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Un giroscopio de momento de control ( CMG ) es un dispositivo de control de actitud generalmente utilizado en los sistemas de control de actitud de las naves espaciales . Un CMG consta de un rotor giratorio y uno o más cardanes motorizados que inclinan el momento angular del rotor . A medida que el rotor se inclina, el momento angular cambiante provoca un par giroscópico que hace girar la nave espacial. [1] [2]

Mecánica

Los CMG se diferencian de las ruedas de reacción . Los últimos aplican torque simplemente cambiando la velocidad de giro del rotor, pero los primeros inclinan el eje de giro del rotor sin cambiar necesariamente su velocidad de giro. Los CMG también son mucho más eficientes energéticamente. Para unos pocos cientos de vatios y aproximadamente 100 kg de masa, los CMG grandes han producido miles de newton metros de torque. Una rueda de reacción de capacidad similar requeriría megavatios de potencia. [3]

Variedades de diseño

Cardán único

Los CMG más efectivos incluyen solo un cardán . Cuando el cardán de tal CMG gira, el cambio en la dirección del momento angular del rotor representa un par que reacciona sobre el cuerpo en el que está montado el CMG, por ejemplo, una nave espacial. A excepción de los efectos debidos al movimiento de la nave espacial, este par se debe a una restricción, por lo que no realiza ningún trabajo mecánico (es decir, no requiere energía). Los CMG de un solo cardán intercambian el momento angular de una manera que requiere muy poca energía, con el resultado de que pueden aplicar pares muy grandes para una entrada eléctrica mínima.

Doble cardán

Tal CMG incluye dos cardanes por rotor. Como actuador, es más versátil que un CMG de un solo cardán porque es capaz de apuntar el vector de momento angular del rotor en cualquier dirección. Sin embargo, el par generado por el movimiento de un cardán a menudo debe ser reaccionado por el otro cardán en su camino hacia la nave espacial, lo que requiere más potencia para un par dado que un CMG de un solo cardán. Si el objetivo es simplemente almacenar el momento angular de una manera eficiente en masa, como en el caso de la Estación Espacial Internacional , los CMG de doble cardán son una buena opción de diseño. Sin embargo, si una nave espacial requiere un gran par de salida mientras consume una potencia mínima, los CMG de un solo cardán son una mejor opción.

Velocidad variable

La mayoría de los CMG mantienen constante la velocidad del rotor utilizando motores relativamente pequeños para compensar los cambios debidos al acoplamiento dinámico y los efectos no conservadores. Algunas investigaciones académicas se han centrado en la posibilidad de aumentar y disminuir la velocidad del rotor mientras los cardanes CMG. Los CMG de velocidad variable (VSCMG) ofrecen pocas ventajas prácticas al considerar la capacidad de actuación porque el par de salida del rotor suele ser mucho menor que el causado por el movimiento del cardán. El principal beneficio práctico del VSCMG en comparación con el CMG convencional es un grado adicional de libertad, proporcionado por el par de rotor disponible, que se puede aprovechar para evitar la singularidad de CMG continua y reorientar el grupo de VSCMG. La investigación ha demostrado que los pares del rotor requeridos para estos dos propósitos son muy pequeños y están dentro de la capacidad de los motores de rotor CMG convencionales.[4] Por lo tanto, los beneficios prácticos de los VSCMG están fácilmente disponibles utilizando los CMG convencionales con alteraciones en la dirección del grupo CMG y las leyes de control del motor del rotor CMG. El VSCMG también se puede utilizar como batería mecánica para almacenar energía eléctrica como energía cinética de los volantes.

Cuerpo de la nave espacial

Si una nave espacial tiene partes giratorias, estas se pueden utilizar o controlar como CMG.

