RU2271966C2 - Устройство двигательной установки космического аппарата (варианты) - Google Patents
Устройство двигательной установки космического аппарата (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2271966C2 RU2271966C2 RU2004102947/11A RU2004102947A RU2271966C2 RU 2271966 C2 RU2271966 C2 RU 2271966C2 RU 2004102947/11 A RU2004102947/11 A RU 2004102947/11A RU 2004102947 A RU2004102947 A RU 2004102947A RU 2271966 C2 RU2271966 C2 RU 2271966C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rod
- spacecraft
- engine
- relative
- thruster
- Prior art date
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims abstract description 21
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 9
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 abstract description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 2
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретения относятся к двигательным системам космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников связи, и могут использоваться для ориентации спутника и коррекции его орбиты. Предлагаемое устройство содержит двигатель (или блок двигателей) малой тяги, размещенный в двухосном подвесе на штанге, а также элементы пневмосистемы двигательной установки. Штанга шарнирно прикреплена к корпусу КА. Двигатель (или блок двигателей) установлен на одном конце штанги, а элементы пневмосистемы - на другом конце штанги. Шарнир крепления штанги к корпусу КА расположен между указанными двигателем (или блоком) и элементами пневмосистемы. Двухосный подвес выполнен с возможностью независимого вращения двигателя (или блока) относительно штанги по двум взаимно перпендикулярным осям на 90° вокруг каждой оси. Шарнир крепления штанги выполнен с возможностью вращения штанги относительно корпуса КА на 360°. Техническим результатом изобретений является создание корректирующего импульса при работе одного двигателя малой тяги (или их блока) вдоль любого направления, необходимого для поддержания точки стояния КА на орбите, и создания (в т.ч. одновременно с этим) необходимого управляющего момента вокруг центра масс КА для управления его ориентацией. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретения относятся к ракетно-космической технике, в частности к устройствам двигательных установок космических аппаратов, а именно геостационарных спутников связи (далее КА), используемых для ориентации спутников в пространстве за счет создания управляющих моментов вокруг центра масс КА и для коррекции орбиты, т.е. изменения положения центра масс КА.
Примером двигательной установки геостационарного спутника связи может служить двигательная установка КА "Ямал-100" (см., например, журнал "Новости космонавтики", №11 (238) за 2002 г., с.44-45). На этом аппарате установлена двигательная установка, которая использует одни и те же двигатели как для коррекции орбиты, так и для создания управляющих моментов вокруг центра масс. Двигательная установка КА "Ямал-100" имеет в своем составе восемь неподвижных двигателей малой тяги (электроракетные двигатели СПД-70) и 12 газовых сопел. Газовые сопла имеют низкий удельный импульс и используются только до задействования электроракетных двигателей и в аварийных ситуациях. Восемь двигателей СПД-70 обеспечивают коррекцию орбиты КА и создание требуемых моментов относительно центра масс КА.
Недостатками этой двигательной установки является большое количество двигателей, а также то, что для выполнения любой динамической операции одновременно задействуются два двигателя из восьми или необходимо часто переключать двигатели в соответствующей паре, отсутствует возможность изменять направление суммарного вектора тяги двигательной установки.
Известно устройство двигательной установки КА, содержащее размещенный на штанге, шарнирно прикрепляемой к корпусу КА, двигатель малой тяги и элементы пневмосистемы двигательной установки (см. патент РФ №2021170, кл. B 64 G 1/00, от 10.06.91 г.).
Однако у такого устройства двигательной установки имеются недостатки, например для управления ориентацией КА необходимо задействовать несколько двигателей, создаваемый момент от двигателя можно изменять только относительно одной оси.
