✖


Jump to content

Гироскоп управляющего момента

Гироскоп управляющего момента ( CMG ) — это устройство управления ориентацией, обычно используемое в космических аппаратов системах ориентации . CMG состоит из вращающегося ротора и одного или нескольких моторизованных подвесов ротора , которые наклоняют угловой момент . Когда ротор наклоняется, изменяющийся угловой момент вызывает гироскопический крутящий момент, который вращает космический корабль. [1] [2]

Механика

[ редактировать ]

CMG отличаются от реактивных колес . Последние применяют крутящий момент, просто изменяя скорость вращения ротора, но первые наклоняют ось вращения ротора, не обязательно изменяя скорость его вращения. CMG также гораздо более энергоэффективны. При мощности в несколько сотен ватт и массе около 100 кг большие CMG создавали крутящий момент в тысячи ньютон-метров . Реактивное колесо аналогичной мощности потребует мегаватт мощности. [3]

Разновидности дизайна

[ редактировать ]

Одинарный подвес

[ редактировать ]

Наиболее эффективные CMG включают только один подвес . Когда подвес такого CMG вращается, изменение направления углового момента ротора представляет собой крутящий момент, который воздействует на корпус, на котором установлен CMG, например космический корабль. За исключением эффектов, связанных с движением космического корабля, этот крутящий момент возникает из-за ограничения, поэтому он не совершает механической работы (т. е. не требует энергии). CMG с одним подвесом обмениваются угловым моментом таким образом, что требуется очень мало энергии, в результате чего они могут применять очень большие крутящие моменты при минимальной электрической энергии.

Двойной подвес

[ редактировать ]

Такой CMG включает в себя два подвеса на каждый ротор. В качестве привода он более универсален, чем CMG с одним карданом, поскольку способен направлять вектор углового момента ротора в любом направлении. Однако на крутящий момент, создаваемый движением одного подвеса, часто должен реагировать другой подвес на пути к космическому кораблю, что требует большей мощности для заданного крутящего момента, чем для CMG с одним подвесом. Если цель состоит в том, чтобы просто сохранить угловой момент с эффективным использованием массы, как в случае с Международной космической станцией , CMG с двумя подвесами являются хорошим выбором конструкции. Однако, если вместо этого космическому кораблю требуется большой выходной крутящий момент при минимальном энергопотреблении, лучшим выбором будут CMG с одним подвесом.

Переменная скорость

[ редактировать ]

Большинство CMG поддерживают постоянную скорость ротора, используя относительно небольшие двигатели, чтобы компенсировать изменения из-за динамической связи и неконсервативных эффектов. Некоторые академические исследования были сосредоточены на возможности увеличения и уменьшения скорости ротора при подвесе CMG. CMG с регулируемой скоростью (VSCMG) дают мало практических преимуществ при рассмотрении возможности приведения в действие, поскольку выходной крутящий момент ротора обычно намного меньше, чем крутящий момент, вызываемый движением карданного подвеса. Основным практическим преимуществом VSCMG по сравнению с обычным CMG является дополнительная степень свободы, обеспечиваемая доступным крутящим моментом ротора, которую можно использовать для постоянного предотвращения сингулярности CMG и переориентации кластера VSCMG. Исследования показали, что крутящие моменты ротора, необходимые для этих двух целей, очень малы и находятся в пределах возможностей обычных роторных двигателей CMG. [4] Таким образом, практические преимущества VSCMG легко доступны при использовании обычных CMG с изменениями в законах управления кластером CMG и управления роторным двигателем CMG. VSCMG также можно использовать в качестве механической батареи для хранения электрической энергии в виде кинетической энергии маховиков.

Корпус космического корабля

[ редактировать ]

Если у космического корабля есть вращающиеся части, их можно использовать или контролировать как CMG.

