RU2653666C2 - Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment - Google Patents
Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment Download PDFInfo
- Publication number
- RU2653666C2 RU2653666C2 RU2016134575A RU2016134575A RU2653666C2 RU 2653666 C2 RU2653666 C2 RU 2653666C2 RU 2016134575 A RU2016134575 A RU 2016134575A RU 2016134575 A RU2016134575 A RU 2016134575A RU 2653666 C2 RU2653666 C2 RU 2653666C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- microprocessor
- nanosatellites
- solenoid
- control module
- magneto
- Prior art date
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title claims description 13
- 229910052779 Neodymium Inorganic materials 0.000 claims abstract description 4
- 239000000696 magnetic material Substances 0.000 claims abstract description 4
- QEFYFXOXNSNQGX-UHFFFAOYSA-N neodymium atom Chemical compound [Nd] QEFYFXOXNSNQGX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 4
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 claims description 16
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 8
- 238000004804 winding Methods 0.000 claims description 7
- 230000005669 field effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000005291 magnetic effect Effects 0.000 abstract description 12
- 230000006698 induction Effects 0.000 abstract description 8
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 230000007774 longterm Effects 0.000 abstract description 2
- 229910001172 neodymium magnet Inorganic materials 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 11
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 5
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 4
- 230000000739 chaotic effect Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 description 2
- 239000003302 ferromagnetic material Substances 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000005672 electromagnetic field Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N pyrogallol Chemical compound OC1=CC=CC(O)=C1O WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Electrical Variables (AREA)
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к системам отделения от космических летательных аппаратов (КЛА), в частности от различных сегментов МКС, и может быть использовано для одновременного отделения как одного, так и группы наноспутников (НС).The invention relates to space technology, in particular to systems for separation from spacecraft (KLA), in particular from various segments of the ISS, and can be used for simultaneous separation of one or a group of nanosatellites (NS).
На сегодняшний день для отделения НС, как правило, используются устройства, работающие на основе пружинного толкателя (патент РФ на изобретение №2254265, МПК В64С 1/00, опубл. 20.06.2004 г.), либо на энергии сжатого газа, либо на основе пирозаряда.Today, for the separation of NS, as a rule, devices operating on the basis of a spring pusher are used (RF patent for the invention No. 22254265, IPC
Известно также устройство, содержащее адаптируемую к ракете-носителю стойку и идентичные органы стыковки (патент РФ на изобретение №2156212, МПК B64G 1/22, опубл. 20.09.2000 г.). На каждом органе расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. Снаружи стойки монтируются идентичные посадочные места. Органы стыковки могут быть установлены на любое число этих мест. Изобретение направлено на достижение унификации средств выведения спутников.A device is also known comprising a rack adaptable to a launch vehicle and identical docking bodies (RF patent for the invention No. 2156212, IPC
Известен адаптер для группового запуска наноспутников (патент РФ на изобретение №2260551, МПК B64G 1/64, опубл. 20.09.2005, бюл. 26). Для обеспечения жесткости системы крепления и уменьшения массы спутники размещаются по оптимальной схеме на платформе.Known adapter for group launch of nanosatellites (RF patent for the invention No. 2260551, IPC
В перечисленных патентах наноспутники отделяются от средства выведения с помощью индивидуальных автономных устройств, которые размещаются на местах установки при проведении наземных сборочно-монтажных работ. Повторное использование их не предусмотрено.In the above patents, the nanosatellites are separated from the withdrawal means using individual autonomous devices that are located at the installation site during ground-based assembly and installation works. Their reuse is not provided.
