一种微纳卫星的制作方法

本申请涉及航天设备技术领域，具体而言，涉及一种微纳卫星。

背景技术：

微纳卫星在发射时，其太阳翼需要收拢在一起，入轨之后再行展开。微纳卫星的太阳翼在展开前，一般是采用压紧机构压紧固定在卫星主体上，需要释放太阳翼时，切割、熔断或爆破压紧机构以释放太阳翼。现有的微纳卫星的压紧机构所采用的压紧机构及其连接的熔断装置，导致微纳卫星成本高。

技术实现要素：

本申请旨在提供一种微纳卫星，以解决现有技术中微纳卫星成本高的问题。

本申请的实施例是这样实现的：

在一方面，本申请实施例提供一种微纳卫星，其包括卫星主体、折叠式太阳翼、压紧杆和锁定机构；

所述锁定机构设置于所述卫星主体；

所述压紧杆的一端与所述折叠式太阳翼的最外侧基板连接，所述压紧杆的另一端穿过所述折叠式太阳翼的其他基板并与所述锁定机构配合；

所述锁定机构用于可释放地锁定所述压紧杆，以将折叠式太阳翼锁定于折叠状态。

本申请提供的微纳卫星，在卫星主体上设置锁定机构，在折叠式太阳翼的最外侧基板上设置压紧杆，折叠式太阳翼在折叠状态下时，压紧杆与锁定机构配合以将折叠式太阳翼压紧在卫星主体表面；需要释放折叠式太阳翼时，锁定机构释放压紧杆以实现释放折叠式太阳翼，释放后压紧杆连接在折叠式太阳翼的最外侧基板上，因此压紧杆不会脱离并漂浮在太空，微纳卫星回收后，其折叠式太阳翼可以重复折叠，可以重复利用压紧杆和锁定机构以配合压紧折叠式太阳翼，从而降低微纳卫星的成本。

并且，与现有技术中通过切割、熔断或爆破压紧机构以释放折叠式太阳翼的破坏式释放方式相比，现有方式在释放的瞬间容易产生较大的振动，这种振动作用到卫星主体上容易对微纳卫星的运行姿态及精密仪器产生不利影响，本申请利用锁定机构释放压紧杆，相对于现有的破坏式释放的方式振动较小，不容易对微纳卫星的运行姿态产生影响。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述微纳卫星还包括压紧盖、压紧弹簧和预紧螺母，所述压紧盖固定于所述折叠式太阳翼的最外侧基板，所述压紧杆穿过所述折叠式太阳翼的最外侧基板并与所述预紧螺母螺纹连接，所述压紧弹簧支撑在所述压紧盖和所述预紧螺母之间。

通过在折叠式太阳翼的最外侧基板上设置压紧盖，并在压紧杆的端部设置预紧螺母，压紧盖、压紧弹簧和预紧螺母的配合提供预紧力，并通过压紧杆承受并传递预紧力至锁定机构，从而将折叠式太阳翼压紧锁定。

因此，压紧杆被配置成可沿其轴向滑动地连接于折叠式太阳翼的最外侧基板，且压紧杆不会从折叠式太阳翼的最外侧基板上滑脱；而且压紧杆传递的预紧力的大小可调节，转动预紧螺母还能够调节预紧力的大小，转动螺母使压紧杆外露在压紧盖以外的长度越短则预紧力越大。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述锁定机构包括安装在所述卫星主体上的锁体，所述锁体设有驱动组件和第一卡固件，所述压紧杆的一端连接有用于与所述第一卡固件配合的第二卡固件；所述驱动组件用于驱使所述第一卡固件移动以与所述第二卡固件分离，从而释放所述压紧杆。

现有的破坏式释放方式，其切割、熔断或爆破的方式容易受到温度、材料及其他外界环境因素的影响，本申请通过设置第一卡固件和第二卡固件配合实现压紧锁定，通过设置驱动组件以使第一卡固件移动解锁，第一卡固件的移动路径确定无疑，该释放方式稳定可靠，不容易出现误差。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述锁定机构还包括复位件，所述锁体上设有复位口，所述复位件用于活动穿过所述复位口以拨动所述第一卡固件，从而使所述第一卡固件与所述第二卡固件配合。

