Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента. Крепление статора двигателя привода к корпусу носителя осуществляется посредством подшипников таким образом, чтобы статор под действием реактивного момента мог свободно вращаться вокруг оси вращения ротора. Управляющий электрический ток подается на обмотки двигателя через скользящие токоподводы. Статор двигателя может быть либо непосредственно, либо через редуктор связан с маховиком-компенсатором реактивного момента. Техническим результатом изобретения является обеспечение отсутствия приводного реактивного момента, возмущающего космический носитель. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к системам управления элементами космических носителей, а именно к приводам, осуществляющим разворот оборудования (например, солнечных батарей, антенн, оптических приборов, сопел реактивных двигателей, оружия и т.д.) относительно корпуса космического носителя (например, спутника).

Известен привод для разворота оборудования на космическом носителе, содержащий электрический двигатель, статор которого жестко крепится к корпусу спутника, а ротор напрямую или посредством редуктора связан с разворачиваемым оборудованием (например, RU 2466069, US 4076191). Недостатком известных приводов является наличие приложенного к корпусу космического носителя реактивного момента, возникающего при ускоренном развороте оборудования и равного произведению момента инерции разворачиваемого оборудования относительно оси разворота на угловое ускорение разворачиваемого оборудования. Этот реактивный момент в существующих системах управления космических носителей гасится либо маховиком, либо гиродином, либо реактивными микродвигателями, управляемыми сигналами от датчиков, измеряющих угловую скорость космического носителя и его угловое ускорение.

Устройство известного привода поясняется Фиг. 1, где изображено: 1 - корпус носителя, 2 - разворачиваемый объект, 3 - статор двигателя привода, 4 - ротор двигателя привода, 5 - система управления приводом, 6 - редуктор привода, 7 - датчик угловой скорости и ускорения, 8 - компенсатор возмущающего момента (показан компенсатор маховичного типа, где 9 - двигатель компенсатора, 10 - маховик).

Ввиду того, что из-за имеющихся весовых ограничений конструкция космического носителя обычно не обладает высокой жесткостью, а также из-за того, что между двигателями привода и устройствами, компенсирующими реактивный момент (маховиками, гиродином, реактивными микродвигателями) обычно имеется заметное расстояние, реактивный момент привода вызывает упругие деформации и колебания корпуса космического носителя. Это затрудняет построение систем разворота оборудования, обеспечивающего его быстрое и точное переориентирование в пространстве.

С целью устранения указанного недостатка, связанного с большой удаленностью компенсирующих реактивный момент устройств для угловой стабилизации космического носителя, помимо основных компенсаторов возмущающего момента (маховиков, гиродинов, реактивных микродвигателей), используют дополнительный маховичный компенсатор реактивного момента, управляемый от дополнительных датчиков угловой скорости и угловых ускорений, размещаемых в непосредственной близости к двигателю привода, разворачивающего оборудование (например, RU 2325309, RU 2308003, RU 2403190, RU 2281233). Устройство показано на Фиг. 2, где дополнительно обозначено 14 - дополнительно вводимый датчик угловой скорости и ускорения, 11 - дополнительно вводимый маховичный компенсатор, 12 - двигатель-компенсатор, 13 - маховик-компенсатор.

Это устройство выбрано в качестве прототипа настоящего изобретения. Недостатком прототипа является необходимость использования в дополнительных маховиках-компенсаторах датчиков угловой скорости и ускорения и двигателей привода во вращение маховиков дополнительных компенсаторов.

Целью изобретения является создание привода, не возмущающего космический носитель своим реактивным моментом. Поставленная цель достигается путем крепления статора двигателя к корпусу спутника посредством подшипников, которые обеспечивают возможность вращения статора вокруг оси, совпадающей с осью вращения ротора двигателя. При этом статор либо связан посредством редуктора с маховиком-компенсатором, либо выполнен в виде маховика с большим моментом инерции. Устройство привода, поясняющее изобретение, показано на Фиг. 3. Здесь дополнительно обозначены: 15 - подшипники крепления статора двигателя привода, 16 - подшипники маховика компенсатора, 17 - редуктор компенсатора, 18 - щетки-токоподводы, 19 - скользящие кольца-токоподводы.

Устройство работает следующим образом: при подаче на двигатель привода (3) управляющего воздействия (например, тока в случае использовании электромотора) от системы управления (5) двигатель развивает момент, приложенный либо напрямую, либо посредством редуктора 6 к разворачиваемому оборудованию (2). Под действием этого момента М оборудование разворачивается с угловым ускорением:

где Iоб - суммарный момент инерции ротора двигателя привода и связанного с ним через редуктор разворачиваемого объекта,

M1 - момент трения в опорах, крепящих разворачиваемое оборудование. Равный и противоположно направленный реактивный момент Мреак, равный моменту двигателя Мдв, будет приложен со стороны ротора к статору двигателя привода. Под действием реактивного момента статор двигателя привода будет разворачиваться в дополнительно введенных подшипниках (15) с угловым ускорением:

где М2 - момент трения в дополнительно вводимых подшипниках (15) статора, в редукторе (17) и подшипниках (16) маховика-компенсатора;

IMAX - суммарный момент инерции статора двигателя привода и связанного с ним через редуктор маховика-компенсатора.

