CN112503135B - 用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航天器惯性执行机构变工况自适应的隔振器，包括弹性底座、金属橡胶元件和金属橡胶配件；金属橡胶配件包括芯柱、顶盖、底盖、底杆、螺母。其中金属橡胶元件位于金属橡胶配件内部，金属橡胶元件的材料内部相互啮合的金属丝通过摩擦作用，将航天器惯性执行机构输入的振动能量耗散，提供阻尼。本发明的隔振器能够同时兼顾航天器振动状态差别很大的发射段和在轨段的两种工况，实现振动隔离耗散需求，具有自适应能力，结构简单、安装方便、质量轻、应用性强等优点。

Description

用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器
技术领域
本发明涉及一种隔振器，尤其涉及一种应用于航天器惯性执行机构的能够变工况自适应的弹性底座与金属橡胶组合的隔振器。
背景技术
航天器中的惯性执行机构如惯性动量轮、控制力矩陀螺，其主要作用是控制航天器平台的姿态稳定度、姿态测量精度等。为了保证惯性执行机构在航天器发射时大冲击、强振动的环境下不损坏，同时保证航天器在轨工作时能耗散惯性执行机构的振动能量，亟需为惯性执行机构设计一种具有变工况自适应的隔振器。据统计，惯性执行机构在发射段可能存在量级高达100g的载荷，需要高刚度应对大载荷的同时还需要大阻尼来减缓冲击，保证不发生强度破坏，提高航天器的安全性和可靠性；而在轨段仅有量级0.01g的载荷，需要低刚度阻尼来控制宽频带内微小扰振力传递到航天器平台。实践表明，惯性执行机构工作时产生的扰动是影响有效载荷及成像质量的主要扰振源。在惯性执行机构和航天器平台之间采用隔振器是一种切断传递路径且通用性较强的方式。隔振器的设计难点主要有三个，一是不能附加惯性执行机构过大的刚度，影响其力矩控制精度；二是隔振器要自动适应两种不同工况的载荷；三是要保证附加体积质量小，结构形式简单，可靠性高。
美国NASA的研究结果表明，45％的卫星发射失败是由于火箭发射段的恶劣振动环境导致的。国内外关于隔振器的研究已较为成熟，但主要是应用于整机系统级的发射段隔振，例如NASA Marshall航天飞行中心研制的G-LIMIT隔振器通过消除初始加速度，提供平稳的重力环境等，其设计原理基本都是通过隔振器附加了较大的刚度和阻尼。随着对航天器平台的性能指标的不断提升，例如指向精度要求达0.01°甚至角秒级，姿态稳定度要求达10－3～10－4(°/s)，甚至5×10－5～1×10－4(°/s)，惯性执行机构的微振动问题对航天器高性能指标的影响愈发明显，成为制约航天器高精度、高性能发展的重要因素。
综上所述，目前研制出的隔振器主要有两个缺点：一是都只针对某种工况下的特定振动载荷，无法实现变工况载荷的自适应；二是体积重量大(达到减振本体的24％以上)、系统复杂、可能需要外加能源等。
发明内容
本发明设计了一种应用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，所要解决的是航天器惯性执行机构如何在发射段和在轨段的不同工况下，减小振动干扰的技术问题，该变工况自适应的隔振器通过弹性底座与金属橡胶元件的配合，将航天器惯性执行机构输入的振动能量耗散，提供刚度阻尼。而独立设计的金属橡胶元件利用自身材料内部相互啮合的金属丝通过摩擦作用，进行运动隔离，达到耗散振动能量的技术手段，从而实现航天器振动状态差别很大的发射段和在轨段的两种工况，能够满足振动隔离耗散需求，具有自适应能力，结构简单、安装方便、质量轻、应用性强等的技术效果。
本发明设计的一种用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，变工况自适应的隔振器由金属橡胶组件(13)与弹性底座(12)构成；金属橡胶组件(13)圆周分布安装在弹性底座(12)内，弹性底座(12)的上方安装有航天器惯性机构的罩体(11)；
