RU2525355C2 - Method of constructing spacecraft - Google Patents
Method of constructing spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2525355C2 RU2525355C2 RU2012142381/11A RU2012142381A RU2525355C2 RU 2525355 C2 RU2525355 C2 RU 2525355C2 RU 2012142381/11 A RU2012142381/11 A RU 2012142381/11A RU 2012142381 A RU2012142381 A RU 2012142381A RU 2525355 C2 RU2525355 C2 RU 2525355C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- axis
- satellite
- tank
- vessel
- parallel
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным (10-15 лет) сроком эксплуатации на орбите, на борту которых на панелях, перпендикулярных или параллельных продольной оси спутника, устанавливают емкости, например, сферической формы, заправленные двухфазными рабочими телами.The invention relates to space technology and can be used to create geostationary telecommunication satellites with a long (10-15 years) operating life in orbit, on board which, in panels perpendicular or parallel to the longitudinal axis of the satellite, capacitances are installed, for example, spherical, charged with two-phase working bodies.
Известен способ компоновки таких космических аппаратов (КА) согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2329920 [1], по которому для обеспечения оптимальной (минимально возможной) массы рабочего тела (например, ксенона) на борту КА путем гарантированной подачи пара рабочего тела из емкости на вход в редуктор системы ориентации и управления движением (СОУД), в том числе при давлениях ниже критического давления (≈59,45 кгс/см2) и температурах ниже критической температуры (≈289,7К), подобную емкость с рабочим телом устанавливают с требуемой постоянной зоной расположения жидкой фазы на поверхности стенки этой емкости и отверстие для отбора пара рабочего тела из емкости выполняют напротив зоны расположения жидкой фазы рабочего тела с центром, через который проходит продольная ось емкости. Для этого указанную емкость КА, продольная ось которого в рабочем состоянии постоянно направлена вдоль текущего радиуса-вектора орбиты, соединяющего центр Земли с центром масс спутника, устанавливают на максимально возможном удалении от центра масс КА по направлению, параллельному указанной продольной оси КА с обеспечением минимально возможного отклонения продольной оси емкости от продольной оси КА (об этом в вышеуказанной части см. фигуру 1 предложенного авторами технического решения, где С - центр Земли; О - центр масс КА; OXYZ - правая прямоугольная орбитальная система координат; r - текущий радиус-вектор орбиты КА; А - геостационарная орбита КА; 1 - модуль полезной нагрузки (рефлектор антенны раскрывом направлен к Земле); 2 - модуль служебных систем, включающий в себя, в частности, СОУД; 3 - емкость СОУД; 3.1 - отверстие (основное) для отвода паров рабочего тела из емкости; 4 - трубопровод отбора паров рабочего тела; 5 - пары рабочего тела; 6 - жидкая фаза рабочего тела; 7 - электрообогреватель; 8 - продольная ось КА; 9.1 - электроклапан (основной); 10 - редуктор; 3.2 - первое дополнительное отверстие для отвода паров рабочего тела из емкости; 3.3 - второе дополнительное отверстие для отвода паров рабочего тела из емкости; 9.2 - первый дополнительный электроклапан; 9.3 - второй дополнительный электроклапан).There is a method of assembling such spacecraft (SC) according to the patent of the Russian Federation (RF) No. 2329920 [1], according to which to ensure the optimal (minimum possible) mass of the working fluid (for example, xenon) on board the SC by guaranteed supply of steam of the working fluid from the tank at the entrance to the gearbox of the orientation and motion control system (SOUD), including at pressures below the critical pressure (≈59.45 kgf / cm 2 ) and temperatures below the critical temperature (≈289.7K), a similar container with a working fluid is installed with required constantly the first zone of the location of the liquid phase on the surface of the wall of this tank and the hole for the selection of steam of the working fluid from the tank is opposite the zone of the liquid phase of the working fluid with a center through which the longitudinal axis of the tank passes. To do this, the indicated capacity of the spacecraft, the longitudinal axis of which in the working state is constantly directed along the current radius vector of the orbit connecting the center of the earth with the center of mass of the satellite, is installed at the maximum possible distance from the center of mass of the spacecraft in a direction parallel to the specified longitudinal axis of the spacecraft with the minimum possible deviations of the longitudinal axis of the vessel from the longitudinal axis of the spacecraft (more on that in the above part, see figure 1 of the technical solution proposed by the authors, where C is the center of the Earth; O is the center of mass of the spacecraft; OXYZ is the right angular orbital coordinate system; r is the current radius vector of the SC orbit; A is the geostationary orbit of the SC; 1 is the payload module (the antenna reflector is open to the Earth); 2 is the service system module, including, in particular, the SOUD; 3 - SOUD tank; 3.1 - hole (main) for the removal of the working fluid vapor from the tank; 4 - pipeline for the selection of working fluid vapor; 5 - working fluid vapor; 6 - liquid phase of the working fluid; 7 - electric heater; 8 - the longitudinal axis of the spacecraft; 9.1 - electrovalve (main); 10 - gear; 3.2 - the first additional hole for the removal of vapor of the working fluid from the tank; 3.3 - a second additional hole for the removal of vapor of the working fluid from the tank; 9.2 - the first additional electrovalve; 9.3 - second additional electrovalve).
