CN110803306B - 航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，包括：沿圆周方向等间隔布置的多个基座(1)，多个用于连接相邻两个基座(1)的支承结构(2)，位于由多个所述基座(1)构成的圆环形的中心的中心圆盘(3)，分别支承在多个所述支承结构(2)上的多个CMG(4)，分别安装在多个所述基座(1)上的多个隔振器(5)和多个解锁器(6)；多个所述支承结构(2)分别通过支承架(7)与所述中心圆盘(3)连接。本发明整体采用梁系结构，可靠性高，并且在中高频上有较好的隔振效果。

Description

航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置

技术领域

本发明涉及机械振动隔离领域，尤其涉及一种航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置。

背景技术

大型航天器、空间站、高分辨率光学卫星一般采用控制力矩陀螺(Control MomentGyroscope,CMG)作为姿态作动控制装置，可以实现对航天器三个自由度的姿态控制。CMG含高速转子是航天器重要的扰振源，其扰振力传递至敏感载荷后会严重影响高分辨率观测或高精度空间探测任务的完成，为降低其扰振对航天器任务的影响，通常对其采取隔振设计。

航天任务中一般将多个CMG以特殊设计的空间构型集中安装使用，常见的构型包括双平行构型、金字塔型、五棱锥构型。根据航天器构型结构形式及CMG布局位置要求，工程应用中存在对CMG单机或多个CMG组成的集群进行整体隔振两种方式，相比单机隔振，整体隔振方案可以使隔振系统重量、空间代价最小，减少了隔振器数量，提高了隔振系统使用效能和隔振效果。

Honeywell公司针对4个形成金字塔型构型的CMG研制了六腿隔振平台进行整体隔振，如图1所示，其6杆结构为三组互成一定角度的并联隔振器，隔振器与支架结构连接，4个CMG按一定空间角度安装在支撑结构上。

美国DigitalGlobe公司2009年10月发射的Worldview-2卫星针对CMG的微振动隔振采用了Honeywell公司研制的MAVIS隔振系统，对4个CMG进行集群隔振，平台通过8根隔振杆与卫星主结构连接，见图2。

大型航天器通常采用五棱锥布局形式的多个CMG作为姿态作动控制装置，5个CMG位于五棱锥棱线上，1个CMG作为备份形成由6个CMG组成的集群，急需一种航天器控制力矩陀螺集群被动隔振系统方案，以解决大型航天器6个CMG集群的整体隔振问题。

发明内容

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置。

为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，包括：

沿圆周方向等间隔布置的多个基座，多个用于连接相邻两个基座的支承结构，位于由多个所述基座构成的圆环形的中心的中心圆盘，分别支承在多个所述支承结构上的多个CMG，分别安装在多个所述基座上的多个隔振器和多个解锁器；

多个所述支承结构分别通过支承架与所述中心圆盘连接。

根据本发明的一个方面，还包括设置在所述中心圆盘上用于安装备份CMG的转接架。

根据本发明的一个方面，多个所述支承结构以相同倾角倾斜布置构成锥形棱柱，并且所述锥形棱柱开口面积小的一端远离所述基座。

根据本发明的一个方面，所述备份CMG中心线垂直所述中心圆盘地安装在所述转接架上，所述转接架具有与所述备份CMG的弧形外轮廓形状相配合的弧形槽以及用于固定所述备份CMG的安装台。

根据本发明的一个方面，所述支承结构包括U形架、与所述U形架连接的倒三角形支架以及连接所述U形架伸出端和所述倒三角形支架侧向顶端的CMG支架；

所述CMG支架上具有用于安装所述CMG的环形安装槽。

根据本发明的一个方面，所述支承架包括与所述U形架伸出端和所述CMG支架的连接处相连接的连接架，支承在两个所述连接架之间并且与所述CMG支架连接的第一支承短梁，和/或支承在两个所述连接架之间并且与所述U形架连接的第二支承短梁。

