RU2744261C1

RU2744261C1 - Binary spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a solar array deployed by multi-vector matrix rocket engines

Info

Publication number: RU2744261C1
Application number: RU2020121447A
Authority: RU
Inventors: Владимир Анатольевич Линьков
Priority date: 2020-06-23
Filing date: 2020-06-23
Publication date: 2021-03-04

Abstract

FIELD: spacecraft industry.

SUBSTANCE: invention relates to small-sized binary spacecraft (BSC) designed to create a reconfigurable multi-element antenna systems. The BSC contains two cylindrical bodies, in the centers of the ends of which there are four telescopic rods, on which there are four multi-vector matrix rocket engines (MMRE) with wavy cylindrical surfaces for deploying a flexible solar battery (SB) wound into two rolls, integrated with an antenna. At the end of the rolling up, the BSC’s MMRE are put on cylinder-shaped bodies according to the principle of "Russian Matreshka Dolls". The SB’s fabric consists of two parts of equal length, the ends of which are connected to the cylindrical bodies and to tension rods connected by a hollow bridge in the middle, in one of which there are extendable docking units. To control the length of the SB deployment and the BSC orientation relative to other BSCs with the help of the MMRE, four disk scanning laser rangefinders, mounted on the ends of the cylindrical bodies, are used.

EFFECT: capability to dock with several spacecraft, deploying and deactivating the SB, integrated with the antenna, directly rolled up or wound onto the cylindrical bodies using the MMRE, their compact parking after the completion of the BSC deactivation.

1 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к малоразмерным бинарным космическим аппаратам (БКА), весом менее 1000 грамм, предназначенным для создания реконфигурируемых антенн или многоэлементных антенных систем на базе нескольких БКА.The invention relates to small binary spacecraft (BSC) weighing less than 1000 grams, designed to create reconfigurable antennas or multi-element antenna systems based on several BSCs.

Используемое в описании изобретения словосочетание «бинарный космический аппарат» (БКА) понимается как космический аппарат, состоящий из двух цилиндрообразных корпусов и одной общей гибкой ленточной солнечной батареи, расположенной между ними, разворачиваемой за счет разматывания солнечных батарей, намотанных в рулон вокруг первого и второго корпуса, вращение которых и перемещения одного корпуса относительно другого в противоположные стороны осуществляется с помощью мультивекторных матричных ракетных двигателей (ММРД) с волнообразными цилиндрическими поверхностями. Гибкая ленточная солнечная батарея (СБ) - это гибкая диэлектрическая ленточная подложка, на которую нанесен массив соединенных между собой тонкопленочных солнечных фотоэлементов.Used in the description of the invention, the phrase "binary spacecraft" (BSC) is understood as a spacecraft consisting of two cylindrical bodies and one common flexible strip solar battery located between them, deployed by unwinding solar cells wound in a roll around the first and second bodies , the rotation of which and the movement of one body relative to the other in opposite directions is carried out using multi-vector matrix rocket engines (MMRM) with wavy cylindrical surfaces. Flexible strip solar cell (SB) is a flexible dielectric strip substrate on which an array of interconnected thin-film solar cells is applied.

Известен 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 [1].Known micro-satellite with a solar battery, made in the form of a flexible substrate with applied thin-film solar cells, wound around the body of the micro-satellite and deployed by means of springs after entering a given orbit. The micro-satellite contains: a satellite body, a deployment mechanism based on torsion springs, solar batteries made of a flexible substrate with applied thin-film photocells, motors, antennas, a solar sensor, a conical docking unit with another satellite [1].

Недостатком устройства является отсутствие возможности свертывания в два рулона гибкой подложки с тонкопленочной ленточной СБ, совмещенной с коллинеарной антенной, наматываемой непосредственно вокруг двух цилиндрообразных корпусов БКА при помощи ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями, в сочетании с которыми выдвижные стыковочные узлы могли бы осуществлять трансформацию многоэлементных антенных систем.The disadvantage of the device is the inability to roll up into two rolls a flexible substrate with a thin-film tape SB, combined with a collinear antenna, wound directly around two cylindrical BKA housings using a MMPD with wavy cylindrical surfaces, in combination with which the retractable docking units could transform multi-element antenna systems ...

Наиболее близким по технической сущности является бинарный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с гибкой ленточной солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями, содержащий два кубических корпуса с закрепленной между ними гибкой подложкой с тонкопленочными солнечными фотоэлементами, которая выполнена в виде диэлектрической ленты с возможностью свертывания в рулон с нанесенными информационно-силовыми шинами и коллинеарной антенной, позиционной штрих-кодовой лентой, два датчика штрих-кода, два мультивекторных матричных ракетных двигателя, две выдвижные телескопические штанги, шесть линейных шаговых двигателя, две катушки, два дисковых токосъемника, четыре шаговых двигателя, четыре лазерных дальномера, четыре ПЗС-матрицы, два солнечных датчика, два контроллера, два стабилизатора напряжения, два приемопередатчика, четыре поворотные стыковочные площадки [2].The closest in technical essence is a binary spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a flexible strip solar battery deployed by multi-vector matrix rocket engines, containing two cubic bodies with a flexible substrate fixed between them with thin-film solar cells, which is made in the form of a dielectric tape with the ability to roll in a roll with applied power information buses and a collinear antenna, positional barcode tape, two barcode sensors, two multi-vector matrix rocket motors, two telescopic telescopic rods, six linear stepper motors, two coils, two disc collectors, four stepper motors , four laser rangefinders, four CCDs, two solar sensors, two controllers, two voltage stabilizers, two transceivers, four rotary docking pads [2].

