一种基于热刀的太阳帆板展开系统的制作方法

2021-02-13 01:02:42|

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[0001]
本发明涉及一种基于热刀的太阳帆板展开系统，属于航天器太阳帆板展开及锁定技术领域。

背景技术：

[0002]
近几年，随着商业航天的兴起，微型器件与部件、一体化多功能结构、空间即插即用、集成化综合电子等技术的发展在微纳卫星上的大量应用，给微纳卫星的设计带来了新的机遇和挑战，微纳卫星正朝着高集成度、高功能方向发展，卫星上各种复杂的功能实现都离不开能源的供应，太阳能帆板作为电源分系统的重要组成部分在卫星整个寿命周期中起着至关重要的作用，微纳卫星由于体积小，仅靠体贴电池片提供的能源难以满足高功能、高密度微纳卫星的能源需求，因此可展开式太阳能帆板是解决高功能微纳卫星能源紧张问题的必要部分。
[0003]
微纳卫星太阳能帆板的压紧释放与展开锁定是卫星在轨飞行的关键技术，太阳能帆板稳定的压紧状态能够保证太阳能电池片在发射段拥有好的力学环境从而不会因为发射段恶劣的环境所损伤，影响性能；太阳能帆板的成功解锁与锁定能够保证卫星在轨飞行状态时能源的有效供应，同时太阳能帆板的锁定刚度能够保证减小姿轨控系统在成像调姿过程中的扰动。
[0004]
传统的卫星可展开太阳能帆板通常是由切割器等火工品进行压紧，入轨后通过火工品的起爆解锁太阳能帆板，这一方法由于分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大、火工品需要特殊保管等因素不适用于太阳帆板较小的微纳卫星。

