航天器控制力矩陀螺的高頻微振動隔離裝置的制造方法
【技術領域】
[0001] 本發明屬于被動隔振技術領域，具體涉及一種航天器控制力矩陀螺的高頻微振動 隔離裝置。
【背景技術】
[0002] 高性能航天器是當代航天發展的一個重要方向，是實施目標準確識別與精確定 位、空間信息高效安全傳輸、深空探測等航天任務的核心裝備，在國防軍隊建設、防災減災、 資源環境等諸多領域都具有急切的應用需求和廣闊的應用前景。
[0003] 高性能航天器平臺需要具有非常高的指向精度和穩定度，一個微小偏差可能就 會對高性能航天器造成嚴重的影響。例如，對于在500km軌道高度上的對地觀測衛星， 2. 06arcsec的角振動所造成的視場偏移高達50m。因此，高性能航天器對微小的擾動十分 敏感，其在軌執行空間任務時需要一個平穩的工作環境。
[0004] 微振動是影響高性能航天器指向精度和穩定度的一個重要干擾因素。微振動是指 航天器在軌運行時，星上轉動部件高速旋轉、驅動機構步進運動、推力器點火工作、大型燒 性部件進出陰影等誘發因素產生的一種幅值較小、頻率較高的顫振響應。微振動的振動能 量較弱，不會破壞航天器結構，因此，此前并沒有引起過多關注。然而，隨著高性能航天器的 快速發展，微振動的危害越來越凸顯，嚴重影響航天器平臺的指向精度和穩定度。
[0005] 控制力矩陀螺（Control Moment Gyroscope，簡稱CMG)是航天器的一類重要的姿 態控制執行機構，其利用動量補償原理為航天器的空間姿態調整提供作用力矩。但在工作 過程中，該類執行機構的高速轉子的靜、動不平衡特性以及軸承的設計缺陷等因素，使其成 為了航天器上微振動的主要來源，對航天器的高精度、高穩定度發展需求造成較大的制約 作用。
[0006] 如圖1所示，為現有技術中某CMG附帶有微振動干擾的控制力矩輸出曲線圖，從圖 1可以看出，微振動使控制力矩曲線產生微小的波動，但對于高精度的星上儀器，該擾動足 可以破壞相關航天任務。因此，對CMG產生的微振動進行抑制十分必要。
[0007] 在航天工程眾多CMG微振動抑制方法中，在擾動源和航天器本體之間放置隔振裝 置是一種高效、實用的技術手段，如圖2所示，為現有技術中采用隔振裝置抑制CMG微振動 干擾的不意圖。
[0008] 目前為止，國內外針對微振動隔振裝置存在大量的研宄。典型的包括美國哈勃太 空望遠鏡的粘性流體阻尼隔振裝置、Stewart構型平臺隔振裝置和印度D. Kamesh提出的折 臂梁構型隔振裝置等等。如圖3所示，為典型的隔振裝置的大致構型圖。
[0009] 然而，現有的微振動隔振裝置，普遍具有構型復雜、可靠性和穩定性較低以及高頻 隔振效果有限等不足，從而制約了微振動隔振裝置的使用。
【發明內容】
[0010] 針對現有技術存在的缺陷，本發明提供一種航天器控制力矩陀螺的高頻微振動隔 離裝置，可有效解決上述問題。
[0011] 本發明采用的技術方案如下：
[0012] 本發明提供一種航天器控制力矩陀螺的高頻微振動隔離裝置，該高頻微振動隔離 裝置為中心對稱結構，包括：安裝板（1)、底板（3)、以及設置于所述安裝板（1)和所述底板 (3)之間的隔振單元；
[0013] 所述安裝板（1)為十字架結構，包括：位于中心的基板（1-5)以及從所述基板 (1-5)呈中心對稱向外延伸的第1懸臂（1-1)、第2懸臂（1-2)、第3懸臂（1-3)和第4懸臂 (1-4);所述基板（1-5)開設有安裝孔（1-6)，通過所述安裝孔（1-6)，將所述安裝板（1)與 隔振對象連接；
[0014] 所述第1懸臂（1-1)、所述第2懸臂（1-2)、所述第3懸臂（1-3)和所述第4懸臂 (1-4)的下方呈中心對稱方式分別設置第1隔振單元（2-1)、第2隔振單元（2-2)、第3隔振 單兀（2-3)和第4隔振單兀（2-4);
[0015] 其中，對于任意的第i隔振單元，其設置于第i懸臂α-i)的下方，其中，i = 1、2、 3或4 ;
[0016] 則：所述第i隔振單元包括：徑向阻尼單元（4)、軸向阻尼單元（5)和彈性支承單 元（6);
