一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置 |
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| 申请号 | CN202211077089.2 | 申请日 | 2022-09-05 | 公开(公告)号 | CN115332757B | 公开(公告)日 | 2024-05-03 |
| 申请人 | 深圳市魔方卫星科技有限公司; | 发明人 | 丁强强; 廖祥; 李钦儒; 梁晓华; 张汉城; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及星载 合成孔径雷达 技术领域，具体涉及一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置，包括星体与一体式折叠展板；所述星体对称的两个侧面分别设有可转动的方形转台；所述一体式折叠展板数量为两个，一体式折叠展板在折叠状态时为凹形，并且两个一体式折叠展板在折叠状态时可相互垂直交叉的围绕在星体的外周；通过设置一体式折叠展板，将柔性太阳翼通过压弹装置固定在 相控阵 天线板表面，在卫星发射时，天线与太阳翼一同折叠，发射完毕后，当天线展开时太阳翼也会一同展开，因此天线与太阳翼一同展开，效率更高，展开错误的 风 险更小，而且没有必要设置胶卷天线的展开手段，因此可以减轻 人造卫星 的重量。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置，包括星体(100)与一体式折叠展板(200)；其特征在于：所述星体(100)对称的两个侧面分别设有可转动的方形转台(110)；所述一体式折叠展板(200)数量为两个，一体式折叠展板(200)在折叠状态时为凹形，并且两个一体式折叠展板(200)在折叠状态时可相互垂直交叉的围绕在星体(100)的外周；所述一体式折叠展板(200)由相控阵天线板(210)、弹性连接板一(220)、弹性连接板二(230)、压弹装置(240)与太阳翼(250)组成；所述相控阵天线板(210)数量为三个，每个相控阵天线板(210)之间通过弹性连接板一(220)连接，在中部的相控阵天线板(210)的侧面还设有弹性连接板二(230)，弹性连接板二(230)的一端与星体(100)上转台(110)的侧面固定连接，另一端与中部的相控阵天线板(210)侧面固定连接；所述相控阵天线板(210)脱离星体(100)外部的限制后，两端的相控阵天线板(210)将在弹性连接板一(220)的弹力作用下开始向外翻转，中部的相控阵天线板(210)将在弹性连接板二(230)的弹力作用下沿着转台(110)的棱线向外翻转至三个相控阵天线板(210)处于同一平面，并且中部的相控阵天线板(210)将垂直于转台(110)端面；所述压弹装置(240)对称安装在每一个相控阵天线板(210)的内端面，压弹装置(240)由固定板(241)、安装槽(242)、弹片(243)与撑片(244)组成，其中固定板(241)对称固定在每一个相控阵天线板(210)的内端面上，固定板(241)上表面还设有安装槽(242)，在安装槽(242)内固定安装有多个弹片(243)，弹片(243)为一L形弹片，弹片(243)一端与安装槽(242)固定连接，另一端固定连接有撑片(244)；所述太阳翼(250)为柔性的，数量为多个，并且每一个太阳翼(250)均通过撑片(244)固定安装在相控阵天线板(210)的内端，每个太阳翼(250)的两端分别与对称布置在相控阵天线板(210)内端的两个压弹装置(240)上的多个撑片(244)的自由端连接。 |
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| 说明书全文 | 一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置技术领域[0001] 本发明涉及星载合成孔径雷达技术领域，具体涉及一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置。 背景技术[0002] 合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar,简称SAR)卫星星体主要由有效载荷舱与服务舱两大部分组成，有效载荷舱主要装载SAR天线以及地球敏感器等，服务舱主要为有效载荷舱提供必要的勤务,装有电源、姿轨控、推进以及遥测遥控等的仪器设备； [0003] 未来针对超大规模星座的建设，需要采用小型化、轻量化、低成本设计满足一箭多星发射要求，即在火箭包络有限的条件下，最大限度的堆叠多个卫星，而伸展在星体外的合成孔径雷达天线是SAR卫星载荷的主要部分，是SAR系统中体积重量最大的部分，也是影响SAR工作性能的重要因素，现有卫星在折叠相控阵天线时，由于卫星星体周向只有四个面，其中两个面还需要用来折叠太阳翼，同时由于高度有限，为了保证相控阵天线的长度，只能把一边的相控阵天线在星体的一个面上反复折叠，这样的折叠方式大大的增加了星体的外围包络面积，使得卫星的发射成本升高。 