黏弹阻尼技术在航天器上的应用与展望

张少辉 柴洪友 马海全 钱志英

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

1 引言

航天器在发射阶段及在轨阶段承受的各种振动环境,会对高精度及高分辨率机电部件工作的可靠性造成较大影响,伴随着我国对地遥感和空间观测的持续发展,部分高精度有效载荷的稳定性要求甚至达到亚微米级,而持续的结构微振动将使成像系统难以完成测量,为了改善此类设备的载荷环境,有必要采取减振或隔振措施。黏弹阻尼技术以其可靠性高、成本低和系统简单的特点,在航天器减振和隔振上获得了成功应用。为了促进该项技术的应用,本文对黏弹阻尼技术在航天器上的应用现状进行了评述,分析了制约黏弹阻尼在轨应用技术发展的原因,并针对性地提出发展建议,最后对该项技术的发展趋势进行了展望。

2 黏弹阻尼的应用

黏弹阻尼技术集成了结构设计和材料设计。黏弹性阻尼一般有两种结构形式:一种是自由阻尼,这是将黏弹阻尼材料直接粘贴或喷涂在需要减振的结构基材表面,当结构振动时,通过黏弹阻尼材料的弯曲、拉伸变形吸收能量,如图1所示;另一种结构形式是约束阻尼,是将黏弹阻尼材料粘合在结构基材层与约束层之间,当结构振动产生弯曲变形时,由于约束层的抑制作用,黏弹阻尼材料在两层之间产生很大的剪切变形,从而产生很大的阻尼,如图2所示。约束阻尼结构比自由阻尼结构具有更大的阻尼,在航天器上应用的大多为约束阻尼结构。

图1 自由阻尼结构Fig.1 Free dam ping structure

图2 约束阻尼结构Fig.2 Constrained damping structure

2.1 发射段应用

2001年发射的由NASA研制的“微波异向探测器”(MAP)[1],在地面噪声环境试验中,顶板推力器安装位置的响应超过了其组件级的鉴定条件,为此进行了减振设计,该顶板为六边形蜂窝夹层结构,中心由承力筒支撑,外角点由撑杆支撑,如图3所示。在顶板上安有4个相同的推力器,每个推力器通过小支架连接到大支架上,每个大支架安装2个推力器,大小支架均为碳纤维复合材料,如图4所示。在对顶板和推力器支架进行阻尼处理时,使用了约束阻尼结构,阻尼材料为3M 公司的ISD-242,约束层为碳纤维复合材料,阻尼处理的位置如图4和图5所示。另外,顶板边缘用洛马公司(Lockheed-Martin)生产的蜂窝夹层约束阻尼条(SM RD)进行处理,该阻尼条使用了蜂窝夹层作为约束层,如图6所示。经过上述阻尼处理后,推力器安装面的响应降低到了验收级范围内,满足使用要求。

相似地,1995年发射的由加拿大研制的“雷达卫星”(Radarsat)也应用黏弹阻尼技术,解决了噪声环境试验中某设备安装点响应超过组件级鉴定条件的问题[2],其约束层为铝板。上述解决响应超限的问题在航天器设计中较为常见,其设计关键是阻尼处理区域的选择,可以通过有限元分析与模态试验相结合的方法,确定阻尼层位置和厚度等参数,从而可以避免有关设备重新进行鉴定级试验,节省了试验成本和进度。

图3 M AP 卫星顶板结构示意图Fig.3 M AP top deck with thruster brackets

图4 推力器支架及阻尼处理位置示意图Fig.4 Thruster bracket and placement of damping treatment

图5 顶板的阻尼处理示意图Fig.5 Damping treatment applied to top and bottom surfaces of top deck

图6 蜂窝夹层约束SMRD 阻尼条示意图Fig.6 SMRD strips with constrained honeycomb layer

美国休斯公司曾在某仪器设备支架上对黏弹阻尼技术进行了验证[3],该设备支架如图7所示,由蜂窝板和支撑杆组成,分别采用了两种阻尼处理方法:第一种是在连接蜂窝板的角条处加一层牌号为Avery 1125 的黏弹阻尼材料,如图8所示;另外一种是将支撑杆替换为约束阻尼杆,阻尼杆的设计方法是在整个长度方向上施加约束阻尼处理,内部杆用来保证静动载荷作用下的强度,而外部的约束层可提高其稳定性,如图9所示。振动试验结果表明:在角条处加阻尼后,对抑止横向振动最有效,对纵向振动抑制的效果不明显;使用阻尼杆后,对抑制各个方向的振动均有明显效果。该实例表明,当结构有撑杆支撑时,通过合理设计撑杆的刚度,并对其进行阻尼化设计,可在不降低结构强度裕度的前提下,大幅降低结构的振动响应,另外,在结构的连接环节引入黏弹阻尼,应是阻尼结构设计的一个基本出发点。