Анализ данных эксплуатации вышеуказанных телекоммуникационных геостационарных спутников, выполненных согласно [1], с длительным сроком эксплуатации на орбите показал, что, как правило, в течение длительного срока эксплуатации спутника требуется его перемещать (перевод) в новую требуемую рабочую точку стационарной орбиты в восточном или западном направлении, для чего включают соответствующие двигательные блоки СОУД, например, в течение более одного часа, и создают тягу - результирующую силу соответствующей величины: при изменении рабочей точки в восточном направлении (в направлении плюс ОХ) под воздействием тяги (направление которой поддерживается переменной с некоторым допуском от расчетного направления) жидкая фаза рабочего тела располагается на поверхности емкости в зоне с центром, через который проходит ось емкости OX1 в отрицательном направлении (см. фиг.2) - при этом в этой зоне будет находиться и отверстие 3.1 для отвода паров рабочего тела из емкости, а при изменении рабочей точки КА в западном направлении (в направлении минус OX) - жидкая фаза рабочего тела будет находиться в зоне с центром, через который проходит ось емкости OX1 в положительном направлении (см. фиг.3) - при этом в этой зоне будет находиться и отверстие 3.1 для отвода пара рабочего тела из емкости. Причем из-за тяги с переменным направлением (хотя и малым отклонением направлений) зона жидкой фазы будет колебаться относительно вышеуказанных центров.Analysis of the operational data of the above telecommunication geostationary satellites, made according to [1], with a long term of operation in orbit showed that, as a rule, during a long period of satellite operation it is required to move it (transfer) to the new required operating point of a stationary orbit in the east or west direction, for which they include the corresponding motor blocks of the SOUD, for example, for more than one hour, and create traction - the resulting force of the corresponding magnitude: when the working th point in the eastern direction (plus OX) under the action of thrust (direction which supports variable with some tolerance from the calculated direction) of the liquid phase working fluid is located on the container surface in the region with the center, through which the OX 1 container axis in the negative direction ( see Fig. 2) - in this case, there will also be a hole 3.1 for the removal of working fluid vapors from the tank, and when the working point of the spacecraft changes in the western direction (in the direction minus OX), the liquid phase of the working fluid will be found os in a zone with its center through which the container axis OX 1 in the positive direction (see. figure 3) - while in this zone there will be a hole 3.1 for the removal of steam of the working fluid from the tank. Moreover, due to traction with a variable direction (albeit a small deviation of directions), the zone of the liquid phase will fluctuate relative to the above centers.
