Гироскоп контрольного момента - Control moment gyroscope

А гироскоп контрольного момента (CMG) - это контроль отношения устройство обычно используется в космический корабль системы ориентации. CMG состоит из вращающегося ротора и одного или нескольких моторизованных подвесы которые наклоняют ротор угловой момент. Когда ротор наклоняется, меняющийся угловой момент вызывает гироскопический крутящий момент, который вращает космический корабль.[1][2]

Механика

CMG отличаются от колеса реакции. Последние применяются крутящий момент просто изменяя скорость вращения ротора, но первый наклоняет ось вращения ротора, не обязательно изменяя его скорость вращения. CMG также намного более энергоэффективны. На несколько сотен ватт и около 100 кг массы из больших КИМ были произведены тысячи ньютон-метры крутящего момента. Для реактивного колеса аналогичной способности потребуется мегаватты власти.[3]

Разновидности дизайна

С одним карданом

Наиболее эффективные CMG включают только один подвес. Когда карданный вал такого CMG вращается, изменение направления углового момента ротора представляет собой крутящий момент, который воздействует на корпус, на котором установлен CMG, например космический корабль. За исключением эффектов, связанных с движением космического корабля, этот крутящий момент вызван ограничением, поэтому он не выполняет механической работы (т.е.не требует энергии). CMG с одним карданом обмениваются угловым моментом таким образом, что требуется очень мало энергии, в результате чего они могут прикладывать очень большие крутящие моменты при минимальном электрическом вводе.

Двойной подвес

Такой CMG включает в себя два кардана на ротор. В качестве привода он более универсален, чем CMG с одним карданом, потому что он способен направлять вектор углового момента ротора в любом направлении. Однако крутящий момент, создаваемый движением одного подвеса, часто должен реагировать на другой подвес на пути к космическому кораблю, что требует большей мощности для данного крутящего момента, чем CMG с одним карданом. Если цель состоит в том, чтобы просто сохранить угловой момент с эффективным использованием массы, как в случае Международная космическая станция, CMG с двойным карданом - хороший выбор конструкции. Однако, если вместо этого космическому кораблю требуется большой выходной крутящий момент при минимальном потреблении энергии, то CMG с одним карданом - лучший выбор.

С переменной скоростью

Большинство CMG поддерживают постоянную скорость ротора, используя относительно небольшие двигатели, чтобы компенсировать изменения из-за динамической связи и неконсервативных эффектов. Некоторые академические исследования были сосредоточены на возможности увеличения и уменьшения скорости вращения ротора во время стабилизации CMG. CMG с регулируемой скоростью (VSCMG) предлагают несколько практических преимуществ при рассмотрении возможности срабатывания, потому что выходной крутящий момент от ротора обычно намного меньше, чем вызванный движением кардана. Основное практическое преимущество VSCMG по сравнению с обычным CMG - это дополнительная степень свободы, обеспечиваемая доступным крутящим моментом ротора, которая может быть использована для непрерывного предотвращения сингулярности CMG и переориентации кластера VSCMG. Исследования показали, что крутящий момент ротора, необходимый для этих двух целей, очень мал и находится в пределах возможностей обычных роторных двигателей CMG.[4] Таким образом, практические преимущества VSCMG легко доступны при использовании обычных CMG с изменениями в кластерном управлении CMG и законах управления роторным двигателем CMG. VSCMG также можно использовать как механический аккумулятор хранить электроэнергию как кинетическая энергия маховиков.

Корпус космического корабля

Если у космического корабля есть вращающиеся части, они могут использоваться или управляться как CMG.

Потенциальные проблемы

Особенности

Для управления ориентацией космического корабля необходимы как минимум три одноосных КИМ. Однако независимо от того, сколько CMG использует космический корабль, движение кардана может привести к относительной ориентации, которая не создает полезного выходного крутящего момента в определенных направлениях. Эти ориентации известны как особенности и связаны с кинематика роботизированных систем, которые сталкиваются с ограничениями на скорости конечных эффекторов из-за определенных совмещений. Естественно, что устранение этих особенностей представляет большой интерес, и было предложено несколько методов. Дэвид Бейли и другие утверждали (в патентах и ​​академических публикациях), что достаточно просто избежать ошибки «деления на ноль», связанной с этими особенностями.[5][6] Еще два недавних патента суммируют конкурирующие подходы.[7][8] Смотрите также Карданный замок.