图7 休斯公司某仪器设备支架Fig.7 Baseline IM UX shelf

图8 角条约束阻尼处理示意图Fig.8 Damped panel bracket

1993年发射的由法国研制的“阿里安空间教育业余无线电卫星”(ARSENE)的太阳翼使用了一种阻尼隔振垫[4],由阻尼硅橡胶和预应力金属丝网复合而成,如图10所示,起到了降低发射段太阳翼载荷和在轨热应力的作用。该隔振垫为金属橡胶减振元件,其内部结构是由金属丝相互交错勾联形成的空间网状结构,相比传统的纯橡胶元件,它不仅具有很高的动静态强度,而且在高真空、高低温条件下也能正常工作,具有抗老化性高、耐腐蚀的特点,在有精度、长寿命要求的场合,如卫星动量轮隔振等,具有较好的应用前景。

图9 阻尼杆设计示意图Fig.9 Damped strut

图10 ARSENE 卫星太阳翼基板隔振元件安装示意图Fig.10 Highly dam ped isolator for ARSENE solar panels

1990年发射的由日本研制的缪斯-A(M USESA)月球探测卫星[5],又名飞天号(Hiten),在地面随机振动试验中发现,蓄电池安装结构板响应过大,其位置如图11所示,为了降低响应,在蓄电池安装结构板面增加了一层70μm 的聚酰亚胺膜(包含有30μm 的粘性硅胶),重量不超过1g ,采取上述措施后,随机振动响应峰值降低了24dB。聚酰亚胺膜的阻尼机理同约束阻尼结构一样,也是由内部剪切变形耗能实现减振的效果,受振动幅度和接触表面的压力影响较小。

图11 MUSES-A卫星内部示意图Fig.11 Cross sectional view of M USES-A

1997年发射的由美国研制的“瞬变事件快速在轨记录”(FO RTE)[6]卫星上使用了一种阻尼杆,安装于中板和底板之间,用于中板上仪器的减振,使其在地面力学环境试验中的响应降到鉴定级条件以下。阻尼杆由铝合金材料和黏弹阻尼材料(3M 9473)组成,当仪器板振动时,利用黏弹阻尼材料的剪切变形耗散能量,如图12所示。其设计特点是,该阻尼杆承受拉压变形,杆的安装位置是根据模态试验结果来确定的,位于板的位移最大处,使黏弹阻尼材料振动时受到较大的剪切变形。

图12 FORTE 卫星的阻尼杆结构形式Fig.12 Schematic of viscoelastic strut configuration of FORTE

美国CSA公司开发了一种整星隔振器[7-8],安装于星箭分离位置,用于20Hz 以上的低频振动隔离,主传力路径为“回”字形钛结构,内部进行约束阻尼处理。UniFlex 隔振器只用于轴向振动隔离,MultiFlex 隔振器可以进行横向和轴向振动隔离,分别如图13和图14所示,它们在卫星适配器上的安装分别如图15和图16所示。1998年发射的后继测地卫星(GFO)的飞行试验数据表明:使用Uni-Flex 隔振器可降低50%的加速度响应。该隔振器的特点是简单、可靠性高、易于与现有星箭接口相匹配,其缺点是使用隔振器后,卫星一阶频率会有所降低,设计时需注意满足运载火箭的基频要求。

图13 UniFlex 隔振器Fig.13 UniFlex Isolator

图14 MultiFlex 隔振器Fig.14 MultiFlex Isolator

图15 UniFlex 隔振器安装Fig.15 Typical installation of UniFlex

图16 MultiFlex 隔振器安装Fig.16 Typical installation of MultiFlex

在国内,将黏弹阻尼技术应用到了导弹隔冲击结构上[9],如图17所示,其中,壳体为碳纤维复合材料,隔板和阻尼垫采用以硅橡胶为主配制的黏弹性阻尼材料,其余结构为铝合金,阻尼垫的安装如图18所示。试验结果表明:在缓冲器轴向,输入的最大过载为18 000～30 000gn,经过逐级衰减后,最后输出过载在150gn以内,达到了保护火工品附近精密仪器的作用。该实例表明,黏弹阻尼材料在解决隔离爆炸冲击问题上可以起到关键作用,其设计要点在于改变结构界面特性,进行多次转接,使得冲击能量得以充分过滤和衰减。

