CN114718988B - 一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器 - Google Patents
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Abstract
本发明一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，上板和下板的边缘通过多个周向均布的连接板连接；阻尼单元的两端分别连接上板和下板。本发明设计了挠性框体以替代传统开槽弹簧作为刚度元件，实现了飞轮隔振器轻小型和紧凑型结构改进，而且通过采用三类不同刚度的阻尼元件构成阻尼单元，既能够在发射段抵抗大冲击载荷，保证飞轮轴系等关键部件不受损伤，又可以有效隔离飞轮在轨工作时传递至航天器平台的振动，起到双向隔振的作用，为航天器平台高精度、高稳定度指标的实现提供技术支撑。
Description
技术领域
本发明属于空间惯性执行机构领域，特别是一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器。
背景技术
以飞轮为代表的空间惯性执行机构，是航天器姿态调整和精度保持必不可少的核心执行机构和关键单机。飞轮的主要结构是由空间滚动轴承支承的具有一定转动惯量的转子系统。在高速旋转输出力矩过程中，由于转子系统质量不平衡、轴承制造缺陷及结构固有振动等原因，不可避免地会产生微小扰振力，这些扰振力具有宽频、微幅的特点，是航天器上的主要扰振源，对航天器光学平台等振动敏感设备的精度和稳定度产生较大影响。因此，必须对飞轮采取有效的微振动抑制措施，降低其微振动水平。此外，飞轮在发射过程中，会承受较大的冲击、随机等载荷，作为飞轮核心部件的空间精密轴承较易受损伤。轴承一旦损伤，将直接影响飞轮性能及在轨运行寿命。因此，卫星飞轮存在发射段和在轨段双向隔振的需求。
现阶段，国内外绝大多数飞轮隔振均采用隔振弹簧作为主要刚度元件，起到调频错峰的作用。经典的Steward平台(TRW公司制造)和国内外主流的飞轮隔振器形式，均采用开槽弹簧作为刚度元件。
采用开槽弹簧后，为了保证隔振效果，隔振器结构形式和尺寸无法做到紧凑和轻小型化，即隔振效率和结构尺寸存在相互制约关系。以北京控制工程研究所研制的飞轮隔振器为例，也是采用开槽弹簧作为隔振器刚度元件，如图1所示，其重量约为2kg，约为飞轮本体质量的四分之一，且隔振器最大直径与飞轮外径相当。也就是说，附加质量和体积大是影响飞轮隔振系统综合性能的主要问题之一。
由于开槽弹簧无法承受发射段大冲击载荷下的拉力，通常在发射段采用限位装置，例如火工或电解锁器，对隔振弹簧进行限位保护以抵抗发射段载荷。当进入在轨段工作时，解锁器解锁释放隔振弹簧，使隔振弹簧起到在轨隔振作用。但附加限位装置不仅在设计时需要预留安装空间和解锁线路，增大了设计难度，而且限位装置的引入会降低系统可靠性，一旦解锁器出现无法解锁故障，隔振器将无法起到在轨隔振效果，影响航天器平台的高性能指标实现。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对现有采用开槽弹簧的飞轮隔振器质量重、体积大问题，设计一种基于挠性框体的飞轮隔振器，通过新颖的结构设计，实现了在保证双向隔振性能前提下的质量和体积优化，解决了现有隔振器质量和体积过大导致飞轮隔振系统综合性能下降的难题。
本发明的技术解决方案是：
一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，包括：挠性框体和阻尼单元；
挠性框体为一体式结构，包括：上板、下板和连接板；