Насыщенность

Кластер CMG может стать насыщенным в том смысле, что он сохраняет максимальное количество углового момента в определенном направлении и больше не может удерживать.

В качестве примера предположим, что космический корабль, оснащенный двумя или более двойными карданными CMG, испытывает временный нежелательный крутящий момент, возможно, вызванный реакцией от выпуска отработанного газа, которая стремится заставить его вращаться по часовой стрелке вокруг своей передней оси и, таким образом, увеличить его угловой момент вдоль этой оси. . Затем программа управления CMG подает команду моторам карданного подвеса CMG постепенно все больше наклонять оси вращения роторов вперед, так что векторы углового момента роторов указывают более близко вдоль передней оси. В то время как это постепенное изменение направления вращения ротора происходит, роторы будут создавать гироскопические крутящие моменты, результат которых будет вращаться против часовой стрелки вокруг передней оси, удерживая космический корабль устойчивым к нежелательному крутящему моменту отходящего газа.

Когда переходный крутящий момент закончится, программа управления остановит движение кардана, и роторы останутся направленными вперед, чем раньше. Поступление нежелательного поступательного углового момента проходило через CMG и сбрасывалось в роторы; передняя составляющая их вектора полного углового момента теперь больше, чем раньше.

Если эти события повторяются, векторы углового момента отдельных роторов будут все более и более сближаться в прямом направлении. В предельном случае все они будут параллельны, и кластер CMG теперь будет насыщен в этом направлении; он больше не может удерживать угловой момент. Если бы CMG изначально не удерживали угловой момент относительно других осей, они в конечном итоге будут насыщены точно вдоль передней оси. Однако, если (например) они уже сохраняли небольшой угловой момент в направлении «вверх» (рыскание влево), они насыщаются (в конечном итоге становятся параллельными) вдоль оси, направленной вперед и немного вверх, и так далее. Насыщенность возможна по любой оси.

В насыщенном состоянии управление ориентацией невозможно. Поскольку гироскопические крутящие моменты теперь могут создаваться только под прямым углом к ​​оси насыщения, управление креном вокруг этой оси теперь отсутствует. Также возникнут большие трудности с контролем над другими осями. Например, нежелательному рысканию влево можно противодействовать, только сохраняя некоторый «верхний» угловой момент в роторах CMG. Это можно сделать, только наклонив хотя бы одну из их осей вверх, что немного уменьшит прямую составляющую их полного углового момента. Поскольку теперь они могут хранить меньший угловой момент при «прямом крене» вперед, им придется выпустить часть назад в космический корабль, который будет вынужден начать нежелательный крен вправо.[а]

Единственное средство от этой потери управления - обесцветить CMG, удалив из космического корабля избыточный угловой момент. Самый простой способ сделать это - использовать Система контроля реакции (RCS) подруливающие устройства. В нашем примере насыщения вдоль передней оси RCS будет срабатывать для создания крутящего момента против часовой стрелки вокруг этой оси. Затем программа управления CMG подаст команду осям вращения ротора, чтобы они начали разворачиваться от прямого направления, создавая гироскопические крутящие моменты, результирующий момент которых вращается по часовой стрелке относительно прямого направления, противодействуя RCS, пока он все еще стреляет и удерживает космический корабль в устойчивом положении. Это продолжается до тех пор, пока из роторов CMG не будет выведено подходящее количество поступательного углового момента; он превращается в момент импульса движущегося вещества в двигателе RCS истощается и уносится из космического корабля.[b]

Стоит отметить, что «насыщение» может применяться только к кластеру из двух или более CMG, поскольку это означает, что их вращения ротора стали параллельны. Бессмысленно говорить, что одиночный CMG с постоянной скоростью может стать насыщенным; в некотором смысле он «постоянно насыщен» в любом направлении, куда указывает ротор. Это контрастирует с одиночным колесо реакции, который может поглощать все больше и больше углового момента вдоль своей фиксированной оси за счет более быстрого вращения, пока не достигнет насыщения при максимальной расчетной скорости.

