一种二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼的制作方法

1.本发明属于太阳翼的技术领域，尤其涉及一种二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼。


背景技术：

2.目前，大多数航天器用太阳翼采用刚性基板，且其展开为一次性展开锁定机构，不具备重复收展功能，收拢包络大，主要用于非返回式航天器。而对于我国航天任务中的月球探测、火星探测等需要航天器返回的应用场景来说，传统刚性一次展开锁定的太阳翼难以满足任务需要，当航天器进行对接及变轨时，展开状态的太阳翼承受较大过载，对太阳翼收纳的要求也无法满足。而具备重复收展的二维驱动太阳翼可收拢压紧后进行轨道控制，可降低航天器及太阳翼承受的载荷。
3.因此，急需提供一种能够可靠实现二维驱动、重复展收、重复收拢压紧于航天器本体、收拢包络小的太阳翼。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，其结构简单，可实现二维驱动、重复收拢压紧于航天器本体，具有高刚度、收拢包络小、展收比大、重量轻的特点。
5.为解决上述问题，本发明的技术方案为：
6.一种二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，包括：二维驱动机构、压紧释放装置、太阳翼约束机构、柔性翼面、翼面重复展收机构、固定箱板、运动箱板、箱板约束机构；
7.所述二维驱动机构的固定端固设于航天器本体，所述二维驱动机构的电传输输出端连接所述固定箱板；用于在扇形太阳翼展开状态下进行二维对日定向；
8.所述固定箱板与所述运动箱板之间设置所述柔性翼面，在扇形太阳翼收拢状态下，所述柔性翼面的两侧分别与所述固定箱板及所述运行箱板贴合折叠于一体；
9.所述压紧释放装置分别与所述固定箱板、运动箱板及航天器本体连接，用于将扇形太阳翼约束于航天器本体上或释放扇形太阳翼与航天器本体之间的约束力；
10.所述太阳翼约束机构与航天器本体连接，用于将固定箱板、运动箱板约束于航天器本体上或释放固定箱板、运动箱板与航天器本体之间的约束力；
11.所述翼面重复展收机构分别与所述固定箱板、柔性翼面及运动箱板连接，用于实现柔性翼面的重复展收；
12.所述箱板约束机构与所述固定箱板固连，用于实现运动箱板相对于所述固定箱板的展开或收拢压紧。
13.根据本发明一实施例，所述二维驱动机构包络第一驱动组件、第二驱动组件、电传输装置；
14.其中，所述第一驱动组件的旋转轴和第二驱动组件的旋转轴相互垂直，所述第一
驱动组件实现0～180
°
旋转，所述第二驱动组件实现0～360
°
旋转；
15.所述电传输装置用于扇形太阳翼功率及信号的传输，实现所述第一驱动组件和第二驱动组件转动任意角度下的功率及信号传输。
16.根据本发明一实施例，所述压紧释放装置包括上压紧支撑套、下压紧支撑套、火工品装置、压紧杆组件；
17.其中，所述上压紧支撑套与所述运动箱板连接，所述下压紧支撑套与所述固定箱板连接，所述火工品装置与航天器本体连接，所述压紧杆组件通过所述上压紧支撑套、下压紧支撑套及火工品装置分别实现与所述运动箱板、固定箱板及航天器本体的固定连接。
18.根据本发明一实施例，所述太阳翼约束机构包括驱动组件、第一捕获爪、第二捕获爪；
19.其中，所述第一捕获爪和第二捕获爪在驱动组件的动作下旋转，与所述运动箱板配合，实现航天器本体与运动箱板的收拢压紧。
20.根据本发明一实施例，所述翼面重复展收机构包括驱动传动组件、撑杆组、固定支座、运动支座、转接架、太阳轮、行星轮；
21.其中，所述运动支座在所述驱动传动组件的动作下，相对所述固定支座转动；
22.所述撑杆组与所述柔性翼面的刚性撑杆固定连接；
23.所述太阳轮固定安装在所述固定支座上，所述行星轮固定安装在所述运动支座上；
