JPH06340298A - 帯電電位等化方法 - Google Patents
帯電電位等化方法Info
- Publication number
- JPH06340298A JPH06340298A JP5152682A JP15268293A JPH06340298A JP H06340298 A JPH06340298 A JP H06340298A JP 5152682 A JP5152682 A JP 5152682A JP 15268293 A JP15268293 A JP 15268293A JP H06340298 A JPH06340298 A JP H06340298A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spacecraft
- docking
- contact terminals
- contact
- space flight
- 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.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 22
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims abstract description 33
- 239000000872 buffer Substances 0.000 claims abstract description 15
- 238000005421 electrostatic potential Methods 0.000 claims 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 abstract 1
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/646—Docking or rendezvous systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Elimination Of Static Electricity (AREA)
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【構成】 静止軌道上で二以上の宇宙飛翔体１０，２０
をドッキングさせるに際し、各宇宙飛翔体１０，２０に
設けた接触端子１２，２２互いに伸展，接触させてこれ
ら宇宙飛翔体１０，２０間の帯電電位差による放電を行
なわせるとともに、前記接触端子１２，２２を介して宇
宙飛翔体１０，２０内に流れる帯電電流を前記接触端子
１２，２２に接続した緩衝部１７，２７によって緩衝す
る方法としてある。 【効果】 ドッキング時において、各宇宙飛翔体間の帯
電電位差によって生ずる放電電流による障害を防止でき
る。
をドッキングさせるに際し、各宇宙飛翔体１０，２０に
設けた接触端子１２，２２互いに伸展，接触させてこれ
ら宇宙飛翔体１０，２０間の帯電電位差による放電を行
なわせるとともに、前記接触端子１２，２２を介して宇
宙飛翔体１０，２０内に流れる帯電電流を前記接触端子
１２，２２に接続した緩衝部１７，２７によって緩衝す
る方法としてある。 【効果】 ドッキング時において、各宇宙飛翔体間の帯
電電位差によって生ずる放電電流による障害を防止でき
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、静止軌道上における二
以上の宇宙飛翔体のドッキングの際に、これら宇宙飛翔
体間の帯電電位差によって生ずる放電電流による障害を
防止するための帯電電位等化方法に関する。
以上の宇宙飛翔体のドッキングの際に、これら宇宙飛翔
体間の帯電電位差によって生ずる放電電流による障害を
防止するための帯電電位等化方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】宇宙ステーション，スペースシャトル及
び人工衛星等の宇宙飛翔体には、ドッキング部を備えた
ものがあり、現在では、地球周回軌道上と月周回軌道上
において、これらドッキング部を備えた二以上の宇宙飛
翔体のドッキングが行なわれている。また、将来的に、
静止軌道上でもこれら宇宙飛翔体のドッキングが行なわ
れることが予想されている。ここで、地球周回軌道上で
は、プラズマ密度が濃厚であるため、ドッキングさせる
各宇宙飛翔体の帯電電位が空間電位と一致し、これら宇
宙飛翔体の帯電電位は、ほぼ等電位となる。また、月周
回軌道上では、プラズマ密度がきわめて希薄なため、ド
ッキングさせる各宇宙飛翔体の帯電電位の量が小さくな
り、これら宇宙飛翔体の帯電電位もほぼ等電位となる。
び人工衛星等の宇宙飛翔体には、ドッキング部を備えた
ものがあり、現在では、地球周回軌道上と月周回軌道上
において、これらドッキング部を備えた二以上の宇宙飛
翔体のドッキングが行なわれている。また、将来的に、
静止軌道上でもこれら宇宙飛翔体のドッキングが行なわ
れることが予想されている。ここで、地球周回軌道上で
は、プラズマ密度が濃厚であるため、ドッキングさせる
各宇宙飛翔体の帯電電位が空間電位と一致し、これら宇
宙飛翔体の帯電電位は、ほぼ等電位となる。また、月周
回軌道上では、プラズマ密度がきわめて希薄なため、ド
ッキングさせる各宇宙飛翔体の帯電電位の量が小さくな
り、これら宇宙飛翔体の帯電電位もほぼ等電位となる。
