JP6745590B2 - ナノサットの電熱展開システム - Google Patents

ナノサットの電熱展開システム Download PDF

Info

Publication number
JP6745590B2
JP6745590B2 JP2015159831A JP2015159831A JP6745590B2 JP 6745590 B2 JP6745590 B2 JP 6745590B2 JP 2015159831 A JP2015159831 A JP 2015159831A JP 2015159831 A JP2015159831 A JP 2015159831A JP 6745590 B2 JP6745590 B2 JP 6745590B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
attached
deployment system
conductive material
satellite
heating bar
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
JP2015159831A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2016078833A (ja
Inventor
ジェフリー・オリアス
マイケル・ウースター
ジョン・ベーレンス
ブルース・エル・ドローレン
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.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
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 Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of JP2016078833A publication Critical patent/JP2016078833A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6745590B2 publication Critical patent/JP6745590B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/66Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/645Separators
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/222Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • HELECTRICITY
    • H05ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05BELECTRIC HEATING; ELECTRIC LIGHT SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; CIRCUIT ARRANGEMENTS FOR ELECTRIC LIGHT SOURCES, IN GENERAL
    • H05B3/00Ohmic-resistance heating
    • H05B3/0014Devices wherein the heating current flows through particular resistances
    • HELECTRICITY
    • H05ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05BELECTRIC HEATING; ELECTRIC LIGHT SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; CIRCUIT ARRANGEMENTS FOR ELECTRIC LIGHT SOURCES, IN GENERAL
    • H05B3/00Ohmic-resistance heating
    • H05B3/02Details
    • H05B3/06Heater elements structurally combined with coupling elements or holders

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)
  • Fuses (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Control Of Resistance Heating (AREA)

