一种具有太阳翼锁定装置的合成孔径雷达卫星的制作方法

[0001]
本实用新型涉及航天机械技术领域，尤其涉及一种具有太阳翼锁定装置的合成孔径雷达卫星。


背景技术：

[0002]
随着军事航天技术的发展，各种航天装备在战争中“力量倍增器”的作用越来越显著，其中合成孔径雷达(sar)侦察卫星一直是航天大国发展的重点。合成孔径雷达(sar)是与实孔径雷达(rar)相对而言的，实孔径雷达的天线孔径是一先发射后接收的物理单元，而合成孔径雷达(sar)是把天线的运动考虑进去，雷达所收到不同位置的回波不是同时的，而是依靠雷达天线的运动，分时顺序获得的，通过一定的信号处理算法使之合成一个相对较大的天线即合成孔径，采用这种合成孔径雷达技术的雷达称为合成孔径雷达。而卫星在装载了合成孔径雷达后，能克服云雾雨雪和夜暗条件的限制对地面目标成像,可全天时、全天候、高分辨率、大幅面对地观测，同时具有一定的穿透能力，能识别伪装，发现地下军事设施，这对于全面观测战区、侦察全球军事动态等有重要的意义。如美国的"长曲棍球"合成孔径雷达侦察卫星，不仅适于跟踪舰船和装甲车辆的活动，监视机动或弹道导弹的动向，还能发现伪装的武器和识别假目标，以及“透视”地下数米的设施。在海湾战争中和波黑战争中，"长曲棍球"卫星发挥了巨大作用，被用于跟踪伊拉克和塞族装甲部队行踪，还多次被用来对美国发动的巡航导弹袭击进行效果评估。
[0003]
当前，中国的sar卫星技术发展的也很快。2016年8月10日中国成功发射高分三号c频段多极化合成孔径雷达(sar)卫星。高分三号是中国首颗分辨率达到1米的sar卫星，具备12种成像模式，涵盖传统的条带成像模式和扫描成像模式，以及面向海洋应用的波成像模式和全球观测成像模式，是世界上成像模式最多的合成孔径雷达卫星。当前，对于合成孔径雷达卫星这类小型卫星的太阳翼展开的研究较少，更多的是针对可折叠的太阳翼的研究。例如，中国专利cn108190049b公开了一种可重复折展机构及卫星太阳翼，可重复折展机构包括左太阳翼、右太阳翼、折叠展开工作副和锁定解锁工作副；折叠展开工作副的主动轴与左侧太阳翼相连接，其从动轴与右侧太阳翼相固定连接，主动轴与从动轴相传动连接，以使左侧太阳翼在主动轴的作用下展开或折叠，右侧太阳翼在从动轮的作用下展开或折叠；锁定解锁工作副与折叠展开工作副相连接，用于对折叠展开工作副的锁定或解锁。该专利虽然结构简单，体积小，锁定可靠的优点，通过槽轮与凸轮机构，可完成太阳翼的重复展开和折叠，锁定与解锁，可满足卫星机动变轨需求，消除卫星机动变轨过程中太阳翼对卫星造成的影响。但是对于小型的太阳翼，其只能从单个维度进行锁定，而不能够从多个维度进行锁定。如何使得太阳翼能够多维度锁定和抵抗解锁冲击，是需要解决的技术问题。
[0004]
此外，一方面由于对本领域技术人员的理解存在差异；另一方面由于发明人做出本实用新型时研究了大量文献和专利，但篇幅所限并未详细罗列所有的细节与内容，然而这绝非本实用新型不具备这些现有技术的特征，相反本实用新型已经具备现有技术的所有特征，而且申请人保留在背景技术中增加相关现有技术之权利。


技术实现要素：

[0005]
针对现有技术之不足，本实用新型提供一种具有太阳翼锁定装置的合成孔径雷达卫星，至少包括合成孔径雷达卫星的星体和太阳翼，其特征在于，所述太阳翼通过翼座与所述星体的外侧连接，其中，所述翼座固定在所述星体上，所述太阳翼通过销轴与翼座以可转动的方式连接，所述翼座的凹槽中设置有双维度锁定的至少两个第一锁定机构，与所述翼座接触的所述太阳翼的一端的两侧分别延伸设置有与所述第一锁定机构的位置匹配的用于第一维度锁定的凸块，凸块设置有自身轴向与所述销轴的轴向并行的第一锁孔，所述第一锁孔与所述第二维度垂直，两个所述第一锁孔之间间隔设置有与所述第一锁定机构的位置匹配的用于第二维度锁定的两个第二锁孔，所述第一锁孔的轴向与所述第二锁孔的轴向垂直，在所述太阳翼展开至与所述翼座同一平面的情况下，所述第一锁定机构在第一维度和第二维度进行锁定。