通过设置在锁体上设置复位口，进一步方便回收后二次压紧锁定，将复位件从复位口伸入锁体以将第一卡固件拨动到位，实现第一卡固件与第二卡固件配合锁定。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述驱动组件包括限位件和弹性件，所述弹性件的一端与所述锁体连接、另一端与所述第一卡固件连接，所述限位件可移动地设置于所述锁体，所述限位件具有工作位置和释放位置；

所述限位件在工作位置时抵持所述第一卡固件，以使所述第一卡固件与所述第二卡固件保持配合；所述限位件在释放位置时与所述第一卡固件分离，以使所述第一卡固件在所述弹性件的作用下远离所述第二卡固件。

通过设置限位件使第一卡固件保持与第二卡固件配合，并设置弹性件与限位件配合实现驱动第一卡固件，整体结构简单，第一卡固件的运动路径明确。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述第一卡固件与所述锁体通过转轴连接，所述第一卡固件上形成有钩体，所述第二卡固件上形成有与所述钩体适配的槽体。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述限位件包括插销，所述锁定机构还包括连接在所述锁体上的拔销器，所述拔销器与所述插销传动连接。

可选地，在本申请的一种实施例中，每个基板上分别设有用于容许所述压紧杆穿过的通过孔，所述通过孔内设有压紧衬套。

通过在每个基板上设置具有压紧衬套的通过孔，折叠式太阳翼在折叠状态时，相邻基板的压紧衬套相互接触并被压紧，形成由折叠式太阳翼的最外侧基板至卫星主体的半刚性体，起到传递预紧力的效果，进一步保证折叠式太阳翼被压紧。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述压紧衬套的两端形成有第一衬垫和第二衬垫，所述折叠式太阳翼在折叠状态时，相邻两个基板上的所述第一衬垫和所述第二衬垫相抵。

通过在压紧衬套的两端形成第一衬垫和第二衬垫，增大每个压紧衬套的接触面积，增大半刚性体的横截面积，传力效果好。

可选地，在本申请的一种实施例中，每个基板包括第一表面和第二表面，所述第一衬垫通过第一螺钉固定于所述第一表面，所述第二衬垫通过第二螺钉固定于所述第二表面，所述第一螺钉和所述第二螺钉的位置错开。

通过将第一螺钉和第二螺钉的位置错开，防止第一螺钉和第二螺钉在折叠状态下相抵，缩小相邻基板在折叠状态下的最小间距，使得折叠式太阳翼能够被折叠压紧得更紧凑。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本申请实施例提供的微纳卫星的折叠状态图；

图2为本申请实施例提供的微纳卫星的展开状态图；

图3为本申请实施例提供的微纳卫星在折叠状态下的剖面图；

图4为本申请实施例提供的锁定机构的立体结构示意图；

图5为本申请实施例提供的锁定机构的内部结构示意图；

图6为本申请实施例提供的压紧杆的结构示意图；

图7为图2中a部分的放大图；

图8为图2中b部分的放大图；

图9为图2中c部分的放大图；

图10为图3中d部分的放大图；

图11为本申请实施例提供的限转块与锁口的配合示意图；

图12为限转块与锁口的另一实施例示意图；

图13为本申请实施例提供的第一卡固件的结构示意图。

图标：10－卫星主体；20－太阳翼；21－第一基板；22－第二基板；23－第三基板；24－通过孔；25－压紧衬套；251－第一衬垫；252－第二衬垫；261－第一螺钉；262－第二螺钉；30－动力铰链；40－压紧杆；50－锁定机构；41－第二卡固件；411－槽体；412－限转块；42－压紧帽；43－预紧螺母；44－压紧弹簧；51－锁体；511－锁口；513－复位口；52－第一卡固件；521－钩体；522－转轴；53－限位件；54－弹性件；55－拔销器。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本申请的描述中，需要说明的是，若出现术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，本申请的描述中若出现术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，本申请的描述中若出现术语“水平”、“竖直”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

