CN112228489A - 一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置 - Google Patents

Abstract

一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，包括：自下而上依次设置的底座、第一级减振材料、中间质量块、第二级减振材料和安装座；所述飞机的振动经所述底座自下而上传递且逐渐减小，最终通过所述安装座传递给所述航空重力仪。本发明一是提供了具体的减振阻尼、刚度和中间质量块的具体参数，充分满足了国产稳定平台式航空重力仪的实际应用需求；二是提供了两级减振装置的一种层叠式结构，具有结构精简、可靠性强、便于拼装和维修等优点；三是装置整体采用圆形结构，相对于方形或矩形等非圆心对称结构，可以确保在水平面各个角度获得一致的减振效果，四是提供了减振材料与减振板之间的环形卡槽式安装固定方式，具有更好的可靠性和减振性。

Description

一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置

技术领域

本发明属于航空重力测量设备领域，涉及一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置。

背景技术

我国自主研发了平台式航空重力仪，该设备整体呈近似正方体结构，外形尺寸为长425.5mm、宽260mm、高196mm，质量为24KG。该设备仅在内部对敏感测量部件采用硬橡胶进行减振，只能简单的隔离中低频振动，不能有效隔离高频振动，减振效果不佳。实际应用中，需要集成减振装置配合航空重力仪工作，从而达到隔离飞机高频振动的目的，提高航空重力测量精度和分辨率。当前，国产稳定平台式航空重力仪集成了一级减振装置，即弹簧阻尼器二元件的单自由度系统。单自由度系统虽然能够一定程度上减弱高频振动，但自身结构的减振性能被局限，以及航空重力仪和搭载飞机自身质量不够集中等原因，很难对机载环境下的高频振动加速度进行有效隔离，从而导致航空重力仪中重力传感器噪声控制不理想，测量精度难以获得进一步的提升。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的缺陷，提供一种结构简洁、安装便捷、占用空间小，能够针对国产稳定平台式航空重力仪在实际应用中对外部产生的振动进行有效隔离的航空重力仪两级减振装置。

为实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，包括：自下而上依次设置的底座1、第一级减振材料2、中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5；其中，所述底座1用于安装固定在飞机上，所述安装座5用于安装固定航空重力仪；所述飞机的振动经所述底座1自下而上传递且逐渐减小，最终通过所述安装座5传递给所述航空重力仪6。

进一步，所述第一级减振材料2的厚度为5cm，水平投影面积为0.072m²，动刚度k₂＝98000N/m，阻尼c₂＝500N·s/m；所述第二级减振材料4的厚度为3.75cm，水平投影面积为0.042m²，动刚度k₁＝64092N/m，阻尼c₁＝340N· s/m；所述中间质量块3的质量为m₂＝26.85kg；所述安装座5的质量为3.1kg。所述航空重力仪6的质量为24kg，因此，航空重力仪6与安装座5的总质量m₁＝ 27.1kg。

进一步，所述第一级减振材料2和第二级减振材料4均为

150 plus型号的海绵结构。

进一步，所述底座1、第一级减振材料2和中间质量块3上设有位置一致的第一安装孔A0；所述第一安装孔A0中安装有第一螺栓A1，用于实现所述底座 1、第一级减振材料2和中间质量块3的连接固定。

进一步，所述中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5上设有位置一致的第二安装孔B0和第三安装孔C0；所述第二安装孔B0中安装有第二螺栓B1，所述第三安装孔C0中安装有第三螺栓C1，用于实现所述中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5的连接固定。

进一步，所述中间质量块3整体为圆盘状结构，其直径大于所述航空重力仪6水平投影的短边长度且小于长边长度；所述设置在中间质量块3上的第一安装孔A0共有4个、第二安装孔B0和第三安装孔C0各有2个；所述8个安装孔临近中间质量块3的周边对称设置、交替分布。

进一步，所述安装座5为长边带有弧形凸耳502的圆角矩形板状结构，所述圆角矩形501的水平投影尺寸与所述航空重力仪6的水平投影尺寸一致，所述弧形凸耳502的弧边的水平投影落在所述中间质量块3的圆周上；所述每个弧形凸耳502上各有一个第二安装孔B0；所述圆角矩形501靠近每条短边位置居中各有一个第三安装孔C0；所述圆角矩形501靠近四角位置各有一个与所述航空重力仪6的预设安装孔位的位置一致的第四安装孔D0。

