CN203512061U - 一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构 - Google Patents

Abstract

一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构，将空间飞行器和运载器连接起来，包括：阻尼平垫、阻尼套筒、限位衬套、垫片、螺栓、螺母和连接框；空间飞行器的安装法兰上和连接框一端法兰上均有通孔，螺栓依次穿过空间飞行器的通孔、限位衬套、连接框一端法兰上的通孔和垫片，将空间飞行器和连接框固定连接在一起，连接框另一端与运载器固定连接；限位衬套包括两部分，一部分为圆盘状，与空间飞行器的安装法兰贴合，另一部分为中空筒状，螺栓从中穿过，且该中空筒状部分穿过该通孔，中空筒状部分与所述通孔之间有阻尼套筒，在限位衬套圆盘状部分的下表面和连接框一端法兰的上表面之间装有阻尼平垫，连接框一端法兰的下表面和垫片之间也装有阻尼平垫。

Description

一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构

技术领域

本实用新型提供了一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构，属于空间飞行器结构减冲击技术领域。

背景技术

空间飞行器在与运载器分离等过程中，会伴随着因火工品起爆解锁而产生较大的冲击载荷；且依据小型化、轻型化设计理念，空间飞行器结构设计紧凑，使得冲击载荷传递路径较短，衰减较小，从而导致空间飞行器结构及单机设备均需承受较为恶劣的高频冲击环境。

由于小型空间飞行器与运载器直接对接，对接面无法安装减振器，因此对空间飞行器的整体减冲提出了限制。因此，传统的减冲击设计实用新型中，通常是在各单机设备处采用单机减振器而达到局部减振缓冲的效果，但此种实用新型存在由于安装减振器而影响产品安装精度及产品散热问题。本实用新型提出了整体减冲击实用新型，在小型空间飞行器与运载器之间增加转接框结构，并布置多个减振器，为飞行器环境改善提出了崭新的设计思路。

目前国内外已公开发表的非专利文献和专利文献中，均未发现有与该课题研究内容完全相同的文献报道。

实用新型内容

本实用新型的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构，解决小型空间飞行器结构及产品设备冲击环境较为恶劣的难题。

本实用新型的技术解决方案是：

一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构，将所述空间飞行器和运载器连接起来，包括：阻尼平垫、阻尼套筒、限位衬套、垫片、螺栓、螺母和连接框；

空间飞行器的安装法兰上和连接框一端的法兰上均打有通孔，螺栓依次穿过空间飞行器的安装法兰上的通孔、限位衬套、连接框一端法兰上的通孔和垫片，将空间飞行器和连接框固定连接在一起，连接框另一端与运载器固定连接；

限位衬套包括两部分，一部分为圆盘状，与空间飞行器的安装法兰贴合，另一部分为中空筒状，螺栓从中穿过，且该中空筒状部分穿过连接框一端法兰上的通孔，所述中空筒状部分与所述连接框一端法兰上的通孔之间有阻尼套筒，在限位衬套圆盘状部分的下表面和连接框一端法兰的上表面之间装有阻尼平垫，所述连接框一端法兰的下表面和垫片之间也装有阻尼平垫。

所述限位衬套的圆筒部分的轴线通过圆盘部分的圆心。

本实用新型与现有技术相比的有益效果是：

（1）本实用新型在空间飞行器与运载器间增加转接框结构，一方面增加了冲击载荷传递结构分离面，加大了冲击载荷传递距离，在一定程度上达到减冲作用；另一方面也为主结构与转接框之间布置减振器提供了空间条件。

（2）本实用新型提出了在飞行器与转接框间周向均匀布置多个非金属减振器（即本实用新型结构），减振器选用的材料、形式及尺寸合理，使得飞行器关键结构处的各向冲击响应降低了50%-60%，为各单机设备提供良好的动力学环境。

附图说明

图1为本实用新型结构示意图；

图2为本实用新型减冲击效果对比示意图。

具体实施方式

本实用新型的总体设计思路是在飞行器主结构与运载器对接面间增加转接框，并在飞行器主结构与转接框之间的螺栓连接处安装非金属减振器。增加转接框结构，在冲击载荷传递路径中增加了分离面，且加大了冲击载荷传递距离，从而在一定程度上削弱了冲击载荷；同时，为飞行器底部对接面布置减振器提供条件。另外，在飞行器主结构与转接框之间使用的非金属减振器选用高阻尼丁基橡胶材料，采用双侧双向安装方式，可同时有效减弱轴向及横向冲击载荷。

如图1所示，一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构，将所述空间飞行器8和运载器9连接起来，包括：阻尼平垫1、阻尼套筒2、限位衬套3、垫片4、螺栓5、螺母6和连接框7；阻尼平垫（1）和阻尼套筒（2）采用丁基橡胶材料制作。

空间飞行器8的安装法兰上和连接框7一端的法兰上均打有通孔，螺栓5依次穿过空间飞行器8的安装法兰上的通孔、限位衬套3、连接框7一端法兰上的通孔和垫片4，将空间飞行器8和连接框7固定连接在一起，连接框7另一端与运载器9固定连接。

限位衬套3包括两部分，一部分为圆盘状，与空间飞行器8的安装法兰贴合，另一部分为中空筒状，螺栓5从中穿过，且该中空筒状部分穿过连接框7一端法兰上的通孔，限位衬套3的圆筒部分的轴线通过圆盘部分的圆心，所述中空筒状部分与所述连接框7一端法兰上的通孔之间有阻尼套筒2，在限位衬套3圆盘状部分的下表面和连接框7一端法兰的上表面之间装有阻尼平垫1，所述连接框7一端法兰的下表面和垫片4之间也装有阻尼平垫1。

以某型空间飞行器为例，通过地面试验验证了本实用新型的减冲击效果。试验结果如图2所示，在未采取本实用新型结构的条件下，安装板上关键测点冲击响应谱最大值约为6000g，如图中曲线A所示；在采取复合阻尼减振方法后，安装板测点冲击响应谱的最大值约为2000g，如图中曲线B所示。由此可见，采用本实用新型结构使得飞行器关键结构处的各向冲击响应降低了50%-60%，为各单机设备提供良好的动力学环境。

Claims (3)

1.一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构，将所述空间飞行器（8）和运载器（9）连接起来，其特征在于包括：阻尼平垫（1）、阻尼套筒（2）、限位衬套（3）、垫片（4）、螺栓（5）、螺母（6）和连接框（7）；

空间飞行器（8）的安装法兰上和连接框（7）一端的法兰上均打有通孔，螺栓（5）依次穿过空间飞行器（8）的安装法兰上的通孔、限位衬套（3）、连接框（7）一端法兰上的通孔和垫片（4），将空间飞行器（8）和连接框（7）固定连接在一起，连接框（7）另一端与运载器（9）固定连接；

限位衬套（3）包括两部分，一部分为圆盘状，与空间飞行器（8）的安装法兰贴合，另一部分为中空筒状，螺栓（5）从中穿过，且该中空筒状部分穿过连接框（7）一端法兰上的通孔，所述中空筒状部分与所述连接框（7）一端法兰上的通孔之间有阻尼套筒（2），在限位衬套（3）圆盘状部分的下表面和连接框（7）一端法兰的上表面之间装有阻尼平垫（1），所述连接框（7）一端法兰的下表面和垫片（4）之间也装有阻尼平垫（1）。

2.根据权利要求1所述的一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构，其特征在于：所述限位衬套（3）的圆筒部分的轴线通过圆盘部分的圆心。

3.根据权利要求1或2所述的一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构，其特征在于：所述阻尼平垫（1）和阻尼套筒（2）采用丁基橡胶材料。

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