JP2009166678A - 保持解放装置 - Google Patents
保持解放装置 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2009166678A JP2009166678A JP2008007041A JP2008007041A JP2009166678A JP 2009166678 A JP2009166678 A JP 2009166678A JP 2008007041 A JP2008007041 A JP 2008007041A JP 2008007041 A JP2008007041 A JP 2008007041A JP 2009166678 A JP2009166678 A JP 2009166678A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- holding
- base
- pin
- heater
- satellite
- 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.)
- Pending
Links
Images
Landscapes
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
【課題】 衝撃がなく簡易に構成することが可能な衛星搭載機器の保持解放装置を得る。
【解決手段】 搭載機器2は、衛星構体1に取り付けられたベース3に、保持ピン4によって取り付けられる。ベース3とピン4はそれぞれ異なる熱膨張率の材料を用い、常温で嵌め合いによる嵌合によって、搭載機器2を拘束している。ベース3はヒータ7を取り付けており、ヒータによりベース3のピン穴周辺部を熱変形させることで、保持ピン4とベース3の嵌合具合を変化させ、保持ピン4による搭載機器2の保持を解放する。
【選択図】 図2
【解決手段】 搭載機器2は、衛星構体1に取り付けられたベース3に、保持ピン4によって取り付けられる。ベース3とピン4はそれぞれ異なる熱膨張率の材料を用い、常温で嵌め合いによる嵌合によって、搭載機器2を拘束している。ベース3はヒータ7を取り付けており、ヒータによりベース3のピン穴周辺部を熱変形させることで、保持ピン4とベース3の嵌合具合を変化させ、保持ピン4による搭載機器2の保持を解放する。
【選択図】 図2
Description
この発明は、人工衛星(以下、衛星)に用いられる衛星搭載機器(以下、搭載機器)の保持を解放する、保持解放装置に関するものである。
従来、締結ボルトに締結される分離ナットや締結ボルトを切断するロッドカッターなどの火工品を使用した保持解放装置が知られている。この保持解放装置では、通常時は搭載機器をボルトで締結し、機器の分離時に、火工品の起爆により分離ナットを締結ボルトから分離する、或いはロッドカッターで締結ボルトを切断して、締結ボルトによる搭載機器の保持を解放することが行われる。
従来の保持解放装置は、締結ボルトの分離時に大きな衝撃を発生させる。この衝撃は、搭載機器に対する衝撃環境条件の大きな制約となっている。また、その動作を実現するためには、火工品と、火工品の起爆を安全に制御するための複雑な電子機器とを必要とし、システムが大掛かりになる。
一方、近年、衛星に対する機能要求は厳しくなっており、例えば観測衛星に搭載される観測センサの観測精度に影響を与える要因となる、衛星本体と観測センサとの取り付け部における熱変形及び熱荷重の影響を排除する必要が生じている。
このような熱変形及び熱荷重の影響を排除するためには、例えば観測センサの取り付け点数を考慮し、取り付け部を静定構造とすることが有効である。しかし、搭載機器の大型化にともない重量が増加すると、打上げ時の加速度環境に耐えうる取り付け構造を得るためには、必ずしも静定構造を実現できない場合が多い。
このような場合であっても、衛星打上げ時に必要な搭載機器の取り付け点数と衛星打上げ後に必要な搭載機器の取り付け点数を可変させて、衛星打上げ後に搭載機器の取り付け部の保持を部分的に段階的に解放することにより、打ち上げ前後で取り付け部の非静定構造と静定構造とを両立させる手立てがある。
しかし、先に示したように、これまでの火工品を用いた分離機構は大きな衝撃が発生するとともに、その機能を実現するために大掛かりな火工品制御用の電子機器を要するので、システムリソースの制約上、火工品を用いて段階的に分離する保持解放装置を構成することは難しい。
しかし、先に示したように、これまでの火工品を用いた分離機構は大きな衝撃が発生するとともに、その機能を実現するために大掛かりな火工品制御用の電子機器を要するので、システムリソースの制約上、火工品を用いて段階的に分離する保持解放装置を構成することは難しい。
この発明は、このような問題点を解決するためになされたものであり、大きな衝撃が発生せずかつ火工品を不要とする保持解放装置を実現することを目的とする。
この発明による保持解放装置は、ピン穴を有し、衛星に取り付けられるベースと、上記ベースとは熱膨張率が異なり、上記ベースのピン穴に嵌合し、当該ピン穴に圧入された状態で衛星搭載機器を保持する保持ピンと、上記ベースまたは保持ピンを加熱するヒータとを備え、
上記ヒータの発熱により、上記保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、上記保持ピンによる上記衛星搭載機器の保持が解放されるものである。
上記ヒータの発熱により、上記保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、上記保持ピンによる上記衛星搭載機器の保持が解放されるものである。
この発明によれば、大きな衝撃を発生せずに衛星搭載機器における取り付け部の保持解放が可能であり、また、保持解放装置において火工品または火工品の起爆を制御するための電子機器が不要となるので、簡単な構造の保持解放装置を得ることができる。
実施の形態1.