进一步，所述第一级减振材料2包括4块结构相同的第一减振结构201，所述第一减振结构201为扇环结构，中心位置设有第一安装孔B0；所述第二级减振材料4包括4块结构相同的第二减振结构401，所述第二减振结构401为扇环结构，中心位置设有第二安装孔B0或第三安装孔C0。

进一步，所述底座1的上表面和中间质量块3的下表面，分别设有与第一减振结构201宽度一致的第一环形凹槽11和第二环形凹槽31；所述中间质量块 3的上表面和安装座5的下表面，分别设有与第二减振结构401宽度一致的第三环形凹槽32和第四环形凹槽51。

进一步，所述第一螺栓A1、第二螺栓B1和第三螺栓C1为沉头螺栓结构。

进一步，所述中间质量块3的第一安装孔A0内部，设有用于隔离所述第一螺栓A1与中间质量块3，以避免二者产生刚性接触的第一减振垫A4；所述的中间质量块3的第一安装孔A0上部，设有用于隔离所述第一螺栓A1的第一螺母A2与中间质量块3，以避免二者产生刚性接触的第二减振垫A3；

所述安装座5的第二安装孔B0内部，设有用于隔离所述第二螺栓B1与安装座5，以避免二者产生刚性接触的第三减振垫B4；所述安装座5的第二安装孔B0上部，设有用于隔离所述第二螺栓B1的第二螺母B2与安装座5，以避免二者产生刚性接触的第四减振垫B3；

所述中间质量块3的第三安装孔C0内部，设有用于隔离所述第三螺栓C1 与中间质量块3，以避免二者产生刚性接触的第五减振垫C4；所述安装座5的第三安装孔C0下部，设有用于隔离所述第三螺栓C1的第三螺母C2与安装座5，以避免二者产生刚性接触的第六减振垫C3。

进一步，所述中间质量块3安装第二减振垫A3和第六减振垫C3的位置，分别设有用于卡装第二减振垫A3和第六减振垫C3的第一固定卡槽33和第二固定卡槽34。

本发明一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，一是提供了具体的减振阻尼、刚度和中间质量块的具体参数，充分满足了国产稳定平台式航空重力仪的实际应用需求；二是提供了两级减振装置的一种层叠式结构，具有结构精简、可靠性强、便于拼装和维修等优点；三是装置整体采用圆形结构，相对于方形或矩形等非圆心对称结构，可以确保在水平面各个角度获得一致的减振效果，四是提供了减振材料与减振板之间的环形卡槽式安装固定方式，具有更好的可靠性和减振性。

附图说明

图1是本发明实施例1中一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置的整体结构示意图；

图2是本发明实施例1中第一级减振材料的结构示意图；

图3是本发明实施例1中中间质量块的结构示意图；

图4是本发明实施例1中第二级减振材料的结构示意图；

图5是本发明实施例1中安装座的结构示意图；

图6是图1中A位置的连接固定结构剖面示意图；

图7是图1中B位置的连接固定结构剖面示意图；

图8是图1中C位置的连接固定结构剖面示意图；

图9是本发明实施例2中两级减振系统振动传递率实测曲线示意图；

图10是实施例2中一级减振系统振动传递率实测曲线示意图；

图11是实施例3中位移激励下的两级减振系统模型示意图；

图12是实施例3中两级减振系统分解及力学分析模型示意图；

图13是实施例3中两级减振系统振动幅频响应理论分析和振动传递率实测曲线示意图。

具体实施方式

以下结合附图1至13，进一步说明本发明一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置的具体实施方式。本发明一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置不限于以下实施例的描述。

实施例1：

一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，如图1至8所示，包括自下而上依次设置的底座1、第一级减振材料2、中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5；其中，所述底座1用于安装固定在飞机上，所述安装座5 用于安装固定航空重力仪；所述飞机的振动经所述底座1自下而上传递且逐渐减小，最终通过所述安装座5传递给所述航空重力仪6。本装置的整体工作原理如下：所述飞机的振动经所述底座1自下而上依次传递，振动在经过两级减振材料的过程中逐渐减小，最终通过所述安装座5将减振后的较小的振动传递给所述航空重力仪6，所述较小的振动应当是在航空重力仪6的可接受范围之内、不会对测量结果产生严重影响的振动强度。