Отличие предлагаемого технического решения от выше изложенных заключается во введении двух цилидрообразных корпусов, что позволило осуществить намотку гибкой солнечной батареи непосредственно вокруг корпусов без применения дополнительных катушек. Введение четырех ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями генерирующих пакеты тяг с заданными комбинациями их величин и направлений, позволило осуществить реверсивное вращение двух корпусов в сочетании с реверсивным перемещением их относительно друг друга. Это позволило с помощью ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями многократно разворачивать и сворачивать в рулон СБ. Введение четырех дискообразных сканирующих лазерных дальномеров, работающих с обзором горизонта в 360° градусов, размещенных на торцах цилиндрообразных корпусов, позволило постоянно отслеживать расстояние между верхними и нижними торцами корпусов и угол наклона оси симметрии одного корпуса относительно другого, а также постоянно отслеживать расстояние до рядом расположенных БКА при развертывании многоэлементных антенных полей заданной конфигурации, состоящих из нескольких синхронизированных БКА. Введение двух натяжных стержней, соединенных по средине между собой полой перемычкой, позволило убрать с корпуса выступающие части (солнечный датчик) для выполнения равномерной намотки солнечной батареи на цилиндрообразные корпуса и осуществить по принципу «русской матрешки» беспрепятственное выдвижение и вложение ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями на этапах развертывания и свертывания БКА в космосе. Введение полой перемычки позволило закрепить на ней дискообразный солнечный датчик с равномерным распределением фотоэлементов по внешней поверхности кольца и разместить его геометрически посередине полотна солнечной батареи, состоящей из двух гибких диэлектрических ленточных подложек, увеличив его горизонт обзора. Введение стыковочных конусов и воронок с нанесенными токопроводящими шинами позволило осуществлять обмен информацией и электроэнергией между нескольким БКА по проводному каналу связи для перераспределения мощности передатчиков и самовосстановления системы при повреждениях отдельных БКА. Введение стыковочных выдвижных штанг, соединенных со стыковочными линейными шаговыми двигателями, позволило выдвигать встречно на заданную длину элементы стыковочных узлов для ускорения процесса стыковки. Введение светодиодных колец, закрепленных на стыковочном конусе совместно с введением ПЗС-матрицы и центральных светодиодов, расположенных на кончике стыковочного конуса и на дне стыковочной воронки, позволило при совмещении изображения центра светодиодного круга с изображением удаленной центральной точкой, центры которых лежат на одной оси (линии визирования), осуществить точное вложение стыковочного конуса в стыковочную воронку.The difference between the proposed technical solution from the above is the introduction of two cylindrical bodies, which made it possible to wind a flexible solar battery directly around the bodies without the use of additional coils. The introduction of four MMRPs with wavy cylindrical surfaces generating thrust packets with given combinations of their values and directions made it possible to carry out the reverse rotation of the two bodies in combination with their reverse movement relative to each other. This made it possible, with the help of a MMPD with wavy cylindrical surfaces, to repeatedly unfold and roll up the SB. The introduction of four disk-shaped scanning laser rangefinders, operating with a horizon view of 360 ° degrees, located at the ends of the cylindrical bodies, made it possible to constantly track the distance between the upper and lower ends of the bodies and the angle of inclination of the axis of symmetry of one body relative to another, as well as constantly track the distance to adjacent BKA when deploying multi-element antenna fields of a given configuration, consisting of several synchronized BKA. The introduction of two tension rods, connected in the middle by a hollow bridge, made it possible to remove protruding parts (solar sensor) from the body to perform uniform winding of the solar battery on cylindrical bodies and to carry out, according to the principle of a "Russian nesting doll" stages of deployment and folding of the spacecraft in space. The introduction of a hollow bridge made it possible to fix on it a disk-shaped solar sensor with a uniform distribution of photocells along the outer surface of the ring and place it geometrically in the middle of the solar battery sheet, consisting of two flexible dielectric tape substrates, increasing its viewing horizon. The introduction of docking cones and funnels with applied conductive busbars made it possible to exchange information and electricity between several BSCs via a wired communication channel for redistributing the power of transmitters and self-healing of the system in case of damage to individual BSCs. The introduction of docking retractable rods, connected to docking linear stepper motors, made it possible to push the elements of the docking nodes counter to a predetermined length to accelerate the docking process. The introduction of LED rings fixed on the docking cone together with the introduction of the CCD matrix and central LEDs located at the tip of the docking cone and at the bottom of the docking funnel made it possible to align the image of the center of the LED circle with the image of a remote central point, the centers of which lie on the same axis (lines sighting), to carry out precise insertion of the docking cone into the docking funnel.

Техническим результатом является возможность свертывания в два рулона гибкой подложки с тонкопленочной ленточной СБ, совмещенной с коллинеарной антенной, наматываемой непосредственно вокруг двух цилиндрообразных корпусов БКА при помощи ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями, в сочетании с которыми выдвижные стыковочные узлы осуществляют трансформацию многоэлементных антенных систем.The technical result is the possibility of rolling into two rolls of a flexible substrate with a thin-film tape SB, combined with a collinear antenna, wound directly around two cylindrical BKA housings using a MMRD with wavy cylindrical surfaces, in combination with which the retractable docking units transform multi-element antenna systems.

