CN104973268B - 航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，该高频微振动隔离装置为中心对称结构，包括：安装板(1)、底板(3)、以及设置于所述安装板(1)和所述底板(3)之间的隔振单元；任何一个隔振单元均包括：径向阻尼单元(4)、轴向阻尼单元(5)和弹性支承单元(6)。本发明提出的新型微振动隔离装置在CMG工作转速下有良好的隔振性能，能有效减小了六个自由度微振动向星体的传递，有助于提高星体的姿态稳定度和指向精度。

Description

航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置

技术领域

本发明属于被动隔振技术领域，具体涉及一种航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置。

背景技术

高性能航天器是当代航天发展的一个重要方向，是实施目标准确识别与精确定位、空间信息高效安全传输、深空探测等航天任务的核心装备，在国防军队建设、防灾减灾、资源环境等诸多领域都具有急切的应用需求和广阔的应用前景。

高性能航天器平台需要具有非常高的指向精度和稳定度，一个微小偏差可能就会对高性能航天器造成严重的影响。例如，对于在500km轨道高度上的对地观测卫星，2.06arcsec的角振动所造成的视场偏移高达50m。因此，高性能航天器对微小的扰动十分敏感，其在轨执行空间任务时需要一个平稳的工作环境。

微振动是影响高性能航天器指向精度和稳定度的一个重要干扰因素。微振动是指航天器在轨运行时，星上转动部件高速旋转、驱动机构步进运动、推力器点火工作、大型挠性部件进出阴影等诱发因素产生的一种幅值较小、频率较高的颤振响应。微振动的振动能量较弱，不会破坏航天器结构，因此，此前并没有引起过多关注。然而，随着高性能航天器的快速发展，微振动的危害越来越凸显，严重影响航天器平台的指向精度和稳定度。

控制力矩陀螺(Control Moment Gyroscope，简称CMG)是航天器的一类重要的姿态控制执行机构，其利用动量补偿原理为航天器的空间姿态调整提供作用力矩。但在工作过程中，该类执行机构的高速转子的静、动不平衡特性以及轴承的设计缺陷等因素，使其成为了航天器上微振动的主要来源，对航天器的高精度、高稳定度发展需求造成较大的制约作用。

如图1所示，为现有技术中某CMG附带有微振动干扰的控制力矩输出曲线图，从图1可以看出，微振动使控制力矩曲线产生微小的波动，但对于高精度的星上仪器，该扰动足可以破坏相关航天任务。因此，对CMG产生的微振动进行抑制十分必要。

在航天工程众多CMG微振动抑制方法中，在扰动源和航天器本体之间放置隔振装置是一种高效、实用的技术手段，如图2所示，为现有技术中采用隔振装置抑制CMG微振动干扰的示意图。

目前为止，国内外针对微振动隔振装置存在大量的研究。典型的包括美国哈勃太空望远镜的粘性流体阻尼隔振装置、Stewart构型平台隔振装置和印度D.Kamesh提出的折臂梁构型隔振装置等等。如图3所示，为典型的隔振装置的大致构型图。

然而，现有的微振动隔振装置，普遍具有构型复杂、可靠性和稳定性较低以及高频隔振效果有限等不足，从而制约了微振动隔振装置的使用。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，该高频微振动隔离装置为中心对称结构，包括：安装板(1)、底板(3)、以及设置于所述安装板(1)和所述底板(3)之间的隔振单元；

所述安装板(1)为十字架结构，包括：位于中心的基板(1-5)以及从所述基板(1-5)呈中心对称向外延伸的第1悬臂(1-1)、第2悬臂(1-2)、第3悬臂(1-3)和第4悬臂(1-4)；所述基板(1-5)开设有安装孔(1-6)，通过所述安装孔(1-6)，将所述安装板(1)与隔振对象连接；

所述第1悬臂(1-1)、所述第2悬臂(1-2)、所述第3悬臂(1-3)和所述第4悬臂(1-4)的下方呈中心对称方式分别设置第1隔振单元(2-1)、第2隔振单元(2-2)、第3隔振单元(2-3)和第4隔振单元(2-4)；