Антипараллельное выравнивание

Существуют и другие нежелательные конфигурации осей ротора, помимо насыщения, особенно антипараллельное выравнивание. Например, если космический корабль с двумя CMG с двойным карданом попадает в состояние, в котором одна ось вращения ротора обращена прямо вперед, а другая ось вращения ротора обращена прямо назад (т. Е. Антипараллельно первому), тогда все управление по крену будет потеряно. Это происходит по той же причине, что и для насыщения; роторы могут создавать гироскопические крутящие моменты только под прямым углом к ​​их осям вращения, и здесь эти крутящие моменты не будут иметь продольных компонентов и, следовательно, не будут влиять на крен. Однако в этом случае CMG совсем не насыщаются; их угловые моменты равны и противоположны, поэтому суммарный накопленный угловой момент равен нулю. Однако, как и в случае насыщения, и по точно таким же причинам управление креном будет становиться все труднее, если CMG даже приблизятся к антипараллельному выравниванию.

В антипараллельной конфигурации, хотя управление креном потеряно, управление по другим осям все еще работает хорошо (в отличие от ситуации с насыщением). С нежелательным рысканием влево можно справиться, сохранив некоторый «верхний» угловой момент, что легко сделать, слегка наклонив обе оси вращения ротора вверх на равные величины. Поскольку их продольные и поперечные компоненты будут по-прежнему равны и противоположны, угловой момент в продольном направлении не изменится (он по-прежнему будет равен нулю) и, следовательно, не будет нежелательного крена. Фактически, ситуация улучшится, поскольку оси ротора больше не антипараллельны, и некоторое управление креном будет восстановлено.

Поэтому антипараллельное выравнивание не так серьезно, как насыщение, но его все же следует избегать. Теоретически это возможно с любым количеством CMG; до тех пор, пока некоторые роторы выровнены параллельно определенной оси, а все остальные указывают точно в противоположном направлении, нет насыщения, но все же нет управления креном вокруг этой оси. С тремя или более CMG ситуацию можно немедленно исправить, просто перераспределив существующий полный угловой момент между роторами (даже если этот общий момент равен нулю).[c] На практике программа управления CMG будет непрерывно перераспределять полный угловой момент, чтобы избежать возникновения ситуации.

Если в кластере всего два CMG, как в нашем первом примере, то антипараллельное выравнивание неизбежно произойдет, если общий сохраненный угловой момент достигнет нуля. Решение состоит в том, чтобы держать его подальше от нуля, возможно, используя запуск RCS. Это не очень хорошо, и на практике все космические аппараты, использующие CMG, оснащены как минимум тремя. Однако иногда случается, что после сбоев в кластере остается только два рабочих CMG, и управляющая программа должна уметь справляться с этой ситуацией.

Удар по стабилизатору подвеса

Старые модели CMG, такие как модели, выпущенные со Skylab в 1973 году, имели ограниченный ход кардана между фиксированными механическими упорами. На Skylab CMG пределы составляли плюс-минус 80 градусов от нуля для внутренних подвесов и от плюс 220 градусов до минус 130 градусов для внешних (таким образом, ноль был смещен на 45 градусов от центра хода). Визуализируя внутренний угол как «широту», а внешний как «долготу», можно увидеть, что для отдельного CMG были «слепые зоны» с радиусом 10 градусов широты на «северном и южном полюсах», а также дополнительные «белые пятна». глухая полоса шириной 10 градусов «долготы», проходящая от полюса к полюсу с центром на линии «долготы» под углом плюс 135 градусов. Эти «слепые зоны» представляли направления, в которых нельзя было направить ось вращения ротора.[9]:11

