楊樹濤，董 鍇，徐慶紅，廉永正，張業(yè)偉

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 哈爾濱工業(yè)大學航天學院，哈爾濱，150001）

基于剪切阻尼的整星減振技術研究

楊樹濤1，董 鍇1，徐慶紅1，廉永正1，張業(yè)偉2

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 哈爾濱工業(yè)大學航天學院，哈爾濱，150001）

衛(wèi)星在運載火箭飛行過程中經(jīng)歷復雜的振動沖擊環(huán)境，惡劣的動力學環(huán)境給衛(wèi)星的使用壽命帶來不利影響，甚至導致衛(wèi)星失效和破壞。通過對粘彈性阻尼材料的吸能減振原理的研究，提出基于剪切阻尼的整星減振結(jié)構(gòu)設計方案，針對模擬衛(wèi)星、適配器及整星減振裝置組合體結(jié)構(gòu)開展數(shù)值仿真預示和試驗驗證工作，結(jié)果表明兩者吻合較好，驗證了基于剪切阻尼整星減振技術的有效性。

剪切阻尼；整星減振；數(shù)值仿真；試驗

0 引 言

隨著火箭發(fā)動機推力、噴流速度的不斷提高，衛(wèi)星在發(fā)射過程中將會經(jīng)歷越來越嚴酷的振動、沖擊等動力學環(huán)境，進而給衛(wèi)星的工作性能和可靠性帶來嚴重影響，研究整星減振措施對于改善衛(wèi)星發(fā)射過程中的動力學環(huán)境具有重要的意義。1993年，美國空間研究實驗室率先開展整星隔振技術在工程應用方面的研究，其研究的隔振系統(tǒng)在1998年金牛座火箭發(fā)射GFO衛(wèi)星任務中首次成功應用[1,2]；歐空局歐洲航空防務及航天公司空間運輸公司也開展了針對阿麗亞娜5火箭的減振系統(tǒng)研究[3]。中國在整星隔振技術方面的研究起步較晚。近年來，國內(nèi)航天科研院所與高校合作，對整星減振的理論進行了探索，成為航天技術研究的一個熱點，但較少應用于工程衛(wèi)星發(fā)射[4～8]。

本文研究了粘彈性阻尼材料的吸能減振原理，在不改變衛(wèi)星和適配器結(jié)構(gòu)的前提下，在衛(wèi)星適配器與運載器之間設計一種新型圓盤式隔振器，通過阻尼層的剪切變形消耗能量，達到減振作用。針對模擬衛(wèi)星、適配器及整星減振裝置組合體結(jié)構(gòu)開展了數(shù)值仿真預示和試驗驗證工作，結(jié)果表明仿真計算與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，橫向和縱向減振效率分別達到21.4%和39.5%，驗證了基于剪切阻尼整星減振技術的有效性。

1 減振原理及結(jié)構(gòu)設計

1.1 減振原理

隔振平臺一般采用阻尼器耗散振動產(chǎn)生的能量，

從而保護被隔振物體免受破壞。粘彈性阻尼器是最常用的一種阻尼器，其中的粘彈性阻尼材料同時具有粘滯流體和彈性固體兩種特性，粘彈性阻尼材料兩側(cè)粘貼承力結(jié)構(gòu)，通過承力結(jié)構(gòu)對粘彈性材料的剪切提供阻尼力。這種阻尼器對微幅振動比較敏感。因為粘彈性阻尼器的阻尼力與阻尼器兩端位移差有關，所以阻尼器應安裝在相對位移最大處。針對本文不改變衛(wèi)星與適配器接口的前提，粘彈性阻尼器的上、下端應布置在適配器下端與運載器連接面上，才能達到最好的減振效果。粘彈性阻尼器變形示意如圖1所示。

圖1 粘彈性阻尼器變形示意

圖1 中，粘彈性阻尼器的阻尼力表達式為[2]

