大折展比太阳翼的制作方法

本发明涉及航天设备技术领域，具体涉及大折展比太阳翼。

背景技术：

太阳翼是收集太阳光并将其转化为电能的媒介，是航天器运动的能量来源，是航天器中最重要的组成部分之一，它具备一定的展开功能和结构支撑功能，展开装置上装配有与之配合的太阳电池片，在航天器发射时，展开装置及太阳能电池片处于折叠压紧状态，以减小气流阻力，根据展开需求，在星箭分离或入轨后，展开装置展开，并在卫星飞行过程中不断调整角度，以适应太阳光照射方向。

目前，使用较多的太阳翼展开装置主要为铰接可展机构、杆状可展机构等，上述两种展开机构均使用到数目较多的齿轮及电机等质量较重的原器件，随着航天技术的不断发展，小型化、轻量化的卫星平台是未来发展的趋势，传统的太阳翼展开机构复杂、质量重、尺寸大，难以满足轻小型卫星平台的特殊应用需求。

因此，亟需研发一种零、组件较少，结构较为简单，占用空间相对较小，折展比较大的太阳翼，以在提高可靠性的同时降低发射成本和维护成本。

技术实现要素：

为克服现有技术中所存在的上述不足，本发明提供了大折展比太阳翼，该太阳翼通过绳驱动的方式展开，具有零、组件较少，结构简单，占用空间相对较小，产品重量轻便，机构可靠性较高的优点，可以应用于轻小型卫星平台；针对不同任务需求，可以通过增加或者减少展开机构中的展开杆及滚轮数量，从而展开不同长度的太阳能电池基板，无需对结构重新设计。

本发明的大折展比太阳翼的技术方案，包括设于卫星星体上的展开机构及太阳能电池基板组件；所述展开机构包括展开杆组件、导向滚轮组件和驱动绳；所述展开杆组件包括多根展开杆和将所述展开杆连接形成开环链状结构的第一铰链，所述展开杆组件可实现折叠和展开，其中，折叠状态时，相邻展开杆的侧面相抵靠，展开状态时，相邻展开杆的端部相抵靠；所述导向滚轮组件包括设于展开杆铰接处与第一铰链同轴的导向滚轮；所述展开杆组件一端与卫星星体通过第二铰接铰接，铰接点处设有与第二铰链同轴的绕线轮，所述绕线轮与固连于卫星星体上的驱动电机输出端相配合，可通过所述驱动电机输出端正反转实现所述绕线轮正反转；所述驱动绳一端缠绕于绕线轮，所述驱动绳伸出端依次绕过各铰点的导向滚轮，端部固连于展开杆组件末端；所述太阳能电池基板组件两端分别与卫星星体和展开杆组件末端铰接，所述太阳能电池基板组件中部与展开杆组件之间设有多点连接，所述展开杆组件为折叠状态时所述太阳能电池基板组件为折叠状态，所述展开杆组件为展开状态时，所述太阳能电池基板组件呈展开状态。

作为优化，所述展开杆组件中的展开杆的长度有两种规格，分别为长展开杆和短展开杆，其中首、末端展开杆为短展开杆，中部的展开杆为长展开杆，所述短展开杆的长度为所述长展开杆长度的一半。

根据该优化方案，所述短展开杆长度为长展开杆长度的一半，展开时力学性能好，且有利于太阳能电池基板的布置。

作为优化，所述展开杆之间连接的第一铰链设于折叠状态时相抵靠的展开杆端部的棱边处。

根据该优化方案，所述第一铰链安装在上述位置有利于展开杆充分展开和折叠，防止出现结构耦合的现象，折叠时占用体积最小，展开时可展开呈一条直线，使展开杆组件两端距离达到理论最大值。

作为优化，所述导向滚轮的回转轴与所述第一铰链同心，两者之间可相对回转。

根据该优化方案，所述导向滚轮的转动与第一铰链互不影响。

作为优化，所述导向滚轮上设有绳索防脱保持架。

根据该优化方案，所述绳索防脱保持架可防止展开杆组件折叠存放时和展开过程中绳索自导向滚轮上脱落。

作为优化，所述绕线轮与第二铰链之间可相对回转。

根据该优化方案，所述绕线轮的转动与第二铰链互不影响。

作为优化，所述太阳能电池基板组件为整块的柔性基板或多块刚性基板。

根据该优化方案，可根据工作需求选择更适合所需工况的太阳能电池基板。

作为优选，所述太阳能电池基板组件为整块的柔性基板，所述柔性基板两端与展开杆组件两端铰接，所述柔性基板沿长度方向的中心线上设有多处与展开杆中部铰接的连接点，相邻连接点的间距与展开状态下相邻展开杆中点之间的距离一致。