Потенциальные проблемы

[ редактировать ]

Особенности

[ редактировать ]

Для управления ориентацией космического корабля необходимы как минимум три одноосных ЦМГ. Однако независимо от того, сколько CMG использует космический корабль, движение карданного подвеса может привести к относительной ориентации, которая не создает полезного выходного крутящего момента в определенных направлениях. Эти ориентации известны как сингулярности и связаны с кинематикой робототехнических систем, которые сталкиваются с ограничениями на скорости конечного эффектора из-за определенного расположения суставов. Избежание этих сингулярностей, естественно, представляет большой интерес, и было предложено несколько методов. Дэвид Бэйли и другие утверждали (в патентах и ​​научных публикациях), что достаточно просто избегать ошибки «деления на ноль», связанной с этими сингулярностями. [5] [6] Еще два недавних патента суммируют конкурирующие подходы. [7] [8] См. также Блокировка подвеса .

Насыщенность

[ редактировать ]

Кластер CMG может стать насыщенным в том смысле, что он удерживает максимальное количество углового момента в определенном направлении и больше не может удерживать.

В качестве примера предположим, что космический корабль, оснащенный двумя или более CMG с двумя карданами, испытывает кратковременный нежелательный крутящий момент, возможно, вызванный реакцией от выпуска отработанных газов, который заставляет его вращаться по часовой стрелке вокруг своей передней оси и, таким образом, увеличивать его угловой момент вдоль этой оси. . Затем программа управления CMG даст команду карданным двигателям CMG постепенно наклонять оси вращения роторов все больше и больше вперед, так что векторы углового момента роторов направлены ближе к передней оси. Пока происходит это постепенное изменение направления вращения ротора, роторы будут создавать гироскопические крутящие моменты, результирующая которых направлена ​​против часовой стрелки вокруг передней оси, удерживая космический корабль устойчивым к нежелательному крутящему моменту отработавших газов.

Когда переходный крутящий момент закончится, программа управления остановит движение подвеса, и роторы останутся направленными вперед больше, чем раньше. Поток нежелательного поступательного углового момента направлялся через CMG и сбрасывался в роторы; передняя составляющая их полного вектора углового момента теперь больше, чем раньше.

Если эти события повторяются, векторы углового момента отдельных роторов будут все теснее группироваться в прямом направлении. В предельном случае все они окажутся параллельными, и кластер CMG теперь будет насыщен в этом направлении; он больше не может удерживать угловой момент. Если CMG изначально не обладали угловым моментом относительно каких-либо других осей, они в конечном итоге насытятся точно вдоль передней оси. Однако, если (например) они уже удерживали небольшой угловой момент в направлении «вверх» (рыскание влево), они насытятся (в конечном итоге станут параллельными) вдоль оси, направленной вперед и немного вверх, и так далее. Насыщение возможно по любой оси.

В насыщенном состоянии управление ориентацией невозможно. Поскольку гироскопические крутящие моменты теперь могут создаваться только под прямым углом к ​​оси насыщения, управление креном вокруг этой оси теперь не существует. Также возникнут большие трудности с управлением по другим осям. Например, нежелательному отклонению влево можно противостоять только путем сохранения некоторого углового момента «вверх» в роторах CMG. Это можно сделать только путем наклона хотя бы одной из их осей вверх, что несколько уменьшит переднюю составляющую их полного углового момента. Поскольку теперь они могут хранить меньше углового момента вперед при «правом крене», им придется передать часть обратно в космический корабль, который будет вынужден начать нежелательный крен вправо. [а]

Единственное средство от этой потери управления - обесцветить CMG, удалив избыточный угловой момент космического корабля. Самый простой способ сделать это — использовать подруливающие устройства системы управления реакцией (RCS). В нашем примере насыщения вдоль прямой оси RCS будет запущен для создания крутящего момента против часовой стрелки вокруг этой оси. Программа управления CMG затем даст команду осям вращения ротора начать разворачиваться веером в направлении вперед, создавая гироскопические крутящие моменты, результирующая которых равна по часовой стрелке относительно направления вперед, противодействуя RCS, пока он стреляет, и, таким образом, удерживая космический корабль в устойчивом состоянии. Это продолжается до тех пор, пока из роторов CMG не будет выведено необходимое количество переднего углового момента; он преобразуется в момент импульса движущегося вещества в выхлопах двигателя РКС и уносится от корабля. [б]