Skylab нес три CMG, установленных так, чтобы их кожухи (и, следовательно, их оси ротора, когда стабилизаторы были установлены на ноль) были обращены в трех взаимно перпендикулярных направлениях. Это обеспечило то, что шесть «полярных слепых зон» были разнесены на 90 градусов друг от друга. Смещение нуля на 45 градусов гарантировало, что три «слепые полосы» внешних стабилизаторов пройдут на полпути между соседними «полярными слепыми пятнами» и на максимальном расстоянии друг от друга. Вся конструкция гарантирует, что «слепые зоны» трех CMG никогда не перекрываются, и, таким образом, по крайней мере два из трех вращений ротора могут быть направлены в любом заданном направлении.[9]:4

Программа управления CMG отвечала за то, чтобы стабилизаторы никогда не касались упоров, путем перераспределения углового момента между тремя роторами, чтобы приблизить большие углы кардана к нулю. Поскольку для сохранения полного углового момента было всего три степени свободы В то время как управляющая программа могла изменять шесть независимых переменных (три пары углов кардана), программа имела достаточную свободу действий для этого, при этом подчиняясь другим ограничениям, таким как предотвращение антипараллельного выравнивания.[9]:5

Одно из преимуществ ограниченного движения кардана, такого как у Skylab, состоит в том, что особенности не являются проблемой. Если бы внутренние подвесы Skylab могли отклоняться от нуля на 90 градусов или более, тогда «Северный и Южный полюса» могли бы стать сингулярностями; стабилизаторы карданного подвеса предотвратили это.

Более современные CMG, такие как четыре блока установлен на МКС в 2000 году есть неограниченный ход кардана и, следовательно, нет «мертвых зон». Таким образом, их не нужно устанавливать лицевой стороной во взаимно перпендикулярных направлениях; все четыре единицы на МКС обращены в одну сторону. Программа управления не должна заботиться об упорах карданного подвеса, но, с другой стороны, она должна уделять больше внимания предотвращению сингулярностей.

Приложения

Скайлаб

Скайлаб Запущенный в мае 1973 года, был первым космическим кораблем, оснащенным большими КИМ для ориентации.[10] Три сдвоенных кардана CMG были установлены на стойке оборудования Крепление для телескопа Apollo в центре массива солнечных панелей в форме ветряной мельницы сбоку от станции. Они были расположены так, что кожухи (и, следовательно, роторы, когда все карданы были в нулевом положении) были направлены в трех взаимно перпендикулярных направлениях. Поскольку блоки были двухкамерными, каждый из них мог создавать крутящий момент вокруг любой оси, перпендикулярной оси ротора, таким образом обеспечивая некоторую избыточность; если какой-либо из трех отказал, комбинация двух оставшихся может в целом по-прежнему создавать крутящий момент вокруг любой желаемой оси.[9]

Гиродины на Салюте и Мире

CMG использовались для ориентации на Салют и Мир космические станции, где их назвали гиродинами (от русского гиродин жиродин; это слово также иногда используется - особенно российским экипажем - для CMG на МКС ).[11] Впервые они были протестированы на Салют 3 в 1974 г. и введены в качестве стандартных компонентов от Салют 6 вперед.[12]

Всего на завершенной станции «Мир» было 18 гиродинов, начиная с шести в герметичной внутренней части корпуса. Квант-1 модуль.[13] Позже они были дополнены еще шестью на безнапорных за пределами Квант-2. По мнению НПО "Энергия", выносить их на улицу оказалось ошибкой, так как это значительно затруднило замену гиродина.[14]Третий комплект гиродинов был установлен в Кристалл во время Мир-18[15]

Международная космическая станция

Персонал НАСА управляет одним гироскопом контрольного момента для Международная космическая станция.

