Стабилизация вращения
Метод стабилизации спутника или ракеты-носителя

В аэрокосмической технике стабилизация вращением — это метод стабилизации спутника или ракеты-носителя посредством вращения, т. е. вращения вокруг продольной оси. Концепция берет начало из закона сохранения углового момента в применении к баллистике , где вращение обычно достигается посредством нарезки . Для большинства спутниковых приложений этот подход был заменен трехосной стабилизацией .

Использовать

Стабилизация вращением используется на ракетах и ​​космических аппаратах, где требуется управление ориентацией без необходимости в бортовых 3-осевых двигателях или механизмах, а также датчиках для управления ориентацией и наведения. На ракетах с твердотопливным двигателем верхней ступени стабилизация вращением используется для предотвращения дрейфа двигателя с курса, поскольку у них нет собственных двигателей. Обычно небольшие ракеты используются для раскрутки космического аппарата и ракеты, затем запускают ракету и отправляют аппарат в полет.

Ракеты и космические аппараты, использующие стабилизацию вращением:

  • Ракеты-носители Jupiter -C и Minotaur V использовали стабилизацию вращением. Верхние ступени обеих систем используют стабилизацию вращением для стабилизации системы во время маневров. [1] [2]
  • Спутник Ариабхата использовал стабилизацию вращением [3]
  • Космический аппарат «Пионер-4» , второй объект, отправленный на облет Луны в 1959 году , поддерживал свое положение с помощью стабилизации вращением. [4]
  • Посадочный модуль Schiaparelli EDM был раскручен до 2,5 об/мин, прежде чем был выброшен из орбитального аппарата ExoMars Trace Gas Orbiter перед попыткой посадки на Марс в октябре 2016 года. [5]
  • Аппарат Juno был стабилизирован вращением и прибыл на орбиту Юпитера в 2016 году. [6]
  • Запуски зондов Pioneer 10 и Pioneer 11 на двух аппаратах Atlas Centaur в 1972 и 1973 годах использовали ракетные двигатели Star 37 , которые были стабилизированы вращением, чтобы вывести спутники на высокоэнергетические гиперболические орбиты, необходимые для достижения скорости выхода за пределы Солнечной системы. [7] Кроме того, оба зонда были стабилизированы вращением во время своих полетов и вращались со скоростью примерно 5 об/мин. [8]
  • При работе в качестве третьей ступени ракетный ускоритель Star 48 располагается на вершине вращающегося стола, и перед тем, как отделиться, он раскручивается для стабилизации во время отделения от предыдущей ступени. [9] Третья ступень ракеты-носителя Delta II использовала двигатель Star 48 и была стабилизирована вращением и зависела от второй ступени для правильной ориентации перед разделением ступеней, но иногда была оснащена системой управления нутацией для поддержания правильной оси вращения. [10] Она также включала систему йо-веса для того, чтобы вызвать кувырок в третьей ступени после отделения полезной нагрузки для предотвращения повторного контакта, или механизм йо-йо-де-спин для замедления вращения перед отделением полезной нагрузки. [10]

Раскручивание может быть достигнуто различными методами, включая йо-йо раскручивание . [11]

Благодаря достижениям в области систем управления ориентацией, систем наведения и необходимости точного наведения спутниковых приборов и систем связи, трехосное управление ориентацией стало гораздо более распространенным, чем стабилизация вращением для систем, работающих в космосе. [12]

Смотрите также

Ссылки

  1. ^ "Jupiter-C/Explorer 1". NASA NSSDCA . Получено 1 января 2023 г.
  2. ^ "Minotaur V High Energy Space Launch Vehicle" (PDF) . NASA . Получено 1 января 2023 г. .
  3. ^ Рао, UR (сентябрь 1978 г.). «Обзор проекта „Арьябхата“» (PDF) . Труды Индийской академии наук . C1 (2): 117– 133. doi :10.1007/BF02843538. S2CID  128455319 . Получено 1 января 2023 г. .
  4. ^ Лаборатория реактивного движения (по контракту с NASA ) (1959). Лунный зонд Pioneer IV (PDF) (Отчет). NASA-JPL . Получено 26.02.2017 .
  5. ^ "Schiaparelli EDM – ExoMars | Spaceflight101".
  6. ^ "Пресс-кит космического корабля Юнона" . НАСА . Проверено 31 декабря 2022 г.
  7. ^ Кребс, Гюнтер Д. "Пионер 10, 11, H". Gunter's Space Page . Получено 1 января 2023 г.
  8. ^ "The Pioneer Missions". NASA. 26 марта 2007 г. Получено 1 января 2023 г.
  9. ^ Муоло, Майкл Дж. (ноябрь 1993 г.). Космический справочник: руководство для военных по космосу, т. 1. Правительственная типография. стр. 126. ISBN 978-0-16-061355-5.
  10. ^ ab "Delta II Payload Planner's Guide 2007" (PDF) . ulalaunch.com . Архивировано (PDF) из оригинала 19 сентября 2011 г. . Получено 24 июля 2014 г. .
  11. ^ Федор, Дж. В. (1 августа 1961 г.). Теория и расчетные кривые для механизма де-спин йо-йо для спутников (отчет). Defense Technical Information Center . Получено 1 января 2023 г.
  12. ^ «Когда и почему трехосная стабилизация стала заметной в геостационарных спутниках?». Stack Exchange Space Exploration . Получено 1 января 2023 г.


Значок заглушки

Эта статья по ракетостроению — заглушка . Вы можете помочь Википедии, расширив ее.

Взято с "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Spin_stabilization&oldid=1264215819"