Problemas potenciales

Singularidades

Se necesitan al menos tres CMG de un solo eje para controlar la actitud de la nave espacial. Sin embargo, no importa cuántos CMG use una nave espacial, el movimiento del cardán puede conducir a orientaciones relativas que no producen un par de salida utilizable en ciertas direcciones. Estas orientaciones se conocen como singularidades y están relacionadas con la cinemática de los sistemas robóticos que encuentran límites en las velocidades del efector final debido a ciertas alineaciones articulares. Evitar estas singularidades es, naturalmente, de gran interés y se han propuesto varias técnicas. David Bailey y otros han argumentado (en patentes y en publicaciones académicas) que simplemente evitar el error de "dividir por cero" que se asocia con estas singularidades es suficiente. [5] [6]Dos patentes más recientes resumen los enfoques en competencia. [7] [8] Consulte también Bloqueo de cardán .

Saturación

Un grupo de CMG puede saturarse, en el sentido de que mantiene una cantidad máxima de momento angular en una dirección particular y no puede contener más.

Como ejemplo, suponga que una nave espacial equipada con dos o más CMG de doble cardán experimenta un par no deseado transitorio, quizás causado por la reacción de ventilar el gas residual, que tiende a hacer que ruede en el sentido de las agujas del reloj alrededor de su eje delantero y, por lo tanto, aumente su momento angular a lo largo de ese eje. . Luego, el programa de control CMG ordenará a los motores cardán de los CMG que inclinen los ejes de giro de los rotores gradualmente más y más hacia adelante, de modo que los vectores de momento angular de los rotores apunten más cerca del eje de avance. Mientras este cambio gradual en la dirección de giro del rotor está en progreso, los rotores crearán pares giroscópicos cuya resultante es en sentido antihorario alrededor del eje delantero, manteniendo la nave espacial estable contra el par de gas residual no deseado.

Cuando finaliza el par transitorio, el programa de control detendrá el movimiento del cardán y los rotores se dejarán apuntando más hacia adelante que antes. La entrada de momento angular hacia adelante no deseado se ha encaminado a través de los CMG y se ha vertido en los rotores; la componente delantera de su vector de momento angular total es ahora mayor que antes.

Si estos eventos se repiten, los vectores de momento angular de los rotores individuales se agruparán cada vez más alrededor de la dirección de avance. En el caso límite, todos terminarán en paralelo, y el grupo CMG ahora estará saturado en esa dirección; no puede contener más momento angular. Si los CMG inicialmente no tenían momento angular sobre ningún otro eje, terminarían saturados exactamente a lo largo del eje delantero. Sin embargo, si (por ejemplo) ya tenían un pequeño momento angular en la dirección "arriba" (guiñada a la izquierda), se saturarán (terminarán paralelos) a lo largo de un eje que apunta hacia adelante y ligeramente hacia arriba, y así sucesivamente. La saturación es posible en cualquier eje.

En condiciones de saturación, el control de actitud es imposible. Dado que los pares giroscópicos ahora solo se pueden crear en ángulos rectos con el eje de saturación, el control de balanceo alrededor de ese eje ahora no existe. También habrá grandes dificultades con el control de otros ejes. Por ejemplo, un desvío a la izquierda no deseado solo se puede contrarrestar almacenando algo de momento angular "ascendente" en los rotores del CMG. Esto solo se puede hacer inclinando al menos uno de sus ejes hacia arriba, lo que reducirá ligeramente la componente hacia adelante de su momento angular total. Dado que ahora pueden almacenar menos momento angular hacia adelante de "balanceo a la derecha", tendrán que liberar algo de regreso a la nave espacial, lo que se verá obligado a iniciar un giro no deseado hacia la derecha. [a]

