基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置的制造方法
【专利摘要】本发明提供一种基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，该隔振装置主要由安装平台、折叠梁隔振单元和安装基础等部件组成。隔振装置安装在航天器飞轮与航天器本体结构之间，在不影响航天器飞轮姿态控制性能的前提下，用于减小飞轮在工作过程中产生的附加高频微振动扰动对航天器平台稳定度和精度的影响，降低星载敏感载荷的工作环境噪声。
【专利说明】
基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置
技术领域
[0001] 本发明涉及航天器结构振动被动隔振技术领域，具体的涉及一种基于折叠梁结构 的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置。
【背景技术】
[0002] 航天器的高姿态稳定度是确保高分辨率成像的关键之一。作为航天器姿态控制系 统的重要执行机构，航天器飞轮一直处于高速旋转状态，由于转子不平衡、轴承缺陷、驱动 电机输出力矩脉动等因素，使其在输出正常姿态控制力矩的同时也伴随着输出与其转速相 关的同频和高次谐波扰动力，是导致卫星平台颤振的主要原因之一，严重影响了航天器姿 态稳定精度，降低星载敏感载荷(如相机等)的成像质量。
[0003] 然而，要通过进一步提高航天器飞轮转子的制造工艺，或改进原有结构的设计方 法来减小航天器飞轮的扰动力输出，不仅需要耗费巨大的人力、财力和物力，短时间内难以 实现，而且会增加航天器飞轮结构的复杂性，使其可靠性降低。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的在于提供一种基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振 装置，该发明解决了现有航天器飞轮在运行的同时还会输出扰动力的技术问题。
[0005] 本发明提供一种基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，包括用 于支承航天器飞轮的安装平台、多个用于缓冲航天器飞轮所产生扰动力的隔振单元和多个 用于支承航天器飞轮的支承单元，安装平台的一面安装于航天器飞轮的底面上，另一面与 隔振单元相连接;支承单元的一面与隔振单元相连接，另一面与航天器舱体相连接;隔振单 元为由弹性材料制成的折叠梁结构，隔振单元绕航天器飞轮的中心轴线对称分布，隔振单 元中心轴与基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置中心轴成锐角设置。
[0006] 进一步地，隔振单元包括用于与安装平台相连接的平台安装件、折叠梁和用于与 支承单元相连接的支承安装件，折叠梁的两端分别连接平台安装件和支承安装件。
[0007] 进一步地，折叠梁包括依序头尾相接的第一梁、第二梁、第三梁、第四梁、第五梁、 第六梁和第七梁，第一梁的第一端与支承安装件相连接，第七梁的尾端与平台安装件相连 接;各双数梁的长度相等且均大于各单数梁的长度。
[0008] 进一步地，隔振单元由尼龙制成。
[0009] 进一步地，隔振单元共四个，按正方形构型对称布置在安装平台的四边。
[0010]进一步地，平台安装件为倾斜设置于折叠梁一端的表面设有多个通孔的平板。
[0011] 进一步地，安装平台包括矩形平台本体和设置于平台本体四周侧壁上的多个倾斜 安装块，倾斜安装块一面为平面与平台本体的四周侧壁相连接，伸出平台本体外的一侧设 有用于与平台安装件相连接的斜安装面。
[0012] 进一步地，支承安装件的两端对称设有插入板，插入板上开设通槽。
[0013] 进一步地，支承单元包括支承本体，支承本体面向航天器用隔振装置的一侧上设 有安装斜面，靠近安装斜面的支承本体上开设调整槽，调整槽与插入板上开设通槽对齐安 装。
[0014] 本发明的技术效果：
[0015] 本发明提供基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置通过在航天 器飞轮安装面上附加一套隔振装置，阻隔航天器飞轮高频扰动力向航天器本体其它部分的 传递，从而实现对飞轮扰动输出的阻隔，降低飞轮运行过程中产生的扰动对航天器上其他 器件的影响，提高航天器姿态稳定精度。
[0016] 本发明提供对的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置可在将 航天器飞轮产生的姿态控制力矩传递到航天器本体上的同时隔离航天器飞轮产生的微振 动扰动力。本发明提供的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置体积、质 量小，对航天器原有结构附加影响小，且无需附加能源，容易实现。
[0017] 具体请参考根据本发明的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装 置提出的各种实施例的如下描述，将使得本发明的上述和其他方面显而易见。
【附图说明】
