CN105570377A - 控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，该隔振装置主要由上盖板，支承单元和底板组成。隔振装置安装在控制力矩陀螺与航天器舱板之间，用于减小控制力矩陀螺运转时产生的高频扰动力对航天器平台稳定度和敏感载荷指向精度的影响，同时保证控制力矩陀螺的姿态控制力矩正常传递到航天器舱板。

Description

控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置

技术领域

本发明涉及结构振动被动隔振技术领域，具体的涉及一种控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置。

背景技术

对于高分辨率的天文观测航天器和对地遥感航天器，航天器平台的稳定度的高低直接影响有效载荷成像质量。作为许多航天器姿态控制系统的主要执行机构，控制力矩陀螺的转子一直处于高速旋转状态，由于转子不平衡、轴承缺陷或驱动电机输出力矩脉动等因素，使其在输出正常姿态控制力矩的同时，伴随着输出与其转速相关的同频和高次谐波扰动力，这些输出量是导致航天器平台产生微振动的主要原因之一，微振动会进一步严重影响了航天器上有效载荷的目标指向精度和成像质量等性能指标。

然而，要进一步提高控制力矩陀螺转子的制造工艺，或通过改进控制力矩陀螺的原有结构来减小其扰动力输出，不仅需要耗费巨大的人力、财力和物力，而且短时间内难以取得预期效果，还会增加控制力矩陀螺结构的复杂性，使其可靠性降低。

发明内容

本发明的目的在于提供一种控制力矩陀螺用微振动隔振装置，该发明解决了现有技术中航天器上有效载荷的目标指向精度和成像质量等性能指标由于星上微扰动，致其降低的技术问题。

本发明的一方面提供一种控制力矩陀螺用微振动隔振装置，包括用于安装控制力矩陀螺的盖板、安装于航天器舱板上的底板和多个用于分散扰动力的支承单元，盖板与底板通过支承单元弹性相连，盖板与底板内设有扣合的空腔，支承单元容纳于空腔内。

进一步地，支承单元的截面为“S”字母型结构，支承单元的两端分别设有第一弯弧段和第二弯弧段，第一弯弧段的外壁与盖板相连接；第二弯弧段的外壁与底板相连接。

进一步地，支承单元包括支承本体，支承本体包括延伸板和分别设置于延伸板两端的第一弯弧和第二弯弧，第一弯弧与延伸板形成开口面向延伸板的凹槽；第二弯弧与延伸板形成开口面向延伸板的凹槽。

进一步地，支承单元还包括边缘对齐且分别设置于支承本体两相对面上的阻尼层和约束层，阻尼层粘贴于支承本体上，约束层粘贴于阻尼层上；粘贴于支承本体一面上的阻尼层和约束层的一端伸入第一弯弧的弧型凹槽内；粘贴于支承本体相对一面上的阻尼层和约束层的一端伸入第二弯弧的弧型凹槽内。

进一步地，支承本体为金属材料弹簧钢制成；阻尼层由粘弹性材料制成；约束层由金属材料制成；底板为铝合金材料制成。

进一步地，支承单元两两成对均布于盖板的周缘上。

本发明另一方面还提供了一种如上述的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置中支承单元的结构尺寸设计方法，包括以下步骤：步骤S100：针对待设计控制力矩陀螺，任选一组支承单元的结构尺寸值，利用有限元方法建立控制力矩陀螺和隔振装置的有限元模型；步骤S200：利用所建立的有限元模型计算系统的频率响应曲线；步骤S300：对比频率响应曲线和期望值，如果二者相符，则所选支承单元的结构尺寸值，即为能满足待设计控制力矩陀螺隔振要求的支承单元结构尺寸值；如果两者不相符，则回到步骤S100，重新选定下一组支承单元的设计结构尺寸值，继续进行步骤S200～S300，直到频率响应曲线与期望值相符。

本发明的技术效果：

本发明提供的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，通过在控制力矩陀螺安装面上附加一层隔振装置，能够减小控制力矩陀螺产生的微振动扰动力，从而提高航天器上载荷的各项性能指标，同时，该隔振装置能将控制力矩陀螺产生的姿态控制力矩传递到卫星舱体上，不会影响控制力矩陀螺正常工作。

本发明提供的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置体积和质量均较小，对航天器原有结构影响小，且无需附加能源，容易实现。

本发明提供的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置设计方法，通过采用有限元方法，能高效模拟出满足期望值要求的支承单元结构尺寸，从而避免了不断制造实物再用于实际生产中造成的设计成本过高的问题。

具体请参考根据本发明的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置提出的各种实施例的如下描述，将使得本发明的上述和其他方面显而易见。