El único remedio para esta pérdida de control es desaturar los CMG eliminando el exceso de momento angular de la nave espacial. La forma más sencilla de hacerlo es utilizar propulsores del sistema de control de reacción (RCS). En nuestro ejemplo de saturación a lo largo del eje de avance, el RCS se disparará para producir un par en sentido antihorario alrededor de ese eje. El programa de control CMG ordenará a los ejes de giro del rotor que comiencen a abrirse en abanico alejándose de la dirección de avance, produciendo pares giroscópicos cuya resultante es en el sentido de las agujas del reloj en la dirección de avance, oponiéndose al RCS siempre que siga disparando y manteniendo estable la nave espacial. Esto se continúa hasta que se haya drenado una cantidad adecuada de momento angular hacia adelante de los rotores CMG; se transforma en el momento de impulsode la materia en movimiento en el propulsor RCS se escapa y se aleja de la nave espacial. [B]

Vale la pena señalar que la "saturación" solo se puede aplicar a un grupo de dos o más CMG, ya que significa que los giros de sus rotores se han vuelto paralelos. No tiene sentido decir que un solo CMG de velocidad constante puede saturarse; en cierto sentido, está "permanentemente saturado" en cualquier dirección que apunte el rotor. Esto contrasta con una sola rueda de reacción , que puede absorber más y más momento angular a lo largo de su eje fijo girando más rápido, hasta alcanzar la saturación a su máxima velocidad de diseño.

Alineación antiparalela

Hay otras configuraciones indeseables del eje del rotor además de la saturación, en particular alineaciones antiparalelas. Por ejemplo, si una nave espacial con dos CMG de doble cardán entra en un estado en el que un eje de giro del rotor mira directamente hacia adelante, mientras que el otro giro del rotor mira directamente hacia atrás (es decir, antiparalelo al primero), entonces todo el control de balanceo se perderá. Esto sucede por la misma razón que para la saturación; los rotores solo pueden producir pares giroscópicos en ángulos rectos a sus ejes de giro, y aquí estos pares no tendrán componentes delanteros y traseros y, por lo tanto, no influirán en el balanceo. Sin embargo, en este caso los CMG no están saturados en absoluto; sus momentos angulares son iguales y opuestos, por lo que el momento angular total almacenado suma cero. Sin embargo, al igual que con la saturación, y exactamente por las mismas razones,El control de balanceo será cada vez más difícil si los CMG incluso se acercan a la alineación antiparalela.

En la configuración antiparalela, aunque se pierde el control de balanceo, el control sobre otros ejes sigue funcionando bien (a diferencia de la situación con saturación). Una guiñada a la izquierda no deseada puede tratarse almacenando algo de momento angular "ascendente", que se logra fácilmente inclinando ambos ejes de giro del rotor ligeramente hacia arriba en cantidades iguales. Dado que sus componentes de proa y popa seguirán siendo iguales y opuestos, no hay cambio en el momento angular de proa y popa (seguirá siendo cero) y, por lo tanto, no habrá balanceo no deseado. De hecho, la situación mejorará, porque los ejes del rotor ya no son del todo antiparalelos y se restablecerá cierto control de balanceo.

Por lo tanto, la alineación antiparalela no es tan grave como la saturación, pero aún así debe evitarse. Teóricamente es posible con cualquier número de CMG; siempre que algunos rotores estén alineados en paralelo a lo largo de un eje en particular, y todos los demás apunten exactamente en la dirección opuesta, no hay saturación pero todavía no hay control de balanceo sobre ese eje. Con tres o más CMG, la situación se puede rectificar de inmediato simplemente redistribuyendo el momento angular total existente entre los rotores (incluso si ese total es cero). [c] En la práctica, el programa de control CMG redistribuirá continuamente el momento angular total para evitar que la situación surja en primer lugar.

Si solo hay dos CMG en el grupo, como en nuestro primer ejemplo, la alineación antiparalela se producirá inevitablemente si el momento angular total almacenado llega a cero. El remedio es mantenerlo alejado de cero, posiblemente utilizando disparos RCS. Esto no es muy satisfactorio y, en la práctica, todas las naves espaciales que utilizan CMG están equipadas con al menos tres. Sin embargo, a veces sucede que después de un mal funcionamiento, un clúster se queda con solo dos CMG en funcionamiento, y el programa de control debe poder hacer frente a esta situación.