技术实现要素：

[0005]
本发明是为了解决现有的微纳卫星太阳能帆板的压紧释放与展开锁定方式存在的分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大的问题，进而提供了一种基于热刀的太阳帆板展开系统。
[0006]
本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：
[0007]
一种基于热刀的太阳帆板展开系统，它包括卫星本体及位于卫星本体两侧的帆板，
[0008]
它还包括微型铰链、热刀结构、支撑座及大力马线，每个帆板与卫星本体之间均通过微型铰链连接，所述帆板上均预埋压紧埋件，所述热刀结构安装在卫星本体上，两个压紧埋件之间通过大力马线连接，通过热刀结构切割大力马线实现帆板的展开，每个帆板与卫星本体之间至少设置一个支撑座，且每个支撑座均与卫星本体固接。
[0009]
进一步地，所述微型铰链包括公铰、母铰、转轴及锁紧销，所述公铰固装在卫星本体上，所述母铰固装在帆板上，所述公铰与所述母铰之间通过所述转轴转动连接，且所述转轴上套装有扭簧，母铰的一侧一体固装有锁紧板，所述锁紧板上开设有定位孔，所述锁紧销沿转轴轴向滑动安装在公铰上，且所述锁紧销上套装有压缩弹簧，当帆板展开状态下，锁紧
销的一端穿装在所述定位孔内。
[0010]
进一步地，锁紧板的一侧加工有弧形的锁紧滑道，且锁紧滑道的一端与所述定位孔贯通设置。
[0011]
进一步地，所述公铰上安装有公铰开关片，所述母铰上安装有母铰开关片，且所述公铰开关片与所述母铰开关片分别通过线缆连接至整星控制系统并形成回路，当帆板收拢时，公铰开关片与母铰开关片分离，回路断开，当帆板展开到极限位置时，公铰开关片与母铰开关片接触，回路闭合。
[0012]
进一步地，所述热刀结构包括封装壳体、穿装在封装壳体内的排线板、轴向滑动套装在封装壳体上的安装座及螺纹套装在封装壳体上的限位螺母，所述排线板上排布有电阻丝，排线板的两侧与封装壳体内壁之间夹设有绝缘压板，且排线板的两端部与两个绝缘压板之间分别通过螺钉连接，所述安装座固装至卫星本体表面，限位螺母与安装座之间的封装壳体上套设有预紧弹簧，排线板的一端固装有熔断部。
[0013]
进一步地，封装壳体的一端部加工有凸棱，安装座上沿轴向开设有滑动通道，封装壳体通过凸棱及滑动通道滑动安装在安装座上。
[0014]
进一步地，所述压紧埋件贯穿帆板设置，压紧埋件上以及支撑座上均开设有通孔，每个压紧埋件上均安装有锁紧螺母及系绳装置，所述大力马线穿过支撑座及压紧埋件上的通孔，且大力马线的两端分别系到两个系绳装置上，通过锁紧螺母调节大力马线的压紧力，压紧埋件上连接有防逃螺母，预展开帆板时，通过对热刀加热熔断大力马线，通过防逃螺母防止断开的大力马线脱离系绳装置及卫星本体。
[0015]
进一步地，所述微型铰链安装在卫星本体的一端部两侧，所述支撑座安装在卫星本体的另一端部两侧。
[0016]
进一步地，支撑座远离卫星本体的一端安装有柔性橡胶垫。
[0017]
进一步地，每个帆板与卫星本体之间均设置有两个微型铰链。
[0018]
本发明与现有技术相比具有以下效果：
[0019]
本申请用于微纳卫星太阳帆板的压紧释放及展开锁定。
[0020]
两块帆板通过一根大力马线收拢，根据帆板重量以及所选火箭过载计算大力马线在发射段需承受的力，依据力的大小选择大力马线所用股数；
[0021]
卫星主体根据程控指令对热刀通电5秒，大力马线熔断后，两侧帆板同步展开。
[0022]
通过设置支撑座，防止帆板在收拢时触碰到卫星本体。
[0023]
本申请具有低成本、结构简单、容易装配、质量轻、冲击小、布片率高、易于标准化模块化等特点。
附图说明
[0024]
图1为本申请的主视示意图；
[0025]
图2为本申请的俯视示意图；
[0026]
图3为图2的p处放大示意图；
[0027]
图4为微型铰链的第一立体结构示意图；
[0028]
图5为微型铰链的第二立体结构示意图；
[0029]
图6为支撑座的立体结构示意图；
[0030]
图7为热刀结构的立体结构示意图；
[0031]
图8为热刀结构的主剖视示意图；
[0032]
图9为帆板的剖视示意图；
[0033]
