本发明提出了一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼及其工作方法，属于空间产品结构与机构设计技术领域。解决了传统的多折太阳翼存在的设计复杂、成本高等问题。它包括若干永磁单元、若干电磁单元、若干铰链、若干太阳翼基板和若干太阳能电池片，通过电磁单元、永磁单元组合配合无动力铰链可实现整个压紧、展开、锁定效果。本发明可简化拆分为多个独立的单折太阳翼组合体，可通过额外安装单折太阳翼组合体实现增大太阳翼面积的效果，可通过拆除外侧的单折太阳翼组合体实现减小太阳翼面积的效果，无需进行繁琐的再设计。
1.一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼，其特征在于：包括若干永磁单元(1)、若干电磁单元(2)、若干铰链(3)、若干太阳翼基板(4)和若干太阳能电池片(5)，每个太阳翼基板(4)表面安装有若干太阳能电池片(5)，相邻太阳翼基板(4)间以及太阳翼基板(4)与卫星舱板(6)间通过若干铰链(3)连接，相邻太阳翼基板(4)间以及太阳翼基板(4)与卫星舱板(6)间安装有若干对永磁单元(1)和电磁单元(2)，所述永磁单元(1)和电磁单元(2)相对成对设置，多个永磁单元(1)对称固定在一块太阳翼基板(4)的一侧，多个电磁单元(2)对称固定在一块太阳翼基板(4)的另一侧；
所述永磁单元(1)包括两个一号衔铁(1‑1)、磁钢槽(1‑2)、磁钢(1‑3)、磁钢垫块(1‑4)和外壳，两个一号衔铁(1‑1)固定在磁钢槽(1‑2)两端，磁钢(1‑3)嵌入磁钢槽(1‑2)内，用磁钢垫块(1‑4)压紧，而后将组合体装入外壳中并固定；
所述电磁单元(2)包括二号衔铁(2‑1)、铁芯(2‑2)和线圈组(2‑3)，将铁芯(2‑2)穿入线圈组(2‑3)孔内，将两个二号衔铁(2‑1)固定在铁芯(2‑2)两端，而后将组合体装入外壳中并固定；
所述一号衔铁(1‑1)包含一个正向磁吸座(1‑1‑1)和一个侧向磁吸座(1‑1‑2)，所述正向磁吸座(1‑1‑1)和侧向磁吸座(1‑1‑2)配合使用；所述二号衔铁(2‑1)包含一个正向磁吸头(2‑1‑1)和一个侧向磁吸头(2‑1‑2)，所述正向磁吸头(2‑1‑1)和侧向磁吸头(2‑1‑2)配合使用，完成安装后，正向磁吸座(1‑1‑1)和正向磁吸头(2‑1‑1)用于展开状态的锁定和分离，侧向磁吸座(1‑1‑2)和侧向磁吸头(2‑1‑2)用于收拢状态的压紧和分离。
2.根据权利要求1所述的磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼，其特征在于：所述磁钢(1‑3)材料为钕铁硼，调整磁钢(1‑3)装入磁钢槽(1‑2)内的方向，能够实现永磁单元(1)的N极和S极方向的更改。
3.根据权利要求1所述的磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼，其特征在于：所述一号衔铁(1‑1)、二号衔铁(2‑1)、磁钢槽(1‑2)和铁芯(2‑2)材料为电磁纯铁，所述磁钢垫块(1‑4)材料为高抗撕硅橡胶，所述外壳材料为铝合金。
4.根据权利要求1所述的磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼，其特征在于：所述线圈组(2‑3)包括骨架(2‑3‑1)、漆包线(2‑3‑2)和导线(2‑3‑3)，所述漆包线(2‑3‑2)绕制在骨架(2‑3‑1)上，完成绕制后，漆包线(2‑3‑2)两端通过导线(2‑3‑3)引出，用于工作阶段通电，通过漆包线(2‑3‑2)绕制方向的更改，能够更改线圈组(2‑3)两端的N极和S极；通过更改通电方向，同样也能够切换线圈组(2‑3)两端的N极和S极，实现电磁单元(2)的N极和S极方向的变更。
5.根据权利要求4所述的磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼，其特征在于：所述骨架(2‑3‑1)材料为聚酰亚胺。
