ES2732312T3 - Satélite de sección transversal máxima variable - Google Patents

Satélite de sección transversal máxima variable Download PDF

Info

Publication number
ES2732312T3
ES2732312T3 ES15174949T ES15174949T ES2732312T3 ES 2732312 T3 ES2732312 T3 ES 2732312T3 ES 15174949 T ES15174949 T ES 15174949T ES 15174949 T ES15174949 T ES 15174949T ES 2732312 T3 ES2732312 T3 ES 2732312T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
panel
satellite
module
east
north
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES15174949T
Other languages
English (en)
Inventor
Isabelle Nann
Nicolas Mosson
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Centre National dEtudes Spatiales CNES
Thales SA
Original Assignee
Centre National dEtudes Spatiales CNES
Thales SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Centre National dEtudes Spatiales CNES, Thales SA filed Critical Centre National dEtudes Spatiales CNES
Application granted granted Critical
Publication of ES2732312T3 publication Critical patent/ES2732312T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1007—Communications satellites
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/223—Modular spacecraft systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)

Abstract

Satélite (100) que incluye al menos un primer módulo de comunicación (210), un módulo repetidor (220), una o varias antenas (270), al menos un módulo de propulsión (250) y un módulo de aviónica (260), el módulo repetidor (220) se compone de al menos los siguientes elementos: - un primer panel norte (120) cuando el satélite está en una posición orbital, - un segundo panel este (150), - un tercer panel (140) sur y un cuarto panel (130) oeste dispuestos respectivamente en el lado opuesto al primer panel norte (120) y al segundo panel este (150), - el panel norte y el panel sur tienen unas anchuras XmcR en la dirección este-oeste, el panel este (150) y el panel del oeste (130) tienen una anchura o YmcR en la dirección norte-sur, - el valor de la relación XmcR/YmcR para el módulo repetidor (220) está comprendido en el intervalo [0,84; 1,12] caracterizado porque - el módulo repetidor (220) está constituido por varios pisos (620, 621), teniendo el piso de índice k una anchura Xmck en la dirección este-oeste y el valor de Xmck varía en función del piso k y de su posición en el módulo repetidor.

