一种太阳翼及航行设备

技术领域

本发明涉及航行设备的技术领域，更具体地说，是涉及一种太阳翼及航行设备。

背景技术

随着航天事业的发展，卫星承担的任务越来越多，规模也逐渐增大，因而对能源的需求也就越来越大。为了满足卫星对能量不断增长的需求，出现了刚性太阳翼。刚性太阳翼多采用铝蜂窝夹芯和复合材料面板的结构形式。由于刚性太阳翼的高可靠性、相当有竞争力的功率质量比和低成本，使得刚性太阳翼成为目前卫星上应用最多的电池翼。目前我国的卫星太阳翼几乎都采用刚性太阳翼结构，如东方红3号通信卫星、北斗导航实验卫星以及我国第一颗月球探测卫星“嫦娥一号”等。

近年来由于宇宙空间活动次数的增加导致宇宙空间的碎片数量增加。2013年1月22日，一颗俄罗斯卫星与一片碎片相撞进而失效。厄瓜多尔首颗人造卫星“飞马座”Pegaso于2013年4月26日发射成功，但5月23日就受到俄罗斯火箭碎片碰撞而失效。国际上有公开报道的因碎片撞击而失效或异常的卫星超过16颗。相关学者预测，到2035年，每年将有3～4颗卫星由于空间碎片撞击而失效或丧失部分功能。

然而，目前卫星设计多将卫星的供能系统和保护系统分离设计，卫星的供能依靠太阳翼，卫星的保护依靠在其高撞击风险部位和易损部组件加装防护屏。这样使卫星结构显得冗余，增加了结构重量和设计成本。

发明内容

本发明的目的在于提供一种太阳翼及航行设备，以解决现有技术中存在的太阳翼结构成本重量大，设计成本高的技术问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是一种太阳翼，包括：

供能板；

多个第一防护结构，呈阵列排布于所述供能板上，所述第一防护结构包括凸设于所述供能板的表面的第一架体和第二架体，所述第一架体和所述第二架体之间形成有透光孔，所述第一架体、所述第二架体和所述供能板围合形成有横截面呈三角形的第一防护腔体。

通过采用上述技术方案，第一架体和第二架体形成有透光孔，光线可以穿过该透光孔直射至供能板上，以实现太阳能供能的作用，同时透光孔的设计使得第一防护结构呈中空设计，减轻了第一防护结构的重量，进而减轻了太阳翼的重量；另外，第一架体、第二架体和供能板之间形成横截面呈三角形的第一防护腔体，其机械强度大，当受到宇宙碎片撞击时，第一防护腔体发生塑性变形，吸收撞击能量，有效保护航行设备主体不受撞击的损坏。

需要进一步解释的是，相邻的两个第一防护结构之间可以设置连接结构，以增加相邻的两个第一防护结构的机械强度，具体地，可以在两个第一防护结构之间设置加强杆。

在一个实施例中，所述第一防护结构还包括凸设于所述供能板的表面的第三架体，所述第二架体和所述第三架体之间形成有所述透光孔，所述第三架体和所述第一架体之间形成有所述透光孔，所述第三架体、所述第一架体、所述第二架体和所述供能板围合形成有横截面呈三角形的所述第一防护腔体。

通过采用上述技术方案，第一防护结构增加了第三架体，还与第一架体、第二架体和供能板形成第一防护腔体，进一步地提高了第一防护腔体的机械强度，同时第二架体和第三架体形成有透光孔，第三架体和第一架体也形成有透光孔，避免了第一防护结构遮挡太阳光，保证了供能板的供能作用。

在一个实施例中，所述第一架体、所述第二架体和所述第三架体两两相邻设置，所述第一架体的远离所述供能板的端部、所述第二架体的远离所述供能板的端部和所述第三架体的远离所述供能板的端部于同一固定点连接。

