RU2716728C1 - Binary small-size spacecraft with reconfigurable antenna combined with flexible deployed ribbon solar panel - Google Patents

Binary small-size spacecraft with reconfigurable antenna combined with flexible deployed ribbon solar panel Download PDF

Info

Publication number
RU2716728C1
RU2716728C1 RU2019103169A RU2019103169A RU2716728C1 RU 2716728 C1 RU2716728 C1 RU 2716728C1 RU 2019103169 A RU2019103169 A RU 2019103169A RU 2019103169 A RU2019103169 A RU 2019103169A RU 2716728 C1 RU2716728 C1 RU 2716728C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flexible
substrate
ssc
solar
information
Prior art date
Application number
RU2019103169A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Анатольевич Линьков
Сергей Игоревич Гусев
Сергей Валерьевич Колесников
Юрий Владимирович Линьков
Павел Владимирович Линьков
Александр Иванович Таганов
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет"
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 образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет"
Priority to RU2019103169A priority Critical patent/RU2716728C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2716728C1 publication Critical patent/RU2716728C1/en

Links

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)
  • Details Of Aerials (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to small-size spacecrafts (SSC) for creation of reconfigurable antenna fields by SSC docking in different configurations. SSC comprises two housings (1, 2) connected by flexible dielectric strip substrate (19), retractable rods (7, 8) with two multivector matrix rocket engines (9, 10). Substrate (19) is coated with solar cells (20), collinear antenna (23), information and power buses, barcode tape (24) equipped with barcode sensors (25, 26). On side panels (3, 4) there are laser range finders (11, 12), CCD matrices (13, 14), solar sensors (27, 28). For docking with other SSC, nanostructured contact tapes (39, 40) with electromagnetically controlled adhesion are used. Device allows deployment and subsequent coiling of flexible substrate (19) with elements made on it by means of matrix rocket engines (9, 10), which simultaneously solve problems of SSC orientation.
EFFECT: technical result is reliable multiple deployment - coagulation of SSC with possibility of formation of several SSC by different antenna configurations.
1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к малоразмерным космическим аппаратам (МКА), классифицируемым как пикоспутники (CubeSat) - весом менее 1000 грамм, фемтоспутники - весом менее 100 грамм, аттоспутники весом менее 10 грамм и предназначенные для создания реконфигурируемых антенных полей на базе одного или нескольких МКА.The invention relates to small-sized spacecraft (MCA), classified as picosatellites (CubeSat) - weighing less than 1000 grams, femtosatellites - weighing less than 100 grams, attosatellites weighing less than 10 grams and designed to create reconfigurable antenna fields based on one or more MCAs.

Известен космический аппарат микрокласса дистанционного зондирования Земли, созданный на базе стандарта CubeSat, содержащий корпус в форме параллелепипеда с солнечными батареями на основе многослойной печатной платы с фотоэлектрическими элементами, блоки питания и управления, антенны, приемопередатчик, оптико-электронную систему, три двигателя-маховика, солнечный датчик, микроконтроллер управления [1].A known spacecraft is a microclass of remote sensing of the Earth, created on the basis of the CubeSat standard, containing a parallelepiped housing with solar batteries based on a multilayer printed circuit board with photovoltaic cells, power and control units, antennas, a transceiver, an optoelectronic system, three flywheel engines, solar sensor, microcontroller control [1].

Недостатком устройства является отсутствие возможности развертывания и свертывания в рулон гибкой тонкопленочной ленточной солнечной батареи, совмещенной с коллинеарной антенной при помощи мультивекторных матричных ракетных двигателей, осуществляющих одновременно функцию ориентацию МКА.The disadvantage of this device is the inability to deploy and roll a flexible thin-film tape solar battery combined with a collinear antenna using multivector matrix rocket engines that simultaneously perform the orientation function of the MCA.

Наиболее близким по технической сущности является микро-спутник с солнечной батареей, выполненной в виде гибкой подложки с нанесенными тонкопленочными солнечными фотоэлементами, намотанной при выведении вокруг корпуса микро-спутника и развертываемой с помощью пружин после выхода на заданную орбиту. Микро-спутник содержит: корпус спутника, механизм развертывания на базе торсионных пружин, солнечные батареи, выполненные из гибкой подложки с нанесенными тонкопленочными фотоэлементами, двигатели, антенны, солнечный датчик, конусный узел стыковки с другим спутником [2].The closest in technical essence is a micro-satellite with a solar battery, made in the form of a flexible substrate with deposited thin-film solar cells, wound when displayed around the micro-satellite body and deployed using springs after reaching a given orbit. The micro-satellite contains: a satellite body, a deployment mechanism based on torsion springs, solar panels made of a flexible substrate coated with thin-film photocells, motors, antennas, a solar sensor, and a cone docking unit with another satellite [2].

Недостатком устройства является отсутствие возможности развертывания и свертывания в рулон гибкой тонкопленочной ленточной солнечной батареи, совмещенной с коллинеарной антенной при помощи мультивекторных матричных ракетных двигателей, осуществляющих одновременно функцию ориентацию МКА.The disadvantage of this device is the inability to deploy and roll a flexible thin-film tape solar battery combined with a collinear antenna using multivector matrix rocket engines that simultaneously perform the orientation function of the MCA.

