RU2002682C1 - Space vehicle - Google Patents
Space vehicleInfo
- Publication number
- RU2002682C1 RU2002682C1 SU925027769A SU5027769A RU2002682C1 RU 2002682 C1 RU2002682 C1 RU 2002682C1 SU 925027769 A SU925027769 A SU 925027769A SU 5027769 A SU5027769 A SU 5027769A RU 2002682 C1 RU2002682 C1 RU 2002682C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- solar
- sail
- strip
- solar sail
- spacecraft
- Prior art date
Links
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 4
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 claims 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 2
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 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
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/407—Solar sailing
-
- 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
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
- B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
- B64G1/2225—Rolling or unfurling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Sustainable Energy (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
- Tents Or Canopies (AREA)
Description
Изобретение относитс к. космической технике, в частности к размещению и модификации двигательных систем космических аппаратов, и может быть использовано в космических аппаратах, снабженных солнечным парусом,The invention relates to space technology, in particular to the placement and modification of propulsion systems of spacecraft, and can be used in spacecraft equipped with a solar sail,
Наиболее близким к изобретению по технической сущности вл етс космический аппарат, содержащий отсек управлени и св занные с ним одним споим концом гибкие расчалки регулируемой длины, солнечный парус, выполненный в виде плоской пленки, снабженной светоотражающим покрытием , причем пленка снабжена прозрачным чжопроиод щмм слоем, нанесенным на нее со стороны отражающей поверхности ,Closest to the invention, in technical essence, it is a spacecraft containing a control compartment and flexible braces of adjustable length connected to one end thereof, a solar sail made in the form of a flat film provided with a reflective coating, the film provided with a transparent coating layer coated with on it from the side of the reflective surface,
Однако известный космический аппарат недостаточно надежен в эксплуатации, развертывание космического аппарата и его перевод в транспортное положение требуют больших затрат времени.However, the known spacecraft is not sufficiently reliable in operation, the deployment of the spacecraft and its transfer to the transport position require a lot of time.
Техническим результатом, достигаемым при использовании изобретени , вл етс повышение надежности космического аппарата за счет уменьшени тепловых нагрузок на солнечный парус при его развертывании и сокращение времени раэвертыпаки космического аппарата.The technical result achieved by the use of the invention is to increase the reliability of the spacecraft by reducing the thermal loads on the solar sail during its deployment and reducing the time of the reverteca of the spacecraft.
Указанный технический результат достигаетс тем, что э космическом аппарате, содержащем отсек управлени и св занные с ним одним концом гибкие расчалки регулируемой длины, солнечный парус, выполненный в виде плоской пленки, снабженной .светоотражающим покрытием, причем пленка снабжена прозрачным токопровод - щим слоем, нанесенным на нее со стороны отражающей поверхности, солнечный парус выполнен в виде по меньшей мере одной полосы пр моугольной формы, и снабжен устройством дл его свертывани и развертывани , выполненным в виде двух цилиндрических контейнеров, размещенных на концах каждой полосы, каждый контейнер снабжен размещенным а нем подпружиненным барабаном, св занным с концом соответствующей полосы, контейнеры , расположенные на одноименных сторонах полос, последовательно соединены между собой торцами с образованием сборки цилиндрической формы, причем кажда сборка св зана со свободными концами гибких расчалок регулируемой длины и снабжена двигательной установкой.The indicated technical result is achieved in that, on a spacecraft containing a control compartment and flexible braces of adjustable length connected at one end thereof, a solar sail made in the form of a flat film provided with a reflective coating, the film being provided with a transparent conductive layer deposited on it from the side of the reflecting surface, the solar sail is made in the form of at least one strip of rectangular shape, and is equipped with a device for its folding and deployment, made in the form of two cylindrical containers placed at the ends of each strip, each container is equipped with a spring-loaded drum connected thereto, connected to the end of the corresponding strip, containers located on the same sides of the strips are successively connected by ends to form a cylindrical assembly, each assembly being connected to free ends of flexible braces of adjustable length and equipped with a propulsion system.
