一种低倾角轨道卫星太阳翼装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种低倾角轨道卫星太阳翼装置，属于航天技术领域

【技术实现步骤摘要】
一种低倾角轨道卫星太阳翼装置


[0001]本专利技术涉及航天
，尤其涉及一种低倾角轨道卫星太阳翼装置
。

技术介绍

[0002]随着小卫星载荷对能源需求的不断增加，要求小卫星太阳翼具有较高的充电功率，对于低倾角轨道卫星，当采用固定式太阳翼时，太阳光法向与太阳翼指向变化大，其充电效率下降极快，无法满足整星的能源需求，为此需要采用驱动机构实现太阳翼的对日定向以实现长时间高效率充电
。
采用传统的一维驱动机构对日定向，存在与星体的遮挡问题，为避免遮挡需将太阳翼支出到较远位置，导致太阳翼频率低，不利于整星的姿态控制，同时采用一维驱动机构无法完全避免遮挡问题
。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是通过提供一种采用二维驱动机构，并将太阳翼的电池阵面偏置的卫星太阳翼装置，以解决上述存在的问题
。
[0004]为实现上述目的，本专利技术提供了一种低倾角轨道卫星太阳翼装置，具体技术方案如下：
[0005]一种低倾角轨道卫星太阳翼装置，该装置包括：
[0006]星体；
[0007]基板，所述基板布置在所述星体上方，且二者通过连接杆连接；所述连接杆一端连接有
B
轴驱动机构，所述基板连接在
B
轴驱动机构上；所述连接杆另一端通过铰链与
A
轴驱动机构连接，所述
A
轴驱动机构与星体太阳翼安装面固定连接；
[0008]所述
B
轴驱动机构包括：电机r/>、
法兰和外壳，所述电机输出端固定连接有
B
轴，所述
B
轴上安装有法兰，所述外壳安装在电机上，所述外壳通过螺钉与所述连接杆固定；所述基板通过螺钉与法兰连接，所述基板能够间接在电机驱动下以
B
轴为圆心做圆弧运动；
[0009]所述
A
轴驱动机构与
B
轴驱动机构结构相同，用于驱动
A
轴旋转；所述
A
轴驱动机构中的外壳通过螺钉固定在星体太阳翼安装面上，所述
A
轴上安装的第二法兰通过螺钉与所述铰链底部固定连接
。
[0010]进一步的，该装置还包括：压紧释放机构，所述压紧释放机构包括多个压紧座和多个被压件，所述压紧座安装在星体太阳翼安装面，所述被压件安装在基板下表面和连接杆底部，所述压紧座和被压件一一对应并配合使用，用于将基板和连接杆收拢在所述星体的太阳翼安装面
。
[0011]进一步的，所述压紧座分为基板压紧座和连接杆压紧座
。
[0012]进一步的，所述基板和连接杆展开后，基板与星体太阳翼安装面垂直状态时为零位位置
。
[0013]进一步的，所述电机驱动
B
轴的偏摆范围为
±
45
°
至
±
90
°
。
[0014]进一步的，所述
A
轴6的旋转范围为
±
130
°
至
±
180
°
，当其为
±
180
°
时，则
A
轴6为连
续旋转
。
[0015]进一步的，所述铰链7展开并锁定后，所述连接杆3与所述星体1太阳翼安装面之间角度范围为0°
至
60
°
。
[0016]进一步的，所述基板2远离星体1太阳翼安装面一侧为电池阵贴片面
9。
[0017]本专利技术的有益效果
[0018]与现有技术相比，本申请通过采用二维驱动机构，并将太阳翼的电池阵面偏置，避免了星体对光线的遮挡问题，可实现相对于零位位置的最大
±
90
°
的大角度偏摆，以及绕整星转动时可完全无遮挡对日定向，在同等功率下的太阳电池阵面积下降
30
％至
60
％，且系统频率大大提高
。
通过压紧释放机构分步解锁的方式，保证太阳翼基板不会在展开过程中与卫星发生碰撞，本专利技术既增加了卫星的充电效率又增大了太阳翼展开过程的安全性
。
附图说明
[0019]图1为本专利技术提供的基板收拢状态示意图；
