RU2424162C2 - Space mirror and method of its development in space (versions) - Google Patents
Space mirror and method of its development in space (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2424162C2 RU2424162C2 RU2009116319/11A RU2009116319A RU2424162C2 RU 2424162 C2 RU2424162 C2 RU 2424162C2 RU 2009116319/11 A RU2009116319/11 A RU 2009116319/11A RU 2009116319 A RU2009116319 A RU 2009116319A RU 2424162 C2 RU2424162 C2 RU 2424162C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- space
- mirror
- satellite
- space mirror
- working surface
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космическим средствам, в частности к космическому зеркалу и способу его развертывания в космосе, и может быть использовано как зеркало для отражения солнечных лучей на поверхность Земли - освещения мест катастроф, северных городов, нефтяных и газовых месторождений, теплиц, массовых зрелищ и мероприятий, в качестве антенн радиолокационных станций для исследования дальнего космоса, а также в качестве солнечного паруса.The invention relates to space means, in particular to a space mirror and a method for its deployment in space, and can be used as a mirror to reflect sunlight on the surface of the Earth — illumination of disaster sites, northern cities, oil and gas fields, greenhouses, mass events and events , as antennas of radar stations for deep space exploration, as well as as a solar sail.
Известно, что в Японии на территории космического центра Усинура близ Кагосимы состоялся запуск небольшой ракеты S-310-34. На ее борту были два солнечных паруса, сделанных из одной и той же пленки толщиной 7,5 мкм и отличавшихся друг от друга конструкцией системы разворачивания. Первый парус, который раскрывался как цветок клевера, начал разворачиваться на 100-й секунде полета на высоте 122 км над поверхностью Земли. После того, как он успешно раскрылся, и этот процесс был запечатлен бортовой камерой ракеты, парус был отстрелен, и началось разворачивание второй конструкции. Это произошло на 230-й секунде полета на высоте 169 км. Второй парус имел веерную конструкцию, и он тоже успешно раскрылся. После чего ракета, выполнив всю программу полета, упала в море. Все действие продолжалось около 400 секунд.It is known that in Japan on the territory of the space center of Usinur near Kagoshima, a small rocket S-310-34 was launched. On board were two solar sails made of the same film with a thickness of 7.5 microns and differing from each other in the design of the deployment system. The first sail, which opened like a clover flower, began to unfold at the 100th second of flight at an altitude of 122 km above the surface of the Earth. After it was successfully opened, and this process was captured by the onboard rocket chamber, the sail was shot, and the deployment of the second structure began. This happened at the 230th second of the flight at an altitude of 169 km. The second sail had a fan structure, and it also opened successfully. After which the rocket, having completed the entire flight program, fell into the sea. The whole action lasted about 400 seconds.
Это была первая в мире успешная демонстрация солнечного паруса. Все ранее предпринимавшиеся попытки заканчивались неудачами. Например, в 1999 г. круг диаметром 25 м из тонкой металлизированной пленки пытались развернуть космонавты на станции "Мир", но пленка зацепилась за антенну пристыкованного корабля "Прогресс", и парус не развернулся. Потом эксперименты с участием российских ракет "Волна" проводило "Планетное общество", но тоже неудачно. Разрабатывается солнечный парус и в NASA, но там до летных испытаний дело пока не дошло [по материалам SpaceRef].It was the world's first successful demonstration of a solar sail. All previous attempts have ended in failure. For example, in 1999, astronauts tried to deploy a circle of 25 m in diameter from a thin metallized film at Mir station, but the film caught on the antenna of the Progress docked ship and the sail did not turn around. Then the experiments with the participation of Russian Volna rockets were carried out by the Planetary Society, but also unsuccessfully. A solar sail is also being developed at NASA, but there it hasn’t come to flight tests yet [according to SpaceRef].
В данном материале не раскрыты ни конструкция, ни способ ее развертывания.Neither the design nor the method of its deployment are disclosed in this material.