6.一种如权利要求1所述的磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的工作方法，其特征在于：包括磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼在地面收拢及压紧方法，具体为：向所有的电磁单元(2)正向持续通电，电磁单元(2)通过线圈组(2‑3)产生磁场，电磁单元(2)磁极方向与相对的永磁单元(1)相同，相邻太阳翼基板(4)在磁斥力的作用下解锁；收拢多折太阳翼过程中，相邻太阳翼基板(4)有铰链(3)连接的一侧，电磁单元(2)的正向磁吸头(2‑1‑1)与永磁单元(1)的正向磁吸座(1‑1‑1)分离，绕铰链(3)旋转后，侧向磁吸头(2‑1‑2)与侧向磁吸座(1‑1‑2)位于相邻面的外侧；相邻太阳翼基板(4)无铰链(3)连接的一侧，电磁单元(2)与永磁单元(1)靠近，由于侧向磁吸头(2‑1‑2)与侧向磁吸座(1‑1‑2)位于相邻的内侧，磁极方向相反，二者在磁吸力的作用下接触吸合，形成闭合磁回路；所有电磁单元(2)断电，永磁单元(1)通过磁力持续吸合电磁单元(2)完成固定。
7.一种如权利要求1所述的磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的工作方法，其特征在于：包括磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的展开及锁定方法，具体为：向所有的电磁单元(2)反向持续通电，电磁单元(2)通过线圈组(2‑3)产生磁场，相邻太阳翼基板(4)无铰链(3)连接的一侧，电磁单元(2)与永磁单元(1)磁极方向变为相同，二者在磁斥力的作用下分离，由于产生斥力一侧距离铰链(3)远，因此力矩大，磁斥力足以推动太阳翼基板(4)展开；在多折太阳翼完全展开后，相邻太阳翼基板(4)有铰链(3)连接的一侧，电磁单元(2)与永磁单元(1)磁极方向为相反，电磁单元(2)的正向磁吸头(2‑1‑1)与永磁单元(1)的正向磁吸座(1‑
1‑1)吸合，并形成闭合磁回路；所有电磁单元(2)断电，永磁单元(1)通过磁力持续吸合电磁单元(2)完成锁定。
一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼及其工作方法
技术领域
[0001] 本发明属于空间产品结构与机构设计技术领域，特别是涉及一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼及其工作方法。
背景技术
[0002] 随着卫星功率需求的不断提高，多折展开式太阳翼的使用已逐渐频繁。传统的多折太阳翼通常由太阳翼基板、铰链机构、压紧机构等部分组成；在卫星入轨前，多折太阳意收拢折叠通过压紧机构固定在卫星舱板或他结构件表面；在卫星入轨后，压紧点解锁，太阳翼基板在铰链机构的作用下展开并锁定。
[0003] 传统的多折太阳翼存在一些缺点，包括：一，传统多折太阳翼需要多种机构实现其压紧、展开、锁定过程，且机构设计复杂，精度要求高，造成加工周期长且成本较高；二，除压紧机构、铰链机构外，多折太阳翼通常需要额外增加锁定机构设计，进一步提高机构设计复杂程度：三，压紧机构往往需要穿过太阳翼基板布片位置完成固定，基板增加通孔设计造成布片面积减小、太阳能电池片布片效率降低；四，在地面展开试验中，使用火工品解锁的压紧机构需要特定的试验环境，且试验成本较高；五，在地面展开试验后，由于铰链及锁定机构的作用效果，多折太阳翼收拢操作难度大；六，设计过程中，太阳翼尺寸变更，相关机构设计、仿真分析需要重新开展方可满足新的技术指标。
发明内容
[0004] 有鉴于此，为解决上述问题，本发明提供一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼及其工作方法，以实现机构种类及设计的简化，提高太阳翼基板布片效率，同时降低地面试验成本及操作难度，并且减少太阳翼尺寸变更造成的再设计工作量。