通过采用上述技术方案，第一架体、第二架体和第三架体形成的第一防护腔体的形状为三棱锥，第一防护腔体的各个面形成稳定的三角形，进一步提高了第一防护腔体的稳定性。

在一个实施例中，所述第一防护结构还包括凸设于所述供能板的表面的第四架体，所述第三架体和所述第四架体之间形成有所述透光孔，所述第四架体和所述第一架体之间形成有所述透光孔，所述第四架体、所述第三架体、所述第一架体、所述第二架体和所述供能板围合形成有横截面呈三角形的所述第一防护腔体。

通过采用上述技术方案，第一防护结构增加了第四架体，还与第一架体、第二架体、第三架体和供能板形成第一防护腔体，进一步地提高了第一防护腔体的机械强度，同时第三架体和第四架体形成有透光孔，第四架体和第一架体也形成有透光孔，避免了第一防护结构遮挡太阳光，保证了供能板的供能作用。

在一个实施例中，所述第一架体、所述第二架体、所述第三架体和所述第四架体依次环绕设置，所述第一架体的远离所述供能板的端部、所述第二架体的远离所述供能板的端部、所述第三架体的远离所述供能板的端部和所述第四架体的远离所述供能板的端部于同一固定点连接。

通过采用上述技术方案，第一架体、第二架体、第三架体和第四架体形成的第一防护腔体的形状为四棱锥，第一防护腔体的各个面形成稳定的三角形，进一步提高了第一防护腔体的稳定性。

在一个实施例中，太阳翼还包括设于所述供能板的边沿的多个第二防护结构，所述第二防护结构包括凸设于所述供能板的表面的第一防护板和第二防护板，所述第一防护板、所述第二防护板和所述供能板围合形成横截面为三角形的第二防护腔体。

通过采用上述技术方案，供能板的边沿容易受到宇宙碎片的碰撞，同时供能板的边沿也比供能板的中部容易受损，因此在供能板的边沿增加第一防护板和第二防护板，由于第一防护板和第二防护板呈板状，相比于呈中空结构的第一防护结构，第一防护板和第二防护板形成第二防护结构的机械强度更高，防碰撞能力更强。

在一个实施例中，相邻的两个所述第一防护结构邻接设置。

通过采用上述技术方案，使得多个第一防护结构排布紧凑，覆盖整个供能板的表面，提高防护性。

需要进一步解释的是，第一防护结构和第二防护结构能够一体成型，具体地，将平面结构的面板在对应的位置冲压出孔，再依次将面板折叠形成多个第一防护结构和第二防护结构。

通过采用上述技术方案，可以增加多个第一防护结构之间的结合强度，同时也可以增加多个第二防护结构的强度。

在一个实施例中，所述供能板为可折叠板。

通过采用上述技术方案，供能板可折叠形成围绕航行设备主体的形状，利用供能板上的第一防护结构和第二防护结构保护航行设备主体，免受宇宙碎片的碰撞；另外，通过折叠的设计可以适时调整供能板的方向，以获取更大的光照强度。

在一个实施例中，所述供能板为可扭转板。

通过采用上述技术方案，供能板可扭转形成围绕航行设备主体的形状，利用供能板上的第一防护结构和第二防护结构保护航行设备主体，免受宇宙碎片的碰撞；另外，通过扭转的设计可以适时调整供能板的方向，以获取更大的光照强度。

本发明的另一目的在于提供一种航行设备，包括航行设备主体和上述的太阳翼，所述太阳翼与所述航行设备主体连接。

与现有太阳翼相比，本实施例的主要优点有：

1.在相同的重量条件下，第一防护结构的面内杨氏模量可以比蜂窝等轻质材料高出两个数量级以上，其面外强度可高出一个数量级以上。同时，其独特的细观周期性三维网架结构体系为应用有限元结构体系对其进行最佳构型设计提供了可循之路；

