Un giroscopio de momento de control ( CMG ) es un dispositivo de control de actitud que se utiliza generalmente 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 . Estas últimas aplican par simplemente modificando la velocidad de giro del rotor, pero las primeras inclinan el eje de giro del rotor sin cambiar necesariamente su velocidad de giro. Las CMG también son mucho más eficientes energéticamente. Con unos pocos cientos de vatios y unos 100 kg de masa, las CMG grandes 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. 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 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 dado que un CMG de un solo cardán. Si el objetivo es simplemente almacenar el momento angular de una manera eficiente en términos de 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, en cambio, requiere un gran par de salida con un consumo mínimo de energía, 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 conservativos. Algunas investigaciones académicas se han centrado en la posibilidad de aumentar y disminuir la velocidad del rotor mientras el CMG está cardado. Los CMG de velocidad variable (VSCMG) ofrecen pocas ventajas prácticas cuando se considera la capacidad de actuación porque el par de salida del rotor es típicamente 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 la evitación continua de la singularidad del CMG y la reorientación del grupo VSCMG. La investigación ha 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 alteraciones en la dirección del grupo CMG y las leyes de control del motor del rotor CMG. El VSCMG también se puede utilizar como una batería mecánica para almacenar energía eléctrica como energía cinética de los volantes.
Si una nave espacial tiene partes 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, sin importar cuántos CMG utilice una nave espacial, el movimiento del cardán puede llevar a orientaciones relativas que no produzcan un par de salida utilizable a lo largo de 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 de las articulaciones. 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 "división por cero" que está asociado con estas singularidades es suficiente. [5] [6] Dos patentes más recientes resumen los enfoques en competencia. [7] [8] Véase también Gimbal lock .
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.
Por ejemplo, supongamos que una nave espacial equipada con dos o más CMG de doble cardán experimenta un par motor no deseado transitorio, tal vez causado por la reacción de la liberación de gases residuales, que tiende a hacerla girar en el sentido de las agujas del reloj sobre su eje delantero y, por lo tanto, aumenta su momento angular a lo largo de ese eje. Entonces, el programa de control de CMG ordenará a los motores de cardán de los CMG que inclinen los ejes de giro de los rotores gradualmente cada vez más hacia adelante, de modo que los vectores de momento angular de los rotores apunten más cerca del eje delantero. Mientras se produce este cambio gradual en la dirección de giro del rotor, los rotores crearán pares giroscópicos cuya resultante es en sentido contrario a las agujas del reloj sobre el eje delantero, manteniendo la nave espacial estable contra el par motor no deseado de los gases residuales.
Cuando finaliza el par transitorio, el programa de control detiene el movimiento del cardán y los rotores quedan más orientados hacia adelante que antes. La entrada de momento angular hacia adelante no deseado se ha encaminado a través de los CMG y se ha volcado en los rotores; el componente hacia adelante 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 cerca unos de otros en la dirección de avance. En el caso límite, todos terminarán paralelos y el grupo CMG ahora estará saturado en esa dirección; no puede mantener más momento angular. Si los CMG inicialmente no tenían momento angular en ningún otro eje, terminarán saturados exactamente a lo largo del eje de avance. 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 respecto al eje de saturación, el control del balanceo sobre ese eje en sí mismo ahora es inexistente. También habrá grandes dificultades con el control sobre otros ejes. Por ejemplo, un desvío no deseado hacia la izquierda solo se puede contrarrestar almacenando algo de momento angular "hacia arriba" en los rotores CMG. Esto solo se puede hacer inclinando al menos uno de sus ejes hacia arriba, lo que reducirá ligeramente el componente hacia adelante de su momento angular total. Dado que ahora pueden almacenar menos momento angular hacia adelante de "balanceo hacia la derecha", tendrán que liberar algo de nuevo en la nave espacial, que se verá obligada a iniciar un balanceo 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 delantero, el RCS se activará para producir un par en sentido antihorario sobre ese eje. El programa de control del CMG ordenará entonces a los ejes de giro del rotor que comiencen a abrirse en abanico alejándose de la dirección delantera, produciendo pares giroscópicos cuya resultante es en el sentido de las agujas del reloj sobre la dirección delantera, oponiéndose al RCS mientras esté activado, y manteniendo así la nave espacial estable. Esto continúa hasta que se haya drenado una cantidad adecuada de momento angular delantero de los rotores del CMG; se transforma en el momento de la materia en movimiento en los escapes del propulsor del RCS y se aleja de la nave espacial. [b]
Vale la pena señalar que la "saturación" solo 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 solo CMG de velocidad constante puede saturarse; en cierto sentido, está "saturado permanentemente" en cualquier dirección en la que apunte el rotor. Esto contrasta con una sola rueda de reacción , que puede absorber cada vez más momento angular a lo largo de su eje fijo al girar más rápido, hasta que alcanza la saturación a su velocidad máxima de diseño.
