磁悬浮飞轮新型锁紧装置的振动测试与分析

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与机械轴承支承的动量轮相 比，磁悬浮飞轮消除了机械轴承所引起的摩擦磨损，在控制精度和使用寿命方面具有明显优势，常用于高分辨率对地观测卫星的惯性执行机构[ ]。由于卫星发射时存在激烈的振动与冲击 ，所以依靠电磁力弹性支承的磁悬浮飞轮必须采用额外的锁紧装置[4 ]。发射主动段 ，为防止飞轮系统损坏，需通过锁紧装置将飞轮锁紧；在轨运行段，需解除飞轮原有的锁紧关系，使其处于自由状态便于悬浮L8.9]。

研究磁悬浮飞轮锁紧装置结构的抗振动冲击性能时，必须进行动力特性试验，以了解锁紧装置对飞轮系统的保护效果。虽然动力学原理可以得到结构的共振频率及其相应振型的理论解，但实际的材料属性、接触连接、安装方式及振动冲击加载量级等，经简化计算得到的理论值与实际值间存在较大偏差，因此采用试验手段研究锁紧装置对飞轮系统的保护效果具有重要 的应用价值L1 ]。

由于发射主动段搭载部件都要承受火箭所引起的随机性、任意性振动载荷 ，所以在发射前需要对各搭载部件进行环境力学模拟试验[1。 。通常航天产品都采用正弦扫频振动检验结构的-阶共振频率是否高于火箭最高激振频率，采用随机振动L1妇来模拟发射振动环境，用于发现结构的薄弱环节，所以笔者采用三轴正弦扫频振动和随机振动模拟卫星发射主动段振动工况，对飞轮系统进行环境力学测试试验。

振动中利用电涡流位移传感器实时检测定、转子问的相对振动位移，并从宏观上分析锁紧装置对飞轮系统的保护效果。振后采用SEM 分析锁紧接触面处的微观形貌，通过EDS分析磨损疤痕处的元素成分，并根据各元素的比例从微观上分析锁紧接触面处的磨损机制。

1 锁紧装置及其工作原理与传统-次性抱式锁紧装置Es-]不同，笔者研究了-种基于电机驱动机构、钢丝绳收紧机构和弹片释放机构的可重复锁紧装置，其结构如图1所示。其中释放机构由提供安装接口的弹片座、提供解锁回复力的弹簧钢片和直接参与锁紧的弹片体三部分组成。锁紧状态下，收紧机构将勒紧弹片释放机构，使弹片体直接与飞轮体外缘接触，并对其施加-定的压力。锁紧装置工作过程主要分为执行锁紧和执行解锁两个阶段，其工作原理参见文献I-9]。

· 国家杰出青年科学基金资助项 目(编号：60825305)；国