太阳翼

摘要： 四结砷化镓太阳电池在半刚性太阳翼上应用,需要满足长寿命高可靠要求,文章针对新型太阳电池片在轨应用的空间环境适应性考核验证问题,开展了四结砷化镓太阳电池小板试验验证,对试验方案及数据结果进行了分析说明。通过对热、静电放电、辐照的分析及试验,结果表明:四结砷化镓太阳电池可以满足半刚性太阳翼长寿命高可靠应用的要求,相关试验验证情况将为后续四结砷化镓太阳电池在卫星半刚性太阳翼大范围的工程应用提供参考。

摘要： 针对微纳遥感卫星从技术试验阶段到业务化应用的转型发展,如何缓解其能量来源的受限条件,获取更高的太阳能充电效能,对微纳遥感卫星未来星座构建的发展需求有重要作用;通过设计不同构型的微纳卫星太阳翼,构造太阳电池阵列的仿真模型,根据太阳能电池阵列在微重力空间下的工作特性,仿真分析微重力空间下不同构型太阳翼的充电性能和充电效率,并对不同构型的使用性能进行了分析比较;结果表明,选择最优太阳翼构型能够为微纳遥感卫星提供更好的能源和动力支撑,为后续微纳遥感卫星开展更多商业应用提供有效参考。

摘要： 针对大倾角轨道航天器双轴驱动太阳翼无法实现在轨联动脱开的问题,提出了一种联动可脱开装置的设计方法,并对应用该方法的太阳翼进行了仿真分析和试验验证。由此方法得到的联动可脱开装置,已在“鸿雁”星座首发星太阳翼上验证,经受了地面力学环境载荷及发射载荷,太阳翼多次地面展开数据正常,在轨展开过程中联动功能正常,联动顺利脱开,铰链均锁定,太阳翼摆动功能正常,在光照季(轨道角β=70°),S轴摆动角度为70°时,可调节太阳光与太阳翼法线夹角为0°~40°之间。

摘要： 为了解决立方星太阳翼在严格尺寸约束下无法实现地面多次解锁试验验证的问题,提出了一种可重复电磁解锁的轻质量、高刚度的太阳翼。首先,提出一种微型铰链式展开机构,具有展开锁定和到位指示功能。其次,提出的电磁解锁机构能够解决压紧释放装置无法多次解锁的问题,具有低冲击,无污染,响应快的特点。最后,对太阳翼基板的尺寸构型和辅助支撑布局进行灵敏度分析与优化。仿真结果表明:太阳翼在优化后质量减轻20%,展开状态下的基频提升16%,满足太阳翼轻质量、高刚度的要求。本文提出的立方星太阳翼经过地面鉴定级振动和冲击力学试验验证以及热真空试验,并且通过八一03卫星完成在轨验证,满足立方星在轨的使用要求,可为后续立方星太阳翼的设计及研制提供参考。

摘要： 随着航天科技的发展,在轨航天器的规模和复杂程度不断增加,由超大规模结构组成的航天器将不断在轨应用,例如,空间站单舱长度超过18m,可展开太阳翼长度超过27m,未来超大型航天器的结构尺寸可能达到数百米。同时,航天器对控制精度要求的不断提升,目前国内外高精度对地观测卫星的精度可达到厘米级,对平台姿态和指向的精度要求越来越高,要求卫星具备“超精超静超稳”的“三超”能力。航天器微振动会对大型机构的稳定性及超高精度载荷的工作性能产生严重影响,已经成为目前研究者所广泛关注的一项关键技术。

摘要： 针对目前影响微小卫星太阳翼顺利展开的铰链装配同轴度无理论支撑,仅依靠经验反复装调的现状,该文研究了影响连接太阳翼与星体的2套铰链间的同轴度的影响因素,提出了展开最大同步距离的概念及计算方法,根据该理论设计了铰链定位工艺装备。经太阳翼展开试验验证,只要保证2套铰链的同轴度满足最大同步距离,太阳翼就可以顺利展开。