Таким образом, как видно из вышеуказанного, в процессе перемещения КА в новую рабочую точку в отверстие 3.1 для отвода паров рабочего тела из емкости и далее в редуктор будет поступать только жидкая фаза рабочего тела и, следовательно, затраты рабочего тела существенно возрастут с одновременным ухудшением работы СОУД из-за обеспечения при этом истечения через сопла жидкой фазы или потребуется предусмотреть в СОУД достаточно мощный электрообогреватель, что в действительности также означает увеличение массы КА для парирования увеличенного электропотребления СОУД и из-за увеличенной массы электрообогревателя (существующий электрообогреватель является резервным, предназначен для подогрева паров рабочего тела в случае, если пары имеют температуру ниже допустимой: т.к. требуется только подогреть пары рабочего тела, мощность резервного электрообогревателя на порядок ниже, чем при испарении жидкой фазы рабочего тела с дальнейшим соответствующим его подогревом).Thus, as can be seen from the above, in the process of moving the spacecraft to a new working point in the hole 3.1 to remove the vapor of the working fluid from the tank and then to the reducer, only the liquid phase of the working fluid will enter and, therefore, the cost of the working fluid will increase significantly with a simultaneous deterioration of work SOUD due to the provision of the outflow through the nozzles of the liquid phase, or it will be necessary to provide a sufficiently powerful electric heater in the SOUD, which in reality also means an increase in the mass of the spacecraft to counter increased due to the increased mass of the electric heater (the existing electric heater is a backup one, it is intended for heating the vapor of the working fluid if the vapor has a temperature lower than the permissible one: since it is only necessary to heat the vapor of the working fluid, the capacity of the backup electric heater is an order of magnitude lower than upon evaporation of the liquid phase of the working fluid with its further appropriate heating).
Проведенный анализ показал, что для обеспечения работы КА (со сроком эксплуатации 15 лет) в вышеуказанных режимах потребуется дополнительная эквивалентная масса не менее 4,5 кг.The analysis showed that to ensure the operation of the spacecraft (with a life of 15 years) in the above modes, an additional equivalent weight of at least 4.5 kg will be required.
Таким образом, существенными недостатками известного технического решения являются потребность повышенных массовых и энергетических затрат при выполнении КА предусмотренных функциональных режимов работы его на орбите в течение длительного срока эксплуатации.Thus, the significant disadvantages of the known technical solutions are the need for increased mass and energy costs when performing the spacecraft provided for the functional modes of its operation in orbit for a long period of operation.
Целью предлагаемого авторами нового технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.The aim of the proposed new technical solution is to eliminate the above significant disadvantages.
Поставленная цель достигается способом компоновки космического аппарата - стационарного искусственного спутника Земли, одна из осей которого направлена по направлению полета, а перпендикулярная ей продольная ось должна быть постоянно направлена вдоль текущего радиуса-вектора орбиты, соединяющего центр Земли с центром масс спутника, включающим установку на борту на максимально возможном удалении от центра масс по направлению, параллельному указанной продольной оси (оси, проходящей через центр масс емкости), заправленной двухфазным рабочим телом с требуемой зоной расположения жидкой фазы на поверхности стенки емкости для обеспечения отвода паров рабочего тела через отверстие емкости, которое выполняют вне зоны расположения жидкой фазы и к которому вне емкости присоединяют трубопровод отбора пара, снабженный электрообогревателем, к входу редуктора, таким образом, что ось емкости, проходящую через ее центр, параллельную продольной оси спутника, располагают с минимально возможным отклонением от нее, а на поверхности стенки емкости выполняют дополнительно два отверстия с центрами, через которые проходит другая центральная ось емкости, перпендикулярная первой и параллельная оси аппарата, направленной по направлению его полета; при этом к дополнительным отверстиям вне емкости присоединяют трубопроводы отбора пара, соединяемые до входа в область установки электрообогревателя, все три трубопровода снабжают расположенными вблизи отверстий емкости электроклапанами, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого изобретения.The goal is achieved by arranging the spacecraft - a stationary artificial Earth satellite, one of the axes of which is directed in the direction of flight, and the longitudinal axis perpendicular to it should be constantly directed along the current radius vector of the orbit connecting the center of the Earth with the center of mass of the satellite, including the installation on board at the maximum possible distance from the center of mass in a direction parallel to the specified longitudinal axis (axis passing through the center of mass of the tank), filled with a two-phase a barrel with the required zone of location of the liquid phase on the surface of the wall of the tank to ensure the removal of vapors of the working fluid through the opening of the tank, which is performed outside the zone of location of the liquid phase and to which outside the tank is connected a steam extraction pipe equipped with an electric heater to the inlet of the gearbox, so that the axis of the vessel passing through its center parallel to the longitudinal axis of the satellite is positioned with the smallest possible deviation from it, and two additional holes are made on the surface of the wall of the vessel I'm with the centers through which the other central axis of the container perpendicular to the first axis and parallel apparatus directed towards its flight; at the same time, steam extraction pipelines are connected to additional openings outside the tank, connected to the entrance to the installation area of the electric heater, all three pipelines are equipped with solenoid valves located near the tank openings, which, according to the authors, are significant distinguishing features of the invention.