以下、この発明の実施の形態1に係る保持解放装置について、図を用いて説明する。
図1は実施の形態1による衛星搭載機器の取り付け態様を示す図であり、図2は実施の形態1による保持解放装置の構造を例示する図である。
以下、この発明の実施の形態1に係る保持解放装置について、図を用いて説明する。
図1は実施の形態1による衛星搭載機器の取り付け態様を示す図であり、図2は実施の形態1による保持解放装置の構造を例示する図である。
図1において、衛星搭載機器(以下、搭載機器)2は、保持解放装置100を介在して、衛星構体1に取り付けられている。ここでの搭載機器2としては、例えば軌道上で地球表面の画像や温度分布などを高精度に観測する光学センサのように、衛星構体1への取り付けに際し、高いアライメント精度が要求される機器を想定している。このため、打上げ時の加速度荷重に耐え得るのに加え、軌道上での取り付け部周辺の熱変形を抑えることのできる機器取り付け構造が必要となる。
そこで、この実施の形態1では衛星打上げ時に、図1に示すような6点の取り付け点(拘束点)a乃至fで、搭載機器2を過拘束により固定し、不静定支持する。これによって、打上げ時の加速度荷重に対する搭載機器2の取り付け強度を向上させる。一方、衛星が軌道上に投入された後は、取り付け点での熱変形を考慮して、例えば点a、c、fからなる3点の取り付け点(拘束点)で搭載機器2を固定し、静定支持する。
これによって、過拘束された取り付け点毎の面外方向熱変位のばらつきによる、取り付け面での熱変形を抑え、搭載機器2のアライメント精度への影響を抑えることができる。
これによって、過拘束された取り付け点毎の面外方向熱変位のばらつきによる、取り付け面での熱変形を抑え、搭載機器2のアライメント精度への影響を抑えることができる。
なお、衛星構体側の取り付け面では、取り付け点毎に面外方向の熱変位が異なり、取り付け点から搭載機器2に熱変形荷重が付与され、高精度なアライメントを必要とする搭載機器の傾き(例えば、光学センサの視線軸)に影響を及ぼす。このように、取り付け面に3点以上の取り付け点(拘束点)を持つ機器の場合、3点(例えば点a、c、f)で静定支持の拘束面を生成する観点からして、残りの取り付け点(過拘束点b、d、e)は過拘束となり、熱変形モードに対して不確定な要素が多く、設計が難しくなる。
しかしながら、この実施の形態1では、衛星打ち上げ時には特定の搭載機器2を過拘束とし、軌道投入後には特定の搭載機器2を3点で拘束し静定支持する。このように衛星打ち上げ前後で拘束点数を変化させ、余計な過拘束分を簡易に解除することで、設計時の熱変形モードの不確定要素を減らすことができる。
図2において、保持解放装置100は、衛星構体1に取り付けられるベース3と、ベース3に支持される搭載機器2と、搭載機器2をベース3に拘束する保持ピン4と、ベース3を衛星構体1に締結固定するねじ5a、5bと、ヒータ制御回路10とで構成される。衛星構体1は、衛星打ち上げ後にヒータ制御回路10を動作させ、ヒータ7の発熱により搭載機器2の拘束点数を変化させる。ヒータ制御回路10は、保持解放装置100の周辺に設けても良く、衛星内部の温度制御を行うためのヒータを制御するヒータ制御回路に内蔵させても良い。
