RU2457157C1 - Micro-satellite for earth surface remote sensing - Google Patents
Micro-satellite for earth surface remote sensing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2457157C1 RU2457157C1 RU2010149659/11A RU2010149659A RU2457157C1 RU 2457157 C1 RU2457157 C1 RU 2457157C1 RU 2010149659/11 A RU2010149659/11 A RU 2010149659/11A RU 2010149659 A RU2010149659 A RU 2010149659A RU 2457157 C1 RU2457157 C1 RU 2457157C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- microsatellite
- optical
- electronic system
- panels
- housing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космическим аппаратам, а именно к микроспутникам - космическим аппаратам малой массой, предназначенным для съемки поверхности Земли (дистанционного зондирования) и передачи изображения на наземные пункты управления.The invention relates to spacecraft, and in particular to microsatellites - low-mass spacecraft designed to record the Earth's surface (remote sensing) and transmit images to ground control points.
Острота проблем по созданию микроспутников для дистанционного зондирования поверхности Земли в основном определяется разрешением используемого оптико-электронной системы. Как правило, в состав оптико-электронной системы входит оптическая часть в виде последовательно соединенных между собой цилиндрической бленды, оптического блока и блока аппаратуры системы приема и преобразования информации. Оптико-электронные системы с низким разрешением обладают малыми габаритами и массой, что значительно упрощает процесс создания микроспутника (возможны различные компоновочные схемы расположения оптико-электронной системы на микроспутнике). Трудности по созданию микроспутника возникают в случае использования оптико-электронной системы с высоким разрешением. В этом случае масса оптико-электронной системы может достигать 35-40 кг, диаметр порядка 400-500 мм, а дина более 1000 мм.The severity of the problems of creating microsatellites for remote sensing of the Earth’s surface is mainly determined by the resolution of the used optoelectronic system. As a rule, an optical-electronic system includes an optical part in the form of a cylindrical hood, an optical unit and an equipment unit of an information reception and conversion system, connected in series. Low-resolution optoelectronic systems have small dimensions and weight, which greatly simplifies the process of creating a microsatellite (various layout schemes for the location of an optoelectronic system on a microsatellite are possible). Difficulties in creating a microsatellite arise in the case of using a high-resolution optical-electronic system. In this case, the mass of the optoelectronic system can reach 35-40 kg, a diameter of about 400-500 mm, and a dyne of more than 1000 mm.
Основными требованиями к микроспутнику дистанционного зондирования поверхности Земли являются:The main requirements for the microsatellite of remote sensing of the Earth's surface are:
- минимальная масса и габариты микроспутника для обеспечения запуска групповым или попутным способом и обеспечения вертикальной транспортировки самолетами легкого и среднего классов;- the minimum mass and dimensions of the microsatellite to ensure launch in a group or incidental way and to ensure vertical transportation by airplanes of light and middle classes;
- снижение вибромеханических нагрузок на оптико-электронную систему;- reduction of vibromechanical loads on the optoelectronic system;
- обеспечение заданной точности съемки поверхности Земли путем стабильности взаимного расположения оптико-электронной системы и датчиков определения звездных координат микроспутника;- ensuring the specified accuracy of the Earth’s surface by means of stability of the relative position of the optoelectronic system and the sensors for determining the stellar coordinates of the microsatellite;
- обеспечение заданных температурных режимов функционирования оптико-электронной системы;- providing specified temperature conditions for the functioning of the optoelectronic system;
- повышение надежности функционирования микроспутника;- improving the reliability of the microsatellite;
- обеспечение технологичности работ по сборке/разборке микроспутника и др.- ensuring the manufacturability of the assembly / disassembly of the microsatellite, etc.
При использовании оптико-электронной системы с высоким разрешением известны следующие варианты компоновки микроспутника:When using a high-resolution optical electronic system, the following microsatellite layout options are known:
- расположение оптико-электронной системы снаружи корпуса микроспутника, при котором ее продольная ось параллельна плоскости платы, на которой расположена система отделения микроспутника;- the location of the optoelectronic system outside the microsatellite housing, in which its longitudinal axis is parallel to the plane of the board on which the microsatellite separation system is located;
- расположение оптико-электронной системы снаружи корпуса микроспутника, при котором ее продольная ось перпендикулярна плоскости платы, на которой расположена система отделения микроспутника. Известен микроспутник, в котором оптико-электронная система (оптическая камера) расположена снаружи корпуса (см. журнал «Новости космонавтики», №10, октябрь 2008 г., стр 33-34). Оптическая камера расположена в верхней части микроспутника так, что ее продольная ось параллельна плоскости платы, на которой расположена система отделения микроспутника.- the location of the optoelectronic system outside the microsatellite body, in which its longitudinal axis is perpendicular to the plane of the board on which the microsatellite separation system is located. The microsatellite is known in which the optoelectronic system (optical camera) is located outside the casing (see the journal "Cosmonautics News", No. 10, October 2008, pp. 33-34). The optical camera is located in the upper part of the microsatellite so that its longitudinal axis is parallel to the plane of the board on which the microsatellite separation system is located.
На данном микроспутнике используется торцевая схема закрепления на адаптере ракеты-носителя, когда на участке выведения вектор осевой перегрузки перпендикулярен плоскости нижней платы корпуса, на которой расположена система отделения. При такой компоновке оптико- электронной системы с длиной не менее 1000 мм увеличиваются поперечные габариты и ухудшаются массогабаритные характеристики микроспутника за счет низкой плотности компоновки микроспутника в целом. Увеличение поперечных габаритов микроспутника значительно затрудняет его адаптацию к ракете-носителю при групповом или попутном запуске.On this microsatellite, an end fixing circuit is used on the carrier rocket adapter when the axial overload vector is perpendicular to the plane of the lower case board on which the separation system is located on the launch site. With such an arrangement of an optoelectronic system with a length of at least 1000 mm, the transverse dimensions increase and the weight and size characteristics of the microsatellite deteriorate due to the low density of the microsatellite layout as a whole. An increase in the transverse dimensions of the microsatellite significantly complicates its adaptation to the launch vehicle during group or incidental launch.
Под адаптацией микроспутника к ракете-носителю понимается не только его размещение на ракете-носителе, но и согласование и в ряде случаев обеспечение заданного уровня механического нагружения на элементы микроспутника.Adaptation of a microsatellite to a launch vehicle means not only its placement on a launch vehicle, but also coordination and, in some cases, ensuring a given level of mechanical loading on microsatellite elements.
Для данного микроспутника нагрузки от ракеты-носителя на участке выведения через адаптер, систему отделения спутника, его конструкцию передаются на оптическую камеру, расположенную в верхней части микроспутника.For a given microsatellite, the loads from the launch vehicle at the launch site through the adapter, the satellite separation system, and its design are transmitted to the optical camera located at the top of the microsatellite.
