基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，該隔振裝置主要由安裝平臺(tái)、折疊梁隔振單元和安裝基礎(chǔ)等部件組成。隔振裝置安裝在航天器飛輪與航天器本體結(jié)構(gòu)之間，在不影響航天器飛輪姿態(tài)控制性能的前提下，用于減小飛輪在工作過(guò)程中產(chǎn)生的附加高頻微振動(dòng)擾動(dòng)對(duì)航天器平臺(tái)穩(wěn)定度和精度的影響，降低星載敏感載荷的工作環(huán)境噪聲。
【專利說(shuō)明】
基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及航天器結(jié)構(gòu)振動(dòng)被動(dòng)隔振技術(shù)領(lǐng)域，具體的涉及一種基于折疊梁結(jié)構(gòu) 的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器的高姿態(tài)穩(wěn)定度是確保高分辨率成像的關(guān)鍵之一。作為航天器姿態(tài)控制系 統(tǒng)的重要執(zhí)行機(jī)構(gòu)，航天器飛輪一直處于高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，由于轉(zhuǎn)子不平衡、軸承缺陷、驅(qū)動(dòng) 電機(jī)輸出力矩脈動(dòng)等因素，使其在輸出正常姿態(tài)控制力矩的同時(shí)也伴隨著輸出與其轉(zhuǎn)速相 關(guān)的同頻和高次諧波擾動(dòng)力，是導(dǎo)致衛(wèi)星平臺(tái)顫振的主要原因之一，嚴(yán)重影響了航天器姿 態(tài)穩(wěn)定精度，降低星載敏感載荷(如相機(jī)等)的成像質(zhì)量。
[0003] 然而，要通過(guò)進(jìn)一步提高航天器飛輪轉(zhuǎn)子的制造工藝，或改進(jìn)原有結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)方 法來(lái)減小航天器飛輪的擾動(dòng)力輸出，不僅需要耗費(fèi)巨大的人力、財(cái)力和物力，短時(shí)間內(nèi)難以 實(shí)現(xiàn)，而且會(huì)增加航天器飛輪結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，使其可靠性降低。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于提供一種基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振 裝置，該發(fā)明解決了現(xiàn)有航天器飛輪在運(yùn)行的同時(shí)還會(huì)輸出擾動(dòng)力的技術(shù)問(wèn)題。
[0005] 本發(fā)明提供一種基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，包括用 于支承航天器飛輪的安裝平臺(tái)、多個(gè)用于緩沖航天器飛輪所產(chǎn)生擾動(dòng)力的隔振單元和多個(gè) 用于支承航天器飛輪的支承單元，安裝平臺(tái)的一面安裝于航天器飛輪的底面上，另一面與 隔振單元相連接;支承單元的一面與隔振單元相連接，另一面與航天器艙體相連接;隔振單 元為由彈性材料制成的折疊梁結(jié)構(gòu)，隔振單元繞航天器飛輪的中心軸線對(duì)稱分布，隔振單 元中心軸與基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置中心軸成銳角設(shè)置。
[0006] 進(jìn)一步地，隔振單元包括用于與安裝平臺(tái)相連接的平臺(tái)安裝件、折疊梁和用于與 支承單元相連接的支承安裝件，折疊梁的兩端分別連接平臺(tái)安裝件和支承安裝件。
[0007] 進(jìn)一步地，折疊梁包括依序頭尾相接的第一梁、第二梁、第三梁、第四梁、第五梁、 第六梁和第七梁，第一梁的第一端與支承安裝件相連接，第七梁的尾端與平臺(tái)安裝件相連 接;各雙數(shù)梁的長(zhǎng)度相等且均大于各單數(shù)梁的長(zhǎng)度。
[0008] 進(jìn)一步地，隔振單元由尼龍制成。
[0009] 進(jìn)一步地，隔振單元共四個(gè)，按正方形構(gòu)型對(duì)稱布置在安裝平臺(tái)的四邊。
[0010]進(jìn)一步地，平臺(tái)安裝件為傾斜設(shè)置于折疊梁一端的表面設(shè)有多個(gè)通孔的平板。