附图说明

图1是本发明优选实施例中控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置使用状态示意图；

图2是本发明优选实施例中控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置使用状态分解示意图；

图3是本发明优选实施例中的支承本体立体示意图；

图4是本发明优选实施例中的支承单元立体组装示意图；

图5是本发明优选实施例中支承单元安装示意图；

图6是本发明优选实施例中支承单元设计方法流程示意图；

图7是本发明优选实施例中控制力矩陀螺用微振动隔振装置有限元模型；

图8是本发明优选实施例中控制力矩陀螺用微振动隔振装置仿真实验输入与输出扰动力对比结果示意图。

图例说明：

100、控制力矩陀螺；200、控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置；210、盖板；220、支承单元；221、支承本体；224、第一弯弧；225、第二弯弧；226、延伸板；222、约束层；223、阻尼层；230、底板；300、航天器舱板。

具体实施方式

构成本申请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。

参见图1，本发明提供了一种控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置200，该装置用于将控制力矩陀螺100安装于航天器舱板300上。参见图2，该隔振装置包括用于安装控制力矩陀螺100的盖板210、安装于航天器舱板300上的底板230和多个用于分散扰动力的支承单元220，盖板210与底板230通过支承单元220弹性相连，盖板210与底板230内设有扣合的空腔，支承单元220容纳于空腔内。

控制力矩陀螺100的底部安装于控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置200的盖板210上，控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置200的底板230安装于航天器舱板300外壁上。控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置200的盖板210与底板230内均设置凹槽，一方面二者可相互扣合，另一方面二者之间的空腔可以容纳多个支承单元220。支承单元220为S字型弹性构件。采用该结构的隔振装置，能实现将控制力矩陀螺100产生的姿态控制力矩准确传递给航天器舱板300，同时能减小微振动扰动力，从而提高星上载荷的各项性能。盖板210的尺寸参数由实际所需连接的控制力矩陀螺100的接口要求确定。

优选的，支承单元220的截面为“S”字母型结构，安装时支承单元220的第一弯弧224段的一面安装于底板230上，与第一弯弧224段弯曲方向相反的第二弯弧225段的一面安装于盖板210上。盖板210和底板230之间通过支承单元220连接，使得控制力矩陀螺100的力矩通过盖板210、支承单元220，准确的传递至底板230上，并进一步传递至航天器舱板300上。采用该结构能有效减小控制力矩陀螺100对航天器舱板300产生的微振动扰动力，提高星上载荷的各项性能指标。

优选的，控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置200安装后的垂直高度控制在8厘米以下。

优选的，参见图3～5，支承单元220包括支承本体221和依次粘附于支承本体221上的阻尼层223和约束层222。支承本体221包括延伸板226和分别设置于延伸板226两端的第一弯弧224和第二弯弧225。第一弯弧224和第二弯弧225的弯折凹槽均面对延伸板226设置。第一弯弧224的外侧面与盖板210相连接。第二弯弧225的外侧面与底板230相连接。采用该结构，能有效传递力矩的同时消除扰动，提高星上载荷的各项性能指标。

优选的，支承本体221为金属材料弹簧钢制成。该材料制成的支承本体221刚度强，能承受控制力矩陀螺100的重量要求。优选的，阻尼层223为粘弹性材料制成。例如硅橡胶。约束层222由金属材料制成。

优选的，阻尼层223粘贴于支承本体221上，约束层222粘贴于阻尼层223上。阻尼层223和约束层222的边缘对齐设置。阻尼层223和约束层222分别设置于延伸板226的两面上，阻尼层223和约束层222的一端伸入第一弯弧224或第二弯弧225的弧型凹槽内。按此设置当控制力矩陀螺100产生的扰动使支承单元220发生振动时，阻尼层223在支承本体221和约束层222的带动下发生剪切变形，产生阻尼，从而耗散振动能量。

优选的，支承单元220两两成对均布于盖板210的周缘上。支承单元220的排布方式可以为各类常用的隔振装置排布方式，优选为如图5所示，支承单元两两成对设置于底板230上。根据底板230的形状，例如底板230为矩形时，每对支承单元分别设置于底板230的四边上。从而使得控制力矩陀螺100产生的扰动力均匀分散于底板230上。当然如果底板230为圆形时也可以在其圆周上均布。

优选的，底板230为铝合金材料制成。该材料质轻的前提下，还具有较高的韧性，能经受航天器在轨空间环境的要求。

本发明另一方面还提供了上述控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置200中支承单元220结构尺寸设计方法，针对不同型号，不同质量的控制力矩陀螺100，通过设计支承单元220的结构尺寸，确定隔振装置的刚度和阻尼，可以改变控制力矩陀螺100和隔振装置组成的整体系统的频率响应曲线，使控制力矩陀螺100产生的扰动经过本发明提供的隔振装置后传递到航天器舱板300上的扰动力大大衰减。

