[0001] 本申请涉及航天器离轨领域，具体而言，涉及一种卫星被动离轨装置、遥感卫星及卫星。

[0002] 因卫星的电能有限，当卫星的电能达到阈值之后可能就无法工作了，在现有技术中，当卫星无法工作后，直接放弃该无法工作的卫星即可，但是无法工作的卫星就会滞留在太空中成为太空垃圾。而有的卫星公司为了避免无法工作的卫星滞留在太空中成为太空垃圾，通常会在卫星上设置离轨帆等被动离轨装置。当卫星在正常运行时，离轨帆处于关闭状态，当不需要卫星工作时，使卫星进入离轨，此时离轨帆打开，打开后的离轨帆会增大卫星做圆周运动的阻力，卫星运行的轨道就会越来越低(即越来越接近地球)，直到最后掉落回地球。

[0003] 卫星中的遥感卫星，主要工作是对地拍摄图像。对于遥感卫星来说，运行轨道越低，越接近地面，拍摄出的照片的分辨率越高。因此遥感卫星在进入离轨阶段后，由于不断接近地球，遥感卫星的拍摄效果会更加优异。但是卫星通常到达无法工作状态之后并进入离轨阶段后，电池的电能已非常不足，且无法支持遥感卫星在靠近地球时进行拍摄。

[0042] 为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

[0043] 因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

[0044] 图1为本申请实施例提供的一种卫星被动离轨装置的结构示意图。参见图1，卫星被动离轨装置包括离轨帆100、太阳能发电组件200和导电线缆300。其中，离轨帆100通过柔性牵引索400连接在卫星本体500上。太阳能发电组件200包括多个片状太阳能电池250；多个片状太阳能电池250配置在柔性牵引索400上，在离轨帆100打开并牵引柔性牵引索400时，片状太阳能电池250沿柔性牵引索400长度方向依次排列。导电线缆300用于将多个片状太阳能电池250相互串联连接，以及电连接太阳能发电组件与卫星本体500内的蓄电装置。

[0045] 在上述实现过程中，卫星被动离轨装置设置在卫星本体500上，在离轨帆100打开后，离轨帆100会脱离卫星本体500，但在柔性牵引索400的牵引下漂移在太空中。在柔性牵引索400上设置片状太阳能电池250，由于太空中的光照资源较丰富，同时柔性牵引索400易旋转，故片状太阳能电池250能够接受各个光照角度的太阳光并进行发电，同时将转化的电能通过导电线缆300输送给卫星本体500的蓄电装置。由于增加了卫星本体500的电能输入，故卫星本体500可以在电池衰减的情况下仍能够继续工作，从而能够尽可能地保证卫星在末期寿命中的性能。

[0046] 图2为本申请实施例提供的另一种卫星被动离轨装置的结构示意图。参见图2，图2所示的卫星被动离轨装置中，导电线缆300集成在柔性牵引索400中。

[0047] 在离轨帆100处于未打开状态，即柔性牵引索400未被拉伸而是处于收敛状态时，柔性牵引索400摞叠在一起，与之对应地，导电线缆300为团缩状态，团缩的柔性牵引索400与导电线缆300易发生缠绕进而影响柔性牵引索400和导电线缆300的延伸。在上述实现过程中，将导电线缆300集成在柔性牵引索400中，既能够避免柔性牵引索400和导电线缆300之间相互缠绕，还能够使卫星被动离轨装置的结构更加简化。

[0048] 图3为本申请实施例提供的一种离轨帆100处于关闭状态时的卫星被动离轨装置的结构示意图。参见图3，卫星被动离轨装置包括储放舱600，离轨帆100、柔性牵引索400和片状太阳能电池250放置在储放舱600中。需要说明的是，本实施例中的储放舱600可相对于卫星本体500独立设置，在卫星本体500上需要安装本申请中的卫星被动离轨装置时，只需将储放舱600直接安装在卫星的预定位置即可。作为另一种实施方式，本申请中的储放舱600也可为卫星本体500的一部分，如在卫星本体500上开设凹槽，以形成出储放舱600，或者利用卫星本体500中的结构特点，构造出能够容置离轨帆100、柔性牵引索400和太阳能发电组件200所需的空间亦可。本申请对于储放舱600的设置位置及结构形式不做具体限定，凡是能够构造出离轨帆100、柔性牵引索400和太阳能发电组件200所需的容置空间的结构形式均落入本申请的保护范围。

