CN107776914A - 用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构。所述火工冲击减振结构包括一个压紧座预埋件，一个缓冲平台，其可拆卸地连接在所述压紧座预埋件的上方，所述缓冲平台包括一个水平部分和从所述水平部分的角部垂直向下延伸出来的四个连接支腿；所述连接支腿的底部可部分地容置在所述第一连接孔形成的腔室内部，并可通过抗冲击减振连接组件实现紧固，并且所述水平部分与压紧座预埋件保持预定的安装间隙；以及一个太阳翼压紧座，其可拆卸地连接在所述缓冲平台的上方。本发明用于卫星太阳帆板的火工冲击减振装置，能够在保持卫星外形和布局不变的基础上，有效降低结构和单机设备的冲击载荷高频敏感段的响应量级。

Description

用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构。

背景技术

国内卫星的太阳电池阵主要是通过压紧释放装置安装在整星的一个或者多个侧板外侧，卫星经过火箭发射和星箭分离阶段后，大多数通过火工切割器起爆实现在轨释放。火工切割器起爆时，瞬间产生很大的高频冲击，对压紧点附近结构和设备产生很大的影响。统计资料表明，爆炸冲击环境对航天器造成了相当多的故障，其数量不低于振动环境。

常用的减缓火工冲击载荷响应的方法包括减小冲击源处的载荷、冲击载荷传递路径的优化和提高单机的抗冲击能力等。

对于火工装置可采用成熟可靠的火工切割器的卫星的太阳电池阵来说，火工源的冲击载荷基本确定，因此只能通过下述两种措施：第一，设备避开冲击源安装，各类火工分离和解锁试验表明，火工冲击响应在结构中逐渐衰减，设备距离冲击源越远，冲击载荷引起的响应越低；第二，提高单机的抗冲击能力。包括优化单机结构、采用新型材料、增强阻尼等措施，改善单机敏感位置的冲击环境。

然而，避开火工源安装设备有一定的局限性，布局受限，空间利用率不高，会改变整星的布局、质量特性和力学特性，无法满足各项要求。提高电子设备的抗冲击能力，提高单机研制成本，拉长研制周期，抗冲击能力提高程度有限，不可能要求高于2000g，而且技术风险和成本都超出承受范围。

为了克服现有技术中的上述缺陷，本领域技术人员亟需研发一种新型的冲击减振结构，以能够进一步优化整星资源，改善星上力学冲击环境。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其能够在保持卫星外形和布局不变的基础上，有效降低结构和单机设备的冲击载荷高频敏感段的响应量级。

本发明提供了一种用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，包括一个压紧座预埋件，其上设置有四个第一连接孔：一个缓冲平台，其可拆卸地连接在所述压紧座预埋件的上方，所述缓冲平台包括一个水平部分和从所述水平部分的角部垂直向下延伸出来的四个连接支腿，所述水平部分的角部上设置有四个第二连接孔，所述第二连接孔与所述第一连接孔保持对应关系；所述连接支腿的底部可部分地容置在所述第一连接孔形成的腔室内部，并可通过抗冲击减振组件连接实现紧固，并且所述水平部分与压紧座预埋件保持预定的安装间隙；以及一个太阳翼压紧座，其可拆卸地连接在所述缓冲平台的上方。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的再一种示意性的实施方式中，所述抗冲击减振连接组件包括：一个限位销螺，其可贯穿于所述第一连接孔和所述第二连接孔；一个第一橡胶垫、一个第二橡胶垫、一个第一不锈钢垫片、一个第二不锈钢垫片、一个第三橡胶垫、以及一个铝蜂窝芯子。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的又一种示意性的实施方式中，所述缓冲平台的下侧还设置有凸台，所述凸台从所述水平部分的底部垂直向下延伸并被所述四个连接支腿所围绕。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的另一种示意性的实施方式中，所述连接支腿为圆柱状结构。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的另一种示意性的实施方式中，所述连接支腿、所述第一连接孔、所述第二连接孔以及所述限位销螺处于同轴的位置处。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的另一种示意性的实施方式中，所述第一连接孔和所述第二连接孔均为阶梯形的沉孔。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的另一种示意性的实施方式中，所述第一橡胶垫和第一不锈钢垫片压紧连接在所述限位销螺的头部与所述第二连接孔的阶梯面之间；所述第二橡胶垫和所述第二不锈钢垫片压紧连接在所述连接支腿的底部与所述第一连接孔的阶梯面之间。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的另一种示意性的实施方式中，所述缓冲平台上还进一步设置有限位孔，所述压紧座预埋件和太阳翼压紧座上也对应设置有限位孔，紧固件可分别穿过所述限位孔，以所述缓冲平台和所述压紧座预埋件固定在一起。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的另一种示意性的实施方式中，所述压紧座预埋件采用胶结方式预埋于铝蜂窝夹层板中。