发明内容[0004] 因此，本发明正是鉴于以上问题而做出的，本发明的目的在于通过设置一体式折叠展板，并利用压弹装置，使得实现天线展开时太阳翼也会一同展开，同时使用U形交叉围绕的天线折叠方式，实现了较小的包络面积，以解决现有技术中存在的包络面积较大，卫星的发射成本较高的问题，本发明是通过以下技术方案实现上述目的： [0005] 一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置，包括星体与一体式折叠展板；所述星体对称的两个侧面分别设有可转动的方形转台；所述一体式折叠展板数量为两个，一体式折叠展板在折叠状态时为凹形，并且两个一体式折叠展板在折叠状态时可相互垂直交叉的围绕在星体的外周；所述一体式折叠展板由相控阵天线板、弹性连接板一、弹性连接板二、压弹装置与太阳翼组成；所述相控阵天线板数量为三个，每个相控阵天线板之间通过弹性连接板一连接，在中部的相控阵天线板的侧面还设有弹性连接板二，弹性连接板二的一端与星体上转台的侧面固定连接，另一端与中部的相控阵天线板侧面固定连接；所述相控阵天线板脱离星体外部的限制后，两端的相控阵天线板将在弹性连接板一的弹力作用下开始向外翻转，中部的相控阵天线板将在弹性连接板二的弹力作用下沿着转台的棱线向外翻转此时三个相控阵天线板将处于同一平面，并且中部的相控阵天线板将垂直于转台端面；所述压弹装置对称安装在每一个相控阵天线板的内端面，压弹装置由固定板、安装槽、弹片与撑片组成，其中固定板对称固定在每一个相控阵天线板的内端面上，固定板上表面还设有安装槽，在安装槽内固定安装有多个弹片，弹片为一L形弹片，弹片一端与安装槽固定连接，另一端固定连接有撑片；所述太阳翼为柔性的，数量为多个，并且每一个太阳翼均通过撑片固定安装在相控阵天线板的内端，每个太阳翼的两端分别与对称布置在相控阵天线板内端的两个压弹装置上的多个撑片的自由端连接。 [0006] 优选的，所述转台的形状、大小与星体的侧面完全相同。 [0008] 优选的，所述相控阵天线板展开时，两端相控阵天线板上的限位块，弹性连接板二上的限位块与中部相控阵天线板上的限位块相抵，两端的相控阵天线板与中部的相控阵天线板将停止翻转。 [0009] 优选的，同一个所述相控阵天线板上两个对称的压弹装置上的撑片的高度不同，可以根据实际情况设置最优的高度差。 [0010] 优选的，所述安装槽内可以根据实际情况设置不同数量的与位置的弹片与撑片。 [0011] 优选的，所述一体式折叠展板处于折叠状态时，太阳翼两端将会随着撑片的折叠进而折叠成S状，当一体式折叠展板处于展开状态时，撑片将会在弹片的弹力作用下翻转九十度，然后太阳翼在弹性作用下撑开，由于对称的两个压弹装置上的撑片高度不同，因此太阳翼展开后会形成一斜面，斜面更有助于阳光的照射与太阳能的吸收。 [0012] 本发明有益效果： [0013] 1、通过设置一体式折叠展板，将柔性太阳翼通过压弹装置固定在相控阵天线板表面，在卫星发射时，天线与太阳翼一同折叠，发射完毕后，当天线展开时太阳翼也会一同展开，因此天线与太阳翼一同展开，效率更高，展开错误的风险更小，而且没有必要设置胶卷天线的展开手段，因此可以减轻人造卫星的重量； [0014] 2、通过将两块相控阵天线板折叠成U形，然后交叉围绕在星体的周围，将星体的六个面全部利用上，相比于反复折叠在一个面上，这样的折叠方式使得天线具有较小的围绕厚度，可以降低卫星的包络面积。附图说明 [0015] 图1为本发明的整体结构示意图。 [0016] 图2为本发明的整体结构分解示意图。 [0017] 图3为本发明中压弹装置的整体结构示意图。 [0018] 图4为本发明中压弹装置与太阳翼折叠状态示意图。 [0019] 图5为本发明中压弹装置与太阳翼展开状态示意图。 [0020] 图6为本发明的展开状态示意图。 [0021] 图7为本发明的工作状态示意图。 [0022] 附图标记说明： [0023] 100、星体；110、转台；200、一体式折叠展板；210、相控阵天线板；211、限位块；220、弹性连接板一；230、弹性连接板二；240、压弹装置；241、固定板；242、安装槽；243、弹片；244、撑片；250、太阳翼。 