整星隔振器CAD建模

1、 CAD课程设计说明书整星隔振系统CAD建模 院系 航空航天工程学部（院） 专业飞行器设计与工程（空间）班号 24030601 学号 2012040306029 姓名 张 扬 指导教师 杨靖宇 沈阳航空航天大学2015年9月 沈阳航空航天大学CAD课程设计承诺书本人声明所呈交的课程设计说明书是本人在导师指导下进行的设计工作及取得的研究成果。除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得沈阳航空航天大学或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。本人授权沈阳航空航天大学可以将论文的全部或部分内容进行存档，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编

2、论文。（保密的论文在解密后适用本承诺书） 作者签名： 日 期：2015.9.18 摘 要在卫星的整个寿命周期内，发射阶段是最易受到损坏的阶段。在发射阶段，卫星将受到运载火箭发动机产生的准静态推力、发动机燃烧产生的随机振动、整流罩受到的气动激励以及各级火箭分离时产生的瞬态冲击等。由于传统的星箭连接采用锥壳适配器，其刚度很大，几乎能够传递所有来自于运载火箭的载荷，这些载荷对卫星安全构成严重威胁。为降低卫星受到的来自于运载火箭的各种振动和冲击载荷，采用整星隔振是近年来新兴起的卫星隔振措施。本文用质量阻尼弹簧模型分析在地面震动试验条件下带隔振器的卫星振动响应，得出了卫星模态阻尼、卫星频率下降率和隔振器

3、损耗因子对隔振效果的影响关系，从抑制共振响应峰值和隔离中高频振动两方面提出了整星隔振器刚度和阻尼设计的若干准则。 关键词：整星隔振 原理 阻尼ABSTRACTThe satellitelaunch phase is the mostvulnerable to damageinthe whole life cycle.During the launch phase, the satellite will be stressed by the combustion of rocket engine which produced quasi static thrust, engine random

4、vibration and fairing by gas dynamic excitation at all levels as well as the separation of the rocket is generated when the transient shock.The traditional star arrows the conical adapter connection, the stiffness, barely able to transfer all from launch vehicle load, the load to the safety of a sat

5、ellite constitutes a serious threat. The entire star isolation that rising of a new satellite vibration isolation measures in order to reduce the load by satellite from the launch vehicle vibration and impact in recent years. In condition ofground vibration test and analyzing of the spacer satellite

6、 vibration exciter in the quality-damping -spring model, it is obtained the modal damping of the satellites, drop rate of frequency satellite and the relationship of vibration isolator loss factor of the effect of vibration isolation. It presents the entire star isolator stiffness and damping design

7、 of several criteria from the suppression of resonance peak and the isolated vibration in high frequency. Keywords: The whole spacecraft isolation Principle Technology目 录摘 要4第1章 绪论8 1.l 引言8 1.2 整星隔振技术的特点及其发展趋势8 1.2.l 整星隔振技术的特点7 1.2.2 整星隔振技术的发展趋势9 1.2.3 整星隔振技术国内外研究现状12第2章 本文的主要研究工作14 2.1 整星隔振系统零件建模14

8、 2.2 整星隔振器通零件的组装21 第3章 总结23LIST OF FIGURE图1.隔振器下底盘的建立（1）.16图2隔振器下底盘的建立（2）.16图3隔振器主减震器的建立.17图4隔振器上底盘的建立（1）.17图5隔振器上底盘的建立（2）.18图6在上下支撑台建立四根相互对称的轴.18图7在四根轴的中间1/3部位处截去相等的长度19图8在四根轴截去的部分安装减震器.19图9成型的整星隔振器.20图10卫星模型.20图11卫星和隔振器的组合体.21图12成型的整星隔振系统（1）.21图13成型的整星隔振系统（2）.22第一章 绪论1.1 引言CATIA是法国Dassault System公

9、司旗下的CAD/CAE/CAM一体化软件，Dassault System 成立于1981年，CATIA是英文 Computer Aided Tri-Dimensional Interface Application 的缩写。在70年代Dassault Aviation 成为了第一个用户，Dassault Aviation 是世界著名的航空航天企业，其产品以幻影2000和阵风战斗机最为著名。从1982年到1988年，CATIA 相继发布了1版本、2版本、3版本，并于1993年发布了功能强大的4版本，现在的CATIA 软件分为V4版本和 V5版本两个系列。V4版本应用于UNIX 平台，V5版本应用

