一种变参数卫星隔振器及隔振方法与流程

1.本发明涉及航天器力学技术领域，具体涉及一种变参数卫星隔振器及隔振方法。


背景技术：

2.卫星的力学环境条件主要由地面总装-试验条件、火箭发射条件以及在轨条件三方面组成。其中在火箭发射阶段，卫星要承受准静态过载、瞬态环境(各级火箭发动机点火的低频瞬态环境和星上火工品点火的高频瞬态环境)、随机振动、声环境等力学环境，此阶段力学环境复杂，振动特征多、频域宽、幅值大，应对不利会对卫星结构造成结构失稳、变形、断裂破坏，导致仪器设备、管路、线缆松动、脱落，电子器件性能参数出现漂移和超差甚至失效。卫星在轨工作时，多承受类周期振动环境，比如星载动量轮、控制力矩陀螺、太阳帆板驱动组件、天线转台等卫星旋转机构，特点是其工作转动速度各不相同，扰振幅值小、频率分布较宽，易引起结构耦合。
3.现有隔振装置针对卫星在火箭发射阶段和在轨工作阶段的隔振主要分为两类。第一种是以材料为核心的被动隔振装置，诸如硅橡胶隔振器、钢丝绳隔振器、钢丝弹簧隔振器等，被动隔振装置缺点是隔振效率低，只能针对一种或几种工况进行设计，通常只有一个固定的隔振频率(针对二阶系统)，阻尼比也为固定值；第二种是基于各种驱动方式的半主动、主动隔振装置，比如stewart机构、电磁机构等，缺点为结构复杂、昂贵、可靠性低，而且在卫星发射阶段使用受限。