具体实施方式[0024] 本发明优选实施例将通过参考附图进行详细描述然而本发明也可以各种不同的形式实现，因此本发明不限于下文中描述的实施例，另外，为了更清楚地描述本发明，与发明没有连接的部件将从附图中省略； [0025] 如图1所示，一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置，包括：星体100与一体式折叠展板200； [0026] 如图2所示，所述星体100的外轮廓为方形，在星体100对称的两个侧面分别设有可转动的方形转台110，并且转台110的形状、大小与星体100的侧面完全相同； [0027] 所述一体式折叠展板200数量为两个，一体式折叠展板200在折叠状态时为凹形，并且两个一体式折叠展板200在折叠状态时可相互垂直交叉的围绕在星体100的外周，所述一体式折叠展板200由相控阵天线板210、弹性连接板一220、弹性连接板二230、压弹装置240与太阳翼250组成，其中相控阵天线板210数量为三个，每个相控阵天线板210之间通过弹性连接板一220连接，并且在每个相控阵天线板210与弹性连接板一220连接处均设有多个限位块211，在中部的相控阵天线板210的侧面还设有弹性连接板二230，弹性连接板二 230的一端与星体100上转台110的侧面固定连接，另一端与中部的相控阵天线板210侧面固定连接，并且在弹性连接板二230与中部的相控阵天线板210连接位置处同样设有对称的限位块211，当相控阵天线板210脱离星体100外部的限制后，两端的相控阵天线板210将在弹性连接板一220的弹力作用下开始向外翻转，中部的相控阵天线板210将在弹性连接板二 230的弹力作用下沿着转台110的棱线向外翻转，直到两端相控阵天线板210上的限位块 211，弹性连接板二230上的限位块211与中部相控阵天线板210上的限位块211相抵，两端的相控阵天线板210与中部的相控阵天线板210将停止翻转，此时三个相控阵天线板210将处于同一平面，并且中部的相控阵天线板210将垂直于转台110端面； [0028] 如图2、3、4所示，所述压弹装置240对称安装在每一个相控阵天线板210的内端面，压弹装置240由固定板241、安装槽242、弹片243与撑片244组成，其中固定板241对称固定在每一个相控阵天线板210的内端面上，固定板241上表面还设有安装槽242，在安装槽242内固定安装有多个弹片243，弹片243为一L形弹片，弹片243一端与安装槽242固定连接，另一端固定连接有撑片244，并且在同一个相控阵天线板210上两个对称的压弹装置240上的撑片244的高度是不同的，可以根据实际情况设置最优的高度差，当一体式折叠展板200处于折叠状态时，压弹装置240上的撑片244将压倒弹片243并平行于固定板241表面，在安装槽242内可以根据实际情况设置不同数量的与位置的弹片243与撑片244； [0029] 所述太阳翼250为柔性的，数量为多个，并且每一个太阳翼250均通过撑片244固定安装在相控阵天线板210的内端，每个太阳翼250的两端分别与对称布置在相控阵天线板210内端的两个压弹装置240上的多个撑片244的自由端连接，当一体式折叠展板200处于折叠状态时，太阳翼250两端将会随着撑片244的折叠进而折叠成S状，当一体式折叠展板200处于展开状态时，撑片244将会在弹片243的弹力作用下翻转九十度，然后太阳翼250在弹性作用下撑开，由于对称的两个压弹装置240上的撑片244高度不同，因此太阳翼250展开后会形成一斜面，斜面更有助于阳光的照射与太阳能的吸收。 [0030] 本发明工作原理： [0031] 当卫星发射时，一体式折叠展板200处于折叠状态，此时一体式折叠展板200整体为凹形，并且两个一体式折叠展板200相互垂直交叉的围绕在星体100的外周，并且太阳翼250两端将折叠成S状并压倒撑片244，折叠状态如图1、4所示，当卫星发射到预定轨道准备展开时，一体式折叠展板200将脱离星体100外部的限制，然后一体式折叠展板200两端的相控阵天线板210与中部的相控阵天线板210将在弹性连接板一220与弹性连接板二230的弹力作用下开始向外翻转，直到两侧相控阵天线板210上的限位块211和弹性连接板二230上的限位块211与中部相控阵天线板210上的限位块211相抵，两侧的相控阵天线板210与中部的相控阵天线板210将停止翻转，此时三个相控阵天线板210将处于同一平面，并且中部的相控阵天线板210将垂直于转台110端面，在相控阵天线板210向外翻转的过程中，由于压弹装置240上的撑片244逐渐脱离了星体100的限制，撑片244将会在弹片243的弹力作用下翻转九十度，然后太阳翼250在弹性作用下撑开形成一斜面，压弹装置240与太阳翼250展开状态如图5所示，此时卫星处于展开状态，展开状态如图6所示，然后转台110开始转动将两个一体式折叠展板200转至同一平面内后停止，此时卫星展开完毕处于工作状态，工作状态如图7所示。 |
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