一种集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构

摘要

本发明提供了一种集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构，包括支架、主轴、端面锥齿轮、具有多副可动阵面的太阳帆板、与可动阵面一一对应设置的多个驱动单元、以及与可动阵面一一对应设置的多个作动单元。根据本发明的折展机构，与端面锥齿轮啮合的多对锥齿轮共轴反转，特殊设计的丝杠轴将旋转运动传递为太阳帆阵面的折展运动及绕轴转动，以实现太阳帆在展开状态与折叠状态之间的切换。本发明的折展机构具有中心对称性优势，极大地减小了航天器在轨服役过程中的动力学负载；驱动源单一集中且无赘余，进一步拓展了航天器有效载荷的搭载空间；可实现多自由度运动，提高了航天器的空间收纳比；整体采用齿轮‑丝杠传动形式，运动精度高。

说明书

技术领域

本发明属于航天器结构设计技术领域，具体涉及一种集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构。

背景技术

现代航天科技的巨大进步日益推动着人类太空探索技术的发展，太阳帆作为航天器上主要电力能源的采集装置，深刻影响着航天器的在轨服役性能。目前，由于运载火箭整流罩的包纳空间受限，大型空间折展机构被广泛应用于航天器太阳帆的作动系统，航天器空间折展机构有效解决了运载器包络空间有限的技术难题，且其应用优势也日益凸显。

太阳帆空间折展机构类型多样，各种类型特点不一，近年来杆状构架式展开机构的应用发展迅速，成为诸多航天器太阳帆的核心运动机构。一些桁架式展开机构可以沿正交方向展开，结构轻量化但刚度低，受扰动容易发生的大挠度变形无法满足空间机构的运动精度，另有一类太阳帆运动机构为实现多模式运动，机械地加装了主动机构以致驱动源分散，复杂的驱动单元也降低了太阳帆运动机构的可靠性。虽然当下对机构展开技术的研究及产业化程度日渐深入，但依然还存在着诸多技术难题亟待解决，目前存在的突出问题主要包括展开过程一次不可逆、驱动源多或驱动机构冗余、自由度单一、运动准确度低、结构对称性差。

因此，期望有一种新的航天器太阳帆折展方案来解决或削弱以上现有方案中的部分技术问题。

发明内容

本发明为解决现有技术中航天器太阳帆运动机构中存在的技术瓶颈，设计了一种集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构，该机构的主要作动原理为一对共轴反转的锥齿轮相对旋转而驱动太阳帆板实现多自由度运动。具体而言，与主动端面锥齿轮啮合的多对锥齿轮共轴反转，特殊设计的螺旋丝杠轴将旋转运动通过传动件传递为太阳帆阵面的折展运动及阵面绕轴转动，以实现太阳帆在展开状态与折叠状态之间的切换。

本发明的技术方案是：

一种集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构，其特殊之处在于包括支架、主轴和端面锥齿轮，并且包括具有多副可动阵面的太阳帆板、与多副可动阵面一一对应设置的多个驱动单元、以及与多副可动阵面一一对应设置的多个作动单元；

