黏彈阻尼技術在航天器上的應用與展望

張少輝 柴洪友 馬海全 錢志英

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

1 引言

航天器在發射階段及在軌階段承受的各種振動環境,會對高精度及高分辨率機電部件工作的可靠性造成較大影響,伴隨著我國對地遙感和空間觀測的持續發展,部分高精度有效載荷的穩定性要求甚至達到亞微米級,而持續的結構微振動將使成像系統難以完成測量,為了改善此類設備的載荷環境,有必要采取減振或隔振措施。黏彈阻尼技術以其可靠性高、成本低和系統簡單的特點,在航天器減振和隔振上獲得了成功應用。為了促進該項技術的應用,本文對黏彈阻尼技術在航天器上的應用現狀進行了評述,分析了制約黏彈阻尼在軌應用技術發展的原因,并針對性地提出發展建議,最后對該項技術的發展趨勢進行了展望。

2 黏彈阻尼的應用

黏彈阻尼技術集成了結構設計和材料設計。黏彈性阻尼一般有兩種結構形式:一種是自由阻尼,這是將黏彈阻尼材料直接粘貼或噴涂在需要減振的結構基材表面,當結構振動時,通過黏彈阻尼材料的彎曲、拉伸變形吸收能量,如圖1所示;另一種結構形式是約束阻尼,是將黏彈阻尼材料粘合在結構基材層與約束層之間,當結構振動產生彎曲變形時,由于約束層的抑制作用,黏彈阻尼材料在兩層之間產生很大的剪切變形,從而產生很大的阻尼,如圖2所示。約束阻尼結構比自由阻尼結構具有更大的阻尼,在航天器上應用的大多為約束阻尼結構。

圖1 自由阻尼結構Fig.1 Free dam ping structure

圖2 約束阻尼結構Fig.2 Constrained damping structure

2.1 發射段應用

2001年發射的由NASA研制的“微波異向探測器”(MAP)[1],在地面噪聲環境試驗中,頂板推力器安裝位置的響應超過了其組件級的鑒定條件,為此進行了減振設計,該頂板為六邊形蜂窩夾層結構,中心由承力筒支撐,外角點由撐桿支撐,如圖3所示。在頂板上安有4個相同的推力器,每個推力器通過小支架連接到大支架上,每個大支架安裝2個推力器,大小支架均為碳纖維復合材料,如圖4所示。在對頂板和推力器支架進行阻尼處理時,使用了約束阻尼結構,阻尼材料為3M 公司的ISD-242,約束層為碳纖維復合材料,阻尼處理的位置如圖4和圖5所示。另外,頂板邊緣用洛馬公司(Lockheed-Martin)生產的蜂窩夾層約束阻尼條(SM RD)進行處理,該阻尼條使用了蜂窩夾層作為約束層,如圖6所示。經過上述阻尼處理后,推力器安裝面的響應降低到了驗收級范圍內,滿足使用要求。

相似地,1995年發射的由加拿大研制的“雷達衛星”(Radarsat)也應用黏彈阻尼技術,解決了噪聲環境試驗中某設備安裝點響應超過組件級鑒定條件的問題[2],其約束層為鋁板。上述解決響應超限的問題在航天器設計中較為常見,其設計關鍵是阻尼處理區域的選擇,可以通過有限元分析與模態試驗相結合的方法,確定阻尼層位置和厚度等參數,從而可以避免有關設備重新進行鑒定級試驗,節省了試驗成本和進度。

圖3 M AP 衛星頂板結構示意圖Fig.3 M AP top deck with thruster brackets

圖4 推力器支架及阻尼處理位置示意圖Fig.4 Thruster bracket and placement of damping treatment

圖5 頂板的阻尼處理示意圖Fig.5 Damping treatment applied to top and bottom surfaces of top deck