Технический результат предложенного изобретения достигается совокупностью существенных признаков, а именно: бинарный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями, содержащий два корпуса с закрепленной между ними гибкой подложкой с тонкопленочными солнечными фотоэлементами, которая выполнена в виде диэлектрической ленты с возможностью свертывания в рулон, с нанесенными информационно-силовыми шинами и коллинеарной антенной, мультивекторные матричные ракетные двигатели, выдвижные телескопические штанги, линейные шаговые двигатели, лазерные дальномеры, солнечный датчик, два контроллера, два стабилизатора напряжения, два приемопередатчика, стыковочные узлы, четыре мультивекторных матричных ракетных двигателя с волнообразными цилиндрическими поверхностями, четыре выдвижные телескопические штанги, четыре линейных шаговых двигателя, четыре дискообразных сканирующих лазерных дальномера, первый и второй стыковочные линейные шаговые двигатели, две выдвижные стыковочные штанги, стыковочную воронку с нанесенными с внутренней конусной поверхности кольцевыми токопроводящими шинами, стыковочный конус с нанесенными с внешней конической поверхности кольцевыми токопроводящими шинами, стыковочный стакан малого диаметра, ПЗС-матрицу, стыковочный стакан большего диаметра, электромагнитный замок, стыковочные светодиоды, два натяжных стержня, соединенные между собой по середине пустотелой перемычкой, в середине которой закреплен солнечный датчик, выполненный дискообразным с равномерным распределением фотоэлементов по внешней боковой поверхности диска, электрически соединенный с информационной шиной, первый и второй корпуса выполненные цилиндрообразными, на торцах которых закреплены дискообразные сканирующие лазерные дальномеры, наружные диаметры которых меньше внутренних диаметров оснований волнообразных цилиндрических поверхностей мультивекторных матричных ракетных двигателей с волнообразными цилиндрическими поверхностями, которые соединены с торцами цилиндрообразных корпусов через выдвижные телескопические штанги, проходящие через центральные отверстия, расположенные по центрам дискообразных сканирующих лазерных дальномеров, внутренние стороны которых ограничивают по ширине свернутые в рулон полотна гибких диэлектрических ленточных подложек солнечных батарей, края полотен которых механически крепятся к первому и второму цилиндрообразным корпусам, а электрически соединены с нанесенными информационными и силовыми шинами, а противоположные края первой и второй гибких диэлектрических ленточных подложек механически соединены с первым и вторым натяжными стержнями, соединенными между собой пустотелой перемычкой, внутри которой проходят информационные и силовые шины, соединяющие между собой первый и второй контроллеры и стыковочные узлы, причем, в первом натяжном стержне по краям сформированы две тубусообразные камеры, в первой из которых размещен первый стыковочный линейный шаговый двигатель, соединенный через первую стыковочную выдвижную штангу с закрепленным на вершине стыковочной воронки стыковочным стаканом большего диаметра, посередине которого с наружи размещен электромагнитный замок, а по центру основания с внутренней стороны -центральный стыковочный светодиод, на основании стыковочной воронки размещены по кольцу стыковочные светодиоды, во второй тубусообразной камере с противоположной стороны натяжного стержня размещен второй стыковочный линейный шаговый двигатель, соединенный через вторую стыковочную выдвижную штангу с центром основания стыковочного конуса, на вершине которого закреплен стыковочный стакан малого диаметра с наружным кольцевым замочным пазом и размещенной внутри ПЗС-матрицей.The technical result of the proposed invention is achieved by a combination of essential features, namely: a binary spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a solar battery deployed by multi-vector matrix rocket engines, containing two bodies with a flexible substrate fixed between them with thin-film solar cells, which is made in the form of a dielectric tape rollable, with applied power information buses and collinear antenna, multi-vector matrix rocket motors, telescopic telescopic rods, linear stepper motors, laser rangefinders, solar sensor, two controllers, two voltage stabilizers, two transceivers, docking stations, four multi-vector matrix rocket motors with wave-shaped cylindrical surfaces, four retractable telescopic rods, four linear stepping motors, four disk-shaped scanning laser rangefinders, the first 1st and second docking linear stepper motors, two retractable docking rods, docking funnel with annular conductive buses applied from the inner conical surface, docking cone with annular conductive buses applied from the outer conical surface, small-diameter docking glass, CCD matrix, larger diameter docking cup , an electromagnetic lock, docking LEDs, two tension rods, interconnected in the middle by a hollow bridge, in the middle of which a solar sensor is fixed, made disc-shaped with a uniform distribution of photocells along the outer lateral surface of the disk, electrically connected to the information bus, the first and second bodies are made cylindrical , at the ends of which disk-shaped scanning laser rangefinders are fixed, the outer diameters of which are smaller than the inner diameters of the bases of the wavelike cylindrical surfaces of multi-vector matrix rocket engines with waveguides by different cylindrical surfaces, which are connected to the ends of the cylindrical bodies through telescopic telescopic rods passing through the central holes located in the centers of the disk-shaped scanning laser rangefinders, the inner sides of which limit the width of the rolled-up sheets of flexible dielectric tape substrates of solar cells, the edges of the cloths of which are mechanically fastened to the first and second cylindrical bodies, and are electrically connected to the applied information and power buses, and the opposite edges of the first and second flexible dielectric tape substrates are mechanically connected to the first and second tension rods, interconnected by a hollow bridge, inside which information and power buses run, connecting the first and second controllers and docking units, moreover, in the first tension rod along the edges, two tube-shaped chambers are formed, in the first of which the first docking linear th stepping motor connected through the first docking retractable rod with a larger diameter docking cup fixed at the top of the docking funnel, in the middle of which there is an electromagnetic lock on the outside, and a central docking LED in the center of the base from the inside, docking LEDs are placed on the ring on the base of the docking funnel , in the second tube-shaped chamber on the opposite side of the tension rod, there is a second docking linear stepper motor connected through the second docking sliding bar to the center of the docking cone base, at the top of which a small-diameter docking nozzle is fixed with an outer annular locking groove and a CCD matrix located inside.

Сущность изобретения поясняется на Фиг. 1, где представлен бинарный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями в момент развертывания гибкой ленточной СБ. На Фиг. 2 представлена структурная блок-схема бинарного космического аппарата с реконфигурируемой антенной, совмещенной с солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями. На Фиг. 3 представлен выносной элемент А (10:1) в увеличенном масштабе и в разрезе, поясняющий конструкцию выдвижного стыковочного узла, расположенного в верхней камере натяжного стержня. На Фиг. 4 представлен выносной элемент Б (10:1) в увеличенном масштабе и в разрезе, поясняющий конструкцию выдвижного стыковочного узла, расположенного в нижней камере натяжного стержня. На Фиг. 5 представлен выносной элемент В (10:1) в увеличенном масштабе и в разрезе, поясняющий конструкцию, полученную при соединении двух выдвижных стыковочных узлов состыковавшихся БКА. На Фиг. 6, Фиг. 7, Фиг. 8 поясняются этапы развертывания свернутой в рулон гибкой солнечной батареи. Фиг. 6, первый этап - выполнение тестирования после выведения на заданную орбиту. Фиг. 7, второй этап - выполнение развертывания гибкой СБ. Фиг. 8, третий этап - выполнение развертывания гибкой СБ с одновременной оптимальной ориентацией ее на Солнце и на заданный источник радиосигнала и последующей стыковкой двух БКА.The essence of the invention is illustrated in FIG. 1, which shows a binary spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a solar battery deployed by multi-vector matrix rocket engines at the time of deployment of a flexible tape SB. FIG. 2 shows a structural block diagram of a binary spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a solar battery deployed by multi-vector matrix rocket engines. FIG. 3 shows the remote element A (10: 1) on an enlarged scale and in section, explaining the design of the retractable docking unit located in the upper chamber of the tension rod. FIG. 4 shows the remote element B (10: 1) on an enlarged scale and in section, explaining the design of the retractable docking unit located in the lower chamber of the tension rod. FIG. 5 shows the remote element B (10: 1) on an enlarged scale and in section, explaining the design obtained by connecting two retractable docking assemblies of the docked spacecraft. FIG. 6, FIG. 7, Fig. 8 explains the steps for deploying a coiled flexible solar array. FIG. 6, the first stage is testing after launching into a given orbit. FIG. 7, the second stage is the implementation of the deployment of the flexible SS. FIG. 8, the third stage is the implementation of the deployment of a flexible SB with its simultaneous optimal orientation to the Sun and to a given radio signal source and subsequent docking of two spacecraft.