支架固定在航天器上；

主轴由航天器上的电机驱动；

端面锥齿轮由支架支承并且随主轴一起旋转；

驱动单元包括锥齿轮、丝杠轴和丝杠轴支座，

锥齿轮套设在丝杠轴的第一端部上并且与端面锥齿轮啮合，丝杠轴支座设置在支架上并且对丝杠轴进行支承，

丝杠轴包括位于丝杠轴两端的两个直槽和位于直槽之间的螺旋槽，直槽与螺旋槽连通；

作动单元包括传动件、励磁离合器、万向节、帆板转轴、连杆、转轴支座、以及两个按压弹簧开关，

传动件套设在丝杠轴上并且具有在丝杠轴的直槽和螺旋槽内移动的卡位柱，丝杠轴的第二端部连接至励磁离合器的输入端，励磁离合器的输出端经由万向节连接至帆板转轴，

两个按压弹簧开关分别设置在丝杠轴的两个直槽与螺旋槽的过渡部分处，并且两个按压弹簧开关在传动件的卡位柱的压挤下被触发而独立控制励磁离合器的闭合和断开，

连杆的一端固定至传动件，另一端铰接至转轴支座以使转轴支座能够进行围绕主轴的轴线的扇形扫掠运动，

转轴支座套设在帆板转轴上以使转轴支座能够相对于帆板转轴旋转，可动阵面固定至帆板转轴以与帆板转轴一起运动，从而实现可动阵面在展开状态与折叠状态之间的切换；

多个驱动单元的多个丝杠轴关于主轴的轴线中心对称布置。

进一步地，作动单元还包括弹簧片，转轴支座经由弹簧片铰接至连杆。

进一步地，作动单元还包括两个板簧，两个板簧分别设置在丝杠轴的两个直槽与螺旋槽之间的接合位置处，以使卡位柱在直槽内单向移动。

进一步地，丝杠轴的轴线正交于主轴的轴线。

进一步地，作动单元还包括位于连杆与弹簧片之间的连接元件，连接元件的一端固定至弹簧片，另一端具有筒状部；

连杆呈U形形状并且包括能够拆卸及组装的横杆和两个支腿，两个支腿在传动件的两侧连接至传动件；

连接元件的筒状部套设在横杆上并且能够相对于横杆旋转。

进一步地，作动单元还包括两个套筒，两个套筒分别在筒状部的两侧套设在横杆上。

进一步地，太阳帆板还包括固定阵面，固定阵面固定至支架，当可动阵面处于展开状态时，固定阵面与可动阵面处于同一平面。

进一步地，支架呈笼状结构，主轴的轴线与支架的轴线一致，并且支架的一轴向端连接至航天器，另一轴向端与端面锥齿轮连接。

本发明的有益效果是：

1、本发明的太阳帆多自由度空间折展机构，具有高度的中心对称性优势，其驱动主轴为机构的中心惯量主轴，避免了机构运动时附加动载荷的出现，进而影响航天器自身的稳定性，极大地减小了航天器在轨服役过程中的动力学负载。

2、本发明的太阳帆多自由度空间折展机构采用集中驱动-分布并联式传动，驱动源单一集中且无赘余，进一步拓展了航天器有效载荷的搭载空间。

3、本发明的太阳帆多自由度空间折展机构可实现多自由度运动，有效确保了帆板在调姿模式与折展模式之间的切换，调姿模式下的太阳帆可动阵面可以绕帆板转轴旋转而调整姿态，避免了太阳帆板运动过程受扰动产生相互干涉，也提高了航天器的空间收纳比。

4、本发明的太阳帆多自由度空间折展机构的各帆板可动阵面间独立无交联运动，机构整体采用齿轮-丝杠传动形式，使得展开运动精度高。

5、通过采用弹簧片结构，极大地避免了结构之间的刚性连接，也规避了机构在临界死点状态时发生运动卡滞问题，提高了折展机构运动的功能可靠性。

附图说明

通过以下参照附图的描述，本发明的特征和优点将变得更加容易理解，附图并非按比例绘制，并且一些特征被放大或缩小以显示特定部件的细节，在附图中：

图1A是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构的总体结构立体图；

图1B是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构在太阳帆板处于展开状态时的俯视图；

图1C是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构在太阳帆板处于展开状态时的仰视图；

图2是示出了根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的单副可动阵面的运动原理的示意性立体图；

图3是示出了根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的丝杠轴和传动件的工作原理的示意性立体图；

图4A是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的太阳帆板在处于展开状态时的平面图；

图4B是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的太阳帆板在处于折叠状态时的平面图；

图5是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的对称的两副可动阵面在展开位置调整姿态时的示意性立体图。

图6是示出了根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的端面锥齿轮与多个丝杠轴的布置结构的示意性平面图；