Description

本発明は、概して、超小型の衛星の内部又は外部に搭載された機器の展開に関し、より具体的には、ソーラーパネル及びアンテナなどの設備を、そのような衛星上の発射において安全な搭載位置から熱電式にて展開するように構成された装置に関する。
全備質量(wet mass)が1〜10kg(2〜22ポンド)であるきわめて小型の衛星は、一般に「ナノサット(nanosat)」と称されている。パン1個と同じ小ささ、又はパン1個よりも小さいかもしれないこの種の衛星は、比較的安価に製作されるが、典型的にはきわめて繊細な構造物である。それらは、軌道の指令を含む方向安定性の制御を行うだけでなく、ソーラーパネル及びアンテナなどの機上の設備について発射前の搭載位置から軌道周回中の衛星における稼働位置への展開も可能にするように設計された通信システムと整合するように設定された機上のコンピュータを有するように構成されてもよい。
重量の管理が、ナノサットの設計及び運用に関して重要である。したがって、そのような装置を動作させるためのばね仕掛けのラッチ及びモータに頼る構造物などの通常の地上用の構造物は、たとえ小型化されても、ナノサットにおける使用に照らすと、過度に大きくて重い可能性がある。代わりに、多くの場合に、代替の設計による構造物が、ナノサットの機能を首尾よく成し遂げるために開発されている。
例えば、ソーラーパネル又はアンテナアレイを遠隔操作で解放するという単純な動作が、きわめて軽量な構成要素を含む電気制御の構造物の使用を必要とする可能性がある。強度及び軽さの充分な組み合わせの達成が、とりわけ信頼に足る稼働に関して種々の部品を検証するために予備試験の手順が必要とされうる場合に、難題となる可能性がある。実際、後者の手順は、展開機能にとって重要な一部の部品について、充分な再現性を実証するために数回の発射前サイクルを経る、すなわち、発射準備のための検証において、複数回の使用において不具合なく機能することを必要とする可能性がある。
これまでのナノサット構造物に用いられた1つの公知の展開システムは、ソーラーパネル及びアンテナなどの設備を解放又は展開するように構成されたナイロン釣り糸を溶かすように構成された細いコイル状のニクロム配線の使用を必要としている。過熱、溶解、及び/又はナイロンを融点まで充分に加熱する前の断線などのコイルにおける問題、並びにシステムの再現性の欠如が、より信頼できる展開の構造について、ニーズを生じさせている。
したがって、ナノサット用の改善された展開システムを提供することが望まれる。
本発明の一態様によれば、電熱システムが、小型の衛星に関して展開式の設備を制御のもとで解放するように構成される。展開システムは、電源と、電源に連通した熱エネルギ放出装置とを含む。
本発明の別の態様によれば、抵抗要素が、衛星に取り付けられた少なくとも1つの展開式の設備を解放するために、一形態においては単繊維として構成されて衛星の構造要素に取り付けられた融解線を溶かすべく、電源によって熱を生み出すように構成される。
本発明の別の態様によれば、融解線が、エネルギ放出装置に直接接触するように構成され、装置を展開するためにエネルギ放出装置によって生成された熱で溶かされる。
本発明の別の態様によれば、発熱バーが、融解線を溶かすことによって、小型の衛星に取り付けられた設備の展開を生じさせるように構成される。発熱バーは、衛星に固定された基材本体を含み、基材の外面に付着させられた絶縁材料と、絶縁材料の一部分を覆って付着させられた導電性材料の層とを有する。
本発明の別の態様によれば、融解線が、導電性材料に対して固定され、導電性材料が加熱されることで融解線が融点に達し、融解線に取り付けられた設備の解放が生じる。
本発明の別の態様によれば、融解線によってナノサットに固定された設備を展開する方法が、金属製の基材を用意するステップと、基材をナノサットに固定するステップと、絶縁材料を基材の外周面に付着させるステップと、絶縁材料の一部分を覆って導電性材料の層を付着させるステップとを含む。
本発明の別の態様によれば、この方法が、ナノサット内に電源を用意するステップと、導電性材料を電源に接続するステップと、融解線を導電性材料の上方に張るステップと、融解線をナノサットに固定するステップと、融解線を解放されるべき設備に取り付けるステップとを更に含む。
本発明の別の態様によれば、この方法が、融解線を張力のもとで導電性材料に対して張るステップと、融解線を融点まで加熱することによって設備を解放するために充分な電流を電源から導電性材料を通じて供給するステップとを更に含む。
本発明の更に別の態様によれば、この方法が、導電性材料にレーザエッチングを施して抵抗器を形成するステップと、融解線を融点まで加熱するために充分な電流を電源から抵抗器を通じて供給するステップとを更に含む。
本明細書に開示される特徴、機能、及び利点を、種々の実施形態において別個独立に達成することができ、或いは以下の説明及び図面を参照して詳細をよりよく理解することができる更に別の実施形態において組み合わせることができる。
本発明の電熱式展開システムを備える小型衛星の一部分の斜視図である。 図1の衛星の斜視図であるが、ソーラーパネルが展開された状態にて示されている。 図1及び図2の衛星の内部の正面からの斜視図である。 図3の図の一部分の拡大斜視図である。 本発明の電熱式展開システムの第2の実施形態の斜視図である。 本発明の電熱式展開システムの第3の実施形態の斜視図である。 本発明の電熱式展開システムの第4の実施形態の斜視図である。
図面が比例尺ではなく、開示される実施形態があくまでも概略的に示されるにすぎないことを、理解すべきである。更に、以下の詳細な説明が、あくまでも例示にすぎず、限定を意図したものではないことを、理解すべきである。したがって、本発明が、説明の便利さの目的で、あくまでも例示の実施形態において図示及び説明されるが、本発明は、多数のさらなる実施形態にて、本明細書には図示又は説明されない種々のさらなるシステム及び環境において実施可能である。
