Гироскоп момента управления ( CMG ) — это устройство управления ориентацией , обычно используемое в системах управления ориентацией космических аппаратов . CMG состоит из вращающегося ротора и одного или нескольких моторизованных карданных подвесов , которые наклоняют угловой момент ротора . Когда ротор наклоняется, изменяющийся угловой момент вызывает гироскопический крутящий момент, который вращает космический аппарат. [1] [2]
CMG отличаются от реактивных колес . Последние применяют крутящий момент , просто изменяя скорость вращения ротора, но первые наклоняют ось вращения ротора, не обязательно изменяя его скорость вращения. CMG также гораздо более энергоэффективны. При нескольких сотнях ватт и массе около 100 кг большие CMG вырабатывали тысячи ньютон-метров крутящего момента. Реактивное колесо аналогичной мощности потребовало бы мегаватт мощности. [3]
Наиболее эффективные CMG включают только один карданный подвес . Когда карданный подвес такого CMG вращается, изменение направления углового момента ротора представляет собой крутящий момент, который реагирует на тело, к которому прикреплен CMG, например, космический корабль. За исключением эффектов, вызванных движением космического корабля, этот крутящий момент обусловлен ограничением, поэтому он не выполняет никакой механической работы (т. е. не требует энергии). CMG с одним карданным подвесом обмениваются угловым моментом таким образом, что требуется очень мало мощности, в результате чего они могут применять очень большие крутящие моменты при минимальном электрическом входе.
Такой CMG включает в себя два кардана на ротор. Как привод, он более универсален, чем CMG с одним карданом, поскольку он способен направлять вектор углового момента ротора в любом направлении. Однако крутящий момент, создаваемый движением одного кардана, часто должен реагировать другим карданом на пути к космическому кораблю, требуя большей мощности для заданного крутящего момента, чем CMG с одним карданом. Если цель состоит просто в том, чтобы сохранить угловой момент массовым эффективным способом, как в случае Международной космической станции , CMG с двумя карданами являются хорошим выбором конструкции. Однако, если космическому кораблю вместо этого требуется большой выходной крутящий момент при минимальном потреблении энергии, CMG с одним карданом являются лучшим выбором.
Большинство CMG поддерживают постоянную скорость ротора, используя относительно небольшие двигатели для компенсации изменений из-за динамической связи и неконсервативных эффектов. Некоторые академические исследования были сосредоточены на возможности увеличения и уменьшения скорости ротора во время работы карданного подвеса CMG. CMG с переменной скоростью (VSCMG) предлагают мало практических преимуществ при рассмотрении возможностей приведения в действие, поскольку выходной крутящий момент от ротора, как правило, намного меньше, чем вызванный движением карданного подвеса. Основным практическим преимуществом VSCMG по сравнению с обычным CMG является дополнительная степень свободы, предоставляемая доступным крутящим моментом ротора, которая может быть использована для непрерывного избегания 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 управлении кластером CMG и законах управления роторным двигателем CMG. VSCMG также может использоваться в качестве механической батареи для хранения электрической энергии в виде кинетической энергии маховиков.
Если космический корабль имеет вращающиеся части, их можно использовать или управлять ими как CMG.
Для управления положением космического корабля необходимы как минимум три одноосных CMG. Однако независимо от того, сколько CMG использует космический корабль, движение карданного подвеса может привести к относительным ориентациям, которые не производят полезного выходного крутящего момента вдоль определенных направлений. Эти ориентации известны как сингулярности и связаны с кинематикой роботизированных систем, которые сталкиваются с ограничениями скоростей конечного эффектора из-за определенных сочленений. Избежание этих сингулярностей, естественно, представляет большой интерес, и было предложено несколько методов. Дэвид Бейли и другие утверждали (в патентах и в академических публикациях), что достаточно просто избежать ошибки «деления на ноль», связанной с этими сингулярностями. [5] [6] Два более поздних патента суммируют конкурирующие подходы. [7] [8] См. также Gimbal lock .