图7是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的转轴支座、弹簧片、连接元件和连杆的示意性立体图；

图8是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的支架的示意性立体图。

附图标记：

1-支架，101-孔，102-凸起；

2-主轴；

3-端面锥齿轮；

4-太阳帆板，401-可动阵面，402-固定阵面，403-加强筋；

501-锥齿轮，502-丝杠轴，5021-第一端部，5022-第二端部，5023-直槽，5024-螺旋槽，503-丝杠轴支座；

601-传动件，6011-卡位柱，602-励磁离合器，603-万向节，604-帆板转轴，605-连杆，6051-横杆，6052-支腿，606-转轴支座，607-按压弹簧开关，608-弹簧片，609-板簧，610-连接元件，6101-筒状部，611-套筒。

具体实施方式

下面将参照附图借助于本发明的示例性实施例对本发明进行详细描述。应指出的是，以下对本发明的详细描述仅是出于说明的目的，而不是对本发明进行限制。此外，在各个附图中采用相同的附图标记来表示相同的部件。

首先参照图1A至图1C对本发明所提供的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构进行总体描述。图1A是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构的总体结构立体图。图1B是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构在太阳帆板处于展开状态时的俯视图。图1C是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构在太阳帆板处于展开状态时的仰视图。

如图1A所示，作为本发明的示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构可以包括支架1、主轴2、端面锥齿轮3和太阳帆板4，其中端面锥齿轮3在图1A中未标出并且将在下文中描述。支架1可以固定在航天器上。主轴2可以由航天器上的电机驱动。

如图1B和图1C所示，太阳帆板4可以包括能够在展开状态与折叠状态之间移动的多副可动阵面401。可动阵面401的数量为两副或更多副，优选地是六副或更多副，更优选地是八副，应指出的是，可动阵面401的数量为偶数个。在所示出的实施例中，可动阵面401被示出为八副。

在一些可选实施例中，可动阵面401的面向支架1的表面可以布置有加强筋403，以减小太阳帆板4运动过程中的变形发生量。

在本发明的一些实施例中，太阳帆板4还可以包括固定阵面402，但这不是必须的，固定阵面402可以在可动阵面401处于折叠状态时进行航天器上应急电能补偿和励磁离合器的电能供给。固定阵面402可以固定至支架1，当可动阵面401处于展开状态时，固定阵面402与可动阵面401处于同一平面。在本发明的所示出的实施例中，固定阵面402是包括在太阳帆板4中的。如图1B和图1C所示，在太阳帆板4处于展开状态时，太阳帆板4总体呈正八边形结构，其中可动阵面401由八个相互独立的等腰梯形结构组成，并且以腰对腰且上底靠内下底靠外的方式周向布置，固定阵面402亦呈正八边形结构，各边与可动阵面401的上底一一对应且中间留有运动间隙。

本发明的折展机构还可以包括与多副可动阵面401一一对应设置的多个驱动单元、以及与多副可动阵面401一一对应设置的多个作动单元。

接下来参照图2和图3对本发明所提供的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的与单副可动阵面对应的每个驱动单元和每个作动单元进行详细描述。图2是示出了根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的单副可动阵面的运动原理的示意性立体图。图3是示出了根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的丝杠轴和传动件的工作原理的示意性立体图。

参见图2，本发明的折展机构所包括的端面锥齿轮3可以由支架1支承并且随主轴2一起旋转。

如图2所示，驱动单元可以包括锥齿轮501、丝杠轴502和丝杠轴支座503，丝杠轴502具有第一端部5021和第二端部5022。在一些实施例中，丝杠轴502可以设计为中空结构。锥齿轮501可以套设在丝杠轴502的第一端部5021上并且与端面锥齿轮501啮合。丝杠轴支座503可以设置在支架1上并且对丝杠轴502进行支承。在所示出的实施例中，丝杠轴支座503是通过螺钉连接的方式安装在支架1上的，但本发明并不限于此，可以根据实际设计需求来具体选择采用螺栓连接、焊接连接或其他连接方式。