上板和下板的边缘通过多个周向均布的连接板连接；阻尼单元的两端分别连接上板和下板；阻尼单元的安装位置与连接板位置对应，连接板位于阻尼单元的外侧；
上板上设置有用于与飞轮连接的安装接口，下板上设置有用于与飞轮安装支架连接的安装接口。
可选地，所述上板上的安装接口与下板上的安装接口位置配合。
可选地，所述上板、下板和连接板的厚度取值范围为1～4mm。
可选地，所述上板、下板和连接板的材料为铝合金。
可选地，所述阻尼单元的安装轴与挠性框体的轴线呈一定安装角度θ，安装角度θ的取值范围具体为0＜θ＜45°。
可选地，所述阻尼单元包括：上盖、下盖、芯柱和阻尼元件；
上盖和下盖为筒状结构，上盖和下盖套装在芯柱上，芯柱的一端伸出上盖并连接上板；下盖的外端面加工有用于与下板连接的凸台结构；上盖和下盖之间通过螺纹连接；
芯柱上加工有环状凸缘，芯柱上套装有两套阻尼元件，两套阻尼元件之间通过所述环状凸缘间隔；
环状凸缘的外壁与下盖之间留有间隙，芯柱的端面与下盖之间留有间隙。
可选地，所述阻尼元件包括：极低刚度阻尼元件、低刚度阻尼元件和高刚度阻尼元件；
极低刚度阻尼元件和高刚度阻尼元件套装在芯柱上，极低刚度阻尼元件贴靠在环状凸缘的端面上；
低刚度阻尼元件套装在极低刚度阻尼元件和高刚度阻尼元件的外侧；
极低刚度阻尼元件、低刚度阻尼元件和高刚度阻尼元件的材料为粘弹性阻尼材料或金属橡胶材料。
可选地，所述极低刚度阻尼元件刚度kel＝(0.4～0.6)kl；kl为低刚度阻尼元件的刚度。
可选地，所述低刚度阻尼元件刚度kl＝(0.1～0.3)ks，ks为挠性框体的刚度。
可选地，所述极低刚度阻尼元件与高刚度阻尼元件轴线长度的和值等于低刚度阻尼元件的轴向长度。
可选地，所述极低刚度阻尼元件与低刚度阻尼元件径向厚度的和值大于环状凸缘的径向厚度。
可选地，所述下板上加工有与飞轮安装面直径dt相同的安装凸台；
所述下盖与下板连接点到下板轴线的距离作为安装半径r，安装半径r的取值范围为rt到(r1-L)；
其中，rt＝dt/2，r1为挠性框体外径的一半，L＝rz cosθ，rz为上盖的半径，θ为阻尼单元的安装轴与挠性框体轴线之间的安装角度。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明基于挠性框体的飞轮隔振器，通过创新的挠性框体结构，在保证隔振性能的前提下，极大降低了隔振器的重量和体积，解决了传统采用开槽弹簧的飞轮隔振器在隔振性能和隔振器重量和体积之间的矛盾问题。此外，通过三类不同刚度的阻尼单元的合理匹配设计，实现了双向隔振，取得了良好的隔振效果，为飞轮隔振器的在轨应用提供重要技术方案，具有结构简单、体积小、重量轻、隔振效率高的特点，应用前景广阔。
附图说明
图1为北京控制工程所研制的飞轮隔振器中隔振单元剖视图；
图2为本发明结构外观图；
图3为本发明挠性框体结构参数示意图；
图4为本发明阻尼单元结构剖视图；
图5为本发明安装示意图。
具体实施方式
考虑飞轮隔振器向轻小型、紧凑型发展的需要以及双向隔振的需求，本发明提出了一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器。不仅创新地设计了挠性框体以替代传统开槽弹簧作为刚度元件，实现了飞轮隔振器轻小型和紧凑型结构改进，而且通过采用三类不同刚度的阻尼元件构成阻尼单元，既能够在发射段抵抗大冲击载荷，保证飞轮轴系等关键部件不受损伤，又可以有效隔离飞轮在轨工作时传递至航天器平台的振动，起到双向隔振的作用，为航天器平台高精度、高稳定度指标的实现提供技术支撑。
下面结合附图对本发明作进一步详细地描述。