Стоит отметить, что «насыщение» может применяться только к кластеру из двух и более CMG, поскольку это означает, что вращения их роторов стали параллельными. Бессмысленно говорить, что одиночный CMG с постоянной скоростью может стать насыщенным; в каком-то смысле он «постоянно насыщен» в любом направлении, в котором указывает ротор. Это контрастирует с одним реактивным колесом , которое может поглощать все больше и больше углового момента вдоль своей фиксированной оси, вращаясь быстрее, пока не достигнет насыщения на максимальной расчетной скорости.

Антипараллельное выравнивание

[ редактировать ]

Помимо насыщения, существуют и другие нежелательные конфигурации осей ротора, в частности, антипараллельное расположение. Например, если космический корабль с двумя двухкарданными CMG попадает в состояние, в котором одна ось вращения несущего винта направлена ​​прямо вперед, а ось вращения другого несущего винта направлена ​​прямо назад (т. е. антипараллельно первой), тогда все управление креном будет потерян. Это происходит по той же причине, что и при насыщении; роторы могут создавать гироскопические крутящие моменты только под прямым углом к ​​их осям вращения, и здесь эти крутящие моменты не будут иметь продольных составляющих и, следовательно, не будут влиять на крен. Однако в этом случае ЦМГ вообще не насыщаются; их угловые моменты равны и противоположны, поэтому общий запасенный угловой момент в сумме равен нулю. Однако, как и в случае с насыщением, и по точно таким же причинам, управление креном станет все более трудным, если CMG хотя бы приблизится к антипараллельному выравниванию.

В антипараллельной конфигурации хоть и теряется управление по крену, но управление по другим осям все равно работает хорошо (в отличие от ситуации с насыщением). С нежелательным левым рысканием можно справиться, сохранив некоторый угловой момент «вверх», что легко сделать, слегка наклонив обе оси вращения ротора вверх на одинаковую величину. Поскольку их передняя и задняя составляющие по-прежнему будут равны и противоположны, продольный угловой момент не изменится (он все равно будет равен нулю) и, следовательно, не будет нежелательного крена. Фактически ситуация улучшится, поскольку оси несущего винта больше не будут полностью антипараллельны, и будет восстановлен некоторый контроль по крену.

Таким образом, антипараллельное выравнивание не так серьезно, как насыщение, но его все же следует избегать. Теоретически это возможно с любым количеством CMG; до тех пор, пока некоторые роторы выровнены параллельно определенной оси, а все остальные направлены точно в противоположном направлении, насыщения нет, но по-прежнему нет контроля крена вокруг этой оси. При наличии трех и более CMG ситуацию можно сразу исправить, просто перераспределив существующий суммарный угловой момент между роторами (даже если этот суммарный момент равен нулю). [с] На практике программа управления CMG будет постоянно перераспределять общий угловой момент, чтобы избежать ситуации, возникающей изначально.

Если в скоплении всего два ЦМГ, как в нашем первом примере, то антипараллельное выравнивание неизбежно произойдет, если общий запасенный угловой момент достигнет нуля. Решение состоит в том, чтобы держать его подальше от нуля, возможно, используя срабатывание RCS. Это не очень удовлетворительно, и на практике все космические корабли, использующие CMG, оснащены как минимум тремя. Однако иногда случается, что после сбоев в кластере остаются только два работающих CMG, и управляющая программа должна уметь справиться с этой ситуацией.