Всего на МКС используется четыре КИМ, установленных на ферме Z1.[16] в качестве основных исполнительных устройств при работе в нормальном режиме полета. Задача системы управления полетом CMG - удерживать космическую станцию ​​в фиксированном положении относительно поверхности Земли. Кроме того, он стремится к установлению равновесия крутящего момента (TEA), в котором объединенный вклад крутящего момента градиент силы тяжести, атмосферное сопротивление, солнечное давление, и геомагнитные взаимодействия сведены к минимуму. В присутствии этих постоянных возмущений окружающей среды CMG поглощают угловой момент, пытаясь удерживать космическую станцию ​​в желаемом положении. CMG в конечном итоге насыщаются (поглощая угловой момент до точки, где они больше не могут поглощать), что приводит к потере эффективности массива CMG для управления. Необходима какая-то схема управления угловым моментом (MMS), чтобы позволить CMG сохранять желаемое положение и в то же время предотвратить насыщение CMG. Поскольку в отсутствие внешнего крутящего момента КМГ могут только обмениваться угловым моментом между собой без изменения общего момента, необходимо использовать внешние управляющие крутящие моменты для обесцвечивания КМГ, то есть для возврата углового момента к номинальному значению. Некоторые методы разгрузки углового момента CMG включают использование магнитных моментов, реактивных двигателей и крутящего момента градиента силы тяжести. Для космической станции предпочтителен подход градиента силы тяжести.[нужна цитата ] потому что для этого не требуются расходные материалы или внешнее оборудование, а также потому, что градиентный крутящий момент на МКС может быть очень высоким.[17] Насыщение CMG наблюдалось во время выхода в открытый космос, что потребовало использования топлива для поддержания желаемого положения.[18] В 2006 и 2007 годах эксперименты на основе CMG продемонстрировали жизнеспособность маневры без ракетного топлива для регулировки ориентации МКС на 90 ° и 180 °.[19] К 2016 году четыре отстыковки "Союза" были выполнены с использованием корректировки ориентации на основе CMG, что привело к значительной экономии топлива.[20]

Предложил

По состоянию на 2016 г. Российский орбитальный сегмент МКС не имеет собственных CMG. Однако предлагаемый, но еще не построенный Научно-силовой модуль (NEM-1) будет оснащен несколькими внешне установленными КИМ.[21] NEM-1 будет установлен на одном из боковых портов малой UM или Узловой модуль, который планируется завершить и запустить в рамках российской программы на 2016–2025 годы. Его двойной NEM-2 (если он будет завершен) позже будет установлен симметрично на другом боковом порте UM.

24 февраля 2015 г. Научно-технический совет г. Роскосмос объявил, что после вывода из эксплуатации МКС (тогда запланированного на 2024 год) новые российские модули будут отсоединены и образуют ядро ​​небольшой общероссийской космической станции, которая будет называться ОПСЕК.[22][23] Если этот план будет выполнен, CMG на NEM-1 (и NEM-2, если он будет построен) обеспечат контроль ориентации для новой российской станции.

  • Гироскоп контрольного момента (CMG)

  • Чертеж CMG (крышка снята)


Предлагаемая космическая среда обитания Остров 3 был разработан для использования двух вращающихся в противоположных направлениях сред обитания в противоположность КМГ с нулевым нулевым импульсом и, следовательно, без необходимости в двигателях управления ориентацией.[24]

Смотрите также

Примечания

  1. ^ На самом деле управление уже будет затруднено, даже когда кластер еще не совсем насыщен. Например, для управления креном необходимы гироскопические крутящие моменты, которые должны быть направлены вперед. Эти гироскопические крутящие моменты всегда перпендикулярны осям вращения ротора, поэтому в нашем примере перед насыщением компоненты, направленные вперед, довольно малы по сравнению с полными гироскопическими крутящими моментами. Это означает, что общий гироскопический крутящий момент должен быть довольно большим, чтобы обеспечить удобное управление креном, а этого можно добиться только за счет ускорения движений кардана. В конечном итоге они превзойдут возможности подвесных двигателей.
  2. ^ Может возникнуть вопрос, почему двигатели RCS изначально не использовались для непосредственного противодействия крутящему моменту, создаваемому отводом отработанных газов, таким образом, полностью обходя CMG и делая их ненужными. Один из ответов состоит в том, что двигатели RCS обычно производят гораздо большую тягу, чем выпуск отработанного газа, или другие вероятные причины нежелательного крутящего момента; несколько секунд срабатывания RCS могут истощить угловой момент, накопившийся в CMG за несколько часов. RCS используется для «грубой» ориентации, а CMG обеспечивает «точную» регулировку. Другая причина для временного сохранения углового момента в CMG заключается в том, что вполне возможно, что за одним нежелательным крутящим моментом через некоторое время может последовать другой нежелательный крутящий момент в противоположном направлении. В этом случае угловой момент, оставшийся после первого события, используется для противодействия второму событию без затрат драгоценного топлива RCS. Подобные циклические нежелательные крутящие моменты часто возникают из-за орбитального взаимодействия с градиентом силы тяжести.
  3. ^ Например, предположим, что имеется четыре CMG, и начальная конфигурация - два вращения вперед и два назад. Затем один из обращенных вперед роторов может плавно поворачиваться «вверх», в то время как один обращенный назад ротор одновременно поворачивается «вниз». Результирующие гироскопические крутящие моменты будут нейтрализовать друг друга точно во время этого движения, и окончательная конфигурация в форме "+" больше не антипараллельна.