Бинарный космический аппарат с реконфигурируемой антенной, совмещенной с солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями, содержит: (Фиг. 1, Фиг. 2) первый цилиндрообразный корпус 1, второй цилиндрообразный корпус 2, первый 3, второй 4, третий 5, четвертый 6 ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями, первый 7, второй 8, третий 9, четвертый 10 линейные шаговые двигатели, первую 11, вторую 12, третью 13, четвертую 14 выдвижные телескопические штанги; первый 15, второй 16, третий 17, четвертый 18 дискообразные сканирующие лазерные дальномеры, дисковый солнечный датчик 19, первую 20 и вторую 21 гибкую диэлектрические ленточные подложки, тонкопленочные солнечные фотоэлементы 22, силовые шины 23, информационную шину 24, коллинеарную антенну 25, первый 26 и второй 27 контроллеры, первый 28 и второй 29 стабилизаторы напряжения, первый 30 и второй 31 приемопередатчики, первый натяжной стержень 32, второй натяжной стержень 33, полую перемычку 34, стыковочную воронку 35, стыковочный конус 36, кольцевые токопроводящие шины 37, стыковочный стакан большего диаметра 38, стыковочный стакан меньшего диаметра 39, стыковочные кольцевые светодиоды 40, центральный стыковочный светодиод 41, электромагнитный замок 42, ПЗС-матрицу 43, кольцевой паз стыковочного стакана меньшего диаметра 44, первая 45 и вторая 46 стыковочные выдвижные штанги, первый 47 и второй 48 стыковочные линейные шаговые двигатели. Для размещения в первом 32 натяжном стержне выдвижных стыковочных узлов, в нем от верхних и нижних краев до середины сформированы две тубусообразные камеры. На фиг.2, в границах замкнутых пунктирных линий, расположены элементы, конструктивно размещенные в первом 1 и втором 2 цилиндрообразных корпусах, λ1, λ2, λ3, λ4 - выделенные длинны волн электромагнитного излучения оптического диапазона, излучаемые первым 15, вторым 16, третьим 17, четвертым 18 дискообразными сканируемыми лазерными дальномерами.A binary spacecraft with a reconfigurable antenna combined with a solar battery deployed by multi-vector matrix rocket engines contains: (Fig. 1, Fig. 2) first cylindrical body 1, second cylindrical body 2, first 3, second 4, third 5, fourth 6 MMRD with wavy cylindrical surfaces, the first 7, the second 8, the third 9, the fourth 10 linear stepper motors, the first 11, the second 12, the third 13, the fourth 14 retractable telescopic rods; first 15, second 16, third 17, fourth 18 disc-shaped scanning laser rangefinders, disc solar sensor 19, first 20 and second 21 flexible dielectric tape substrates, thin-film solar cells 22, power lines 23, data bus 24, collinear antenna 25, first 26 and second 27 controllers, first 28 and second 29 voltage stabilizers, first 30 and second 31 transceivers, first tension rod 32, second tension rod 33, hollow web 34, docking funnel 35, docking cone 36, ring busbars 37, docking cup of a larger diameter 38, a docking nozzle of a smaller diameter 39, docking ring LEDs 40, a central docking LED 41, an electromagnetic lock 42, a CCD matrix 43, an annular groove of a docking nozzle of a smaller diameter 44, the first 45 and second 46 docking rails, the first 47 and the second 48 docking linear stepper motors. For placement in the first 32 tension rod of the retractable docking units, two tube-shaped chambers are formed in it from the upper and lower edges to the middle. In Fig. 2, within the boundaries of the closed dotted lines, there are elements structurally located in the first 1 and second 2 cylindrical bodies, λ1, λ2, λ3, λ4 are the selected wavelengths of electromagnetic radiation in the optical range, emitted by the first 15, the second 16, the third 17 , the fourth is 18 disc-shaped scannable laser rangefinders.

Для успешного развертывания БКА, собранного по принципу «русской матрешки», должны быть выполнены следующие условия: наружный диаметр дисков дискообразных сканирующих лазерных дальномеров должен быть меньше минимального внутреннего диаметра волнообразного контура мультивекторных матричных ракетных двигателей (ММРД) с волнообразными цилиндрическими поверхностями; толщина намотки гибкой СБ не должна выходить за наружный диаметр дисков сканирующих лазерных дальномеров; ширина гибкой диэлектрической ленточной подложки СБ не должна превышать расстояния между дисками сканирующих лазерных дальномеров, расположенных на торцах первого и второго цилиндрообразных корпусов; ширина пустотелой перемычки должна быть достаточной для того, чтобы в процессах свертывания и развертывания ММРД не смогли задеть друг друга цилиндрическими поверхностями при выдвижении их телескопическими штангами.For the successful deployment of a spacecraft, assembled according to the principle of "Russian nesting dolls", the following conditions must be met: the outer diameter of the disc-shaped scanning laser rangefinders must be less than the minimum inner diameter of the wave-like contour of multi-vector matrix rocket engines (MMPM) with wave-shaped cylindrical surfaces; the thickness of the winding of the flexible SB should not exceed the outer diameter of the disks of the scanning laser rangefinders; the width of the flexible dielectric tape substrate SB should not exceed the distance between the disks of the scanning laser range finders located at the ends of the first and second cylindrical bodies; the width of the hollow bulkhead should be sufficient so that, in the processes of rolling up and deploying, MMRDs cannot touch each other with cylindrical surfaces when they are extended by telescopic rods.

Для осуществления изобретения могут быть использованы, например, известные технологии изготовления компонентов. В качестве мультивекторного матричного ракетного двигателя (ММРД) с волнообразной цилиндрической поверхностью может быть использована мультивекторная матричная ракетная двигательная система с цифровым управлением величины и направления тяги, которая состоит из плоской дискообразной с волнообразным внешним контуром монолитной термостойкой диэлектрической подложки, с размещенными на ней квадратной матричной реверсивной структурой двигательных ячеек, соединенной с повторяющим ее контур цилиндрообразной полой с волнообразным профилем монолитной термостойкой диэлектрической подложкой с радиально-веерной ориентацией всех продольных осей конусообразных микропор на центры чередующихся сопряженных вогнутых и выпуклых полуокружностей, образующих в совокупности замкнутую волнообразную внешнею поверхность. Все конусообразные микропоры заполнены твердым топливом и ранжированы по объему в пропорциях последовательных степенях числа два (1-2-4-8-16-32), 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, known technologies for the manufacture of components. As a multi-vector matrix rocket engine (MMRM) with a wavy cylindrical surface, a multi-vector matrix rocket propulsion system with digital control of the magnitude and direction of thrust can be used, which consists of a flat disc-shaped monolithic heat-resistant dielectric substrate with a wavy outer contour, with a square matrix reversible substrate placed on it. a structure of motor cells connected to a cylindrical hollow repeating its contour with a wavy profile by a monolithic heat-resistant dielectric substrate with a radial-fan-shaped orientation of all longitudinal axes of cone-shaped micropores to the centers of alternating conjugate concave and convex semicircles, which together form a closed wavy outer surface. All cone-shaped micropores are filled with solid fuel and are ranked by volume in proportions of sequential powers of two (1-2-4-8-16-32), providing the generation of a set of multidirectional thrust vectors with precision digital control in binary code by the magnitude of the thrust of each cell [3, four].