Удар по подвесу останавливается

[ редактировать ]

Старые модели CMG, такие как те, которые были выпущены вместе со Skylab в 1973 году, имели ограниченный ход подвеса между фиксированными механическими упорами. На Skylab CMG пределы составляли плюс-минус 80 градусов от нуля для внутренних подвесов и от плюс 220 градусов до минус 130 градусов для внешних (поэтому ноль был смещен на 45 градусов от центра хода). Визуализируя внутренний угол как «широту», а внешний как «долготу», можно увидеть, что для отдельного CMG были «слепые зоны» с радиусом 10 градусов широты на «Северном и Южном полюсах», а также дополнительные «слепая полоса» шириной 10 градусов «долготы», проходящая от полюса до полюса, с центром на линии «долготы» под углом плюс 135 градусов. Эти «слепые зоны» представляли собой направления, в которых ось вращения ротора никогда не могла быть направлена. [9] : 11 

Skylab нес три CMG, установленных корпусами (и, следовательно, осями роторов, когда подвесы были установлены на ноль) в трех взаимно перпендикулярных направлениях. Это гарантировало, что шесть «полярных слепых зон» располагались на расстоянии 90 градусов друг от друга. Смещение нуля на 45 градусов гарантировало, что три «слепые полосы» внешних подвесов пройдут на полпути между соседними «полярными слепыми зонами» и на максимальном расстоянии друг от друга. Вся конструкция гарантировала, что «слепые зоны» трех CMG никогда не перекрываются, и, таким образом, по крайней мере два из трех вращений ротора могут быть направлены в любом заданном направлении. [9] : 4 

Программа управления CMG отвечала за то, чтобы подвесы никогда не останавливались, перераспределяя угловой момент между тремя роторами, чтобы приблизить большие углы подвеса к нулю. Поскольку общий угловой момент, который нужно было сохранить, имел только три степени свободы , в то время как программа управления могла изменять шесть независимых переменных (три пары углов подвеса), программа имела достаточную свободу действий, чтобы сделать это, при этом подчиняясь другим ограничениям, таким как избегая антипараллельных выравниваний. [9] : 5 

Одним из преимуществ ограниченного движения подвеса, такого как у Skylab, является то, что сингулярности представляют собой меньшую проблему. Если бы внутренние подвесы Скайлэба могли отклоняться от нуля на 90 градусов и более, тогда «Северный и Южный полюса» могли бы стать сингулярностями; ограничители подвеса помешали этому.

Более современные CMG, такие как четыре блока, установленные на МКС в 2000 году, имеют неограниченный ход подвеса и, следовательно, не имеют «слепых зон». Таким образом, их не обязательно устанавливать лицом во взаимно перпендикулярных направлениях; все четыре блока МКС смотрят в одну сторону. Программа управления не должна беспокоиться об упорах подвеса, но, с другой стороны, она должна уделять больше внимания предотвращению сингулярностей.

Приложения

[ редактировать ]

Скайлэб

[ редактировать ]

«Скайлэб» , запущенный в мае 1973 года, был первым пилотируемым космическим кораблем, оснащенным большими CMG для управления ориентацией. [10] Три CMG с двойным подвесом были установлены на стойке для оборудования телескопической установки Аполлона в центре массива солнечных панелей в форме ветряной мельницы на боковой стороне станции. Они были расположены так, что корпуса (и, следовательно, роторы, когда все подвесы находились в нулевом положении) смотрели в трех взаимно перпендикулярных направлениях. Поскольку агрегаты имели двойной подвес, каждый из них мог создавать крутящий момент вокруг любой оси под прямым углом к ​​оси своего ротора, что обеспечивало некоторую избыточность; если какой-либо из трех выйдет из строя, комбинация оставшихся двух, как правило, все равно сможет создавать крутящий момент вокруг любой желаемой оси. [9]

Gyrodynes on Salyut and Mir

[ редактировать ]

ЦМГ использовались для ориентации на космических станциях «Салют» и «Мир» , где их называли гиродинами (от русского гиродин гиродин ; это слово также иногда используется – особенно российским экипажем – для ЦМГ на МКС ). [11] Впервые они были испытаны на «Салюте-3» в 1974 году и вводились в качестве стандартных компонентов, начиная с «Салюта-6» . [12]