摘要： 根据载人航天三步走的发展战略,我国将建造长期有人驻留的空间站。电源系统是空间站长期运行的能源保障,核心舱太阳翼的顺利展开是电源系统长期运行的基础。太阳翼火工品解锁故障会导致核心舱太阳翼无法展开,严重影响核心舱后续飞行任务。为确保核心舱太阳翼在火工品解锁故障条件下依然能展开到位,根据太阳翼火工品设计状态,开展了火工品解锁故障条件下的维修工具和维修流程研究,设计并制定航天员出舱检测和排除故障方案,为我国维修后续载人飞行器太阳翼技术奠定了基础。

摘要： 针对刚性铰链驱动展开的太阳翼结构刚度较低带来的持续振动问题,提出了一种可刚化充气框架式太阳翼方案,分析并得到了充气管直径对充气框架式太阳翼振动特性的影响规律。在此基础上,设计并研制了太阳翼结构样机,开展了样机折叠、充气展开、结构刚化试验及振动性能试验测试。结果表明:充气框架式太阳翼可柔性折叠、发射体积小、可在轨展开并刚化成型为大面积太阳翼;结构无机械铰链,充气驱动展开过程平稳可靠,展开扰动小;刚化后结构刚度高、振动基频高(测试样机振动基频为7.5 Hz);建造和发射成本低,可应用于构建大型卫星平台、空间站等所需大面积太阳翼。

摘要： 针对传统多板串联一维展开的刚性太阳翼无法实现展开状态高刚度和低惯量的问题,提出了一种三板并联二维展开的高刚度太阳翼机构方案,通过采用构型优化、高刚度基板设计和高刚度铰链等设计技术和方法,实现了刚性太阳翼的高刚度、低惯量要求,为高分多模卫星配套研制了两套三板并联、低惯量、高刚度太阳翼.经过高分多模卫星太阳翼地面试验及在轨飞行验证,结果表明:与相同面积的传统串联太阳翼相比,三板并联二维展开太阳翼的展开状态刚度提高5倍以上,转动惯量减小至1/8,该技术可为后续高刚度太阳翼机构设计及研制提供参考.

摘要： 2021年6月17日9时16分,搭载神舟十二号的长征二号F遥十二火箭,在我国酒泉卫星发射中心点火升空,起飞约585秒后,飞船成功入轨并展开太阳翼,发射任务取得圆满成功。按计划,神舟十二号将在入轨6小时后,完成与中国空间站天和核心舱的交会对接,聂海胜、刘伯明、汤鸿波3名航天员将成为中国空间站的首批“住户”,入住时间达3个月。时隔近5年,神舟飞船再出征,这一次,它将执行我国载人航天工程“三步走”战略规划第三步中的首次载人航天任务,意义不言而喻。

摘要： 介绍了一种可以预测不同轨道卫星整个寿命周期太阳翼输出功率的软件工具方法,该软件,开发了轨道分析模块、太阳入射角分析模型,根据卫星运行轨道和太阳翼的串并联方案、面积及太阳电池在轨性能衰降模型,预测太阳翼的在轨输出功率,对于卫星在轨能量平衡分析,任务调度和实现自主运行管理具有重要指导意义.

摘要： 卫星太阳翼在地面多次展开试验后,采用传统压接工艺,往往会导致联动装置预置张力变化较大,严重影响太阳翼展开的同步性.本文对联动装置压接工艺的优化进行研究,通过优化太阳翼联动装置的绳索压接方法，大大增加了夹套的抗拉能力，提高了联动装置钢丝绳压接工艺的可靠性，满足了太阳翼展开时对同步装置冲击的要求。目前该工艺方法已成功应用于XX-1和XX-3等多个型号太阳翼联动装置生产中，再无发生绳索张力大幅下降的质量问题，确保了太阳翼在轨同步稳定展开。

摘要： 太阳翼产品是各类航天器的重要组成部分,是整星能源的供给关键部件.本文从太阳翼产品装配和试验的实际情况出发,提出一种全向移动平台+四点升降模块解决方案,能够实现太阳翼与模拟墙之间相对位置和姿态(简称位姿)的快速、精确调整、定位,实现该过程的自动化.详细介绍全向移动、位姿调整工作原理和结构实现形式,并进行了理论分析和验证试验,对该方案的可行性进行充分验证.

