CN110194284B - 一种遥感卫星动量轮隔振支架及其制作方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及动量轮微振动隔振技术领域，提供一种遥感卫星动量轮隔振支架及其制作方法，所述隔振支架通过设置与动量轮支架上的动量轮安装孔相对应的动量轮连接件，动量轮安装孔内侧壁上设置第一定位凹槽，动量轮连接件外侧壁上对应设置第二定位凹槽，第一定位凹槽通过隔振垫与对应的第二定位凹槽相连，由于隔振垫具有良好的刚度特性和阻尼特性，在卫星发射阶段，由卫星舱板传递至动量轮支架的振动，经过隔振垫的衰减后传递至动量轮，可以有改善动量轮的力学环境，确保其不因过载而破坏；卫星在轨成像时，动量轮产生的微振动经过隔振垫减振后最终传递至遥感载荷，其扰动力对相机视轴的影响可控制在相机技术要求内，确保遥感相机成像质量。

Description

一种遥感卫星动量轮隔振支架及其制作方法

技术领域

本发明涉及动量轮微振动隔振技术领域，更具体地，涉及一种遥感卫星动量轮隔振支架及其制作方法。

背景技术

航天器在轨道上运行时，为了完成它所承担的任务，必须具有一定的姿态。对地观测遥感卫星的照相机或者其他遥感器要对准地面，主要通过动量轮实现航天器的姿态控制，而动量轮在工作过程中会产生微振动，通过卫星结构舱板传递至遥感载荷。由于动量轮安装具有较强的指向性，需为动量轮提供专门的安装与支持异型装置，即动量轮组件。

现有遥感卫星上的动量轮组件包括动量轮、动量轮安装紧固件、动量轮支架以及动量轮支架安装紧固件。其中，动量轮与动量轮支架之间通过动量轮安装紧固件进行连接固定，动量轮支架与卫星舱板之间通过动量轮支架紧固件进行安装连接。航天器发射段，动量轮支架需具有较强的强度和刚度，使动量轮在发射段力学响应在合理的范围内。现有遥感卫星上根据上述动量轮组件的安装方式可知，动量轮与动量轮支架间、动量轮支架与卫星舱板间均为刚性连接，动量轮工作时产生的微振动通过动量轮支架、卫星舱板传递至遥感相机，进而造成相机的视轴抖动。尤其是随着遥感卫星分辨率等性能指标的提高，动量轮微振动对相机成像质量影响越来越突出，动量轮微振动隔振已经成为亟待解决的遥感卫星性能提升的关键问题之一。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明实施例提供一种遥感卫星动量轮隔振支架，以解决现有的动量轮在轨微振动而影响遥感相机成像质量的问题，同时还可降低卫星发射段动量轮振动响应放大倍数确保动量轮不受破坏。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，根据本发明实施例的第一方面，提供一种遥感卫星动量轮隔振支架，包括：动量轮支架和动量轮连接件，所述动量轮支架包括动量轮安装孔，所述动量轮安装孔包括动量轮安装端和卫星舱板安装端，所述动量轮连接件与所述动量轮安装孔对应设置，所述动量轮连接件的一端从所述动量轮安装端伸入至所述动量轮安装孔内部，所述动量轮连接件的另一端用于连接动量轮；

所述动量轮安装孔的内侧壁设置有第一定位凹槽，所述动量轮连接件的外侧壁设置有与所述第一定位凹槽对应的第二定位凹槽，所述第一定位凹槽通过所述隔振垫与对应的所述第二定位凹槽相连。