Всего на завершенной станции «Мир» было 18 гиродинов, начиная с шести в герметичной внутренней части модуля «Квант-1» . [13] Позже к ним были добавлены еще шесть на негерметичной внешней стороне «Кванта-2» . По данным НПО "Энергия", вынести их на улицу оказалось ошибкой, так как это значительно усложнило замену гиродинов. [14] Третий комплект гиродинов был установлен на «Кристалле» во время Мир-18. [15]

Международная космическая станция

[ редактировать ]
Персонал НАСА управляет единственным гироскопом управляющего момента для Международной космической станции .

Всего на МКС используются четыре CMG, установленные на ферме Z1. [16] в качестве основных исполнительных устройств при работе в нормальном режиме полета. Целью системы управления полетом CMG является удержание космической станции в фиксированном положении относительно поверхности Земли. Кроме того, он ищет положение равновесия крутящего момента (TEA), в котором сведен к минимуму совокупный вклад крутящего момента градиента силы тяжести , атмосферного сопротивления , солнечного давления и геомагнитных взаимодействий. При наличии этих постоянных возмущений окружающей среды CMG поглощают угловой момент, пытаясь поддерживать космическую станцию ​​в желаемом положении. CMG в конечном итоге насыщаются (накапливая угловой момент до такой степени, что они больше не могут накапливаться), что приводит к потере эффективности массива CMG для управления. Какая-то схема управления угловым моментом (MMS) необходима, чтобы позволить CMG сохранять желаемое положение и в то же время предотвращать насыщение CMG. Поскольку при отсутствии внешнего крутящего момента КМГ могут только обмениваться угловым моментом между собой, не меняя общего, то для десатурации КМГ, то есть приведения углового момента к номинальному значению, необходимо использовать внешние управляющие моменты. Некоторые методы разгрузки углового момента CMG включают использование магнитных моментов, реактивных двигателей и крутящего момента с градиентом силы тяжести. Для космической станции предпочтительным является подход с использованием гравитационного градиента крутящего момента. [ нужна ссылка ] потому что для этого не требуются расходные материалы или внешнее оборудование, а также потому, что гравитационно-градиентный момент на МКС может быть очень высоким. [17] Насыщение CMG наблюдалось во время выходов в открытый космос, что требовало использования топлива для поддержания желаемого положения. [18] В 2006 и 2007 годах эксперименты на основе CMG продемонстрировали жизнеспособность маневров с нулевым использованием топлива для корректировки положения МКС на 90 ° и 180 °. [19] К 2016 году четыре расстыковки «Союзов» были произведены с использованием корректировки ориентации на основе CMG, что привело к значительной экономии топлива. [20]

Станция Тяньгун

[ редактировать ]

Tiangong Всего имеет 6 CMG, установленных на основном модуле Tianhe , круглые детали которого видны сбоку.

Предложенный

[ редактировать ]

По состоянию на 2016 год на российском орбитальном сегменте МКС собственных КМГ нет. Однако предлагаемый, но еще не построенный научно-энергетический модуль (NEM-1) будет оснащен несколькими внешними CMG. [21] НЭМ-1 будет установлен в одном из боковых портов небольшого Узлового модуля или Узлового модуля, который планируется завершить и запустить в какой-то момент в рамках российской программы 2016–2025 годов. Его двойной NEM-2 (если он будет завершен) позже будет установлен симметрично на другом боковом порту UM.

24 февраля 2015 года Научно-технический совет Роскосмоса объявил , что после вывода из эксплуатации МКС (тогда запланированного на 2024 год) новые российские модули будут отделены и составят ядро ​​небольшой общероссийской космической станции, которая будет называться ОПСЭК . [22] [23] Если этот план будет реализован, CMG на НЭМ-1 (и НЭМ-2, если он будет построен) будут обеспечивать ориентацию новой российской станции.