[0020]图2为本专利技术提供的该装置第一步解锁完成后状态示意图；
[0021]图3为本专利技术提供的该装置第二步解锁完成后状态示意图；
[0022]图4为本专利技术提供的
B
轴
、
铰链和
A
轴摆动和旋转角度示意图，其中
∠a
为
45
°‑
90
°
，
∠b
为
45
°‑
90
°
，
∠c
为0‑
60
°
；
[0023]图5为本专利技术提供的太阳翼装置零位时转动包络示意图；
[0024]图6为本专利技术提供的太阳翼装置正向偏摆转动包络示意图；
[0025]图7为本专利技术提供的太阳翼装置反向偏摆转动包络示意图；
[0026]图8为本专利技术提供的太阳翼装置不遮挡示意图
。
[0027]图中，
[0028]1、
星体；
2、
基板；
3、
连接杆；
4、B
轴；
5、B
轴驱动机构；
6、A
轴；
7、
铰链；
8、
压紧释放机构；
9、
电池阵贴片面；
10、
第二法兰；
[0029]51、
电机；
52、
法兰；
53、
外壳；
[0030]81、
压紧座；
82、
被压件
。
具体实施方式
[0031]为了使本领域的技术人员更好地理解本专利技术的技术方案，下面将结合附图对本专利技术进一步的详细介绍
。
[0032]需要说明的是，本文所使用的的术语“上”、“侧面”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，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，类似的表述只是为了说明的目的，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，因此不能理解为对专利技术的限制
。
[0033]参见图1‑
图8所示：
[0034]一种低倾角轨道卫星太阳翼装置，该装置包括：
[0035]星体1，所述星体为除该太阳翼装置外的卫星其余部件组合体；
[0036]基板2，所述基板2布置在所述星体1上方，且二者通过连接杆3连接；所述连接杆3一端连接有
B
轴驱动机构5，所述本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种低倾角轨道卫星太阳翼装置，其特征在于，该装置包括：星体
(1)
；基板
(2)
，所述基板
(2)
布置在所述星体
(1)
上方，且二者通过连接杆
(3)
连接；所述连接杆
(3)
一端连接有
B
轴驱动机构
(5)
，所述基板
(2)
连接在
B
轴驱动机构
(5)
上；所述连接杆
(3)
另一端通过铰链
(7)
与
A
轴驱动机构连接，所述
A
轴驱动机构与星体
(1)
太阳翼安装面固定连接；所述
B
轴驱动机构
(5)
包括：电机
(51)、
法兰
(52)
和外壳
(53)
，所述电机
(51)
输出端固定连接有
B
轴
(4)
，所述
B
轴
(4)
上安装有法兰
(52)
，所述外壳
(53)
安装在电机
(51)
上，所述外壳
(53)
通过螺钉与所述连接杆
(3)
固定；所述基板
(2)
通过螺钉与法兰
(52)
连接，所述基板
(2)
能够间接在电机
(51)
驱动下以
B
轴
(4)
为圆心做圆弧运动；所述
A
轴驱动机构与
B
轴驱动机构
(5)
结构相同，用于驱动
A
轴
(6)
旋转；所述
A
轴驱动机构中的外壳通过螺钉固定在星体
(1)
太阳翼安装面上，所述
A
轴
(6)
上安装的第二法兰
(10)
通过螺钉与所述铰链
(7)
底部固定连接
。2.
根据权利要求1所述的一种低倾角轨道卫星太阳翼装置，其特征在于，该装置还包括：压紧释放机构
(8)
，所述压紧释放机构
(8)
包括多个压紧座

【专利技术属性】
技术研发人员：张道威，倪志学，臧宏达，郑晓峰，张雷，陈善搏，
申请(专利权)人：长光卫星技术股份有限公司，
类型：发明
国别省市：