ГИРОПРИВОД ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ СПУТНИКОМ

1. Гироскопический привод для управления спутниками, который создает гироскопические вращающие моменты в заданном направлении действия в пространстве и которые передаются на спутник для управления его пространственным положением по оси, отличающийся тем, что он содержит
а) механическую подсистему (МП), которая содержит следующие элементы:
1
а) структурную опору, которая служит для закрепления всех механических и электромеханических элементов, а также для жесткой привязки механической подсистемы к космической платформе, обеспечивая адекватную передачу создаваемого вращающего момента;
2
а) две концентрические рамки, которые соответственно поддерживаются цапфами, причем цапфа позволяет рамке, которую она поддерживает, вращаться и в свою очередь цапфа может поворачиваться по оси нутации (ось, нормальная к спину), при этом, когда цапфа поворачивается по оси нутации, рамки также начинают вращаться вместе с цапфой, тем самым делая возможным вращение рамок одновременно по осям нутации и спина,
причем две рамки имеют то же самое значение главного полярного осевого момента инерции (спина);
3
а) ось нутации, которая поддерживает две цапфы, причем цапфы поворачиваются вокруг этой оси для образования нутационных вращений;
4
а) электромеханические элементы, обычно электрические моторы, которыми могут быть: один или два для обеспечения спинового вращения колец, одинакового по величине, но с противоположными направлениями для каждого кольца, и один или два для обеспечения нутационного вращения цапф (и тем самым колец рамок в то же самое время), одинакового по величине, но с противоположными направлениями ориентации для каждой цапфы, причем гироскопические вращающие моменты, вызванные движениями по спину и нутации двух рамок, складываются, образуя результирующий вращающий момент, который передается к спутнику, причем его вектор имеет фиксированное направление в пространстве, а само направление меняется циклически, при этом направление соответствует пересечению плоскости, перпендикулярной плоскости нутации, и плоскости рамок в тот момент, когда обе плоскости совпадают, вторая плоскость остается постоянной в пространстве, поскольку скорости нутации всегда имеют то же самое направление действия и модуль по сравнению друг с другом, но другие направление ориентации от начала движения, причем это направление также совпадает с плоскостью биссектрисы угла, который образован плоскостями обеих рамок в описанном спиновом движении нутации, при этом, когда результирующий вектор вращающего момента имеет постоянное направление, спутник сможет управлять осью, параллельной вращающему моменту;
5
а) механические элементы для передачи вращения моторов к рамкам (спин) и к цапфам (нутация);
b) электронное устройство, которое содержит следующие элементы:
1
b) электрические и электронные элементы для уравновешивания электрических токов в моторах спина и нутации за счет энергии, обеспечиваемой спутником;
2
b) электронная система для управления моторами, включая микропроцессор с необходимым программным обеспечением, так что на основе сигнала требующегося пространственного положения спутника, который или был внутренне запрограммирован или может быть получен от процессора спутника, она может вычислять времена открытия, остановки и закрытия рамок, а также приготовить и передать соответствующие команды на моторы, управляющие спиновым и нутационным вращением рамок.
2. Гироскопический привод для управления спутниками, отличающийся тем, что он имеет две механические подсистемы, прикрепленные к спутнику, определенные в соответствии с п.1-а), и при этом обе производят результирующий вектор вращающего момента в форме импульсов ориентации, направления и модуля, которыми можно управлять в соответствии с любым выбранным направлением на плоскости, определяемой векторами вращающего момента каждой механической подсистемы, что позволяет управлять пространственной ориентацией спутника по двум осям этой плоскости, используя электронную систему, описанную в п.1-b) и расширенную с учетом дополнительной механической подсистемы.
3. Гироскопический привод для управления спутниками, отличающийся тем, что он имеет три механические подсистемы, прикрепленные к спутнику, определенные в соответствии с п.1-а) и при этом все три производят результирующий вектор вращающего момента в форме импульсов ориентации, направления и модуля, которыми можно управлять в соответствии с любым выбранным направлением в пространстве, что позволяет управлять пространственной ориентацией спутника по трем осям, используя электронную систему, описанную в п.1-b) и расширенную с учетом двух дополнительных механических подсистем.