Как показывает опыт наземной экспериментальной отработки динамической прочности микроспутников в составе адаптеров для группового и попутного запуска и их систем отделения динамические и импульсные нагрузки, действующие на элементы микроспутников, определяются демпфирующими свойствами конструкции микроспутников, адаптеров и устройств закрепления спутников на адаптере.As shown by the experience of ground-based experimental testing of the dynamic strength of microsatellites as part of adapters for group and parallel launch and their separation systems, dynamic and impulse loads acting on the elements of microsatellites are determined by the damping properties of the design of microsatellites, adapters, and satellite fixation devices on the adapter.
В полете в плоскости стыка с ракетой-носителем действуют по трем ортогональным осям квазистационарные широкополосные случайные вибрации. Максимальные уровни полетных вибраций приходятся на момент старта и во время полета в плотных слоях атмосферы в трансзвуковом режиме.In flight in the plane of the junction with the launch vehicle, quasi-stationary broadband random vibrations act along three orthogonal axes. The maximum levels of flight vibrations occur at the time of launch and during flight in dense layers of the atmosphere in transonic mode.
Виброударные ускорения в плоскости стыка с ракетой-носителем возникают при запуске и выключении двигателей ступеней, разделении ступеней. Виброударные процессы представляют собой переходные затухающие вибрации. Низкочастотные виброудары возникают при включении и выключении двигателей маршевых ступеней. Высокочастотные виброудары вызываются срабатыванием пиротехнических устройств, используемых для разделения ступеней и сброса головного обтекателя.Vibrational accelerations in the plane of the interface with the booster rocket occur when starting and turning off stage motors, and separating stages. Vibro-shock processes are transient damped vibrations. Low-frequency vibration shocks occur when the engines of marching stages are turned on and off. High-frequency vibration impacts are caused by the operation of pyrotechnic devices used to separate the steps and reset the head fairing.
Обычно, при разработке адаптера для попутного (или группового) запуска спутника, ставится задача снижения вибродинамических и ударных нагрузок (см., например, патент №. №2248310). Это связано с тем, что конструкция и приборы запускаемых микроспутников могут не выдерживать действующие нагрузки либо от ракеты-носителя, либо от систем отделения. В описанном микроспутнике на участке выведения ракеты-носителя оптическая камера расположена в верхней части спутника неоптимальным для восприятия нагрузок положением и является самым чувствительным к механическим нагрузкам элементом. В этом случае задача обеспечения требуемых значений механических нагрузок на оптическую камеру наиболее оптимально может быть решена только с учетом подбора требуемых демпфирующих свойств конструкции микроспутника, что является существенным недостатком. Кроме того, и на систему амортизации адаптера накладываются дополнительные требования по учету демпфирующих свойств конструкции микроспутника, что усложняет систему амортизации и является недостатком.Usually, when developing an adapter for the associated (or group) satellite launch, the task is to reduce vibrodynamic and shock loads (see, for example, patent No. 22248310). This is due to the fact that the design and devices of the launched microsatellites may not withstand the existing loads either from the launch vehicle or from the separation systems. In the described microsatellite at the launch vehicle launch site, the optical camera is located at the top of the satellite with a position that is not optimal for absorbing loads and is the most sensitive to mechanical loads element. In this case, the task of providing the required values of mechanical loads on the optical camera can be most optimally solved only by taking into account the selection of the required damping properties of the microsatellite design, which is a significant drawback. In addition, additional requirements are also imposed on the adapter's damping system for taking into account the damping properties of the microsatellite design, which complicates the damping system and is a drawback.
При торцевой схеме закрепления микроспутника на адаптере ракеты-носителя наиболее оптимальной является компоновка микроспутника, в котором продольная ось оптико-электронной системы (оптической камеры) совпадает с продольной осью микроспутника и она расположена в верхней части микроспутника.When the microsatellite is fixed on the carrier rocket adapter, the microsatellite layout is the most optimal, in which the longitudinal axis of the optoelectronic system (optical camera) coincides with the longitudinal axis of the microsatellite and it is located in the upper part of the microsatellite.
Известен микроспутник VENµS с торцевой схемой закрепления на адаптере ракеты-носителя, в котором оптико-электронная система (суперспектральная камера) расположена на одном из торцов микроспутника, а ее ось совпадает с продольной осью микроспутника (см. журнал «Новости космонавтики», №6, июнь 2007 г., стр.42). Информация по данному микроспутнику также приведена в Приложении, рис.1, 2). Данный микроспутник взят за прототип.A known VENµS microsatellite with an end fixing circuit on the carrier rocket adapter, in which an optoelectronic system (superspectral camera) is located at one of the ends of the microsatellite, and its axis coincides with the longitudinal axis of the microsatellite (see the journal "Cosmonautics News", No. 6, June 2007, p. 42). Information on this microsatellite is also given in the Appendix, Fig. 1, 2). This microsatellite is taken as a prototype.
Микроспутник VENµS разработан на базе унифицированной служебной платформы IMPS (Improved Multi Purpose Satellite). На служебной платформе размещается все служебное оборудование, включающее источники питания, двигатели ориентации, солнечные батареи, звездный датчик, радиотехнические и другие системы. Служебная платформа компоновочно отделена от модуля полезной нагрузки - суперспектральной камеры (масса 36 кг, длина 1.2 м, максимальный диаметр 0.4 м), которая установлена на торец платформы и расположена соосно с корпусом платформы.The VENµS microsatellite is developed on the basis of the unified service platform IMPS (Improved Multi Purpose Satellite). The service platform houses all office equipment, including power supplies, orientation engines, solar panels, a star sensor, radio engineering and other systems. The service platform is separated from the payload module — the superspectral camera (
Суперспектральная камера (оптико-электронная система) состоит из оптического и электронного модуля, последовательно соединенных между собой. Как правило, в состав оптического модуля входят бленда и оптический блок. Электронный модуль представляет собой блок аппаратуры системы приема и преобразования информации.A superspectral camera (optoelectronic system) consists of an optical and electronic module connected in series with each other. Typically, an optical module includes a hood and an optical unit. The electronic module is a hardware unit of the system for receiving and converting information.
Корпус микроспутника выполнен в виде шестигранника с торцевыми платами с расположенными в нем электронными приборами, на верхний торец корпуса установлена надставка с силовым поясом, расположенным вокруг оптико-электронной системы. Панели солнечной батареи закреплены в двух точках: одна точка расположена на корпусе микроспутника, а вторая - на надставке корпуса.The microsatellite case is made in the form of a hexagon with end plates with electronic devices located in it, an extension with a power belt located around the optoelectronic system is installed on the upper end of the case. The solar panels are fixed at two points: one point is located on the microsatellite body, and the second is on the body extension.
Силовой пояс выполнен в виде форменной конструкции, в верхней части которого в районе торца оптико-электронной системы смонтирована светозащитная крышка оптико-электронной системы и некоторые приборы микроспутника.The power belt is made in the form of a shaped structure, in the upper part of which, in the region of the end of the optoelectronic system, a light-protective cover of the optoelectronic system and some microsatellite devices are mounted.
