一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，本发明专利技术将星箭机械接口适配和卫星系统级减振进行一体化设计，适用于1kg～50kg级微纳卫星减振的星箭适配装置，即可满足圆环构型的微纳卫星解锁机构与箭体支架的连接适配，又具备良好的减振性能和抗冲击性能，以有效改善微纳卫星发射段的力学环境；同时，本发明专利技术为其上/下减振垫合适刚度的优选制定了一套系统完整的仿真分析和验证试验流程，用于减振垫刚度的优选，以适应航天应用的特殊环境要求。

【技术实现步骤摘要】
一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置
本专利技术涉及一种带减振的星箭适配装置，特别是一种用于1kg～50kg级微纳卫星减振的星箭适配装置。
技术介绍
卫星减/隔振技术历来为各国航天工程界所关注，目前国内外就整星隔振器技术已经相继开展了一系列研究，包括了主动式控制、被动式控制和主被动一体化控制等，部分研究成果已经有了实际发射的工程应用。目前国内航天领域中，主要采取被动式隔振并应用于主星的星箭适配器改进中，取得了较好的减振效果。但对于搭载发射的微纳卫星减振研究以及微纳卫星减振适配器装置研制方面，尚缺乏相关研究和应用经验。随着微纳卫星的蓬勃发展，微纳卫星的星箭接口也逐渐趋于标准化，用于微纳卫星减振的星箭适配器研发的时机已经成熟，且势在必行。目前，国内微纳卫星典型的星箭机械接口为同一平面内的、矩形四边等间距分布的8～12个M6连接孔，孔距在80mm～100mm，矩形边长在200mm～300mm(一般为正方形)。而微纳卫星分离解锁的形式多样，其中小型化的圆环构型的解锁机构工程应用较多。微纳卫星减振适配装置在机械接口上仍需要满足微纳卫星分离机构下端框与箭体支架的连接适配要求。卫星在发射段要经历复杂的声振力学环境，承受来自运载火箭的多种不同动态载荷。为降低发射成本，微纳卫星通常作为搭载星发射，卫星通过星箭适配器与运载火箭的搭载支架连接。传统的微纳卫星适配器，刚度大，阻尼弱，动力学响应放大显著，造成直接通过星箭适配器传递到卫星其环境载荷量级通常高于主星的数倍。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：针对微纳卫星整星减振及星箭连接的机械接口适配问题，提出了一种一体化设计的、适用于1kg～50kg级微纳卫星减振的星箭适配装置，即可满足圆环构型的微纳卫星解锁机构与箭体支架的连接适配，又具备良好的减振性能和抗冲击性能，以有效改善微纳卫星发射段的力学环境。本专利技术的技术解决方案是：一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，包括星端适配框、减振垫中心限位柱、上端减振垫、减振垫外侧限位套法兰、下端减振垫和箭端适配框，星端适配框与周向分布的减振垫外侧限位套法兰刚性固结，并通过上端减振垫、下端减振垫与箭端适配框连接，上端减振垫、下端减振垫均镶嵌于减振垫外侧限位套法兰内，中心通过减振垫中心限位柱约束；上端减振垫和下端减振垫选择满足卫星动态载荷要求的减振垫；箭端适配框与运载搭载星支架刚性固连，可适应星箭接口；星端适配框与微纳卫星安装界面刚性固连，可适应卫星安装面接口。减振垫外侧限位套法兰的数量根据承载力需求取舍优选12点承载及8点承载。上端减振垫和下端减振垫均采用金属橡胶材料，为空心圆柱体构型。上端减振垫和下端减振垫的内侧圆柱面与减振垫中心限位柱的面完全接触，外侧柱面则与减振垫外侧限位套法兰内侧面完全接触，形成径向约束，以实现对卫星横向振动或冲击缓冲隔振。上减振垫的上下圆环面分别镶嵌于减振垫中心限位柱头部圆凹槽内和减振垫外侧限位套法兰上圆凹槽内，下减振垫的上下圆环面分别镶嵌于减振垫外侧限位套法兰下圆凹槽内和箭端适配框上端面的凹槽内。卫星三个转动自由度方向的振动通过星端适配框和减振垫限位套法兰一体化结构转化为减振垫径向或轴向振动。