技术实现要素：

4.因此，本发明要解决的技术问题在于克服上述现有技术中的缺陷，从而提供一种智能变参数卫星隔振器及隔振方法。
5.一种变参数卫星隔振器，包括热敏电阻、金属壳、电阻丝、填充聚合物、连接头、上固定支座、隔热组件、下固定支座和导线；
6.所述填充聚合物、连接头、上固定支座和下固定支座都为环形结构，所述连接头设有一通孔，连接头的外表面与上固定支座的内壁配合连接，上固定支座的外壁与填充聚合物上半部分的内壁配合连接，所述下固定支座的外壁与填充聚合物下半部分的内壁配合连接，下固定支座底部设有一通孔，该通孔与连接头上的通孔同轴，下固定支座的内壁与连接头的底部和填充聚合物上半部的底部围成螺栓安装腔体，所述填充聚合物的外壁设有金属壳，金属壳外部缠绕有电阻丝，电阻丝的外部设有至少一层隔热组件，所述热敏电阻的上表面与金属壳、填充聚合物和下固定支座的底部连接，卫星控制单元通过两根导线分别与热敏电阻和电阻丝连接，热敏电阻、电阻丝和卫星控制单元共同组成加热及测温回路对填充聚合物进行加热和测温。
7.进一步，所述填充聚合物为硅橡胶、丁基橡胶、环氧树脂或聚氨酯材料。
8.进一步，所述填充聚合物为硅橡胶，硅橡胶在加工时加入软化剂和增塑剂。
9.进一步，所述硅橡胶玻璃化转变温度范围为25℃-30℃，温度宽度δt＝5℃。
10.进一步，所述填充聚合物在高温环境下以液体的形式灌注在金属壳、连接头、上固定支座和下固定支座围成的金属型腔内冷却固化成型。
11.一种基于上述任一项所述变参数卫星隔振器的隔振方法，具体如下：首先进行地面试验，获得卫星旋转机构在工作转速模式下的转速-频率-幅值数据表，选定填充聚合物的材料并获得该材料在温度t1～t2范围的弹性模量e和阻尼比ζ，其中t1为卫星发射阶段温度，t2为变参数卫星隔振器的最高温度；将上述的两个数据表输入到隔振的数学模型，根据隔振的数学模型计算出卫星旋转机构每个转速要达到合理隔振指标所对应的弹性模量e和阻尼比ζ，获得温度t与卫星旋转机构转速ω对照表；卫星入轨后，卫星控制单元读取所述对照表和卫星旋转机构的转速ω，并根据当前卫星旋转机构的转速ω和对照表上的对应关系向电阻丝发射控温指令，需要加热时电阻丝对变参数卫星隔振器进行加热，热敏电阻采集填充聚合物的温度并将温度信号传递给卫星控制单元。
12.本发明的有益效果：
13.本发明的技术方案中的卫星控制单元可根据隔振需要，对隔振器中填充聚合物进行自主加热、采温控制，以获得隔振器的最佳弹性模量和阻尼比，在轨隔振不需要人工干预，实现完全自主工作，是一种智能化隔振，具有隔振效率高、稳定性好的特点，是一种质量轻、体积小、易操作且易于实现的隔振装置；
14.本发明中的填充聚合物可根据系统的隔振参数需求设计橡胶的材料特性，使得本隔振器适用范围广泛，可应用于卫星发射和在轨阶段的隔振，可安装在卫星上星载动量轮、控制力矩陀螺、太阳帆板驱动组件、天线转台等机构。
附图说明
15.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
16.图1为本发明变参数卫星隔振器的剖面图；
17.图2为变参数卫星隔振器和卫星旋转机构的装配图；
18.图3为硅橡胶材料阻尼和刚度曲线图；
19.图4为变参数卫星隔振器绝对传递率对比图；
20.图5为变参数卫星隔振器的工作流程。
21.附图标记说明：
22.1-热敏电阻；2-金属壳；3-电阻丝；
23.4-填充聚合物；5-连接头；6-上固定支座；
24.7-隔热组件；8-下固定支座；9-导线；
25.10-卫星旋转机构；11-变参数卫星隔振器；12-卫星控制单元。
具体实施方式
26.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术
人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
27.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
28.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
29.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
30.本发明具体针对目标是那些对外部振动敏感且又对外输出扰振的卫星旋转机构。本发明提出一种变参数隔振器，该装置可在卫星发射阶段隔振要求的同时，在轨阶段最大限度地衰减卫星旋转机构扰振力/力矩，为星上设备提供更加稳定的力学工作环境；
31.请参阅图1和图2，一种变参数卫星隔振器，包括热敏电阻1、金属壳2、电阻丝3、填充聚合物4、连接头5、上固定支座6、隔热组件7、下固定支座8和导线9；