由于所述国产稳定平台式航空重力仪为近似长方体结构，因此将本装置的安装座5设置成与所述航空重力仪投影面一致的圆角长方形结构，尽量减少空间的占用，并在视觉效果上与航空重力仪保持一致；同时，将第一级减振材料2、中间质量块3和第二级减振材料4设置成基于圆心对称的圆形结构，以确保本装置能够在水平面的不同方向提供一致的减振效果。

本装置的多层结构之间采用螺栓-螺母结构进行连接固定，包括：所述底座 1、第一级减振材料2和中间质量块3之间通过4组螺栓进行固定；所述中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5也通过4组螺栓进行固定。具体结构如下：所述底座1、第一级减振材料2和中间质量块3上设有位置一致的第一安装孔 A0；所述第一安装孔A0中安装有第一螺栓A1，用于实现所述底座1、第一级减振材料2和中间质量块3的连接固定。所述中间质量块3、第二级减振材料4 和安装座5上设有位置一致的第二安装孔B0和第三安装孔C0；所述第二安装孔B0中安装有第二螺栓B1，所述第三安装孔C0中安装有第三螺栓C1，用于实现所述中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5的连接固定。所述底座1 可采用螺栓固定、焊接、卡装等多种方式实现与飞机的连接固定，本实施例不对底座1的形状、结构和连接固定方式进行限定。所述航空重力仪6通过4组螺栓与安装座5连接固定。

如图3所示，所述中间质量块3整体为圆盘状结构，其直径大于所述航空重力仪6水平投影的短边长度且小于长边长度，从而在满足减振效果的同时尽量精简结构。所述设置在中间质量块3上的第一安装孔A0共有4个、第二安装孔B0和第三安装孔C0各有2个；所述8个安装孔临近中间质量块3的周边对称设置、交替分布。所述“对称设置、交替分布”具体是指，靠近所述中间质量块3的边缘位置对称设置8个通孔，其中逐一间隔的4个通孔作为第一安装孔A0；其余4个通孔中，相对的两个为一组，又可以分为两组通孔，其中一组通孔为第二安装孔B0，另一组通孔为第三安装孔C0。

如图5所示，所述安装座5为长边带有弧形凸耳502的圆角矩形板状结构，所述圆角矩形501的水平投影尺寸与所述航空重力仪6的水平投影尺寸一致，所述弧形凸耳502的弧边的水平投影落在所述中间质量块3的圆周上。基于此设置，本装置完成拼装后，所述弧形凸耳502与中间质量块3使本装置在视觉上呈现为圆柱形结构，所述圆柱形结构上部托举着长方体结构航空重力仪6，从而使二者整体上具有非常简约的外形结构。所述每个弧形凸耳502上各有一个第二安装孔B0；所述圆角矩形501靠近每条短边位置居中各有一个第三安装孔 C0；所述圆角矩形501靠近四角位置各有一个与所述航空重力仪6的预设安装孔位的位置一致的第四安装孔D0。

如图2和图4所示，所述第一级减振材料2包括4块结构相同的第一减振结构201，所述第一减振结构201为扇环结构，中心位置设有第一安装孔A0；所述第二级减振材料4包括4块结构相同的第二减振结构401，所述第二减振结构401为扇环结构，中心位置设有第二安装孔B0或第三安装孔C0。具体的，所述扇环结构是指，从一个半径较大的扇形结构裁去一个 相同圆心角的半径较小的扇形结构之后，所形成的形状。所述中心位置，是指扇环结构的重心位置或接近重心位置。将安装孔的位置设置在重心位置或重心位置附近，可以获得在水平方向的各个方向上更为均匀一致的减振效果。同时，将所述减振结构设置为扇环结构，多个扇环结构之间留有缝隙，该缝隙可以作为安装其他螺栓或螺母时的操作位置和容纳位置，从而使得本装置结构更加紧凑。

如图1和3所示，所述底座1的上表面和中间质量块3的下表面，分别设有与第一减振结构201宽度一致的第一环形凹槽11和第二环形凹槽31；如图3 和5所示，所述中间质量块3的上表面和安装座5的下表面，分别设有与第二减振结构401宽度一致的第三环形凹槽32和第四环形凹槽51。此处所述的宽度是指扇环结构的两个弧边之间的最短距离(即沿扇形所在圆的半径方向的距离)。本装置拼装完成后，扇环结构刚好卡装在环形凹槽中，凹槽不仅可以在水平方向对扇环结构起到固定作用，还可以进一步降低水平方向的振动，从而实现更好的安装固定效果和全维度(即水平方向和竖直方向)的减振效果。

