空间飞行器阻尼减振设计与应用

摘要：

在空间飞行器结构设计中，为改善仪器设备的振动环境，基于结构模态特性和动力学响应的关系，以某型号空间飞行器为例开展阻尼减振设计.通过仿真分析及地面试验，对减振设计的有效性进行验证.结果表明：在结构模态中的最大应变部位周围附加阻尼层可有效降低结构振动.结构测点在共振峰附近的放大倍数显著降低，最大降低幅度超过90%；结构测点的随机振动响应量级降至设备耐受能力范围之内，阻尼减振设计达到预期目的.

关键词：

空间飞行器； 振动； 约束阻尼； 减振； 模态特性； 动力学响应； 有限元； 试验

中图分类号： V19

文献标志码： B

Abstract：

To optimize the vibration environment for equipment in the procedure of spacecraft structural design， the damping vibration reduction design of a certain type of spacecraft is done based on the relationship between the structural modal feature and dynamic response. The effectiveness of the vibration reduction design is validated by simulation analysis and ground experiments. The results show that the structural vibration can be effectively reduced by adding damping layer around the maximum strain area. The amplification factor near the resonance peak is significantly reduced and the maximum reduction range is more than 90%. The random vibration response of the structural measure point is reduced to the range of tolerance capability. The damping vibration reduction design achieves the expected goal.

Key words：

spacecraft； vibration； constrained damping； vibration reduction； modal analysis； dynamic response； finite element； experiment

0引言

随着航天技术的发展，越来越多的军、民用空间飞行器步入太空轨道.在运载器主动段，空间飞行器历经较为复杂的振动和噪声环境，可能导致电子器件失效、仪器仪表失灵、机械零部件寿命缩短等问题，严重影响空间飞行器的可靠性，甚至造成飞行任务失败.[1]因此，空间飞行器的减振设计成为环境工程中的关键技术问题.

近几十年来，以黏弹性阻尼材料为基础的阻尼减振技术得到长足发展，航天工程中多种型号采用阻尼减振设计[26]，但目前阻尼减振设计尚未形成统一规范，且经常在初样产品地面试验后进行一些更改性设计或大面积应用阻尼材料，导致减振设计受到结构方案限制或阻尼材料不必要的浪费.因此，在结构设计初期，基于结构动力学分析进行阻尼减振设计，可提前找到结构设计的薄弱环节，避免在初样阶段地面试验后更改结构，影响飞行器研制进度.

本文以某型号空间飞行器为例，完成阻尼减振设计，开展有限元仿真分析及地面试验，充分验证该设计的有效性.目前，该型号空间飞行器已经成功发射，并且在轨顺利完成各项任务.

1阻尼减振机理

黏弹性阻尼材料减振通常包括自由阻尼层和约束阻尼层2种形式.[7]自由阻尼层是指阻尼层直接粘贴在基体结构表面，见图1.约束阻尼结构是在自由阻尼结构的弹性层上增加约束层，见图2.结构振动时，阻尼层随结构件振动，黏弹性阻尼材料发生拉伸或剪切变形，使机械振动的能量转化成热能，通过热能耗散实现减振.通常，阻尼材料变形越大，耗散能量越多，减振效果越好.[89]

由式（5）可见，系统具有n个共振频率点，在外力激励下，系统振动由n阶主振动叠加而成，系统的稳态响应由n个不同形态的稳态响应叠加而成.[10]当外力的激励频率接近系统的某阶固有频率时，ω-≈1，主坐标位移响应x迅速增大，出现共振现象.此时，式（6）变为βj=1/2ξ，即通过提高结构阻尼，可有效降低振动响应.

因此，依据结构系统振动响应，确定响应峰值对应的某阶主振动，针对该阶主振动的振型特性，确定材料相对变形最大的位置，即在材料应变最大的位置周围布置阻尼层，可以较大限度地达到能量耗散的目的，是阻尼减振设计最有效、最经济的方法.

3某空间飞行器应用实例

3.1结构初步设计

某空间飞行器初步结构设计采用薄壁筒式主结构，由薄壁主舱段及上、中、下安装板结构组成.主舱段与中间安装板为整体加工而成，上、下安装板与主舱段之间分别通过螺栓紧固件连接.主舱段侧壁及各安装板上通过螺栓紧固件安装仪器设备.

