CN104443436A - 卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，所述控制力矩陀螺群是由m个控制力矩陀螺组成，3≤m≤6，均匀安装在靠近卫星蜂窝板圆心周围，该装置主要由位于卫星承力筒和卫星蜂窝板之间的隔振器组件组成，隔振器组件包括与承力筒连接的上连杆、与蜂窝板连接的下连杆以及位于上、下连杆之间通过连接件依次连接的隔振器、动片、阻尼层和定片，隔振器组件的数量有2n个，3≤n≤8，其中每两个隔振器组件通过上转接组合成一套，通过下转接固定在卫星蜂窝板上，n套隔振器组件沿卫星蜂窝板圆周方向均匀分布。本发明能够显著降低CMGs在轨运行时引发的微振动响应对敏感载荷的干扰，保证星上高精度敏感载荷在轨运行时的稳定性、可靠性和安全性。

Description

卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置

技术领域

本发明涉及一种并联隔振装置，具体地，涉及一种卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置。

背景技术

为了实现卫星在轨运行和快速机动的目的，控制力矩陀螺(CMG)作为执行机构已经应用到卫星型号研制中。与飞轮相仿，由于CMG转子的静、动不平衡，轴承的工艺难度大，以及其他加工误差，使得CMG成为影响卫星敏感载荷性能指标的主要因素。CMG产生的振动一般高于20Hz，该高频振动将直接对星体造成影响。因此，需要对CMG产生的振动进行抑制，为卫星敏感载荷提供一个超静环境。

目前，没有用于5个CMG组成的控制力矩陀螺群(CMGs)振动控制的隔振装置，对于上述缺陷，若能够提供一种卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置即可有效解决上述问题。经现有技术的文献检索发现，目前还没有用于卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，该并联隔振装置的设计约束主要包括四个方面：一是要降低卫星在轨运行时传递到承力筒的振动响应；二是要实现结构的轻量化设计和包络尺寸的优化设计，节省整星资源；三是并联隔振装置不能影响CMGs的控制指向精度；四是并联隔振装置不影响CMGs输出的用于变轨和快速机动的有用力矩。为此，提供一种质量轻、尺寸小、制造容易、成本较低、性能优异的并联隔振装置，成为业内亟待解决的问题。

发明内容

针对上述现有技术中存在的缺陷，本发明提供一种卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，具有隔振效果好、质量轻、尺寸小、制造容易、成本低等特点，以解决卫星在轨运行时CMGs输出的振动响应大的技术问题。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，所述控制力矩陀螺为m个，3≤m≤6，均匀安装在靠近卫星蜂窝板圆心周围，其特征在于，主要由位于上部的卫星承力筒和下部的卫星蜂窝板之间的隔振器组件组成，所述隔振器组件包括与卫星承力筒连接的上连杆、与卫星蜂窝板连接的下连杆以及位于上、下连杆之间通过连接件依次连接的隔振器、动片、阻尼层和定片，所述隔振器组件的数量有2n个，2个为一套，3≤n≤8,每两个隔振器组件在其上端通过上转接和连接件组合成一套，其下端通过下转接和连接件固定在卫星蜂窝板上，n套隔振器组件沿卫星蜂窝板圆周方向均匀分布。

所述n套隔振器组件在蜂窝板上的分布半径为100mm～600mm。

每套隔振器组件中的两个隔振器的轴线相交于一点，且这两个轴线所在的平面与蜂窝板

每套隔振器组件中的两个隔振器的轴线之间的夹角为0°～160°。

每套隔振器组件中的两个隔振器的轴线与蜂窝板的交点之间的距离为0～700mm。

每套隔振器组件中的两个隔振器距离蜂窝板的垂直高度为0～350mm。

所述蜂窝板上还安装有控制力矩陀螺安装支架。

所述隔振器为多槽型空心金属圆柱，用于隔离控制力矩陀螺群的振动响应，阻止控制力矩陀螺群向卫星承力筒传递振动。

为解决CMG产生的20Hz以上的振动干扰，并联隔振装置的基频设计值一般在14Hz以下。

本发明的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置采用多组隔振器并联的方式，阻断CMGs向承力筒传递振动响应的传递路径，降低CMGs工作过程中产生的微振动扰动对敏感载荷性能的影响。并联隔振装置用于降低CMGs输出到承力筒的6个方向的振动响应，降低对敏感载荷性能的影响，同时不影响CMGs输出的用于变轨和快速机动的有用力矩。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明的并联隔振装置采用数值优化和仿真优化理念设计而成，在保证及提升设计性能的前提下实现了并联隔振装置轻量化和高性能化。与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、本发明的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置采用优化设计理念，减振效率在90％以上，具有减振性能优异、质量轻、尺寸小、结构简单、制造成本低等优点。

2、本发明的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置能够保证CMGs的控制指向精度。

3、本发明的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置对CMGs输出的用于变轨和快速机动的有用力矩没有影响。

4、本发明的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，只要对隔振器的尺寸等参数进行适应性修改，就可以满足CMG转速不同时的减振需求，具有较高的通用性，应用前景广阔。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明装置的主视图；

