一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主段隔振装置的制作方法

本发明涉及一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置，尤其适用于空间遥感卫星各器件的装配，属于空间遥感器技术领域。

背景技术：

从1957年苏联发射第一颗人造卫星开始，空间遥感卫星以其更优于航空遥感的获取信息迅速、成本相对降低、不受地域限制等特点，展现出极为显著的战略价值和广阔的发展前景，引起了各个世界大国的关注。空间遥感器作为空间遥感卫星上的核心有效载荷，与卫星平台一起经运载火箭发射入轨，并负责在太空环境中获取精准清晰的地面遥感图像，是整个系统任务成败的关键。

目前，我国的空间遥感卫星上普遍采用遥感器与卫星平台直接螺钉固定的硬连接形式，这种形式不但使得对力学载荷十分敏感的光学遥感器直接承受发射主动段的振动，而且对遥感器与卫星平台的装配接口要求较高。

现有技术中，为了减少或阻隔光学遥感器承受的振动载荷，本领域技术人员通常会采用阻尼桁架的隔振连接方式，其原理是在设备与基础的连接部位安装具有阻尼作用的弹性体单元，使传递到设备(运动减振)或者基础(力减振) 的高频位移/应力被阻隔并降低共振放大倍数；实际生产应用中，通过刚度和阻尼设计仅能在一定程度上降低振动影响，却无法满足空间遥感器和卫星平台的平面度装配要求，而且结构复杂，实用效果欠佳。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置，通过在遥感器法兰和卫星法兰之间设置第一垫片、第二垫片、第三垫片、衬套和螺栓，显著增强了空间遥感器在发射主动段的减、隔振效果，解决了传统阻尼桁架对空间遥感器在发射主动段减振隔振能力有限的问题；通过设计第一垫片、第二垫片、第三垫片和衬套的构型，减小了遥感器法兰和卫星法兰的平面度误差，并降低了安装应力对遥感器主反射镜面形的影响，弥补了传统阻尼桁架无法满足空间遥感器和卫星平台装配精度要求的缺陷。

本发明的技术解决方案是：

一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置，包括第一垫片、第二垫片、第三垫片、衬套和螺栓；遥感器法兰两侧分别安装有用于隔振的第一垫片和第二垫片，第一垫片上套装有用于补强所述装置刚度的第三垫片，第二垫片上套装有用于抑制所述装置变形的衬套，遥感器法兰、第一垫片、第二垫片、第三垫片和衬套均通过螺栓与卫星法兰螺接。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述第一垫片采用圆板结构，第一垫片中心设有用于安装螺栓的通孔，且第一垫片的通孔与衬套贴合，第一垫片上还设有用于连接遥感器法兰的凸缘。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述第一垫片由ZN-50型丁基橡胶100℃模压成型，第一垫片的直径范围设为φ 30mm～φ50mm，第一垫片的厚度范围设为5mm～15mm。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述第二垫片采用圆板结构，第二垫片中心设有用于安装螺栓的通孔，且第二垫片的通孔与衬套贴合，第二垫片上还设有用于连接遥感器法兰的凸缘。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述第二垫片由ZN-50型丁基橡胶100℃模压成型，第二垫片的直径范围设为φ 30mm～φ50mm，第二垫片的厚度范围设为5mm～15mm。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述第三垫片采用碗状结构，第三垫片中心设有用于安装螺栓的螺孔，并攻有粗牙内螺纹，第三垫片边缘设有用于包裹第一垫片的碗状翻边。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述第三垫片由TC4锻造成型，第三垫片的螺孔尺寸范围设为M10～M16mm，第三垫片的直径范围设为设为φ45mm～φ60mm，第三垫片的翻边高度范围设为5mm～10mm。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述衬套一端设有碗状法兰，衬套中部为空心圆轴，圆轴上设有用于安装螺栓的通孔，衬套另一端攻有用于配合第三垫片的粗牙外螺纹。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述衬套由TC4锻造成型，衬套碗状法兰的直径范围设为φ45mm～φ60mm，衬套空心圆轴的直径范围设为φ15mm～φ25mm，衬套空心圆轴通孔的直径范围设为φ8mm～φ18mm。

在上述的一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置中，所述螺栓依次穿过第三垫片、第一垫片、遥感器法兰、第二垫片、衬套后与卫星法兰螺接。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

【1】本发明通过第一垫片、第二垫片、第三垫片、衬套和螺栓的配合，提升了空间遥感器在卫星发射主动段的减振和隔振性能，实现了遥感器关键光学元件(次镜节点Node7065)的一阶频响纵向降为未安装本发明时的53％，横向降为未安装本发明时的40％，大幅提升了该光学遥感器通过发射力学环境的可靠性。

