一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构的制作方法

本发明涉及太阳翼技术探测领域，尤其涉及的是一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构。

背景技术：

1、航天器在轨长期运行过程中，主要依靠太阳翼为航天器提供电能。太阳翼利用贴于其上电池片，将光能转化为电能，供航天器使用。

2、当航天器进行大范围的变轨时，展开状态的太阳翼承受较大过载，对太阳翼收纳的要求也无法满足；具备重复收展的太阳翼可收拢压紧后进行轨道控制，可降低航天器及太阳翼承受的载荷。

3、目前航天器多采用柔性太阳翼，但目前的柔性太阳翼或需要利用剪叉形支架、或通过弹性组件来控制太阳翼的展收，前者较为繁重，后者可能会导致整体太阳翼在收拢过程中部分太阳能电池片褶皱，从而当太阳翼收拢压紧后造成太阳能电池片损坏。

技术实现思路

1、因此，本发明正是鉴于以上问题而做出的，本发明的目的在于可通过扇形展收柔性太阳翼，并在太阳翼展收过程中始终保持每部分太阳能电池片的形态，不仅可以降低太阳翼的收拢体积与重量，还防止了太阳能电池片的损坏，本发明是通过以下技术方案实现上述目的：

2、一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，包括：太阳翼、展收机构，相邻两个太阳翼的上端通过第一连接板连接，相邻两个太阳翼的下端通过弹性连接件与第二连接板连接，第一连接板上方固定设置有转动板，第一连接板右端固定设置有固定板，位于中部的多个第一连接板的右端均固定设置有第一控制板，第一控制板的右端设有第一控制件，第二连接板的右端下方设有安装板，安装板上可转动安装有安装杆，安装杆的右端设有第二控制板，第二控制板的下端设有第二控制件，第二连接板的右侧底部开设有滑动槽，展收机构包括：支撑盘、第一固定盘、第一升降盘、第二升降盘、控制盘、第二固定盘，支撑盘位于展收机构的下端，第一固定盘固定安装于支撑盘上端，第一升降盘滑动安装于第一固定盘的上端，控制盘位于第一升降盘的上方，且控制盘的内部设有第二升降盘，控制盘的上端设有第二固定盘。

3、优选的，支撑盘的下端设有驱动电机，驱动电机的输出端设有驱动杆，驱动杆的上端设有转动盘，且转动盘与转动板固定连接，驱动杆的下端固定设置有驱动齿轮，动齿轮的外侧均匀排布啮合有四个控制齿轮，四个控制齿轮均可转动安装于支撑盘上端，四个所述控制齿轮的上端固定设置有控制杆，驱动齿轮的外周面设置有齿牙，四个控制杆上均设置有螺纹，且位于支撑盘前后两端的两个控制杆的螺纹螺距大于支撑盘左右两端的两个控制杆的螺纹螺距。

4、优选的，第一固定盘的下端通过固定件安装在支撑盘上，所述第一固定盘上均匀分布开设有四个第一通过孔，所述第一固定盘的上端固定设置有支撑件，所述支撑件的中部贯穿开设有第二通过孔，四个第一通过孔分别用于四个控制杆通过，第二通过孔用于驱动杆通过。

5、优选的，所述第一升降盘的外周上端开设有第一控制槽，第一升降盘的内侧前后两端均贯穿开设有第一控制部，所述第一升降盘的内侧左右两端均贯穿开设有第三通过孔，第一控制槽内部可滑动安装有多个第三控制件，第三控制件的上端均设有第三控制板，第三控制板的左端均设有第三连接板，第三连接板的左端上方均设有连接杆，连接杆的上端固定设置有第四控制件，两个第一控制部内部均设置有螺纹槽，与控制杆的螺纹相配合，第四控制件可滑动安装在滑动槽内部。

6、优选的，第二升降盘的外周上端开设有第二控制槽，第二控制槽可供第二控制件在其内部滑动，第二升降盘的内周左右两端均贯穿开设有第二控制部，第二控制部内部均设置有螺纹槽，与内部的控制杆螺纹配合，所述第二升降盘的内周前后两端均贯穿开设有第四通过孔，所述控制盘的外周贯穿开设有多个不同曲径的第三控制槽，且多个第三控制槽内部可供安装杆穿过，控制盘的上端中部开设有第五通过孔，驱动杆贯穿第五通过孔，第二固定盘的外周开设有第四控制槽，第一控制件在其内部滑动，第二固定盘与固定板固定连接。

7、本发明有益效果：

8、1、本发明可通过展收机构扇形展收太阳翼，无需过长的支架即可实现太阳翼的展收，且收拢面积小、重量轻。

9、2、本发明可通过两个升降盘的升降始终保持各部分太阳翼的姿态，并使各部分太阳翼同时展开，从而保证了太阳翼展收的稳定性，并防止了太阳翼收拢后部分褶皱造成的太阳能电池片损坏。