在用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的另一种示意性的实施方式中，所述限位销螺、所述第一橡胶垫、所述第二橡胶垫、所述第一不锈钢垫片、以及所述第二不锈钢垫片的个数分别为四个。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。其中：

图1为根据本发明的火工冲击减振结构的装配分解剖视示意图；

图2为根据本发明的火工冲击减振结构的结构分解示意图；

图3为根据本发明的火工冲击减振结构的再一结构分解示意图，其中省略了太阳翼压紧座；

图4为根据本发明的火工冲击减振结构的又一结构分解示意图，其中省略了太阳翼压紧座和限位销螺。

具体实施方式

为了对发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式，在各图中相同的标号表示相同的部分。在表示各实施方式的附图中，相同的后两位数字表示结构相同或结构相似但功能相同的部件。

为使图面简洁，各图中的示意性地表示出了与本发明相关的部分，它们并不代表其作为产品的实际结构。另外，以使图面简洁便于理解，在有些图中具有相同结构或功能的部件，仅示意性地绘示了其中的一个，或仅标出了其中的一个。

在本文中，“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等仅用于表示相关部分之间的位置关系，而非限定它们的绝对位置。

在本文中，“第一”、“第二”等仅用于彼此的区分，而非表示它们的重要程度及顺序等。

在本文中，“平行”、“垂直”等并非严格的数学和/或几何学意义上的限制，还包含本领域技术人员可以理解的且制造或使用等允许的误差。

参阅图1和图2，其显示了本发明一种实施方式的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构的结构示意图。具体来说，本发明的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构包括：一个压紧座预埋件10、一个缓冲平台20以及一个太阳翼压紧座30。压紧座预埋件10上设置有四个第一连接孔11，优选的是，这四个第一连接孔分别设置在压紧座预埋件10的四个角部的位置处。缓冲平台20可拆卸地连接在所述压紧座预埋件10的上方。太阳翼压紧座30可拆卸地连接在所述缓冲平台20的上方。本发明满足了降低结构和单机设备的冲击载荷高频敏感段的响应量级的需要，卫星总体构型基本不变、结构改动小和空间包络基本不变。

结合图2所示，所述缓冲平台包括一个水平部分21和从所述水平部分21的角部垂直向下延伸出来的四个连接支腿22。所述水平部分21的角部上设置有四个第二连接孔23，所述第二连接孔23与所述第一连接孔11在位置上保持对应关系。所述连接支腿22的底部可部分地容置在所述第一连接孔11形成的腔室内部，并可通过抗冲击减振连接组件实现紧固。所述水平部分21与压紧座预埋件10之间保持预定的安装间隙。通过上述设计，可在满足太阳电池阵安装要求的条件下，消耗冲击能量，减缓释放出的冲击振动响应。

所述缓冲平台20的下侧还设置有凸台，所述凸台从所述水平部分21的底部垂直向下延伸并被所述四个连接支腿22所围绕。

值得指出的是，本发明的抗冲击减振连接组件包括：一个限位销螺40、一个第一橡胶垫41、一个第二橡胶垫42、一个第一不锈钢垫片43、一个第二不锈钢垫片44、一个第三橡胶垫52以及一个铝蜂窝芯子54。限位销螺40可贯穿于所述第一连接孔11和所述第二连接孔23中。

根据本发明的一个较佳实例，所述连接支腿22为圆柱状结构。结合附图可见，所述连接支腿22、所述第一连接孔11、所述第二连接孔23以及所述限位销螺40处于同轴的位置处。

特别的是，所述第一连接孔11和所述第二连接孔23均为阶梯形的沉孔。所述第一橡胶垫41和第一不锈钢垫片43压紧连接在所述限位销螺的头部与所述第二连接孔23的阶梯面之间；所述第二橡胶垫42和所述第二不锈钢垫片44压紧连接在所述连接支腿22的底部与所述第一连接孔11的阶梯面之间。通过上述设计，可以在增强减振效果的同时，增强了连接强度和刚度，严格保证了单对减振器的轴向装配精度，符合太阳电池阵的安装条件。

通过上述设计，使得位于缓冲平台的凸台位置处的第三不锈钢垫片51和第三减振橡胶垫52，与锁紧螺母53和铝蜂窝芯子45组成联合减振装置，减缓来自锁紧螺母53处的火工切割折断引起的冲击载荷。

