一种小型航天器的电源系统的制作方法

1.本技术涉及航天器的领域，尤其是涉及一种小型航天器的电源系统。


背景技术：

2.卫星是指在围绕一颗行星轨道并按闭合轨道做周期性运行的天然天体，人造卫星一般亦可称为卫星。
3.传统的航天器一般采用的是展开式太阳能电池阵或者一体装式太阳能电池阵作为航天器电源系统中的发电装置。但是，对于展开式太阳能电池阵方式，在航天器入轨后需要先解锁展开，展开过程需要花费时间，导致航天器入轨后不能立即执行任务。
4.针对上述中的相关技术，在研发过程中发现采用展开式太阳能电池阵方式的航天器入轨后需要先解锁展开，导致航天器入轨后不能立即执行任务。


技术实现要素：

5.为了解决传统的航天器入轨后不能立即执行任务的技术问题，本技术提供一种小型航天器的电源系统。
6.本技术提供的一种小型航天器的电源系统，采用如下的技术方案：
7.一种小型航天器的电源系统，包括太阳能电池阵、蓄电池组和电源控制器；所述太阳能电池阵安装在所述航天器的外表面，所述蓄电池组安装在所述航天器的内壁上，且与太阳能电池阵并联，所述电源控制器安装在所述航天器内部，且与蓄电池组电连接；所述太阳能电池阵和航天器之间设置有连接装置，所述连接装置包括连接杆、限位块以及连接块；所述连接块固设在航天器的外表面上，限位块固设在连接杆上，太阳能电池阵上开设有穿孔，所述穿孔沿着垂直于太阳能电池阵平面的方向开设，穿孔的内壁上还开设有限位孔，所述连接杆穿设在所述穿孔内，且连接杆的一端伸出穿孔后与连接块固定连接，所述限位块卡入所述限位孔内。
8.通过采用上述技术方案，太阳能电池阵通过连接装置安装在航天器的外表面，使得航天器入轨后太阳能电池阵无需展开动作，改善了传统实施方式中电池展开消耗时间，也改善了传统实施方式中电池展开动作引起航天器姿态的抖动，实现了航天器入轨即工作的功能；通过连接杆穿过穿孔后与连接块连接将太阳能电池阵安装在航天器上，使得太阳能电池板的安装方式简单且牢固，连接装置的结构简单、成本低；连接块卡在航天器和太阳能电池阵之间，使得太阳能电池阵与航天器之间存在间隙，实现了太阳能电池阵与航天器之间的解耦，从而可以单独地给航天器本体做热设计。
9.可选的，所述太阳能电池阵上还开设有通道，所述通道以穿孔的中心轴线为轴螺旋开设，且通道的开设方向为从太阳能电池阵远离航天器的一侧到限位孔，通道与限位孔贯通，通道的底部距穿孔中心轴线的距离沿着通道的开设方向逐渐减小。
10.通过采用上述技术方案，连接杆在穿入穿孔的过程中，限位块沿着通道的轨迹方向卡入限位孔内，由于通道底部距穿孔中心轴线的距离沿着通道的开设方向逐渐减小，因
此限位块不易从通道内脱离。
11.可选的，所述连接块上开设有穿道，所述穿道沿着连接块的长度方向延伸，所述穿道的内壁上设置有内螺纹，所述通道的螺旋方向与内螺纹的方向一致；所述连接杆靠近所述航天器的一端设置有外螺纹，所述连接杆和所述连接块螺纹配合。
12.通过采用上述技术方案，使得连接杆在与连接块螺纹配合的同时，限位块卡入限位孔中，使得将太阳能电池板固定安装在航天器上。
13.可选的，所述限位块与连接杆外表面之间设置有压缩块。
14.通过采用上述技术方案，使得限位块在通道内运动时，由于通道底部距穿孔中心轴线的距离沿着通道的开设方向逐渐减小，使得压缩块在此过程中逐渐被挤压，当限位块位于通道和限位孔连通的部位时，压缩块被压缩到极限，当限位块落入限位孔内时，由于限位孔底部距穿孔中心轴线的距离大于通道和限位孔连通部位的距离，因此压缩块恢复一定程度，使限位块紧密的卡在限位孔内，从而保证太阳能电池阵在航天器上安装牢固。
15.可选的，所述连接杆远离所述航天器的一端固设有把手。
16.通过采用上述技术方案，通过把手安装连接杆，使得操作过程方便，且把手也可卡在穿孔远离航天器的一端。
17.可选的，所述太阳能电池阵和航天器之间设置有隔热垫块，所述隔热垫块上开设有开孔，所述连接块穿设在所述开孔内，且所述开孔的中心轴线与所述连接块的中心轴线重合。
18.通过采用上述技术方案，实现了太阳能电池阵结构安装与航天器整星热设计之间的解耦。
19.可选的，所述太阳能电池阵包括太阳能电池主阵和太阳能电池辅阵；所述太阳能电池主阵和太阳能电池辅阵分别通过连接装置安装在所述航天器的相邻或相对两侧壁外侧，并分别与对应的侧面平行。
20.通过采用上述技术方案，使得航天器在轨道上运行时，太阳能电池阵能将更多的太阳能转化成电能。
21.综上所述，本技术包括以下至少一种有益技术效果：
22.1.改善了传统实施方式中电池展开消耗时间，也改善了传统实施方式中电池展开动作引起航天器姿态的抖动，实现了航天器入轨即工作的功能；
23.2.连接装置的结构简单、成本低，方便太阳能电池阵的安装；