[0011] 進(jìn)一步地，安裝平臺(tái)包括矩形平臺(tái)本體和設(shè)置于平臺(tái)本體四周側(cè)壁上的多個(gè)傾斜 安裝塊，傾斜安裝塊一面為平面與平臺(tái)本體的四周側(cè)壁相連接，伸出平臺(tái)本體外的一側(cè)設(shè) 有用于與平臺(tái)安裝件相連接的斜安裝面。
[0012] 進(jìn)一步地，支承安裝件的兩端對(duì)稱設(shè)有插入板，插入板上開(kāi)設(shè)通槽。
[0013] 進(jìn)一步地，支承單元包括支承本體，支承本體面向航天器用隔振裝置的一側(cè)上設(shè) 有安裝斜面，靠近安裝斜面的支承本體上開(kāi)設(shè)調(diào)整槽，調(diào)整槽與插入板上開(kāi)設(shè)通槽對(duì)齊安 裝。
[0014] 本發(fā)明的技術(shù)效果：
[0015] 本發(fā)明提供基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置通過(guò)在航天 器飛輪安裝面上附加一套隔振裝置，阻隔航天器飛輪高頻擾動(dòng)力向航天器本體其它部分的 傳遞，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛輪擾動(dòng)輸出的阻隔，降低飛輪運(yùn)行過(guò)程中產(chǎn)生的擾動(dòng)對(duì)航天器上其他 器件的影響，提高航天器姿態(tài)穩(wěn)定精度。
[0016] 本發(fā)明提供對(duì)的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置可在將 航天器飛輪產(chǎn)生的姿態(tài)控制力矩傳遞到航天器本體上的同時(shí)隔離航天器飛輪產(chǎn)生的微振 動(dòng)擾動(dòng)力。本發(fā)明提供的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置體積、質(zhì) 量小，對(duì)航天器原有結(jié)構(gòu)附加影響小，且無(wú)需附加能源，容易實(shí)現(xiàn)。
[0017] 具體請(qǐng)參考根據(jù)本發(fā)明的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝 置提出的各種實(shí)施例的如下描述，將使得本發(fā)明的上述和其他方面顯而易見(jiàn)。
【附圖說(shuō)明】
[0018] 圖1是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置 使用狀態(tài)不意圖；
[0019] 圖2是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置 使用狀態(tài)分解示意圖；
[0020] 圖3是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置 安裝于航天器狀態(tài)示意圖；
[0021 ]圖4是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例隔振單元立體示意圖；
[0022] 圖5是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例隔振單元主視示意圖；
[0023] 圖6是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例安裝平臺(tái)安裝狀態(tài)主視示意圖；
[0024] 圖7是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例安裝平臺(tái)立體示意圖；
[0025] 圖8是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例支承單元立體示意圖；
[0026] 圖9是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置 有限元模型示意圖；
[0027] 圖10是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例驗(yàn)證算例中耦合系統(tǒng)的頻率隨著飛輪轉(zhuǎn)速的變化示意 圖，坎貝爾圖；