金属橡胶组件(13)包括有芯柱(2)、顶盖(3)、底盖(4)、螺纹底杆(5)、B螺母(6)、A螺母(8)、A软质金属橡胶元件(1)、B软质金属橡胶元件(9)、A硬质金属橡胶元件(7)和B硬质金属橡胶元件(10)；其中，A软质金属橡胶元件(1)与B软质金属橡胶元件(9)的结构相同；A硬质金属橡胶元件(7)与B硬质金属橡胶元件(10)的结构相同；
A软质金属橡胶元件(1)的中心是通孔，记为A中心通孔(1A)；A中心通孔(1A)内安装A硬质金属橡胶元件(7)；
A硬质金属橡胶元件(7)的中心是通孔，记为B中心通孔(7A)；B中心通孔(7A)用于芯柱(2)的长轴段(2B)穿过，且长轴段(2B)在B中心通孔(7A)内运动；
B软质金属橡胶元件(9)的中心是通孔，记为C中心通孔(9A)；C中心通孔(9A)内安装B硬质金属橡胶元件(10)；
B硬质金属橡胶元件(10)的中心是通孔，记为D中心通孔(10A)；D中心通孔(10A)用于芯柱(2)的短轴段(2C)穿过，且短轴段(2C)在D中心通孔(10A)内运动；
芯柱(2)上设有推力盘(2A)、长轴段(2B)和短轴段(2C)；推力盘(2A)一端的面板与A软质金属橡胶元件(1)接触，推力盘(2A)另一端的面板与B软质金属橡胶元件(9)接触；推力盘(2A)与A软金属橡胶元件(1)接触的一端的柱称为长轴段(2B)，推力盘(2A)与B软金属橡胶元件(9)接触的另一端的柱称为短轴段(2C)；芯柱(2)的长轴段(2B)上方穿过弹性底座(12)的上面板(12A)的通孔后与A螺母(8)配合连接；
顶盖(3)的一端上设有A通孔(3A)，顶盖(3)的另一端为开口端(3B)；顶盖(3)的内空腔(3C)用于放置A硬质金属橡胶元件(7)、A软质金属橡胶元件(1)；
底盖(4)的一端为开口端(4A)，底盖(4)的另一端设有凸台(4B)，凸台(4B)内设有螺纹盲孔(4C)，螺纹盲孔(4C)内螺纹连接有螺纹底杆(5)的一端；底盖(4)的内空腔用于放置B硬质金属橡胶元件(10)、B软质金属橡胶元件(9)；
顶盖(3)的开口端(3B)的内螺纹与底盖(4)的开口端(4A)的外螺纹进行螺纹连接，且底盖(4)的开口端(4A)插入顶盖(3)的开口端(3B)内；
螺纹底杆(5)为具有外螺纹的圆柱结构；底杆(5)的一端用于与底盖(4)的螺纹盲孔(4C)螺纹连接，底杆(5)的另一端穿过弹性底座(12)的下面板(12B)上的通孔后套接上B螺母(6)；
弹性底座(12)上设有簧片(12C)、上面板(12A)和下面板(12B)；上面板(12A)与下面板(12B)之间的圆周上均匀间隔分布有多个簧片(12C)。
本发明设计的变工况自适应的隔振器的优点在于：
①无需改变航天器惯性执行机构本身的结构形式，直接在惯性执行机构与航天器平台之间加入本发明变工况自适应的隔振器，航天器本身结构及接口结构不做改动。对于结构质量、形状不同的航天器，仅需调整隔振器和阻尼材料的参数。
②本发明采用了金属橡胶作为阻尼材料，具有优良的设计性。能够根据航天器的变工况载荷环境，自适应地调整隔振器的刚度和阻尼，实现发射段的高刚度阻尼特性和在轨段的低刚度阻尼特性。
③本发明采用了一件弹性底座作为隔振器的主体，多套金属橡胶组件并联在其内部，实现了底座和隔振器的一体化设计，使得隔振结构附加质量较小(可以达到减振本体的10％以内)，实现了轻质高效。
④本发明利用金属橡胶配件(顶盖、芯柱和底盖等)，实现了金属橡胶在腔体内的密闭，防止高强度交变载荷下产生碎屑，污染外部设备的可能，提高了隔振器的可靠性，延长其使用寿命。
附图说明
图1是本发明的变工况自适应的隔振器的结构图。
图1A是本发明的弹性底座的结构图。