[0018] 图1是本发明优选实施例基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置 使用状态不意图；
[0019] 图2是本发明优选实施例基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置 使用状态分解示意图；
[0020] 图3是本发明优选实施例基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置 安装于航天器状态示意图；
[0021 ]图4是本发明优选实施例隔振单元立体示意图；
[0022] 图5是本发明优选实施例隔振单元主视示意图；
[0023] 图6是本发明优选实施例安装平台安装状态主视示意图；
[0024] 图7是本发明优选实施例安装平台立体示意图；
[0025] 图8是本发明优选实施例支承单元立体示意图；
[0026] 图9是本发明优选实施例基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置 有限元模型示意图；
[0027] 图10是本发明优选实施例验证算例中耦合系统的频率随着飞轮转速的变化示意 图，坎贝尔图；
[0028] 图11是本发明优选实施例验证算例中安装基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自 由度被动隔振装置前后的航天器飞轮径向扰动力示意图，其中a)表示安装基于折叠梁结构 的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置之前航天器飞轮径向扰动力示意图；图b)表示安装 基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置后航天器飞轮径向扰动力示意图；
[0029] 图12是本发明优选实施例验证算例中安装基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自 由度被动隔振装置前后的航天器飞轮轴向扰动力示意图，其中a)表示安装基于折叠梁结构 的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置之前航天器飞轮轴向扰动力示意图；图b)表示安装 基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置后航天器飞轮轴向扰动力示意图；
[0030] 图13是本发明优选实施例验证算例中安装基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自 由度被动隔振装置前后的航天器飞轮径向基频扰动力示意图，其中a)表示安装基于折叠梁 结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置之前航天器飞轮径向基频扰动力地面测试结 果示意图；图b)表示安装基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置后航天器 飞轮径向基频扰动力仿真结果示意图。
[0031] 图例说明：
[0032] 100、航天器飞轮;210、安装平台；211、倾斜安装块;212、平台本体;220、隔振单元； 221、支承安装件;222a、第一梁；222b、第二梁;222c、第三梁;222d、第四梁；222e、第五梁； 222f、第六梁；222g、第七梁;223、平台安装件;230、支承单元;231、支承本体;232、安装斜 面;233、调整槽;300、安装块。
【具体实施方式】
[0033] 构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实 施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
[0034] 参见图1，本发明提供的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置 设置于航天器飞轮1〇〇与航天器舱体之间。飞轮安装于该隔振装置上，该隔振装置再与航天 器舱体相连接，从而实现飞轮在高速旋转过程中产生的扰动力不会直接传导至航天器上。 从而减少了飞轮使用过程中扰动对航天器上其他器件的干扰作用。提高了飞轮使用过程中 航天器的各项性能。
[0035] 参见图2~3,本发明提供的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装 置用于支承航天器飞轮1〇〇的安装平台210、多个用于缓冲航天器飞轮100所产生扰动力的 隔振单元220和多个用于支承航天器飞轮100的支承单元230,安装平台210的一面安装于航 天器飞轮100的底面上，另一面与隔振单元220相连接;支承单元230的一面与隔振单元220 相连接，另一面与航天器舱体相连接;隔振单元220由弹性材料制成的折叠梁结构，隔振单 元220绕航天器飞轮100的中心轴线对称分布，隔振单元220中心轴与基于折叠梁结构的航 天器飞轮用多自由度被动隔振装置中心轴成锐角设置
