基于剪切阻尼的整星减振技术研究

杨树涛，董 锴，徐庆红，廉永正，张业伟

（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 哈尔滨工业大学航天学院，哈尔滨，150001）

基于剪切阻尼的整星减振技术研究

杨树涛1，董 锴1，徐庆红1，廉永正1，张业伟2

（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 哈尔滨工业大学航天学院，哈尔滨，150001）

卫星在运载火箭飞行过程中经历复杂的振动冲击环境，恶劣的动力学环境给卫星的使用寿命带来不利影响，甚至导致卫星失效和破坏。通过对粘弹性阻尼材料的吸能减振原理的研究，提出基于剪切阻尼的整星减振结构设计方案，针对模拟卫星、适配器及整星减振装置组合体结构开展数值仿真预示和试验验证工作，结果表明两者吻合较好，验证了基于剪切阻尼整星减振技术的有效性。

剪切阻尼；整星减振；数值仿真；试验

0 引 言

随着火箭发动机推力、喷流速度的不断提高，卫星在发射过程中将会经历越来越严酷的振动、冲击等动力学环境，进而给卫星的工作性能和可靠性带来严重影响，研究整星减振措施对于改善卫星发射过程中的动力学环境具有重要的意义。1993年，美国空间研究实验室率先开展整星隔振技术在工程应用方面的研究，其研究的隔振系统在1998年金牛座火箭发射GFO卫星任务中首次成功应用[1,2]；欧空局欧洲航空防务及航天公司空间运输公司也开展了针对阿丽亚娜5火箭的减振系统研究[3]。中国在整星隔振技术方面的研究起步较晚。近年来，国内航天科研院所与高校合作，对整星减振的理论进行了探索，成为航天技术研究的一个热点，但较少应用于工程卫星发射[4～8]。

本文研究了粘弹性阻尼材料的吸能减振原理，在不改变卫星和适配器结构的前提下，在卫星适配器与运载器之间设计一种新型圆盘式隔振器，通过阻尼层的剪切变形消耗能量，达到减振作用。针对模拟卫星、适配器及整星减振装置组合体结构开展了数值仿真预示和试验验证工作，结果表明仿真计算与试验数据吻合较好，横向和纵向减振效率分别达到21.4%和39.5%，验证了基于剪切阻尼整星减振技术的有效性。

1 减振原理及结构设计

1.1 减振原理

隔振平台一般采用阻尼器耗散振动产生的能量，

从而保护被隔振物体免受破坏。粘弹性阻尼器是最常用的一种阻尼器，其中的粘弹性阻尼材料同时具有粘滞流体和弹性固体两种特性，粘弹性阻尼材料两侧粘贴承力结构，通过承力结构对粘弹性材料的剪切提供阻尼力。这种阻尼器对微幅振动比较敏感。因为粘弹性阻尼器的阻尼力与阻尼器两端位移差有关，所以阻尼器应安装在相对位移最大处。针对本文不改变卫星与适配器接口的前提，粘弹性阻尼器的上、下端应布置在适配器下端与运载器连接面上，才能达到最好的减振效果。粘弹性阻尼器变形示意如图1所示。

图1 粘弹性阻尼器变形示意

图1 中，粘弹性阻尼器的阻尼力表达式为[2]

式中 β为损耗因子；k′为粘弹性材料刚度；x为阻尼器两端相对位移。从式（1）可以看出，粘弹性阻尼器提供的阻尼力主要与3个参数有关，提高损耗因子β、材料刚度k′以及增加阻尼器两端的相对位移x都有助于提高粘弹性阻尼器的阻尼力。

当粘弹性阻尼器阻尼层很薄时，阻尼层刚度为

式中 A为粘弹性阻尼器阻尼层粘贴面积；G′为粘弹性阻尼器的储能剪切模量；l为阻尼层厚度。为适应不同结构减振效率的要求，一般通过调整粘弹性阻尼器的阻尼层粘贴面积A和阻尼层厚度l来实现。

1.2 减振结构设计

在不改变卫星与适配器接口的前提下，本文在适配器与运载器接口之间设计一种圆盘隔振器结构，其主要组件为耗能阻尼元件，由上阻尼板、粘弹性材料、下阻尼板组成，结构方案设计中改变耗能阻尼元件损耗因子β、粘弹性材料刚度k′和阻尼器两端相对位移x，通过一系列数值仿真确定最终的设计参数值。隔振器系统的组成如图2所示。

