航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构制造技术

本发明专利技术提供一种航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器、薄壁杆、载荷、载荷支架、限速卡槽、转轴和法兰。所述薄壁杆整体呈锥形，所述薄壁杆直径较大的一端为大端，直径较小的一端为小端。所述载荷支架围成的半包围空间内安装有转轴，所述载荷支架上还具有限速卡槽，所述限速卡槽为开在载荷支架上的一条等宽的条形空隙。所述薄壁杆的大端通过法兰固定在航天器上，所述薄壁杆的小端穿过限速卡槽固定于载荷上。扁平化的薄壁杆实现了薄壁杆的高卷曲比，使得航天器在有效收拢尺寸空间限制下，获得大尺寸展开结构。且无需电力、化学能、气动等动力及驱动装置便能完成自行伸展。

Spacecraft prestressed thin-walled conical multi rod parallel parallel space deployable mechanism

The invention provides a prestressed thin-wall multi rod conical spacecraft parallel parallel space deployable mechanism, which is characterized in that the application in the field of spacecraft, including spacecraft, thin-walled bar, load, load, speed, shaft bracket groove and flange. The whole thin-walled tapered thin-walled bar with large diameter end for end end, smaller diameter for small end. The enclosed load support semi enclosed space is installed in the shaft, the load support has the limiting slot, the speed limit card slot of a wide strip void in the load on the support of the. The thin rod big end flange fixed on the spacecraft through the small end of the thin rod through the card slot fixed on the load speed. The flat thin rod realizes the high ratio of the thin rod, so that the spacecraft can obtain large-scale deployable structure under the limitation of the effective folding space. Without power, chemical energy, pneumatic power and driving device, the utility model can complete self stretching.

