衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置制造方法
【專利摘要】本發明提供了一種衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，包括上平臺、襯套、下轉接件、下平臺、定片、阻尼層、動片、隔振器和上轉接件，上平臺沿圓周方向有三個均勻分布的梯形角，梯形角上有若干直徑為3.3mm的第一光孔用于和上轉接件連接；下平臺沿圓周方向有三個均勻分布的凹槽用于和下轉接件連接；上轉接件、隔振器、動片、阻尼層、定片和襯套組合成為隔振器組件，隔振器組件共有三個，三個隔振器組件的三根軸線匯交于一點，匯交點位于上平臺上方；上平臺和下平臺通過下轉接件、隔振器組件連接；阻尼層夾在定片和動片之間。本發明能夠顯著降低飛輪在軌運行時引發的微振動響應，保證星上高精度敏感載荷在軌運行時的穩定性、可靠性和安全性。
【專利說明】
衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種隔振裝置，具體地，涉及一種衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置。
【背景技術】
[0002]隨著我國衛星向著高精度、高穩定性、長壽命方向發展，其搭載的敏感載荷對平臺的微振動環境要求越來越高。國外研究發現，飛輪微振動是影響衛星有效載荷性能指標的主要因素，因此抑制飛輪引起的微振動顯得十分迫切。常用的飛輪微振動控制方法有阻尼減振、吸振、結構剛化、隔振等等。阻尼減振只有在共振時效果明顯；結構剛化會增加衛星質量；吸振的減振帶寬較窄；隔振則主要針對少方向的振動進行抑制，多向振動抑制難題尚未解決。
[0003]對于上述缺陷，若能夠提供一種衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置即可有效解決上述問題。經現有技術的文獻檢索發現，目前還沒有用于衛星飛輪的會聚式隔振裝置，該種會聚式隔振裝置的設計約束主要包括三個方面:一是要降低衛星在軌運行時飛輪在六個方向上的振動；二是要實現結構的輕量化設計和包絡尺寸的優化設計，節省整星資源；三是要用會聚式隔振裝置代替原有的飛輪支架，減低成本。為此，提供一種多向減振、質量輕、尺寸小、制造容易、成本較低、性能優異的衛星飛輪用會聚式隔振裝置，成為業內亟待解決的問題。
【發明內容】
[0004]針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其能夠顯著降低飛輪在軌運行時引發的微振動響應，保證星上高精度敏感載荷在軌運行時的穩定性、可靠性和安全性。
[0005]根據本發明的一個方面，提供一種衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，包括上平臺、襯套、下轉接件、下平臺、定片、阻尼層、動片、隔振器和上轉接件，上平臺沿圓周方向有三個均勻分布的梯形角，梯形角上有若干直徑為3.3^的第一光孔用于和上轉接件連接；下平臺沿圓周方向有三個均勻分布的凹槽用于和下轉接件連接；上轉接件、隔振器、動片、阻尼層、定片和襯套組合成為隔振器組件，隔振器組件共有三個，三個隔振器組件的三根軸線匯交于一點，匯交點位于上平臺上方；上平臺和下平臺通過下轉接件、隔振器組件連接；阻尼層夾在定片和動片之間。
[0006]優選地，所述上平臺上表面有六個直徑為8.5^的第二光孔用于和一個衛星飛輪連接。
[0007]優選地，所述下平臺上有十個直徑為6.5臟的階梯孔用于和衛星蜂窩板連接。
[0008]優選地，所述隔振器組件在上平臺上的分布半徑為25臟?125臟。
[0009]優選地，所述三個隔振器組件的軸線與上平臺的夾角為30。?150。。
[0010]優選地，所述隔振器采用多槽型空心金屬圓柱的構型。
[0011〕 優選地，所述阻尼層采用阻尼材料。
[0012]優選地，所述下轉接件、定片和動片都采用金屬材料。
[0013]優選地，所述上平臺、襯套、下平臺、隔振器和上轉接件都采用金屬材料制成。
[0014]本發明的會聚式隔振裝置采用數值優化和結構優化理念設計而成，在保證及提升設計性能的前提下實現了輕量化和六個方向的振動抑制功能。與現有技術相比，本發明具有以下有益效果:
[0015]首先，本發明的衛星飛輪用會聚式隔振裝置從飛輪減振的實際需求出發，可同時對飛輪六個方向上的振動進行抑制，減振效果在80%以上，性能優異。
[0016]其次，本發明的衛星飛輪用會聚式隔振裝置采用數值優化和結構優化設計理念，可代替飛輪原有支架，具有質量輕、尺寸小、結構簡單、裝配方便、制造成本低等優點。
[0017]最后，本發明的衛星飛輪用會聚式隔振裝置，只要對隔振彈簧、阻尼層、上平臺以及下平臺的相關尺寸進行適應性修改，就可以滿足不同型號衛星飛輪的減振需求，具有較高的通用性，應用前景廣闊。
[0018]經過模態、振動等試驗證明，本發明的衛星飛輪用會聚式隔振裝置達到了減振性能優異、質量輕、尺寸小、結構簡單、制造成本低的目的，只要對各尺寸進行適應性修改，就能實現對不同型號衛星飛輪進行振動控制的目的，從而提高了該會聚式隔振裝置的適應性，解決衛星在軌運行時飛輪振動響應大的技術問題。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0019]通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發明的其它特征、目的和優點將會變得更明顯:
[0020]圖1為本發明衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置的結構示意圖；
[0021]圖2為本發明衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置的剖視圖；
[0022]圖3為本發明衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置與衛星飛輪的安裝示意圖。
[0023]圖中:1為上平臺，2為襯套，3為下轉接件，4為下平臺，5為13螺釘，6為12螺釘，7為定片，8為阻尼層，9為動片，10為隔振器，11為上轉接件，12為衛星飛輪。
【具體實施方式】