其中，对于任意的第i隔振单元，其设置于第i悬臂(1-i)的下方，其中，i＝1、2、3或4；

则：所述第i隔振单元包括：径向阻尼单元(4)、轴向阻尼单元(5)和弹性支承单元(6)；

所述径向阻尼单元(4)沿所述第i悬臂(1-i)的径向方向设置，用于提供水平方向的运动自由度，包括径向阻尼层(4-1)和径向约束板(4-2)；其中，所述径向约束板(4-2)包括径向约束基板(4-2-1)以及与其一体成型并位于其下方的径向连接件(4-2-2)；其中，所述径向连接件(4-2-2)区分为外端部和内端部；

所述径向阻尼层(4-1)的顶面与所述第i悬臂(1-i)的底面连接，所述径向阻尼层(4-1)的底面与所述径向约束基板(4-2-1)连接；

所述轴向阻尼单元(5)沿所述第i悬臂(1-i)的轴向方向设置，用于提供竖直方向的运动自由度，包括左轴向约束板(5-1)、右轴向约束板(5-2)、左轴向阻尼层(5-3)、右轴向阻尼层(5-4)和轴向剪切板(5-5)；

按从一端向另一端方向，首尾相接依次设置所述左轴向约束板(5-1)、所述左轴向阻尼层(5-3)、所述轴向剪切板(5-5)、所述右轴向阻尼层(5-4)和所述右轴向约束板(5-2)；

并且，所述轴向剪切板(5-5)的顶部一体成形设置有轴向连接件(5-5-1)，所述轴向连接件(5-5-1)用于与所述径向连接件(4-2-2)的内端部固定连接，进而将所述轴向阻尼单元(5)固定安装到所述径向阻尼单元(4)的下方且靠近中心位置；

所述左轴向约束板(5-1)的底部设置有左轴向约束连接件(5-1-1)、所述右轴向约束板(5-2)的底部设置有右轴向约束连接件(5-2-1)；通过所述左轴向约束连接件(5-1-1)和所述右轴向约束连接件(5-2-1)，将所述轴向阻尼单元(5)固定到所述底板(3)；

所述弹性支承单元(6)用于提供垂直方向的刚度，且保证隔离装置具有一定的扭转刚度和摇摆刚度，避免影响控制力矩陀螺的正常姿态控制力矩输出；所述弹性支承单元(6)的顶端固定到所述径向连接件(4-2-2)的外端部，所述弹性支承单元(6)的底端固定到所述底板(3)；

所述底板(3)的上表面用于与所述隔振单元连接，提供所述隔振单元的支撑；所述底板(3)的下表面用于与受保护对象连接固定。

优选的，所述安装板(1)为弹簧钢板。

优选的，对于所述径向阻尼单元(4)，其包含的所述径向阻尼层(4-1)为粘弹材料；

对于所述轴向阻尼单元(5)，其包含的所述左轴向阻尼层(5-3)和所述右轴向阻尼层(5-4)为粘弹材料。

优选的，所述径向阻尼单元(4)与所述第i悬臂(1-i)之间、所述径向阻尼单元(4)与所述径向约束基板(4-2-1)之间、所述左轴向阻尼层(5-3)和所述左轴向约束板(5-1)之间、所述左轴向阻尼层(5-3)和所述轴向剪切板(5-5)之间、所述右轴向阻尼层(5-4)和所述轴向剪切板(5-5)之间、所述右轴向阻尼层(5-4)和所述右轴向约束板(5-2)之间均采用一体硫化成型技术进行粘接。

优选的，所述径向连接件(4-2-2)区分为外端部和内端部，并且，在所述径向连接件(4-2-2)的外端部开设有外连接孔；在所述径向连接件(4-2-2)的内端部开设有内连接孔；

所述轴向阻尼单元(5)的所述轴向连接件(5-5-1)开设有轴向连接孔；所述轴向连接孔和所述内连接孔通过螺栓连接固定；

所述弹性支承单元(6)的顶端设置有弹性支承连接孔，所述弹性支承连接孔和所述外连接孔通过螺栓连接固定。

优选的，所述弹性支承单元(6)为折臂梁。

本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置具有以下优点：具有构型简单、可靠性以及稳定性高以及高频隔振效果好的优点。