На фиг.1 представлен общий вид космического аппарата с развернутым солнечным парусом в процессе полета; нафиг.2- схема конструктивного выполнени солнечного паруса из нескольких полос пр моугольнойFigure 1 presents a General view of a spacecraft with a deployed solar sail during the flight; figure 2 - diagram of the structural design of the solar sail from several stripes rectangular
формы; на фиг.З - общий вид космического аппарата в транспортном положении на носителе перед развертыванием солнечного паруса; на фиг.4 - схема конструктивного выполнени контейнера дл укладки и развертывани солнечного паруса.forms; in Fig.3 is a General view of the spacecraft in the transport position on the carrier before the deployment of the solar sail; Fig. 4 is a structural diagram of a container for laying and unfolding a solar sail.
Космический аппарат содержит отсек 1 управлени , солнечный парус, выполненный в виде по меньшей мере одной полосы 2 пр моугольной формы из плоской пленки, снабженной светоотражающим покрытием и прозрачным токопровод щим слоем, нанесенным на нее со стороны отражающей поверхности, гибкие расчалки 3 регулируемой длины, одним концом св занные с отсеком 1 управлени .The spacecraft contains a control compartment 1, a solar sail, made in the form of at least one rectangular strip 2 of a flat film, equipped with a reflective coating and a transparent conductive layer deposited on it from the side of the reflecting surface, flexible braces 3 of adjustable length, one end connected to the control compartment 1.
Кажда полоса 2 солнечного паруса снабжена устройством дл его свертывани и развертывани , выполненным в виде по меньшей мере двух цилиндрических контейнеров 4, размещенных на концах каждой полосы 2,Each strip 2 of the solar sail is equipped with a device for its folding and deployment, made in the form of at least two cylindrical containers 4, placed at the ends of each strip 2,
Контейнеры 4 св заны со вторыми концами гибких расчалок 3 и снабжены двигательной установкой 5.The containers 4 are connected to the second ends of the flexible braces 3 and are equipped with a propulsion system 5.
При выполнении солнечного паруса в виде нескольких полос 2 контейнеры 4, расположенные на одноименных сторонах полос 2, последовательно соединены между собой торцами с образованием сборки 6 цилиндрической формы, причем кажда сборка 6 св зана со свободными концами гибких расчалок 3 и снабжена двигательной установкой 7.When the solar sail is made in the form of several strips 2, containers 4 located on the same sides of strips 2 are successively connected by ends to form an assembly 6 of cylindrical shape, with each assembly 6 being connected to the free ends of flexible braces 3 and equipped with a propulsion system 7.
В каждом контейнере 4 размещен барабан 8 дл укладки солнечного паруса, снабженный пружиной 9.In each container 4 there is a drum 8 for laying a solar sail, equipped with a spring 9.
Космический аппарат работает следующим образом.The spacecraft operates as follows.
Перед запуском управл ющий отсек 1 и контейнеры 4 устанавливают на борту носител типа Протон и вывод т космический аппарат на заданную орбиту.Before launch, the control compartment 1 and containers 4 are mounted on board a Proton-type carrier and the spacecraft is put into a given orbit.
Развертывание солнечного паруса кос- 5 мического аппарата осуществл ют следующим образом.The deployment of the solar sail of the spacecraft is carried out as follows.