Description

DESCRIPCIÓN
Satélite de sección transversal máxima variable
La invención se refiere a un satélite de sección transversal máxima variable. Se usa, por ejemplo, en el campo de los satélites de comunicación o el de los satélites para la observación.
En la presente invención, la expresión "sección transversal máxima" designa una superficie vista cuando el satélite se mira según un eje Z tal como se define en la figura 1.
La figura 1 esquematiza un satélite 100 estabilizado en una configuración orbital y con respecto a un sistema de referencia de tres ejes convencionales x, y, z. El eje X corresponde al balanceo o en anglosajón "rolling", el eje Y al cabeceo o "pitch" y el eje Z a la guiñada o yaw. El eje Z de manera convencional se define como una línea que pasa por el centro de gravedad del satélite y el centro de gravedad de la tierra, el eje de balanceo X se define como un eje perpendicular al eje Z en el plano de la órbita y en la dirección del vector de velocidad del satélite y el eje de cabeceo Y se define como la normal al plano de órbita, formando los tres ejes un sistema de referencia ortogonal directo. El satélite 100 está compuesto por un cuerpo 110 que tiene una forma cúbica rectangular. Un primer panel 120, ortogonal al eje Y corresponde al panel norte cuando el satélite está en una posición orbital y se será referenciado como panel "norte". Un segundo panel 150 ortogonal al eje X se puede referenciar como panel "este". Un tercer panel 140 o panel "sur" y un cuarto panel 130 o panel "oeste" están dispuestos respectivamente en el lado opuesto al primer panel norte 120 y al segundo panel este 150. El panel norte y el panel sur tienen unas anchuras Leo en la dirección este-oeste que pueden corresponder sustancialmente a la distancia Xmc entre los paneles este/oeste (figura 4), el panel este y el panel oeste tienen una anchura Lns en la dirección norte-sur que corresponde sustancialmente a una distancia Ymc (figura 4) entre el panel norte y el panel sur. Los dos paneles norte y sur pueden tener unas extensiones que rebasan los paneles este y oeste.
El cuerpo del satélite puede incluir los equipos necesarios para el funcionamiento definido o para la misión. El satélite se compone, por ejemplo, de los siguientes módulos, figura 2:
• un módulo de carga útil 200 que se compone de un módulo de antena 210, de un módulo repetidor 220 y unos paneles que llevan los radiadores térmicos no representados, las antenas laterales 230, los apéndices necesarios para la misión,
• un módulo de servicio 240 que se compone de uno o de varios módulos de propulsión 250, de un módulo de aviónica 260 conocido por el experto en la materia,
• de uno o varios módulos o paneles solares 270.
La figura 2 representa el satélite posicionado sobre un soporte 280 en un lanzador 290 en una configuración de lanzamiento conocida por el experto en la materia.
Cuando se definen unas dimensiones de carrocería para una plataforma de lanzamiento, permanecen fijas para todos los satélites de la gama y para todos los satélites fabricados a partir de un punto de gama. Por ejemplo, todas las plataformas de Thales Alenia Space llamadas "spacebus" tienen una sección transversal máxima de 2,2*2,0 m2 cualquiera que sea la misión considerada.
Con el fin de optimizar el coste de los equipos, existe, por lo tanto, actualmente una necesidad de disponer de un satélite que permita tener el mejor compromiso entre la superficie de disposición externa, la superficie de disposición del repetidor y la superficie radiante y que se pueda lanzar a partir de dispositivos de lanzamiento convencionales.
Una manera de proceder conocida por la técnica anterior consiste en cambiar de punto de gama o de tamaño de satélite, cuando uno de los tres elementos siguientes no se puede optimizar de manera satisfactoria: 1) la superficie de disposición externa al satélite, 2) la superficie de disposición del módulo repetidor en norte/sur y 3) la superficie radiante. Esta manera de proceder aumenta considerablemente el coste y puede necesitar el uso de un lanzador de mayor capacidad.
La patente de los Estados Unidos US 8448902 describe un satélite 300 (figura 3) posicionado en un lanzador 310 y que se compone de al menos dos módulos 320, 330, incluyendo cada módulo cuatro caras que soportan para algunas las antenas y los paneles solares. El primer módulo está configurado con una primera relación R1 de anchura Leo/Lns, el segundo módulo 330 con una segunda relación R2 de anchura Leo/Lns y el valor de R2 es al menos superior a un 20 % del valor de R1 La expresión "panel piso" o "piso" designa un mismo elemento conocido por el término anglosajón "floor" en la descripción que va a seguir.
La solicitud de patente de los Estados Unidos US 2003/0057328 describe un satélite que presenta una forma no uniforme a lo largo de su eje principal.
La invención se refiere a un satélite que incluye al menos un primer módulo de comunicación, un módulo repetidor, una o varias antenas, al menos un módulo de propulsión y un módulo de aviónica, el módulo repetidor se compone de al menos:
• un primer panel "norte" cuando el satélite está en una posición orbital,
• un segundo panel "este",
• un tercer panel "sur" y un cuarto panel "oeste" dispuestos respectivamente en el lado opuesto al primer panel "norte" y al segundo panel "este",
• el panel "norte" y el panel "sur" tienen unas anchuras XmcR en la dirección este-oeste, el panel este y el panel "oeste" tienen una anchura o YmcR en la dirección norte-sur,
• el módulo repetidor está constituido por varios pisos, teniendo el piso de índice k una anchura Xmck en la dirección este-oeste y el valor de Xmck varía en función del piso k y de su posición en el módulo repetidor y
• el valor de la relación XmcR/YmcR para el módulo repetidor está comprendido en el intervalo [0,84; 1,12].
Un piso tiene, por ejemplo, una primera dimensión Xmckg y una segunda dimensión Xmckd diferentes para cada uno de sus lados tomados en la dirección este-oeste.
La dimensión Xmck puede posicionarse con respecto a un eje de simetría del lado de los valores positivos o de los valores negativos verificando al mismo tiempo un valor XmcR dado.
Según una variante de realización, el valor YmcR es igual a 2,5 m y el valor de XmcR varía entre 2,1 y 2,8 m.
Las dimensiones para el módulo de servicio pueden ser las siguientes: Xmc igual a 2,4 m e Ymc a 2,5 m.
Las antenas pueden disponerse cuando el satélite está en una configuración de órbita en una dirección este-oeste respecto al módulo repetidor.
El satélite puede incluir unos paneles solares dispuestos cerca de las caras sur y norte durante la fase de lanzamiento.
Los paneles solares se despliegan, por ejemplo, en una dirección norte o sur en una configuración orbital con respecto a los módulos que forman el satélite.
Otras características y ventajas de la presente invención se pondrán de manifiesto mejor con la lectura de la descripción que sigue de ejemplos de realización dados a título ilustrativo y en ningún caso limitativo adjuntos de las figuras que representan:
La figura 1, un esquema de satélite en órbita,