[0028] 圖11是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例驗(yàn)證算例中安裝基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自 由度被動(dòng)隔振裝置前后的航天器飛輪徑向擾動(dòng)力示意圖，其中a)表示安裝基于折疊梁結(jié)構(gòu) 的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置之前航天器飛輪徑向擾動(dòng)力示意圖；圖b)表示安裝 基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置后航天器飛輪徑向擾動(dòng)力示意圖；
[0029] 圖12是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例驗(yàn)證算例中安裝基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自 由度被動(dòng)隔振裝置前后的航天器飛輪軸向擾動(dòng)力示意圖，其中a)表示安裝基于折疊梁結(jié)構(gòu) 的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置之前航天器飛輪軸向擾動(dòng)力示意圖；圖b)表示安裝 基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置后航天器飛輪軸向擾動(dòng)力示意圖；
[0030] 圖13是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例驗(yàn)證算例中安裝基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自 由度被動(dòng)隔振裝置前后的航天器飛輪徑向基頻擾動(dòng)力示意圖，其中a)表示安裝基于折疊梁 結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置之前航天器飛輪徑向基頻擾動(dòng)力地面測(cè)試結(jié) 果示意圖；圖b)表示安裝基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置后航天器 飛輪徑向基頻擾動(dòng)力仿真結(jié)果示意圖。
[0031] 圖例說(shuō)明：
[0032] 100、航天器飛輪;210、安裝平臺(tái)；211、傾斜安裝塊;212、平臺(tái)本體;220、隔振單元； 221、支承安裝件;222a、第一梁；222b、第二梁;222c、第三梁;222d、第四梁；222e、第五梁； 222f、第六梁；222g、第七梁;223、平臺(tái)安裝件;230、支承單元;231、支承本體;232、安裝斜 面;233、調(diào)整槽;300、安裝塊。
【具體實(shí)施方式】
[0033] 構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分的附圖用來(lái)提供對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實(shí) 施例及其說(shuō)明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的不當(dāng)限定。
[0034] 參見(jiàn)圖1，本發(fā)明提供的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置 設(shè)置于航天器飛輪1〇〇與航天器艙體之間。飛輪安裝于該隔振裝置上，該隔振裝置再與航天 器艙體相連接，從而實(shí)現(xiàn)飛輪在高速旋轉(zhuǎn)過(guò)程中產(chǎn)生的擾動(dòng)力不會(huì)直接傳導(dǎo)至航天器上。 從而減少了飛輪使用過(guò)程中擾動(dòng)對(duì)航天器上其他器件的干擾作用。提高了飛輪使用過(guò)程中 航天器的各項(xiàng)性能。
[0035] 參見(jiàn)圖2~3,本發(fā)明提供的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝 置用于支承航天器飛輪1〇〇的安裝平臺(tái)210、多個(gè)用于緩沖航天器飛輪100所產(chǎn)生擾動(dòng)力的 隔振單元220和多個(gè)用于支承航天器飛輪100的支承單元230,安裝平臺(tái)210的一面安裝于航 天器飛輪100的底面上，另一面與隔振單元220相連接;支承單元230的一面與隔振單元220 相連接，另一面與航天器艙體相連接;隔振單元220由彈性材料制成的折疊梁結(jié)構(gòu)，隔振單 元220繞航天器飛輪100的中心軸線對(duì)稱分布，隔振單元220中心軸與基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航 天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置中心軸成銳角設(shè)置