本发明涉及一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，如图2所示，主要由挠性框体1和多个阻尼单元11组成。阻尼单元11的个数和结构尺寸与被隔振飞轮发射段载荷有关。
挠性框体1不仅作为隔振器的弹性支承元件，为隔振器提供主要刚度，而且可作为阻尼单元11的支承结构，同时又可提供飞轮与隔振器、隔振器与安装面之间的机械接口。其结构形式如图3所示，上板21和下板22通过多个连接板23连接，为一体式结构，通常采用线切割方式加工制成，为铝合金材质。
挠性框体1的上板21具有与飞轮安装面直径dt相同的安装凸台，通过螺钉与飞轮12连接，下板22也具有与飞轮安装面直径dt相同的安装凸台，通过螺钉与飞轮安装支架13连接，如图5所示。上板21和下板22的通孔位置相同，保证了引入飞轮隔振器后，无需改变安装支架的机械接口，即可实现隔振器-飞轮系统与原飞轮安装支架的稳固连接。挠性框体1的刚度决定了隔振器-飞轮系统的模态频率，而影响挠性框体1的刚度的关键结构参数，包括挠性框体1的外径d、连接板23的角度β、连接板23的高度h、上板21、下板22和连接板23的厚度b。基于三维建模软件(如UG，Solidworks等)，建立挠性框体1-飞轮12等效质量单元系统的三维模型，将关键结构参数进行参数化，将参数化后的模型导入仿真软件(如Ansys等)，对挠性框体1-飞轮12等效质量单元系统进行有限元网格划分，按照挠性框体1-飞轮12系统的在轨隔振前六阶模态频率范围要求，以质量最小为优化目标，对挠性框体1的关键结构参数进行循环迭代优化，得到满足在轨隔振前六阶模态频率和质量最小化要求的挠性框体1结构参数取值及其刚度ks。
阻尼单元11的安装轴与挠性框体的轴线呈一定安装角度θ，飞轮前六阶平动、摆动及扭转各类振型的振动均可通过隔振器进行有效隔离，具体安装角度可根据隔振性能的要求由被隔振飞轮的惯量、质量等参数通过仿真确定。阻尼单元11一方面用于在隔振器发射段时提供一部分刚度和阻尼，抵抗发射段的载荷，保护飞轮轴系等关键部件不受损伤，另一方面，可以为隔振系统在轨工作时提供一定的阻尼，保证在轨隔振的效果。
阻尼单元11由上盖2、下盖3、芯柱4、极低刚度阻尼元件，低刚度阻尼元件，高刚度阻尼元件组成，如图4所示。
阻尼单元11的上盖2通过其内径的内螺纹与下盖3外径的外螺纹连接。芯柱4的一端从上盖2顶部的圆柱孔穿出，与挠性框体1连接，挠性框体1的变形可通过芯柱4传递至阻尼单元11中。芯柱4上加工有环状凸缘，环状凸缘的外壁与下盖3之间留有间隙，芯柱4的端面与下盖3之间留有间隙，保证阻尼元件变形情况下芯柱不会与下盖3发生接触碰撞。上盖2、下盖3和芯柱4为三种不同刚度的阻尼元件提供了上、下两个圆柱形安装空间。三种不同刚度的阻尼元件的布置方式如下：
1)极低刚度阻尼元件的内圆柱面均与芯柱4的外圆柱面接触，外圆柱面均与低刚度阻尼元件的内圆柱面接触；极低刚度阻尼元件的一个端面与芯柱4的环状凸缘的端面接触，另一个端面与高刚度阻尼元件的一个端面接触；
2)高刚度阻尼元件的内圆柱面均与芯柱4的外圆柱面接触，外圆柱面均与低刚度阻尼元件的内圆柱面接触；高刚度阻尼元件9的一个端面与上盖2顶部的内平面接触，另一个端面与极低刚度阻尼元件5的一个端面接触；高刚度阻尼元件10的一个端面与下盖3底部的内平面接触，另一个端面与极低刚度阻尼元件6的一个端面接触；
3)低刚度阻尼元件的内圆柱面与极低刚度阻尼元件、高刚度阻尼元件的外圆柱面接触；低刚度阻尼元件的外圆柱面均与下盖3的内圆柱面接触；低刚度阻尼元件的一个端面与芯柱4的环状凸缘的端面接触；低刚度阻尼元件7的另一个端面与上盖2顶部的内平面接触，低刚度阻尼元件8的另一个端面与下盖3底部的内平面接触。