Отличие предлагаемого технического решения от выше изложенных заключается во введение двух мультивекторных матричных ракетных двигателей, соединенных с выдвижными телескопическими штангами, выдвижение которых осуществляется с помощью линейных шаговых двигателей, что позволило двумя двигателями осуществить развертывание и свертывание гибкой ленточной подложки с нанесенными тонкопленочными солнечными фотоэлементами и коллинеарной антенной с одновременной ориентацией МКА. Это также дало возможность оперативно перестраивать диапазон и диаграмму направленности коллинеарной антенны, а при возникновении угрозы столкновения МКА, свертывать гибкую диэлектрическую ленту подложки, а после пролета космического объекта снова развернуть, исключив их столкновение без изменения параметров орбиты, также максимально удалить сопла двигателей от коллинеарной антенны, что в свою очередь позволило снизить уровень собственных помех, влияющих на прием слабых радиосигналов. Введение первого и второго лазерных дальномеров, оптические оси которых расположены параллельно плоскости гибкой ленточной подложки и направлены встречно на центры второй и первой ПЗС-матриц, реагирующих только на выделенную длину электромагнитных волн, позволило получить информацию о расстоянии между двумя кубическими корпусами и формировать сигнал о величине отклонения оптических осей от центров ПЗС-матриц для отработки двигателями возмущающих факторов (для исключения закручивания гибкой диэлектрической ленточной подложки и удержании ее в оптимально натянутом состоянии). Использование различных выделенных длин волн электромагнитного излучения оптического диапазона при встречно направленной работе двух лазерных дальномеров позволило исключить влияние пассивных помех в виде отражений от рядом расположенных поверхностей. Введение двух датчиков штрих-кода и позиционной штрих-кодовой ленты, нанесенной по краю гибкой диэлектрической ленточной подложки и жестко привязанной к ее длине в соответствии с механически нанесенными значениями кодовых слов, позволило получать информацию о фактической длине выпущенной ленты и исключить ошибки от неплотной намотки. Это также позволило оперативно продолжить работу не с начала (с нулевой позиции) развертывания, а с места остановки ленты или получить кодовую инструкцию по ликвидации ошибки непосредственно с датчика штрих-кода при сканировании им определенной позиции штрих-кода в случае сбоя, отказа или выхода из строя контроллера, для перезагрузки оставшегося контроллера, что также сокращает время восстановления работоспособности и увеличивает живучесть системы. Введение дисковых токосъемников, соединенных с вращающимися катушками, закрепленными на осях реверсивных шаговых двигателей, позволило оперативно разматывать на заданную длину гибкую диэлектрическую ленточную подложку без нарушения электрических контактов, что дает возможность изменять количество вырабатываемой электрической энергии, проводить перенастройку параметров коллинеарной антенны, изменяя ее длину, постоянно проводить обмен информацией между кубическими корпусами по двунаправленному проводному каналу связи без выхода в эфир, что снижает количество помех, поступающих в коллинеарную антенну. Введение наноструктурированной контактной ленты с управляемой адгезией с помощью электромагнитного поля, создаваемого электромагнитами, позволило организовать компактные стыковочные узлы для быстрой самосборки антенной конструкции состоящей из нескольких МКА. Это также позволяет закрепляться МКА на любые гладкие необорудованные для стыковки поверхности, например, на солнечные панели ранее запущенных более крупных МКА для создания и реконфигурирования гибридных радиосистем.The difference between the proposed technical solution and the above is the introduction of two multivector matrix rocket engines connected to telescopic telescopic rods, the extension of which is carried out using linear stepper motors, which allowed two engines to deploy and collapse a flexible ribbon substrate coated with thin-film solar photocells and a collinear antenna with the simultaneous orientation of the MCA. It also made it possible to quickly rebuild the range and radiation pattern of the collinear antenna, and when there is a threat of collision with the MCA, roll up the flexible dielectric tape of the substrate, and after deploying the space object again deploy it, excluding their collision without changing the orbit parameters, also remove the engine nozzles from the collinear antenna to the maximum , which in turn allowed us to reduce the level of intrinsic interference affecting the reception of weak radio signals. The introduction of the first and second laser rangefinders, the optical axes of which are parallel to the plane of the flexible ribbon substrate and are directed counterclockwise to the centers of the second and first CCD matrices that respond only to the selected length of electromagnetic waves, made it possible to obtain information about the distance between two cubic cases and generate a signal about deviations of the optical axes from the centers of the CCDs to work out perturbing factors by the engines (to prevent twisting of the flexible dielectric tape substrate and neighing it in an optimally stretched state). The use of various allocated wavelengths of electromagnetic radiation of the optical range with the counter directional operation of two laser rangefinders made it possible to exclude the influence of passive interference in the form of reflections from adjacent surfaces. The introduction of two barcode sensors and a positional barcode tape, deposited along the edge of a flexible dielectric tape substrate and rigidly tied to its length in accordance with mechanically applied codeword values, made it possible to obtain information about the actual length of the issued tape and to exclude errors from loose winding. It also allowed us to quickly continue to work not from the beginning (from the zero position) of the deployment, but from the place the tape stopped or to receive code instructions for eliminating the error directly from the barcode sensor when it scanned a certain position of the barcode in case of failure, failure or exit building a controller to reboot the remaining controller, which also reduces the recovery time and increases the survivability of the system. The introduction of disk current collectors connected to rotating coils mounted on the axes of reversing stepper motors made it possible to quickly unwind a flexible dielectric substrate substrate to a predetermined length without disturbing electrical contacts, which makes it possible to change the amount of generated electric energy, reconfigure the parameters of the collinear antenna, changing its length, constantly exchange information between cubic buildings via a bidirectional wired communication channel without output broadcast, which reduces the amount of interference entering the collinear antenna. The introduction of a nanostructured contact tape with controlled adhesion using an electromagnetic field created by electromagnets made it possible to organize compact docking assemblies for quick self-assembly of an antenna structure consisting of several MCAs. It also allows the MCA to be fixed on any smooth surfaces not equipped for docking, for example, on solar panels of previously launched larger MCAs to create and reconfigure hybrid radio systems.

Техническим результатом является возможность осуществления развертывания и свертывания в рулон гибкой тонкопленочной ленточной солнечной батареи, совмещенной с коллинеарной антенной при помощи мультивекторных матричных ракетных двигателей, осуществляющих одновременно с развертыванием функцию ориентацию МКА.The technical result is the possibility of deploying and rolling into a roll a flexible thin-film tape solar battery combined with a collinear antenna using multivector matrix rocket engines, which simultaneously carry out the orientation function of the ICA.