ベース3は、取り付けねじ5a、5bによって衛星構体1に取り付けられる。搭載機器2は、ベース3に取り付けられた状態で保持ピン4が圧入され保持固定される。保持ピン4は、ベース3に設けられたピン穴6に嵌合する。ベース3は、ピン穴6の周辺部分にヒータ7が設けられている。図の例では、ヒータ7がベース3内に収容された図を示しているが、ヒータ7がベース3の外部表面に付着した構造であっても良い。また、ヒータ7は、発生した熱を保持ピン4へ効率的に熱伝導するために、保持ピン4を間に挟んで搭載機器2から離れる位置に配置されるのが好ましい。しかし、配置スペース上の制約がある場合、搭載機器2への熱伝導が適切に遮断される範囲であれば、配置位置はこれに限られたものではない。また、搭載機器2とベース3の間に断熱材や断熱構造を設けても良い。さらに、ヒータ7の一部を断熱材で覆って、ベース4のピン穴6周辺をピンポイントで加熱する構造としても良い。
ベース3と保持ピン4は、それぞれ熱膨張率の異なる材料を用いる。例えば、ベース3にはアルミ合金(線膨張係数23.8×10−6)を用い、保持ピン4にはチタン合金(線膨張係数8.8×10−6)を用いる。ベース3と保持ピン4は、常温で圧入され嵌め合う(締まり嵌めとなる)構造とすることによって、常温時に搭載機器2を拘束する。
一方、ヒータ7の発熱時は、ベース3の温度が上昇し、熱膨張率の相違により、保持ピン4の外径に比してベース3のピン穴径が大きく膨張し、保持ピン4とベース3のピン穴6との嵌合が緩み、保持ピン4とピン穴6の間に隙間を生じて、保持ピン4はベース3のピン穴6との拘束から解除される。これにより、搭載機器2は保持ピン4によるベース3への拘束が解放されることになる。
ヒータ制御回路10はヒータ7の発熱を制御する。ヒータ7は衛星電源から直流電流を供給することにより発熱するので、ヒータ制御回路10は、スイッチのオンオフ制御によってヒータへの通電と非通電を制御したり、通電時間を制御するタイマーのような簡単な電気回路を設けて構成すれば良い。このため、小さい回路規模でヒータ制御を実現することができる。
なお、ここでの常温とは、衛星の打ち上げから軌道投入までの間に衛星構体1の温度(例えば、−10〜50℃)や、衛星運用時に衛星構体1によって制御される温度(例えば、−10〜40℃)を指す。また、ヒータ7の発熱時は、ベース3のピン穴周囲の温度が、常温に比して高温度となる(例えば、10℃〜100℃高くなる)ようにヒータ7を設計すれば良い。これによって、ヒータ7の発熱時に、ピン穴6と保持ピン4との間に0.5μm乃至10μm程度の隙間を設けることが可能となる。
このように、ベース3はヒータ7によって温度を変化させることが可能である。かくして、必要に応じて、ベース3に取り付けたヒータ7によりベース3の温度を変化させ、ベース3を熱変形させることで、保持ピン4とベース3との嵌合度合いを制御し、保持ピン4による搭載機器2の保持を解放することができる。
以上説明したとおり、この実施の形態1による保持解放装置は、ピン穴を有し衛星本体に取り付けられるベース3と、ベース3のピン穴6に嵌合し、ピン穴6に挿入され圧入された状態で搭載機器2を保持する保持ピン4と、ベース3または保持ピン4を加熱するヒータ7とを備える。ベース3と保持ピン4の熱膨張率は異なり、ヒータ7の発熱によるベース3または保持ピン4の加熱により、保持ピン4とピン穴6の間に隙間を生じ、保持ピン4による搭載機器2の保持が解放されることを特徴とする。
このように、衛星本体に取り付けられピン穴6を具備したベース3と、そのピン穴6と嵌合する保持ピン4を備えることによって、常温時に搭載機器は保持ピン4によりベース3に拘束される。この際、ベース3におけるピン穴周辺部分と保持ピン4とは熱膨張率が異なるので、ベース3のピン穴周辺部分にヒータ7を実装し、ヒータ7により温度を変化させて、ベース3のピン穴周辺部分を熱変形させ、ピン穴6と保持ピン4との嵌合度合いを変化させることで、保持ピン4による拘束を解放することができる。