图1B是图1的A-A剖面图。
图1C是航天器惯性执行机构的罩体与本发明的变工况自适应的隔振器的组合结构图。
图1D是航天器惯性执行机构的罩体与本发明的变工况自适应的隔振器的另一视角组合结构图。
图2是本发明的金属橡胶组件的结构图。
图2A是本发明的金属橡胶组件的剖视图。
图2B是本发明的金属橡胶组件的分解图。
图2C是本发明的金属橡胶组件中芯柱与金属橡胶元件的剖视图。
图3是本发明的软质金属橡胶的实物图。
图4是本发明的硬质金属橡胶的实物图。
图5是本发明变工况自适应的隔振器的力学性能框图。
图6是本发明变工况自适应的隔振器的力学仿真模型。
图7是当模拟航天器惯性机构在在轨段受到沿轴线向下(F下)的小载荷(1N)时的变形示意图。
图8是当模拟航天器惯性机构发射段受到沿轴线向下的大载荷(100N)时的变形示意图。
图9是变工况自适应的隔振器进行径向的减振测试性能图。
图10是变工况自适应的隔振器进行轴向的减振测试性能图。
1.A软质金属橡胶元件 1A.A中心通孔 2.芯柱
2A.推力盘 2B.长轴段 2C.短轴段
3.顶盖 3A.A通孔 3B.开口端
3C.内空腔 4.底盖 4A.开口端
4B.凸台 4C.螺纹盲孔 5.螺纹底杆
6.B螺母 7.A硬质金属橡胶元件 7A.B中心通孔
8.A螺母 9.B软质金属橡胶元件 9A.C中心通孔
10.B硬质金属橡胶元件 10A.D中心通孔 11.罩体
12.弹性底座 13.金属橡胶组件
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。
参见图1、图1A、图1B、图1C、图1D所示，金属橡胶组件13与弹性底座12构成了本发明设计的用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器。金属橡胶组件13圆周分布安装在弹性底座12内(图1、图1B)，弹性底座12的上方安装有航天器惯性机构的罩体11(图1C、图1D)。参见图1A、图1B、图1D、图2所示，金属橡胶组件13的芯柱2的上端穿过弹性底座12的上面板12A的通孔后用A螺母8固定；金属橡胶组件13的螺纹底杆5的下端穿过弹性底座12的下面板12B的通孔后用B螺母6固定。
参见图2、图2A、图2B、图2C所示，本发明设计的金属橡胶组件13包括有芯柱2、顶盖3、底盖4、螺纹底杆5、B螺母6、A螺母8、A软质金属橡胶元件1、B软质金属橡胶元件9、A硬质金属橡胶元件7和B硬质金属橡胶元件10。其中，A软质金属橡胶元件1与B软质金属橡胶元件9的结构相同；A硬质金属橡胶元件7与B硬质金属橡胶元件10的结构相同。
弹性底座12采用铝合金材质，优选2A14牌号。A软质金属橡胶元件1、B软质金属橡胶元件9、A硬质金属橡胶元件7和B硬质金属橡胶元件10采用不锈钢材质，优选0Cr18Ni9牌号。芯柱2、顶盖3、底盖4和螺纹底杆5采用45号钢。B螺母6和A螺母8采用不锈钢材质。
金属橡胶元件
参见图2、图2A、图2B、图2C所示，金属橡胶元件包括有A软质金属橡胶元件1、A硬质金属橡胶元件7、B软质金属橡胶元件9和B硬质金属橡胶元件10。软质金属橡胶元件与硬质金属橡胶元件的区别是体积与质量的不同，因而密度不同。
A软质金属橡胶元件1的中心是通孔，记为A中心通孔1A。A中心通孔1A内安装A硬质金属橡胶元件7。
A硬质金属橡胶元件7的中心是通孔，记为B中心通孔7A。B中心通孔7A用于芯柱2的长轴段2B穿过，且长轴段2B在B中心通孔7A内运动。
B软质金属橡胶元件9的中心是通孔，记为C中心通孔9A。C中心通孔9A内安装B硬质金属橡胶元件10。
B硬质金属橡胶元件10的中心是通孔，记为D中心通孔10A。D中心通孔10A用于芯柱2的短轴段2C穿过，且短轴段2C在D中心通孔10A内运动。