10、于UNIX和Windows 两种平台。CATIA如今其在CAD/CAE/CAM 以及PDM 领域内的领导地位，已得到世界范围内的承认。其销售利润从最开始的一百万美圆增长到现在的近二十亿美元。雇员人数由20人发展到2，000多人。居世界CAD/CAE/CAM领域的领导地位，广泛应用于航空航天、汽车制造、造船、机械制造、电子电器、消费品行业，它的集成解决方案覆盖所有的产品设计与制造领域，其特有的DMU电子样机模块功能及混合建模技术更是推动着企业竞争力和生产力的提高。CATIA 提供方便的解决方案，迎合所有工业领域的大、中、小型企业需要。包括：从大型的波音747飞机、火箭发动机到化妆品的包装盒，几乎

11、涵盖了所有的制造业产品。在世界上有超过13,000的用户选择了CATIA。CATIA 源于航空航天业，但其强大的功能已得到各行业的认可，在欧洲汽车业，已成为事实上的标准。CATIA 的著名用户包括波音、克莱斯勒、宝马、奔驰等一大批知名企业。其用户群体在世界制造业中具有举足轻重的地位。波音飞机公司使用CATIA完成了整个波音777的电子装配，创造了业界的一个奇迹，从而也确定了CATIA 在CAD/CAE/CAM 行业内的领先地位。1.2整星隔振技术的特点及其发展趋势1.2.1整星隔振技术的特点整星隔振技术相对于其它隔振技术而言有其自身的特点。 (1) 多轴隔振 传统隔振多是针对单方向的，而整星隔

12、振需要同时在三个平动方向（纵向及两个横向）和三个转动方向上降低传递到卫星的振动载荷。 (2) 高频隔振与低频稳定性及共振的矛盾 由于运载器空间限制，现在的大、中型卫星多为细长体。采用隔振器的一个突出问题就是由于卫星的整体高度与根部连接宽度的比例较大，如果只考虑高频隔振需要，降低了卫星和运载器的纵向和横向连接刚度，而这同时也将降低卫星相对于运载器的侧倾刚度，这会在卫星顶部产生很大的横向位移，有可能导致卫星顶部与整流罩发生碰撞，即“失稳”现象。因此，整星隔振技术需解决两方面矛盾：一是低频共振区间振动时限制振动（或摇晃）幅值和振动快速衰减的问题，通常称为“支承”问题，要求隔振器在低频下具有大刚度、大

13、阻尼特性；二是降低高频振动的传递率，通常称为“控制”问题，要求隔振器在高频下具有低动刚度、小阻尼特性。这两个方面的要求在传统的锥壳适配器中互相冲突，因此合理的整星隔振器应该能够更好地协调这两方面矛盾。 (3) 存在较大的准静态加速度 火箭的准静态加速度是由纵向推力引起的，纵向推力主要是发动机推力。由于发动机推力随外界大气压力减小而增大，火箭质量随着燃料消耗而减轻，因此，在任一级火箭正常工作期间，卫星所承受的纵向静态加速度是缓慢增加的，但是在发动机关闭瞬间，静态加速度短时间内有较大的变化。由于存在较大的准静态加速度，要求隔振器能够提供一定的静态行程；同时，支承大质量卫星又要求隔振器提供较大的刚度

14、。因此，在隔振器设计时要综合考虑静态行程和大刚度等要求之间的矛盾。 (4) 振动载荷频带宽且幅值大 传递到卫星的振动载荷来源于火箭发动机的推力噪声和火箭飞行时引起的气动力噪声，还来自飞行过程中的阵风、发动机点火和关机、级间分离等突发事件，具有频带宽、幅值大的特点。(5) 工作环境苛刻 由于隔振器紧接卫星，卫星要求隔振器必须满足它的环境要求，如电磁辐射强度、空气洁净度等。此外，火箭飞出大气层后，隔振器处于真空环境，这也需在整星隔振器的设计中给予考虑。总之，在选择隔振器元件时要综合考虑相关工作环境的要求。 (6) 柔性体隔振 在整星隔振系统中，被隔振卫星和运载火箭都是柔性体。经典隔振理论只是针对单