При изготовлении гибкой СБ 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) [1].In the manufacture of flexible SB, well-known technologies for the manufacture of 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) [1].

Для выполнения стыковки между несколькими БКА, сближающимися с противоположных направлений, в тубусообразные камеры натяжного стержня 32 с противоположных сторон встроены выдвижные стыковочные узлы (Фиг. 3 и Фиг. 4), состоящие из стыковочной воронки 35, соединенной с стыковочным стаканом большего диаметра 38, в которые погружаются при стыковки стыковочный конус 36, соединенный с стыковочным стаканом меньшего диаметра 39. На внутренней поверхности стыковочной воронки 35 и внешней поверхности стыковочного конуса 36 нанесены кольцевые токопроводящие шины 37 для обмена электроэнергией и информацией между контроллерами состыкованных БКА. По периметру основания стыковочной воронки 35 расположены стыковочные кольцевые светодиоды 40 в виде круга. На дне стыковочного стакана большего диаметра 38 помещен центральный светодиод 41. Все светодиоды 40 и 41 совместно выполняют функции кольца мишени и ее центра, который виден только из определенного стыковочного углового сектора. Электромагнитный замок 42, закрепленный посредине стыковочного стаканы большего диаметра 38, обеспечивает устойчивые контакты между кольцевыми токопроводящими шинами 37 по окончанию стыковки двух БКА. В стыковочном стакане меньшего диаметра 39 установлена ПЗС-матрица 43 для поиска изображения стыковочных огней и выделения контура стыковочного светодиодного кольца 40 мишени и последующей ориентации стыковочного конуса 36 на центральный излучающий светодиод 41, который должен отображаться по центру кольца. После вхождения стыковочного стакана меньшего диаметра 39 в стыковочный стакан большего диаметра 38, происходит их фиксация с помощью электромагнитного замка 42, элементы которого охватывают кольцевой паз 44 стыковочного стакана меньшего диаметра 39, расположенного между вершиной стыковочного конуса 36 и ПЗС-матрицей 43. При стыковке и расстыковки стаканы должны беспрепятственно вкладываться один в дугой и также разъединяться с учетом максимальных температурных колебаний. Для осуществления встречного выдвижения и касания стыковочного конуса 36 или стыковочной воронки 35 со стыкуемыми узлами причаливаемых БКА, используются первая 45 или вторая 46 выдвижные штанги, соединенные, соответственно, с первым 47 и вторым 48 стыковочными линейными шаговыми двигателями.To perform docking between several SCA approaching from opposite directions, retractable docking units (Fig. 3 and Fig. 4) are built into the tube-shaped chambers of the tension rod 32 from opposite sides (Fig. 3 and Fig. 4), consisting of a docking funnel 35 connected to a docking nozzle of a larger diameter 38, in which are immersed during docking a docking cone 36 connected to a docking nozzle of a smaller diameter 39. On the inner surface of the docking funnel 35 and the outer surface of the docking cone 36, ring conductive buses 37 are applied for the exchange of electricity and information between the controllers of the docked BKA. Along the perimeter of the base of the docking funnel 35, there are docking ring LEDs 40 in the form of a circle. A central LED 41 is placed at the bottom of a docking nozzle 38 with a larger diameter. All LEDs 40 and 41 jointly function as a target ring and its center, which is only visible from a specific docking corner sector. The electromagnetic lock 42, fixed in the middle of the docking cup of a larger diameter 38, provides stable contacts between the annular conductive buses 37 at the end of the docking of the two BKA. In a docking nozzle of a smaller diameter 39, a CCD matrix 43 is installed to search for the image of docking lights and highlight the contour of the docking LED ring 40 of the target and then orient the docking cone 36 to the central emitting LED 41, which should be displayed in the center of the ring. After the entry of a docking nozzle of a smaller diameter 39 into a docking nozzle of a larger diameter 38, they are fixed by means of an electromagnetic lock 42, the elements of which encompass an annular groove 44 of a docking nozzle of a smaller diameter 39, located between the apex of the docking cone 36 and the CCD matrix 43. undocking glasses should be freely inserted one into the arc and also separated taking into account the maximum temperature fluctuations. To implement the counter extension and touch the docking cone 36 or docking funnel 35 with the abutting units of the docked spacecraft, the first 45 or second 46 retractable rods are used, connected, respectively, with the first 47 and the second 48 docking linear stepper motors.