Известен солнечный парус „Космическая регата", содержащий поверхность, отражающую солнечный свет, и лазерные лучи света, устройство с приводом ориентации этой поверхности. Отражающая поверхность выполнена на основании необходимой жесткости и удобных очертаний, включая рельефные. Стороны от основания соединены с приводами дистанционного регулирования их длины [RU №2001120839 A, F02K 1/00, 2003].Known solar sail "Space regatta", containing a surface that reflects sunlight, and laser light rays, a device with a drive orientation of this surface. The reflective surface is made on the basis of the necessary rigidity and convenient shape, including embossed. The sides of the base are connected to the remote control drives them lengths [RU No. 20011120839 A, F02K 1/00, 2003].
В указанной заявке, как и в предыдущем материале, не раскрыта конструкция солнечного паруса.In this application, as in the previous material, the construction of a solar sail is not disclosed.
Известен также отражатель, содержащий трансформируемый каркас в виде кольцевых соленоидов с установленными в них кольцевыми маховиками, выполненными из материала с термомеханической памятью формы, а также раскладных стержневых многоугольных рамок, соединяемых с кольцевыми соленоидами при помощи стыковочных узлов. Зеркальная пленочная основа отражателя выполнена в виде полос, прикрепляемых к рамкам через формозадающие элементы и регуляторы натяжения пленки. Указанные элементы могут быть выполнены в виде кольцевых соленоидов с кольцевыми маховиками, несущими на себе полосы пленки и придающими отражателю сложную, например, параболическую форму. Часть полос пленки может соединяться с рамками по схеме управляемых жалюзи при использовании поверхностей отражателя в качестве солнечного паруса. На орбите конструкция отражателя раскрывается за счет эффекта памяти формы кольцевых маховиков, посредством пружинных приводов и фиксаторов стержней рамок, а окончательная форма поверхности пленки и управление ориентацией отражателя осуществляются раскруткой кольцевых маховиков внутри кольцевых соленоидов и перераспределением суммарного кинетического момента системы между различными кольцевыми маховиками длины [RU №2104906 С1, B64G 1/22, 1998].A reflector is also known, which contains a transformable frame in the form of ring solenoids with ring flywheels installed in them, made of material with a thermomechanical shape memory, as well as folding rod polygonal frames connected to the ring solenoids using docking nodes. The mirror film base of the reflector is made in the form of strips attached to the frames through form-setting elements and film tension regulators. These elements can be made in the form of annular solenoids with annular flywheels that carry film strips and give the reflector a complex, for example, parabolic shape. Some of the stripes of the film can be connected to the frames according to the scheme of controlled blinds when using the surfaces of the reflector as a solar sail. In orbit, the reflector design is revealed due to the shape memory effect of the ring flywheels by means of spring drives and frame rod clamps, and the final surface shape of the film and the control of the orientation of the reflector are carried out by unwinding the ring flywheels inside the ring solenoids and redistributing the total kinetic moment of the system between different ring length flywheels [RU No. 2104906 C1, B64G 1/22, 1998].
Указанная конструкция является достаточно сложной.The specified design is quite complex.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является бескаркасная конструкция с жесткой и гибкой структурой в виде тонкой пленки (солнечный космический парус или пленочный рефлектор, сетчатое металлическое полотно или пленочные панели солнечных батарей и т.п.), формируемая центробежными силами и уложенная путем спиральной намотки на отдельный единый барабан, закрепленный в центре масс вращения и снабженный управляющим приводом, закрепленным на корпусе летательного аппарата. Бескаркасную конструкцию выполняют прямоугольной, квадратной, треугольной, а также выпукло-вогнутой формы, в виде, например, параболоида или гиперболоида вращения и других произвольных форм, для чего совмещают центр парусности конструкции с центром ее масс.Closest to the claimed design is a frameless structure with a rigid and flexible structure in the form of a thin film (solar space sail or film reflector, wire mesh metal or film solar panels, etc.), formed by centrifugal forces and laid by spiral winding on a separate a single drum, mounted in the center of mass of rotation and equipped with a control drive, mounted on the body of the aircraft. The frameless construction is performed in a rectangular, square, triangular, as well as convex-concave shape, in the form, for example, of a paraboloid or a hyperboloid of revolution and other arbitrary shapes, which combine the center of sail structure with the center of mass.
