一种具有多角度太阳翼的合成孔径雷达卫星的制作方法

[0001]
本实用新型涉及航天技术领域，尤其涉及一种具有多角度太阳翼的合成孔径雷达卫星。


背景技术：

[0002]
随着航天技术的快速发展，轻量化与集成化逐渐成为卫星载荷技术的发展趋势。目前，传统的卫星对日定向驱动机构与太阳翼本体之间均独立设计、独立安装，造成太阳翼与驱动机构之间接口复杂，重量大，不利于轻小型化，且太阳翼多采用被动机构展开，展开可靠性差。在视频监控技术方面，在卫星上安装视频监控设备已成为一个发展潮流，国外如加拿大、日本及欧洲均在空间机械臂上安装了相机以实现对空间站舱体的巡视检查，国内在火箭、卫星上也逐渐安装视频监控设备，且呈现出微小化的趋势。在卫星上安装微小型视频监控设备可应用在卫星的日常监控、试验观察上，也可用于卫星的故障诊断、非合作卫星侦查。监控相机多直接安装在卫星表面，不能移动，只能对一定范围内的情况进行视频监控，若要实现多点监控，则必须安装多个监控相机。太阳翼是几乎所有卫星都必须具备的载荷，设计一种能够实现主动展开、多角度转动的太阳翼，对实现推动卫星载荷的轻小型化与功能集成化，降低发射成本，提升卫星性能，具有重大意义。
[0003]
中国专利cn 106945848 b公开了一种了一种太阳翼展开联动装置，包括：定轮、动轮、定轮联动绳、动轮联动绳、定轮导向轮、动轮导向轮和限位柱；定轮包括：转动轴和定轮圆弧槽；动轮包括：动轮转轴、动轮圆弧槽和空腔；定轮固定安装在太阳翼的根部铰链上；转动轴与根部铰链的根部铰链转动轴同轴；动轮通过动轮转轴与定轮连接；定轮联动绳的一端连接在定轮上、另一端通过定轮导向轮改变方向后连接在板间铰链联动轮上；动轮联动绳的一端缠绕在动轮圆弧槽内，并固定在动轮圆弧槽末端，另一端通过动轮导向轮改变方向后，连接在太阳翼的板间铰链联动轮上。虽然该太阳翼展开联动装置实现了对太阳翼展开轨迹的约束，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。但该太阳翼只能够单方向展开，不能够改变角度，不利于卫星特别是气象卫星这类小型卫星的太阳翼容易晃动，晃动传递给卫星会干扰卫星的观测的精准性。
[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多角度太阳翼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，所述太阳翼包括主太阳翼、第一副太阳翼和第二副太阳翼，所述第一副太阳翼和/或第二副太阳翼与所述主太阳翼通过能够在第一自由度和第二自由度调节角度的第一角度调节机构连接，所述主太阳翼与所
述星体通过能够在第二自由度调节角度的第二角度调节机构连接。
[0006]
优选的，在太阳翼展开状态，所述第一副太阳翼和第二副太阳翼以对称的方式分别设置在所述主太阳翼的两侧，
[0007]
在太阳翼收拢状态，所述第一副太阳翼和第二副太阳翼通过所述第一角度调节机构在第二自由度彼此相反方向转动并分别折叠在所述主太阳翼的不同的两个侧面。
[0008]
优选的，在太阳翼展开状态，所述第一副太阳翼和第二副太阳翼设置于所述主太阳翼的同一侧，其中，
[0009]
所述第一副太阳翼设置在所述主太阳翼和第二副太阳翼之间，所述第一副太阳翼和第二副太阳翼之间通过第一角度调节机构连接，
[0010]
在太阳翼收拢状态，所述第一副太阳翼和第二副太阳翼在第二自由度的转动方向相反，所述第一副太阳翼和第二副太阳翼折叠在所述主太阳翼的同一侧面且所述第一副太阳翼处于所述主太阳翼和第二副太阳翼之间。
[0011]
优选的，所述第一副太阳翼和第二副太阳翼基于所述第一角度调节机构分别在与主太阳翼所在平面垂直的第二自由度转动。
[0012]
优选的，所述主太阳翼两侧的两个第一角度调节机构以所述主太阳翼的中心为中心对称且非中轴线对称，
[0013]
在所述太阳翼收拢的状态下，所述第一副太阳翼和第二副太阳翼以彼此不重叠的方式折叠收拢在所述主太阳翼的与所述星体相对的同一个侧面，
