[发明专利]一种微纳卫星

说明书

本申请涉及航天设备技术领域，具体而言，涉及一种微纳卫星，其包括卫星主体、折叠式太阳翼、压紧杆和锁定机构；锁定机构设置于卫星主体；压紧杆的一端与折叠式太阳翼的最外侧基板连接，压紧杆的另一端穿过折叠式太阳翼的其他基板并与锁定机构配合；锁定机构用于可释放地锁定压紧杆，以将折叠式太阳翼锁定于折叠状态。与现有技术中通过切割、熔断或爆破压紧机构以释放折叠式太阳翼的破坏式释放方式相比，本申请提供的微纳卫星的太阳翼、压紧杆及锁定机构可以重复使用，从而降低微纳卫星的成本。

技术领域

本申请涉及航天设备技术领域，具体而言，涉及一种微纳卫星。

背景技术

微纳卫星在发射时，其太阳翼需要收拢在一起，入轨之后再行展开。微纳卫星的太阳翼在展开前，一般是采用压紧机构压紧固定在卫星主体上，需要释放太阳翼时，切割、熔断或爆破压紧机构以释放太阳翼。现有的微纳卫星的压紧机构所采用的压紧机构及其连接的熔断装置，导致微纳卫星成本高。

发明内容

本申请旨在提供一种微纳卫星，以解决现有技术中微纳卫星成本高的问题。

本申请的实施例是这样实现的：

在一方面，本申请实施例提供一种微纳卫星，其包括卫星主体、折叠式太阳翼、压紧杆和锁定机构；

所述锁定机构设置于所述卫星主体；

所述压紧杆的一端与所述折叠式太阳翼的最外侧基板连接，所述压紧杆的另一端穿过所述折叠式太阳翼的其他基板并与所述锁定机构配合；

所述锁定机构用于可释放地锁定所述压紧杆，以将折叠式太阳翼锁定于折叠状态。

本申请提供的微纳卫星，在卫星主体上设置锁定机构，在折叠式太阳翼的最外侧基板上设置压紧杆，折叠式太阳翼在折叠状态下时，压紧杆与锁定机构配合以将折叠式太阳翼压紧在卫星主体表面；需要释放折叠式太阳翼时，锁定机构释放压紧杆以实现释放折叠式太阳翼，释放后压紧杆连接在折叠式太阳翼的最外侧基板上，因此压紧杆不会脱离并漂浮在太空，微纳卫星回收后，其折叠式太阳翼可以重复折叠，可以重复利用压紧杆和锁定机构以配合压紧折叠式太阳翼，从而降低微纳卫星的成本。

并且，与现有技术中通过切割、熔断或爆破压紧机构以释放折叠式太阳翼的破坏式释放方式相比，现有方式在释放的瞬间容易产生较大的振动，这种振动作用到卫星主体上容易对微纳卫星的运行姿态产生不利影响，本申请利用锁定机构释放压紧杆，相对于现有的破坏式释放的方式振动较小，不容易对微纳卫星的运行姿态产生影响。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述微纳卫星还包括压紧盖、压紧弹簧和预紧螺母，所述压紧盖固定于所述折叠式太阳翼的最外侧基板，所述压紧杆穿过所述折叠式太阳翼的最外侧基板并与所述预紧螺母螺纹连接，所述压紧弹簧支撑在所述压紧盖和所述预紧螺母之间。

通过在折叠式太阳翼的最外侧基板上设置压紧盖，并在压紧杆的端部设置预紧螺母，压紧盖、压紧弹簧和预紧螺母的配合提供预紧力，并通过压紧杆承受并传递预紧力至锁定机构，从而将折叠式太阳翼压紧锁定。

因此，压紧杆被配置成可沿其轴向滑动地连接于折叠式太阳翼的最外侧基板，且压紧杆不会从折叠式太阳翼的最外侧基板上滑脱；而且压紧杆传递的预紧力的大小可调节，转动预紧螺母还能够调节预紧力的大小，转动螺母使压紧杆外露在压紧盖以外的长度越短则预紧力越大。

可选地，在本申请的一种实施例中，所述锁定机构包括安装在所述卫星主体上的锁体，所述锁体设有驱动组件和第一卡固件，所述压紧杆的一端连接有用于与所述第一卡固件配合的第二卡固件；所述驱动组件用于驱使所述第一卡固件移动以与所述第二卡固件分离，从而释放所述压紧杆。