Спосіб розвантаження системи силових гіроскопів космічного апарата

Спосіб розвантаження системи силових гіроскопів космічного апарата, який полягає втому, що вимірюють вектор нагромадженого кінетичного моменту системи силових гіроскопів, вимірюють вектор абсолютної кутової швидкості космічного апарата, визначають сумарний вектор кінетичного моменту космічного апарата, виконують розвантаження за допомогою реактивних двигунів орієнтації, який відрізняється тим, що фіксують момент досягнення допустимого значення сумарного кінетичного моменту космічного апарата, визначають напрям сумарного вектору кінетичного моменту космічного апарата, поєднують цей напрям з віссю максимальної ефективності реактивних двигунів орієнтації шляхом просторового програмного розвороту за допомогою системи силових гіроскопів, включають реактивні двигуни орієнтації для розвантаження системи силових гіроскопів, після закінчення якого виконують зворотний просторовий програмний розворот для продовження основної роботи Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використаний для розвантаження системи силових гіроскопів космічних апаратів від нагромадженого кінетичного моменту Використання системи силових гіроскопів для управління обертальним рухом космічного апарату дозволяє значно зменшити витрати робочого тіла, але потребує розвантаження від нагромадженого кінетичного моменту за допомогою зовнішнього моменту Відомий спосіб розвантаження системи силових гіроскопів за рахунок прикладання до корпусу космічного апарату зовнішнього моменту магнітних сил, який одержується від взаємодії магнітного поля Землі з магнітним моментом, створюваним на космічному апараті за допомогою магнітних виконавчих органів (див Разыграев А П Основы управления полетом космических аппаратов и кораблей М Машиностроение, 1977, с 152-154) Використання спеціальних магнітних виконавчих органів приводить до великих споживань електроенергії і зменшує масу корисного навантаження, яке виводиться на орбіту ских аппаратов М Машиностроение, 1978, с 191) Для цього потрібно забезпечити таку орієнтацію космічного апарату, щоб ЗОВНІШНІЙ збурюючий момент ставав зворотним тому, який діє під час основного режиму орієнтації Недоліком цього способу є неможливість виконання основної задачі протягом тривалого часу із-за незначної величини зовнішнього моменту Відомий найбільш близький за технічною сутністю спосіб розвантаження системи силових гіроскопів, який полягає утому, що вимірюють вектор нагромадженого кінетичного моменту системи силових гіроскопів, вимірюють вектор абсолютної кутової швидкості космічного апарату, визначають сумарний кінетичний момент космічного апарату і при досягненні граничного сумарного кінетичного моменту здійснюють його розвантаження за допомогою реактивних двигунів орієнтації одночасно по трьох осях згідно з величинами проекцій кінетичного моменту (див Алексеев К Б , Бебенин Г Г Управление космическими летательными аппаратами М Машиностроение, 1974, с 222-225) Недоліком цього способу є підвищені витрати робочого тіла на розвантаження із-за використання реактивних двигунів орієнтації по осях з не максимальною ефективністю Відомий спосіб розвантаження системи силових гіроскопів за допомогою ЗОВНІШНІХ моментів тієї ж природи, що і збурюючі, наприклад, гравітаційні (див Бебенин Г Г , Скребушевский Б С , Соколов Г А Системы управления полетом космиче В основу винаходу поставлено задачу вдосконалення способу розвантаження системи силових (О 62147 ного кінетичного моменту космічного апарату збігіроскопів шляхом використання для нього реактигається з віссю максимальної ефективності, то для вних двигунів орієнтації по осі максимальної ефекрозвантаження нагромадженого кінетичного мотивності, що забезпечує зменшення витрат робоменту буде витрачено мінімум робочого тіла Для чого тіла Поставлена задача вирішується тим, що у віреалізації такого збігу необхідно фіксувати момент домому способі розвантаження системи силових досягнення допустимого значення сумарного кінегіроскопів космічного апарату, який полягає в тім, тичного моменту космічного апарату, яке менше що вимірюють вектор нагромадженого кінетичного „насиченого" значення кінетичного моменту на моменту системи силових гіроскопів, вимірюють величину, яка дозволяє здійснити програмний розвектор абсолютної кутової швидкості космічного ворот космічного апарату Визначають напрям апарату, визначають сумарний вектор кінетичного сумарного вектору кінетичного моменту космічного моменту космічного апарату, виконують розвантаапарату, здійснюють просторовий програмний ження за допомогою реактивних двигунів орієнтарозворот за допомогою системи силових гіроскопів ції, згідно з винаходом фіксують момент досягнендо збігу напряму сумарного кінетичного моменту з ня допустимого значення сумарного кінетичного віссю максимальної ефективності реактивних двимоменту визначають напрям сумарного вектору гунів орієнтації ВІДМІТИМО, ЩО ДО ЦЬОГО етапу реакінетичного моменту космічного апарату, поєднулізації винаходу витрати робочого тіла відсутні, так ють цей напрям з віссю максимальної ефективнояк реактивні двигуни не використовуються сті реактивних двигунів орієнтації шляхом простоРозглянемо приклад для демонстрації ефекрового програмного розвороту за допомогою систивності запропонованого способу На фіг 2 покатеми силових гіроскопів, включають реактивні двизана початкова орієнтація вектору сумарного кінегуни орієнтації для розвантаження системи тичного моменту Р космічного апарату, де е і Є р силових гіроскопів, після закінчення якого виконукути, визначаючі початкову орієнтацію вектору Р ють зворотний просторовий програмний розворот в зв'язаній з космічним апаратом системі коордидля продовження основної роботи нат ф - кут між віссю ОХ і проекцією вектору Р на Суть винаходу пояснюється кресленнями, де площину XOY, Є - кут між вектором Р і площиною зображені на фіг 1 - схема розташування реактиXOY Для прикладу розглянемо випадок, коли вних двигунів орієнтації, на фіг 2 - орієнтація векІі