【０００３】このように、地球周回軌道上における宇宙
飛翔体のドッキング、及び、月周回軌道上における宇宙
飛翔体のドッキングでは、ドッキングさせる各宇宙飛翔
体の帯電電位がほぼ等電位となるので、これら宇宙飛翔
体の帯電電位差による放電電流が問題となることはなか
った。したがって、従来の宇宙飛翔体では、ドッキング
時における各宇宙飛翔体の帯電電位を等化する必要はな
かった。
飛翔体のドッキング、及び、月周回軌道上における宇宙
飛翔体のドッキングでは、ドッキングさせる各宇宙飛翔
体の帯電電位がほぼ等電位となるので、これら宇宙飛翔
体の帯電電位差による放電電流が問題となることはなか
った。したがって、従来の宇宙飛翔体では、ドッキング
時における各宇宙飛翔体の帯電電位を等化する必要はな
かった。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上述し
た地球周回軌道や月周回軌道と異なり、静止軌道上で
は、太陽及び地磁気等との関係によって宇宙飛翔体が帯
電し易いプラズマ分布密度が形成されている。そして、
宇宙飛翔体への帯電は、宇宙空間に存在するプラズマ粒
子（エレクトロン，プロトン等）が宇宙飛翔体表面に衝
突して、二次電子が蓄積されることによって起こり、こ
の衝突によって蓄積される二次電子の量は、宇宙飛翔体
の材質及び形状によって異なるため、静止軌道上でドッ
キングする各宇宙飛翔体間には、数１０［ＫＶ］もの電
位差が生じてしまう。このため、静止軌道上では、ドッ
キング時における各宇宙飛翔体の帯電電位を等化しない
と、電位差が数１０［ＫＶ］もの大きな放電によって宇
宙飛翔体に障害を発生するといった問題がある。
た地球周回軌道や月周回軌道と異なり、静止軌道上で
は、太陽及び地磁気等との関係によって宇宙飛翔体が帯
電し易いプラズマ分布密度が形成されている。そして、
宇宙飛翔体への帯電は、宇宙空間に存在するプラズマ粒
子（エレクトロン，プロトン等）が宇宙飛翔体表面に衝
突して、二次電子が蓄積されることによって起こり、こ
の衝突によって蓄積される二次電子の量は、宇宙飛翔体
の材質及び形状によって異なるため、静止軌道上でドッ
キングする各宇宙飛翔体間には、数１０［ＫＶ］もの電
位差が生じてしまう。このため、静止軌道上では、ドッ
キング時における各宇宙飛翔体の帯電電位を等化しない
と、電位差が数１０［ＫＶ］もの大きな放電によって宇
宙飛翔体に障害を発生するといった問題がある。
【０００５】本発明は、上述した問題点にかんがみてな
されたものであり、静止軌道上において二以上の宇宙飛
翔体をドッキングさせる際に、これら宇宙飛翔体の帯電
電位差によって生ずる放電電流による障害を防止するた
めの帯電電位等化方法の提供を目的とする。
されたものであり、静止軌道上において二以上の宇宙飛
翔体をドッキングさせる際に、これら宇宙飛翔体の帯電
電位差によって生ずる放電電流による障害を防止するた
めの帯電電位等化方法の提供を目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明の帯電電位等化方法は、静止軌道上で二以上
の宇宙飛翔体をドッキングさせるに際し、各宇宙飛翔体
に設けた接触端子を互いに伸展，接触させてこれら宇宙
飛翔体間の帯電電位差による放電を行なわせるととも
に、前記接触端子を介して宇宙飛翔体内に流れる帯電電
流を前記接触端子に接続した緩衝部によって減少させる
方法としてある。
に、本発明の帯電電位等化方法は、静止軌道上で二以上
の宇宙飛翔体をドッキングさせるに際し、各宇宙飛翔体
に設けた接触端子を互いに伸展，接触させてこれら宇宙
飛翔体間の帯電電位差による放電を行なわせるととも
に、前記接触端子を介して宇宙飛翔体内に流れる帯電電
流を前記接触端子に接続した緩衝部によって減少させる
方法としてある。
【０００７】
【作用】上記構成からなる本発明の帯電電位等化方法に
よれば、各宇宙飛翔体からそれぞれ伸展させた接触端子
がドッキング時において当接すると、各宇宙飛翔体間の
帯電電位差による放電が行なわれる。この放電は、前記
接触端子の形状により宇宙空間へアーク放電されるとと
もに、前記接触端子を介して各宇宙飛翔体内に流れる放
電電流は、前記接触端子に接続した緩衝部によって緩衝
される。
よれば、各宇宙飛翔体からそれぞれ伸展させた接触端子
がドッキング時において当接すると、各宇宙飛翔体間の
帯電電位差による放電が行なわれる。この放電は、前記
接触端子の形状により宇宙空間へアーク放電されるとと
もに、前記接触端子を介して各宇宙飛翔体内に流れる放
電電流は、前記接触端子に接続した緩衝部によって緩衝
される。
【０００８】
【実施例】以下、本発明の帯電電位等化方法の実施例に
ついて、図面を参照しつつ説明する。図１は本実施例の
帯電電位等化方法により帯電電位を等化する宇宙飛翔体
のドッキング部を示す部分拡大断面図である。
ついて、図面を参照しつつ説明する。図１は本実施例の
帯電電位等化方法により帯電電位を等化する宇宙飛翔体
のドッキング部を示す部分拡大断面図である。
【０００９】同図において、１０及び２０は第一及び第
二宇宙飛翔体であり、これら第一及び第二宇宙飛翔体１
０，２０には、接触端子１２，２２と緩衝部１７，２７
を備えたドッキング部１１，１２が設けてある。接触端
子１２，２２は、金属製の円柱状部材で形成してあり、
その一端部に設けた係止部１２ａ，２２ａによって、収
納部１３，２３に移動可能に取り付けてある。また、接
触端子１２，２２は、係止部１２ａ，２２ａ側に配置し
