RU2579600C1 - Artificial earth satellite - Google Patents
Artificial earth satellite Download PDFInfo
- Publication number
- RU2579600C1 RU2579600C1 RU2014149308/11A RU2014149308A RU2579600C1 RU 2579600 C1 RU2579600 C1 RU 2579600C1 RU 2014149308/11 A RU2014149308/11 A RU 2014149308/11A RU 2014149308 A RU2014149308 A RU 2014149308A RU 2579600 C1 RU2579600 C1 RU 2579600C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- satellite
- pos
- film
- aes
- diaphragm
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Details Of Aerials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике.The invention relates to space technology.
Известны искусственные спутники Земли (ИСЗ), имеющие жесткую конструкцию (например, ИСЗ «Спутник-1», «Авангард», «Космос» - см., например, К. Гэтланд «Космическая техника», М.: «Мир», 1986, стр. 24-31), а также ИСЗ с мягкой (тонкопленочной) конструкцией (например, надувные ИСЗ «Эхо-1», «Эхо-2», «Пагеос» - см., например, Е.Н. Поляхова «Космический полет с солнечным парусом: проблемы и перспективы», М.: «Наука», 1986, стр. 21).Known artificial Earth satellites (AES) with a rigid structure (for example, the satellite "Sputnik-1", "Vanguard", "Cosmos" - see, for example, K. Gatland "Space Technology", M .: "Mir", 1986 , pp. 24-31), as well as a satellite with a soft (thin-film) structure (for example, inflatable AES “Echo-1”, “Echo-2”, “Pageos” - see, for example, EN Polyakhova “Space flight with a solar sail: problems and prospects ”, M.:“ Science ”, 1986, p. 21).
Известны также искусственные спутники Земли, снабженные кольцевыми стабилизаторами (КС), например, для обеспечения пассивной аэродинамической стабилизации относительно направления полета (НП) на низких и средних орбитах - см., например, В.И. Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении», М.: «Наука», 1974, стр. 139-140, рис. 49 - ИСЗ «Космос-149»; В.М. Ковтуненко, В.Ф. Камеко, Э.П. Яскевич «Аэродинамика орбитальных космических аппаратов», Киев, «Наукова думка», 1977, стр.131, 132 - ИСЗ «Космос-149», «Космос-320» (ближайший аналог). При этом стабилизация ИСЗ по крену (устранение проворота относительно продольной оси) достигалась дополнительной установкой силовых гироскопов.Artificial Earth satellites equipped with ring stabilizers (CS) are also known, for example, to provide passive aerodynamic stabilization relative to the direction of flight (NP) in low and medium orbits - see, for example, V.I. Levantovsky "The mechanics of space flight in an elementary exposition", Moscow: Nauka, 1974, pp. 139-140, fig. 49 - satellite "Cosmos-149"; V.M. Kovtunenko, V.F. Kameko, E.P. Yaskevich “Aerodynamics of orbital spacecraft”, Kiev, “Naukova Dumka”, 1977, p. 131, 132 - AES “Cosmos-149”, “Cosmos-320” (the closest analogue). In this case, stabilization of the satellite along the roll (elimination of rotation relative to the longitudinal axis) was achieved by the additional installation of power gyroscopes.
Однако ИСЗ-аналоги не позволяют реализовать орбитальное развертывание значительных по габаритам/площади (на уровне десятков-сотен м2) отражающих конструкций таким образом, чтобы одновременно обеспечивались пассивная аэродинамическая стабилизация и минимизация аэродинамического сопротивления ИСЗ.However, the AES analogues do not allow the orbital deployment of significant in size / area (at the level of tens-hundreds of m 2 ) reflective structures in such a way that passive aerodynamic stabilization and minimization of the aerodynamic drag of the AES are simultaneously ensured.
Целью предлагаемого изобретения является формирование такой конфигурации ИСЗ, которая обеспечивает пассивную аэродинамическую стабилизацию аппарата при минимизации его аэродинамического сопротивления и максимизации светимости (наблюдаемости с поверхности Земли) в отраженном солнечном свете, при выведении ИСЗ либо кластера ИСЗ на существующих ракетах-носителях.The aim of the invention is the formation of such a satellite configuration that provides passive aerodynamic stabilization of the vehicle while minimizing its aerodynamic drag and maximizing luminosity (observability from the Earth's surface) in reflected sunlight when removing a satellite or a satellite cluster on existing launch vehicles.