根据本发明的一个方面，一个所述基座上设置一个所述解锁器和两个所述隔振器，所述解锁器支承在所述基座的中心位置，两个所述隔振器分别位于所述解锁器的两侧。

根据本发明的一个方面，所述支承结构的材料为2A12铝合金。

根据本发明的一个方面，所述U形架和所述倒三角形支架的截面宽为60～80mm，高为60～80mm，壁厚为3～5mm；

所述第一支承短梁和所述第二支承短梁的连接部位材料厚度为15～20mm；

所述转接架的高度为700mm，宽度为450mm，壁厚为3～5mm。

根据本发明的一个方面，所述中心圆盘的直径为650mm，高度为80mm，壁厚为3～5mm，连接部位材料厚度为15mm。

根据本发明的一个方案，隔振装置中的每个支承结构以相同的角度向内倾斜，使得隔振装置外形基本形状形成的锥形五棱柱结构。可以适应五个五棱锥布局CMG及一个备份CMG共6个CMG的空间布局与安装需求。

根据本发明的一个方案，每个基座上设置两个隔振器和一个解锁器，使得隔振装置整体具有10个隔振器和5个解锁器，相较于现有技术隔振器更多，进一步提高隔振装置的可靠性。航天器入轨后，解锁器解锁解除高刚度连接，隔振器发挥柔性连接作用，隔振装置起到隔离CMG集群扰振力的效果。

根据本发明的一个方案，隔振器具有较低刚度，用于在支承结构与基座间形成柔性连接，隔离由CMG产生的扰振力。解锁器具有较高刚度，在航天器发射段承受6个CMG、支承结构及转接架的惯性载荷，并对隔振器形成保护，防止隔振器在发射段承受过大载荷发生破坏。

根据本发明的一个方案，额外设置第一支承短梁和第二支承短梁，可以调节隔振系统中高频动力学特性，避免隔振装置与CMG中高频扰振频率重合，使隔振系统在中高频上也有较好的隔振效果。

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，下面描述中的附图仅仅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为第一种现有技术的隔振系统的立体图；

图2为第二种现有技术的隔振系统的立体图；

图3是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置未安装CMG的立体图；

图4是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置未安装CMG的俯视图；

图5是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置未安装CMG的正视图；

图6是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置安装有CMG的立体图；

图7和图8分别是本发明的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的频域图和时域图；

图9是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的连接架的结构图；

图10是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的倒三角形支架的结构图；

图11是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的U型架的结构图；

图12是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的CMG支架的结构图；

图13是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的中心圆盘的结构图；

图14是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的转接架的正面视图；

图15是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的转接架的背面视图；

图16是本发明的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的第一支承短梁的安装示意图；

图17是本发明的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的第二支承短梁的安装示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，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。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

图1和图2分别示出两种现有技术的隔振系统的立体图。结合图1和图2，两种现有技术的隔振系统均为针对四个CMG(Control Moment Gyroscope,CMG)隔振的系统。而大型航天器通常采用五棱锥布局形式的多个CMG作为姿态作动控制装置，5个CMG位于五棱锥棱线上，1个CMG作为备份形成由6个CMG组成的集群。因此这两种现有技术的隔振系统均无法满足要求。

图3是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的立体图。图3中的隔振装置未安装CMG，为了更清晰的描述隔振装置的组成，需结合图3和图6。本发明的隔振装置包括：基座1、支承结构2、中心圆盘3、CMG4、隔振器5、解锁器6、支承架7、备份CMG8和转接架9。基座1沿圆周方向等间隔布置5个，为本发明隔振装置的锥形五棱柱外形打下基础。基座1形状不做过多限定，基本为矩形平板。本发明中，每个基座1上沿基座1长度方向相间设置有三个通孔。两个隔振器5位于两端的两个通孔上方，而中间通孔上方设置一个解锁器6。隔振器5和解锁器6均通过螺钉安装。而基座1上的通孔可以提供隔振装置与航天器结构间的机械接口。

