CN112829967A - 适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，包括下安装板、上安装板以及隔振组件，所述隔振组件包括第一隔振器阵列以及第二隔振器阵列，所述第一隔振器阵列安装在下安装板和上安装板之间，所述第二隔振器阵列安装在所述上安装板上，所述第一隔振器阵列和第二隔振器阵列均包括4个隔振器且均为并联的平行布置，本发明从实际减振需求出发，考虑到控制力矩陀螺的安装需求，对耦合特性进行设计，对所安装的隔振组件进行对称和共平面布置，既保证控制力矩陀螺安装时的平面度要求，又使得刚度中心通过控制力矩陀螺质心，具有良好的各向解耦特性，具有多向隔振效果，获得了更稳定、更优异的性能。

Description

适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置

技术领域

本发明涉及卫星隔振技术领域，具体地，涉及一种适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置。

背景技术

现代卫星的服役时间、快速机动能力、成像性能等各项指标均大幅上升。控制力矩陀螺作为卫星姿轨控系统的关键执行元件，具有惯量矩大、调节速度快等特点，广泛用于高分辨率大观测角度卫星。但是，由于加工工艺和装配等的一系列因素影响，控制力矩陀螺内转子在工作状态下的高速旋转会带来量级较高的微振动。控制力矩陀螺高频振动严重影响光学卫星的敏感有效载荷的工作，影响其分辨率和清晰度等性能指标，而且微振动过大对控制力矩陀螺的寿命产生很大影响，因此为有效载荷提供良好的力学环境，延长卫星的寿命，抑制控制力矩陀螺的微振动至关重要。

鉴于以上缺陷，现有技术中也提出了诸多解决方案，例如专利文献CN105035362A公开了一种卫星控制力矩陀螺用振动隔振装置，用于控制力矩陀螺的振动隔振，该装置主要通过连杆、隔振器进行控制力矩陀螺振动隔离，但该设计对纵向平动与横向扭转刚度的变化并未考虑。再例如专利文献CN104973268A公开了一种航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，该高频微振动隔离装置为中心对称结构，该隔振装置主要通过柔性臂等进行隔振，凸出了柔性臂的布置以及连接关系，但该设计中并未突出各向异性的刚度设计及保护；

公开发表的控制力矩陀螺隔振为主题的文章很多，但大多数都是基于仿真分析等，并无与本次专利申请相接近的构型和设计方案发表。

综上所述，现有技术的不足总结为：无法独立设计纵向平动与横向扭转的刚度，未考虑设计刚度中心的高度与控制力矩陀螺的质心重合。

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适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置。

根据本发明提供的一种适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，包括下安装板、上安装板以及隔振组件；

所述隔振组件包括第一隔振器阵列以及第二隔振器阵列，所述第一隔振器阵列安装在下安装板和上安装板之间，所述第二隔振器阵列安装在所述上安装板上。

优选地，所述第一隔振器阵列和第二隔振器阵列均包括4个隔振器，其中，所述第二隔振器阵列中的4个隔振器安装在上安装板的四个角上且沿上安装板的轴心呈中心对称布置，所述第一隔振器阵列上的4个隔振器沿下安装板的轴心呈中心对称布置。

优选地，8个所述隔振器分别与下安装板、上安装板的轴心平行。

优选地，所述第一隔振器阵列中的隔振器与所述第二隔振器阵列上的隔振器存在安装高度差，所述安装高度差为0～60㎜。

优选地，所述第二隔振器阵列上的隔振器的刚度大于所述第一隔振器阵列中的隔振器的刚度。

优选地，所述上安装板上设置有陀螺安装位，所述陀螺安装位用于安装控制力矩陀螺，其中，所述隔振组件的刚度中心所在平面通过所述控制力矩陀螺的质心。

优选地，所述上安装板上设置有定位挡块，用于控制力矩陀螺安装时的定位。

优选地，所述隔振器为切槽空心圆柱体，其中，所述切槽为沿隔振器母线方向依次布置的8个切槽，每相邻的两个切槽呈90°交错。

优选地，所述隔振器采用钛合金制作。

优选地，所述下安装板、上安装板均采用铝合金制作。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的卫星控制力矩陀螺隔振装置从实际减振需求出发，考虑到控制力矩陀螺的安装需求，对耦合特性进行设计，对所安装的隔振组件进行对称和共平面设计，既保证控制力矩陀螺安装时的平面度要求，又使得刚度中心通过控制力矩陀螺质心，具有良好的各向解耦特性，具有多向隔振效果，获得了更稳定、更优异的性能。