Кластер CMG может стать насыщенным в том смысле, что он удерживает максимальное количество углового момента в определенном направлении и не может удерживать больше.
В качестве примера предположим, что космический корабль, оснащенный двумя или более двухшарнирными CMG, испытывает кратковременный нежелательный крутящий момент, возможно, вызванный реакцией от выпуска отработанного газа, стремящийся заставить его вращаться по часовой стрелке вокруг своей передней оси и, таким образом, увеличить свой угловой момент вдоль этой оси. Затем программа управления CMG даст команду двигателям карданного подвеса CMG постепенно наклонять оси вращения роторов все больше и больше вперед, так что векторы углового момента роторов будут указывать ближе вдоль передней оси. Пока происходит это постепенное изменение направления вращения ротора, роторы будут создавать гироскопические крутящие моменты, результирующий которых будет против часовой стрелки вокруг передней оси, удерживая космический корабль устойчивым против нежелательного крутящего момента отработанного газа.
Когда переходный крутящий момент заканчивается, программа управления останавливает движение карданного подвеса, и роторы остаются направленными вперед больше, чем раньше. Приток нежелательного прямого углового момента был направлен через CMG и сброшен в роторы; передний компонент их общего вектора углового момента теперь больше, чем раньше.
Если эти события повторяются, векторы углового момента отдельных роторов будут все плотнее группироваться вокруг прямого направления. В предельном случае все они окажутся параллельными, и кластер CMG теперь будет насыщен в этом направлении; он не может больше удерживать угловой момент. Если CMG изначально не удерживали угловой момент относительно каких-либо других осей, они окажутся насыщенными точно вдоль прямой оси. Если же (например) они уже удерживали небольшой угловой момент в направлении «вверх» (рыскание влево), они насытятся (станут параллельными) вдоль оси, направленной вперед и немного вверх, и так далее. Насыщение возможно относительно любой оси.
В насыщенном состоянии управление ориентацией невозможно. Поскольку гироскопические моменты теперь могут создаваться только под прямым углом к оси насыщения, управление креном вокруг этой оси теперь отсутствует. Также возникнут серьезные трудности с управлением вокруг других осей. Например, нежелательное левое рыскание может быть парировано только путем сохранения некоторого углового момента «вверх» в роторах CMG. Это можно сделать только путем наклона хотя бы одной из их осей вверх, что немного уменьшит переднюю составляющую их общего углового момента. Поскольку теперь они могут сохранять меньше прямого углового момента «вправо-крена», им придется отдавать часть обратно в космический корабль, который будет вынужден начать нежелательный крен вправо. [a]
Единственное средство от этой потери контроля — обескровить CMG, удалив избыток углового момента из космического корабля. Самый простой способ сделать это — использовать двигатели системы управления реакцией (RCS). В нашем примере насыщения вдоль прямой оси RCS будет запущен, чтобы создать крутящий момент против часовой стрелки вокруг этой оси. Затем программа управления CMG даст команду осям вращения ротора начать разворачиваться от прямого направления, создавая гироскопические крутящие моменты, результирующий которых направлен по часовой стрелке вокруг прямого направления, противодействуя RCS, пока он запущен, и таким образом удерживая космический корабль в устойчивом положении. Это продолжается до тех пор, пока из роторов CMG не будет слито подходящее количество прямого углового момента; он преобразуется в момент импульса движущейся материи в выхлопах двигателя RCS и уносится от космического корабля. [b]
Стоит отметить, что «насыщение» может применяться только к кластеру из двух или более CMG, поскольку это означает, что вращения их роторов стали параллельными. Бессмысленно говорить, что одиночный CMG с постоянной скоростью может стать насыщенным; в некотором смысле он «постоянно насыщен» в любом направлении, куда 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 своей максимальной расчетной скорости.