Указанная бескаркасная конструкция с жесткой и гибкой структурой является достаточно сложной и дорогой.The specified frameless design with a rigid and flexible structure is quite complex and expensive.
Наиболее близким к заявляемым способам является способ укладки и развертывания в космосе указанной бескаркасной конструкции. После вывода летательного аппарата в космическое пространство корпус аппарата с конструкцией ориентируют и стабилизируют с помощью ракетных двигателей, расходуя рабочее тело, и закручивают весь аппарат с конструкцией до огромной опасной для конструкции скорости порядка нескольких оборотов в секунду, используя для противовращения разгонный блок носителя или ракетные двигатели. При этом центробежные силы разворачивают парус по инерции, момент которой неуправляем и быстро уменьшается на несколько порядков по мере развертывания конструкции. Конструкция может быть развернута только один раз, а программа тяги солнечного паруса в режиме разгона или торможения заключается в постоянном управлении ориентацией, где половину окружности орбиты плоскость паруса держат перпендикулярно лучам солнца, а другую половину - по их направлению [RU №2002133269А, B64G 1/00, 2004].Closest to the claimed methods is a method of stacking and deploying in space the specified frameless design. After the aircraft is launched into outer space, the body of the device with the structure is orientated and stabilized by rocket engines, consuming the working fluid, and the whole device with the structure is twisted to an enormous speed dangerous for the structure of the order of several revolutions per second, using an accelerating carrier block or rocket engines . In this case, centrifugal forces rotate the sail by inertia, the moment of which is uncontrollable and rapidly decreases by several orders of magnitude as the structure unfolds. The design can be deployed only once, and the program of thrust of the solar sail in acceleration or braking mode consists in constant control of the orientation, where the sail plane is held perpendicular to the sun’s half circumference and the other half in their direction [RU No. 2002133269A, B64G 1 / 00, 2004].
Данный способ развертывания в космосе бескаркасной конструкции является сложным, и из-за вращения конструкции усложняется решение задачи непрерывного и плавного наведения „зеркала" с заданным углом наклона на движущиеся объекты.This method of deployment in space of a frameless structure is complex, and due to the rotation of the structure, it becomes more difficult to solve the problem of continuous and smooth guidance of the “mirror” with a given angle of inclination on moving objects.
В основу изобретения поставлена задача создания космического зеркала, имеющего простую конструкцию и недорогого в изготовлении.The basis of the invention is the task of creating a space mirror having a simple design and inexpensive to manufacture.
Вторая и третья задачи, поставленные в основу изобретения, - это создание простых способов развертывания космического зеркала в космосе, которые давали бы возможность как точной ориентации поверхности космического зеркала в пространстве, так и непрерывного и плавного наведения на движущиеся объекты под заданным углом наклона.The second and third tasks, which are the basis of the invention, are the creation of simple methods for deploying a space mirror in space, which would enable both accurate orientation of the surface of the space mirror in space, and continuous and smooth pointing at moving objects at a given angle of inclination.