При этом к корпусу космического носителя приложен только малый момент, определяемый трением в опорах крепления разворачиваемого оборудования и подшипниках крепления привода (15). При использовании привода, показанного на Фиг. 2, он равен М21. Реактивный момент на носитель влияния не оказывает. При торможении разворачиваемого объекта будет иметь место аналогичная картина. Рассматриваемый привод (Фиг. 3) в случае малого момента инерции разворачиваемого оборудования может быть упрощен исключением из него редуктора-компенсатора и маховика-компенсатора. В этом случае сам статор двигателя привода выполняет функцию маховика-компенсатора.

1. Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, содержащий двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, подключенную к двигателю систему управления и маховик-компенсатор реактивного момента с системой привода маховика, отличающийся тем, что с целью упрощения крепление статора двигателя привода к корпусу космического носителя осуществляется посредством подшипников, ось вращения которых соосна с осью вращения ротора двигателя привода, а статор двигателя привода связан с маховиком-компенсатором через дополнительно вводимый редуктор.

2. Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, по п. 1, отличающийся тем, что статор двигателя привода жестко связан с маховиком компенсатора.

3. Привод для разворота оборудования по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что подключение системы управления к двигателю привода осуществляется посредством коллектора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к гироскопическим устройствам (ГУ) и может быть использовано преимущественно на средствах передвижения. .

Изобретение относится к гироскопическим устройствам и может быть использовано преимущественно на средствах передвижения, в частности, содержащих, гироскопы с массивными роторами.

Изобретение относится к гироскопическим устройствам. .

Изобретение относится к области точного приборостроения и может быть использовано при разработке технологии изготовления роторов шаровых гироскопов. .

Изобретение относится к области навигации, в частности к гироскопам. .

Изобретение относится к роторам и может быть использовано в устройствах, использующих вращающиеся тела для выполнения полезной работы. .

Изобретение относится к гироскопическим приборам, разгон ротора которых осуществляется пороховыми газами от сгорания порохового заряда, размещенного внутри ротора, и может быть использовано в конструкциях управляемых снарядов.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК).

Изобретение относится к конструкции и сборке космических объектов, например орбитальных станций. Строительный модуль (в составе платформы) в виде полой 6-гранной или 4-гранной призмы (1) снабжён дополнительными плоскими элементами (2).

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Изобретение относится к оборудованию многофункциональных космических аппаратов (МКА), предназначенных для калибровки и юстировки радиолокационных станций (РЛС), а также для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Изобретение относится к устройствам для экспериментов в условиях микрогравитации. Устройство для обеспечения свободной ориентации сферы относительно внешних силовых полей содержит поддерживающую конструкцию, сферу, два блокирующих элемента, действующих с противоположных сторон на сферу и предназначенных для удерживания сферы в правильном положении во время нерабочей фазы устройства, по меньшей мере четыре средства обеспечения капель, расположенные симметрично вокруг сферы и выполненные с возможностью образования капель и сохранения их с требуемой температурой, и изоляционную герметизированную конструкцию, предназначенную для изоляции упомянутых устройств от окружающей среды и для предотвращения осаждения пыли на поверхность сферы и на четыре полученные капли, и средство охлаждения, предназначенное для сохранения сферы с температурой ниже чем температура капель.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата (КА) включает изготовление комплектующих, сборку КА, содержащего систему электропитания, проведение испытаний КА.

Изобретение относится к средствам перевода трансформируемых конструкций (например, солнечных батарей) космического аппарата из сложенного положения в раскрытое.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КА), в частности к узлу крепления топливного бака. Узел содержит внутреннюю и внешнюю части и два комплекта крепежных элементов.

Изобретение относится к космической отрасли, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) и их компоновке при производстве. Универсальная платформа космического аппарата (ПКА) представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА.

Изобретение относится к вероятностным (т.е. без стабилизации структуры) спутниковым системам наблюдения Земли, c охватом её обширных регионов.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата. Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента. Крепление статора двигателя привода к корпусу носителя осуществляется посредством подшипников таким образом, чтобы статор под действием реактивного момента мог свободно вращаться вокруг оси вращения ротора. Управляющий электрический ток подается на обмотки двигателя через скользящие токоподводы. Статор двигателя может быть либо непосредственно, либо через редуктор связан с маховиком-компенсатором реактивного момента. Техническим результатом изобретения является обеспечение отсутствия приводного реактивного момента, возмущающего космический носитель. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх