一种利用太阳光压力驱动的深空太阳帆航天器

摘要

本发明公开了一种利用太阳光压力驱动的深空太阳帆航天器，包括支撑架、四根支撑臂、四块等腰直角三角形帆面、第一太阳能电池片、刻蚀天线、两个滑块、以及四个滚转轴稳定机构。本发明具有以下优点：采用开放式支撑包装结构和包带，去除了传统卫星的外包装结构，减轻了太阳帆航天器质量；自展开支撑臂能够去除传统充气展开中的充气系统和储气结构，减轻了太阳帆航天器质量；通过应用无线通信技术减少了通信线路的使用，使得大面积太阳帆航天器各个部分均能够进行通信和数据传输，降低了太阳帆航天器的质量；将滑块和滚转轴稳定机构用于姿态控制，能够实现太阳帆航天器的三轴姿态控制，比自旋稳定姿态控制能够执行更为宽泛的任务。

说明书

技术领域

本发明涉及一种帆形航天器，特别涉及一种利用太阳光压力作为驱动力、 具有开展深空探测能力的太阳帆航天器。

背景技术

利用太阳光压力驱动的帆形探测器又称为太阳帆航天器，是利用太阳光压 进行宇宙航行的飞行器。在理想的情况下，太阳帆航天器不需要任何燃料，它 可以从取之不尽的阳光中获得持续的推力飞向宇宙空间。只要形状和倾角适当， 太阳帆航天器可以飞向包括光源在内的任何方向，特别是在深空探测方面有极 大的优越性。

光子撞击到太阳帆面上并被完全反射回去，对太阳帆产生反作用力推动太 阳帆进行宇宙航行，称为光压力驱动。为了使太阳能提供足够的光压，太阳帆 必须尽可能多地捕捉到太阳光，这就意味着帆的面积必须足够大，为了获得较 大的加速度，太阳帆航天器的重量必须尽可能的轻。在发射时，由于发射空间 有限，又需要将太阳帆贮存在较小的空间内。太阳帆航天器有多种分类方式： 由帆面形状不同，可以分为方形帆、圆形帆和叶形帆等；由展开方式不同，可 分为自旋展开太阳帆和支撑杆型太阳帆。

目前世界上很多国家都正在开展太阳帆航天器的研究工作，美国于2010年 11月发射的NanoSail-D太阳帆成功进入近地轨道并进行了展开实验。 NanoSail-D帆面是方形，有四根人字形支撑臂，支撑杆与帆面采用五点(中心 点和四个顶点)连接方式。但是针对深空任务来说日本于2010年5月发射升空 的自旋式的IKAROS是唯一一个成功的案例，IKAROS对太阳帆面的整体进行 折叠，利用自旋离心力实现帆面的分步展开。但是已有的自旋式太阳帆不适合 大面积展开，因此目前针对深空探测任务来说，急需研究一种在轨展开、具有 较大面质比、满足深空探测任务需求的支撑臂形式的太阳帆航天器。

发明内容

本发明所解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种利用太阳光 压力驱动的深空太阳帆航天器，利用具有自展开性能的4根支撑臂实现帆面的 展开和支撑，采用5点连接方式实现帆面的拉伸，具有较小面值比，能够满足 深空探测任务的需求。

本发明的技术方案是：一种利用太阳光压力驱动的深空太阳帆航天器，包 括支撑架、四根支撑臂、四块等腰直角三角形帆面、第一太阳能电池片、刻蚀 天线、两个滑块以及四个滚转轴稳定机构；

两个滑块分别安装在两个相邻的支撑臂上；滑块包括第二太阳能电池片、 第一无线通信模块和遥控运动小车，第二太阳能电池片和第一无线通信模块均 位于遥控运动小车上，遥控运动小车套在支撑臂上；第二太阳能电池片为遥控 运动小车供电，第一无线通信模块与卫星本体进行数据和指令的交互，并将卫 星本体的指令输出给遥控运动小车，遥控运动小车根据接收到的指令在支撑臂 上运动，以调整太阳帆航天器的质心位置；

