RU2551408C1 - Device for controlled lunching of nano- and microsatellites - Google Patents

Device for controlled lunching of nano- and microsatellites Download PDF

Info

Publication number
RU2551408C1
RU2551408C1 RU2014125660/11A RU2014125660A RU2551408C1 RU 2551408 C1 RU2551408 C1 RU 2551408C1 RU 2014125660/11 A RU2014125660/11 A RU 2014125660/11A RU 2014125660 A RU2014125660 A RU 2014125660A RU 2551408 C1 RU2551408 C1 RU 2551408C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
electric motor
capacitors
inductors
key devices
microsatellites
Prior art date
Application number
RU2014125660/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Олег Васильевич Филонин
Игорь Витальевич Белоконов
Юрий Борисович Талызин
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" (национальный исследовательский университет)" (СГАУ)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" (национальный исследовательский университет)" (СГАУ)
Priority to RU2014125660/11A priority Critical patent/RU2551408C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2551408C1 publication Critical patent/RU2551408C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Micromachines (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: proposed device comprises platform with nano- or microsatellite. Besides, it incorporates rod, capacitors, orientation system with inner and outer cases, motors and bearings. Its magnetic inductance ejector incorporates two solenoid-type inductors tightly compressed by pressure spring. Said inductors are fitted in pairs into barrels fitted in armour armature from ferromagnetic. Its electronic control system incorporates microcontroller, communicator, charge control unit, drivers of motors, switches and winding leads selectors.
EFFECT: higher efficiency.
4 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для выведения наноспутников и микроспутников на заданные траектории и с заданными скоростями.The invention relates to space technology and can be used to launch nanosatellites and microsatellites at predetermined trajectories and at given speeds.

Малые спутники, массами от одного до нескольких десятков килограмм, получивших названия «наноспутники» и «микроспутники», прочно вошли в различные сферы космических исследований. С их помощью широкий круг исследователей получил возможность проводить анализ отдельный областей атмосферы, исследовать определенные участки земной поверхности, анализировать различные виды космического излучения, а также излучение Земли в разных участках ЭМ спектра и т.д. Как правило, такие спутники доставляются на орбиты в качестве попутного груза.Small satellites, weighing from one to several tens of kilograms, known as "nanosatellites" and "microsatellites", have firmly entered into various areas of space research. With their help, a wide circle of researchers got the opportunity to analyze separate areas of the atmosphere, to study certain areas of the earth's surface, to analyze various types of cosmic radiation, as well as the radiation of the Earth in different parts of the EM spectrum, etc. As a rule, such satellites are delivered into orbits as a passing cargo.

Известна система отделения полезного груза от борта космического аппарата, содержащая разъединяемое переходное устройство, установленное между конструкциями космического аппарата и полезного груза и включающее в себя механические замки с удерживающими и фиксирующими звеньями, устройство фиксации механических замков, при этом система содержит толкатели отделения полезного груза, и отличающаяся тем, что устройство фиксации механических замков выполнено в виде равноплечной качалки без ограничения количества плеч, соответствующих количеству механических замков, установленной на оси вращения, закрепленной в корпусе переходного устройства, причем равноплечая качалка через сквозные окна переходного устройства шарнирно взаимодействует посредством стержневых тяг с фиксирующими звеньями механических замков, подпружиненные стержни которых имеют выемку под удерживающий поворотный двуплечий рычаг, другим концом, взаимодействующим с фиксирующим звеном замка, при этом одно из плеч равноплечей качалки шарнирно взаимодействует через стержневую тягу с пружинным толкателем, другое - с пирочекой, которые жестко закреплены снаружи корпуса переходного устройства, а на полезном грузе выполнены ограничители хода, взаимодействующие с подпружиненными стержнями механических замков (RU 2471684, МПК B64G 1/64, опубл. 10.01.2013).A known system for separating the payload from the side of the spacecraft, containing a detachable transition device installed between the structures of the spacecraft and the payload and including mechanical locks with holding and fixing links, a device for fixing mechanical locks, the system contains pushers for separating the payload, and characterized in that the device for fixing mechanical locks is made in the form of an equal-shouldered rocking chair without limiting the number of shoulders corresponding to a number of mechanical locks mounted on an axis of rotation fixed in the housing of the transition device, wherein the equal-arm rocker through the through windows of the transition device pivotally interacts with the rod links with the locking links of the mechanical locks, the spring-loaded rods of which have a recess for holding the rotary two-arm lever, the other end interacting with the locking link of the lock, while one of the shoulders of an equal-shouldered rocking chair pivotally interacts through a rod link with a spring pusher m another - with pirochekoy which are rigidly fixed outside the housing of the adapter, and payload carried stroke limiters, cooperating with spring-loaded rods mechanical locks (RU 2471684, IPC B64G 1/64, publ. 01/10/2013).

