随着航天航空事业的飞速发展,人们对航天器在太空环境中姿态调节的要求也越来越高。在航天器的姿态控制系统中一般采用控制力矩陀螺(简称CMG)作为主要的执行机构。现阶段由于我国航天器种类和数量的持续高速增长,需要这种执行机构的可靠性等方面性能达到较高要求。航天器上的控制力矩陀螺普遍采用传统的电磁电机加减速器结构来实现驱动,这种驱动方式具有结构复杂、重量大、精度低等不足;此外,在极低温度或者宇宙射线的作用下,这种驱动机构的部件经常会失效。因此,现阶段亟需发展新的驱动方式来克服上述瓶颈问题。目前,压电驱动器作为一种新型的驱动元件,具有低速大力矩输出、无电磁干扰、较高的功率密度、响应速度快、耐低温性能好、断电自动实现锁定、无需润滑和构型灵活等突出优点,可以尝试应用于控制力矩陀螺的驱动系统中。根据以上原因,本文研究了一种针对小型卫星控制力矩陀螺框架的谐振式压电驱动器,与现有的一些控制力矩陀螺框架驱动结构相比,其构型更加紧凑,减少了框架的整体尺寸和重量,同时它还具备压电驱动机构的各项突出优点。本文首先初步设计了一种控制力矩陀螺框架结构,并对其简要作了分析,指出其核心元件为一种两端驱动方向相反的压电驱动器。根据压电驱动器所需实现的这种功能,规划出其基本构型,并完成致动原理分析,从理论上证明其可行性;针对所提出的新构型,通过模态分析和灵敏度分析进行结构优化设计和最终尺寸参数的确定;通过瞬态分析研究其驱动足表面质点的运动轨迹和位移参数。在此基础上,研制了压电驱动器的最终物理样机,根据阻抗分析结果完成了阻抗匹配设计。设计了测试装置对样机完成各项性能测试工作。基于已完成的压电驱动器物理样机,设计并加工完成一种控制力矩陀螺框架机构,控制力矩陀螺直径为120mm。对此机构进行了实验,在对压电驱动器施加电压为100V,频率为23.8k Hz,相位差为90°的两相交流激励信号时,控制力矩陀螺的空载转速达到102r/min;当压电驱动器输出转速为3.6r/min时,其输出力矩为2.964N·m。