圖6 蜂窩夾層約束SMRD 阻尼條示意圖Fig.6 SMRD strips with constrained honeycomb layer

美國休斯公司曾在某儀器設備支架上對黏彈阻尼技術進行了驗證[3],該設備支架如圖7所示,由蜂窩板和支撐桿組成,分別采用了兩種阻尼處理方法:第一種是在連接蜂窩板的角條處加一層牌號為Avery 1125 的黏彈阻尼材料,如圖8所示;另外一種是將支撐桿替換為約束阻尼桿,阻尼桿的設計方法是在整個長度方向上施加約束阻尼處理,內部桿用來保證靜動載荷作用下的強度,而外部的約束層可提高其穩定性,如圖9所示。振動試驗結果表明:在角條處加阻尼后,對抑止橫向振動最有效,對縱向振動抑制的效果不明顯;使用阻尼桿后,對抑制各個方向的振動均有明顯效果。該實例表明,當結構有撐桿支撐時,通過合理設計撐桿的剛度,并對其進行阻尼化設計,可在不降低結構強度裕度的前提下,大幅降低結構的振動響應,另外,在結構的連接環節引入黏彈阻尼,應是阻尼結構設計的一個基本出發點。

圖7 休斯公司某儀器設備支架Fig.7 Baseline IM UX shelf

圖8 角條約束阻尼處理示意圖Fig.8 Damped panel bracket

1993年發射的由法國研制的“阿里安空間教育業余無線電衛星”(ARSENE)的太陽翼使用了一種阻尼隔振墊[4],由阻尼硅橡膠和預應力金屬絲網復合而成,如圖10所示,起到了降低發射段太陽翼載荷和在軌熱應力的作用。該隔振墊為金屬橡膠減振元件,其內部結構是由金屬絲相互交錯勾聯形成的空間網狀結構,相比傳統的純橡膠元件,它不僅具有很高的動靜態強度,而且在高真空、高低溫條件下也能正常工作,具有抗老化性高、耐腐蝕的特點,在有精度、長壽命要求的場合,如衛星動量輪隔振等,具有較好的應用前景。

圖9 阻尼桿設計示意圖Fig.9 Damped strut

圖10 ARSENE 衛星太陽翼基板隔振元件安裝示意圖Fig.10 Highly dam ped isolator for ARSENE solar panels

1990年發射的由日本研制的繆斯-A(M USESA)月球探測衛星[5],又名飛天號(Hiten),在地面隨機振動試驗中發現,蓄電池安裝結構板響應過大,其位置如圖11所示,為了降低響應,在蓄電池安裝結構板面增加了一層70μm 的聚酰亞胺膜(包含有30μm 的粘性硅膠),重量不超過1g ,采取上述措施后,隨機振動響應峰值降低了24dB。聚酰亞胺膜的阻尼機理同約束阻尼結構一樣,也是由內部剪切變形耗能實現減振的效果,受振動幅度和接觸表面的壓力影響較小。

圖11 MUSES-A衛星內部示意圖Fig.11 Cross sectional view of M USES-A

1997年發射的由美國研制的“瞬變事件快速在軌記錄”(FO RTE)[6]衛星上使用了一種阻尼桿,安裝于中板和底板之間,用于中板上儀器的減振,使其在地面力學環境試驗中的響應降到鑒定級條件以下。阻尼桿由鋁合金材料和黏彈阻尼材料(3M 9473)組成,當儀器板振動時,利用黏彈阻尼材料的剪切變形耗散能量,如圖12所示。其設計特點是,該阻尼桿承受拉壓變形,桿的安裝位置是根據模態試驗結果來確定的,位于板的位移最大處,使黏彈阻尼材料振動時受到較大的剪切變形。

圖12 FORTE 衛星的阻尼桿結構形式Fig.12 Schematic of viscoelastic strut configuration of FORTE