Известен также способ отделения НС от средства доставки с помощью магнитоиндукционной системы, содержащей индуктор, через соленоидальную катушку которого разряжается конденсатор (патент РФ на изобретение №2472679, МПК B64G 1/22, опубл. 20.01.2013). В данном способе индуктор и конденсаторы жестко закреплены на платформе средства доставки, запускаемый аппарат, основание которого должно быть выполнено из ферромагнитного материала, устанавливается на индуктор. Запуск производится следующим образом: конденсатор с помощью тиристорного ключа разряжается через индуктор, в материале-основании запускаемого аппарата наводятся токи Фуко, таким образом, за счет взаимодействия магнитных полей индуктора и индуцированных полей в зоне основания наноспутника происходит отделение аппарата от средства доставки.There is also a method of separating NS from a delivery vehicle using a magneto-induction system containing an inductor through which a capacitor is discharged through a solenoidal coil (RF patent for the invention No. 2472679, IPC
Недостатками данного способа являются крайне малый коэффициент полезного действия, деформация или разрушение основания наноспутника, отсутствие возможности произвести запуск в заданном направлении, произвольное (хаотичное) движение наноспутника, относительно его центра масс, после отделенияThe disadvantages of this method are the extremely small efficiency, deformation or destruction of the base of the nanosatellite, the inability to launch in a given direction, arbitrary (chaotic) movement of the nanosatellite, relative to its center of mass, after separation
Наиболее близким к заявляемому устройству является устройство запуска с помощью магнитоиндукционного эжектора (патент РФ на изобретение №2551408 RU, МПК B64G 1/64, опубл. 20.05.2015). В этом устройстве расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. После определения направления ориентации средства доставки КЛА относительно данной планеты производится расчет параметров запуска группировки микроспутников. Эта процедура выполняется бортовым вычислительным комплексом средства доставки КЛА. Рассчитанные исходные данные передаются на микропроцессорную систему управления запуском, осуществляемую с помощью магнитоиндукционного эжектора (МИЭ). Микроспутник роботом-манипулятором устанавливается на платформу запуска МИЭ. После установки и фиксации НС на планшайбе МИЭ, с помощью электромеханических систем поворота задаются азимутальный и зенитный углы, относительно ориентации средства доставки или относительно системы координат, связанной с планетой. Для создания импульса электромагнитного поля в индукторах служат конденсаторы С1, С2, которые предварительно заряжаются от бортовой сети КЛА, а именно системы аккумулятор - солнечные панели. В исходный момент времени индукторы плотно прижаты друг к другу. В этот момент тиристоры Vs1, Vs2 открываются импульсами, сформированными микропроцессором, и через полевые транзисторы Т1, Т2 начинается разряд конденсаторов, через индуктивности L1, L2, помещенные в броневые сердечники из ферромагнитного материала. Так как в исходный момент времени индукторы плотно прижаты друг к другу, а ток разряда достигает нескольких сотен ампер, то в замкнутом объеме индукторов можно запасти энергию в несколько Джоулей, что обеспечивает коэффициент полезного действия в несколько десятков процентов.Closest to the claimed device is a launch device using a magnetic induction ejector (RF patent for the invention No. 2551408 RU, IPC
К недостаткам этого магнитоиндукционного эжектора можно отнести:The disadvantages of this magneto-induction ejector include:
- после отделения наноспутник может занимать произвольное положение в пространстве - вращательное, колебательное движение по траектории;- after separation, the nanosatellite can occupy an arbitrary position in space - rotational, oscillatory motion along the trajectory;
- относительно невысокую энергоемкость системы, позволяющую запускать наноспутники с небольшими начальными скоростями, несмотря на высокий коэффициент полезного действия.- a relatively low energy intensity of the system, which allows launching nanosatellites with small initial speeds, despite the high efficiency.
Задачей предлагаемого изобретения является:The objective of the invention is:
- улучшение энергомассовых характеристик,- improvement of energy-mass characteristics,
- значительное увеличение коэффициента полезного действия,- a significant increase in efficiency,
- долговременная работа в открытом космосе,- long-term work in outer space,
- повышение кинетической энергии запуска,- increase the kinetic energy of the launch,
- расширение функциональных возможностей устройства для запуска наноспутников (в том числе и группы НС) с заданной скоростью и в заданном направлении в соответствии с выбранными зенитным и азимутальным углами, исключающее хаотичное движение по траектории.- expanding the functionality of the device for launching nanosatellites (including the NS group) with a given speed and in a given direction in accordance with the selected zenith and azimuthal angles, eliminating chaotic motion along the trajectory.
Поставленная задача решается благодаря тому, что устройство, состоящее из электромеханической магнитоиндукционной системы отделения наноспутников с заданными параметрами и микропроцессорного модуля управления магнитоиндукционной системы отделения наноспутников, содержащего магнитоиндукционный эжектор, дополнительно содержит сильноточный соленоид, помещенный в рабочий зазор системы постоянных неодимовых магнитов, состоящей из набора кольцевых магнитов и соосно установленного неодимового цилиндрического магнита, заключенных в корпус, выполненный из магнитомягкого материала для экранирования электромагнитных помех, при этом соленоид подключен через ключевое устройство к обмотке, соединенной с микропроцессором, установленным на устройстве отделения, который также соединен с формирователем разрядного импульса, электронным ключом, состоящим из нескольких мощных полевых транзисторов и включенных параллельно друг другу.The problem is solved due to the fact that the device, consisting of an electromechanical magneto-induction system for separating nanosatellites with specified parameters and a microprocessor control module for a magneto-induction system for separating nanosatellites, containing a magneto-induction ejector, additionally contains a high-current solenoid placed in the working gap of a system of permanent neodymium magnets, consisting of a set of ring magnets and a coaxially mounted neodymium cylindrical magnet enclosed in a casing made of soft magnetic material for shielding electromagnetic interference, while the solenoid is connected through a key device to a winding connected to a microprocessor installed on the separation device, which is also connected to a discharge pulse shaper, an electronic key consisting of several powerful field-effect transistors and connected in parallel each other.