滚转轴稳定机构包括拉杆、第三太阳能电池片、第二无线通信模块、转动 机构、支撑架以及套筒，支撑架为中空结构，第三太阳能电池片和第二无线通 信模块安装在支撑架的向阳面，转动机构安装在支撑架内部，转动机构的转动 轴与拉杆的中心连接，支撑架安装在套筒上，套筒胶粘在支撑臂的顶端；第三 太阳能电池片为转动机构供电，第二无线通信模块与卫星本体进行数据和指令 的交互，并将卫星本体的指令输出给转动结构，转动结构能够根据接收到的指 令为太阳帆航天器提供正方向或反方向的转动力矩；

每个等腰直角三角形帆面的直角顶点连接在支撑架的中心支撑柱上，另两 个顶点分别连接在相邻的滚转轴稳定机构的拉杆上；每个等腰直角三角形帆面 均由基底和镀层组成，基底上安装有第一太阳能电池片，镀层上刻蚀有刻蚀天 线；第一太阳能电池片在四个等腰直角三角形帆面组成的方形帆面上对称分布；

所述卫星本体是指深空太阳帆航天器上电子元器件构成的各种单元的总 和，卫星本体位于支撑架上。

还包括包带，太阳帆航天器处于未展开状态时，包带用于对太阳帆航天器 各器件进行束紧，当太阳帆航天器展开时，由控制机构将包带割断，解除对各 器件的束缚；包带采用钛合金带材制成。

所述支撑架采用铝蜂窝板制成。

所述支撑臂由碳纤维复合材料制成。

所述每个等腰直角三角形帆面的基底为聚酰亚胺薄膜，镀层为铝膜。

所述支撑臂上通过镀层形成镀层天线。

本发明与现有技术相比的技术效果是：

(1)本发明利用支撑臂进行帆面展开，不用考虑转动惯量问题，避免了自旋 展开过程中随着面积的增大，转动惯量逐渐增加，导致旋转速度降低，从而可 能会产生无法展开的情况；

(2)本发明采用正方形构型的帆，相比圆形帆和叶形帆，在力学性能和稳定 性方面具有优势，能够提供更为优异的推进性能；

(3)本发明采用了开放式支撑包装结构和包带，去除了传统卫星的外包装结 构，减轻了太阳帆航天器质量；

(4)本发明的自展开支撑臂能够去除传统充气展开中的充气系统和储气结 构，减轻了太阳帆航天器质量；

(5)本发明充分利用现有结构，使用了帆面刻蚀天线和支撑臂上的镀层天 线，去除了传统的天线系统，降低了太阳帆航天器质量；

(6)本发明通过应用无线通信技术减少了通信线路的使用，使得大面积太 阳帆航天器各个部分均能够进行通信和数据传输，降低了太阳帆航天器的质量；

(7)本发明将滑块和滚转轴稳定机构用于姿态控制，能够实现太阳帆航天器 的三轴姿态控制，比自旋稳定姿态控制能够执行更为宽泛的任务。

附图说明

图1为未展开状态下的太阳帆航天器结构示意图；

图2为展开状态下的太阳帆航天器结构示意图；

图3为滑块示意图；

图4为滚转轴稳定机构示意图，其中(a)为左视图，(b)为右视图；

图5为帆面刻蚀天线示意图；

图6为帆面镀层示意图；

图7为支撑臂截面示意图，其中(a)为支撑臂展开时的截面示意图，(b)为 支撑臂折叠时的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例，对本发明技术方案进行进一步说明。

卫星本体位于支撑架1的中心，是指深空太阳帆航天器上电子元器件构成 的各种单元的总和。

图2为展开状态下的深空太阳帆航天器，描述了帆面上的特性。深空太阳 帆航天器主要包括四根支撑臂3、四块帆面4、支撑架1、第一太阳能电池片5 (薄膜太阳能电池片)、刻蚀天线6、两个滑块9以及四个滚转轴稳定机构10。