附图说明

图1为现有技术中某CMG附带有微振动干扰的控制力矩输出曲线图；

图2为现有技术中采用隔振装置抑制CMG微振动干扰的示意图；

图3为典型的隔振装置的大致构型图；

图4为本发明提供的力传递率示意图；

图5为本发明提供的被动隔振的传递率曲线图；

图6为本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置的整体立体结构示意图；

图7为在图6中进行详细标记后的示意图；

图8为本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置的侧视图；

图9为本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置的俯视图；

图10为安装板的结构示意图；

图11为任意一个隔振单元的组装状态示意图；

图12为径向阻尼单元的结构示意图；

图13为轴向阻尼单元的结构示意图；

图14为径向阻尼单元中各个粘接面的示意图；

图15为轴向阻尼单元的各个粘接面示意图；

图16为阻尼单元原理示意图；

图17为弹性支承单元设计结构图；

图18为底板的结构示意图；

图19为底板与隔振单元采用螺栓连接的示意图；

图20为力/力矩传递率计算示意图；

图21为频响分析后得到的F_X方向传递率对比曲线图；

图22为频响分析后得到的F_Y方向传递率对比曲线图；

图23为频响分析后得到的F_Z方向传递率对比曲线图；

图24为频响分析后得到的M_X方向传递率对比曲线图；

图25为频响分析后得到的M_Y方向传递率对比曲线图；

图26为频响分析后得到的M_Z方向传递率对比曲线图；

图27为测量***的组成及工作原理图；

图28为工作转速6000rpm下扰动力在F_X方向时域曲线图；

图29为工作转速6000rpm下扰动力在F_X方向频域曲线图；

图30为工作转速6000rpm下扰动力在F_Y方向时域曲线图；

图31为工作转速6000rpm下扰动力在F_Y方向频域曲线图；

图32为工作转速6000rpm下扰动力在F_Z方向时域曲线图；

图33为工作转速6000rpm下扰动力在F_Z方向频域曲线图；

图34为工作转速6000rpm下扰动力在M_X方向时域曲线图；

图35为工作转速6000rpm下扰动力在M_X方向频域曲线图；

图36为工作转速6000rpm下扰动力在M_Y方向时域曲线图；

图37为工作转速6000rpm下扰动力在M_Y方向频域曲线图；

图38为工作转速6000rpm下扰动力在M_Z方向时域曲线图；

图39为工作转速6000rpm下扰动力在M_Z方向频域曲线图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明进行详细说明：

本发明提供一种航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，采用被动隔振技术，其具有构型简单、可靠性和稳定性高、高频隔振效果好以及无需能量输入等优点。

本发明基本原理为：

采用频域内的力传递率T，即通过隔振装置的输入力和输出力之比，评价隔振装置的隔振效果。

具体的，如图4所示，为本发明提供的力传递率示意图；对于隔振装置，力传递率T＝f_out/f_in；其中，f_in为隔振装置的输入扰动力；f_out为隔振装置的输出扰动力。可见，当力传递率T小于1时，即通过隔振装置的输出扰动力小于输入扰动力时，认为扰动得到有效隔离，隔振装置发挥了作用。

如图5所示，为被动隔振的传递率曲线图。本发明中，将有效隔振范围的起始频率点定义为有效隔振频率f_e，即当扰动输入的频率≥f_e时，必定有力传递率T≤1。对于单自由度被动隔振***来说，f_n为隔振***的固有频率。因此，在被动隔振***中，隔振***有效隔振频率随固有频率的减小而减小，有效隔振范围随固有频率的减小而扩大。

由图5还可以看出，隔振***的阻尼比ζ对传递率曲线形状影响明显，主要体现在传递率曲线峰值大小以及隔振后的衰减速度。阻尼比越大，传递率峰值越小，隔振后的衰减速度相对变慢。

基于上述原理，本专利提出的航天器控制力矩陀螺微振动新型隔离装置为弹性—粘弹性复合结构，参考图6，为本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置的整体立体结构示意图；参考图7，为在图6中进行详细标记后的示意图；参考图8，为本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置的侧视图；参考图9，为本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置的俯视图。

结合图6-图9，本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，该高频微振动隔离装置为中心对称结构，包括：安装板1、底板3、以及设置于安装板1和底板3之间的隔振单元。以下分别对本发明提供的安装板1、底板3和隔振单元分别进行详细介绍：