К недостаткам такой системы можно отнести следующее:The disadvantages of such a system include the following:

- наличие вибрации запускаемого аппарата на стадии вывода ракеты-носителя на заданную орбиту;- the presence of vibration of the launched vehicle at the stage of launching the launch vehicle into a given orbit;

- относительно большая масса адаптера по отношению к сателлиту, до 150% на каждое место установки спутника;- a relatively large mass of the adapter with respect to the satellite, up to 150% for each satellite installation site;

- повторное использование такой системы не предусмотрено.- reuse of such a system is not provided.

Также известен адаптер для группового запуска наноспутников, содержащий платформу, на которую установлен наноспутник. Адаптер снабжен индуктором, выполненным в виде спиральной катушки, к активной зоне которого примыкает одной стороной переходная пластина, а на другой стороне расположен наноспутник, индуктор подключен через управляемый разрядник к емкостному накопителю энергии, а накопитель соединен с выходом высоковольтного зарядного блока, входы которого соединены с бортовой сетью питания (RU 2472679, МПК B64G 1/22, B64G 1/64, опубл. 20.01.2013) - прототип.Also known is an adapter for group launch of nanosatellites, containing the platform on which the nanosatellite is installed. The adapter is equipped with an inductor made in the form of a spiral coil, an adapter plate adjoins the active zone on one side, and a nanosatellite is located on the other side, the inductor is connected via a controlled arrester to a capacitive energy storage device, and the storage device is connected to the output of the high-voltage charging unit, the inputs of which are connected to the on-board power supply network (RU 2472679, IPC B64G 1/22, B64G 1/64, publ. 01.20.2013) - prototype.

Основным недостатком таких адаптеров является малая величина КПД, обусловленная тем, что большая часть энергии магнитного поля, созданного индуктором, бесполезно рассеивается в окружающем пространстве и, кроме того, вследствие наличия токов Фуко, переходит в тепловую энергию Джоуля-Ленца, что, как правило, приводит к деформации посадочного места запускаемого аппарата и создает помехи для бортовых электронных устройств спутников.The main disadvantage of such adapters is the small value of the efficiency, due to the fact that most of the magnetic field energy generated by the inductor is uselessly dissipated in the surrounding space and, in addition, due to the presence of Foucault currents, it goes into the Joule-Lenz thermal energy, which, as a rule, leads to deformation of the seat of the launched apparatus and creates interference for on-board electronic devices of satellites.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение: устранение указанных недостатков и обеспечение управляемого запуска нанос путников и микроспутников с заданной скоростью и с заданными направлениями азимутального и зенитных углов соответственно.The problem to be solved by the claimed invention is directed: elimination of the indicated drawbacks and ensuring a controlled launch of the load of travelers and microsatellites at a given speed and with given directions of azimuth and zenith angles, respectively.