[0036] 將飛輪固定在安裝平臺(tái)210上，而安裝平臺(tái)210由繞飛輪中心軸線對(duì)稱分布的四個(gè) 低剛度（即彈性材料)折疊梁隔振單元220支承。每個(gè)折疊梁隔振單元220由七段彈性短梁組 成，可以使得隔振裝置實(shí)現(xiàn)指定的隔振性能，滿足不同類型航天器飛輪100的隔振需求。此 外，由于折疊梁隔振單元220繞飛輪中心軸線對(duì)稱分布，隔振裝置的剛度中心位于該中心軸 線上，因此，可通過(guò)調(diào)整隔振單元220的安裝角度，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的徑向平動(dòng)和搖擺運(yùn)動(dòng)的解耦。 此處彈性材料可以為尼龍、聚四氯乙烯等具有彈性的高分子材料。
[0037] 參見(jiàn)圖4~5優(yōu)選的，隔振單元220包括用于與安裝平臺(tái)210相連接的平臺(tái)安裝件 223、折疊梁和用于與支承單元230相連接的支承安裝件221，折疊梁的兩端分別連接平臺(tái)安 裝件223和支承安裝件221。通過(guò)折疊梁連接航天器艙體和飛輪，能將飛輪運(yùn)行時(shí)產(chǎn)生的擾 動(dòng)緩沖分散，而不是直接傳導(dǎo)至航天器艙體上。
[0038] 平臺(tái)安裝件223為可以與安裝平臺(tái)210匹配的安裝構(gòu)件，優(yōu)選的參見(jiàn)圖4,平臺(tái)安裝 件223為傾斜設(shè)置于折疊梁一端的表面設(shè)有多個(gè)通孔的平板。支承安裝件221為可以與支承 單元230匹配安裝的構(gòu)件，優(yōu)選的，參見(jiàn)圖4,支承安裝件221的兩端對(duì)稱設(shè)有插入板，插入板 上開(kāi)設(shè)通槽。該通槽在插入板上延伸形成長(zhǎng)通孔。
[0039] 參加圖5,優(yōu)選的，折疊梁包括依序頭尾相接的第一梁222a、第二梁222b、第三梁 222c、第四梁222d、第五梁222e、第六梁222f和第七梁222g，第一梁222a的第一端與支承安 裝件221相連接，第七梁222g的尾端與平臺(tái)安裝件223相連接，各雙數(shù)梁的長(zhǎng)度相等且均大 于各單數(shù)梁的長(zhǎng)度。即第一梁222a、第三梁222c、第五梁222e和第七梁222g的長(zhǎng)度相等。第 二梁222b、第四梁222d和第六梁222f的長(zhǎng)度相等。且第一梁222a的長(zhǎng)度小于第二梁222b，以 此類推。采用這種結(jié)構(gòu)，再配合隔振單元220的安裝角度，能有效分散飛輪運(yùn)行時(shí)產(chǎn)生的擾 動(dòng)?？梢愿淖兒教炱黠w輪100與隔振裝置組成的整體系統(tǒng)的頻率響應(yīng)曲線，使航天器飛輪 100產(chǎn)生的高頻擾動(dòng)經(jīng)過(guò)隔振裝置后傳遞到航天器本體的擾動(dòng)力大為衰減。隔振單元220的 通過(guò)其彎曲的構(gòu)型，在有限的空間范圍內(nèi)增加了梁的長(zhǎng)度，從而達(dá)到降低隔振單元220剛度 的目的。
[0040] 優(yōu)選的，隔振單元220由尼龍制成。此時(shí)隔振效果達(dá)到最優(yōu)。
[0041] 優(yōu)選的，隔振單元220共四個(gè)，按正方形構(gòu)型對(duì)稱布置在安裝平臺(tái)210的四邊。
[0042] 參見(jiàn)圖6~7,優(yōu)選的，安裝平臺(tái)210包括矩形平臺(tái)本體212和設(shè)置于平臺(tái)本體212四 周側(cè)壁上的多個(gè)傾斜安裝塊211，傾斜安裝塊211-面為平面與平臺(tái)本體212的四周側(cè)壁相 連接，伸出平臺(tái)本體212外的一側(cè)設(shè)有用于與隔振單元220相連接的斜安裝面。采用該結(jié)構(gòu) 一方面平臺(tái)本體212的頂面設(shè)有平臺(tái)可以與飛輪相連接，并用于安裝飛輪，同時(shí)平臺(tái)本體 212側(cè)壁上的傾斜安裝塊211為傾斜設(shè)置隔振單元220提供安裝平面。安裝平臺(tái)210為鋁合金 材料，且其上設(shè)有多個(gè)鏤空結(jié)構(gòu)，降低質(zhì)量適于星上使用。