【技术实现步骤摘要】
航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构
本专利技术涉及一种航天器大型空间展开机构，广泛应用于大型展开天线、太阳能帆板、太空机械手、空间平台等，具体涉及一种航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构，尤其适用于大型天线展开机构，属于航天器领域。
技术介绍
近几十年来，随着航天器领域的迅猛发展，对大型空间天线的应用需求变得愈加迫切，希望天线的尺寸越来越大。由于受到航天运载工具的运载空间的限制，要求天线在发射阶段必须折叠起来收藏于整流罩内，待航天器进入轨道后，再靠自带的动力源将天线展开至工作状态。因此，结构的可展开、可靠性成为现代空间天线的一个显著的特征，由于可展开天线具有广泛的应用前景，各发达国家竞相发展这项技术。空间大型可展开天线在结构上都具有尺寸大、重量轻、柔性大的特点。无疑大型结构可以增加空间结构的功能，轻型结构可以增加有效载荷与结构重量之比，提高运载工具的效率。但是，随着部件尺寸的增大、结构重量的减轻，从而刚度的减弱以及运行速度的提高，使得部件的弹性变形已成为不可忽视的因素，而且往往成为空间天线是否能够正常工作的关键因素。目前使用和正在研制的各类可展开天线，就其结构而言多种多样，有平面阵可展开天线、整体可展开天线、径向肋可展开天线和环肋可展开天线等展开机构，如果没有高度的工作可靠性，天线就难以精确地展开，其后果将导致卫星发射后不可应用而失败。空间结构日趋大型化、复杂化，但是航天器运载质量和有效载荷的储存空间是有限的，刚性航天器薄壁杆的质量、尺寸将受到很大的限制。在设计航天器薄壁杆时要求其展开的高可靠性、高卷曲比、轻质、低功率消耗等。传统的刚性航天器薄壁杆在现今的航天技术和航天环境下暴露了诸多缺点。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种新型航天器空间展开机构，能够通过预应力在太空中自动展开，无需外接动力，在折叠和展开时不会出现失效。而且具有刚度高和节省材料的优点。为实现本专利技术目的而采用的技术方案是这样的，航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器、薄壁杆、载荷、载荷支架、限速卡槽、转轴和法兰。所述薄壁杆整体呈锥形，所述薄壁杆直径较大的一端为大端，直径较小的一端为小端，所述薄壁杆小端到大端之间的直径为平滑过渡的。所述薄壁杆能够沿长度方向卷曲后恢复原状。所述载荷支架为一个半包围的矩形框，所述载荷支架围成的半包围空间内安装有转轴，所述载荷支架上还具有限速卡槽，所述限速卡槽为开在载荷支架上的一条等宽的条形空隙。所述载荷通过转轴安装于载荷支架的半包围空间内，所述载荷可以绕转轴旋转。所述薄壁杆的大端通过法兰固定在航天器上，所述薄壁杆的小端穿过限速卡槽固定于载荷上。所述航天器进入预定轨道之前，薄壁杆为收缩状态，所述薄壁杆由小端随着载荷绕转轴旋转而将载荷包覆，此时薄壁杆被碾压成扁平状，直至载荷支架紧挨航天器，使得薄壁杆无法进一步收缩，然后将载荷通过锁定机构固定，使得载荷无法旋转，薄壁杆也无法伸展。当航天器进入预定轨道之后，将载荷支架上的锁定机构打开，使得载荷能够旋转，此时薄壁杆由卷曲收缩状态变为伸展状态。薄壁杆通过预应力自动慢慢展开，又由于载荷支架上限速卡槽的作用，使得薄壁杆展开过程的速率保持适中。完全展开后，航天器与载荷支架及安装于载荷支架上的载荷之间的距离达到最大，最后航天器达到正常工作阶段。进一步，所述薄壁杆侧壁具有关于薄壁杆的轴线对称的凸岭。所述凸岭部为圆弧过渡结构，所述薄壁杆沿着凸岭被压至扁平，所述凸岭为扁平的薄壁杆曲率最大的地方，所述凸岭的机构使得薄壁杆被压至扁平时不会发生塑形形变。所述薄壁杆采用高性能弹簧钢加工制得，所述薄壁杆在展开状态下的截面为圆形。进一步，航天器与载荷之间平行并联有多根薄壁杆。本专利技术的技术效果是毋庸置疑的，卷曲机构截面做成薄壁锥形截面，薄壁杆在完全伸展时截面为圆，在左右两端均为一个凸岭形状，且是带有弧度的，和圆截面交界处也是圆滑过渡的，这样使得在将薄壁杆压得扁平时，不至于使被压得扁平的薄壁杆两端产生塑性变形从而丧失相应的力学性能。扁平化的薄壁杆实现了薄壁杆的高卷曲比，使得航天器在有效收拢尺寸空间限制下，获得大尺寸展开结构。该航天器薄壁杆到太空之后无需电力、化学能、气动等动力及驱动装置便能完成自行伸展；其结构简单，无多余运动副，杆的大端固定在卫星上，抵抗外界阻力能力强。附图说明图1为本专利技术的展开示意图；图2为本专利技术的收缩示意图；图3为薄壁杆的截面示意图；图4为载荷支架的示意图。图中：航天器1，薄壁杆2，凸岭201，载荷3，载荷支架4，限速卡槽401，转轴402，法兰5。具体实施方式下面结合实施例对本专利技术作进一步说明，但不应该理解为本专利技术上述主题范围仅限于下述实施例。在不脱离本专利技术上述技术思想的情况下，根据本领域普通技术知识和惯用手段，做出各种替换和变更，均应包括在本专利技术的保护范围内。航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器1、薄壁杆2、载荷3、载荷支架4、限速卡槽401、转轴402和法兰5。所述薄壁杆2整体呈锥形，所述薄壁杆2直径较大的一端为大端，直径较小的一端为小端，所述薄壁杆2小端到大端之间的直径为平滑过渡的。所述薄壁杆2能够沿长度方向卷曲后恢复原状。所述载荷支架4为一个半包围的矩形框，所述载荷支架4围成的半包围空间内安装有转轴402，所述载荷支架4上还具有限速卡槽401，所述限速卡槽401为开在载荷支架4上的一条等宽的条形空隙。所述载荷3通过转轴402安装于载荷支架4的半包围空间内，所述载荷3可以绕转轴402旋转。所述薄壁杆2的大端通过法兰5固定在航天器1上，所述薄壁杆2的小端穿过限速卡槽401固定于载荷3上。所述航天器1进入预定轨道之前，薄壁杆2为收缩状态，所述薄壁杆2由小端随着载荷3绕转轴402旋转而将载荷3包覆，此时薄壁杆2被碾压成扁平状，直至载荷支架4紧挨航天器1，使得薄壁杆2无法进一步收缩，然后将载荷3通过锁定机构固定，使得载荷3无法旋转，薄壁杆2也无法伸展。当进入预定轨道的航天器1接收展开的指令之后，将载荷支架4上的锁定机构打开，使得载荷3能够旋转，此时薄壁杆2由卷曲收缩状态变为伸展状态。薄壁杆2通过预应力自动慢慢展开，又由于载荷支架4上限速卡槽401的作用，使得薄壁杆2展开过程的速率保持适中。完全展开后，航天器1与载荷支架4及安装于载荷支架4上的载荷3之间的距离达到最大，最后航天器1达到正常工作阶段。所述薄壁杆2侧壁具有关于薄壁杆2的轴线对称的凸岭201。所述凸岭201部为圆弧过渡结构，所述薄壁杆2沿着凸岭201被压至扁平，所述凸岭201为扁平的薄壁杆2曲率最大的地方，所述凸岭201的机构使得薄壁杆2被压至扁平时不会发生塑形形变。所述薄壁杆2采用高性能弹簧钢加工制得，所述薄壁杆2在展开状态下的截面为圆形。航天器1与载荷3之间并联有多根薄壁杆2。所述航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构到太空之后无需电力、化学能、气动等动力及驱动装置便能完成自行伸展；所述薄壁杆能够实现扁平化，压扁后厚度约是壁厚的两倍，扁平化之后能够进行卷曲，从而实现了高卷曲比，卷曲比高达30:1，只有拥有较高的卷曲比，才能在有效收拢尺寸空间限制下，获得大尺寸展开结构。采用薄壁锥形本文档来自技高网...

