Способ разгрузки инерциальных исполнительных органов космического аппарата и устройство для реализации способа Российский патент 2024 года по МПК B64G1/28 G05D1/49 

Область техники

Группа изобретений относится к космической технике и может быть использована для трехосной безрасходной, независимой от внешних физических полей разгрузки инерциальных исполнительных органов (ИИО) космических аппаратов (КА) на любых орбитах или в далеком космосе.

Уровень техники

Большинство современных КА оборудованы активными системами ориентации корпуса КА, содержащими ИИО, в качестве которых используются двигатели-маховики (ДМ) или силовые гироскопы - гиродины. ДМ и гиродины периодически достигают состояния «насыщения» и утрачивают способность выдавать управляющий момент.У ДМ это происходит из-за достижения предельной скорости вращения, а у гиродинов из-за поворота рамок их роторов на предельный угол при парировании действующих на КА внешних возмущающих моментов. Возникает необходимость проведения разгрузки ИИО (сброса аккумулированного ими кинетического момента). Разгрузка ДМ осуществляется путем их торможения, в результате чего ДМ восстанавливают работоспособность. Для восстановления работоспособности гиродинов, их рамки поворачивают в исходное положение. Для разгрузки ИИО используют различные способы.

Известен реактивный способ разгрузки, который предполагает одновременное использование нескольких реактивных сопел для создания разгружающего момента (Тентилов Ю.А., Фатеев А.В., Васильев А.А., Овчинников А.В. / Патент RU 2648906 C2, МПК B64G 1/28, опубл. 2018-03-28). Разгрузку управляющих ДМ в выбранном канале ориентации осуществляют по двухконтурной схеме. Первый контур реализует необходимую ориентацию КА и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, а второй контур, с помощью реактивных двигателей, формирует момент разгрузки, который противоположен по знаку суммарному кинетическому моменту системы КА - управляющий ДМ

Реактивному способу разгрузки ИИО свойственен существенный недостаток - необходимость, для проведения разгрузки ИИО, иметь на борту запас реактивного топлива или сжатого газа. Для околоземных орбитальных станций пополнение этого запаса ведет к значительным техническим сложностям и большим финансовым затратам, а для КА на высоких орбитах, например, ГСО, или в далеком космосе этот запас не восполним, что накладывает ограничение на ресурс КА. Кроме этого, запас реактивного рабочего тела для проведения разгрузки ИИО ведет к увеличению массы и габаритов КА.

Известен магнитный способ разгрузки ИИО, в котором для создания внешнего разгружающего момента используется магнитное поле Земли. Например, для разгрузки гиродинов на спутниковой платформе «Ресурс - ДК» использовался магнитный способ разгрузки, с помощью которого периодически создавались разгрузочные моменты, действующие на КА в направлении, противоположном возмущающим моментам. В результате, рамки гиродинов возвращались в исходное положение. Разгружающие моменты создавались за счет взаимодействия магнитных полей магнитопроводов КА с магнитным полем Земли (В.И. Ермолаев / Спутниковая платформа «Ресурс - ДК». Учебное пособие.: СПб., 2018. - 56 с., с. 40-41).

Известен способ магнитной разгрузки двигателей-маховиков космического аппарата (Д.И. Галкин, Р.П. Симоньянц / Патент RU 2568827 C1, МПК B64G 1/32, опубл. 2015-11-20), заключающийся в том, что для проведения разгрузки, сначала КА с помощью программного поворота ориентируют таким образом, чтобы ось ДМ с меньшим накопленным кинетическим моментом совпадала с вектором магнитной индукции внешнего магнитного поля. Арретируют магнитную систему, построенную на основе постоянных магнитов или электромагнитов, и сбрасывают кинетический момент ДМ, лежащих в плоскости, перпендикулярной вектору магнитной индукции магнитного поля Земли. После сброса кинетического момента магнитную систему разарретируют и КА возвращают в опорную систему координат или переходят к разгрузке следующих ДМ.

Магнитный способ разгрузки ИИО имеет следующие недостатки:

- ограниченность применения по высоте орбиты из-за уменьшения интенсивности магнитного поля Земли с увеличением высоты над поверхностью Земли; магнитный способ разгрузки применяется на высотах 600-6000 км (Гущин В.Н. / Основы устройства космических аппаратов. Учебник для ВУЗов.: Машиностроение, 2003. -272 с., с. 251), на больших высотах магнитное поле Земли сильно ослабевает и использование его для разгрузки ИИО становится не возможным;

- ограниченность применения на участках орбиты над экваториальными областями из-за сильной неоднородности магнитного поля Земли (напряженность на магнитном экваторе в два раз ниже напряженности у магнитных полюсов);

- ослабевающее с высотой и на экваториальных участках орбиты магнитное поле Земли ведет к значительному увеличению времени, требующемуся для разгрузки ИИО;

- большая длительность разгрузки ИИО вызывает большие перерывы в работе бортовой аппаратуры, т.к. при магнитном способе разгрузки рабочая ориентация КА не соблюдается.