た圧縮スプリング１４，２４によって押されており、こ
れによって、ドッキング面１１ａ，２１ａから伸展自在
な構成となっている。また、収納部１３，２３の側壁に
は、接触端子１２，２２の係止部１２ａ，２２ａと係脱
自在なストッパ１５，２５が取り付けてあり、これらス
トッパ１５，２５は、非接触型センサ１６，２６からの
信号を入力したときに、係止部１２ａ，２２ａを係脱さ
せる駆動手段を備えている。なお、上記非接触型センサ
１６，２６としては、例えば、赤外線センサ，超音波セ
ンサ等を用いる。
二宇宙飛翔体であり、これら第一及び第二宇宙飛翔体１
０，２０には、接触端子１２，２２と緩衝部１７，２７
を備えたドッキング部１１，１２が設けてある。接触端
子１２，２２は、金属製の円柱状部材で形成してあり、
その一端部に設けた係止部１２ａ，２２ａによって、収
納部１３，２３に移動可能に取り付けてある。また、接
触端子１２，２２は、係止部１２ａ，２２ａ側に配置し
た圧縮スプリング１４，２４によって押されており、こ
れによって、ドッキング面１１ａ，２１ａから伸展自在
な構成となっている。また、収納部１３，２３の側壁に
は、接触端子１２，２２の係止部１２ａ，２２ａと係脱
自在なストッパ１５，２５が取り付けてあり、これらス
トッパ１５，２５は、非接触型センサ１６，２６からの
信号を入力したときに、係止部１２ａ，２２ａを係脱さ
せる駆動手段を備えている。なお、上記非接触型センサ
１６，２６としては、例えば、赤外線センサ，超音波セ
ンサ等を用いる。
【００１０】緩衝部１７，２７は、図２に示すように、
ケーブル１２ｂ，２２ｂを介して接触端子１２，２２と
接続しており、ＡＣ電源ライン１７ａ，２７ａと、この
ＡＣ電源ラインに接続した電源１７ｂ，２７ｂ及び緩衝
回路１７ｃ，２７ｃとによって構成されている。ここ
で、緩衝回路としては、例えば、正極性及び負極性の単
安定マルチバイブレータ等を用いる。
ケーブル１２ｂ，２２ｂを介して接触端子１２，２２と
接続しており、ＡＣ電源ライン１７ａ，２７ａと、この
ＡＣ電源ラインに接続した電源１７ｂ，２７ｂ及び緩衝
回路１７ｃ，２７ｃとによって構成されている。ここ
で、緩衝回路としては、例えば、正極性及び負極性の単
安定マルチバイブレータ等を用いる。
【００１１】次に、停電電位等化方法の一実施例につい
て、図３及び図４を参照しつつ説明する。図３（ａ），
（ｂ）及び図４（ａ），（ｂ）は、本実施例の帯電電位
等化方法により帯電電位を等化する宇宙飛翔体のドッキ
ング部の一連の動作を示す側面断面図である。
て、図３及び図４を参照しつつ説明する。図３（ａ），
（ｂ）及び図４（ａ），（ｂ）は、本実施例の帯電電位
等化方法により帯電電位を等化する宇宙飛翔体のドッキ
ング部の一連の動作を示す側面断面図である。
【００１２】これら図面において、第一及び第二宇宙飛
翔体１０，２０を静止軌道上でドッキングさせる場合、
それぞれのドッキング面１１ａ，２１ａを対向させた状
態でこれら第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０を徐々に
接近させる。そして、ドッキング面１１ａ，２１ａの間
隔が所定の距離に達すると、非接触型センサ１６，２６
が互いに検知し合い、非接触型センサ１６はストッパ１
５に、また、非接触型センサ２６はストッパ２５に信号
を出力する（図３（ａ））。この信号を入力した各スト
ッパ１５，２５は、後退して接触端子１２，２２の係止
部１２ａ，２２ａの係止を解除する。これによって、ス
プリング１４，２４が各接触端子１２，２２を押し、こ
れら接触端子１２，２２をドッキング面１１ａ，２１ａ
から伸展させる（図３（ｂ））。
翔体１０，２０を静止軌道上でドッキングさせる場合、
それぞれのドッキング面１１ａ，２１ａを対向させた状
態でこれら第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０を徐々に
接近させる。そして、ドッキング面１１ａ，２１ａの間
隔が所定の距離に達すると、非接触型センサ１６，２６
が互いに検知し合い、非接触型センサ１６はストッパ１
５に、また、非接触型センサ２６はストッパ２５に信号
を出力する（図３（ａ））。この信号を入力した各スト
ッパ１５，２５は、後退して接触端子１２，２２の係止
部１２ａ，２２ａの係止を解除する。これによって、ス
プリング１４，２４が各接触端子１２，２２を押し、こ
れら接触端子１２，２２をドッキング面１１ａ，２１ａ
から伸展させる（図３（ｂ））。
【００１３】このあと、第一及び第二宇宙飛翔体１０，
２０が接近して接触端子１２と接触端子２２が当接する
と、第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０間の帯電電位差
による放電が行なわれる。この放電は接触端子１２，２
２の形状により宇宙空間へアーク放電されるとともに、
ケーブル１２ｂ，２２ｂを介して第一及び第二宇宙飛翔
体１０，２０内に流れる帯電電流は、緩衝部１７，２７
によって緩衝される（図４（ａ））。その後、第一及び
第二宇宙飛翔体１０，２０がさらに接近すると、各接触
端子１２，２２は互いに収納部１３，２３内に押し戻さ
れる。そして、各接触端子１２，２２が収納部１３，２
３内に完全に収納されると、ストッパ１５，２５が突出
し、係止部１２ａ，２２ａを再び係止して接触端子１
２，２２を収納部１３，２３内で保持する。
２０が接近して接触端子１２と接触端子２２が当接する