优选地，所述动量轮连接件的截面为圆形，所述动量轮连接件与所述动量轮安装孔同轴设置；

所述第一定位凹槽和第二定位凹槽均为环形凹槽，所述隔振垫为环形，所述隔振垫的外圈与所述第一定位凹槽的槽底相连，所述隔振垫的内圈与所述第二定位凹槽的槽底接触。

优选地，所述动量轮连接件靠近所述动量轮安装端的一端与所述动量轮安装端之间预留有缓冲区间，各所述动量轮连接件上用于连接所述动量轮的一端均位于同一平面内。

优选地，所述第一定位凹槽为多个，多个所述第一定位凹槽沿所述动量轮安装孔的轴线方向布置。

优选地，所述动量轮连接件沿其轴向设置有中心螺纹通孔，所述螺纹通孔位于所述动量轮安装孔外部的一端用于连接所述动量轮，所述螺纹通孔位于所述动量轮安装孔内的一端用于定位安装。

优选地，所述动量轮连接件和动量轮支架均采用铝合金制成，表面采用黑色阳极氧化处理。

优选地，所述隔振垫为双组分室温硫化硅橡胶。

优选地，所述动量轮支架上设置有注胶孔，所述注胶孔与所述第一定位凹槽连通。

根据本发明的第二方面，提供一种遥感卫星动量轮隔振支架的制作方法，所述遥感卫星动量轮隔振支架包括动量轮连接件、动量轮支架和隔振垫，所述动量轮支架包括动量轮安装孔，所述动量轮安装孔的内侧壁预设有与第一定位凹槽，所述动量轮连接件的外侧壁预设有与所述第一定位凹槽对应的第二定位凹槽，所述动量轮支架上设置有注胶孔，所述注胶孔与所述第一定位凹槽连通；

所述制作方法包括：

S1，将所述动量轮支架固定在预制的制作平台上；

S2，将所述动量轮连接件的端部与预制的定位工装螺纹连接形成的组合体装入所述动量轮安装孔内，使所述定位工装与所述制作平台接触；

S3，调整所述定位工装与所述动量轮连接件之间的螺纹连接长度，使所述第一定位凹槽与所述第二定位凹槽的位置对应并形成填充腔体；

S4，通过所述注胶孔向所述填充腔体内注满硅橡胶，待所述硅橡胶固化后取下所述定位工装，固化后的所述硅橡胶即为所述隔振垫。

优选地，所述定位工装与所述动量轮连接件同轴配合，所述定位工装与所述动量轮安装孔实现轴孔配合，单边间隙控制在3～6um。

(三)有益效果

本发明实施例提供的遥感卫星动量轮隔振支架及其制作方法，所述隔振支架通过设置与动量轮支架上的动量轮安装孔相对应的动量轮连接件，在动量轮安装孔的内侧壁设置第一定位凹槽，在动量轮连接件的外侧壁上对应设置第二定位凹槽，并在第一定位凹槽和第二定位凹槽形成的填充腔体内填充隔振垫，由于隔振垫具有良好的刚度特性和阻尼特性，性能稳定可靠，在卫星发射阶段，由卫星舱板传递至动量轮支架的振动，经过隔振垫的衰减后传递至动量轮，可以有改善动量轮的力学环境，确保其不因过载而破坏；卫星在轨成像时，动量轮产生的微振动经过隔振垫减振后最终传递至遥感载荷，其扰动力对相机视轴的影响可控制在相机技术要求内，确保遥感相机成像质量。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中遥感卫星动量轮隔振支架的安装结构示意图；

图2为图1所示遥感卫星动量轮隔振支架在制作时的结构示意图；

图3为发明实施例中动量轮支架的结构示意图；

图4为图3所示A-A的剖面图；

图中：1、动量轮；2、动量轮紧固件；3、动量轮连接件；4、动量轮支架；5、隔振垫；6、动量轮支架紧固件；7、卫星舱板；8、定位工装；9、注胶孔；10、制作平台；31、第二定位凹槽；41、动量轮安装孔；42、第一定位凹槽。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1所示，本发明实施例提供一种遥感卫星动量轮隔振支架，包括：动量轮支架4、动量轮连接件3和隔振垫5，主要利用隔振垫5将动量轮连接件3与动量轮支架4之间的连接设置为柔性连接，从而减缓动量轮1的微振动。其中，动量轮连接件3和动量轮支架4均采用铝合金制成，表面采用黑色阳极氧化处理；隔振垫5由双组分室温硫化硅橡胶固化而成。

