航天器设备冲击防护装置

摘要

本发明提供了一种航天器设备冲击防护装置，用于对航天器的火攻爆炸冲击进行防护，包括：主架结构和托架结构，其中，主架结构和托架结构均为金属骨架，设备被安装在托架结构上，主架结构与托架结构之间、主架结构与航天器的舱体结构之间以及设备与托架结构之间均通过螺栓刚性连接。因此，通过本发明的设备冲击防护装置，可以保证设备安装时的精度，使设备经历冲击环境后的安装精度得到保证，并且通过调整冲击防护装置的肋片数量及位置，可以适应不同重量设备的冲击防护要求。

权利要求

1.一种航天器设备冲击防护装置，用于对航天器的火攻爆炸冲击进行防护，其特征在于，包括：主架结构和托架结构，其中，

所述主架结构和所述托架结构均为金属骨架，

设备被安装在所述托架结构上，

所述主架结构与所述托架结构之间、所述主架结构与所述航天器的舱体结构之间以及所述设备与所述托架结构之间均通过螺栓刚性连接，所述主架结构和所述托架结构的所述金属骨架的表面粘贴覆盖有单侧或双层的约束阻尼层，并且所述主架结构与所述航天器的舱体结构的连接部分为过渡结构并由多个肋片组成，所述过渡结构用于分散所述航天器的舱体结构的冲击载荷输入、延长冲击应力波在装置上的传递路径并使其发生多重反射以使所述冲击载荷衰减。

2.根据权利要求1所述的航天器设备冲击防护装置，其特征在于，所述肋片的数量和位置都是可变的，以调整装置刚度，从而避免所述设备冲击防护装置与所述设备的组合系统与航天器发生动力耦合。

3.根据权利要求1所述的航天器设备冲击防护装置，其特征在于，所述主架结构和所述托架结构之间的螺栓连接使所述应力波在传递至所述设备的过程中经历一个机械连接面，从而使所述冲击载荷进一步衰减。

4.根据权利要求1所述的航天器设备冲击防护装置，其特征在于，所述约束阻尼层具有约束作用并用于在冲击响应过程中发生振动变形时不产生伸缩变形，从而使转之内各层之间通过生剪切作用而耗散能量。

5.根据权利要求4所述的航天器设备冲击防护装置，其特征在于，所述约束阻尼层使冲击能量在传递过程中快速衰减，从而抑制在所述航天器的发射段稳态振动的量级。

说明书

航天器设备冲击防护装置

技术领域

[0001] 本发明涉及一种航天器设备冲击防护装置，特别是针对航天器上有高安装精度要求的设备，对航天器火工装置爆炸冲击进行防护的装置。

背景技术

[0002] 航天器上广泛采用了火工分离装置，用来完成连接与释放、切割与破碎等功能。火工装置爆炸分离会在瞬时激起高频响高过载的振动级，冲击谱峰值响应频率在10kHz以上，冲击幅值高达10000-30000g，持续时间为毫秒级，对火工装置附近的电子仪器设备上的晶体和陶瓷材料有严重的破坏作用。

[0003] 根据2001年第52届国际宇航大会论文“Isolation  of  sensitive instrumentation-platforms against very high pyrotechnic shock in launch vehicles(译为：运载火箭上敏感设备平台对高量级爆炸冲击的隔离)”报道，美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，以下简称为NASA)和欧洲航空防务与航天公司(European Aeronautic Defense and Space Company，以下简称为EADS)针对航天器设备冲击防护采用图1设计。如图1所示，在连接界面两端安装硅橡胶垫片，并在安装螺栓外部设置热缩套管，构成设备与安装支架间的弹性隔离，实现对冲击载荷的缓冲。该方式在阿里安-5火箭上面级上得到大量应用，并取得良好效果。