В результате анализа, проведенного авторами, известной патентной и научно-технической литературы предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом способе компоновки космического аппарата.As a result of the analysis carried out by the authors of the known patent and scientific and technical literature, the proposed combination of the essential distinguishing features of the claimed invention was not found in the known sources of information and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the claimed method for arranging the spacecraft.
Компоновку КА согласно предложенному авторами способу осуществляют следующим образом (см. фигуры 1, 2, 3, где С - центр Земли; О - центр масс КА; OXYZ - правая прямоугольная орбитальная система координат; r - текущий радиус-вектор орбиты КА; А - геостационарная орбита КА; 1 - модуль полезной нагрузки (рефлектор антенны раскрывом направлен к Земле); 2 - модуль служебных систем, включающий в себя, в частности, СОУД; 3 - емкость СОУД; 3.1 - отверстие (основное) для отвода паров рабочего тела из емкости; 4 - трубопровод отбора паров рабочего тела; 5 - пары рабочего тела; 6 - жидкая фаза рабочего тела; 7 - электрообогреватель; 8 - продольная ось КА; 9.1 - электроклапан (основной); 10 - редуктор; 3.2 - первое дополнительное отверстие для отвода паров рабочего тела из емкости; 3.3 - второе дополнительное отверстие для отвода паров рабочего тела из емкости; 9.2 - первый дополнительный электроклапан; 9.3 - второй дополнительный электроклапан):The spacecraft layout according to the method proposed by the authors is as follows (see figures 1, 2, 3, where C is the center of the Earth; O is the center of mass of the spacecraft; OXYZ is the right rectangular orbital coordinate system; r is the current radius vector of the spacecraft's orbit; A is geostationary orbit of the spacecraft; 1 - payload module (antenna reflector open toward the Earth); 2 - service system module, including, in particular, SOUD; 3 - SOUD capacity; 3.1 - hole (main) for the removal of working fluid vapor from capacities; 4 - pipeline for the selection of vapor of the working fluid; 5 - pairs of la; 6 - liquid phase of the working fluid; 7 - electric heater; 8 - longitudinal axis of the spacecraft; 9.1 - solenoid valve (main); 10 - gearbox; 3.2 - the first additional hole for exhausting the vapor of the working fluid from the tank; 3.3 - the second additional hole for exhaust vapor of the working fluid from the tank; 9.2 - the first additional electrovalve; 9.3 - the second additional electrovalve):
- на основе анализа требований к КА, продольная ось которого в рабочем состоянии постоянно направлена вдоль текущего радиуса-вектора орбиты, всей совокупности комплектующих приборов и устройств определяют возможную область установки на борту КА емкости с рабочим телом (ксеноном) с тремя возможными зонами расположения жидкой фазы его на поверхности ее стенки, которое при давлениях ниже критического и температурах ниже критической температуры является двухфазным рабочим телом, удовлетворяющую следующим требованиям:- based on an analysis of the requirements for a spacecraft, the longitudinal axis of which in the working state is constantly directed along the current radius vector of the orbit, the entire set of components and devices determine the possible installation area on board the spacecraft with a working fluid (xenon) with three possible zones of the liquid phase it on the surface of its wall, which at pressures below the critical and temperatures below the critical temperature is a two-phase working fluid that satisfies the following requirements:
- емкость с ксеноном устанавливают на максимально возможном удалении от центра масс КА по направлению, параллельному указанной продольной оси КА;- a container with xenon is installed at the maximum possible distance from the center of mass of the spacecraft in a direction parallel to the specified longitudinal axis of the spacecraft;
- при этом центральную ось емкости (проходящую через ее центр), параллельную продольной оси КА, располагают с минимально возможным отклонением от нее, одновременно обеспечивая, чтобы вторая ось емкости, перпендикулярная первой, была параллельна оси аппарата, направленной по направлению полета КА по орбите;- in this case, the central axis of the vessel (passing through its center) parallel to the longitudinal axis of the spacecraft is positioned with the smallest possible deviation from it, while ensuring that the second axis of the vessel, perpendicular to the first, is parallel to the axis of the vehicle directed in the direction of flight of the spacecraft in orbit;