由于橡胶垫采用航天领域成熟的硅橡胶制品，具有良好刚度、高阻尼的优异特性和高稳定性，对火工品的瞬时爆炸冲击起到了直接的缓冲作用。

所述缓冲平台20上还进一步设置有限位孔，所述压紧座预埋件10和太阳翼压紧座30上也对应设置有限位孔，紧固件可分别穿过所述限位孔，以将所述太阳翼压紧座30与所述缓冲平台20和所述压紧座预埋件10固定在一起。

优选的是，所述压紧座预埋件10采用胶结形式预埋于铝蜂窝夹层板中。结合图3和图4所示，根据本发明的一个具体实施方式，所述限位销螺40、所述第一橡胶垫41、所述第二橡胶垫42、所述第一不锈钢垫片43、以及所述第二不锈钢垫片44的个数分别为四个。

综上所述，本发明的火工冲击减振结构，有效降低了帆板压紧座附近单机设备的冲击响应量级，增加了卫星单机布局的灵活性，同时降低了单机设备的抗振和抗冲击要求，减小单机设备的研制成本。采用本发明设计的卫星外形和布局保持不变，有效地降低了火工品冲击在铝蜂窝夹层结构板和板上各单机的冲击加速度响应，通过了卫星地面正样阶段和发射段的力学环境考核验证。

在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。

应当理解，虽然本说明书是按照各个实施方式描述的，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施方式中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

上文所列出的一系列的详细说明仅仅是针对本发明的可行性实施方式的具体说明，它们并非用以限制本发明的保护范围，凡未脱离本发明技艺精神所作的等效实施方式或变更均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，包括

一个压紧座预埋件(10)，其上设置有四个第一连接孔(11)：

一个缓冲平台(20)，其可拆卸地连接在所述压紧座预埋件(10)的上方，所述缓冲平台包括一个水平部分(21)和从所述水平部分(21)的角部垂直向下延伸出来的四个连接支腿(22)，所述水平部分(21)的角部上设置有四个第二连接孔(23)，所述第二连接孔(23)与所述第一连接孔(11)保持对应关系；

所述连接支腿(22)的底部可部分地容置在所述第一连接孔(11)形成的腔室内部，并可通过抗冲击减振连接组件实现紧固，并且所述水平部分(21)与压紧座预埋件(10)保持预定的安装间隙；以及一个太阳翼压紧座(30)，其可拆卸地连接在所述缓冲平台(20)的上方。

2.如权利要求1所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，所述缓冲平台(20)的下侧还设置有凸台，所述凸台从所述水平部分(21)的底部垂直向下延伸并被所述四个连接支腿(22)所围绕。

3.如权利要求2所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，所述抗冲击减振连接组件包括：

一个限位销螺(40)，其可贯穿于所述第一连接孔(11)和所述第二连接孔(23)；

一个第一橡胶垫(41)、一个第二橡胶垫(42)；

一个第一不锈钢垫片(43)、一个第二不锈钢垫片(44)；以及

一个第三橡胶垫(52)、一个铝蜂窝芯子(54)。

4.如权利要求1所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，所述连接支腿(22)为圆柱状结构。

5.如权利要求2所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，所述连接支腿(22)、所述第一连接孔(11)、所述第二连接孔(23)以及所述限位销螺(40)处于同轴的位置处。

6.如权利要求5所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，所述第一连接孔(11)和所述第二连接孔(23)均为阶梯形的沉孔。

7.如权利要求6所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，

所述第一橡胶垫(41)和第一不锈钢垫片(43)压紧连接在所述限位销螺的头部与所述第二连接孔(23)的阶梯面之间；所述第二橡胶垫(42)和所述第二不锈钢垫片(44)压紧连接在所述连接支腿(22)的底部与所述第一连接孔(11)的阶梯面之间。

8.如权利要求1所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，所述缓冲平台(20)上还进一步设置有限位孔，所述压紧座预埋件(10)和太阳翼压紧座(30)上也对应设置有限位孔，紧固件可分别穿过所述限位孔，以将所述太阳翼压紧座(30)与所述缓冲平台(20)和所述压紧座预埋件(10)固定在一起。

9.如权利要求1所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，所述压紧座预埋件(10)采用胶结形式预埋于铝蜂窝夹层板中。

10.如权利要求3所述的用于卫星太阳帆板的火工冲击减振结构，其特征在于，所述限位销螺(40)、所述第一橡胶垫(41)、所述第二橡胶垫(42)、所述第一不锈钢垫片(43)、以及所述第二不锈钢垫片(44)的个数分别为四个。