Известно также устройство двигательной установки КА, содержащее двигатель малой тяги, размещенный в двухосном подвесе на штанге, шарнирно прикрепленной к корпусу космического аппарата, и элементы пневмосистемы двигательной установки (см. патент US 6565043 A (THE BOEING CO); 20.05.2003, кл. 244/169)
Однако указанное устройство двигательной установки не позволяет решать задачу поддержания КА в точке стояния с использованием только одного подобного устройства: например, необходимо одно устройство для поддержания точки стояния в направлении «север-юг» и второе устройство для поддержания точки стояния в направлении «запад-восток». Также указанное устройство позволяет направлять вектор тяги двигателя через центр масс только в двух определенных положениях штанги относительно корпуса КА: например, в «северном» и «южном». Указанное устройство двигательной установки также не предусматривает мер для уменьшения изменения положения центра масс КА при перемещении штанги из одного крайнего положения в другое, что потребует усложнения устройства стабилизации и контроля ориентации КА.
Задачей настоящих изобретений является создание устройства двигательной установки, которое позволяет достичь технического результата в виде создания корректирующего импульса при работе одного двигателя малой тяги вдоль любого направления, необходимого для поддержания точки стояния КА на орбите, и создания необходимого управляющего момента вокруг центра масс КА для управлением ориентацией КА, в том числе при выдаче корректирующего импульса.
Решение этой задачи достигается тем, что устройство двигательной установки космического аппарата содержит шарнирно прикрепленную к корпусу космического аппарата штангу, размещенный в двухосном подвесе на штанге двигатель малой тяги и элементы пневмосистемы двигательной установки, при этом в соответствии с изобретением:
- двигатель малой тяги установлен на одном конце, элементы пневмосистемы двигательной установки, включая баллон с рабочим телом, установлены на другом конце штанги (такое расположение позволяет лучше сбалансировать штангу, уменьшить изменения номинального положения центра масс космического аппарата при повороте штанги относительно корпуса космического аппарата);
- шарнир крепления штанги к корпусу космического аппарата расположен между двигателем малой тяги и элементами пневмосистем и выполнен с возможностью вращения штанги относительно корпуса космического аппарата на 360 градусов, обеспечивая возможность выдачи корректирующего импульса не только вдоль одного направления, например «север-юг», но и поперек первого направления, например вдоль направления «запад-восток» (это качество позволяет одним устройством обеспечивать поддержание точки стояния КА по всем требуемым направлениям);
- двухосный подвес выполнен с возможностью независимого вращения двигателя малой тяги относительно штанги по двум взаимно перпендикулярным осям на 90 градусов вокруг каждой оси.
При этом максимальное отклонение двигателя малой тяги относительно номинального положения относительно штанги по каждой из осей двухосного подвеса осуществляется на угол 45 градусов в обе стороны. Номинальное положение двигателя малой тяги относительно штанги соответствует прохождению номинального вектора тяги двигателя малой тяги через номинальный центр масс космического аппарата хотя бы при одном положении штанги относительно корпуса космического аппарата. Направление оси и размещение шарнира крепления штанги к корпусу космического аппарата относительно корпуса космического аппарата обеспечивает при любом положении штанги относительно корпуса космического аппарата и номинальном положении двигателя малой тяги относительно штанги отклонение номинального направления вектора тяги двигателя малой тяги от направления на номинальный центр масс космического аппарата на угол до 40 градусов.
Установка двигателя малой тяги в двухосном подвесе с указанными номинальным положением относительно штанги, возможными отклонениями относительно штанги и указанным положением точки крепления и направления оси вращения штанги относительно корпуса космического аппарата и его центра масс обеспечивает в любом положении штанги относительно корпуса КА возможность выдачи импульса тяги, направленного как через центр масс КА (для выдачи корректирующего импульса), так и с необходимым «промахом» для создания управляющего момента вокруг центра масс КА (для разгрузки двигателей-маховиков в системе управления ориентацией КА), в том числе и на фоне выдачи корректирующего импульса.
Кроме того, рядом с двигателем малой тяги дополнительно установлен резервный двигатель малой тяги в одном и том же двухосном подвесе двигателя малой тяги на той же штанге, параллельно основному двигателю малой тяги.