24.3.连接块卡在航天器和太阳能电池阵之间，使得太阳能电池阵与航天器之间存在间隙，实现了太阳能电池阵与航天器之间的解耦，从而可以单独地给航天器本体做热设计。
附图说明
25.图1是本技术实施例的结构示意图。
26.图2是本技术实施例中太阳能电池主阵与航天器安装的爆炸示意图。
27.图3是本技术实施例中连接装置的结构示意图。
28.图4是图3中a部分的放大示意图。
29.图5是本技术实施例中太阳能电池主阵的剖面示意图。
30.图6是本技术实施例中太阳能电池主阵上限位孔的示意图。
31.附图标记说明：1、太阳能电池阵；11、太阳能电池主阵；111、穿孔；112、限位孔；113、通道；12、太阳能电池辅阵；2、蓄电池组；3、电源控制器；4、连接装置；41、连接杆；411、把手；42、限位块；421、压缩块；43、连接块；431、穿道；5、隔热垫块；51、开孔；6、航天器。
具体实施方式
32.以下结合附图1-6对本技术作进一步详细说明。
33.本技术实施例公开一种小型航天器的电源系统。参照图1，一种小型航天器的电源系统包括太阳能电池阵1、蓄电池组2和电源控制器3；航天器6呈箱型，太阳能电池阵1包括太阳能电池主阵11和太阳能电池辅阵12；太阳能电池主阵11和太阳能电池辅阵12可分别安装在航天器6的相邻或相对的两侧壁外侧，并分别与对用的侧面平行；蓄电池组2安装在航天器6的内壁上，且与太阳能电池阵1并联，用于存储太阳能电池阵1转换的电能或输出电能给航天器6；电源控制器3也设置在航天器6内部，且与蓄电池组2电连接，用于航天器6的能源管理。
34.参照图1和图2，航天器6和太阳能电池阵1之间设置有多个连接装置4，使得太阳能电池主阵11和太阳能电池辅阵12均通过连接装置4安装在航天器6的外壁上，下面以太阳能电池主阵11通过连接装置4与航天器6连接为例进行说明。
35.参照图3和图4，连接装置4包括连接杆41、限位块42以及连接块43；连接块43上开设有穿道431，穿道431沿着连接块43的中心轴线延伸，且穿道431的内壁上设置有内螺纹，连接块43的一端与航天器6的外壁固定连接，且该侧壁与穿道431的长度方向垂直；限位块42固设在连接杆41的外壁上，限位块42与连接杆41的外壁之间设置有压缩块421；连接杆41的一端设置有外螺纹，使得连接杆41与连接块43螺纹配合，连接杆41远离外螺纹的一端设置有把手411。
36.参照图5和图6，太阳能电池主阵11上开设有穿孔111，穿孔111沿着垂直于太阳能电池主阵11所在平面的方向开设，且贯穿于太阳能电池主阵11；穿孔111的内壁上开设有限位孔112，使得限位孔112的中心轴线方向与穿孔111的中心轴线方向垂直；太阳能电池主阵11上还开设有通道113，通道113以穿孔111的中心轴线为轴螺旋开设，且通道113的螺旋方向与连接块43上内螺纹的方向一致，通道113的开设方向为从太阳能电池主阵11远离航天器6的一侧到限位孔112，通道113与限位孔112贯通，且通道113底部距穿孔111中心轴线的最短距离沿着通道113的开设方向逐渐减小，其中，在通道113与限位孔112连通处，通道113底部距穿孔111中心轴线的最短距离小于限位孔112底部距穿孔111中心轴线的最短距离。
37.参照图3、图5和图6，安装时，手握把手411将连接杆41穿设在穿孔111内，并且旋转把手411，使连接杆41设置外螺纹的一端与连接块43螺纹连接，这时，设置在连接杆41上的限位块42在通道113内沿着通道113的轨迹方向逐渐旋入限位孔112内，由于通道113底部距穿孔111中心轴线的距离沿着通道113的开设方向逐渐减小，使得压缩块421在此过程中逐渐被挤压，当限位块42位于通道113和限位孔112连通的部位时，压缩块421被压缩到极限，当限位块42落入限位孔112内时，由于限位孔112底部距穿孔111中心轴线的距离大于通道113和限位孔112连通部位的距离，使得限位块42紧密的卡在限位孔112内，从而保证太阳能电池阵1在航天器6上安装牢固。
38.参照图3，太阳能电池主阵11和航天器6之间还设置有隔热垫块5，隔热垫块5上开
设有开孔51，连接块43穿设在开孔51内，且连接块43的中间轴线与开孔51的中心轴线重合，使得太阳能电池主阵11与航天器6之间存在间隙，实现了太阳能电池主阵11与航天器6之间的解耦。
39.本技术的实施原理为：太阳能电池阵1通过连接装置4安装在航天器6的外表面，使得航天器6入轨后太阳能电池阵1无需展开动作，改善了传统实施方式中电池展开消耗时间，也改善了传统实施方式中电池展开动作引起航天器6姿态的抖动，实现了航天器6入轨即工作的功能。
40.以上均为本技术的较佳实施例，并非依此限制本技术的保护范围，故：凡依本技术的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本技术的保护范围之内。