(一)安装板

安装板为隔振装置的最顶层部分，其为经过淬火的弹簧钢板，淬火工艺主要是降低钢板的刚度。安装板厚度均匀，如图10所示，为安装板的结构示意图，由图10可以看出，安装板为十字架结构，包括：位于中心的基板1-5以及从基板1-5呈中心对称向外延伸的第1悬臂1-1、第2悬臂1-2、第3悬臂1-3和第4悬臂1-4；其中，基板1-5开设有安装孔1-6，通过安装孔1-6，可采用螺栓连接方式，将安装板1与隔振对象连接，隔振对象即为控制力矩陀螺。安装板的作用主要体现在：为隔振对象提供安装平台，并连接隔振对象和隔振装置的其他部分。

(二)隔振单元

本发明中，共设置有4个隔振单元，分别为第1隔振单元2-1、第2隔振单元2-2、第3隔振单元2-3和第4隔振单元2-4，并且，4个隔振单元分别设置于第1悬臂1-1、第2悬臂1-2、第3悬臂1-3和第4悬臂1-4的下方呈中心对称方式布置。

对于任意的第i隔振单元，其设置于第i悬臂的下方，其中，i＝1、2、3或4；

则：第i隔振单元包括：径向阻尼单元4、轴向阻尼单元5和弹性支承单元6。如图11所示，为任意一个隔振单元的组装状态示意图。作为一种示例，从图11可以看出，从图11可以看出，本发明中，弹性支承单元与轴向阻尼单元并联，共同支撑起径向阻尼单元，并且，弹性支承单元和径向阻尼单元之间采用螺栓连接方式；轴向阻尼单元径向阻尼单元之间采用螺栓连接方式。

下面分别介绍径向阻尼单元4、轴向阻尼单元5和弹性支承单元6的结构和原理：

(2.1)径向阻尼单元

如图12所示，为径向阻尼单元的结构示意图；径向阻尼单元4沿第i悬臂1-i的径向方向设置，用于提供水平方向的运动自由度，包括径向阻尼层4-1和径向约束板4-2；其中，径向约束板4-2包括径向约束基板4-2-1以及与其一体成型并位于其下方的径向连接件4-2-2；其中，径向连接件4-2-2区分为外端部和内端部；通过径向连接件4-2-2，并列连接轴向阻尼单元5和弹性支承单元6。

(2.2)轴向阻尼单元

如图13所示，为轴向阻尼单元的结构示意图；轴向阻尼单元5沿第i悬臂1-i的轴向方向设置，用于提供竖直方向的运动自由度，包括左轴向约束板5-1、右轴向约束板5-2、左轴向阻尼层5-3、右轴向阻尼层5-4和轴向剪切板5-5；

按从一端向另一端方向，首尾相接依次设置左轴向约束板5-1、左轴向阻尼层5-3、轴向剪切板5-5、右轴向阻尼层5-4和右轴向约束板5-2；

并且，轴向剪切板5-5的顶部一体成形设置有轴向连接件5-5-1，轴向连接件5-5-1用于与径向连接件4-2-2的内端部固定连接，例如，采用螺栓连接方式，进而将轴向阻尼单元5固定安装到径向阻尼单元4的下方且靠近中心位置；

左轴向约束板5-1的底部设置有左轴向约束连接件5-1-1、右轴向约束板5-2的底部设置有右轴向约束连接件5-2-1；通过左轴向约束连接件5-1-1和右轴向约束连接件5-2-1，将轴向阻尼单元5固定到底板3。

以下介绍本发明提供的径向阻尼单元和轴向阻尼单元发挥阻尼作用的原理：

粘弹材料是一种典型的阻尼材料，具有粘性液体和弹性固体的特征，可以看作是能量储蓄和能量损耗材料以一定比例结合起来。当受到外部载荷时，弹性部分可以将振动机械能像位能那样存储起来，外力撤去后可以释放出去，变形回复；而黏性部分则将机械能转化为热能耗散掉。这种对能量的吸收和耗散，就是粘弹材料的阻尼作用。粘弹阻尼材料在航天领域中得到高度的重视，国内外许多航天部门和学者对粘弹阻尼材料的理论分析和具体应用进行了深入的研究。作为一种高效、成熟、廉价的振动抑制技术，其在航天工程中应用广泛。