2、本发明考虑到控制力矩陀螺对转动方向和平动方向隔振需求的差异，采取隔振组件安装时的高度方向落差以及刚度各异来满足较大的转动固有频率和较低的平动方向固有频率，降低控制力矩陀螺微振动，保障卫星性能。

3、本发明对两块安装板进行了构型优化，设计时充分考虑到体积包络，体积小，质量轻，通用性强。

4、本发明能够实现卫星在轨段工作时，有效抑制控制力矩陀螺工作产生的微振动向有效载荷的传递，只需调节隔振组件的刚度和阻尼，即可满足不同工况条件下的减振需求。

5、本发明在上安装板上设计定位挡块，有利于控制力矩陀螺快速安装和准确定位，提高了安装效率。

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为本发明的立体结构示意图；

图2为本发明中上安装板的定位挡块形状和位置以及第一隔振器阵列和第二隔振器阵列上的隔振器的安装高度差示意图；

图3为本发明中上安装板的对称线；

图4为控制力矩陀螺安装点的结构示意图；

图5为下安装板安装位的结构示意图；

图6为隔振组件刚度中心和控制力矩陀螺质心位置示意图；

图7为本发明安装控制力矩陀螺后的结构示意图。

图中示出：

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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例1：

本发明提供了一种适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，包括下安装板1、上安装板2以及隔振组件，下安装板1的下面用于固定本发明中的隔振装置于卫星星体上，所述上安装板2上设置有陀螺安装位5并设置有螺纹孔，所述陀螺安装位5用于安装控制力矩陀螺4并优选通过螺纹孔、螺钉进行固定，所述隔振组件包括第一隔振器阵列以及第二隔振器阵列，所述第一隔振器阵列安装在下安装板1和上安装板2之间，所述第二隔振器阵列安装在所述上安装板2上，所述下安装板1、上安装板优选同轴布置。

所述下安装板1提供安装通孔与卫星本体连接，提供螺纹孔连接隔振组件和解锁组件，所述隔振组件对称分布，对称的隔振组件布置方式可以保证上安装板2的平面度，从而保证控制力矩陀螺安装精度。隔振组件均采用面接触连接下安装板1、上安装板2并通过螺钉紧固，能够使振动有效传递至隔振组件并将抑制振动。

进一步地，所述第一隔振器阵列和第二隔振器阵列均包括4个隔振器3，其中，所述第二隔振器阵列中的4个隔振器3安装在上安装板2的四个角上且沿上安装板2的轴心呈中心对称布置，所述第一隔振器阵列上的4个隔振器3沿下安装板1的轴心呈中心对称布置，8个所述隔振器3分别与下安装板1、上安装板2的轴心平行，所述第一隔振器阵列上的4个隔振器3的上端安装在上安装板2的下面，所述第一隔振器阵列上的4个隔振器3的安装在下安装板1的上面，本发明中的隔振组件能够有效地抑制控制力矩陀螺的微振动向星体传递。

在实际的安装中，多个隔振器3的轴线相互平行且并联安装，安装位置可以根据实际的应用场景进行调节，以满足最优的隔振效果。

具体地，所述第一隔振器阵列中的隔振器3与所述第二隔振器阵列上的隔振器3存在安装高度差，安装高度差根据控制力矩陀螺4和内、外隔振器3的刚度计算得到，所述安装高度差优选为0～60㎜。