图2是图1中A部分所表示的隔振器放大图；

图3是本发明装置的俯视图。

图中：1-承力筒，2-控制力矩陀螺，3-控制力矩陀螺安装支架，4-蜂窝板，5-下转接，6-M5螺钉，7-下连杆，8-上连杆，9-上转接，10-定片，11-阻尼层，12-动片，13-M2螺钉，14-隔振器，15-M8螺钉。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

图1～图3所示，本发明所提供的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，包括下转接5，M5螺钉6，下连杆7，上连杆8，上转接9，定片10，阻尼层11，动片12，M2螺钉13，隔振器14和M8螺钉15。

下连杆7，上连杆8，定片10，阻尼层11，动片12，M2螺钉13，隔振器14及若干M5螺钉6组合成为隔振器组件，本实施例中共有5个控制力矩陀螺，因此设置10个隔振器组件。

每两个隔振器组件通过上转接9组合成一套，5套隔振器组件沿蜂窝板4圆周方向均匀分布。

5套隔振器组件在蜂窝板4上的分布半径为578mm。

每套隔振器组件中的两个隔振器14的轴线相交于一点，且这两个轴线所在的平面与蜂窝板4的夹角为90°。

每套隔振器组件中的两个隔振器14的轴线之间的夹角为40°。

每套隔振器组件中的两个隔振器14的轴线与蜂窝板4的交点之间的距离为315mm。

每套隔振器组件中的两个隔振器14距离蜂窝板4的垂直高度为208mm。

隔振器组件通过下转接5和M5螺钉固定在蜂窝板4上，蜂窝板4上还安装有控制力矩陀螺支架3和5个控制力矩陀螺2，5套隔振器组件通过上转接9、若干M8螺钉15与卫星承力筒1连接。

隔振器14为多槽型空心金属圆柱，用于隔离CMGs的振动响应，阻止CMGs向卫星承力筒1传递振动。

阻尼层11采用阻尼材料，阻尼层11夹在定片10和动片12之间，动片12在运动过程中使阻尼层11起到阻尼作用，用于抑制隔振系统共振峰附近的响应，以及衰减系统的高频能量。

具体地，本发明的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置中定片10和动片12采用不锈钢材料1Cr18Ni9Ti。下转接5，下连杆7，上连杆8，上转接9和隔振器14采用铝合金材料2A14T6制成。

本发明用来降低卫星在轨运行时控制力矩陀螺工作时引发的微振动响应，具体工作原理如下：

本发明的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置采用多组隔振器并联的方式，阻断CMGs向承力筒传递振动响应的传递路径，降低CMGs工作过程中产生的微振动扰动对敏感载荷性能的影响。并联隔振装置用于降低CMGs输出到承力筒的6个方向的振动响应，降低对敏感载荷性能指标的影响，同时不影响CMGs输出的用于变轨和快速机动的有用力矩。

本发明的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置用于降低控制力矩陀螺等振源在轨运行时引发的微振动响应，保证星上高精度敏感载荷在轨运行时的稳定性、可靠性和安全性，具有质量轻、尺寸小、结构简单、装配方便、制造成本低、适用性强等优点，具有较高的通用性。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.一种卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，所述控制力矩陀螺群是由m个控制力矩陀螺组成，3≤m≤6，均匀安装在靠近卫星蜂窝板圆心周围，其特征在于，所述装置主要由上部卫星承力筒和下部卫星蜂窝板之间的隔振器组件组成，所述隔振器组件包括与卫星承力筒连接的上连杆、与卫星蜂窝板连接的下连杆以及位于上、下连杆之间通过连接件依次连接的隔振器、动片、阻尼层和定片，所述隔振器组件的数量有2n个，2个为一套，3≤n≤8，其中每两个隔振器组件在其上端通过上转接和连接件组合成一套，其下端通过下转接和连接件固定在卫星蜂窝板上，n套隔振器组件沿卫星蜂窝板圆周方向均匀分布。

2.根据权利要求1所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，所述n套隔振器组件在蜂窝板上的分布半径为100mm～600mm。

3.根据权利要求1所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，每套隔振器组件中的两个隔振器的轴线相交于一点，且这两个轴线所在的平面与蜂窝板的夹角为30°～150°。

4.根据权利要求3所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，每套隔振器组件中的两个隔振器的轴线之间的夹角为0°～160°。

5.根据权利要求3所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，每套隔振器组件中的两个隔振器的轴线与蜂窝板的交点之间的距离为0～700mm。

6.根据权利要求3所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，每套隔振器组件中的两个隔振器距离蜂窝板的垂直高度为0～350mm。

7.根据权利要求1所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，所述蜂窝板上还安装有控制力矩陀螺安装支架。

8.根据权利要求1所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，所述隔振器为多槽型空心金属圆柱，用于隔离控制力矩陀螺群的振动响应，阻止控制力矩陀螺群向卫星承力筒传递振动。

9.根据权利要求1所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，所述隔振器采用铝合金、不锈钢或钛合金。

10.根据权利要求1所述的卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置，其特征在于，所述阻尼层采用阻尼材料，阻尼层夹在定片和动片之间，用于抑制隔振系统共振峰附近的响应，以及衰减系统的高频能量。