Носитель ориентируют в направлении распространени солнечного ветра, отстыковывают контейнеры 4 от носител , включают двигательные установки 7 контейнеров 4 и перемещают контейнеры 4 вдоль направлени распространени солнечного ветра по разные стороны от оси, проход щей через носитель, под одинаковым углом к этой оси. При этом контейнеры 4 ориентируют в пространстве так, что поверхность полосы 2 развертываемого солнечного паруса расположена параллельно направлению распространени солнечного ветра. Управление положением контейне0The carrier is oriented in the direction of propagation of the solar wind, undock the containers 4 from the carrier, turn on the propulsion systems 7 of the containers 4, and move the containers 4 along the direction of propagation of the solar wind on opposite sides of the axis passing through the carrier at the same angle to this axis. The containers 4 are oriented in space so that the surface of the strip 2 of the deployable solar sail is parallel to the direction of propagation of the solar wind. Container position management0
55
00
55
00
55
00
00
55
ров 4 в пространстве осуществл ют с помощью изменени длины гибких расчалок 3 и двигательных установок 7. По окончании процесса развертывани солнечного паруса поверхность полос 2 с помощью гибких расчалок 3 устанавливают перпендикул рно направлению распространени солнечного ветра.The mooring 4 in space is carried out by changing the length of the flexible braces 3 and propulsion systems 7. At the end of the deployment of the solar sail, the surface of the strips 2 using flexible braces 3 is set perpendicular to the direction of propagation of the solar wind.
Свертывание солнечного паруса при необходимости торможени космического аппарата осуществл етс путем освобожThe folding of the solar sail, if necessary, the braking of the spacecraft is carried out by releasing
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU925027769A RU2002682C1 (en) | 1992-02-18 | 1992-02-18 | Space vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU925027769A RU2002682C1 (en) | 1992-02-18 | 1992-02-18 | Space vehicle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002682C1 true RU2002682C1 (en) | 1993-11-15 |
Family
ID=21597111
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU925027769A RU2002682C1 (en) | 1992-02-18 | 1992-02-18 | Space vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2002682C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6565044B1 (en) * | 2002-03-14 | 2003-05-20 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Combination solar sail and electrodynamic tether propulsion system |
| RU2682154C1 (en) * | 2015-12-07 | 2019-03-14 | Сергей Александрович Филин | Space vehicle |
-
1992
- 1992-02-18 RU SU925027769A patent/RU2002682C1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6565044B1 (en) * | 2002-03-14 | 2003-05-20 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Combination solar sail and electrodynamic tether propulsion system |
| RU2682154C1 (en) * | 2015-12-07 | 2019-03-14 | Сергей Александрович Филин | Space vehicle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6017002A (en) | Thin-film solar reflectors deployable from an edge-stowed configuration | |
| US5885367A (en) | Retractable thin film solar concentrator for spacecraft | |
| EP0754625A1 (en) | Hybrid solar panel array | |
| US6050526A (en) | Solar reflector systems and methods | |
| CA2367979C (en) | Large membrane space structure and method for its deployment and expansion | |
| US20020145082A1 (en) | Deployable radiator for a space vehicle | |
| US6437232B1 (en) | D-wing deployable solar array | |
| US3532299A (en) | Deployable solar array | |
| MacNeal | The heliogyro-an interplanetary flying machine | |
| JP2002513364A (en) | Thermal radiator deployable on satellite stern | |
| EP0822139A1 (en) | Deployable radiators for spacecraft | |
| EP1616790A1 (en) | Method for attitude control of satellites in elliptic orbits using solar radiation pressure | |
| US20060086383A1 (en) | Solar concentrator | |
| US20030010870A1 (en) | Space craft and methods for space travel | |
| US5398032A (en) | Towed multi-band decoy | |
| EP0722133B1 (en) | Satellite stabilization system | |
| US20020134423A1 (en) | Membrane-based solar array structures for spacecraft | |
| EP0976655B1 (en) | Thin-film reflectors for concentration solar array | |
| RU2002682C1 (en) | Space vehicle | |
| US6119986A (en) | Thin-film solar reflectors and methods | |
| US3809337A (en) | Spin stabilized vehicle and solar cell arrangement therefor | |
| EP0977273A1 (en) | Solar reflector systems and methods | |
| WO1991008949A2 (en) | Furlable sheet structures and methods of furling | |
| US3973745A (en) | Solar cell arrangement for a spin stabilized vehicle | |
| US12040740B2 (en) | Retractable Z-fold flexible blanket solar array |