本发明提供的径向阻尼单元和轴向阻尼单元，可统称为阻尼单元，共包括三个阻尼层，分别为：径向阻尼层4-1、左轴向阻尼层5-3和右轴向阻尼层5-4；并且，这三个阻尼层均为粘弹材料，从而发挥阻尼隔振作用。

另外，无论对于本发明的径向阻尼单元，还是对于轴向阻尼单元，本发明均将其设计为一种特殊的构型，如图16所示，为阻尼单元原理示意图；由图16可以看出，阻尼单元由约束层101、阻尼层102和剪切层103三部分组成，104代表剪切变形范围；其中，阻尼层为粘弹材料，约束层与剪切层为金属材料，本装置采用的是普通钢材，因其与粘弹材料粘接性能好。在外部激励下，剪切层与约束层发生相对运动时，带动粘弹材料产生剪切变形，粘弹材料将能有效吸收、耗散振动能量，降低微振动能量的传递，为隔振装置提供结构阻尼。

针对本发明，对于径向阻尼单元，其包括的径向阻尼层4-1采用粘弹材料，即承担阻尼层的作用；而分别设置于径向阻尼层4-1上方和下方的悬臂和径向约束板，则分别承担剪切层和约束层的作用。因此，满足图16的构型。

对于轴向阻尼单元5，按从一端向另一端方向，首尾相接依次设置左轴向约束板5-1、左轴向阻尼层5-3、轴向剪切板5-5、右轴向阻尼层5-4和右轴向约束板5-2；从该种结构可以看出，共包括两个图16的构型，即：(1)左轴向阻尼层5-3承担阻尼层作用；分别位于左轴向阻尼层5-3两侧的左轴向约束板和轴向剪切板，分别承担约束层和剪切层的作用。(2)右轴向阻尼层5-4承担阻尼层作用；分别位于右轴向阻尼层5-4两侧的轴向剪切板和右轴向约束板，分别承担剪切层和约束层的作用。

由此可以看出，本发明中，阻尼层均采用粘弹材料，其两侧分别与约束层和剪切层固定，将约束层和剪切层统称为金属件，在具体实现上，粘弹材料与金属件可以采用一体硫化成型技术进行粘接，粘弹材料与金属件之间通过硫化粘接有更高的粘接强度。

具体的，如图14所示，为径向阻尼单元中各个粘接面的示意图；如图15所示，为轴向阻尼单元的各个粘接面示意图。在图14和图15中，箭头指向的面即为粘接面。径向阻尼单元4与第i悬臂1-i之间、径向阻尼单元4与径向约束基板4-2-1之间、左轴向阻尼层5-3和左轴向约束板5-1之间、左轴向阻尼层5-3和轴向剪切板5-5之间、右轴向阻尼层5-4和轴向剪切板5-5之间、右轴向阻尼层5-4和右轴向约束板5-2之间均采用一体硫化成型技术进行粘接。

(2.3)弹性支承单元

弹性支承单元主要提供低刚度的支撑作用，对于地面原理样机而言，就是确保隔振装置能够承受CMG的重力作用，对于航天应用而言，则是保护发射过程中的隔振装置，避免振动和过载对其的破坏。因此，弹性支承单元刚度要适合，如果刚度过大，CMG的微振动绝大部分将会通过支撑单元向航天器平台传递，隔振装置没有隔振效果，而刚度如果过小，则起不到对CMG的支撑和保护作用。

弹性支承单元设计如图17所示，弹性支承单元6的顶端固定到径向连接件4-2-2的外端部，具体可采用螺栓连接方式；弹性支承单元6的底端固定到底板3，此处，也可采用螺栓连接方式。弹性支承单元为折臂梁构型，材质为弹簧钢，其能提供垂直方向的低刚度，通过改变折臂梁横截面的宽度和厚度，可以增加或减小弹性支承单元的刚度大小。另一方面，该构型也能保证隔振***的扭转刚度和摇摆刚度不会过低，以免影响CMG姿态控制力矩输出。

(三)底板

底板为隔振装置的最底层部分，为铝合金板，板上有许多螺纹孔和通孔，如图18所示，为底板的结构示意图；底板主要起到连接的作用，其中螺纹孔为弹性支承单元和轴向约束板的连接孔，通孔为隔振装置与航天器本体等受保护对象的连接孔。如图19所示，即为底板与隔振单元采用螺栓连接的示意图。

