張 群，邢建偉，畢京丹，潘忠文，衛(wèi) 國

（1. 北京強度環(huán)境研究所； 2. 北京宇航系統工程研究所：北京 100076）

0 引言

運載火箭發(fā)射時的力學環(huán)境特性是衛(wèi)星設計的重要依據之一。據NASA 對衛(wèi)星發(fā)射失敗原因的調查報告，45%的失敗是由發(fā)射階段的振動環(huán)境引起的[1]。目前，衛(wèi)星與運載火箭的連接方式通常是采用蜂窩鋁材料制成的錐殼式適配器或鋼架式結構，其剛度較大、阻尼小，環(huán)境載荷直接從星箭界面?zhèn)鬟f到衛(wèi)星，常常導致衛(wèi)星的動力學環(huán)境超標，勢必影響衛(wèi)星的壽命，并且對衛(wèi)星所攜帶儀器設備的設計提出了更高的要求。因此，十分有必要研究星箭界面減振技術來改善衛(wèi)星在發(fā)射階段的動力學環(huán)境[2]。

目前主要的星箭界面減振技術包括以Stewart主動隔振平臺為代表的整星主動隔振系統[3]，以磁流變阻尼器為代表的整星半主動隔振系統[4]，以及以附加被動阻尼器[1]、阻尼約束層[5]為代表的整星被動隔振系統。

基于磁流變效應制成的磁流變阻尼器是一種性能優(yōu)良的半主動控制裝置，通過對輸入電流的調節(jié)即可控制其阻尼力的大小。相比于傳統的流體阻尼器和其他主動作動器，磁流變阻尼器的結構比較簡單，無須外界能源驅動，易于實現，能夠達到與主動減振相近的控制效果，在汽車隔振系統中得到廣泛應用，并在航天器領域得到推廣[6]。黏滯阻尼器作為一種液體被動隔振裝置，本身沒有剛度，不會改變結構頻率，然能增加結構阻尼比以起到耗能的作用。這種阻尼器的結構簡單、承載能力高、黏滯阻尼力強、隔振效果良好，廣泛應用于高層建筑、橋梁等的結構抗震改造、工業(yè)管道設備抗振等領域[7]。

程明等[6]提出了一種基于磁流變阻尼技術的星箭界面半主動隔振平臺，確定了結構質量設置、剛度系數和阻尼特性等主要參數對隔振平臺傳遞特性的影響以指導試驗設計，并通過剛性配重和縮比模型驗證了隔振平臺具有良好的隔振效果。其中，隔振平臺的固有頻率由彈簧的剛度系數決定，阻尼特性對隔振平臺的傳遞特性有顯著影響。

本文將在文獻[6]理論分析的基礎上，采用磁流變阻尼器和黏滯阻尼器技術，利用以某型號的衛(wèi)星和適配器為基礎搭建的試驗系統分別對采用磁流變阻尼器的串聯式整星隔振平臺以及采用黏滯阻尼器的并聯式整星隔振平臺進行隔振性能的工程試驗研究，對實測隔振效果進行對比分析，驗證評估這2 種隔振平臺設計的有效性。

1 減振系統設計

1.1 研究對象和設計要求

本文隔振平臺的承載能力按照1000 kg 量級設計，并以實際衛(wèi)星模擬件和實際衛(wèi)星適配器為基礎進行試驗驗證。

星箭界面減振設計的原適配器狀態(tài)下的星箭界面組成如圖1 所示，包括整星和適配器，其中適配器由上半部分的倒錐支架和下半部分的過渡支架構成，衛(wèi)星通過4 個支腿與倒錐支架連接。

圖 1 原適配器狀態(tài)的星箭界面Fig. 1 The satellite-rocket interface structure of the original adapter state

以原狀態(tài)的星箭界面系統為對象，減振設計主要要求：1）保持轉接框、衛(wèi)星支架的結構不變，將原過渡支架設計改為串聯/并聯減振系統的新過渡支架；2）可承載質量不小于1000 kg 的衛(wèi)星；3）星箭界面系統的總質量改變不超過30%；4）不改變原系統的頻率特性，即隔振平臺縱向一階固有頻率為20～40 Hz，水平方向一階固有頻率為10～18 Hz。

在上述4 個前提條件下，隔振平臺的減振效果應達到如表1 所示的指標要求。

表 1 減振技術指標Table 1 The technical specifications of vibration reduction

1.2 磁流變阻尼隔振平臺設計

磁流變阻尼器利用磁流變液在外加磁場作用下的磁流變效應產生阻尼力，在其上下極板間施加磁場作用時，磁性顆粒開始沿磁場方向出現規(guī)律性排列，如圖2(b)所示，此時磁流變液的剪切屈服強度開始增大；隨著磁場作用的繼續(xù)增大，磁性顆粒沿磁場方向形成緊密的鏈束狀排列，如圖2(c)所示，磁流變液呈現半固體狀態(tài)，需要更大的剪切力才能使其流動。