式中 β為損耗因子；k′為粘彈性材料剛度；x為阻尼器兩端相對位移。從式（1）可以看出，粘彈性阻尼器提供的阻尼力主要與3個參數(shù)有關，提高損耗因子β、材料剛度k′以及增加阻尼器兩端的相對位移x都有助于提高粘彈性阻尼器的阻尼力。

當粘彈性阻尼器阻尼層很薄時，阻尼層剛度為

式中 A為粘彈性阻尼器阻尼層粘貼面積；G′為粘彈性阻尼器的儲能剪切模量；l為阻尼層厚度。為適應不同結(jié)構(gòu)減振效率的要求，一般通過調(diào)整粘彈性阻尼器的阻尼層粘貼面積A和阻尼層厚度l來實現(xiàn)。

1.2 減振結(jié)構(gòu)設計

在不改變衛(wèi)星與適配器接口的前提下，本文在適配器與運載器接口之間設計一種圓盤隔振器結(jié)構(gòu)，其主要組件為耗能阻尼元件，由上阻尼板、粘彈性材料、下阻尼板組成，結(jié)構(gòu)方案設計中改變耗能阻尼元件損耗因子β、粘彈性材料剛度k′和阻尼器兩端相對位移x，通過一系列數(shù)值仿真確定最終的設計參數(shù)值。隔振器系統(tǒng)的組成如圖2所示。

圖2 隔振系統(tǒng)組成示意

2 數(shù)值仿真計算

2.1 有限元建模

采用傳統(tǒng)教學法時，學生的考試成績?yōu)椋?4.23±2.92）分，實施PBL教學法后，學生的考試成績?yōu)椋?1.22±1.52）分，經(jīng)比較，采用PBL教學法學生的考試成績好于采用傳統(tǒng)教學法的學生，且有顯著性差異（P＜0.05），見表 2。

為了確保圓盤隔振器結(jié)構(gòu)能夠達到預期的隔振效果，在正式試驗驗證之前，建立了隔振系統(tǒng)的有限元模型，開展數(shù)值仿真分析。其中，模擬衛(wèi)星和適配器采用簡化有限元模型，并針對圓盤隔振器結(jié)構(gòu)建立詳細的有限元模型，如圖3所示。

圖3 有限元模型

2.2 仿真計算分析

為了驗證圓盤隔振器的減振效果，對加裝圓盤隔振器的前后兩種狀態(tài)進行模態(tài)和頻響仿真分析。加裝隔振器前后的頻率對比如表1所示，圖4、圖5分別為加裝隔振器前后模擬衛(wèi)星、適配器和圓盤隔振器組合體結(jié)構(gòu)在底部固支狀態(tài)下模態(tài)頻率和振型，圖6、圖7分別為加裝隔振器前后模擬衛(wèi)星與適配器界面典型節(jié)點的加速度響應對比情況。從表1及圖4～7中可以看出，加減振器后整體結(jié)構(gòu)頻率略有降低，振動量級得到了有效衰減。

表1 加裝隔振器前后頻率對比

圖4 一階橫向模態(tài)

圖5 一階縱向模態(tài)

圖6 加裝隔振器前后星箭界面橫向響應

圖7 加裝隔振器前后星箭界面縱向響應

3 試驗驗證

3.1 試驗方案

為了驗證圓盤隔振器結(jié)構(gòu)的真實減振效果，針對模擬衛(wèi)星、適配器和隔振器組合體結(jié)構(gòu)進行加裝隔振器前后兩種狀態(tài)的橫向、縱向正弦掃描振動試驗，如圖8～11所示。