[0004] 在2007年《宇航学报》的28卷6期中，文献“粘弹阻尼减振在导弹隔冲击结构中的应用”提出了一种应用粘弹阻尼材料的缓冲器，用于设备对导弹的火工分离冲击载荷进行防护，其设计如图2所示，设备安装在隔板上，隔板通过粘弹性材料与安装支座弹性隔离，实现对由支座传递而来的冲击载荷进行隔离，试验表明该设计具有良好的隔冲击效果。

[0005] 然而，上述两种类型的设备冲击防护设计均以具有较大阻尼的橡胶或粘弹性材料作为冲击隔离缓冲器的弹性阻尼元件，应用于有高安装精度要求设备的冲击隔离时有以下两点不足：

[0006] 1)缓冲器对安装设备形成弹性隔离，难以保证设备安装精度；

[0007] 2)弹性元件具有材料非线性，高量级冲击载荷衰减后，设备相对初始位置发生无法预计的位移，设备经历冲击后安装精度无法保证。

[0008] 因此，为对有安装精度要求的设备进行冲击防护，急需一种不仅可以大幅降低冲击载荷同时亦能保证设备安装精度的冲击防护装置。

发明内容

[0009] 针对现有技术中弹性阻尼元件缓冲器无法保证设备安装精度的问题，本发明提出了一种航天器设备冲击防护装置，对航天器的火工爆炸冲击进行防护，在高效隔离冲击载荷的同时保证设备的安装精度，并可通过对冲击防护装置进行简单结构调整可以适应一定范围内不同重量与尺寸设备的冲击防护需求。

[0010] 本发明提供了一种航天器设备冲击防护装置，用于对航天器的火攻爆炸冲击进行防护，包括：主架结构和托架结构，其中，主架结构和托架结构均为金属骨架，设备被安装在托架结构上，主架结构与托架结构之间、主架结构与航天器的舱体结构之间以及设备与托架结构之间均通过螺栓刚性连接。

[0011] 优选地，主架结构和托架结构的金属骨架的表面粘贴覆盖有单侧或双层的约束阻尼层。主架结构与航天器的舱体结构的连接部分为过渡结构并由多个肋片组成，其中，过渡结构用于分散航天器的舱体结构的冲击载荷输入、延长冲击应力波在装置上的传递路径并使其发生多重反射以使冲击载荷衰减。肋片的数量和位置都是可变的，以调整装置刚度，从而避免设备冲击防护装置与设备的组合系统与航天器发生动力耦合。

[0012] 主架结构和托架结构之间的螺栓连接使应力波在传递至设备的过程中经历一个机械连接面，从而使冲击载荷进一步衰减。

[0013] 约束阻尼层具有约束作用并用于在冲击响应过程中发生振动变形时不产生伸缩变形，从而使转之内各层之间通过生剪切作用而耗散能量。约束阻尼层使冲击能量在传递过程中快速衰减，从而抑制在航天器的发射段稳态振动的量级。

[0014] 因此，相对于现有技术，采用本发明可以实现以下的有益效果：

[0015] 1)设备冲击防护装置的安装环节未使用传统方式所采用的弹性阻尼元件，而采用刚性连接，可以保证设备安装时的精度；

[0016] 2)高量级应力波传递至冲击防护装置时，后者仅发生弹性变形，冲击载荷衰减后，冲击防护装置的金属主体结构将恢复其初始位置，与传统方式经历冲击会引起无法预计的永久变形相比，可以使设备经历冲击环境后的安装精度得到保证；

