[发明专利]控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置

说明书

本发明提供一种控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，该隔振装置主要由上盖板，支承单元和底板组成。隔振装置安装在控制力矩陀螺与航天器舱板之间，用于减小控制力矩陀螺运转时产生的高频扰动力对航天器平台稳定度和敏感载荷指向精度的影响，同时保证控制力矩陀螺的姿态控制力矩正常传递到航天器舱板。

技术领域

本发明涉及结构振动被动隔振技术领域，具体的涉及一种控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置。

背景技术

对于高分辨率的天文观测航天器和对地遥感航天器，航天器平台的稳定度的高低直接影响有效载荷成像质量。作为许多航天器姿态控制系统的主要执行机构，控制力矩陀螺的转子一直处于高速旋转状态，由于转子不平衡、轴承缺陷或驱动电机输出力矩脉动等因素，使其在输出正常姿态控制力矩的同时，伴随着输出与其转速相关的同频和高次谐波扰动力，这些输出量是导致航天器平台产生微振动的主要原因之一，微振动会进一步严重影响了航天器上有效载荷的目标指向精度和成像质量等性能指标。

然而，要进一步提高控制力矩陀螺转子的制造工艺，或通过改进控制力矩陀螺的原有结构来减小其扰动力输出，不仅需要耗费巨大的人力、财力和物力，而且短时间内难以取得预期效果，还会增加控制力矩陀螺结构的复杂性，使其可靠性降低。

发明内容

本发明的目的在于提供一种控制力矩陀螺用微振动隔振装置，该发明解决了现有技术中航天器上有效载荷的目标指向精度和成像质量等性能指标由于星上微扰动，致其降低的技术问题。

本发明的一方面提供一种控制力矩陀螺用微振动隔振装置，包括用于安装控制力矩陀螺的盖板、安装于航天器舱板上的底板和多个用于分散扰动力的支承单元，盖板与底板通过支承单元弹性相连，盖板与底板内设有扣合的空腔，支承单元容纳于空腔内。

进一步地，支承单元的截面为“S”字母型结构，支承单元的两端分别设有第一弯弧段和第二弯弧段，第一弯弧段的外壁与盖板相连接；第二弯弧段的外壁与底板相连接。

进一步地，支承单元包括支承本体，支承本体包括延伸板和分别设置于延伸板两端的第一弯弧和第二弯弧，第一弯弧与延伸板形成开口面向延伸板的凹槽；第二弯弧与延伸板形成开口面向延伸板的凹槽。

进一步地，支承单元还包括边缘对齐且分别设置于支承本体两相对面上的阻尼层和约束层，阻尼层粘贴于支承本体上，约束层粘贴于阻尼层上；粘贴于支承本体一面上的阻尼层和约束层的一端伸入第一弯弧的弧型凹槽内；粘贴于支承本体相对一面上的阻尼层和约束层的一端伸入第二弯弧的弧型凹槽内。

进一步地，支承本体为金属材料弹簧钢制成；阻尼层由粘弹性材料制成；约束层由金属材料制成；底板为铝合金材料制成。

进一步地，支承单元两两成对均布于盖板的周缘上。

本发明另一方面还提供了一种如上述的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置中支承单元的结构尺寸设计方法，包括以下步骤：步骤S100：针对待设计控制力矩陀螺，任选一组支承单元的结构尺寸值，利用有限元方法建立控制力矩陀螺和隔振装置的有限元模型；步骤S200：利用所建立的有限元模型计算系统的频率响应曲线；步骤S300：对比频率响应曲线和期望值，如果二者相符，则所选支承单元的结构尺寸值，即为能满足待设计控制力矩陀螺隔振要求的支承单元结构尺寸值；如果两者不相符，则回到步骤S100，重新选定下一组支承单元的设计结构尺寸值，继续进行步骤S200～S300，直到频率响应曲线与期望值相符。

本发明的技术效果：

本发明提供的控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，通过在控制力矩陀螺安装面上附加一层隔振装置，能够减小控制力矩陀螺产生的微振动扰动力，从而提高航天器上载荷的各项性能指标，同时，该隔振装置能将控制力矩陀螺产生的姿态控制力矩传递到卫星舱体上，不会影响控制力矩陀螺正常工作。