实施例

本申请提供一种微纳卫星，其包括卫星主体10和折叠式太阳翼20(以下简称太阳翼20)，图1和图2中示出了折叠式太阳翼20，以及与该折叠式太阳翼20相连的卫星主体10的一部分。

太阳翼20包括第一基板21、第二基板22和第三基板23，第一基板21、第二基板22和第三基板23依次铰接，其中第三基板23为太阳翼20的最内侧基板，第三基板23与卫星主体10铰接，第一基板21为太阳翼20的最外侧基板，第一基板21远离卫星主体10。

该微纳卫星还包括压紧杆40和锁定机构50，锁定机构50设置在卫星主体10上，压紧杆40的一端连接在第一基板21上，压紧杆40的另一端能够与锁定机构50配合。

太阳翼20的多个基板在折叠状态下时，连接在第一基板21上的压紧杆40的另一端与锁定机构50配合，锁定机构50用于可释放地锁定压紧杆40，以将太阳翼20锁定在折叠状态。太阳翼20需要展开时，锁定机构50释放压紧杆40，使太阳翼20能够在外驱力作用下展开。

释放后，压紧杆40连接在第一基板21上，保证压紧杆40不会脱离第一基板21漂浮在太空中。微纳卫星回收后，太阳翼20可以重复折叠，将压紧杆40穿过多个基板，使锁定机构50可释放地锁定压紧杆40。

现有技术中多采用切割、熔断或爆破压紧机构以释放折叠式太阳翼20，具体方式是，在微纳卫星的压紧机构中设置火工品，利用火工品产生的高热量或爆破力来破坏压紧机构。在库房中，火工品需要专门的储存空间并由专人管理，以确保储存安全；在微纳卫星上，火工品一旦被引燃或引爆，该压紧机构就无法再次利用。现有方式不仅安全性差，而且压紧机构不能够重复使用。

与现有技术的破坏式释放方式相比，本申请提供的微纳卫星的太阳翼20、压紧杆40及锁定机构50可以重复使用，管理成本低，从而降低微纳卫星的成本。

不仅如此，现有方式在释放的瞬间容易产生较大的振动，这种振动作用到卫星主体10上容易对微纳卫星的运行姿态产生不利影响。引爆火工品时产生的冲击载荷甚至可能影响微纳卫星上精密仪器设备的正常工作。本申请利用锁定机构50释放压紧杆40，相对于现有的破坏式释放的方式振动较小，不容易对微纳卫星的运行姿态产生影响。

由于现有的破坏式释放方式具有前述的安全性差、不可重复使用、冲击载荷大的问题，致使压紧机构的可测试性弱，压紧机构仅能凭借反复试验得出的配置经验来设置，不便于对微纳卫星上实际使用的每个压紧机构及太阳翼20进行测试。而本申请实施例提供的微纳卫星，可以在地面上对装配完成的微纳卫星进行整体测试，也可以对太阳翼20、压紧杆40和锁定机构50分别测试，可测试性强，能够有效验证和评估微纳卫星的可靠性。

前述的第一基板21、第二基板22、第三基板23上分别设置有通过孔24，每个基板上的通过孔24数量一致且位置对应，如图1，每个基板上分别设有三个通过孔24，每个基板上的三个通过孔24在其相应的基板上的位置相同。相应地，微纳卫星设置三个压紧杆40，及三个锁定机构50。以下择任一压紧杆40及其配合的锁定机构50为例进行说明。

