Результат интеллектуальной деятельности: ПРИВОД ДЛЯ РАЗВОРОТА ОБОРУДОВАНИЯ НА КОСМИЧЕСКОМ НОСИТЕЛЕ, НЕ СОЗДАЮЩИЙ РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА

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 I_об - 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 М_реак, равный моменту двигателя М_дв, 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;

I_MAX - 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 М₂-М₁. 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.