四根支撑臂3围绕卫星支撑架1的中心支撑柱均匀布置，每根支撑臂3的 一端固定于支撑架1的中心支撑柱上，另一端安装有滚转轴稳定机构10；

滑块9分别安装在两个相邻的支撑臂上。滚转轴稳定机构10安装在四根支 撑臂的顶端。滑块和滚转轴稳定机构工作作用实现姿态控制功能，滑块9的详 细结构见图3。滑块9上包括有第二太阳能电池片14、第一无线通信模块15、 能够遥控运动的遥控运动小车16。第二太阳能电池片14和第一无线通信模块 15位于遥控运动小车16上。第二太阳能电池片14提供给滑块9运动所需要的 能源。第一无线通信模块15与卫星本体进行数据和指令的交互，并将卫星本体 的指令输出给遥控运动小车16，遥控运动小车16根据接收到的指令在支撑臂3 上运动，以调整太阳帆航天器的质心位置。能够遥控运动的遥控运动小车16 采取套装在支撑臂上的形式，确保运动的稳定和可靠。如图4所示，滚转轴稳 定机构10上包括有拉杆17、第三太阳能电池片18、第二无线通信模块19、转 动机构20、支撑架21以及套筒22。其中图4中(a)为左视图，(b)为右视图。 支撑架21由四块支撑板构成，四块支撑板构成方形中空结构。第三太阳能电池 片18和第二无线通信模块19安装在支撑架21向阳面的支撑板上，转动机构 20安装在与向阳面的支撑板垂直的支撑板上，并位于支撑架21内部，转动机 构20的转动轴与拉杆17的中心连接，支撑架21安装在套筒22上，套筒22 胶粘在支撑臂3的顶端；第三太阳能电池片18提供给转动机构20运动所需要 的能源，第二无线通信模块19与卫星本体进行数据和指令的交互，并将卫星本 体的指令输出给转动结构20，转动结构20能够根据指令提供正反两个方向的 转动力矩。滑块和滚转轴稳定机构用于姿态控制，能够实现太阳帆航天器的三 轴姿态控制。同时，应用无线通信技术减少了通信线路的使用，使得大面积太 阳帆航天器各个部分均能够进行通信和数据传输，降低了太阳帆航天器的质量。

每个等腰直角三角形帆面4的直角顶点连接在支撑架1的中心支撑柱上， 另两个顶点通过绳索分别连接在相邻的滚转轴稳定机构10的拉杆17上。每个 等腰直角三角形帆面4均由基底12和镀层13组成，如图6所示。基底12上安 装有第一太阳能电池片5，镀层13上刻蚀有刻蚀天线6(低增益天线)，如图5 所示。帆面4的直角边长度为160米。基底为厚度1微米-2微米的聚酰亚胺薄 膜，镀层为厚度1000埃的铝膜。

四个等腰直角三角形帆面4构成一块方形帆面，第一太阳能电池片5直接 装在方形帆面聚酰亚胺薄膜上，按照帆面的折叠方式分块。第一太阳能电池片 5的总面积为10平方米，以卫星本体为中心，按照方形对称分布。

刻蚀天线6只需要在镀铝层进行刻蚀就可以。帆面上可以布设多个刻蚀天 线作为中低增益天线使用，并互为冗余。四根支撑臂3上也布设刻蚀天线作为 高增益天线。

深空太阳帆航天器具有未展开和展开两种状态，当深空太阳帆航天器处于 未展开状态时，四根支撑臂3处于折叠状态，四块等腰直角三角形帆面4也处 于折叠状态。图1为未展开状态下帆形深空航天器。未展开状态下帆形深空航 天器还包括包带2，支撑架1和包带2在航天器发射过程中对未展开状态下的 帆形深空航天器起约束和支撑作用，利用包带2的束紧功能防止发射过程中对 支撑臂和帆面的损伤。支撑架1和包带2分别采用常规卫星中使用的铝蜂窝板 和钛合金带材。

四根支撑臂的截面为双Ω构型，采用具有自展开性能的碳纤维复合材料制 成。支撑臂的一端与支撑架1的中心支撑柱通过法兰连接。为了确保支撑臂能 够可控的展开通过在支撑臂上添加尼龙压条11来进行控制，尼龙压条11沿壳 体1的中心轴对称粘接在壳体1的外侧。支撑臂折叠时被压扁为一字型，如图 7中的(b)所示，然后卷曲成盘状。支撑臂展开时的截面示意图如图7中的(a) 所示，支撑臂直径为30厘米，长度为113米。

当太阳帆航天器展开时，四根支撑臂3展开带动四块等腰直角三角形帆面 4展开。

采用上述结构和组成部分后，航天器的质量和面积之间的关系为200千克， 25600平方米，满足深空探测的所需要的太阳帆面值比要求。同时航天器具备 所有常规航天器中必须的系统和能力，能够实现深空探测任务。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局 限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，简单的 推演或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。