МОНОБЛОЧНЫЙ СИЛОВОЙ МОМЕНТНЫЙ ГИРОСКОП

Полезная модель относится к моноблочным силовым моментным гироскопам, служащим исполнительным органом систем управления космическим аппаратом.
Известен моноблочный силовой моментный гироскоп со встроенной служебной электроникой [1], выбранный в качестве прототипа, содержащий электродвигатель-маховик, помещенный в одностепенной подвес кругового (±360°) вращения, жестко связанный с вращающейся рамкой подвеса, и корпус с установленными на нем приводом поворота рамки подвеса, датчиком угла поворота рамки подвеса, устройством токоподвода на вращающуюся рамку подвеса, служебной электроникой, осуществляющей электропитание и управление электромеханическими элементами силового моментного гироскопа.
Недостатком такого силового моментного гироскопа является его значительная масса и занимаемый им объем, что вызвано размещением всей служебной электроники на корпусе гироскопа и, как следствие этого, большие габариты и масса устройства токоподвода, обусловленные необходимостью подвода значительного числа электрических цепей для электродвигателя-маховика и датчика угла поворота рамки подвеса, расположенных на вращающейся части подвеса. Так, например, при использовании трехфазного бесконтактного двигателя постоянного тока с датчиком положения ротора число электрических цепей составляет не менее 11 (четыре - силовые фазные обмотки с общей точкой, семь - цепи датчика положения ротора электродвигателя-маховика с общей точкой). Кроме этого, требуется не менее двух цепей для запитки обмотки возбуждения ротора датчика угла поворота рамки подвеса. Такое устройство токоподвода на подвижную часть подвеса при его круговом (±360°) вращении имеет большие габариты и массу.
Целью предполагаемого изобретения является уменьшение массы моноблочного силового моментного гироскопа и занимаемого им объема.
Указанная цель достигается тем, что в предлагаемом моноблочном силовом гироскопе служебная электроника, управляющая электродвигателем-маховиком и обеспечивающая питание ротора датчика угла поворота рамки подвеса, размещена на вращающейся части подвеса в зоне, образуемой при круговом (±360°) вращении электродвигателя-маховика вместе с рамкой подвеса вокруг оси ОХ, не занятой в прототипе узлами гироскопа.
Предлагаемая полезная модель моноблочного силового моментного гироскопа позволяет уменьшить его массу и объем за счет использования для установки части служебной электроники объема, не занятого в прототипе узлами гироскопа (зона, образуемая при круговом (±360°) вращении электродвигателя-маховика вместе с рамкой подвеса вокруг оси ОХ), что позволяет уменьшить объем служебной электроники, установленной на корпусе, а также за счет снижения массы и объема устройства токоподвода, поскольку при размещении служебной электроники, управляющей электродвигателем-маховиком и обеспечивающей питание ротора датчика угла поворота рамки подвеса на вращающейся части, через устройство токоподвода передаются только цепи (не более двух) первичного питания.
На фиг.1 изображено меридиональное сечение моноблочного силового моментного гироскопа со встроенной служебной электроникой.
На фиг.2 изображен вид моноблочного силового моментного гироскопа со встроенной служебной электроникой со стороны электродвигателя-маховика.
Моноблочный силовой моментный гироскоп со встроенной служебной электроникой содержит электродвигатель-маховик 1, установленный в одностепенной подвес кругового (±360°) вращения. Электродвигатель-маховик жестко связан с подвесом. Подвес состоит из корпуса шарикоподшипниковой опоры 2, шарикоподшипников 3, вала 4 и рамки 5, на которой установлены платы служебной электроники 6, управляющие электродвигателем-маховиком. Электродвигатель-маховик 1 подключен к платам 6 служебной электроники кабелями 7, через соединители 8. Корпус шарикоподшипниковой опоры 2 установлен на корпусе гироскопа 9, на котором сформирована посадочная плоскость для жесткой установки силового моментного гироскопа на космический аппарат. В корпус шарикоподшипниковой опоры 2 встроен датчик угла поворота рамки подвеса 10. На корпусе шарикоподшипниковой опоры 2 установлен токоподвод 11 обеспечивающий проведение силовых и информационных электрических цепей на платы служебной электроники 6, расположенные на вращающейся части силового моментного гироскопа. На корпусе моментного гироскопа 9 установлены привод поворота рамки 12 и платы служебной электроники 13, управляющей приводом поворота рамки подвеса 12 и обменом данных между силовым моментным гироскопом и космическим аппаратом. Гироскоп закрыт кожухами 14, 15.
Устройство работает следующим образом. Первичное электропитание через токоподвод 11 подается на платы служебной электроники 6, управляющие электродвигателем-маховиком 1, установленные на вращающейся рамке 5. Служебная электроника 6 формирует сигналы вторичного питания и управления, которые через кабели 7 и соединители 8 поступают на электродвигатель-маховик 1 и датчик угла 10. Ротор электродвигателя-маховика 1 разгоняется до фиксированной стабильной частоты, при этом вокруг оси OZ создается постоянный по величине и направлению кинетический момент Н. Служебная электроника 13 формирует сигналы питания и управления на привод 12 рамки подвеса 5. Привод 12 вращает рамку 5. Рамка 5 вместе с установленными на ней электродвигателем-маховиком 1 и платами служебной электроники 6 вращается вокруг оси ОХ в пределах неограниченного угла, поскольку жестко соединена с валом 4, установленным, в шарикоподшипниках 3. Информация о положении и угле поворота рамки 5 подвеса поступает от датчика угла 10, встроенного в корпус шарикоподшипниковой опоры 2. Ротор датчика угла 10 жестко связан с валом 4 и вращается одновременно с рамкой подвеса 5, а статор датчика угла жестко связан с корпусом шарикоподшипниковой опоры 2 и неподвижен. При вращении рамки подвеса 5 с заданным знаком и угловой скоростью формируется гироскопический управляющий момент My в соответствии с выражением
My=H·ω·signω,
где ω - угловая скорость вращения рамки подвеса.
Управляющий момент My через посадочную плоскость корпуса 9 воздействует на космический аппарат. При изменении значения и знака угловой скорости вращения рамки ω изменяется величина и направление управляющего момента My, воздействующего на космический аппарат.
Литература
1. Patent US 2010/0006705 B64G 1/28; G01C 19/06 «Control moment gyro and device for assembly thereof».