- после этого изготавливают емкость для ксенона, при этом на ее поверхности выполняют три отверстия для отвода паров ксенона, расположив их:- then make a container for xenon, while on its surface there are three holes for the removal of xenon vapor, placing them:
- основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси КА;- the main hole is performed with the center through which the central axis of the vessel runs parallel to the longitudinal axis of the spacecraft;
- два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая центральная ось емкости, параллельная оси КА, направленной по направлению его полета;- two additional holes are made with centers through which the other central axis of the vessel passes, parallel to the axis of the spacecraft, directed in the direction of its flight;
- изготавливают другие комплектующие СОУД, в частности три электроклапана, редуктор, трубопроводы отвода пара, электрообогреватель для установки на трубопроводе перед редуктором;- make other components of the SOUD, in particular three solenoid valves, a gearbox, steam removal pipelines, an electric heater for installation on the pipeline in front of the gearbox;
- осуществляют монтаж емкости, электроклапанов, редуктора, трубопроводов отбора пара, электрообогревателя и других комплектующих СОУД и осуществляют заправку емкости ксеноном.- carry out the installation of the tank, solenoid valves, gearbox, steam extraction pipelines, electric heater and other components of the SOUD and refuel the tank with xenon.
В условиях орбитального функционирования КА в заданной рабочей точке орбиты жидкая фаза ксенона будет находиться в зоне емкости напротив основного отверстия для отвода паров ксенона (см. фиг.1): в этом случае электроклапан 9.1 открыт, а дополнительные электроклапаны 9.2 и 9.3 закрыты и на вход редуктора подаются пары ксенона, обеспечив экономичное и стабильное функционирование редуктора и СОУД в целом.Under the conditions of the orbital functioning of the spacecraft at a given operating point in the orbit, the xenon liquid phase will be in the zone of the tank opposite the main hole for the removal of xenon vapor (see Fig. 1): in this case, the solenoid valve 9.1 is open, and the additional solenoid valves 9.2 and 9.3 are also closed to the input xenon pairs are fed to the gearbox, providing cost-effective and stable operation of the gearbox and the overall control system.
В случае необходимости изменения положения рабочей точки КА после подачи команды об этом с требуемой расчетной задержкой времени закрывают основной электроклапан, затем открывают требуемый (необходимый) дополнительный электроклапан на время работы СОУД по выполнению перевода КА в новую рабочую точку (см. фиг.2 и 3): в процессе этого режима зона расположения жидкой фазы ксенона находится напротив дополнительного отверстия с открытым электроклапаном и на вход редуктора поступают пары ксенона, обеспечивая экономичное и стабильное функционирование редуктора и СОУД в целом. При этом, как показывают проведенные анализы, в результате такого выполнения компоновки КА обеспечивается экономия массы около ≈3 кг, имея в виду, что дополнительная масса на два дополнительных электроклапана с дополнительными трубопроводами не превышает 1,5 кг, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.If it is necessary to change the position of the spacecraft operating point after issuing a command about this with the required estimated time delay, close the main electrovalve, then open the required (necessary) additional electrovalve for the duration of the SOUD to transfer the spacecraft to a new operating point (see Fig. 2 and 3 ): during this mode, the xenon liquid phase location zone is opposite the additional hole with an open solenoid valve and xenon vapors are fed to the gearbox input, providing an economical and stable function ation gear and soud as a whole. Moreover, as the analysis shows, as a result of such a configuration of the spacecraft, a mass saving of about ≈3 kg is ensured, bearing in mind that the additional mass for two additional electrovalves with additional pipelines does not exceed 1.5 kg, i.e. thereby achieving the objectives of the invention.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012142381/11A RU2525355C2 (en) | 2012-10-04 | 2012-10-04 | Method of constructing spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012142381/11A RU2525355C2 (en) | 2012-10-04 | 2012-10-04 | Method of constructing spacecraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012142381A RU2012142381A (en) | 2014-04-10 |