За прототип выбран способ гравитационной разгрузки ИИО от накопленного кинетического момента. В качестве внешнего разгружающего поля используется гравитационный момент, возникающий при целенаправленном отклонении связанных осей КА относительно орбитальной системы координат. Для осуществления гравитационной разгрузки, КА должен иметь вытянутую форму. Регулирование создаваемого гравитационного момента осуществляют за счет поворотов КА в необходимое для разгрузки положение с помощью изменения кинетического момента двигателей-маховиков. Под действием внешнего момента кинетический момент ИИО уменьшается. По завершении разгрузки, КА возвращают в исходное положение. Для разгрузки гиросиловых ИИО гравитационный способ разгрузки успешно использовался на орбитальных станциях «Мир» и «Скайлэб» (В.Н. Васильев / Системы ориентации космических аппаратов.: Москва. 2009. - 310 с., с. 266-268)

К недостаткам гравитационного способа разгрузки относятся:

- необходимость соблюдать вытянутую форму КА;

- ограниченность применения гравитационного способа разгрузки высотами орбит 200-2000 км (Гущин В.Н. / Основы устройства космических аппаратов. Учебник для ВУЗов.: Машиностроение, 2003. -272 с., с. 246), т.к. далее гравитационное поле Земли сильно ослабевает и использование его для разгрузки ИИО становится не возможным;

- ослабевающее с высотой гравитационное поле ведет к значительному увеличению времени, требующемуся для разгрузки ИИО;

- большая длительность разгрузки ИИО вызывает большие перерывы в работе бортовой аппаратуры, т.к. при гравитационном способе разгрузки рабочая ориентация КА не соблюдается.

Целью изобретения является создание безрасходного, независимого от внешних физических полей способа трехосной разгрузки ИИО и устройств для осуществления этого способа.

Техническим результатом при использовании предлагаемой группы изобретений является:

- обеспечение возможности осуществления трехосной безрасходной разгрузки ИИО космических аппаратов на любых околоземных орбитах, на орбитах других небесных тел, а также в далеком космосе только за счет восполняемого ресурса - электроэнергии от бортовой сети электроснабжения, генерируемой солнечными батареями или бортовыми радиоизотопными генераторами;

- уменьшение длительности разгрузки ИИО за счет использования только стабильного электроснабжения от бортовой сети КА;

- уменьшение длительности вынужденных перерывов в работе бортовой аппаратуры за счет уменьшения длительности разгрузки ИИО.

Аналоги устройств для реализации заявленного способа разгрузки ИИО космического аппарата отсутствуют.

Раскрытие способа

Поставленная цель (техническая задача) решается принципиально новым способом, позволяющим осуществлять безрасходную, независимую от внешних физических полей разгрузку ИИО.

Сущность способа разгрузки заключается в том, что разгрузку ИИО в виде ДМ космического аппарата выполняют сбросом накопленного ими кинетического момента на шаровой ротор (ШР) посредством торможения ДМ за счет взаимодействия магнитных полей электромагнитов, установленных на роторах ДМ, и ответных магнитных полей ШР, возникающих из-за генерируемых на его поверхности вихревых токов. Перед проведением разгрузки ДМ, выполняют программный поворот КА вокруг ШР в положение, при котором оси вращения ШР и разгружаемых ДМ совпадают, а векторы кинетических моментов разнонаправлены.

Разгрузку ИИО в виде гиродинов КА выполняют сначала сбросом накопленного ими кинетического момента на промежуточные ДМ, затем выполняют разгрузку промежуточных ДМ сбросом полученного ими кинетического момента на ШР посредством торможения промежуточных ДМ за счет взаимодействия магнитных полей электромагнитов, установленных на роторах промежуточных ДМ, и ответных магнитных полей, возникающих из-за генерируемых на поверхности ШР вихревых токов. Перед проведением разгрузки промежуточных ДМ выполняют программный поворот КА вокруг ШР в положение, при котором оси вращения ШР и разгружаемых промежуточных ДМ совпадают, а векторы кинетических моментов разнонаправлены.

Раскрытие устройства

Сущность предлагаемого устройства для разгрузки ИИО в виде ДМ космического аппарата заключается в техническом обеспечении возможности сброса кинетического момента ДМ на ШР с помощью торможения ДМ за счет взаимодействия магнитных полей.

ДМ космического аппарата закреплены на вакуумном корпусе, жестко связанном с корпусом КА. Роторы ДМ введены внутрь вакуумного корпуса и на них установлены электромагниты. ШР размещен в вакуумном корпусе между роторами ДМ, которые установлены таким образом, что оси их вращения пересекаются в расчетной точке центра масс ШР. ШР удерживается внутри вакуумного корпуса с помощью системы магнитного подвеса, включающей блок управления и установленные внутри вакуумного корпуса электромагниты и датчики контроля зазора, например, индукционные, контролирующие величину зазоров до поверхности ШР. Шесть электромагнитов и шесть датчиков контроля зазора установлены вокруг ШР попарно по трем ортогональным осям. ШР, для эффективного взаимодействия с электромагнитами магнитного подвеса, выполнен из магнитомягкого материала, например, из электротехнической стали, обладающей высокой магнитной проницаемостью и малой коэрцитивной силой, а также высоким удельным электрическим сопротивлением, препятствующим возникновению в толще ШР вихревых токов. Поверхность ШР покрыта слоем электропроводного материала с низким коэффициентом удельного электрического сопротивления, например, меди. Аналогичная система магнитного подвеса использовалась на советских космических станциях «Салют» и «Алмаз», где в магнитном подвесе размещался стальной, покрытый слоем меди, ШР трех степенного двигателя-маховика (В.Н. Васильев / Системы ориентации космических аппаратов.: М., 2009. - 310 с., с. 56-57). Во время торможения ДМ, слой меди обеспечивает генерацию вихревых токов на поверхности ШР и ответных магнитных полей, взаимодействующих с первичными магнитными полями электромагнитов, установленных на роторах ДМ. Электромагниты системы магнитного подвеса создают вокруг ШР переменное магнитное поле по сигналам датчиков контроля зазора. Положение оси вращения ШР относительно связанной системы координат КА определяется с помощью системы контроля положения оси вращения ШР, включающей блок управления и установленные в вакуумном корпусе датчики, например, фотоэлектрические. На поверхность ШР нанесен рисунок, отличаюнщйся своей отражательной способностью. Посылаемые через фотоэлектрические датчики сигналы в виде световых потоков отражаются от поверхности ШР и преобразуются в электрические импульсы, амплитуда которых пропорциональна световому потоку. Алгоритмическая обработка этих импульсов позволяет получить информацию о положении оси вращения ШР. Такой способ съема информации о положении оси вращения ШР реализован в электростатических гироскопах, в которых при бескарданном подвесе шарового ротора используется шесть фотоэлектрических датчиков, оптические оси которых образуют ортогональный трехгранник с началом в центре сферической камеры (В.К. Хамидулин / Технические средства навигации и управления движением. Учебное пособие.: СПб., 2019. - 142 с., с. 75-77). Рисунок может быть нанесен на поверхность ШР лазерной гравировкой. Такая технология применяется для формирования растрового рисунка на поверхности шарового ротора, используемого в электростатическом гироскопе (О.С. Юльметова, А.Г. Щербак, И.Б. Челпанов. Под редакцией В.А. Валетова / Специальные технологии изготовления прецизионных узлов и элементов гироскопических приборов. Университет ИТМО.: СПб., 2017. - 131 с., с. 89-91). Таким образом, шесть электромагнитов и шесть датчиков контроля зазора системы магнитного подвеса контролируют положение центра масс ШР в расчетной точке в вакуумном корпусе, а шесть фотоэлектрических датчиков и рисунок на поверхности ШР позволяют определить положение оси вращения ШР относительно связанной системы координат КА для формирования команд на программные повороты КА вокруг ШР в положение для разгрузки ДМ.