Указанная цель достигается тем, что в ИСЗ, включающем корпус и аэродинамический КС, корпус выполнен в виде кольца с удлинением 0,01…10,0 и отношением наружного диаметра кольца к внутреннему 1,01…5,0, а КС выполнен в виде пленочного, с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением 1…100, соосно закрепленного на корпусе, при этом на этапе выведения ИСЗ на орбиту КС складывается во внутреннюю кольцевую полость корпуса. Передняя по НП поверхность корпуса может быть выполнена в виде воронки. На свободном (не скрепленном с корпусом) торце КС может быть установлена диафрагма, при этом диафрагма может выполняться перфорированной, с площадью перфорации на уровне 0,01…0,9 площади диафрагмы. Корпус и диафрагма могут быть соединены одной или более стропами, причем, при наличии двух и более строп, они прокладываются в пленочных гаргротах пленочного рукава КС симметрично продольной оси КС. При этом в поперечном сечении пленочного рукава КС могут устанавливаться кольцевые ребра жесткости (один или несколько). К корпусу ИСЗ могут быть последовательно присоединены посредством троса 1…10 дополнительных КС, при этом интервалы по НП между смежными КС должны составлять 50…5000 м. Дополнительные КС могут быть снабжены диафрагмами на переднем по НП и заднем торцах пленочного рукава. В ряде случаев в корпусе ИСЗ может быть размещен кольцевой механический демпфер, при этом в качестве диссипатора энергии может использоваться картечь или дробь. Дополнительно на наружной поверхности корпуса ИСЗ может быть установлено не менее одной пары элеронов. Кроме того, ИСЗ по предлагаемому техническому решению может быть дополнительно снабжен реактивной двигательной установкой (ДУ). При этом ДУ включает не менее двух многосопловых блоков, располагаемых симметрично на наружной поверхности корпуса. Вариантом рабочего тела ДУ может являться холодный газ.This goal is achieved by the fact that in a satellite comprising a hull and an aerodynamic CS, the hull is made in the form of a ring with an extension of 0.01 ... 10.0 and the ratio of the outer diameter of the ring to the inner 1.01 ... 5.0, and the CS is made in the form of a film , with a metallized outer surface of the sleeve with an extension of 1 ... 100, coaxially mounted on the body, while at the stage of launching the satellite into the orbit of the CS is folded into the inner annular cavity of the body. The front surface of the housing along the NP can be made in the form of a funnel. A diaphragm can be installed on the free (not fastened to the body) end of the CS, while the diaphragm can be perforated, with a perforation area of 0.01 ... 0.9 of the diaphragm area. The housing and the diaphragm can be connected by one or more slings, and, in the presence of two or more slings, they are laid in the film gargrot of the film sleeve of the KS symmetrically to the longitudinal axis of the KS. At the same time, annular stiffeners (one or several) can be installed in the cross section of the film sleeve of the COP. AES can be sequentially connected to the hull by means of a cable 1 ... 10 additional KS, while the intervals on the NP between adjacent KS should be 50 ... 5000 m. Additional KS can be equipped with diaphragms on the front along the NP and the rear ends of the film sleeve. In some cases, an annular mechanical damper can be placed in the satellite’s hull, while buckshot or shot can be used as an energy dissipator. Additionally, at least one pair of ailerons can be installed on the outer surface of the satellite body. In addition, the satellite according to the proposed technical solution can be additionally equipped with a jet propulsion system (DU). In this case, the remote control includes at least two multi-nozzle blocks located symmetrically on the outer surface of the housing. A variant of the working fluid of the remote control can be cold gas.
Конструктивно-компоновочная схема ИСЗ по предлагаемому техническому решению представлена на фиг. 1, вариант ИСЗ с дополнительными КС - на фиг. 2.The design and layout of the satellite according to the proposed technical solution is presented in FIG. 1, an AES variant with additional CSs — in FIG. 2.