以下の詳細な説明は、本発明を実行するための設備及び方法の両方を提供するように意図されている。本発明の実際の技術的範囲は、添付の特許請求の範囲に定められるとおりである。
図面に示された構成要素への言及に関して、新たな実施形態の各々が紹介されるときに、すでに紹介済みの実施形態における構成要素と同様の構成要素は、特にそのようでないと示されない限りは、同様の採番の関係(ただし、100の倍数によって区別される)を共有する。例えば、展開装置40の抵抗素子、すなわち発熱バー42は、図1においては構成要素42として示され、図5Aにおいては構成要素142として示され、図5Bにおいては構成要素242として示されている、などである。
図1は、展開式のパネル12を備える「ナノサット」10と呼ばれる超小型の商業衛星を示している。パネル12は、後述されるように融解線を取り付けることができるパネル解放機構14を備えている。ナノサット10は、通信機器、スタビライザ要素、アンテナ、などのナノサットのすべての内容物を支持するように構成された構成要素16、18を含む構造フレームを備えている。
次に図2を参照すると、図1の展開式パネル12の反対側を構成しているソーラーパネル20が、(図1の)発射前又は格納位置から展開されて図示されている。展開位置において、ソーラーパネル20が、更に後述されるように、パネル解放機構14のおかげで解放されていることを、理解できるであろう。また、とりわけ展開式の発射モジュール(図示せず)の内部へのナノサット10の事前の積み込みに向けてコンパクトな包絡線を保証するために、ソーラーパネル20を、構造フレームの構成要素18にヒンジで取り付け、展開式ではない内部パネル22に対して格納できることを、理解できるであろう。上述の発射モジュールは、通常は、地球から地上へのロケット(図示せず)に載せられて運ばれると考えられる。この実施形態は、ソーラーパネル20を太陽電池(図示せず)を含む唯一のパネルとして示すかもしれないが、本発明をそのように限定されると解釈してはならない。例えば、図1の展開式の外部パネル12が、やはり太陽電池を含むことができる。
ナノサット10の本体の内部には、図示のとおりのスタビライザ要素24など、衛星の種々の構成部品が収容される。構造フレームの構成要素16、18は、構造支持梁26、28、30によって互いに堅固に固定される。説明される実施形態においては、支持梁30(外面だけが示されている)を、本発明の展開装置を含むように構成することができる。
すなわち、図3を参照すると、図示のとおり、支持梁30の内面32が展開装置40を含んでいる。更に図4を参照すると、展開装置40は、電気抵抗素子42(本明細書において、発熱バー42とも称される)を含んでおり、電気抵抗素子42は、中実な円柱として示されているが、管状であってもよく、或いは種々の他の形状(その一部が、代案の実施形態として図示及び後述される)を有してもよい。発熱バー42の外面において、電気抵抗パッド44を、発熱バー42の外面を覆って適用される導電性材料からエッチングすることができる。
発熱バー42を、従来の溶接材料の重量を回避するために、エポキシによって支持梁30に取り付けることができる。上記開示において、中実円柱又は管状の発熱バー42は、単純な抵抗性の平たい形式の発熱バー(図示せず)と比べ、より頑丈なヒートシンクをもたらすことができる。したがって、抵抗パッド44から放出される熱を、円柱形又は管状の発熱バーの基材によって、物理的なナノサットの構造物(すなわち、支持梁30)への伝達からより良好に絶縁できることが、当業者にとって明らかであろう。したがって、上述の構成によれば、展開に必要な電力を少なくできる一方で、隣接する構造物への望ましくない熱伝達を最少にする。
電気配線ハーネス48が、図示のように発熱バー42に取り付けられる。正の電気リード50及び負の電気リード52が、発熱バー42の両側、より具体的には、リード接続構造体58に取り付けられるそれぞれの端部54、56を有する。融解線60が、特には抵抗パッド44に直接接触する位置において、発熱バー42をぴったりと横切って固定される。図示及び本明細書において説明されるとおりの融解線60は、単一のストランド又は単繊維である。或いは、そのような融解線60を、例えばより大きい荷重に耐える必要がある状況など、適切な状況においては、複数のストランドからなる線で構成することができる。電源36(図4に概略的に示されている)が、ナノサット10内に含まれ、ソーラーパネル20などの衛星の機上の設備について発射前の格納位置からの所望の展開を達成するために、抵抗パッドを物理的に加熱して融解線60を融解させるべく抵抗パッド44に充分な電圧を加えるように構成されてよい。
開示の実施形態においては、発熱バー42を、公知の先行技術の構成よりも低い電圧しか必要としないように構成することができる。したがって、特には所与の発熱バーが融解線60を所定の時間内に融解させることを保証するための種々の試験の再現性の手順のもとで必要とされうるように、発熱バーを再使用できるように充分に丈夫にすることができる。発熱バー42を、印刷によるヒータの実施形態として構成することができ、或いは代案として、単純な非印刷の抵抗器として構成することができる。
融解線60を、確実な展開のために、融解線60と抵抗パッド44との間の直接の接触を保証するやり方で、展開式のソーラーパネル20に取り付けることができる。この目的のために、フレーム支持梁30の間隔を空けて位置する穴70、72(図4)を通じて引っ張り荷重のもとで融解線60を張り、融解線60のそれぞれの端部62、64を上述のパネル解放機構14(図1を参照)に接続できることを、当業者であれば理解できるであろう。穴70、72を、融解線60の摩耗又は損傷を避けるために面取りすることができる。