[0036] 将飞轮固定在安装平台210上，而安装平台210由绕飞轮中心轴线对称分布的四个 低刚度（即弹性材料)折叠梁隔振单元220支承。每个折叠梁隔振单元220由七段弹性短梁组 成，可以使得隔振装置实现指定的隔振性能，满足不同类型航天器飞轮100的隔振需求。此 外，由于折叠梁隔振单元220绕飞轮中心轴线对称分布，隔振装置的刚度中心位于该中心轴 线上，因此，可通过调整隔振单元220的安装角度，实现系统的径向平动和摇摆运动的解耦。 此处弹性材料可以为尼龙、聚四氯乙烯等具有弹性的高分子材料。
[0037] 参见图4~5优选的，隔振单元220包括用于与安装平台210相连接的平台安装件 223、折叠梁和用于与支承单元230相连接的支承安装件221，折叠梁的两端分别连接平台安 装件223和支承安装件221。通过折叠梁连接航天器舱体和飞轮，能将飞轮运行时产生的扰 动缓冲分散，而不是直接传导至航天器舱体上。
[0038] 平台安装件223为可以与安装平台210匹配的安装构件，优选的参见图4,平台安装 件223为倾斜设置于折叠梁一端的表面设有多个通孔的平板。支承安装件221为可以与支承 单元230匹配安装的构件，优选的，参见图4,支承安装件221的两端对称设有插入板，插入板 上开设通槽。该通槽在插入板上延伸形成长通孔。
[0039] 参加图5,优选的，折叠梁包括依序头尾相接的第一梁222a、第二梁222b、第三梁 222c、第四梁222d、第五梁222e、第六梁222f和第七梁222g，第一梁222a的第一端与支承安 装件221相连接，第七梁222g的尾端与平台安装件223相连接，各双数梁的长度相等且均大 于各单数梁的长度。即第一梁222a、第三梁222c、第五梁222e和第七梁222g的长度相等。第 二梁222b、第四梁222d和第六梁222f的长度相等。且第一梁222a的长度小于第二梁222b，以 此类推。采用这种结构，再配合隔振单元220的安装角度，能有效分散飞轮运行时产生的扰 动。可以改变航天器飞轮100与隔振装置组成的整体系统的频率响应曲线，使航天器飞轮 100产生的高频扰动经过隔振装置后传递到航天器本体的扰动力大为衰减。隔振单元220的 通过其弯曲的构型，在有限的空间范围内增加了梁的长度，从而达到降低隔振单元220刚度 的目的。
[0040] 优选的，隔振单元220由尼龙制成。此时隔振效果达到最优。
[0041] 优选的，隔振单元220共四个，按正方形构型对称布置在安装平台210的四边。
[0042] 参见图6~7,优选的，安装平台210包括矩形平台本体212和设置于平台本体212四 周侧壁上的多个倾斜安装块211，倾斜安装块211-面为平面与平台本体212的四周侧壁相 连接，伸出平台本体212外的一侧设有用于与隔振单元220相连接的斜安装面。采用该结构 一方面平台本体212的顶面设有平台可以与飞轮相连接，并用于安装飞轮，同时平台本体 212侧壁上的倾斜安装块211为倾斜设置隔振单元220提供安装平面。安装平台210为铝合金 材料，且其上设有多个镂空结构，降低质量适于星上使用。
[0043] 参见图8,支承单元230包括支承本体231，支承本体231面向本发明提供的航天器 用隔振装置的一侧上设有安装斜面232,靠近安装斜面232的支承本体231上开设调整槽 233。安装斜面232与支承安装件221的安装面相平行匹配，支承安装件221上的通槽与调整 槽233对齐，便于调整隔振单元220的安装位置。为便于支承单元230与舱体连接，支承本体 231设置于安装板上，安装板通过安装块300与航天器舱体相连接。
[0044] 为了验证隔振装置的效果，针对某型航天器飞轮设计和研制隔振装置。该航天器 飞轮的转速范围为0-6000rev/分钟，最大工作转速为6000rev/分钟。建立隔振装置与航天 器飞轮的一体化动力学模型如下所示，
[0045]
[0046] 其中，ps表示隔振装置中航天器飞轮安装平台运动位移，则t和氛分别表示运动 速度和加速度;系统矩阵M、C、G和K分别为飞轮与隔振装置耦合系统的质量、阻尼、陀螺效应 和刚度矩阵，可以表示如下：
[0047]
[0048] 其中，隔振装置通过有限元方法离散，得到如图9所示的有限元模型。利用所建模 型，对耦合系统进行结构动力学特性分析和隔振装置的隔振性能分析。表1分别为通过仿真 计算和试验测试得到耦合系统的结构固有频率和模态。最大误差为沿着转子自转轴方向的 弹跳模态，这主要是由于本实验为地面试验，转子自转轴轴方向与重力方向平行，受到重力 的影响，结构发生变形，从而影响了系统的固有频率。除此之外，其他方向的固有频率的仿 真结果与测试结果非常接近，证明了本发明所建立的耦合系统动力学模型的正确性。表格 中频率单位为Hz。
[0049] 表1仿真计算和试验测试得到耦合系统的结构固有频率和模态结果表
[0050]
[0051] 耦合系统的频率随着飞轮转速的变化情况(即坎贝尔图）如图10所示。