Недостатки микроспутника по прототипу заключаются в следующем:The disadvantages of the microsatellite prototype are as follows:
- установка мультиспектральной камеры на верхнюю плату приборного блока без заглубления в корпус приборного блока снижает плотность компоновки микроспутника в целом за счет увеличения его длины, что ведет к увеличению массы микроспутника;- the installation of a multispectral camera on the upper board of the instrument unit without being buried in the case of the instrument unit reduces the density of the microsatellite layout as a whole by increasing its length, which leads to an increase in the mass of the microsatellite
увеличение габаритов микроспутника значительно затрудняет его адаптацию к ракете-носителю при групповом или попутном запуске;the increase in the size of the microsatellite significantly complicates its adaptation to the launch vehicle during group or incidental launch;
увеличение длины микроспутника не позволяет использовать самолеты класса Ан-72, Ан-74 для наиболее выгодного по условиям нагружения микроспутника вертикального способа транспортировки микроспутника;the increase in the length of the microsatellite does not allow the use of An-72, An-74 class airplanes for the vertical way of transporting the microsatellite that is most favorable under microsatellite loading conditions;
расположение мультиспектральной камеры на верхней плате приборного блока без заглубления в корпус приборного блока является неоптимальным для восприятия нагрузок на участке выведения; обеспечение заданных параметров жесткости с целью обеспечения допустимого уровня механического нагружения камеры на участке выведения в этом случае может быть достигнуто усилением как конструкции платформы, так и мультиспектральной камеры, что ведет к увеличению массы;the location of the multispectral camera on the upper board of the instrument unit without being buried in the case of the instrument unit is not optimal for the perception of loads on the output site; providing the specified rigidity parameters in order to ensure an acceptable level of mechanical loading of the chamber at the excretion site in this case can be achieved by strengthening both the platform structure and the multispectral chamber, which leads to an increase in mass;
для принятой компоновки микроспутника и идеологии его создания на базе унифицированной спутниковой платформы мультиспектральная камера по тепловым режимам полностью «развязана» со спутниковой платформой;for the adopted microsatellite layout and the ideology of its creation on the basis of a unified satellite platform, the multispectral camera in thermal conditions is completely “decoupled” from the satellite platform;
обеспечение тепловых режимов мультиспектральной камеры в этом случае может быть осуществлено только техническими решениями по самой камере; в результате будет увеличена масса системы обеспечения тепловых режимов мультиспектральной камеры;providing thermal conditions of the multispectral camera in this case can only be carried out by technical solutions for the camera itself; as a result, the mass of the system for providing thermal conditions of the multispectral camera will be increased;
в микроспутнике по прототипу на платформу смонтирован специальный корпус (надставка), устанавливаемый на платформу и используемый для закрепления верхнего пояса узлов крепления панелей солнечных батарей. При этом нижний пояс узлов крепления панелей солнечных батарей расположен на самой платформе. Такое расположение верхнего и нижнего узлов крепления панелей солнечных батарей, к которым предъявляются повышенные требования по точности взаимного расположения (узлы замков, оси поворотных шарниров, механизмы поворота панелей солнечных батарей) не обеспечивает требуемые точности и приводит к увеличению моментов сопротивления для приводов раскрытия панелей или необходимости юстировки элементов узлов крепления в составе микроспутника, что является недостатком;in the microsatellite, based on the prototype, a special case (extension) is mounted on the platform, mounted on the platform and used to fasten the upper belt of the attachment points of the solar panel panels. At the same time, the lower belt of the solar panel mounts is located on the platform itself. Such an arrangement of the upper and lower attachment points of solar panel panels, which are subject to increased requirements for the accuracy of relative positioning (lock assemblies, pivot pivot axes, solar panel rotation mechanisms) does not provide the required accuracy and leads to an increase in resistance moments for panel opening drives or the need alignment of the elements of the attachment points in the microsatellite, which is a disadvantage;
обычно высокая точность наведения мультиспектральной камеры при проведении съемок поверхности Земли обеспечивается использованием в составе системы ориентации и стабилизации микроспутника звездного датчика и точной выставкой осей камеры и звездного датчика; при расположении мультиспектральной камеры на торце микроспутника, а звездного датчика в корпусе служебной платформы задача точной выставки осей камеры и звездного датчика усложняется; кроме того, температурные деформации конструкции платформы микроспутника в полете приведут к снижению точности выставки осей камеры и звездного датчика, что является недостатком.Usually, the high accuracy of pointing the multispectral camera when surveying the Earth’s surface is ensured by using the star sensor in the orientation and stabilization system of the microsatellite and accurate display of the camera and star sensor axes; when the multispectral camera is located at the end of the microsatellite, and the star sensor is in the housing of the service platform, the task of accurately exposing the camera axes and the star sensor is complicated; in addition, temperature deformations of the microsatellite platform design in flight will lead to a decrease in the accuracy of the exposure of the camera axes and the star sensor, which is a drawback.
Выполнение корпуса микроспутника шестигранной формы обладает следующими недостатками:The execution of the housing of the microsatellite hexagonal has the following disadvantages:
- поскольку узлы стыковки микроспутника с системой отделения адаптера формируются в узлах соединения боковых плат, в микроспутнике-прототипе образуются 6 узлов стыковки (обычная схема системы отделения использует 4 узла стыковки); при использовании для разрыва механической связи разрывных болтов возникают повышенные ударные нагрузки на микроспутник и приборы ракеты-носителя; при использовании других способов точечного разрыва механической связи между микроспутником и адаптером ракеты-носителя возникает структурная избыточность узлов связи, что снижает надежность функционирования системы отделения микроспутника;- since the docking nodes of the microsatellite with the adapter separation system are formed in the connection nodes of the side boards, in the
- ограниченная ширина боковых плат из-за шестигранной формы корпуса (меньшая по отношению к ширине боковых плат корпуса в виде параллелипипеда) приводит к увеличению количества панелей солнечной батареи: в микроспутнике по прототипу солнечная панель состоит из двух крыльев, в каждом из которых установлены три панели; все это приводит к увеличению массы солнечной батареи и к снижению надежности функционирования проводов раскрытия панелей солнечной батареи из-за увеличения количества приводов;- the limited width of the side boards due to the hexagonal shape of the case (smaller in relation to the width of the side boards of the case in the form of a parallelepiped) leads to an increase in the number of solar panels: in the microsatellite of the prototype, the solar panel consists of two wings, each of which has three panels ; all this leads to an increase in the mass of the solar battery and to a decrease in the reliability of the wires for opening the panels of the solar battery due to an increase in the number of drives;
- обычно для обеспечения функционирования оптико-электронной системы необходимо вводить в состав микроспутника ряд приборов целевой аппаратуры, среди них: бортовые запоминающие устройства, передатчики, антенно-фидерные устройства; в конструкции микроспутника по прототипу приборы целевой аппаратуры могут монтироваться либо в служебной платформе, либо в верхней части микроспутника на силовом каркасе в зоне, ограниченной надставкой корпуса; поскольку микроспутник по прототипу создается на основе унифицированной платформе, то монтаж целевой аппаратуры в служебной платформе приведет к значительным доработкам боковых плат, что является недостатком; монтаж целевой аппаратуры на силовом каркасе ставит дополнительную задачу обеспечения тепловых режимов ее функционирования, что также является недостатком;- usually, to ensure the functioning of the optoelectronic system, it is necessary to introduce a number of devices of the target equipment into the microsatellite, among them: on-board storage devices, transmitters, antenna-feeder devices; in the microsatellite design of the prototype, the devices of the target equipment can be mounted either in the service platform or in the upper part of the microsatellite on the power frame in the area limited by the housing extension; since the microsatellite of the prototype is created on the basis of a unified platform, the installation of the target equipment in the service platform will lead to significant improvements in the side boards, which is a drawback; the installation of the target equipment on a power frame poses an additional task of ensuring the thermal conditions of its functioning, which is also a disadvantage;
- доступ к приборам служебной и целевой аппаратуры возможен путем полного снятия боковых плат, что снижает технологичность, работ по сборке микроспутника;- access to service and target equipment is possible by completely removing the side boards, which reduces manufacturability, microsatellite assembly work;
- установка светозащитной крышки у торца оптико-электронной системы на силовом каркасе приводит к увеличению длины и массы силового каркаса; кроме того, наземная отработка привода открытия/закрытия светозащитной крышки возможна в этом случае только в составе микроспутника, что также является недостатком.- the installation of a light-protective cover at the end of the optoelectronic system on the power frame leads to an increase in the length and weight of the power frame; in addition, ground testing of the opening / closing drive of the lightproof cover is possible in this case only as part of the microsatellite, which is also a drawback.
