基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构及工作方法与流程

1.本发明属于航天技术领域，尤其涉及一种基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构及工作方法。


背景技术：

2.太阳电池阵是航天器能源功能的重要组成部分，太阳电池阵所能提供的能源取决于展开后的贴片面积及电池片电能转换率。太阳阵展开后较大的贴片面积对航天器，尤其是大型航天器在轨运行工作、寿命等具有重要作用。
3.多星堆叠式发射成为未来的小型卫星的发射方向，通过增加星体的数量，平摊发射成本，如何在堆叠式星体上合理布局太阳翼成为新的研究方向，需要研发一种基于堆叠式星体的太阳翼对称布置结构，使得太阳翼在多星堆叠式发射方式下布局更加合理，解决太阳电池翼发射主动段收拢状态尺寸小，在轨完全展开状态尺寸大等问题。


技术实现要素：

4.本发明提供一种基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构，采用高收纳比柔性太阳翼收纳在相邻星体之间，通过上下星体压紧柔性太阳翼，并且柔性太阳翼以星体对称布置。
5.本发明还提供了一种基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构的工作方法，星体相互分离后，展开机构、抬升机构、第二驱动机构驱动柔性太阳翼展开，第一驱动机构和第二驱动机构驱动太阳翼在两维空间内进行对日定向。
6.为实现上述目的，本发明的技术方案为：
7.一种基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构，包括卫星群、多个柔性太阳翼，
8.所述卫星群包括多个星体，所述星体堆叠放置；
9.所述柔性太阳翼为高收纳比柔性太阳翼，相邻所述星体之间安装所述柔性太阳翼，所述柔性太阳翼以所述星体对称布置；
10.在所述卫星群发射主动段，每个所述柔性太阳翼通过相邻的所述星体压紧。
11.本发明一实施方式中，所述柔性翼对称布置结构还包括多个驱动组件，所述驱动组件固定安装在所述卫星的侧面，所述驱动组件的输出轴连接所述连接架，所述连接架上连接两个柔性太阳翼，所述柔性太阳翼以所述连接架的中心对称。
12.本发明一实施方式中，所述驱动组件包括抬升机构、第一驱动机构、第二驱动机构、抬升轴；
13.所述抬升机构固定安装在所述星体的侧面，所述抬升机构的输出轴连接所述第一驱动机构，所述抬升机构用于实现第一驱动机构重复旋转90度，
14.所述抬升轴的一端连接所述第一驱动机构的输出轴，另一端固连于所述第二驱动机构，所述抬升轴平行于固定所述抬升机构的所述星体侧面，所述第二驱动机构的输出轴
固连于所述连接架。
15.本发明一实施方式中，所述柔性太阳翼包括太阳翼阵面、展开机构和张紧机构，所述展开机构用于驱动高收纳比太阳翼展开并锁定，所述展开机构固定连接所述连接架，所述张紧机构用于保持太阳翼阵面张紧状态。
16.本发明一实施方式中，所述星体按照层叠方式堆叠，每层所述星体、柔性太阳翼沿堆叠方向投影重合。
17.基于相同的发明构思，本发明提供了一种基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构的工作方法，包括以下步骤：
18.步骤一：卫星群相互分离后，展开机构驱动高收纳比柔性太阳翼直线式向外展开，所述展开机构达到预设长度后完成锁定，通过张紧机构使太阳翼阵面保持张紧状态；
19.步骤二：抬升机构转动90度并锁定，使抬升轴垂直于固定所述抬升机构的所述星体侧面；
20.步骤三：所述第二驱动机构驱动连接架转动90度，使所述柔性太阳翼的阵面平行于固定所述抬升机构的所述星体侧面；
21.柔性太阳翼在轨运行过程中，所述第一驱动组件和第二驱动组件实现柔性太阳翼在两维空间内进行对日定向。
22.本发明由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：
23.本发明提供的柔性太阳翼布局结构应用于堆叠式星体发射场景，采用高收纳比柔性太阳翼折叠布置在相邻星体之间，省去现有的压紧装置，通过上下星体压紧柔性太阳翼，并且在堆叠方向上，两个柔性太阳翼以星体对称布置。因此，本发明的柔性太阳翼布置结构对空间的利用率高，并且省去压紧装置。
24.本发明的优选实施方式中，通过上下星体实施压紧，两个柔性太阳翼公用一套驱动组件，使柔性太阳翼对日定向，整体质量轻。
附图说明
25.图1为本发明实施例的基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构的轴视图；
26.图2为本发明实施例的基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构的第一步展开状态示意图；