32.所述填充聚合物4、连接头5、上固定支座6和下固定支座8都为环形结构，所述连接头5设有一通孔，连接头5的外表面与上固定支座6的内壁配合连接，上固定支座6的外壁与填充聚合物4上半部分的内壁配合连接，所述下固定支座8的外壁与填充聚合物4下半部分的内壁配合连接，下固定支座8底部设有一通孔，该通孔与连接头5上的通孔同轴，下固定支座8的内壁与连接头5的底部和填充聚合物4上半部的底部围成螺栓安装腔体，所述填充聚合物4的外壁设有金属壳2，金属壳2外部缠绕有电阻丝3，电阻丝3的外部设有至少一层隔热组件7，所述热敏电阻1的上表面与金属壳2、填充聚合物4和下固定支座8的底部连接，卫星控制单元12通过两根导线9分别与热敏电阻1和电阻丝3连接，热敏电阻1、电阻丝3和卫星控制单元12共同组成加热及测温回路对填充聚合物4进行加热和测温。填充聚合物4的弹性模量和阻尼比与温度相关，在地面试验阶段获得卫星旋转机构10在工作转速模式下的转速-频率-幅值数据表，选定填充聚合物4的材料并获得该材料在温度t1～t2范围的弹性模量e和阻尼比ζ数据表，其中t1为卫星发射阶段温度，t2为变参数卫星隔振器11的最高温度；将上述的两个数据表输入到隔振的数学模型，根据隔振的数学模型计算出卫星旋转机构10每个转速要达到合理隔振指标所对应的弹性模量e和阻尼比ζ，获得温度t与卫星旋转机构10转速ω对照表；卫星入轨后，卫星控制单元12读取所述对照表和卫星旋转机构10的转速ω，并根据当前卫星旋转机构10的转速ω和对照表上的对应关系向电阻丝3发射控温指令，需要加热时电阻丝3对变参数卫星隔振器11进行加热，热敏电阻1采集填充聚合物4的温度并将温度信号传递给卫星控制单元12；本发明通过卫星控制单元12在轨循环查询卫星旋转机构10转速ω，卫星控制单元12自动设定电阻丝3加热目标温度，最终实现智能隔振。该过程不需要人工干预，卫星入轨后可自动实现隔振需求。
33.变参数卫星隔振器的核心为填充聚合物4，填充聚合物4可以是硅橡胶、丁基橡胶、
环氧树脂或聚氨酯材料，本实施例中选用硅橡胶，硅橡胶材料是一类聚合物基复合材料，以橡胶聚合物作为基体材料，添加不同的配合体系、填料体系制作而成，其力学性能与材料的组成及微观结构密切相关。硅橡胶的分子主链由硅、氧原子构成，橡胶的耗能能力主要来源于分子链链段之间的摩擦作用，一方面，在对基体橡胶的硫化过程中，控制硫化剂的类型和含量，可改变交联网络结构和交联密度，随着交联密度的升高，材料的模量值增加而损耗因子下降；另一方面，在橡胶加工过程加入软化剂和增塑剂。增塑剂可调节橡胶的玻璃化转变温度，进而改善材料在工作温度附近的阻尼性能。可在橡胶分子中添加有机极性小分子，利用橡胶分子和小分子之间的相互作用，提高材料的阻尼，改善材料阻尼峰值的位置和宽度。因此，可根据系统的隔振参数需求，设计橡胶的材料特性，实现材料温度的与参数的对应关系。
34.本实施例中的硅橡胶玻璃化转变温度范围为25℃-30℃，温度宽度δt＝5℃。卫星发射阶段温度为t1(整流罩内温度上限值)，此时隔振器橡胶力学参数s1(t1,e1,ζ1)，即在整流罩温度环境温度下，材料弹性模量为e1，阻尼比为ζ1；卫星在轨时，隔振器的最高温度为t2，对应隔振器参数s2(t2,e2,ζ2)，此温度下材料弹性模量为e2，阻尼比为ζ2。存在如下关系e1》e2，ζ1《ζ2。卫星入轨后，可在t1～t2范围内调节隔振器温度，硅橡胶材料阻尼和刚度曲线如图3所示。
35.本变参数卫星隔振器安装在卫星旋转机构10与卫星平台之间，安装时，首先将隔振器下固定支座8与卫星平台连接，随后将卫星旋转机构10与隔振器上固定支座6连接，安装时采用标准力矩；卫星平台为隔振器提供机械安装接口和电路接口，并提供5v1a的加热电流，卫星旋转机构10在工作时，可产生与转速ω相关的扰振输出，表示为f(ω,ω)，扰振频率分布范围较宽，具有一定普遍性。
36.根据单自由度隔振系统传递率公式：
[0037][0038]
式中：ζ为阻尼比ζ＝c/cc，c为阻尼系数，cc为临界阻尼系数，λ频率比λ＝ωj/ωn，ωj激振频率，ωn为系统固有频率。t为隔振系统传递效率，t越小，隔振效率越高，效果越好。
[0039]
取图3中的橡胶材料参数s1(t1,e1,ζ1)、s2(t2,e2,ζ2)，设计的隔振系统固有频分别为ω
n1
、ω
n2
，由于e1》e2，那么对应隔振系统的固有频率ω
n1
》ω
n2
。将s1(t1,e1,ζ1)，s2(t2,e2,ζ2)，ω
n1
，ω
n2
参数带入式(1)中，隔振器绝对传递率对比如图4所示，适当控制硅橡胶使用温度，可使得t
s2
(t2，e2，ζ2)＜＜t
s1
(t1，e1，ζ1)，使系统隔振效率大幅提高。
[0040]
本变参数卫星隔振器的整体为热固性弹性体，在加工时，在高温状态下，将金属壳2、连接头5、上固定支座6和下固定支座8安装到模具的固定位置，将填充聚合物4以液体的形式灌注到金属壳2、连接头5、上固定支座6和下固定支座8围成的金属型腔内冷却固化成型，然后陆续将其他零部件安装，组装完毕后进行电阻丝3和热敏电阻1的性能测试。
[0041]