Целью заявляемого решения является улучшение тактико-технических, эксплуатационных и технологических характеристик микроспутника дистанционного зондирования поверхности Земли, в том числе: снижение массогабаритных характеристик, повышение точности наведения оптико-электронной системы при съемке поверхности Земли, обеспечение условий функционирования оптико-электронной системы в составе микроспутника, повышение надежности его функционирования, улучшение условий адаптации микроспутника при групповом или попутном запуске, обеспечение технологичности при проведении сборочных и разборочных работ.The aim of the proposed solution is to improve the tactical, technical, operational and technological characteristics of the microsatellite of remote sensing of the Earth’s surface, including: reducing the overall dimensions, improving the accuracy of pointing the optoelectronic system when shooting the Earth’s surface, ensuring the functioning conditions of the optoelectronic system as part of the microsatellite, increasing the reliability of its functioning, improving the adaptation conditions of the microsatellite during group or incidental launch, ensuring technological effectiveness during assembly and disassembly.
Поставленная цель достигается тем, что корпус микроспутника выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда и состоит из силового каркаса с закрепленными в нем параллельно друг другу верхней, нижней торцевых плат и двух промежуточных плат, расположенных между торцевыми платами, а на оптико-электронной системе в районе соединения бленды с оптическим блоком выполнен установочный фланец с крепежными отверстиями, при помощи которого оптико-электронная система жестко закреплена на промежуточной плате корпуса, расположенной между второй промежуточной платой и верхней торцевой платой, и на этой же плате жестко закреплены звездные датчики с выступанием за корпус микроспутника, а верхняя торцевая плата микроспутника расположена между установочным фланцем и торцом объектива оптико-электронной системы, при этом в промежуточной плате, контактирующей с установочным фланцем, и верхней торцевой плате выполнены вырезы под оптико-электронную систему, и на верхней торцевой плате вокруг выступающей части оптико-электронной системы установлен силовой пояс в виде, например, стержневой конструкции со шпангоутом, на котором расположены антенны и часть приборов оптико-электронной системы микроспутника, при этом на силовом каркасе в районах между торцевыми и промежуточными платами, а также между промежуточными платами установлены съемные панели, в некоторых из которых в этих же районах выполнены вырезы, часть из которых закрыта съемными крышками, при этом приборы служебной и целевой аппаратуры смонтированы на съемных панелях с вырезами и без них и съемных крышках съемных панелей, а на верхней и нижней торцевых платах со стороны одной из боковых панелей диаметрально противоположно смонтированы верхние и нижние узлы крепления и поворота панелей солнечных батарей, при этом светозащитная крышка с приводом ее открытия/закрытия установлена на торце оптической части оптико-электронной системы. This goal is achieved by the fact that the microsatellite case is made in the form of a rectangular parallelepiped and consists of a power frame with upper, lower end plates and two intermediate plates fixed in parallel to each other, located between the end plates, and on the optoelectronic system in the area of the blend an installation flange with mounting holes is made with the optical unit, by which the optoelectronic system is rigidly fixed to the intermediate plate of the housing located between the second an interim board and an upper end plate, and star sensors are rigidly fixed to the same board with a protrusion behind the microsatellite body, and the upper end plate of the microsatellite is located between the mounting flange and the lens end of the optoelectronic system, while in the intermediate board in contact with the mounting flange, cutouts for the optoelectronic system are made and the upper end board, and on the upper end board around the protruding part of the optoelectronic system, a power belt is installed in the form, for example, of a rod of the construction with a frame on which the antennas and part of the devices of the optoelectronic microsatellite system are located, while removable panels are installed on the power frame in the areas between the end and intermediate boards, as well as between the intermediate boards, in some of which cutouts are made in the same areas , some of which are closed by removable covers, while service and target equipment devices are mounted on removable panels with and without cutouts and removable covers on removable panels, and on the upper and lower end plates with on the side of one of the side panels, the upper and lower attachment and rotation units of the solar panels are diametrically opposed, and a light-protective cover with a drive for opening / closing it is mounted on the end of the optical part of the optoelectronic system.
Заявляемый микроспутник поясняется чертежами, на которых показано:The inventive microsatellite is illustrated by drawings, which show:
фиг.1 - общий вид микроспутника со сложенными панелями солнечной батареи;figure 1 - General view of the microsatellite with folded panels of the solar battery;
фиг.2 - вид на микроспутник со стороны верхней платы;figure 2 is a view of the microsatellite from the upper board;
фиг.3 - вид на микроспутник со стороны нижней платы;figure 3 is a view of the microsatellite from the bottom of the board;
фиг.4 - объемный вид микроспутника со сложенными панелями солнечной батареи;4 is a three-dimensional view of the microsatellite with the solar panels folded;
фиг.5 - объемный вид частично собранного каркаса микроспутника;5 is a three-dimensional view of a partially assembled microsatellite frame;
фиг.6 - объемный вид оптико-электронной системы;6 is a three-dimensional view of the optoelectronic system;
фиг.7 - объемный вид промежуточной платы для установки оптико-электронной системы и оптических датчиков звездных координат;7 is a three-dimensional view of an intermediate board for installing an optoelectronic system and optical sensors of stellar coordinates;
фиг.8 - установка оптико-электронной системы и оптических датчиков звездных координат на промежуточной плате микроспутника;Fig - installation of an optoelectronic system and optical sensors of stellar coordinates on the intermediate microsatellite board;
фиг.9 - объемный вид верхней торцевой платы микроспутника в сборе;Fig.9 is a three-dimensional view of the upper end plate of the microsatellite assembly;
фиг.10 - конструктивно-технологическое членение микроспутника (без панелей солнечных батарей и некоторых приборов);figure 10 - structural and technological division of the microsatellite (without solar panels and some devices);
фиг.11 - установка управляющих двигателей-маховиков на съемных крышках съемной платы микроспутника;11 - installation of control engines, flywheels on the removable covers of the microsatellite removable board;
фиг.12 - установка прибора на съемной крышке съемной платы;Fig - installation of the device on a removable cover of a removable board;
фиг.13 - установка приборов на съемной плате микроспутника;Fig - installation of devices on a removable circuit board microsatellite;
фиг.14 - установка оптико-электронной системы в микроспутнике;Fig - installation of the optoelectronic system in the microsatellite;
фиг.15 - установка панелей солнечных батарей на микроспутнике;Fig - installation of solar panels on the microsatellite;
фиг.16 - установка тепловых труб. Fig - installation of heat pipes.