在本发明中，金属橡胶元件使用的是耐高温、抗腐蚀的钢丝，经过拉丝、绕丝、模压等工序制成，如图3、图4所示，具有可设计性。根据发射段和在轨段不同的载荷的大小和种类，采用计算机辅助工程仿真预估其力学特性和结构特性，据此设计其工艺特性，并通过试验优化参数，使得金属橡胶元件(1、7、9、10)实现了变工况自适应。
在本发明中，将金属橡胶元件安装在顶盖3、芯柱2和底盖4的内部，形成金属橡胶组件，得到了金属橡胶元件在密闭的腔体内的运动，防止高强度交变载荷下产生的碎屑对其的污染。
根据发射段、在轨段的变工况要求，选用的丝材为Cr－Ni系，优选为0Cr18Ni9作为金属橡胶阻尼器中金属丝的原材料，丝材密度为7930kg/m3，丝材弹性模量为2.0×1011N/m2，摩擦系数为0.3，金属丝径为0.1mm。0Cr18Ni9是使用最广泛的不锈钢耐热钢。无磁性，具有良好的低温性能，具有足够的耐晶间腐蚀能力，在氧化性酸(HNO3)中具有优良的耐蚀性，在碱溶液和大部分有机酸和无机酸中以及大气、水、蒸汽中耐蚀性亦佳。
芯柱2
参见图2、图2A、图2B、图2C所示，芯柱2上设有推力盘2A、长轴段2B和短轴段2C。推力盘2A一端的面板与A软质金属橡胶元件1接触，推力盘2A另一端的面板与B软质金属橡胶元件9接触。推力盘2A与A软金属橡胶元件1接触的一端的柱称为长轴段2B，推力盘2A与B软金属橡胶元件9接触的另一端的柱称为短轴段2C。芯柱2的长轴段2B上方穿过弹性底座12的上面板12A的通孔后与A螺母8配合连接。
顶盖3
参见图2、图2A、图2B所示，顶盖3的一端上设有A通孔3A，顶盖3的另一端为开口端3B；顶盖3的内空腔3C用于放置A硬质金属橡胶元件7、A软质金属橡胶元件1。
在本发明中，A通孔3A用于芯柱2的长轴段2B穿过。在顶盖3的开口端3B处设有一段内螺纹，通过该内螺纹与底盖4的外螺纹的螺纹配合，实现顶盖3与底盖4的螺纹连接。
底盖4
参见图2、图2A、图2B所示，底盖4的一端为开口端4A，底盖4的另一端设有凸台4B，凸台4B内设有螺纹盲孔4C，螺纹盲孔4C内螺纹连接有螺纹底杆5的一端；底盖4的内空腔用于放置B硬质金属橡胶元件10、B软质金属橡胶元件9。
在本发明中，顶盖3的开口端3B的内螺纹与底盖4的开口端4A的外螺纹进行螺纹连接，且底盖4的开口端4A插入顶盖3的开口端3B内。
在本发明中，顶盖3与底盖4采用螺纹连接，在金属橡胶元件的弹性变形过程中，顶盖3和底盖4的相对位置保持不变，即通过控制内部空腔的高度，保证了不同工况下金属橡胶元件维持一定的刚度阻尼。
螺纹底杆5
参见图2、图2A、图2B所示，螺纹底杆5为具有外螺纹的圆柱结构。底杆5的一端用于与底盖4的螺纹盲孔4C螺纹连接，底杆5的另一端穿过弹性底座12的下面板12B上的通孔后套接上B螺母6。
弹性底座12
参见图1、图1A所示，弹性底座12上设有簧片12C、上面板12A和下面板12B；上面板12A与下面板12B之间的圆周上均匀间隔分布有多个簧片12C。
工作原理
参见图5所示，本发明设计的应用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器的工作原理是：弹性底座12在航天器各种工况下都会通过自身的变形，提供刚度；而金属橡胶组件13在发射段和在轨段的作用是不同的。
(A)发射段时
发射段冲击载荷幅值很大(大于10N)，当传递振动载荷的方向为拉时(即向上力F上)，芯柱2的推力盘2A向上先压缩至A软质金属橡胶元件1、进而压缩至A硬质金属橡胶元件7，且挤压至顶盖3，此时由A软质金属橡胶元件1和A硬质金属橡胶元件7提供高刚度和阻尼。
发射段冲击载荷幅值很大(大于10N)，当传递振动载荷的方向为压时(即向下力F下)，芯柱2的推力盘2A向下先压缩至B软质金属橡胶元件9、进而压缩至B硬质金属橡胶元件10，且挤压至底盖4，此时由B软质金属橡胶元件9和B硬质金属橡胶元件10提供高刚度和阻尼。
