本发明提供了一种卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置、系统及方法，包括动杆、衬套、定杆、活塞杆、第一缓冲片和第二缓冲片；其中，定杆连接衬套的一端；第一缓冲片和第二缓冲片设置在衬套的内侧；第一缓冲片和第二缓冲片之间形成缓冲空间；活塞杆一端连接动杆；另一端依次穿过衬套的通孔和第一缓冲片的通孔，进而设置在缓冲空间内；动杆用于带动活塞杆在第一缓冲片和第二缓冲片之间的缓冲空间内运动。本发明结构合理，能够使得飞轮隔振支架安全通过发射主动段，主动段引起的飞轮安装界面振动响应放大倍数不超过指标要求，且不影响飞轮隔振支架在轨隔振性能，具有质量轻、尺寸小、结构简单、装配方便、制造成本低、适用性强等优点。
1.一种卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，其特征在于，包括动杆(3)、衬套(4)、定杆(5)、活塞杆(12)、第一缓冲片(13)和第二缓冲片(15)；
其中，所述定杆(5)的一端连接所述衬套(4)的一端；所述第一缓冲片(13)和第二缓冲片(15)设置在所述衬套(4)的内侧；所述第一缓冲片(13)和第二缓冲片(15)之间形成缓冲空间；
所述活塞杆(12)一端连接所述动杆(3)；另一端依次穿过衬套(4)的通孔和所述第一缓冲片(13)的通孔，进而设置在所述缓冲空间内；
所述动杆(3)用于带动活塞杆(12)在第一缓冲片(13)和第二缓冲片(15)之间的缓冲空间内运动；
还包括内套(14)；所述定杆(5)和所述衬套(4)之间设置有内套固定槽；所述内套(14)的一端固定在所述内套固定槽中；
所述内套(14)设置在所述衬套(4)的内侧；所述第二缓冲片(15)设置在所述内套(14)的内侧；
所述第二缓冲片(15)连接所述定杆(5)一端的端面；所述第一缓冲片(13)连接所述内套(14)的内壁面。
2.根据权利要求1所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，其特征在于，所述动杆(3)、所述衬套(4)、所述定杆(5)、所述活塞杆(12)和所述内套(14)采用铝合金、不锈钢或钛合金制成。
3.根据权利要求1所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，其特征在于，所述缓冲空间沿所述衬套(4)的轴线方向的长度在3mm至30mm之间。
4.根据权利要求1所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，其特征在于，所述第一缓冲片(13)和所述第二缓冲片(15)采用泡沫铝或金属橡胶制成。
5.根据权利要求1所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，其特征在于，还包括活塞杆固定螺钉(9)；
其中，所述动杆(3)一端设置有沿轴向延伸的活塞杆安装腔；所述活塞杆(12)的一端设置在所述活塞杆安装腔中；
所述活塞杆固定螺钉沿所述活塞杆安装腔的径向延伸将所述活塞杆(12)固定在所述活塞杆安装腔，所述活塞杆固定螺钉(9)用于防止活塞杆(12)在所述活塞杆安装腔中发生轴向位移和周向转动。
6.根据权利要求1所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，其特征在于，所述衬套(4)的另一端设置有刚性限位腔；所述动杆(3)两侧设置有限位片；
7.一种卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲系统，其特征在于，包括权利要求1至6任一项所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置；还包括隔振器(1)和阻尼元件(2)；
其中，所述动杆(3)的两侧设置有第一光孔；所述定杆(5)的两侧设置有第二光孔；
所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置设置在所述隔振器(1)的内侧且所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置通过所述第一光孔连接所述隔振器(1)的上端；通过所述第二光孔连接所述隔振器(1)的下端；
8.一种权利要求7所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲系统的使用方法，其特征在于，包括如下步骤：-卫星飞轮转动引起所述卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置的活塞杆(12)的位移小于所述缓冲空间轴线方向的长度时，活塞杆(12)在第一缓冲片(13)和第二缓冲片(15)之间的缓冲空间中运动，即活塞杆(12)不与第一缓冲片(13)和第二缓冲片(15)接触；
-卫星飞轮引起活塞杆(12)的位移大于所述缓冲空间轴线方向的长度时，第一缓冲片(13)和第二缓冲片(15)发生变形起到缓冲作用，从而防止隔振器(1)因位移过大发生破坏。
卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置、系统及方法
技术领域
[0001] 本发明涉及缓冲装置，具体地，涉及一种卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置、系统及方法。
背景技术
[0002] 光学卫星性能向着高精度、高稳定性方向发展，降低飞轮引起的振动干扰显得十分重要。目前，通过在飞轮和星体之间安装被动隔振支架能实现这一目的，但隔振支架刚度低，无法安全通过发射主动段。在隔振支架中增加解锁装置会增加系统质量、资源需求、布局难度且降低系统可靠性，因此需要设计一种缓冲装置使得隔振支架能够通过主动段，使隔振支架不发生破坏，且不影响其在轨的工作性能。