Приняты обозначения:Designations accepted:
1 - корпус ИСЗ;1 - hull;
2 - КС-пленочный рукав;2 - KS-film sleeve;
3 - диафрагма;3 - aperture;
4 - стропа;4 - sling;
5 - кольцевое ребро жесткости;5 - annular stiffener;
6 - двигательная установка;6 - propulsion system;
7 - многосопловой блок ДУ;7 - multi-nozzle block remote control;
8 - демпфер (включая диссипатор энергии);8 - damper (including energy dissipator);
9 - элерон;9 - aileron;
10 - бортовое оборудование и аппаратура;10 - on-board equipment and apparatus;
11 - дополнительный КС-пленочный рукав;11 - additional KS-film sleeve;
12 - трос.12 - cable.
Функционирование ИСЗ по предлагаемому техническому решению осуществляется следующим образом. ИСЗ (кластер из нескольких ИСЗ) выводится на рабочую орбиту штатным порядком ракетой-носителем. После разделения с носителем (и увода носителя с рабочей орбиты) каждый ИСЗ осуществляет развертывание сложенного на этапе выведения в кольцевой полости корпуса поз. 1 КС-пленочного рукава поз. 2 (например, посредством пружинного толкателя диафрагмы поз. 3 - на чертежах не показан). Далее «наддутая» форма КС поз. 2 поддерживается частицами остаточной атмосферы, поступающими через заборник-«воронку» корпуса поз. 1, выполненного, например, в форме кольцевого восьмигранника (см. фиг. 1). Следует отметить, что заданная ориентация/стабилизация продольной оси ИСЗ относительно НП осуществляется посредством аэродинамических сил в пассивном режиме неограниченно долго (до высот полета ~400 км - см., например, В.В. Белецкий «Движение искусственного спутника относительно центра масс», М.: «Наука», 1965, стр. 56, рис. 6 - Моменты сил, действующих на спутник Земли, в зависимости от высоты орбиты), в т.ч. с присоединенными дополнительными КС поз. 11. На более высоких орбитах развернутый КС поз. 2 фиксируется в заданном положении раздвижным каркасным механизмом, например, типа «тещин язык», или «многозвенный пантограф», или «телескопическая штанга».The functioning of the satellite according to the proposed technical solution is as follows. A satellite (a cluster of several satellites) is launched into a working orbit in a regular manner with a launch vehicle. After separation with the carrier (and removal of the carrier from the working orbit), each satellite deploys the poses folded at the stage of launching in the annular cavity of the body. 1 COP-film sleeve pos. 2 (for example, by means of a spring pusher of the diaphragm pos. 3 - not shown in the drawings). Next, the "inflated" form of the COP pos. 2 is supported by particles of the residual atmosphere coming through the intake “funnel” of the housing pos. 1, made, for example, in the form of a ring octahedron (see Fig. 1). It should be noted that the specified orientation / stabilization of the longitudinal axis of the satellite relative to the NS is carried out by means of aerodynamic forces in the passive mode for an unlimited time (up to flight altitudes of ~ 400 km - see, for example, V.V. Beletsky “Motion of an artificial satellite relative to the center of mass”, M .: “Science”, 1965, p. 56, Fig. 6 - Moments of forces acting on the Earth’s satellite, depending on the height of the orbit), incl. with attached additional COP pos. 11. At higher orbits, the expanded CS pos. 2 is fixed in a predetermined position by a sliding frame mechanism, for example, such as “mother tongue”, or “multi-link pantograph”, or “telescopic bar”.