15、自由度或两自由度的线性系统，通常被隔振体和基础都被简化成刚体。对于整星隔振这种基础和被隔振体都是柔性体的系统，如果简单地将经典隔振理论扩展应到柔性体隔振系统的分析和设计，可能带来不全面，甚至错误的结果。 1.2.2 整星隔振技术的发展趋势由于航天技术要求极高的可靠性，所以整星隔振技术研究的最初阶段主要从可靠性角度出发，通常采用被动控制技术。被动隔振技术可靠性高，无需外界输入能量，系统总是稳定的，对高频振动的隔离效果显著。被动控制通常采用弹簧-阻尼系统来实现，可用的材料也较多，主要有：黏弹性阻尼材料，黏性阻尼器，摩擦阻尼器，金属橡胶阻尼器等等。但是，被动隔振系统在低频时的效果要明显逊色于高频隔振

16、效果，尤其是在系统的固有频率附近，隔振效果往往不能令人满意。为解决这种“支承”问题，研究者开始将主动隔振技术应用于整星隔振领域。主动隔振技术能够根据系统的前馈或反馈信息，按照一定控制率使作动器产生变化的控制力，从而控制被隔振体的振动。主动隔振由于有外界能量输入系统，设计不好有可能使系统出现不稳定现象，因此在设计时要考虑系统稳定性要求。主动控制装置通常采用的作动器件有：压电作动器，磁致伸缩作动器，形状记忆合金作动器等等。主动隔振技术对于低频振动的控制效果显著，但由于控制系统的滞后特性以及作动器件响应时间的限制，主动控制在高频时的控制效果差强人意，甚至会出现放大振动的现象。由于被动隔振和主动隔振在

17、控制频率上都有局限性，可以将主、被动两种隔振技术结合起来，形成主被动一体化隔振。两者在频域范围内是互补的，高频时被动隔振效果显著，而在低频时采用主动隔振会更有效。基于这样的原因，发展整星主被动一体化振动控制技术已成为必然趋势。美国和国际空间技术发达的国家已将整星主被动一体化控制作为重点发展方向，NASA（美国国家航天局）的研究计划中曾经指出这是唯一有效的方法。由于被动隔振和主动隔振在控制频率上都有局限性，可以将主、被动两种隔振技术结合起来，形成主被动一体化隔振。两者在频域范围内是互补的，高频时被动隔振效果显著，而在低频时采用主动隔振会更有效。基于这样的原因，发展整星主被动一体化振动控制技术已成

18、为必然趋势。美国和国际空间技术发达的国家已将整星主被动一体化控制作为重点发展方向，NASA（美国国家航天局）的研究计划中曾经指出这是唯一有效的方法。此外，还有一种介于被动和主动隔振之间的半主动隔振技术。半主动隔振是通过改变隔振系统中的参数（如质量或转动惯量、阻尼和刚度）来实现不同环境下的隔振控制。当隔振系统的控制参数不变时，系统就是一种被动隔振系统，而当控制参数按照一定规律变化时系统就是一种半主动隔振系统。半主动隔振技术通常只需要消耗很小的能量，却能够达到与主动隔振相差不多的控制效果，显示了其优越性。目前，半主动控制器件主要有电流变阻尼器、磁流变阻尼器、压电-摩擦片式阻尼器等等。 选用主动或半

19、主动作动器时，必须要考虑火箭运载器中能够提供的能量形式。因为在火箭系统中，最常用的能源是小于36V的低压电能，这对于压电作动器和电流变阻尼器等需要高电压驱动的元件来说并不合适。而磁流变阻尼器只需要025V电压即可满足工作要求，所以磁流变阻尼器用于星箭半主动隔振是符合能源要求的。并且磁流变阻尼器响应迅速、阻尼力大，如果能将其用于整星半主动隔振将具有重大的实际意义。半主动隔振技术通常只需要消耗很小的能量，却能够达到与主动隔振相差不多的控制效果，显示了其优越性。目前，半主动控制器件主要有电流变阻尼器、磁流变阻尼器、压电-摩擦片式阻尼器等等。 选用主动或半主动作动器时，必须要考虑火箭运载器中能够提供的

20、能量形式。因为在火箭系统中，最常用的能源是小于36V的低压电能，这对于压电作动器和电流变阻尼器等需要高电压驱动的元件来说并不合适。而磁流变阻尼器只需要025V电压即可满足工作要求，所以磁流变阻尼器用于星箭半主动隔振是符合能源要求的。并且磁流变阻尼器响应迅速、阻尼力大，如果能将其用于整星半主动隔振将具有重大的实际意义。由于被动隔振和主动隔振在控制频率上都有局限性，可以将主、被动两种隔振技术结合起来，形成主被动一体化隔振。两者在频域范围内是互补的，高频时被动隔振效果显著，而在低频时采用主动隔振会更有效。基于这样的原因，发展整星主被动一体化振动控制技术已成为必然趋势。美国和国际空间技术发达的国家已将

21、整星主被动一体化控制作为重点发展方向，NASA（美国国家航天局）的研究计划中曾经指出这是唯一有效的方法。由于被动隔振和主动隔振在控制频率上都有局限性，可以将主、被动两种隔振技术结合起来，形成主被动一体化隔振。两者在频域范围内是互补的，高频时被动隔振效果显著，而在低频时采用主动隔振会更有效。基于这样的原因，发展整星主被动一体化振动控制技术已成为必然趋势。美国和国际空间技术发达的国家已将整星主被动一体化控制作为重点发展方向，NASA（美国国家航天局）的研究计划中曾经指出这是唯一有效的方法。由于被动隔振和主动隔振在控制频率上都有局限性，可以将主、被动两种隔振技术结合起来，形成主被动一体化隔振。两者在

22、频域范围内是互补的，高频时被动隔振效果显著，而在低频时采用主动隔振会更有效。基于这样的原因，发展整星主被动一体化振动控制技术已成为必然趋势。美国和国际空间技术发达的国家已将整星主被动一体化控制作为重点发展方向，NASA（美国国家航天局）的研究计划中曾经指出这是唯一有效的方法。由于被动隔振和主动隔振在控制频率上都有局限性，可以将主、被动两种隔振技术结合起来，形成主被动一体化隔振。两者在频域范围内是互补的，高频时被动隔振效果显著，而在低频时采用主动隔振会更有效。基于这样的原因，发展整星主被动一体化振动控制技术已成为必然趋势。美国和国际空间技术发达的国家已将整星主被动一体化控制作为重点发展方向，NA

23、SA（美国国家航天局）的研究计划中曾经指出这是唯一有效的方法。此外，还有一种介于被动和主动隔振之间的半主动隔振技术。半主动隔振是通过改变隔振系统中的参数（如质量或转动惯量、阻尼和刚度）来实现不同环境下的隔振控制。当隔振系统的控制参数不变时，系统就是一种被动隔振系统，而当控制参数按照一定规律变化时系统就是一种半主动隔振系统。半主动隔振技术通常只需要消耗很小的能量，却能够达到与主动隔振相差不多的控制效果，显示了其优越性。目前，半主动控制器件主要有电流变阻尼器、磁流变阻尼器、压电-摩擦片式阻尼器等等。 选用主动或半主动作动器时，必须要考虑火箭运载器中能够提供的能量形式。因为在火箭系统中，最常用的能源

24、是小于36V的低压电能，这对于压电作动器和电流变阻尼器等需要高电压驱动的元件来说并不合适。而磁流变阻尼器只需要025V电压即可满足工作要求，所以磁流变阻尼器用于星箭半主动隔振是符合能源要求的。并且磁流变阻尼器响应迅速、阻尼力大，如果能将其用于整星半主动隔振将具有重大的实际意义。由于被动隔振和主动隔振在控制频率上都有局限性，可以将主、被动两种隔振技术结合起来，形成主被动一体化隔振。两者在频域范围内是互补的，高频时被动隔振效果显著，而在低频时采用主动隔振会更有效。基于这样的原因，发展整星主被动一体化振动控制技术已成为必然趋势。美国和国际空间技术发达的国家已将整星主被动一体化控制作为重点发展方向，N