これによって、例えば分離ナットのような火工品を用いることなく、搭載機器2の取り付け部の保持を解放することができる。例えば、保持解放装置100の保持ピン4を用いて、打ち上げ時に搭載機器2を6点の拘束点(例えば図1の点a乃至f)で拘束することにより、搭載機器2の打上げ時の加速度環境に充分耐えることができる。また、打ち上げ後もしくは搭載機器2(例えば光学センサ)の運用時には、ヒータ制御回路10を動作させてヒータ7を通電することにより、ヒータ7が発熱し、ベース3または保持ピン4が加熱されて保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、保持ピン4の嵌合が解除されて、搭載機器2の過拘束点(例えば図1の点b、d、e)の拘束を、衝撃なく解放することができる。
また、搭載機器2の全拘束点を、保持解放装置100の保持ピン4で拘束することにより、ヒータ7の通電による発熱によって、ベース3または保持ピン4が加熱されて保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、保持ピン4による搭載機器2の保持が解放されて、搭載機器2を衛星本体から分離することが可能となる。
さらに、火工品の起爆を制御するための複雑な電子機器が不要となるので、保持解放装置のヒータ制御に要する電子回路を、簡単な構成で実現することが可能となる。
さらに、火工品の起爆を制御するための複雑な電子機器が不要となるので、保持解放装置のヒータ制御に要する電子回路を、簡単な構成で実現することが可能となる。
実施の形態2.
実施の形態1では、ベース3にヒータ7を取り付け、ベース3を熱変形させることで拘束の程度を変化させることについて説明した。この実施の形態2では、保持ピン4側の内部もしくは周囲にヒータ7を取り付けることによって、同様な機能を実現する。
実施の形態1では、ベース3にヒータ7を取り付け、ベース3を熱変形させることで拘束の程度を変化させることについて説明した。この実施の形態2では、保持ピン4側の内部もしくは周囲にヒータ7を取り付けることによって、同様な機能を実現する。
この場合は、例えば、常温でベース3と保持ピン4には隙間が生じるような寸法とし、打ち上げ時に保持ピン4に取り付けられたヒータにより保持ピン4を膨張させることで搭載機器を拘束し、ヒータ7を制御することで必要に応じてその膨張を変化させることにより、拘束状態を変化させることが可能である。
実施の形態3.
この実施の形態3においては、保持ピン4を中空とし、この中空内に気体もしくは液体を封入して、その液体の膨張を温度により制御し、保持ピン4の外径を微小変化させる。これによって、保持ピン4とピン穴6との嵌合具合を変え、保持ピン4による搭載機器2の拘束状態を変化させる。この際、封入する気体もしくは液体を適切に選択し、封入する気体もしくは液体の容積(中空部分の内径および高さ)を適切に設定することで目的に応じた変形量を得ることが可能となる。
この実施の形態3においては、保持ピン4を中空とし、この中空内に気体もしくは液体を封入して、その液体の膨張を温度により制御し、保持ピン4の外径を微小変化させる。これによって、保持ピン4とピン穴6との嵌合具合を変え、保持ピン4による搭載機器2の拘束状態を変化させる。この際、封入する気体もしくは液体を適切に選択し、封入する気体もしくは液体の容積(中空部分の内径および高さ)を適切に設定することで目的に応じた変形量を得ることが可能となる。
実施の形態4.