24.所述驱动传动组件的输出轴穿过所述固定支座上的通孔与所述转接架连接；所述转接架与所述固定支座、运动支座通过销轴安装，具有转动自由度。
25.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：
26.1)本发明一实施例中的二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，仅通过二维驱动机构、太阳翼约束机构、翼面重复展收机构、箱板约束机构实现太阳翼的重复展收，结构简单。
27.2)本发明提供的扇形太阳翼，二维驱动机构有2个驱动组件，可实现扇形太阳翼的二维转动，对日定向；
28.3)本发明提供的扇形太阳翼，由二维驱动机构、太阳翼约束机构实现扇形太阳翼重复收拢并压紧于航天器本体，收拢包络小。
29.4)本发明提供的太阳翼，以扇形展开，具有更高的展开刚度、折展比更大。
附图说明
30.图1为本发明一实施例中的收拢状态下的二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼示意图；
31.图2为本发明一实施例中的展开状态下的二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼示意图；
32.图3为本发明一实施例中的二维驱动机构的示意图；
33.图4为本发明一实施例中的压紧释放装置的示意图；
34.图5为本发明一实施例中的太阳翼约束机构的示意图；
35.图6为本发明一实施例中的翼面重复展收机构的示意图；
36.图7为本发明一实施例中的翼面重复展收机构的剖面图。
37.附图标记说明：
38.1：二维驱动机构；11：第一驱动组件；12：第二驱动组件；13：电传输装置；2：压紧释放装置；21：上压紧支撑套；22：下压紧支撑套；23：火工品装置；24：压紧杆组件；3：太阳翼约束机构；31：驱动组件；32：捕获爪1；33：捕获爪2；4：柔性翼面；5：翼面重复展收机构；51：驱动传动组件；52：撑杆组；53：固定支座；54：运动支座；56：转接架；57：太阳轮；58：行星轮；6：固定箱板；7：运动箱板；8：箱板约束机构。
具体实施方式
39.以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。
40.请参看图1和图2，本实施例提供了一种二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，包括：二维驱动机构1、压紧释放装置2、太阳翼约束机构3、柔性翼面4、翼面重复展收机构5、固定箱板6、运动箱板7、箱板约束机构8。
41.二维驱动机构1的固定端固设于航天器本体，二维驱动机构的电传输输出端连接固定箱板6；用于在扇形太阳翼展开状态下进行二维对日定向。
42.固定箱板6与运动箱板7之间设置柔性翼面4，在扇形太阳翼收拢状态下，柔性翼面4的两侧分别与固定箱板6及运行箱板7贴合折叠于一体。
43.压紧释放装置2分别与固定箱板6、运动箱板7及航天器本体连接，用于将扇形太阳翼约束于航天器本体上或释放扇形太阳翼与航天器本体之间的约束力。
44.太阳翼约束机构3与航天器本体连接，用于将固定箱板6、运动箱板7约束于航天器本体上或释放运动箱板7及固定箱板6与航天器本体之间的约束力。
45.翼面重复展收机构5分别与固定箱板6、柔性翼面4及运动箱板7连接，用于实现柔性翼面4的重复展收。
46.箱板约束机构8与固定箱板6固连，用于实现运动箱板7相对于固定箱板6的展开或收拢压紧。
47.进一步地，请参看图3，二维驱动机构1包络第一驱动组件11、第二驱动组件12、电传输装置13。其中，第一驱动组件11的旋转轴和第二驱动组件12的旋转轴相互垂直，第一驱动组件11可实现0～180
°
旋转，第二驱动组件12可实现0～360
°
旋转。
48.电传输装置13用于扇形太阳翼功率及信号的传输，实现第一驱动组件11和第二驱动组件12转动任意角度下的功率及信号传输。