Кроме того, на отделяемом аппарате установлены два малогабаритных одноосных гироскопа, закрепленных на противоположных гранях наноспутника с возможностью их раскручивания до заданного момента импульса после ориентирования наноспутника в необходимых азимутальном и зенитном направлениях.In addition, two small-sized uniaxial gyroscopes are mounted on the detachable apparatus, mounted on opposite faces of the nanosatellite with the possibility of their unwinding to a given moment of impulse after orienting the nanosatellite in the necessary azimuthal and zenith directions.
Кроме того, в устройстве установлена автономная система энергопитания, состоящая из солнечных панелей, контроллера солнечных панелей с микропроцессором, электронных плат модуля управления и конденсаторов, которые размещены в вакуумированных отсеках полусферической и параллелепипедной формы.In addition, the device has an autonomous power supply system consisting of solar panels, a solar panel controller with a microprocessor, electronic control module boards and capacitors, which are placed in evacuated compartments of a hemispherical and parallelepiped shape.
Кроме того, оно содержит электронный блок управления, микропроцессор которого соединен через интерфейс с компьютером средства доставки и содержит свое постоянное запоминающее устройство, установленное с возможностью хранения программного обеспечения процедур запуска, при этом микропроцессор также соединен с преобразователем напряжения, который установлен с возможностью формирования напряжения для зарядки конденсатора и напряжения для питания сильноточных обмоток малогабаритных одноосных гироскопов, с формирователем разрядного импульса, с формирователями управляющих сигналов для шаговых двигателей ориентации и с контроллером солнечных панелей.In addition, it contains an electronic control unit, the microprocessor of which is connected via an interface to the computer of the delivery vehicle and contains its read-only memory installed with the possibility of storing the software for startup procedures, while the microprocessor is also connected to a voltage converter, which is installed with the possibility of generating voltage for capacitor charging and voltage for powering high-current windings of small-sized uniaxial gyroscopes, with a discharge shaper mpulsa, formers with control signals for the stepper motors and the controller orientation of solar panels.
Изобретение позволяет по сравнению с выбранным прототипом в несколько (десятков) раз увеличить кинетическую энергию отделяемого аппарата, позволяет длительное время автономно работать в открытом космосе, при установке, например, в зоне агрегатного отсека транспортного корабля «Прогресс-М», наличие двух одноосных гироскопов, которые раскручиваются до заданного значения момента инерции на старте, после выбора зенитного и азимутального углов, а после старта становятся неотъемлемой частью НС, полностью исключает хаотическое движение НС по траектории.The invention allows, in comparison with the selected prototype, to increase (several tens) times the kinetic energy of the separated apparatus, allows autonomous work in outer space for a long time, when installed, for example, in the area of the aggregate compartment of the Progress-M transport vehicle, the presence of two uniaxial gyroscopes, which untwist to a predetermined value of the moment of inertia at the start, after choosing the zenith and azimuthal angles, and after the start, become an integral part of the NS, completely eliminates the chaotic movement of the NS trajectory.
Техническая сущность и принцип действия заявляемого способа запуска микро- и наноспутников и устройства на основе микропроцессорной магнитоиндукционной системы для осуществления запуска поясняется следующими чертежами:The technical essence and principle of operation of the proposed method for launching micro- and nanosatellites and a device based on a microprocessor magneto-induction system for launching is illustrated by the following drawings:
на фиг. 1 изображена схема электромеханической магнитоиндукционной системы отделения наноспутников с заданными параметрами от сегмента МКС;in FIG. 1 shows a diagram of an electromechanical magneto-induction system for separating nanosatellites with specified parameters from the ISS segment;
на фиг. 2 показана структурная схема микропроцессорного модуля управления магнитоиндукционной системы отделения наноспутников с заданными параметрами от сегмента МКС.in FIG. 2 shows a block diagram of a microprocessor control module of a magneto-induction system for separating nanosatellites with specified parameters from the ISS segment.