根据该优选方案，所述柔性基板厚度及重量低于刚性基板，在太空中使用有助于降低发射成本，整体为柔性，不易损坏。

作为优选，所述太阳能电池基板组件为多块刚性基板构成，所述刚性基板之间通过至少一个第三铰链铰接，所述太阳能电池基板组件两端与展开杆组件两端铰接，所有刚性基板第偶数个接缝处中部与展开杆中部铰接。

根据该优选方案，选用刚性基板折叠和展开时形状确定，相较于柔性基板折叠时需预留空间防止硬性折弯，刚性基板的折叠状态占用空间更小。

进一步，作为优化，所述刚性基板长度为长展开杆长度的一半。

根据该优化方案，所述刚性基板长度为长展开杆长度的一半时，展开状态下太阳能电池基板组件背光面可与展开杆组件贴合，保证展开状态下刚性基板在同一平面，所述展开杆组件对刚性基板有支撑作用，受力条件好。

与现有技术相比，本申请的大折展比太阳翼具有以下显著进步：

1）通过绳驱动的方式展开太阳翼，零、组件较少，结构简单，占用空间相对较小，产品重量轻便，机构可靠性较高，可以应用于小型卫星；

2）针对不同任务，可以增加或者减少展开机构中杆件及滚轮的数量，从而展开不同长度的太阳能电池基板，无需对结构重新设计。

附图说明

图1是本发明的大折展比太阳翼收拢状态的结构示意图；

图2是本发明的大折展比太阳翼展开过程中的结构示意图；

图3是本发明的大折展比太阳翼收拢状态下的展开机构组成图；

图4是本发明的大折展比太阳翼展开状态下的展开机构组成图的俯视图；

图5是本发明的大折展比太阳翼展开状态下的展开机构组成图的侧视图。

附图标记说明

1-卫星星体；2-展开机构，21-展开杆组件、211-展开杆、2111-长展开杆、2112-短展开杆、212-第一铰链、213-第二铰接，22-导向滚轮组件、221-导向滚轮，23-驱动绳，24-绕线轮，25-驱动电机；3-太阳能电池基板组件，31-第三铰链。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式（实施例）对本发明专利申请作进一步的说明，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明专利申请，但并不作为对本发明专利申请限制的依据。

参见图1-图5，本发明提供的大折展比太阳翼，包括设于卫星星体1上的展开机构2及太阳能电池基板组件3；所述展开机构2包括展开杆组件21、导向滚轮组件22和驱动绳23；所述展开杆组件21包括多根展开杆211和将所述展开杆211连接形成开环链状结构的第一铰链212，所述展开杆组件21可实现折叠和展开，其中，折叠状态时，相邻展开杆211的侧面相抵靠，展开状态时，相邻展开杆211的端部相抵靠；所述导向滚轮组件22包括设于展开杆211铰接处与第一铰链212同轴的导向滚轮221；所述展开杆组件21一端与卫星星体1通过第二铰接213铰接，铰接点处设有与第二铰链213同轴的绕线轮24，所述绕线轮24与固连于卫星星体1上的驱动电机25输出端相配合，可通过所述驱动电机25输出端正反转实现所述绕线轮24正反转；所述驱动绳23一端缠绕于绕线轮24，所述驱动绳23伸出端依次绕过各铰点的导向滚轮22，端部固连于展开杆组件21末端；所述太阳能电池基板组件3两端分别与卫星星体1和展开杆组件21末端铰接，所述太阳能电池基板组件3中部与展开杆组件21之间设有多点连接，所述展开杆组件21为折叠状态时所述太阳能电池基板组件3为折叠状态，所述展开杆组件21为展开状态时，所述太阳能电池基板组件3呈展开状态。

所述展开杆211为空心杆，所述导向滚轮221及绕线轮24均安装于所述展开杆211内部，所述驱动绳23自展开杆211内部走线，防止外部剐蹭导致所述驱动绳23与导向滚轮221脱离。

