为了有效抑制星载飞轮在轨姿态调整过程中输出的微振动, 并改善发射过程中的动力学环境, 提出一种变刚度摩擦阻尼器。根据星载飞轮在轨工作阶段和主动发射阶段的实际载荷条件, 采用谐波平衡法得到频域力/绝对位移传递率曲线, 并通过实验方法对所得传递率曲线进行了验证。实验结果表明: 变刚度摩擦阻尼器在谐振频率处能够提供较大阻尼, 将放大系数控制在较小范围内, 实测结果和理论解吻合较好。研究结果表明: 在轨工作阶段小载荷作用下, 变刚度摩擦阻尼器能有效抑制飞轮输出微振动, 在保证高频段隔振性能的同时, 力传递率峰值约为6.5; 在主动发射阶段大载荷作用下, 绝对位移传递率峰值约为2.3。由此可见, 变刚度摩擦阻尼器能同时兼顾飞轮在不同工作阶段载荷条件变化的影响, 显著抑制其动态响应。

针对传统微纳测量装置在测量过程中测头支撑机构刚度不可变化的问题, 设计了一种基于悬丝约束支撑的变刚度微纳测头。利用压电装置驱动柔顺导向机构产生位移, 以改变悬丝所受的轴向张紧力。基于应力刚化原理改变悬丝的横向刚度, 进而改变测头支撑机构的整体刚度, 以获得具有变刚度性能的新型微纳测头。根据测头支撑机构在测量过程中刚度的变化, 分别建立刚性和柔性模式下微纳测头Z向和横向的刚度理论模型。根据有限元仿真和刚度理论模型, 分别得到测头刚度随悬丝端面受力的变化曲线。对比测头刚度的仿真值和理论值, 得到测头Z向和横向刚度的平均相对误差分别为2.41%和4.72%, 结果表明理论模型具有较高的准确性。研究成果为该类型测头的变刚度控制奠定了前期理论基础。