Микроспутник содержит корпус 1 приборного блока в форме прямоугольного параллелепипеда, выполненный в виде силовых фрезерованных плат с установленными на них приборами целевой и служебной аппаратуры, установленную на корпусе 1 солнечную батарею 2, оптико-электронную систему 3, заглубленную в корпус 1. На верхнем торце корпуса 1 закреплены силовой пояс 4 с фланцем 5 и антенна 6 для передачи видеоизображения. На фланце 5 смонтированы четыре антенны 7 и две антенны 8 командной радиолинии микроспутника. На силовом поясе также установлен блок управления 9 с приводом открытия-закрытия светозащитной крышки оптико-электронной системы 3.The microsatellite contains a
Корпус 1 приборного блока микроспутника состоит из силового каркаса 10 с закрепленными в нем параллельно друг другу верхней 11, нижней 12 торцевыми платами и двумя промежуточными платами 13, 14, расположенными между торцевыми платами. На нижней торцевой плате 12 расположены четыре узла 15 для стыковки с системой отделения микроспутника. Силовой каркас 10 состоит из соединенных между собой фрезерованных прямоугольных рамок-каркасов 16, 17, 18, 19, соединенных между собой, каждая их которых в плане разделена промежуточными перегородками (конструктивное исполнение показано на примере перегородки 20) на три окна. К верхним и нижним торцам рамок-каркасов крепятся верхняя 11 и нижняя 12 платы. К промежуточным перегородкам крепятся промежуточные платы 13, 14.The
Оптико-электронная система 3 состоит из оптического модуля в составе бленды 21 и оптического блока 22, в районе стыка которых выполнен установочный фланец 23 с крепежными отверстиями. Оптический блок 22 состыкован с блоком аппаратуры 24 системы приема и преобразования информации. Объектив 21 оптико-электронной системы 3 закрыт светозащитной крышкой 25 с приводом открытия / закрытия крышки.The
При помощи установочного фланца 23 с отверстиями оптико-электронная система 3 крепится к промежуточной плате 13. Для этого в промежуточной плате 13 выполнено отверстие 26 для размещения оптико-электронной системы и окантовка 27, в которой выполнены резьбовые отверстия 28. Кроме того, в промежуточной плате 13 выполнены посадочные места 29 под установку блока оптических датчиков звездных координат 30. Таким образом, блок оптических датчиков звездных координат 30, входящих в состав системы ориентации и стабилизации микроспутника и определяющих точность прицеливания оптико-электронной системы при проведении съемок поверхности Земли, установлены на одном жестком основании - промежуточной плате 13, что позволяет обеспечить высокую точность их взаимного положения и в итоге - высокую степень прицеливания оптико-электронной системы.By means of a mounting
В верхней торцевой плате 11 также выполнено отверстие 31, размеры которого выбраны из условия размещения объектива 21 оптико-электронной системы 3. В окантовке 32 отверстия 31 установлен силовой пояс 4 с фланцем 5 для монтажа антенн 6, 7, 8. Антенна 6 дополнительно закреплена при помощи подкоса 33. На верхней торцевой плате смонтированы датчик Земли 34, магнитометры 35, солнечный датчик 36. На силовом поясе 4 для установки блока управления 9 приводом открытия-закрытия светозащитной крышки 25 оптико-электронной системы 3 жестко закреплена плата 37.An
На торцевой плате 12 микроспутника расположены приборы: аккумуляторные батареи 38, бортовая вычислительная система 39, антенна 40, управляющие двигатели-маховики 41, комплекс управления системой электроснабжения 42, солнечный датчик 43.On the
На промежуточной плате 14 расположены приборы 44 бортового комплекса управления.On the
Приборы, устанавливаемые на боковых стенках силового каркаса 10, монтируются следующим образом.Devices installed on the side walls of the
Большинство окон рамок-каркасов 16, 17, 18, 19 закрыты съемными панелями с отверстиями в них, закрываемые (либо не закрываемыми) крышками.Most of the windows of the frame frames 16, 17, 18, 19 are closed with removable panels with holes in them, which are closed (or not closed) by covers.
Съемные панели с отверстиями выполняют следующие функции:Removable panels with holes perform the following functions:
- все съемные панели со съемными крышками (с приборами на них или без приборов) обеспечивают доступ к приборам микроспутника, при этом:- all removable panels with removable covers (with or without appliances on them) provide access to microsatellite instruments, while:
- при снятии панелей обеспечивается полный доступ к приборам микроспутника;- when removing the panels provides full access to the microsatellite devices;
- при снятии крышек с панелей обеспечивается частичный доступ к приборам микроспутника;- when removing covers from panels, partial access to microsatellite devices is provided;
- часть приборов микроспутника устанавливается в съемных панелях с обеспечением выступания прибора за корпус микроспутника, крышки в этом случае отсутствуют;- some microsatellite devices are installed in removable panels to ensure that the device protrudes beyond the microsatellite body, there are no covers in this case;
- часть съемных панелей закрывают приборы, установленные на платах микроспутника, с обеспечением выступания прибора за корпус микроспутника;- part of the removable panels is covered by devices installed on the microsatellite boards, with the device protruding beyond the microsatellite body;
- часть приборов устанавливается на съемных крышках панелей.- some devices are installed on removable panel covers.
Рассмотрим примеры конструктивного исполнения съемных панелей с отверстиями в них.Consider examples of the design of removable panels with holes in them.