Кроме того, элементы пневмосистемы, включая баллон с рабочим телом, совместно с двигателем малой тяги связаны с системой преобразования и управления, размещаемой в корпусе космического аппарата.
Решение вышеупомянутой задачи также достигается тем, что устройство двигательной установки космического аппарата содержит блок двигателей малой тяги, размещенный в двухосном подвесе на штанге, шарнирно прикрепленной к корпусу космического аппарата, и элементы пневмосистемы двигательной установки, при этом в соответствии с изобретением:
- блок двигателей малой тяги установлен на одном конце, элементы пневмосистемы двигательной установки, включая баллон с рабочим телом, установлены на другом конце штанги;
- шарнир крепления штанги к корпусу космического аппарата расположен между блоком двигателей малой тяги и элементами пневмосистем и выполнен с возможностью вращения штанги относительно корпуса космического аппарата на 360 градусов, обеспечивая возможность выдачи корректирующего импульса не только вдоль одного направления, например «север-юг», но и поперек первого направления, например вдоль направления «запад-восток»; это качество позволяет одним устройством обеспечивать поддержание точки стояния КА по всем требуемым направлениям;
- двухосный подвес выполнен с возможностью независимого вращения блока двигателей малой тяги относительно штанги по двум взаимно перпендикулярным осям на 90 градусов вокруг каждой оси.
При этом максимальное отклонение блока двигателей малой тяги относительно номинального положения относительно штанги по каждой из осей двухосного подвеса осуществляется на угол 45 градусов в обе стороны. Номинальное положение блока двигателей малой тяги относительно штанги соответствует прохождению номинального суммарного вектора тяги блока двигателей малой тяги через номинальный центр масс космического аппарата хотя бы при одном положении штанги относительно корпуса космического аппарата. Направление оси и размещение шарнира крепления штанги к корпусу космического аппарата относительно корпуса космического аппарата обеспечивает при любом положении штанги относительно корпуса космического аппарата и номинальном положении блока двигателей малой тяги относительно штанги отклонение номинального направления суммарного вектора тяги блока двигателей малой тяги от направления на номинальный центр масс космического аппарата на угол до 40 градусов.
Далее данные изобретения поясняются подробно с использованием схемных чертежей (фигур), где на фиг.1 показано предложенное устройство по первому варианту, а на фиг.2 - по второму варианту.
Устройство двигательной установки космического аппарата содержит двигатель малой тяги 1, установленный в двухосном подвесе 2 относительно штанги 3. Штанга сама прикреплена к корпусу космического аппарата 4 с центром масс 5 с помощью шарнира 6. Штанга выполнена Г-образной формы, на одном конце которой закреплен в двухосном подвесе крепления (на двигательной раме) двигатель малой тяги, а на другом конце штанги смонтированы элементы пневмосистемы, включая баллон с рабочим телом 7 для двигателя малой тяги. Двухосный подвес двигателя представляет собой два шарнира 8 и 9, установленных взаимно перпендикулярно таким образом, что они реализуют относительно штанги аналог карданного подвеса для двигательной рамы, на которой устанавливаются двигатели малой тяги.
При этом в целом относительно корпуса космического аппарата получаются три оси вращения, реализованные с помощью трех шарниров, причем первым шарниром является шарнир 6, позволяющий вращать штангу на 360° относительно корпуса космического аппарата, а второй и третий шарниры, составляющие двухосный подвес, размещены на одном из концов штанги таким образом, что они реализуют относительно штанги независимое вращение двигателя малой тяги по двум взаимно перпендикулярным осям на 90° относительно каждой оси. Вращение в шарнирах 8 и 9 осуществляется на угол до 45 градусов в обе стороны относительно номинального положения этих шарниров.
Для резервирования отказа двигателя малой тяги целесообразно на двигательной раме устанавливать два двигателя: один основной и один резервный, аварийный параллельно основному двигателю малой тяги, при этом штатно (при отсутствии аварии) будет работать только один двигатель.