美國CSA公司開發了一種整星隔振器[7-8],安裝于星箭分離位置,用于20Hz 以上的低頻振動隔離,主傳力路徑為“回”字形鈦結構,內部進行約束阻尼處理。UniFlex 隔振器只用于軸向振動隔離,MultiFlex 隔振器可以進行橫向和軸向振動隔離,分別如圖13和圖14所示,它們在衛星適配器上的安裝分別如圖15和圖16所示。1998年發射的后繼測地衛星(GFO)的飛行試驗數據表明:使用Uni-Flex 隔振器可降低50%的加速度響應。該隔振器的特點是簡單、可靠性高、易于與現有星箭接口相匹配,其缺點是使用隔振器后,衛星一階頻率會有所降低,設計時需注意滿足運載火箭的基頻要求。

圖13 UniFlex 隔振器Fig.13 UniFlex Isolator

圖14 MultiFlex 隔振器Fig.14 MultiFlex Isolator

圖15 UniFlex 隔振器安裝Fig.15 Typical installation of UniFlex

圖16 MultiFlex 隔振器安裝Fig.16 Typical installation of MultiFlex

在國內,將黏彈阻尼技術應用到了導彈隔沖擊結構上[9],如圖17所示,其中,殼體為碳纖維復合材料,隔板和阻尼墊采用以硅橡膠為主配制的黏彈性阻尼材料,其余結構為鋁合金,阻尼墊的安裝如圖18所示。試驗結果表明:在緩沖器軸向,輸入的最大過載為18 000～30 000gn,經過逐級衰減后,最后輸出過載在150gn以內,達到了保護火工品附近精密儀器的作用。該實例表明,黏彈阻尼材料在解決隔離爆炸沖擊問題上可以起到關鍵作用,其設計要點在于改變結構界面特性,進行多次轉接,使得沖擊能量得以充分過濾和衰減。

圖17 隔沖擊結構示意圖Fig.17 Chart of shock-isolation structure

圖18 緩沖器結構示意圖Fig.18 Chart of damper structure

文獻[10]對衛星適配器進行了約束阻尼處理的研究,該適配器為碳纖維蒙皮鋁蜂窩夾層結構,通過參數分析,比較了鋁約束層厚度、碳纖維約束層鋪層方向、黏彈阻尼材料粘貼位置對頻率響應的影響,結果表明:隨著約束層厚度的增加,減振效果增加,衛星適配器結構剛度也有所增加;在利用碳纖維作為約束層時,碳纖維的鋪層方向對結構的剛度和減振效果都有影響;將原有衛星適配器的加強層改作為約束層,減振效果更加明顯,但是結構的剛度有所降低。該研究表明,對現有的衛星適配器進行約束阻尼改造,可以獲得較好的減振效果,但需要和剛度一起進行優化設計,以達到系統動態特性最優。

2.2 在軌段應用

“哈勃太空望遠鏡”(HS T)[11]在發射之初,由于柔性太陽翼進出地影誘發的振動,導致觀測設備無法正常工作,2002年將柔性太陽翼更換為剛性太陽翼,并在太陽翼中心撐桿和HST 之間安裝了一種阻尼器,位于驅動機構之外,該阻尼器可抑制太陽翼面內1.2Hz 和面外1.6Hz 的彎曲振動,模態阻尼比為2.3%,最大可達3.9%,其結構形式如圖19所示,主承力結構為鈦合金,4個1/4 圓柱剪切瓦安裝于法蘭內緣之上,剪切瓦為鈦合金剪切片與黏彈性阻尼材料的夾芯結構。安裝阻尼器后,降低了太陽翼與HS T 之間的動態耦合,增加了指向控制系統的穩定性裕度。該實例表明,通過合理設計阻尼器的傳力路徑及阻尼層的位置,在較低的頻率范圍內,也可以同樣起到減振的效果。