【技术保护点】
航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器(1)、薄壁杆(2)、载荷(3)、载荷支架(4)、限速卡槽(401)、转轴(402)和法兰(5)；所述薄壁杆(2)整体呈锥形，所述薄壁杆(2)直径较大的一端为大端，所述直径较小的一端为小端，所述薄壁杆(2)小端到大端之间的直径为平滑过渡的；所述薄壁杆(2)能够沿长度方向卷曲后恢复原状；所述载荷支架(4)为一个框体结构，所述载荷支架(4)围成的半包围空间内安装有转轴(402)，所述载荷支架(4)上还具有限速卡槽(401)，所述限速卡槽(401)为开在载荷支架(4)上的一条等宽的条形空隙；所述载荷(3)通过转轴(402)安装于载荷支架(4)的半包围空间内，所述载荷(3)可以绕转轴(402)旋转；所述薄壁杆(2)的大端通过法兰(5)固定在航天器(1)上，所述薄壁杆(2)的小端穿过限速卡槽(401)固定于载荷(3)上；所述航天器(1)进入预定轨道之前，薄壁杆(2)为收缩状态，所述薄壁杆(2)由小端随着载荷(3)绕转轴(402)旋转而将载荷(3)包覆，此时薄壁杆(2)被碾压成扁平状，直至载荷支架(4)紧挨航天器(1)，使得薄壁杆(2)无法进一步收缩，然后将载荷(3)通过锁定机构固定，使得载荷(3)无法旋转，薄壁杆(2)也无法伸展。当航天器(1)进入预定轨道之后，将载荷支架(4)上的锁定机构打开，使得载荷(3)能够旋转，此时薄壁杆(2)由卷曲收缩状态变为伸展状态。薄壁杆(2)通过预应力自动慢慢展开，又由于载荷支架(4)上限速卡槽(401)的作用，使得薄壁杆(2)展开过程的速率保持适中；完全展开后，航天器(1)与载荷支架(4)及安装于载荷支架(4)上的载荷(3)之间的距离达到最大，最后航天器(1)进入正常工作阶段。...

【技术特征摘要】
1.航天器预应力薄壁锥形多杆平行并联式空间展开机构，其特征在于，应用于航天器领域，包括航天器(1)、薄壁杆(2)、载荷(3)、载荷支架(4)、限速卡槽(401)、转轴(402)和法兰(5)；所述薄壁杆(2)整体呈锥形，所述薄壁杆(2)直径较大的一端为大端，所述直径较小的一端为小端，所述薄壁杆(2)小端到大端之间的直径为平滑过渡的；所述薄壁杆(2)能够沿长度方向卷曲后恢复原状；所述载荷支架(4)为一个框体结构，所述载荷支架(4)围成的半包围空间内安装有转轴(402)，所述载荷支架(4)上还具有限速卡槽(401)，所述限速卡槽(401)为开在载荷支架(4)上的一条等宽的条形空隙；所述载荷(3)通过转轴(402)安装于载荷支架(4)的半包围空间内，所述载荷(3)可以绕转轴(402)旋转；所述薄壁杆(2)的大端通过法兰(5)固定在航天器(1)上，所述薄壁杆(2)的小端穿过限速卡槽(401)固定于载荷(3)上；所述航天器(1)进入预定轨道之前，薄壁杆(2)为收缩状态，所述薄壁杆(2)由小端随着载荷(3)绕转轴(402)旋转而将载荷(3)包覆，此时薄壁杆(2)被碾压成扁平状，直至载荷支架(4)紧挨航天器(1)，使得薄壁杆(2)无法进一步收缩，然...

【专利技术属性】
技术研发人员：张晓敏，王海明，谢更新，韩建斌，谢志江，熊辉，宋代平，钟胜，吴经纬，陈曼，姜安林，朱松，
申请(专利权)人：航天东方红卫星有限公司，重庆大学，
类型：发明
国别省市：北京,11