La figura 2, un esquema del satélite en el lanzamiento,
La figura 3, un ejemplo de satélite según la técnica anterior,
La figura 4, una representación de la sección transversal máxima,
La figura 5, un ejemplo de realización de un satélite según la invención,
La figura 6A, un ejemplo de módulo repetidor que tiene una sección transversal máxima variable en función de la posición de un piso, la figura 6B, un ensamblaje posible y
• La figura 7, un esquema que muestra diferentes posibilidades para el posicionamiento de los pisos con respecto a un eje del medio.
En este momento, se va a dar un ejemplo de realización a título ilustrativo y no limitativo para hacer comprender mejor el objeto de la presente invención. La idea de la presente invención consiste, en concreto, en proponer un satélite que tiene una sección transversal máxima del módulo repetidor del satélite que puede adaptarse a una misión dada. Uno de los objetivos es tener más o menos superficie radiante norte/sur y más o menos superficie de disposición de antenas en las caras este/oeste en función de la misión. El tamaño y el número de las antenas necesarias para llevar a cabo la misión son unos parámetros conocidos de manera previa.
En la figura 4, se representan dos dimensiones que definen la sección transversal máxima según los ejes X e Y mencionados anteriormente. Como se ha indicado previamente, la sección transversal máxima del satélite es la superficie que se ve cuando se mira el satélite según el eje Z. La dimensión Xmc corresponde a la distancia que separa un panel este 150 de un panel oeste 130. La dimensión Ymc corresponde a la distancia que separa un panel norte 120 de un panel sur 140. El módulo repetidor tiene una superficie MCr (en trazo continuo) y el módulo de servicio una superficie MCs (en trazo discontinuo).
La figura 5 esquematiza un ejemplo de realización de un satélite que comprende un módulo de antena 210, de un módulo repetidor 220 cuya estructura se detalla en la figura 6A, de un módulo de propulsión 250 y de un módulo de aviónica 260.
La figura 6A esquematiza un módulo repetidor 220 sustancialmente cúbico rectangular compuesto de un primer panel norte 120, de un segundo panel "este" 150 (no representado por unas razones de simplificación de figura), de un tercer panel "sur" 140 y de un cuarto panel "oeste" 130. El módulo repetidor también incluye un primer panel de piso alto 610, dos paneles de piso intermedios 620, 621 en este ejemplo de realización y un panel de piso bajo 630. Una pared central 640 separa en dos partes el espacio E formado por dos pisos 610, 620; 620, 621; 621, 630 y dos paneles norte/sur, 120, 140.
La sección transversal máxima MCs del módulo de servicio 220 (figura 1) está definida por la superficie de su pared baja situada debajo del satélite (cara -Z). La sección transversal máxima del módulo de servicio MCs es, en general, de dimensión fija. La dimensión Xmcs es, por ejemplo, igual a 2,4 m y la dimensión de Ymcs es igual a 2,5 m.
La sección transversal máxima del módulo repetidor MCr es variable, con el fin de poder adaptar este módulo al tamaño de las antenas o a los apéndices laterales necesarios para el buen funcionamiento de la misión.
El parámetro YmcR para la sección transversal máxima del módulo repetidor se fija, por ejemplo, en 2,5 m y corresponde a la distancia entre el panel norte 120 y el panel sur 140. El parámetro XmcR para la sección transversal máxima del módulo repetidor es variable y puede estar comprendido, por ejemplo, entre 2,1 y 2,8 m. Este valor de XmcR puede ser diferente para cada uno de los pisos que forman el módulo repetidor.
Para el módulo repetidor, el valor de la relación de los parámetros XmcR/YmcR se elegirá en el intervalo que varía de 0,84 a 1,12.
En la figura 6A se ha indicado la dimensión Xmc tomada en la anchura o dirección este-oeste 150, 130, para cada uno de los pisos, que varía, en concreto, en función de su ubicación en el satélite. En el caso en el que se considera el piso intermedio 621, este último puede tener una sola dimensión Xmc1 en su anchura tomada en la dirección esteoeste o también una primera dimensión Xmc1d correspondiente a la anchura para el medio piso del lado derecho con respecto al plano de la figura, una segunda dimensión Xmc1g para el lado izquierdo tomado según la dirección X. La letra d indica el lado derecho, g el lado izquierdo con la figura delante de usted. Sucede lo mismo para el piso 620 que toma una dimensión Xmc0 o también dos dimensiones Xmc0d, Xmc0g. Los pisos están separados por unos intervalos de distancia Zf considerados según el eje Z que puede variar en función la misión, por ejemplo, entre 0,5 m y 1,5 m. De manera más general, un piso de índice k tiene al menos una dimensión Xmck tal que la relación Xmck/Ymck pertenece al intervalo [0,84, 1,12], con Ymck la dimensión en la dirección norte-sur. Una disposición de este tipo permite, en concreto, disponer el satélite en función de la misión, del número de antenas, de las dimensiones de las antenas, etc.
El número de pisos es, por ejemplo, al menos igual a tres.
El ejemplo dado en la figura 6A para la disposición de los pisos se encuentra al nivel del panel este, pero sigue siendo válido para el panel oeste opuesto.
Se dan algunos ejemplos de posicionamiento de pisos con respecto al punto de origen en el sistema de referencia X, Y, Z.
La figura 6B esquematiza una posibilidad para realizar el ensamblaje del módulo repetidor.
La figura 7 representa algunos ejemplos de desfase en el posicionamiento de los pisos. Por ejemplo, el valor de XmCR1 está desfasado más sobre el lado de los Xmc, el valor de XmCR2 está desfasado más sobre el lado - Xmc.
El o los módulos de propulsión que equipan el satélite son, por ejemplo, de tipo químico convencional, químico de Arcjet o también de tipo propulsión eléctrica/plasma de xenón.
Las antenas usadas se desplegarán, por ejemplo, cuando el satélite esté en órbita.
Los radiadores térmicos se dispondrán preferentemente sobre las superficies exteriores de los paneles norte/sur/este/oeste y se conectarán entre sí, si es necesario, por unos medios usados convencionalmente en el campo.
El satélite según la invención se fabricará, por ejemplo, definiendo, a priori, un número de opciones de la estructura del módulo del repetidor. Se podrá considerar un número de valores Xmc dados, por ejemplo, 2,1 m, 2,3, 2,5 y 2,8 m. Según otra manera de proceder, se definirá la estructura del módulo repetidor en forma paramétrica con la ayuda de modelos de diseño asistido por ordenador y de fabricación parametrizados con el parámetro Xmc sobre los diferentes intervalos entre pisos. Los parámetros XmcR se ajustarán para cada satélite fabricado, con actualización de los dosieres, forma de los paneles, etc.
Las características dadas para el módulo repetidor también se aplican en el caso de satélites que incluyen más de cuatro paneles, por ejemplo, 6 u 8 paneles.
Una de las ventajas que ofrece el satélite de sección transversal máxima variable según la invención es que permite configurar el satélite para adaptarlo a unos lanzadores convencionales.