Съемная панель 45 с крышками 46 служит для обеспечения доступа к приборам микроспутника.The
Съемная панель 47 с крышкой 48 служит для обеспечения доступа к приборам микроспутника и для размещения прибора 49, входящего в состав системы ориентации и стабилизации.The
Съемная панель 50 с крышками 51, 52 служит для обеспечения доступа к приборам микроспутника и для размещения управляющих двигателей-маховиков (на фиг.10 не показаны), входящих в состав системы ориентации и стабилизации. Аналогично крепятся и другие двигатели-маховики.A
В съемной панели 53 установлена двигательная установка 54 для решения задач орбитального маневрирования микроспутника. Свободные места в зоне выступания двигательной установки закрыты крышкой 55. В зоне установки оптических датчиков звездных координат 30 на плате 13 смонтирована съемная крышка 56 с вырезом. Свободные места в зоне выступания датчиков закрыты крышкой 57. Съемная плата 58 служит для обеспечения доступа к приборам микроспутника и в ней смонтирована съемная крышка 59 с прибором 60, являющимся запоминающим устройством целевой информации. С противоположной стороны смонтирована аналогичная плата с аналогичными крышкой и прибором. Наружные поверхности крышек 59 являются теплоотводящими поверхностями. Рассмотрим примеры конструктивного исполнения съемных панелей без отверстий в них.In the
Два окна рамок-каркасов 16, 17, 18, 19, расположенные между верхней торцевой панелью 11 и промежуточной платой 13, закрыты съемными панелями с глухими карманами с донышками, утопленными внутрь микроспутника. На донышках смонтированы приборы микроспутника.Two windows of the frame frames 16, 17, 18, 19 located between the
Например, в плате 61 выполнен глухой выступающий во внутреннюю полость корпуса микроспутника карман 62 с донышком, на котором установлен прибор (на фиг.10 не показан). Непосредственно на плате 61 рядом с карманом также смонтирован прибор (на фиг.10 не показан). Аналогичная плата 63 с приборами 64, 65 установлена диаметрально противоположно.For example, in the
В крышках 51, 52 установлены двигатели-маховики 66, 67 (на фиг.11 показаны разъемы двигателей-маховиков).The
В плате 61 смонтирован прибор 68 и прибор 69 на кармане 62. Такая ступенчатая установка приборов 68, 69 обеспечивает доступ к разъемам приборов, например к разъемам 70 прибора 69 (фиг.12).A
Солнечная батарея 2 состоит из четырех панелей. Особенности крепления солнечной батареи рассмотрим на примере панелей 71,72, расположенных по одну из сторон корпуса 1 микроспутника. По другую сторону расположены аналогичные две панели солнечной батареи.
Панели 71, 72 соединены между собой шарнирными узлами 73, 74. Для их относительного поворота служит электропривод 75. Панели 71, 72 крепятся к корпусу 1 при помощи шарнирных узлов 76, 77, установленных на торцевых платах 11, 12 микроспутника. Для поворота панелей служит электропривод 78.The
Отвод тепла от наиболее теплонагруженной платы 12 осуществляется тепловыми трубами 79 на радиационные поверхности 80, образованные на крышках 59.Heat is removed from the most heat-loaded
Рассмотрим особенности функционирования заявляемого микроспутника и его эффективность по сравнению со спутником-прототипом.Consider the features of the operation of the inventive microsatellite and its effectiveness in comparison with the prototype satellite.
При компоновке микроспутника используется метод проектирования - метод совмещения функций, при котором оптико-электронная система заглубляется в приборный блок микроспутника, и ее тепловой режим обеспечивается средствами как самой системы, так и средствами микроспутника.When assembling the microsatellite, a design method is used - a method of combining functions, in which the optoelectronic system is buried in the instrument unit of the microsatellite, and its thermal mode is provided by both the system itself and the microsatellite.
Длина и ширина корпуса микроспутника определяется размерами и компоновкой приборов. Так, размеры приборов 44, 38, 39, 41, 42 определяют размеры отсека, образованного нижней платой 12, промежуточной платой 14 и частью силового каркаса 10. Расстояние между промежуточными платами 13, 14 определяется габаритами части оптико-электронной системы 3 от стыковочного фланца 23 до торца блока аппаратуры 22 системы приема и преобразования информации с учетом габаритов приборов, устанавливаемых на боковых стенках силового каркаса 10. Расстояние между платами 11 и 13 определяется габаритами приборов, устанавливаемых на боковых стенках силового каркаса 10.The length and width of the microsatellite body is determined by the size and layout of the devices. So, the dimensions of the
Выбором положения стыковочного фланца 23 обеспечивается высокая плотность компоновки микроспутника и расположение оптического блока 22 и блока аппаратуры 24 системы приема и преобразования информации в объеме, ограниченном промежуточными платами 13, 14. Как правило, на стыковочном фланце 23 должна быть обеспечена плюсовая температура, например, в пределах от 0°С до 35°С. Поэтому выбор конкретных приборов для установки в данном объеме определяется с учетом их тепловыделения и тепловыделения блока аппаратуры 24 системы приема и преобразования информации, обеспечивающих заданный тепловой баланс.The choice of the position of the
В объеме, ограниченном верхней торцевой платой 11 и промежуточной платой 13, расположены приборы с большим энергопотреблением, например передатчики целевой информации и часть объектива 21 оптико-электронной системы. Такой подход обеспечивает заданный тепловой режим объектива 21, поскольку он наиболее подвержен охлаждению, особенно во время съемки Земли с открытой светозащитной крышкой 25. В качестве дополнительных источников подогрева оптического модуля оптико-электронной системы 3 используются электронагреватели (на чертеже не показаны). Кроме того, светозащитная крышка 25 выполняет двойную роль. Во-первых, она исключает засветку прямыми солнечными лучами оптико-электронной системы, а во-вторых, крышка играет защитную тепловую роль и способствует незамерзанию оптико-электронной системы. Установка светозащитной крышки на торце оптической части оптико-электронной системы сокращает габариты и массу крышки, обеспечивает точность закрытия торца объектива оптико-электронной системы и автономность наземной экспериментальной отработки всей оптико-электронной системы.In the volume limited by the
Высота силового пояса 4 определяется высотой устанавливаемых на нем приборов, в частности блока управления 9 приводом открытия-закрытия светозащитной крышки оптико-электронной системы 3. Расположение силового пояса вокруг объектива 21 позволяет установить на него теплоизоляцию (не показана) для обеспечения тепловых режимов оптико-электронной системы 3.The height of the
В объеме, ограниченном нижней торцевой платой 12 и промежуточной платой 14, расположены приборы с повышенным энергопотреблением, например аккумуляторные батареи 38, бортовая вычислительная система 39, управляющие двигатели-маховики 41, комплекс управления системой электроснабжения 42, приборы 44 бортового комплекса управления. В этом объеме наиболее теплонагруженной является нижняя торцевая плата 12, отвод тепла от которой осуществляется тепловыми трубами 79 на радиационные поверхности 80, образованные на крышках 59.In the volume limited by the
Таким образом, микроспутник торцевыми 11, 12 и промежуточными 13, 14 платами разделен на три отсека, в каждом из которых монтируются приборы с учетом обеспечения общего теплового баланса. При этом обеспечивается температурный режим оптико-электронной системы 3 с максимальным снижением температурных (и вибрационных) линейных деформаций, исключающий расфокусировку как оптической части 21, 22, так и системы приема и преобразования информации 24. Это достигается размещением оптико-электронной системы во внутренней полости микроспутника с практически постоянной температурой, близкой к температуре юстировки оптико-электронной системы, и закреплением ее на жесткой плате 13 при помощи фланца 23, расположенного в средней части оптико-электронной системы.Thus, the microsatellite with
Съемные панели и крышки в отсеках обеспечивают удобство сборки (разборки) микроспутника. Замена при необходимости прибора на новый или в случае изменения его размеров осуществляется путем изготовления новой съемной платы или только съемной крышки при минимальных экономических и временных затратах.Removable panels and covers in the compartments provide ease of assembly (disassembly) of the microsatellite. If necessary, replacing the device with a new one or in case of changing its size is carried out by manufacturing a new removable board or only a removable cover with minimal economic and time costs.