2.本实施例中的太阳翼与传统铝蜂窝式太阳翼相比，将对卫星的供能和保护结合起来，在降低重量的同时实现多功能的目标，实现了材料设计、结构设计和功能设计相结合。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的太阳翼的立体结构图；

图2是图1“A”处的放大图；

图3是本发明实施例提供的太阳翼的一种剖视图；

图4是本发明实施例提供的太阳翼的另一种剖视图；

图5是本发明实施例提供的太阳翼于折叠状态的立体结构图；

图6是本发明实施例提供的航行设备的一种剖视图。

图中各附图标记为：

100-太阳翼；200-航行设备；

1-供能板；2-第一防护结构；3-透光孔；4-第一防护腔体；5-第二防护结构；6-第二防护腔体；7-航行设备主体；8-连接杆；

21-第一架体；22-第二架体；23-第三架体；24-第四架体；51-第一防护板；52-第二防护板。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接位于另一个元件上或者间接位于另一个元件上。当一个元件被称为“连接于”另一个元件，它可以是直接连接或间接连接至另一个元件。

需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示相对重要性或指示技术特征的数量。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。以下结合具体实施例对本发明的具体实现进行更加详细的描述：

如图1至图3所示，本发明实施例提供的一种太阳翼100，包括：

供能板1；

多个第一防护结构2，呈阵列排布于供能板1上，第一防护结构2包括凸设于供能板1的表面的第一架体21和第二架体22，第一架体21和第二架体22之间形成有透光孔3，第一架体21、第二架体22和供能板1围合形成有横截面呈三角形的第一防护腔体4。

通过采用上述技术方案，第一架体21和第二架体22形成有透光孔3，光线可以穿过该透光孔3直射至供能板1上，以实现太阳能供能的作用，同时透光孔3的设计使得第一防护结构2呈中空设计，减轻了第一防护结构2的重量，进而减轻了太阳翼100的重量；另外，第一架体21、第二架体22和供能板1之间形成横截面呈三角形的第一防护腔体4，其机械强度大，当受到宇宙碎片撞击时，第一防护腔体4发生塑性变形，吸收撞击能量，有效保护航行设备主体不受撞击的损坏。

需要进一步解释的是，相邻的两个第一防护结构2之间可以设置连接结构，以增加相邻的两个第一防护结构2的机械强度，具体地，可以在两个第一防护结构2之间设置加强杆。

在一个实施例中，第一防护结构2还包括凸设于供能板1的表面的第三架体23，第二架体22和第三架体23之间形成有透光孔3，第三架体23和第一架体21之间形成有透光孔3，第三架体23、第一架体21、第二架体22和供能板1围合形成有横截面呈三角形的第一防护腔体4。

通过采用上述技术方案，第一防护结构2增加了第三架体23，还与第一架体21、第二架体22和供能板1形成第一防护腔体4，进一步地提高了第一防护腔体4的机械强度，同时第二架体22和第三架体23形成有透光孔3，第三架体23和第一架体21也形成有透光孔3，避免了第一防护结构2遮挡太阳光，保证了供能板1的供能作用。

在一个实施例中，第一架体21、第二架体22和第三架体23两两相邻设置，第一架体21的远离供能板1的端部、第二架体22的远离供能板1的端部和第三架体23的远离供能板1的端部于同一固定点连接。

通过采用上述技术方案，第一架体21、第二架体22和第三架体23形成的第一防护腔体4的形状为三棱锥，第一防护腔体4的各个面形成稳定的三角形，进一步提高了第一防护腔体4的稳定性。

在一个实施例中，第一防护结构2还包括凸设于供能板1的表面的第四架体24，第三架体23和第四架体24之间形成有透光孔3，第四架体24和第一架体21之间形成有透光孔3，第四架体24、第三架体23、第一架体21、第二架体22和供能板1围合形成有横截面呈三角形的第一防护腔体4。

