Проблема насыщения по кинетическому моменту типовых гиродинов и её решение

Тарасов Алексей Александрович

ОАО "МСВ-СДП"

Инженер

Аннотация

В статье рассматриваются актуальные проблемы эксплуатации силовых гироскопов на космических аппаратах и предлагаются способы их устранения.

Ключевые слова: космос; космический аппарат; гиродин; гироскоп; прецессия; гироскопический момент; насыщение по кинетическому моменту

Abstract

The article deals with topical issues of operating power gyroscopes in space and suggests ways to address them.

Keywords: space; spacecraft; giradin; gyroscope; precession; gyroscopic moment; the saturation of the kinetic moment

Гиродин -- вращающееся инерциальное устройство, применяемое для высокоточной ориентации и стабилизации, как правило, космических аппаратов (КА), обеспечивающее правильную ориентацию в полете и предотвращающее беспорядочное вращение. Это двухстепенный управляющий силовой гироскоп, выступающий в роли гиростабилизатора. На КА он заменил более простые системы на базе двигателя-маховика [1].

Принцип же работы гиродина заключается в создании гироскопического момента, действующего через опоры двухстепенного гироскопа (рисунок 1).

Однако гиродины имеют особенность насыщения по кинетическому моменту. В результате чего положительный момент, являющийся проекцией гироскопического момента, используемый для стабилизации КА становится равен нулю, а дальнейший поворот гироскопа создаст отрицательную проекцию сил, т.е. отрицательный момент (рисунок 2).

Если внешние возмущения постоянно закручивают аппарат в одну и ту же сторону, то со временем гироскоп выходит на предельный угол поворота и теряет эффективность, тогда его приходится «разгружать» (рисунок 3), включая при этом двигатели ориентации и расходуя топливо [1].

Существует новый тип гиродинов с трёхстепенным гироскопом (Рисунок 4, патент РФ №2495789) [6].

Во время своей работы гироскоп такого гиродина осуществляет синхронный поворот сразу по двум взаимно-перпендикулярным осям. Одна из которых осуществляет поворот не на 360є, а только на 180є, после чего осуществляет обратный ход (рисунок 5).

эксплуатация силовой космический гиродин

Таким образом, несмотря на то, что избежать насыщения гироскопа по кинетическому моменту не удаётся, мы получаем возможность избежать появления отрицательного момента (рисунок 6).

Поскольку гироскоп гиродина из патента РФ №2495789 после прохождения точки насыщения не меняет направление кинетического момента то период «разгрузки» для него не требуется. Это позволяет не включать двигатели ориентации и избежать расхода топлива КА.

В случае применения не одного, а двух (рисунок 7) и более гироскопов, работающих со смещением полупериодов графиков моментов, то их суммарный момент будет составлять прямую линию.

Таким образом, мы получаем устройство, осуществляющее плавное вращение КА, не требующее включения двигателей ориентации и своей остановки для проведения «разгрузки», что даёт экономию топлива.

Экономия топлива в космических условиях является очень важным и актуальным вопросом по сей день.

Так, например, в октябре 2003 г. во время предполетной расконсервации корабля "Союз ТМА2" экипаж по ошибке нажал на две кнопки, кратковременно запустив двигатели, что привело к развороту Международной космической станции на 25 градусов. «Для возвращения станции в нужное положение мы потратили большое количество топлива»,- заявил заместитель руководителя полетом МКС с российской стороны Валерий Рюмин [7]. Расхода топлива можно было бы избежать, использовав устройство из патента РФ №2495789.

Главными критериями системы для ориентации и стабилизации космических аппаратов являются:

1) малые габариты,

2) высокий КПД,

3) потребление только электроэнергии,

4) износостойкость,

5) простота в эксплуатации,

6) простота в ремонте.

Всем этим критериям соответствует упомянутое выше устройство. Это устройство можно установить на любой космический аппарат, для управления его ориентацией и стабилизацией.

Заглядывая в будущее нужно сказать:

Допустим, перед нами стоит задача по созданию космической станции нового поколения, обеспечивающей длительное пребывание персонала на её борту без негативных последствий. Защитить от космического излучения и подобных вредных факторов, находящийся внутри станции персонал, можно применяя более совершенные материалы и покрытия, но нейтрализовать негативное воздействие невесомости можно лишь искусственной гравитацией. На сегодняшний день, практически, иллюзия гравитации может создаваться различными физическими силами, например, силой инерции - «Центробежной Силой» (рисунок 8) [5].

Рисунок 8. Традиционная схема, используемая при рассмотрении «Центробежной Силы»

Для того чтобы использовать «Центробежную Силу» максимально эффективно, космическая станция, в классическом понимании, должна иметь вид тора (рисунок 9).

Рисунок 9. Космическая станция в виде тора

Строительство корпуса подобной станции не может вызвать серьёзных трудностей, но надёжная система её вращения и стабилизации до сих пор не разработана. Существует множество предложений как раскрутить такую станцию, начиная от экзотических - с применением солнечного паруса, и заканчивая самыми простыми - установив реактивные двигатели. Все эти методы не выдерживают критики, поскольку некоторые из них, такие как солнечный парус, слишком громоздки и не могут обеспечить стабильное вращение, а реактивные двигатели имеют низкий КПД, требуют наличия топлива, которое будет занимать полезный объём станции и вызовет необходимость периодической его доставки. Самым удобным вариантом будет установка на станцию устройства из патента РФ №2495789.

Искусственная гравитация необходима при освоении дальнего космоса. При длительных перелётах необходимо нейтрализовать действие невесомости на организм членов экипажа космического корабля, в этом случае космический корабль, в своей конструкции, должен иметь тороидальный элемент [4] (рисунок 10).

Рисунок 10. Проект космического корабля Nautilus-X с искусственной гравитацией, которая создаётся его вращением

Здесь также удобнее всего применить устройство из патента РФ №2495789.

Библиографический список

1. Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Управление ориентацией космических аппаратов. М.: Наука, 1974, 600с.

Размещено на Allbest.ru