[0005] 为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼，包括若干永磁单元、若干电磁单元、若干铰链、若干太阳翼基板和若干太阳能电池片，每个太阳翼基板表面安装有若干太阳能电池片，相邻太阳翼基板间以及太阳翼基板与卫星舱板间通过若干铰链连接，相邻太阳翼基板间以及太阳翼基板与卫星舱板间安装有若干对永磁单元和电磁单元，所述永磁单元和电磁单元相对成对设置，多个永磁单元对称固定在一块太阳翼基板的一侧，多个电磁单元对称固定在一块太阳翼基板的另一侧。
[0006] 更进一步地，所述永磁单元包括两个一号衔铁、磁钢槽、磁钢、磁钢垫块和外壳，两个一号衔铁固定在磁钢槽两端，磁钢嵌入磁钢槽内，用磁钢垫块压紧，而后将组合体装入外壳中并固定。
[0007] 更进一步地，所述磁钢材料为钕铁硼，调整磁钢装入磁钢槽内的方向，能够实现永磁单元的N极和S极方向的更改。
[0008] 更进一步地，所述电磁单元包括二号衔铁、铁芯和线圈组，将铁芯穿入线圈组孔内，将两个二号衔铁固定在铁芯两端，而后将组合体装入外壳中并固定。
[0009] 更进一步地，所述一号衔铁包含一个正向磁吸座和一个侧向磁吸座；所述二号衔铁包含一个正向磁吸头和一个侧向磁吸头，完成安装后，正向磁吸座和正向磁吸头用于展开状态的锁定和分离，侧向磁吸座和侧向磁吸头用于收拢状态的压紧和分离。
[0010] 更进一步地，所述一号衔铁、二号衔铁、磁钢槽、铁芯材料为电磁纯铁，所述磁钢垫块材料为高抗撕硅橡胶，所述外壳材料为铝合金。
[0011] 更进一步地，所述线圈组包括骨架、漆包线和导线，所述漆包线绕制在骨架上，完成绕制后，漆包线两端通过导线引出，用于工作阶段通电，通过漆包线绕制方向的更改，能够更改线圈组两端的N极和S极；通过更改通电方向，同样也能够切换线圈组两端的N极和S极，实现电磁单元的N极和S极方向的变更。
[0012] 更进一步地，所述骨架材料为聚酰亚胺。
[0013] 一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的工作方法，包括磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼在地面收拢及压紧方法，向所有的电磁单元正向持续通电，电磁单元通过线圈组产生磁场，电磁单元磁极方向与相对的永磁单元相同，相邻太阳翼基板在磁斥力的作用下解锁，此时，在斥力的基础上辅助手动收拢多折太阳翼；收拢多折太阳翼过程中，相邻太阳翼基板有铰链连接的一侧，电磁单元的正向磁吸头与永磁单元的正向磁吸座分离，绕铰链旋转后，侧向磁吸头与侧向磁吸座位于相邻面的外侧；相邻太阳翼基板无铰链连接的一侧，电磁单元与永磁单元靠近，由于侧向磁吸头与侧向磁吸座位于相邻的内侧，磁极方向相反，二者在磁吸力的作用下接触吸合，形成闭合磁回路；所有电磁单元断电，永磁单元通过磁力持续吸合电磁单元完成固定。
[0014] 一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的工作方法，包括磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的展开及锁定方式，向所有的电磁单元反向持续通电，电磁单元通过线圈组产生磁场，相邻太阳翼基板无铰链连接的一侧，电磁单元与永磁单元磁极方向变为相同，二者在磁斥力的作用下分离，由于产生斥力一侧距离铰链远，因此力矩大，磁斥力足以推动太阳翼基板展开；在多折太阳翼完全展开后，相邻太阳翼基板有铰链连接的一侧，电磁单元与永磁单元磁极方向为相反，电磁单元的正向磁吸头与永磁单元的正向磁吸座吸合，并形成闭合磁回路；所有电磁单元断电，永磁单元通过磁力持续吸合电磁单元完成锁定。
[0015] 与现有技术相比，本发明所述的一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼及其工作方法的有益效果是：
[0016] （1）本发明所述的多折太阳翼组成简单，通过电磁单元、永磁单元组合配合无动力铰链可实现整个压紧、展开、锁定效果。