如图6至8所示，所述第一螺栓A1、第二螺栓B1和第三螺栓C1为沉头螺栓结构，所述螺栓配合螺母和垫片实现连接固定，从而使本装置在保证连接强度的前提下，具有更加精简的结构。

所述中间质量块3的第一安装孔A0内部，设有用于隔离所述第一螺栓A1 与中间质量块3，以避免二者产生刚性接触的第一减振垫A4；所述的中间质量块3的第一安装孔A0上部，设有用于隔离所述第一螺栓A1的第一螺母A2与中间质量块3，以避免二者产生刚性接触的第二减振垫A3；所述安装座5的第二安装孔B0内部，设有用于隔离所述第二螺栓B1与安装座5，以避免二者产生刚性接触的第三减振垫B4；所述安装座5的第二安装孔B0上部，设有用于隔离所述第二螺栓B1的第二螺母B2与安装座5，以避免二者产生刚性接触的第四减振垫B3；所述中间质量块3的第三安装孔C0内部，设有用于隔离所述第三螺栓C1与中间质量块3，以避免二者产生刚性接触的第五减振垫C4；所述安装座5的第三安装孔C0下部，设有用于隔离所述第三螺栓C1的第三螺母C2 与安装座5，以避免二者产生刚性接触的第六减振垫C3。通过设置减振垫，可以避免多层结构之间产生刚性连接，从而降低振动向上逐级传递。

如图6至8所示，所述中间质量块3安装第二减振垫A3和第六减振垫C3 的位置，分别设有用于卡装第二减振垫A3和第六减振垫C3的第一固定卡槽33 和第二固定卡槽34。设置固定卡槽的目的，一是用于容纳安装在所述中间质量块3上的螺母及减振垫，从而降低安装螺母所需的高度，使得本装置的结构更加紧凑；二是进一步增加水平方向的减振效果。

实施例2：

本实施例给出实施例1所述用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置的具体参数设置和实际效果。

对于航空重力仪两级减振系统，可以通过设计减振器的振动特性参数如弹性刚度、阻尼系数，以及减振系统中的中间质量块质量，来改变减振系统隔离和降低外界振动环境对航空重力仪测量的振动干扰的程度。因此，针对国产稳定平台式航空重力仪，通过理论分析和实际测试，提出了如下最优参数设置：所述第一级减振材料2的厚度为5cm，水平投影面积为0.072m²，动刚度k₂＝ 98000N/m，阻尼c₂＝500N·s/m；所述第二级减振材料4的厚度为3.75cm，水平投影面积为0.042m²，动刚度k₁＝64092N/m，阻尼c₁＝340N·s/m；所述中间质量块3的质量为m₂＝26.85kg；所述安装座5的质量为3.1kg。所述航空重力仪6的质量为24kg，因此，航空重力仪6与安装座5的总质量m₁＝27.1kg。其中，所述第一级减振材料2和第二级减振材料4均为BSW公司生产的

150plus型号的海绵。

以下是实施例2所给出的两级减振装置在实际测试中的具体情况。

测试设备及仪器：

1、INV3018C型24位高精度数据采集仪；

2、DASP-V10工程版平台分析软件；

3、INV9828 ICP型加速度传感器；

4、待测试的两级减振系统1套；

5、振动激振台，定频和2-100Hz扫频激振。

测试方法：

将所述两级减振系统固定在振动台上，在底座1和安装座5上安装振动传感器并连接振动采集仪。通过振动台进行2-100Hz扫频激振试验，分别采集振动台上底座1和系统减振后安装座5的振动加速度。使用DASP-V10工程软件，进行传递函数分析，设置适当的分析参数，根据上述原理进行处理和计算。

如图9所示，是本实施例两级减振装置的振动传递率曲线示意图。从图中可以看出，一、二阶固有频率分别在5和14Hz左右，减振系统的截止频率小于 10Hz，振动传递率曲线经过一、二阶频率上共振后快速衰减，至20Hz时振动能量已衰减约-20dB(10倍)，至30Hz时已衰减约-40dB(100倍)，至60Hz时已衰减约-60dB(1000倍)，之后的高频段内振动衰减保持在-40～-80dB之间。如图 10所示，是本实施例中的一级减振系统振动传递率实测曲线示意图。如图所示，所述两级减振装置在中、高频段内的减振性能远优于一级减振装置。此处的一级减振装置是指由两级减振装置拆掉第一级减振器和中间质量块后搭建而成的。

