[发明专利]反作用飞轮的微振动主被动一体化隔振装置

说明书

技术领域

本发明涉及航天器结构振动隔振技术领域，具体的涉及一种反作用飞轮的微振动主被动一体化隔振装置。

背景技术

对于高分辨率天文观测航天器和对地遥感航天器，航天器平台的稳定度是影响有效载荷成像质量的一个重要因素。反作用飞轮常被作为许多航天器姿态控制系统的主要执行机构进行使用。工作状态下，反作用飞轮的转子长期处于高速旋转的状态，由于转子本身不平衡、所用轴承存在微小缺陷、驱动电机输出力矩会不时产生脉动等因素，使其在输出正常姿态控制力矩的同时，还伴随着输出与其转速相关的同频和高次谐波扰动力，这些因素均会导致航天器平台产生微振动，微振动的存在严重影响了航天器上有效载荷的目标指向精度和成像质量等重要性能指标。

现有解决方法中主要通过进一步提高反作用飞轮转子的制造工艺，或改进原有结构设计的方法来减小反作用飞轮的扰动力输出，但这些方法不仅需要耗费巨大的人力、财力和物力，而且短时间内难以将所得运用于实际应用中。而且通过这些方法来降低微扰动输出，会增加反作用飞轮结构的复杂性，降低其可靠性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种反作用飞轮的微振动主被动一体化隔振装置，该发明解决了现有技术中反作用飞轮在使用时，微扰动输出量较大，严重影响航天器上有效载荷的目标指向精度和成像质量等重要性能指标的技术问题。

本发明提供一种反作用飞轮的微振动主被动一体化隔振装置，包括用于安装反作用飞轮的上盖板、用于主被动一体化隔振的多个支承单元和用于与航天器舱板相连接的下底板，支承单元为U型体，支承单元包括弯曲部，弯曲部的两相对侧壁上分别对齐设有压电材料。

进一步地，支承单元包括支承本体、压电作动器和压电传感器，支承本体为U型体，其上设有弯曲部，弯曲部的内侧设有压电作动器，弯曲部的外侧设有压电传感器。

进一步地，支承单元隔振控制方法包括以下步骤：通过压电传感器采集支承本体的振动速度信号，并反馈至压电作动器，使其产生用于抵消U型体振动的作动力。

进一步地，压电作动器和压电传感器为压电材料。

进一步地，压电材料为PVDF。

进一步地，支承本体还包括分别设置于弯曲部两端的第一安装平台和第二安装平台，第一安装平台用于与上盖板相连接，第二安装平台用于与下底板相连接。

进一步地，上盖板和下底板均为铝合金材料制成。

进一步地，多个支承单元成对设置，支承单元靠近下底板的周缘均布设置。

本发明的技术效果：

本发明提供反作用飞轮的微振动主被动一体化隔振装置，通过在反作用飞轮的安装面上设置隔振装置，阻隔反作用飞轮的扰动力向航天器其它部分的传递，同时该隔振装置还能将反作用飞轮产生的姿态控制力矩传递至航天器舱板上。

本发明提供的隔振装置体积和质量均较小，对航天器的原有结构改变较小，避免了星上装置失稳情况的发生，配合分散化局部速度负反馈控制方法，稳定可靠地实现对微扰动的衰减。采用主被动一体化隔振装置设计，即使主动控制功能失效，被动隔振部分依然能发挥一定作用。

具体请参考根据本发明的反作用飞轮的微振动主被动一体化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

图1是本发明提供的反作用飞轮的微振动主被动一体化隔振装置优选实施例安装状态爆炸立体示意图；

图2是本发明优选实施例中支承单元的第一立体示意图；

图3是本发明优选实施例中支承单元的第二立体示意图；

图4是本发明优选实施例中上盖板的立体示意图；

图5是本发明优选实施例的支承单元安装状态立体示意图；

图6是本发明优选实施例在没有隔振装置和设置隔振装置两种情况下反作用飞轮输出扰动力曲线示意图。

图例说明：

100、反作用飞轮；210、上盖板；220、支承单元；221、支承本体；222、压电作动器；223、压电传感器；224、第一安装平台；225、第二安装平台；230、下底板。

具体实施方式

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。