图10为图9的i处放大示意图；
[0034]
图11为系绳装置的结构示意图；
[0035]
图12为系绳装置与压紧埋件之间的连接示意图。
具体实施方式
[0036]
具体实施方式一：结合图1～12说明本实施方式，一种基于热刀的太阳帆板展开系统，它包括卫星本体1及位于卫星本体1两侧的帆板2，
[0037]
它还包括微型铰链3、热刀结构4、支撑座5及大力马线6，每个帆板2与卫星本体1之间均通过微型铰链3连接，所述帆板2上均预埋压紧埋件7，所述热刀结构4安装在卫星本体1上，两个压紧埋件7之间通过大力马线6连接，通过热刀结构4切割大力马线6实现帆板2的展开，每个帆板2与卫星本体1之间至少设置一个支撑座5，且每个支撑座5均与卫星本体1固接。
[0038]
本申请用于微纳卫星太阳帆板2的压紧释放及展开锁定。
[0039]
热刀结构4至少为一个，起到切割大力马线6的作用以实现帆板2展开。当采用对称布置在卫星本体1两侧的双热刀结构4时，两个热刀结构4互为备份，只要有一侧切断大力马线6即可实现两侧太阳翼帆板2同步展开。系统可靠性高。
[0040]
微型铰链3的数量至少为两个，优选为对称布置在卫星本体1两侧。
[0041]
每块帆板2对应通过微型铰链3安装在卫星本体1两侧，通过一根大力马线6收拢，可根据帆板2重量以及所选火箭过载计算大力马线6在发射段需承受的力，依据力的大小选择大力马线6所用股数；
[0042]
当卫星主体进入到预定轨道后卫星主体根据程控指令对热刀通电5秒，大力马线6熔断后，两侧帆板2同步展开。
[0043]
通过设置支撑座5，防止帆板2在收拢时触碰到卫星本体1。
[0044]
所述帆板2为蜂窝夹层板。
[0045]
本申请具有低成本、结构简单、容易装配、质量轻、冲击小、布片率高、易于标准化模块化等特点。
[0046]
所述微型铰链3包括公铰31、母铰32、转轴33及锁紧销34，所述公铰31固装在卫星本体1上，所述母铰32固装在帆板2上，所述公铰31与所述母铰32之间通过所述转轴33转动连接，且所述转轴33上套装有扭簧35，母铰32的一侧一体固装有锁紧板36，所述锁紧板36上开设有定位孔，所述锁紧销34沿转轴33轴向滑动安装在公铰31上，且所述锁紧销34上套装有压缩弹簧37，当帆板2展开状态下，锁紧销34的一端穿装在所述定位孔内。帆板2展开状态下，锁紧销34穿装在定位孔内，微型铰链3呈锁死状态，通过改变定位孔在锁紧板36上的开设位置，可以实现微型铰链3锁死位置的调节，从而控制帆板2展开到位时与卫星主体所成角度。帆板2收拢状态下，将锁紧销34拔出，帆板2绕转轴33旋转进行收拢。
[0047]
锁紧板36的一侧加工有弧形的锁紧滑道36-1，且锁紧滑道36-1的一端与所述定位孔贯通设置。帆板2展开过程中，锁紧销34沿着锁紧滑道36-1滑动，直至穿入定位孔内锁死。
[0048]
所述公铰31上安装有公铰开关片38，所述母铰32上安装有母铰开关片39，且所述公铰开关片38与所述母铰开关片39分别通过线缆连接至整星控制系统并形成回路，当帆板2收拢时，公铰开关片38与母铰开关片39分离，回路断开，当帆板2展开到极限位置时，公铰开关片38与母铰开关片39接触，回路闭合。公铰开关片38与母铰开关片39形成简易的帆板2展开到位开关。回路闭合时，整星控制系统即检测到帆板2展开到极限位置。母铰开关片38采用铝合金，公铰开关片39采用弹性高的钢片，结构简单，可靠性高。
[0049]
所述热刀结构4包括封装壳体41、穿装在封装壳体41内的排线板42、轴向滑动套装在封装壳体41上的安装座43及螺纹套装在封装壳体41上的限位螺母44，所述排线板42上排布有电阻丝45，排线板42的两侧与封装壳体41内壁之间夹设有绝缘压板46，且排线板42的两端部与两个绝缘压板46之间分别通过螺钉47连接，所述安装座43固装至卫星本体1表面，限位螺母44与安装座43之间的封装壳体41上套设有预紧弹簧48，排线板42的一端固装有熔断部49。封装壳体41的内壁形成的通孔呈矩形结构，保证排线板42、绝缘板与封装壳体41之间的稳定连接。
[0050]
