基于大气阻力的低轨卫星被动离轨装置的制作方法

本实用新型涉及近地轨道卫星离轨技术领域，具体为一种基于大气阻力的低轨卫星被动离轨装置。

背景技术：

近地轨道，又称低地轨道，是指航天器距离地面高度较低的轨道。由于近地轨道卫星离地面较近，绝大多数对地观测卫星、测地卫星、空间站以及一些新的通信卫星系统都采用近地轨道。近年来，随着航天技术的不断发展，地球轨道上的空间碎片数量也不断增多，严重威胁着在轨有效航天器的安全，也为未来人来空间技术的发展埋下了隐患。为了确保近地轨道卫星在完成任务后不会成为太空碎片，在寿命末期需要对其采取相应的离轨技术。目前主要离轨方式包括推进技术、充气球技术、电动力系绳以及制动帆等。制动帆主要是通过提高卫星在轨飞行过程中所受到的大气阻力，从而加速卫星的离轨。

在中国实用新型专利申请公开说明书cn207292479u中公开的一种立方体卫星制动帆离轨装置，虽然，该实用新型利用展开薄膜帆来增大立方星飞行方向上的截面积，提高立方星所受到的大气阻力，从而加速立方星快速脱离轨道，但是，该实用新型的锁紧装置通过烧断大力马线来进行解锁，锁紧方式不稳定，在复杂的太空环境中，大力马线连接不稳定，容易导致锁紧装置失效，提前解锁会提前结束卫星的任务，增大经济损失。

技术实现要素：

针对现有技术的不足，本实用新型提供了一种基于大气阻力的低轨卫星被动离轨装置，解决上述背景技术中提出的问题。

本实用新型通过以下技术方案予以实现：

一种基于大气阻力的低轨卫星被动离轨装置，包括壳体、储存组件、锁紧组件、卷轴、六个弹性支撑板、六边形制动帆，所述壳体的后端中部开设有圆形通口，所述圆形通口内安装有封盖；

所述封盖包括密封部和固定部，所述密封部位于封盖的外侧，所述密封部的边缘处设置为斜面，所述圆形通口的形状与密封部适配，所述固定部的侧面开设有环形固定槽；

所述储存组件包括储存筒和压缩弹簧，所述储存筒与壳体的内壁固定连接，所述压缩弹簧安装在储存筒的内部，所述卷轴安装在储存筒的敞口部。

可选的，所述压缩弹簧的一端与储存筒固定连接，所述压缩弹簧的另一端与卷轴固定连接。

可选的，六个所述弹性支撑板分为两组，一组所述弹性支撑板固定安装在卷轴的外表面一端，另一组所述弹性支撑板固定安装在卷轴的外表面另一端，六个所述弹性支撑板交错布置，所述六边形制动帆位于两组弹性支撑板之间，六个所述弹性支撑板均与六边形制动帆固定连接，六个所述弹性支撑板和六边形制动帆缠绕在卷轴上，所述卷轴与封盖固定连接。

可选的，所述锁紧组件包括驱动电机、固定架、蜗杆、蜗轮、双向螺杆、两个螺母、两个限位块、两个u形限位杆、两个固定杆、两个弧形固定杆，所述驱动电机固定安装在固定架上，所述固定架与壳体的内壁固定连接。

可选的，所述驱动电机的输出端固定连接有蜗杆，所述蜗杆的底部啮合连接有蜗轮，所述蜗轮的中部固定连接有双向螺杆，所述双向螺杆贯穿蜗轮。

可选的，所述双向螺杆的两端固定连接有轴承，所述轴承通过轴承座固定安装在壳体的内壁上。

可选的，两个所述螺母螺纹连接在双向螺杆的两端，所述限位块固定连接在螺母的顶端，所述u形限位杆贯穿限位块，所述u形限位杆的两端均与壳体的内壁固定连接，所述限位块与u形限位杆滑动连接。

可选的，所述固定杆固定连接在螺母的底端，所述弧形固定杆固定连接在固定杆的底端，所述弧形固定杆的弧度与环形固定槽的弧度相适配，所述弧形固定杆与封盖相接触。

本实用新型的有益效果：

1、本实用新型通过驱动电机、固定架、蜗杆、蜗轮、双向螺杆、螺母、限位块、u形限位杆、固定杆、弧形固定杆的配合使用，能够把卷轴锁紧牢固，受到外部环境的干扰较小，结构设计合理，结构简单实用。