Технический результат предложенного изобретения достигается совокупностью существенных признаков, а именно: бинарный малоразмерный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторным матричным ракетным двигателем, содержащий корпус, гибкую подложку с нанесенными на нее тонкопленочными солнечными фотоэлементами, стабилизатор, механизм развертывания подложки, ракетные двигатели, антенну, приемопередатчик, солнечный датчик, узел стыковки, два линейных шаговых двигателя, две выдвижные телескопические штанги, два мультивекторных матричных ракетных двигателя, два лазерных дальномера, две ПЗС-матрицы, два реверсивных шаговых двигателя, две катушки, гибкую диэлектрическую ленточную подложку, информационную шину, коллинеарную антенну, позиционную штрих-кодовую ленту, два датчика штрих-кода, два дисковых токосъемника, два контроллера, два электромагнита, две стыковочные наноструктурированные контактные ленты с управляемой адгезией, причем, корпус состоит из первого и второго разделяемых кубических корпусов, соединенных с первой и второй прямоугольными панелями, между которыми закреплена гибкая подложка с тонкопленочными солнечными фотоэлементами, которая выполнена в виде диэлектрической ленты с возможностью свертывания в рулон, на свободные зоны, расположенные параллельно краям которой нанесены штрих-кодовая позиционная лента, коллинеарная антенна, силовые и информационные шины, соединенные электрически с первым и вторым дисковыми токосъемниками, причем, механизм развертывания подложки состоит из первого и второго мультивекторных матричных ракетных двигателей, механически соединенных через первую и вторую выдвижные телескопические штанги с первым и вторым линейными шаговыми двигателями, а информационные входы которых соединены с первыми и вторыми информационными выходами первого и второго контроллеров, третьи информационные выходы которых соединены с входами первого и второго реверсивных шаговых двигателей, механически соединенных с осями первой и второй катушек, электрически соединенных через первый и второй дисковые токосъемники с первым и вторым стабилизаторами напряжения, первым и вторым приемопередатчиками, первым и вторым контроллерами, двунаправленные шины которых, соединены с первым и вторым лазерными дальномерами, работающими на различных выделенных длинах волн электромагнитного излучения, оптические оси которых направлены встречно-параллельно на центы второй и первой ПЗС-матриц, реагирующих на выделенные длины волн, информационные выходы которых соединены с первыми информационными входами первого и второго контролеров, вторые и третьи информационные входы которых соединены с информационными выходами первого и второго датчиков штрих-кода и выходами первого и второго солнечных датчиков, закрепленных на ребрах первой и второй прямоугольных панелей, на противоположных плоских поверхностях которых размещены первый и второй лазерные дальномеры, и первая и вторая ПЗС-матрицы, установленные напротив друг друга и перпендикулярно граням первого и второго кубических корпусов, а шины электропитания первого и второго контроллеров соединены с выходами первого и второго стабилизаторов напряжения и шинами питания первого и второго приемопередатчиков, кроме того, стыковочные узлы выполнены с наноструктурированными захватами и закреплены на свободных гранях первого и второго кубических корпусов в виде первой и второй стыковочной наноструктурированной контактной ленты с управляемой адгезией, активируемой при помощи первого и второго электромагнитов, электрически соединенных с четвертыми выходами первого и второго контроллеров.The technical result of the proposed invention is achieved by a combination of essential features, namely: a binary small-sized spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a flexible ribbon solar battery deployed by a multivector matrix rocket engine, comprising a housing, a flexible substrate with thin-film solar photocells deposited on it, a stabilizer, and a deployment mechanism substrates, rocket engines, antenna, transceiver, solar sensor, docking station, two linear ages engine, two telescopic telescopic rods, two multivector matrix rocket engines, two laser range finders, two CCD arrays, two reverse stepper motors, two coils, flexible dielectric ribbon substrate, data bus, collinear antenna, positional bar code tape, two sensors barcode, two disk current collectors, two controllers, two electromagnets, two docking nanostructured contact tapes with controlled adhesion, moreover, the housing consists of the first and second ubic cases connected to the first and second rectangular panels, between which a flexible substrate with thin-film solar photocells is fixed, which is made in the form of a dielectric tape with the possibility of rolling into a roll, on free zones located parallel to the edges of which a barcode positioning tape, collinear antenna are applied power and information buses electrically connected to the first and second disk current collectors, moreover, the substrate deployment mechanism consists of the first and second multivector matrix rocket engines mechanically connected through the first and second telescopic telescopic rods to the first and second linear stepper motors, and the information inputs of which are connected to the first and second information outputs of the first and second controllers, the third information outputs of which are connected to the inputs of the first and second reverse stepper motors mechanically connected to the axes of the first and second coils, electrically connected through the first and second disk current collectors to the first and second voltage stabilizers, first and second transceivers, first and second controllers, whose bi-directional buses are connected to the first and second laser range finders, operating at different allocated wavelengths of electromagnetic radiation, whose optical axes are directed counter-parallel to the cents of the second and first CCD matrices that respond to the selected wavelengths, the information outputs of which are connected to the first information inputs of the first and second controllers, the second and third information inputs which are connected to the information outputs of the first and second barcode sensors and the outputs of the first and second solar sensors mounted on the edges of the first and second rectangular panels, on the opposite flat surfaces of which the first and second laser rangefinders are placed, and the first and second CCDs installed opposite each other and perpendicular to the faces of the first and second cubic buildings, and the power bus of the first and second controllers are connected to the outputs of the first and second voltage stabilizers and power supply of the first and second transceivers, in addition, the docking nodes are made with nanostructured grips and are mounted on the free faces of the first and second cubic bodies in the form of the first and second docking nanostructured contact tape with controlled adhesion activated by the first and second electromagnets electrically connected to fourth outputs of the first and second controllers.

Под словосочетанием бинарный малоразмерный космический аппарат (МКА) - понимается МКА, состоящий из двух кубических корпусов и одной общей гибкой ленточной солнечной батареи, расположенной между ними, разворачиваемой за счет имеющейся возможности перемещения одного корпуса относительно другого в противоположные стороны (например, с помощью ракетных двигателей). Гибкая ленточная солнечная батарея - это гибкая диэлектрическая ленточная подложка, на которую нанесен массив соединенных между собой тонкопленочных солнечных фотоэлементов.The phrase binary small-sized spacecraft (MCA) is understood to mean an ICA consisting of two cubic buildings and one common flexible ribbon solar battery located between them, deployed due to the existing ability to move one body relative to the other in opposite directions (for example, using rocket engines ) A flexible ribbon solar battery is a flexible dielectric ribbon substrate on which an array of interconnected thin-film solar cells is applied.

Сущность изобретения поясняется на Фиг. 1, где представлен бинарный малоразмерный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторным матричным ракетным двигателем в момент развертывания гибкой ленточной солнечной батареи. На Фиг. 2 представлена структурная блок-схема бинарного малоразмерного космического аппарата с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторным матричным ракетным двигателем. На Фиг. 3, Фиг. 4, Фиг. 5 поясняются этапы развертывания гибкой солнечной батареи. Фиг. 3, первый этап - выполнение тестирования после выведения на заданную орбиту. Фиг. 4, второй этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи. Фиг. 5, третий этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи с одновременной ориентацией ее на Солнце.The invention is illustrated in FIG. 1, which shows a binary small-sized spacecraft with a reconfigurable antenna, combined with a flexible tape solar battery deployed by a multi-vector matrix rocket engine at the time of deployment of a flexible tape solar battery. In FIG. 2 is a structural block diagram of a binary small-sized spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a flexible ribbon solar battery deployed by a multi-vector matrix rocket engine. In FIG. 3, FIG. 4, FIG. 5 illustrates the steps for deploying a flexible solar array. FIG. 3, the first stage is the execution of testing after launching into a given orbit. FIG. 4, the second stage is the deployment of a flexible solar battery. FIG. 5, the third stage is the deployment of a flexible solar battery with its simultaneous orientation to the Sun.

Бинарный малоразмерный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторным матричным ракетным двигателем, содержит: (Фиг. 1) первый кубический корпус 1, второй кубический корпус 2, первую 3 и вторую 4 прямоугольные панели, первый 5 и второй 6 линейные шаговые двигатели, (Фиг. 2) первую 7 и вторую 8 выдвижные телескопические штанги, первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели, первый 11 и второй 12 лазерные дальномеры, первую 13 и вторую 14 ПЗС-матрицы, первый 15 и второй 16 реверсивные шаговые двигатели, первую 17 и вторую 18 катушки, гибкую диэлектрическую ленточную подложку 19, тонкопленочные солнечные фотоэлементы 20, силовые шины 21, информационную шину 22, коллинеарную антенну 23, позиционную штрих-кодовая ленту 24, первый 25 и второй 26 датчики штрих-кода, первый 27 и второй 28 солнечные датчики, первый 29 и второй 30 контроллеры, первый 31 и второй 32 дисковые токосъемники, первый 33 и второй 34 стабилизаторы напряжения, первый 35 и второй 36 приемопередатчики, первый 37 и второй 38 электромагниты, первую 39 и вторую 40 стыковочные наноструктурированные контактные ленты с управляемой адгезией. На фиг. 2 в границах замкнутых пунктирных линий расположены элементы, конструктивно размещенные в первом 1 и втором 2 кубических корпусах и в первой 3, и второй 4 прямоугольных панелях. λ1 и λ2 - выделенные различные длинны волн электромагнитного излучения оптического диапазона первого и второго лазерных дальномеров.A binary small-sized spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a flexible tape solar array deployed by a multi-vector matrix rocket engine contains: (Fig. 1) a first cubic block 1, a second cubic block 2, a first 3 and a second 4 rectangular panels, the first 5 and second 6 linear stepper motors, (Fig. 2) the first 7 and second 8 telescopic telescopic rods, the first 9 and second 10 multivector matrix rocket motors, the first 11 and second 12 laser rangefinders, the first 13 and second 14 CCDs , the first 15 and second 16 reverse stepper motors, the first 17 and second 18 coils, flexible dielectric tape substrate 19, thin-film solar photocells 20, power buses 21, information bus 22, collinear antenna 23, positional bar code tape 24, the first 25 and second 26 barcode sensors, first 27 and second 28 solar sensors, first 29 and second 30 controllers, first 31 and second 32 disk current collectors, first 33 and second 34 voltage regulators, first 35 and second 36 transceivers, first 37 and second 38 electromagnets first 39 a second contact 40 of docking nanostructured belt with controlled adhesion. In FIG. 2, within the boundaries of closed dashed lines, there are elements structurally placed in the first 1 and second 2 cubic buildings and in the first 3 and second 4 rectangular panels. λ1 and λ2 are the distinguished different wavelengths of electromagnetic radiation from the optical range of the first and second laser rangefinders.