摘要： 卫星自身机械运动产生的振动，造成遥感图像的质量退化。这些机械结构包括姿态调整作用轮、定向数据天线、太阳翼、相机扫描机构等。借助于卫星自监视成像系统，获得了太阳翼振动时的图像序列。将待匹配图像的相关系数矩阵进行拟合，构造插值曲面得到精细的太阳翼振动曲线。曲线的功率谱分析表明，太阳翼动作时振动频率与国外卫星的实测结果基本符合。

摘要： 太阳翼对航天器的在轨运行品质有重要影响, 因此，在太阳翼设计初期对太阳翼机械系统进行可靠性分配具有重要意义。本文基于东方红3 号卫星平台，建立了太阳翼机械系统的模糊推理Petri 网（Fuzzy Reasoning Petri Net, FRPN）模型。利用FRPN 模型对太阳翼机械系统进行了可靠性分析，提出了关键部件的复杂程度、重要程度和工作环境的评价方法，得到了关键部件失效率的量化权重值。最后，根据模糊综合评判法完成了可靠性分配。

摘要： 折叠式太阳翼是最常用的为航天器提供电源的一类太阳翼。该类太阳翼通常包含一个连接架和数块帆板,发射阶段收拢入轨后展开。展开结束时刻太阳翼各铰链特别足根铰驱动机构(SADA)处会有较大的冲击载荷。冲击载荷超过SADA的承受限度,就会造成结构和机构破坏、太阳电池无法正常供电的恶劣后果。在地面开展真空环境中的展开锁定试验非常斟难,因此有必要采用分析手段对锁定冲击载荷进行预计和评估。本文针对一类典型太阳翼,利用NASTRAN建立了连接架和3块太阳板的有限元模型,然后利用ADAMS软件建立了太阳翼展开锁定柔性多体分析模型。过去对锁定过程一般采用刚性连接代替有限元模型中铰链梁单元,然后用单自南度转动铰链连接各部件和建立锁定力矩的建模方法。本文研究了一种新的锁定过程建模方法,该方法能够考虑铰链的所有刚度特性。并基于该方法,研究了下列参数变化对锁定冲击载荷的影响:(a)采用Guyan缩聚法将有限元模型导入柔性多体系统模型的模态数;(b)仿真步长:(c)铰链刚度;(d)柔性体模态阻尼。通过分析可知计算时需选取足够多的模态以及足够小的仿真步长,还要采用较小模态阻尼以得到冲击载荷的保守设计值。同时当地面试验有多组刚度测试结果时,为了保证SADA可靠性,应该选取最大刚度试验值代入分析。研究表明本文采用的新的太阳翼展开锁定铰链建模方法能够得到准确的冲击载荷结果并易于实施。

摘要： 航天器太阳翼可靠性研究意义非常重大。文章以可展开折叠式刚性板太阳翼为代表，对其全生命周期失效模式进行了分析，获取了其重要失效模式，构建了可靠性框图，并探讨了各子项可靠度评估方法。最后，提出了提升太阳翼可靠性的最有效途径。

摘要： 太阳翼根部铰链用于连接太阳翼驱动机构(SADA)和太阳翼连接架，作为卫星太阳翼展开锁定机构的重要组成部分，根部铰链的强度必须满足太阳翼正常使用的要求。文章建立了太阳翼根部铰链的有限元模型，采用非线性接触算法，并考虑母铰材料非线性,对根部铰链进行了结构力学分析，计算得到的破坏载荷与试验值吻合较好，破坏模式一致。

摘要： 黏滞阻尼器利用黏性阻尼液体的黏滞耗能作用来限制太阳翼等空间展开机构的运动速度,以减缓冲击载荷,保护周围结构不受损伤.文章基于航天器黏滞阻尼器的工作原理分析,确定了以黏滞阻尼器的阻尼率作为可靠性特征量.基于"应力——强度"干涉理论,提出了利用大量地面测试数据进行黏滞阻尼器可靠性定量评估的方法,并给出了某太阳翼黏滞阻尼器可靠性评估的应用示例,为空间展开机构用黏滞阻尼器的可靠性验证提供技术途径.