在本发明的一些实施例中，丝杠轴502可以设置成使得丝杠轴502的轴线正交于主轴2的轴线。应理解的是，本文中所提及的轴线指的是各轴的轴向轴线。

如图3所示，丝杠轴502可以包括位于丝杠轴502两端的两个直槽5023和位于直槽5023之间的螺旋槽5024，直槽5023与螺旋槽5024连通。因此，本发明的折展机构所包括的丝杠轴502可以被认为是特殊设计的螺旋丝杠，调整丝杠上的螺纹升角和驱动电机的转速均可改变可动阵面401折展过程的运动速度。

结合参照图2和图3，作动单元可以包括传动件601、励磁离合器602、万向节603、帆板转轴604、连杆605、转轴支座606、以及两个按压弹簧开关607。

在本发明的所示出的实施例中，传动件601大致呈筒形形状，传动件601套设在丝杠轴502上并且具有在丝杠轴502的直槽5023和螺旋槽5024内移动的卡位柱6011，卡位柱6011从传动件601的内周表面径向向内突出并且被示出为呈柱形形状，但这不在于限制本发明。直槽5023是在丝杠轴502的周向上的，直槽5023与螺旋槽5024之间平滑过渡且无死角连通，卡位柱6011与直槽5023和螺旋槽5024之间采用间隙配合，卡位柱6011可以在直槽5023和螺旋槽5024内自由运动，在保证两者间相对运动余量的同时也确保了运动的平稳传递。

丝杠轴502的第二端部5022可以连接至励磁离合器602的输入端，励磁离合器602的输出端可以经由万向节603连接至帆板转轴604。丝杠轴502的转动通过万向节603传递至帆板转轴604，万向节603实现了机构的多自由度叠加运动。

如图3所示，两个按压弹簧开关607可以分别设置在丝杠轴502的两个直槽5023与螺旋槽5024的过渡部分处，并且两个按压弹簧开关607可以在传动件601的卡位柱6011的压挤下被触发而独立控制励磁离合器602的闭合和断开。在一些实施例中，按压弹簧开关607和励磁离合器602均可通过抱紧电刷实现与导线间的电流传输。应指出的是，励磁离合器602的输入端和输出端的两轴之间为嵌套安装，其在断开状态下只隔离两轴之间的转动关系，而连接关系仍然保持。

返回参照图2，连杆605的一端可以固定至传动件601，以使得传动件601在沿着丝杠轴502移动时带动连杆605运动，连杆605的另一端可以铰接至转轴支座606，使得转轴支座606可以被连杆605带动而移动并且可以相对于连杆605进行围绕主轴2的轴线的与雨伞开合运动类似的扇形扫掠运动。

转轴支座606可以套设在帆板转轴604上以使转轴支座606能够相对于帆板转轴604旋转。另外，转轴支座606可以在帆板转轴604上安装成使得转轴支座606是相对于帆板转轴604轴向固定的。应理解的是，本发明并不限制转轴支座606与帆板转轴604的连接方式，例如，可以在转轴支座606与帆板转轴604之间设置轴承，也可以将轴承内圈与帆板转轴604设计成一体并将转轴支座606与轴承外圈设计成一体，只要能实现上述目的即可。可动阵面401可以固定至帆板转轴604以与帆板转轴604一起运动，从而实现可动阵面401在展开状态与折叠状态之间的切换。其中，图4A示出了根据本发明示例性实施例的折展机构中的太阳帆板4在处于展开状态时的平面图，图4B示出了根据本发明示例性实施例的折展机构中的太阳帆板4在处于折叠状态时的平面图。