[0003] 对于上述缺陷，若能够提供一种卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置即可有效解决上述问题。经现有技术的文献检索发现，目前还没有用于卫星飞轮隔振支架的发射主动段缓冲装置，该种发射主动段缓冲装置的设计约束主要包括四个方面：一是要主动段引起的飞轮安装界面振动响应放大倍数不超过指标要求；二是要使得飞轮隔振支架安全通过发射主动段，不发生破坏；三是要不影响飞轮隔振支架在轨的隔振性能；四是要实现缓冲装置的轻量化设计和包络尺寸的优化设计。为此，提供一种质量轻、尺寸小、制造容易、成本较低、性能优异的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，成为业内亟待解决的问题。
发明内容
[0004] 针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置、系统及方法。
[0005] 根据本发明的一方面提供的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，包括动杆、衬套、定杆、活塞杆、第一缓冲片和第二缓冲片；
[0006] 其中，所述定杆的一端连接所述衬套的一端；所述第一缓冲片和第二缓冲片设置在所述衬套的内侧；所述第一缓冲片和第二缓冲片之间形成缓冲空间；
[0007] 所述活塞杆一端连接所述动杆；另一端依次穿过衬套的通孔和所述第一缓冲片的通孔，进而设置在所述缓冲空间内；
[0008] 所述动杆用于带动活塞杆在第一缓冲片和第二缓冲片之间的缓冲空间内运动。
[0009] 优选地，还包括内套；所述定杆和所述衬套之间设置有内套固定槽；所述内套的一端固定在所述内套固定槽中；
[0010] 所述内套设置在所述衬套的内侧；所述第二缓冲片设置在所述内套的内侧。
[0011] 优选地，所述动杆、所述衬套、所述定杆、所述活塞杆和所述内套采用铝合金、不锈钢或钛合金制成。
[0012] 优选地，所述缓冲空间沿所述衬套的轴线方向的长度在3mm至30mm之间。
[0013] 优选地，所述第二缓冲片连接所述定杆一端的端面；所述第一缓冲片连接所述内套的内壁面。
[0014] 优选地，所述第一缓冲片和所述第二缓冲片采用泡沫铝、橡胶或金属橡胶制成。
[0015] 优选地，还包括活塞杆固定螺钉；
[0016] 其中，所述动杆一端设置有沿轴向延伸的活塞杆安装腔；所述活塞杆的一端设置在所述活塞杆安装腔中；
[0017] 所述活塞杆固定螺钉沿所述活塞杆安装腔的径向延伸将所述活塞杆固定在所述活塞杆安装腔，
[0018] 所述活塞杆固定螺钉用于防止活塞杆在所述活塞杆安装腔中发生轴向位移和周向转动。
[0019] 优选地，所述衬套的另一端设置有刚性限位腔；所述动杆两侧设置有限位片；
[0020] 所述限位片设置在所述刚性限位腔中。
[0021] 本发明的另一方面提供的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲系统，包括所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置；还包括隔振器和阻尼元件；
[0022] 其中，所述动杆的两侧设置有第一光孔；所述定杆的两侧设置有第二光孔；
[0023] 所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置设置在所述隔振器的内侧且所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置通过所述第一光孔连接所述隔振器的上端；通过所述第二光孔连接所述隔振器的下端；
[0024] 所述阻尼元件设置在所述隔振器的外侧。
[0025] 发明的在一方面提供的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲系统的使用方法，包括如下步骤：
[0026] -卫星飞轮转动引起所述卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置的活塞杆的位移小于所述缓冲空间轴线方向的长度时，活塞杆在第一缓冲片和第二缓冲片之间的缓冲空间中运动，即活塞杆不与第一缓冲片和第二缓冲片接触；
[0027] -卫星飞轮引起活塞杆的位移大于所述缓冲空间轴线方向的长度时，第一缓冲片和第二缓冲片发生变形起到缓冲作用，从而防止隔振器因位移过大发生破坏。
[0028] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0029] 1、本发明结构合理，能够使得飞轮隔振支架安全通过发射主动段，主动段引起的飞轮安装界面振动响应放大倍数不超过指标要求，且不影响飞轮隔振支架在轨隔振性能，具有质量轻、尺寸小、结构简单、装配方便、制造成本低、适用性强等优点；
[0030] 2、本发明能够从飞轮隔振支架发射主动段应用的实际需求出发，对飞轮3个方向上的发射主动段振动响应进行控制，飞轮安装面的振动响应放大倍数为1～2倍，满足指标要求；
[0031] 3、本发明的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，只要对动杆，衬套，定杆，活塞杆，内套，缓冲片的相关尺寸和技术参数进行适应性修改，就可以满足不同飞轮隔振支架的发射主动段需求，具有较高的通用性，应用前景广阔。
附图说明
[0032] 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0033] 图1为本发明中卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置的结构示意图；
[0034] 图2为本发明中卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置的剖面图；