49.请参看图4，压紧释放装置2包括上压紧支撑套21、下压紧支撑套22、火工品装置23、压紧杆组件24。其中，上压紧支撑套21与运动箱板7连接，下压紧支撑套22与固定箱板6连接，火工品装置23与航天器本体连接，压紧杆组件24通过上压紧支撑套21、下压紧支撑套22及火工品装置23分别实现与运动箱板7、固定箱板6及航天器本体的固定连接。
50.请参看图5，太阳翼约束机构3包括驱动组件31、第一捕获爪32、第二捕获爪33。其中，第一捕获爪32和第二捕获爪33在驱动组件31的动作下旋转，与运动箱板7配合；固定箱板6与运动箱板7间通过压紧释放装置2进行太阳翼约束机构3作用压紧力的传递以此实现航天器本体与固定箱板6、运动箱板7的收拢压紧。
51.请参看图6、图7，翼面重复展收机构5包括驱动传动组件51、撑杆组52、固定支座53、运动支座54、转接架56、太阳轮57、行星轮58。其中运动支座52在驱动传动组件51动作下，相对固定支座53转动；翼面重复展收机构5的撑杆组52与柔性翼面4的刚性撑杆固定连接。太阳轮57固定安装在固定支座53上，行星轮58固定安装在运动支座54上，驱动传动组件51的输出轴穿过固定支座53上的通孔与转接架56连接。转接架56与固定支座53、运动支座54通过销轴安装，具有转动自由度。
52.翼面重复展收机构5的展开、收拢动作通过驱动传动组件51驱动转接架56，使行星轮58绕太阳轮57转动。因此运动支座54围绕固定支座53转动，翼面重复展收机构5以此进行展开、收拢动作。
53.下面介绍一下上述二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼的工作过程：
54.初始状态，柔性翼面4两侧分别与固定箱板6、运动箱板7贴合折叠于一起，在压紧释放装置2、太阳翼约束机构3、箱板约束机构8作用下实现柔性翼面4的收拢压紧。
55.展开步骤如下：
56.压紧释放装置2起爆解锁，释放运动箱板7、固定箱板6、航天器本体之间约束；
57.太阳翼约束机构3动作，解除运动箱板7、固定箱板6、航天器本体之间约束；
58.二维驱动机构1的第一驱动组件11动作，将扇形太阳翼绕第一驱动组件11旋转轴旋转90
°
；
59.二维驱动机构1的第二驱动组件12动作，将扇形太阳翼绕第二驱动组件12旋转轴旋转180
°
；
60.箱板约束机构8动作，解除运动箱板7与固定箱板6间约束；
61.翼面重复展收机构5动作，将柔性翼面4由折叠状态旋转展开为圆形，与翼面张紧机构共同作用，施加一定预紧力；
62.箱板约束机构8动作，将运动箱板7继续拉向固定箱板6，与翼面张紧机构共同作用，继续施加预紧力。
63.收拢步骤如下：
64.箱板约束机构8动作，解除运动箱板7与固定箱板6间约束；
65.翼面重复展收机构5动作，将柔性翼面4由展开状态旋转收拢折叠；
66.箱板约束机构8动作，将运动箱板7拉向固定箱板6，与柔性翼面4、固定箱板6、运动箱板7上的缓冲泡沫共同作用，施加压紧力；
67.二维驱动机构1的第二驱动组件12动作，将扇形太阳翼绕第二驱动组件12旋转轴旋转180
°
；
68.二维驱动机构1的第一驱动组件11动作，将扇形太阳翼绕第一驱动组件11旋转轴旋转90
°
；
69.太阳翼约束机构3动作，将运动箱板7、固定箱板6、航天器本体连接固定。
70.上述展开步骤及收拢步骤可重复进行。
71.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。即使对本发明作出各种变化，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：