圖19 阻尼器的結構形式Fig.19 Damper structure

即將于2011年發射的由多國聯合研制的詹姆斯·韋伯太空望遠鏡(JWS T)工作時,成像質量對振動環境非常敏感,仿真分析表明,望遠鏡基座的振動必須控制在0.04×10-3gn以內[12],為此,在航天器平臺與光學有效載荷之間設計了隔振系統,以隔離來自星體的擾動,該隔振系統由四根桿組成,如圖20所示,設計頻率為1.0Hz,阻尼比為0.04,內管為碳纖維復合材料管,上面包覆黏彈阻尼材料,之上覆蓋主要由0°層組成的碳纖維約束層,并且在長度方向上,將約束層分段。測試結果表明:該隔振系統在0.984Hz 處的最大阻尼為0.05,滿足設計要求。與前述類似,T RW 空間電子集團為保證星上精密光學部件的正常工作,在星體與光學有效載荷之間設計了隔振系統[13],該隔振系統主要有三根懸臂桿件組成,桿為復合材料管件,內管材料為玻璃纖維,承受靜載,內管外壁全包覆黏彈阻尼層,之上又分段覆蓋碳纖維約束層,以增強其阻尼,如圖21所示。上述設計的特點是,分段約束阻尼桿設計,分段的長度通過優化確定,阻尼性能比整桿進行阻尼處理要好,又能減輕重量,通過合理設計桿的安裝支座,使得桿處于懸臂狀態,實現了在較低頻率下的隔振設計。

圖20 JWST 隔振系統Fig.20 Isolator system of JWS T

圖21 安裝前的阻尼桿件Fig.21 Backpack isolator struts before installation

為了降低“國際空間站”(ISS)的人員、風扇、泵等擾動源引起的結構振動對微重力環境造成的干擾,NASA在設備連接處設計了橡膠隔振墊(材料為BISCO HT-800)[14],如圖22所示,試驗結果顯示,在0.125～350Hz 頻帶內,響應在某些頻率可降低三個數量級。該橡膠隔振墊可以隔離外界寬頻帶的微小振動,剛度是該類型隔振墊設計的關鍵參數,由質量比和隔振系數確定,而隔振墊的剛度由數個柱形橡膠隔振元件的剛度疊加而成。

圖22 “國際空間站”上應用的隔振墊Fig.22 Passive isolators for use on the International Space Station

3 航天黏彈阻尼技術發展現狀的分析和建議

從目前黏彈阻尼技術的應用來看,制約黏彈阻尼技術應用水平的原因及提出的建議如下:

改革開放以來，長期的技術引進使我國目前經濟增長放緩、區域經濟發展不協調，創新能力缺乏，因此，創新驅動成為區域協調發展的新動力。科技創新是創新驅動的主要內容，十八大報告提出“科技創新是提高社會生產力和綜合國力的戰略支撐，必須擺在國家發展全局的核心位置”。陜西省作為我國西部地區的中堅力量，其教育、科研、科技投入較多，陜西省區域均衡發展對西部經濟的整體提升具有較大意義[3]。

第一,對黏彈阻尼材料的性能了解不夠,對設計準則、方法認識不足,缺乏設計應用的經驗。

黏彈阻尼結構設計是建立在分析基礎上的,建議采用基于有限元軟件建模的模態應變能法(Modal Strain Energy Method,MSE)。它通過模態分析確定模態矢量,然后通過結構損耗應變能與總應變能之比,來確定阻尼結構的損耗因子[15-16],其優點是避免大量的復特征值計算,只需計算實特征值,最重要的是,該法的計算結果可以直接用來指導結構設計。文獻[17-18]應用基于有限元軟件ANSYS的模態應變能法,研究了復合材料黏彈阻尼結構的動態特性,用迭代算法考慮了黏彈性材料特性的頻率依賴型,取得了較好的效果,計算流程如圖23所示,圖中,fr0是不含阻尼結構的第r 階固有頻率,i是模態計算的次數,fri為第i次計算得到的含阻尼結構的第r 階固有頻率。綜上所述,模態應變能法作為黏彈阻尼結構建模與分析中最實用、最具有魯棒性的一種方法,應該在航天器阻尼結構設計中得到推廣。