图17 隔冲击结构示意图Fig.17 Chart of shock-isolation structure

图18 缓冲器结构示意图Fig.18 Chart of damper structure

文献[10]对卫星适配器进行了约束阻尼处理的研究,该适配器为碳纤维蒙皮铝蜂窝夹层结构,通过参数分析,比较了铝约束层厚度、碳纤维约束层铺层方向、黏弹阻尼材料粘贴位置对频率响应的影响,结果表明:随着约束层厚度的增加,减振效果增加,卫星适配器结构刚度也有所增加;在利用碳纤维作为约束层时,碳纤维的铺层方向对结构的刚度和减振效果都有影响;将原有卫星适配器的加强层改作为约束层,减振效果更加明显,但是结构的刚度有所降低。该研究表明,对现有的卫星适配器进行约束阻尼改造,可以获得较好的减振效果,但需要和刚度一起进行优化设计,以达到系统动态特性最优。

2.2 在轨段应用

“哈勃太空望远镜”(HS T)[11]在发射之初,由于柔性太阳翼进出地影诱发的振动,导致观测设备无法正常工作,2002年将柔性太阳翼更换为刚性太阳翼,并在太阳翼中心撑杆和HST 之间安装了一种阻尼器,位于驱动机构之外,该阻尼器可抑制太阳翼面内1.2Hz 和面外1.6Hz 的弯曲振动,模态阻尼比为2.3%,最大可达3.9%,其结构形式如图19所示,主承力结构为钛合金,4个1/4 圆柱剪切瓦安装于法兰内缘之上,剪切瓦为钛合金剪切片与黏弹性阻尼材料的夹芯结构。安装阻尼器后,降低了太阳翼与HS T 之间的动态耦合,增加了指向控制系统的稳定性裕度。该实例表明,通过合理设计阻尼器的传力路径及阻尼层的位置,在较低的频率范围内,也可以同样起到减振的效果。

图19 阻尼器的结构形式Fig.19 Damper structure

即将于2011年发射的由多国联合研制的詹姆斯·韦伯太空望远镜(JWS T)工作时,成像质量对振动环境非常敏感,仿真分析表明,望远镜基座的振动必须控制在0.04×10-3gn以内[12],为此,在航天器平台与光学有效载荷之间设计了隔振系统,以隔离来自星体的扰动,该隔振系统由四根杆组成,如图20所示,设计频率为1.0Hz,阻尼比为0.04,内管为碳纤维复合材料管,上面包覆黏弹阻尼材料,之上覆盖主要由0°层组成的碳纤维约束层,并且在长度方向上,将约束层分段。测试结果表明:该隔振系统在0.984Hz 处的最大阻尼为0.05,满足设计要求。与前述类似,T RW 空间电子集团为保证星上精密光学部件的正常工作,在星体与光学有效载荷之间设计了隔振系统[13],该隔振系统主要有三根悬臂杆件组成,杆为复合材料管件,内管材料为玻璃纤维,承受静载,内管外壁全包覆黏弹阻尼层,之上又分段覆盖碳纤维约束层,以增强其阻尼,如图21所示。上述设计的特点是,分段约束阻尼杆设计,分段的长度通过优化确定,阻尼性能比整杆进行阻尼处理要好,又能减轻重量,通过合理设计杆的安装支座,使得杆处于悬臂状态,实现了在较低频率下的隔振设计。

图20 JWST 隔振系统Fig.20 Isolator system of JWS T

图21 安装前的阻尼杆件Fig.21 Backpack isolator struts before installation

为了降低“国际空间站”(ISS)的人员、风扇、泵等扰动源引起的结构振动对微重力环境造成的干扰,NASA在设备连接处设计了橡胶隔振垫(材料为BISCO HT-800)[14],如图22所示,试验结果显示,在0.125～350Hz 频带内,响应在某些频率可降低三个数量级。该橡胶隔振垫可以隔离外界宽频带的微小振动,刚度是该类型隔振垫设计的关键参数,由质量比和隔振系数确定,而隔振垫的刚度由数个柱形橡胶隔振元件的刚度叠加而成。

图22 “国际空间站”上应用的隔振垫Fig.22 Passive isolators for use on the International Space Station

3 航天黏弹阻尼技术发展现状的分析和建议

从目前黏弹阻尼技术的应用来看,制约黏弹阻尼技术应用水平的原因及提出的建议如下:

改革开放以来，长期的技术引进使我国目前经济增长放缓、区域经济发展不协调，创新能力缺乏，因此，创新驱动成为区域协调发展的新动力。科技创新是创新驱动的主要内容，十八大报告提出“科技创新是提高社会生产力和综合国力的战略支撑，必须摆在国家发展全局的核心位置”。陕西省作为我国西部地区的中坚力量，其教育、科研、科技投入较多，陕西省区域均衡发展对西部经济的整体提升具有较大意义[3]。