| RU2525355C2 true RU2525355C2 (en) | 2014-08-10 |
Family
ID=50435924
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012142381/11A RU2525355C2 (en) | 2012-10-04 | 2012-10-04 | Method of constructing spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2525355C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1992000223A1 (en) * | 1990-06-29 | 1992-01-09 | Standard Space Platforms Corporation | Modular mother satellite bus for subsidiary payloads |
| US5954298A (en) * | 1997-04-28 | 1999-09-21 | Motorola, Inc. | Active spacecraft thermal control system and method |
| RU2329920C2 (en) * | 2005-12-15 | 2008-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Method of arrangement of stationary earth man-made satellite |
| RU2369537C2 (en) * | 2007-12-03 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of assembling spacecraft |
-
2012
- 2012-10-04 RU RU2012142381/11A patent/RU2525355C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1992000223A1 (en) * | 1990-06-29 | 1992-01-09 | Standard Space Platforms Corporation | Modular mother satellite bus for subsidiary payloads |
| US5954298A (en) * | 1997-04-28 | 1999-09-21 | Motorola, Inc. | Active spacecraft thermal control system and method |
| RU2329920C2 (en) * | 2005-12-15 | 2008-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Method of arrangement of stationary earth man-made satellite |
| RU2369537C2 (en) * | 2007-12-03 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of assembling spacecraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012142381A (en) | 2014-04-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2810140A1 (en) | System and method for cooling electrical components | |
| CN102358437A (en) | Layout method for 10 N thrusters of high orbit satellite platform | |
| US20170307302A1 (en) | Modular thermal energy storage system | |
| RU2525355C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
| RU2412088C1 (en) | Rocket booster | |
| Brendel et al. | Matching testing possibilities and needed experiments for successful vapor compression cycles in microgravity | |
| Vinals et al. | Multi-functional interface for flexibility and reconfigurability of future european space robotic systems | |
| US4699339A (en) | Apparatus and method for transporting a spacecraft and a fluid propellant from the earth to a substantially low gravity environment above the earth | |
| RU2688630C2 (en) | Space platform | |
| RU2569658C2 (en) | Space platform | |
| RU2247683C1 (en) | Module-type spacecraft | |
| RU2619486C2 (en) | Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines | |
| RU2447003C1 (en) | Spaceship thermal module | |
| US11352150B2 (en) | Spacecraft structure configured to store frozen propellant | |
| Mokuno et al. | Experimental results of autonomous rendezvous docking on Japanese ETS-VII satellite | |
| RU2309092C2 (en) | Orbital filling module | |
| Torres et al. | Mathematical model validation of a thermal architecture system connecting east/west radiators by flight data | |
| Borschev et al. | Analysis of the systems for ensuring thermal regimes of domestic spacecraft | |
| US11535407B1 (en) | Thermal management system | |
| RU2621805C2 (en) | Vehicle for interplanetary communication (versions) | |
| RU2329920C2 (en) | Method of arrangement of stationary earth man-made satellite | |
| RU2384490C1 (en) | Qualification method of hydraulic accumulator of space vehicle thermal control system | |
| RU2479472C2 (en) | Space vehicle launching site complex for rocker carrier preparation for launching | |
| Bonnal et al. | Optimization of Tethered De-Orbitation of Spent Upper Stages: the``MAILMAN''Process | |
| Panin et al. | On the Design and Operation of Heat Pipes as Part of the Thermal Control Systems of the Landing Module of Interplanetary Stations for the Study of the Solar System Bodies |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171005 |
|
| TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) |
Free format text: CORRECTION TO CHAPTER -MM4A- IN JOURNAL 19-2018 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201005 |