上端减振垫(3)和下端减振垫(5)选择满足卫星动态载荷要求的减振垫的方法为：(1)确定运载ICD接口和卫星设计方案；(2)根据卫星总质量和运载对卫星的力学接口条件，包括整星刚度条件、静态设计载荷、低频正弦振动条件、高频随机振动条件和冲击条件，转换为减振垫的承载力要求，初选出合适刚度范围及数量的减振垫，计算公式如下：式中，分别为减振垫纵向和横向的最小刚度值，初选减振垫刚度应不小于该最小刚度值；和分别为减振垫纵向和横向允许最大位移；M和Hc分别为卫星质量和质心高度；Amax＝max{rAsin,3Arand}，Asin为卫星正弦振动条件峰值加速度，为卫星随机振动条件峰值加速度，P(f)为随机振动试验条件功率谱密度函数；r为卫星正弦振动时质心处相对星箭界面的动力学放大系数；R为减振器分布圆半径；N为减振器分布数量；θi为第i个减振器位置夹角，定义为减振器安装中心点与分布圆中心点的连线，该连线与振动方向轴之间的夹角；i为减振器编号，定义振动轴方向上距离中心点最远的减振器编号为1；(3)针对初选减振垫的刚度进行试验测试，根据减振垫刚度的试验值创建其BUSH有限元单元，结合整星有限元模型进行组合体耦合仿真分析，得到卫星基频ωa，根据以下公式确定满足条件的减振垫刚度，参加下一步试验筛选：ωa≥κωmin式中，ωmin为整星刚度条件要求下限值，κ为安全系数；(4)结合卫星的力学结构，并利用特征级扫描试验剔除不符合整星刚度要求的减振垫，即试验得到卫星基频ωt满足ωt≥ωmin；进一步，利用冲击、正弦振动和随机振动试验数据验证减振垫承载能力并确定各状态减振垫的减振效率，即：式中，和分别为满量级振动试验前后试验测得卫星基频，ηi为第i个减振器试件的减振效率，L为减振器试验件个数，和分别为卫星带减振i和不带减振i的动力学响应的峰值加速度值，根据上述公式，剔除不能满足卫星刚度及动态载荷传递要求的或减振效率较低的减振垫，取最大ηi的减振垫刚度为优选结果。步骤3在分析选择的合适刚度值正负范围增加相应刚度的减振垫，作为对比试验件，减振垫试验件刚度上限值按照如下公式计算得到：式中，分别为减振垫纵向和横向的最大刚度值上限，初选减振垫刚度应不超出该上限值，和分别为减振垫纵向和横向允许最小位移，减振垫试验件刚度下限值可以在低于和计算值的10％以内选择，最终按照步骤4完成减振垫第二轮筛选，确定减振垫试验件的最佳刚度。步骤2中，取和为2.5mm，r值为5，f0经验取值为200Hz～300Hz。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)本专利技术将星箭机械接口适配和卫星系统级减振进行一体化设计，适用于1kg～50kg级微纳卫星减振的星箭适配装置，即可满足圆环构型的微纳卫星解锁机构与箭体支架的连接适配，又具备良好的减振性能和抗冲击性能，以有效改善微纳卫星发射段的力学环境；(2)本专利技术的结构尺寸小、重量轻、刚度好，对整星包络尺寸影响小，并且可以型谱化；(3)本专利技术为其上/下减振垫合适刚度的优选制定了一套系统完整的仿真分析和验证试验流程，用于减振垫刚度的优选，以适应航天应用的特殊环境要求。附图说明图1为本专利技术承载30kg～50kg的整体外形示意图；图2为本专利技术整体剖切示意图；图3为本专利技术承载1kg～30kg的整体外形示意图；图4为本专利技术分解状态整体示意图；图5为本专利技术减振垫刚度优选流程示意图。具体实施方式下面参见附图对本专利技术进行详细描述。运载火箭研制部门为保证发射任务的成功，对微纳卫星结构提出更为苛刻的抗过载要求，增加了卫星结构设计、研制和试验验证的成本。因此，为改善微纳卫星发射段的力学环境，降低卫星研制成本，一种高效的方法是在星箭适配器上增加被动或主动隔振装置来降低作用于卫星的振动载荷。如图1、2、3、4所示，一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，包括：星端适配框1、减振垫中心限位柱2、上端减振垫3、减振垫外侧限位套法兰4、下端振垫5、箭端适配框6、锁紧螺钉7。