Поставленная задача решается за счет того, что устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников, содержащее платформу, на которую установлен наноспутник или микроспутник, согласно изобретению, снабжено системой ориентации и магнитоиндукционным эжектором, система ориентации состоит из внешнего и внутреннего корпусов, внешний корпус расположен на основании и выполнен с возможностью поворота при помощи электродвигателя относительно вертикальной оси, внутренний корпус закреплен на внешнем корпусе с помощью горизонтальной оси и двух подшипников и выполнен с возможностью поворота относительно горизонтальной оси при помощи электродвигателя, магнитоиндукционный эжектор состоит из двух катушек индуктивности соленоидального типа, которые помещены в сердечники броневого типа и попарно запрессованы в стаканы, являющиеся экранами от импульсов магнитного поля, при этом к одному стакану, выполненному с возможностью вертикального перемещения по скользящим направляющим, расположенным на внутреннем корпусе, прикреплен шток, жестко связанный с платформой, катушки индуктивности связаны с конденсаторами.The problem is solved due to the fact that the device for the controlled launch of nanosatellites and microsatellites, containing a platform on which a nanosatellite or microsatellite is installed, according to the invention, is equipped with an orientation system and a magneto-induction ejector, the orientation system consists of external and internal housings, an external housing is located on the base and made with the possibility of rotation using an electric motor relative to the vertical axis, the inner case is mounted on the outer case using horizontally th axis and two bearings and made with the possibility of rotation relative to the horizontal axis using an electric motor, the magnetic induction ejector consists of two solenoidal type inductors, which are placed in armored type cores and are pressed into pairs in glasses, which are screens from magnetic field pulses, with one a glass made with the possibility of vertical movement along sliding guides located on the inner case is attached to a rod rigidly connected to the platform ki inductance associated with the capacitors.

Кроме того, устройство содержит электронную систему управления запуска, состоящую из микроконтроллера, который соединен с коммуникатором, блоком управления зарядом, драйверами электродвигателей и ключевыми устройствами, при этом драйверы электродвигателей соединены с соответствующими электродвигателями, конденсаторы через ключевые устройства соединены с микроконтроллером, катушки индуктивности соленоидального типа соединены с конденсаторами с помощью ключевых устройств, при этом одно из ключевых устройств соединено с другим ключевым устройством через переключатель выводов обмотки.In addition, the device contains an electronic start-up control system consisting of a microcontroller that is connected to a communicator, a charge control unit, electric motor drivers and key devices, while the electric motor drivers are connected to the corresponding electric motors, capacitors are connected to the microcontroller via key devices, and solenoidal type inductors connected to capacitors using key devices, while one of the key devices is connected to another key evym device via winding connections switch.

Сердечники броневого типа выполнены из ферромагнитного материала.Armored type cores are made of ferromagnetic material.

Катушки индуктивности соленоидального типа плотно прижаты друг к другу при помощи поджимной пружины.The inductance coils of the solenoidal type are tightly pressed against each other by means of a compression spring.

Изобретение поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 показан общий вид,in FIG. 1 shows a General view,

на фиг. 2 - структурная схема электронной системы управления устройством управляемого запуска наноспутников и микроспутников.in FIG. 2 is a block diagram of an electronic control system for a device for controlling the launch of nanosatellites and microsatellites.

Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников состоит из двух основных частей: магнитоиндукционного эжектора и системы ориентации. Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников смонтировано на плите - основании 1, жестко связанной со средством доставки. Система ориентации дает возможность выбрать заданные углы зенита и азимута соответственно. Система ориентации состоит из электродвигателей привода 2 и 3, конических передач 4 и 5 и двух корпусов: внешнего 6 и внутреннего 7. Внешний корпус 6 через вертикальную ось 8 и подшипник 9 соединен с плитой-основанием 1, внутренний корпус 7 через горизонтальную ось 10, насаженную на два подшипника 11, прикреплен к внешнему корпусу 6. Магнитоиндукционный эжектор состоит из двух катушек индуктивности соленоидального типа: неподвижной 12 и движущейся 13, которые помещены в сердечники броневого типа 14. Катушки индуктивности 12 и 13, жестко размещенные в сердечниках броневого типа 14, попарно запрессованы в стаканы 15, выполняющие дополнительно роль экранов от импульсов магнитного поля. К верхнему стакану прикреплен полый шток 16, который жестко связан с платформой запуска 17 наноспутника 18. Вокруг штока 16 расположена поджимная пружина 19. В верхней части внутреннего корпуса 7 расположена скользящая направляющая 20.The device for controlled launch of nanosatellites and microsatellites consists of two main parts: a magnetic induction ejector and an orientation system. The device for controlled launch of nanosatellites and microsatellites is mounted on a plate - base 1, which is rigidly connected to the delivery vehicle. The orientation system makes it possible to select the given angles of zenith and azimuth, respectively. The orientation system consists of electric motors 2 and 3, bevel gears 4 and 5 and two housings: external 6 and internal 7. External housing 6 through a vertical axis 8 and bearing 9 is connected to the base plate 1, the inner housing 7 through a horizontal axis 10, mounted on two bearings 11, attached to the outer casing 6. The magneto-induction ejector consists of two solenoidal type inductors: fixed 12 and moving 13, which are placed in armored type 14 cores. Inductors 12 and 13, rigidly placed in gray armored type radiators 14, are pressed into pairs in glasses 15, which additionally play the role of screens from magnetic field pulses. A hollow rod 16 is attached to the upper cup, which is rigidly connected to the launch platform 17 of the nanosatellite 18. A pin spring 19 is located around the rod 16. A sliding guide 20 is located in the upper part of the inner case 7.