  • Гироскоп управляющего момента
    Гироскоп управляющего момента
  • Чертеж гироскопа управляющего момента (крышка снята)
    Чертеж гироскопа управляющего момента (крышка снята)

Предлагаемая космическая среда обитания «Остров 3» была спроектирована так, чтобы использовать две среды обитания, вращающиеся в противоположных направлениях, в отличие от CMG с чистым нулевым импульсом и, следовательно, без необходимости в двигателях управления ориентацией. [24]

См. также

[ редактировать ]

Примечания

[ редактировать ]
  1. ^ На самом деле управление уже будет затруднено, даже если кластер не совсем насыщен. Например, для управления креном необходимо, чтобы гироскопические моменты имели направленный вперед компонент. Эти гироскопические моменты всегда расположены под прямым углом к ​​осям вращения ротора, поэтому вблизи насыщения в нашем примере направленные вперед компоненты довольно малы по сравнению с общими гироскопическими моментами. Это означает, что общие гироскопические моменты должны быть довольно большими, чтобы обеспечить эффективное управление креном, а этого можно достичь только за счет ускорения движений подвеса. В конечном итоге они превысят возможности подвесных двигателей.
  2. ^ Можно задаться вопросом, почему двигатели RCS изначально не использовались для прямого противодействия крутящему моменту, создаваемому выбросом отработанных газов, тем самым полностью обходя CMG и делая их ненужными. Один из ответов заключается в том, что двигатели RCS обычно производят гораздо большую тягу, чем выброс отработанных газов, или другие вероятные причины нежелательного крутящего момента; несколько секунд срабатывания RCS могут истощить угловой момент, который накапливался в CMG часами. RCS используется для «грубого» управления ориентацией, а CMG обеспечивает «тонкую» настройку. Другая причина временного сохранения углового момента в CMG заключается в том, что вполне возможно, что за одним нежелательным крутящим моментом через некоторое время может последовать другой нежелательный крутящий момент в противоположном направлении. В этом случае угловой момент, оставшийся после первого события, используется для противодействия второму событию без затрат драгоценного топлива RCS. Циклические нежелательные крутящие моменты, подобные этому, часто вызываются орбитальными взаимодействиями с гравитационным градиентом.
  3. ^ Например, предположим, что есть четыре CMG и стартовая конфигурация — два вращения лицом вперед и два вращения назад. Тогда один из роторов, обращенных вперед, можно плавно повернуть в положение «вверх», а один ротор, обращенный назад, одновременно повернуть в положение «вниз». Результирующие гироскопические моменты будут компенсировать друг друга ровно во время этого движения, и окончательная конфигурация в форме знака «+» больше не будет антипараллельной.