1.一种二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，其特征在于，包括：二维驱动机构、压紧释放装置、太阳翼约束机构、柔性翼面、翼面重复展收机构、固定箱板、运动箱板、箱板约束机构；所述二维驱动机构的固定端固设于航天器本体，所述二维驱动机构的电传输输出端连接所述固定箱板；用于在扇形太阳翼展开状态下进行二维对日定向；所述固定箱板与所述运动箱板之间设置所述柔性翼面，在扇形太阳翼收拢状态下，所述柔性翼面的两侧分别与所述固定箱板及所述运行箱板贴合折叠于一体；所述压紧释放装置分别与所述固定箱板、运动箱板及航天器本体连接，用于将扇形太阳翼约束于航天器本体上或释放扇形太阳翼与航天器本体之间的约束力；所述太阳翼约束机构分别与航天器本体连接，用于将固定箱板、运动箱板约束于航天器本体上或释放固定箱板、运动箱板与航天器本体之间的约束力；所述翼面重复展收机构与所述固定箱板、柔性翼面及运动箱板连接，用于实现柔性翼面的重复展收；所述箱板约束机构与所述固定箱板固连，用于实现运动箱板相对于所述固定箱板的展开或收拢压紧。2.如权利要求1所述的二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，其特征在于，所述二维驱动机构包络第一驱动组件、第二驱动组件、电传输装置；其中，所述第一驱动组件的旋转轴和第二驱动组件的旋转轴相互垂直，所述第一驱动组件实现0～180
°
旋转，所述第二驱动组件实现0～360
°
旋转；所述电传输装置用于扇形太阳翼功率及信号的传输，实现所述第一驱动组件和第二驱动组件转动任意角度下的功率及信号传输。3.如权利要求1所述的二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，其特征在于，所述压紧释放装置包括上压紧支撑套、下压紧支撑套、火工品装置、压紧杆组件；其中，所述上压紧支撑套与所述运动箱板连接，所述下压紧支撑套与所述固定箱板连接，所述火工品装置与航天器本体连接，所述压紧杆组件通过所述上压紧支撑套、下压紧支撑套及火工品装置分别实现与所述运动箱板、固定箱板及航天器本体的固定连接。4.如权利要求1所述的二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，其特征在于，所述太阳翼约束机构包括驱动组件、第一捕获爪、第二捕获爪；其中，所述第一捕获爪和第二捕获爪在驱动组件的动作下旋转，与所述运动箱板配合，实现航天器本体与运动箱板的收拢压紧。5.如权利要求1所述的二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，其特征在于，所述翼面重复展收机构包括驱动传动组件、撑杆组、固定支座、运动支座、转接架、太阳轮、行星轮；其中，所述运动支座在所述驱动传动组件的动作下，相对所述固定支座转动；所述撑杆组与所述柔性翼面的刚性撑杆固定连接；所述太阳轮固定安装在所述固定支座上，所述行星轮固定安装在所述运动支座上；所述驱动传动组件的输出轴穿过所述固定支座上的通孔与所述转接架连接；所述转接架与所述固定支座、运动支座通过销轴安装，具有转动自由度。

技术总结
本发明公开了一种二维驱动的可重复展收的扇形太阳翼，包括二维驱动机构、压紧释放装置、太阳翼约束机构、柔性翼面、翼面重复展收机构、固定箱板、运动箱板、箱板约束机构；二维驱动机构与固定箱板连接，压紧释放装置与航天器本体、固定箱板、运动箱板连接，太阳翼约束机构与航天器连接，柔性翼面与翼面重复展收机构、固定箱板及运动箱板连接，翼面重复展收机构与固定箱板、运动箱板固定连接，共同实现柔性翼面的重复展收，箱板约束机构固定连接固定箱板，与运动箱板配合，实现运动箱板与固定箱板的展开或收拢压紧，本发明具备二维转动、重复收拢压紧于航天器本体、收拢包络小、展收比大、重量轻，能够可靠实现扇形太阳翼的重复展收。能够可靠实现扇形太阳翼的重复展收。能够可靠实现扇形太阳翼的重复展收。


技术研发人员：咸奎成 刘殿富 程雷 王治易 施飞舟 张崇峰 崔琦峰 霍杰 万德胜 张箎 刘承山 朱家豪 许文彬 倪啸枫 张俞
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：2023.04.10
技术公布日：2023/7/7