Существуют и другие нежелательные конфигурации оси ротора, помимо насыщения, в частности, антипараллельные выравнивания. Например, если космический аппарат с двумя двухшарнирными CMG попадает в состояние, в котором одна ось вращения ротора направлена прямо вперед, а другая — прямо назад (т. е. антипараллельно первой), то все управление креном будет потеряно. Это происходит по той же причине, что и при насыщении; роторы могут создавать только гироскопические моменты под прямым углом к своим осям вращения, и здесь эти моменты не будут иметь продольных и поперечных компонентов и, следовательно, не будут влиять на крен. Однако в этом случае CMG вообще не насыщены; их угловые моменты равны и противоположны, поэтому общий сохраненный угловой момент в сумме равен нулю. Однако, как и при насыщении, и по тем же самым причинам, управление креном станет все более трудным, если CMG хотя бы приблизится к антипараллельному выравниванию.
В антипараллельной конфигурации, хотя управление креном теряется, управление относительно других осей все еще 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 передние и задние компоненты все еще будут равны и противоположны, нет никаких изменений в угловом моменте вперед и назад (он все еще будет равен нулю) и, следовательно, нет нежелательного крена. Фактически ситуация улучшится, потому что оси ротора больше не будут полностью антипараллельными, и некоторый контроль крена будет восстановлен.
Таким образом, антипараллельное выравнивание не так серьезно, как насыщение, но его все равно следует избегать. Теоретически это возможно с любым количеством CMG; пока некоторые роторы выровнены параллельно вдоль определенной оси, а все остальные указывают в точно противоположном направлении, насыщения нет, но все еще нет управления креном вокруг этой оси. С тремя или более CMG ситуация может быть немедленно исправлена просто путем перераспределения существующего полного углового момента между роторами (даже если этот общий момент равен нулю). [c] На практике программа управления CMG будет непрерывно перераспределять полный угловой момент, чтобы избежать ситуации, возникающей изначально.
Если в кластере всего два CMG, как в нашем первом примере, то антипараллельное выравнивание неизбежно произойдет, если общий сохраненный угловой момент достигнет нуля. Средство состоит в том, чтобы удерживать его вдали от нуля, возможно, с помощью срабатывания RCS. Это не очень удовлетворительно, и на практике все космические аппараты, использующие CMG, оснащены как минимум тремя. Однако иногда случается, что после сбоев кластер остается только с двумя рабочими CMG, и программа управления должна уметь справляться с этой ситуацией.
Более старые модели CMG, такие как запущенные со Skylab в 1973 году, имели ограниченный ход карданного подвеса между фиксированными механическими упорами. На CMG Skylab пределы составляли плюс или минус 80 градусов от нуля для внутренних карданов и от плюс 220 градусов до минус 130 градусов для внешних (таким образом, ноль был смещен на 45 градусов от центра перемещения). Визуализируя внутренний угол как «широту», а внешний как «долготу», можно увидеть, что для отдельного CMG были «слепые пятна» с радиусом 10 градусов широты на «Северном и Южном полюсах» и дополнительная «слепая полоса» шириной 10 градусов «долготы», идущая от полюса к полюсу, с центром на линии «долготы» на плюс 135 градусах. Эти «слепые зоны» представляли направления, в которых ось вращения ротора никогда не могла быть направлена. [9] : 11
Skylab несла три CMG, смонтированные так, что их корпуса (и, следовательно, оси роторов, когда карданные подвесы были установлены на ноль) были обращены в трех взаимно перпендикулярных направлениях. Это гарантировало, что шесть «полярных слепых пятен» были расположены на расстоянии 90 градусов друг от друга. Смещение нуля на 45 градусов затем гарантировало, что три «слепые полосы» внешних карданов будут проходить на полпути между соседними «полярными слепыми пятнами» и на максимальном расстоянии друг от друга. Вся конструкция гарантировала, что «слепые зоны» трех CMG никогда не перекрывались, и, таким образом, по крайней мере два из трех вращений ротора могли быть направлены в любом заданном направлении. [9] : 4
Программа управления CMG отвечала за то, чтобы карданные подвесы никогда не касались стопоров, перераспределяя угловой момент между тремя роторами, чтобы приблизить большие углы карданного подвеса к нулю. Поскольку общий угловой момент, который должен был храниться, имел только три степени свободы , в то время как программа управления могла изменять шесть независимых переменных (три пары углов карданного подвеса), программа имела достаточную свободу действий, чтобы сделать это, при этом соблюдая другие ограничения, такие как избежание антипараллельных выравниваний. [9] : 5
Одним из преимуществ ограниченного движения карданного подвеса, такого как у Skylab, является то, что сингулярности представляют собой меньшую проблему. Если бы внутренние карданные подвесы Skylab могли достигать 90 градусов или более от нуля, то «Северный и Южный полюса» могли бы стать сингулярностями; упоры карданного подвеса предотвратили это.
