一种无谐振峰的整舱减振装置的制作方法

本发明涉及一种无谐振峰的整舱减振装置，属于整星减振技术领域。

背景技术：

火箭主动段飞行时，由于发动机推力变化、级间分离、起飞段发动机噪声、跨音速及最大动压段的脉动压力和气动噪声等影响，使得上面级和卫星承受不同量级的5～100hz正弦扫描振动、20～2000hz随机振动环境。对于运载火箭，为避免箭上重要单机在恶劣环境下损坏或功能异常，可采用单机外装减振机构方案(单机减振)，当待减振的单机数量较多时，可能导致减振机构种类和数量增多，不利于结构减重。对于长时间在轨的上面级或航天器，特别是部分热功耗较大的电气单机，外装减振机构后，除辐射换热外，采用减振垫减振形式的单机的传热路径共两条：其一为“箭机→减振垫(上)→螺栓→仪器安装板”，其二为“箭机→减振垫(下)→仪器安装板”，两条路径都包括减振垫，由于减振垫一般采用导热性较差的材料，如橡胶、聚酰亚胺等材料，因此，其通过安装面导热的散热量非常少，同时受制于自身外形尺寸限制，其辐射的散热量可能满足不了真空环境下的热控要求。

因此除特殊要求外，一般不允许上面级或星上单机外装减振机构，导致单机振动环境较为恶劣，体现在随机振动试验条件的总均方根值较高，使得力热联合可靠性验证试验中经常出现单机振坏情况。综上所述，对于振动环境恶劣、重要单机较多、减振需求较大的舱段，宜采用整舱减振技术。

传统的金属橡胶减振机构，安装在待减振舱段和舱段支架之间，对于预先设计的关心频段减振效果好，但由于存在谐振峰，飞行中若存在激励将产生显著的加速度响应(也称低频放大)。一方面飞行过程中的外激励频段较宽、且出现频率和量级较为随机，另一方面在较低频率处的加速度响应较大时，对应位移值和应力也较大，不利于飞行安全性。因此该种方法有一定局限性。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：为克服现有技术的不足，提供一种无谐振峰的整舱减振装置，克服了常规减振机构在高频段减振效果好、而低频段放大较多的缺点，有助于在舱段层面实现整舱减振。

本发明的技术解决方案：

一种无谐振峰的整舱减振装置，包括承载机构和减振机构，承载机构通过至少一个减振机构与舱板支架固定连接，使得5-2000hz的关心频段范围内振动放大倍数不大于1；承载机构外部安装有发热元件，内部安装有温度均匀化的热管；承载机构内布置至少一根热管，使承载机构不同位置温度差小于5℃；减振机构包括壳体和内部的减振元件，减振元件的安装方向与待减振方向一致；减振机构高度小于承载机构厚度的1/10，减振机构直径不大于100mm；减振机构与承载机构重量比不大于1％；承载机构上特征点的高频总均方根加速度不大于10grms。

减振机构为圆柱体，工作应力不大于100mpa。

减振机构的总散热量与发热元件的总发热量的比值不小于80％。

减振机构安装于承载机构的外端面，使来自承载支架的外部振动通过减振机构衰减至少50％，并将衰减后的振动传递到承载机构上。

当n个减振机构均匀分布在舱板外侧时，单个减振机构承受的载荷计算方法为：t＝(m1+m2)*a1*9.81/n，q＝(m1+m2)*a2*9.81/n，

其中：t为轴力，q为剪力，m1为舱板结构质量，m2为舱板上单机总质量，a1为轴向过载系数，a2为横向过载系数。

轴向过载系数为10g，横向过载系数为4g。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明通过承载机构和减振机构的设置，使得5～2000hz关心频段范围内突出振动放大倍数均不大于1，克服了常规减振器在高频段减振效果好、而低频段放大较多的缺点，有助于在舱段层面实现整舱减振、提高单机力学环境舒适性、减少单机减振器种类、数量和重量；

