[实用新型]柔性太阳翼支承结构的压电主动减振装置

说明书

本实用新型涉及一种柔性太阳翼支承结构的压电主动减振装置，包括柔性太阳翼支承结构及控制模块，柔性太阳翼支承结构包括太阳翼基台和柔性太阳翼支承结构本体，柔性太阳翼支承结构本体包括多根支承短杆和两根柔性可卷曲的支承长杆，两根支承长杆分别安装于太阳翼基台上，在两根支承长杆之间通过多根支承短杆相连；控制模块包括控制器、加速度传感器、压电传感器和压电作动器，控制器设置于太阳翼基台上，加速度传感器安装于支承短杆上，每根支承长杆上均安装有压电作动器和压电传感器；加速度传感器、压电传感器和压电作动器均通过控制器与外界电源电性连接。本实用新型设计合理，可以有效解决柔性太阳翼振动问题。

技术领域

本实用新型属于主动减振领域，具体地说是一种柔性太阳翼支承结构的压电主动减振装置。

背景技术

近些年来，由于人类对太空的探测活动越来越多，导致各类航天器的广泛应用，从而对太阳翼提出更高的要求。由于传统的刚性太阳翼有很大的局限性，所以为了适应空间任务的需求，具有收拢包络小、重量轻、比功率高等优点的柔性太阳翼是必然的发展趋势。

进行空间任务的航天器通常因为其装有的大型的轻阻尼结构使得自身刚度降低从而引起振动。19世纪中后期，美国所发射的12个航天运载器就因为振动问题而发生了88次故；1990年发射的“哈勃”空间望远镜就因为太阳翼的振动而进行了多次维修；美国的“陆地卫星-4号”也因太阳翼振动工作失常；“探险者1号”甚至因为振动而发生翻滚，造成任务失败。

柔性太阳翼相比于刚性的航天器主体，具有跨度大、结构刚度低、挠度大、模态阻尼小等特点，在航天器变轨调姿和其内部零部件的机械运动时，会产生难以自行衰减振动问题，影响整个航天器的正常工作，甚至造成航天器的结构破坏。因此对柔性太阳翼的振动控制进行研究十分的必要。

实用新型内容

有鉴于现有柔性太阳翼技术的上述缺陷，本实用新型的目的在于提供一种柔性太阳翼支承结构的压电主动减振装置，有效解决柔性太阳翼振动的问题。

本实用新型的目的是通过以下技术方案来实现的：

本实用新型包括柔性太阳翼支承结构及用于抑制该柔性太阳翼支承结构振动的控制模块，其中

所述柔性太阳翼支承结构包括太阳翼基台和柔性太阳翼支承结构本体，该柔性太阳翼支承结构本体包括多根支承短杆和两根柔性可卷曲的支承长杆，两根所述支承长杆分别安装于太阳翼基台上，在两根支承长杆之间通过多根所述支承短杆相连；

所述控制模块包括控制器、加速度传感器、压电传感器和压电作动器，所述控制器设置于所述太阳翼基台上，所述加速度传感器安装于支承短杆上，每根所述支承长杆上均安装有压电作动器和压电传感器；所述压电传感器安装于支承长杆靠近所述太阳翼基台的杆段，所述压电作动器安装于支承长杆靠近太阳翼基台的杆段，且位于所述压电传感器与所述太阳翼基台之间；所述加速度传感器、压电传感器和压电作动器均通过所述控制器与外界电源电性连接。

其中：所述太阳翼基台为卫星本体与太阳翼的连接部分，且作为柔性太阳翼支承结构本体的固定基础。

每根所述支承短杆的两端分别与两根所述支承长杆固接，两根所述支承长杆与多根所述支承短杆之间组成“梯子”的形状。

所述支承长杆为碳纤维双稳态杆，通过卷曲状态的支承长杆减小所述减振装置占用的空间。

所述支承短杆为增强结构稳定性的钢质杆。

所述加速度传感器安装在距离太阳翼基台最远的一根支承短杆的中间位置。

所述压电传感器采用PVDF压电薄膜。

所述压电作动器采用PZT压电陶瓷片。

所述控制器采用stm32—ARM处理器。

所述控制器通过螺栓固定在太阳翼基台上。