Рекомендации

  1. ^ "Извлеченные уроки гироскопа момента управления космической станцией" (PDF). NASA.gov.
  2. ^ "Гироскопы контрольного момента (CMG)". aerospace.honeywell.com. Получено 2018-03-27.
  3. ^ "Р. Вотел, Д. Синклер." Сравнение гироскопов управляющего момента и реактивных колес для малых спутников наблюдения Земли. "26-я ежегодная конференция AIAA / USU по малым спутникам".
  4. ^ Шауб, Ханспетер; Джанкинс, Джон Л. (январь 2000 г.). «Предотвращение сингулярности с использованием нулевого движения и гироскопов с регулируемой скоростью». Журнал наведения, управления и динамики. 23 (1): 11–16. Bibcode:2000JGCD ... 23 ... 11S. Дои:10.2514/2.4514.
  5. ^ «Ориентация спутника с помощью гироскопов с управляемым импульсом - Патент США 6154691». Patft.uspto.gov. Получено 2013-10-03.
  6. ^ Heiberg, Christopher J .; Бейли, Дэвид; Ви, Бонг (январь 2000 г.). «Точное наведение космических аппаратов с использованием гироскопов с одним подвесом и моментом управления с помехами». Журнал наведения, управления и динамики. Американский институт аэронавтики и астронавтики. 23 (1): 77–85. Bibcode:2000JGCD ... 23 ... 77H. Дои:10.2514/2.4489. ISSN  0731-5090.
  7. ^ Патент США 7246776
  8. ^ «Заявка на патент США 20070124032». Appft1.uspto.gov. Получено 2013-10-03.
  9. ^ а б c d Chubb, W. B .; Зельцер, С. М. (февраль 1971 г.). "Skylab" Система контроля положения и наведения " (PDF). ntrs.nasa.gov. Технические примечания НАСА. Получено 1 апреля 2016.
  10. ^ Белью, Леланд Ф. (1977). "SP-400 Skylab, наша первая космическая станция; Глава 3:" Мы можем все исправить"". history.nasa.gov. Управление истории НАСА. Получено 1 апреля 2016.
  11. ^ Фоул, Майкл (19 июня 1998 г.). «Навигация по Миру». www.mathematica-journal.com. Журнал Mathematica. Получено 30 марта 2016.
  12. ^ Зак, Анатолий. «ОПС-2 (Салют-3)». www.russianspaceweb.com. Анатолий Зак. Получено 30 марта 2016.
  13. ^ Зак, Анатолий. «Модуль Квант-1». www.russianspaceweb.com. Анатолий Зак. Получено 30 марта 2016.
  14. ^ Зак, Анатолий. «Модуль Квант-2». www.russianspaceweb.com. Анатолий Зак. Получено 30 марта 2016.
  15. ^ "Шаттл-Мир Мультимедиа / Фотогалерея / Тагард".
  16. ^ "НАСА - История Космического центра Джонсона" (PDF).
  17. ^ А. Потиавала, М.А. Далех, ЧАС∞ Оптимальный контроль для контроля ориентации и управления импульсом космической станции, Массачусетский технологический институт, Кембридж, Массачусетс 02139, 1990 г. https://dspace.mit.edu/bitstream/handle/1721.1/3208/P-1985-22200134.pdf
  18. ^ Оберг, Джеймс (28 февраля 2005 г.). «Действие-реакция в космосе: накаляется« гиродинная война »». Космический обзор. SpaceNews. Получено 31 октября 2018. Во всем этом обмене жалобами теряется фундаментальная инженерная проблема: что на самом деле заставляет российские двигатели срабатывать во время выхода в открытый космос. Американские и российские космические работники высказывают поразительно несовместимые теории о причинах этого. [...] Во всем этом обмене жалобами теряется фундаментальная инженерная проблема: что на самом деле заставляет российские двигатели срабатывать во время выхода в открытый космос. Американские эксперты считают, что струи водяного пара из охлаждающего устройства в рюкзаке выходящих в открытый космос достаточно сильны, чтобы вывести из равновесия всю двухсоттонную космическую станцию. Это приводит к перегрузке американских стабилизирующих гироскопов и запускает российские ракетные двигатели. Эффект был замечен на прошлых выходах в открытый космос станций, в которых использовались российские скафандры. Со своей стороны, российские инженеры считают, что причиной могла быть небольшая утечка воздуха из люка шлюза. Другие российские эксперты винят во всем неисправность американских гироскопов (которые русские называют «гиродинами»), а для России вообще никаких проблем.
  19. ^ Бедросян, Назарет (20 июня 2018 г.). "Демонстрация маневра Международной космической станции без ракетного топлива (ZPM)". Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. НАСА. Получено 31 октября 2018. Больше никаких маневров на миллион долларов. Когда космическая станция должна вращаться для таких операций, как стыковка транспортных средств снабжения, она использует двигатели, работающие на ракетном топливе, стоимостью около 10 000 долларов за фунт. Эта демонстрация успешно повернула станцию ​​на 90 и 180 градусов без топлива, сэкономив более 1 миллиона долларов топлива на маневре на 180 градусов. Новая технология использует гироскопы или вращающиеся устройства хранения количества движения, работающие от солнечной энергии, для маневрирования по особым траекториям ориентации. Это существенно сократит использование топлива и загрязнение солнечных батарей и нагрузок. Благодаря этой технологии длительные космические миссии могут нести меньше топлива и больше провизии.
  20. ^ Фиона Туретт (11 мая 2016 г.). "Экономия топлива при отстыковке" Союза "от Международной космической станции" (PDF). Сервер технических отчетов НАСА. Управление полетов космического центра имени Джонсона НАСА. Получено 31 октября 2018. Расход топлива • Отстыковка традиционного корабля "Союз": 10-40 кг. • Отстыковка "Союза" на базе управления США: 0-1 кг • Экономия в год (4 корабля "Союз" в год): 40-160 кг.
  21. ^ Зак, Анатолий. «Россия работает над станционным модулем нового поколения». www.russianspaceweb.com. Анатолий Зак. Архивировано из оригинал 8 апреля 2016 г.. Получено 5 апреля 2016.
  22. ^ Зак, Анатолий. «ОПСЕК Проект». www.russianspaceweb.com. Анатолий Зак. Архивировано из оригинал 22 марта 2016 г.. Получено 5 апреля 2016.
  23. ^ Зак, Анатолий. "Международная космическая станция". www.russianspaceweb.com. Анатолий Зак. Получено 5 апреля 2016.
  24. ^ О'Нил, Джерард (1976). Высокий рубеж. Уильям Морроу. п. 288. ISBN  978-0688031336.

внешняя ссылка

Приложения CMG и фундаментальные исследования проводятся в нескольких учреждениях.