(2)对于热控系统，尽管整舱减振使得仪器安装板与散热面之间的传导热阻增大，但是，由于取消了单机产品的外装减振器，本发明可以通过预埋在仪器安装板内部的热管实现等温化，从而降低热功耗大的单机温度，满足仪器设备的温控需求；

(3)本发明可应用到运载火箭、上面级、航天器整舱力学环境减缓工作中。

附图说明

图1为本发明机构分布示意图；

图2为本发明无谐振峰传递率曲线图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细的描述。

无谐振峰的整舱减振方案包括：

a)取消单机减振器，在待减振舱段和舱段支架之间，串联多个零刚度隔振器或无谐振峰减振器；

b)应用结构阻尼热管一体化舱板，如在金属蜂窝夹层板中安装热管实现等温化、蜂窝夹芯中填充金属颗粒减振等；

c)根据待减振舱段的尺寸、重量、热耗等，对不同减振方案进行组合。

无谐振峰的整舱减振设计流程：

a)首先梳理待减振舱段的减振需求、尺寸、重量、飞行振动环境、飞行轴向过载和截面载荷、主要电气设备热耗等约束条件。减振需求包括待减振频率和加速度峰值；

b)给出初步整舱减振方案，包括无谐振峰减振器的减振方向、数量、选型和安装位置，多功能一体化舱板的方案组合等；

c)对舱段-减振装置-舱段支架间的力传递路线、热传导路线进行仿真分析，是否满足减振和散热量要求；

d)通过静力学和动力学仿真，对减振装置、减振装置及待减振结构组合体的模态和强度进行复核；

e)对减振效果进行试验验证；

f)确定最终的整舱减振方案，给出减振器选型、物料清单、安装和工艺要求等。

基于上述考量，具体机构为：

一种无谐振峰的整舱减振装置，如图1所示，包括承载机构和减振机构，承载机构通过至少一个减振机构与舱板支架固定连接，使得5-2000hz的关心频段范围内振动放大倍数不大于1；承载机构外部安装有发热元件，内部安装有温度均匀化的热管；承载机构内布置至少一根热管，使承载机构不同位置温度差小于5℃；减振机构包括壳体和内部的减振元件，减振元件的安装方向与待减振方向一致；减振机构高度小于承载机构厚度的1/10，减振机构直径不大于100mm；减振机构与承载机构重量比不大于1％；承载机构上特征点的高频总均方根加速度不大于10grms。

减振机构为圆柱体，工作应力不大于100mpa,减振机构的总散热量与发热元件的总发热量的比值不小于80％。

减振机构安装于承载机构的外端面，使来自承载支架的外部振动通过减振机构衰减至少50％，并将衰减后的振动传递到承载机构上。

当n个减振机构均匀分布在舱板外侧时，单个减振机构承受的载荷计算方法为：t＝(m1+m2)*a1*9.81/n，q＝(m1+m2)*a2*9.81/n，

其中：t为轴力，q为剪力，m1为舱板结构质量，m2为舱板上单机总质量，a1为轴向过载系数，a2为横向过载系数,轴向过载系数为10g，横向过载系数为4g。

隔振机构的鉴定振动试验条件为：

(1)过载试验条件，纵向不小于10g；

(2)正弦扫描试验条件，5-100hz，5g；

(3)随机振动试验条件，20-2000hz，15grms；

(4)冲击试验条件：100-5000hz，4000g。

如图2所示，本发明使得5～2000hz关心频段范围内突出振动放大倍数均不大于1，克服了常规减振器在高频段减振效果好、而低频段放大较多的缺点。有助于在舱段层面实现整舱减振、提高单机力学环境舒适性、减少单机减振器种类、数量和重量。同时，对于热控系统，尽管整舱减振使得仪器安装板与散热面之间的传导热阻增大，但是，由于取消了单机产品的外装减振器，可以通过预埋在仪器安装板内部的热管实现等温化，从而降低热功耗大的单机温度，满足仪器设备的温控需求。该技术可应用到运载火箭、上面级、航天器整舱力学环境减缓工作中。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。