[0017] 所述徑向阻尼單元（4)沿所述第i懸臂α-i)的徑向方向設置，用于提供水平方 向的運動自由度，包括徑向阻尼層（4-1)和徑向約束板（4-2);其中，所述徑向約束板（4-2) 包括徑向約束基板（4-2-1)以及與其一體成型并位于其下方的徑向連接件（4-2-2);其中， 所述徑向連接件（4-2-2)區分為外端部和內端部；
[0018] 所述徑向阻尼層（4-1)的頂面與所述第i懸臂α-i)的底面連接，所述徑向阻尼 層（4-1)的底面與所述徑向約束基板（4-2-1)連接；
[0019] 所述軸向阻尼單元（5)沿所述第i懸臂（Ι-i)的軸向方向設置，用于提供豎直方 向的運動自由度，包括左軸向約束板（5-1)、右軸向約束板（5-2)、左軸向阻尼層（5-3)、右 軸向阻尼層（5-4)和軸向剪切板（5-5);
[0020] 按從一端向另一端方向，首尾相接依次設置所述左軸向約束板（5-1)、所述左軸 向阻尼層（5-3)、所述軸向剪切板（5-5)、所述右軸向阻尼層（5-4)和所述右軸向約束板 (5-2)；
[0021] 并且，所述軸向剪切板（5-5)的頂部一體成形設置有軸向連接件（5-5-1)，所述軸 向連接件（5-5-1)用于與所述徑向連接件（4-2-2)的內端部固定連接，進而將所述軸向阻 尼單元（5)固定安裝到所述徑向阻尼單元（4)的下方且靠近中心位置；
[0022] 所述左軸向約束板（5-1)的底部設置有左軸向約束連接件（5-1-1)、所述右軸 向約束板（5-2)的底部設置有右軸向約束連接件（5-2-1);通過所述左軸向約束連接件 (5-1-1)和所述右軸向約束連接件（5-2-1)，將所述軸向阻尼單元（5)固定到所述底板 (3)；
[0023] 所述彈性支承單元（6)用于提供垂直方向的剛度，且保證隔離裝置具有一定的扭 轉剛度和搖擺剛度，避免影響控制力矩陀螺的正常姿態控制力矩輸出；所述彈性支承單元 (6)的頂端固定到所述徑向連接件（4-2-2)的外端部，所述彈性支承單元（6)的底端固定到 所述底板⑶；
[0024] 所述底板（3)的上表面用于與所述隔振單元連接，提供所述隔振單元的支撐；所 述底板（3)的下表面用于與受保護對象連接固定。
[0025] 優選的，所述安裝板（1)為彈簧鋼板。
[0026] 優選的，對于所述徑向阻尼單元（4)，其包含的所述徑向阻尼層（4-1)為粘彈材 料；
[0027] 對于所述軸向阻尼單元（5)，其包含的所述左軸向阻尼層（5-3)和所述右軸向阻 尼層（5-4)為粘彈材料。
[0028] 優選的，所述徑向阻尼單元（4)與所述第i懸臂（1-i)之間、所述徑向阻尼單元 (4)與所述徑向約束基板（4-2-1)之間、所述左軸向阻尼層（5-3)和所述左軸向約束板 (5-1)之間、所述左軸向阻尼層（5-3)和所述軸向剪切板（5-5)之間、所述右軸向阻尼層 (5-4)和所述軸向剪切板（5-5)之間、所述右軸向阻尼層（5-4)和所述右軸向約束板（5-2) 之間均采用一體硫化成型技術進行粘接。
[0029] 優選的，所述徑向連接件（4-2-2)區分為外端部和內端部，并且，在所述徑向連接 件（4-2-2)的外端部開設有外連接孔；在所述徑向連接件（4-2-2)的內端部開設有內連接 孔；
[0030] 所述軸向阻尼單元（5)的所述軸向連接件（5-5-1)開設有軸向連接孔；所述軸向 連接孔和所述內連接孔通過螺栓連接固定；
[0031] 所述彈性支承單元(6)的頂端設置有彈性支承連接孔，所述彈性支承連接孔和所 述外連接孔通過螺栓連接固定。
[0032] 優選的，所述彈性支承單元（6)為折臂梁。
[0033] 本發明提供的航天器控制力矩陀螺的高頻微振動隔離裝置具有以下優點：具有構 型簡單、可靠性以及穩定性高以及高頻隔振效果好的優點。
【附圖說明】
[0034] 圖1為現有技術中某CMG附帶有微振動干擾的控制力矩輸出曲線圖；
[0035] 圖2為現有技術中采用隔振裝置抑制CMG微振動干擾的示意圖；
[0036] 圖3為典型的隔振裝置的大致構型圖；
[0037] 圖4為本發明提供的力傳遞率示意圖；
[0038] 圖5為本發明提供的被動隔振的傳遞率曲線圖；
[0039] 圖6為本發明提供的航天器控制力矩陀螺的高頻微振動隔離裝置的整體立體結 構示意圖；
[0040] 圖