Кроме этого на штанге между двигателями и баком установлены четыре газовых сопла. Элементы пневмосистемы, включая баллон с рабочим телом, совместно с двигателями малой тяги и газовыми соплами, связаны с системой преобразования и управления, размещаемой в корпусе космического аппарата.
По второму варианту на двигательной раме устанавливается не один основной рабочий двигатель малой тяги, а блок нескольких основных двигателей малой тяги, не считая аварийного, резервного.
Работа устройства двигательной установки космического аппарата осуществляется следующим образом.
Для коррекции геостационарной орбиты выдают импульсы тяги вдоль двух взаимно перпендикулярных осей - всего в четыре направления относительно центра масс КА. При этом с помощью шарниров вектор тяги двигателя направляют точно через центр масс КА, чтобы исключить возмущения от работы двигателей.
Например, при выдаче корректирующего импульса в северном направлении для поддержания широты точки стояния КА штанга поворачивается относительно корпуса КА в такое положение, когда конец штанги с двухосевым подвесом направлен на юг. Затем с помощью двухосевого подвеса тяга двигателя направляется через центр масс КА и производится выдача корректирующего импульса.
Для создания управляющих моментов вокруг центра масс суммарный вектор тяги с помощью шарниров направляют по линии, не проходящей через центр масс, т.е. мимо центра масс. При этом выбирается требуемая величина "промаха", чтобы минимизировать расход рабочего тела. Устройство ДУ создает управляющий момент любого знака относительно любой из трех осей КА.
При этом и создание управляющих моментов и создание импульсов тяги для коррекции производят ТОЛЬКО одним рабочим двигателем малой тяги. (второй - резервный включают только в случае аварии или отказа основного двигателя малой тяги).
По второму варианту создание управляющих моментов и создание импульсов тяги производят включая одновременно блок из двух или более рабочих двигателей малой тяги (оставляя опять резервный двигатель невключенным).
При работе устройств двигательной установки КА как по первому варианту, так и по второму варианту, по сравнению с двигательной установкой с неподвижно установленными двигателями или с несколькими подвижными двигателями, предлагаемое устройство двигательной установки для геостационарных спутников связи имеет следующие преимущества:
- малое число двигателей (достаточно хотя бы одного двигателя малой тяги (например, СПД-70) позволяет уменьшить как массу и стоимость ДУ КА, так и массу аппаратуры электропитания и управления ДУ;
- возможность направлять вектор тяги вдоль требуемых направлений для поддержания точки стояния КА как по широте, так и по долготе;
- возможность изменения направления вектора тяги в процессе работы двигательной установки (возможность направлять тягу двигателя либо в центр масс, либо создавать нужный управляющий момент) позволяет свести к минимуму возмущения от работы двигателя, что минимизирует запас (массу) дополнительного топлива для парирования этих возмущений;
- сбалансированность штанги с расположенными на ней элементами ДУ относительно поворотного механизма обеспечивает уменьшение изменения положения центра масс КА при повороте штанги относительно корпуса КА;
- выполнение в виде отдельного модуля, который можно автономно собирать и проводить цикл предполетных проверок, а также целиком устанавливать и снимать без изменения или разборки другой конструкции космического аппарата.
Кроме указанных выше преимуществ, получаемых обоими вариантами при работе устройства двигательной установки, по первому варианту имеется преимущество в том, что необходимость включать только один двигатель снижает требования к системе электроснабжения КА по необходимой мощности питания двигательной установки. Например, для одного СПД-70 необходимо около 750 Вт электроэнергии вместо 1500 Вт для двух СПД-70. Преимущество по второму варианту устройства заключается в том, что при работе блоком из нескольких двигателей, установленных на одной двигательной раме и включаемых одновременно, уменьшается время работы двигательной установки при выдаче импульса коррекции и/или разгрузке двигателей-маховиков.
Устройство двигательной установки по второму варианту может и не содержать дополнительного, аварийного двигателя помимо двух основных рабочих двигателей малой тяги. При этом при выходе из строя (авария) одного из рабочих двигателей устройство двигательной установки переходит на работу по первому варианту.