摘要： 本文对小卫星柔性动力学分析需要给出的柔性附件的耦合系数矩阵进行了初步梳理，在明确定义的基础上，采用刚柔耦合运动分析给出所需的耦合系数矩阵，并时其建模实现过程进行了说明，给出了小卫星柔性动力学分析应用实例.

摘要： 本发明太阳能电池板扑翼飞行器的折翼结构，机架主体两侧对称设置的翼部骨架，翼部骨架的桡骨、肱骨、趾骨、腿骨通过粘合剂固定连接柔性薄膜太阳能电池板材料的仿蝙蝠翼面，基于太阳能电池板柔性薄膜的光电效应，将翼面上收集的光能转换成电能，给电池充电，续航飞行时间长，翼面与翼部骨架既能折叠又能展开，不仅携带方便，而且能够实现飞行器翅翼结构展开挥动与翼面面积变形的运动，在不增加飞行器重量的基础上满足长时间飞行要求，薄膜太阳能电池板能够反复折弯和展开，翼展面积大，占用空间少，结构简单，使用寿命长。

摘要： 本发明提供了一种四轴旋翼倾转旋翼太阳能无人机，包括机身、旋翼、太阳能电池板、储能电池和倾转机构，所述的机身采用翼形结构，机身上表面和侧面覆盖太阳能电池板，为机身内的储能电池充电；四个独立的旋翼分别通过倾转机构安装在翼形机身的根弦和梢弦外侧靠近前缘和靠近后缘处。本发明结合现有的四轴旋翼倾转旋翼无人机技术和太阳能动力技术，兼具固定翼飞机和旋翼飞机的特点，具有垂直起降、空中悬停，快速巡航飞行、长航时、无污染等特点。

摘要： 本发明涉及一种具有太阳能动力的扇翼推进地效翼船，包括船身，于船身的左右两侧布置侧浮筒，于船身及各侧浮筒上均布置推进进电机，于船身的内部分别设置互为串联的控制器，直流配电器及双向DC/DC变换器，充电控制器并联于直流配电器与双向DC/DC变换器之间；船身与各侧浮筒之间分别连接前翼及后翼，于各侧浮筒的外侧还连接侧翼，垂直尾翼连接于船身的尾部上端，于各前翼的前缘还布置横流式风扇；于各前翼、后翼、侧翼的表面均覆盖太阳能电池硅晶阵列。本发明利用太阳能转变为电能给推进电机或直流负载供电，同时可利用富余电能给锂电池组充电，通过各推进电机驱动横流式风扇中的旋转叶片启闭以产生升力和推力，其具有无尾气排放，节能及环保的优点。

摘要： 本发明是一种带太阳能附加翼的后单涵道风扇式复合翼载人飞行器,后单涵道风扇式复合翼飞行器包括机体、固定安装在机体两侧复合升力机翼、推进器；其中，机体设置为甲板平台；复合升力机翼内置自封闭涵道风扇，复合升力机翼外侧设计有机翼铰链；推进器为涵道风扇推进器；附加翼通过机翼铰链可折叠的安装在无推力自供能辅翼外侧；所述的附加翼内置燃料或电池，表面设置有太阳能电池板，载人仓安装在机体的下方。本发明中涵道风扇更能很好的保护推进螺旋桨，同时也保障了人员上下飞行器时的安全，并提高了推进器的效率。

摘要： 本发明是一种带太阳能附加翼的后单涡喷式复合翼货运飞行器，机体设置为甲板平台；机体上方或下方还设置有垂直尾翼，垂直尾翼设置在机翼两侧；垂直尾翼可以实现折叠；垂直尾翼后面安装有可活动的垂直舵翼;的复合升力机翼内置自封闭涵道风扇；推进器为涡轮喷气发动机；附加翼朝向机体的一侧设置有机翼铰链，并通过机翼铰链可折叠的安装在复合升力机翼外侧；附加翼内置电池燃料；附加翼的表面设置有太阳能电池板。本发明结合涡轮喷气发动机的特点，不仅具有起降距离短，飞行速度快、机翼结构强度高、机翼可以储能、飞行能耗低、滞空时间长、安全性高等特点，且附加翼的表面设置有太阳能电池，增加整机的能量，节能环保。