[0043] 參見(jiàn)圖8,支承單元230包括支承本體231，支承本體231面向本發(fā)明提供的航天器 用隔振裝置的一側(cè)上設(shè)有安裝斜面232,靠近安裝斜面232的支承本體231上開(kāi)設(shè)調(diào)整槽 233。安裝斜面232與支承安裝件221的安裝面相平行匹配，支承安裝件221上的通槽與調(diào)整 槽233對(duì)齊，便于調(diào)整隔振單元220的安裝位置。為便于支承單元230與艙體連接，支承本體 231設(shè)置于安裝板上，安裝板通過(guò)安裝塊300與航天器艙體相連接。
[0044] 為了驗(yàn)證隔振裝置的效果，針對(duì)某型航天器飛輪設(shè)計(jì)和研制隔振裝置。該航天器 飛輪的轉(zhuǎn)速范圍為0-6000rev/分鐘，最大工作轉(zhuǎn)速為6000rev/分鐘。建立隔振裝置與航天 器飛輪的一體化動(dòng)力學(xué)模型如下所示，
[0045]
[0046] 其中，ps表示隔振裝置中航天器飛輪安裝平臺(tái)運(yùn)動(dòng)位移，則t和氛分別表示運(yùn)動(dòng) 速度和加速度;系統(tǒng)矩陣M、C、G和K分別為飛輪與隔振裝置耦合系統(tǒng)的質(zhì)量、阻尼、陀螺效應(yīng) 和剛度矩陣，可以表示如下：
[0047]
[0048] 其中，隔振裝置通過(guò)有限元方法離散，得到如圖9所示的有限元模型。利用所建模 型，對(duì)耦合系統(tǒng)進(jìn)行結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性分析和隔振裝置的隔振性能分析。表1分別為通過(guò)仿真 計(jì)算和試驗(yàn)測(cè)試得到耦合系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)固有頻率和模態(tài)。最大誤差為沿著轉(zhuǎn)子自轉(zhuǎn)軸方向的 彈跳模態(tài)，這主要是由于本實(shí)驗(yàn)為地面試驗(yàn)，轉(zhuǎn)子自轉(zhuǎn)軸軸方向與重力方向平行，受到重力 的影響，結(jié)構(gòu)發(fā)生變形，從而影響了系統(tǒng)的固有頻率。除此之外，其他方向的固有頻率的仿 真結(jié)果與測(cè)試結(jié)果非常接近，證明了本發(fā)明所建立的耦合系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型的正確性。表格 中頻率單位為Hz。
[0049] 表1仿真計(jì)算和試驗(yàn)測(cè)試得到耦合系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)固有頻率和模態(tài)結(jié)果表
[0050]
[0051] 耦合系統(tǒng)的頻率隨著飛輪轉(zhuǎn)速的變化情況(即坎貝爾圖）如圖10所示。
[0052] 安裝本發(fā)明提供的隔振裝置后，在反作用飛輪0~600〇reV/分鐘的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，如 圖11和圖12所示，航天器飛輪的徑向擾動(dòng)力和航天器飛輪的軸向擾動(dòng)力均得到有效抑制， 說(shuō)明本發(fā)明提供的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置的隔振效果非 常好。特別是對(duì)高頻部分的倍頻擾動(dòng)隔振效果非常明顯，低頻范圍內(nèi)的基頻擾動(dòng)也得到改 善。參見(jiàn)圖13,對(duì)于基頻擾動(dòng)力，在3000rev/分鐘處，無(wú)隔振時(shí)的徑向輸出擾動(dòng)力為1.972N， 而安裝本發(fā)明提供的航天器用隔振裝置后徑向擾動(dòng)力為0.1295N，隔振效率可達(dá)90%以上。
[0053] 本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、對(duì)飛輪高頻顫振擾動(dòng)力衰減效果顯著，且無(wú)需外部能源供應(yīng)，適 合對(duì)功耗要求嚴(yán)格的太空環(huán)境。
[0054] 本領(lǐng)域技術(shù)人員將清楚本發(fā)明的范圍不限制于以上討論的示例，有可能對(duì)其進(jìn)行 若干改變和修改，而不脫離所附權(quán)利要求書(shū)限定的本發(fā)明的范圍。盡管己經(jīng)在附圖和說(shuō)明 書(shū)中詳細(xì)圖示和描述了本發(fā)明，但這樣的說(shuō)明和描述僅是說(shuō)明或示意性的，而非限制性 的。本發(fā)明并不限于所公開(kāi)的實(shí)施例。