根据本发明的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构，卡位柱6011与按压弹簧开关607之间的硬性运动接触实现了励磁离合器602的循环可逆式开合。卡位柱6011经过按压弹簧开关607在直槽5023与螺旋槽5024之间的运动，实现太阳帆板4在折展模式与调姿模式之间的切换，在折展模式下，卡位柱6011在螺旋槽5024内的运动(此时励磁离合器602断开，不向帆板转轴604传递扭矩，帆板转轴604仅做扇形扫掠运动)通过连杆605传递于帆板转轴604，可实现帆板4在折叠位置与展开位置之间的切换，在调姿模式下，卡位柱6011在直槽5023内的运动(此时励磁离合器602闭合，仅向帆板转轴604传递扭矩，帆板4仅绕帆板转轴604旋转而无扇形扫掠运动)可实现帆板4在折叠状态下的折叠位置与竖起位置以及在展开状态下的竖起位置与展开位置之间的姿态调整，从而完成可动阵面401在展开状态与折叠状态之间的切换。可动阵面401在调姿模式下的姿态调整可以参考图5，该图是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的对称的两副可动阵面在展开位置调整姿态时的示意性立体图。

应指出的是，在调姿模式下，即卡位柱6011在直槽5023内运动时，受连杆605、帆板转轴604和转轴支座606相对位置关系的限制，丝杠轴502的转动圆心角可以在90°至135°之间。

在本发明的折展机构中，多个驱动单元的多个丝杠轴502可以关于主轴2的轴线中心对称布置，这可以参照图6，其示出了根据本发明示例性实施例的折展机构中的端面锥齿轮与多个丝杠轴的布置结构。每两副同轴相向安装的丝杠轴502做共轴反转运动。

现在再次参照图1A，在本发明的一些实施例中，每个丝杠轴502均大致设置在两副可动阵面401之间，具体地，每个丝杠轴502连接至相对应的可动阵面401的梯形的腰并且与该腰平行。

返回参照图3，作动单元还可以包括两个板簧609，两个板簧609可以分别设置在丝杠轴502的两个直槽5023与螺旋槽5024之间的接合位置处，以使卡位柱6011在直槽5023内单向移动，从而确保卡位柱6011在直槽5023内的单向不可逆运动。

在本发明的示例性实施例中，如图2所示出的，作动单元还可以包括弹簧片608，转轴支座606可以经由弹簧片608铰接至连杆605。

通过采用弹簧片结构，极大地避免了结构之间的刚性连接，也规避了机构在临界死点状态时发生运动卡滞问题，提高了折展机构运动的功能可靠性。

在本发明的示例性实施例中，作动单元还可以包括位于连杆605与弹簧片608之间的连接元件610。

现在参照图7对本发明所提供的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的弹簧片和连接元件进行详细描述。图7是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的转轴支座、弹簧片、连接元件和连杆的示意性立体图。

如图7所示，连接元件610的一端可以固定至弹簧片608，连接元件610与弹簧片608的连接方式不受限制，可以根据实际设计需求来确定具体采用螺栓/钉连接、焊接或其他形式的机械连接，连接元件610的另一端可以具有筒状部6101。

在所示出的实施例中，连杆605呈U形形状并且包括可以拆卸及组装的横杆6051和两个支腿6052，两个支腿6052在传动件601的两侧连接至传动件601，这可以从图2观察到。如所示出的，连杆605在满足结构强度、刚度、稳定性要求的前提下进行了镂空减重设计。

连接元件610的筒状部6101可以套设在横杆6051上并且能够相对于横杆6051旋转，以使连接元件610能够相对于连杆605进行围绕主轴2的轴线的扇形扫掠。

在一些实施例中，作动单元还可以包括两个套筒611，两个套筒611可以分别在筒状部6101的两侧套设在横杆6051上，如图7所示。

接下来参照图8对本发明所提供的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的支架进行详细描述。图8是根据本发明示例性实施例的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构中的支架的示意性立体图。