[0006]
在设置有所述翼座的所述星体侧面的相对位置设置有至少一个第二锁定机构，与所述第二锁定机构相对的所述太阳翼内侧设置有至少一个能够插入第二锁定机构并锁定的锁环。
[0007]
优选的，所述第一锁定机构至少包括第一基座，在所述第一基座上设置有一体式连接的第一维度锁定机构和第二维度锁定机构，其中，
[0008]
第一维度锁定机构和第二维度锁定机构的壳体均为长方体，并且所述第一维度锁定机构和所述第二维度锁定机构的长轴及其延伸互相垂直，
[0009]
第一维度锁定机构和第二维度锁定机构之间设置有宽度与第一维度锁定机构的宽度相等的第二孔槽，所述第二孔槽包括若干通孔，
[0010]
在所述第一维度锁定机构的一侧的一端设置有第一孔槽，所述第一孔槽与所述第二维度锁定机构相对设置于两端，
[0011]
所述第一维度锁定机构、第二维度锁定机构、所述第一孔槽和所述第二孔槽一体式设置。
[0012]
优选的，第一引导架通过螺钉紧固在第一孔槽上，第一引导架开设有第一引孔，第一引孔的轴线平行于第一基座；第二引导架和第三引导架均通过螺钉紧固在第二孔上，第二引导架开设有第二引孔，第三引导架开设有第三引孔；第二引孔与第三引孔同轴设置，第二引孔和第三引孔的轴线均平行于第一基座，且第二引孔的轴线与第一引孔的轴线垂直；第一支柱、第二支柱和第三支柱与所述第一维度锁定机构侧边间距设置的三个支承孔分别过盈配合；
[0013]
所述第一支柱、第二支柱和第三支柱与所述第一孔槽位于所述第一维度锁定机构的同一侧。
[0014]
优选的，所述第一维度锁定机构的壳体为空腔壳体，壳体上设置有轴线平行于第二引孔的第一销孔和轴线平行于第一引孔的触发杆孔；第一销孔的侧部开设第一侧槽和第一限位槽，第一限位槽的轴线垂直于第一基座，第一侧槽的轴线平行于第一引孔的轴线。
[0015]
优选的，所述第二维度锁定机构的壳体为空腔壳体，其壳体上设有轴线平行于第一引孔的第二销孔；第二销孔的侧部开设第二限位槽和两个第二侧槽，第二限位槽的轴线垂直于第一基座，第二侧槽的轴线平行于第二引孔；两个第二侧槽对称设置在第二销孔两侧。
[0016]
优选的，所述第一锁定机构还包括第一插销、第三弹簧和第二插销，所述第一插销与第一销孔构成滑动副，并与第一销孔通过第三弹簧连接；第二插销与第二销孔构成滑动副，并与第二销孔通过第二弹簧连接；第一限位销底部的外螺纹与第一插销侧部的螺纹孔连接，第一限位销顶部伸出第一限位槽外；第二限位销底部的外螺纹与第二插销侧部的螺纹孔连接，第二限位销顶部伸出第二维度锁定机构的壳体外。
[0017]
优选的，所述第一锁定机构还包括第一弹簧、第一固定销、第二固定销、第一连接杆和第二连接杆，
[0018]
第一固定销的一端设有一体成型的第一卡块；第一固定销与第一引导架的第一引孔构成滑动副；第一卡块穿过第一侧槽并嵌入第一插销侧部的卡槽内，
[0019]
第一连接杆通过通孔以可转动的方式套设在第一支柱上，第二连接杆通过通孔以可转动的方式套设在第二支柱上，触发杆以可滑动的方式穿过触发杆孔且两端均伸出触发杆孔外，
[0020]
l形曲柄的折角处的通孔以可转动方式通过第三支柱，其一端的滑槽与第二连接杆的另一端通过销钉构成槽销副，
[0021]
第二固定销的一端设有一体成型的第二卡块；第二固定销贯穿第二引导架和第三引导架，第二卡块穿过朝内侧的第二侧槽并嵌入第二插销侧部的卡槽内，
[0022]
第二固定销未设有第二卡块的一端与l形曲柄另一端的滑槽连接；第一弹簧套置在第二固定销上。
[0023]
优选的，所述第二锁定机构包括拔销器和第二基座，其中，所述第二基座为空腔结构，中间设置有允许所述锁环贯穿的定位孔，两侧分别设有竖直通孔，该通孔由两段不同直径的孔组成，上部直径较小，下部直径较大，侧面设有拔销器定位孔，拔销器定位孔与中间空腔连通；