На фиг. 2 приведена структурная схема электронной системы управления устройством управляемого запуска наноспутников и микроспутников. Центральным узлом здесь является микроконтроллер 21, который соединен с коммуникатором 22, блоком управления зарядом 23, драйверами электродвигателей 24 и 25, ключевыми устройствами 26, 27, 28 и 29. Электронная система управления устройством запуска наноспутников и микроспутников имеет в своем составе уже существующую автономную систему электропитания 30, принцип действия которой приведен в патенте RU 2337452 С1.In FIG. 2 is a structural diagram of an electronic control system for a device for controlling the launch of nanosatellites and microsatellites. The central node here is the microcontroller 21, which is connected to the communicator 22, the charge control unit 23, the drivers of the electric motors 24 and 25, the key devices 26, 27, 28 and 29. The electronic control system for the launch device for nanosatellites and microsatellites has an already existing autonomous system power supply 30, the principle of which is given in patent RU 2337452 C1.

Драйверы электродвигателей 24 и 25 соединены с электродвигателями 2 и 3 соответственно. Конденсаторы 31 и 32, через ключевые устройства 26 и 27 соединены с микроконтроллером 21. Катушки индуктивности соленоидального типа 12 и 13 соединены с конденсаторами 31 и 32 с помощью ключевых устройств 28 и 29, при этом ключевое устройство 29 соединено с ключевым устройством 27 через переключатель выводов обмотки 33.Drivers of electric motors 24 and 25 are connected to electric motors 2 and 3, respectively. Capacitors 31 and 32, through key devices 26 and 27, are connected to microcontroller 21. Solenoidal type inductors 12 and 13 are connected to capacitors 31 and 32 using key devices 28 and 29, while key device 29 is connected to key device 27 through a terminal switch windings 33.

Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников работает следующим образом. Микроспутник или наноспутник 18 роботом манипулятором устанавливается на платформу запуска 17. Для установки заданного угла азимута на драйвер электродвигателя 24 поступает соответствующая кодовая посылка от микроконтроллера 21. После чего драйвер электродвигателя 24 выдает управляющие сигналы на электродвигатель привода 2, вращающее воздействие от которого через коническую передачу 5 передается на внешний корпус 6. Таким образом, происходит поворот в азимутальной плоскости корпуса 6 вокруг вертикальной оси 8, насаженной на подшипник 9. Для установки заданного зенитного угла на драйвер электродвигателя 25 поступает соответствующая кодовая посылка от микроконтроллера 21. После чего драйвер электродвигателя 25 выдает управляющие сигналы на электродвигатель привода 3, вращающее воздействие от которого через коническую передачу 4 передается на внутренний корпус 7. Таким образом, происходит поворот в зенитной плоскости внутреннего корпуса 7 вокруг горизонтальной оси 10, насаженной на два подшипника 11. Для создания импульса электромагнитного поля в катушках индуктивности используются конденсаторы 31 и 32, которые предварительно заряжаются от бортовой сети средства доставки или от аккумулятора входящего в состав данного устройства. Контроль заряда конденсаторов 31 и 32 осуществляет блок управления зарядом 23. После того как в конденсаторах сформировался нужный заряд, производится их разряд через катушки индуктивности соленоидального типа 12 и 13. При этом в течение (10…40) мкс катушки индуктивности соленоидального типа 12 и 13 включены так, что «направление обмоток» у них совпадает. Затем катушки индуктивности соленоидального типа 12 и 13 включаются «встречно», при этом подвижная катушка индуктивности соленоидального типа 13 успевает пройти расстояние порядка 10-2 м. Это реализовано с помощью переключателя выводов обмотки 33, который соединен с «неподвижной» катушкой индуктивности соленоидального типа 12, и ключевых устройств заряда и разряда 26, 27, 28 и 29.Device controlled launch of nanosatellites and microsatellites works as follows. The microsatellite or nanosatellite 18 is mounted by a robot manipulator on the launch platform 17. To set a given azimuth angle, a corresponding code message is sent to the electric motor driver 24 from the microcontroller 21. After that, the electric motor driver 24 gives control signals to the electric motor of drive 2, which rotates through the bevel gear 5 is transmitted to the outer housing 6. Thus, there is a rotation in the azimuthal plane of the housing 6 around a vertical axis 8, mounted on the bearing 9. For After setting the predetermined zenith angle, the corresponding code package from the microcontroller 21 is received by the electric motor driver 25. After that, the electric motor driver 25 gives control signals to the electric motor of the drive 3, the rotational effect of which is transmitted through the bevel gear 4 to the inner housing 7. Thus, the anti-aircraft the plane of the inner housing 7 around a horizontal axis 10, mounted on two bearings 11. To create a pulse of the electromagnetic field in the inductors using There are capacitors 31 and 32, which are pre-charged from the on-board network of the delivery vehicle or from the battery included in this device. The charge control of the capacitors 31 and 32 is carried out by the charge control unit 23. After the desired charge is formed in the capacitors, they are discharged through the inductance coils of the solenoidal type 12 and 13. In this case, (10 ... 40) μs of the inductance coil of the solenoidal type 12 and 13 included so that the "direction of the windings" they match. Then, the inductance coils of the solenoidal type 12 and 13 are turned on “in the opposite direction”, while the movable inductance coil of the solenoidal type 13 manages to cover a distance of the order of 10 −2 m. This is implemented using the terminal switch of the winding 33, which is connected to the “fixed” inductance coil of the solenoidal type 12 , and key charge and discharge devices 26, 27, 28 and 29.

Дальнейшее движение определяется магнитным взаимодействием почти «свободных контуров», определяемых величиной индуктивности катушек, их активными сопротивлениями, а также суммарными токами в них. Энергия такого взаимодействия относительно невелика и расходуется фактически на преодоление сил трения в системе и сил упругости демпфера. Основной импульс, требуемый для запуска с заданной начальной скоростью микроспутника или наноспутника, таким образом, формируется практически в начальный интервал времени.Further movement is determined by the magnetic interaction of almost "free circuits", determined by the magnitude of the inductance of the coils, their active resistances, as well as the total currents in them. The energy of this interaction is relatively small and is actually spent on overcoming the friction forces in the system and the elastic forces of the damper. The main impulse required to start at a given initial speed of the microsatellite or nanosatellite, thus, is formed almost in the initial time interval.

В рабочем макете данной системы были использованы электролитические конденсаторы емкостью 10000 мкф (100 В). Катушки индуктивности соленоидального типа содержат по 48 витков медного провода, диаметром 1 мм. Энергия, запасаемая в каждом конденсаторе около 50 Дж, энергия, которую можно сосредоточить в катушках индуктивности соленоидального типа примерно 3 Дж. Время заряда конденсаторов (1÷20) с определяется требуемой величиной заряда для сообщения запускаемому аппарату заданной скорости. Габариты устройства управляемого запуска наноспутников и микроспутников примерно 1 дм3, масса порядка 1,5 кг.In the working layout of this system, electrolytic capacitors with a capacity of 10,000 microfarads (100 V) were used. The inductance coils of the solenoidal type contain 48 turns of copper wire, 1 mm in diameter. The energy stored in each capacitor is about 50 J, the energy that can be concentrated in the inductance coils of the solenoid type is about 3 J. The charge time of the capacitors (1 ÷ 20) s is determined by the required amount of charge to tell the unit to start at a given speed. The dimensions of the device for controlled launch of nanosatellites and microsatellites are approximately 1 dm 3 , and the mass is about 1.5 kg.