[0017] （2）本发明所述的多折太阳翼中各机构设计简单，组成零件尺寸小、精度要求较低，可降低加工成本，缩短加工周期。
[0018] （3）本发明所述的多折太阳翼可简化拆分为多个独立的单折太阳翼组合体，可通过额外安装单折太阳翼组合体实现增大太阳翼面积的效果，可通过拆除外侧的单折太阳翼组合体实现减小太阳翼面积的效果，无需进行繁琐的再设计。
[0019] （4）本发明所述的多折太阳翼，电磁单元、永磁单元、铰链固定在太阳翼基板表面边缘无法布片的位置，降低了对太阳翼基板布片面积的浪费，提高了布片效率。
[0020] （5）本发明所述的多折太阳翼展开过程冲击较传统压紧方式更小，减少对平台设备的冲击影响，降低卫星在轨的姿态扰动，更有利于姿态控制。
[0021] （6）本发明所述的多折太阳翼的各机构均可重复使用，降低地面试验成本。
[0022] （7）本发明所述的多折太阳翼地面试验操作难度低，单人即可完成收拢，降低了操作人员的人力浪费；对操作环境无特殊要求，减少了环境成本。
[0023] （8）本发明所述的多折太阳翼，电磁单元、永磁单元在吸合状态下内部形成完整的闭合磁回路，低漏磁，不会影响卫星磁设备的正常工作。
[0024] （9）本发明所述的多折太阳翼，各零件结构简单，加工难度小，便于工业生产与应用。
[0025] （10）本发明所述的多折太阳翼，各零件相互独立，可根据卫星具体需求进行二次设计/选型，装置适应性强。
附图说明
[0026] 构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0027] 图1为多折太阳翼整体组成示意图；
[0028] 图2为多折太阳翼局部组成示意图；
[0029] 图3为永磁单元爆炸图；
[0030] 图4为永磁单元结构示意图1；
[0031] 图5为永磁单元结构示意图2；
[0032] 图6为电磁单元爆炸图；
[0033] 图7为电磁单元结构示意图1；
[0034] 图8为电磁单元结构示意图2；
[0035] 图9为线圈组组成示意图；
[0036] 图10为铰链组成示意图1；
[0037] 图11为铰链组成示意图2；
[0038] 图12为单折太阳翼安装示意图；
[0039] 图13为多折太阳翼安装整体示意图；
[0040] 图14为多折太阳翼安装局部示意图；
[0041] 图15为电磁单元不通电时磁极方向及闭合磁回路示意图；
[0042] 图16为电磁单元正向通电时磁极方向示意图；
[0043] 图17为电磁单元正向通电时多折太阳翼收拢过程示意图；
[0044] 图18为多折太阳翼压紧状态整体示意图；
[0045] 图19为多折太阳翼压紧状态局部示意图；
[0046] 图20为电磁单元反向通电时多折太阳翼展开过程示意图；
[0047] 图21为电磁单元反向通电时磁极方向及闭合磁回路示意图。
[0048] 图中符号说明如下：永磁单元1、电磁单元2、铰链3、太阳翼基板4、太阳能电池片5、卫星舱板6、一号衔铁1‑1、正向磁吸座1‑1‑1、侧向磁吸座1‑1‑2、磁钢槽1‑2、磁钢1‑3、磁钢垫块1‑4、一号外壳1‑5、二号外壳1‑6、三号外壳1‑7、二号衔铁2‑1、正向磁吸头2‑1‑1、侧向磁吸头2‑1‑2、铁芯2‑2、线圈组2‑3、骨架2‑3‑1、漆包线2‑3‑2、导线2‑3‑3、一号铰链杆3‑1、二号铰链杆3‑2、三号铰链杆3‑3、转轴3‑4、螺母3‑5。
具体实施方式
[0049] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地阐述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
[0050] 参见图1‑图21说明本实施方式，一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼，包括永磁单元1、电磁单元2、铰链3、太阳翼基板4、太阳能电池片5以及相应标准件，每个太阳翼基板4表面安装有若干太阳能电池片5，相邻太阳翼基板4间以及太阳翼基板4与卫星舱板6间通过若干铰链3连接，相邻太阳翼基板4间以及太阳翼基板4与卫星舱板6间安装有若干对永磁单元1和电磁单元2，所述永磁单元1和电磁单元2相对成对设置，多个永磁单元1对称固定在一块太阳翼基板4的一侧，多个电磁单元2对称固定在一块太阳翼基板4的另一侧。