Предлагаемое устройство для разгрузки ИИО в виде гиродинов КА по своей сущности и структуре идентично устройству для разгрузки ДМ космического аппарата. Но, так как в гиросиловой системе ориентации КА отсутствуют ДМ, то в устройстве для разгрузки гиродинов используются промежуточные ДМ, на которые предварительно сбрасывается кинетический момент с гиродинов КА. Промежуточные ДМ закреплены на вакуумном корпусе, жестко связанном с корпусом КА. Роторы промежуточных ДМ введены внутрь вакуумного корпуса и на них установлены электромагниты. ШР размещен в вакуумном корпусе между роторами промежуточных ДМ. ШР удерживается внутри вакуумного корпуса с помощью системы магнитного подвеса, включающей блок управления и установленные в вакуумном корпусе электромагниты и датчики контроля зазора. Для эффективного магнитного взаимодействия с электромагнитами системы магнитного подвеса, ШР выполнен из магнитомягкого материала, например, из электротехнической стали. Поверхность ШР покрыта слоем электропроводного материала с низким коэффициентом удельного электрического сопротивления, например, меди. Роторы промежуточных ДМ установлены таким образом, что оси их вращения пересекаются в расчетной точке центра масс ШР. Положение оси вращения ШР относительно связанной системы координат КА определяется с помощью системы контроля положения оси вращения ШР, включающей блок управления и установленные в вакуумном корпусе датчики, например, фотоэлектрические. На поверхность ШР нанесен рисунок, отличающийся своей отражательной способностью.

В случае размещения устройства для разгрузки ИИО в негерметичном отсеке КА, вакуумный корпус устройства может быть выполнен не герметичным, так как условия вакуума внутри него, исключающие трение ШР и роторов маховиков о воздух, будут соблюдаться.

Графические иллюстрации

Структура и функционирование устройств, реализующих новый заявленный способ разгрузки ИИО космического аппарата, поясняется чертежами:

- на фиг. 1 представлен чертеж устройства для разгрузки шести ДМ космического аппарата, установленных попарно по трем ортогональным осям; сечение по Б-Б показано в увеличенном масштабе по сравнению с масштабом основного вида; линии связи к отсутствующим на чертеже элементам показаны в виде стрелок, отходящих от блоков управления 4 и 7;

- на фиг. 2 представлен чертеже устройства для разгрузки четырех ДМ космического аппарата, установленных параллельно граням четырехугольной пирамид; сечение по А-А показано в увеличенном масштабе по сравнению с масштабом основного вида; линии связи к отсутствующим на чертеже элементам показаны в виде стрелок, отходящих от блоков управления 4 и 7; - на фиг. 3 представлен чертеж устройства для разгрузки гиродинов КА, которые изображены схематично в исходном положении; линии связи к отсутствующим на чертеже элементам показаны в виде стрелок, отходящих от блоков управления 7 и 10.

Осуществление способа

Заявленный способ разгрузки для шести ДМ космического аппарата, установленных попарно по трем ортогональным осям, осуществляется следующим образом. При достижении синхронно работающей парой ДМ, установленных на одной оси, критической величины накопленного кинетического момента, включают систему контроля положения оси вращения ШР, с помощью которой получают данные о положении оси вращения ШР. Эти данные передают в систему управления КА, формирующей управляющие сигналы для электромоторов ДМ, с помощью которых выполняют программный поворот КА вокруг ШР в положение для разгрузки ДМ. В этом положении оси вращения ШР и подлежащих разгрузке ДМ совпадают, а векторы кинетических моментов разнонаправлены. При этом, задействуются и ДМ, подлежащие разгрузке. Критический уровень кинетического момента ДМ принимают меньшим предельно допустимого, чтобы иметь определенный резерв кинетического момента для использования всех ДМ при выполнении программного поворота. После выполнения поворота КА в положения для разгрузки ДМ, систему контроля положения оси вращения ШР выключают. Роторы ДМ свободно вращаются в обесточенных электромоторах. Выполняют торможение ДМ посредством подачи электрического тока на электромагниты, установленные на роторах разгружаемой пары ДМ. Возникающие при этом магнитные поля вращающихся электромагнитов генерируют на поверхности встречно вращающегося ШР вихревые токи и ответные магнитные поля, которые взаимодействуют с первичными магнитными полями. ДМ тормозятся и входят в рабочий диапазон частот вращения. Обесточивают электромагниты, установленные на роторах ДМ. Разгрузка ДМ завершена. Выполняют поворот КА в рабочую ориентацию или переходят к разгрузке следующей пары ДМ. В процессе разгрузки ДМ, система магнитного подвеса удерживает центр масс ШР в расчетной точке внутри вакуумного корпуса посредством создания переменного магнитного поля вокруг ШР по сигналам датчиков контроля зазоров. В результате разгрузки ДМ, частота вращения ШР уменьшается или изменяется вместе с изменением направления его вращения на противоположное.