Golpear las paradas de cardán

Los modelos CMG más antiguos, como los lanzados con Skylab en 1973, tenían un recorrido de cardán limitado entre topes mecánicos fijos. En los Skylab CMG, los límites eran de más o menos 80 grados desde cero para los cardanes internos, y de más 220 grados a menos 130 grados para los externos (por lo que cero se desplazó 45 grados desde el centro de recorrido). Visualizando el ángulo interior como 'latitud' y el exterior como 'longitud', se puede ver que para un CMG individual había 'puntos ciegos' con un radio de 10 grados de latitud en los 'polos norte y sur', y un ' franja ciega 'de ancho 10 grados de' longitud 'que va de polo a polo, centrada en la línea de' longitud 'a más 135 grados. Estas 'áreas ciegas' representaban direcciones en las que el rotor 'El eje de giro nunca se podría apuntar. [9] : 11

Skylab llevaba tres CMG, montados con sus carcasas (y, por lo tanto, sus ejes de rotor cuando los cardanes se establecieron en cero) orientados en tres direcciones mutuamente perpendiculares. Esto aseguró que los seis 'puntos ciegos polares' estuvieran separados 90 grados entre sí. El desplazamiento cero de 45 grados aseguró que las tres 'tiras ciegas' de los cardanes exteriores pasaran a medio camino entre los 'puntos ciegos polares' vecinos y a una distancia máxima entre sí. Toda la disposición aseguró que las "áreas ciegas" de los tres CMG nunca se superpusieran y, por lo tanto, que al menos dos de los tres giros del rotor pudieran apuntar en cualquier dirección dada. [9] : 4

El programa de control CMG era responsable de asegurarse de que los cardán nunca llegaran a los topes, al redistribuir el momento angular entre los tres rotores para acercar los ángulos de cardán grandes a cero. Dado que el momento angular total a almacenar tenía solo tres grados de libertad , mientras que el programa de control podía cambiar seis variables independientes (los tres pares de ángulos de cardán), el programa tenía suficiente libertad de acción para hacer esto mientras seguía obedeciendo otras restricciones como evitando alineaciones antiparalelas. [9] : 5

Una ventaja del movimiento de cardán limitado como el de Skylab es que las singularidades son un problema menor. Si los cardanes internos de Skylab hubieran podido alcanzar los 90 grados o más lejos de cero, entonces los 'polos norte y sur' podrían haberse convertido en singularidades; los topes de cardán impidieron esto.

Los CMG más modernos, como las cuatro unidades instaladas en la ISS en 2000, tienen un recorrido de cardán ilimitado y, por lo tanto, no tienen "áreas ciegas". Por tanto, no es necesario montarlos enfrentados a lo largo de direcciones perpendiculares entre sí; las cuatro unidades de la ISS miran de la misma manera. El programa de control no necesita preocuparse por las paradas de cardán, pero por otro lado debe prestar más atención a evitar singularidades.

Aplicaciones

Skylab

Skylab , lanzado en mayo de 1973, fue la primera nave espacial en estar equipada con grandes CMG para el control de actitud. [10] Se montaron tres CMG de doble cardán en el bastidor del equipo del soporte del telescopio Apollo en el centro de la matriz de paneles solares en forma de molino de viento en el costado de la estación. Estaban dispuestos de manera que las carcasas (y por lo tanto los rotores cuando todos los cardanes estaban en sus posiciones cero) apuntaban en tres direcciones mutuamente perpendiculares. Dado que las unidades tenían doble cardán, cada una podía producir un par de torsión alrededor de cualquier eje en ángulo recto con el eje del rotor, lo que proporcionaba cierta redundancia; si alguno de los tres fallara, la combinación de los dos restantes podría, en general, producir un par alrededor de cualquier eje deseado. [9]

Gyrodynes en Salyut y Mir

Los CMG se utilizaron para el control de actitud en las estaciones espaciales Salyut y Mir , donde se les llamó gyrodynes (del ruso гиродин girodin ; esta palabra también se usa a veces, especialmente por la tripulación rusa, para los CMG en la ISS ). [11] Se probaron por primera vez en Salyut 3 en 1974 y se introdujeron como componentes estándar a partir de Salyut 6 en adelante. [12]

La estación Mir completa tenía 18 girodinos en total, comenzando con seis en el interior presurizado del módulo Kvant-1 . [13] Estos se complementaron más tarde con otros seis en el exterior sin presión de Kvant-2 . Según NPO Energia, dejarlos afuera resultó ser un error, ya que hizo mucho más difícil el reemplazo del girodino. [14] Un tercer conjunto de girodinos se instaló en Kristall durante Mir-18 [15]

Estación espacial internacional

El personal de la NASA maneja un solo Giroscopio de Momento de Control para la Estación Espacial Internacional .

La ISS emplea un total de cuatro CMG, montados en el truss Z1 [16] como dispositivos de actuación primarios durante el funcionamiento normal del modo de vuelo. El objetivo del sistema de control de vuelo CMG es mantener la estación espacial en una actitud fija con respecto a la superficie de la Tierra. Además, busca una actitud de equilibrio de par (TEA), en la que la contribución de par combinada del gradiente de gravedad , la resistencia atmosférica , la presión solar, y se minimizan las interacciones geomagnéticas. En presencia de estas continuas perturbaciones ambientales, los CMG absorben el momento angular en un intento de mantener la estación espacial en la posición deseada. Los CMG eventualmente se saturarán (acumulando momento angular hasta el punto en que no pueden acumular más), lo que resultará en una pérdida de efectividad de la matriz CMG para el control. Es necesario algún tipo de esquema de gestión del momento angular (MMS) para permitir que los CMG mantengan la actitud deseada y al mismo tiempo evitar la saturación del CMG. Dado que en ausencia de un par externo, los CMG solo pueden intercambiar el momento angular entre ellos sin cambiar el total, se deben utilizar pares de control externos para desaturar los CMG, es decir, devolver el momento angular al valor nominal.Algunos métodos para descargar el momento angular de CMG incluyen el uso de pares magnéticos, propulsores de reacción y par de gradiente de gravedad. Para la estación espacial, se prefiere el enfoque de par de gradiente de gravedad[ cita requerida ] porque no requiere consumibles o hardware externo y porque el par de gradiente de gravedad en la ISS puede ser muy alto. [17] Se ha observado saturación de CMG durante los paseos espaciales, lo que requiere el uso de propulsor para mantener la actitud deseada. [18] En 2006 y 2007, experimentos basados ​​en CMG demostraron la viabilidad de maniobras de propulsor cero para ajustar la actitud de la ISS 90 ° y 180 °. [19] Para 2016, se habían realizado cuatro desacoplamientos de Soyuz utilizando un ajuste de actitud basado en CMG, lo que resultó en ahorros considerables de propulsor. [20]

Propuesto

A partir de 2016, el segmento orbital ruso de la ISS no tiene CMG propios. Sin embargo, el Módulo de Ciencia y Energía (NEM-1) propuesto, pero aún sin construir, estaría equipado con varios CMG montados externamente. [21] NEM-1 se instalaría en uno de los puertos laterales del pequeño Módulo Uzlovoy o Módulo Nodal programado para completarse y lanzarse en algún momento dentro del programa ruso 2016-25. Su gemelo NEM-2 (si se completa) se instalaría más tarde simétricamente en el otro puerto UM lateral.

El 24 de febrero de 2015, el Consejo Científico y Técnico de Roscosmos anunció que después del desmantelamiento de la ISS (entonces planificado para 2024), los módulos rusos más nuevos se separarían y formarían el núcleo de una pequeña estación espacial de toda Rusia que se llamaría OPSEK . [22] [23] Si se lleva a cabo este plan, los CMG en NEM-1 (y NEM-2, si se construyen) proporcionarían control de actitud para la nueva estación rusa.