27.图3为本发明实施例的基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构的第二步展开状态示意图；
28.图4为本发明实施例的基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构的第三步展开状态示意图；
29.图5为图2中a部分的放大图；
30.图6为图3中b部分的放大图；
31.图7为图4中c部分的放大图。
32.附图标记说明：1-卫星群，101-第一星体；102-第二星体；103-第三星体；2-柔性太阳翼；201-第一柔性太阳翼，202-第二柔性太阳翼；203-第三柔性太阳翼；3-太阳翼阵面；4-展开机构；5-抬升机构；6-第一驱动机构；7-抬升轴；8-第二驱动机构；9-连接架。
具体实施方式
33.以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种基于堆叠式星体的的柔性太阳翼对称布置结构及工作方法作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。
34.参看图1，一种基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构，包括卫星群1、多个柔性太阳翼2、多个驱动组件、连接架9，
35.所述卫星群1包括多个星体，所述星体堆叠放置，参看图1，图1中示出了三个星体，即第一星体101、第二星体102和第三星体103，第一星体101、第二星体102和第三星体103按照层叠方式上下堆叠，第一星体101、第二星体102和第三星体103在水平面上的投影重合；
36.所述柔性太阳翼2为高收纳比柔性太阳翼2，柔性太阳翼2通常一种在聚酰亚胺基板上贴覆太阳电池片，具有重量轻，可折叠，体积小的优点，适用于受重量和体积约束的卫星群1，高收纳比柔性太阳翼2具有折叠层数更多，进而贴覆更多的太阳电池片，相邻所述星体之间安装柔性太阳翼2，即第一星体101的上部安装第一柔性太阳翼201，第一星体101和第二星体102之间安装第二柔性太阳翼202，第二星体102和第三星体103之间安装第三柔性太阳翼203，并且第一柔性太阳翼201和第二柔性太阳翼202相对第一星体101对称，依次类推，即在星体同一层叠方向上的柔性太阳翼2在水平面上的投影重合；
37.所述驱动组件固定安装在所述卫星的侧面，所述驱动组件的输出轴连接所述连接架9，所述连接架9上连接两个柔性太阳翼2，且所述柔性太阳翼2以所述连接架9的中心对称。在本实施例中，如图1中，共示出两组驱动组件，以其中一组阐述，驱动组件固定在第一星体101的侧面，第一柔性太阳翼201和第二柔性太阳翼202对称固定安装在连接架9上，以连接架的中心对称。
38.在所述卫星群1发射主动段，每个所述柔性太阳翼2通过相邻的所述星体压紧折叠。
39.所述驱动组件包括抬升机构5、第一驱动机构6、第二驱动机构7、抬升轴8；
40.所述抬升机构5固定安装在所述星体的侧面，所述抬升机构5的输出轴连接所述第一驱动机构6，所述抬升机构5用于实现第一驱动机构6重复旋转90度，
41.所述抬升轴8的一端连接所述第一驱动机构6的输出轴，另一端固连于所述第二驱动机构7，所述抬升轴8平行于固定所述抬升机构5的所述星体侧面，所述第二驱动机构7的输出轴固连于所述连接架9；
42.柔性太阳翼2展开后，星体在轨运行后，所述第一驱动机构6带动抬升轴8旋转，进而带动第二驱动机构7、连接架9和两个柔性太阳翼2沿抬升轴8的轴向方向旋转，所述第二驱动机构7带动连接架9旋转，进而带动两个柔性太阳翼2旋转，实现柔性太阳翼2定向对日。
43.所述柔性太阳翼2包括太阳翼阵面3、展开机构4和张紧机构，所述展开机构4用于驱动高收纳比太阳翼展开并锁定，所述连接架9连接所述展开机构4的剪叉杆，所述张紧机构用于保持太阳翼阵面张紧状态。
44.上述的基于堆叠式星体的柔性太阳翼2对称布置结构的工作方法，包括以下步骤：
45.参看图2，步骤一：卫星群1相互分离后，展开机构4驱动高收纳比柔性太阳翼2直线式向外展开，所述展开机构4达到预设长度后完成锁定，通过张紧机构使太阳翼阵面保持张紧状态；
46.参看图3，步骤二：抬升机构5转动90度并锁定，使抬升轴7垂直于固定所述抬升机构5的所述星体侧面；
47.参看图4，步骤三：所述第二驱动机构7驱动连接架9转动90度，使所述柔性太阳翼2的阵面平行于固定所述抬升机构5的所述星体侧面；
48.星体在轨运行过程中，所述第一驱动机构5和第二驱动机构7实现柔性太阳翼2在两维空间内进行对日定向。
49.上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式。即使对本发明做出各种变化，倘若这些变化属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本发明的保护范围之中。