Конструкция данной системы состоит из аккумуляторного блока, механизмов азимутальной и зенитной ориентации, магнитоиндукционного эжектора, платформы запуска, электронного модуля управления. Аккумуляторный блок содержит два гелиевых 12 вольтовых аккумулятора 1, емкостью 7.5 А⋅ч каждый, установленных в корпусе 2 и помещенных в контейнер из теплозащитного материала 3, закрыт крышкой 39. Корпус 2, с помощью фиксирующих замков 4, устанавливается на платформе (корпусе) 5 средства доставки (грузовой корабль, типа «Прогресс-М»). В этом же корпусе размещен механизм азимутальной ориентации и электронные модули микропроцессорной системы управления магнитоиндукционной системы отделения (МИСО). Механизм азимутальной ориентации содержит ведомую шестерню 6, ось вращения которой 7 запрессована во внутренние обоймы сдвоенных подшипников 8, а ее нижний конец запрессован в кронштейн 9, который жестко зафиксирован на крышке аккумуляторного блока. Ведомая шестерня 6 выполнена заодно с корпусом подшипников 10, который напрессован на их внешние кольца. Ведомая шестерня азимутального привода приводится во вращение с помощью малой ведущей шестерни (на фиг. 1 условно не показана), плотно насаженной на вал малогабаритного шагового двигателя 11. Шаговый двигатель механизма азимутальной ориентации с помощью фиксатора 12 закреплен на крышке аккумуляторного блока. Выбор азимутального угла осуществляется путем поворота ведущей шестерни, приводимой во вращение электродвигателем 11, который, в свою очередь, управляется микропроцессором, который находится на одной из плат 32.The design of this system consists of a battery pack, azimuth and zenith orientation mechanisms, a magnetic induction ejector, a launch platform, an electronic control module. The battery pack contains two
Механизм зенитной ориентации состоит из корпуса - основания 13 (механизма зенитного перемещения (МЗП)), на котором расположены подшипники качения 14, ведущая шестерня привода 15, плотно насаженная на вал малогабаритного шагового двигателя 11. Ведомая шестерня МЗП 16 выполнена в виде полукругового сегмента, жестко связанного с двутавровой направляющей 17. Двутавровая направляющая может перемещаться внутри системы направляющих подшипников 14, при вращении ведомой шестерни МЗП 16, которая, в свою очередь, приводится в движение с помощью ведущей шестерни 15, приводимой во вращение электродвигателем 11. Шаговый электродвигатель 11 закреплен на корпусе-основании 13 МЗП. К двутавровой направляющей жестко прикреплен полусферический корпус 18, который представляет собой вакуумированную полусферическую колбу, служащую для размещения электролитического разрядного конденсатора 19 и электронных блоков управления процессом разряда конденсатора через соленоид 20. Таким образом, выбор зенитного угла производится с помощью электродвигателя 11, по командам микропроцессора, и приводящего в движение механизм зенитной ориентации. Корпус 18 закрыт крышкой 21, на которой закреплен корпус магнитоиндукционного эжектора 22, выполненный, как было отмечено выше, из магнитомягкого материала. Фиксаторы 12 обеспечивают необходимую жесткость крепления магнитоиндукционного эжектора к механизму зенитной ориентации. Конструктивно магнитоиндукционный эжектор состоит из кольцевого магнита 23, вдоль оси которого установлен цилиндрический магнит 24, служащий для выравнивания магнитного поля в радиальном направлении. В рабочем зазоре магнитной системы расположен многослойный соленоид 20, закрепленный на направляющей втулке 25, которая может свободно скользить по боковой поверхности цилиндрического магнита 24. К верхнему торцу направляющей втулки жестко прикреплена платформа запуска 26, в которой запрессована обмотка электромагнита 27, служащая для фиксации НС. В исходном состоянии соленоид находится в положении, указанном на фиг. 1, которое он занимает под действием демпферной пружины - 28. На платформе запуска, на ее периферии, с внешней и внутренней стороны, установлены демпфирующие прокладки - 29, служащие для гашения импульса «посадки» наноспутника 33 на платформу запуска 26, осуществляемую с помощью робота-манипулятора. Для центровки НС относительно платформы запуска служит конусная направляющая 30 и направляющая 38. В механизм ориентации также входят одноосный гироскоп 31, направляющий подшипник 34, маховик 35, система магнитов 36 и обмотка 37.The anti-aircraft orientation mechanism consists of a housing - base 13 (anti-aircraft movement mechanism (MZP)), on which