每个通过孔24内分别设有压紧衬套25，压紧衬套25的两端形成有第一衬垫251和第二衬垫252，第一衬垫251和第二衬垫252分别与其相应基板的两个表面贴合。

为便于描述，令每个基板折叠后朝向卫星主体10的一面为第一表面，另一面为第二表面，第一衬垫251通过第一螺钉261固定在第一表面上，第二衬垫252通过第二螺钉262固定在第二表面上。太阳翼20折叠时，前一个基板的第一表面与后一个基板的第二表面相对靠近。为控制相邻基板在折叠状态下的最小间距，第一螺钉261和第二螺钉262的位置错开。

如图7所示，通过孔24呈矩形，每个通过孔24的边缘设置有八个螺孔，其中四个位于矩形的四角，另外四个位于矩形的四边中点。如图8所示，在第二基板22的第二表面上，压紧衬套25的第二衬垫252通过第二螺钉262固定，四个第二螺钉262连接于其相应通过孔24的四角的螺孔中。如图9所示，在第一基板21的第一表面上，压紧衬套25的第一衬垫251通过第一螺钉261固定，四个第一螺钉261连接于其箱形通过孔24的四边中点的螺孔中。当第一基板21、第二基板22折叠时，第一基板21的第一表面朝向第二基板22的第二表面靠近，第一基板21和第二基板22上的压紧衬套25对应接触，第一螺钉261和第二螺钉262互不干涉。

前述的压紧杆40的两端分别设有螺纹，其中一端连接有预紧螺母43，另一端连接有第二卡固件41，如图6。为便于安装压紧杆40，可以在第一基板21的通过孔24处设置一个带孔垫板，带孔垫板可以是单独覆盖并固定在通过孔24处；带孔垫板也可以是与预紧螺母43连接为一体；还可以是预紧螺母43的外周向外延伸以抵在第一基板21的第一表面上。

在第一基板21的第二表面上固定有压紧帽42，压紧帽42在第一基板21的第二表面上形成一个容置腔，压紧杆40的一端穿过通过孔24连接带孔垫板和预紧螺母43，并伸入该容置腔。

在压紧帽42与预紧螺母43之间抵接有压紧弹簧44，压紧弹簧44套设在压紧杆40外部。压紧弹簧44用于将预紧螺母43通过带孔垫板抵紧在第一基板21上，以通过压紧杆40承受并传递预紧力，使太阳翼20的多个基板均被压紧锁定在卫星主体10上。

压紧帽42与压紧杆40并不是直接相抵，而是通过压紧弹簧44和预紧螺母43间接相抵，压紧杆40与压紧帽42之间可以存在相对移动的余量，也就是说，压紧杆40能够朝向压紧帽42移出或移进，使得压紧杆40外露在压紧盖以外的长度可变。在压紧时，可以通过转动预紧螺母43来调节预紧力的大小。

例如在图3和图10中，拧紧预紧螺母43下压各基板，使压紧杆40外露在压紧帽42以外的长度缩短，预紧力增大；或者拧松预紧螺母43，使压紧杆40外露在压紧帽42以外的长度增大，预紧力减小。

在太阳翼20释放后，锁定机构50与压紧杆40分离，压紧杆40在压紧帽42、预紧螺母43和压紧弹簧44的作用下，仍然保持固定在第一基板21上。

前述的锁定机构50包括安装在卫星主体10上的锁体51，如图4和图5所示。锁体51内第一卡固件52，锁体51上开设有锁口511，连接在压紧杆40上的第二卡固件41能够穿过锁口511与第一卡固件52连接，以锁定压紧杆40。

第一卡固件52上形成有钩体521，第二卡固件41上形成有槽体411，钩体521伸入槽体411，以限制压紧杆40沿轴向脱出锁口511。

为防止螺纹连接在压紧杆40上的第二卡固件41与压紧杆40分离或松动，第二卡固件41还形成有限转块412，锁口511被配置成与限转块412配合的形状。当压紧杆40上的第二卡固件41从锁口511伸入锁体51时，限转块412位于锁口511的位置，以防止第二卡固件41在锁体51内转动。

限转块412在限制第二卡固件41绕压紧杆40的轴线转动时，还需要满足太阳翼20的展开动作的需求，太阳翼20在展开时，压紧杆40可能并非直线移出，此时限转块412可能存在倾斜的情况。

