CN105134874B - 卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，包括上平台、隔振组件和下平台；其中，所述隔振组件的上端连接所述上平台；所述隔振组件的下端连接所述下平台；所述上平台用于安装卫星飞轮；所述下平台用于安装卫星蜂窝板。所述隔振组件还包括隔振器和缓冲装置；所述缓冲装置设置在所述隔振器内侧；所述缓冲装置包括上撑杆、下撑杆、第一缓冲片、内套、活塞、第二缓冲片和衬套。本发明中隔振组件具有缓冲和隔振两种功能，缓冲装置能够使得本发明安全通过发射主动段、飞轮安装界面振动响应放大倍数不超过指标要求、不影响支架在轨隔振性能；隔振部分对卫星飞轮6个方向的振动进行抑制，达到降低敏感载荷安装板振动响应的目的。

Description

卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架

技术领域

本发明涉及飞轮支架，具体地，涉及一种卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架。

背景技术

我国卫星敏感载荷精度越来越高，对平台微振动环境要求越来越苛刻。因此，对平台微振动环境的分析和抑制显得尤为重要。国外研究发现，飞轮振动是影响卫星有效载荷性能指标的主要因素。目前飞轮振动控制采用的方法有阻尼减振、结构刚化、隔振等等。阻尼减振只有在共振时效果明显；结构刚化会增加卫星质量；吸振的减振带宽较窄；隔振则主要针对少方向的振动进行抑制，多向振动抑制难题尚未解决，且隔振后达不到微小振动量级。

通过在飞轮和星体之间安装被动隔振支架能实现振动控制的目的，但隔振支架刚度低，无法安全通过发射主动段。在隔振支架中增加解锁装置会增加系统质量、资源需求、布局难度，且降低系统可靠性，因此需要增加一种缓冲装置使得隔振支架能够通过主动段，使隔振支架不发生破坏，且不影响其在轨的工作性能。

对于上述缺陷，若能够提供一种卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架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飞轮用隔振与缓冲组合式支架，该支架的设计约束主要包括六个方面：一是要降低卫星在轨运行时飞轮转动引起的敏感载荷安装板6个方向上的振动，并使其降到微小振动量级；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；三是要用隔振支架代替原有的飞轮支架，减低成本；四是要主动段引起的飞轮安装界面振动响应放大倍数不超过指标要求；五是要使得支架安全通过发射主动段，不发生破坏；六是要缓冲装置不影响支架在轨的隔振性能；为此，提供一种6向隔振、主动段缓冲、质量轻、尺寸小、制造容易、成本较低、性能优异的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，成为业内亟待解决的问题。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架。

根据本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，包括上平台、隔振组件和下平台；

其中，所述隔振组件的上端连接所述上平台；所述隔振组件的下端连接所述下平台；

所述上平台用于安装卫星飞轮；所述下平台用于安装卫星蜂窝板。

优选地，所述隔振组件还包括隔振器和缓冲装置；所述缓冲装置设置在所述隔振器内侧；

所述缓冲装置包括上撑杆、下撑杆、第一缓冲片、内套、活塞、第二缓冲片和衬套；

其中，所述下撑杆的上端连接所述衬套的一端，所述下撑杆的下端连接所述下平台；所述第一缓冲片设置在所述衬套的内侧；所述定杆和所述衬套之间设置有内套固定槽；所述内套的一端固定在所述内套固定槽中；