Для осуществления изобретения могут быть использованы, например, известные технологии изготовления компонентов. В качестве двигателей может быть использован ракетный двигатель с цифровым управлением величины и направления тяги, который состоит из матриц реверсивных многоразрядных двоичных двигательных ячеек с твердым топливом и перпендикулярно размещенных им радиальных многоразрядных двоичных двигательных ячеек с твердым топливом, расположенных по кольцу вокруг реверсивных ячеек, обеспечивающих генерацию множества разнонаправленных векторов тяги с прецизионным цифровым управлением в двоичном коде величиной тяги каждой ячейки. [3, 4].For the implementation of the invention can be used, for example, well-known technology for the manufacture of components. As engines, a rocket engine with digital control of thrust magnitude and direction can be used, which consists of matrices of reversible multi-bit binary engine cells with solid fuel and radial multi-bit binary engine cells with solid fuel perpendicular to it, arranged in a ring around the reverse cells that provide generation sets of multidirectional traction vectors with precision digital control in binary code, the magnitude of the thrust of each cell. [3, 4].

При изготовлении гибкой солнечной батареи могут быть использованы известные технологии изготовления гибких солнечных тонкопленочных батарей, выполненных на базе гибкой подложки с нанесенными тонкопленочными фотогальваническими элементами, изготовленными по меньшей мере, из аморфного кремния (a-Si), теллурида кадмия (CdTe), арсенида галлия (GaAs) [2]. Максимальная рабочая площадь солнечной батареи определяется максимальной длиной размотки и шириной ленты, при этом накладываются ограничения: максимальная длина гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 определяется дальностью уверенной работы компактного лазерного дальномера. Максимальная вместимость катушек определяется габаритами МКА. Минимальная толщина гибкой диэлектрической ленточной подложки определяется ее прочностью.In the manufacture of a flexible solar battery, known technologies for manufacturing flexible solar thin-film batteries made on the basis of a flexible substrate with deposited thin-film photovoltaic cells made of at least amorphous silicon (a-Si), cadmium telluride (CdTe), gallium arsenide ( GaAs) [2]. The maximum working area of the solar battery is determined by the maximum length of the unwinding and the width of the tape, with restrictions being imposed: the maximum length of the flexible dielectric tape substrate 19 is determined by the range of reliable operation of the compact laser range finder. The maximum capacity of the coils is determined by the dimensions of the MCA. The minimum thickness of a flexible dielectric tape substrate is determined by its strength.

Для изготовления стыковочной наноструктурированной контактной ленты может быть использована известная наноструктура, позволяющая управлять механизмом силы адгезии в вакууме. Наноструктура [5] содержит подложку и множество легированных ферромагнитным материалом нановолокон, прикрепленных к подложке. При соприкосновении с гладкой поверхностью объекта каждое нановолокно массива входит в зацепление с контактируемой поверхностью посредством межмолекулярных ван-дер-ваальсовых сил, осуществляя «сухое» склеивание объектов. Отделение от объекта происходит при генерации магнитного поля, которое сгибает нановолокна, содержащие ферромагнитные компоненты, ориентируя их по направлению магнитных силовых линий, что происходит без применения механической нагрузки при отрыве на нановолокна.For the manufacture of a docking nanostructured contact tape, a known nanostructure can be used to control the mechanism of adhesion force in a vacuum. The nanostructure [5] contains a substrate and a plurality of nanofibers doped with ferromagnetic material attached to the substrate. When in contact with the smooth surface of the object, each nanofiber of the array is engaged with the contacted surface by means of intermolecular van der Waals forces, by “dry” bonding of objects. Separation from the object occurs when a magnetic field is generated that bends nanofibers containing ferromagnetic components, orienting them in the direction of magnetic lines of force, which occurs without applying mechanical load when detaching onto nanofibers.