可选地，如图11所示，限转块412和锁口511的结构可以是：限转块412呈矩形，锁口511也呈矩形，限转块412的一组相对边与锁口511的一组相对边贴合，以限制第二卡固件41绕压紧杆40的轴线转动，限转块412的另一组相对边与锁口511的另一组相对边预留间隙，以便限转块412转动至相对锁口511倾斜时也能顺利移出。

可选地，如图12所示，限转块412和锁口511的结构也可以是：限转块412具有凸起的圆柱，锁口511的侧壁具有条形槽，第二卡固件41的槽体411所在的部位插入锁口511时，限转块412上的圆柱插入条形槽，从而限制第二卡固件41绕压紧杆40的轴线转动，当压紧杆40倾斜移出时，限转块412上的圆柱能够转动以保证限转块412跟随压紧杆40产生倾斜。条形槽还可以设置为喇叭型槽，喇叭型槽的宽度由内向外逐渐增大，喇叭型槽靠近锁体51内部的较窄部位与圆柱的直径适配，喇叭型槽靠近锁体51外部的较宽部位为限位块倾斜移出提供更多的余量。

本实施例中，限转块412和锁口511的结构采用如图11所示的结构。

锁体51内还设有用于控制第一卡固件52的驱动组件，驱动组件能够使第一卡固件52保持与第二卡固件41配合以锁定压紧杆40，也能够驱动第一卡固件52移动远离第二卡固件41以释放压紧杆40。

驱动组件包括限位件53和弹性件54。弹性件54连接在第一卡固件52和锁体51之间，弹性件54具有使第一卡固件52按照预定路径移动的势能，该预定路径为使钩体521远离槽体411的路径。限位件53可移动地设置于锁体51，限位件53具有抵持在第一卡固件52上的工作位置，及与第一卡固件52分离的释放位置。

限位件53在工作位置时，抵持在第一卡固件52上，以限制第一卡固件52沿预定路径移动。当限位件53移动至释放位置时，第一卡固件52在弹性件54作用下沿预定路径移动，使其钩体521从第二卡固件41的槽体411内脱出。

本实施例中，限位件53为插销，弹性件54为弹簧。

第一卡固件52的结构如图13所示，呈l型，其中钩体521位于l型的一端，弹簧连接在l型的另一端。锁体51的内壁形成有凸台，在凸台的中部形成有凹槽，第一卡固件52的转轴522的端部可转动地配合在凹槽中。本实施例中，转轴522被设置在l型的转角位置。

在锁体51上还连接有拔销器55，所述拔销器55为直线驱动装置，如直线电机、气缸、电磁铁等。请再参照图4，拔销器55连接在锁体51的外部，锁体51上设有限位口，限位件53与拔销器55穿过限位口传动连接。拔销器55用于驱动限位件53从限位口伸进锁体51，也能够用于驱动限位件53从限位口移出锁体51。

为进一步方便重复压紧，在锁体51上还设有复位口513，使用复位件穿过复位口513伸入锁体51内，克服弹性件54的拉力拨动第一卡固件52，使第一卡固件52的钩体521伸入第二卡固件41的槽体411内。请再参见图5，复位口513的形状被进一步设置为弧形，复位件为细长的杆状物，如起子、改锥等，可以是手动也可以是凸轮电机驱动，以使复位件沿复位口513的弧形路径下移，从而下压第一卡固件52。