С целью максимизации относительной площади заборника частиц остаточной атмосферы, а также формирования благоприятного для аэродинамической стабилизации эллипсоида инерции «тяжелого» корпуса поз. 1 (главная ось инерции ИСЗ совпадает с его продольной осью) - корпус поз. 1 выполнен в виде кольца с удлинением (отношение длины корпуса к диаметру его миделя) 0,01…10,0 и отношением наружного диаметра миделя корпуса к внутреннему диаметру (иначе, диаметру канала заборника) 1,01…5,0. В свою очередь, с целью максимизации площади и отражающих характеристик при минимизации габаритов в сложенном состоянии - КС поз. 2 выполнен в виде пленочного, с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением (отношение длины развернутого КС к его миделю) 1…100, соосно закрепленного на корпусе поз. 1, при этом на этапе выведения КС поз. 2 складывается во внутреннюю кольцевую полость корпуса поз. 1 и развертывается в орбитальном полете.In order to maximize the relative area of the particle intake of the residual atmosphere, as well as the formation of a “heavy” body pos. Favorable for aerodynamic stabilization of the ellipsoid of inertia. 1 (the main axis of inertia of the satellite coincides with its longitudinal axis) - body pos. 1 is made in the form of a ring with an extension (the ratio of the length of the body to the diameter of its midsection) 0.01 ... 10.0 and the ratio of the outer diameter of the midsection of the body to the inner diameter (otherwise, the diameter of the intake channel) 1.01 ... 5.0. In turn, in order to maximize the area and reflective characteristics while minimizing dimensions when folded - КС pos. 2 is made in the form of a film, with a metallized outer surface of the sleeve with elongation (the ratio of the length of the deployed COP to its midsection) 1 ... 100 coaxially mounted on the body pos. 1, while at the stage of removing the COP pos. 2 is folded into the inner annular cavity of the housing pos. 1 and is deployed in orbital flight.
В качестве конструкционного материала КС-пленочного рукава поз. 2 может применяться, например, алюминированная полиэтилентерефталатная и/или полиимидная пленка толщиной 5…40 мкм. Для придания конструкции КС необходимой жесткости, на свободном (незакрепленном на корпусе поз. 1 ИСЗ) торце КС поз. 2 может быть установлена диафрагма (относительно жесткая плоская шайба с габаритами поперечного сечения КС) поз. 3. При этом с целью организованного выпуска частиц остаточной атмосферы во внешнюю среду диафрагма может выполняться перфорированной, причем площадь перфорации составляет 0,01…0,9 площади диафрагмы поз. 3 (определяется диапазоном высот начальных рабочих орбит ИСЗ - чем выше орбита, тем меньше должна быть относительная площадь перфорации).As the structural material of the KS-film sleeve pos. 2 can be used, for example, aluminized polyethylene terephthalate and / or polyimide film with a thickness of 5 ... 40 microns. To give the design of the COP the necessary rigidity, on the free (not secured to the body pos. 1 satellite) end of the cop pos. 2, a diaphragm can be installed (a relatively rigid flat washer with a cross-sectional dimension of the COP) pos. 3. Moreover, for the purpose of the organized release of particles of residual atmosphere into the external environment, the diaphragm can be perforated, and the perforation area is 0.01 ... 0.9 of the diaphragm area pos. 3 (determined by the altitude range of the initial satellite working orbits - the higher the orbit, the smaller the relative perforation area should be).
Корпус поз. 1 и диафрагма поз. 3 могут соединяться стропами поз. 4 (одной или несколькими), которые обеспечивают силовую связь указанных элементов (поскольку прочности КС-пленочного рукава поз. 2 в ряде случаев может оказаться недостаточно). При наличии двух и более строп поз. 4 - их целесообразно располагать в пленочных гаргротах КС поз. 2 симметрично продольной оси КС. В этом случае, при полном развертывании КС обеспечивается формирование рациональной силовой схемы соединения корпуса поз. 1 с диафрагмой поз. 3 посредством строп поз. 4 и, одновременно, поддержание «полноты» КС-пленочного рукава поз. 2 «натянутыми» внутри пленочного гаргрота стропами поз. 4.Case pos. 1 and aperture pos. 3 can be connected with slings pos. 4 (one or several), which provide power connection of these elements (since the strength of the KS-film sleeve pos. 2 in some cases may not be enough). In the presence of two or more slings pos. 4 - it is advisable to place them in the film garrots of KS pos. 2 symmetrically to the longitudinal axis of the COP. In this case, with the full deployment of the COP, the formation of a rational power circuit for connecting the housing pos. 1 with aperture pos. 3 by means of slings pos. 4 and, at the same time, maintaining the “completeness” of the CS-film sleeve pos. 2 “taut” slings pos. four.