特にはナノサット10の打ち上げ前の利便性のために、ここでは管として描かれている線ガイド80を、融解線60の一方又は両方の自由端60、64のパネル解放機構14への取り付け前の制御に利用することができる。線ガイド80を固定するために、ガイド80の少なくとも一部分が沈められるようなサイズ及び形状の凹部又は溝82を、図示のように支持梁30に形成することができる。或いは、線ガイド80を、接着剤又はエポキシなどの結合剤(図示せず)によって支持梁30に固定してもよい。
あくまでも例示として、融解線60を、例えばナイロン釣り糸として、おおむね少なくとも5ポンド、最大40ポンドの引っ張り力に耐えることができる約千分の3.0インチの直径の可融材料で形成することができる。抵抗要素又は発熱バー42は、中実又は管状の構造であってよく、抵抗パッド44を、発熱バーの露出した外面に形成することができる。発熱バー42を、典型的には大気環境と比べて宇宙又は真空環境においてより速く高温になると考えられる融解線を充分に加熱して溶かすために、15秒未満(例えば、3〜8秒)の間、約5〜12ボルトを加えればよいように構成することができる。重量の抑制及び性能の両方のために、発熱バー42の基材本体46を、アルミニウム合金で形成することができる。発熱バー42は、プリント基板の一部として形成されてもよく、おおむね千分の80インチの直径であってよく、確実かつ満足できる電熱式の展開を達成するために不具合なく12ボルトを申し分なく取り扱うことができるように構成されてよい。正及び負のリード線50、52の各々は、30ゲージの太さであってよく、銅金属で形成されてよい。
抵抗パッド44を、40オームの抵抗器として設計することができ、おおむね0.3〜0.5アンペアの電流が融解線60を溶かすために充分である。抵抗パッド44を、おおむね0.092インチの長さ×0.25インチのサイズとすることができる。融解線を、上述の実施形態においては、4〜15ポンドの範囲内(例えば、11ポンド)で引き張ることができる。上述の電圧及び電流目標のもとで、抵抗パッド44は、大気中で少なくとも250℃に達し、おそらくは真空又は宇宙環境においては更に高い温度に達すると考えられる。
方法:
融解線によってナノサットに保持された設備を展開するための電熱式の展開システムを製作する方法は、基材を形成するための抵抗要素を用意するステップと、抵抗要素をナノサットに固定するステップと、抵抗要素の外周面に絶縁材料を付着させるステップとを含むことができる。この方法は、絶縁材料の一部分を覆って導電性材料の層を付着させるステップと、ナノサット内に電源を用意するステップと、導電性材料を電源に接続するステップとを更に含むことができる。
この方法は、導電性材料の上方に融解線を張るステップと、融解線をナノサットに固定したのちに、解放すべき設備に融解線を張力のもとで取り付けるステップと、展開式の設備を解放すべく融解線を融点まで加熱するために充分な電流を電源から融解線を通じて供給するステップとを更に含むことができる。
この方法は、導電性材料にレーザエッチングを施して抵抗器を形成するステップと、融解線を融点まで加熱するために充分な電流を電源から抵抗器を通じて供給するステップとを更に含むことができる。
代案の実施形態:
図5A、図5B、及び図5Cが、本発明の電熱式展開システムの第2、第3、及び第4の代案の実施形態を示している。
例えば、図5Aは、図示のとおりの直線的な中実円柱の基材本体146で形成された抵抗要素142を含む展開装置140の第2の実施形態を示している。しかしながら、展開装置140の融解線160は、U字クランプ線ガイド180を通過している。
図5Bにおいて、展開装置240の第3の実施形態は、C字形に湾曲した基材本体246を有する管状の抵抗要素242を示している。融解線260は、U字クランプ線ガイド280を通過している。
最後に、図5Cは、中実な山形紋状(chevro−shaped)の基材本体346を有する抵抗要素342を含んでいる展開装置340の第4の実施形態を更に示している。融解線360は、U字クランプ線ガイド380を通過している。
種々の基材本体46、146、246、及び346を、例えばアルミニウム合金など、軽量な金属で形成することができる。プリント基板の実務と同様に、誘電並びに導電コーティングを、合金の基材本体を覆って選択的に適用することができ、その後にコーティングの種々の部分を、所望の結果に合わせた所定の箇所において、レーザエッチング又はほかの方法で選択的に取り除くことができる。
いくつかの実施形態を本明細書において開示したが、種々の態様及び特徴に関して図示及び詳述した説明が、限定を意図したものではなく、あくまでも説明の簡潔さ及び便利さのためのものにすぎないことを、理解すべきである。例えば、図示及び本明細書において説明した融解線60、160、260、360は、単一のストランドの線であり、すなわち上述の単繊維であるが、そのような融解線は、複数のストランドからなってもよく、すなわち2つ、3つ、又は更に多くのストランド(図示せず)を有してもよい。そのようなストランドを、より合わせることが可能であり、或いは何らかのやり方で架橋させることができる。
10 ナノサット
12 外部パネル
14 パネル解放機構
16、18 構成要素
20 ソーラーパネル
22 内部パネル
24 スタビライザ要素
26、28 構造支持梁
30 フレーム支持梁、構造支持梁
32 内面
36 電源
40、140、240、340 展開装置
42 発熱バー、電気抵抗素子
44 電気抵抗パッド
46、146、246、346 基材本体
48 電気配線ハーネス
50、52 リード線
54、56、62、64 端部
58 リード接続構造体
60、160、260、360 融解線、自由端
64 自由端
70、72 穴
80、180、280、380 線ガイド
82 溝
142、242、342 抵抗要素