Claims (8)

REIVINDICACIONES
1. Satélite (100) que incluye al menos un primer módulo de comunicación (210), un módulo repetidor (220), una o varias antenas (270), al menos un módulo de propulsión (250) y un módulo de aviónica (260), el módulo repetidor (220) se compone de al menos los siguientes elementos:
• un primer panel norte (120) cuando el satélite está en una posición orbital,
• un segundo panel este (150),
• un tercer panel (140) sur y un cuarto panel (130) oeste dispuestos respectivamente en el lado opuesto al primer panel norte (120) y al segundo panel este (150),
• el panel norte y el panel sur tienen unas anchuras XmcR en la dirección este-oeste, el panel este (150) y el panel del oeste (130) tienen una anchura o YmcR en la dirección norte-sur,
• el valor de la relación XmcR/YmcR para el módulo repetidor (220) está comprendido en el intervalo [0,84; 1,12] caracterizado porque
• el módulo repetidor (220) está constituido por varios pisos (620, 621), teniendo el piso de índice k una anchura Xmck en la dirección este-oeste y el valor de Xmck varía en función del piso k y de su posición en el módulo repetidor.
2. Satélite según la reivindicación 1 caracterizado porque un piso posee una primera dimensión Xmckg y una segunda dimensión Xmckd para cada uno de sus lados tomados en la dirección este-oeste.
3. Satélite según una de las reivindicaciones 1 o 2 caracterizado porque la dimensión Xmck se posiciona con respecto a un eje de simetría del lado de los valores positivos o de los valores negativos verificando al mismo tiempo un valor XmcR dado.
4. Satélite según una de las reivindicaciones 1 a 3 caracterizado porque el valor YmcR es igual a 2,5 m y el valor de XmcR varía entre 2,1 y 2,8 m.
5. Satélite según una de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque las dimensiones para el módulo de servicio son Xmc igual a 2,4 m e Ymc a 2,5 m.
6. Satélite según una de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque las antenas están dispuestas cuando el satélite está en una configuración de órbita en una dirección este-oeste respecto al módulo repetidor.
7. Satélite según una de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque incluye unos paneles solares dispuestos cerca de las caras sur y norte durante la fase de lanzamiento.
8. Satélite según la reivindicación 7 caracterizado porque los paneles solares se despliegan en una dirección norte o sur en una configuración orbital con respecto a los módulos que forman el satélite.
ES15174949T 2014-07-04 2015-07-02 Satélite de sección transversal máxima variable Active ES2732312T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1401506A FR3023264B1 (fr) 2014-07-04 2014-07-04 Satellite a maitre couple variable

