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]
Las CMG se diferencian de las ruedas de reacción . Estos últimos aplican par 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. Con unos pocos cientos de vatios y unos 100 kg de masa, los grandes CMG han producido miles de newton metros de par. Una rueda de reacción de capacidad similar requeriría megavatios de potencia. [3]
Los CMG más eficaces incluyen un solo cardán . Cuando el cardán de un CMG de este tipo gira, el cambio de 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. Excepto por los efectos debidos al movimiento de la nave espacial, este par se debe a una restricción, por lo que no realiza trabajo mecánico (es decir, no requiere energía). Los CMG de un solo cardán intercambian momento angular de una manera que requiere muy poca energía, con el resultado de que pueden aplicar pares muy grandes con una entrada eléctrica mínima.
Un CMG de este tipo 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 determinado 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 y consume una energía mínima, los CMG de un solo cardán son una mejor opción.
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 (ofrecido por el par del rotor disponible) que puede aprovecharse para evitar continuamente la singularidad del CMG y la reorientación del grupo VSCMG. Las investigaciones han demostrado que los pares de rotor necesarios 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 CMG convencionales con modificaciones 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 en forma de energía cinética de los volantes.
Si una nave espacial tiene piezas giratorias, éstas pueden utilizarse o controlarse como CMG.
Se necesitan al menos tres CMG de un solo eje para controlar la actitud de la nave espacial. Sin embargo, no importa cuántos CMG utilice 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 sistemas robóticos que encuentran límites en las velocidades del efector final debido a ciertas alineaciones de las articulaciones. Naturalmente, evitar estas singularidades es de gran interés y se han propuesto varias técnicas. David Bailey y otros han argumentado (en patentes y publicaciones académicas) que basta con evitar el error de "división por cero" asociado con estas singularidades. [5] [6] Dos patentes más recientes resumen enfoques competitivos. [7] [8] Véase también Bloqueo de cardán .
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, supongamos que una nave espacial equipada con dos o más CMG de doble cardán experimenta un par transitorio no deseado, tal vez causado por la reacción de la ventilación del gas residual, que tiende a hacerlo girar en el sentido de las agujas del reloj alrededor de su eje delantero y, por lo tanto, aumentar 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 delantero. Mientras se lleva a cabo este cambio gradual en la dirección de giro del rotor, los rotores crearán pares giroscópicos cuyo resultado es en sentido antihorario alrededor del eje delantero, manteniendo estable a la nave espacial contra el par no deseado del gas residual.
Cuando finaliza el par transitorio, el programa de control detendrá el movimiento del cardán y los rotores quedarán apuntando más hacia adelante que antes. El flujo de entrada de momento angular no deseado ha sido dirigido a través de los CMG y vertido en los rotores; el componente directo 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 en la dirección de avance. En el caso límite, todos terminarán siendo paralelos y el clúster CMG ahora estará saturado en esa dirección; ya no puede contener más momento angular. Si los CMG inicialmente no tenían ningún momento angular sobre ningún otro eje, terminarán saturados exactamente a lo largo del eje delantero. Sin embargo, si (por ejemplo) ya estaban manteniendo un poco de momento angular en la dirección "arriba" (guiñada hacia 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 sobre cualquier eje.
En condiciones de saturación, el control de la actitud es imposible. Dado que los pares giroscópicos ahora sólo se pueden crear en ángulo recto con respecto al eje de saturación, el control de balanceo alrededor de ese eje ahora es inexistente. También habrá grandes dificultades con el control de otros ejes. Por ejemplo, una guiñada izquierda no deseada sólo puede contrarrestarse almacenando algo de momento angular "hacia arriba" en los rotores del CMG. Esto sólo se puede hacer inclinando al menos uno de sus ejes hacia arriba, lo que reducirá ligeramente el componente delantero de su momento angular total. Dado que ahora pueden almacenar menos momento angular hacia adelante de "giro hacia la derecha", tendrán que liberar algo de regreso a la nave espacial, que se verá obligada 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. Luego, el programa de control CMG ordenará a los ejes de giro del rotor que comiencen a desplegarse en abanico desde la dirección de avance, produciendo pares giroscópicos cuyo resultado es en el sentido de las agujas del reloj en la dirección de avance, oponiéndose al RCS mientras esté disparando, y manteniendo así la nave espacial estable. Esto continúa hasta que se haya drenado una cantidad adecuada de momento angular hacia adelante de los rotores del CMG; se transforma en el momento de impulso de la materia en movimiento en los escapes del propulsor RCS y se aleja de la nave espacial. [b]
Vale la pena señalar que la "saturación" sólo puede aplicarse 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 único CMG de velocidad constante puede saturarse; en cierto sentido, está "permanentemente saturado" en cualquier dirección en la que apunte el rotor. Esto contrasta con una rueda de reacción única , que puede absorber cada vez más momento angular a lo largo de su eje fijo girando más rápido, hasta alcanzar la saturación a su velocidad máxima de diseño.