[0051] 在本实施例中，如图3所示，永磁单元1包括一号衔铁1‑1、磁钢槽1‑2、磁钢1‑3、磁钢垫块1‑4、一号外壳1‑5、二号外壳1‑6、三号外壳1‑7及相应标准件，其安装关系为：两个一号衔铁1‑1通过标准件固定在磁钢槽1‑2两端，磁钢1‑3嵌入磁钢槽1‑2内，用磁钢垫块1‑4压紧，而后将组合体装入外壳中，并通过标准件完成固定。其中，太阳翼基板4之间使用的永磁单元1通过一号外壳1‑5与二号外壳1‑6固定，如图4所示。太阳翼基板4与卫星舱板6之间使用的永磁单元1通过一号外壳1‑5和三号外壳1‑7固定，如图5所示。
[0052] 在本实施例中，一号衔铁1‑1结构如图4、图5所示，包含一个正向磁吸座1‑1‑1和一个侧向磁吸座1‑1‑2，所述正向磁吸座1‑1‑1和一个侧向磁吸座1‑1‑2配合使用；二号衔铁2‑1结构如图7、图8所示，包含一个正向磁吸头2‑1‑1和一个侧向磁吸头2‑1‑2，所述正向磁吸头2‑1‑1和一个侧向磁吸头2‑1‑2配合使用。完成安装后，正向磁吸头2‑1‑1、正向磁吸座1‑
1‑1用于展开状态的锁定和分离，侧向磁吸头2‑1‑2、侧向磁吸座1‑1‑2用于收拢状态的压紧和分离。磁吸座与磁吸头结构配合设计，球头与锥面在吸合过程中起到导向作用，同样在分离过程中可避免卡塞，在吸合状态时，磁吸座与磁吸头吸合部位处于紧密贴合状态。
[0053] 在本实施例中，磁钢1‑3材料优选钕铁硼，该磁钢材料磁能积大，可实现永磁单示的小型化设计；该磁钢材料使用极限温度范围广，可避免空间高低温环境引起磁钢消磁。按照需求调整上述磁钢1‑3装入磁钢槽1‑2内的方向，可实现永磁单元1的N极和S极方向的更改。
[0054] 在本实施例中，一号衔铁1‑1、二号衔铁2‑1、磁钢槽1‑2、铁芯2‑2材料优选电磁纯铁，磁钢垫块1‑4材料优选高抗撕硅橡胶，骨架2‑3‑1材料优选聚酰亚胺，一号外壳1‑5、二号外壳1‑6、三号外壳1‑7材料优选铝合金。
[0055] 在本实施例中，如图6所示，电磁单元2包括：二号衔铁2‑1、铁芯2‑2、线圈组2‑3、一号外壳1‑5、二号外壳1‑6、三号外壳1‑7及相应标准件，其安装关系为：将铁芯2‑2穿入线圈组2‑3孔内，将两个二号衔铁2‑1通过标准件固定在铁芯2‑2两端，而后将组合体装入外壳中，并通过标准件完成固定。其中，太阳翼基板4之间使用的电磁单元2通过一号外壳1‑5与二号外壳1‑6固定，如图7所示。太阳翼基板4与卫星舱板6之间使用的电磁单元2通过一号外壳1‑5和三号外壳1‑7固定，如图8所示。
[0056] 在本实施例中，线圈组2‑3如图9所示，其组成包括：骨架2‑3‑1、漆包线2‑3‑2、导线2‑3‑3，其安装关系为：将漆包线2‑3‑2绕制在骨架2‑3‑1上，完成绕制后，漆包线2‑3‑2两端通过导线2‑3‑3引出，用于工作阶段通电。通过漆包线2‑3‑2绕制方向的更改，可更改线圈组
2‑3两端的N极和S极；通过更改通电方向，同样也可切换线圈组2‑3两端的N极和S极，从而实现电磁单元2的N极和S极方向的变更。
[0057] 在本实施例中，铰链3组成包括：一号铰链杆3‑1、二号铰链杆3‑2、三号铰链杆3‑3、转轴3‑4、螺母3‑5。太阳翼基板4之间使用的铰链3如图10所示，转轴3‑4穿过一号铰链杆3‑1、二号铰链杆3‑2的转轴孔，再用螺母3‑5固定；太阳翼基板4与卫星舱板6之间使用的铰链3如图11所示，转轴3‑4穿过一号铰链杆3‑1、三号铰链杆3‑3的转轴孔，再用螺母3‑5固定。所述铰链3的转轴3‑4优选涂覆二硫化钼，以减少滑动摩擦阻力，防止真空环境下冷焊。
[0058] 在本实施例中，所述磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼中单折太阳翼的安装方式为：如图12所示，将两个永磁单元1对称固定在一块太阳翼基板4的一侧，将两个电磁单元2对称固定在一块太阳翼基板4的另一侧，将太阳能电池片5布置于太阳翼基板4的一面。