(B)在轨段时
在轨段扰振力幅值很小(0.01N－10N)，当传递振动载荷的方向为拉时(即向上力F上)，芯柱2的推力盘2A向上仅压缩A软质金属橡胶元件1，且挤压至顶盖3，此时由A软质金属橡胶元件1提供低刚度和阻尼。
在轨段扰振力幅值很小(0.01N－10N)，当传递振动载荷的方向为压时(即向下力F下)，芯柱2的推力盘2A向下仅压缩B软质金属橡胶元件9，且挤压至底盖4，此时由B软质金属橡胶元件9提供低刚度和阻尼。
在轨段时，A硬质金属橡胶元件7和B硬质金属橡胶元件10不起作用。
本发明采用软质、硬质金属橡胶元件的配合使用，使得金属橡胶元件压缩量会随载荷大小而变化，提供非线性刚度，从而实现了变工况下的隔振需求。
力学性能分析
图6所示是弹性底座12与金属橡胶组件13结合的力学仿真模型。当模拟航天器惯性机构在在轨段受到沿轴线向下(F下)的小载荷(1N)时的变形示意图，如图7所示应变能和变形主要集中在B软质金属橡胶元件9上，由B软质金属橡胶元件9提供刚度阻尼。
图8所示是当模拟航天器惯性机构发射段受到沿轴线向下的大载荷(100N)时的变形示意图，应变能和变形主要集中在B软质金属橡胶和B硬质金属橡胶上，由二者共同提供刚度阻尼；同理，当航天器惯性机构发射段受到沿轴线向上的大载荷(100N)时，应变能和变形主要集中在A软质金属橡胶和A硬质金属橡胶上，由二者共同提供刚度阻尼。
对本发明设计的变工况自适应的隔振器仿真径向和轴向的减振测试。图9所示为径向扰振力，图10为轴向扰振力。图中，无隔振器时：径向：频率8Hz，峰值传递率9.24，频率26Hz，峰值传递率32.5；轴向：频率19Hz，峰值传递率42。有隔振器时：径向：频率10Hz，峰值传递率1.44，频率33Hz，峰值传递率3.59。轴向：频率28Hz，峰值传递率2.37。图中本发明所提出的隔振器相比传统(无阻尼)隔振器，能够更好地降低发射段峰值传递率，抑制振动放大现象，同时对于在轨段微小量级振动也能实现良好的减振效果。
金属橡胶是一种功能性结构阻尼材料，需经过拉丝、绕丝、模压等工序制成，既保持了金属材料的优异特性，又因其多孔的特点，呈现出类似橡胶材料的阻尼性能。金属橡胶通过金属丝之间的相对滑移产生干摩擦耗散振动能量，起阻尼效果。它的主要特点有两个：一是可以根据振动控制的需要进行针对性设计，即刚度和阻尼都可调，并且调整范围大；二是环境适应性强，在高低温环境下都能保证结构的稳定。
金属橡胶元件的加工制作包括有下列六个步骤：
步骤一，选择金属丝；
金属丝的直径小于等于0.5mm；
在本发明中，金属丝是制备金属橡胶的原材料，由金属橡胶元件的工作环境(主要包括温度、湿度、载荷、侵蚀性介质等)所决定。金属丝材的材质(强度、弹性模量)和直径等性质直接影响金属橡胶元件的机械性能。
选取的0Cr18Ni9牌号金属丝所需的加工温度应为所选取的丝材的低温相条件下，因此加工温度一般为5℃～40℃；丝材的丝径小于等于0.5mm；在制弹簧设备上制得的弹簧丝的螺距为0，螺旋径小于等于3.0mm，单根长度小于等于200cm。
步骤二，绕制螺旋卷；
在绕丝拉紧设备上设置绕丝为右旋缠绕，螺距为20～150mm；绕制拉力为50～250N，绕制头数为单股金属丝；制得的螺旋卷直径为金属丝直径的5～15倍；
在本发明中，金属丝的材质和直径选定以后，需要在专用缠绕设备上将其绕制成金属丝螺旋卷，螺旋卷的直径会影响金属橡胶元件的弹性和阻尼性能。为了保证金属橡胶材料具有良好的机械性能，通常将螺旋卷直径控制在金属丝直径的5～15倍范围内。
步骤三，拉伸螺旋卷；
将缠绕好的螺旋卷进行拉伸，保持螺旋丝的螺距为螺旋直径的70％～100％，制得第一预成型件；