本变参数卫星隔振器还可应用在卫星上星载动量轮、控制力矩陀螺、太阳帆板驱动组件、天线转台等机构上。
[0042]
请参阅图5，本发明还包括一种基于上述任一项所述变参数卫星隔振器的隔振方法，具体如下：首先进行地面试验，获得卫星旋转机构10在工作转速模式下的转速-频率-幅
值数据表，选定填充聚合物4的材料并获得该材料在温度t1～t2范围的弹性模量e和阻尼比ζ数据表，其中t1为卫星发射阶段温度，t2为变参数卫星隔振器11的最高温度；将上述的两个数据表输入到隔振的数学模型，根据隔振的数学模型计算出卫星旋转机构10每个转速要达到合理隔振指标所对应的弹性模量e和阻尼比ζ，获得温度t与卫星旋转机构10转速ω对照表；卫星入轨后，卫星控制单元12读取所述对照表和卫星旋转机构10的转速ω，并根据当前卫星旋转机构10的转速ω和对照表上的对应关系向电阻丝3发射控温指令，需要加热时电阻丝3对变参数卫星隔振器11进行加热，热敏电阻1采集填充聚合物4的温度并将温度信号传递给卫星控制单元12。
[0043]
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：
1.一种变参数卫星隔振器，其特征在于，包括热敏电阻(1)、金属壳(2)、电阻丝(3)、填充聚合物(4)、连接头(5)、上固定支座(6)、隔热组件(7)、下固定支座(8)和导线(9)；所述填充聚合物(4)、连接头(5)、上固定支座(6)和下固定支座(8)都为环形结构，所述连接头(5)设有一通孔，连接头(5)的外表面与上固定支座(6)的内壁配合连接，上固定支座(6)的外壁与填充聚合物(4)上半部分的内壁配合连接，所述下固定支座(8)的外壁与填充聚合物(4)下半部分的内壁配合连接，下固定支座(8)底部设有一通孔，该通孔与连接头(5)上的通孔同轴，下固定支座(8)的内壁与连接头(5)的底部和填充聚合物(4)上半部的底部围成螺栓安装腔体，所述填充聚合物(4)的外壁设有金属壳(2)，金属壳(2)外部缠绕有电阻丝(3)，电阻丝(3)的外部设有至少一层隔热组件(7)，所述热敏电阻(1)的上表面与金属壳(2)、填充聚合物(4)和下固定支座(8)的底部连接，卫星控制单元(12)通过两根导线(9)分别与热敏电阻(1)和电阻丝(3)连接，热敏电阻(1)、电阻丝(3)和卫星控制单元(12)共同组成加热及测温回路对填充聚合物(4)进行加热和测温。2.根据权利要求1所述的隔振器，其特征在于，所述填充聚合物(4)为硅橡胶、丁基橡胶、环氧树脂或聚氨酯材料。3.根据权利要求2所述的隔振器，其特征在于，所述填充聚合物(4)为硅橡胶，硅橡胶在加工时加入软化剂和增塑剂。4.根据权利要求3所述的隔振器，其特征在于，所述硅橡胶玻璃化转变温度范围为25℃-30℃，温度宽度δt＝5℃。5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述填充聚合物(4)在高温环境下以液体的形式灌注在金属壳(2)、连接头(5)、上固定支座(6)和下固定支座(8)围成的金属型腔内冷却固化成型。6.一种基于权利要求1-5任一项所述变参数卫星隔振器的隔振方法，其特征在于，具体如下：首先进行地面试验，获得卫星旋转机构(10)在工作转速模式下的转速-频率-幅值数据表，选定填充聚合物(4)的材料并获得该材料在温度t1～t2范围的弹性模量e和阻尼比ζ数据表，其中t1为卫星发射阶段温度，t2为变参数卫星隔振器(11)的最高温度；将上述的两个数据表输入到隔振的数学模型，根据隔振的数学模型计算出卫星旋转机构(10)每个转速要达到合理隔振指标所对应的弹性模量e和阻尼比ζ，获得温度t与卫星旋转机构(10)转速ω对照表；卫星入轨后，卫星控制单元(12)读取所述对照表和卫星旋转机构(10)的转速ω，并根据当前卫星旋转机构(10)的转速ω和对照表上的对应关系向电阻丝(3)发射控温指令，需要加热时电阻丝(3)对变参数卫星隔振器(11)进行加热，热敏电阻(1)采集填充聚合物(4)的温度并将温度信号传递给卫星控制单元(12)。

技术总结
本发明具体涉及一种变参数卫星隔振器及隔振方法，隔振器包括热敏电阻、金属壳、电阻丝、填充聚合物、连接头、上固定支座、隔热组件、下固定支座和导线；填充聚合物、连接头、上固定支座和下固定支座都为环形结构，连接头的外表面与上固定支座的内壁连接，上固定支座的外壁与填充聚合物上半部分的内壁连接，下固定支座的外壁与填充聚合物下半部分的内壁连接，下固定支座的内壁与连接头的底部和填充聚合物上半部的底部围成螺栓安装腔体，填充聚合物的外壁设有金属壳，金属壳外部缠有电阻丝，电阻丝的外部设有隔热组件，卫星控制单元通过两根导线分别与热敏电阻和电阻丝连接。线分别与热敏电阻和电阻丝连接。线分别与热敏电阻和电阻丝连接。


技术研发人员：段胜文 任姗姗 陈善搏 柏添 张冰 张承泽 张雷 鲍海明
受保护的技术使用者：长光卫星技术股份有限公司
技术研发日：2023.02.02
技术公布日：2023/4/28