Existen otras configuraciones indeseables del eje del rotor además de la saturación, en particular las 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 rotor mira directamente hacia atrás (es decir, antiparalelo al primero), entonces todo el control de balanceo se perderá. Esto sucede por el mismo motivo que la saturación; los rotores sólo pueden producir pares giroscópicos en ángulo recto con respecto a sus ejes de giro, y aquí estos pares no tendrán componentes longitudinales 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 ocurre con la saturación, y exactamente por las mismas razones, el control del balanceo será cada vez más difícil si los CMG siquiera se acercan a la alineación antiparalela.
En la configuración antiparalela, aunque se pierde el control del balanceo, el control sobre otros ejes todavía funciona bien (a diferencia de la situación con saturación). Una guiñada izquierda no deseada se puede solucionar almacenando algo de momento angular "hacia arriba", lo que se consigue fácilmente inclinando ambos ejes de giro del rotor ligeramente hacia arriba en cantidades iguales. Dado que sus componentes longitudinales seguirán siendo iguales y opuestos, no habrá ningún cambio en el momento angular longitudinal (seguirá siendo cero) y, por tanto, no habrá balanceo no deseado. De hecho, la situación mejorará, porque los ejes del rotor ya no son totalmente antiparalelos y se restablecerá cierto control del balanceo.
Por lo tanto, la alineación antiparalela no es tan grave como la saturación, pero aun así debe evitarse. Teóricamente es posible con cualquier número de CMG; Mientras algunos rotores estén alineados paralelos a lo largo de un eje particular y todos los demás apunten exactamente en la dirección opuesta, no hay saturación pero tampoco control de balanceo alrededor de ese eje. Con tres o más CMG, la situación se puede rectificar inmediatamente 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 surja la situación en primer lugar.
Si solo hay dos CMG en el grupo, como en nuestro primer ejemplo, entonces inevitablemente se producirá una alineación antiparalela si el momento angular total almacenado llega a cero. La solución 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 grupo se queda con sólo dos CMG en funcionamiento, y el programa de control debe ser capaz de hacer frente a esta situación.
Los modelos CMG más antiguos, como los lanzados con Skylab en 1973, tenían un recorrido limitado del cardán entre topes mecánicos fijos. En los Skylab CMG, los límites eran de más o menos 80 grados desde cero para los cardanes interiores, y de más 220 grados a menos 130 grados para los exteriores (por lo que el cero estaba desplazado 45 grados desde el centro de recorrido). Al visualizar 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 "punto ciego" adicional. franja ciega' de ancho 10 grados de 'longitud' que va de polo a polo, centrada en la línea de 'longitud' en más 135 grados. Estas "áreas ciegas" representaban direcciones en las que el eje de giro del rotor nunca podría apuntar. [9] : 11
Skylab llevaba tres CMG, montados con sus carcasas (y por lo tanto sus ejes de rotor cuando los cardanes estaban en cero) orientados en tres direcciones mutuamente perpendiculares. Esto aseguró que los seis "puntos ciegos polares" estuvieran espaciados 90 grados entre sí. El desplazamiento cero de 45 grados aseguró que las tres "franjas 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 determinada. [9] : 4
El programa de control CMG era responsable de garantizar que los cardanes nunca tocaran los topes, redistribuyendo el momento angular entre los tres rotores para acercar los grandes ángulos de los cardanes a cero. Dado que el momento angular total a almacenar tenía sólo tres grados de libertad , mientras que el programa de control podía cambiar seis variables independientes (los tres pares de ángulos del cardán), el programa tenía suficiente libertad de acción para hacer esto mientras seguía obedeciendo otras restricciones como evitando alineamientos antiparalelos. [9] : 5
Una ventaja del movimiento limitado del cardán como el de Skylab es que las singularidades son un problema menor. Si los cardanes internos de Skylab hubieran podido alcanzar 90 grados o más desde cero, entonces los 'polos norte y sur' podrían haberse convertido en singularidades; los topes del cardán lo impidieron.
