[發明專利]一種用于太陽帆航天器姿態控制的滑塊執行機構

有效

• 申請號: 201410209263.3
• 申請日: 2014-05-16
• 公開（公告）號: CN104002994A
• 公開（公告）日: 2014-08-27
• 發明（設計）人: 楊萱;馬鑫;鄭建華;高東;錢航;劉宇飛
• 申請（專利權）人: 中國科學院空間科學與應用研究中心
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 北京法思騰知識產權代理有限公司 11318
• 代理人: 楊小蓉

技術領域

本發明涉及太陽帆航天器調姿的滑塊執行機構，具體涉及一種用于太陽帆航天器姿態控制的滑塊執行機構。

背景技術

現代航天器動力模式，大多采用液體、固體或其他復雜發動機，其推進形式都是利用噴射高速質量提供的反推作用來獲得推力。隨著航天飛行任務距離增加和運行時間增長，其必然要攜帶越來越多的燃料，進而提高航天器發射成本，這就使得依靠光壓或磁壓作為持久動力的太陽帆航天器應運而生。太陽帆以太陽光光壓為推進動力，是一種獨特的推進方式，它超越了對反應物料的依賴。其工作原理是：利用太陽帆將照射過來的太陽光(光子)反射回去，由于力的作用是相互的，太陽帆在將光子“推”回去的同時，光子也會對太陽帆產生反作用力，從而推動飛船前進。綜合太陽帆航天器的先進性和實用性，我國太陽帆航天器參照國際最流行的正四邊形即正方形進行設計布局。太陽帆帆面采用超輕質薄膜設計，其面積一般為上千平方米左右；方形太陽帆航天器同時需要很長的伸展支撐構件來引導太陽帆帆面展開并支撐其承受太陽光壓。

由于太陽帆自身的特點使得其姿態調整方法不同于傳統航天器，其特點主要有:干擾力矩大，轉動慣量大，指向精度要求高。傳統的主動姿態控制方法如:噴氣控制、反作用飛輪控制等很難滿足太陽帆的姿態控制要求，這就需要考慮特殊的適合太陽帆姿態調整執行機構。

國內外現有的太陽帆航天器調姿執行機構按照作用原理可以分為兩大類：質心偏移類和帆面轉動類。所述的質心偏移類中的執行機構包括：滑塊執行機構、控制桿執行機構；帆面轉動類中的執行機構包括：RSB(Roll?Stabilizer?Bars)執行機構、角帆執行機構、變反射率薄膜結構。對于滑塊與RSB執行機構，其可以保證有效載荷與帆的相對位置固定，有利于星地間通信及有效載荷正常穩定工作，對于帆的展開過程沒有特殊要求，執行機構簡單緊湊，可以保障姿態控制系統的可靠性。ATK公司在20米太陽帆航天器的地面試驗中運用了滑塊與RSB執行機構，滑塊執行機構在太陽帆航天器的桁架式伸展臂上可以做往復運動，如圖1所示，但是現有的ATK公司的此滑塊執行機構只適用于桁架式伸展臂形式，不能用于充氣式曲線截面的伸展臂形式。且目前滑塊與RSB執行機構還未有過上天飛行驗證。此外，這種滑塊執行結構屬于國外的保密技術而不對外公開，因此對其內部的構成和實現原理均需要進行創造性的勞動才能實現。

對于控制桿執行機構，其質心位置變化范圍大，產生的控制力矩較大，能實現太陽帆姿態的快速機動，但是其結構質量較大，萬向節處應力變化劇烈，容易使機構發生疲勞進而失效。美國空間推進太陽帆計劃中曾采用控制桿作為調姿執行機構，如圖2所示，但是未曾經過上天飛行驗證。

對于角帆執行機構，其利用四個角帆可以實現太陽帆的三軸姿態控制，并且能夠滿足行星際飛行中的姿態控制精度要求，但是其結構設計較為復雜，不易于收攏。L’Garde公司在20米太陽帆航天器的地面試驗中運用了角帆執行機構，以及準備在2015年發射的Sunjammer太陽帆航天器也同樣運用了角帆作為執行機構，如圖3所示。

對于變反射率薄膜結構，其不需要任何運動執行機構，大大降低了太陽帆航天器的結構復雜度與發射質量，但是其控制力矩大小有限，而且對于帆面材料技術有很高要求。日本在2010年成功發射的IKAROS太陽帆航天器上運用了變反射率薄膜結構作為執行機構，如圖4所示。

經過對國內外太陽帆航天器調姿執行機構的調研，可以得出太陽帆航天器調姿滑塊執行機構在國內尚沒有公開發表的文章以及上天飛行記錄，本專利設計在國內尚屬首次。

發明內容

本發明的目的在于，為克服上述問題，本發明提供一種用于太陽帆航天器姿態控制的滑塊執行機構。

為了實現上述目的，本發明提供一種用于太陽帆航天器姿態控制的滑塊執行機構，其特征在于，所述的滑塊執行機構包含：中心箱體1、位于中心箱體內的預緊調節單元4、控制電機28、主動輪單元2、主從動輪單元3；

所述中心箱體1的前面板和后面板的中心處設置孔，伸桿臂從所述孔穿過該中心箱體1；

所述預緊調節單元4包含：預緊螺桿10和鎖定螺母11，且預緊螺桿10穿過中心箱體1的上面板和凸臺21，所述凸臺21為設置在中心箱體1上面板內壁上的帶有螺紋孔的凸臺；