[發明專利]控制力矩陀螺用微振動被動隔振裝置

有效

• 申請號: 201610058919.5
• 申請日: 2016-01-28
• 公開（公告）號: CN105570377B
• 公開（公告）日: 2019-01-11
• 發明（設計）人: 魏展基;李東旭;羅青
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
• 主分類號: F16F15/02
• 分類號: F16F15/02
• 代理公司: 北京中濟緯天專利代理有限公司 11429
• 代理人: 陳立新;胡偉華

本發明提供一種控制力矩陀螺用微振動被動隔振裝置，該隔振裝置主要由上蓋板，支承單元和底板組成。隔振裝置安裝在控制力矩陀螺與航天器艙板之間，用于減小控制力矩陀螺運轉時產生的高頻擾動力對航天器平臺穩定度和敏感載荷指向精度的影響，同時保證控制力矩陀螺的姿態控制力矩正常傳遞到航天器艙板。

技術領域

本發明涉及結構振動被動隔振技術領域，具體的涉及一種控制力矩陀螺用微振動被動隔振裝置。

背景技術

對于高分辨率的天文觀測航天器和對地遙感航天器，航天器平臺的穩定度的高低直接影響有效載荷成像質量。作為許多航天器姿態控制系統的主要執行機構，控制力矩陀螺的轉子一直處于高速旋轉狀態，由于轉子不平衡、軸承缺陷或驅動電機輸出力矩脈動等因素，使其在輸出正常姿態控制力矩的同時，伴隨著輸出與其轉速相關的同頻和高次諧波擾動力，這些輸出量是導致航天器平臺產生微振動的主要原因之一，微振動會進一步嚴重影響了航天器上有效載荷的目標指向精度和成像質量等性能指標。

然而，要進一步提高控制力矩陀螺轉子的制造工藝，或通過改進控制力矩陀螺的原有結構來減小其擾動力輸出，不僅需要耗費巨大的人力、財力和物力，而且短時間內難以取得預期效果，還會增加控制力矩陀螺結構的復雜性，使其可靠性降低。

發明內容

本發明的目的在于提供一種控制力矩陀螺用微振動隔振裝置，該發明解決了現有技術中航天器上有效載荷的目標指向精度和成像質量等性能指標由于星上微擾動，致其降低的技術問題。

本發明的一方面提供一種控制力矩陀螺用微振動隔振裝置，包括用于安裝控制力矩陀螺的蓋板、安裝于航天器艙板上的底板和多個用于分散擾動力的支承單元，蓋板與底板通過支承單元彈性相連，蓋板與底板內設有扣合的空腔，支承單元容納于空腔內。

進一步地，支承單元的截面為“S”字母型結構，支承單元的兩端分別設有第一彎弧段和第二彎弧段，第一彎弧段的外壁與蓋板相連接；第二彎弧段的外壁與底板相連接。

進一步地，支承單元包括支承本體，支承本體包括延伸板和分別設置于延伸板兩端的第一彎弧和第二彎弧，第一彎弧與延伸板形成開口面向延伸板的凹槽；第二彎弧與延伸板形成開口面向延伸板的凹槽。

進一步地，支承單元還包括邊緣對齊且分別設置于支承本體兩相對面上的阻尼層和約束層，阻尼層粘貼于支承本體上，約束層粘貼于阻尼層上；粘貼于支承本體一面上的阻尼層和約束層的一端伸入第一彎弧的弧型凹槽內；粘貼于支承本體相對一面上的阻尼層和約束層的一端伸入第二彎弧的弧型凹槽內。

進一步地，支承本體為金屬材料彈簧鋼制成；阻尼層由粘彈性材料制成；約束層由金屬材料制成；底板為鋁合金材料制成。

進一步地，支承單元兩兩成對均布于蓋板的周緣上。

本發明另一方面還提供了一種如上述的控制力矩陀螺用微振動被動隔振裝置中支承單元的結構尺寸設計方法，包括以下步驟：步驟S100：針對待設計控制力矩陀螺，任選一組支承單元的結構尺寸值，利用有限元方法建立控制力矩陀螺和隔振裝置的有限元模型；步驟S200：利用所建立的有限元模型計算系統的頻率響應曲線；步驟S300：對比頻率響應曲線和期望值，如果二者相符，則所選支承單元的結構尺寸值，即為能滿足待設計控制力矩陀螺隔振要求的支承單元結構尺寸值；如果兩者不相符，則回到步驟S100，重新選定下一組支承單元的設計結構尺寸值，繼續進行步驟S200～S300，直到頻率響應曲線與期望值相符。

本發明的技術效果：

本發明提供的控制力矩陀螺用微振動被動隔振裝置，通過在控制力矩陀螺安裝面上附加一層隔振裝置，能夠減小控制力矩陀螺產生的微振動擾動力，從而提高航天器上載荷的各項性能指標，同時，該隔振裝置能將控制力矩陀螺產生的姿態控制力矩傳遞到衛星艙體上，不會影響控制力矩陀螺正常工作。