CN103723287B - 一种航天飞行器在轨及发射阶段减振装置 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种航天飞行器在轨及发射阶段减振装置，该装置包括飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分和飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分；飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分和飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分分别和内筒（7）固定连接；飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分包括设在内筒（7）外表面且与内筒（7）固定连接成一体的粘弹性层（2）、设在粘弹性层（2）外侧且与该粘弹性层（2）固定粘接的上外筒（3）；飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分包括下连接板（6），设在下连接板（6）上且与内筒（7）外表面固定连接的粘弹性垫（5）。本发明能够应用一个装置同时抑制飞行器在发射阶段和在轨运行阶段的振动。

Description

一种航天飞行器在轨及发射阶段减振装置

技术领域

本发明属于航空航天减振技术领域，具体涉及一种航天飞行器在轨及发射阶段减振装置。

背景技术

航天飞行器在在轨运行及发射时会产生不同幅值的振动。在轨运行时，以微振动为主，微振动将会影响航天飞行器内设备的工作精度和使用寿命；发射阶段以强力振动为主，振动将会引起结构部分杆件或元器件的损伤，甚至破坏。因此，航天飞行器需要考虑其在轨运行及发射时产生的振动，并对其采取相应的抑振措施，减小振动。对此一些专家学者针对飞行器在轨运行及发射时的振动这一问题提出了不同减振装置，但这些装置都不能同时在在轨运行及发射时起到很好的减振作用，而且大部分减振装置较为笨重，不方便在飞行器上安装使用。本发明正是针对不能将在轨运行及发射两个阶段的减振功能集中于一个装置的缺点而进行开发的，所研制的航天飞行器在轨及发射阶段减振装置能够满足飞行器在轨运行阶段和发射阶段的振动抑制要求，将飞行器两个阶段的减振问题应用一个装置解决，构造简单，性能可靠。

发明内容

技术问题：本发明提供了一种能够同时解决飞行器在轨运行阶段及发射阶段振动抑制问题的装置，能够实现飞行器在两种不同大区别运行状态下的振动抑制目标，该装置的工作荷载范围较宽。

技术方案：为解决上述技术问题，本发明提供了一种航天飞行器在轨及发射阶段减振装置，该装置包括飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分和飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分；飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分和飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分分别和内筒固定连接；其中，

飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分包括设在内筒外表面且与内筒固定连接成一体的粘弹性层、设在粘弹性层外侧且与该粘弹性层固定粘接的上外筒，与上外筒外侧连接的上连接板；

飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分包括下连接板，设在下连接板上且与内筒外表面固定连接的粘弹性垫、设在粘弹性垫外侧且与其固定连接的外筒、设置在上外筒上的圆弧接触面，圆弧接触面顶端和粘弹性垫上端之间设置间隙。

优选的，粘弹性层与上外筒及内筒高温高压硫化粘结在一起，粘弹性垫与内筒及下外筒高温高压硫化粘结在一起。

优选的，上连接板和下连接板平行设置。

优选的，圆弧接触面顶端和粘弹性垫上端之间设置0.5～3mm间隙。

有益效果：本发明能够实现飞行器在轨运行阶段和发射阶段的振动抑制目标。在飞行器在轨运行阶段，圆弧接触面同粘弹性垫分离，粘弹性层利用较小的剪切刚度单独参与空间微振动减振。在发射阶段，圆弧接触面同粘弹性垫挤压后，减小外筒与粘弹性垫的冲击效应，同时保护粘弹性层不被破坏。

附图说明

图1是本发明提供的隔减振装置示意图。

图中有1上连接板；2粘弹性层；3上外筒；4圆弧接触头；5粘弹性垫；6下连接板；7内筒；8下外筒。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

参见图1，本发明提供的航天飞行器在轨及发射阶段减振装置，该装置包括飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分和飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分；飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分和飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分分别和内筒7固定连接；其中，

飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分包括设在内筒7外表面且与内筒7固定连接成一体的粘弹性层2、设在粘弹性层2外侧且与该粘弹性层2固定粘接的上外筒3，与上外筒3外侧连接的上连接板1；

飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分包括下连接板6，设在下连接板6上且与内筒7外表面固定连接的粘弹性垫5、设在粘弹性垫5外侧且与其固定连接的外筒8、设置在上外筒3上的圆弧接触面4，圆弧接触面4顶端和粘弹性垫5上端之间设置0.5～3mm间隙。