[0059] 在本实施例中，磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼中多折太阳翼的安装方式为：如图13、图14所示，相邻两块单折太阳翼之间通过两个铰链3连接，连接后的两块太阳翼基板4相邻的一侧分别为永磁单元1和电磁单元2，太阳能电池片5共面。在电磁单元2不通电时，相邻太阳翼基板4有铰链3连接的一侧，永磁单元1中磁钢1‑3提供磁力，永磁单元1的正向磁吸座1‑1‑1与电磁单元2的正向磁吸头2‑1‑1吸合固定，并形成闭合此回路，如图15所示。用于多折太阳翼固定的卫星舱板6表面安装有两个永磁单元1、两个电磁单元2、两个铰链3，完成安装的太阳翼组合体通过两个铰链3与卫星舱板6连接，在通过卫星舱板6表面的永磁单元1吸合完成固定。
[0060] 在本实施例中，一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的工作方法，包括磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼在地面收拢及压紧方法为：向所有的电磁单元2正向持续通电，电磁单元2通过线圈组2‑3产生磁场。如图16所示，电磁单元2磁极方向经过设计，与临近的永磁单元1相同，相邻太阳翼基板4在磁斥力的作用下解锁；此时，在斥力的基础上辅助手动收拢多折太阳翼。如图17所示，收拢多折太阳翼过程中，相邻太阳翼基板4有铰链3连接的一侧，电磁单元2的正向磁吸头2‑1‑1与永磁单元1的正向磁吸座1‑1‑1分离，绕铰链3旋转后，侧向磁吸头2‑1‑2与侧向磁吸座1‑1‑2位于相邻面的外侧，因此电磁单元2与永磁单元1分离后不会接触；相邻太阳翼基板4无铰链3连接的一侧，电磁单元2与永磁单元1沿虚线方向靠近，由于侧向磁吸头2‑1‑2与侧向磁吸座1‑1‑2位于相邻的内侧，磁极方向相反，二者在磁吸力的作用下接触吸合，并形成闭合磁回路。所有电磁单元2断电，永磁单元1通过磁力持续吸合电磁单元2完成固定，如图18、图19所示。
[0061] 在本实施例中，永磁单元1、电磁单元2、铰链3在太阳翼基板4上的固定均通过套螺钉‑套螺母实现，在卫星舱板6表面的固定均通过标准件实现。
[0062] 在本实施例中，一种磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的工作方法，包括磁控压紧、展开、锁定的多折太阳翼的展开及锁定方法为：如图20所示，向所有的电磁单元2反向持续通电，电磁单元2通过线圈组2‑3产生磁场，电磁单元2磁极方向与实施例2中电磁单元2磁极方向完全相反。相邻太阳翼基板4无铰链3连接的一侧，电磁单元2与永磁单元1磁极方向变为相同，二者在磁斥力的作用下分离，太阳翼基板4沿虚线方向远离；由于产生斥力一侧距离铰链3远，因此力矩大，磁斥力足以推动太阳翼基板4展开。在多折太阳翼完全展开后，相邻太阳翼基板4有铰链3连接的一侧，电磁单元2与永磁单元1磁极方向为相反，电磁单元2的正向磁吸头2‑1‑1与永磁单元1的正向磁吸座1‑1‑1吸合，并形成闭合磁回路，如图21所示。所有电磁单元2断电，永磁单元1通过磁力持续吸合电磁单元2完成锁定，如图15所示。
[0063] 在本实施例中，永磁单元1与电磁单元2处于吸合状态时：由于磁钢1‑3、一号衔铁1‑1、二号衔铁2‑1、铁芯2‑2形成闭合磁回路，因此漏磁极少，不会对机构的其他组成部分造成影响，同时不会影响卫星磁设备的正常工作。
[0064] 所述永磁单元1、电磁单元2、铰链3在太阳翼基板4上的固定均通过套螺钉‑套螺母实现，在卫星舱板6表面的固定均通过标准件实现。
[0065] 所述太阳翼基板4可根据卫星具体需求更改尺寸及数量。
[0066] 所述永磁单元1、电磁单元2磁力设计可根据太阳翼基板4尺寸及展开技术指标作匹配性调整。
[0067] 以上公开的本发明实施例只是用于帮助阐述本发明。实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。