3.2结构阻尼减振设计

3.2.1有限元建模及振动响应仿真

基于空间飞行器的初步结构方案，建立有限元模型，其中主舱段及安装板结构均采用壳单元，仪器设备采用集中质量点模拟，通过MPC刚性连接方式模拟仪器设备的安装.[11]

在模型底端面施加随机振动激励，有关参数[12]见表1.本文重点对飞行器控制系统2个关键设备的响应结果进行分析，见图3.设备的耐受振动环境的功率谱密度值为0.4 g2/Hz，仿真结果表明，在55.2，196.6及251.0 Hz处，关键设备动力学响应的功率谱密度峰值均大于0.4 g2/Hz，故设备历经的动力学环境超出设备的耐受能力，应针对这3个共振峰进行减振设计.

3.2.2结构模态分析

对飞行器结构进行模态分析，结果见表2.

由上述动力学响应分析结果与结构模态结果对比可知，关键设备的3处动力学响应峰值分别对应结构的第3，8和11阶主振动.此3阶模态振型均为上安装板局部模态，振型见图4.每阶主振动中，上安装板上最大相对变形的位置均不相同，由于安装板尺寸较小，为简化生产工艺、提高可靠性，在上安装板外表面附加约束阻尼层，以同时降低3处响应峰值.

3.2.3阻尼减振设计

当阻尼层很薄，约束层材料和基体材料一致时，其厚度与基体厚度相等，刚度参数达到最大值，约束阻尼结构具有最好的耗能性能.[14]实际工程中，应综合考虑重量因素来确定阻尼层厚度、约束层材料及厚度.本空间飞行器应用的阻尼层厚度为0.3 mm，选取黏弹性材料ZN1作为约束阻尼层，材料耗损因子β=1，贮能剪切模量G′=0.9 MPa；约束层刚度与上安装板基体刚度近似一致.粘贴完成后的上安装板试验产品局部照片见图5.

3.3试验验证

3.3.1传递特性结果对比

开展振动试验获取关键设备处测点在减振前后的加速度传递率曲线，通过对比传递率的变化，评价阻尼减振方案对振动的抑制效果.上安装板附加约束阻尼前后，设备1和设备2处试验测点的传递函数FRF曲线对比见图6.各共振频率、响应放大倍数以及减振前后放大倍数的降幅见表3.

从图6和表3中的试验结果可得到如下结论.

（1）由未附加约束阻尼层的试验结果可知，设备点分别在50，72.5，212.5及247.5 Hz处放大倍数较大，其中，50，212.5及247.5 Hz分别对应原仿真结果中的55.2，196.6及251.0 Hz这3处共振峰.可见，仿真得到的共振频率值与试验结果之间具有较好的一致性，且每阶次对应的振型相近.

（2）附加约束板导致上安装板局部刚度增强，因此减振后结构共振频率值提高.

（3）附加约束阻尼层后，结构阻尼系数增大，设备测点在上述3处共振峰附近的放大倍数均有不同程度的降低.其中，在第一个共振峰处，放大倍数降低有限，降低百分比小于10%；在第二个共振峰处，减振前放大倍数为2.904，在附加阻尼层后，此共振峰消失，将212.5 Hz处减振前后结果比较，减振率均超过50%；在第三个共振峰处，放大倍数的降幅分别为19.5%和32.3%.综上可见，控制系统2设备在上述共振峰处的振动得到明显的抑制.

3.3.2随机振动响应结果

在试验振动台与飞行器地面产品对接面上施加表2中的随机振动激励，试验获取设备测点的随机振动响应（功率谱密度曲线PSD），减振前后的试验结果见图7.

4结论

本文以某空间飞行器为例，基于结构模态特性和动力学响应的理论关系，提出阻尼减振设计方法.经过地面试验验证，结果表明：

（1）在结构材料应变最大的位置周围布置阻尼层，可以较大限度地达到能量耗散的目的，是阻尼减振设计最有效、最经济的方法；

（2）通过附加约束阻尼层设计，结构阻尼系数增大，结构测点在共振峰附近的放大倍数显著降低，最大降低幅度超过90%；

（3）附加约束阻尼后，结构测点的随机振动响应量级明显降低，全频段功率谱密度谱线均降至设备耐受能力范围之内，阻尼减振设计达到预期目的.

综上，阻尼减振设计方法可有效降低空间飞行器结构的振动，改善仪器设备的飞行环境，保证飞行试验的成功，对各类航天器的振动抑制均具有一定的参考意义.

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