25、ASA（美国国家航天局）的研究计划中曾经指出这是唯一有效的方法。此外，还有一种介于被动和主动隔振之间的半主动隔振技术。半主动隔振是通过改变隔振系统中的参数（如质量或转动惯量、阻尼和刚度）来实现不同环境下的隔振控制。当隔振系统的控制参数不变时，系统就是一种被动隔振系统，而当控制参数按照一定规律变化时系统就是一种半主动隔振系统。半主动隔振技术通常只需要消耗很小的能量，却能够达到与主动隔振相差不多的控制效果，显示了其优越性。目前，半主动控制器件主要有电流变阻尼器、磁流变阻尼器、压电-摩擦片式阻尼器等等。 选用主动或半主动作动器时，必须要考虑火箭运载器中能够提供的能量形式。因为在火箭系统中，最常用的能

26、源是小于36V的低压电能，这对于压电作动器和电流变阻尼器等需要高电压驱动的元件来说并不合适。而磁流变阻尼器只需要025V电压即可满足工作要求，所以磁流变阻尼器用于星箭半主动隔振是符合能源要求的。并且磁流变阻尼器响应迅速、阻尼力大，如果能将其用于整星半主动隔振将具有重大的实际意义。1.2.3整星隔振技术国内外研究现状 整星隔振系统分为单轴隔振系统和多轴隔振系统两种。单轴隔振系统只对横向或纵向载荷起隔振作用。多轴隔振系统是在三个正交轴上都增加柔性和阻尼，使传递到卫星上的纵向和横向振动载荷都能够有效降低，同时也对冲击载荷有一定抑制作用。由于振动载荷的频带较宽，隔振系统需要具有较低的刚度和隔振频率，但

27、这会使卫星和隔振器构成的系统的第一阶模态固有频率减小，从而可能影响运载火箭的导航和控制系统稳定性，因此，整星振动隔振系统的结构设计比较复杂。相对而言，采用较高隔振频率（隔振频率为 70Hz）的冲击隔振系统，对导航和控制系统的影响很小，研制过程相对简单。2000 年，CSA 公司研制了 ShockRing 冲击隔振系统。可制成任何尺寸，器件中的约束阻尼层能够提供较大阻尼。这种冲击隔振器件的安装位置有三种：锥壳适配器与卫星的连接界面、锥壳适配器下部和锥壳适配器之中，具体采用哪种安装方式视具体情况而定。飞行试验测试结果表明：这种冲击隔离器件对于隔离来自火箭的冲击效果明显。除了前面提到的几种整星隔振发

28、展路线外，国外还提出了多种新颖的设计方案，虽然都没有应用在实际卫星发射中，但对开拓整星隔振研究思路和发展方向大有裨益。 1993年，美国McDonnell Douglas公司的Edberg Donald L.、Fukushima 和Jeffrey D等人提出整星被动横向隔振系统方案，解决侧向隔振问题。2000年，Farshad Khorrami、Jahangir Rastegar和R.Scott Erwin提出一种非线性整星隔振系统方案，能够自适应发射环境，提供较好的隔振效果，同时非线性弹簧(屈曲型弹性拱形管弹簧)可以解决使用线性弹簧时卫星静位移过大的问题 。美国空军实验室（Air Force

29、 Research Laboratory）从 1993 年开始对整星隔振震进行研究，支持了一系列针对中小型火箭的整星隔振技术研究项目，主要有“SoftRide Vibration Isolation System”（SVIS）、“SoftRide Shock Isolation System”（SSIS)、“Payload Isolation Platform”（PIP） 和“Launch Vibration Isolation System” （LVIS）等7,8，其目的是研制能够起到隔振作用的有效载荷适配器（Isolating Payload Attach Fitting，简称 IPAF）