Claims (6)

  1. 小型の衛星に関して設備を制御のもとで解放するように構成された展開システムであって、
    電源と、
    前記電源に連通しており、前記電源によって熱を発生させるように構成された抵抗要素を含んでいるエネルギ放出装置と、
    前記衛星の構造的な構成要素に取り付けられるとともに、前記衛星に取り付けられた少なくとも1つの展開式の設備にも取り付けられた融解線と
    を備えており、
    前記融解線は、前記エネルギ放出装置に接触するように構成され、前記設備の展開のために前記抵抗要素の熱によって溶かされることができ
    前記エネルギ放出装置は、発熱バーであり、
    前記発熱バーは、
    前記衛星に取り付けられた基材本体を有している再使用可能な抵抗要素と、
    前記基材本体の外面に付着させられた絶縁材料と、
    前記絶縁材料の外側部分を覆って付着させられた導電性材料の層と
    を備えており、
    前記導電性材料に対して直接取り付けられた単繊維を備える融解線が、前記単繊維に取り付けられた設備の解放を生じさせるために、前記単繊維の融点まで電気的に加熱される展開システム。
  2. 前記発熱バーは、中実な円柱である請求項1に記載の展開システム。
  3. 前記単繊維は、前記導電性材料に対して張力のもとで取り付けられている請求項1に記載の展開システム。
  4. 前記導電性材料は、抵抗器を含み、前記基材本体は、円筒管を含み、前記抵抗器は、前記管の外側部分に重なっている請求項1に記載の展開システム。
  5. 前記発熱バーは管状となっている請求項1に記載の展開システム。
  6. 前記基材本体は中実な山形紋状となっている請求項1に記載の展開システム。
JP2015159831A 2014-10-17 2015-08-13 ナノサットの電熱展開システム Active JP6745590B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/517,532 US9446864B2 (en) 2014-10-17 2014-10-17 NANOSAT electrothermal deployment system
US14/517,532 2014-10-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2016078833A JP2016078833A (ja) 2016-05-16
JP6745590B2 true JP6745590B2 (ja) 2020-08-26

