CN106864775A - 一种航天器有效载荷减冲击装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，依次包括内侧环、支撑环和外侧环；内侧环上从内至外分别圆周均匀分布内侧环螺纹孔和内侧环定位孔，内侧环螺纹孔和内侧环定位孔交错分布；外侧环上从内之外分别圆周均匀分布外侧环定位孔和外侧环螺纹孔，外侧环定位孔和外侧环螺纹孔交错分布；支撑环从内之外分别圆周均匀分布支撑环内侧孔和支撑环外侧孔；支撑环与内侧环固定连接，支撑环与外侧环固定连接。本装置体积小，结构简单，操作性强，可以满足航天器中有效载荷的减冲击需求，并可以作为其他设备的减冲击措施。

Description

一种航天器有效载荷减冲击装置

技术领域

本发明涉及冲击减缓技术领域，具体涉及一种航天器有效载荷减冲击装置。

背景技术

航天领域中，有效载荷(卫星、飞船等)由火箭运载升空，在有效载荷和火箭分离过程中，冲击是航天器所经历的较为严酷的力学环境。有效载荷所经受的冲击环境主要是由各种火工装置在工作时产生的，如星箭分离、卫星舱段分离、星上伸展部分展开过程中的解锁等。这些过程由于爆炸螺栓爆炸引发的能量释放，进而产生爆炸冲击的恶劣环境。虽然相对于整个发射过程较为短暂，但冲击对有效载荷的影响不容忽视。

爆炸冲击除了爆炸源附近有塑性变形外，较大型弹(箭)体结构仅仅传递弹性波，而本身不易受爆炸分离冲击的影响(细长结构、轻薄结构和脆性材料结构除外)。但是，爆炸分离冲击产生材料应力波，可以使外形尺寸与波长同量级的微型电子芯片产生很高频率的响应，从而对电子设备和微机械设备产生危害，特别是对电子产品、轻薄结构、脆性材料的破坏作用尤为明显。

对于搭载星结构，在分离过程中受冲击应力波的影响，使搭载星和火箭末级除了纵向运动之外，还产生各自质心的横移和绕各自质心的转动，从而导致角度和角速率发生变化，甚至导致碰撞。即使星箭完成分离，如果搭载星不能顺利脱离适配器，也无法以正确的姿态进入预定轨道。可见，星箭分离过程中，采取必要的减冲击措施非常必要。

本发明提供一种航天器有效载荷减冲击装置，以降低向有效载荷的冲击应力波传递，本发明包括由内至外三层结构，设置了多个应力波传递界面，并设计了粘性阻尼材料，以最大程度衰减应力波的能量传递。

该装置原理简单，可作为航天器或其他冲击环境中使用设备的减冲击措施。

发明内容

本发明针对航天器中有效载荷在分离过程中受到爆炸冲击的影响，提供一种航天器有效载荷减冲击装置。该装置位于有效载荷和支撑支架之间，降低支架的爆炸冲击向有效载荷的传播。

本发明提供的一种航天器有效载荷减冲击装置，依次包括内侧环、支撑环和外侧环；内侧环上从内至外分别圆周均匀分布内侧环螺纹孔和内侧环定位孔，内侧环螺纹孔和内侧环定位孔交错分布；外侧环上从内之外分别圆周均匀分布外侧环定位孔和外侧环螺纹孔，外侧环定位孔和外侧环螺纹孔交错分布；支撑环从内之外分别圆周均匀分布支撑环内侧孔和支撑环外侧孔；支撑环与内侧环固定连接，支撑环与外侧环固定连接。

所述的航天器有效载荷减冲击装置，还包括内挡圈和外挡圈，内挡圈在内侧环内部，内挡圈与外侧环、支撑环、内侧环之间为内侧阻尼层，外挡圈在外侧环外部，外挡圈与外侧环、支撑环、内侧环之间为外侧阻尼层。

所述内侧环、支撑环、外侧环、内挡圈、外挡圈均为圆环结构。

所述内侧环定位孔和外侧环定位孔为方槽型结构，内侧环定位孔包括内侧环内连接孔和内侧环外连接孔，内侧环通过内侧环内连接孔与外部承力支架固定连接，内侧环与支撑环通过内侧环外连接孔和支撑环外侧孔固定连接；外侧环定位孔包括外侧环外连接孔和外侧环内连接孔，外侧环通过外侧环外连接孔与外部有效载荷固定连接，外侧环与支撑环通过外侧环内连接孔和支撑环内侧孔固定连接。

进一步的，所述内侧环与外部承力支架通过底部连接螺栓连接，外侧环与外部有效载荷通过顶部连接螺栓连接，底部连接螺栓和顶部连接螺栓为六角头螺栓、方头螺栓、T形槽用螺栓。