Устройство работает следующим образом: после вывода на орбиту МКА включаются первый 5 и второй 6 линейные шаговые двигатели, осуществляющие выдвижение телескопических штанг 7 и 8, отводящие первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели от первого 1 и второго 2 кубических корпусов. Одновременно включаются первый 11 и второй 12 лазерные дальномеры, работающие на выделенных длинах волн λ2 и λ1, оптические оси которых направлены на центры первой 13 и второй 14 ПЗС-матриц, реагирующих только на различные выделенные длины волн электромагнитного излучения λ1 и λ2 оптического диапазона для исключения влияния помех от активных или пассивных источников. После проверки работоспособности первого 11 и второго 12 лазерных дальномеров и первой 13 и второй 14 ПЗС-матриц включается второй 10 мультивекторный матричный ракетный двигатель, одновременно включается первый 15 и второй 16 реверсивные шаговые двигатели, механически соединенные с осями первой 17 и второй 18 катушек, при вращении которых начинается сброс с первой 17 и второй 18 катушек гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 с нанесенными на нее тонкопленочными солнечными фотоэлементами 20 синхронно с отдалением второго кубического корпуса 2 относительно первого кубического корпуса 1. Первый 25 и второй 26 датчики штрих-кода дают информацию о длине фактически выпущенной гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 при сканировании позиционной штрих-кодовой ленты 24 для сравнения ее с информацией о расстоянии между первым 1 и вторым 2 кубическими корпусами, полученной от первого 11 и второго 12 лазерных дальномеров. Это сделано для выполнения плавной размотки гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 и исключения рывков, вызывающих нарушение ориентации при скоростном развертывании гибкой диэлектрической ленточной подложки 19. В зависимости от введенных в первый 29 и во второй 30 контроллеры программ режимов развертывания гибкой солнечной батареи, развертывание может осуществляться при различных сочетаниях использования ракетных и реверсивных шаговых двигателей. Использование первого 9 или второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей может быть осуществлено как в качестве вытяжного, так и в качестве тормозного двигателя. Использование первого 16 или второго 17 реверсивных шаговых двигателей может быть осуществлено для выполнения функций натяжения полотна гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 или для сбрасывания дозированной длины полотна гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 в космос. Это дает слабину полотну для исключения разрыва гибкой диэлектрической ленточной подложки 19, которая впоследствии убирается при осуществлении оптимального натяжения. При скоростном развертывании гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели разматывают полотно солнечной батареи, равномерно разлетаясь в разные стороны, при этом, с помощью первого 15 и второго 16 реверсивных шаговых двигателей имеется возможность подтягивания первого 1 кубического корпуса МКА ко второму 2 кубическому корпусу МКА или группе состыкованных МКА при выключенных первом 9 и втором 10 мультивекторных матричных ракетных двигателях. После развертывания на требуемую длину гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 с тонкопленочными солнечными фотоэлементами 20 система переходит в режим ориентации и слежения за Солнцем. Поворот плоскости гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 в направлении Солнца и одновременное оптимальное натяжение ее осуществляется с помощью первого 9 и второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей, осуществляющих сближение или удаление первого 1 и второго 2 кубических корпусов относительно друг друга, перемещаясь параллельно оптическим осям первого 11 и второго 12 лазерных дальномеров и одновременно осуществляя угловые повороты синхронно первого 1 кубического корпуса и второго 2 кубического корпуса, согласно коду координат Солнца полученных от первого 27 и второго 28 солнечных датчиков. На гибкой диэлектрической ленточной подложке 19, кроме тонкопленочных солнечных фотоэлементов 20 и соединяющих их силовых шин 21, также по краям нанесены коллинеарная антенна 23 и проводной двунаправленный канал связи в виде информационной шины 24 для обмена информацией между первым 29 и вторым 30 контроллерами. Первый 31 и второй 32 дисковые токосъемники обеспечивают устойчивые электрические контакты со всеми элементами, расположенными на гибкой диэлектрической ленточной подложке 19 во время вращения первой 17 или второй 18 катушек в процессе разматывания и растягивания гибкой диэлектрической ленточной подложки 19, при ее развертывании и ориентации на Солнце. Электрический ток, выработанный тонкопленочными солнечными фотоэлементами с контактов первого 31 и второго 32 токосъемников, поступает на входы первого 33 и второго 34 стабилизаторов напряжения, которые выдают стабилизированные напряжения для питания первого 35 и второго 36 приемопередатчиков, для зарядки аккумуляторов первого 29 и второго 30 контроллеров и обеспечения электропитанием всех датчиков и двигателей. Первый 37 и второй 38 электромагниты с помощью электромагнитного поля управляют силой адгезии наноструктурированных элементов первой 39 и второй 40 стыковочных наноструктурированных контактных лент с управляемой адгезией, которые осуществляют захват и удержание МКА при построении многозвенной архитектуры из нескольких МКА и изменения ее конфигурации. На Фиг. 3, Фиг. 4, Фиг. 5 поясняются этапы развертывания гибкой солнечной батареи. Фиг. 3, первый этап - выполнение тестирования после выведения на заданную орбиту. На этом этапе первый 1 и второй 2 кубические корпусы с первым 9 и втором 10 мультивекторными матричными ракетными двигателями плотно прилегают друг к другу. В этом состоянии осуществляется тестирование показаний первого 11 и второго 12 лазерных дальномеров и первого 25, второго 26 датчиков штрих-кодов. Фиг. 4, второй этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи. На этом этапе первый 9 и второй 10 мультивекторные матричные ракетные двигатели с помощью первой 7 и второй 8 выдвижных телескопических штанг отводятся от первого 1 и второго 2 кубических корпусов. После этого они включаются и разлетаются в противоположные стороны, ориентируясь строго по двум параллельным лазерным лучам с длиной волны λ1 и λ2 (для исключения закручивания подложки и повышения помехоустойчивости), увлекая за собой разматываемое полотно гибкой диэлектрической ленточной подложки 19. Фиг. 5, третий этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи с одновременной ориентацией ее на Солнце. На этом этапе, кроме реверсивных двигательных ячеек первого 9 и второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей, развернувших гибкую диэлектрическую ленточную подложку 19 на заданную длину для установки заданных характеристик коллинеарной антенны 23, включаются радиальные двигательные ячейки первого 9 и второго 10 мультивекторных матричных ракетных двигателей, которые осуществляют синхронные угловые развороты первого 1 и второго 2 кубических корпусов, согласно заданным координатам ориентации поверхности гибкой солнечной батареи на Солнце. Двунаправленными стрелками показано направления развертывания и свертывания гибкой солнечной батареи. Стрелками с округленными концами, в качестве примера, показаны мгновенные значения величин и направлений нескольких векторов тяги в определенный момент времени, при выполнении режимов вытягивания и торможения или стабилизации в разных стадиях процесса развертывания гибкой солнечной батареи, заданных ситуационной программой, предварительно введенной в первый 29 и второй 30 контроллеры, для развертывания и ориентации гибкой диэлектрической ленточной подложки 19 с размещенными тонкопленочными солнечными фотоэлементами 20 и коллинеарной антенной 23.The device operates as follows: after the orbit into the orbit of the spacecraft, the first 5 and second 6 linear stepper motors are turned on, extending the telescopic rods 7 and 8, diverting the first 9 and second 10 multivector matrix rocket engines from the first 1 and second 2 cubic bodies. At the same time, the first 11 and second 12 laser range finders are turned on, operating at the selected wavelengths λ2 and λ1, the optical axes of which are directed to the centers of the first 13 and second 14 CCD matrices that respond only to different selected wavelengths of electromagnetic radiation λ1 and λ2 of the optical range to exclude the influence of interference from active or passive sources. After checking the operability of the first 11 and second 12 laser rangefinders and the first 13 and second 14 CCDs, the second 10 multivector matrix rocket engine is turned on, and the first 15 and second 16 reverse stepper motors are switched on, mechanically connected to the axes of the first 17 and second 18 coils, the rotation of which the discharge begins with the first 17 and second 18 coils of a flexible dielectric tape substrate 19 with thin-film solar photocells 20 deposited on it simultaneously with the distance of the second cubic body 2 relative to the first cubic body 1. The first 25 and second 26 barcode sensors provide information about the length of the actually released flexible dielectric tape substrate 19 when scanning positional barcode tape 24 to compare it with information about the distance between the first 1 and second 2 cubic cases, obtained from the first 11 and second 12 laser rangefinders. This is done to perform smooth unwinding of the flexible dielectric tape substrate 19 and to eliminate jerks that cause misalignment during high-speed deployment of the flexible dielectric tape substrate 19. Depending on the flexible solar battery deployment regime programs introduced in the first 29 and second 30, the deployment can be carried out at various combinations of the use of rocket and reverse stepper motors. The use of the first 9 or second 10 multivector matrix rocket engines can be implemented both as an exhaust and as a brake engine. The use of the first 16 or second 17 reverse stepper motors can be implemented to perform the functions of tensioning the web of the flexible dielectric tape substrate 19 or to dump the dosage length of the web of the flexible dielectric tape substrate 19 into space. This gives slack to the web to prevent rupture of the flexible dielectric tape substrate 19, which is subsequently removed when optimal tension is applied. During the rapid deployment of a flexible dielectric tape substrate 19, the first 9 and second 10 multivector matrix rocket engines unwind the solar panel canvas, uniformly scattering in different directions, while using the first 15 and second 16 reverse stepper motors it is possible to pull up the first 1 cubic body of the ICA to the second 2 cubic housing of the ICA or a group of docked MCAs with the first 9 and second 10 multivector matrix rocket engines turned off. After deploying a flexible dielectric tape substrate 19 with thin-film solar photocells 20 to the required length, the system goes into orientation and tracking of the Sun. The rotation of the plane of the flexible dielectric tape substrate 19 in the direction of the Sun and its simultaneous optimal tension are carried out using the first 9 and second 10 multivector matrix rocket engines, which bring together the first 1 and second 2 cubic bodies relative to each other, moving parallel to the optical axes of the first 11 and the second 12 laser rangefinders and simultaneously making angular turns synchronously the first 1 cubic body and the second 2 cubic body, according to the code to Sun ordinates obtained from the first 27 and second 28 solar sensor. On a flexible dielectric tape substrate 19, in addition to thin-film solar photocells 20 and power buses 21 connecting them, also a collinear antenna 23 and a wired bi-directional communication channel in the form of an information bus 24 are applied at the edges for exchanging information between the first 29 and second 30 controllers. The first 31 and second 32 disk current collectors provide stable electrical contacts with all elements located on the flexible dielectric tape substrate 19 during the rotation of the first 17 or second 18 coils during unwinding and stretching of the flexible dielectric tape substrate 19, when it is deployed and oriented to the Sun. The electric current generated by thin-film solar cells from the contacts of the first 31 and second 32 current collectors is supplied to the inputs of the first 33 and second 34 voltage stabilizers, which provide stabilized voltage to power the first 35 and second 36 transceivers, to charge the batteries of the first 29 and second 30 controllers and providing power to all sensors and motors. The first 37 and second 38 electromagnets using an electromagnetic field control the adhesion force of nanostructured elements of the first 39 and second 40 docking nanostructured contact tapes with controlled adhesion, which capture and hold the MCA when building a multi-link architecture from several MCAs and changing its configuration. In FIG. 3, FIG. 4, FIG. 5 illustrates the steps for deploying a flexible solar array. FIG. 3, the first stage is the execution of testing after launching into a given orbit. At this stage, the first 1 and second 2 cubic buildings with the first 9 and second 10 multivector matrix rocket engines are tightly adjacent to each other. In this state, the readings of the first 11 and second 12 laser rangefinders and the first 25, second 26 barcode sensors are tested. FIG. 4, the second stage is the deployment of a flexible solar battery. At this stage, the first 9 and second 10 multivector matrix rocket engines using the first 7 and second 8 telescopic telescopic rods are retracted from the first 1 and second 2 cubic buildings. After that, they turn on and scatter in opposite directions, guided strictly by two parallel laser beams with a wavelength of λ1 and λ2 (to prevent twisting of the substrate and to increase noise immunity), dragging the unwound web of flexible dielectric tape substrate 19 with it. FIG. 5, the third stage is the deployment of a flexible solar battery with its simultaneous orientation to the Sun. At this stage, in addition to the reversible motor cells of the first 9 and second 10 multivector matrix rocket engines that deployed the flexible dielectric tape substrate 19 to a predetermined length to set the desired characteristics of the collinear antenna 23, the radial motor cells of the first 9 and second 10 multivector matrix rocket engines are turned on, which carry out synchronous angular turns of the first 1 and second 2 cubic buildings, according to the given coordinates of the surface orientation of the flexible solar battery and the sun. Bidirectional arrows show the directions of deployment and coagulation of a flexible solar battery. Arrows with rounded ends, as an example, show the instantaneous values and directions of several traction vectors at a certain point in time, when pulling and braking or stabilizing at different stages of the deployment of a flexible solar battery specified by the situational program previously introduced in the first 29 and second 30 controllers, for deploying and orienting the flexible dielectric tape substrate 19 with the thin-film solar photocells 20 and collinear ntennoy 23.