Устройство работает следующим образом: после вывода на орбиту БКА включаются первый 7, второй 8, третий 9, четвертый 10 линейные шаговые двигатели, осуществляющие выдвижение первой 11, второй 12, третей 13, четвертой 14 телескопических штанг, отводящие первый 3, второй 4, третий 5, четвертый 6 ММРД с волнообразной цилиндрической поверхностью от торцов первого 1 и второго 2 цилиндрообразных корпусов. Одновременно включаются первый 15, второй 16, третий 17, четвертый 18 дискообразные сканирующие лазерные дальномеры, работающие на выделенных длинах волн λ1, λ2, λ3, λ4 для исключения влияния помех от активных или пассивных источников. После проверки работоспособности первого 15, второго 16, третьего 17, четвертого 18 дискообразных сканирующих лазерных дальномеров включаются первый 3, второй 4, третий 5, четвертый 6 ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями, которые создают вращение первого 1 и второго 2 цилиндрообразных корпусов, разматывая свернутые в рулон первую 20 и вторую 21 гибкие диэлектрические ленточные подложки СБ, с одновременным удалением одного цилиндрообразного корпуса от другого, растягивая полотно СБ в противоположные стороны для исключения провисания (Фиг. 7). После развертывания на требуемую длину первой 20 и второй 21 гибких диэлектрических ленточных подложек с тонкопленочными солнечными фотоэлементами 22, БКА переходит в режим ориентации и слежения за Солнцем. Поворот плоскостей первой 20 и второй 21 гибких диэлектрических ленточных подложек в направлении Солнца и одновременное оптимальное натяжение их осуществляется с помощью первого 3, второго 4 и третьего 5. четвертого 6 ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями, осуществляющие сближение или удаление, или изменение угла наклона, соответственно, первого 1 или второго 2 цилиндрообразных корпусов. Согласно коду координат Солнца, полученных от дискового солнечного датчика 19 и информации, поступающей с первого 15, третьего 17 и второго 16, четвертого 18 дискообразных сканирующих лазерных дальномеров о расстоянии и углах осей между первым 1 и вторым 2 цилиндрообразными корпусами, осуществляются синхронные угловые повороты первого 1 и второго 2 цилиндрообразных корпусов, без изменения расстояния между ними (Фиг. 8). На первой 20 и второй 21 гибких диэлектрических ленточных подложках, кроме тонкопленочных солнечных фотоэлементов 22 и соединяющих их силовых шин 23, также нанесены коллинеарная антенна 25 и проводной двунаправленный канал связи в виде информационной шины 24 для обмена информацией между первым 26 и вторым 27 контроллерами и получения информации от дискового солнечного датчика 19, выполненного с равномерным распределением фотоэлементов по внешней боковой поверхности диска. Для улучшения обзора горизонта дисковый солнечный датчик 19 размещен по середине полой перемычки 34, внутри которой проходят информационная и силовые шины, соединяющие первый 26 и второй 27 контроллеры. Полая перемычка 34 механически соединяет между собой первый 32 и второй 33 натяжные стержни, совместно образующие жесткую Н-образную раму для натяжения между первым 1 и вторым 2 цилиндрообразными корпусами первой 20 и второй 21 гибких диэлектрических ленточных подложек СБ. Электрический ток, выработанный тонкопленочными солнечными фотоэлементами 22, поступает на входы первого 28 и второго 29 стабилизаторов напряжения, которые выдают стабилизированные напряжения для питания первого 30 и второго 31 приемопередатчиков, для зарядки аккумуляторов первого 26 и второго 27 контроллеров и для обеспечения электропитанием всех датчиков и двигателей. При построении многоэлементных антенных систем (Фиг. 8) осуществляется сборка из нескольких идентичных БКА за счет их стыковки в виде заданных программой геометрических фигур. Для осуществления этого выполняется следующая последовательность действий. На двух БКА или нескольких, при выполнении групповой стыковки, из полого натяжного стержня 32 выдвигаются стыковочные элементы соответственно для каждого БКА, стыковочная воронка 35 или стыковочный конус 36. С помощью первого 15, второго 16, третьего 17, четвертого 18 дискообразных сканирующих лазерных дальномеров осуществляется взаимный поиск, определяются координаты и идентификационный код каждого стыковочного узла. С помощью первого 3, второго 4, третьего 5, четвертого 6 ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями осуществляется сближение БКА, до обнаружения и захвата светодиодного стыковочного кольца 40, расположенного по периметру основания стыковочной воронки 35, с помощью ПЗС-матрицы 43, расположенной на кончике стыковочного стакана 39, прикрепленного к вершине стыковочного конуса 36. При попадании центрального светодиода 41 в центр светодиодного стыковочного кольца 40, линейные шаговые двигатели 47 или 48 (в зависимости от типа выбранного стыковочного узла идентичного БКА) выдвигают соответствующие стыковочную воронку 35 или стыковочный конус 36 навстречу друг другу до плотного соединения кольцевых токопроводящих шин 37, последующего срабатывания электромагнитного замка 42 и выключения центрального стыковочного светодиода 41 (Фиг. 8). Это позволяет жестко зафиксировать расстояние и положение между антеннами одного БКА относительно другого и гибко перераспределять информационные и энергетические ресурсы.The device works as follows: after launching the spacecraft into orbit, the first 7, the second 8, the third 9, the fourth 10 linear stepper motors are switched on, which advance the first 11, the second 12, the third 13, the fourth 14 telescopic rods that take the first 3, the second 4, the third 5, the fourth 6 MMRD with a wavy cylindrical surface from the ends of the first 1 and second 2 cylindrical bodies. At the same time, the first 15, second 16, third 17, fourth 18 disk-shaped scanning laser range finders are turned on, operating at the selected wavelengths λ1, λ2, λ3, λ4 to eliminate the influence of interference from active or passive sources. After checking the operability of the first 15, second 16, third 17, fourth 18 disk-shaped scanning laser rangefinders, the first 3, second 4, third 5, fourth 6 MMRDs with wavy cylindrical surfaces that create rotation of the first 1 and second 2 cylindrical bodies, unwinding rolled into roll the first 20 and second 21 flexible dielectric tape substrates SB, with the simultaneous removal of one cylindrical body from the other, stretching the fabric SB in opposite directions to eliminate sagging (Fig. 7). After deployment to the required length of the first 20 and the second 21 flexible dielectric tape substrates with thin-film solar cells 22, the BKA switches to the orientation and tracking the Sun mode. The rotation of the planes of the first 20 and second 21 flexible dielectric tape substrates in the direction of the Sun and their simultaneous optimal tension is carried out using the first 3, the second 4 and the third 5.the fourth 6 MMRD with wavy cylindrical surfaces, carrying out approach or removal, or a change in the angle of inclination, respectively , the first 1 or the second 2 cylindrical bodies. According to the code of the coordinates of the Sun, obtained from the solar disk sensor 19 and information coming from the first 15, the third 17 and the second 16, the fourth 18 disk-shaped scanning laser rangefinders about the distance and angles of the axes between the first 1 and the second 2 cylindrical bodies, synchronous angular rotations of the first 1 and the second 2 cylindrical bodies, without changing the distance between them (Fig. 8). On the first 20 and the second 21 flexible dielectric tape substrates, in addition to thin-film solar cells 22 and the power buses 23 connecting them, a collinear antenna 25 and a wired bidirectional communication channel in the form of an information bus 24 are also applied to exchange information between the first 26 and second 27 controllers and receive information from the disk solar sensor 19, made with a uniform distribution of photocells on the outer side surface of the disk. To improve the view of the horizon, the solar disk sensor 19 is placed in the middle of the hollow bridge 34, inside which the information and power buses run, connecting the first 26 and the second 27 controllers. The hollow bridge 34 mechanically interconnects the first 32 and second 33 tension rods, together forming a rigid H-shaped frame for tension between the first 1 and second 2 cylindrical bodies of the first 20 and second 21 flexible dielectric tape substrates SB. The electric current generated by thin-film solar cells 22 is fed to the inputs of the first 28 and second 29 voltage stabilizers, which provide stabilized voltages to power the first 30 and second 31 transceivers, to charge the batteries of the first 26 and second 27 controllers and to provide power to all sensors and motors ... When constructing multi-element antenna systems (Fig. 8), an assembly of several identical BKA is carried out due to their docking in the form of geometric figures specified by the program. To accomplish this, the following sequence of actions is performed. On two BKA or several, when performing group docking, from the hollow tension rod 32, docking elements, respectively, for each BKA, docking funnel 35 or docking cone 36 are extended.Using the first 15, second 16, third 17, fourth 18 disk-shaped scanning laser range finders mutual search, coordinates and identification code of each docking station are determined. With the help of the first 3, second 4, third 5, fourth 6 MMRDs with wavy cylindrical surfaces, the SCA approaches, until the LED docking ring 40 is detected and captured, located along the perimeter of the base of the docking funnel 35, using the CCD matrix 43 located at the tip of the docking glass 39, attached to the top of the docking cone 36. When the central LED 41 hits the center of the LED docking ring 40, linear stepper motors 47 or 48 (depending on the type of the selected docking unit of the identical BKA) push the corresponding docking funnel 35 or the docking cone 36 towards each other to another until the tight connection of the ring busbars 37, the subsequent actuation of the electromagnetic lock 42 and the switching off of the central docking LED 41 (Fig. 8). This allows you to rigidly fix the distance and position between the antennas of one BSC relative to another and flexibly redistribute information and energy resources.