[0055] 通過(guò)對(duì)附圖，說(shuō)明書(shū)和權(quán)利要求書(shū)的研究，在實(shí)施本發(fā)明時(shí)本領(lǐng)域技術(shù)人員可以 理解和實(shí)現(xiàn)所公開(kāi)的實(shí)施例的變形。在權(quán)利要求書(shū)中，術(shù)語(yǔ)"包括"不排除其他步驟或元素， 而不定冠詞"一個(gè)"或"一種"不排除多個(gè)。在彼此不同的從屬權(quán)利要求中引用的某些措施的 事實(shí)不意味著這些措施的組合不能被有利地使用。權(quán)利要求書(shū)中的任何參考標(biāo)記不構(gòu)成對(duì) 本發(fā)明的范圍的限制。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，其特征在于，包括用 于支承所述航天器飛輪的安裝平臺(tái)、多個(gè)用于緩沖所述航天器飛輪所產(chǎn)生擾動(dòng)力的隔振單 元和多個(gè)用于支承所述航天器飛輪的支承單元，所述安裝平臺(tái)的一面安裝于航天器飛輪的 底面上，另一面與所述隔振單元相連接； 所述支承單元的一面與所述隔振單元相連接，另一面與所述航天器艙體相連接； 所述隔振單元為由彈性材料制成的折疊梁結(jié)構(gòu)，所述隔振單元繞所述航天器飛輪的中 心軸線對(duì)稱分布，所述隔振單元中心軸與所述基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被 動(dòng)隔振裝置中心軸成銳角設(shè)置。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，其 特征在于，所述隔振單元包括用于與所述安裝平臺(tái)相連接的平臺(tái)安裝件、所述折疊梁和用 于與所述支承單元相連接的支承安裝件，所述折疊梁的兩端分別連接所述平臺(tái)安裝件和所 述支承安裝件。3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置， 其特征在于，所述折疊梁包括依序頭尾相接的第一梁、第二梁、第三梁、第四梁、第五梁、第 六梁和第七梁，第一梁的第一端與所述支承安裝件相連接，第七梁的尾端與所述平臺(tái)安裝 件相連接;各雙數(shù)梁的長(zhǎng)度相等且均大于各單數(shù)梁的長(zhǎng)度。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，其 特征在于，所述隔振單元由尼龍制成。5. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，其 特征在于，所述隔振單元共四個(gè)，按正方形構(gòu)型對(duì)稱布置在安裝平臺(tái)的四邊。6. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，其 特征在于，所述平臺(tái)安裝件為傾斜設(shè)置于所述折疊梁一端的表面設(shè)有多個(gè)通孔的平板。7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，其 特征在于，所述安裝平臺(tái)包括矩形平臺(tái)本體和設(shè)置于所述平臺(tái)本體四周側(cè)壁上的多個(gè)傾斜 安裝塊，所述傾斜安裝塊一面為平面與所述平臺(tái)本體的四周側(cè)壁相連接，伸出所述平臺(tái)本 體外的一側(cè)設(shè)有用于與所述平臺(tái)安裝件相連接的斜安裝面。8. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，其 特征在于，所述支承安裝件的兩端對(duì)稱設(shè)有插入板，所述插入板上開(kāi)設(shè)通槽。9. 根據(jù)權(quán)利要求8所述的基于折疊梁結(jié)構(gòu)的航天器飛輪用多自由度被動(dòng)隔振裝置，其 特征在于，所述支承單元包括支承本體，支承本體面向所述航天器用隔振裝置的一側(cè)上設(shè) 有安裝斜面，靠近安裝斜面的支承本體上開(kāi)設(shè)調(diào)整槽，所述調(diào)整槽與所述插入板上開(kāi)設(shè)通 槽對(duì)齊安裝。
【文檔編號(hào)】B64G1/38GK105857642SQ201610227174
【公開(kāi)日】2016年8月17日
【申請(qǐng)日】2016年4月13日
【發(fā)明人】羅青, 李東旭, 魏展基
【申請(qǐng)人】中國(guó)人民解放軍國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)