Поставленная задача решается тем, что космическое зеркало, имеющее конструкцию с жесткой и гибкой структурой в виде тонкой пленки, согласно изобретению со стороны, обращенной к спутнику, содержит жесткий каркас с жесткой пластиной в его центре, от краев которой в радиальном направлении расходятся легкосплавные металлические штанги, сложенные перпендикулярно жесткой пластине и выполненные с возможностью их раскрытия автоматически механическим способом, жесткий каркас приклеен к центру металлизированной пленочной основы, расположенной в сложенном виде внутри пространства, образованном легкосплавными металлическими штангами и жесткой пластиной и выполненной с возможностью развертывания и образования рабочей поверхности космического зеркала, по поверхности космического зеркала со стороны, обращенной к спутнику, расположены каналы в виде тонкостенных шлангов, выполненных из того же пленочного материала, что и рабочая поверхность, с возможностью подачи в них газа для развертывания металлизированной пленочной основы и образования рабочей поверхности космического зеркала.The problem is solved in that the space mirror having a structure with a rigid and flexible structure in the form of a thin film, according to the invention from the side facing the satellite, contains a rigid frame with a rigid plate in its center, from the edges of which radially diverge light-alloy metal rods folded perpendicular to the rigid plate and made automatically openable mechanically, the rigid frame is glued to the center of the metallized film base, located folded inside the space, formed by alloy metal rods and a rigid plate and made with the possibility of deployment and formation of the working surface of the space mirror, on the surface of the space mirror from the side facing the satellite, there are channels in the form of thin-walled hoses made of the same film material as the working surface, with the possibility of supplying gas in them to deploy a metallized film base and the formation of the working surface of the space mirrors.
Диаметр жесткой пластины выполнен меньшим, чем диаметр спутника.The diameter of the rigid plate is made smaller than the diameter of the satellite.
Легкосплавные металлические штанги выполнены на пружинных шарнирах с фиксаторами.Alloy metal rods are made on spring hinges with clamps.
Легкосплавные металлические штанги имеют длину не менее 3 м.Alloy metal rods have a length of at least 3 m.
Вторая поставленная задача решается тем, что в способе развертывания в космосе указанного космического зеркала, согласно которому на орбиту Земли выводят искусственный спутник, состоящий из двух основных модулей - космического зеркала для отражения солнечных лучей, находящегося в сложенном виде, и собственно спутника с автоматической системой наведения, спутник стабилизируют в пространстве, космическое зеркало разворачивают и наводят в пространстве так, чтобы его рабочая поверхность отражала солнечные лучи на заданную точку поверхности Земли, согласно изобретению раскрывают автоматически механическим способом сложенные легкосплавные металлические штанги, а в шланги, расположенные по поверхности космического зеркала, со стороны, обращенной к спутнику, подают газ, пневматически разворачивая металлизированную пленочную основу для образования рабочей поверхности космического зеркала.The second task is solved by the fact that in the method of deployment in space of the specified cosmic mirror, according to which an artificial satellite is launched into the Earth’s orbit, consisting of two main modules - a space mirror for reflecting sunlight, when folded, and the satellite itself with an automatic guidance system , the satellite is stabilized in space, the space mirror is deployed and pointed in space so that its working surface reflects the sun's rays at a given point on the surface The Earth’s components according to the invention automatically open mechanically folded alloy metal rods, and gas is supplied to the hoses located on the surface of the space mirror from the side facing the satellite, pneumatically deploying a metallized film base to form the working surface of the space mirror.
Первая поставленная задача решается также тем, что космическое зеркало, имеющее конструкцию с жесткой и гибкой структурой в виде тонкой пленки, согласно изобретению со стороны, обращенной к спутнику, содержит жесткий каркас с жесткой пластиной в его центре, от краев которой в радиальном направлении расходятся легкосплавные металлические штанги, сложенные перпендикулярно жесткой пластине и выполненные с возможностью их раскрытия автоматически механическим способом, жесткий каркас приклеен к центру металлизированной пленочной основы, расположенной в сложенном виде внутри пространства, образованном легкосплавными металлическими штангами и жесткой пластиной и выполненной с возможностью развертывания за счет статического электричества и образования рабочей поверхности космического зеркала.The first task is also solved by the fact that a space mirror having a structure with a rigid and flexible structure in the form of a thin film, according to the invention from the side facing the satellite, contains a rigid frame with a rigid plate in its center, from the edges of which radially diverge alloy metal rods folded perpendicular to the rigid plate and made automatically openable mechanically, the rigid frame is glued to the center of the metallized film base, located folded inside the space, formed by alloy metal rods and a rigid plate and made with the possibility of deployment due to static electricity and the formation of the working surface of the space mirror.