[0014]
所述主太阳翼向所述星体转动并贴合在所述星体的侧壁上，此时所述第一副太阳翼和第二副太阳翼分别位于所述主太阳翼和所述星体之间。
[0015]
优选的，所述第一角度调节机构至少包括用于固定在太阳翼上的第一连接座和第二连接座，第一关节机构和第二关节机构设置在所述第一连接座和第二连接座之间，其中，
[0016]
所述第一连接座与第一关节机构连接，第一关节机构与第二关节机构，第二关节机构与第二连接座连接。
[0017]
优选的，所述第一关节机构包括第一连接轴、第一驱动电机、第一电机法兰和连接件，
[0018]
所述第一连接轴在所述第一连接座和所述连接件之间，
[0019]
所述第一驱动电机的输出轴通过轴承贯穿所述第一连接轴从而所述第一连接轴绕所述第一驱动电机的第一转轴线转动，所述第一电机法兰将所述第一驱动电机的外壳与第一关节壳体连接。
[0020]
优选的，所述第二关节机构包括固定法兰、第二电机法兰和第二驱动电机，
[0021]
连接件与固定法兰连接，固定法兰与所述第二驱动电机的输出轴通过第二电机法兰连接，从而所述第一关节机构绕所述第二驱动电机的第二转轴线转动，所述第一关节机构的第一转轴线与所述第二转轴线垂直。
[0022]
优选的，所述第二角度调节机构至少包括设置于星体外壁内的移动机构、轴承座和一端设置有第一齿轮的转轴，所述转轴通过轴承贯穿所述轴承座，轴承座设置于焊接在星体内壁的安装架内，转轴的另一端与主太阳翼连接，其中，
[0023]
所述移动机构内设置有齿条，外壁设置有滑轨，滑轨中的下滑块与齿条焊接，外壁中部设置有通孔，第一齿轮通过所述通孔与齿条啮合。
[0024]
优选的，所述第二角度调节机构还包括嵌入上滑块的上滑轨，上滑块的下部与齿条连接，所述第二角度调节机构还包括上支架和下支架，上支架设有第一绕线轮，下支架设有第二绕线轮，第一绕线轮和第二绕线轮之间通过连接有移动块的拉线连接，移动块与齿条连接。
[0025]
本实用新型的有益技术效果：
[0026]
本实用新型通过多个太阳翼的组合安装以及不同特征的角度调节机构的应用，使得太阳翼能够通过改变结构来缩短整体质心与星体的距离，减少星体运转对太阳翼板的振动影响。特别的，通过至少一个副太阳翼板的角度调整也能够调节太阳翼整体的质心的变化，从而使得在获得太阳能和缩短质心与星体之间的距离两个方面之间选择一个较优的太阳翼角度作为最优方案称为现实。
附图说明
[0027]
图1是太阳翼的整体结构示意图；
[0028]
图2是太阳翼的角度变化示意图；
[0029]
图3是第一角度调节机构的示意图；
[0030]
图4是第一角度调节机构的透视结构示意图；和
[0031]
图5是第二角度调节机构的结构示意图。
[0032]
附图标记列表
[0033]
100：第一角度调节机构；200：第二角度调节机构；300：星体；400：主太阳翼；500：第一副太阳翼；600：第二副太阳翼；101：第一连接座； 102：第二连接座；103：第一连接轴；104：第一驱动电机；105：第一转轴线；106：第一关节壳体；107：第一电机法兰；108：连接件；109：固定法兰；110：第二电机法兰；111：第二转轴线；112：第二驱动电机；201：外壁；202：移动机构；203：第一电动绕线轮；204：下支架；205：第二电动绕线轮；206：拉线；207：移动块，208：长齿条；209：上滑轨，210：上滑块，211：下滑轨，212：下滑块，213：通孔，214：安装架，215：轴承座，216：转轴，218：第一齿轮，219：滑块，291：安装块，292：凹槽，220：导向座，221：弧形滑轨，222：弧形齿条，223：第三驱动电机，224：第二齿轮，266：上支架。
具体实施方式
[0034]
下面结合附图图1至图5进行详细说明。
[0035]
一种具有多角度太阳翼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，如图1所示。
[0036]