  • Giroscopio de momento de control

  • Dibujo del giroscopio de momento de control (tapa retirada)

El hábitat espacial propuesto Isla 3 fue diseñado para utilizar dos hábitats contrarrotantes en oposición a los CMG con impulso neto cero y, por lo tanto, sin necesidad de propulsores de control de actitud. [24]

Ver también

  • Giroscopio anti-balanceo , un sistema que estabiliza el movimiento de balanceo en barcos oceánicos
  • Rueda de reacción
  • Skylab , una estación espacial que utiliza CMG

Notas

  1. ^ De hecho, el control ya será difícil incluso cuando el grupo no esté completamente saturado. Por ejemplo, el control de balanceo necesita que los pares giroscópicos tengan un componente orientado hacia adelante. Esos pares giroscópicos están siempre en ángulo recto con los ejes de giro del rotor, por lo que en nuestro ejemplo, cerca de la saturación, los componentes orientados hacia adelante son bastante pequeños en comparación con los pares giroscópicos totales. Esto significa que los pares giroscópicos totales tendrán que ser bastante grandes para brindar un control de balanceo utilizable, y esto solo se puede lograr haciendo que los movimientos del cardán sean más rápidos. Eventualmente, estos excederán las capacidades de los motores de cardán.
  2. ^ Cabría preguntarse por qué los propulsores RCS no se utilizaron originalmente para oponerse directamente al par creado por la ventilación de los gases residuales, evitando así los CMG por completo y haciéndolos innecesarios. Una respuesta es que los propulsores RCS generalmente producen mucho más empuje que la ventilación de los gases residuales, o las otras causas probables de un par no deseado; unos pocos segundos de disparo de RCS pueden agotar el momento angular que ha tardado horas en acumularse en los CMG. El RCS se utiliza para un control de actitud "aproximado", mientras que los CMG proporcionan ajustes "finos". Otra razón para almacenar temporalmente el momento angular en los CMG es que muy posiblemente un par no deseado puede ser seguido algún tiempo después por otro par no deseado en la dirección opuesta. En este caso, el momento angular que queda almacenado después del primer evento se usa para contrarrestar el segundo evento,sin gastar el preciado combustible RCS. Torques cíclicos no deseados como este a menudo son causados ​​por interacciones orbitales con un gradiente de gravedad.
  3. ^ Por ejemplo, suponga que hay cuatro CMG y la configuración inicial es de dos giros hacia adelante y dos hacia atrás. Luego, uno de los rotores orientados hacia adelante se puede girar suavemente hacia "arriba", mientras que un rotor orientado hacia atrás se gira simultáneamente hacia "abajo". Los pares de torsión giroscópicos resultantes se cancelarán entre sí exactamente mientras este movimiento está en progreso, y la configuración final en forma de "+" ya no es antiparalela.