[0049] 在一种可能的实现方式中，储放舱600包括电池片仓610和帆体仓620。其中，电池片仓610位于储放舱600的底部，片状太阳能电池250逐片摞叠在电池片仓610内。帆体仓620配置在电池片仓610的上部，并与储放舱600的出口连通。

[0050] 在上述实现过程中，用于盛放离轨帆100的帆体仓620配置在储放舱600的出口，在需要打开离轨帆100时，离轨帆100可首先脱离储放舱600进入太空中，由于片状太阳能电池250和离轨帆100均通过柔性牵引索400连接，在离轨帆100进入太空后，片状太阳能电池250会逐次离开储放舱600并进入太空，避免片状太阳能电池250在柔性牵引索400延伸过程中相互干涉而导致柔性牵引索400无法完全伸展的情况发生，利于离轨帆100的快速准备打开。

[0051] 在一种可能的实现方式中，参见图3，在电池片仓610内设有至少一对相对设置的内侧面。在该相对设置的内侧面上设置有用于限定片状太阳能电池移动轨迹的限定装置630。限定装置630包括两个相对设置的滑槽；所述滑槽的深度与所述电池片仓的深度相同；
多个片状太阳能电池摞叠在所述两个滑槽限定的空间内。

[0052] 在上述实现过程中，限定装置630用于限定每个片状太阳能电池250的滑动轨迹，在离轨帆100进入太空后，在柔性牵引索400的延伸作用下，每个片状太阳能电池250不但相互之间不干涉，且在限定装置630的限定下每个片状太阳能电池250滑出电池片仓610的角度都几乎相同，进而使柔性牵引索400完全延展后，片状太阳能电池250的状态保持基本相同。片状太阳能电池250的朝向相同，用于接收光照的有效面积最大，利于产生较多的电能。

[0053] 在一种可能的实现方式中，在电池片仓610与帆体仓620之间设有用于封堵电池片仓610出口的隔板640。隔板640的设置用于防止太阳能发电组件200发生晃动，处于收缩状态的片状太阳能电池250之间夹设有柔性牵引索400，故柔性牵引索400对于相邻片状太阳能电池250能够起到一定的隔离作用，但由于片状太阳能电池250的发电部件通常设置在外表面，若片状太阳能电池250之间发生晃动，则易引起片状太阳能电池250外表面的损坏，导致无法发电，进而影响卫星本体500的电能输入，无法保证卫星本体500在电池衰减的情况下仍能够继续工作。

[0054] 在一种可能的实现方式中，隔板640包括第一隔板和第二隔板，第一隔板和第二隔板分别枢接在电池片仓610的内壁上。

[0055] 若隔板640采用一块完整的板体时，由于隔板640位于离轨帆100和片状太阳能电池250之间，且离轨帆100和片状太阳能电池250通过柔性牵引索400连接并需要全部脱离出储放舱600，在该情况下，完整的板体也需要穿在柔性牵引索400上并跟随离轨帆100一起进入太空。隔板640进入太空后会对太阳板形成遮挡，故在上述实现过程中，隔板640采用第一隔板和第二隔板的结构，便于隔板在不阻挡片状太阳能电池250穿出电池片仓610的情况下，能够使隔板结构继续保留在储放舱600内，避免隔板640对片状太阳能电池250产生影响。

[0056] 进一步地，第一隔板和第二隔板在被打开后，可通过锁定件将第一隔板和第二隔板锁定，以防止第一隔板和第二隔板回弹以对柔性牵引索400产生干扰。

[0057] 在一种可能的实现方式中，卫星被动离轨装置还包括舱门650。舱门650设置在储放舱600的出口，以封堵储放舱600。

[0058] 在上述实现过程中，舱门650将储放舱600封堵，能够对放置在其内的离轨帆100、片状太阳能电池250和导电线缆300等各种部件进行较好的保护。

[0059] 在一种可能的实现方式中，在储放舱600内设置高压气体产生装置660，储放舱600内，高压气体产生装置660避让离轨帆100、柔性牵引索400和太阳能发电组件200。高压气体产生装置660用于在需要打开离轨帆100时产生高压气体。高压气体产生装置660产生的高压气体用于打开舱门650。