技术特征：

1.一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，包括：太阳翼(100)、展收机构(200)；其特征在于：相邻两个太阳翼(100)的上端通过第一连接板(110)连接，相邻两个太阳翼(100)的下端通过弹性连接件(121)与第二连接板(120)连接，第一连接板(110)上方固定设置有转动板(111)，第一连接板(110)右端固定设置有固定板(112)，位于中部的多个第一连接板(110)的右端均固定设置有第一控制板(113)，第一控制板(113)的右端设有第一控制件(114)，第二连接板(120)的右端下方设有安装板(122)，安装板(122)上可转动安装有安装杆(123)，安装杆(123)的右端设有第二控制板(124)，第二控制板(124)的下端设有第二控制件(125)，第二连接板(120)的右侧底部开设有滑动槽(126)，展收机构(200)包括：支撑盘(210)、第一固定盘(220)、第一升降盘(230)、第二升降盘(240)、控制盘(250)、第二固定盘(260)，支撑盘(210)位于展收机构(200)的下端，第一固定盘(220)固定安装于支撑盘(210)上端，第一升降盘(230)滑动安装于第一固定盘(220)的上端，控制盘(250)位于第一升降盘(230)的上方，且控制盘(250)的内部设有第二升降盘(240)，控制盘(250)的上端设有第二固定盘(260)。

2.根据权利要求1所述的一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其特征在于：支撑盘(210)的下端设有驱动电机(211)，驱动电机(211)的输出端设有驱动杆(212)，驱动杆(212)的上端设有转动盘(213)，且转动盘(213)与转动板(111)固定连接，驱动杆(212)的下端固定设置有驱动齿轮(214)，动齿轮(214)的外侧均匀排布啮合有四个控制齿轮(215)，四个控制齿轮(215)均可转动安装于支撑盘(210)上端，四个所述控制齿轮(215)的上端固定设置有控制杆(216)。

3.根据权利要求1所述的一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其特征在于：驱动齿轮(214)的外周面设置有齿牙，四个控制杆(216)上均设置有螺纹，且位于支撑盘(210)前后两端的两个控制杆(216)的螺纹螺距大于支撑盘(210)左右两端的两个控制杆(216)的螺纹螺距。

4.根据权利要求1所述的一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其特征在于：第一固定盘(220)的下端通过固定件(221)安装在支撑盘(210)上，所述第一固定盘(220)上均匀分布开设有四个第一通过孔(222)，所述第一固定盘(220)的上端固定设置有支撑件(223)，所述支撑件(223)的中部贯穿开设有第二通过孔(224)。

5.根据权利要求2或4所述的一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其特征在于：四个第一通过孔(222)分别用于四个控制杆(216)通过，第二通过孔(224)用于驱动杆(212)通过。

6.根据权利要求1所述的一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其特征在于：所述第一升降盘(230)的外周上端开设有第一控制槽(231)，第一升降盘(230)的内侧前后两端均贯穿开设有第一控制部(232)，所述第一升降盘(230)的内侧左右两端均贯穿开设有第三通过孔(233)，第一控制槽(231)内部可滑动安装有多个第三控制件(234)，第三控制件(234)的上端均设有第三控制板(235)，第三控制板(235)的左端均设有第三连接板(236)，第三连接板(236)的左端上方均设有连接杆(237)，连接杆(237)的上端固定设置有第四控制件(238)。

7.根据权利要求1或2所述的一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其特征在于：两个第一控制部(232)内部均设置有螺纹槽，与控制杆(216)的螺纹相配合，第四控制件(238)可滑动安装在滑动槽(126)内部。

8.根据权利要求1或2所述的一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其特征在于：第二升降盘(240)的外周上端开设有第二控制槽(241)，第二控制槽(241)可供第二控制件(125)在其内部滑动，第二升降盘(240)的内周左右两端均贯穿开设有第二控制部(242)，第二控制部(242)内部均设置有螺纹槽，与内部的控制杆(216)螺纹配合，所述第二升降盘(240)的内周前后两端均贯穿开设有第四通过孔(243)。

9.根据权利要求1或2所述的一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其特征在于：所述控制盘(250)的外周贯穿开设有多个不同曲径的第三控制槽(251)，且多个第三控制槽(251)内部可供安装杆(123)穿过，控制盘(250)的上端中部开设有第五通过孔(252)，驱动杆(212)贯穿第五通过孔(252)，第二固定盘(260)的外周开设有第四控制槽(261)，第一控制件(114)在其内部滑动，第二固定盘(260)与固定板(112)固定连接。

技术总结
本发明涉及太阳翼技术探测领域，尤其涉及的是一种星载柔性太阳翼的在轨展收机构，其包括：太阳翼、展收机构，相邻两个太阳翼的上端通过第一连接板连接，相邻两个太阳翼的下端通过弹性连接件与第二连接板连接，第一连接板上方固定设置有转动板，第一连接板右端固定设置有固定板，位于中部的多个第一连接板的右端均固定设置有第一控制板，第一控制板的右端设有第一控制件，第二连接板的右端下方设有安装板，安装板上可转动安装有安装杆，本发明通过展收机构扇形展收太阳翼，无需过长的支架即可实现太阳翼的展收，且收拢面积小、重量轻。

技术研发人员：张尧,唐跃川,邸国栋,胡建平
受保护的技术使用者：航天天目（重庆）卫星科技有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/3/24