具体地，如图3和图4所示，动量轮支架4采用现有的支架结构，其中部为圆形开口，用于放置动量轮1。动量轮支架4上设置有四个动量轮安装孔41，动量轮安装孔41的轴线与圆形开口的轴线平行；四个动量轮安装孔41对称布置，分别位于动量轮支架4的四个角落位置。

另外，为了便于描述，将动量轮安装孔41靠近卫星舱板7的一端定义为卫星舱板安装端，将动量轮安装孔41靠近安装动量轮的一端定义为动量轮安装端。动量轮支架4底部的四个角落布置有相应的定位连接孔，可通过动量轮支架紧固件6与卫星舱板7螺纹连接固定，实现刚性相连。

而动量轮连接件3作为动量轮1与动量轮支架4之间的衔接件，其一端从动量轮安装端伸入至动量轮安装孔41的内部，其另一端位于动量轮安装孔41的外部，动量轮连接件3可通过动量轮紧固件2与动量轮1螺纹连接固定实现刚性连接。需要说明的是，为了防止动量轮连接件3在动量轮安装孔41内晃动，动量轮连接块3与动量轮支架4之间的配合间隙较小，但二者之间并无实质接触。

具体地，动量轮连接件3内部沿其轴向设置有螺纹通孔，螺纹通孔位于动量轮安装孔41外部的一端用于连接动量轮1，动量轮1上设置有与螺纹通孔对应的安装孔，利用动量轮紧固件2将该安装孔与中心螺纹孔配合连接，从而将动量轮1固定在动量轮连接件3上。螺纹通孔位于动量轮安装孔41内的一端用于与定位工装安装。动量轮紧固件2和动量轮支架紧固件6均采用钛合金材料制成，表面黑色阳极氧化处理。

同时，为了实现动量轮连接件3与动量轮支架4之间的柔性连接，在动量轮安装孔41的内侧壁设置有第一定位凹槽42，动量轮连接件3的外侧壁设置有与第一定位凹槽42相对应的第二定位凹槽31，第一定位凹槽42与第二定位凹槽31恰好相对设置且二者之间形成填充腔体，在该填充腔体内设置有隔振垫5。

具体地，隔振垫5的一部分位于第一定位凹槽42内，隔振垫5的另一部分位于第二定位凹槽31内，通过隔振垫5将第一定位凹槽42与第二定位凹槽31相连，从而实现动量轮连接件3在动量轮连接孔41内的胶悬浮效果，且使得动量轮连接件3、隔振垫5以及动量轮支架5形成一个整体结构，结构简单、便于安装。需要说明的是，隔振垫5有少部分填充在动量轮连接件3与动量轮支架4之间的安装间隙内。

由于隔振垫5具有良好的刚度特性和阻尼特性，在卫星发射阶段，由卫星舱板传递至动量轮支架4的振动，经过隔振垫5的衰减后传递至动量轮1，可以有改善动量轮1的力学环境，确保其不因过载而破坏；卫星在轨成像时，动量轮1产生的微振动经过隔振垫5减振后最终传递至遥感载荷，其扰动力对相机视轴的影响可控制在相机技术要求内，确保遥感相机成像质量。

在上述各实施例的基础上，为了方便向动量轮安装孔41内布置隔振垫5，在动量轮支架4上设置有注胶孔9，注胶孔9可与其中任意一个第一定位凹槽42连通，由于加热后的双组分室温硫化硅橡胶具有流动性，其由注胶孔9注入至动量轮安装孔41内，并最终将各填充腔体填满，待固化后即形成隔振垫5。

在上述实施例的基础上，本发明实施例中动量轮连接件3优选截面为圆形的柱状连接件，动量轮连接件3与动量轮安装孔41采用高精度的轴孔配合，确保动量轮连接件3与动量轮支架4内孔配合的同轴度。