Диаметр жесткой пластины выполнен меньшим, чем диаметр спутника.The diameter of the rigid plate is made smaller than the diameter of the satellite.
Легкосплавные металлические штанги выполнены на пружинных шарнирах с фиксаторами.Alloy metal rods are made on spring hinges with clamps.
Легкосплавные металлические штанги имеют длину не менее 3 м.Alloy metal rods have a length of at least 3 m.
Третья поставленная задача решается тем, что в способе развертывания в космосе указанного космического зеркала, согласно которому на орбиту Земли выводят искусственный спутник, состоящий из двух основных модулей - космического зеркала для отражения солнечных лучей, находящегося в сложенном виде, и собственно спутника с автоматической системой наведения, спутник стабилизируют в пространстве, космическое зеркало разворачивают и наводят в пространстве так, чтобы его рабочая поверхность отражала солнечные лучи на заданную точку поверхности Земли, согласно изобретению раскрывают автоматически механическим способом сложенные легкосплавные металлические штанги, а на металлизированную пленочную основу рабочей поверхности космического зеркала подают статическое электричество, получая по периметру рабочей поверхности концентрацию электронов, которые разворачивают ее в рабочую поверхность и при плавном наведении космического зеркала на необходимый угол поворачивают и его центральную часть, выравнивая плоскость космического зеркала в нужном направлении.The third task is solved by the fact that in the method of deployment in space of the specified cosmic mirror, according to which an artificial satellite is launched into the Earth’s orbit, consisting of two main modules - a space mirror for reflecting sunlight, when folded, and the satellite itself with an automatic guidance system , the satellite is stabilized in space, the space mirror is deployed and pointed in space so that its working surface reflects the sun's rays at a given point on the surface The Earth’s components, according to the invention, automatically open mechanically folded alloy metal rods, and static electricity is supplied to the metallized film base of the working surface of the space mirror, receiving along the perimeter of the working surface the concentration of electrons that unfold it into the working surface and when the space mirror is smoothly guided to the required angle rotate its central part, aligning the plane of the space mirror in the desired direction.
Преимуществами заявляемых вариантов космического зеркала по сравнению с прототипом являются его простая конструкция и недорогой способ изготовления.The advantages of the claimed options for a space mirror in comparison with the prototype are its simple design and inexpensive manufacturing method.
Преимущества заявляемых способов по сравнению с прототипом заключаются в простоте развертывания космического зеркала в космосе и возможности как точной ориентации в пространстве, так и непрерывного и плавного наведения на движущиеся объекты. Это становится возможным из-за сравнительно небольшой массы космического зеркала по отношению к его площади и гироскопической стабилизацией спутника наведения либо космической станции в пространстве (платформы).The advantages of the proposed methods compared to the prototype are the simplicity of the deployment of a space mirror in space and the possibility of both accurate orientation in space and continuous and smooth guidance on moving objects. This becomes possible due to the relatively small mass of the space mirror in relation to its area and the gyroscopic stabilization of the guidance satellite or space station in space (platform).
Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На Фиг.1 изображено космическое зеркало с системой управления и ориентации в пространстве;Figure 1 shows a space mirror with a control system and orientation in space;
на Фиг.2 - конструкция развернутого космического зеркала с пневматическим способом раскрытия; сторона, обращенная к спутнику (вариант первый);figure 2 - design of a deployed space mirror with a pneumatic method of disclosure; side facing the satellite (option one);
на Фиг.3 - конструкция развернутого космического зеркала с электростатическим способом раскрытия; сторона, обращенная к спутнику (вариант второй).figure 3 - design of a deployed space mirror with an electrostatic method of disclosure; side facing the satellite (second option).