所述内侧阻尼层和外侧阻尼层为粘性阻尼材料。

进一步的，所述内侧阻尼层和外侧阻尼层为丁基橡胶、酚醛树脂、固化胶。

本发明的有益效果如下：

本发明采用内外分层式结构，并将连接螺栓交错分布，以增加应力波动传播路径。本发明还设置内外侧粘性阻尼层，并采用挡圈约束。当受到冲击时，阻尼层会随着基体应变产生变形，材料内部产生交变拉压应力和应变。按照阻尼材料的耗能机理，当材料产生交变应力、应变时会损耗结构冲击能量，从而产生减冲击的效果。本发明内部螺栓等结构，增加应力波的透射界面，最大程度的降低向有效载荷的冲击波传递。本发明顶部连接螺栓以连接有效载荷，底部连接螺栓连接支撑支架，连接螺栓的定位结构，防止螺栓连接过程中的转动，使连接过程简单易于操作。

本发明体积小，结构简单，操作性强，可以满足航天器中有效载荷的减冲击需求，并可以作为其他设备的减冲击措施。

附图说明

图1是航天器有效载荷减冲击装置主视图；

图2是航天器有效载荷减冲击装置俯视图；

图3是本发明的内侧环主视图；

图4是本发明的内侧环俯视图；

图5是本发明的外侧环底视图；

图6是本发明的外侧环主视图；

图7是本发明的支撑环主视图；

图8是本发明的支撑环俯视图；

图9是本发明的实施例示意图。

1-顶部连接螺栓 2-外挡圈 3-外侧阻尼层 5-底部连接螺栓 6-内侧环 6a-内侧环螺纹孔6b-内侧环定位孔 6c-内侧环内连接孔 6d-内侧环外连接孔 7-外侧环 7a-外侧环螺纹孔 7b-外侧环定位孔 7c-外侧环外连接孔 7d-外侧环内连接孔 8-支撑环 8a-支撑环内侧孔 8b-支撑环外侧孔 11-内侧阻尼层 12-内挡圈 13-有效载荷 14-承力支架

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案做进一步详细说明。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明要求保护的范围。

如图1至图8所示，本发明航天器有效载荷减冲击装置包括，顶部连接螺栓1、外挡圈2、外侧阻尼层3、底部连接螺栓5、内侧环6、外侧环7、支撑环8、内侧阻尼层11、内挡圈12。其中，内侧环6设置内侧环螺纹孔6a、内侧环定位孔6b、内侧环内连接孔6c、内侧环外连接孔6d。外侧环7设置外侧环螺纹孔7a、外侧环定位孔7b、外侧环内连接孔7c、外侧环外连接孔7d。支撑环8设置支撑环内侧孔8a、支撑环外侧孔8b。

本发明包含内侧环6、外侧环7及支撑环8组成的多层结构。

内侧环6为圆环结构，位于最内侧，用于提供与外部承力支架的接口，具体连接为：底部连接螺栓5通过内侧环定位孔6b与外部承力支架连接。内侧环定位孔6b为方槽形结构，底部连接螺栓5可以为六角头螺栓、方头螺栓、T形槽用螺栓等形式，其端部置于内侧环定位孔6b中时，可限制底部连接螺栓5的转动，从而可以通过外置螺母连接内侧环6及外部承力支架。

外侧环7为圆环结构，位于最外侧，用于提供与外部有效载荷的接口，具体连接为：顶部连接螺栓1通过外侧环定位孔7b与外部有效载荷连接。外侧环定位孔7b也为方槽形结构，顶部连接螺栓1可以为六角头螺栓、方头螺栓、T形槽用螺栓等形式，其端部置于外侧环定位孔7b中时，可限制顶部连接螺栓1的转动，从而可以通过外置螺母连接外侧环7及外部有效载荷。

支撑环8为圆环形结构，位于内侧环6与外侧环7之间。支撑环8与内侧环6通过内侧连接螺栓连接，具体为内侧连接螺栓穿过外侧环7上的外侧环内连接孔7d，通过支撑环8上的支撑环内侧孔8a，经过垫片与内侧环6上的内侧环螺纹孔6a连接。支撑环8与外侧环7通过外侧连接螺栓连接，具体为外侧连接螺栓穿过内侧环6上的内侧环外连接孔6d，通过支撑环8上的支撑环外侧孔8b，经过垫片与外侧环7上的外侧环螺纹孔7a连接。

为增加应力波的传播距离，内侧环6上从内至外分别圆周均匀分布内侧环螺纹孔6a和内侧环定位孔6b，内侧环螺纹孔6a和内侧环定位孔6b交错分布；外侧环7上从内之外分别圆周均匀分布外侧环定位孔7b和外侧环螺纹孔7a，外侧环定位孔7b和外侧环螺纹孔7a交错分布。

外挡圈2为圆环结构，位于外侧环7的外侧。外挡圈2与外侧环7，内侧环6，支撑环8之间为外侧阻尼层3。外侧阻尼层3为粘性阻尼材料，可以为丁基橡胶、酚醛树脂或固化胶。

内挡圈12为圆环结构，位于内侧环6的内侧。内挡圈12与外侧环7，内侧环6，支撑环8之间为内侧阻尼层11。内侧阻尼层11为粘性阻尼材料，可以为丁基橡胶、酚醛树脂或固化胶。