Дополнительное поддержание «полноты» обводов КС-пленочного рукава поз. 2 может осуществляться, например, посредством установки в поперечном сечении (либо в нескольких поперечных сечениях по длине КС) пленочного рукава кольцевых ребер жесткости поз. 5. Подобное каркасирование КС-пленочного рукава поз. 2, с одной стороны, допускает его компактное складывание, с другой стороны, обеспечивает поддержание его «полноты» независимо от параметров остаточной атмосферы (в т.ч. на высотах полета ИСЗ более 400 км).Additional maintenance of the "completeness" of the contours of the COP-film sleeve pos. 2 can be carried out, for example, by installing in the cross section (or in several cross sections along the length of the COP) of the film sleeve ring stiffeners pos. 5. Similar casing of the KS-film sleeve pos. 2, on the one hand, allows its compact folding, on the other hand, it maintains its “completeness” regardless of the parameters of the residual atmosphere (including at satellite altitudes of more than 400 km).
В свою очередь, на высотах полета менее 400 км ИСЗ может быть оборудован дополнительными пленочными КС поз. 11, присоединяемыми к корпусу поз. 1 посредством троса поз. 12 (см. фиг. 2). Устойчивость такого составного ИСЗ вдоль НП обеспечивается за счет соответствующего подбора баллистических коэффициентов корпуса поз. 1 и дополнительных КС поз. 11. При этом для максимизации наблюдаемости ИСЗ с поверхности Земли (для невооруженного человеческого глаза с разрешением 1…2 угл. мин) интервалы между смежными КС поз. 11 по НП должны составлять 50…5000 м (для высот полета ИСЗ 100…400 км).In turn, at altitudes of less than 400 km, the satellite can be equipped with additional film CS pos. 11, attached to the housing pos. 1 via cable pos. 12 (see FIG. 2). The stability of such a composite satellite along the NP is ensured by the appropriate selection of ballistic coefficients of the hull pos. 1 and additional COP pos. 11. At the same time, to maximize the observability of the satellite from the Earth’s surface (for the unarmed human eye with a resolution of 1 ... 2 ang. Min), the intervals between adjacent CS pos. 11 on the NP should be 50 ... 5000 m (for satellite altitudes 100 ... 400 km).
Для увеличения «полноты» развернутых дополнительных КС поз. 11 они могут снабжаться диафрагмами (относительно жесткими плоскими шайбами с габаритами поперечного сечения КС) на переднем по НП и заднем торцах пленочного рукава.To increase the "completeness" of deployed additional COP pos. 11 they can be equipped with diaphragms (relatively rigid flat washers with cross-sectional dimensions of the COP) at the front along the NP and the rear ends of the film sleeve.
С целью стабилизации угловой скорости проворота ИСЗ по крену (т.е. относительно продольной оси аппарата) в его корпусе поз. 1 может размещаться кольцевой механический демпфер поз. 8, где в качестве диссипатора энергии применяется картечь или дробь. Следует отметить, что демпфер поз. 8 является пассивной системой стабилизации по крену, которая не позволяет ИСЗ «накопить» сколь-нибудь значительный гироскопический момент, который мог бы вносить возмущения при аэродинамической ориентации/стабилизации аппарата по НП.In order to stabilize the angular velocity of rotation of the satellite along the roll (i.e., relative to the longitudinal axis of the apparatus) in its body pos. 1, an annular mechanical damper pos. 8, where buckshot or fraction is used as an energy dissipator. It should be noted that the damper pos. 8 is a passive roll stabilization system, which does not allow the satellite to “accumulate” any significant gyroscopic moment, which could introduce disturbances in the aerodynamic orientation / stabilization of the apparatus by NP.