Заявленный способ разгрузки для гиродинов КА выполняют следующим образом. При достижении рамками роторов гиродинов критического угла поворота, сбрасывают кинетический момент этих гиродинов на промежуточные ДМ. Для этого рамки гиродинов поворачивают в исходное положение. Для парирования действующих при этом на КА возмущающих моментов, создают момент разгрузки, противоположный по знаку суммарному кинетическому моменту системы КА - разгружаемые гиродины. Это выполняют с помощью изменения кинетического момента промежуточных ДМ. После поворота рамок гиродинов в исходное положение включают систему контроля положения оси вращения ШР, получают необходимые данные и передают их в систему управления КА, которая формирует сигналы для электромоторов гиродинов и промежуточных ДМ и выполняют программный поворот КА вокруг ШР в положение, при котором оси вращения ШР и промежуточных ДМ, получивших критический уровень кинетического момента, совпадают, а векторы кинетических моментов разнонаправлены. Затем выключают систему контроля положения оси вращения ШР. Критическое значение уровня кинетического момента промежуточных ДМ принимается меньшим предельно допустимого, с целью иметь определенный резерв кинетического момента, чтобы для программного поворота задействовать все промежуточные ДМ. Роторы промежуточных ДМ свободно вращаются в обесточенных электромоторах. Тормозят промежуточные ДМ посредством подачи электрического тока на электромагниты, установленные на роторах промежуточных ДМ, подлежащих разгрузке. Возникающие при этом магнитные поля вращающихся электромагнитов генерируют на поверхности встречно вращающегося ШР вихревые токи и ответные магнитные поля, которые взаимодействуют с первичными магнитными полями. Промежуточные ДМ тормозятся и входят в рабочий диапазон частот вращения. Обесточивают электромагниты, установленные на роторах промежуточных ДМ. Разгрузка ИИО завершена. Выполняют поворот КА в рабочую ориентацию или выполняют разгрузку следующих промежуточных ДМ. В процессе разгрузки гиродинов и промежуточных ДМ, система магнитного подвеса удерживает центр масс ШР в расчетной точке внутри вакуумного корпуса. В результате разгрузки ИИО, частота вращения ШР уменьшается или изменяется вместе с изменением направления его вращения на противоположное.

Осуществление устройства

Устройство для реализации заявленного способа разгрузки ИИО в виде шести ДМ космического аппарата, установленных попарно по трем ортогональным осям, (Фиг. 1), содержит:

- вакуумный корпус 1, жестко связанный с корпусом КА;

- шаровой ротор 2;

- электромагниты 3;

- систему магнитного подвеса ШР, включающую блок управления 4, электромагниты 5 и датчики 6 контроля зазора;

- систему контроля положения оси вращения ШР, включающую блок управления 7 и фотоэлектрические датчики 8.

ШР 2, выполненный из стали, размещен внутри корпуса 1. Поверхность ШР 2 покрыта слоем меди. Роторы 9 ДМ космического аппарата через подшипниковые узлы 10 введены в вакуумный корпус 1 таким образом, что оси их вращения пересекаются в расчетной точке центра масс ШР 2. Электромагниты 3 установлены в роторах 9 двигателей-маховиков КА. Валы 11 ДМ проходят через электромоторы 12 ДМ и заканчиваются вращающимися электрическими контактами 13, находящимися в вакуумном пространстве под крышками 14. Электромагниты 3 соединены с вращающимися электрическими контактами 13 электропроводкой 15, проходящей через валы 11 и конструктивные элементы роторов 9. Внутри корпуса 1 установлены шесть держателей 16, в каждом из которых закреплены по одному электромагниту 5, по одному датчику 6 контроля зазора системы магнитного подвеса и по одному фотоэлектрическому датчику 8. Шесть электромагнитов 5, шесть датчиков 6 контроля зазора и шесть фотоэлектрических датчиков 8 расположены попарно с противоположных сторон ШР 2 по трем ортогональным осям, проходящих через расчетную точку центра масс ШР 2. Электрическое подключение электромагнитов 5, датчиков 6 и 8 к блоками управления 4 и 7 выполняется через электроразъемы 17. На поверхность ШР 2 нанесен рисунок 18, отличающийся своей отражательной способностью. В корпусе 1 установлены электроуправляемые фиксаторы 19, с помощью которых удерживается ШР 2, когда устройство не работает. На внешней поверхности корпуса имеется оребрение 20.