4)极低刚度阻尼元件5、高刚度阻尼元件9的安装总高度与低刚度阻尼元件7的安装高度相同；极低刚度阻尼元件6、高刚度阻尼元件10的安装总高度与低刚度阻尼元件8的安装高度相同。
三种不同刚度的阻尼元件的功能如下：低刚度阻尼元件为隔振器在轨工作提供阻尼，高刚度阻尼元件用于提供隔振器发射段的主要刚度和阻尼，消耗发射段较大载荷的振动能量，避免挠性框体1和飞轮12发生损伤。极低刚度阻尼元件作为芯柱4与高刚度阻尼元件的过渡元件，一方面，可有效避免芯柱4与高刚度阻尼元件发生接触变形所导致高刚度阻尼元件的刚度引入隔振系统，影响隔振效果；另一方面，隔振器在发射段工作时，可作为大变形的缓冲元件，避免隔振器框体发生损伤。
阻尼单元11的安装角度θ、安装半径r，会影响隔振器-飞轮12系统的模态频率、频率分散度和模态振型。在确定挠性框体1的刚度ks后，可以确定阻尼单元11的低刚度阻尼元件的刚度kl，按照kl＝(0.1～0.3)ks进行选取。对于极低刚度阻尼元件的刚度kel，按照kel＝(0.4～0.6)kl进行选取。
安装角度θ的取值范围具体为0＜θ＜45°，安装半径r的取值下限为挠性框体1的安装凸台半径rt(rt＝dt/2),安装半径r的取值上限为挠性框体1直径d的一半与上盖2半径rz在下板22上的投影长度L(L＝rz cosθ)之差，即安装半径r的取值范围为rt～(r1-L)，r1＝d/2。
安装角度θ和安装半径r的实际取值是在已确定挠性框体1的结构参数和刚度ks、极低刚度阻尼元件的刚度kel、低刚度阻尼元件的刚度kl基础上，按照在轨隔振前六阶模态频率范围要求，以频率分散度最小为优化目标，通过仿真迭代优化得到。
高刚度阻尼元件刚度的确定方法，具体为基于三维建模软件(如UG，Solidworks等)，建立隔振器-飞轮12等效质量单元系统的三维模型，在已确定隔振器中框体结构参数、阻尼单元结构和安装参数、低刚度阻尼元件和极低刚度阻尼元件刚度参数条件下，将高刚度阻尼元件的刚度kh进行参数化，按照实际飞轮产品发射段正弦力学试验条件，挠性框体1的等效应力安全系数最高为目标，对阻尼单元中的高刚度阻尼单元的刚度kh进行循环迭代优化，得到满足发射段抗力学要求和等效应力安全系数裕度的高刚度阻尼单元9和10的刚度kh参数取值。
以研制的某型飞轮隔振器为例，要求隔振器-飞轮系统的在轨隔振前六阶模态频率范围为20～40Hz，通过仿真优化设计得到：挠性框体1的外径d为190mm、连接板23的角度β为22°、连接板23的高度h为28mm、上板21、下板22和连接板23的厚度b为1.8mm，阻尼单元11的安装角度θ为27°，安装半径r为74mm。
隔振器的工作原理是：在发射段，飞轮承受较大的冲击及随机振动载荷，与飞轮通过螺栓连接的挠性框体1被飞轮带动做较大变形量的往复运动。由于挠性框体1与芯柱4通过螺钉连接，芯柱4也随挠性框体1往复运动，从而使极低刚度阻尼元件，以及低刚度阻尼元件产生形变。由于发射段载荷较大，高刚度阻尼元件也会在极低刚度阻尼元件作用下发生形变。高刚度阻尼元件与低刚度阻尼元件并联增大了系统刚度，不仅能够抵抗发射段大载荷起到保护飞轮的作用，而且可以避免在大载荷下挠性框体1发生损伤而失效。飞轮在轨运转过程中，隔振器-飞轮系统的刚度主要由挠性框体1提供，与挠性框体1连接的芯柱4在飞轮运转产生的振动作用下作微小往复运动，挤压极低刚度阻尼元件以及低刚度阻尼元件，使其消耗振动能量，保证了隔振器的在轨隔振效果。
基于挠性框体的飞轮隔振器，通过创新的挠性框体结构，在保证隔振性能的前提下，极大地降低了隔振器的重量和体积，解决了传统采用开槽弹簧的飞轮隔振器在隔振性能和隔振器重量和体积间的矛盾问题。此外，通过三类不同刚度的阻尼单元的合理匹配设计，实现了双向隔振，取得了良好的隔振效果，为飞轮隔振器的在轨应用提供重要技术方案，具有结构简单、体积小、重量轻、隔振效率高的特点，应用前景广阔。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (5)