Referencias

  1. ^ "Lecciones aprendidas del giroscopio del momento del control de la estación espacial" (PDF) . NASA.gov .
  2. ^ "Control de giroscopios de momento (CMG)" . aerospace.honeywell.com . Consultado el 27 de marzo de 2018 .
  3. ^ "R Votel, D Sinclair." Comparación de giroscopios de momento de control y ruedas de reacción para pequeños satélites de observación de la Tierra. "26ª Conferencia Anual AIAA / USU sobre satélites pequeños" .
  4. ^ Schaub, Hanspeter; Junkins, John L. (enero de 2000). "Evitación de la singularidad mediante movimiento nulo y giroscopios de momento de control de velocidad variable". Revista de Orientación, Control y Dinámica . 23 (1): 11–16. Código Bibliográfico : 2000JGCD ... 23 ... 11S . doi : 10,2514 / 2,4514 .
  5. ^ "Orientación de un satélite con giroscopios de impulso controlado - Patente de Estados Unidos 6154691" . Patft.uspto.gov . Consultado el 3 de octubre de 2013 .
  6. ^ Heiberg, Christopher J .; Bailey, David; Wie, Bong (enero de 2000). "Nave espacial de precisión apuntando con giroscopios de momento de control de cardán único con perturbación". Revista de Orientación, Control y Dinámica . Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. 23 (1): 77–85. Código Bibliográfico : 2000JGCD ... 23 ... 77H . doi : 10,2514 / 2,4489 . ISSN 0731-5090 . 
  7. ^ Patente de EE. UU. 7246776
  8. ^ "Solicitud de patente estadounidense 20070124032" . Appft1.uspto.gov . Consultado el 3 de octubre de 2013 .
  9. ^ a b c d Chubb, WB; Seltzer, SM (febrero de 1971). "Sistema de control de puntería y actitud Skylab" (PDF) . ntrs.nasa.gov . Notas técnicas de la NASA . Consultado el 1 de abril de 2016 .
  10. ^ Belew, Leland F. (1977). "SP-400 Skylab, nuestra primera estación espacial; Capítulo 3:" Podemos arreglar cualquier cosa " " . history.nasa.gov . Oficina de Historia de la NASA . Consultado el 1 de abril de 2016 .
  11. ^ Foale, Michael (19 de junio de 1998). "Navegando en Mir" . www.mathematica-journal.com . The Mathematica Journal . Consultado el 30 de marzo de 2016 .
  12. ^ Zak, Anatoly. "OPS-2 (Salyut-3)" . www.russianspaceweb.com . Anatoly Zak . Consultado el 30 de marzo de 2016 .
  13. ^ Zak, Anatoly. "Módulo Kvant-1" . www.russianspaceweb.com . Anatoly Zak . Consultado el 30 de marzo de 2016 .
  14. ^ Zak, Anatoly. "Módulo Kvant-2" . www.russianspaceweb.com . Anatoly Zak . Consultado el 30 de marzo de 2016 .
  15. ^ "Shuttle-Mir Multimedia / Galería de fotos / Thagard" . Archivado desde el original el 22 de diciembre de 2001.
  16. ^ "NASA - Historia del Centro Espacial Johnson" (PDF) .
  17. ^ A. Pothiawala, MA Dahleh, H ∞ Control óptimo para el control de actitud y la gestión del impulso de la estación espacial , MIT, Cambridge, MA 02139, 1990 https://dspace.mit.edu/bitstream/handle/1721.1/3208/ P-1985-22200134.pdf
  18. ^ Oberg, James (28 de febrero de 2005). "Acción-reacción en el espacio: la" guerra de los giroscopios "se calienta" . The Space Review . SpaceNews . Consultado el 31 de octubre de 2018 .Perdido en todo este intercambio de quejas está el problema fundamental de ingeniería de lo que en realidad está obligando a los propulsores rusos a disparar durante las caminatas espaciales. Los trabajadores espaciales estadounidenses y rusos tienen teorías sorprendentemente incompatibles sobre las causas. [...] Perdido en todo este intercambio de quejas está el problema fundamental de ingeniería de lo que en realidad está obligando a los propulsores rusos a disparar durante las caminatas espaciales. Los expertos estadounidenses creen que el vapor de agua que sale de una unidad de enfriamiento en la mochila de los caminantes espaciales es lo suficientemente fuerte como para desalinear toda la estación espacial de doscientas toneladas. Esto sobrecarga los giroscopios estabilizadores estadounidenses y activa el disparo de los propulsores de cohetes rusos. El efecto se ha notado en pasadas caminatas espaciales de estaciones que usan los trajes espaciales rusos. Por su parte,Los ingenieros rusos creen que una pequeña fuga de aire de la escotilla de su esclusa de aire podría ser la causa. Otros expertos rusos culpan de todo a un mal funcionamiento de los giroscopios estadounidenses (que los rusos llaman "giroscopios"), sin ningún problema ruso.
  19. ^ Bedrossian, Nazaret (20 de junio de 2018). "Demostración de maniobra de propulsor cero de la estación espacial internacional (ZPM)" . Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio . NASA . Consultado el 31 de octubre de 2018 .No más maniobras millonarias. Cuando la estación espacial debe rotar para operaciones como el acoplamiento de vehículos de reabastecimiento, utiliza propulsores que funcionan con propulsor que cuesta casi $ 10,000 por libra. Esta demostración giró con éxito la estación 90 y 180 grados sin propulsor, ahorrando más de 1 millón de dólares en propulsor en la maniobra de 180 grados. La nueva tecnología utiliza giroscopios, o dispositivos giratorios de almacenamiento de impulso impulsados ​​por energía solar, para maniobrar a lo largo de trayectorias de actitud especial. Reducirá sustancialmente el uso de propulsores y la contaminación de los paneles y cargas solares. Con esta tecnología, las misiones de exploración espacial de larga duración pueden llevar menos propulsor y más provisiones.
  20. ^ Turett, Fiona (11 de mayo de 2016). "Ahorro de propulsor durante el desacoplamiento de Soyuz de la Estación Espacial Internacional" (PDF) . Servidor de informes técnicos de la NASA . Dirección de Operaciones de Vuelo del Centro Espacial Johnson de la NASA . Consultado el 31 de octubre de 2018 . Uso de propulsor • Desacoplamiento tradicional de Soyuz: 10-40 kg • Desacoplamiento de Soyuz en el control de EE. UU.: 0-1 kg • Ahorro por año (4 Soyuz / año): 40-160 kg
  21. ^ Zak, Anatoly. "Rusia trabaja en un módulo de estación de nueva generación" . www.russianspaceweb.com . Anatoly Zak. Archivado desde el original el 8 de abril de 2016 . Consultado el 5 de abril de 2016 .
  22. ^ Zak, Anatoly. "Proyecto OPSEK" . www.russianspaceweb.com . Anatoly Zak. Archivado desde el original el 22 de marzo de 2016 . Consultado el 5 de abril de 2016 .
  23. ^ Zak, Anatoly. "Estación espacial no internacional" . www.russianspaceweb.com . Anatoly Zak . Consultado el 5 de abril de 2016 .
  24. ^ O'Neil, Gerard (1976). La Alta Frontera . William Morrow. pag. 288. ISBN 978-0688031336.