[0035] 图3为本发明中卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲系统的结构示意图。
[0036] 图中：
[0037] 1为隔振器；
[0038] 2为阻尼元件；
[0039] 3为动杆；
[0040] 4为衬套；
[0041] 5为定杆；
[0042] 6为M3螺钉；
[0043] 7为第一弹垫3；
[0044] 8为第一平垫3；
[0045] 9为活塞杆固定螺钉；
[0046] 10为第二弹垫；
[0047] 11为第二平垫；
[0048] 12为活塞杆；
[0049] 13为第一缓冲片；
[0050] 14为内套；
[0051] 15为第二缓冲片。
具体实施方式
[0052] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0053] 在本实施例中，本发明提供的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，包括动杆3、衬套4、定杆5、活塞杆12、第一缓冲片13、内套14和第二缓冲片15；
[0054] 其中，所述定杆5连接所述衬套4的一端；所述第一缓冲片13和第二缓冲片15设置在所述衬套4的内侧；所述第一缓冲片13和第二缓冲片15之间形成缓冲空间。所述缓冲空间沿所述衬套4的轴线方向的长度在3mm至30mm之间。在本实施例中，所述缓冲空间的长度为12mm。所述活塞杆12一端连接所述动杆3；另一端依次穿过衬套4的通孔和所述第一缓冲片
13的通孔，进而设置在所述缓冲空间内。所述活塞杆12另一端的直径大于所述第一缓冲片
13的通孔的直径。所述动杆3用于带动活塞杆12在第一缓冲片13和第二缓冲片15之间的缓冲空间内运动。所述定杆5和所述衬套4之间设置有内套固定槽；所述内套14的一端固定在所述内套固定槽中；所述内套14设置在所述衬套4的内侧；所述第二缓冲片15设置在所述内套14的内侧且连接所述述定杆5的一端端面。。所述第二缓冲片15连接所述定杆5一端的端面；所述第一缓冲片13连接所述内套14的内壁面。
[0055] 所述动杆3、所述衬套4、所述定杆5、所述活塞杆12和所述内套14采用铝合金、不锈钢或钛合金制成。在本实施例中，动杆3，衬套4，定杆5，活塞杆12和内套14采用1Cr18Ni9Ti制成。所述第一缓冲片13和所述第二缓冲片15采用泡沫铝、橡胶或金属橡胶制成。在本实施例中，所述第一缓冲片13和所述第二缓冲片15采用含氟橡胶制成，所述第一缓冲片13和所述第二缓冲片15主要用于使隔振支架能够通过主动段，使隔振支架不发生破坏，且不影响其在轨的工作性能。
[0056] 本发明提供的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置，还包括活塞杆固定螺钉9；其中，所述动杆3一端设置有沿轴向延伸的活塞杆安装腔；所述活塞杆12的一端设置在所述活塞杆安装腔中；所述活塞杆固定螺钉沿所述活塞杆安装腔的径向延伸将所述活塞杆12固定在所述活塞杆安装腔，所述活塞杆固定螺钉9用于防止活塞杆12在所述活塞杆安装腔中发生轴向位移和周向转动。
[0057] 所述衬套4的另一端设置有刚性限位腔；所述动杆3两侧设置有限位片；所述限位片设置在所述刚性限位腔中。
[0058] 本发明提供的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲系统，包括所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置；还包括隔振器1和阻尼元件2；
[0059] 其中，所述动杆3的两侧设置有第一光孔；所述定杆5的两侧设置有第二光孔；所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置设置在所述隔振器1的内侧且所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置通过所述第一光孔连接所述隔振器1的上端；通过所述第二光孔连接所述隔振器1的下端；所述阻尼元件2设置在所述隔振器1的外侧。
[0060] 本发明提供的所述的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲系统的使用方法，包括如下步骤：
[0061] -卫星飞轮转动引起所述卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置的活塞杆12的位移小于所述缓冲空间轴线方向的长度时，活塞杆12在第一缓冲片13和第二缓冲片15之间的缓冲空间中运动，即活塞杆12不与第一缓冲片13和第二缓冲片15接触；
[0062] -卫星飞轮引起活塞杆12的位移大于所述缓冲空间轴线方向的长度时，第一缓冲片13和第二缓冲片15发生变形起到缓冲作用，从而防止隔振器1因位移过大发生破坏。
[0063] 活塞杆12和动杆3通过M4螺钉9紧固，M4螺钉9防止活塞杆12在动杆3中发生轴向位移和轴向转动。动杆3运动带动活塞杆12在第一缓冲片13和第二缓冲片15之间的间隙运动。
[0064] 本发明用来保护卫星飞轮隔振支架在发射主动段不发生破坏，具体工作原理如下：
[0065] 本发明的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置对飞轮3个方向上发射的主动段振动响应进行控制，飞轮安装面的振动响应放大倍数为1～2倍，满足指标要求。
[0066] 本发明的卫星飞轮隔振支架用发射主动段缓冲装置保护隔振支架不发生破坏的同时不影响隔振支架在轨的隔振性能，保证飞轮发射主动段的安全性和隔振支架在轨段的稳定性和可靠性，具有质量轻、尺寸小、结构简单、装配方便、制造成本低、适用性强等优点，具有较高的通用性。
[0067] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