本发明提供的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，其隔振机理为：由于折臂梁和粘弹材料的刚度均较低，固有频率较小，因此，六个自由度上均具有较好的被动隔振性能。该隔振装置相当于一个低通滤波器，在保证CMG低频控制力矩通过的同时，能有效过滤高频率的扰动，减小微振动对卫星平台的影响。

该隔振装置具体具有以下优点：

1、采用弹性-粘弹性复合结构设计，引入粘弹材料提供结构阻尼，起到吸收并耗散振动能量的作用，在隔离高频扰动的同时，能有效削弱低频区的扰动响应；

2、提出了一种全新的隔振装置构型，突破以往粘弹材料典型的自由阻尼层和约束阻尼层构型，充分利用粘弹材料剪切变形这一最有效的减振耗能形式；

3、该隔振装置为被动隔振，技术简单可靠、体积和质量小，对航天器原有结构影响小，无需外部能源供应，适用于航天器的应用；

4、该隔振装置构型具有较高的应用领域拓展性，预期可应用于航天器飞轮等其他高速运动部件的微振动隔离。

仿真试验例

对于CMG来说，其微振动扰动的主要频率与CMG中高速转子的转速相同，而CMG的转速一般处于6000转/分钟，即100Hz，因此该装置隔振性能的分析和验证也关心100Hz附近的频域。

(1)仿真计算

建立微振动隔离装置和CMG的有限元动力学模型。其中折臂梁结构使用梁单元建模，其它部件均使用实体单元建模，以提高模型计算精度。底板认为属于航天器本体，可不在有限元模型中体现。

动力学分析中考虑了粘弹材料动态性能(储能模量和损耗因子)的频变性，通过结构灵敏度分析和参数优化设计，进一步优化隔振装置的结构尺寸，提高隔振性能。利用模态应变能迭代法计算隔振***的固有频率，如表1所示。由于第7阶固有频率大于400Hz，不在本文的关心频段之内，因此在表中没有列出。

表1仿真计算的隔振***前6阶固有频率

在有限元模型中，将CMG的转子节点作为扰动的输入点，将隔振装置下端的约束节点作为扰动的输出点。输入扰动力F_in和扰动力矩M_in，通过模型的频率响应分析，可以得到输出节点的支反力F_out和支反力矩M_out，进一步可以得到通过隔振装置后，扰动的力传递率T_F＝F_out/F_in，力矩的力传递率T_M＝M_out/M_in，如图20所示，为力/力矩传递率计算示意图。在图20中，P1代表转子节点，即输入点；P2代表外框架节点；P3代表输出节点。

对隔振装置进行结构参数优化设计，随后在转子节点上依次输入六个自由度方向(F_X，F_Y，F_Z，M_X，M_Y，M_Z)的单位力/力矩；其中，F_X、F_Y和F_Z分别代表x、y和z方向的力；M_X、M_Y和M_Z分别代表x、y和z方向的力矩；将分析频域选为0-150Hz。频响分析后得到的力/力矩传递率曲线如图21-图26所示，其中，图21为频响分析后得到的F_X方向传递率对比曲线图；图22为频响分析后得到的F_Y方向传递率对比曲线图；图23为频响分析后得到的F_Z方向传递率对比曲线图；图24为频响分析后得到的M_X方向传递率对比曲线图；图25为频响分析后得到的M_Y方向传递率对比曲线图；图26为频响分析后得到的M_Z方向传递率对比曲线图。数值单位为分贝(dB)，各自由度方向的有效隔振频率如表2所示。图21-图26中还对比了有无考虑粘弹材料阻尼效果的传递率，其中虚线为不考虑粘弹材料的阻尼作用。

表2优化后六个方向上的有效隔振频率

由传递率曲线图和有限隔振频率表可知，优化后隔振装置的最大有效隔振频率为28.97Hz，即频率大于28.97Hz的扰动都能被该隔振装置有效隔离，而本发明提供的单框架CMG的微振动频率一般处于100-150Hz，因此，本发明提出的新型隔振装置能有效隔离CMG六自由度上产生的高频微振动。