この実施の形態4においては、上記実施の形態1もしくは実施の形態2もしくは実施の形態3において、ベース3のピン穴内に、弾性エネルギーが蓄積された弾性体を実装する。図3は、実施の形態4による保持解放装置の構造を例示する図である。
この実施の形態4においては、上記実施の形態1もしくは実施の形態2もしくは実施の形態3において、ベース3のピン穴内に、弾性エネルギーが蓄積された弾性体を実装する。図3は、実施の形態4による保持解放装置の構造を例示する図である。
図3に示すように、ベース3のピン穴6の内部には、弾性エネルギーが蓄積された弾性体として、圧縮されたばね6が収容されている。ばね6はコイルばねが望ましいが、板ばねやその他のばねであっても良く、弾性力を持つものならば他の弾性体であっても良い。なお、その他の構成や動作については、実施の形態1の図2で説明したものと同様である。また、図中、ヒータ7の発熱を制御するヒータ制御回路10は図示を省略している。
この実施の形態では、ヒータ7を発熱させることにより、ベース3または保持ピン4が加熱されて保持ピン4とピン穴6の間に隙間を生じ、保持ピン4のピン穴6からの保持が解放される。この際、ばね6に蓄積された圧縮荷重により、保持ピン4がピン穴6から抜け出る方向に押し出されることによって、保持ピン4がベース3のピン穴6から排出され、保持ピン4を完全に取り外すことが可能となる。かくして、搭載機器2を拘束する保持ピン4を全て取り出すことにより、保持ピン4による搭載機器2の拘束を完全に無くすことが可能となり、保持ピン4による搭載機器2の保持が解放される。なお、ベース3から排出される保持ピン4が搭載機器2やその他の機器に衝突しないように、保持ピン4に係止用の紐を付けても良い。
1 衛星構体、2 搭載機器、3 ベース、4 保持ピン、5 ねじ、7 ヒータ、8 ばね、10 ヒータ制御回路。
Claims (3)
- ピン穴を有し、衛星に取り付けられるベースと、
上記ベースとは熱膨張率が異なり、上記ベースのピン穴に嵌合し、当該ピン穴に圧入された状態で衛星搭載機器を保持する保持ピンと、
上記ベースまたは保持ピンを加熱するヒータと
を備え、
上記ヒータの発熱により、上記保持ピンとピン穴の間に隙間を生じ、上記保持ピンによる上記衛星搭載機器の保持が解放されることを特徴とした保持解放装置。 - 上記保持ピンは、内部に気体もしくは液体が封入される空間を備えたことを特徴とする請求項1記載の保持解放装置。
- 上記ベースは、上記ピン穴内に、弾性エネルギーが蓄積された弾性体を有したことを特徴とする請求項1もしくは請求項2記載の保持解放装置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2008007041A JP2009166678A (ja) | 2008-01-16 | 2008-01-16 | 保持解放装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2008007041A JP2009166678A (ja) | 2008-01-16 | 2008-01-16 | 保持解放装置 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2009166678A true JP2009166678A (ja) | 2009-07-30 |
Family
ID=40968373
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2008007041A Pending JP2009166678A (ja) | 2008-01-16 | 2008-01-16 | 保持解放装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2009166678A (ja) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2011102118A (ja) * | 2009-11-10 | 2011-05-26 | Thales | 宇宙用の付属品を保持し、衝撃を伴わずに解放できるようにする能動的なタイロッドシステム |
CN103303494A (zh) * | 2013-05-30 | 2013-09-18 | 西北工业大学 | 具有自搭载发射功能的新型纳卫星结构 |
JP2014073697A (ja) * | 2012-10-02 | 2014-04-24 | Nec Corp | 支持機構 |
WO2014103282A1 (ja) * | 2012-12-25 | 2014-07-03 | 川崎重工業株式会社 | 宇宙構造物の分離機構 |
FR3041609A1 (fr) * | 2015-09-30 | 2017-03-31 | Airbus Defence & Space Sas | Dispositif de separation controlee entre deux pieces et application d'un tel dispositif |
JP2019529243A (ja) * | 2016-09-14 | 2019-10-17 | アリアングループ・エス・ア・エス | 反応時間の短縮された非パイロテクニックの熱的効果によって分離が制御される接続装置 |
CN114229047A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-03-25 | 中国科学院力学研究所 | 一种基于液态co2快速气化推动的星箭分离装置 |
-
2008
- 2008-01-16 JP JP2008007041A patent/JP2009166678A/ja active Pending
Cited By (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2011102118A (ja) * | 2009-11-10 | 2011-05-26 | Thales | 宇宙用の付属品を保持し、衝撃を伴わずに解放できるようにする能動的なタイロッドシステム |
JP2014073697A (ja) * | 2012-10-02 | 2014-04-24 | Nec Corp | 支持機構 |
WO2014103282A1 (ja) * | 2012-12-25 | 2014-07-03 | 川崎重工業株式会社 | 宇宙構造物の分離機構 |
JP2014124959A (ja) * | 2012-12-25 | 2014-07-07 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 宇宙構造物の分離機構 |
CN103303494A (zh) * | 2013-05-30 | 2013-09-18 | 西北工业大学 | 具有自搭载发射功能的新型纳卫星结构 |