图4是示意性根据本发明的一种实施方式的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置未安装CMG的俯视图。如图4所示，每两个基座1之间通过支承结构2连接，支承结构2由三个支架结构构成，主要包括U形架201、倒三角形支架202和CMG支架203。这三个支架均为梁系结构，材料为2A12铝合金。参见图11，U型架201的中间底部通过螺钉与隔振器5和解锁器6连接，而其两端向两侧伸出并向上倾斜形成类似“U”形的结构。参见图10，倒三角形支架202整体为等腰三角形，由三根短梁组成，中心为等腰三角形的空隙，形成良好的力学结构。倒三角形支架202的顶角连接在U型架201中间位置。CMG支架203的结构如图12所示，分为三部分结构，首先中间为圆形架，圆形架上端也为一个类似倒三角的支架，该支架两个底角处与倒三角形支架202的底角处连接；而圆形架下端分别向两侧伸出两根梁，其中一根梁与一个U型架201的左侧伸出端连接，另一根梁与另一个U型架201的右侧伸出端连接。圆形架中间同心设有环形安装槽2031，环形安装槽2031为圆环形，用于安装CMG。本发明中，组成U形架201和倒三角形支架202的梁的横截面为“H”形或“U”型，且截面宽为60～80mm，高为60～80mm，壁厚为3～5mm。本发明中，每个支承结构2向着内侧以相同的倾角倾斜使得隔振装置整体形成锥形棱柱，并且锥形棱柱开口面积小的一端远离基座1。

中心圆盘3位于整个隔振装置形成的锥形棱锥的中心底部(即位于基座1形成的圆形中心)，中心圆盘3的结构参见图13。如图13所示，中心圆盘3整体为圆形托盘装结构，外侧为圆柱形薄壁，内侧也由薄壁类结构组成。本发明中，中心圆盘3的直径为650mm，高度为80mm，薄壁的壁厚为3～5mm。如图3所示，转接架9支承在中心圆盘3上。转接架9主要用于安装备份CMG8，其结构如图14和图15所示。图14为转接架9正面视图，而图15为转接架9的背面视图。从背面视图可以看出，本发明的转接架9由薄壁结构组成，而正面视图中的位于转接架9前侧的薄壁向内弯曲形成弧形槽901，可以适应CMG的弧形外轮廓，弧形槽901的轴线平行于中心圆盘3。而转接架9中该薄壁上位于弧形槽901两侧还向前延伸形成安装台902，安装台902上设有安装孔，用于固定备份CMG。由此可以保证备份CMG8中心线垂直中心圆盘3地安装在转接架9上，安装方式如图6所示。在本发明中，转接架9的整体高度为700mm，宽度为450mm，各个薄壁的壁厚为3～5mm。

结合图4和图5可知，本发明中每个支承结构2分别通过支承架7与中心圆盘3连接。支承架7包括连接架701、第一支承短梁702(参见图13)和第二支承短梁703(参加图14)，连接架701的结构可由图9示出。如图9所示，连接架701整体为由三根短梁构成的三角形结构，三角形中间还设有起加强作用的梁。连接架701的连接方式可结合图4和图5，连接架701中形成三角形长边的梁一端连接在中心圆盘3上，另一端则连接在CMG支架203和U型架201的连接点处。连接架701与中心圆盘3的具体连接位置在图13中用标号A所标出。由此为了保证连接强度，中心圆盘3在A处的薄壁厚度为15mm。而连接架701中的与该长边相对的角连接在CMG支架203与倒三角形支架202的连接点处。

由于CMG含高速转子，其扰振力除在工频处存在扰振力外，在工频的2倍频和3倍频也有一定的扰振力输出。在中高频上由于仿真误差无法避免，隔振系统实际产品有可能出现系统频率与CMG扰振力频率相同或接近的情况，引起系统共振严重影响隔振效果，在此情况下，可通过增加短梁结构，调整系统中高频频率特性，避免系统频率与CMG中高频扰振力频率重合。图16和图17分别是本发明的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置的第一支承短梁和第二支承短梁的安装示意图。参见图16，第一支承短梁702为由四根梁组成的等腰梯形结构。第一支承短梁702整体支承在间隔较大的两个连接架701之间，其形成的等腰梯形的上底两端连接在CMG支架203的圆形架底部，而下底两端分别连接两个连接架701所形成的三角形长边的梁。参见图17，第二支承梁703为由三根短梁组成的等腰三角形结构，其整体位于间隔较小的两个连接架701之间，顶角处连接在U型架201中间位置，而两个底角处分别连接两个连接架701。本发明中，第一支承短梁702和第二支承短梁703的接头部位壁厚为15～20mm。为保证连接强度，支承结构2中各支架和连接架701的接头部位壁厚也应在15-20mm之间，且连接处通过4或6个螺钉连接。由上述可知，由于第一支承短梁702和第二支承短梁703的安装位置互不影响，因此也可同时安装，同时安装的方式未用图示示出。