【2】本发明通过在遥感器法兰两侧分别安装第一垫片和第二垫片，使得遥感器法兰的变形量下降为未安装本发明时的1％，并在第三垫片和衬套上设置螺纹，使得第一垫片、第二垫片、第三垫片、衬套和遥感器组成一个整体交付卫星安装，而且合理利用第三垫片和衬套控制装置的刚度和非线性变形，避免了遥感器的光学元件损伤、精度受损甚至失效，有效确保了空间遥感器的成像品质，也为空间遥感器的后续研制奠定了基础。

【3】本发明整体结构紧凑，适用于多种工作环境，使用寿命相对较长，在复杂工况下依然能够良好运转，具有适用范围广的特点，具备良好的市场应用前景。

附图说明

附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明的剖视图

图2为第一垫片结构图

图3为第二垫片结构图

图4为第三垫片结构图

图5为衬套结构图

图6为实施例与对比实施例一的纵向响应对比测试图

图7为实施例与对比实施例一的横向响应对比测试图

其中：1第一垫片；2第二垫片；3第三垫片；4衬套；5螺柱；

具体实施方式

为使本发明的方案更加明了，下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：

实施例

如图1～5所示，一种空间遥感器的自适应装配误差及发射主动段隔振装置，包括第一垫片1、第二垫片2、第三垫片3、衬套4和螺栓5；遥感器法兰两侧分别安装有用于隔振的第一垫片1和第二垫片2，第一垫片1上套装有用于补强所述装置刚度的第三垫片3，第二垫片2上套装有用于抑制所述装置变形的衬套4，遥感器法兰、第一垫片1、第二垫片2、第三垫片3和衬套4均通过螺栓5与卫星法兰螺接。

优选的，第一垫片1采用圆板结构，第一垫片1中心设有用于安装螺栓5 的通孔，且第一垫片1的通孔与衬套4贴合，第一垫片1上还设有用于连接遥感器法兰的凸缘。

优选的，第一垫片1由ZN-50型丁基橡胶100℃模压成型，第一垫片1的直径范围设为φ30mm～φ50mm，第一垫片1的厚度范围设为5mm～15mm。

优选的，第二垫片2采用圆板结构，第二垫片2中心设有用于安装螺栓5 的通孔，且第二垫片2的通孔与衬套4贴合，第二垫片2上还设有用于连接遥感器法兰的凸缘。

优选的，第二垫片2由ZN-50型丁基橡胶100℃模压成型，第二垫片2的直径范围设为φ30mm～φ50mm，第二垫片2的厚度范围设为5mm～15mm。

优选的，第三垫片3采用碗状结构，第三垫片3中心设有用于安装螺栓5 的螺孔，并攻有粗牙内螺纹，第三垫片3边缘设有用于包裹第一垫片1的碗状翻边。

优选的，第三垫片3由TC4锻造成型，第三垫片3的螺孔尺寸范围设为 M10～M16mm，第三垫片3的直径范围设为设为φ45mm～φ60mm，第三垫片 3的翻边高度范围设为5mm～10mm。

优选的，衬套4一端设有碗状法兰，衬套4中部为空心圆轴，圆轴上设有用于安装螺栓5的通孔，衬套4另一端攻有用于配合第三垫片3的粗牙外螺纹。

优选的，衬套4由TC4锻造成型，衬套4碗状法兰的直径范围设为φ 45mm～φ60mm，衬套4空心圆轴的直径范围设为φ15mm～φ25mm，衬套4 空心圆轴通孔的直径范围设为φ8mm～φ18mm。

优选的，螺栓5依次穿过第三垫片3、第一垫片1、遥感器法兰、第二垫片2、衬套4后与卫星法兰螺接。

对比实施例一

利用螺钉将遥感器法兰直接固定在卫星法兰上。

对比实施例二

在遥感器法兰和卫星法兰之间垫入10mm×10mm×0.5mm的垫片。

如图6～7所示，图中实线表示对比实施例一的数据，虚线表示实施例的数据，通过仿真模型和物理实验分别作了分析和验证。仿真模型计算的结果表明实施例中，遥感器关键光学元件(次镜节点Node7065)的一阶频响纵向降为对比实施例一的53％，横向降为对比实施例一的40％。大幅提高了该光学遥感器通过发射力学环境的可靠性。

利用ZyGo激光干涉仪分别对实施例和对比实施例二进行测试，可以看出，实施例的空间遥感器波前光学面形RMS＝0.028，对比实施例二的波前光学面形 RMS＝0.036，对比实施例二的安装面不平度为0.5mm，面形RMS(单位波长λ＝0.6328um)改善了22％，消减了安装面不平度对遥感器带来的装配应力，降低了对主镜面形的影响，保证了遥感器光学系统的成像品质，对于高精度空间遥感器的装配性能来说，是十分显著的改善。

本发明说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知技术。