本实施例提供的微纳卫星，其太阳翼20的压紧和释放原理如下：

在发射前，太阳翼20的多个基板折叠，压紧杆40穿过多个基板，使其端部的第二卡固件41进入锁体51，限位件53抵持在第一卡固件52上，第一卡固件52的钩体521与第二卡固件41的槽体411配合。拧紧预紧螺母43，通过压紧杆40承受和传递张力，压紧杆40内始终保持一定的张力，保证太阳翼20固紧不松开。此时相邻基板的压紧衬套25相互接触，其中第三基板23的压紧衬套25的第一衬垫251抵在锁体51上，第一基板21的压紧衬套25的第二衬垫252抵在压紧帽42上，在预紧力作用下，形成由锁体51至压紧帽42(或者说由第一基板21至卫星主体10)的半刚性体，该半刚性体也能起到传递预紧力的作用，进一步保证太阳翼20被压紧。压紧衬套25可以采用橡胶等耐磨的弹性材料制成，使得该半刚性体在已经被压紧的情况下还能够被压缩，以进一步减小相邻基板的间距。

微纳卫星发射至运行轨道后，启动拔销器55，拔销器55驱动限位件53从限位口移出锁体51，弹性件54拉动第一卡固件52，第一卡固件52绕转轴522转动，其钩体521从第二卡固件41的槽体411中移出，锁定机构50完成释放压紧杆40的动作。太阳翼20在外驱力作用下展开，压紧杆40依次退出锁体51、第三基板23、第二基板22。

微纳卫星回收后，折叠太阳翼20，使压紧杆40上的第二卡固件41再次从锁口511进入锁体51，将复位件从复位口513伸入锁体51，并拨动l型的第一卡固件52连接弹性件54的一端，使第一卡固件52转动至其钩体521进入第二卡固件41的槽体411，然后启动拔销器55复位限位件53，使限位件53从限位口移进锁体51并保持在工作位置，锁定机构50完成锁定压紧杆40的动作。然后拧紧压紧帽42中的预紧螺母43，从而压紧太阳翼20。

微纳卫星相对于大型卫星，其优势在于研制周期短且成本低，而现有的微纳卫星的压紧机构所采用的压紧机构及其连接的熔断装置的成本较高，且仅能使用一次，本申请实施例提供的微纳卫星，其太阳翼20上设置的锁定机构50和压紧杆40等用于压紧太阳翼20的组件，制造成本低，且可以重复利用，能够有效降低微纳卫星的成本，进一步发挥微纳卫星的优势。

为进一步减小微纳卫星的体积和成本，本申请提供的微纳卫星采用动力铰链30枢接，动力铰链30包括由铰链轴枢接的第一铰接部和第二铰接部，两个铰接部分别连接相邻的两个基板。在铰链轴上套接一个扭簧，扭簧的两端分别抵接于第一铰接部和第二铰接部，以在锁定机构50释放压紧杆40时提供使其连接的两个基板相对展开的外驱力。

为使压紧杆40在被锁定机构50释放后稳定地移出锁体51，可选地，在动力铰链30的铰链轴上设置阻尼部件，该阻尼部件用于在第一铰接部和第二铰接部相对展开时产生阻尼，以调节太阳翼20的不同部位所需的展开力，从而保证太阳翼20的多个基板以相同的角速度同步展开，此时压紧杆40的移动方向和移动速度相对稳定，不容易与锁体51或基板干涉，有利于太阳翼20稳定展开。这里所说的阻尼部件可以是设置在铰链轴上的阻尼垫圈，阻尼垫圈与第一铰接部和第二铰接部中的至少一个接触，通过调节接触面上的压力来调节摩擦阻尼的大小，从而调节扭簧实际输出的展开力。

需要说明的是：

第二基板22的数量、任意两个相邻基板的动力铰链30数量、压紧杆40和锁定机构50的套数，根据微纳卫星的太阳电路板面积需求、太阳翼20的展开力需求、太阳翼20的锁紧程度需求等因素分别设置。

第二基板22(即处于第一基板21和第三基板23之间的基板)可以不设置，也可以设置数量为一个、两个、三个甚至更多个，在实际使用时，具体数量根据需要设置。

每两个相邻的基板可以通过一个、两个、三个甚至更多个动力铰链30枢接，具体数量根据需要设置。

压紧杆40和锁定机构50可以被配套设置为多套，该数量在实际使用时可以根据基板大小等因素设置，可以为一套、两套、三套甚至更多。

以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

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