Кроме того, стабилизация проворота ИСЗ по крену на низких орбитах может быть решена посредством установки элеронов поз. 9, в т.ч. в дополнение к демпферу поз. 8. Следует отметить, что варьируя площадью, плечом, углом разворота относительно НП и количеством элеронов поз. 9, можно реализовать как «мягкий» (на уровне ~10-5 Н·м), так и относительно «жесткий» (на уровне ~10-2 Н·м) моментный режим поддержания заданного угла крена корпуса поз. 1 ИСЗ. При этом компоновочно блок управления элеронами поз. 9 может размещаться, например, в отсеке оборудования и аппаратуры поз. 10 корпуса поз. 1 на максимальном плече относительно центра масс (ЦМ) ИСЗ.In addition, stabilization of the rotation of the satellite along the roll in low orbits can be solved by installing ailerons pos. 9, including in addition to the damper pos. 8. It should be noted that by varying the area, shoulder, turning angle relative to the NP and the number of ailerons pos. 9, it is possible to realize both “soft” (at the level of ~ 10 -5 N · m) and relatively “hard” (at the level of ~ 10 -2 N · m) the moment mode of maintaining the given roll angle of the body pos. 1 satellite. In this case, the ailerons control unit pos. 9 can be located, for example, in the compartment of equipment and apparatus pos. 10 buildings pos. 1 on the maximum arm relative to the center of mass (CM) of the satellite.
Представленные выше варианты реализации элементов ИСЗ позволяют аппарату совершать длительный ориентированный орбитальный полет за счет взаимодействия с веществом околоземного пространства, т.е. в пассивном (безрасходном по рабочему телу) режиме. С другой стороны, дополнительное оснащение ИСЗ активными элементами расширяет его функциональные и маневренные возможности. Например, при размещении на ИСЗ дополнительно реактивной двигательной установки может быть реализовано «точное» управление положением ЦМ аппарата в пространстве и его «строгая» ориентация относительно центра масс. При этом для пространственного маневрирования ИСЗ во всех направлениях представляется целесообразным его оснащение реактивной двигательной установкой поз. 6, которая включает не менее двух многосопловых блоков поз. 7, располагаемых симметрично на наружной поверхности корпуса поз. 1 ИСЗ.The above options for the implementation of AES elements allow the device to make a long oriented orbital flight due to interaction with near-Earth matter, i.e. in passive (non-expenditure on the working fluid) mode. On the other hand, additional equipping of the satellite with active elements expands its functional and maneuverability. For example, when placing an additional jet propulsion system on a satellite, “exact” control of the position of the CM apparatus in space and its “strict” orientation relative to the center of mass can be realized. Moreover, for spatial maneuvering of the satellite in all directions, it seems appropriate to equip it with a jet propulsion system pos. 6, which includes at least two multi-nozzle blocks pos. 7 located symmetrically on the outer surface of the housing pos. 1 satellite.
Для относительно «мягкого» управления положением ЦМ ИСЗ на орбите, а также ориентацией аппарата относительно ЦМ - в качестве рабочего тела ДУ поз. 6 целесообразно применение холодного газа (азот, гелий, др.). При этом обеспечивается точное и надежное дозирование реактивных импульсов ДУ поз. 6, а использование конструктивно простых и легких многосопловых блоков поз. 7 позволяет рационально расположить элементы ДУ на корпусе поз. 1 ИСЗ.For a relatively “soft” control of the satellite’s position of the satellite in orbit, as well as the orientation of the device relative to the satellite, as the working medium of the remote control pos. 6 it is advisable to use cold gas (nitrogen, helium, etc.). This ensures accurate and reliable dosing of reactive pulses of remote control pos. 6, and the use of structurally simple and light multi-nozzle blocks pos. 7 allows you to rationally place the elements of the remote control on the body pos. 1 satellite.
Применение предложенного технического решения целесообразно для эскадренных ИСЗ космической рекламы, групповых ИСЗ-мишеней калибровки/юстировки оптических и радиотехнических наземных комплексов контроля космического пространства, при осуществлении многопозиционных измерений параметров верхней атмосферы Земли по характеру движения групп ИСЗ, а также в целом ряде других практических приложений.The application of the proposed technical solution is expedient for satellite advertisement satellite spacecraft, group satellite targets for calibration / alignment of optical and radio-technical ground-based space monitoring complexes, when performing multi-position measurements of the Earth’s upper atmosphere by the nature of the satellite’s motion, as well as in a number of other practical applications.