实施例1

本发明提供的大折展比太阳翼，包括设于卫星星体1上的展开机构2及太阳能电池基板组件3；所述展开机构2包括展开杆组件21、导向滚轮组件22和驱动绳23；所述展开杆组件21包括多根展开杆211和将所述展开杆211连接形成开环链状结构的第一铰链212，所述展开杆组件21可实现折叠和展开，其中，折叠状态时，相邻展开杆211的侧面相抵靠，展开状态时，相邻展开杆211的端部相抵靠；所述导向滚轮组件22包括设于展开杆211铰接处与铰链同轴的导向滚轮221；所述展开杆组件21一端与卫星星体1通过第二铰接213铰接，铰接点处设有与第二铰链213同轴的绕线轮24，所述绕线轮24与固连于卫星星体1上的驱动电机25输出端相配合，可通过所述驱动电机25输出端正反转实现所述绕线轮24正反转；所述驱动绳23一端缠绕于绕线轮24，所述驱动绳23伸出端依次绕过各铰点的导向滚轮22，端部固连于展开杆组件21末端；所述太阳能电池基板组件3两端分别与卫星星体1和展开杆组件21末端铰接，所述太阳能电池基板组件3中部与展开杆组件21之间设有多点连接，所述展开杆组件21为折叠状态时所述太阳能电池基板组件3为折叠状态，所述展开杆组件21为展开状态时，所述太阳能电池基板组件3呈展开状态。

所述展开杆组件21中的展开杆211的长度有两种规格，分别为长展开杆2111和短展开杆2112，其中首、末端展开杆211为短展开杆2112，中部的展开杆211为长展开杆2111，所述短展开杆2112的长度为所述长展开杆2111长度的一半。

所述展开杆211之间连接的第一铰链212设于折叠状态时相抵靠的展开杆211端部的棱边处。

所述导向滚轮221的回转轴与所述第一铰链212同心，两者之间可相对回转。所述绕线轮24与第二铰链213之间可相对回转。

所述导向滚轮221上设有绳索防脱保持架。

所述太阳能电池基板组件3为整块的柔性基板，所述柔性基板两端与展开杆组件21两端铰接，所述柔性基板沿长度方向的中心线上设有多处与展开杆211中部铰接的连接点，相邻连接点的间距与展开状态下相邻展开杆211中点之间的距离一致。

本实施例中，所述短展开杆2112长度为长展开杆2111长度的一半，展开时力学性能好，且有利于太阳能电池基板的布置；所述绳索防脱保持架可防止展开杆组件折叠存放时和展开过程中绳索自导向滚轮上脱落；所述柔性基板厚度及重量低于刚性基板，在太空中使用有助于降低发射成本，整体为柔性，不易损坏。

实施例2

与实施例1的不同之处在于，所述太阳能电池基板组件3为多块刚性基板构成，所述刚性基板之间通过至少一个第三铰链31铰接，所述太阳能电池基板组件3两端与展开杆组件21两端铰接，所有刚性基板第偶数个接缝处中部与展开杆211中部铰接。

所述刚性基板长度为长展开杆2111长度的一半。

本实施例的优点在于选用刚性基板折叠和展开时形状确定，相较于柔性基板折叠时需预留空间防止硬性折弯，刚性基板的折叠状态占用空间更小。所述刚性基板长度为长展开杆2111长度的一半时，展开状态下太阳能电池基板组件3背光面可与展开杆组件21贴合，保证展开状态下刚性基板在同一平面，所述展开杆组件21对刚性基板有支撑作用，受力条件好。

本发明的大折展比太阳翼的展开过程如下：

当需要展开太阳翼时，对驱动电机25通电，所述驱动电机25带动绕线轮24转动，收紧驱动绳23，所述驱动绳23绳长度缩短，由于各个导向滚轮221之间驱动绳23的绳长不会改变，故驱动绳23缠绕在各个导向滚轮221上的绳长缩短，从而迫使各展开杆211之间的夹角增大，展开机构2伸长，带动收拢状态下的太阳能电池基板组件3展开，直至展开杆211之间夹角到达180°，展开杆211端部相抵靠，实现结构限位，此时驱动电机25断电，太阳翼完全展开。

本领域的普通技术人员可以理解，在上述的各实施方式中，为了使读者更好地理解本申请而提出了许多技术细节。但是，即使没有这些技术细节和基于上述各实施方式的种种变化和修改，也可以基本实现本申请各权利要求所要求保护的技术方案。因此，在实际应用中，可以在形式上和细节上对上述实施方式作各种改变，而不偏离本发明的精神和范围。

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