一种适应空间环境应用的有效载荷减振装置.pdf

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1、(10)申请公布号 CN 103410911 A (43)申请公布日 2013.11.27 CN 103410911 A *CN103410911A* (21)申请号 201310336170.2 (22)申请日 2013.08.05 F16F 15/02(2006.01) (71)申请人 上海宇航系统工程研究所 地址 201108 上海市闵行区金都路 3805 号 (72)发明人 袁恩会 柳征勇 王玉柱 张蕊瑞 (74)专利代理机构 上海汉声知识产权代理有限 公司 31236 代理人 胡晶 (54) 发明名称 一种适应空间环境应用的有效载荷减振装置 (57) 摘要 本发明公开了一种适应空间环。

2、境应用的有效 载荷减振装置， 包括减振垫部分、 防护挡帽部分 和防护挡座部分 ； 通过将所述减振垫部分安装在 有效载荷法兰上， 并放置于所述防护挡帽部分和 防护挡座部分的内部， 且防护挡帽部分和防护挡 座部分外围的防护裙与减振垫部分之间有间隙设 置， 并对减振垫进行限位和有效防护， 所述减振垫 部分分别与所述防护挡座部分和所述防护挡帽部 分相连接， 并将该有效载荷减振装置固定在一飞 行器上， 从而达到有效的减振效果， 并提高飞行器 的有效载荷承载能力 ； 本发明的适应空间环境应 用的一种有效载荷减振装置具有高频减振、 不易 损伤、 空间环境防护功能， 且具有组合化、 轻量化、 一体化、 简单化。

3、、 易装备、 高稳定性的特点。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 5 页 附图 3 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书5页 附图3页 (10)申请公布号 CN 103410911 A CN 103410911 A *CN103410911A* 1/1 页 2 1. 一种适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 该有效载荷减振装置包 括减振垫部分、 防护挡帽部分和防护挡座部分 ； 所述减振垫部分放置于所述防护挡帽部分 和防护挡座部分的内部 ； 所述减振垫部分分别与所述防护挡座部分和所述防护挡帽部分相 连接， 且所述有。

4、效载荷减振装置固定在一飞行器上。 2. 根据权利要求 1 所述的适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 所述 减振垫部分包括第一减振垫、 第二减振垫和第三减振垫， 且所述第一减振垫和所述第三减 振垫呈纵向放置， 其性能和尺寸相同 ； 所述第二减振垫呈横向放置， 且所述第二减振垫的性 能和尺寸与所述第一减振垫以及所述第三减振垫的性能和尺寸均不相同。 3. 根据权利要求 2 所述的适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 所述 防护挡座部分包括一底座、 防护裙以及与所述底座连接的柱体， 且所述柱体中间设置有通 孔、 外面设置有螺纹 ； 一螺栓通过所述通孔将所述有效载荷减振装置。

5、连接固定在一飞行器 上。 4. 根据权利要求 3 所述的适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 所述 第一减振垫、 第二减振垫和第三减振垫依次穿过所述防护挡座部分的柱体， 并放置在所述 底座上。 5. 根据权利要求 3 所述的适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 所述 防护挡帽部分设置有防护裙， 且所述防护裙为半高设计 ； 所述防护挡帽部分还设置有与所 述柱体外面的螺纹相匹配的内螺纹。 6. 根据权利要求 5 所述的适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 所述 减振垫部分与所述防护挡帽部分和所述防护挡座部分的防护裙之间设置有间隙 ； 且所述减 振垫部分分别。

6、与所述防护挡帽部分和防护挡座部分的上下连接面在承载有效载荷的状态 下无间隙设置。 7. 根据权利要求 6 所述的适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 所述 防护挡帽部分与所述防护挡座部分的防护裙的内侧均设置有倒圆角。 8. 根据权利要求 5 所述的适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 所述 防护挡帽部分与所述防护挡座部分之间通过所述柱体的螺纹和所述防护挡帽部分的内螺 纹相连接。 9. 根据权利要求 8 所述的适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 其特征在于， 所述 防护挡帽部分与所述防护挡座部分之间通过螺纹连接后， 所述防护挡帽部分的高度不变且 脱扣后处于自由旋转状。

7、态。 10. 一种适应空间环境应用的有效载荷减振装置的安装方法， 利用如权利要求 1 所述的 有效载荷减振装置安装在有效载荷法兰上并固定在飞行器上， 其特征在于， 包括如下步骤 ： 1） 、 将所述防护挡座部分作为底座， 并与所述第一减振垫紧密贴合在一起 ； 2） 、 将所述第二减振垫安装在有效载荷法兰孔内， 并将防护挡座部分与第一减振垫的 组合体安装在装有第二减振垫的有效载荷法兰孔内 ； 3） 、 将所述第三减振垫和防护挡帽部分依次安装在防护挡座部分、 第一减振垫和装有 第二减振垫的有效载荷法兰孔的组合体上 ； 4） 、 通过螺栓将装有有效载荷法兰的有效载荷减振装置装载在飞行器上， 实现连接。

8、和 固定。 权 利 要 求 书 CN 103410911 A 2 1/5 页 3 一种适应空间环境应用的有效载荷减振装置 技术领域 0001 本发明涉及精密减振领域， 尤其涉及一种有效载荷减振装置， 可用于飞行器的有 效载荷与主结构连接， 实现对飞行器承载载荷的减振功能， 并能保证有效载荷空间可靠连 接、 固定和自身对在轨适应空间环境的应用。 0002 背景技术 0003 减振装置在飞行器主动段发射过程中对载荷及相关设备起到减振功能， 并在对相 连的有效载荷起到固定和可靠连接的作用和功能。 同时， 在空间在轨运行情况下， 要求减振 器保证固定形状、 不掉渣、 不破裂或裂解成粒状和粉状， 并保持。

9、一定的刚度。 0004 随着我国航天事业和技术的不断发展， 运载环境条件和空间恶劣的复杂环境对星 上材料、 元器件和电子设备提出了苛刻的研制要求。许多达不到标准的工业级器件和产品 无法应用或直接应用到卫星中去， 如果直接应用必然不能满足卫星发射主动段和恶劣的空 间环境， 造成器件设备失效、 损坏以及航天器无法工作或正常运行。 0005 国内外对航天器及星上产品都有严格的规范和深入的研究， 对不符合宇航标准的 元器件和电子设备， 在卫星发射主动段时， 采取减振装置的减振功能满足元器件和电子设 备免受损坏的措施， 已经得到研究成果和实际应用。 基于分析和试验， 并对航天器的连接环 节容易修改部分处。

10、理， 同时， 考虑到飞行器在轨的恶劣的空间环境， 采取减振装置实现有效 载荷减振和空间应用的可行的工程方法。 0006 减振装置通过法兰连接和固定在需要减振的有效载荷上， 并利用螺栓装载在空间 飞行器上， 在运载发射主动段满足有效载荷的减振需要。 同时飞行器或卫星在轨运行时， 起 到可靠连接和固定的作用。 0007 为满足有效载荷运载主动段的高频减振功能， 使高频功率衰减， 指标要求减振后 功率谱密度值降低 50% 以上， 同时， 要求低频部分减振后一阶频率放大不超过 3 倍， 又考虑 空间抗辐射总剂量不小于 5.0106rad(si) 以及紫外辐射总量 6109J/m2等空间环境条件 要求，。

11、 并受质量、 尺寸约束和保持外形不受损坏。 0008 因此， 为了提供一种能够更加适应空间环境应用的减振装置， 需要设计一种具备 减振性能好、 刚度高、 空间适应性能高， 且占用空间小、 稳定性高、 可靠性要求高与重量轻的 有效载荷减振装置。 0009 发明内容 0010 为了克服现有技术的缺陷， 本发明旨在提供一种组合化、 轻量化、 一体化、 简单性、 易装配， 且稳定性高的适应空间环境应用的有效载荷减振装置。 0011 为了实现上述目的， 本发明提供了一种适应空间环境应用的有效载荷减振装置， 该装置包括减振垫部分、 防护挡帽部分和防护挡座部分 ； 所述减振垫部分放置于所述防护 说 明 书 。

12、CN 103410911 A 3 2/5 页 4 挡帽部分和防护挡座部分的内部 ； 所述减振垫部分分别与所述防护挡座部分和所述防护挡 帽部分相连接， 且所述适应空间环境应用的有效载荷减振装置固定在一飞行器上， 从而达 到有效的减振效果， 并提高飞行器的有效载荷承载能力。 0012 较佳地， 所述减振垫部分包括第一减振垫、 第二减振垫和第三减振垫， 且所述第一 减振垫和第三减振垫呈纵向放置， 其性能和尺寸相同 ； 所述第二减振垫呈横向放置， 且所述 第二减振垫的性能与尺寸与所述第一减振垫和所述第三减振垫的性能与尺寸均不同， 通过 两种不同性能的减振垫， 实现纵向和横向的减振效果。 0013 较佳。

13、地， 所述防护挡座部分包括一底座、 防护裙以及与所述底座连接的柱体， 且所 述柱体中间设置有通孔、 外面设置有螺纹 ； 一螺栓通过所述通孔将所述有效载荷减振装置 连接固定在一飞行器上。 0014 较佳地， 所述第一减振垫、 第二减振垫和第三减振垫依次穿过所述防护挡座部分 的柱体， 并放置在所述底座上。 0015 较佳地， 所述防护挡帽部分设置有防护裙， 且所述防护裙为半高设计 ； 所述防护挡 帽部分还设置有与所述柱体外面的螺纹相匹配的内螺纹 ； 防护裙的半高设计， 使防护挡帽 部分和防护挡座部分连接在一起不封闭， 而且还可以有效的防止该有效载荷减振装置在轨 运行时空间环境辐射的侵害 ； 另外，。

14、 该防护裙的半高设计即该防护裙未把减振垫全部包裹， 从而避免防护裙全包裹影响其使用性能。 0016 较佳地， 所述减振垫部分与所述防护挡帽部分和所述防护挡座部分的防护裙有间 隙， 既能对减振垫部分限位， 也能在振动时使减振垫部分正常工作和免受损坏 ； 且所述减振 垫部分与所述防护挡帽部分和防护挡座部分的上下连接面在承载有效载荷的状态下无间 隙， 使减振垫部分在防护挡帽部分和防护挡座部分之间无间隙、 挤压式配合， 达到较好的减 振效果。 0017 较佳地， 所述防护挡帽部分与所述防护挡座部分的防护裙的内侧都设置有倒圆 角， 使第一减振垫横向振动时免受割伤或割裂。 0018 较佳地， 所述防护挡帽。

15、部分与所述防护挡座部分之间通过所述柱体的螺纹和所述 防护挡帽部分的内螺纹相连接， 不具有锁紧功能， 使防护挡帽能到位脱扣后成自由状态， 且 不脱落， 还起到限位的功能。 0019 较佳地， 所述防护挡帽部分与所述防护挡座部分之间通过螺纹连接后， 防护挡帽 部分的高度不变且脱扣后处于自由旋转状态。 0020 本发明还提出一种适应空间环境应用的有效载荷减振装置的安装方法， 利用有效 载荷减振装置安装在有效载荷法兰上并固定在飞行器上， 具体安装步骤如下 ： 1） 、 将所述防护挡座部分作为底座， 并与所述第一减振垫紧密贴合在一起 ； 2） 、 将所述第二减振垫安装在有效载荷法兰孔内， 并将防护挡座部。

16、分与第一减振垫组 合体安装在装有第二减振垫的有效载荷法兰孔内 ； 3） 、 将所述第三减振垫和防护挡帽部分依次安装在防护挡座部分、 第一减振垫和装有 第二减振垫的有效载荷法兰孔的组合体上 ； 4） 、 通过螺栓将装有有效载荷法兰的有效载荷减振装置装载在飞行器上， 实现连接和 固定。 0021 与现有技术相比， 本发明的有益效果如下 ： 说 明 书 CN 103410911 A 4 3/5 页 5 1、 本发明的一种适应空间环境应用的有效载荷减振装置可有效地对有效载荷在飞行 器发射主动段进行减振， 成功解决了利用减振装置使飞行器的有效载荷在运载火箭发射的 主动段高频振动相应衰减和低频部分放大的矛。