Claims (4)

1. Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников, содержащее платформу, на которую установлен наноспутник или микроспутник, отличающееся тем, что оно снабжено системой ориентации и магнитоиндукционным эжектором, система ориентации состоит из внешнего и внутреннего корпусов, внешний корпус расположен на основании и выполнен с возможностью поворота при помощи электродвигателя относительно вертикальной оси, внутренний корпус закреплен на внешнем корпусе с помощью горизонтальной оси и двух подшипников и выполнен с возможностью поворота относительно горизонтальной оси при помощи электродвигателя, магнитоиндукционный эжектор состоит из двух катушек индуктивности соленоидального типа, которые помещены в сердечники броневого типа и попарно запрессованы в стаканы, являющиеся экранами от импульсов магнитного поля, при этом к одному стакану, выполненному с возможностью вертикального перемещения по скользящим направляющим, расположенным на внутреннем корпусе, прикреплен шток, жестко связанный с платформой, катушки индуктивности связаны с конденсаторами.1. The device is a controlled launch of nanosatellites and microsatellites, containing a platform on which a nanosatellite or microsatellite is installed, characterized in that it is equipped with an orientation system and a magneto-induction ejector, the orientation system consists of external and internal cases, the external case is located on the base and is rotatable using an electric motor relative to the vertical axis, the inner housing is mounted on the outer housing using a horizontal axis and two bearings and is made with By rotating with respect to the horizontal axis by means of an electric motor, the magnetic induction ejector consists of two solenoidal type inductors, which are placed in armored type cores and are pressed into pairs in glasses, which are screens from magnetic field pulses, while to one glass, made with the possibility of vertical movement along a sliding guide is located on the inner case, a rod is fixed, rigidly connected to the platform, inductors are connected to capacitors and. 2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно содержит электронную систему управления запуска, состоящую из микроконтроллера, который соединен с коммуникатором, блоком управления зарядом, драйверами электродвигателей и ключевыми устройствами, при этом драйверы электродвигателей соединены с соответствующими электродвигателями, конденсаторы через ключевые устройства соединены с микроконтроллером, катушки индуктивности соленоидального типа соединены с конденсаторами с помощью ключевых устройств, при этом одно из ключевых устройств соединено с другим ключевым устройством через переключатель выводов обмотки.2. The device according to claim 1, characterized in that it contains an electronic start-up control system consisting of a microcontroller that is connected to a communicator, a charge control unit, electric motor drivers and key devices, while the electric motor drivers are connected to the corresponding electric motors, capacitors through the key devices are connected to the microcontroller, solenoidal type inductors are connected to capacitors using key devices, while one of the key devices oedineno with other key device through the winding connections switch. 3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что сердечники броневого типа выполнены из ферромагнитного материала.3. The device according to claim 1, characterized in that the armored type cores are made of ferromagnetic material. 4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что катушки индуктивности соленоидального типа плотно прижаты друг к другу при помощи поджимной пружины. 4. The device according to claim 1, characterized in that the inductance coils of the solenoidal type are tightly pressed against each other by means of a compression spring.
RU2014125660/11A 2014-06-24 2014-06-24 Device for controlled lunching of nano- and microsatellites RU2551408C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014125660/11A RU2551408C1 (en) 2014-06-24 2014-06-24 Device for controlled lunching of nano- and microsatellites

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014125660/11A RU2551408C1 (en) 2014-06-24 2014-06-24 Device for controlled lunching of nano- and microsatellites

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2551408C1 true RU2551408C1 (en) 2015-05-20

Family

ID=53294411

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014125660/11A RU2551408C1 (en) 2014-06-24 2014-06-24 Device for controlled lunching of nano- and microsatellites

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2551408C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2603441C1 (en) * 2015-08-11 2016-11-27 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) Method to launch micro-and nano-satellites and device based on microprocessor inductive system for launching
RU2653666C2 (en) * 2016-08-23 2018-05-11 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment
RU2677974C2 (en) * 2016-07-04 2019-01-22 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Device for small spacecrafts ascent
CN110010324A (en) * 2019-04-02 2019-07-12 南京理工大学 A kind of double electromagnet parallel connection locking device and its working method

