可以使展开过程更加平稳，相应的展开时间会增加。

展开过程中，微纳卫星展开装置中第二连接件240和第四连接件320之间的摩擦阻力如图14，第一连接件140和第三连接件310之间的摩擦阻力如图15。

第一连接件140和第三连接件310之间、以及第二连接件240和第四连接件320之间的接触为干接触，材料为铝合金，第一卫星帆板和第二卫星帆板展开至180度后，第一限位件150推入第一定位孔313，第二限位件250推入第二定位孔323，抑制第一卫星帆板和第二卫星帆板振动，接触面间的摩擦阻力逐渐减少，直至帆板停止振动。

在帆板展开的末尾，会受到微纳卫星展开装置限位部分的冲击，第二卫星帆板受到的冲击力如图16，第一卫星帆板受到的冲击力如图17。得到帆板展开过程受到的最大冲击力分别为9n，12n，此数值小于帆板能够承受的干扰力最大值96.15n，不会使连接部分失效。设计具有较高的可靠性。如图18所示，第一限位件150和第二限位件250提供约为3.5n的力，有效的抑制第一卫星帆板和第二卫星帆板的自振。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。