Предложенная конструкция бинарного малоразмерного космического аппарата с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторным матричным ракетным двигателем, позволила при использовании гибкой тонкопленочной ленточной солнечной батареи с функцией свертывания в рулон, получить максимальное отношение площади развертываемой солнечной батареи по отношению к сверхмалой площади поверхности корпуса МКА. Использование компактных быстродействующих маневровых мультивекторных цифровых матричных ракетных двигателей позволило осуществить скоростное свертывание и развертывание гибкой диэлектрической ленточной подложки с целью заданного изменения электрических характеристик коллинеарной антенны, площади гибкой солнечной батареи, спектрального портрета МКА, с одновременной ее ориентацией на заданный объект. Использование наноструктурированного стыковочного узла с управляемой адгезией, позволило осуществлять адгезионную стыковку за счет прилипания к объектам, как имеющим, так и не имеющим стыковочных узлов при выполнении реконфигурации, что ранее невозможно было осуществить при помощи конструкций известных малоразмерных космических аппаратов.The proposed design of a binary small-sized spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a flexible ribbon solar array deployed by a multi-vector array rocket engine made it possible to use the flexible thin-film ribbon solar array with the roll-up function to obtain the maximum area ratio of the deployed solar battery with respect to the ultra-small surface ICA buildings. The use of compact high-speed shunting multivector digital matrix rocket engines made it possible to rapidly coagulate and deploy a flexible dielectric tape substrate in order to preset a change in the electrical characteristics of a collinear antenna, the area of a flexible solar battery, and the spectral portrait of an ICA with its simultaneous orientation to a given object. The use of a nanostructured docking unit with controlled adhesion made it possible to carry out adhesive docking due to adhesion to objects, both with and without docking nodes, during reconfiguration, which previously could not be carried out using the designs of known small-sized spacecraft.

Источники информацииSources of information

1. Патент RU 2651309 С1, 19.04.2018, B64G 1/22, B64G 1/10, B64G 1/1021, Космический аппарат дистанционного зондирования Земли микро класса.1. Patent RU 2651309 C1, 04/19/2018, B64G 1/22, B64G 1/10, B64G 1/1021, Spacecraft for remote sensing of the Earth, micro class.

2 Patent US 9758260 В2, Sep.12, 2017, B64G 1/22, B64G 1/10, LOW VOLUME MICRO SATELLITE WITH ELEXIBLE WINDED PANELS EXPANDABLE AFTER LAUNCH.2 Patent US 9758260 B2, Sep.12, 2017, B64G 1/22, B64G 1/10, LOW VOLUME MICRO SATELLITE WITH ELEXIBLE WINDED PANELS EXPANDABLE AFTER LAUNCH.