摘要： 本发明是一种带太阳能附加翼的后单涡喷式复合翼式飞行器，机体设置为甲板平台；机体上方或下方还设置有垂直尾翼，垂直尾翼设置在机翼两侧；垂直尾翼可以实现折叠；垂直尾翼后面安装有可活动的垂直舵翼;的复合升力机翼内置自封闭涵道风扇；推进器为涡轮喷气发动机；附加翼朝向机体的一侧设置有机翼铰链，并通过机翼铰链可折叠的安装在复合升力机翼外侧；附加翼内置电池/燃料；附加翼的表面设置有太阳能电池板。本发明结合涡轮喷气发动机的特点，不仅具有起降距离短，飞行速度快、机翼结构强度高、机翼可以储能、飞行能耗低、滞空时间长、安全性高等特点，且附加翼的表面设置有太阳能电池，增加整机的能量，节能环保。

摘要： 本发明是一种带太阳能附加翼的后单涡喷式复合翼载人飞行器，机体设置为甲板平台；机体上方或下方还设置有垂直尾翼，垂直尾翼设置在机翼两侧；垂直尾翼可以实现折叠；垂直尾翼后面安装有可活动的垂直舵翼;的复合升力机翼内置自封闭涵道风扇；推进器为涡轮喷气发动机；附加翼朝向机体的一侧设置有机翼铰链，并通过机翼铰链可折叠的安装在复合升力机翼外侧；附加翼内置电池/燃料；附加翼的表面设置有太阳能电池板。本发明结合涡轮喷气发动机的特点，不仅具有起降距离短，飞行速度快、机翼结构强度高、机翼可以储能、飞行能耗低、滞空时间长、安全性高等特点，且附加翼的表面设置有太阳能电池，增加整机的能量，节能环保。

摘要： 本实用新型太阳能电池板扑翼飞行器的折翼结构，机架主体两侧对称设置的翼部骨架，翼部骨架的桡骨、肱骨、趾骨、腿骨通过粘合剂固定连接柔性薄膜太阳能电池板材料的仿蝙蝠翼面，基于太阳能电池板柔性薄膜的光电效应，将翼面上收集的光能转换成电能，给电池充电，续航飞行时间长，翼面与翼部骨架既能折叠又能展开，不仅携带方便，而且能够实现飞行器翅翼结构展开挥动与翼面面积变形的运动，在不增加飞行器重量的基础上满足长时间飞行要求，薄膜太阳能电池板能够反复折弯和展开，翼展面积大，占用空间少，结构简单，使用寿命长。

摘要： 本发明提供一种卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置，该柔性太阳翼包括：安装于卫星上并向外凸伸设置的弹性支撑杆；以及与所述卫星和所述弹性支撑杆远离所述卫星的端部连接的柔性翼，所述柔性翼的正面设有阵列的太阳电池。采用柔性翼承载太阳电池，可方便折叠收拢，占用空间小，展开后的平面较大，通过二自由度方式对太阳跟踪能够较好的满足整星的大功率供电，且柔性翼的重量轻，解决了金属板的太阳能电池组件的占用空间大和重量较大的问题。

摘要： 本发明提供一种卫星供电用的柔性太阳翼及应用于该柔性太阳翼的二自由度收纳装置，该柔性太阳翼包括：安装于卫星上并向外凸伸设置的弹性支撑杆；以及与所述卫星和所述弹性支撑杆远离所述卫星的端部连接的柔性翼，所述柔性翼的正面设有阵列的太阳电池。采用柔性翼承载太阳电池，可方便折叠收拢，占用空间小，展开后的平面较大，通过二自由度方式对太阳跟踪能够较好的满足整星的大功率供电，且柔性翼的重量轻，解决了金属板的太阳能电池组件的占用空间大和重量较大的问题。