如图1至2所示，太阳翼包括主太阳翼400、第一副太阳翼500和第二副太阳翼600。第一副太阳翼500和/或第二副太阳翼600与主太阳翼 400通过能够在第一自由度和第二自由度调节角度的第一角度调节机构 100连接。主太阳翼400与星体300通过能够在第二自由度调节角度的第二角度调节机构200连接。本实用新型中第一角度调节机构与第二角度调节机构和太阳翼的固定，可以是螺栓固定，也可以是焊接，还可以是螺栓和焊接同时使用。优选的，太阳翼整体结构的质心为三个太阳翼的三个质心形成的三角形的中心点。通过第一副太阳翼500和第二副太阳翼600的位置变化，太阳翼整体结构的质心也随之变化。太阳翼整体结构的质心与星体的距离也随之变化。太阳翼整体结构的质心与星体的距离越短，
太阳翼受到星体内载荷振动的影响越小。
[0037]
优选的，在太阳翼展开状态，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600 以对称的方式分别设置在主太阳翼400的两侧。在太阳翼收拢状态，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600通过第一角度调节机构100在第二自由度彼此相反方向转动并分别折叠在主太阳翼400的不同的两个侧面。如此设置的优势在于，对称的结构能够使得太阳翼整体结构比较稳定，质心比较好调节，副太阳翼的角度变化能够改变接收太阳能的量，也为太阳翼上搭载的若干探测器提供了更多探测角度。
[0038]
优选的，在太阳翼展开状态，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600 设置于主太阳翼400的同一侧。其中，第一副太阳翼500设置在主太阳翼 400和第二副太阳翼600之间，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600之间通过第一角度调节机构100连接。在太阳翼收拢状态，第一副太阳翼500 和第二副太阳翼600在第二自由度的转动方向相反，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600折叠在主太阳翼400的同一侧面且第一副太阳翼500处于主太阳翼400和第二副太阳翼600之间。如此设置的优势在于，能够在主太阳翼收拢时，副太阳翼不收拢并包覆星体，为星体的御寒和隔离寒冷提供帮助。离主太阳翼最远的副太阳翼，其受到的卫星主体的振动影响最小，有利于搭载需要避免振动的探测器。优选的，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600在第一自由度的两个方向都可以任意转动。
[0039]
优选的，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600基于第一角度调节机构100分别在与主太阳翼400所在平面垂直的第二自由度转动。这样有利于副太阳翼在两个自由度灵活改变角度，获得更多的方向。
[0040]
优选的，主太阳翼400两侧的两个第一角度调节机构100以主太阳翼 400的中心为中心对称且非中轴线对称，在太阳翼收拢的状态下，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600以彼此不重叠的方式折叠收拢在主太阳翼 400的与星体300相对的同一个侧面。主太阳翼400向星体300转动并贴合在星体300的侧壁上，此时第一副太阳翼500和第二副太阳翼600 分别位于主太阳翼400和星体300之间。如此设置在优势在于，可以降低太阳翼在折叠时的厚度，有利于主太阳翼向星体的贴合。
[0041]