[0060] 需要说明的是，采用高压气体产生装置660打开舱门650的方式只是示例性的，本申请对于如何打开舱门650的形式和结构不做具体限定，凡是能够使舱门650在需要打开离轨帆100时打开并不会对柔性牵引索400即其上的各个部件产生干扰的结构均落入本申请的保护范围。

[0061] 在一种可能的实现方式中，片状太阳能电池250的形状为规则多边形。片状太阳能电池250的形状包括但不限于三角形、四边形、五边形、六边形、八边形等。

[0062] 以片状太阳能电池250采用四边形举例，在一种可能的实现方式中，柔性牵引索400的长度为1～2米，片状太阳能电池250采用长宽均为100～200mm毫米的正方形片状结构，厚度0.8～1.6毫米，约隔120～220毫米设置一片太阳能发电组件。

[0063] 在具体的实施方式中，柔性牵引索400的长度可设为1米、1.1米、1.2米、1.3米、1.4米、1.5米、1.6米、1.7米、1.8米、1.9米或2米。片状太阳能电池250采用边长为100mm、110mm、120mm、130mm、140mm、150mm、160mm、170mm、180mm、190mm或200mm。厚度为0.8mm、0.9mm、
1.0mm、1.1mm、1.2mm、1.3mm、1.4mm、1.5mm或1.6mm。相邻太阳能发电组件之间的间隔距离为
120mm、130mm、140mm、150mm、160mm、170mm、180mm、190mm、200mm、210mm、220mm。

[0064] 需要说明的是，上述相邻太阳能发电组件之间的间隔距离只是示例性的，本申请对于相邻太阳能发电组件之间的间隔距离不做具体限定，相邻太阳能发电组件之间的间隔距离可根据片状太阳能发电组件的形状和柔性牵引索400的长度综合选定，凡是能够防止两片太阳能发电组件碰撞，且相互之间不形成光遮挡的距离均落入本申请的保护范围。

[0065] 图4为本申请实施例提供的片状太阳能电池250的结构示意图，参见图4，片状太阳能电池250包括第一太阳能电池片210、第二太阳能电池片220和支撑板230。支撑板230的制作材料包括但不限于环氧树脂。第一太阳能电池片210和第二太阳能电池片220分别粘接在支撑板230的两个侧平面上。

[0066] 在另一种可能的实现方式中，第一太阳能电池片210、支撑板230和第二太阳能电池片220均设置有通孔240，在第一太阳能电池片210、支撑板230和第二太阳能电池片220的通孔内穿入螺纹固定件，如螺栓和与其配合的螺母，将第一太阳能电池片210、支撑板230和第二太阳能电池片220进行固定。

[0067] 在另一种可能的实现方式中，柔性牵引索400通过螺丝固定在支撑板230上参见图4。

[0068] 在另一种可能的实现方式中，导电线缆300通过冷轧的方式与第一太阳能电池片210和第二太阳能电池片220连接。

[0069] 本申请中所述的柔性牵引索400包括但不限于柔性绳索、柔性玻璃丝等。

[0070] 由以上技术方案可知，本申请通过柔性牵引索400牵引离轨帆100，并在柔性牵引索400上设置片状太阳能电池250，由于太空中的光照资源较丰富，同时柔性牵引索400易旋转，故片状太阳能电池250能够接受各个光照角度的太阳光并进行发电，同时将转化的电能通过导电线缆300输送给卫星本体500的蓄电装置。由于增加了卫星本体500的电能输入，故卫星本体500可以在电池衰减的情况下仍能够继续工作，从而能够尽可能地保证卫星在末期寿命中的性能。

[0071] 第二方面，本申请实施例还提供了一种利用上述结构的遥感卫星。采用上述卫星被动离轨装置的遥感卫星，在遥感卫星打开离轨帆100后，太阳能发电组件200能够吸收太阳能并产生电能，并将电能输送给遥感卫星，以弥补遥感卫星电池性能下降带来的性能损失。在电能充足并保证遥感卫星正常工作的情况下，遥感卫星能够充分发挥轨道降低后的成像优势，使得遥感卫星能够拍摄更多具有利用价值的照片。

[0072] 第三方面，本申请实施例还提供了一种利用上述卫星被动离轨装置的卫星，其工作原理及优势参见遥感卫星，此处不再赘述。

[0073] 以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

[0074] 在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。