На фиг. 2 приведена структурная схема электронной системы управления устройством для отделения наноспутников с заданными параметрами от российского сегмента МКС. Центральным узлом здесь является микропроцессор 40, который управляется пакетами программ, зашитых во внешнее ПЗУ 41. Микропроцессор соединен с формирователем разрядного импульса 42, модулем управления зарядом конденсатора 43, блоком управления преобразователя напряжения 44, с формирователями управляющих сигналов первого и второго шаговых двигателей (ШД) 45, 46, с контроллером 47 солнечных панелей 48 и с модулем связи 49 со средством доставки. Модуль связи 49 подключается к бортовой сети средства доставки через разъем 50. Электронная система управления содержит автономную систему питания, которая состоит из аккумуляторных батарей, заряжаемых с помощью преобразователя напряжения 51, который соединен с контроллером солнечных панелей 47 и с блоком управления преобразователя напряжения 44. Драйверы первого и второго шаговых двигателей 52, 53 механизмов приводов в зенитном и азимутальном направлениях соединены с исполнительными механизмами шаговых двигателей 54, 55. Соленоид 56 соединен с конденсатором 57 через ключевое устройство 58, выполненное из нескольких параллельно включенных полевых транзисторов. Преобразователь напряжения 51 соединен с конденсатором 57 через ключ 59. Автономная система энергопитания содержит солнечные панели 48, которые через контроллер 47 соединены с преобразователем напряжения 51.In FIG. Figure 2 shows a block diagram of an electronic control system for a device for separating nanosatellites with specified parameters from the ISS Russian segment. The central node here is a
Устройство для отделения наноспутников с заданными параметрами от сегмента МКС работает следующим образом. Робот-манипулятор устанавливает наноспутник 33 с закрепленными на нем одноосными гироскопами 31 на платформу запуска 26. Микропроцессор 40 включает обмотку соленоида 27, который исполняет роль электромагнита, таким образом, наноспутник оказывается жестко связанным с платформой запуска. После этого с помощью механизмов поворота в азимутальном и зенитном направлениях 6, 14, приводимых в движение шаговыми двигателями 54, 55 по командам микропроцессора 40, через формирователи управляющих сигналов ШД 45, 46 и драйверы 52, 53 устанавливается заданное направление отделения НС. Микропроцессор 40 получает данные об ориентации средства доставки (СД) относительно системы координат, связанной с Землей от бортового компьютера СД через модуль связи 49. После этого производится раскрутка одноосных гироскопов 31 по командам микропроцессора 40 до требуемого значения момента импульса. Далее микропроцессор включает формирователь разрядного импульса 42, который открывает ключевое устройство 58, в результате чего производится разряд конденсатора 57, через соленоид 56. В результате взаимодействия импульсного магнитного поля, возбужденного соленоидом 56 с полем постоянных магнитов 23, 25, соленоид 56 приобретает механический импульс, который передается платформе запуска 26, так как она жестко связана с соленоидом 56. В момент времени, определяемый передним фронтом импульса, создаваемым формирователем разрядного импульса 42, микропроцессор отключает соленоид 27, в результате платформа запуска 26 передает механический импульс отделяемому аппарату. Скорость запуска регулируется длительностью импульса, создаваемого формирователем разрядного импульса 42 по командам микропроцессора 40.A device for separating nanosatellites with specified parameters from the ISS segment works as follows. The robotic arm sets the
В рабочем макете данной системы были использованы электролитические конденсаторы емкостью 0.01 Ф × 100 В, что позволяет запасти 50 Дж энергии, многослойный сильноточный соленоид со следующими характеристиками: число витков (в два провода), число слоев = 6, индуктивность L=251×10-6 Гн, внешний диаметр R2=40 мм, внутренний диаметр R1=11 мм, высота h=16 мм, активное сопротивление R=0.2 Ом, собственная частота ω0=631 Гц, частота ω=490 Гц, коэффициент затухания β=398, критическое сопротивление 0.32 Ом, диаметр провода 1 мм. Устройство для отделения наноспутников с заданными параметрами от российского сегмента МКС позволяет выводить НС имеющих массы (1÷5) кг с борта МКС, например, через шлюзовую камеру грузового корабля типа «Прогресс-М» на заданные орбиты со скоростями (1÷3) м/с, в строго определенных зенитных и азимутальных направлениях.In the working layout of this system, electrolytic capacitors with a capacity of 0.01 Ф × 100 V were used, which makes it possible to store 50 J of energy, a multi-layer high-current solenoid with the following characteristics: number of turns (in two wires), number of layers = 6, inductance L = 251 × 10 - 6 H, outer diameter R 2 = 40 mm, inner diameter R 1 = 11 mm, height h = 16 mm, active resistance R = 0.2 Ohm, natural frequency ω 0 = 631 Hz, frequency ω = 490 Hz, attenuation coefficient β = 398, critical resistance 0.32 Ohm,