30、，改善卫星的动力学环境，实现卫星整体隔振。经过几年的研究，1998 年 2 月在 Taurus 火箭发射GFO 航天器的任务中首次采用了 SoftRide UniFlex 隔振适配器结构，遥测数据表明：传递到航天器上的振动和冲击载荷明显得到衰减。据现有文献资料显示，在美国已有至少 12 套整星隔振系统成功应用于运载火箭的发射任务中。 国内对于整星隔振技术的研究起步较国外要晚，从 2001 年开始，哈尔滨工业大学和上海交通大学是国内较早对整星隔振技术进行研究的单位。 上海交通大学的张军等人在多轴 SoftRide 隔振器的基础上研制了一种用于整星隔振的弹性被动隔振器件，并进行了理论和试验研究，取

31、得了较好的效果。在此基础上，提出一种采用七连杆机构和隔振器组成的整星隔振防摇方案，通过有限元模型的模态分析和缩比卫星模型的性能测试，验证了方案的可行性，即在不提高整星隔振系统的纵向振动模态频率下，提高第 1 阶摇晃振动的模态频率。2001年，哈尔滨工业大学航天学院开始进行整星隔振技术研究，既有基础性研究（包括自由阻尼层和约束阻尼层基础理论、带有阻尼的杆件特性研究、液压阻尼器基础理论等），也整星隔振系统分为单轴隔振系统和多轴隔振系统两种。单轴隔振系统只对横向或纵向载荷起隔振作用。多轴隔振系统是在三个正交轴上都增加柔性和阻尼，使传递到卫星上的纵向和横向振动载荷都能够有效降低，同时也对冲击载荷有一定

32、抑制作用。由于振动载荷的频带较宽，隔振系统需要具有较低的刚度和隔振频率，但这会使卫星和隔振器构成的系统的第一阶模态固有频率减小，从而可能影响运载火箭的导航和控制系统稳定性，因此，整星振动隔振系统的结构设计比较复杂。相对而言，采用较高隔振频率（隔振频率为 70Hz）的冲击隔振系统，对导航和控制系统的影响很小，研制过程相对简单。2000 年，CSA 公司研制了 ShockRing 冲击隔振系统。可制成任何尺寸，器件中的约束阻尼层能够提供较大阻尼。这种冲击隔振器件的安装位置有三种：锥壳适配器与卫星的连接界面、锥壳适配器下部和锥壳适配器之中，具体采用哪种安装方式视具体情况而定。飞行试验测试结果表明：这

33、种冲击隔离器件对于隔离来自火箭的冲击效果明显。除了前面提到的几种整星隔振发展路线外，国外还提出了多种新颖的设计方案，虽然都没有应用在实际卫星发射中，但对开拓整星隔振研究思路和发展方向大有裨益。 1993年，美国McDonnell Douglas公司的Edberg Donald L.、Fukushima 和Jeffrey D等人提出整星被动横向隔振系统方案，解决侧向隔振问题。2000年，Farshad Khorrami、Jahangir Rastegar和R.Scott Erwin提出一种非线性整星隔振系统方案，能够自适应发射环境，提供较好的隔振效果，同时非线性弹簧(屈曲型弹性拱形管弹簧)可以解

34、决使用线性弹簧时卫星静位移过大的问题 。 国内对于整星隔振技术的研究起步较国外要晚，从 2001 年开始，哈尔滨工业大学和上海交通大学是国内较早对整星隔振技术进行研究的单位。 上海交通大学的张军等人在多轴 SoftRide 隔振器的基础上研制了一种用于整星隔振的弹性被动隔振器件，并进行了理论和试验研究，取得了较好的效果。在此基础上，提出一种采用七连杆机构和隔振器组成的整星隔振防摇方案，通过有限元模型的模态分析和缩比卫星模型的性能测试，验证了方案的可行性，即在不提高整星隔振系统的纵向振动模态频率下，提高第 1 阶摇晃振动的模态频率。2001年，哈尔滨工业大学航天学院开始进行整星隔振技术研究，既有基础性研究（包括自由阻尼层和约束阻尼层基础理论、带有阻尼的杆件特性研究、液压阻尼器基础理论等），也有整星隔振平台原理样机的理论和试验研究。 在原锥壳适配