3. Патент на полезную модель RU 183937 U1, 09.10.2018, B64G 1/40, МУЛЬТИВЕКТОРНАЯ МАТРИЧНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С ЦИФРОВЫМ УПРАВЛЕНИЕМ ВЕЛИЧИНОЙ И НАПРАВЛЕНИЕМ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ ЯЧЕЕК ДЛЯ МАЛОРАЗМЕРНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ / ЛИНЬКОВ В.А., Гусев3. Utility Model Patent RU 183937 U1, 09.10.2018, B64G 1/40, MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL CONTROL OF VALUE AND DRAW DIRECTION OF MOTOR CELLS FOR MALORIZEROVAR

4. Патент RU 2654782 С1, 22.05.2018, F02K 9/94, F02K 9/95, B64G 1/40, В81В 7/04, РЕВЕРСИВНАЯ МАТРИЧНАЯ ракетная двигательная система с ИНДИВИДУАЛЬНЫМ ЦИФРОВЫМ управлением величиной тяги каждой РЕВЕРСИВНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ ЯЧЕЙКИ ДЛЯ МАЛОРАЗМЕРНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ / Линьков В.А., Линьков Ю.В., Линьков П.В., Таганов А. И., Гусев С.И.4. Patent RU 2654782 C1, 05/22/2018, F02K 9/94, F02K 9/95, B64G 1/40, B81B 7/04, REVERSE MATRIX rocket propulsion system with INDIVIDUAL DIGITAL control of the thrust value of each REVERSE MECHANIC TERMS OF AMERICA / Linkov V.A., Linkov Yu.V., Linkov P.V., Taganov A.I., Gusev S.I.

5 Patent US 7914912 В2, Mar. 12, 2011, В32 В 15/00, ACTIVELY SWITCHABLE NANO-STRUCTURED ADHESIVE.5 Patent US 7914912 B2, Mar. 12, 2011, B32 At 15/00, ACTIVELY SWITCHABLE NANO-STRUCTURED ADHESIVE.

Claims (1)

Бинарный малоразмерный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой развертываемой ленточной солнечной батареей, содержащий корпус, гибкую подложку с нанесенными на нее тонкопленочными солнечными фотоэлементами, механизм развертывания подложки, антенну, приемопередатчик, солнечный датчик, узел стыковки, отличающийся тем, что содержит два линейных и два реверсивных шаговых двигателя, две выдвижные телескопические штанги, два лазерных дальномера, две ПЗС-матрицы, гибкую диэлектрическую ленточную подложку, две катушки для ее намотки, штрихкодовую позиционную ленту и два датчика штрихкода, два дисковых токосъемника и два контроллера, при этом корпус состоит из первого и второго разделяемых кубических корпусов, соединенных с первой и второй прямоугольными панелями, между которыми закреплена указанная диэлектрическая ленточная подложка с тонкопленочными солнечными фотоэлементами, причем на свободные зоны ленточной подложки, расположенные параллельно ее краям, нанесены указанная штрихкодовая позиционная лента, а также коллинеарная антенна, силовые и информационные шины, соединенные электрически с первым и вторым дисковыми токосъемниками, при этом механизм развертывания подложки выполнен в виде первого и второго мультивекторных матричных ракетных двигателей, механически соединенных через первую и вторую выдвижные телескопические штанги с первым и вторым линейными шаговыми двигателями, а информационные входы указанных матричных ракетных и линейных шаговых двигателей соединены с первыми и вторыми информационными выходами первого и второго контроллеров, третьи информационные выходы которых соединены с входами первого и второго реверсивных шаговых двигателей, механически соединенных с осями первой и второй катушек, электрически соединенных через первый и второй дисковые токосъемники с первым и вторым стабилизаторами напряжения, первым и вторым приемопередатчиками, первым и вторым контроллерами, двунаправленные шины которых соединены с первым и вторым лазерными дальномерами, работающими на различных выделенных длинах волн электромагнитного излучения, оптические оси которых направлены встречно-параллельно на центры второй и первой ПЗС-матриц, реагирующих на указанные выделенные длины волн, причем информационные выходы ПЗС-матриц соединены с первыми информационными входами первого и второго контроллеров, вторые и третьи информационные входы которых соединены с информационными выходами первого и второго датчиков штрихкода и выходами первого и второго солнечных датчиков, закрепленных на ребрах первой и второй прямоугольных панелей, на противоположных плоских поверхностях которых размещены первый и второй лазерные дальномеры, первая и вторая ПЗС-матрицы, установленные напротив друг друга и перпендикулярно граням первого и второго кубических корпусов, а шины электропитания первого и второго контроллеров соединены с выходами первого и второго стабилизаторов напряжения и шинами первого и второго приемопередатчиков, при этом узел стыковки выполнен в виде двух стыковочных наноструктурированных контактных лент с управляемой адгезией, закрепленных на свободных гранях первого и второго кубических корпусов и активируемых при помощи первого и второго электромагнитов, электрически соединенных с четвертыми выходами первого и второго контроллеров.A small binary spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a flexible deployable ribbon solar battery, comprising a housing, a flexible substrate coated with thin-film solar photocells, a substrate deployment mechanism, an antenna, a transceiver, a solar sensor, a docking unit, characterized in that it contains two linear and two reversible stepper motors, two telescopic telescopic rods, two laser range finders, two CCD arrays, a flexible dielectric ribbon substrate, two e coils for winding it, a barcode positioning tape and two barcode sensors, two disk current collectors and two controllers, the case consisting of the first and second shared cubic cases connected to the first and second rectangular panels, between which the specified dielectric tape substrate with thin-film is fixed solar photocells, and on the free zones of the tape substrate located parallel to its edges, the indicated barcode positioning tape, as well as a collinear antenna, are applied, power and information buses electrically connected to the first and second disk current collectors, wherein the substrate deployment mechanism is made in the form of the first and second multivector matrix rocket engines mechanically connected through the first and second telescopic telescopic rods to the first and second linear stepper motors, and the information inputs these matrix rocket and linear stepper motors are connected to the first and second information outputs of the first and second controllers, the third information whose ion outputs are connected to the inputs of the first and second reversible stepper motors, mechanically connected to the axes of the first and second coils, electrically connected through the first and second disk current collectors with the first and second voltage stabilizers, the first and second transceivers, the first and second controllers, whose bidirectional buses connected to the first and second laser range finders operating at different selected wavelengths of electromagnetic radiation, the optical axes of which are directed opposite allele to the centers of the second and first CCD matrices that respond to the indicated selected wavelengths, and the information outputs of the CCD matrices are connected to the first information inputs of the first and second controllers, the second and third information inputs of which are connected to the information outputs of the first and second barcode sensors and outputs the first and second solar sensors mounted on the edges of the first and second rectangular panels, on the opposite flat surfaces of which the first and second laser rangefinders are located, p the first and second CCD arrays mounted opposite each other and perpendicular to the faces of the first and second cubic buildings, and the power supply buses of the first and second controllers are connected to the outputs of the first and second voltage stabilizers and the buses of the first and second transceivers, while the docking unit is made in the form of two docking nanostructured contact tapes with controlled adhesion, mounted on the free faces of the first and second cubic bodies and activated by the first and second electromagnet s electrically connected to the fourth outputs of the first and second controllers.
RU2019103169A 2019-02-05 2019-02-05 Binary small-size spacecraft with reconfigurable antenna combined with flexible deployed ribbon solar panel RU2716728C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019103169A RU2716728C1 (en) 2019-02-05 2019-02-05 Binary small-size spacecraft with reconfigurable antenna combined with flexible deployed ribbon solar panel

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019103169A RU2716728C1 (en) 2019-02-05 2019-02-05 Binary small-size spacecraft with reconfigurable antenna combined with flexible deployed ribbon solar panel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2716728C1 true RU2716728C1 (en) 2020-03-16

Family

ID=69898328

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019103169A RU2716728C1 (en) 2019-02-05 2019-02-05 Binary small-size spacecraft with reconfigurable antenna combined with flexible deployed ribbon solar panel