[0024]下面結合具體實施例對本發明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術人員進一步理解本發明，但不以任何形式限制本發明。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發明的保護范圍。
[0025]如圖1至圖3所示，本發明衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置包括上平臺1、襯套
2、下轉接件3、下平臺4、定片7、阻尼層8、動片9、隔振器10和上轉接件11，上平臺1沿圓周方向有三個均勻分布的梯形角16，梯形角上有若干直徑為3.3臟的第一光孔17用于和上轉接件11連接；下平臺4沿圓周方向有三個均勻分布的凹槽18用于和下轉接件3連接；上轉接件11、隔振器10、動片9、阻尼層8、定片7和襯套2組合成為隔振器組件，隔振器組件共有三個，三個隔振器組件的三根軸線匯交于一點，匯交點位于上平臺1上方；上平臺1和下平臺4通過下轉接件3、隔振器組件連接；阻尼層8夾在定片7和動片9之間。
[0026]上平臺1上表面有六個直徑為8.5111111的第二光孔19用于和一個衛星飛輪12固定連接。
[0027]進一步地，下平臺4上有十個直徑為6.5^的階梯孔20用于和衛星蜂窩板連接。
[0028]其中，上轉接件11、隔振器10、動片9、阻尼層8、定片7和襯套2組合成為隔振器組件，隔振器組件共有三個，三個隔振器組件的三根軸線匯交于一點，匯交點位于上平臺1上方，具體地，三根匯交的軸線是指三個襯套2的軸線；上平臺1和下平臺4通過下轉接件
3、隔振器組件連接，對衛星飛輪六個方向的振動進行抑制。
[0029]上轉接件11通過13螺釘5和上平臺1連接，隔振器10通過13螺釘5和上轉接件11連接，襯套2通過13螺釘5和隔振器10連接，動片9、定片7通過12螺釘6和隔振器10連接，阻尼層8夾在動片9、定片7中間。
[0030]進一步地，隔振器組件在上平臺1上的分布半徑為?如此可降低隔振裝置的頻帶寬度。
[0031]進一步地，三個隔振器組件的軸線與上平臺1的夾角為0，且0的取值為30。?150。，如此可以降低隔振裝置的頻帶寬度。
[0032]進一步地，隔振器10采用多槽型空心金屬圓柱的構型，用于隔離衛星飛輪的振動響應，阻止飛輪向衛星蜂窩板傳遞振動，降低飛輪引起的蜂窩板振動響應。
[0033]進一步地，阻尼層8采用阻尼材料，動片9在運動過程中使阻尼層8起到阻尼作用，用于抑制隔振系統共振峰附近的響應，以及衰減系統的高頻能量。
[0034]具體地，本發明衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置中的下轉接件3、定片7和動片9都采用1018附911型不銹鋼材料；上平臺1、襯套2、下平臺4、隔振器10和上轉接件11都采用2八1416型鋁合金材料制成；阻尼層8采用阻尼材料，如丁基橡膠。
[0035]本發明用來降低衛星在軌運行時飛輪轉動時引發的微振動響應，具體工作原理如下:本發明的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置通過3個隔振器降低飛輪六個方向的振動響應。
[0036]本發明的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置用于降低飛輪等振源在軌運行時引發的微振動響應，保證星上高精度敏感載荷在軌運行時的穩定性、可靠性和安全性，具有質量輕、尺寸小、結構簡單、裝配方便、制造成本低、適用性強等優點，具有較高的通用性。
[0037]以上對本發明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發明并不局限于上述特定實施方式，本領域技術人員可以在權利要求的范圍內做出各種變形或修改，這并不影響本發明的實質內容。
【權利要求】
1.一種衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，包括上平臺、襯套、下轉接件、下平臺、定片、阻尼層、動片、隔振器和上轉接件，上平臺沿圓周方向有三個均勻分布的梯形角，梯形角上有若干直徑為3.3mm的第一光孔用于和上轉接件連接；下平臺沿圓周方向有三個均勻分布的凹槽用于和下轉接件連接；上轉接件、隔振器、動片、阻尼層、定片和襯套組合成為隔振器組件，隔振器組件共有三個，三個隔振器組件的三根軸線匯交于一點，匯交點位于上平臺上方；上平臺和下平臺通過下轉接件、隔振器組件連接；阻尼層夾在定片和動片之間。
2.根據權利要求1所述的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，所述上平臺上表面有六個直徑為8.5mm的第二光孔用于和一個衛星飛輪連接。
3.根據權利要求1所述的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，所述下平臺上有十個直徑為6.5mm的階梯孔用于和衛星蜂窩板連接。
4.根據權利要求1所述的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，所述隔振器組件在上平臺上的分布半徑為25mm?125mm。
5.根據權利要求1所述的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，所述三個隔振器組件的軸線與上平臺的夾角為30°?150°。
6.根據權利要求1所述的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，所述隔振器采用多槽型空心金屬圓柱的構型。
7.根據權利要求1所述的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，所述阻尼層采用阻尼材料。
8.根據權利要求1所述的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，所述下轉接件、定片和動片都采用金屬材料。
9.根據權利要求1所述的衛星飛輪用微振動會聚式隔振裝置，其特征在于，所述上平臺、襯套、下平臺、隔振器和上轉接件都采用金屬材料制成。
【文檔編號】F16F15/315GK104373503SQ201410588435
【公開日】2015年2月25日 申請日期:2014年10月28日 優先權日:2014年10月28日
【發明者】虞自飛, 周徐斌, 申軍烽, 滿孝穎, 黃俊杰, 石新宇 申請人:上海衛星工程研究所