[0024]
所述竖直通孔中设置有支撑杆和第四弹簧，其中，支撑杆
“⊥”
的上部与通孔直径较小的部分配合，下部与通孔直径较大的部分配合，第四弹簧置于支撑杆与星体之间。
[0025]
优选的，所述锁环与拔销器的销子配合的一侧设有导向斜面。
[0026]
本实用新型的有益技术效果：
[0027]
第一锁定机构仅占用较小的空间，体积小，在不破坏太阳翼面外形的情况下，实现翼面径向和轴向的双向锁定。通过曲柄和连杆的运动，同时触发径向插销和轴向插销的运动，从而实现双向锁定，避免在翼座处设置径向和轴向两套独立的锁定机构。第二锁定机构通过拔销方式解锁，属于无破坏式解锁，重复压紧解锁方便快捷，试验成本低。
附图说明
[0028]
图1是合成孔径雷达卫星的整体结构示意图；
[0029]
图2是第一锁定机构的结构示意图；
[0030]
图3是第一锁定机构的第一部分的放大结构示意图；
[0031]
图4是第一锁定机构的第一部分的局部结构示意图；
[0032]
图5是第一锁定机构的锁前状态的结构示意图；
[0033]
图6a是第一锁定机构的锁定第一维度的锁定状态的结构示意图；
[0034]
图6b是第一锁定机构的锁定第二维度的锁定状态的结构示意图；
[0035]
图7是第二锁定机构的整体结构示意图；
[0036]
图8是第二锁定机构的截面结构示意图；和
[0037]
图9是第二锁定机构的侧面结构示意图。
[0038]
附图标记列表
[0039]
100：第一锁定机构；200：第二锁定机构；300：星体；400：太阳翼； 102：翼座；103：销轴；104：压紧螺母；106：第一限位销；107：第一引导架；108：第一固定销；109：第一连接杆；110：第一支柱；111：第二连接杆；112：第二支柱；113：触发杆；114:曲柄；115：第三支柱；116：第二引导架；117：第一弹簧；118：第三引导架；119：第二固定销；120：第二限位销；121:第二弹簧；122:第二插销；123:第三弹簧；124：第一插销；125：第一锁孔；126：第二锁孔；151：第一孔槽；152：第一维度锁定机构；153：第二孔槽；154：第二维度锁定机构；155：第一基座；1521：第一限位槽；1522：第一侧槽；1523：第一销孔；1524：触发杆孔；1541：第二限位槽；1542：第二侧槽；1543：第二销孔；209：拔销器；210：第二基座；211：锁环；212：支撑杆；213：第四弹簧；2091：解锁销。
具体实施方式
[0040]
下面结合附图图1至图9进行详细说明。
[0041]
一种具有太阳翼锁定装置的合成孔径雷达卫星，至少包括合成孔径雷达卫星的星体300和太阳翼400，如图1所示。
[0042]
如图2所示，太阳翼400通过翼座102与星体300的外侧连接，其中，翼座102固定在星体300上，太阳翼400通过销轴103以可转动的方式连接。优选的，销轴103上套设有扭簧在内侧面，图中未示出，扭簧为常规形式的金属扭簧，扭簧103两端的凸出段沿与螺旋线相切方向伸出。扭簧的两端凸出段分别插入翼座内侧面的金属腔和太阳翼内侧面金属腔并压紧，从而能够在第二锁定机构解锁后驱动太阳翼展开。销轴103将翼座的凸出孔和太阳翼的凸出孔以交错间隔的方式串接，使得翼座与太阳翼能够转动连接。销轴103的末端设置有压紧螺母104，避免销轴脱落。
[0043]
翼座102的凹槽中设置有双维度锁定的至少两个第一锁定机构100，与翼座102接触的太阳翼的一端的两侧分别延伸设置有与第一锁定机构的位置匹配的用于第一维度锁定的凸块，凸块设置有自身轴向与销轴103的轴向并行的第一锁孔125，第一锁孔125与第二维度垂直，两个第一锁孔125 之间间隔设置有与第一锁定机构的位置匹配的用于第二维度锁定的两个第二锁孔126，第一锁孔125的轴向与第二锁孔126的轴向垂直，在太阳翼 400展开至与翼座102同一平面的情况下，第一锁定机构100在第一维度和第二维度进行锁定。