通過對大量黏彈阻尼應用實例的總結,對航天器結構進行阻尼化設計時,一般可遵循如下流程:1)首先確定模態阻尼的目標值;2)建立有限元模型;3)用模態應變能法進行分析,觀察目標振型的應變能分布,在應變能百分比較大的位置引入阻尼;4)設計阻尼結構;5)計算結構的模態阻尼,評估是否滿足要求;上述步驟根據需要可進行迭代,如圖24所示。

第二,對黏彈阻尼材料的空間環境適應性研究不足。

對在軌減振應用來說,面臨的問題,首先是溫度因素,由于黏彈阻尼材料對溫度的敏感性,設計時必須考慮空間溫度環境的變化,必要時還需使用熱控措施;其次是出氣問題,因為黏彈阻尼材料屬于高分子材料,它在真空環境下的出氣可能會對光學表面造成污染,必要時可采取包覆的辦法來解決;最后是老化問題,由于在軌工作時間可達十幾年以上,設計時必須考慮輻照和熱交變影響造成的阻尼材料性能降低。

圖23 模態損耗因子迭代計算流程Fig.23 Flow chart for solving modal loss factor

圖24 黏彈阻尼結構設計流程Fig.24 Flow chart of viscoelastic damping st ructure design

綜上所述,建立溫度、高真空、輻照等因素對黏彈阻尼材料特性影響的工程數據庫是在軌減振應用的必要條件。

第三,黏彈阻尼結構的系統優化技術有待進一步發展。

在軌有效載荷系統的被動阻尼設計往往受到結構剛度、強度、環境溫度、工作頻率等多個因素約束,設計應在滿足上述約束的條件下,達到系統最優阻尼,因此必須發展實用的系統優化設計技術。

第四,在軌減振應用的地面試驗驗證和測試技術有待發展。

大型有效載荷往往需要在軌展開,具有展開剛度較低、負載大的特點,因此在地面試驗驗證時,必須設計包括零重力補償裝置在內的地面試驗工裝,而阻尼測試受邊界條件影響較大,應對地面試驗工裝對阻尼測試結果的影響展開系統性研究。

4 展望與建議

隨著高精度地球觀測衛星和大型展開結構的發展,有效載荷對動力學環境的要求越來越高,在軌振動問題日益引起重視,黏彈阻尼技術作為一種成熟有效的技術,正在煥發出新的生命力,理應成為航天器結構設計中不可忽視的一項關鍵技術。在未來的發展方向上,黏彈阻尼技術在以下幾個領域需要重點關注:

1)整星隔振技術。它在適配器結構中融入隔振和阻尼減振功能,對于改善星上動力學環境、減輕衛星結構重量有重要的意義,國外已有成功應用。發展質量輕、效能高、可靠性高、系列化的整星隔振系統,是將來整星隔振技術研究的重點。

2)共固化阻尼技術。此技術是針對復合材料的,將高阻尼材料制成薄膜,將其鋪入到纖維增強復合材料結構中,進行共固化,可以大幅提高結構的阻尼,而結構強度和剛度的下降保持在可接受范圍內,與傳統的復合材料相比,材料的阻尼因子可以增大一個數量級,這類高阻尼復合材料可以應用于承力結構件上,國外在這一領域已經有成功的應用。如何在制造工藝上保證共固化的質量和結構剛度與強度的下降控制在可接受的范圍內,是此項技術值得深入研究的問題。

3)主被動聯合控制的仿真和試驗技術。目前,振動控制技術正在向主被動聯合控制和自適應智能阻尼結構的方向發展,被動阻尼對提高整個系統的魯棒性和控制的穩定性仍起著重要的作用。輕質高精度可展開結構,要求具有亞微米級的穩定性,尺寸的增大和剛度的降低、重力對其微動力學特性的影響,將對試驗驗證提出新的要求,往往需要地面和在軌驗證相結合。由于難以進行全尺寸的試驗驗證,系統將更多地依賴分析驗證,這就為多學科和集成化的系統建模提出了更高的要求。

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