Более современные CMG, такие как четыре блока, установленные на МКС в 2000 году, имеют неограниченный ход карданного подвеса и, следовательно, не имеют «слепых зон». Таким образом, их не нужно устанавливать лицом друг к другу во взаимно перпендикулярных направлениях; все четыре блока на МКС смотрят в одну сторону. Программе управления не нужно беспокоиться о остановке карданного подвеса, но, с другой стороны, она должна уделять больше внимания избеганию сингулярностей.
Skylab , запущенный в мае 1973 года, был первым пилотируемым космическим аппаратом, оснащенным большими CMG для управления ориентацией. [10] Три двухшарнирных CMG были установлены на стойке оборудования телескопического крепления Apollo на ступице массива солнечных панелей в форме ветряной мельницы сбоку станции. Они были расположены таким образом, что корпуса (и, следовательно, роторы, когда все шарниры находились в нулевых положениях) указывали в трех взаимно перпендикулярных направлениях. Поскольку блоки были двухшарнирными, каждый из них мог создавать крутящий момент вокруг любой оси под прямым углом к оси своего ротора, тем самым обеспечивая некоторую избыточность; если бы какой-либо из трех вышел из строя, комбинация оставшихся двух в целом все еще могла бы создавать крутящий момент вокруг любой желаемой оси. [9]
CMG использовались для управления ориентацией на космических станциях «Салют» и «Мир» , где их называли гиродинами (от русского слова «гиродин» ; это слово также иногда используется — особенно российским экипажем — для CMG на МКС ). [11] Впервые они были испытаны на «Салюте-3» в 1974 году и введены в качестве стандартных компонентов, начиная с «Салюта-6» . [12]
Завершенная станция «Мир» имела в общей сложности 18 гиродинов, начиная с шести в герметичном внутреннем пространстве модуля «Квант-1» . [13] Позже они были дополнены еще шестью на негерметичной внешней стороне «Кванта-2» . По данным НПО «Энергия», размещение их снаружи оказалось ошибкой, так как это значительно усложнило замену гиродинов. [14] Третий комплект гиродинов был установлен в «Кристалл» во время «Мир-18 » [15]
МКС использует в общей сложности четыре CMG, установленных на ферме Z1 [16] в качестве основных исполнительных устройств во время работы в нормальном режиме полета. Целью системы управления полетом CMG является удержание космической станции в фиксированном положении относительно поверхности Земли. Кроме того, она стремится к положению равновесия крутящего момента (TEA), в котором объединенный вклад крутящего момента градиента гравитации , атмосферного сопротивления , солнечного давления и геомагнитных взаимодействий минимизируется. При наличии этих постоянных возмущений окружающей среды CMG поглощают угловой момент, пытаясь удержать космическую станцию в желаемом положении. CMG в конечном итоге насыщаются (накапливая угловой момент до точки, когда они больше не могут накапливаться), что приводит к потере эффективности массива CMG для управления. Необходима какая-то схема управления угловым моментом (MMS), чтобы позволить CMG удерживать желаемое положение и в то же время предотвращать насыщение CMG. Поскольку при отсутствии внешнего крутящего момента CMG могут обмениваться только угловым моментом между собой, не изменяя общего, необходимо использовать внешние управляющие крутящие моменты для десатурации CMG, то есть для возвращения углового момента к номинальному значению. Некоторые методы разгрузки углового момента CMG включают использование магнитных крутящих моментов, реактивных двигателей и крутящего момента градиента гравитации. Для космической станции предпочтительным является подход с крутящим моментом градиента гравитации [ требуется ссылка ], поскольку он не требует расходных материалов или внешнего оборудования, а также потому, что крутящий момент градиента гравитации 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 топливом для регулировки положения МКС на 90° и 180°. [19] К 2016 году четыре расстыковки кораблей «Союз» были выполнены с использованием коррекции ориентации на основе CMG, что привело к значительной экономии топлива. [20]
Всего у Tiangong имеется 6 CMG, установленных на основном модуле Tianhe , с круглыми деталями, видимыми сбоку.
