航天器控制力矩陀螺的高频微振动隔离装置的制造方法
【技术领域】
[0001] 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】
[0002] 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。
[0003] 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。
[0004] 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、大型烧 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。
[0005] 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。
[0006] 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。
[0007] 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 干扰的不意图。
[0008] 目前为止，国内外针对微振动隔振装置存在大量的研宄。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。
[0009] 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】
[0010] 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。
[0011] 本发明采用的技术方案如下：
[0012] 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；
[0013] 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；
[0014] 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 单兀（2-3)和第4隔振单兀（2-4);
[0015] 其中，对于任意的第i隔振单元，其设置于第i悬臂α-i)的下方，其中，i = 1、2、 3或4 ;
[0016] 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);
[0017] 所述径向阻尼单元（4)沿所述第i悬臂α-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；
[0018] 所述径向阻尼层（4-1)的顶面与所述第i悬臂α-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；
[0019] 所述轴向阻尼单元（5)沿所述第i悬臂（Ι-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);
[0020] 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)；
[0021] 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；
[0022] 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)；
[0023] 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⑶；
[0024] 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。
[0025] 优选的，所述安装板（1)为弹簧钢板。
[0026] 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；
[0027] 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。
[0028] 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。
[0029] 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；
[0030] 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；
[0031] 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。
[0032] 优选的，所述弹性支承单元（6)为折臂梁。
[0033] 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】
[0034] 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；
[0035] 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；
[0036] 图3为典型的隔振装置的大致构型图；
[0037] 图4为本发明提供的力传递率示意图；
[0038] 图5为本发明提供的被动隔振的传递率曲线图；
[0039] 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；
[0040] 图