通过采用上述技术方案，第一防护结构2增加了第四架体24，还与第一架体21、第二架体22、第三架体23和供能板1形成第一防护腔体4，进一步地提高了第一防护腔体4的机械强度，同时第三架体23和第四架体24形成有透光孔3，第四架体24和第一架体21也形成有透光孔3，避免了第一防护结构2遮挡太阳光，保证了供能板1的供能作用。

在一个实施例中，第一架体21、第二架体22、第三架体23和第四架体24依次环绕设置，第一架体21的远离供能板1的端部、第二架体22的远离供能板1的端部、第三架体23的远离供能板1的端部和第四架体24的远离供能板1的端部于同一固定点连接。

通过采用上述技术方案，第一架体21、第二架体22、第三架体23和第四架体24形成的第一防护腔体4的形状为四棱锥，第一防护腔体4的各个面形成稳定的三角形，进一步提高了第一防护腔体4的稳定性。

请一并参阅图4，在一个实施例中，太阳翼100还包括设于供能板1的边沿的多个第二防护结构5，第二防护结构5包括凸设于供能板1的表面的第一防护板51和第二防护板52，第一防护板51、第二防护板52和供能板1围合形成横截面为三角形的第二防护腔体6。

通过采用上述技术方案，供能板1的边沿容易受到宇宙碎片的碰撞，同时供能板1的边沿也比供能板1的中部容易受损，因此在供能板1的边沿增加第一防护板51和第二防护板52，由于第一防护板51和第二防护板52呈板状，相比于呈中空结构的第一防护结构2，第一防护板51和第二防护板52形成第二防护结构5的机械强度更高，防碰撞能力更强。

在一个实施例中，相邻的两个第一防护结构2邻接设置。

通过采用上述技术方案，使得多个第一防护结构2排布紧凑，覆盖整个供能板1的表面，提高防护性。

需要进一步解释的是，第一防护结构2和第二防护结构5能够一体成型，具体地，将平面结构的面板在对应的位置冲压出孔，再依次将面板折叠形成多个第一防护结构2和第二防护结构5。

通过采用上述技术方案，可以增加多个第一防护结构2之间的结合强度，同时也可以增加多个第二防护结构5的强度。

如图5所示，在一个实施例中，供能板1为可折叠板。

通过采用上述技术方案，供能板1可折叠形成围绕航行设备主体的形状，利用供能板1上的第一防护结构2和第二防护结构5保护航行设备主体，免受宇宙碎片的碰撞；另外，通过折叠的设计可以适时调整供能板1的方向，以获取更大的光照强度。

在一个实施例中，供能板1为可扭转板。

通过采用上述技术方案，供能板1可扭转形成围绕航行设备主体7的形状，利用供能板1上的第一防护结构2和第二防护结构5保护航行设备主体7，免受宇宙碎片的碰撞；另外，通过扭转的设计可以适时调整供能板1的方向，以获取更大的光照强度。

如图6所示，本实施例还提供一种航行设备200，包括航行设备主体7和上述的太阳翼100，太阳翼100于航行设备主体7连接。

具体地，航行设备200包括卫星、宇宙航行飞船、飞机、汽车、轮船和列车等。

与现有太阳翼100相比，本实施例的主要优点有：

1.在相同的重量条件下，第一防护结构2的面内杨氏模量可以比蜂窝等轻质材料高出两个数量级以上，其面外强度可高出一个数量级以上。同时，其独特的细观周期性三维网架结构体系为应用有限元结构体系对其进行最佳构型设计提供了可循之路；

2.本实施例中的太阳翼100与传统铝蜂窝式太阳翼100相比，将对卫星的供能和保护结合起来，在降低重量的同时实现多功能的目标，实现了材料设计、结构设计和功能设计相结合。

在一个实施例中，航行设备200还包括连接杆8，连接杆8用于连接航行设备主体7和太阳翼100。

通过采用上述技术方案，连接杆8将太阳翼100与航行设备主体7隔离预设距离，预留缓冲的空间，增加防护性。

以上所述仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，凡在本申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。