1.一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，其特征在于，包括：挠性框体(1)和阻尼单元(11)；
挠性框体(1)为一体式结构，包括：上板(21)、下板(22)和连接板(23)；
上板(21)和下板(22)的边缘通过多个周向均布的连接板(23)连接；阻尼单元(11)的两端分别连接上板(21)和下板(22)；阻尼单元(11)的安装位置与连接板(23)位置对应，连接板(23)位于阻尼单元(11)的外侧；
上板(21)上设置有用于与飞轮(12)连接的安装接口，下板(22)上设置有用于与飞轮安装支架(13)连接的安装接口；上板(21)上的安装接口与下板(22)上的安装接口位置配合；
上板(21)、下板(22)和连接板(23)的厚度取值范围为1～4mm，材料为铝合金；
阻尼单元(11)的安装轴与挠性框体(1)的轴线呈一定安装角度θ，安装角度θ的取值范围具体为0＜θ＜45°；
阻尼单元(11)包括：上盖(2)、下盖(3)、芯柱(4)和阻尼元件；
阻尼元件包括：极低刚度阻尼元件、低刚度阻尼元件和高刚度阻尼元件；极低刚度阻尼元件和高刚度阻尼元件套装在芯柱(4)上，极低刚度阻尼元件贴靠在环状凸缘的端面上；低刚度阻尼元件套装在极低刚度阻尼元件和高刚度阻尼元件的外侧；
极低刚度阻尼元件与高刚度阻尼元件轴线长度的和值等于低刚度阻尼元件的轴向长度；
极低刚度阻尼元件与低刚度阻尼元件径向厚度的和值大于环状凸缘的径向厚度；
上盖(2)和下盖(3)为筒状结构，上盖(2)和下盖(3)套装在芯柱(4)上，芯柱(4)的一端伸出上盖(2)并连接上板(21)；下盖(3)的外端面加工有用于与下板(22)连接的凸台结构；上盖(2)和下盖(3)之间通过螺纹连接；
芯柱(4)上加工有环状凸缘，芯柱(4)上套装有两套阻尼元件，两套阻尼元件之间通过所述环状凸缘间隔；
环状凸缘的外壁与下盖(3)之间留有间隙，芯柱(4)的端面与下盖(3)之间留有间隙。
2.根据权利要求1所述的一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，其特征在于，
所述极低刚度阻尼元件、低刚度阻尼元件和高刚度阻尼元件的材料为粘弹性阻尼材料或金属橡胶材料。
3.根据权利要求2所述的一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，其特征在于，所述极低刚度阻尼元件刚度kel＝(0.4～0.6)kl；kl为低刚度阻尼元件的刚度。
4.根据权利要求3所述的一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，其特征在于，所述低刚度阻尼元件刚度kl＝(0.1～0.3)ks，ks为挠性框体(1)的刚度。
5.根据权利要求1所述的一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，其特征在于，所述下板(22)上加工有与飞轮(12)安装面直径dt相同的安装凸台；
所述下盖(3)与下板(22)连接点到下板(22)轴线的距离作为安装半径r，安装半径r的取值范围为rt到(r1-L)；
其中，rt＝dt/2，r1为挠性框体(1)外径的一半，L＝rz cosθ，rz为上盖(2)的半径，θ为阻尼单元(11)的安装轴与挠性框体(1)轴线之间的安装角度。
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