Además de la saturación, existen otras configuraciones de eje de rotor indeseables, en particular las alineaciones antiparalelas. Por ejemplo, si una nave espacial con dos CMG de doble cardán llega a un estado en el que un eje de giro del rotor está orientado directamente hacia delante, mientras que el otro está orientado directamente hacia atrás (es decir, antiparalelo al primero), se perderá todo el control del alabeo. Esto sucede por la misma razón que en el caso de la saturación; los rotores solo pueden producir pares giroscópicos en ángulos rectos con respecto a sus ejes de giro, y en este caso estos pares no tendrán componentes de adelante hacia atrás y, por lo tanto, no influirán en el alabeo. 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 en el caso de la saturación, y exactamente por las mismas razones, el control del alabeo se volverá cada vez más difícil si los CMG se acercan a la alineación antiparalela.
En la configuración antiparalela, aunque se pierde el control del alabeo, el control sobre los otros ejes sigue funcionando bien (en contraste con la situación con saturación). Una guiñada a la izquierda no deseada se puede solucionar almacenando algo de momento angular "ascendente", lo que se hace fácilmente inclinando ligeramente hacia arriba ambos ejes de giro del rotor en cantidades iguales. Dado que sus componentes de proa y popa seguirán siendo iguales y opuestos, no hay cambios en el momento angular de proa y popa (seguirá siendo cero) y, por lo tanto, no hay alabeo no deseado. De hecho, la situación mejorará, porque los ejes del rotor ya no son completamente antiparalelos y se recuperará algo de control del alabeo.
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; siempre que algunos rotores estén alineados en paralelo a lo largo de un eje particular y todos los demás apunten exactamente en la dirección opuesta, no hay saturación pero tampoco hay control del balanceo sobre 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 de CMG redistribuirá continuamente el momento angular total para evitar la situación que se produce en primer lugar.
Si sólo hay dos CMG en el conjunto, como en nuestro primer ejemplo, entonces se producirá inevitablemente una alineación antiparalela si el momento angular total almacenado llega a cero. La solución es mantenerlo alejado de cero, posiblemente mediante el uso de 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 ocurre que, tras un mal funcionamiento, un conjunto queda con sólo dos CMG en funcionamiento y el programa de control debe ser capaz de lidiar con esta situación.
Los modelos CMG más antiguos, como los que se lanzaron con Skylab en 1973, tenían un recorrido de cardán limitado entre topes mecánicos fijos. En los CMG Skylab, 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 el cero estaba desplazado 45 grados desde el centro de recorrido). Si visualizamos el ángulo interno como "latitud" y el externo 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 una "franja ciega" adicional de ancho 10 grados de "longitud" que iba de polo a polo, centrada en la línea de "longitud" a 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 ajustados a cero) orientados en tres direcciones perpendiculares entre sí. Esto garantizaba que los seis "puntos ciegos polares" estuvieran separados 90 grados entre sí. El desplazamiento a cero de 45 grados garantizaba entonces que las tres "bandas ciegas" de los cardanes exteriores pasaran a mitad de camino entre los "puntos ciegos polares" vecinos y a una distancia máxima entre sí. Todo el arreglo garantizaba 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 cardanes nunca golpearan los topes, redistribuyendo 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 evitar alineaciones antiparalelas. [9] : 5
Una ventaja del movimiento limitado del cardán como el del Skylab es que las singularidades son un problema menor. Si los cardanes internos del Skylab hubieran podido alcanzar los 90 grados o más desde el cero, entonces los "polos norte y sur" podrían haberse convertido en singularidades; los topes del cardán evitaron 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 "zonas ciegas". Por lo tanto, no tienen que montarse en direcciones perpendiculares entre sí; las cuatro unidades de la ISS están orientadas en la misma dirección. El programa de control no necesita preocuparse por los topes de cardán, pero, por otro lado, debe prestar más atención a evitar singularidades.