粘弹性层2与上外筒3及内筒7高温高压硫化粘结在一起，粘弹性垫5与内筒7及下外筒8高温高压硫化粘结在一起。

上连接板1和下连接板6平行设置。

其中剪切减振部分粘弹性层2和挤压减振部分粘弹性垫5均和内筒7硫化在一体，这种设计有利于在发射阶段的减振，既能减小强力振动，又能保护粘弹性层2，避免发生破坏。

粘弹性层2与上外筒3及内筒7高温高压硫化粘结在一起，并与上连接板1相连接。粘弹性层2的厚度为3～5mm，可根据所需剪切刚度选择合适粘弹性层厚度。在粘弹性垫5和圆弧接触面之间预留0.5～3mm的间隙，可根据激励大小和粘弹性层2的变形限制设置间隙大小。在在轨运行阶段微振动激励下，振动幅值较小，上外筒3上设置的圆弧接触面4同粘弹性垫5不接触，此时粘弹性挤压减振部分不运作，上外筒3同内筒7之间位移幅值较小，粘弹性剪切减振部分产生剪切变形，耗散能量减小振动，即粘弹性层2利用较小的剪切刚度单独参与空间微振动减振。

粘弹性垫5与内筒7及下外筒8高温高压硫化粘结在一起，并与下连接板6相连接，圆弧接触面4顶端和粘弹性垫5上端之间设置0.5～3mm间隙。在发射阶段大推力作用下，粘弹性层2剪切变形超过圆弧接触面4和粘弹性垫5之间的间隙，圆弧接触面4受到强力振动接触并挤压粘弹性垫5，粘弹性垫5产生变形耗散能量，同时粘弹性层2产生剪切变形耗散能量。依靠粘弹性垫5的挤压耗能和粘弹性层2的剪切耗能来减小发射阶段大推力作用下的振动。

该装置在飞行器发射阶段强力振动下，由于振动幅值较大，圆弧接触面4受到大推力的影响不断挤压粘弹性垫5，通过挤压粘弹性垫5产生变形耗散能量，减小在发射阶段大推力作用下的强力振动，限制粘弹性层2的变形，粘弹性剪切减振部分和挤压减振部分共同减小发射阶段的强力振动，进而保护粘弹性层2不被破坏。

该装置在发射阶段，圆弧接触面4同粘弹性垫5挤压后，随挤压力和激励力变大，圆弧接触面4同粘弹性垫5的挤压面随之增大，阻尼力也随之增大；随挤压力和激励力变小，圆弧接触面4同粘弹性垫5的挤压面随之减小，阻尼力也随之减小。阻尼力可随着飞行器发射阶段的激励力大小自动调节大小。

该装置采用圆弧接触面4同粘弹性垫5相接触，可减小在飞行器发射阶段因上外筒3与粘弹性垫5的硬性撞击而导致冲击响应的不利影响。该装置具有良好的应用前景。

Claims (2)

1.一种航天飞行器在轨及发射阶段减振装置，其特征在于，该装置包括飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分和飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分；飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分和飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分分别和内筒(7)固定连接；其中，

飞行器在轨运行阶段粘弹性剪切减振部分包括设在内筒(7)外表面且与内筒(7)固定连接成一体的粘弹性层(2)、设在粘弹性层(2)外侧且与该粘弹性层(2)固定粘接的上外筒(3)，与上外筒(3)外侧连接的上连接板(1)；

飞行器发射阶段粘弹性挤压减振部分包括下连接板(6)，设在下连接板(6)上且与内筒(7)外表面固定连接的粘弹性垫(5)、设在粘弹性垫(5)外侧且与其固定连接的外筒(8)、设置在上外筒(3)上的圆弧接触面(4)，圆弧接触面(4)顶端和粘弹性垫(5)上端之间设置间隙；

上连接板(1)和下连接板(6)平行设置；

圆弧接触面(4)顶端和粘弹性垫(5)上端之间设置0.5～3mm间隙。

2.根据权利要求1所述的航天飞行器在轨及发射阶段减振装置，其特征在于，粘弹性层(2)与上外筒(3)及内筒(7)高温高压硫化粘结在一起，粘弹性垫(5)与内筒(7)及下外筒(8)高温高压硫化粘结在一起。