Устройство для разгрузки шести ДМ, установленных попарно по трем ортогональным осям, функционирует следующим образом. В нерабочем состоянии ШР 2 удерживается внутри вакуумного корпуса 1 с помощью электроуправляемых фиксаторов 19. После выведения КА в космос и включения в работу системы магнитного подвеса, на фиксаторы 19 подается напряжение, они отводятся от поверхности ШР 2 и стопорятся в этом положении, после чего напряжение с них снимается. В процессе выполнения программы полета ДМ накапливают кинетический момент по трем осям связанной системы координат. Каждая пара ДМ, расположенная по одной из трех осей, работает синхронно. Система магнитного подвеса удерживает ШР 2, обеспечивая положение его центра масс в расчетной точке внутри корпуса 1. Это выполняется с помощью контроля зазоров между датчиками 6 системы магнитного подвеса и поверхностью ШР 2. При уменьшении зазоров до минимально допустимой величины, датчики 6 отправляют сигналы в блок управления 4, который подает электрический ток на электромагниты 5 системы магнитного подвеса, находящиеся с противоположной стороны этих датчиков 6. В результате возникающих сил магнитного притяжения между ШР 2 и электромагнитами 5, величина уменьшившихся зазоров возвращается в рабочий диапазон, и электромагниты 5 обесточиваются. Так вокруг ШР 2 создается переменное магнитное поле, контролирующее положение ШР 2. При достижении парой синхронно работающих ДМ, установленных по одной оси, критической величины накопленного кинетического момента, выполняется разгрузка этой пары ДМ. В работу включается система контроля положения оси вращения ШР. Блок управления 7 через фотоэлектрические датчики 8 подает сигналы в виде световых потоков к поверхности ШР 2. Эти сигналы отражаются от вращающегося ШР 2, на поверхность которого нанесен рисунок 18, отличающийся своей отражательной способностью, и возвращаются в блок управления 7. Обработка отраженных сигналов позволяет определить положение оси вращения ШР 2. Эти данные передаются в бортовую систему управления КА, которая рассчитывает программный поворот КА вокруг ШР 2 в положение для разгрузки ДМ и выполняет его посредством управления двигателями-маховиками КА. После завершения программного поворота, роторы 9 свободно вращаются в обесточенных электромоторах 12 ДМ космического аппарата. Через вращающиеся электрические контакты 13 и электропроводку 15 подается электрический ток на электромагниты 3, установленные на разгружаемой паре ДМ. Магнитные поля вращающихся электромагнитов 3 генерируют вихревые токи на поверхности встречно вращающегося ШР 2. Возникающие ответные магнитные поля взаимодействуют с первичными магнитными полями вращающихся электромагнитов 3, в результате чего роторы 9 ДМ синхронно тормозятся и входят в рабочий диапазон частот вращения. Электромагниты 3 обесточиваются, а несколько возросшая температура ШР 2 понижается за счет теплового излучения, которое поглощается корпусом 1. ДМ снова готовы к работе. КА с помощью программного поворота возвращается в рабочую ориентацию или проводится разгрузка следующей пары ДМ. Величина нагрева ШР зависит от величины сбрасываемого на него кинетического момента, от скорости выполнения разгрузки ДМ и от физических характеристик ШР. Величина нагрева ШР, в случае быстрого торможения ДМ, может потребовать интенсификации охлаждения ШР для проведения следующего цикла разгрузки ДМ. Повышение коэффициента излучения ШР за счет оксидирования его медной поверхности или за счет покрытия ее лакокрасочными материалами, повышение коэффициента поглощения ИК-излучения корпусом 1 за счет нанесения на его внутреннюю поверхность спектрально-селективного или какого-либо другого поглощающего ИК-излучение покрытия и интенсификация охлаждения корпуса 1 за счет охлаждения его оребренной внешней поверхности газообразным теплоносителем обеспечивает, в случае необходимости, ускорение охлаждения ШР. В результате разгрузки ДМ, частота вращения ШР уменьшается или изменяется вместе с изменением направления его вращения на противоположное. Устройство разгрузки шести ДМ, установленных попарно по трем ортогональным осям, будет оставаться работоспособным, даже если три ДМ, по одному по каждой оси, выйдут из строя. При этом, во время разгрузки одного оставшегося работоспособным по каждой оси ДМ, со стороны электромагнитов 3, установленных на роторах 9 ДМ, на ШР 2 будет действовать не скомпенсированная сила магнитного притяжения. Она будет уравновешиваться силой магнитного притяжения, действующей в противоположном направлении на ШР 2, со стороны электромагнитов 5 системы магнитного подвеса. При первом цикле разгрузки ДМ, когда ШР имеет нулевой кинетический момент, определение положения оси вращения ШР и программный поворот КА в положение для разгрузки ДМ не выполняются.

Распространены системы ориентации КА с минимально избыточным количеством ИИО, содержащих четыре ДМ.

Устройство для разгрузки четырех ДМ, установленных параллельно граням четырехугольной пирамиды (Фиг. 2), содержит:

- вакуумный корпус 1, жестко связанный с корпусом КА;

- шаровой ротор 2;

- электромагниты 3;

- систему магнитного подвеса, включающую блок управления 4, электромагниты 5 и датчики контроля зазора 6;

- систему контроля положения оси вращения ШР, включающую блок управления 7 и фотоэлектрические датчики 8.