在本发明中，将缠绕好的螺旋卷进行拉伸，一般保持螺旋丝的螺距为螺旋直径的70％～100％。如果螺距在第一预成型件中无法保持，该螺距会影响金属橡胶元件的弹性和强度性能，应使螺距尽量均匀，这样才能使成型后的金属橡胶元件质量分布均匀、啮合均匀、性能稳定。
步骤四，编织毛坯；
将拉伸后的螺旋丝编织、缠绕成特定的几何形状。编织方式是金属橡胶元件的弹性阻尼性能、强度性能和外观形貌的重要影响因素。在编织过程中应注意保持密度均匀，这样可以使成型的金属橡胶高度均匀，从而力学性能均匀。
步骤五，冷态模压；
将编织好的金属橡胶毛坯放入预先设计的冲压模具内，通过压力机施加一定的压力下进行冷态模压成型，得到规定几何尺寸的金属橡胶构件。对于尺寸较小、几何结构简单的金属橡胶构件可进行一次成型；对于尺寸较大、几何结构复杂的金属橡胶构件需要分步多次模压。
冷态模压是将金属橡胶毛坯置于成型模具中，在成型压力1～100KN(千牛)、成型温度5℃～40℃以及成型时间30min～120min条件下，制得金属橡胶。成型模具依据阻尼结构件的构形来定，本发明加工为圆环形结构体。
步骤六，性能锻炼；
刚成型的金属橡胶元件内部的丝与丝之间还未达到稳定的啮合状态，因而力学性能不稳定，需要对其进行“锻炼”试验，即反复加载—卸载，使金属螺旋丝之间充分啮合。金属橡胶元件自第一载荷循环开始，变形就与不可恢复过程相关，即使载荷不大也会出现残余变形，这与金属螺旋丝间的啮合状态、相互位置的改变和个别金属螺旋丝的塑性变形有关。随“加载—卸载”循环数的增加，可恢复变形逐渐减少，而残余变形逐渐增加。经过一定的循环次数，金属螺旋丝之间的啮合状态逐渐稳定，总变形中弹性变形和塑性变形所占的比例也基本上稳定。之后才能进行试验测试或正式投入使用。一般“锻炼”试验的次数以8～12次为宜。
本发明设计了一种应用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，所要解决的是航天器惯性执行机构如何在发射段和在轨段的不同工况下，减小振动干扰的技术问题，该变工况自适应的隔振器通过弹性底座与金属橡胶元件的配合，将航天器惯性执行机构输入的振动能量耗散，提供刚度阻尼。而独立设计的金属橡胶元件利用自身材料内部相互啮合的金属丝通过摩擦作用，进行运动隔离，达到耗散振动能量的技术手段，从而实现航天器振动状态差别很大的发射段和在轨段的两种工况，能够满足振动隔离耗散需求，具有自适应能力，结构简单、安装方便、质量轻、应用性强等的技术效果。

Claims (4)

1.一种用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，其特征在于：变工况自适应的隔振器由金属橡胶组件(13)与弹性底座(12)构成；金属橡胶组件(13)圆周分布安装在弹性底座(12)内，弹性底座(12)的上方安装有航天器惯性机构的罩体(11)；
金属橡胶组件(13)包括有芯柱(2)、顶盖(3)、底盖(4)、螺纹底杆(5)、B螺母(6)、A螺母(8)、A软质金属橡胶元件(1)、B软质金属橡胶元件(9)、A硬质金属橡胶元件(7)和B硬质金属橡胶元件(10)；其中，A软质金属橡胶元件(1)与B软质金属橡胶元件(9)的结构相同；A硬质金属橡胶元件(7)与B硬质金属橡胶元件(10)的结构相同；
A软质金属橡胶元件(1)的中心是通孔，记为A中心通孔(1A)；A中心通孔(1A)内安装A硬质金属橡胶元件(7)；
A硬质金属橡胶元件(7)的中心是通孔，记为B中心通孔(7A)；B中心通孔(7A)用于芯柱(2)的长轴段(2B)穿过，且长轴段(2B)在B中心通孔(7A)内运动；
B软质金属橡胶元件(9)的中心是通孔，记为C中心通孔(9A)；C中心通孔(9A)内安装B硬质金属橡胶元件(10)；
B硬质金属橡胶元件(10)的中心是通孔，记为D中心通孔(10A)；D中心通孔(10A)用于芯柱(2)的短轴段(2C)穿过，且短轴段(2C)在D中心通孔(10A)内运动；