Los CMG más modernos, como las cuatro unidades instaladas en la ISS en 2000, tienen un recorrido ilimitado del cardán y, por tanto, no tienen "zonas ciegas". Por tanto, no es necesario montarlos orientados en direcciones mutuamente perpendiculares; Las cuatro unidades de la ISS miran todas en la misma dirección. El programa de control no necesita preocuparse por las paradas del cardán, pero por otro lado debe prestar más atención a evitar singularidades.
Skylab , lanzado en mayo de 1973, fue la primera nave espacial tripulada equipada con grandes CMG para control de actitud. [10] Se montaron tres CMG de doble cardán en el bastidor de equipos de la montura del telescopio Apollo en el centro del conjunto de paneles solares en forma de molino de viento en el costado de la estación. Estaban dispuestos de modo que las carcasas (y por tanto los rotores cuando todos los cardanes estaban en sus posiciones cero) apuntaran en tres direcciones mutuamente perpendiculares. Dado que las unidades tenían doble cardán, cada una podía producir un par alrededor de cualquier eje en ángulo recto con respecto al eje del rotor, proporcionando así cierta redundancia; Si cualquiera de los tres fallara, la combinación de los dos restantes aún podría, en general, producir un par alrededor de cualquier eje deseado. [9]
Los CMG se utilizaron para el control de actitud en las estaciones espaciales Salyut y Mir , donde se les llamó girodinos (del ruso гиродин girodin ; esta palabra también se utiliza a veces, especialmente por la tripulación rusa, para los CMG de la ISS ). [11] Fueron probados 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, colocarlos afuera resultó ser un error, ya que dificultó mucho el reemplazo del girodina. [14] Un tercer conjunto de girodinos se instaló en Kristall durante Mir-18 [15]
La ISS emplea un total de cuatro CMG, montados en una armadura Z1 [16] como dispositivos de accionamiento primarios durante la operación en modo de vuelo normal. 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 se minimice la contribución combinada del gradiente de gravedad , la resistencia atmosférica , la presión solar y las interacciones geomagnéticas. En presencia de estas continuas perturbaciones ambientales, los CMG absorben momento angular en un intento de mantener la estación espacial en la actitud deseada. Los CMG eventualmente se saturarán (acumularán momento angular hasta el punto en que ya no podrán acumularse más), lo que resultará en una pérdida de efectividad de la matriz de 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 de los CMG. Dado que en ausencia de un par externo los CMG sólo pueden intercambiar 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 necesaria ] porque no requiere consumibles ni 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 las caminatas 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 sin propulsor 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 un ahorro considerable de propulsor. [20]
Tiangong tiene un total de 6 CMG, montados en el módulo central de Tianhe , con partes redondas visibles en el lateral.
A partir de 2016, el segmento orbital ruso de la ISS no lleva CMG propios. Sin embargo, el Módulo de Ciencia y Energía (NEM-1) propuesto, pero aún no construido, 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 cuya finalización y lanzamiento está previsto para 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 tras el desmantelamiento de la ISS (entonces previsto para 2024), los nuevos módulos rusos se desprenderían y formarían el núcleo de una pequeña estación espacial totalmente rusa que se llamaría OPSEK . [22] [23] Si este plan se lleva a cabo, los CMG en NEM-1 (y NEM-2, si se construye) proporcionarían control de actitud para la nueva estación rusa.
El hábitat espacial propuesto, la Isla 3, fue diseñado para utilizar dos hábitats contrarrotantes en lugar de CMG con impulso neto cero y, por lo tanto, sin necesidad de propulsores de control de actitud. [24]
En todo este intercambio de quejas se pierde el problema fundamental de ingeniería de lo que realmente obliga 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 de ingeniería fundamental de lo que realmente 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 refrigeración 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 observado en paseos espaciales anteriores en estaciones que utilizaron trajes espaciales rusos. Por su parte, los ingenieros rusos creen que la causa podría ser una pequeña fuga de aire en la escotilla de su esclusa de aire. Otros expertos rusos culpan de todo a un mal funcionamiento de los giroscopios estadounidenses (que los rusos llaman "girodinas"), sin que Rusia haya tenido ningún problema.
No más maniobras millonarias. Cuando la estación espacial debe rotar para operaciones como el atraque de vehículos de reabastecimiento, utiliza propulsores que funcionan con propulsor que cuesta casi 10.000 dólares por libra. Esta demostración hizo girar 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 especiales. 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 podrán llevar menos propulsor y más provisiones.
Uso de propulsor • Desacoplamiento Soyuz tradicional: 10-40 kg • Desacoplamiento Soyuz en control de EE. UU.: 0-1 kg • Ahorros por año (4 Soyuz/año): 40-160 kg
Las aplicaciones de CMG y la investigación fundamental se llevan a cabo en varias instituciones.