如图9所示，有效载荷，以模拟卫星为例，质量50kg，位于本发明顶部，并通过外置螺母及顶部连接螺栓1连接。承力支架位于本发明底部，通过外置螺母及底部连接螺栓5连接。承力支架经受爆炸冲击后，应力波传递至承力支架顶部，并通过底部连接螺栓5，经底部连接螺栓5与内侧环6的连接界面进入内侧环。该过程中，应力波产生折射、反射、透射，能量有所衰减。应力波在内侧环6内传播至内侧连接螺栓并进入支撑环8，该过程通过的界面包括内侧连接螺栓与内侧环6的螺纹连接界面、内侧环6与垫片的连接界面、垫片与支撑环8的连接界面、支撑环8与内侧连接螺栓的螺纹界面。应力波在支撑环8内传播至外侧连接螺栓，并进入外侧环7，该过程应力波通过的界面包括支撑环8与外侧连接螺栓的连接界面、支撑环8与垫片的连接界面、垫片与外侧环7的连接界面、外侧环7与外侧连接螺栓的连接界面。应力波进入外侧环7后传播至顶部连接螺栓1，并进入该模拟卫星，这一过程中，应力波经过了外侧环7与顶部连接螺栓1的连接界面、外侧环7与外部垫片的连接界面、外部垫片与该模拟卫星的连接界面、该模拟卫星与顶部连接螺栓1的连接界面。

内侧环6上从内至外分别圆周均匀分布内侧环螺纹孔6a和内侧环定位孔6b，内侧环螺纹孔6a和内侧环定位孔6b交错分布；外侧环7上从内之外分别圆周均匀分布外侧环定位孔7b和外侧环螺纹孔7a，外侧环定位孔7b和外侧环螺纹孔7a交错分布。该交错分布的形式增加了应力波在纵向的传播距离，增加了应力波的能量衰减。

在冲击波作用下，该模拟卫星和承力支架间产生位移，使得内侧环6、支撑环7、支撑环8之间产生位移。该位移将引起内侧环6、支撑环7、支撑环8与外挡圈2间相对错动，导致外侧阻尼层3的形变，而相对位移的交替变化带来外侧阻尼层3的交错形变，较大程度上降低了应力波的能量。同样，内侧环6、支撑环7、支撑环8与内挡圈12间也将相对错动，导致内侧阻尼层11的交替形变。

最终，经过衰减后的较小能量的应力波进入该模拟卫星。经过本发明的应力波能量较大衰减，原始冲击信号加速度最大峰值为1500g，经本发明减冲击后系统加速度响应峰值为107.5g，衰减了23dB，起到了保护该模拟卫星及其关键部件的作用。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专利技术人员来说是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明范围的情况下，在其他实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽范围。

Claims (7)

1.一种航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，依次包括内侧环、支撑环和外侧环；内侧环上从内至外分别圆周均匀分布内侧环螺纹孔和内侧环定位孔，内侧环螺纹孔和内侧环定位孔交错分布；外侧环上从内之外分别圆周均匀分布外侧环定位孔和外侧环螺纹孔，外侧环定位孔和外侧环螺纹孔交错分布；支撑环从内之外分别圆周均匀分布支撑环内侧孔和支撑环外侧孔；支撑环与内侧环固定连接，支撑环与外侧环固定连接。

2.根据权利要求1所述的航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，还包括内挡圈和外挡圈，内挡圈在内侧环内部，内挡圈与外侧环、支撑环、内侧环之间为内侧阻尼层，外挡圈在外侧环外部，外挡圈与外侧环、支撑环、内侧环之间为外侧阻尼层。

3.根据权利要求1或2所述的航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，所述内侧环、支撑环、外侧环、内挡圈、外挡圈均为圆环结构。

4.根据权利要求3所述的航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，所述内侧环定位孔和外侧环定位孔为方槽型结构，内侧环定位孔包括内侧环内连接孔和内侧环外连接孔，内侧环通过内侧环内连接孔与外部承力支架固定连接，内侧环与支撑环通过内侧环外连接孔和支撑环外侧孔固定连接；外侧环定位孔包括外侧环外连接孔和外侧环内连接孔，外侧环通过外侧环外连接孔与外部有效载荷固定连接，外侧环与支撑环通过外侧环内连接孔和支撑环内侧孔固定连接。

5.根据权利要求4所述的航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，所述内侧环与外部承力支架通过底部连接螺栓连接，外侧环与外部有效载荷通过顶部连接螺栓连接，底部连接螺栓和顶部连接螺栓为六角头螺栓、方头螺栓、T形槽用螺栓。

6.根据权利要求1或2所述的航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，所述内侧阻尼层和外侧阻尼层为粘性阻尼材料。

7.根据权利要求6所述的航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，所述内侧阻尼层和外侧阻尼层为丁基橡胶、酚醛树脂、固化胶。