第一角度调节机构具有两个自由度，也能够设置于主太阳翼与星体之间，使得主太阳翼和副太阳翼具有更多的角度。本实用新型依然选择第二角度调节机构设置于主太阳翼与星体之间的优势在于，主太阳翼单自由度与副太阳翼双自由度的配合应用已经能够满足太阳翼角度变化的需求和太阳翼质心的调节变化，也有利于减少数据的运算。同时，单自由度的调节更有利于主太阳翼的稳定，避免多自由度调节带来的不稳定和加剧振动的缺陷。对于副太阳翼的角度调节，由于副太阳翼一般情况下(特殊需要除外)的体积不会大于主太阳翼。其角度变化的振动比较轻微，可以忽略不计。
[0042]
优选的，如图3所示，第一角度调节机构至少包括用于固定在太阳翼上的第一连接座101和第二连接座102。第一关节机构和第二关节机构设置在第一连接座101和第二连接座102之间。其中，第一连接座101与第一关节机构连接，第一关节机构与第二关节机构，第二关节机构与第二连接座102连接。
[0043]
第一关节机构包括第一连接轴103、第一驱动电机104、第一电机法兰107和连接件108。第一连接轴103在第一连接座101和连接件108 之间。第一驱动电机104的输出轴通过轴承贯穿第一连接轴103从而第一连接轴103绕第一驱动电机104的第一转轴线105转动，第
一电机法兰 107将第一驱动电机104的外壳与第一关节壳体106连接。由于视图展示所限，图2中仅展示了外部结构，其中的输出轴结构未示出。
[0044]
第二关节机构包括固定法兰109、第二电机法兰110和第二驱动电机 112。连接件108与固定法兰109连接，固定法兰109与第二驱动电机 112的输出轴通过第二电机法兰110连接。从而第一关节机构绕第二驱动电机112的第二转轴线111转动。第一关节机构的第一转轴线105与第二转轴线111垂直。
[0045]
第一角度调节机构中的各个部件之间的连接为螺栓连接，固定为螺栓固定或者焊接。本领域技术人员可以基于需要选择连接方式，不需要专门说明。
[0046]
第一角度调节机构的优势在于，有效的实现了载荷轻小型化，提高了功能集成度，且展开可靠性高。通过第一角度调节机构的应用，实现了通过调节副太阳翼的角度和位置来实现太阳翼整体结构的质心的调节。
[0047]
如图4和图5所示，第二角度调节机构200至少包括设置于星体外壁 201内的移动机构202、轴承座215和一端设置有第一齿轮218的转轴 216。转轴通过轴承贯穿轴承座215，轴承座215设置于焊接在星体内壁的安装架214内，转轴的另一端与主太阳翼连接。其中，移动机构202内设置有齿条208。外壁201设置有滑轨211，滑轨211中的下滑块212 与齿条208焊接。外壁201中部设置有通孔213。第一齿轮218通过通孔213与齿条208啮合。
[0048]
第二角度调节机构200还包括嵌入上滑块210的上滑轨209，上滑块 210的下部与齿条208连接。第二角度调节机构200还包括上支架266 和下支架204。上支架266设有第一绕线轮203，下支架204设有第二绕线轮205，第一绕线轮203和第二绕线轮205之间通过连接有移动块207 的拉线206连接。移动块207与齿条208连接。
[0049]
从图4和图5的角度看，第二角度调节机构200还包括滑块219、安装块291，导向座220、弧形滑轨221、弧形齿条222、第三驱动电机223 和第二齿轮224。主太阳翼400上设有安装块291。安装块191上设有滑块219。主太阳翼400上开有凹槽292，凹槽292位于滑块219右方。星体内壁还设有导向座220。导向座220内滑动式设有弧形滑轨221。弧形滑轨221上部与滑块219配合，弧形滑轨221上端位于凹槽292内，弧形滑轨221内侧设有弧形齿条222。星体的内侧设有第三驱动电机223。第三驱动电机223的输出轴穿过星体外壁，第三驱动电机223的输出轴上连接有第二齿轮224，第二齿轮224与弧形齿条222啮合。
[0050]
第一角度调节机构中的各个部件之间的连接为螺栓连接，固定为螺栓固定或者焊接。本领域技术人员可以基于需要选择连接方式，不需要专门说明。
[0051]
本实用新型中的各个驱动电机通过导线与主太阳翼或副太阳翼的电源连接，该电源由太阳翼接收的太阳能转化而成，为成熟技术，不在此赘述。或者，各个驱动电机直接与太阳翼的传输电能的导线连接，为本领域技术人员能够根据需要进行的连接，不在此赘述。本实用新型中的各个驱动电机的信号线的连接，本领域技术人员按照需求连接在卫星内的对应装置，在此不再赘述。