17、盾， 以及在恶劣的空间环境中减振装置适应 问题， 实现了有效载荷减振和空间应用可行的工程方法。 0022 2、 本发明通过采用两种性能的减振垫可实现纵向和横向差异的减振效果， 通过 上、 下减振垫设置在防护挡帽部分和防护挡座部分内部、 并与防护挡帽部分和防护挡座部 分的外围防护裙有间隙、 防护裙内侧设置有倒圆角以及防护裙的半高设计和减振垫上下紧 密连接且无间隙设计， 可有效防护有效载荷减振装置免受损坏， 并有效提高了减振效果。 0023 3、 本发明的适应空间环境应用的有效载荷减振装置具有高频减振、 不易损伤、 空 间环境防护的功能， 而且通过各部分的简单组合， 该装置还具有组合化、 轻量化、。

18、 一体化、 简 单化、 易装配， 且稳定性高的特点。 0024 附图说明 0025 图 1 为本发明有效载荷减振装置的结构示意图 ； 图 2 为本发明有效载荷减振装置的减振垫部分的结构示意图 ； 图 3 为本发明有效载荷减振装置的防护挡帽部分的结构示意图 ； 图 4 为本发明有效载荷减振装置的防护挡座部分的结构示意图 ； 图 5A 至图 5D 为本发明有效载荷减振装置的局部安装示意图。 0026 符号列表 ： 10-减振垫部分， 11-第三减振垫， 12-第一减振垫， 13-第二减振垫， 20-防护挡帽部分， 30- 防护挡座部分， 40- 法兰， 50- 螺栓。 0027 具体实施方式 ： 。

19、参见示出本发明实施例的附图， 下文将更详细的描述本发明。 然而， 本发明可以以不同 形式、 规格等实现， 并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反， 提出这些实施例是 为了达成充分及完整公开， 并且使更多的有关本技术领域的人员完全了解本发明的范围。 这些附图中， 为清楚可见， 可能放大或缩小了相对尺寸。 0028 现参考图 1 至图 4 详细描述根据本发明实施的有效载荷减振装置， 如图 1 所示， 本 发明提供的有效载荷减振装置， 包括减振垫部分 10、 防护挡帽部分 20 和防护挡座部分 30 ； 减振垫部分 10 放置于防护挡帽部分 20 和防护挡座部分 30 的内部， 减振垫部分 1。

20、0 分别与 防护挡座部分10和防护挡帽部分30相连接， 且该有效载荷减振装置固定在一飞行器上， 从 而达到有效的减振效果， 并提高飞行器的有效载荷承载能力。 0029 其中， 如图 2 所示减振垫部分 10 的分离结构示意图， 该减振垫部分 10 包括第一减 振垫 12、 第二减振垫 13 和第三减振垫 11， 防护挡座上依次放置第一减振垫 12、 第二减振垫 13 和第三减振垫 11， 即第一减振垫 12 为下减振垫， 第二减振垫 13 为中减振垫， 第三减振垫 11 为上减振垫 ； 并且第一减振垫 12 和第三减振垫 11 呈纵向放置， 其第一减振垫 12 和第三 减振垫11的性能和尺寸相。

21、同， 而第二减振垫13呈横向放置， 其性能和尺寸与第一减振垫12 和第三减振垫 11 的性能和尺寸均不相同 ； 通过两种不同性能和尺寸减振垫的设置， 实现减 振垫在纵向和横向差异的减振效果。 说 明 书 CN 103410911 A 5 4/5 页 6 0030 并且， 如图 3 至图 4 所示。防护挡座部分 20 包括底座、 防护裙以及与底座相连的 柱体， 且该柱体中间设置有通孔、 外面设置有螺纹， 一螺栓通过通孔将有效载荷减振装置连 接固定在一飞行器上 ； 且第一减振垫 12、 第二减振垫 13 和第三减振垫 11 依次穿过防护挡 座部分的柱体， 并放置在底座的上面 ； 且防护挡帽部分 2。