芯柱(2)上设有推力盘(2A)、长轴段(2B)和短轴段(2C)；推力盘(2A)一端的面板与A软质金属橡胶元件(1)接触，推力盘(2A)另一端的面板与B软质金属橡胶元件(9)接触；推力盘(2A)与A软金属橡胶元件(1)接触的一端的柱称为长轴段(2B)，推力盘(2A)与B软金属橡胶元件(9)接触的另一端的柱称为短轴段(2C)；芯柱(2)的长轴段(2B)上方穿过弹性底座(12)的上面板(12A)的通孔后与A螺母(8)配合连接；
顶盖(3)的一端上设有A通孔(3A)，顶盖(3)的另一端为开口端(3B)；顶盖(3)的内空腔(3C)用于放置A硬质金属橡胶元件(7)、A软质金属橡胶元件(1)；
底盖(4)的一端为开口端(4A)，底盖(4)的另一端设有凸台(4B)，凸台(4B)内设有螺纹盲孔(4C)，螺纹盲孔(4C)内螺纹连接有螺纹底杆(5)的一端；底盖(4)的内空腔用于放置B硬质金属橡胶元件(10)、B软质金属橡胶元件(9)；
顶盖(3)的开口端(3B)的内螺纹与底盖(4)的开口端(4A)的外螺纹进行螺纹连接，且底盖(4)的开口端(4A)插入顶盖(3)的开口端(3B)内；
螺纹底杆(5)为具有外螺纹的圆柱结构；底杆(5)的一端用于与底盖(4)的螺纹盲孔(4C)螺纹连接，底杆(5)的另一端穿过弹性底座(12)的下面板(12B)上的通孔后套接上B螺母(6)；
弹性底座(12)上设有簧片(12C)、上面板(12A)和下面板(12B)；上面板(12A)与下面板(12B)之间的圆周上均匀间隔分布有多个簧片(12C)。
2.根据权利要求1所述的用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，其特征在于：弹性底座(12)在航天器各种工况下都会通过自身的变形，提供刚度；而金属橡胶组件(13)在发射段和在轨段的作用是不同的；
(A)发射段时
发射段冲击载荷幅值大于10N时，当传递振动载荷的方向为拉时，芯柱(2)的推力盘(2A)向上先压缩至A软质金属橡胶元件(1)、进而压缩至A硬质金属橡胶元件(7)，且挤压至顶盖(3)，此时由A软质金属橡胶元件(1)和A硬质金属橡胶元件(7)提供高刚度和阻尼；
发射段冲击载荷幅值大于10N时，当传递振动载荷的方向为压时，芯柱(2)的推力盘(2A)向下先压缩至B软质金属橡胶元件(9)、进而压缩至B硬质金属橡胶元件(10)，且挤压至底盖(4)，此时由B软质金属橡胶元件(9)和B硬质金属橡胶元件(10)提供高刚度和阻尼；
(B)在轨段时
在轨段扰振力幅值为0.01N－10N时，当传递振动载荷的方向为拉时，芯柱(2)的推力盘(2A)向上仅压缩A软质金属橡胶元件(1)，且挤压至顶盖(3)，此时由A软质金属橡胶元件(1)提供低低刚度和阻尼；
在轨段扰振力幅值为0.01N－10N时，当传递振动载荷的方向为压时，芯柱(2)的推力盘(2A)向下仅压缩B软质金属橡胶元件(9)，且挤压至底盖(4)，此时由B软质金属橡胶元件(9)提供低刚度和阻尼；
在轨段时，A硬质金属橡胶元件(7)和B硬质金属橡胶元件(10)不起作用。
3.根据权利要求1所述的用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，其特征在于：A软质金属橡胶元件(1)、B软质金属橡胶元件(9)、A硬质金属橡胶元件(7)和B硬质金属橡胶元件(10)作为金属橡胶阻尼器。
4.根据权利要求1所述的用于航天器惯性执行机构的变工况自适应的隔振器，其特征在于：A软质金属橡胶元件(1)、B软质金属橡胶元件(9)、A硬质金属橡胶元件(7)和B硬质金属橡胶元件(10)为0Cr18Ni9材质。
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