На Фиг. 6, Фиг. 7, Фиг. 8 поясняются этапы развертывания гибкой солнечной батареи. Фиг. 6, первый этап - выполнение тестирования после выведения на заданную орбиту. На этом этапе тестируется электроника всех ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями, в полости которых вложены вершины первого и второго цилиндрических корпусов по принципу «русской матрешки», с целью уменьшения габаритов БКА. Также, в этот режим БКА может переходить при завершении основной работы и для уменьшения размеров отражающей поверхности БКА, когда не требуется полного развертывания СБ и ее ориентации на солнце, а площади двух открытых для освещения участков солнечной батареи достаточно для выработки энергии, обеспечивающей работу БКА в дежурном режиме. Фиг. 7, второй этап - выполнение развертывания гибкой СБ. На этом этапе первый 3, второй 4, третий 5, четвертый 6 ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями с помощью первой 11 второй 12, третьей 13, четвертой 14 выдвижных телескопических штанг отводятся от первого 1 и второго 2 цилиндрообразных корпусов. После этого включаются первый 3, второй 4, третий 5, четвертый 6 ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями, которые разматывают рулоны и растягивают размотанное полотно первой 20 и второй 21 гибких диэлектрических ленточных подложек в противоположные стороны, за счет создания мультивекторных тяг и ориентируясь по показаниям дискообразных сканирующих лазерных дальномеров с длинами волн λ1, λ2, λ3, λ4. Фиг. 8, третий этап - выполнение развертывания гибкой солнечной батареи с одновременной ориентацией ее на Солнце и последующей стыковкой двух БКА. На этом этапе, первый 3, второй 4, третий 5, четвертый 6 ММРД с волнообразными цилиндрическими поверхностями осуществляют синхронные угловые развороты первого 1 и второго 2 цилиндрообразных корпусов, согласно заданным координатам ориентации поверхностей первой 20 и второй 21 гибких диэлектрических ленточных подложек с тонкопленочными солнечными фотоэлементами 22. Оптимальная ориентация направления СБ на Солнце происходит в сочетании с оптимальным поворотом ее на заданный угол вокруг оси, проходящий через геометрический центр полотна подложки СБ, при ориентации антенны на источник радиосигнала. Второй пристыковавшейся БКА, согласно программы управления, также может периодически изменять свои электрические характеристики антенны. На Фиг. 5 представлен выносной элемент В (10:1) в увеличенном масштабе и в разрезе, поясняющий конструкцию, полученную при соединении двух выдвижных стыковочных узлов состыковавшихся БКА (Фиг. 8). Двунаправленными стрелками показаны направления развертывания и свертывания гибкой солнечной батареи.FIG. 6, FIG. 7, Fig. 8 explains the stages of deploying a flexible solar array. FIG. 6, the first stage is testing after launching into a given orbit. At this stage, the electronics of all MMRDs with wavy cylindrical surfaces are tested, in the cavities of which the tops of the first and second cylindrical bodies are embedded according to the principle of "Russian nesting dolls" in order to reduce the size of the BKA. Also, the BSC can switch to this mode at the end of the main work and to reduce the size of the reflecting surface of the BSC, when the full deployment of the SB and its orientation to the sun is not required, and the area of two solar battery sections open for illumination is sufficient to generate energy that ensures the operation of the BSC in standby mode. FIG. 7, the second stage is the implementation of the deployment of the flexible SS. At this stage, the first 3, the second 4, the third 5, the fourth 6 MMRD with wavy cylindrical surfaces using the first 11, the second 12, the third 13, the fourth 14 telescopic telescopic rods are retracted from the first 1 and second 2 cylindrical bodies. After that, the first 3, second 4, third 5, fourth 6 MMRDs with wavy cylindrical surfaces are turned on, which unwind the rolls and stretch the unwound web of the first 20 and second 21 flexible dielectric tape substrates in opposite directions, due to the creation of multi-vector rods and guided by the indications of disc-shaped scanning laser range finders with wavelengths λ1, λ2, λ3, λ4. FIG. 8, the third stage is the implementation of the deployment of a flexible solar battery with its simultaneous orientation to the Sun and the subsequent docking of two spacecraft. At this stage, the first 3, second 4, third 5, fourth 6 MMRDs with wavy cylindrical surfaces carry out synchronous angular turns of the first 1 and second 2 cylindrical bodies, according to the given coordinates of the orientation of the surfaces of the first 20 and second 21 flexible dielectric tape substrates with thin-film solar cells 22. The optimal orientation of the SB direction to the Sun occurs in combination with its optimal rotation at a given angle around the axis passing through the geometric center of the SB substrate web, when the antenna is oriented to the radio signal source. The second docked BKA, according to the control program, can also periodically change its electrical characteristics of the antenna. FIG. 5 shows the remote element B (10: 1) on an enlarged scale and in section, explaining the design obtained by connecting two retractable docking units docked BKA (Fig. 8). Bidirectional arrows show the directions of deployment and collapse of the flexible solar array.

Предложенная конструкция бинарного космического аппарата с реконфигурируемой антенной, совмещенной с солнечной батареей, развертываемой мультивекторными матричными ракетными двигателями, позволила с помощью телескопических штанг надевать цилиндрообразные двигатели большего диаметра на торцы меньшего диаметра цилидрообразных корпусов по принципу «русской матрешки» и осуществлять скоростное свертывание и развертывание гибкой диэлектрической ленточной подложки непосредственно наматывая или сматывая СБ на один или одновременно на два цилиндрообразных корпуса, что позволило уменьшить габариты выводимого в космос БКА и получить максимальное отношение площади развертываемой солнечной батареи по отношению к сверхмалой площади поверхности корпуса БКА. Кроме того, размещение в тубусообразных камерах натяжного стержня, выдвижных стыковочных узлов, позволило удерживать состыкованные БКА с развернутыми антеннами на строго фиксированном расстоянии друг от друга и осуществлять обмен информацией и электроэнергией по проводному каналу связи при каждой реконфигурации архитектуры многоэлементной антенной системы, что ранее невозможно было осуществить с помощью известных конструкций малоразмерных космических аппаратов.The proposed design of a binary spacecraft with a reconfigurable antenna, combined with a solar battery deployed by multi-vector matrix rocket engines, made it possible, using telescopic rods, to put on cylinder-shaped engines of a larger diameter on the ends of a smaller diameter cylinder-shaped bodies according to the principle of "Russian nesting dolls" and to carry out high-speed flexible folding tape substrate directly winding or winding the SB on one or simultaneously on two cylinder-shaped bodies, which made it possible to reduce the dimensions of the spacecraft launched into space and to obtain the maximum ratio of the area of the deployable solar battery in relation to the ultra-small surface area of the spacecraft body. In addition, the placement of a tension rod and retractable docking nodes in tube-shaped chambers made it possible to keep docked spacecraft with deployed antennas at a strictly fixed distance from each other and exchange information and electricity via a wired communication channel with each reconfiguration of the architecture of a multi-element antenna system, which was previously impossible to be carried out using known designs of small-sized spacecraft.