El Skylab , lanzado en mayo de 1973, fue la primera nave espacial tripulada equipada con grandes CMG para el control de actitud. [10] Se montaron tres CMG de doble cardán en el bastidor de equipos del soporte del telescopio Apollo en el centro del conjunto de paneles solares con forma de molino de viento en el lateral de la estación. Se dispusieron de modo que las carcasas (y, por lo 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 sobre cualquier eje en ángulo recto con el eje de su rotor, lo que proporcionaba cierta redundancia; si cualquiera de las tres fallaba, la combinación de las dos restantes podía, en general, seguir produciendo 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 los llamó girodinos (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. [12]
La estación Mir completada tenía 18 girodinos en total, comenzando con seis en el interior presurizado del módulo Kvant-1 . [13] Estos fueron complementados posteriormente por otros seis en el exterior no presurizado de Kvant-2 . Según NPO Energia, colocarlos en el exterior resultó ser un error, ya que dificultaba mucho la sustitución de los girodinos. [14] Un tercer conjunto de girodinos se instaló en Kristall durante Mir-18 [15]
La ISS emplea un total de cuatro CMG, montados en la estructura Z1 [16] como dispositivos de accionamiento primarios durante la operación 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 se minimice la contribución de par combinada del gradiente de gravedad , la resistencia atmosférica , la presión solar y las interacciones geomagnéticas. En presencia de estas perturbaciones ambientales continuas, los CMG absorben el momento angular en un intento de mantener la estación espacial en una actitud deseada. Los CMG eventualmente se saturarán (acumulando momento angular hasta el punto en que no puedan acumular más), lo que resultará en la pérdida de efectividad del conjunto CMG para el control. Es necesario algún tipo de esquema de gestión del momento angular (MMS) para permitir que los CMG mantengan una actitud deseada y al mismo tiempo evitar la saturación de los CMG. Dado que en ausencia de un par externo, los CMG solo pueden intercambiar momento angular entre ellos sin cambiar el total, se deben usar 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 los CMG incluyen el uso de pares magnéticos, propulsores de reacción y par de gradiente de gravedad. Para la estación espacial, se prefiere el enfoque del par de gradiente de gravedad [ cita requerida ] 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 caminatas espaciales, lo que requiere el uso de propulsor para mantener la actitud deseada. [18] En 2006 y 2007, los experimentos basados en CMG demostraron la viabilidad de las maniobras sin propulsor para ajustar la actitud de la ISS 90° y 180°. [19] Para 2016, se habían realizado cuatro desacoplamientos de Soyuz utilizando el 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 Tianhe , con partes redondas visibles en el lateral.
A partir de 2016, el segmento orbital ruso de la ISS no lleva ningún módulo de propulsión de cohetes propio. Sin embargo, el módulo científico y de potencia (NEM-1), propuesto pero aún no construido, estaría equipado con varios módulos de propulsión de cohetes montados externamente. [21] El NEM-1 se instalaría en uno de los puertos laterales del pequeño módulo Uzlovoy o módulo nodal, cuya finalización y lanzamiento está prevista para algún momento dentro del programa ruso 2016-25. Su gemelo, el NEM-2 (si se completa), se instalaría posteriormente simétricamente en el otro puerto lateral del módulo de propulsión de cohetes.
El 24 de febrero de 2015, el Consejo Científico y Técnico de Roscosmos anunció que después del desmantelamiento de la ISS (entonces planeado para 2024), los módulos rusos más nuevos se separarían 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, Isla 3, fue diseñado para utilizar dos hábitats contrarrotativos en lugar de CMG con momento neto cero y, por lo tanto, sin necesidad de propulsores de control de actitud. [24]
Perdido en todo este intercambio de quejas está el problema fundamental de ingeniería de qué es lo que realmente está obligando a los propulsores rusos a dispararse 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 qué es lo que realmente está obligando a los propulsores rusos a dispararse durante las caminatas espaciales. Los expertos estadounidenses creen que el vapor de agua que sale a chorro 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 desencadena el disparo de los propulsores de cohetes rusos. El efecto se ha notado en caminatas espaciales anteriores en la estación que utilizan los trajes espaciales rusos. Por su parte, los ingenieros rusos creen que una pequeña fuga de aire en la escotilla de la esclusa de aire podría ser la causa. Otros expertos rusos lo atribuyen todo a un mal funcionamiento de los giroscopios estadounidenses (que los rusos llaman "gyrodines"), sin que Rusia tenga ningún problema.
No más maniobras de un millón de dólares. Cuando la estación espacial debe rotar para operaciones como el atraque de vehículos de reabastecimiento, utiliza propulsores que funcionan con combustible que cuesta casi 10 000 dólares por libra. Esta demostración hizo rotar con éxito la estación 90 y 180 grados sin combustible, ahorrando más de 1 millón de dólares en combustible en la maniobra de 180 grados. La nueva tecnología utiliza giroscopios, o dispositivos giratorios de almacenamiento de momento alimentados por energía solar, para maniobrar a lo largo de trayectorias de actitud especiales. Reducirá sustancialmente el uso de combustible y la contaminación de los paneles solares y las cargas. Con esta tecnología, las misiones de exploración espacial de larga duración pueden llevar menos combustible y más provisiones
Uso de combustible • Desacoplamiento tradicional de la Soyuz: 10-40 kg • Desacoplamiento de la Soyuz en el 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.