[0001] 本发明属于吊挂装置领域，尤其是涉及一种超大型航天柔性结构整星集成辅助装置。

[0002] 柔性结构广泛应用于航天器多类产品，包括可展开柔性隔热多层、薄膜天线、柔性太阳翼等，随着航天器有效载荷的体量越来越大，相关柔性结构也随之增大。不同于常规刚
性结构，大型柔性结构的特点是重量轻、结构柔软、易破损、不可直接吊装。大型柔性结构与
航天器总装集成过程面临多方面挑战，包括吊装过程结构本身无可靠吊点、折叠形态易松
散、柔性结构变形后易破损、常用辅助工装占用柔性结构与航天器连接的接口等。

[0019] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明创造中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

[0020] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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
本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”
的含义是两个或两个以上。

[0021] 在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“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，可以通过具体情况理解上述术语
在本发明中的具体含义。

[0022] 下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

[0023] 一种超大型航天柔性结构1整星集成辅助装置4，如图1‑图8所示，包括若干辅助单元件、连接板7，每两个所述辅助单元件之间通过连接板7连接，连接形成的辅助装置4用于
对柔性结构1形成支撑；所述辅助单元件上设有压紧机构8，所述压紧机构8用于对柔性结构
1进行压紧。

[0024] 大型的柔性结构1收拢状态下呈W形状，包络尺寸约14米*2.2米*0.2米，柔性结构1由柔性多层2及安装接板3组成，柔性结构1的安装接板3在柔性结构1的侧方，其上有通孔为
安装接板3，
根据柔性结构1的形状，对辅助单元件进行拼接，也拼接呈与柔性结构1契合的W形
状，
优选的，所述辅助单元件包括标准单元件5和角型单元件6；所述辅助装置4通过若
干标准单元件5、若干角型单元件6和若干连接板7拼接而成，辅助装置4设有转角，转角处通
过角型单元件6实现。

[0025] 优选的，所述标准单元件5包括标准基座51、标准基准板52和压紧机构8，所述标准基准板52垂直安装至标准基座51，标准基准板52和标准基座51之间形成放置区，标准基准
板52设有压紧机构8，且压紧机构8处于放置区内；
所述角型单元件6包括角型基座61、角型基准板62和压紧机构8；所述角型基准板
62垂直安装至角型基座61，角型基准板62和角型基座61之间形成放置区，角型基准板62设
有压紧机构8，且压紧机构8处于放置区内；压紧机构8用于对柔性结构1进行压紧；标准基座
51和角型基座61均设有吊环9。

[0026] 角型基座61形成一个钝角的形状，角型基准板62与角型基座61的轮廓相契合。

[0027] 拼成W形状需要使用3个角型单元件6和若干标准单元件5，辅助装置4是根据柔性结构1的形状进行拼接的；
优选的，所述压紧机构8包括压板81和快拆件82，所述压板81通过快拆件82分别安
装至标准基准板52、角型基准板62。每一个压紧机构8包括两个快拆件82和一个压板81；
优选的，所述压板81设有一号过孔，所述标准基准板52或角型基准板62设有二号
过孔，快拆件82依次穿过一号过孔和二号过孔，实现三者之间的配合。

[0028] 优选的，所述快拆件82包括凸轮板821、柱销822和锁钩823，所述锁钩823整体呈T字型，端部形成了限位结构，所述锁钩823第一端从二号过孔穿过一号过孔，锁钩823第二端
与标准基准板52或角型基准板62之间形成限位，凸轮板821通过柱销822与锁钩823第一端
配合；锁钩823能够从一号过孔二号过孔穿过，穿过之后进行旋转即可实现限位功能。

[0029] 优选的，所述凸轮板821包括拨片8211和圆片8212，所述拨片8211端部两侧分别设有一个圆片8212；两个圆片8212之间的拨片8211上设有配合槽8213，所述圆片8212上设有
贯穿孔，贯穿孔设置在圆片8212偏离圆心的位置上，使圆片8212形成与凸轮相同的转动方
式；所述锁钩823的第一端设置在配合槽8213处，柱销822依次穿过圆片8212、锁钩823、圆片
8212实现凸轮板821、锁钩823和柱销822三者之间的配合，进而达到将压板81压紧至角型基
准板62或标准基准板52；
转动拨片8211，凸轮板821下压压板81，压板81下压柔性结构1的接口，将柔性结构
1接口压紧在单元基座上，完成柔性结构1与辅助装置4的连接
优选的，所述角型基座61或标准基座51上设有一号长圆孔，所述吊环9固定安装至
一号长圆孔，能够实现对吊环9固定位置的调节。

[0030] 优选的，所述吊环9通过滑块、锁紧螺母和吊环9螺钉组成，所述吊环9螺钉通过滑块配合连接至一号长圆孔，滑块在一号长圆孔下方，锁紧螺母在一号长圆孔上方，吊环9螺
钉穿过锁紧螺母和滑块，通过螺纹副将滑块与锁紧螺母夹紧基座。

[0031] 优选的，所述压板81与柔性结构1接触的一面设有凸起台阶，用于压紧柔性结构1。

[0032] 工作方法：将柔性结构1、辅助装置4导入到常用三维建模软件中，将柔性结构1和辅助装置4的实际密度附到三维模型中，从而计算出柔性结构1和辅助装置4组合体的质心
位置以及总重量；通过三维建模软件计算得到本实例柔性结构1和辅助装置4组合体的质心
位置在默认坐标系下（‑69,7044，‑1015）；
根据柔性结构1和辅助装置4组合体的质心位置，设置吊点位置，如附图9所示，共
设置5个吊点，吊点位置分别在“W”构型的两端和3个拐角处，定义为吊点一17、吊点二18、吊点三19、吊点四20和吊点五21；
根据柔性结构1和辅助装置4组合体的总重为234kg以及5个吊点与质心的位置关
系，各吊点所受拉力：
吊点一17：36.56kg；吊点二18：43.87kg；吊点三19：73.12kg；吊点四20：43.87kg；
吊点五21：36.56kg；
使用天车将辅助装置4与柔性结构1组合体通过可移动吊点起吊至航天器对应位
置；
如附图9所示，使用螺钉穿过柔性结构1上未被辅助装置4覆盖的通孔连接到航天
器的对应接口上，完成将柔性结构1与航天器有效连接；
旋转凸轮板821，使压板81释放柔性结构1；
将快拆件82的锁钩823旋转90°后，从标准基座或角型基座上拆除；标准基座和角
型基座上均设有一个长条状的通过孔，锁钩823端部穿过通过孔，锁钩823转动90°后就能与
标准基座或角型基座卡住，那么同理，拆卸时转动90°即能够进行拆除。

[0033] 将柔性结构1与辅助装置4分离，启动天车将辅助装置4吊离航天器。

[0034] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。