По состоянию на 2016 год российский орбитальный сегмент МКС не имеет собственных CMG. Однако предлагаемый, но пока еще не построенный Научно-энергетический модуль (NEM-1) будет оснащен несколькими внешними CMG. [21] NEM-1 будет установлен на одном из боковых портов малого модуля Узловой или Узлового модуля, завершение и запуск которого запланированы на некоторое время в рамках российской программы 2016–25 годов. Его близнец NEM-2 (если 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 малой общероссийской космической станции, которая будет называться ОПСЭК . [22] [23] Если этот план будет реализован, то КМГ на НЭМ-1 (и НЭМ-2, если таковая будет построена) будут обеспечивать управление ориентацией новой российской станции.
Предложенный космический жилой остров 3 был спроектирован так, чтобы использовать два противоположно вращающихся жилых отсека, а не CMG с чистым нулевым импульсом, и, следовательно, не нуждаться в двигателях управления ориентацией. [24]
Во всем этом обмене жалобами теряется фундаментальная инженерная проблема того, что на самом деле заставляет российские двигатели включаться во время выходов в открытый космос. У американских и российских космических работников есть поразительно несовместимые теории о причинах. [...] Во всем этом обмене жалобами теряется фундаментальная инженерная проблема того, что на самом деле заставляет российские двигатели включаться во время выходов в открытый космос. Американские эксперты считают, что струя водяного пара из охлаждающего устройства в рюкзаке астронавтов достаточно сильна, чтобы вывести из строя всю двухсоттонную космическую станцию. Это перегружает американские стабилизирующие гироскопы и запускает запуск российских ракетных двигателей. Этот эффект был замечен во время прошлых выходов в открытый космос станции, в которых использовались российские скафандры. Со своей стороны, российские инженеры полагают, что причиной могла стать небольшая утечка воздуха из люка шлюза. Другие российские эксперты возлагают вину на неисправность американских гироскопов (которые русские называют «гиродинами»), при этом никаких российских проблем не возникало.
никаких маневров стоимостью в миллион долларов. Когда космическая станция должна вращаться для таких операций, как стыковка транспортных средств пополнения запасов, она использует двигатели, работающие на топливе стоимостью около 10 000 долларов за фунт. Эта демонстрация успешно повернула станцию на 90 и 180 градусов без топлива, сэкономив более 1 миллиона долларов топлива на маневре на 180 градусов. Новая технология использует гироскопы или вращающиеся устройства хранения импульса, работающие на солнечной энергии, для маневрирования по специальным траекториям ориентации. Это существенно сократит использование топлива и загрязнение солнечных батарей и нагрузок. Благодаря этой технологии длительные миссии по исследованию космоса могут брать на борт меньше топлива и больше провизии.
Расход топлива • Традиционная отстыковка «Союза»: 10–40 кг • Отстыковка «Союза» под управлением США: 0–1 кг • Экономия в год (4 «Союза» в год): 40–160 кг
Приложения CMG и фундаментальные исследования проводятся в нескольких учреждениях.