第一,对黏弹阻尼材料的性能了解不够,对设计准则、方法认识不足,缺乏设计应用的经验。

黏弹阻尼结构设计是建立在分析基础上的,建议采用基于有限元软件建模的模态应变能法(Modal Strain Energy Method,MSE)。它通过模态分析确定模态矢量,然后通过结构损耗应变能与总应变能之比,来确定阻尼结构的损耗因子[15-16],其优点是避免大量的复特征值计算,只需计算实特征值,最重要的是,该法的计算结果可以直接用来指导结构设计。文献[17-18]应用基于有限元软件ANSYS的模态应变能法,研究了复合材料黏弹阻尼结构的动态特性,用迭代算法考虑了黏弹性材料特性的频率依赖型,取得了较好的效果,计算流程如图23所示,图中,fr0是不含阻尼结构的第r 阶固有频率,i是模态计算的次数,fri为第i次计算得到的含阻尼结构的第r 阶固有频率。综上所述,模态应变能法作为黏弹阻尼结构建模与分析中最实用、最具有鲁棒性的一种方法,应该在航天器阻尼结构设计中得到推广。

通过对大量黏弹阻尼应用实例的总结,对航天器结构进行阻尼化设计时,一般可遵循如下流程:1)首先确定模态阻尼的目标值;2)建立有限元模型;3)用模态应变能法进行分析,观察目标振型的应变能分布,在应变能百分比较大的位置引入阻尼;4)设计阻尼结构;5)计算结构的模态阻尼,评估是否满足要求;上述步骤根据需要可进行迭代,如图24所示。

第二,对黏弹阻尼材料的空间环境适应性研究不足。

对在轨减振应用来说,面临的问题,首先是温度因素,由于黏弹阻尼材料对温度的敏感性,设计时必须考虑空间温度环境的变化,必要时还需使用热控措施;其次是出气问题,因为黏弹阻尼材料属于高分子材料,它在真空环境下的出气可能会对光学表面造成污染,必要时可采取包覆的办法来解决;最后是老化问题,由于在轨工作时间可达十几年以上,设计时必须考虑辐照和热交变影响造成的阻尼材料性能降低。

图23 模态损耗因子迭代计算流程Fig.23 Flow chart for solving modal loss factor

图24 黏弹阻尼结构设计流程Fig.24 Flow chart of viscoelastic damping st ructure design

综上所述,建立温度、高真空、辐照等因素对黏弹阻尼材料特性影响的工程数据库是在轨减振应用的必要条件。

第三,黏弹阻尼结构的系统优化技术有待进一步发展。

在轨有效载荷系统的被动阻尼设计往往受到结构刚度、强度、环境温度、工作频率等多个因素约束,设计应在满足上述约束的条件下,达到系统最优阻尼,因此必须发展实用的系统优化设计技术。

第四,在轨减振应用的地面试验验证和测试技术有待发展。

大型有效载荷往往需要在轨展开,具有展开刚度较低、负载大的特点,因此在地面试验验证时,必须设计包括零重力补偿装置在内的地面试验工装,而阻尼测试受边界条件影响较大,应对地面试验工装对阻尼测试结果的影响展开系统性研究。

4 展望与建议

随着高精度地球观测卫星和大型展开结构的发展,有效载荷对动力学环境的要求越来越高,在轨振动问题日益引起重视,黏弹阻尼技术作为一种成熟有效的技术,正在焕发出新的生命力,理应成为航天器结构设计中不可忽视的一项关键技术。在未来的发展方向上,黏弹阻尼技术在以下几个领域需要重点关注:

1)整星隔振技术。它在适配器结构中融入隔振和阻尼减振功能,对于改善星上动力学环境、减轻卫星结构重量有重要的意义,国外已有成功应用。发展质量轻、效能高、可靠性高、系列化的整星隔振系统,是将来整星隔振技术研究的重点。

2)共固化阻尼技术。此技术是针对复合材料的,将高阻尼材料制成薄膜,将其铺入到纤维增强复合材料结构中,进行共固化,可以大幅提高结构的阻尼,而结构强度和刚度的下降保持在可接受范围内,与传统的复合材料相比,材料的阻尼因子可以增大一个数量级,这类高阻尼复合材料可以应用于承力结构件上,国外在这一领域已经有成功的应用。如何在制造工艺上保证共固化的质量和结构刚度与强度的下降控制在可接受的范围内,是此项技术值得深入研究的问题。

3)主被动联合控制的仿真和试验技术。目前,振动控制技术正在向主被动联合控制和自适应智能阻尼结构的方向发展,被动阻尼对提高整个系统的鲁棒性和控制的稳定性仍起着重要的作用。轻质高精度可展开结构,要求具有亚微米级的稳定性,尺寸的增大和刚度的降低、重力对其微动力学特性的影响,将对试验验证提出新的要求,往往需要地面和在轨验证相结合。由于难以进行全尺寸的试验验证,系统将更多地依赖分析验证,这就为多学科和集成化的系统建模提出了更高的要求。

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