В первом варианте исполнения (Фиг.1) космическое зеркало со стороны, обращенной к спутнику 1, содержит жесткий каркас, имеющий в центре жесткую пластину 2, например, круглой формы, диаметр d1 которой меньше диаметра d2 спутника 1. От краев жесткой пластины 2 (в радиальном направлении развернутого космического зеркала) расходятся легкосплавные металлические штанги 3, имеющие длину не менее 3 м, сложенные перпендикулярно жесткой пластине 2 и выполненные с возможностью их раскрытия автоматически механическим способом. Легкосплавные металлические штанги 3 выполнены на пружинных шарнирах 4 с фиксаторами.In the first embodiment (Fig. 1), the space mirror from the side facing the satellite 1 comprises a rigid frame having in the center a
Жесткий каркас приклеен к центру металлизированной пленочной основы 5, расположенной в сложенном виде внутри пространства, образованном легкосплавными металлическими штангами 3 и жесткой пластиной 2 и выполненной с возможностью 4 развертывания и образования рабочей поверхности, например круглой, космического зеркала.The rigid frame is glued to the center of the
По поверхности космического зеркала со стороны, обращенной к спутнику, расположены каналы в виде тонкостенных шлангов 6, выполненные из того же пленочного материала, что рабочая поверхность, с возможностью подачи в них воздуха для развертывания металлизированной пленочной основы 5.On the surface of the space mirror from the side facing the satellite, there are channels in the form of thin-walled hoses 6 made of the same film material as the working surface, with the possibility of supplying air to them for deployment of a
Способ развертывания в космосе космического зеркала по первому варианту исполнения осуществляют следующим образом.The method of deployment in space of a space mirror according to the first embodiment is as follows.
На орбиту Земли выводят искусственный спутник, состоящий из двух основных модулей - космического зеркала 2 для отражения солнечных лучей, находящегося в сложенном виде, и собственно спутника 1 с автоматической системой наведения. Спутник 1 стабилизируют в пространстве. Космическое зеркало разворачивают и наводят в пространстве так, чтобы его рабочая поверхность отражала солнечные лучи на заданную точку поверхности Земли. Автоматически механическим способом раскрывают сложенные легкоплавные металлические штанги 3, а в шланги 6, расположенные по поверхности космического зеркала со стороны, обращенной к спутнику 1, подают газ, пневматически разворачивая металлизированную пленочную основу 5 для образования рабочей поверхности космического зеркала, например, круглой формы.An artificial satellite is launched into Earth’s orbit, consisting of two main modules - a
Во втором варианте исполнения (Фиг.2) космическое зеркало со стороны, обращенной к спутнику 1, содержит жесткий каркас, имеющий в центре жесткую пластину 2, например, круглой формы, диаметр которой d1 меньше диаметра d2 спутника. От краев жесткой пластины 2 (в радиальном направлении развернутого космического зеркала) расходятся легкоплавные металлические штанги 3, имеющие длину не менее 3 м, сложенные перпендикулярно жесткой пластине 2 и выполненные с возможностью их раскрытия автоматически механическим способом. Легкосплавные металлические штанги 3 выполнены на пружинных шарнирах 4 с фиксаторами.In the second embodiment (FIG. 2), the space mirror from the side facing the satellite 1 comprises a rigid frame having in the center a
Жесткий каркас приклеен к центру металлизированной пленочной основы 5, расположенной в сложенном виде внутри пространства, образованном легкосплавными металлическими штангами 3 и жесткой пластиной 2 и выполненной с возможностью развертывания за счет статического электричества, образования рабочей поверхности, например круглой формы, космического зеркала.The rigid frame is glued to the center of the metallized
Способ развертывания в космосе космического зеркала по второму варианту исполнения осуществляют следующим образом.The method of deployment in space of a space mirror according to the second embodiment is as follows.