表1是根据两级减振系统在振动台的实际测试统计出的减振装置隔振效率汇总表，其中减振装置隔振效率的计算方法为：隔振效率＝(1-响应加速度/激振加速度)×100％。从表中的结果可以看出，本实施例提供的两级减振装置在不同的定频激发下，隔振效率均保持在99％以上；振动台扫频时加大共振频率段内的激振振幅，隔振效率仍保持在87％以上；而一级减振装置在相同测试环境下对应的隔振效率总是低于两级减振装置。由此可见，两级减振装置比一级减振装置具有明显的优势。

表1减振装置隔振效率汇总表

实施例3：

本实施例给出上述实施例两级减振系统的理论模型及减振效果的理论分析。

如图11和图12所示，图11为位移激励下的两级减振系统模型示意图，图 12为两级减振系统分解及力学分析模型示意图。据此，建立航空重力仪减振系统位移激励下的运动微分方程为：

其中，m₁为航空重力仪和安装座的质量，c₁和k₁分别为第一级减振器的阻尼和动刚度，m₂为中间质量块的质量，c₂和k₂分别为第二级减振器的阻尼和动刚度，x₁、

和

分别为质量m₁的位移、速度和加速度，x₂、

和

分别为质量m₂的位移、速度和加速度，x₃和

分别为底座的位移和速度。

对方程(1)(2)整理并进行拉普拉斯变换后，得出两级减振系统位移放大因子：

其中，a₄＝m₁m₂，a₃＝m₁(c₁+c₂)+m₂c₁，a₂＝m₁(k₁+k₂)+m₂k₁+ c₁c₂，a₁＝k₁c₂+k₂c₁，a₀＝k₁k₂，b₂＝c₁c₂，b₁＝k₁c₂+k₂c₁，b₀＝k₁k₂。

根据方程(3)，计算获得β₁₃的4个特征根，假设为：x₁±iy₁，x₂±iy₂(x₁、 y₁、x₂、y₂为待求常数)。根据特征根计算出两级减振系统设计的一、二阶固有频率和阻尼比公式如下：

在相对平稳飞行条件之下，采集航空重力测量常用搭载机型的振动数据进行振动源分析，表2为获取这些机型的基频、叶片基频的统计信息。

表2航空重力仪搭载机型螺旋桨转速和基频统计

减振系统的固有频率在设计上错开飞机的共振频率，一、二阶的理想固有频率小于飞机螺旋桨周期转动的基频和叶片基频的

倍。飞机振动主要以基频和倍频的周期振动信号形式存在，周期基频乘以叶片数为叶片基频，飞机的振动能量主要集中在叶片基频和它的倍频上。

其中，n为飞机桨叶的转速，l为飞机的桨叶片数。

设计的两级减振系统一阶固有频率f₁在振动放大区不超过叶片基频频率的

倍；二阶固有频率f₂(如图4中已经进入振动能量的衰减区)小于叶片基频。设计减振系统的固有频率避开机载振动频率的干扰，设计的理想指标公式 (7)和常规指标公式(8)中，满足公式(8)的最低指标。具体如下：

具体到实施例2，平台式航空重力仪两级减振装置的第一级减振材料2的厚度为5cm，水平投影面积为0.072m²，动刚度k₂＝98000N/m，阻尼c₂＝500N· s/m；所述第二级减振材料4的厚度为3.75cm，水平投影面积为0.042m²，动刚度k₁＝64092N/m，阻尼c₁＝340N·s/m；所述中间质量块3的质量为m₂＝26.85kg；所述安装座5的质量为3.1kg。所述航空重力仪6的质量为24kg，质量m₁＝27.1kg。将以上参数代入公式(3)，获得减振装置的振动幅频响应函数：

如图13所示，为两级减振系统振动幅频响应理论分析曲线和振动传递率的实测曲线示意图，其中减振装置的一、二阶固有频率理论分析与实测基本一致，振动传递率分析曲线也基本吻合。