WO2017055706A1 (fr) * | 2015-09-30 | 2017-04-06 | Airbus Defence And Space Sas | Dispositif de séparation contrôlée entre deux pièces et application d'un tel dispositif |
FR3041609A1 (fr) * | 2015-09-30 | 2017-03-31 | Airbus Defence & Space Sas | Dispositif de separation controlee entre deux pieces et application d'un tel dispositif |
CN108367814A (zh) * | 2015-09-30 | 2018-08-03 | 空客防务与空间有限公司 | 用于两个部件之间控制性分离的装置以及这种装置的用法 |
JP2018529569A (ja) * | 2015-09-30 | 2018-10-11 | エアバス ディフェンス アンド スペース エスアーエス | 2つの部品間の制御された分離を行うための装置、およびこのような装置の使用 |
US10689134B2 (en) | 2015-09-30 | 2020-06-23 | Airbus Defence And Space Sas | Device for controlled separation between two parts and use of such a device |
JP2019529243A (ja) * | 2016-09-14 | 2019-10-17 | アリアングループ・エス・ア・エス | 反応時間の短縮された非パイロテクニックの熱的効果によって分離が制御される接続装置 |
JP7005632B2 (ja) | 2016-09-14 | 2022-01-21 | アリアングループ・エス・ア・エス | 反応時間の短縮された非パイロテクニックの熱的効果によって分離が制御される接続装置 |
CN114229047A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-03-25 | 中国科学院力学研究所 | 一种基于液态co2快速气化推动的星箭分离装置 |
CN114229047B (zh) * | 2021-12-23 | 2024-06-04 | 中国科学院力学研究所 | 一种基于液态co2快速气化推动的星箭分离装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2009166678A (ja) | 保持解放装置 | |
Mckenzie et al. | Fiber optic sensing in space structures: the experience of the European Space Agency | |
KR101403026B1 (ko) | 우주용 무충격 분리장치 | |
CN107000853B (zh) | 被设计成便于空间系统在再进入地球大气的过程中消亡的无源装置 | |
US6478257B1 (en) | Phase change material thermal control for electric propulsion | |
JP2016078833A (ja) | ナノサットの電熱展開システム | |
US10689134B2 (en) | Device for controlled separation between two parts and use of such a device | |
US7127994B2 (en) | Low shock separation joint | |
Pokrupa et al. | Spacecraft system level design with regards to incorporation of a new green propulsion system | |
US20170174366A1 (en) | Device for retaining and releasing appendages | |
KR101120625B1 (ko) | 우주비행체의 부속물 분리장치 | |
Lappas et al. | RemoveDebris: An EU low cost demonstration mission to tet ADR technologies | |
Bui et al. | System design and development of VELOX-I nanosatellite | |
Lichodziejewski et al. | Development and ground testing of a compactly stowed inflatably deployed solar sail | |
KR101428784B1 (ko) | 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체 | |
Wiegand et al. | A small re-entry capsule-brem-sat 2 | |
Calvi et al. | Mechanical architecture and loads definition for the design and testing of the Euclid spacecraft | |
Höhn | Design, construction and validation of an articulated solar panel for CubeSats | |
Pagano et al. | Adjustable aerobraking heat shield for satellites deployment and recovery | |
JPH09315399A (ja) | ワイヤ保持解放装置 | |
CN105480434A (zh) | 基于记忆合金丝的在轨构件刚度调节装置及方法 | |
Allen et al. | Milliwatt radioisotope power supply for the pascal mars surface stations | |
Matthews et al. | Ten years of Chandra: reflecting back on engineering lessons learned during the design, fabrication, integration, test, and verification of NASA's great x-ray observatory | |
Cocco et al. | Mechanisms for CubeSats and SmallSats | |
Torresi | MICROSCOPE Thermal Control Design and First In-Orbit Thermal Control Performance Results |