[发明专利]用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器

说明书

本发明公开了一种航天器惯性执行机构变工况自适应的隔振器，包括弹性底座、金属橡胶元件和金属橡胶配件；金属橡胶配件包括芯柱、顶盖、底盖、底杆、螺母。其中金属橡胶元件位于金属橡胶配件内部，金属橡胶元件的材料内部相互啮合的金属丝通过摩擦作用，将航天器惯性执行机构输入的振动能量耗散，提供阻尼。本发明的隔振器能够同时兼顾航天器振动状态差别很大的发射段和在轨段的两种工况，实现振动隔离耗散需求，具有自适应能力，结构简单、安装方便、质量轻、应用性强等优点。

技术领域

本发明涉及一种隔振器，尤其涉及一种应用于航天器惯性执行机构的能够变工况自适应的弹性底座与金属橡胶组合的隔振器。

背景技术

航天器中的惯性执行机构如惯性动量轮、控制力矩陀螺，其主要作用是控制航天器平台的姿态稳定度、姿态测量精度等。为了保证惯性执行机构在航天器发射时大冲击、强振动的环境下不损坏，同时保证航天器在轨工作时能耗散惯性执行机构的振动能量，亟需为惯性执行机构设计一种具有变工况自适应的隔振器。据统计，惯性执行机构在发射段可能存在量级高达100g的载荷，需要高刚度应对大载荷的同时还需要大阻尼来减缓冲击，保证不发生强度破坏，提高航天器的安全性和可靠性；而在轨段仅有量级0.01g的载荷，需要低刚度阻尼来控制宽频带内微小扰振力传递到航天器平台。实践表明，惯性执行机构工作时产生的扰动是影响有效载荷及成像质量的主要扰振源。在惯性执行机构和航天器平台之间采用隔振器是一种切断传递路径且通用性较强的方式。隔振器的设计难点主要有三个，一是不能附加惯性执行机构过大的刚度，影响其力矩控制精度；二是隔振器要自动适应两种不同工况的载荷；三是要保证附加体积质量小，结构形式简单，可靠性高。

美国NASA的研究结果表明，45％的卫星发射失败是由于火箭发射段的恶劣振动环境导致的。国内外关于隔振器的研究已较为成熟，但主要是应用于整机系统级的发射段隔振，例如NASA Marshall航天飞行中心研制的G-LIMIT隔振器通过消除初始加速度，提供平稳的重力环境等，其设计原理基本都是通过隔振器附加了较大的刚度和阻尼。随着对航天器平台的性能指标的不断提升，例如指向精度要求达0.01°甚至角秒级，姿态稳定度要求达10^－3～10^－4(°/s)，甚至5×10^－5～1×10^－4(°/s)，惯性执行机构的微振动问题对航天器高性能指标的影响愈发明显，成为制约航天器高精度、高性能发展的重要因素。

综上所述，目前研制出的隔振器主要有两个缺点：一是都只针对某种工况下的特定振动载荷，无法实现变工况载荷的自适应；二是体积重量大(达到减振本体的24％以上)、系统复杂、可能需要外加能源等。

发明内容

本发明设计了一种应用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，所要解决的是航天器惯性执行机构如何在发射段和在轨段的不同工况下，减小振动干扰的技术问题，该变工况自适应的隔振器通过弹性底座与金属橡胶元件的配合，将航天器惯性执行机构输入的振动能量耗散，提供刚度阻尼。而独立设计的金属橡胶元件利用自身材料内部相互啮合的金属丝通过摩擦作用，进行运动隔离，达到耗散振动能量的技术手段，从而实现航天器振动状态差别很大的发射段和在轨段的两种工况，能够满足振动隔离耗散需求，具有自适应能力，结构简单、安装方便、质量轻、应用性强等的技术效果。

本发明设计的一种用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，变工况自适应的隔振器由金属橡胶组件(13)与弹性底座(12)构成；金属橡胶组件(13)圆周分布安装在弹性底座(12)内，弹性底座(12)的上方安装有航天器惯性机构的罩体(11)；

金属橡胶组件(13)包括有芯柱(2)、顶盖(3)、底盖(4)、螺纹底杆(5)、B螺母(6)、A螺母(8)、A软质金属橡胶元件(1)、B软质金属橡胶元件(9)、A硬质金属橡胶元件(7)和B硬质金属橡胶元件(10)；其中，A软质金属橡胶元件(1)与B软质金属橡胶元件(9)的结构相同；A硬质金属橡胶元件(7)与B硬质金属橡胶元件(10)的结构相同；