[0017] 3)通过调整冲击防护装置的肋片数量及位置以调整装置刚度，可以适应不同重量设备的冲击防护要求。

附图说明

[0018] 图1是现有技术中NASA和EADS所采用的航天器设备冲击防护设计的示意图；

[0019] 图2是现有技术中的导弹上设备的冲击隔离缓冲器的示意图；

[0020] 图3是本发明的设备冲击防护装置结构组成及外形图，其中，(a)是主架结构，(b)是托架结构，(c)是安装设备的冲击防护装置；

[0021] 图4是本发明的设备冲击防护装置的二维图；

[0022] 图5示出了设备冲击防护装置的金属骨架，其中，(a)是主架部分，(b)是托架部分，(c)是整体；

[0023] 图6是设备冲击防护装置的约束阻尼层结构的示意图，其中，(a)是双侧约束阻尼层，(b)是单侧约束阻尼层；

[0024] 图7示出了本发明的冲击防护装置在某方向的冲击时域曲线；

[0025] 图8示出了本发明的冲击防护装置在某方向的冲击响应谱；以及

[0026] 图9示出了采用不同过渡结构的冲击防护装置。

具体实施方式

[0027] 下面结合附图3-图9及具体实施方式对本发明进行详细说明。

[0028] 应了解，本发明的冲击防护装置由两部分组成，包括主架结构和托架结构，设备安装在托架结构上，其外形如图3所示，二维图如图4所示。主架结构和托架结构间、主架结构与航天器舱体结构间及设备与托架结构间均通过螺栓刚性连接。

[0029] 如图5所示，主架结构及托架结构为金属骨架，其表面粘贴覆盖单侧或双侧约束阻尼层，而约束阻尼层的结构如图6所示。

[0030] 参见图4，主架结构与航天器结构的连接部分为过渡结构，由多个肋片组成，该结构形式可分散航天器结构的冲击载荷输入，延长冲击应力波在防护装置上的传递路径并使其发生多重反射以衰减冲击载荷。主架结构和托架结构间的螺栓连接使应力波在传递至设备过程中经历一个机械连接面，使冲击载荷进一步衰减。

[0031] 冲击响应过程中防护装置发生振动变形时，金属骨架表面的阻尼层上下表面由于约束作用不能有伸缩变形，各层之间由于发生剪切作用而耗散能量。约束阻尼层使冲击能量在传递过程中更迅速的衰减，同时抑制设备冲击防护装置在航天器发射段稳态振动的量级。

[0032] 通过改变过渡结构，即增加或减少肋片数量或改变其位置，可以调整冲击防护装置的刚度，避免冲击防护装置与设备的组合系统与航天器发生动力耦合。

[0033] 注意，本发明具体实施方式的冲击防护装置长为182mm，宽为160mm，高为50mm。

[0034] 其中，主架结构与航天器结构间通过8个M4螺栓刚性连接，主架结构和托架结构间通过6个M4螺栓刚性连接，主架结构上设置托板螺母。设备与托架间通过M4或M5螺栓连接，托架上设置托板螺母，螺孔数量及位置根据设备安装需求确定。主架结构和托架结构上均有开孔，以方便向下一侧存在外伸结构设备的安装。开孔大小及形状根据待防护设备的形状确定。

[0035] 主架结构及托架结构的金属骨架由薄板组成，各处板厚为2mm，材料为2A12铝合金。金属骨架表面的双侧约束阻尼层即在金属骨架两侧均粘贴单侧约束阻尼层形成，单侧约束阻尼层总厚度2.5mm，其中阻尼层厚度为2mm，选用ZN系列粘弹性阻尼材料，约束层为铝合金蒙皮，厚度为0.5mm，材料为2A12铝合金。

[0036] 另外，本发明的冲击防护装置对冲击载荷有良好的衰减效果，其对某方向上的冲击载荷的衰减作用如图7和图8所示。

[0037] 为适应航天器上不同重量设备的冲击防护需求，调整冲击防护装置过渡结构的肋片数量及位置，并利用有限元软件建模分析冲击防护装置与待防护设备组合系统的基频，避免在发射过程中与航天器的主要固有频率耦合。如图9所示，示出了采用几种不同形式过渡结构的冲击防护装置。

[0038] 综上所述，通过本发明的航天器设备冲击防护装置，可以保证设备安装时的精度，使设备经历冲击环境后的安装精度得到保证，并且通过调整冲击防护装置的肋片数量及位置，可以适应不同重量设备的冲击防护要求。

[0039] 本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。