Enlaces externos

Las aplicaciones de CMG y la investigación fundamental se llevan a cabo en varias instituciones.

  • Georgia Tech 's Panagiotis Tsiotras tiene CMGs de velocidad variable estudiados en relación con el almacenamiento de energía del volante y ha construido un simulador de la nave espacial sobre esa base: página de la facultad
  • Christopher Hall de Virginia Tech también ha construido un simulador de nave espacial: página de la facultad
  • John Junkins y Srinivas Vadali de Texas A&M han escrito artículos sobre los VSCMG para su uso en la evitación de la singularidad: página de la facultad
  • Mason Peck de Cornell está investigando nano-satélites impulsados ​​por CMG con la nave espacial Violet : página del proyecto Violet
  • El Grupo de Sistemas Espaciales de la Universidad de Florida bajo el profesor Norman Fitz-Coy ha estado investigando sobre el desarrollo de CMG para pico y nano satélites y sobre diversas lógicas de dirección para evitar la singularidad SSG
  • El profesor Brij Agrawal de la Escuela de Posgrado Naval ha construido dos simuladores de naves espaciales, al menos uno de los cuales utiliza CMG: [1] [ enlace muerto permanente ]
  • Honeywell Defence and Space Systems realiza una investigación en [enlace roto] Control Moment Gyros También han desarrollado un simulador de nave espacial impulsado por CMG: [enlace roto] CMG Testbed Video
  • Marcello Romano de la Escuela de Postgrado Naval ha estudiado CMG de velocidad variable y ha desarrollado un mini giroscopio de momento de control de cardán único para experimentos de laboratorio de maniobras de proximidad de naves espaciales .