同时，将第一定位凹槽42和第二定位凹槽31均设置为环形凹槽，环形凹槽沿着动量轮连接件3外侧壁的周向、动量轮安装孔41内侧壁的周向设置，从而使填充的隔振垫5也成型为环形的垫圈结构，能够使动量轮连接件在各个方向上受力均匀。其中，隔振垫5充斥在整个填充腔体内，使得隔振垫5的外圈与第一定位凹槽41的槽底相连，隔振垫5的内圈与第二定位凹槽31的槽底接触，。

当然，上述实施例中，第一定位凹槽42也可以设置为多个，多个第一定位凹槽42沿动量轮安装孔41的轴线方向布置，形成多个环形凹槽，同时对应的第二定位凹槽31也为多个，与第一定位凹槽42一一对应，并形成多个填充腔体。

在上述各实施例的基础上，动量轮连接件3靠近动量轮安装端的一端与动量轮安装端之间预留有缓冲区间，以保证动量轮连接件3能够在动量轮安装孔41内浮动，避免动量轮连接件3直接与卫星舱板7刚性接触。当然，也可以通过调整动量轮支架4的定位连接孔与动量轮安装孔的相对位置来实现动量轮连接件3与卫星舱板7之间的刚性接触。

此外，为了便于动量轮的安装，进一步减小微振动，需要确保各动量轮连接件3上用于连接动量轮1的一端均位于同一平面内，从而使安装后动量轮1的轴线与动量轮支架4的圆形开口的轴线重合。

在上述各实施例的基础上，本发明实施例还提供一种遥感卫星动量轮隔振支架的制作方法，如图2所示，所述遥感卫星动量轮隔振支架包括动量轮连接件3、动量轮支架4和隔振垫5，动量轮支架4包括动量轮安装孔41。为了实现预留的缓冲区间(即动量轮连接件3不与卫星舱板7直接接触)和动量轮1(各动量轮连接件3用于连接动量轮的一端均位于同一平面内)的安装精度，本实施例中需要引入预制的定位工装8实现该隔振支架的辅助制作。

其具体的制作方法如下：

S1，将动量轮支架4固定在预制的制作平台10上；该制作平台10可预先制作，保证足够的水平度即可，用于模拟实际的卫星舱板7。

S2，将动量轮连接件3的端部与预制的定位工装8螺纹连接形成的组合体装入动量轮安装孔41内，使定位工装8与制作平台接触。

其中，动量轮安装孔41的内侧壁预设有第一定位凹槽42，动量轮连接件3的外侧壁预设有与第一定位凹槽42对应的第二定位凹槽31。定位工装8为凸台形结构，包括定位部分和螺纹连接部分，定位工装8定位部分的外径大于动量轮连接件3的外径，动量轮连接件3内沿其轴向设置有螺纹通孔，将定位工装8的螺纹连接部分与螺纹通孔配合连接形成组合体。

S3，调整定位工装8与动量轮连接件3之间的螺纹连接长度，使第一定位凹槽42与第二定位凹槽31的位置对应并形成填充腔体。

S4，通过注胶孔9向填充腔体内注满硅橡胶，待硅橡胶固化后取下定位工装8，实现动量轮连接件3在动量轮安装孔41内胶悬浮的效果。

固化后的硅橡胶即为隔振垫5，具体可在室温下静置120小时，使硅橡胶固化，硅橡胶具体采用双组分室温硫化硅橡胶，其弹性模量应满足5MPa～10MPa之间，固化后体积收缩率应小于1％。

在上述实施例中，定位工装8与动量轮连接件3的螺纹连接为同轴设置，动量轮安装孔41与定位工装8外圆采用高精度轴孔配合，单边间隙控制在3～6um之间，确保动量轮连接件3与动量轮安装孔41的同轴度。另外，四件定位工装8的定位部分的高度尺寸严格控制，确保四个动量轮连接块3位于同一高度上。