ШР 2, выполненный из стали, размещен внутри корпуса 1. Поверхность ШР 2 покрыта слоем меди. Роторы 9 ДМ космического аппарата расположены параллельно граням четырехугольной пирамиды и введены внутрь корпуса 1 через подшипниковые узлы 10 таким образом, что они охватывают ШР 2, а оси их вращения пересекаются в расчетной точке центра масс ШР 2. Электромагниты 3 установлены на роторах 9 ДМ. Валы 11 ДМ проходят через электромоторы 12 ДМ и заканчиваются электрическими вращающимися контактами 13, находящимися в вакуумном пространстве под крышками 14. Электромагниты 3 соединены с контактами 13 электропроводкой 15, проходящей через валы 11 и конструктивные элементы роторов 9 ДМ. Внутри корпуса 1 установлены шесть держателей 16, в каждом из которых закреплены по одному электромагниту 5, по одному датчику 6 контроля зазора системы магнитного подвеса ШР и по одному фотоэлектрическому датчику 8 системы контроля положения оси вращения ШР. Шесть электромагнитов 5, шесть датчиков 6 контроля зазора системы магнитного подвеса и шесть фотоэлектрических датчиков 8 расположены попарно с противоположных сторон ШР 2 по трем ортогональным осям, проходящим через расчетную точку центра масс ШР 2. Подключение электромагнитов 5, датчиков 6 и 8 осуществляется через электроразъемы 17. На поверхность ШР 2 нанесен рисунок 18, отличающийся своей отражательной способностью. В корпусе 1 установлены электроуправляемые фиксаторы 19, с помощью которых удерживается ШР 2, когда устройство не работает. На внешней поверхности корпуса 1 имеется оребрение 20.

Устройство для разгрузки четырех ДМ, установленных параллельно граням четырехугольной пирамиды, функционирует аналогично устройству для разгрузки шести ДМ, установленных попарно по трем ортогональным осям. Отличие состоит лишь в том, что каждый цикл разгрузки проводится не для двух ДМ, установленных на одной оси, а отдельно для каждого ДМ, величина кинетического момента которого достигает критической величины. В нерабочем состоянии ШР 2 удерживается внутри вакуумного корпуса 1 электроуправляемыми фиксаторами 19. После выведения КА в космос и включения в работу системы магнитного подвеса, фиксаторы 19 отводятся от поверхности ШР 2 и стопорятся в этом положении. Четыре ДМ аккумулируют кинетический момент по трем осям связанной системы координат. Система магнитного подвеса удерживает центр масс ШР 2 в расчетной точке внутри корпуса 1. Это выполняется с помощью создания электромагнитами 5 системы магнитного подвеса переменного магнитного поля вокруг ШР 2 по сигналам датчиков 6, контролирующих величину зазоров до поверхности ШР 2. При достижении одним из ДМ критической величины кинетического момента, включается система контроля положения оси вращения ШР. Блок управления 7 через датчики 8 посылает к поверхности ШР сигналы в виде световых потоков. Отраженные сигналы возвращаются в блок управления 7. Их обработка позволяет определить положение оси вращения ШР 2. Эти данные передаются в бортовую систему управления для выполнения программного поворота КА вокруг ШР 2 в положение, при котором оси вращения ШР 2 и подлежащего разгрузке ДМ совпадают, а векторы кинетических моментов разнонаправлены. После выполнения поворота КА, система контроля положения оси вращения ШР выключается. Роторы 9 ДМ свободно вращаются в обесточенных электромоторах 12 ДМ. Через вращающиеся электрические контакты 13 и электропроводку 15 на электромагниты 3, установленные на роторе 9 разгружаемого ДМ, подается электрический ток. Магнитные поля вращающихся электромагнитов 3 генерируют вихревые токи в медном слое на поверхности встречно вращающегося ШР 2. Возникающие ответные магнитные поля взаимодействуют с первичными магнитными полями вращающихся электромагнитов 3. В результате, ротор 9 разгружаемого ДМ тормозится и входит в рабочий диапазон частот вращения. Электромагниты 3 обесточиваются, а несколько возросшая температура ШР 2 понижается за счет теплового излучения, которое поглощается корпусом 1. ДМ снова готов к работе. КА с помощью программного поворота возвращается в рабочую ориентацию или выполняется разгрузка следующего ДМ. Величина нагрева ШР может потребовать интенсификации охлаждения ШР для проведения следующего цикла разгрузки. В этом случае, для повышения коэффициента излучения ШР, его медная поверхность может быть оксидирована или покрыта лакокрасочными материалами, а на внутреннюю поверхность вакуумного корпуса 1, для увеличения коэффициента поглощения, может быть нанесено спектрально-селективное или какое-либо другое поглощающее ИК-излучение покрытие. Теплоотвод от корпуса 1 может быть интенсифицирован за счет охлаждения его оребренной наружной поверхности газообразным теплоносителем. В результате разгрузки ДМ, частота вращения ШР 2 уменьшается или изменяется вместе с изменением направления его вращения на противоположное. Во время выполнения разгрузки ДМ, на ШР со стороны электромагнитов 3, установленных на роторе 9 разгружаемого ДМ, действует не скомпенсированная сила магнитного притяжения. Она уравновешивается силой магнитного притяжения, действующей в противоположном направлении на ШР 2, со стороны электромагнитов 5 системы магнитного подвеса. При первом цикле разгрузки, когда ШР имеет нулевой кинетический момент, определение положения оси вращения ШР и программный поворот КА в положение для разгрузки ДМ не выполняются.

Устройство для реализации заявленного способа разгрузки гиродинов (фиг. 3) содержит:

- вакуумный корпус 1, жестко связанный с корпусом КА;

- шаровой ротор 2;

- промежуточные двигатели-маховики, включающие роторы 3, валы 4 и электромоторы 5;

- электромагниты 6;

- систему магнитного подвеса ШР, включающую блок управления 7, электромагниты 8 и датчики 9 контроля зазора;

- систему контроля положения оси вращения ШР, включающую блок управления 10 и фотоэлектрические датчики 11.