Claims (15)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014149308/11A RU2579600C1 (en) | 2014-12-09 | 2014-12-09 | Artificial earth satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014149308/11A RU2579600C1 (en) | 2014-12-09 | 2014-12-09 | Artificial earth satellite |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2579600C1 true RU2579600C1 (en) | 2016-04-10 |
Family
ID=55793604
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014149308/11A RU2579600C1 (en) | 2014-12-09 | 2014-12-09 | Artificial earth satellite |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2579600C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5242134A (en) * | 1992-05-22 | 1993-09-07 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Space station trash removal system |
| RU2363627C2 (en) * | 2004-05-17 | 2009-08-10 | Астриум Сас | Method and device space vehicle aerodynamic stabilisation in landing |
| US20110079684A1 (en) * | 2009-10-06 | 2011-04-07 | Boguslaw Rudzik | Centrifugal Engine and Vehicle Featuring Same |
-
2014
- 2014-12-09 RU RU2014149308/11A patent/RU2579600C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5242134A (en) * | 1992-05-22 | 1993-09-07 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Space station trash removal system |
| RU2363627C2 (en) * | 2004-05-17 | 2009-08-10 | Астриум Сас | Method and device space vehicle aerodynamic stabilisation in landing |
| US20110079684A1 (en) * | 2009-10-06 | 2011-04-07 | Boguslaw Rudzik | Centrifugal Engine and Vehicle Featuring Same |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP7100780B2 (en) | Service satellites for providing orbital services with variable thruster control | |
| US20130206915A1 (en) | Vertical take-off and landing multimodal, multienvironment, gyropendular craft with compensatory propulsion and fluidic gradient collimation | |
| WO2013060693A2 (en) | Active geometric exoskeleton with pseudo-rhombohedral annular fairing for gyropendular craft | |
| KR20130085064A (en) | Rocket launch system | |
| US20230150700A1 (en) | Space vehicles with paraglider re-entry, and associated systems and methods | |
| Clark et al. | Summary of the first high-altitude, supersonic flight dynamics test for the low-density supersonic decelerator project | |
| Sengupta et al. | Supersonic performance of disk-gap-band parachutes constrained to a 0-degree trim angle | |
| Nagata et al. | Attitude dynamics for flare-type membrane aeroshell capsule in reentry flight experiment | |
| CN109931823B (en) | Recovery structure of carrier rocket fairing | |
| RU2579600C1 (en) | Artificial earth satellite | |
| Sengupta et al. | Supersonic testing of 0.8 m disk gap band parachutes in the wake of a 70 deg sphere cone entry vehicle | |
| US11722123B2 (en) | Enhanced thrust from ion-propelled spacecraft via tethered ion blocker | |
| Meacham et al. | Rocket sled propelled testing of a supersonic inflatable aerodynamic decelerator | |
| Johnson et al. | Solar sail propulsion for interplanetary CubeSats | |
| Sengupta et al. | Supersonic disk gap band parachute performance in the wake of a Viking-type entry vehicle from Mach 2 to 2.5 | |
| Savino et al. | European sounding rocket experiment on hypersonic deployable re-entry demonstrator | |
| Venkatapathy et al. | Mechanically-deployed hypersonic decelerator and conformal ablator technologies for Mars missions | |
| Johnson et al. | Multiple NEO rendezvous using solar sail propulsion | |
| Young | Updated heliostorm warning mission: enhancements based on new technology | |
| Pagano et al. | Adjustable aerobraking heat shield for satellites deployment and recovery | |
| Higuchi et al. | Verification of practical use of an inflatable structure in space | |
| Dutta | ASPIRE Parachute Modeling and Comparison to Post-Flight Reconstruction | |
| Akin | Applications of ultra-low ballistic coefficient entry vehicles to existing and future space missions | |
| RU2202500C2 (en) | Method of recovery of recoverable launch vehicles and device for realization of this method | |
| RU2158214C1 (en) | Aviation launch complex for transportation, filling and launch in air of launch vehicle |