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2732312T3 true ES2732312T3 (es) 2019-11-21

Family

ID=52003841

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES15174949T Active ES2732312T3 (es) 2014-07-04 2015-07-02 Satélite de sección transversal máxima variable

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9944411B2 (es)
EP (1) EP2962942B1 (es)
CA (1) CA2896216C (es)
ES (1) ES2732312T3 (es)
FR (1) FR3023264B1 (es)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3041608B1 (fr) * 2015-09-25 2018-04-13 Thales Sa Ensemble deployable
CN113428383B (zh) * 2021-06-29 2022-09-27 中国空间技术研究院 一种板架式小卫星保型工装

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5833175A (en) * 1995-12-22 1998-11-10 Hughes Electronics Corporation Spacecraft with large east-west dimensions
US5755406A (en) * 1995-12-22 1998-05-26 Hughes Electronics Modular, independent subsystem design satellite bus and variable communication payload configurations and missions
US5839696A (en) * 1995-12-22 1998-11-24 Hughes Electronics Corporation Modular payload arrangement
US20030057328A1 (en) * 2001-09-24 2003-03-27 Arthur Maruno Spacecraft having a nonuniform body shape
US20100020742A1 (en) * 2008-07-24 2010-01-28 Lockheed Martin Corporation Hybrid spacecraft for communications and remote sensing
FR2959490B1 (fr) * 2010-04-28 2012-07-13 Astrium Sas Satellite a structure simplifiee, allegee et economique, et son procede de mise en oeuvre
US8448902B2 (en) * 2011-02-11 2013-05-28 Space Systems/Loral LLC Satellite having multiple aspect ratios

Also Published As

Publication number Publication date
EP2962942A1 (fr) 2016-01-06
FR3023264B1 (fr) 2017-11-24
US9944411B2 (en) 2018-04-17
US20160001896A1 (en) 2016-01-07
EP2962942B1 (fr) 2019-03-27
CA2896216A1 (en) 2016-01-04
FR3023264A1 (fr) 2016-01-08
CA2896216C (en) 2023-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2886660T3 (es) Sistema y método para ensamblar y desplegar satélites
ES2329910T3 (es) Satelite con control electromagnetico de objetos.
Klesh et al. Marco: Cubesats to mars in 2016
US8800932B2 (en) Medium earth orbit constellation with simple satellite network topology
JP2022027800A (ja) 可変なスラスター制御を用いた軌道上サービスを提供するためのサービス衛星
ES2697905T3 (es) Arquitectura modular optimizada para fabricar microsatélites
EP2765649B1 (en) Optimization of low profile antenna(s) for equatorial operation
ES2732312T3 (es) Satélite de sección transversal máxima variable
EP3202670B1 (en) Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver
ES2855948T3 (es) Sistema de toberas y procedimiento de control de la órbita y la actitud de satélites geoestacionarios
Kvell et al. Nanosatellite orbit control using MEMS cold gas thrusters
ES2748908T3 (es) Diseño eficiente de mantenimiento de estaciones para sistemas de combustible mixto en respuesta a la falla de un propulsor eléctrico
CN104290920A (zh) 一种模块化可重构的微纳卫星结构
ES2538093T3 (es) Procedimiento y sistema de control de un conjunto de al menos dos satélites adaptados para prestar un servicio
KR20200014838A (ko) 소형 위성의 자세 안정화 및 궤도 분포
CN105883005A (zh) 一种双单元立方体卫星平台
JP2006188149A (ja) 複数の宇宙機を異なる軌道に投入する方法
ES2415883T3 (es) Procedimiento de captura de un contenedor de muestras de suelo planetario que se desplaza en el espacio
US20140263845A1 (en) Space Vehicle and Guidance and Control System for Same
ES2963083T3 (es) Método de liberación de satélites artificiales en la órbita terrestre
JP7316751B2 (ja) 複数の宇宙船の分散型上昇システム及び方法
ES2751004T3 (es) Método para liberar un mástil desplegable
US10144531B2 (en) Reorientation of a spinning spacecraft using gimbaled electric thrusters
US11891196B2 (en) Spacecraft systems and methods
Givens et al. An estimation-domain approach to MEMS multi-IMU fusion for sUAS