一种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法

摘要

本发明涉及一种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法，属于高频振动控制领域。由多个柔性支撑结构组成；柔性支撑结构位于转子与框架之间以及框架与航天器之间；当控制力矩陀螺工作时，柔性支撑结构即会开始产生隔振效果，从而抑制转子产生的扰动。所述多个柔性支撑结构中部分固定连接在转子与框架之间，其余部分固定连接在框架与航天器之间；该结构的使用能够有效地解决单框架控制力矩陀螺的振动问题，并且由于具有解耦的特性，能够有效快速地实现对隔振元件的参数设计。通过使用该隔振元件，也能够大幅度提高卫星的姿态稳定度。