ШР 2, выполненный из стали, размещен в вакуумном корпусе 1. Поверхность ШР 2 покрыта слоем меди. Роторы 3 промежуточных ДМ через подшипниковые узлы 12 введены внутрь корпуса 1 таким образом, что оси их вращения пересекаются в расчетной точке центра масс ШР 2. Электромагниты 6 установлены на роторах 3 промежуточных ДМ. Валы 4 ДМ проходят через электромоторы 5 ДМ и заканчиваются вращающимися электрическими контактами 13, которые находятся в вакуумном пространстве под крышками 14. Электромагниты 6 соединены с электрическими контактами 13 электропроводкой 15, проходящей через валы 4 и конструктивные элементы роторов 3 ДМ. Внутри корпуса 1 установлены шесть держателей 16, в каждом из которых закреплены по одному электромагниту 8, по одному датчику 9 контроля зазора системы магнитного подвеса ШР и по одному фотоэлектрическому датчику 11 системы контроля положения оси вращения ШР. Шесть электромагнитов 8, шесть датчиков 9 контроля зазора системы магнитного подвеса и шесть фотоэлектрических датчиков 11 расположены попарно с противоположных сторон ШР 2 по трем ортогональным осям, проходящим через расчетную точку центра масс ШР 2. Для электрического подключения электромагнитов 8, датчиков 9 и 11 используются электроразъемы 17. На поверхность ШР 2 нанесен рисунок 18, отличающийся своей отражательной способностью от основного фона поверхности ШР 2. В корпусе 1 установлены электроуправляемые фиксаторы 19, с помощью которых ШР 2 удерживается, когда устройство не работает. Корпус 1 имеет каналы 20 для охлаждения газообразным или жидкостным теплоносителем.

Устройство обеспечивает разгрузку трех пар гиродинов 21 и 22, 23 и 24, 25 и 26 с параллельными осями прецессии. Гиродины 21 и 22 КА контролируют кинетический момент КА по оси Х-Х, гиродины 23 и 24 - по оси Y-Y, гиродины 25 и 26 - по оси Z-Z.

Устройство для разгрузки гиродинов КА функционирует следующим образом. В нерабочем состоянии ШР 2 удерживается внутри вакуумного корпуса 1 электроуправляемыми фиксаторами 19. После выведения КА в космос и включения в работу системы магнитного подвеса, на фиксаторы 19 подается напряжение, они отводятся от поверхности ШР 2 и стопорятся в этом положении, после чего напряжение с них снимается. В процессе выполнения программы полета три пары гиродинов 21 и 22, 23 и 24, 25 и 26 накапливают кинетический момент по трем осям связанной системы координат.Система магнитного подвеса удерживает центр масс ШР 2 в расчетной точке внутри корпуса 1. Это осуществляется с помощью контроля датчиками 9 величин зазоров до поверхности ШР 2 и создания электромагнитами 8 переменного магнитного поля вокруг ШР 2. При уменьшении зазоров до минимально допустимой величины, по сигналам датчиков 9, контролирующих эти зазоры, через блок управления 7 подается электрический ток на электромагниты 8, находящиеся с противоположной стороны этих датчиков 9. Из-за возникновения сил магнитного притяжения между ШР 2 и электромагнитами 8, величина уменьшившихся зазоров возвращается в рабочий диапазон, и подача электрического тока на электромагниты 8 прекращается. При достижении гиродинами критического угла поворота их рамок, производится разгрузка гиродинов посредством сброса накопленного ими кинетического момента на промежуточные ДМ. Для этого рамки разгружаемых гиродинов поворачиваются в исходное положение. При этом на КА действуют возмущающие моменты. Для их парирования, с помощью включения электродвигателей 5 промежуточных ДМ, формируется момент разгрузки, который противоположен по знаку кинетическому моменту системы КА -разгружаемые гиродины. По завершении поворота рамок гиродинов в исходное положение, гиродины снова готовы к работе. При достижении промежуточными ДМ критической величины кинетического момента, включается система контроля положения оси вращение ШР. Блок управления 10 через фотоэлектрические датчики 11 посылает к поверхности ШР 2 сигналы в виде световых потоков. Эти сигналы отражаются от поверхности вращающегося ШР 2, на поверхность которого нанесен рисунок 18, возвращаются в блок управления 10 и преобразуются в электрические сигналы, амплитуда которых пропорциональна световому потоку. В результате, генерируются импульсы, алгоритмическая обработка которых позволяет определить положение оси вращения ШР 2. Эти данные передаются в бортовую систему управления, которая формирует команды управления гиродинами и промежуточными ДМ для выполнения программного поворота КА вокруг ШР 2 в положение, при котором оси вращения ШР 2 и подлежащих разгрузке промежуточных ДМ совпадают, а кинетические моменты разнонаправлены. После выполнения поворота система контроля положения оси вращения ШР выключается. Разгрузка промежуточных ДМ осуществляется посредством сброса полученного ими кинетического момента на ШР 2. Критический уровень кинетического момента для промежуточных ДМ принимается меньшим предельно допустимого уровня, чтобы иметь резерв кинетического момента с целью использования всех промежуточных ДМ для программного поворота. Роторы 3 ДМ свободно вращаются в обесточенных электромоторах 5 промежуточных ДМ. Через вращающиеся электрические контакты 13 и электропроводку 15 подается электрический ток на электромагниты 6, установленные на роторах 3 разгружаемых промежуточных ДМ. Магнитные поля вращающихся электромагнитов 6 генерируют в медном слое на поверхности встречно вращающегося ШР 2 вихревые токи, вызывающие ответные магнитные поля, которые взаимодействуют с первичными магнитными полями вращающихся электромагнитов 6. В результате, роторы 3 разгружаемых промежуточных ДМ тормозятся и входят в рабочий диапазон частот вращения. Электромагниты 6 обесточиваются, а несколько возросшая температура ШР понижается за счет теплового излучения, которое поглощается корпусом 1. Промежуточные ДМ снова готовы к работе. КА с помощью программного поворота возвращается в рабочую ориентацию или выполняется разгрузка следующих ДМ. Промежуточные ДМ могут использоваться не только как передаточное звено для сброса кинетического момента на ШР, но и как ИИО, используемые вместе с гиродинами для программных поворотов КА или для прецизионной ориентации КА после быстрых поворотов, совершаемых при помощи гиродинов. В случае необходимости ускорения охлаждения ШР, для проведения следующего цикла разгрузки гиродинов, медная поверхность ШР 2, для увеличения коэффициента излучения, может быть оксидирована или покрыта лакокрасочными материалами, на внутреннюю поверхность вакуумного корпуса 1, для повышения коэффициента поглощения, может быть нанесено спектрально-селективное или какое-либо другое поглощающее ИК-излучение покрытие. Теплоотвод от корпуса 1 может быть интенсифицирован за счет прокачки газообразного или жидкостного теплоносителя в каналах 20, выполненных в корпусе 1. В результате сброса кинетического момента на ШР 2, его частота вращения может уменьшаться или изменяться вместе с изменением направления его вращения на противоположное. При первом цикле разгрузки, когда ШР 2 имеет нулевой кинетический момент, определение положения оси вращения ШР 2 и программный поворот в положение для разгрузки ДМ не выполняются.

