[发明专利]一种应用于微纳卫星可调节阻值的热刀结构

说明书

一种应用于微纳卫星可调节阻值的热刀结构，属于航天器太阳帆板展开技术领域。本发明解决了现有的太阳翼解锁方式分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大的问题。包括封装壳体、穿装在封装壳体内的排线板、轴向滑动套装在封装壳体上的安装座及螺纹套装在封装壳体上的限位螺母，排线板上排布有电阻丝，排线板的两侧与封装壳体内壁之间夹设有绝缘压板，排线板的两端部与两个绝缘压板之间分别通过螺钉连接，所述安装座固装至星体表面，限位螺母与安装座之间的封装壳体上套设有预紧弹簧，排线板的一端固装有熔断部。本申请结构简单，容易装配、质量轻、冲击小、生产成本低，制作周期短，并且不占用空间，能够满足微纳卫星研发成本低以及可靠性高的需求。

技术领域

本发明涉及一种应用于微纳卫星可调节阻值的热刀结构，属于航天器太阳帆板展开技术领域。

背景技术

随着商业航天的兴起，越来越多的立方星以及微纳卫星被成功的发射到太空当中，太阳翼作为电源分系统的重要组成部分在卫星中起着至关重要的作用，在立方星等一些技术验证星中通常采用将电池片贴在结构表面的做法，但随着商业卫星的发展，微纳卫星由于其体积小、重量轻、研发周期短等优势，被赋予更多的业务需求，而当整星载荷及功能较多时，体贴的电池片远远不能满足星上任务需求，这时便需要整星具有可展开的太阳翼结构。

传统的卫星太阳翼通常是由切割器等火工品进行压紧，入轨后通过火工品的起爆解锁太阳翼，这一方法由于分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大、火工品需要特殊保管等因素不适用与太阳翼较小的微纳卫星。

发明内容

本发明是为了解决现有的太阳翼解锁方式分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大的问题，进而提供了一种应用于微纳卫星可调节阻值的热刀结构。

本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：

一种应用于微纳卫星可调节阻值的热刀结构，它包括封装壳体、穿装在封装壳体内的排线板、轴向滑动套装在封装壳体上的安装座及螺纹套装在封装壳体上的限位螺母，所述排线板上排布有电阻丝，排线板的两侧与封装壳体内壁之间夹设有绝缘压板，且排线板的两端部与两个绝缘压板之间分别通过螺钉连接，所述安装座固装至星体表面，限位螺母与安装座之间的封装壳体上套设有预紧弹簧，排线板的一端固装有熔断部。

进一步地，封装壳体的一端部加工有凸棱，安装座上沿轴向开设有滑动通道，封装壳体通过凸棱及滑动通道滑动安装在安装座上。

进一步地，封装壳体上加工有两个通孔，且每个通孔均沿封装壳体径向贯穿布置，两个螺钉的一端对应螺纹穿装在两个通孔内。

进一步地，电阻丝呈蛇型排布在排线板的侧面。

进一步地，排线板的侧面开设有凹槽，排布在排线板上的电阻丝嵌设在所述凹槽内。

进一步地，电阻丝的两端位于排线板的一侧。

进一步地，所述绝缘压板为聚酰亚胺材质。

进一步地，所述电阻丝为镍铬合金电阻丝。

本发明与现有技术相比具有以下效果：

本申请的热刀结构结构简单，容易装配、质量轻、冲击小、生产成本低，制作周期短，并且小巧，不占用空间，能够满足微纳卫星研发成本低以及可靠性高的需求。

附图说明

图1为本申请的立体结构示意图；

图2为本申请的轴向剖视示意图。

具体实施方式