と、第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０間の帯電電位差
による放電が行なわれる。この放電は接触端子１２，２
２の形状により宇宙空間へアーク放電されるとともに、
ケーブル１２ｂ，２２ｂを介して第一及び第二宇宙飛翔
体１０，２０内に流れる帯電電流は、緩衝部１７，２７
によって緩衝される（図４（ａ））。その後、第一及び
第二宇宙飛翔体１０，２０がさらに接近すると、各接触
端子１２，２２は互いに収納部１３，２３内に押し戻さ
れる。そして、各接触端子１２，２２が収納部１３，２
３内に完全に収納されると、ストッパ１５，２５が突出
し、係止部１２ａ，２２ａを再び係止して接触端子１
２，２２を収納部１３，２３内で保持する。
【００１４】このような構成からなる本実施例の停電電
位等化方法によれば、静止軌道上でのドッキング時にお
いて、第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０のドッキング
部１１，２１に設けた接触端子１２，２２を互いに当接
させることによって、各宇宙飛翔体１０，２０の帯電電
位差による放電を宇宙空間へアーク放電させ、また、こ
のとき第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０内に流れる放
電電流を緩衝部１７，２７によって緩衝し、第一及び第
二宇宙飛翔体１０，２０の帯電電位を等化することがで
きる。
位等化方法によれば、静止軌道上でのドッキング時にお
いて、第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０のドッキング
部１１，２１に設けた接触端子１２，２２を互いに当接
させることによって、各宇宙飛翔体１０，２０の帯電電
位差による放電を宇宙空間へアーク放電させ、また、こ
のとき第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０内に流れる放
電電流を緩衝部１７，２７によって緩衝し、第一及び第
二宇宙飛翔体１０，２０の帯電電位を等化することがで
きる。
【００１５】なお、本実施例の帯電電位等化方法では、
第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０のそれぞれに単一の
ドッキング部１１，１２を設けた構成としてあるが、ド
ッキング部を複数設ける構成とすることもできる。この
ようにドッキング部を複数設けるとドッキング部どうし
のドッキングが容易になる。
第一及び第二宇宙飛翔体１０，２０のそれぞれに単一の
ドッキング部１１，１２を設けた構成としてあるが、ド
ッキング部を複数設ける構成とすることもできる。この
ようにドッキング部を複数設けるとドッキング部どうし
のドッキングが容易になる。
【００１６】
【発明の効果】以上、説明したように、本発明の帯電電
位等化方法によれば、静止軌道上において二以上の宇宙
飛翔体の帯電電位を等化することができるので、これら
宇宙飛翔体間の帯電電位差によって生ずる放電電流によ
る障害を防止でき、静止軌道上でも何ら障害なく二以上
の宇宙飛翔体をドッキングさせることが可能となる。
位等化方法によれば、静止軌道上において二以上の宇宙
飛翔体の帯電電位を等化することができるので、これら
宇宙飛翔体間の帯電電位差によって生ずる放電電流によ
る障害を防止でき、静止軌道上でも何ら障害なく二以上
の宇宙飛翔体をドッキングさせることが可能となる。
【図１】本実施例の帯電電位等化方法により帯電電位を
等化する宇宙飛翔体のドッキング部を示す部分拡大断面
図である。
等化する宇宙飛翔体のドッキング部を示す部分拡大断面
図である。
【図２】本帯電電位等化方法に用いる緩衝部を示すブロ
ック図である。
ック図である。
【図３】本実施例の帯電電位等化方法により帯電電位を
等化する宇宙飛翔体のドッキング部の一連の動作を示す
側面断面図である。
等化する宇宙飛翔体のドッキング部の一連の動作を示す
側面断面図である。
【図４】本実施例の帯電電位等化方法により帯電電位を
等化する宇宙飛翔体のドッキング部の一連の動作を示す
側面断面図である。
等化する宇宙飛翔体のドッキング部の一連の動作を示す
側面断面図である。
１０ 第一宇宙飛翔体 ２０ 第二宇宙飛翔体 １１，２１ ドッキング部 １２，２２ 接触端子 １２ａ，２２ａ 係止部 １２ｂ，２２ｂ ケーブル １３，２３ 収納部 １４，２４ スプリング １５，２５ ストッパ １６，２６ 非接触型センサ １７，２７ 緩衝部
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成５年１２月１３日
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
Claims (1)
- 【請求項１】 静止軌道上で二以上の宇宙飛翔体をドッ
キングさせるに際し、各宇宙飛翔体に設けた接触端子を
互いに接触させて、これら宇宙飛翔体間の帯電電位差に
よる放電を行なわせるとともに、前記接触端子を介して
宇宙飛翔体内に流れる帯電電流を前記接触端子に接続し
た緩衝部によって減少させることを特徴とした帯電電位