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6068010A (en) * 1995-06-09 2000-05-30 Marotta Scientific Controls, Inc. Microvalve and microthruster for satellites and methods of making and using the same
RU2260551C1 (en) * 2004-03-30 2005-09-20 Закрытое Акционерное Общество Конструкторское Бюро "Полет" (Зао Кб "Полет") Adapter for group launching of micro-satellites
WO2011096899A1 (en) * 2010-02-08 2011-08-11 Giulio Manzoni A micro-nozzle thruster
RU2472679C1 (en) * 2011-05-05 2013-01-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) Method of launching nanosatellites payload coproduct and device to this end

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6068010A (en) * 1995-06-09 2000-05-30 Marotta Scientific Controls, Inc. Microvalve and microthruster for satellites and methods of making and using the same
RU2260551C1 (en) * 2004-03-30 2005-09-20 Закрытое Акционерное Общество Конструкторское Бюро "Полет" (Зао Кб "Полет") Adapter for group launching of micro-satellites
WO2011096899A1 (en) * 2010-02-08 2011-08-11 Giulio Manzoni A micro-nozzle thruster
RU2472679C1 (en) * 2011-05-05 2013-01-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) Method of launching nanosatellites payload coproduct and device to this end

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2603441C1 (en) * 2015-08-11 2016-11-27 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) Method to launch micro-and nano-satellites and device based on microprocessor inductive system for launching
RU2677974C2 (en) * 2016-07-04 2019-01-22 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Device for small spacecrafts ascent
RU2653666C2 (en) * 2016-08-23 2018-05-11 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment
CN110010324A (en) * 2019-04-02 2019-07-12 南京理工大学 A kind of double electromagnet parallel connection locking device and its working method
CN110010324B (en) * 2019-04-02 2023-08-22 南京理工大学 Double-electromagnet parallel locking device and working method thereof

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2551408C1 (en) Device for controlled lunching of nano- and microsatellites
JP6473960B2 (en) Space debris orbital descent method, orbital descent system, and satellite orbit conversion method, orbit conversion system
JP2021061243A (en) Electric output generation system and method
US2973162A (en) Attitude control system for space vehicles
US20120280588A1 (en) Magnetic rotational device
US11149719B2 (en) EdDrive propellantless propulsion system
RU2472679C1 (en) Method of launching nanosatellites payload coproduct and device to this end
Mongeau et al. Helical rail glider launcher
RU2603441C1 (en) Method to launch micro-and nano-satellites and device based on microprocessor inductive system for launching
RU2653666C2 (en) Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment
DE102017000656A1 (en) Principles of Electrohydrodynamics and (High) Energy Resonator Transformer Technology
Filonin et al. Small-Size Automatic System for the Controllable Launch of Nanosatellites on a Desired Trajectory
EA028078B1 (en) Method for electric power supply for a rail-type electromagnetic accelerator, electromagnetic rail-gun design, rail-type reaction engine
Phylonin et al. Small-size micro processing system for nanosatellite separation
EP2319282A1 (en) Highly efficient device for transforming energy and relative method
RU2679768C1 (en) Device for developing electrical energy in artillery shell
Ehresmann Mission and system analysis for lunar massdriver applications
CN108860661A (en) driving mechanism
LU103017B1 (en) Magnetic Turbine with High Speed Accelerators, Natural Vibration Accelerators and with Permanent Magnets Positioned in an Equilateral Triangle, Adaptable to any type of Electric Generator or Alternator in order to Produce Energy
Longo Swimming in Newtonian space–time: Orbital changes by cyclic changes in body shape
DE2745016A1 (en) Auxiliary drive motor for vehicles - has eccentric spring mass systems resonated by short duration electric impulses
DE102014102257A1 (en) Apparatus and method for converting kinetic energy into electrical energy by means of vibration generators
CN108494216B (en) A kind of the two-pass linear motion generator and its electricity-generating method of recoil-explosion driving
RU2015146163A (en) A device for converting electrical energy into the work of the force of electromagnetic interaction of electric currents in order to control spacecraft
Bonnal et al. Optimization of Tethered De-Orbitation of Spent Upper Stages: the``MAILMAN''Process

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170625