На орбиту Земли выводят искусственный спутник, состоящий из двух основных модулей - космического зеркала 2 для отражения солнечных лучей, находящегося в сложенном виде, и собственно спутника 1 с автоматической системой наведения. Спутник 1 стабилизируют в пространстве. Космическое зеркало разворачивают и наводят в пространстве так, чтобы его рабочая поверхность отражала солнечные лучи на заданную точку поверхности Земли. Далее раскрывают автоматически механическим способом сложенные легкосплавные металлические штанги 3. На металлизированную пленочную основу 5 рабочей поверхности космического зеркала подают статическое электричество. Электроны, отталкиваясь друг от друга, концентрируются по периметру 7 рабочей поверхности, разворачивая космическое зеркало. При плавном наведении космического зеркала на необходимый угол поворачивается и его центральная часть. Статический заряд по периметру 7 рабочей поверхности выравнивает плоскость космического зеркала в нужном направлении.An artificial satellite is launched into Earth’s orbit, consisting of two main modules - a
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009116319/11A RU2424162C2 (en) | 2009-04-28 | 2009-04-28 | Space mirror and method of its development in space (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009116319/11A RU2424162C2 (en) | 2009-04-28 | 2009-04-28 | Space mirror and method of its development in space (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009116319A RU2009116319A (en) | 2010-11-10 |
| RU2424162C2 true RU2424162C2 (en) | 2011-07-20 |
Family
ID=44025656
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009116319/11A RU2424162C2 (en) | 2009-04-28 | 2009-04-28 | Space mirror and method of its development in space (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2424162C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111056047A (en) * | 2018-10-17 | 2020-04-24 | 哈尔滨工业大学 | Truss type foldable and unfoldable space capsule based on shape memory polymer composite material |
-
2009
- 2009-04-28 RU RU2009116319/11A patent/RU2424162C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ГВАМИЧАВА А.С., КОШЕЛЕВ В.А. Строительство в космосе. Сер. "Космонавтика, астрономия", 1984/9. Знание. - М., 1984, с.16-29. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111056047A (en) * | 2018-10-17 | 2020-04-24 | 哈尔滨工业大学 | Truss type foldable and unfoldable space capsule based on shape memory polymer composite material |
| CN111056047B (en) * | 2018-10-17 | 2021-07-30 | 哈尔滨工业大学 | Truss type foldable and unfoldable space capsule based on shape memory polymer composite material |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009116319A (en) | 2010-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2232111C2 (en) | Membrane-type space structure and method of deployment of such structure | |
| US8132762B2 (en) | Space based rotating film solar battery array | |
| Underwood et al. | InflateSail de-orbit flight demonstration results and follow-on drag-sail applications | |
| Straubel et al. | Deployable composite booms for various gossamer space structures | |
| JP6571086B2 (en) | Expandable inflatable wing | |
| CN104890900A (en) | Method and equipment for deploying one group of panels | |
| JP2010285137A (en) | Space debris reducing apparatus | |
| WO2020157802A1 (en) | Monitoring control device, artificial satellite, and monitoring system | |
| JPH10135725A (en) | Synchronous rotating two-axes machine hinge assembly | |
| Stohlman et al. | Development of the Deorbitsail flight model | |
| US20050211828A1 (en) | Aerodynamic orbit inclination control | |
| Arya | Packaging and deployment of large planar spacecraft structures | |
| RU2424162C2 (en) | Space mirror and method of its development in space (versions) | |
| US20200386970A1 (en) | Aerostatically Stabilized Atmospheric Reflector To Reduce Solar Irradiance | |
| Herbeck et al. | Solar sail hardware developments | |
| Kaya et al. | Crawling robots on large web in rocket experiment on Furoshiki deployment | |
| Wolff et al. | Alternative application of solar sail technology | |
| Gorbunova et al. | Control of the spacecraft with a solar sail, performing an interplanetary flight | |
| RU87981U1 (en) | SPACE MIRROR | |
| RU87995U1 (en) | SPACE MIRROR | |
| RU2380798C1 (en) | Method for making large convertible umbrella type antenna for spacecraft | |
| Hedgepeth et al. | Conceptual design studies for large free-flying solar-reflector spacecraft | |
| Melnikov et al. | Design of frameless SA deployed by centrifugal for... | |
| US20240308697A1 (en) | Space structure control system and space structure control method | |
| Herbeck | Review on present solar sail hardware developments |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130429 |