等化方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5152682A JP2500616B2 (ja) | 1993-05-31 | 1993-05-31 | 帯電電位等化方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5152682A JP2500616B2 (ja) | 1993-05-31 | 1993-05-31 | 帯電電位等化方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06340298A true JPH06340298A (ja) | 1994-12-13 |
| JP2500616B2 JP2500616B2 (ja) | 1996-05-29 |
Family
ID=15545817
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5152682A Expired - Lifetime JP2500616B2 (ja) | 1993-05-31 | 1993-05-31 | 帯電電位等化方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2500616B2 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2018150883A1 (ja) * | 2017-02-15 | 2018-08-23 | 株式会社アストロスケール | 捕獲システム、宇宙航行体及び板状体 |
| WO2018190943A1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-10-18 | Orbital Atk, Inc. | Electrostatic discharge mitigation for a first spacecraft operating in proximity to a second spacecraft and related methods |
| JP2020040415A (ja) * | 2017-04-07 | 2020-03-19 | 株式会社アストロスケール | 捕獲システム、宇宙航行体及び板状体 |
| JPWO2018150883A1 (ja) * | 2017-02-15 | 2020-03-26 | 株式会社アストロスケール | 捕獲システム、宇宙航行体及び板状体 |
-
1993
- 1993-05-31 JP JP5152682A patent/JP2500616B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2018150883A1 (ja) * | 2017-02-15 | 2018-08-23 | 株式会社アストロスケール | 捕獲システム、宇宙航行体及び板状体 |
| JPWO2018150883A1 (ja) * | 2017-02-15 | 2020-03-26 | 株式会社アストロスケール | 捕獲システム、宇宙航行体及び板状体 |
| JP2020189632A (ja) * | 2017-02-15 | 2020-11-26 | 株式会社アストロスケール | 捕獲システム、宇宙航行体及び板状体 |
| JP2020040415A (ja) * | 2017-04-07 | 2020-03-19 | 株式会社アストロスケール | 捕獲システム、宇宙航行体及び板状体 |
| WO2018190943A1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-10-18 | Orbital Atk, Inc. | Electrostatic discharge mitigation for a first spacecraft operating in proximity to a second spacecraft and related methods |
| CN110891863A (zh) * | 2017-04-13 | 2020-03-17 | 诺思路·格鲁曼创新系统公司 | 用于在第二航天器附近运行的第一航天器的静电放电缓解及相关方法 |
| JP2020516524A (ja) * | 2017-04-13 | 2020-06-11 | ノースロップ・グラマン・イノベーション・システムズ・インコーポレーテッド | 第２の宇宙機に近接して動作する第１の宇宙機のための静電気放電軽減および関連する方法 |
| US10850871B2 (en) | 2017-04-13 | 2020-12-01 | Northrop Grumman Innovation Systems, Inc. | Electrostatic discharge mitigation for a first spacecraft operating in proximity to a second spacecraft |
| JP2022028902A (ja) * | 2017-04-13 | 2022-02-16 | ノースロップ グラマン システムズ コーポレーション | 第２の宇宙機に近接して動作する第１の宇宙機のための静電気放電軽減および関連する方法 |
| US11434026B2 (en) | 2017-04-13 | 2022-09-06 | Northrop Grumman Systems Corporation | Systems, assemblies, and methods for system for mitigating electrostatic discharge between space vehicles |