所述内套设置在所述衬套的内侧；所述第二缓冲片设置在所述内套的内侧；所述第一缓冲片和第二缓冲片之间形成缓冲空间；

所述活塞一端连接所述上撑杆的下端；另一端依次穿过衬套的通孔和所述第一缓冲片的通孔设置在所述缓冲空间内；所述上撑杆的上端连接所述上平台；

所述上撑杆的两侧设置有第一光孔；所述下撑杆的两侧设置有第二光孔；

所述缓冲装置通过所述第一光孔连接所述隔振器的上端；通过所述第二光孔连接所述隔振器的下端；

所述上撑杆用于带动活塞在第一缓冲片和第二缓冲片之间的缓冲空间内运动。

优选地，还包括阻尼片；

其中，所述隔振器包括动片和定片；所述动片通过所述阻尼片连接所述定片；所述缓冲装置通过所述第一光孔连接所述动片的上端；通过所述第二光孔连接所述定片的下端。

优选地，还包括转接件；

所述缓冲装置的下端通过所述转接件连接所述下平台。

优选地，所述上平台采用镂空式结构；所述上平台沿圆线方向设置有6个均匀分布的凸台；所述缓冲装置的上端连接所述凸台；

所述隔振组件的数量为六个；所述下平台沿圆周方向设置有3个均匀分布的凹槽；每个的凹槽的两端分别连接一个转接件。

优选地，连接在相邻凹槽的相邻隔振组件的轴线交于上平台上侧一点；连接在相邻凹槽的相邻隔振组件的轴线所在的平面与上平台上表面的夹角为30°至150°。

优选地，所述隔振组件的轴线与上平台上表面的夹角为30°至150°。

优选地，6个所述隔振组件的上撑杆的轴线与上平台的相对应凸台的交点分布在同一个圆上。

优选地，所述缓冲装置的缓冲方法包括如下方式：

-卫星飞轮转动引起所述卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置的活塞的位移小于所述缓冲空间轴线方向的长度时，活塞在第一缓冲片和第二缓冲片之间的缓冲空间中运动，即活塞不与第一缓冲片和第二缓冲片接触；

-卫星飞轮引起活塞的位移大于所述缓冲空间轴线方向的长度时，第一缓冲片和第二缓冲片发生变形起到缓冲作用，从而防止隔振器因位移过大发生破坏。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明中隔振组件具有缓冲和隔振两种功能，缓冲装置能够使得本发明安全通过发射主动段、飞轮安装界面振动响应放大倍数不超过指标要求、不影响支架在轨隔振性能；隔振部分对卫星飞轮6个方向的振动进行抑制，达到降低敏感载荷安装板振动响应的目的；

2、本发明从飞轮隔振和载荷减振的实际需求出发，可同时对卫星飞轮6个方向上的振动进行抑制，从而达到降低敏感载荷安装板的振动响应，减振效果在90％以上，性能优异。

3、本发明从发射主动段的实际需求出发，对卫星飞轮3个方向上的发射主动段振动响应进行控制，飞轮安装面的振动响应放大倍数为1至2倍，满足指标要求；同时保护支架在发射主动段不发生破坏，且不影响支架在轨段的隔振性能；

4、本发明采用数值优化和结构优化设计理念，可代替飞轮原有支架，具有质量轻、尺寸小、结构简单、装配方便、制造成本低等优点；

5、本发明中只要对隔振器、阻尼片、上平台以及下平台的相关尺寸进行适应性修改，就可以满足不同型号卫星飞轮和不同载荷的隔振需求，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为本发明卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架的结构示意图；

图2为本发明卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架的半剖视图；

图3为本发明卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架与飞轮的安装示意图。

图中：

1为上平台；

2为上撑杆；

3为隔振器；

4为动片；

5为阻尼片；

6为定片；

7为下撑杆；

8为转接件；

9为下平台；

10为第一缓冲片；

11为内套；

12为活塞；

13为第二缓冲片；

14为衬套；

15为M4螺钉；

16为卫星飞轮。

17为第三光孔；

18为凸台；

19为上平台表面；

20为凹槽；

21为限位片；

22为限位腔。

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。

如图1至图3所示，本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，包括上平台1、隔振组件和下平台9；其中，所述隔振组件的上端连接所述上平台1；所述隔振组件的下端连接所述下平台9；所述上平台1用于安装卫星飞轮16；所述下平台9用于安装卫星蜂窝板。

所述隔振组件还包括隔振器3和缓冲装置；所述缓冲装置设置在所述隔振器3内侧；所述缓冲装置包括上撑杆2、下撑杆7、第一缓冲片10、内套11、活塞12、第二缓冲片13和衬套14；其中，所述下撑杆7的上端连接所述衬套4的一端，所述下撑杆7的下端连接所述下平台9；所述第一缓冲片13设置在所述衬套4的内侧；所述定杆5和所述衬套4之间设置有内套固定槽；所述内套14的一端固定在所述内套固定槽中；所述内套14设置在所述衬套4的内侧；所述第二缓冲片15设置在所述内套14的内侧；所述第一缓冲片10和第二缓冲片13之间形成缓冲空间；所述活塞12一端连接所述上撑杆2的下端；另一端依次穿过衬套14的通孔和所述第一缓冲片13的通孔设置在所述缓冲空间内；所述上撑杆2的上端连接所述上平台1；所述上撑杆2的两侧设置有第一光孔；所述下撑杆7的两侧设置有第二光孔；所述缓冲装置通过所述第一光孔连接所述隔振器3的上端；通过所述第二光孔连接所述隔振器3的下端；所述上撑杆2用于带动活塞12在第一缓冲片10和第二缓冲片13之间的缓冲空间内运动。