Ссылки

[ редактировать ]
  1. ^ Гурризи, Чарльз; Зейдель, Раймонд; Дикерсон, Скотт; Дидзюлис, Стивен; Франц, Питер; Фергюсон, Кевин (12 мая 2010 г.). «Извлеченные уроки по управлению моментным гироскопом космической станции» (PDF) . Материалы 40-го симпозиума по аэрокосмическим механизмам .
  2. ^ «Гироскопы управления моментом (КМГ)» . aerospace.honeywell.com . Проверено 27 марта 2018 г.
  3. ^ «Р. Вотел, Д. Синклер. «Сравнение гироскопов управляющего момента и реактивных колес для небольших спутников наблюдения за Землей». 26-я ежегодная конференция AIAA/USU по малым спутникам» .
  4. ^ Шауб, Ханспетер ; Джанкинс, Джон Л. (январь 2000 г.). «Избежание сингулярности с использованием гироскопов момента нулевого движения и регулируемой скорости». Журнал руководства, контроля и динамики . 23 (1): 11–16. Бибкод : 2000JGCD...23...11S . дои : 10.2514/2.4514 .
  5. ^ «Ориентирование спутника с помощью гироскопов управляемого импульса - Патент США 6154691» . Patft.uspto.gov . Проверено 3 октября 2013 г.
  6. ^ Хейберг, Кристофер Дж.; Бейли, Дэвид; Ви, Бонг (январь 2000 г.). «Точное наведение космического корабля с использованием однокарданных гироскопов управления моментом с возмущением». Журнал руководства, контроля и динамики . 23 (1). Американский институт аэронавтики и астронавтики: 77–85. Бибкод : 2000JGCD...23...77H . дои : 10.2514/2.4489 . ISSN   0731-5090 .
  7. ^ Патент США 7246776.
  8. ^ «Заявка на патент США 20070124032» . Appft1.uspto.gov . Проверено 3 октября 2013 г.
  9. ^ Перейти обратно: а б с д Чабб, ВБ; Зельцер, С.М. (февраль 1971 г.). «Система управления ориентацией и наведением Skylab» (PDF) . ntrs.nasa.gov . Технические примечания НАСА . Проверено 1 апреля 2016 г.
  10. ^ Белью, Лиланд Ф. (1977). «SP-400 «Скайлэб», наша первая космическая станция; Глава 3: «Мы можем исправить все » . History.nasa.gov . Бюро истории НАСА . Проверено 1 апреля 2016 г.
  11. ^ Фоул, Майкл (19 июня 1998 г.). «Навигация по Миру» . www.mathematica-journal.com . Журнал Математика . Проверено 30 марта 2016 г.
  12. ^ Zak, Anatoly. "OPS-2 (Salyut-3)" . www.russianspaceweb.com . Anatoly Zak . Retrieved 30 March 2016 .
  13. ^ Зак, Анатолий. «Модуль Квант-1» . www.russianspaceweb.com . Анатолий Зак . Проверено 30 марта 2016 г.
  14. ^ Зак, Анатолий. «Модуль Квант-2» . www.russianspaceweb.com . Анатолий Зак . Проверено 30 марта 2016 г.
  15. ^ "Шаттл-Мир Мультимедиа/Фотогалерея/Тагард" . Архивировано из оригинала 22 декабря 2001 г.
  16. ^ «НАСА - История Космического центра Джонсона» (PDF) . 11 февраля 2015 г.
  17. ^ А. Потиавала, М. А. Дале, H ∞ Оптимальное управление ориентацией и управлением импульсом космической станции , Массачусетский технологический институт, Кембридж, Массачусетс 02139, 1990 https://dspace.mit.edu/bitstream/handle/1721.1/3208/ П-1985-22200134.pdf
  18. ^ Оберг, Джеймс (28 февраля 2005 г.). «Действие-реакция в космосе: «гиродинная война» накаляется» . Космический обзор . Космические новости . Проверено 31 октября 2018 г. Во всем этом обмене жалобами упускается из виду фундаментальная инженерная проблема, которая на самом деле заставляет российские двигатели срабатывать во время выхода в открытый космос. У американских и российских космических работников поразительно несовместимые теории о причинах. [...] Во всем этом обмене жалобами упускается из виду фундаментальная инженерная проблема, заключающаяся в том, что на самом деле заставляет российские двигатели срабатывать во время выходов в открытый космос. Американские эксперты полагают, что струя водяного пара из охлаждающей установки в рюкзаке выходцев в открытый космос достаточно сильна, чтобы вывести из строя всю двухсоттонную космическую станцию. Это перегружает американские стабилизирующие гироскопы и вызывает запуск российских ракетных двигателей. Эффект был замечен во время прошлых выходов в открытый космос на станциях с использованием российских скафандров. Со своей стороны, российские инженеры полагают, что причиной могла стать небольшая утечка воздуха из шлюзового люка. Другие российские эксперты винят во всем неисправность американских гироскопов (которые русские называют «гиродинами»), причем никаких российских проблем вообще нет.
  19. ^ Бедроссян, Назарет (20 июня 2018 г.). «Демонстрация маневра без топлива (ZPM) Международной космической станции» . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства . НАСА . Проверено 31 октября 2018 г. Никаких больше маневров на миллион долларов. Когда космическая станция должна вращаться для таких операций, как стыковка транспортных средств снабжения, она использует двигатели, работающие на топливе стоимостью почти 10 000 долларов за фунт. Эта демонстрация успешно развернула станцию ​​на 90 и 180 градусов без топлива, сэкономив топливо на сумму более 1 миллиона долларов при маневре на 180 градусов. Новая технология использует гироскопы или вращающиеся устройства накопления импульса, работающие на солнечной энергии, для маневрирования по особым траекториям. Это существенно сократит использование топлива и загрязнение солнечных батарей и нагрузок. Благодаря этой технологии длительные космические миссии могут нести меньше топлива и больше продовольствия.
  20. ^ Туретт, Фиона (11 мая 2016 г.). «Экономия топлива при отстыковке корабля «Союз» от Международной космической станции» (PDF) . Сервер технических отчетов НАСА . Управление полетов Космического центра имени Джонсона НАСА . Проверено 31 октября 2018 г. Расход топлива • Традиционная расстыковка корабля «Союз»: 10–40 кг • Расстыковка корабля «Союз» под управлением США: 0–1 кг • Экономия в год (4 корабля «Союз/год»): 40–160 кг
  21. ^ Зак, Анатолий. «Россия работает над станционным модулем нового поколения» . www.russianspaceweb.com . Анатолий Зак. Архивировано из оригинала 8 апреля 2016 года . Проверено 5 апреля 2016 г.
  22. ^ Зак, Анатолий. «ОПСЭК Проект» . www.russianspaceweb.com . Анатолий Зак. Архивировано из оригинала 22 марта 2016 года . Проверено 5 апреля 2016 г.
  23. ^ Зак, Анатолий. «Немеждународная космическая станция» . www.russianspaceweb.com . Анатолий Зак . Проверено 5 апреля 2016 г.
  24. ^ О'Нил, Джерард (1976). Высокий рубеж . Уильям Морроу. п. 288. ИСБН  978-0688031336 .
[ редактировать ]