由此，隔振装置的基本形状形成的锥形五棱柱结构。其中，隔振器5具有较低刚度，用于在支承结构2与基座1间形成柔性连接，隔离由CMG产生的扰振力。解锁器6具有较高刚度，在航天器发射段承受6个CMG、支承结构2及转接架9的惯性载荷，并对隔振器5形成保护，防止隔振器5在发射段承受过大载荷发生破坏。航天器入轨后，解锁器6解锁解除高刚度连接，隔振器5发挥柔性连接作用，隔振装置起到隔离CMG集群扰振力的效果。图7为隔振前后扰振力频域曲线对比，图8为隔振前后扰振力时域曲线对比，由图7和图8可知，隔振装置最大可使CMG扰振力降低90％以上。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，包括：沿圆周方向等间隔布置的多个基座(1)，多个用于连接相邻两个基座(1)的支承结构(2)，位于由多个所述基座(1)构成的圆环形的中心的中心圆盘(3)，分别支承在多个所述支承结构(2)上的多个CMG(4)，分别安装在多个所述基座(1)上的多个隔振器(5)和多个解锁器(6)；

多个所述支承结构(2)分别通过支承架(7)与所述中心圆盘(3)连接；

所述支承结构(2)包括U形架(201)、与所述U形架连接的倒三角形支架(202)以及连接所述U形架(201)伸出端和所述倒三角形支架(202)侧向顶端的CMG支架(203)；

所述CMG支架(203)上具有用于安装所述CMG(4)的环形安装槽(2031)。

2.根据权利要求1所述的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，还包括设置在所述中心圆盘(3)上用于安装备份CMG(8)的转接架(9)。

3.根据权利要求2所述的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，多个所述支承结构(2)以相同倾角倾斜布置构成锥形棱柱，并且所述锥形棱柱开口面积小的一端远离所述基座(1)。

4.根据权利要求3所述的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，所述备份CMG(8)中心线垂直所述中心圆盘(3)地安装在所述转接架(9)上，所述转接架(9)具有与所述备份CMG(8)的弧形外轮廓形状相配合的弧形槽(901)以及用于固定所述备份CMG的安装台(902)。

5.根据权利要求4所述的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，所述支承架(7)包括与所述U形架(201)伸出端和所述CMG支架(203)的连接处相连接的连接架(701)，支承在两个所述连接架(701)之间并且与所述CMG支架(203)连接的第一支承短梁(702)，和/或支承在两个所述连接架(701)之间并且与所述U形架(201)连接的第二支承短梁(703)。

6.根据权利要求5所述的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，一个所述基座(1)上设置一个所述解锁器(6)和两个所述隔振器(5)，所述解锁器(6)支承在所述基座(1)的中心位置，两个所述隔振器(5)分别位于所述解锁器(6)的两侧。

7.根据权利要求6所述的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，所述支承结构(2)的材料为2A12铝合金。

8.根据权利要求7所述的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，所述U形架(201)和所述倒三角形支架(202)的截面宽为60～80mm，高为60～80mm，壁厚为3～5mm；

所述第一支承短梁(702)和所述第二支承短梁(703)的连接部位材料厚度为15～20mm；

所述转接架(9)的高度为700mm，宽度为450mm，壁厚为3～5mm。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的航天器控制力矩陀螺集群被动隔振装置，其特征在于，所述中心圆盘(3)的直径为650mm，高度为80mm，壁厚为3～5mm，连接部位材料厚度为15mm。

Images