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2716728C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU200445U1 (en) * 2020-07-03 2020-10-26 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет имени В.Ф. Уткина" BINARY SPACE WITH A RECONFIGURABLE ANTENNA COMBINED WITH A SOLAR BATTERY DEPLOYABLE MULTIVECTOR MATRIX ROCKET ENGINES
RU202757U1 (en) * 2020-10-26 2021-03-04 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет имени В.Ф. Уткина" BINARY SPACE VEHICLE FOR SEARCHING AND COLLECTING OUTSIDE OBJECTS WITH QUANTUM DOT PROPERTIES IN THE NEIGHBORHOOD OF LIBRATION POINTS
RU2745126C1 (en) * 2020-03-27 2021-03-22 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Multilink rod for spacecraft solar battery
RU211363U1 (en) * 2022-01-27 2022-06-01 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет имени В.Ф. Уткина" BINARY SPACE VEHICLE FOR SEARCHING AND COLLECTING EXTRATERRESTRIAL FLUORESCENT NANO-OBJECTS AROUND THE LIBRATION POINTS OF THE PLANETS IN THE SOLAR SYSTEM

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2017659C1 (en) * 1991-06-28 1994-08-15 Московский технический университет связи и информатики Method of controlling objects with the aid of flexible coupling and device for its realization
US7914912B2 (en) * 2004-11-10 2011-03-29 The Regents Of The University Of California Actively switchable nano-structured adhesive
US8464640B2 (en) * 2004-12-17 2013-06-18 Digital Solid State Propulsion Llc Controllable digital solid state cluster thrusters for rocket propulsion and gas generation
US9758260B2 (en) * 2012-08-08 2017-09-12 Effective Space Solutions R&D Ltd Low volume micro satellite with flexible winded panels expandable after launch
RU183937U1 (en) * 2018-07-09 2018-10-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL VALUE CONTROL AND MOTOR CELL DRAW DIRECTION FOR SMALL SPACE VEHICLES

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2017659C1 (en) * 1991-06-28 1994-08-15 Московский технический университет связи и информатики Method of controlling objects with the aid of flexible coupling and device for its realization
US7914912B2 (en) * 2004-11-10 2011-03-29 The Regents Of The University Of California Actively switchable nano-structured adhesive
US8464640B2 (en) * 2004-12-17 2013-06-18 Digital Solid State Propulsion Llc Controllable digital solid state cluster thrusters for rocket propulsion and gas generation
US9758260B2 (en) * 2012-08-08 2017-09-12 Effective Space Solutions R&D Ltd Low volume micro satellite with flexible winded panels expandable after launch
RU183937U1 (en) * 2018-07-09 2018-10-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL VALUE CONTROL AND MOTOR CELL DRAW DIRECTION FOR SMALL SPACE VEHICLES

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2745126C1 (en) * 2020-03-27 2021-03-22 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Multilink rod for spacecraft solar battery
RU200445U1 (en) * 2020-07-03 2020-10-26 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет имени В.Ф. Уткина" BINARY SPACE WITH A RECONFIGURABLE ANTENNA COMBINED WITH A SOLAR BATTERY DEPLOYABLE MULTIVECTOR MATRIX ROCKET ENGINES
RU202757U1 (en) * 2020-10-26 2021-03-04 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет имени В.Ф. Уткина" BINARY SPACE VEHICLE FOR SEARCHING AND COLLECTING OUTSIDE OBJECTS WITH QUANTUM DOT PROPERTIES IN THE NEIGHBORHOOD OF LIBRATION POINTS
RU211363U1 (en) * 2022-01-27 2022-06-01 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет имени В.Ф. Уткина" BINARY SPACE VEHICLE FOR SEARCHING AND COLLECTING EXTRATERRESTRIAL FLUORESCENT NANO-OBJECTS AROUND THE LIBRATION POINTS OF THE PLANETS IN THE SOLAR SYSTEM
RU224770U1 (en) * 2023-12-08 2024-04-03 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет имени В.Ф. Уткина" MULTI-VECTOR MULTI-MATRIX PROPULSION SYSTEM FOR SMALL-SIZED SPACEVEHICLES

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU190778U1 (en) BINARY SPACE APPARATUS WITH RECONFIGURABLE ANTENNA, COMBINED WITH A FLEXIBLE TAPE SOLAR BATTERY DEVELOPED BY A MULTIVECTOR MATRIX ROCKET ENGINES
RU2714064C1 (en) Binary spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a flexible tape solar battery deployed by multi-vector matrix rocket engines
RU2716728C1 (en) Binary small-size spacecraft with reconfigurable antenna combined with flexible deployed ribbon solar panel
US10815012B2 (en) Deployable sheet material systems and methods
US10696428B2 (en) Large-area structures for compact packaging
US20170233110A1 (en) Component Deployment System
US10340698B2 (en) Large-scale space-based solar power station: packaging, deployment and stabilization of lightweight structures
US20180170583A1 (en) Deployable solar array for small spacecraft
US6689952B2 (en) Large membrane space structure and method for its deployment and expansion
US3735942A (en) Space station with solar generators
US9346566B2 (en) Directionally controlled elastically deployable roll-out array
US20170297749A1 (en) Method for releasing a deployable boom
RU198984U1 (en) BINARY SPACE WITH RECONFIGURABLE ANTENNA COMBINED WITH A ROLLABLE SOLAR BATTERY, DEPLOYABLE MULTIVECTOR MATRIX ROCKET ENGINES
US8550407B2 (en) Large rigid deployable structures and method of deploying and locking such structures
RU202757U1 (en) BINARY SPACE VEHICLE FOR SEARCHING AND COLLECTING OUTSIDE OBJECTS WITH QUANTUM DOT PROPERTIES IN THE NEIGHBORHOOD OF LIBRATION POINTS
RU190495U1 (en) BINARY LOW DIMENSIONAL SPACE DEVICE WITH A RECONFIGURABLE ANTENNA, COMBINED WITH A FLEXIBLE BELT SUNNY BATTERY, EXPANDED BY A MULTI-TORQUE MATRIX ROCKET MIMS.
Sproewitz et al. GoSolAr–a gossamer solar array concept for high power spacecraft applications using flexible photovoltaics
CN108001712B (en) Solar cell sailboard unfolding mechanism, unfolding system and unfolding method
RU2744277C1 (en) Binary space vehicle for searching and collecting outer space objects with quantum dot properties in the neighborhood of libration points
JP2015168422A (en) Component deployment system
RU200213U1 (en) BINARY SPACE WITH A SCANNING ANTENNA COMBINED WITH A ROLLABLE SOLAR BATTERY DEPLOYABLE MULTIVECTOR MATRIX ROCKET ENGINES
US11962272B2 (en) Z-fold solar array with curved substrate panels
EP3162715A1 (en) Method for releasing a deployable boom
RU2735448C1 (en) Binary spacecraft with reconfigurable antenna combined with coiled solar battery, deployed by multi-vector matrix rocket engines
RU2735449C1 (en) Binary spacecraft with a scanning antenna, combined with a coiled solar panel, deployed by multi-vector matrix rocket engines

Legal Events

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

Effective date: 20210206