Приложения CMG и фундаментальные исследования проводятся в нескольких учреждениях.

Retrieved from "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Control_moment_gyroscope&oldid=1235596471"
Arc.Ask3.Ru: конец переведенного документа.
Arc.Ask3.Ru
Номер скриншота №: dfd0b8bea8bc6566e1e964968af63edf__1721438340
URL1:https://arc.ask3.ru/arc/aa/df/df/dfd0b8bea8bc6566e1e964968af63edf.html
Заголовок, (Title) документа по адресу, URL1:
Control moment gyroscope - Wikipedia
Данный printscreen веб страницы (снимок веб страницы, скриншот веб страницы), визуально-программная копия документа расположенного по адресу URL1 и сохраненная в файл, имеет: квалифицированную, усовершенствованную (подтверждены: метки времени, валидность сертификата), открепленную ЭЦП (приложена к данному файлу), что может быть использовано для подтверждения содержания и факта существования документа в этот момент времени. Права на данный скриншот принадлежат администрации Ask3.ru, использование в качестве доказательства только с письменного разрешения правообладателя скриншота. Администрация Ask3.ru не несет ответственности за информацию размещенную на данном скриншоте. Права на прочие зарегистрированные элементы любого права, изображенные на снимках принадлежат их владельцам. Качество перевода предоставляется как есть. Любые претензии, иски не могут быть предъявлены. Если вы не согласны с любым пунктом перечисленным выше, вы не можете использовать данный сайт и информация размещенную на нем (сайте/странице), немедленно покиньте данный сайт. В случае нарушения любого пункта перечисленного выше, штраф 55! (Пятьдесят пять факториал, Денежную единицу (имеющую самостоятельную стоимость) можете выбрать самостоятельно, выплаичвается товарами в течение 7 дней с момента нарушения.)