[0052] 安装本发明提供的隔振装置后，在反作用飞轮0~600〇reV/分钟的转速范围内，如 图11和图12所示，航天器飞轮的径向扰动力和航天器飞轮的轴向扰动力均得到有效抑制， 说明本发明提供的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置的隔振效果非 常好。特别是对高频部分的倍频扰动隔振效果非常明显，低频范围内的基频扰动也得到改 善。参见图13,对于基频扰动力，在3000rev/分钟处，无隔振时的径向输出扰动力为1.972N， 而安装本发明提供的航天器用隔振装置后径向扰动力为0.1295N，隔振效率可达90%以上。
[0053] 本发明结构简单、对飞轮高频颤振扰动力衰减效果显著，且无需外部能源供应，适 合对功耗要求严格的太空环境。
[0054] 本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行 若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明 书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性 的。本发明并不限于所公开的实施例。
[0055] 通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以 理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语"包括"不排除其他步骤或元素， 而不定冠词"一个"或"一种"不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的 事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对 本发明的范围的限制。
【主权项】
1. 一种基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，其特征在于，包括用 于支承所述航天器飞轮的安装平台、多个用于缓冲所述航天器飞轮所产生扰动力的隔振单 元和多个用于支承所述航天器飞轮的支承单元，所述安装平台的一面安装于航天器飞轮的 底面上，另一面与所述隔振单元相连接； 所述支承单元的一面与所述隔振单元相连接，另一面与所述航天器舱体相连接； 所述隔振单元为由弹性材料制成的折叠梁结构，所述隔振单元绕所述航天器飞轮的中 心轴线对称分布，所述隔振单元中心轴与所述基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被 动隔振装置中心轴成锐角设置。2. 根据权利要求1所述的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，其 特征在于，所述隔振单元包括用于与所述安装平台相连接的平台安装件、所述折叠梁和用 于与所述支承单元相连接的支承安装件，所述折叠梁的两端分别连接所述平台安装件和所 述支承安装件。3. 根据权利要求1或2所述的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置， 其特征在于，所述折叠梁包括依序头尾相接的第一梁、第二梁、第三梁、第四梁、第五梁、第 六梁和第七梁，第一梁的第一端与所述支承安装件相连接，第七梁的尾端与所述平台安装 件相连接;各双数梁的长度相等且均大于各单数梁的长度。4. 根据权利要求3所述的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，其 特征在于，所述隔振单元由尼龙制成。5. 根据权利要求3所述的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，其 特征在于，所述隔振单元共四个，按正方形构型对称布置在安装平台的四边。6. 根据权利要求2所述的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，其 特征在于，所述平台安装件为倾斜设置于所述折叠梁一端的表面设有多个通孔的平板。7. 根据权利要求6所述的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，其 特征在于，所述安装平台包括矩形平台本体和设置于所述平台本体四周侧壁上的多个倾斜 安装块，所述倾斜安装块一面为平面与所述平台本体的四周侧壁相连接，伸出所述平台本 体外的一侧设有用于与所述平台安装件相连接的斜安装面。8. 根据权利要求2所述的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，其 特征在于，所述支承安装件的两端对称设有插入板，所述插入板上开设通槽。9. 根据权利要求8所述的基于折叠梁结构的航天器飞轮用多自由度被动隔振装置，其 特征在于，所述支承单元包括支承本体，支承本体面向所述航天器用隔振装置的一侧上设 有安装斜面，靠近安装斜面的支承本体上开设调整槽，所述调整槽与所述插入板上开设通 槽对齐安装。
【文档编号】B64G1/38GK105857642SQ201610227174
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年4月13日
【发明人】罗青, 李东旭, 魏展基
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学