Для обеспечения надежности процесса открытия панелей солнечных батарей 71, 72 приводами 75, 78 необходимо снижать момент сопротивления, который определяется моментом сопротивления от кабельной сети между панелями и моментом сопротивления в корневых шарнирных узлах 76, 77 и шарнирных узлах 73, 74. Поскольку шарнирные узлы 76, 77 закреплены на одном силовом каркасе 10, состоящем из соединенных между собой фрезерованных прямоугольных рамок-каркасов 16, 17, 18, 19, то обеспечивается высокая точность их выставки и минимальные моменты сопротивления. Выполнение корпуса 10 микроспутника в виде прямоугольного параллелепипеда позволяет минимизировать количество панелей солнечной батареи. На практике для подобных микроспутников достаточно 4 панели солнечной батареи, что также способствует повышению надежности их открытия/закрытия и снижению общей массы. Установка микроспутника на адаптер при реализации группового или попутного запуска осуществляется при помощи четырех узлов 15, обеспечивающих стыковку микроспутника с системой отделения. Установка блока оптических датчиков звездных координат 30, входящих в систему ориентации и стабилизации микроспутника и определяющих точность его углового положения, и оптико-электронной системы 3 на одну промежуточную плату 13 обеспечивает стабильность взаимного положения их оптических осей на всех этапах эксплуатации за счет жесткости платы 13, что обеспечивает точность проведения съемки поверхности Земли. To ensure the reliability of the process of opening
Таким образом, заявляемый микроспутник по сравнению со спутником-прототипом обеспечивает:Thus, the claimed microsatellite in comparison with the prototype satellite provides:
- сокращение общей длины микроспутника до 24-25% и снижение массы конструкции до 15-18%;- reducing the total length of the microsatellite to 24-25% and reducing the mass of the structure to 15-18%;
- поперечные размеры для предлагаемой компоновки микроспутника увеличиваются незначительно либо остаются прежними; для приведенного в качестве примера микроспутника на нижней плате 12 расположены приборы, габариты которых по сути и определяют поперечные размеры платы 12 и самого микроспутника; при этом длина самого приборного блока за счет заглубления в него оптико-электронной системы увеличится примерно на 20-22%, а общая длина микроспутника уменьшится на 24-25%; при длине оптико-электронной системы в 1000 мм, потребной длине приборного блока 820 мм абсолютное снижение длины микроспутника составит примерно 450 мм, при этом длина самого приборного блока увеличится примерно на 220 мм;- the transverse dimensions for the proposed layout of the microsatellite increase slightly or remain the same; for an example microsatellite, on the
- запуск заявляемого микроспутника как правило осуществляется либо попутным, либо групповым способом; при установке микроспутника на адаптер используются четыре узла 15 системы отделения, расположенные на плате 12; в микроспутнике-прототипе используются шесть аналогичных узлов; сокращение массы и длины микроспутника при незначительном увеличении поперечных габаритов микроспутника, а также сокращение узлов стыковки с системой отделения в большинстве случаев значительно упрощает адаптацию микроспутника к ракете-носителю при реализации группового или попутного запуска и повышает надежность его отделения;- the launch of the inventive microsatellite is usually carried out either in passing or in a group way; when installing the microsatellite on the adapter, four
- размещением оптико-электронной системы во внутренней полости микроспутника с практически постоянной температурой, близкой к температуре юстировки оптико-электронной системы, и закреплением ее на жесткой плате 13 при помощи фланца 23, расположенного в средней части оптико-электронной системы, обеспечивается заданный температурный режим оптико-электронной системы 3 с максимальным снижением температурных (и вибрационных) линейных деформаций, исключающий расфокусировку как оптической части 21, 22, так и системы приема и преобразования информации 24; для этих же целей служит силовой пояс, расположенный вокруг объектива 21, на который устанавливается теплоизоляция (не показана) и установка непосредственно на торец объектива светозащитной крышки;- by placing the optoelectronic system in the internal cavity of the microsatellite with an almost constant temperature close to the alignment temperature of the optoelectronic system, and fixing it to the
- обеспечивается точность взаимного положения оптико-электронной системы и блока оптических датчиков звездных координат, что в свою очередь повышает точность проведения съемки поверхности Земли;- the accuracy of the mutual position of the optoelectronic system and the block of optical sensors of stellar coordinates is ensured, which in turn increases the accuracy of surveying the surface of the Earth;
- использованием съемных панелей и крышек в них обеспечивает сборку/разборку КА с использованием простых технологических приемов без использования сложной технологической оснастки, что повышает технологичность микроспутника и улучшает его эксплуатационные свойства;- the use of removable panels and covers in them ensures assembly / disassembly of the spacecraft using simple technological methods without the use of complex technological equipment, which increases the manufacturability of the microsatellite and improves its operational properties;
- выполнение корпуса 10 микроспутника в виде прямоугольного параллелепипеда позволяет снизить количество панелей солнечной батареи с 6 для спутника-прототипа до 4, что способствует повышению надежности их открытия/закрытия и снижению общей массы;- the implementation of the
- закрепление шарнирных узлов 76, 77 на одном силовом каркасе 10, состоящем из соединенных между собой фрезерованных прямоугольных рамок-каркасов 16, 17, 18, 19, обеспечивает высокую точность их выставки и минимальные моменты сопротивления для привода открытия/закрытия панелей солнечной батареи.- fixing the
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010149659/11A RU2457157C1 (en) | 2010-12-07 | 2010-12-07 | Micro-satellite for earth surface remote sensing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010149659/11A RU2457157C1 (en) | 2010-12-07 | 2010-12-07 | Micro-satellite for earth surface remote sensing |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010149659A RU2010149659A (en) | 2012-06-20 |
| RU2457157C1 true RU2457157C1 (en) | 2012-07-27 |
Family
ID=46680487
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010149659/11A RU2457157C1 (en) | 2010-12-07 | 2010-12-07 | Micro-satellite for earth surface remote sensing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2457157C1 (en) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104691790A (en) * | 2015-02-13 | 2015-06-10 | 上海卫星工程研究所 | High-accuracy micro deformation star sensor mounting bracket |
| CN105083590A (en) * | 2015-09-02 | 2015-11-25 | 南京理工大学 | Multiunit cubesat main load-bearing structure |
| RU2572365C1 (en) * | 2014-10-17 | 2016-01-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт космических исследований Российской академии наук | Miniature satellite |
| RU2595352C1 (en) * | 2015-07-31 | 2016-08-27 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Orbit-serviced automatic spacecraft |
| RU2651309C1 (en) * | 2017-02-09 | 2018-04-19 | Общество с ограниченной ответственностью "Даурия - спутниковые технологии" | Microclass earth remote probing spacecraft |