4. Гироскопический привод для управления спутниками, отличающийся тем, что электромагнитные элементы, которые производят нутационные движения каждой рамки, не зависят друг от друга, так что рамки могут принять положение, когда биссектриса их плоскостей во время нутационного движения совпадает с любым направлением в плоскости, нормальной к нутационной оси, как задается электронной системой, описанной в п.1-b), с программным обеспечением, расширенным с учетом такой функции, таким образом, результирующий вектор вращающего момента может принять любое направление, выбранное в этой плоскости, что позволит управлять пространственной ориентацией спутника по двум осям с помощью одной механической подсистемы.
5. Гироскопический привод для управления спутниками, отличающийся тем, что он имеет две механические подсистемы, прикрепленные к спутнику, определенные в соответствии с п.4), и при этом обе производят результирующий вектор вращающего момента в форме импульсов ориентации, направления и модуля, которыми можно управлять в соответствии с любым выбранным направлением в пространстве, что позволяет управлять пространственной ориентацией спутника по трем осям с помощью только двух механических подсистем, используя электронную систему, описанную в п.1-b), расширенную с учетом новых функций по п.4 и дополнительной механической подсистемы, указанной здесь.
6. Гироскопический привод для управления спутниками, отличающийся тем, что он имеет механическую подсистему, определенную в соответствии с п.1, но закрепленную на спутнике посредством Панели-1, с которой механическая подсистема соединена с помощью оси, около которой она способна вращаться, приводимая в движение одним или двумя подготовительными моторами-1, причем эта Панель-1 может вращаться по отношению к спутнику вокруг оси, нормальной к плоскости, образованной осью нутации и биссектрисой угла, образованного плоскостями рамок, приводимая в движение одним или двумя подготовительными моторами-2, таким образом, вектор вращающего момента, выработанный механической подсистемой, может двигаться в любом направлении в пространстве, поскольку Панель-1 снабжает ее двумя дополнительными степенями свободы, что позволяет управлять пространственным положением спутника по трем осям с помощью единственной механической подсистемы вместе с Панелью-1 и подготовительных моторов 1 и 2, используя электронную систему, описанную в п.1-b) и расширенную с учетом дополнительных подготовительных моторов 1 и 2 Панели-1.
7. Гироскопический привод для управления спутниками по любому из пп.1-6, отличающийся тем, что он имеет подсистему управления, которая заменяет электронную систему, предназначенную для управления вращением спутника по 1, 2 или 3 осям, и микропроцессор вместе с электронными узлами, требующимися для балансировки питания электрических моторов привода, для связи с главным бортовым компьютером спутника, для считывания электронных показаний датчиков, отслеживающих пространственное положение спутника, для получения команд, требующихся для маневрирования спутником, для выработки команд на электрические моторы, чтобы создать вращающие моменты, которые вызовут изменения пространственного положения спутника, которые требуются для выполнения такого маневра, и для передачи информации о положении рамок и моторов во время выполнения этих маневров, причем подсистема управления приводом включает в себя пакет программного обеспечения, требующийся для выполнения описанных выше действий, причем основной маневр заключается в повороте спутника от начального пространственного положения к другому конечному положению, называемому целевым пространственным положением (которое может меняться во времени), и для этих целей в замкнутом цикле выполняют следующие процессы:
a) узнают текущее пространственное положение спутника, считывая показания датчиков, являющихся внешними по отношению к гироскопическому приводу, но находящихся на борту спутника,
b) получают команды на новое целевое пространственное положение спутника, обычно посылаемое центральным процессором на борту спутника,
c) вычисляют требующиеся значения нутационных и спиновых скоростей вращения для управляемых рамок,
d) вырабатывают команды электромеханическим элементам для выполнения нутационных и спиновых перемещений, чтобы начать маневр,
e) получают текущие значения перемещения и пространственного положения спутника, считывая показания его датчиков, и определяют ошибку относительно целевых значений перемещения и пространственного положения,
f) вычисляют новые значения нутации и скоростей вращения, требующиеся рамкам для устранения ошибки относительно целевого положения,
g) вырабатывают команды для электромеханических элементов для спиновых и нутационных перемещений, чтобы устранить ошибку относительно целевого значения,
h) повторяют этапы с e) по g) до тех пор, пока полученная ошибка не станет меньше того предела, который был задан.