[0044]
优选的，如图3和4所示，第一锁定机构100至少包括第一基座155，在第一基座155上设置有一体式连接的第一维度锁定机构152和第二维度锁定机构154。其中，第一维度锁定机构152和第二维度锁定机构154的壳体均为长方体，并且第一维度锁定机构152和第二维度锁定机构154的长轴及其延伸互相垂直。
[0045]
第一维度锁定机构152和第二维度锁定机构154之间设置有宽度与第一维度锁定机构152的宽度相等的第二孔槽153，第二孔槽153包括若干通孔。在第一维度锁定机构152的一侧的一端设置有第一孔槽151，第一孔槽151与第二维度锁定机构154相对设置于两端。第一维度锁定机构152、第二维度锁定机构第一孔槽151和第二孔槽153一体式设置。
[0046]
优选的，如图5所示，第一引导架107通过螺钉紧固在第一孔槽151 上，第一引导架开设有第一引孔，第一引孔的轴线平行于第一基座155；第二引导架116和第三引导架118均通过螺钉紧固在第二孔槽153上，第二引导架116开设有第二引孔，第三引导架118开设有第三引孔；第二引孔与第三引孔同轴设置，第二引孔和第三引孔的轴线均平行于第一基座155，且第二引孔的轴线与第一引孔的轴线垂直；第一支柱110、第二支柱112和第三支柱115与第一维度锁定机构152侧边间距设置的三个支承孔分别过盈配合。第一支柱110、第二支柱112和第三支柱115与第一孔槽151位于第一维度锁定机构152的同一侧。
[0047]
优选的，第一维度锁定机构152的壳体为空腔壳体，壳体上设置有轴线平行于第二引孔的第一销孔1523和轴线平行于第一引孔的触发杆孔1524；第一销孔1523的侧部开设第一侧槽1522和第一限位槽1521，第一限位槽1521的轴线垂直于第一基座155，第一侧槽1522的轴线平行于第一引孔的轴线。
[0048]
优选的，第二维度锁定机构154的壳体为空腔壳体，其壳体上设有轴线平行于第一引孔的第二销孔1543；第二销孔1543的侧部开设第二限位槽 1541和两个第二侧槽1542，第二限位槽1541的轴线垂直于第一基座155，第二侧槽1542的轴线平行于第二引孔；两个第二侧槽1542对称设置在第二销孔1543两侧。
[0049]
优选的，第一锁定机构100还包括第一插销124、第三弹簧123和第二插销122，第一插销124与第一销孔1523构成滑动副，并与第一销孔 1523通过第三弹簧123连接；第二插销122与第二销孔1543构成滑动副，并与第二销孔1543通过第二弹簧121连接；第一限位销106底部的外螺纹与第一插销124侧部的螺纹孔连接，第一限位销106顶部伸出第一限位槽1521外；第二限位销120底部的外螺纹与第二插销122侧部的螺纹孔连接，第二限位销120顶部伸出第二维度锁定机构154的壳体外。
[0050]
优选的，第一锁定机构100还包括第一弹簧117、第一固定销108、第二固定销119、第一连接杆109和第二连接杆111。第一固定销108的一端设有一体成型的第一卡块；第一固定销108与第一引导架的第一引孔构成滑动副；第一卡块穿过第一侧槽1522并嵌入第一插销124侧部的卡槽内。第一连接杆109通过通孔以可转动的方式套设在第一支柱110上，第二连接杆111通过通孔以可转动的方式套设在第二支柱112上，触发杆113以可滑动的方式穿过触发杆孔1524且两端均伸出触发杆孔1524外。l形曲柄114的折角处的通孔以可转动方式通过第三支柱115，其一端的滑槽与第二连接杆111的另一端通过销钉构成槽销副。