2、本实用新型通过在封盖上设有密封部，能够增强封盖与壳体之间的密封性，减少外部环境的干扰。

附图说明

图1为本实用新型壳体的立体图。

图2为本实用新型封盖的示意图。

图3为本实用新型壳体的内部示意图。

图4为本实用新型图3中a-a向的剖面示意图。

图5为本实用新型六边形制动帆的展开示意图。

图6为本实用新型六边形制动帆的展开侧视图。

图7为本实用新型六边形制动帆的展开立体图。

图8为本实用新型六边形制动帆的展开立体图。

图9为本实用新型六边形制动帆的展开过程示意图。

图中：1、壳体；2、圆形通口；3、封盖；4、密封部；5、固定部；6、环形固定槽；7、储存筒；8、压缩弹簧；9、卷轴；10、弹性支撑板；11、六边形制动帆；12、驱动电机；13、固定架；14、蜗杆；15、蜗轮；16、双向螺杆；17、螺母；18、限位块；19、u形限位杆；20、固定杆；21、弧形固定杆。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的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实用新型的限制。

在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，可以是机械连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

请参阅图1-9，本实用新型提供以下技术方案：

一种基于大气阻力的低轨卫星被动离轨装置，包括壳体1、储存组件、锁紧组件、卷轴9、六个弹性支撑板10、六边形制动帆11，壳体1的前端固定安装有卫星，壳体1的后端中部开设有圆形通口2，圆形通口2内安装有封盖3；

封盖3包括密封部4和固定部5，密封部4位于封盖3的外侧，密封部4的边缘处设置为斜面，圆形通口2的形状与密封部4适配，能够增强封盖3与壳体1之间的密封性，减少外部环境的干扰，固定部5的侧面开设有环形固定槽6；

储存组件包括储存筒7和压缩弹簧8，储存筒7与壳体1的内壁固定连接，压缩弹簧8安装在储存筒7的内部，压缩弹簧8处于压缩状态，能够对卷轴9提供弹力，卷轴9安装在储存筒7的敞口部，压缩弹簧8的一端与储存筒7固定连接，压缩弹簧8的另一端与卷轴9固定连接，六个弹性支撑板10分为两组，一组弹性支撑板10固定安装在卷轴9的外表面一端，另一组弹性支撑板10固定安装在卷轴9的外表面另一端，六个弹性支撑板10交错布置，结构设计合理，六边形制动帆11位于两组弹性支撑板10之间，六个弹性支撑板10均与六边形制动帆11固定连接，六个弹性支撑板10和六边形制动帆11缠绕在卷轴9上，卷轴9与封盖3固定连接；

锁紧组件包括驱动电机12、固定架13、蜗杆14、蜗轮15、双向螺杆16、两个螺母17、两个限位块18、两个u形限位杆19、两个固定杆20、两个弧形固定杆21，驱动电机12固定安装在固定架13上，固定架13与壳体1的内壁固定连接，驱动电机12的输出端固定连接有蜗杆14，蜗杆14的底部啮合连接有蜗轮15，蜗轮15的中部固定连接有双向螺杆16，双向螺杆16贯穿蜗轮15，双向螺杆16的两端固定连接有轴承，轴承通过轴承座固定安装在壳体1的内壁上，便于双向螺杆16转动稳定，两个螺母17螺纹连接在双向螺杆16的两端，限位块18固定连接在螺母17的顶端，u形限位杆19贯穿限位块18，u形限位杆19的两端均与壳体1的内壁固定连接，限位块18与u形限位杆19滑动连接，能够增强螺母17移动时的稳定性，固定杆20固定连接在螺母17的底端，弧形固定杆21固定连接在固定杆20的底端，弧形固定杆21的弧度与环形固定槽6的弧度相适配，结构合理，锁紧牢固，弧形固定杆21与封盖3相接触。

本实用新型的工作原理：

工作时，启动驱动电机12，驱动电机12带动蜗杆14转动，蜗杆14带动蜗轮15转动，蜗轮15带动双向螺杆16转动，双向螺杆16与两个螺母17螺纹连接，两个螺母17在限位块18和u形限位杆19的配合下，两个螺母17同时做相互远离的线性移动，两个螺母17通过分别通过两个固定杆20带动两个弧形固定杆21做相互远离的移动，两个弧形固定杆21离开封盖3上的环形固定槽6，解除对固定部5的锁定，卷轴9在压缩弹簧8的弹力下弹出储存筒7和壳体1，六个弹性支撑板10脱离储存筒7的束缚后自动展开，六个弹性支撑板10带动六边形制动帆11展开，增加卫星在轨飞行过程中所受到的大气阻力，从而迫使卫星快速脱离原有轨道坠入大气层烧毁。

本实用新型的控制方式是通过控制器来自动控制，控制器的控制电路通过本领域的技术人员简单编程即可实现，属于本领域的公知常识，所以本实用新型不再详细解释控制方式和电路连接。

以上所述仅为本实用新型较佳的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，根据本实用新型的技术方案及其实用新型构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。