22、0 设置有防护裙和与柱体外面的螺 纹相匹配的内螺纹， 防护挡座部分 30 和防护挡帽 20 部分外围的防护裙的半高设计即该防 护裙未把减振垫全部包裹， 使防护挡帽部分 20 和防护挡座部分 30 连接在一起不封闭， 而 且还可以有效的使该有效载荷减振装置在轨运行时防止空间环境辐射的侵害 ； 减振垫部分 10与防护挡帽部分20和防护挡座部分30的防护裙有间隙设置， 且减振垫部分10与防护挡 帽部分 20 和防护挡座部分 30 的上下连接面之间在承载有效载荷的状态下无间隙、 挤压式 配合 ； 既能对减振垫限位， 也能在振动时使减振垫正常工作和免受损坏。 0031 另外， 防护挡帽部分20与防护挡座。

23、部分30的防护裙的内侧设置有倒圆角， 使第一 减振垫 12 横向振动时免受割伤或割裂， 防护挡帽部分 20 与防护挡座部分 30 之间通过柱体 的螺纹和防护挡帽部分 20 的内螺纹相连接， 不具有锁紧功能， 使防护挡帽能到位脱扣后成 自由状态， 且不脱落， 还起到限位的功能。 0032 利用有效载荷减振装置安装在有效载荷法兰上并固定在飞行器上， 则该有效载荷 减振装置的安装步骤包括 ： 1） 、 将防护挡座部分 30 作为底座， 并与第一减振垫 12 紧密贴合在一起 ； 2） 、 将第二减振垫 13 安装在有效载荷法兰 40 的孔内， 并将防护挡座部分 30 与第一减 振垫 12 组合体安装在。

24、装有第二减振垫 13 的有效载荷法兰 40 的孔内 ； 3） 、 将第三减振垫 11 和防护挡帽部分 20 依次安装在防护挡座部分 30、 第一减振垫 12 和装有第二减振垫 13 的有效载荷法兰 40 的组合体上 ； 4） 、 通过螺栓 50 将装有有效载荷法兰的有效载荷减振装置装载在飞行器上， 实现连接 和固定。 0033 本发明提供的有效载荷减振装置通过各部件间的有效连接， 能够达到如下较优效 果 ： 1、 通过有效载荷减振装置安装在飞行器上， 有效地对有效载荷在飞行器发射主动段进 行减振， 解决了利用减振装置使飞行器的有效载荷在运载火箭发射的主动段高频振动相应 衰减和低频部分放大的矛盾。

25、， 以及在恶劣的空间环境中减振装置适应问题， 实现了有效载 荷减振在空间应用。 0034 2、 通过采用两种性能的减振垫可实现纵向和横向差异的减振效果， 通过上、 下减 振垫与防护挡帽部分和防护挡座部分之间的连接设置， 以及防护裙内侧的倒圆角设置以及 防护裙的半高设计和减振垫上下紧密连接且无间隙设计， 可有效防护有效载荷减振装置免 受损坏， 并有效提高了减振效果。 0035 3、 该有效载荷减振装置具有高频减振、 不易损伤、 空间环境防护的功能， 而且通过 各部分的简单组合， 该装置还具有组合化、 轻量化、 一体化、 简单化、 易装配， 且稳定性高的 特点。 0036 然而， 本发明提供的有效。

26、载荷减振装置的减振垫部分分为上、 中、 下三个减振垫， 上、 下减振垫与中减振垫的性能和尺寸不同， 而该性能和尺寸并不以此为限， 可根据对相应 的有效载荷承载能力的不同， 设置不同性能的减振垫。 说 明 书 CN 103410911 A 6 5/5 页 7 0037 显然， 本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变形而不脱离本发明的精 神和范围。这样， 倘若本发明的这些修改和变形属于本发明权利要求及其等同技术的范围 内， 则本发明也意图包含这些改动在内。 说 明 书 CN 103410911 A 7 1/3 页 8 图 1 图 2 说 明 书 附 图 CN 103410911 A 8 2/3 页 9 图 3 图 4 图 5A 图 5B 说 明 书 附 图 CN 103410911 A 9 3/3 页 10 图 5C 图 5D 说 明 书 附 图 CN 103410911 A 10 。