由图21-图26中的对比结果可知，粘弹材料的结构阻尼不影响***的固有频率，却在共振区大幅减小了***对扰动的响应峰值，有效降低了扰动对结构的损害，阻尼对隔振效果的提升作用十分明显。

(2)实验验证

绘制该微振动隔离装置的工程图，并完成实物的加工和组装，搭建得到地面微振动测量***，地面实验***由Kistler 9253B12测量台、光学隔振平台、以及数据采集和分析***组成，测量***的组成及工作原理如图27所示。其中，Kistler Table广泛应用于测量飞轮、数传天线驱动机构等航天部件的扰动力和扰动力矩，具有测量范围大、测量频域宽、测量精度高等优点。

用高速转动的反作用飞轮模拟CMG的扰动输入。验证实验包括两种工况，工况1：是飞轮与Kistler Table平台直接通过螺栓刚性连接，工况2：是飞轮经由隔振装置后间接与Kistler Table平台连接。

启动飞轮，将其转速逐步调至工作转速(6000rpm)，测量两种连接工况下的力和力矩，得到六自由度上的时域扰动输出曲线，通过傅里叶变换，得到频域内的扰动输出曲线，具体的，如图28所示，为工作转速6000rpm下扰动力在F_X方向时域曲线图；如图29所示，为工作转速6000rpm下扰动力在F_X方向频域曲线图；如图30所示，为工作转速6000rpm下扰动力在F_Y方向时域曲线图；如图31所示，为工作转速6000rpm下扰动力在F_Y方向频域曲线图；如图32所示，为工作转速6000rpm下扰动力在F_Z方向时域曲线图；如图33所示，为工作转速6000rpm下扰动力在F_Z方向频域曲线图；如图34所示，为工作转速6000rpm下扰动力在M_X方向时域曲线图；如图35所示，为工作转速6000rpm下扰动力在M_X方向频域曲线图；

如图36所示，为工作转速6000rpm下扰动力在M_Y方向时域曲线图；如图37所示，为工作转速6000rpm下扰动力在M_Y方向频域曲线图；如图38所示，为工作转速6000rpm下扰动力在M_Z方向时域曲线图；如图39所示，为工作转速6000rpm下扰动力在M_Z方向频域曲线图；表3罗列出工作频率(100Hz)下两种工况的扰动输出值。

表3工作频率(100Hz)下扰动输出值对比

对比分析两种工况下的扰动测量结果可知：

(1)时域内，隔振装置连接工况下的扰动输出比刚性连接工况得到大幅减小，在六个自由度上都十分明显。

(2)0—350Hz的频域内，隔振装置连接工况下的扰动输出均小于刚性连接工况，宽频带的扰动能有效隔离。

综上所述，仿真计算和实验验证均表明，本发明提出的新型微振动隔离装置在CMG工作转速下有良好的隔振性能，能有效减小了六个自由度微振动向星体的传递，有助于提高星体的姿态稳定度和指向精度。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，其特征在于，该高频微振动隔离装置为中心对称结构，包括：安装板(1)、底板(3)、以及设置于所述安装板(1)和所述底板(3)之间的第1隔振单元(2-1)、第2隔振单元(2-2)、第3隔振单元(2-3)和第4隔振单元(2-4)；

所述安装板(1)为十字架结构，包括：位于中心的基板(1-5)以及从所述基板(1-5)呈中心对称向外延伸的第1悬臂(1-1)、第2悬臂(1-2)、第3悬臂(1-3)和第4悬臂(1-4)；所述基板(1-5)开设有安装孔(1-6)，通过所述安装孔(1-6)，将所述安装板(1)与隔振对象连接；

所述第1悬臂(1-1)、所述第2悬臂(1-2)、所述第3悬臂(1-3)和所述第4悬臂(1-4)的下方呈中心对称方式分别设置第1隔振单元(2-1)、第2隔振单元(2-2)、第3隔振单元(2-3)和第4隔振单元(2-4)；