圖 2 磁流變效應原理示意Fig. 2 Principle of magnetorheological effect

磁流變阻尼器的阻尼力F可采用Bouc-Wen模型[8]描述，

結合試驗數據，通過參數識別即可確定阻尼力模型的最優(yōu)控制參數。

磁流變阻尼隔振平臺設計采用Stewart 平臺并聯機構，由上、下平臺以及6 根支腿結構組成。6 根支腿均勻排列在上、下平臺之間，兩端分別通過球鉸與上、下平臺連接，可以分別在一定范圍內伸縮運動，且每個運動方向互不平行，如圖3(a)所示。因此，隔振平臺在6 個方向上都具有一定的減振作用。支腿結構（如圖3(b)所示）的主體部分是磁流變阻尼器和彈簧的并聯機構。彈簧環(huán)繞在磁流變阻尼器的活塞桿周圍，主要起支撐和回復作用，一端通過擋板與磁流變阻尼器的活塞桿連接，另一端與磁流變阻尼器的殼體連接。磁流變阻尼器通過電控系統智能調節(jié)自身阻尼大小，從而改變隔振平臺結構的阻尼特性。

圖 3 磁流變阻尼隔振平臺結構示意Fig. 3 The structure of the magnetorheological damper isolation platform

磁流變阻尼隔振平臺與適配器串聯，上平臺與倒錐支架的下端面連接，下平臺與新過渡支架的上端面連接，如圖4 所示。新過渡支架采用鋁合金蒙皮加筋圓錐半硬殼結構形式，與原過渡支架結構形式基本保持一致。

圖 4 串聯磁流變阻尼隔振平臺的星箭界面Fig. 4 The satellite-rocket interface structure of the serial magnetorheological damper isolation platform

結合減振系統設計要求和仿真分析計算，對隔振平臺結構進行優(yōu)化，并確定彈簧和阻尼器的特性參數。原過渡支架和倒錐段的總質量約為175 kg，隔振平臺、新過渡支架和倒錐段的總質量約為180 kg，變化不大，滿足設計要求。

1.3 黏滯阻尼隔振平臺設計

黏滯阻尼隔振平臺設計是采用阻尼器與適配器并聯的結構形式，將原過渡支架兩環(huán)框之間的環(huán)向蒙皮部分去除，并在內壁均勻嵌入6 個黏滯阻尼器。黏滯阻尼器主要由活塞桿、活塞、阻尼孔（或者間隙）、缸筒、阻尼介質（硅油）和密封裝置構成，如圖5 所示。每個阻尼器通過上下鉸座與環(huán)框固連，適配器的運動通過上下環(huán)框傳遞至阻尼器，迫使活塞往復運動，如圖6 所示。

圖 5 黏滯阻尼器Fig. 5 The viscous damper

圖 6 并聯黏滯阻尼器的星箭界面Fig. 6 The satellite-rocket interface structure of the viscous damper isolation platform

當結構發(fā)生振動時，與工程結構固連的黏滯阻尼器隨結構運動而運動，活塞迫使缸筒內的阻尼介質由一腔通過阻尼孔（或間隙）運動到另一腔，這個過程中流體介質會通過阻尼孔產生節(jié)流的黏滯阻尼力，將結構振動的能量轉化為熱能耗散掉。

黏滯阻尼器的阻尼力F與活塞運動速度v相關，

式中：C為阻尼系數；a為速度指數，可根據工程要求進行設計選定。根據本試驗的設計要求，選定a=1，C=300 000 N·s/m。

黏滯阻尼隔振平臺是在原過渡支架的基礎上加以改造，基本不改變原過渡支架的結構和剛度，整個平臺的總質量約為205 kg，質量改變不超過30%，滿足設計要求。

2 試驗驗證

2.1 試驗系統

針對研究目的，通過星箭系統的整星振動傳遞特性試驗實際測量評估1.2、1.3 節(jié)之減振系統設計的效果。整星隔振試驗系統由大推力（350 kN）振動臺、模擬星、適配器和轉接工裝構成，分別通過振動臺垂臺和滑臺實現縱向和橫向振動試驗。模擬星的質量約為1056 kg；適配器下端直徑為3350 mm，需設計轉接工裝與振動臺連接。

本試驗系統主要有3 種狀態(tài)：原適配器星箭系統狀態(tài)（簡稱“原狀態(tài)”）、磁流變阻尼隔振平臺星箭系統狀態(tài)（簡稱“平臺減振狀態(tài)”）和帶黏滯阻尼器星箭系統狀態(tài)（簡稱“黏滯減振狀態(tài)”），分別如圖7(a)、(b)、(c)所示。

圖 7 星箭界面整星隔振試驗系統Fig. 7 The whole-spacecraft vibration isolation test system

整星振動傳遞特性試驗條件如表2 所示。星箭界面的實際驗收量級約為0.9g，但由于設計載荷限制，出于安全考慮僅進行最大量級為0.3g的驗證。星箭界面?zhèn)鬟f特性隨量級的變化趨勢符合典型裝備振動試驗的規(guī)律，峰值處的放大倍數隨量級增大而略有減小，不再贅述。