[0052]
优选的，本实用新型中的驱动电机可以是符合国家航天技术标准的任一款驱动电机，例如卫星用的微型混合式步进电机、永磁同步电驱动电机和交流异步电驱动电机中的一种或几种，具有结构简单，占用空间小的优势。
[0053]
本实用新型的工作原理：
[0054]
当接收到信号指令，需要移动机构202向上移动时，第一电动绕线轮 203和第二电
动绕线轮205开始工作，第一电动绕线轮203和第二电动绕线轮205逆时针转动，拉线206随之逆时针转动，进而通过移动块207带动长齿条208向上移动，当接收到信号指令，需要移动机构202向下移动时，第一电动绕线轮203和第二电动绕线轮205开始工作，第一电动绕线轮203和第二电动绕线轮205顺时针转动，拉线206随之顺时针转动，进而通过移动块207带动长齿条208向下移动，由此长齿条208便可以上下移动，当不需要移动时，第一电动绕线轮203和第二电动绕线轮205停止工作即可。
[0055]
在接收到信号，需要主太阳翼400展开之前，第三驱动电机223先开始工作，第三驱动电机223带动第二齿轮224顺时针转动，由此使得弧形齿条222带动弧形滑轨221上部一起转出，弧形滑轨221滑过滑块219并通过凹槽292，当弧形齿条222转出合适距离后，第三驱动电机223停止工作，弧形齿条222和弧形滑轨221保持转出的状态，此时主太阳翼400 开始展开并转动，滑块219在弧形滑轨221上移动，由此达到导向和支撑的作用。当主太阳翼400复位后，第三驱动电机223再次开始工作，第三驱动电机223带动第二齿轮224逆时针转动，由此使得弧形齿条222带动弧形滑轨221上部一起转回，导向座220对移动的弧形齿条222和弧形滑轨221起导向和支撑作用，弧形齿条222和弧形滑轨221复位后，第三驱动电机223停止工作，安装块291的形状与星体外壁上部右侧相吻合，在主太阳翼400收回竖直角度时，安装块291刚好卡在星体外壁上部右侧，以此达到限位作用。
[0056]
当主太阳翼400达到指定角度后，启动电动推杆225缩短，带动卡块 226和摩擦垫227向内移动，摩擦垫227压住弧形齿条222和弧形滑轨 221，然后关闭电动推杆225.由此使得滑块219和弧形滑轨221之间不会滑动，当滑块219和弧形滑轨221之间需要发生移动时，启动电动推杆225 伸长，带动卡块226和摩擦垫227向外移动，使得摩擦垫227不再压住弧形齿条222和弧形滑轨221，然后关闭电动推杆225，此时滑块219和弧形滑轨221之间便可以顺畅的移动。
[0057]
在主太阳翼展开至设定角度或者全部展开时，第一副太阳翼500和第二副太阳翼600开始展开。即第一角度调节机构开始工作。第一驱动电机200 中的第一驱动电机和第二驱动电机开始转动，进行调节副太阳翼的角度，直至调节至需要的角度位置。例如，第一副太阳翼和第二副太阳翼相同且分布在主太阳翼两侧。第一副太阳翼和第二副太阳翼彼此相向转动，与主太阳翼之间形成60度的夹角，此时三个质心形成正三角形。此时副太阳翼的三角形的底角若增大，则质心趋近主太阳翼，即靠近星体，否则远离主太阳翼和星体。在需要既充分接收太阳能又减少震动的情况下，调节太阳翼整体结构的质心就很有必要。特别地，仅调节副太阳翼的质心变化也是同理，调节副太阳翼的质心与星体的距离即可。在调节好后，此时太阳翼整体结构的质心距离星体比较近，主太阳翼和副太阳翼受卫星星体的振动影响比较小。尤其是是副太阳翼，由于不与主太阳翼一体式连接，其受到的卫星星体的振动影响更小，微乎其微，更适用于搭载需要避免振动的探测器。
[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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