图2 隔振系统组成示意

2 数值仿真计算

2.1 有限元建模

采用传统教学法时，学生的考试成绩为（84.23±2.92）分，实施PBL教学法后，学生的考试成绩为（91.22±1.52）分，经比较，采用PBL教学法学生的考试成绩好于采用传统教学法的学生，且有显著性差异（P＜0.05），见表 2。

为了确保圆盘隔振器结构能够达到预期的隔振效果，在正式试验验证之前，建立了隔振系统的有限元模型，开展数值仿真分析。其中，模拟卫星和适配器采用简化有限元模型，并针对圆盘隔振器结构建立详细的有限元模型，如图3所示。

图3 有限元模型

2.2 仿真计算分析

为了验证圆盘隔振器的减振效果，对加装圆盘隔振器的前后两种状态进行模态和频响仿真分析。加装隔振器前后的频率对比如表1所示，图4、图5分别为加装隔振器前后模拟卫星、适配器和圆盘隔振器组合体结构在底部固支状态下模态频率和振型，图6、图7分别为加装隔振器前后模拟卫星与适配器界面典型节点的加速度响应对比情况。从表1及图4～7中可以看出，加减振器后整体结构频率略有降低，振动量级得到了有效衰减。

表1 加装隔振器前后频率对比

图4 一阶横向模态

图5 一阶纵向模态

图6 加装隔振器前后星箭界面横向响应

图7 加装隔振器前后星箭界面纵向响应

3 试验验证

3.1 试验方案

为了验证圆盘隔振器结构的真实减振效果，针对模拟卫星、适配器和隔振器组合体结构进行加装隔振器前后两种状态的横向、纵向正弦扫描振动试验，如图8～11所示。

图8 加装隔振器前横向模态试验

图9 加装隔振器后横向 模态试验

图10 加装隔振器前纵向模态试验

图11 加装隔振器后纵向 模态试验

3.2 试验结果分析

图12 加装隔振器前后星箭界面横向响应

图13 加装隔振器前后星箭界面纵向响应

由图12可以看出，在横向振动试验过程中，加入隔振器后一阶横向频率约下降0.6 Hz，其对应响应峰值降低了21.4%。由图13可以看出，在纵向振动试验过程中，加入隔振器后一阶纵向频率下降3 Hz，其对应响应峰值降低39.5%。因此，圆盘隔振器能够起到很好的减振效果。同时可以看出，由于有限元模型在简化及连接结构模拟过程中引入了一定误差，因此，与缩比模型试验结果在量级上存在一定差异，但趋势规律上吻合较好。

4 结 论

基于粘弹性阻尼材料减振原理，在不改变卫星与运载器适配器接口结构的前提下，设计了一种新型圆盘隔振器结构，并进行了数值仿真分析和试验验证，可以得到以下结论：

a）圆盘隔振器结构使卫星横向振动量级降低了约21.4%，纵向振动量级降低了约39.5%，起到了很好的减振效果；

b）圆盘隔振器在降低卫星振动量级的同时，使得模拟卫星、适配器的组合体结构频率小幅下降，在工程应用中应避免与外界激励载荷发生耦合；

c）数值仿真与试验数据吻合较好，验证了仿真计算和试验数据的有效性。

[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.

[4] 张军, 谌勇, 张志谊. 一种整星隔振器的研制[J]. 振动与冲击, 2005, 24(5): 35-38.

[5] 王晓雷, 杨庆俊, 等.整星主动隔振平台研究[J]. 宇航学报, 2007, 28(2): 439-441.

[6] 张业伟, 方勃, 等. 整星隔振平台的阻尼非线性对隔振性能影响的物理机理[J]. 振动与冲击, 2011, 30(10): 173-176.

[7] 马兴瑞, 于登云, 韩增尧. 星箭力学环境分析与试验技术研究进展[J].宇航学报, 2006, 27(3): 323-331.

[8] 杜华军, 黄文虎, 邹振祝. 航天支架结构的被动振动控制[J]. 应用力学学报, 2002, 19(3): 10-13.

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

探月工程三期预先研究（TY3Q20110019）

杨树涛（1984-），男，工程师，主要研究方向为运载火箭结构动力学研究