具体的注胶过程可在动量轮支架4上设置有注胶孔9，注胶孔9与第一定位凹槽42连通，通过注胶孔9向动量轮支架4内腔注入加热后的硅橡胶，直至注满整个填充腔体。然后封堵注胶孔9，防止硅橡胶溢出。

进一步地，隔振垫5将动量轮连接件3与动量轮支架4粘接在一起组成动量轮隔振支架。将动量轮1通过动量轮紧固件2固定安装在动量轮隔振支架上，动量轮隔振支架通过动量轮支架紧固件6与卫星舱板7螺纹连接固定，实现刚性相连。

在上述实施例中，需要说明的是，当设置有多个环形的第一定位凹槽41和与之对应的第二定位凹槽31时，在制作动量轮隔振支架时需要一一对应，且各第一定位凹槽41之间的间隔距离以及各第二定位凹槽31之间的间隔距离都需要预先设定和制作，以提高制作时的配合精度。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种遥感卫星动量轮隔振支架的制作方法，其特征在于，所述遥感卫星动量轮隔振支架包括动量轮连接件、动量轮支架和隔振垫，所述动量轮支架包括动量轮安装孔，所述动量轮安装孔的内侧壁预设有第一定位凹槽，所述动量轮连接件的外侧壁预设有与所述第一定位凹槽对应的第二定位凹槽，所述动量轮支架上设置有注胶孔，所述注胶孔与所述第一定位凹槽连通；

所述制作方法包括：

S1，将所述动量轮支架固定在预制的制作平台上；

S2，将所述动量轮连接件的端部与预制的定位工装螺纹连接形成的组合体装入所述动量轮安装孔内，使所述定位工装与所述制作平台接触；

S3，调整所述定位工装与所述动量轮连接件之间的螺纹连接长度，使所述第一定位凹槽与所述第二定位凹槽的位置对应并形成填充腔体；

S4，通过所述注胶孔向所述填充腔体内注满硅橡胶，待所述硅橡胶固化后取下所述定位工装，固化后的所述硅橡胶即为所述隔振垫。

2.根据权利要求1所述的制作方法，其特征在于，所述动量轮连接件的截面为圆形，所述动量轮连接件与所述动量轮安装孔同轴设置；

所述第一定位凹槽和第二定位凹槽均为环形凹槽，所述隔振垫为环形，所述隔振垫的外圈与所述第一定位凹槽的槽底相连，所述隔振垫的内圈与所述第二定位凹槽的槽底接触。

3.根据权利要求1或2所述的制作方法，其特征在于，所述动量轮安装孔包括动量轮安装端和卫星舱板安装端，所述动量轮连接件靠近所述动量轮安装端的一端与所述动量轮安装端之间预留有缓冲区间，各所述动量轮连接件上用于连接所述动量轮的一端均位于同一平面内。

4.根据权利要求3所述的制作方法，其特征在于，所述第一定位凹槽为多个，多个所述第一定位凹槽沿所述动量轮安装孔的轴线方向布置。

5.根据权利要求3所述的制作方法，其特征在于，所述动量轮连接件的轴向设置有螺纹通孔，所述螺纹通孔位于所述动量轮安装孔外部的一端用于连接所述动量轮，所述螺纹通孔位于所述动量轮安装孔内的一端用于定位安装。

6.根据权利要求1所述的制作方法，其特征在于，所述动量轮连接件和动量轮支架均采用铝合金制成，表面采用黑色阳极氧化处理。

7.根据权利要求1或2所述的制作方法，其特征在于，所述隔振垫为双组分室温硫化硅橡胶。

8.根据权利要求1所述的制作方法，其特征在于，所述定位工装与所述动量轮连接件同轴设置，所述定位工装与所述动量轮安装孔实现轴孔配合，单边间隙控制在3～6um。

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