具体地，所述上安装板2上设置有定位挡块6，用于控制力矩陀螺4安装时的定位，定位挡块6能够在安装控制力矩陀螺4时快速定位并保证安装精度。

具体地，所述第二隔振器阵列上的隔振器3的刚度大于所述第一隔振器阵列中的隔振器3的刚度，以获得更高的转动方向频率并保持平动方向的隔振频率。

具体地，其中，所述隔振组件的刚度中心所在平面通过所述控制力矩陀螺4的质心，具有良好的各向解耦特性。

具体地，所述隔振器3为切槽空心圆柱体且沿横截面双向向内切槽，其中，所述切槽为沿隔振器3母线方向布置，所述切槽的数量为4个切槽的正整数倍，例如4个切槽，再例如8个切槽，每相邻的两个切槽呈90°交错，在隔振器3制作时，根据实际情况控制各个参数以调节刚度，所述参数包括：切槽的深度、形状、切槽与切槽的夹角，本发明中的组成部件均采用金属材料制成。具体地，所述隔振器3优选采用钛合金，所述下安装板1、上安装板2均优选采用铝合金。

实施例2：

本实施例为实施例1的优选例。

本实施例中提供了一种卫星控制力矩陀螺隔振装置，如图1所示，包括下安装板1、上安装板2以及隔振组件，所述安装底板1通过8个M8螺钉与卫星本体连接；

所述上安装板2通过8个M8螺钉与控制力矩陀螺4连接，所述的隔振组件包括8套隔振器3；

进一步地，隔振器3相互平行并联安装，分别通过4个M8螺钉与下安装板1和上安装板2连接；

进一步地，隔振器3采用切槽空心圆柱体，并在横截面双向向内切槽，沿母线方向切8槽，相邻槽90°交错。

进一步地，下安装板1和上安装板2采用铝合金2A14T6，隔振组件采用钛合金材料TC4，剩余的金属材料均采用的铝合金2A14T6。

具体地，本实施例提供的一种适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其核心思想是利用8个隔振器3降低控制力矩陀螺4在轨工作时产生的微振动向星体传递，减小对星上敏感有效载荷的影响。

本发明中的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置用于降低控制力矩陀螺4引起的微振动响应，保证敏感有效载荷的力学环境，使其能够高效、稳定、可靠的工作。

实施例3：

本实施例为实施例1的变化例。

本实施例中，所述隔振器3为切槽空心圆柱体，其中，所述切槽为沿隔振器3母线方向布置，所述切槽的数量为3个切槽的正整数倍，例如3个切槽，再例如6个切槽，每相邻的两个切槽呈120°交错或呈60°交错，在隔振器3制作时，根据实际情况控制各个参数以调节刚度。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，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，因此不能理解为对本申请的限制。

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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，包括下安装板(1)、上安装板(2)以及隔振组件；

所述隔振组件包括第一隔振器阵列以及第二隔振器阵列，所述第一隔振器阵列安装在下安装板(1)和上安装板(2)之间，所述第二隔振器阵列安装在所述上安装板(2)上。

2.根据权利要求1所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，所述第一隔振器阵列和第二隔振器阵列均包括4个隔振器(3)，其中，所述第二隔振器阵列中的4个隔振器(3)安装在上安装板(2)的四个角上且沿上安装板(2)的轴心呈中心对称布置，所述第一隔振器阵列上的4个隔振器(3)沿下安装板(1)的轴心呈中心对称布置。

3.根据权利要求2所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，8个所述隔振器(3)分别与下安装板(1)、上安装板(2)的轴心平行。

4.根据权利要求2所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，所述第一隔振器阵列中的隔振器(3)与所述第二隔振器阵列上的隔振器(3)存在安装高度差，所述安装高度差为0～60㎜。

5.根据权利要求2所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，所述第二隔振器阵列上的隔振器(3)的刚度大于所述第一隔振器阵列中的隔振器(3)的刚度。

6.根据权利要求1所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，所述上安装板(2)上设置有陀螺安装位，所述陀螺安装位用于安装控制力矩陀螺(4)，其中，所述隔振组件的刚度中心所在平面通过所述控制力矩陀螺(4)的质心。

7.根据权利要求1所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，所述上安装板(2)上设置有定位挡块(6)，用于控制力矩陀螺(4)安装时的定位。

8.根据权利要求2所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，所述隔振器(3)为切槽空心圆柱体，其中，所述切槽为沿隔振器(3)母线方向依次布置的8个切槽，每相邻的两个切槽呈90°交错。

9.根据权利要求2所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，所述隔振器(3)采用钛合金制作。

10.根据权利要求1所述的适用于卫星控制力矩陀螺的隔振装置，其特征在于，所述下安装板(1)、上安装板(2)均采用铝合金制作。

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