Группа изобретений относится к области космической техники и может быть использована для трехосной безрасходной независимой от внешних физических полей разгрузки маховиков и гиродинов. Разгрузку выполняют сбросом кинетического момента маховиков на шаровой ротор, который вместе с роторами маховиков размещен в вакуумном корпусе. Шаровой ротор удерживается в магнитном подвесе между маховиками. Оси вращения маховиков пересекаются в точке центра масс шарового ротора. На роторах маховиков установлены электромагниты, генерирующие свои и ответные магнитные поля шарового ротора. Взаимодействие магнитных полей тормозит маховики. Перед разгрузкой маховиков выполняют программный поворот в положение, при котором оси вращения разгружаемых маховиков и шарового ротора совпадают, а кинетические моменты разнонаправлены. Для разгрузки гиродинов сначала сбрасывают их кинетический момент на промежуточные маховики. Достигается возможность безрасходной разгрузки на любых орбитах и в далеком космосе, сокращается длительность разгрузки и время вынужденных перерывов в работе. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ разгрузки инерциальных исполнительных органов космического аппарата, включающий поворот космического аппарата в положение для разгрузки и сброс накопленного двигателями-маховиками кинетического момента, отличающийся тем, что кинетический момент сбрасывают на шаровой ротор, а поворот космического аппарата перед сбросом кинетического момента осуществляют в положение, при котором оси вращения разгружаемых двигателей-маховиков и шарового ротора совпадают, а векторы кинетических моментов разнонаправлены.

2. Устройство для реализации способа по п. 1, включающее жестко связанный с корпусом космического аппарата вакуумный корпус, расположенный в нем выполненный из магнитомягкого материала шаровой ротор, поверхность которого покрыта слоем электропроводного материала, систему магнитного подвеса шарового ротора, содержащую блок управления и установленные в вакуумном корпусе электромагниты и датчики контроля зазоров, систему контроля положения оси вращения шарового ротора, содержащую блок управления и установленные в вакуумном корпусе датчики контроля положения оси вращения шарового ротора, и электромагниты, установленные на размещенных внутри вакуумного корпуса роторах двигателей-маховиков космического аппарата, при этом шаровой ротор расположен между роторами двигателей-маховиков, оси вращения которых пересекаются в расчетной точке центра масс шарового ротора.

3. Способ разгрузки инерциальных исполнительных органов космического аппарата, включающий поворот космического аппарата в положение для разгрузки и сброс накопленного гиродинами кинетического момента, отличающийся тем, что сброс кинетического момента выполняют сначала на двигатели-маховики, затем с двигателей-маховиков на шаровой ротор, а поворот космического аппарата перед сбросом кинетического момента с двигателей-маховиков осуществляют в положение, при котором оси вращения разгружаемых двигателей-маховиков и шарового ротора совпадают, а векторы кинетических моментов разнонаправлены.

4. Устройство для реализации способа по п. 3, включающее жестко связанный с корпусом космического аппарата вакуумный корпус, расположенный в нем выполненный из магнитомягкого материала шаровой ротор, поверхность которого покрыта слоем электропроводного материала, двигатели-маховики, роторы которых размещены в вакуумном корпусе, электромагниты, установленные на роторах двигателей-маховиков, систему магнитного подвеса шарового ротора, содержащую блок управления и установленные в вакуумном корпусе электромагниты и датчики контроля зазоров, систему контроля положения оси вращения шарового ротора, содержащую блок управления и установленные в вакуумном корпусе датчики контроля положения оси вращения шарового ротора, при этом шаровой ротор расположен между роторами двигателей-маховиков, оси которых пересекаются в расчетной точке центра масс шарового ротора.

5. Устройство по п. 2 или 4, характеризующееся тем, что шаровой ротор выполнен из стали.

6. Устройство по п. 2 или 4, характеризующееся тем, что на поверхность шарового ротора нанесен слой меди.

7. Устройство по п. 2 или 4, характеризующееся тем, что в вакуумном корпусе установлены управляемые фиксаторы шарового ротора.

8. Устройство по п. 2 или 4, характеризующееся тем, что на поверхность шарового ротора нанесено покрытие с высоким коэффициентом излучения.

9. Устройство по п. 2 или 4, характеризующееся тем, что на внутреннюю поверхность вакуумного корпуса нанесено покрытие с высоким коэффициентом поглощения ИК-излучения.

10. Устройство по п. 2 или 4, характеризующееся тем, что вакуумный корпус имеет оребрение или каналы для охлаждения теплоносителем.