所述缓冲装置的缓冲方法包括如下步骤：

-卫星飞轮16转动引起所述卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置的活塞12的位移小于所述缓冲空间轴线方向的长度时，活塞12在第一缓冲片10和第二缓冲片13之间的缓冲空间中运动，即活塞12不与第一缓冲片10和第二缓冲片13接触；

-卫星飞轮16引起活塞12的位移大于所述缓冲空间轴线方向的长度时，第一缓冲片10和第二缓冲片13发生变形起到缓冲作用，从而防止隔振器3因位移过大发生破坏。

本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，还包括阻尼片5；其中，所述隔振器3包括动片4和定片6；所述动片4通过所述阻尼片5连接所述定片6。所述缓冲装置通过所述第一光孔连接所述动片4的上端；通过所述第二光孔连接所述定片6的下端。

本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，还包括转接件8；所述缓冲装置7的下端通过所述转接件8连接所述下平台9。

所述上平台1采用镂空式结构，防止上平台1与飞轮接插件和真空管干涉；上平台上表面有4个直径为8.5mm第三光孔，用于与卫星飞轮连接。所述上平台1沿圆线方向设置有6个均匀分布的凸台；所述缓冲装置7的上端连接所述凸台；所述隔振组件的数量为六个；所述下平台9沿圆周方向设置有3个均匀分布的凹槽；每个的凹槽的两端分别连接一个转接件8。连接在相邻凹槽的相邻隔振组件的轴线交于上平台1上侧一点；连接在相邻凹槽的相邻隔振组件的轴线所在的平面与上平台上表面的夹角α为80°至100°。α的取值为90°，如此可以降低本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架的频带宽度。在本实施例中，所述隔振组件的轴线与上平台1的夹角θ为30°至45°。在本实施，θ的取值为35°，如此可以降低本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架的频带宽度。6个所述隔振组件的上撑杆2的轴线与上平台1的相对应凸台的交点分布在同一个圆上，所述圆的半径为50mm至300mm。在本实施，所述圆的半径为150mm，如此可以降低本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架的频带宽度。

所述上撑杆2，隔振器3，动片4，阻尼片5，定片6和下撑杆7组合成为隔振组件的隔振部。所述隔振器3为多槽型空心金属圆柱，可以采用钛合金等材料制成，用于隔离卫星飞轮的振动响应，降低卫星飞轮引起的卫星蜂窝板振动响应。所述阻尼片5采用阻尼材料制成，如丁基橡胶，阻尼片5设置在定片6和动片4之间，动片4在运动过程中使阻尼片6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。

所述上撑杆2、下撑杆7与隔振器3连接，下撑杆7固定支撑，上撑杆2在卫星飞轮转动过程中发生运动。第一缓冲片10和第二缓冲片13之间缓冲空间为15mm的间隙。所述第一缓冲片10和第二缓冲片13采用金属橡胶制成。

所述活塞12和上撑杆2通过M4螺钉15紧固，M4螺钉15用于防止活塞在上撑杆2中发生轴向位移和轴向转动。上撑杆2运动带动活塞12在第一缓冲片10和第二缓冲片13之间的缓冲空间运动。卫星飞轮转动引起缓冲装置中活塞12的位移较小时，活塞12只在第一缓冲片10和第二缓冲片13之间的间隙中运动，且活塞12不与第一缓冲片10和第二缓冲片13接触，此时只有隔振器3和阻尼元件5起作用，缓冲装置不起作用。隔振组件缓冲装置中活塞12的位移较大时，超过第一缓冲片10和第二缓冲片13之间的间隙，此时第一缓冲片10和第二缓冲片13发生变形起到缓冲作用，防止隔振器3位移过大发生破坏。

进一步地，所述衬套14上端有一个刚性限位腔22，当活塞12运动位移超过设定值5mm，上撑杆2下端的限位片21被衬套刚性限位，进一步保护隔振器不发生破坏，即限位片21设置在所述限位腔22中。

具体地，本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架中动片4和定片6采用不锈钢材料1Cr18Ni9Ti；上平台1、转接件8和下平台9采用铝合金材料2A14T6制成；上撑杆2、下撑杆7、内套11、活塞12、衬套14采用钛合金材料TC4。