表 2 振動傳遞特性試驗條件Table 2 The test conditions for the vibration transfer characteristics

試驗中在過渡支架下端與工裝連接面處（S1 界面）、原過渡支架中部/磁流變阻尼隔振平臺上部（S2 界面）、過渡支架與倒錐連接面/磁流變阻尼隔振平臺上部（S3 界面）、倒錐段上部（S4界面）、模擬星質心處（S5 界面）、衛(wèi)星頂部（S6 界面）等6 個截面處安裝三向加速度測點，3 種系統狀態(tài)下的測點位置及編號分別參見圖1、圖4 和圖6。

2.2 試驗結果

按表2 的試驗條件分別進行原狀態(tài)及減振狀態(tài)下的星箭隔振系統振動傳遞特性試驗，掃描率為4.0 Oct/min。其中平臺減振狀態(tài)的工作電流為0.5 A。

選取S2～S5 界面的測點相對S1 界面處，繪制各工況下模擬星質心處測點的傳遞函數（H）曲線如圖8 所示：在試驗頻率范圍內，各工況下質心一階頻率處的放大倍數均較為顯著；采用磁流變阻尼隔振平臺和黏滯阻尼器減振措施后，星箭界面的各階頻率（除一階頻率）處的響應均有所減小，二階頻率和40 Hz 附近的減振效率均大于40%；與原狀態(tài)的傳遞曲線對比，在5～100 Hz 以內均無明顯放大，滿足設計指標要求。

圖 8 各工況試驗時衛(wèi)星質心測點傳遞函數曲線Fig. 8 Transfer function test curves of satellite centroid for different platforms

圖9 為各工況下界面S2～S5 的平均響應放大倍數測量結果：原狀態(tài)下，星箭界面的放大倍數隨界面上移而增大，其中x向時S4 和S5 界面處放大較為明顯；平臺減振狀態(tài)下，x向時S4 和S5 界面處放大較為明顯，橫向（y、z向）時S5 界面處放大倍數略大，S4 界面處放大倍數較?。火p振狀態(tài)下，由于黏滯阻尼器未改變適配器的主體結構和剛度，所以各界面處的傳遞特性趨勢與原狀態(tài)下相同，但相較于原狀態(tài)時的響應放大倍數均有所減小。衛(wèi)星x向響應放大主要源于倒錐段和衛(wèi)星支腿結構，y、z向響應放大主要源于衛(wèi)星支腿結構，使得S5 界面處的放大最為顯著。

圖 9 各工況試驗時各界面一階響應放大倍數Fig. 9 The first-order magnification of different interfaces for different platforms

表3 給出了不同減振狀態(tài)下星箭界面的一階固有頻率及減振效率：平臺減振狀態(tài)下3 個方向的減振效率都大于或接近50%，其中x向的減振效果最好（達68.0%）；黏滯減振狀態(tài)下，僅在x向的減振效果大于31.9%，而y向的減振效果較差，z向甚至無減振效果，這是由于黏滯阻尼器的安裝方式介于過渡支架兩環(huán)框之間，側向剛度大、側向位移較小，僅在x向振動時過渡支架的運動方向與阻尼器活塞運動方向平行，活塞具有較為顯著的行程，黏滯阻尼力的作用效果較為顯著。

表 3 不同減振狀態(tài)的一階固有頻率及減振效率統計Table 3 The first order natural frequency and the damping effect in different vibration isolation states

同時，由表3 可知：黏滯阻尼器的并入基本不改變系統的一階固有頻率，滿足不改變系統固有頻率的設計要求；磁流變阻尼隔振平臺的總質量控制滿足設計要求，減振效果良好，但實際平臺的串入導致星箭界面的一階固有頻率明顯降低，不滿足頻率設計要求，須進一步進行參數的全面優(yōu)化。

3 結論

本文通過減振系統設計，對3 種狀態(tài)下的星箭界面結構響應進行對比研究，得到以下結論：

1）磁流變阻尼隔振平臺在3 個方向上都具有較為明顯的減振效果，質量控制和減振效果均滿足要求，但固有頻率不滿足設計要求，可增加隔振平臺的支腿數量、彈簧剛度等進行設計優(yōu)化。

2）黏滯阻尼減振能基本滿足整星隔振的設計要求，黏滯阻尼器的嵌入對適配器的質量、一階固有頻率影響較小，但僅在x向上具有明顯的減振效果，側向的減振效果較差。后續(xù)可改進黏滯阻尼器的嵌入方式或降低阻尼器的剛度，以滿足衛(wèi)星3 個方向的減振需求。

3）串、并聯2 種結構形式的減振效果對比預示減振系統并聯結構能達到減振效果，同時對原星箭界面的改動和頻率特性影響較小，進一步優(yōu)化后將具有較好的工程應用前景。