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016134575A RU2653666C2 (en) | 2016-08-23 | 2016-08-23 | Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016134575A RU2653666C2 (en) | 2016-08-23 | 2016-08-23 | Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016134575A RU2016134575A (en) | 2018-03-01 |
| RU2016134575A3 RU2016134575A3 (en) | 2018-03-01 |
| RU2653666C2 true RU2653666C2 (en) | 2018-05-11 |
Family
ID=61597019
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016134575A RU2653666C2 (en) | 2016-08-23 | 2016-08-23 | Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2653666C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7178763B2 (en) * | 2004-03-24 | 2007-02-20 | Alenia Spazio S.P.A. | Passive deployment mechanism for space tethers |
| 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 |
| RU140953U1 (en) * | 2013-11-28 | 2014-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | NANO-SATELLITE SEPARATION DEVICE AS A POSITIVE LOAD |
| RU2551408C1 (en) * | 2014-06-24 | 2015-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Device for controlled lunching of nano- and microsatellites |
-
2016
- 2016-08-23 RU RU2016134575A patent/RU2653666C2/en active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7178763B2 (en) * | 2004-03-24 | 2007-02-20 | Alenia Spazio S.P.A. | Passive deployment mechanism for space tethers |
| 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 |
| RU140953U1 (en) * | 2013-11-28 | 2014-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | NANO-SATELLITE SEPARATION DEVICE AS A POSITIVE LOAD |
| RU2551408C1 (en) * | 2014-06-24 | 2015-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Device for controlled lunching of nano- and microsatellites |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016134575A (en) | 2018-03-01 |
| RU2016134575A3 (en) | 2018-03-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11073357B2 (en) | Electromagnetic launcher with spiral guideway | |
| JP6473960B2 (en) | Space debris orbital descent method, orbital descent system, and satellite orbit conversion method, orbit conversion system | |
| US10218251B2 (en) | Electromagnetic launcher with circular guideway | |
| Hurley et al. | Thruster subsystem for the United States Naval Academy's (USNA) ballistically reinforced communication satellite (BRICSat-P) | |
| RU2551408C1 (en) | Device for controlled lunching of nano- and microsatellites | |
| US2973162A (en) | Attitude control system for space vehicles | |
| US8294287B2 (en) | Electrical power generator | |
| RU2653666C2 (en) | Device for nanosatellite separation with supplied parameters from iss segment | |
| RU2603441C1 (en) | Method to launch micro-and nano-satellites and device based on microprocessor inductive system for launching | |
| US10926893B2 (en) | Space based magnetic vortex accelerator and methods of use thereof | |
| RU2472679C1 (en) | Method of launching nanosatellites payload coproduct and device to this end | |
| US6994296B2 (en) | Apparatus and method for maneuvering objects in low/zero gravity environments | |
| CN208393633U (en) | Unmanned plane | |
| Phylonin et al. | Small-size micro processing system for nanosatellite separation | |
| RU140953U1 (en) | NANO-SATELLITE SEPARATION DEVICE AS A POSITIVE LOAD | |
| Filonin et al. | Small-Size Automatic System for the Controllable Launch of Nanosatellites on a Desired Trajectory | |
| US20090127383A1 (en) | Tubular shaped interstellar space craft | |
| JP7130226B2 (en) | Lunar base supply method and landing aid | |
| JP5537665B2 (en) | Multiphase material generator vehicle | |
| CN108860661A (en) | driving mechanism | |
| RU2535822C2 (en) | Vehicle flywheel accumulator and control over rpm of its electrical machines | |
| Prashanth et al. | Electrodynamic Tethering: An Energy Source for Satellite | |
| WO2024121600A1 (en) | Electric propulsion engine by electromagnetic waves | |
| WO2002020985A2 (en) | Propulsion systems | |
| EP3540899A1 (en) | Devices and methods for emergency charging in vehicles |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190824 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20210713 |