本发明用来降低卫星在轨运行时飞轮转动时引发的敏感载荷安装板微振动响应以及保护支架不发生破坏，具体工作原理如下：

本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架用于降低卫星飞轮6个方向的振动响应。

本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架用于降低飞轮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。

本发明提供的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架用于对飞轮3个方向上的发射主动段振动响应进行控制，卫星飞轮安装面的振动响应放大倍数为1至2倍，满足指标要求；缓冲装置保护支架不发生破坏的同时不影响支架在轨的隔振性能，保证飞轮在发射主动段的安全性和在轨段支架的稳定性和可靠性，

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 (7)

1.一种卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，其特征在于，包括上平台(1)、隔振组件和下平台(9)；

其中，所述隔振组件的上端连接所述上平台(1)；所述隔振组件的下端连接所述下平台(9)；

所述上平台(1)用于安装卫星飞轮(16)；所述下平台(9)用于安装卫星蜂窝板；

所述隔振组件还包括隔振器(3)和缓冲装置；所述缓冲装置设置在所述隔振器(3)内侧；

所述缓冲装置包括上撑杆(2)、下撑杆(7)、第一缓冲片(10)、内套(11)、活塞(12)、第二缓冲片(13)和衬套(14)；

其中，所述下撑杆(7)的上端连接所述衬套(14)的一端，所述下撑杆(7)的下端连接所述下平台(9)；所述第一缓冲片(13)设置在所述衬套(14)的内侧；定杆和所述衬套(14)之间设置有内套固定槽；所述内套(11)的一端固定在所述内套固定槽中；

所述内套(11)设置在所述衬套(14)的内侧；所述第二缓冲片(15)设置在所述内套(11)的内侧；所述第一缓冲片(10)和第二缓冲片(13)之间形成缓冲空间；

所述活塞(12)一端连接所述上撑杆(2)的下端；另一端依次穿过衬套(14)的通孔和所述第一缓冲片(13)的通孔设置在所述缓冲空间内；所述上撑杆(2)的上端连接所述上平台(1)；

所述上撑杆(2)的两侧设置有第一光孔；所述下撑杆(7)的两侧设置有第二光孔；

所述缓冲装置通过所述第一光孔连接所述隔振器(3)的上端；通过所述第二光孔连接所述隔振器(3)的下端；

所述上撑杆(2)用于带动活塞(12)在第一缓冲片(10)和第二缓冲片(13)之间的缓冲空间内运动；

所述缓冲装置的缓冲方法包括如下方式：

-卫星飞轮转动引起活塞(12)的位移小于所述缓冲空间轴线方向的长度时，活塞(12)在第一缓冲片(10)和第二缓冲片(13)之间的缓冲空间中运动，即活塞(12)不与第一缓冲片(10)和第二缓冲片(13)接触；

-卫星飞轮引起活塞(12)的位移大于所述缓冲空间轴线方向的长度时，第一缓冲片(10)和第二缓冲片(13)发生变形起到缓冲作用，从而防止隔振器(3)因位移过大发生破坏。

2.根据权利要求1所述的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，其特征在于，还包括阻尼片(5)；

其中，所述隔振器(3)包括动片(4)和定片(6)；所述动片(4)通过所述阻尼片(5)连接所述定片(6)；所述缓冲装置通过所述第一光孔连接所述动片(4)的上端；通过所述第二光孔连接所述定片(6)的下端。

3.根据权利要求1所述的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，其特征在于，还包括转接件(8)；

所述缓冲装置的下端通过所述转接件(8)连接所述下平台(9)。

4.根据权利要求3所述的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，其特征在于，所述上平台(1)采用镂空式结构；所述上平台(1)沿圆线方向设置有6个均匀分布的凸台；所述缓冲装置的上端连接所述凸台；

所述隔振组件的数量为六个；所述下平台(9)沿圆周方向设置有3个均匀分布的凹槽；每个的凹槽的两端分别连接一个转接件(8)。

5.根据权利要求4所述的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，其特征在于，连接在相邻凹槽的相邻隔振组件的轴线交于上平台(1)上侧一点；连接在相邻凹槽的相邻隔振组件的轴线所在的平面与上平台上表面的夹角为30°至150°。

6.根据权利要求1所述的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，其特征在于，所述隔振组件的轴线与上平台(1)上表面的夹角为30°至150°。

7.根据权利要求5所述的卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，其特征在于，6个所述隔振组件的上撑杆(2)的轴线与上平台(1)的相对应凸台的交点分布在同一个圆上。