参见图6，该设计方法包括以下步骤：

步骤S100：针对待设计控制力矩陀螺100，任选一组支承单元220的结构尺寸值，利用有限元方法建立该控制力矩陀螺100和隔振装置的有限元模型；

步骤S200：利用所建立的有限元模型计算系统的频率响应曲线；

步骤S300：将计算得到的频率响应曲线与期望值进行对比，如果二者相符则，所选支承单元220的结构尺寸值，即为所需能满足待设计控制力矩陀螺100隔振要求的支承单元220结构尺寸值；

如果两者不相符，则回到步骤S100，重新选定下一组支承单元220的设计结构尺寸值，继续进行步骤S200～S300，直到所得频率响应曲线与期望值相符。

该方法中的有限元模型构建方法为常规方法。频率响应曲线的计算方法也为现有常规方法。

此处的期望值为为了保证该航天器的观测分辨率达到视图可清晰呈现的要求，通过对整星进行仿真计算或试验，所得到的控制力矩陀螺的扰动输出必须满足的数值。

为了验证隔振装置的效果，针对某控制力矩陀螺100，采用上述步骤设计隔振装置。该控制力矩陀螺100转子转速为6000转，产生的主要扰动力的频率为100Hz。建立隔振装置的有限元模型，如图7所示。利用所建模型，对隔振装置的隔振效果进行分析。分析结果如图8所示。由图8可知，对于控制力矩陀螺100产生的1个单位的扰动力，经过隔振装置后只剩下0.5545，相对衰减了44.55％，由此可知，本发明提供的设计方法得到的隔振装置具有较好的隔振效果。

本发明质量小，无需外部能源供应，可靠性高，适用于航天工程应用。

本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性的。本发明并不限于所公开的实施例。

通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。

Claims (7)

1.一种控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，其特征在于，包括用于安装所述控制力矩陀螺的盖板、安装于航天器舱板上的底板和多个用于分散扰动力的支承单元，所述盖板与所述底板通过所述支承单元弹性相连，所述盖板与所述底板内设有扣合的空腔，所述支承单元容纳于所述空腔内。

2.根据权利要求1所述的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，其特征在于，所述支承单元的截面为“S”字母型结构，所述支承单元的两端分别设有第一弯弧段和第二弯弧段，所述第一弯弧段的外壁与所述盖板相连接；

所述第二弯弧段的外壁与所述底板相连接。

3.根据权利要求2所述的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，其特征在于，所述支承单元包括支承本体，所述支承本体包括延伸板和分别设置于所述延伸板两端的第一弯弧和第二弯弧，所述第一弯弧与所述延伸板形成开口面向所述延伸板的凹槽；

所述第二弯弧与所述延伸板形成开口面向所述延伸板的凹槽。

4.根据权利要求3所述的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，其特征在于，所述支承单元还包括边缘对齐且分别设置于所述支承本体两相对面上的阻尼层和约束层，所述阻尼层粘贴于所述支承本体上，所述约束层粘贴于所述阻尼层上；

粘贴于所述支承本体一面上的所述阻尼层和所述约束层的一端伸入所述第一弯弧的弧型凹槽内；

粘贴于所述支承本体相对一面上的所述阻尼层和所述约束层的一端伸入所述第二弯弧的弧型凹槽内。

5.根据权利要求4所述的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，其特征在于，所述支承本体为金属材料弹簧钢制成；所述阻尼层由粘弹性材料制成；所述约束层由金属材料制成；所述底板为铝合金材料制成。

6.根据权利要求1～5中任一项所述的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，其特征在于，所述支承单元两两成对均布于所述盖板的周缘上。

7.一种如权利要求1～6中任一项所述的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置中支承单元的结构尺寸设计方法，包括以下步骤：

步骤S100：针对待设计控制力矩陀螺，任选一组支承单元的结构尺寸值，利用有限元方法建立控制力矩陀螺和隔振装置的有限元模型；

步骤S200：利用所建立的有限元模型计算系统的频率响应曲线；

步骤S300：对比所述频率响应曲线和期望值，如果二者相符，则所选支承单元的结构尺寸值，即为能满足待设计控制力矩陀螺隔振要求的支承单元结构尺寸值；

如果两者不相符，则回到步骤S100，重新选定下一组所述支承单元的设计结构尺寸值，继续进行步骤S200～S300，直到所述频率响应曲线与所述期望值相符。