Family

ID=54007560

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2015159831A Active JP6745590B2 (ja) 2014-10-17 2015-08-13 ナノサットの電熱展開システム

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9446864B2 (ja)
EP (1) EP3009352B1 (ja)
JP (1) JP6745590B2 (ja)
KR (1) KR102435931B1 (ja)
CN (1) CN105523199B (ja)
BR (1) BR102015024262B1 (ja)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9956701B2 (en) * 2016-05-03 2018-05-01 Harris Corporation Payload deployment system
US10926891B2 (en) 2017-11-10 2021-02-23 Spire Global, Inc. Hold down and release mechanism for a deployable satellite solar panel
US11148831B2 (en) 2017-11-10 2021-10-19 Spire Global, Inc. Systems and methods for satellite solar panel deployment
US11148834B2 (en) 2017-11-10 2021-10-19 Spire Global, Inc. Systems and methods for satellite solar panel stowage and deployment
US10676217B2 (en) * 2017-11-10 2020-06-09 Spire Global, Inc. Deployable satellite solar panel hinge mechanism
EP4006390A1 (de) 2017-11-29 2022-06-01 Eugen Seitz AG Ventileinheit
KR102084710B1 (ko) * 2018-06-01 2020-03-04 조선대학교산학협력단 포고핀을 이용한 큐브위성용 전개구조물 분리장치
KR102114295B1 (ko) * 2018-10-17 2020-05-22 조선대학교산학협력단 다축 구속이 가능한 큐브 위성용 전개구조물 구속/분리 장치
JP7284987B2 (ja) * 2019-04-24 2023-06-01 山田技研株式会社 人工衛星に搭載するアンテナ
CN112977885B (zh) * 2021-04-23 2023-06-23 中国科学院微小卫星创新研究院 一种弹性热刀解锁装置
CN113479349B (zh) * 2021-04-25 2023-02-28 上海空间电源研究所 一种卫星用太阳帆板展开电路
US11858658B2 (en) * 2021-06-10 2024-01-02 The Boeing Company Apparatus for restraining an aircraft
CN113753266A (zh) * 2021-09-23 2021-12-07 北京国电高科科技有限公司 熔线式压紧释放装置