减振适配器的箭端适配框6与运载搭载星支架刚性固连，可适应星箭接口；星端适配框1与微纳卫星安装界面刚性固连，可适应卫星安本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，其特征在于，包括星端适配框(1)、减振垫中心限位柱(2)、上端减振垫(3)、减振垫外侧限位套法兰(4)、下端减振垫(5)和箭端适配框(6)，星端适配框(1)与周向分布的减振垫外侧限位套法兰(4)刚性固结，并通过上端减振垫(3)、下端减振垫(5)与箭端适配框(6)连接，上端减振垫(3)、下端减振垫(5)均镶嵌于减振垫外侧限位套法兰(4)内，中心通过减振垫中心限位柱(2)约束；上端减振垫(3)和下端减振垫(5)选择满足卫星动态载荷要求的减振垫；箭端适配框(6)与运载搭载星支架刚性固连，可适应星箭接口；星端适配框(1)与微纳卫星安装界面刚性固连，可适应卫星安装面接口。

【技术特征摘要】
1.一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，其特征在于，包括星端适配框(1)、减振垫中心限位柱(2)、上端减振垫(3)、减振垫外侧限位套法兰(4)、下端减振垫(5)和箭端适配框(6)，星端适配框(1)与周向分布的减振垫外侧限位套法兰(4)刚性固结，并通过上端减振垫(3)、下端减振垫(5)与箭端适配框(6)连接，上端减振垫(3)、下端减振垫(5)均镶嵌于减振垫外侧限位套法兰(4)内，中心通过减振垫中心限位柱(2)约束；上端减振垫(3)和下端减振垫(5)选择满足卫星动态载荷要求的减振垫；箭端适配框(6)与运载搭载星支架刚性固连，可适应星箭接口；星端适配框(1)与微纳卫星安装界面刚性固连，可适应卫星安装面接口。2.如权利要求1所述的一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，其特征在于，减振垫外侧限位套法兰(4)的数量根据承载力需求取舍优选12点承载及8点承载。3.如权利要求1所述的一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，其特征在于，上端减振垫(3)和下端减振垫(5)均采用金属橡胶材料，为空心圆柱体构型。4.如权利要求3所述的一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，其特征在于，上端减振垫(3)和下端减振垫(5)的内侧圆柱面与减振垫中心限位柱(2)的面完全接触，外侧柱面则与减振垫外侧限位套法兰(4)内侧面完全接触，形成径向约束，以实现对卫星横向振动或冲击缓冲隔振。5.如权利要求1所述的一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，其特征在于，上减振垫(3)的上下圆环面分别镶嵌于减振垫中心限位柱(2)头部圆凹槽内和减振垫外侧限位套法兰(4)上圆凹槽内，下减振垫(5)的上下圆环面分别镶嵌于减振垫外侧限位套法兰(4)下圆凹槽内和箭端适配框(6)上端面的凹槽内。6.如权利要求1所述的一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，其特征在于，卫星三个转动自由度方向的振动通过星端适配框(1)和减振垫限位套法兰(4)一体化结构转化为减振垫径向或轴向振动。7.如权利要求1所述的一种用于微纳卫星减振的星箭适配装置，其特征在于，上端减振垫(3)和下端减振垫(5)选择满足卫星动态载荷要求的减振垫的方法为：(1)确定运载ICD接口和卫星设计方案；(2)根据卫星总质量和运载对卫星的力学接口条件，包括整星刚度条件、静态设计载荷、低频正弦振动条件、高频随机振动条件和冲击条件，转换为减振垫的承载力要求，初选出合适刚度范围及数量的减振垫，计算公式如下：式中，分别为减振垫纵向和横向的最小刚度值，初选减振垫刚度应不小于该最小刚度值；和分...

【专利技术属性】
技术研发人员：张红亮，秦江，张玉梅，东巳宙，
申请(专利权)人：航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：北京,11