其中，对于任意的第i隔振单元，其设置于第i悬臂(1-i)的下方，其中，i＝1、2、3或4；

则：所述第i隔振单元包括：径向阻尼单元(4)、轴向阻尼单元(5)和弹性支承单元(6)；

所述径向阻尼单元(4)沿所述第i悬臂(1-i)的径向方向设置，用于提供水平方向的运动自由度，包括径向阻尼层(4-1)和径向约束板(4-2)；其中，所述径向约束板(4-2)包括径向约束基板(4-2-1)以及与其一体成型并位于其下方的径向连接件(4-2-2)；其中，所述径向连接件(4-2-2)区分为外端部和内端部；

所述径向阻尼层(4-1)的顶面与所述第i悬臂(1-i)的底面连接，所述径向阻尼层(4-1)的底面与所述径向约束基板(4-2-1)连接；

所述轴向阻尼单元(5)沿所述第i悬臂(1-i)的轴向方向设置，用于提供竖直方向的运动自由度，包括左轴向约束板(5-1)、右轴向约束板(5-2)、左轴向阻尼层(5-3)、右轴向阻尼层(5-4)和轴向剪切板(5-5)；

按从一端向另一端方向，首尾相接依次设置所述左轴向约束板(5-1)、所述左轴向阻尼层(5-3)、所述轴向剪切板(5-5)、所述右轴向阻尼层(5-4)和所述右轴向约束板(5-2)；

并且，所述轴向剪切板(5-5)的顶部一体成形设置有轴向连接件(5-5-1)，所述轴向连接件(5-5-1)用于与所述径向连接件(4-2-2)的内端部固定连接，进而将所述轴向阻尼单元(5)固定安装到所述径向阻尼单元(4)的下方且靠近中心位置；

所述左轴向约束板(5-1)的底部设置有左轴向约束连接件(5-1-1)、所述右轴向约束板(5-2)的底部设置有右轴向约束连接件(5-2-1)；通过所述左轴向约束连接件(5-1-1)和所述右轴向约束连接件(5-2-1)，将所述轴向阻尼单元(5)固定到所述底板(3)；

所述弹性支承单元(6)用于提供垂直方向的刚度，且保证隔离装置具有一定的扭转刚度和摇摆刚度，避免影响控制力矩陀螺的正常姿态控制力矩输出；所述弹性支承单元(6)的顶端固定到所述径向连接件(4-2-2)的外端部，所述弹性支承单元(6)的底端固定到所述底板(3)；

所述底板(3)的上表面用于与所述第1隔振单元(2-1)、第2隔振单元(2-2)、第3隔振单元(2-3)和第4隔振单元(2-4)连接，提供所述第1隔振单元(2-1)、第2隔振单元(2-2)、第3隔振单元(2-3)和第4隔振单元(2-4)的支撑；所述底板(3)的下表面用于与受保护对象连接固定。

2.根据权利要求1所述的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，其特征在于，所述安装板(1)为弹簧钢板。

3.根据权利要求1所述的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，其特征在于，对于所述径向阻尼单元(4)，其包含的所述径向阻尼层(4-1)为粘弹材料；

对于所述轴向阻尼单元(5)，其包含的所述左轴向阻尼层(5-3)和所述右轴向阻尼层(5-4)为粘弹材料。

4.根据权利要求3所述的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，其特征在于，所述径向阻尼单元(4)与所述第i悬臂(1-i)之间、所述径向阻尼单元(4)与所述径向约束基板(4-2-1)之间、所述左轴向阻尼层(5-3)和所述左轴向约束板(5-1)之间、所述左轴向阻尼层(5-3)和所述轴向剪切板(5-5)之间、所述右轴向阻尼层(5-4)和所述轴向剪切板(5-5)之间、所述右轴向阻尼层(5-4)和所述右轴向约束板(5-2)之间均采用一体硫化成型技术进行粘接。

5.根据权利要求1所述的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，其特征在于，所述径向连接件(4-2-2)区分为外端部和内端部，并且，在所述径向连接件(4-2-2)的外端部开设有外连接孔；在所述径向连接件(4-2-2)的内端部开设有内连接孔；

所述轴向阻尼单元(5)的所述轴向连接件(5-5-1)开设有轴向连接孔；所述轴向连接孔和所述内连接孔通过螺栓连接固定；

所述弹性支承单元(6)的顶端设置有弹性支承连接孔，所述弹性支承连接孔和所述外连接孔通过螺栓连接固定。

6.根据权利要求1所述的航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置，其特征在于，所述弹性支承单元(6)为折臂梁。