Источники информацииSources of information

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

2. Патент на изобретение RU 2714064 C1, 11.02.2020, B64G 1/22, B64G 1/10, B81B 7/04 бинарный космический аппарат с реконфигурируемой АНТЕННОЙ, СОВМЕЩЕННОЙ С ГИБКОЙ ЛЕНТОЧНОЙ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕЕЙ, РАЗВЕРТЫВАЕМОЙ МУЛЬТИВЕКТОРНЫМИ МАТРИЧНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ / Линьков В.Α., Гусев С.И., Колесников С.В., Линьков Ю.В., Линьков П.В., Таганов А.И.2. Patent for invention RU 2714064 C1, 02/11/2020, B64G 1/22, B64G 1/10, B81B 7/04 binary spacecraft with a reconfigurable ANTENNA COMBINED WITH A FLEXIBLE TAPE SOLAR BATTERY DEPLOYABLE BY A MULTIPLAYER Α., Gusev S.I., Kolesnikov S.V., Linkov Yu.V., Linkov P.V., Taganov A.I.

3. Патент на изобретение RU 2707474 С1, 26.11.2019, F02K 9/95, B64G 1/40, МУЛЬТИВЕКТОРНАЯ МАТРИЧНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С ЦИФРОВЫМ УПРАВЛЕНИЕМ ВЕЛИЧИНОЙ И НАПРАВЛЕНИЕМ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ ЯЧЕЕК ДЛЯ МАЛОРАЗМЕРНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ / ЛИНЬКОВ В.Α., Гусев С.И., Колесников С.В., Линьков Ю.В., Линьков П.В., Таганов А.И.3. Patent for invention RU 2707474 C1, 11/26/2019, F02K 9/95, B64G 1/40, MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET PROPELLER SYSTEM WITH DIGITAL CONTROL OF VALUE AND DIRECTION OF THRUST OF MOTOR CELLS V. I.I., Kolesnikov S.V., Linkov Yu.V., Linkov P.V., Taganov A.I.

4. Патент на полезную модель RU 189442 U1, 22.05.2019, F02K 9/94, F02K 9/95, B64G 1/40, В81В 7/04, мультивекторная матричная ракетная ДВИГАТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С ЦИФРОВЫМ УПРАВЛЕНИЕМ ВЕЛИЧИНОЙ И НАПРАВЛЕНИЕМ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ ЯЧЕЕК ДЛЯ МАЛОРАЗМЕРНЫХ КОСМИЧЕСКИХ аппаратов / Линьков В.Α., Гусев С.И., Колесников С.В., Линьков Ю.В., Линьков П.В., Таганов А.И.4. Patent for utility model RU 189442 U1, 05/22/2019, F02K 9/94, F02K 9/95, B64G 1/40, В81В 7/04, multi-vector matrix rocket propulsion system WITH DIGITAL CONTROL OF THE VALUE AND DIRECTION OF DRIVES FOR BARRELS SPACE VEHICLES / Linkov V.Y., Gusev S.I., Kolesnikov S.V., Linkov Yu.V., Linkov P.V., Taganov A.I.

Claims

A binary spacecraft with a reconfigurable antenna, combined with a solar battery deployed by multi-vector matrix rocket engines, containing two bodies with a flexible substrate fixed between them with thin-film solar cells, which is made in the form of a dielectric tape with the ability to roll up, with applied information-power buses and a collinear antenna, multi-vector matrix rocket motors, retractable telescopic rods, linear stepper motors, laser rangefinders, a solar sensor, two controllers, two voltage stabilizers, two transceivers, docking units, characterized in that it contains four multi-vector matrix rocket engines with wavy cylindrical surfaces , four retractable telescopic rods, four linear stepping motors, four disk-shaped scanning laser rangefinders, the first and second docking linear stepping motors, two retractable docking rods, docking funnel with circular conductive buses applied from the inner conical surface, docking cone with annular conductive buses applied from the outer conical surface, small-diameter docking nozzle, CCD matrix, a larger diameter docking glass, electromagnetic lock, docking LEDs, two tension rods, interconnected in the middle by a hollow bridge, in the middle of which a solar sensor is fixed, made disc-shaped with uniform distribution of photocells along the outer lateral surface of the disc, electrically connected to the information bus, the first and second bodies, made cylindrical, at the ends of which disc-shaped scanning laser rangefinders are fixed, the outer diameters of which are smaller than the inner diameters of the bases of the wavy cylindrical surfaces of multi-vector matrix rocket engines with wavy cylindrical surfaces that are connected to the ends of the cylindrical objects different housings through telescopic telescopic rods passing through the central holes located in the centers of the disk-shaped scanning laser rangefinders, the inner sides of which limit the width of the rolled-up sheets of flexible dielectric tape substrates of solar cells, the edges of the sheets of which are mechanically attached to the first and second cylindrical housings, and are electrically connected to the applied information and power buses, and the opposite edges of the first and second flexible dielectric tape substrates are mechanically connected to the first and second tension rods, interconnected by a hollow bridge, inside which information and power buses run, connecting the first and second controllers and docking units, and, in the first tension rod along the edges, two tube-shaped chambers are formed, in the first of which the first docking linear stepper motor is located, connected through the first docking retractable rod with a docking nozzle of a larger diameter fixed on the top of the docking funnel, in the middle of which there is an electromagnetic lock on the outside, and a central docking LED in the center of the base on the inside, docking LEDs are placed on the base of the docking funnel, in the second tube-shaped chamber on the opposite side of the tension rod, a second a docking linear stepper motor connected through a second docking telescopic rod to the center of the docking cone base, at the top of which a small diameter docking nozzle with an outer annular locking groove and a CCD matrix located inside is fixed.