技术特征：
1.一种基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于，包括卫星群、多个柔性太阳翼，所述卫星群包括多个星体，所述星体堆叠放置；所述柔性太阳翼为高收纳比柔性太阳翼，相邻所述星体之间安装所述柔性太阳翼，所述柔性太阳翼以所述星体对称布置；在所述卫星群发射主动段，每个所述柔性太阳翼通过相邻的所述星体压紧。2.根据权利要求1所述的基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于，所述柔性翼对称布置结构还包括多个驱动组件，所述驱动组件固定安装在所述卫星的侧面，所述驱动组件的输出轴连接所述连接架，所述连接架上连接两个柔性太阳翼，所述柔性太阳翼以所述连接架的中心对称。3.根据权利要求2所述的基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于，所述驱动组件包括抬升机构、第一驱动机构、第二驱动机构、抬升轴；所述抬升机构固定安装在所述星体的侧面，所述抬升机构的输出轴连接所述第一驱动机构，所述抬升机构用于实现第一驱动机构重复旋转90度，所述抬升轴的一端连接所述第一驱动机构的输出轴，另一端固连于所述第二驱动机构，所述抬升轴平行于固定所述抬升机构的所述星体侧面，所述第二驱动机构的输出轴固连于所述连接架。4.根据权利要求3所述的基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于，所述柔性太阳翼包括太阳翼阵面、展开机构和张紧装置，所述展开机构用于驱动高收纳比太阳翼阵面展开并锁定，所述展开机构固定连接所述连接架，所述张紧机构用于保持太阳翼阵面张紧状态。5.根据权利要求1所述的基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其特征在于，所述星体按照层叠方式堆叠，每层所述星体、柔性太阳翼沿堆叠方向投影重合。6.一种权利要求4所述的基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构的工作方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：卫星群相互分离后，展开机构驱动高收纳比柔性太阳翼直线式向外展开，所述展开机构达到预设长度后完成锁定，通过张紧机构使太阳翼阵面保持张紧状态；步骤二：抬升机构转动90度并锁定，使抬升轴垂直于固定所述抬升机构的所述星体侧面；步骤三：所述第二驱动机构驱动连接架转动90度，使所述柔性太阳翼的阵面平行于固定所述抬升机构的所述星体侧面。

技术总结
本发明公开了一种基于堆叠式星体的柔性太阳翼对称布置结构及工作方法，所述的柔性太阳翼对称布置结构包括卫星群、多个柔性太阳翼，所述卫星群包括多个星体，所述星体堆叠放置；所述柔性太阳翼为高收纳比柔性太阳翼，相邻所述星体之间安装所述柔性太阳翼，所述柔性太阳翼以所述星体对称布置；在所述卫星群发射主动段，每个所述柔性太阳翼通过相邻的所述星体压紧。本发明采用高收纳比柔性太阳翼收纳在相邻星体之间，通过上下星体压紧柔性太阳翼，并且柔性太阳翼以星体对称布置。并且柔性太阳翼以星体对称布置。并且柔性太阳翼以星体对称布置。


技术研发人员：王栋梁 陈胜珉 詹军海 杨金平 万德胜 经贵如 朱家豪 宋佳 许文彬 咸奎成 崔琦峰 王苑 程雷 王治易
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2022.09.12
技术公布日：2023/6/27