如图8所示，支架1可以呈笼状结构，且由轻质高刚度材料制成，该结构起着连接航天器与太阳帆板4的重要作用。主轴2的轴线与支架1的轴线一致，并且支架1的一轴向端连接至航天器，在所示出的实施例中，支架1通过穿过支架1的孔101的螺钉而连接至航天器，但这并不在于进行限制，可以根据实际设计需求来具体选择采用螺栓连接、焊接连接或其他连接方式，支架1的另一轴向端与端面锥齿轮501连接。

支架1可以包括从支架1的所述另一轴向端轴向突出的多个凸起102，凸起的数量与可动阵面401的数量相对应。每两个凸起102之间的空间用于接纳丝杠轴支座503，这在图2中可以看出。

另外，支架1上可根据实际装机需求进行电气系统布线设计，或者支架1可以作为驱动电机的安装架。此外，支架1可以与其他支架结构叠加固连或改变跨度及尺寸以满足实际使用要求。

现在主要参照图2对本发明所提供的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构的工作过程进行描述。

首先，在太阳帆板4的可动阵面401需要从处于如图4B所示的折叠状态(其中传动件601的卡位柱6011位于丝杠轴502的第一端部5021处的直槽5023内)切换为如图4A所示的展开状态的情况下，向电机通电以驱动主轴2沿例如顺时针方向旋转、即图2中虚线箭头所指示的方向旋转，端面锥齿轮3随主轴2一起旋转，与端面锥齿轮3啮合的一对共轴相对的锥齿轮501以及丝杠轴502进行相对反向旋转运动，卡位柱6011首先在丝杠轴502的第一端部5021处的直槽5023内移动，使得帆板转轴604旋转而使可动阵面401从折叠状态下的折叠位置调整姿态为竖起位置。

接着，传动件601沿图2中的指向右的虚线箭头方向移动，卡位柱6011移动而压挤第一端部5021处的按压弹簧开关607，使得励磁离合器602断开，卡位柱6011进入螺旋槽5024内运动，传动件601的平移运动通过连杆605传递于帆板转轴604而使帆板转轴604进行扇形扫掠运动，进而使可动阵面401以竖起位置移动至展开状态，即处于展开状态下的竖起位置。

然后，卡位柱6011开始离开螺旋槽5024而进入丝杠轴502的第二端部5022处的直槽5023内，在卡位柱6011压挤第二端部5022处的按压弹簧开关607时，励磁离合器602闭合，帆板转轴604仅旋转而无扇形扫掠运动，从而使可动阵面401经过调姿过程而调整姿态为如图4A所示的展开状态。

对于可动阵面401从展开状态切换为折叠状态的过程只需使驱动电机反转，其他过程与上述展开过程正好相反，这里不再赘述。

如上面描述的，本发明所提供的集中驱动式航天器太阳帆多自由度空间折展机构具有高度的中心对称性优势，其驱动主轴为机构的中心惯量主轴，避免了机构运动时附加动载荷的出现，进而影响航天器自身的稳定性，极大地减小了航天器在轨服役过程中的动力学负载。另外，本发明的折展机构采用集中驱动-分布并联式传动，驱动源单一集中且无赘余，进一步拓展了航天器有效载荷的搭载空间。此外，本发明的折展机构可实现多自由度运动，有效确保了帆板在调姿模式与折展模式之间的切换，调姿模式下的太阳帆可动阵面可以绕帆板转轴旋转而调整姿态，避免了太阳帆板运动过程受扰动产生相互干涉，也提高了航天器的空间收纳比。不仅如此，本发明的折展机构的各帆板可动阵面间独立无交联运动，机构整体采用齿轮-丝杠传动形式，使得展开运动精度高。

在以上对本发明的示例性实施例的描述中所提及和/或示出的特征可以以相同或类似的方式结合到一个或更多个其他实施例中，与其他实施例中的特征相组合或替代其他实施方式中的相应特征。这些经组合或替代所获得的技术方案也应当被视为包括在本发明的保护范围内。