圖8 加裝隔振器前橫向模態(tài)試驗

圖9 加裝隔振器后橫向 模態(tài)試驗

圖10 加裝隔振器前縱向模態(tài)試驗

圖11 加裝隔振器后縱向 模態(tài)試驗

3.2 試驗結(jié)果分析

圖12 加裝隔振器前后星箭界面橫向響應

圖13 加裝隔振器前后星箭界面縱向響應

由圖12可以看出，在橫向振動試驗過程中，加入隔振器后一階橫向頻率約下降0.6 Hz，其對應響應峰值降低了21.4%。由圖13可以看出，在縱向振動試驗過程中，加入隔振器后一階縱向頻率下降3 Hz，其對應響應峰值降低39.5%。因此，圓盤隔振器能夠起到很好的減振效果。同時可以看出，由于有限元模型在簡化及連接結(jié)構(gòu)模擬過程中引入了一定誤差，因此，與縮比模型試驗結(jié)果在量級上存在一定差異，但趨勢規(guī)律上吻合較好。

4 結(jié) 論

基于粘彈性阻尼材料減振原理，在不改變衛(wèi)星與運載器適配器接口結(jié)構(gòu)的前提下，設計了一種新型圓盤隔振器結(jié)構(gòu)，并進行了數(shù)值仿真分析和試驗驗證，可以得到以下結(jié)論：

a）圓盤隔振器結(jié)構(gòu)使衛(wèi)星橫向振動量級降低了約21.4%，縱向振動量級降低了約39.5%，起到了很好的減振效果；

b）圓盤隔振器在降低衛(wèi)星振動量級的同時，使得模擬衛(wèi)星、適配器的組合體結(jié)構(gòu)頻率小幅下降，在工程應用中應避免與外界激勵載荷發(fā)生耦合；

c）數(shù)值仿真與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，驗證了仿真計算和試驗數(shù)據(jù)的有效性。

[1] Wilke p S, Johnson c d. Whole-spacecraft passive launch isolation [J]. J of Spacecraft & Rockets, 1998, 35(5): 690-694.

[2] Johnson c d, Wilke p S. Whole-spacecraft vibration isolation system for the GFO/Taurus mission[J]. SIpe, 1999(3672): 175-185.

[3] Rittweger a, Beig H. active payload adaptor for ariane 5[c]. Fukuoka, Japan: 56thInternational astronautical congress, Iac-05-c2-4-02, 2005.

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[5] 王曉雷, 楊慶俊, 等.整星主動隔振平臺研究[J]. 宇航學報, 2007, 28(2): 439-441.

[6] 張業(yè)偉, 方勃, 等. 整星隔振平臺的阻尼非線性對隔振性能影響的物理機理[J]. 振動與沖擊, 2011, 30(10): 173-176.

[7] 馬興瑞, 于登云, 韓增堯. 星箭力學環(huán)境分析與試驗技術研究進展[J].宇航學報, 2006, 27(3): 323-331.

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Research of Whole-satellite Vibration Isolation Based on Shear damper

Yang Shu-tao1, dong Kai1, Xu Qing-hong1, Lian Yong-zheng1, Zhang Ye-wei2
(1. Beijing institude of aerospace Systems engineering, Beijing, 100076;
2. School of astronautic Harbin Institude of Technology, Harbin, 150001)

The satellite experienced complex vibration shock environment during the launch vehicle was in flight. Severe dynamic environment caused bad effects on the life of satellite, made the satellite losing efficacy and even destroyed the satellite completely. In this paper, energy absorption vibration damping principle of viscoelastic damping material was researched and design program of whole-satellite vibration damping structure was proposed. Numerical simulation prediction and test of combination structure of simulated satellite, adapter and whole-satellite vibration damping devices was carried out and the result showed that the simulation results were consistent to the test data which validated the effectiveness of whole-satellite vibration damping technology based on shear damping.

Shear damping; Whole-satellite vibration damping; Numerical simulation; Test

V414

a

1004-7182(2016)01-0089-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160121

2014-12-03；

2015-02-09

探月工程三期預先研究（TY3Q20110019）

楊樹濤（1984-），男，工程師，主要研究方向為運載火箭結(jié)構(gòu)動力學研究