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6439122B1 (en) * 2000-01-28 2002-08-27 Lockhead Martin Corporation Separation system for missile payload fairings
EP1612141B1 (de) * 2004-07-01 2014-12-31 Astrium GmbH Vorrichtung zur lösbaren Halterung von Bauteilen
CN100345728C (zh) * 2005-10-21 2007-10-31 哈尔滨工业大学 桁架式可刚化充气展开的太阳电池阵
US8006936B1 (en) * 2006-05-31 2011-08-30 Farr Iii Warren W Parachute deployment control
US8033684B2 (en) 2007-08-31 2011-10-11 The Boeing Company Starry sky lighting panels
US8886388B2 (en) 2009-06-29 2014-11-11 The Boeing Company Embedded damage detection system for composite materials of an aircraft
US9107325B1 (en) 2009-08-10 2015-08-11 The Boeing Company Systems and methods of coupling sensors to a structure
FR2952353B1 (fr) * 2009-11-10 2011-12-09 Thales Sa Systeme de tirant actif permettant le maintien et la liberation sans choc d'appendices spatiaux
US8766511B2 (en) 2011-08-17 2014-07-01 The Boeing Company Method and system for distributed network of nanoparticle ink based piezoelectric sensors for structural health monitoring
US9127597B2 (en) 2011-09-23 2015-09-08 The Boeing Company Sensor system
WO2013049588A1 (en) * 2011-09-29 2013-04-04 The Government Of The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Tethered spacecraft and separation system for tethered spacecraft

Also Published As

Publication number Publication date
US9446864B2 (en) 2016-09-20
US20160107771A1 (en) 2016-04-21
BR102015024262B1 (pt) 2021-08-03
KR102435931B1 (ko) 2022-08-23
JP2016078833A (ja) 2016-05-16
KR20160046304A (ko) 2016-04-28
CN105523199A (zh) 2016-04-27
EP3009352A1 (en) 2016-04-20
EP3009352B1 (en) 2019-12-25
CN105523199B (zh) 2020-01-21
BR102015024262A2 (pt) 2016-04-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6745590B2 (ja) ナノサットの電熱展開システム
US10351269B2 (en) Burn wire release mechanism for spacecraft and terrestrial applications
US9180982B2 (en) Preload releasing fastener and release system using same
US6747541B1 (en) Spool assembly with integrated link-wire and electrical terminals for non-explosive actuators used in electro-mechanical structural separation devices
US6525920B2 (en) Electrically and mechanically redundant release mechanism
CN101694523B (zh) 记忆合金定标锁及用其实现卫星定标装置锁定解锁的方法
CN108367814B (zh) 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
US6439122B1 (en) Separation system for missile payload fairings
Zaki et al. Design, analysis and testing of monopole antenna deployment mechanism for BIRDS-2 CubeSat applications
CN214139005U (zh) 压紧释放装置及航天器
CN103350759A (zh) 盘绕式空间伸展臂应急拉索热切割装置
Oh et al. Development of a non-explosive segmented nut-type holding and release mechanism for cube satellite applications
RU2461497C1 (ru) Термочека для крепления и расфиксации подвижных элементов конструкции космического аппарата
US10815011B2 (en) Restraint system for deployment of a feature on a satellite
US10443648B2 (en) Hinge assembly for a space structure
JP7406791B2 (ja) 人工衛星
JP7284987B2 (ja) 人工衛星に搭載するアンテナ
Bharadwaj et al. Design, analysis and testing of Antenna Deployment mechanism for CubeSat Applications
JP6323277B2 (ja) 太陽電池パネル
Wallis et al. Testing of the MESSENGER spacecraft phased-array antenna
KR102266285B1 (ko) 로버 착륙 장치 및 착륙선
US20240117795A1 (en) Integrated planar sma device and method
KR101757111B1 (ko) 히터의 선형 부재 휨을 방지한 히터 커넥터
Hernandez Jr Non-Metallic Hold Down and Release for an RF Antenna

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20180810

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20190723

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20190805

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20191105

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20200106

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20200205

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20200706

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20200804

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6745590

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250