| RU2659343C1 (en) * | 2017-02-28 | 2018-06-29 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of manufacturing of the spacecraft payload module of a block-modular design |
| RU2729906C1 (en) * | 2019-12-05 | 2020-08-13 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» | Spacecraft assembly method |
| RU2732652C1 (en) * | 2019-10-03 | 2020-09-21 | Российская Федерация от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of assembling optoelectronic devices of spacecraft |
| RU201186U1 (en) * | 2020-08-31 | 2020-12-02 | Общество с ограниченной ответственностью "Спутниковые инновационные космические системы" (ООО "СПУТНИКС") | Universal nanosatellite platform of the CubeSat format |
| RU2825163C1 (en) * | 2024-01-31 | 2024-08-21 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Самарский Национальный Исследовательский Университет Имени Академика С.П. Королева" (Самарский Университет) | Design of unified space platform oriented to automated assembly |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106742083B (en) * | 2016-11-09 | 2019-01-08 | 上海卫星工程研究所 | A kind of free attachment device of face default value unloading based on in-orbit flexible release |
| CN107505799B (en) * | 2017-09-18 | 2020-04-10 | 北京空间飞行器总体设计部 | Concentrated point type stressed load supporting structure |
| CN114148551B (en) * | 2021-12-23 | 2024-05-31 | 长光卫星技术股份有限公司 | Satellite-borne integrated configuration for ultra-large-breadth high-resolution remote sensing satellite |
| CN114735252B (en) * | 2022-04-15 | 2023-12-22 | 中国科学院上海技术物理研究所 | Deep low-temperature heat dissipation system based on earth screen shielding |
| CN117644996B (en) * | 2023-12-06 | 2024-08-16 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | Optical satellite |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2092398C1 (en) * | 1995-10-24 | 1997-10-10 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Module-construction space vehicle |
| FR2812271A1 (en) * | 2000-07-31 | 2002-02-01 | Cit Alcatel | Observation satellite has telescope and protective sun shade which are mechanically decoupled |
| RU2308401C2 (en) * | 2005-12-16 | 2007-10-20 | Виктор Николаевич Блинов | Nanosputnik |
| WO2009150081A1 (en) * | 2008-06-09 | 2009-12-17 | Astrium Sas | Method for controlling satellite attitude, and attitude-controlled satellite |
| CN101850852A (en) * | 2010-05-26 | 2010-10-06 | 中国科学院空间科学与应用研究中心 | SPORT (Solar Polar Orbit Radio Telescope) clock scanning satellite |
-
2010
- 2010-12-07 RU RU2010149659/11A patent/RU2457157C1/en active IP Right Revival
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2092398C1 (en) * | 1995-10-24 | 1997-10-10 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Module-construction space vehicle |
| FR2812271A1 (en) * | 2000-07-31 | 2002-02-01 | Cit Alcatel | Observation satellite has telescope and protective sun shade which are mechanically decoupled |
| RU2308401C2 (en) * | 2005-12-16 | 2007-10-20 | Виктор Николаевич Блинов | Nanosputnik |
| WO2009150081A1 (en) * | 2008-06-09 | 2009-12-17 | Astrium Sas | Method for controlling satellite attitude, and attitude-controlled satellite |
| CN101850852A (en) * | 2010-05-26 | 2010-10-06 | 中国科学院空间科学与应用研究中心 | SPORT (Solar Polar Orbit Radio Telescope) clock scanning satellite |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2572365C1 (en) * | 2014-10-17 | 2016-01-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт космических исследований Российской академии наук | Miniature satellite |
| CN104691790A (en) * | 2015-02-13 | 2015-06-10 | 上海卫星工程研究所 | High-accuracy micro deformation star sensor mounting bracket |
| RU2595352C1 (en) * | 2015-07-31 | 2016-08-27 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Orbit-serviced automatic spacecraft |
| CN105083590A (en) * | 2015-09-02 | 2015-11-25 | 南京理工大学 | Multiunit cubesat main load-bearing structure |
| CN105083590B (en) * | 2015-09-02 | 2017-03-22 | 南京理工大学 | Multiunit cubesat main load-bearing structure |
| RU2651309C1 (en) * | 2017-02-09 | 2018-04-19 | Общество с ограниченной ответственностью "Даурия - спутниковые технологии" | Microclass earth remote probing spacecraft |
| WO2018147760A1 (en) * | 2017-02-09 | 2018-08-16 | Общество с ограниченной ответственностью "Даурия - спутниковые технологии" | Micro class earth remote sensing spacecraft |
| RU2659343C1 (en) * | 2017-02-28 | 2018-06-29 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of manufacturing of the spacecraft payload module of a block-modular design |
| RU2732652C1 (en) * | 2019-10-03 | 2020-09-21 | Российская Федерация от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of assembling optoelectronic devices of spacecraft |
| RU2729906C1 (en) * | 2019-12-05 | 2020-08-13 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» | Spacecraft assembly method |
| RU201186U1 (en) * | 2020-08-31 | 2020-12-02 | Общество с ограниченной ответственностью "Спутниковые инновационные космические системы" (ООО "СПУТНИКС") | Universal nanosatellite platform of the CubeSat format |
| RU2825163C1 (en) * | 2024-01-31 | 2024-08-21 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Самарский Национальный Исследовательский Университет Имени Академика С.П. Королева" (Самарский Университет) | Design of unified space platform oriented to automated assembly |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010149659A (en) | 2012-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2457157C1 (en) | Micro-satellite for earth surface remote sensing | |
| Marirrodriga et al. | Solar Orbiter: Mission and spacecraft design | |
| US5314146A (en) | Multi-mission spacecraft bus having space frame structural design | |
| RU2651309C1 (en) | Microclass earth remote probing spacecraft | |
| Thomas et al. | The dawn spacecraft | |
| RU2375267C1 (en) | Multi-purpose service platform to produce space ships | |
| CN112298607B (en) | Modularized satellite platform for realizing high agility maneuvering capability | |
| RU2376212C1 (en) | Space platform | |
| US8208203B1 (en) | System and method for a coelostat with large field of regard optics | |
| Damilano | Pleiades high resolution satellite: a solution for military and civilian needs in metric-class optical observation | |
| RU159980U1 (en) | SPACE VEHICLE | |
| Schmidt et al. | Thermal design of a Mars helicopter technology demonstration concept | |
| Das et al. | Revolutionary satellite structural systems technology: A vision for the future | |
| Ochoa et al. | Europa Clipper Thermal Control Design | |
| Werremeyer et al. | Design and Fabrication of DebriSat–A Representative LEO Satellite for Improvements to Standard Satellite Breakup Models | |
| Maly et al. | Espa: Eelv secondary payload adapter with whole-spacecraft isolation for primary and secondary payloads | |
| Schimmerohn et al. | ERNST: Demonstrating Advanced Infrared Detection from a 12U CubeSat | |
| RU2308401C2 (en) | Nanosputnik | |
| McLeroy | Highlights of DoD Research on the ISS | |
| CN219806970U (en) | Satellite platform configuration for detecting earth-centered high-orbit space gravitational wave | |
| Brooks et al. | Space infrared telescope facility (SIRTF) observatory design | |
| RU2268205C2 (en) | Micro-satellite | |
| RU198739U1 (en) | Earth remote sensing spacecraft | |
| Stelter et al. | Bus Design of the Microsatellite BIRD for Infrared Earth Observation | |
| GR20190100416A (en) | Charybdis - satellite system for active removal comparison space |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181208 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200226 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210205 |