| CN110891863B (zh) * | 2017-04-13 | 2023-11-28 | 诺思路·格鲁曼系统公司 | 用于在第二航天器附近运行的第一航天器的静电放电缓解及相关方法 |
| EP4342803A3 (en) * | 2017-04-13 | 2024-05-01 | Northrop Grumman Systems Corporation | Electrostatic discharge mitigation for a first spacecraft operating in proximity to a second spacecraft and related methods |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2500616B2 (ja) | 1996-05-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Ellery et al. | The case for robotic on-orbit servicing of spacecraft: Spacecraft reliability is a myth | |
| EP1389582A2 (en) | Battery cell balancing system | |
| Cook et al. | ISS interface mechanisms and their heritage | |
| US10329034B2 (en) | Efficient orbital storage and deployment for spacecraft in inclined geosynchronous orbit | |
| JP2500616B2 (ja) | 帯電電位等化方法 | |
| JP2710196B2 (ja) | 宇宙飛翔体ドッキング用接触端子 | |
| Edpuganti et al. | A novel EPS architecture for 1U/2U CubeSats with enhanced fault-tolerant capability | |
| Nishida et al. | Geotail mission to explore earth's magnetotail | |
| Sone et al. | Charge and discharge performance of over-discharged lithium-ion secondary battery—Lessons learned from the operation of the interplanetary spacecraft HAYABUSA | |
| RU2657795C2 (ru) | Способ изготовления космического аппарата | |
| CN111891390B (zh) | 卫星接口及其连接方法、卫星系统 | |
| Erickson | Substorm theories: United they stand, divided they fall | |
| Dassoulas et al. | The AMPTE CCE Spacecraft | |
| RU2716471C1 (ru) | Способ изготовления космического аппарата | |
| Phipps et al. | Low cost lunar orbiter system design | |
| Hoskins et al. | Direct drive Hall thruster system development | |
| Daughtridge et al. | Environment-induced anomalies on the TDRS and the role of spacecraftcharging | |
| Barrera | Spacecraft Electrical Power Systems | |
| Bausier et al. | Passivation of Spacecraft Electrical power System at End of Mission | |
| Hoskins et al. | Direct Drive Hall Thruster System Study | |
| Clark | A universal power system architecture: One topology for earth and planetary orbits | |
| Gill | ISS Lessons Learned, Looking ahead to Artemis | |
| Kaszubowski et al. | The transportation depot-an orbiting vehicle support facility | |
| Force | Artemis Program: Policy Directives and Lineage | |
| Marmuse et al. | Fitting a high total impulse electric propulsion system in a student CubeSat to compensate the atmosphericdrag in low-earth orbit |