第二固定销119的一端设有一体成型的第二卡块；第二固定销119贯穿第二引导架116和第三引导架118，第二卡块穿过朝内侧的第二侧槽1542并嵌入第二插销122侧部的卡槽内。第二固定销119未设有第二卡块的一端与l形曲柄114另一端的滑槽连接。第一弹簧117套置在第二固定销119上，一端与第二固定销 119中部一体成型的凸环接触，另一端与第二引导架116接触；第一弹簧为压缩弹簧，提供预紧力使锁定机构保持图5的初始状态。第二固定销119和第一弹簧装配过程如下：先将第一弹簧套入第二固定销119，再在第二固定销119的两端分别套入将第一引导架116和第二引导架118，最后将第一引导架116和第二引导架118紧固于第二凹槽153上。
[0051]
优选的，如图7至9所示，在设置有翼座102的星体侧面的相对位置设置有至少一个第二锁定机构200。与第二锁定机构200相对的太阳翼400 内侧设置有至少一个能够插入第二锁定机构200并锁定的锁环211。第二锁定机构200包括拔销器209和第二基座210。拔销器
209可以为任意拔销装置。拔销器209上设有安装法兰，安装法兰上设有螺钉孔，拔销器209 包含解锁销2091。优选的，拔销器209通过航天用导线与合成孔径雷达卫星的星体内的电源电性连接。
[0052]
其中，第二基座210为空腔结构，底部设有安装法兰，中间设置有允许锁环211贯穿的定位孔。两侧分别设有竖直通孔，该通孔由两段不同直径的孔组成，上部直径较小，下部直径较大，侧面设有拔销器定位孔，拔销器定位孔与中间空腔连通。锁环211为
“⊥”
状金属件，底面设有螺纹孔，锁端设有销孔。
[0053]
竖直通孔中设置有支撑杆212和第四弹簧213。其中，支撑杆212为
“⊥”
状金属件。支撑杆212
“⊥”
的上部与通孔直径较小的部分配合，下部与通孔直径较大的部分配合，第四弹簧213置于支撑杆212与星体300 之间。第四弹簧213为金属压簧。
[0054]
优选的，锁环211与拔销器209的销子配合的一侧设有导向斜面。
[0055]
本实用新型的工作原理：
[0056]
太阳翼400处于压紧状态时，太阳翼400与星体300平行，太阳翼锁环211穿过第二基座210上的定位孔，锁环的销孔卡在拔销器209的解锁销2091上。支撑杆12的上端面顶在太阳翼400的沉孔底面上，第四弹簧 213与销轴103的扭簧处于压缩状态。拔销器通电时，解锁销2091从锁环 211中拔出，太阳翼400处于释放状态。太阳翼400受到销轴103的扭簧的扭矩与第四弹簧213的推力作用，向外展开。
[0057]
当太阳翼400展开到与翼座102相对的端面触碰到触发杆113时，触发杆113缩进带动第二连接杆111、曲柄114、第一连接杆19、第一固定销108和第二固定119移动。此时，太阳翼400上凸台的第一锁孔125与第一销孔1523同轴。第二固定销119克服第一弹簧117弹力，沿着第二引导架116和第三引导架118向远离第二侧槽1542的方向滑动，第二卡块脱离第二插销122侧部的卡槽；第二插销122解除限制，在第二弹簧121 弹力作用下沿第二销孔1543弹出，并插入太阳翼400的第二锁孔126，直到第二限位销120被第二限位槽1541的端部限位，第二插销停止，完成径向锁定，第二插销122弹出完成径向锁定的状态如图6a和图6b所示。
[0058]
需要注意的是，上述具体实施例是示例性的，本领域技术人员可以在本实用新型公开内容的启发下想出各种解决方案，而这些解决方案也都属于本实用新型的公开范围并落入本实用新型的保护范围之内。本领域技术人员应该明白，本实用新型说明书及其附图均为说明性而并非构成对权利要求的限制。本实用新型的保护范围由权利要求及其等同物限定。

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