电阻丝45可以排布在排线板42的一侧，也可相对排布在排线板42的两侧。电阻丝45的排布方式为呈蛇形布置。如此设计，一是能够在有限的空间内增加电阻丝45的长度，方便对电阻丝45阻值的调节，同时，蛇形排布能够使电阻丝45的分布更加均匀，在使用过程中电阻丝45会发热，热量不会过度集中，同时方便散热。
[0051]
排线板42的侧面开设有凹槽，排布在排线板42上的电阻丝45嵌设在所述凹槽内。能够使热量分布均匀，防止热量集中，便于散热。
[0052]
所述绝缘压板46为聚酰亚胺材质。
[0053]
所述电阻丝45为镍铬合金电阻丝。电阻丝45的两端连接到电源控制器。
[0054]
工作原理：
[0055]
根据总体要求，结合电源分系统对能源的分配，以及星上电源允许的最大通电电流以及通电时间等因素，计算出电阻丝45需要的阻值，从而对电阻丝45的长度以及其在排线板42中的走线线路进行调整及排线，将排好线的排线板42两端用聚酰亚胺绝缘压板46夹在中间，然后将组合体放入热刀的封装壳体41中，用紧固螺钉47将排线板42以及聚酰亚胺绝缘压板46与封装壳体41固定为一体，在出线端焊接导线之后将热刀结构4用密封胶封装，仅露出熔断部49，热刀整体通过安装座43安装至卫星本体1表面，通过预紧弹簧48使熔断部49与待切割的大力马线6接触，通过调节限位螺母44能够调节预紧弹簧48的松紧，从而调节热刀与待切割大力马线6之间的接触程度。
[0056]
根据某型号夜光遥感导航增强小卫星总体要求，星上蓄电池电压充满状态下为12v，允许最大通电电流为6.5a，考虑发射段部分单机开机、星箭分离后姿控部件阻尼耗电等因素，热刀允许通电时间需小于等于5s。
[0057]
根据热控分系统分析，热刀结构4需满足-60℃至120℃的使用需求，对热刀结构4在真空罐中进行鉴定级高低温循环试验，试验结构满足任务指标要求。
[0058]
本申请的热刀结构4参数如下：
[0059]
重量：35g
[0060]
室温切割时间：≤2s(可调)
[0061]
切割电流：≤6.5a
[0062]
工作温度：-60℃-120℃
[0063]
可重复使用次数：≥30次
[0064]
地面存储寿命：≥5年
[0065]
本申请的热刀结构4结构简单，容易装配、质量轻、冲击小、生产成本低，制作周期短，并且小巧，不占用空间，能够满足微纳卫星研发成本低以及可靠性高的需求。
[0066]
封装壳体41的一端部加工有凸棱50，安装座43上沿轴向开设有滑动通道51，封装壳体41通过凸棱50及滑动通道51滑动安装在安装座43上。通过凸棱50及滑动通道51，实现对封装壳体41的周向限位，使得其只能沿安装座43轴向移动。封装壳体41上加工有两个通孔，且每个通孔均沿封装壳体41径向贯穿布置，两个螺钉47的一端对应螺纹穿装在两个通孔内。如此设计，便于排线板42与封装壳体41之间的固定连接。
[0067]
所述压紧埋件7贯穿帆板2设置，压紧埋件7上以及支撑座5上均开设有通孔，每个压紧埋件7上均安装有锁紧螺母8及系绳装置9，所述大力马线6穿过支撑座5及压紧埋件7上的通孔，且大力马线6的两端分别系到两个系绳装置9上，通过锁紧螺母8调节大力马线6的压紧力，压紧埋件7上连接有防逃螺母10，预展开帆板2时，通过对热刀加热熔断大力马线6，通过防逃螺母10防止断开的大力马线6脱离系绳装置9及卫星本体。收拢的帆板2通过大力马线6进行压紧。大力马线6的两端通过系绳装置9连接到压紧埋件7上，锁紧螺母8向外旋转直至满足微力矩测量装置预先设定好的数值，然后将防逃螺母10拧在压紧埋件7上的外侧，系绳装置9为工字形结构，其沿压紧埋件7径向穿装在压紧埋件上，系绳装置的两侧分别是锁紧螺母和防逃螺母，所述防逃螺母10的作用是防止大力马线6断开后系绳装置9无约束从两端飞出成为太空垃圾，同时防止，系绳装置在飞出过程中打伤帆板上太阳能电池片。
[0068]
所述微型铰链3安装在卫星本体1的一端部两侧，所述支撑座5安装在卫星本体1的另一端部两侧。防止在帆板2收拢时触碰到卫星本体1。
[0069]
支撑座5远离卫星本体1的一端安装有柔性橡胶垫11。如此设计，能够减小帆板2在整星发射段的力学响应。
[0070]
每个帆板2与卫星本体1之间均设置有两个微型铰链3。保证帆板2展开和收拢动作稳定。

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