计算公式(9)的4个特征根为-3.14±34.68i、-18.87±82.88i。代入(4)、(5) 式，获得平台式两级减振装置的一、二阶固有频率和阻尼比，分别为5.54Hz、 19.03％，13.53Hz、22.2％。将一、二阶固有频率代入公式(7)、(8)进行验证，结果显示减振装置在固定翼飞机上均满足公式(7)的理想指标；因直升机小松鼠B3的旋翼转速低周期基频偏小，减振装置在直升机上只满足公式(8)的设计指标。如果要设计两级减振系统具有更小的一、二阶固有频率，可以通过搜集具有更小刚度的两级减振器控制实现。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，包括：自下而上依次设置的底座、第一级减振材料、中间质量块、第二级减振材料和安装座；其中，所述底座用于安装固定在飞机上，所述安装座用于安装固定航空重力仪；所述飞机的振动经所述底座自下而上传递且逐渐减小，最终通过所述安装座传递给所述航空重力仪，其特征在于：

所述第一级减振材料的厚度为5cm，水平投影面积为0.072m²，动刚度k₂＝98000N/m，阻尼c₂＝500N·s/m；所述第二级减振材料的厚度为3.75cm，水平投影面积为0.042m²，动刚度k₁＝64092N/m，阻尼c₁＝340N·s/m；所述中间质量块的质量为m₂＝26.85kg；所述安装座的质量为3.1kg。

2.根据权利要求1所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述第一级减振材料和第二级减振材料均为

150plus型号的海绵结构。

3.根据权利要求2所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述底座、第一级减振材料和中间质量块上设有位置一致的第一安装孔；所述第一安装孔中安装有第一螺栓，用于实现所述底座、第一级减振材料和中间质量块的连接固定。

4.根据权利要求3所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述中间质量块、第二级减振材料和安装座上设有位置一致的第二安装孔和第三安装孔；所述第二安装孔中安装有第二螺栓，所述第三安装孔中安装有第三螺栓，用于实现所述中间质量块、第二级减振材料和安装座的连接固定。

5.根据权利要求4所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述中间质量块整体为圆盘状结构，其直径大于所述航空重力仪水平投影的短边长度且小于长边长度；所述设置在中间质量块上的第一安装孔共有4个、第二安装孔和第三安装孔各有2个；所述8个安装孔临近中间质量块的周边对称设置、交替分布。

6.根据权利要求5所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述安装座为长边带有弧形凸耳的圆角矩形板状结构，所述圆角矩形的水平投影尺寸与所述航空重力仪的水平投影尺寸一致，所述弧形凸耳的弧边的水平投影落在所述中间质量块的圆周上；所述每个弧形凸耳上各有一个第二安装孔；所述圆角矩形靠近每条短边位置居中各有一个第三安装孔；所述圆角矩形靠近四角位置各有一个与所述航空重力仪的预设安装孔位的位置一致的第四安装孔。

7.根据权利要求6所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述第一级减振材料包括4块结构相同的第一减振结构，所述第一减振结构为扇环结构，中心位置设有第一安装孔；所述第二级减振材料包括4块结构相同的第二减振结构，所述第二减振结构为扇环结构，中心位置设有第二安装孔或第三安装孔。

8.根据权利要求7所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述底座的上表面和中间质量块的下表面，分别设有与第一减振结构宽度一致的第一环形凹槽和第二环形凹槽；所述中间质量块的上表面和安装座的下表面，分别设有与第二减振结构宽度一致的第三环形凹槽和第四环形凹槽。

9.根据权利要求8所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述第一螺栓、第二螺栓和第三螺栓为沉头螺栓结构；

所述中间质量块的第一安装孔内部，设有用于隔离所述第一螺栓与中间质量块，以避免二者产生刚性接触的第一减振垫；所述的中间质量块的第一安装孔上部，设有用于隔离所述第一螺栓的第一螺母与中间质量块，以避免二者产生刚性接触的第二减振垫；

所述安装座的第二安装孔内部，设有用于隔离所述第二螺栓与安装座，以避免二者产生刚性接触的第三减振垫；所述安装座的第二安装孔上部，设有用于隔离所述第二螺栓的第二螺母与安装座，以避免二者产生刚性接触的第四减振垫；

所述中间质量块的第三安装孔内部，设有用于隔离所述第三螺栓与中间质量块，以避免二者产生刚性接触的第五减振垫；所述安装座的第三安装孔下部，设有用于隔离所述第三螺栓的第三螺母与安装座，以避免二者产生刚性接触的第六减振垫。

10.根据权利要求9所述的用于国产稳定平台式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述中间质量块安装第二减振垫和第六减振垫的位置，分别设有用于卡装第二减振垫和第六减振垫的第一固定卡槽和第二固定卡槽。

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