Claims (4)
1. Устройство двигательной установки космического аппарата, содержащее двигатель малой тяги, размещенный в двухосном подвесе на штанге, шарнирно прикрепленной к корпусу космического аппарата, и элементы пневмосистемы двигательной установки, отличающееся тем, что двигатель малой тяги установлен на одном конце штанги, элементы пневмосистемы двигательной установки, включая баллон с рабочим телом, установлены на другом конце штанги, а шарнир крепления штанги к корпусу космического аппарата расположен между указанными двигателем малой тяги и элементами пневмосистемы, причем двухосный подвес двигателя малой тяги выполнен с обеспечением возможности независимого вращения этого двигателя относительно штанги по двум взаимно перпендикулярным осям на 90° вокруг каждой оси, а указанный шарнир крепления штанги выполнен с обеспечением возможности вращения штанги относительно корпуса космического аппарата на 360°.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что рядом с двигателем малой тяги на той же штанге и параллельно ему дополнительно установлен в одном с ним двухосном подвесе резервный аварийный двигатель малой тяги.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что элементы пневмосистемы, включая баллон с рабочим телом, совместно с двигателем малой тяги связаны с системой преобразования и управления, размещаемой в корпусе космического аппарата.
4. Устройство двигательной установки космического аппарата, содержащее блок двигателей малой тяги, размещенный в двухосном подвесе на штанге, шарнирно прикрепленной к корпусу космического аппарата, и элементы пневмосистемы двигательной установки, отличающееся тем, что блок двигателей малой тяги установлен на одном конце штанги, элементы пневмосистемы двигательной установки, включая баллон с рабочим телом, установлены на другом конце штанги, а шарнир крепления штанги к корпусу космического аппарата расположен между указанными блоком двигателей малой тяги и элементами пневмосистемы, причем двухосный подвес блока двигателей малой тяги выполнен с обеспечением возможности независимого вращения этого блока относительно штанги по двум взаимно перпендикулярным осям на 90° вокруг каждой оси, а указанный шарнир крепления штанги выполнен с обеспечением возможности вращения штанги относительно корпуса космического аппарата на 360°.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004102947/11A RU2271966C2 (ru) | 2004-02-04 | 2004-02-04 | Устройство двигательной установки космического аппарата (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004102947/11A RU2271966C2 (ru) | 2004-02-04 | 2004-02-04 | Устройство двигательной установки космического аппарата (варианты) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004102947A RU2004102947A (ru) | 2005-07-10 |
| RU2271966C2 true RU2271966C2 (ru) | 2006-03-20 |
Family
ID=35837935
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004102947/11A RU2271966C2 (ru) | 2004-02-04 | 2004-02-04 | Устройство двигательной установки космического аппарата (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2271966C2 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2309876C1 (ru) * | 2006-05-23 | 2007-11-10 | Федеральное государственное научное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт прикладной механики и электродинамики" (ФГНУ "НИИ ПМЭ") | Способ управления движением космического аппарата и система управления |
| RU2435710C2 (ru) * | 2010-09-02 | 2011-12-10 | Александр Михайлович Гультяев | Звездолет |
| RU2486114C2 (ru) * | 2011-10-14 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" | Ступень ракеты-носителя |
| CN107499537A (zh) * | 2017-07-03 | 2017-12-22 | 中国空间技术研究院 | 在安装方案条件下航天器变轨发动机干扰力矩计算方法 |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2648520C2 (ru) * | 2016-05-20 | 2018-03-26 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Космическая платформа |
| EA039193B1 (ru) * | 2016-09-08 | 2021-12-16 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Нижегородский государственный технический университет им. Р.Е. Алексеева" (НГТУ) | Стенд для измерения моментов инерции автомобилей |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4955559A (en) * | 1988-01-26 | 1990-09-11 | Trw Inc. | Thrust vector control system for aerospace vehicles |
| RU2106749C1 (ru) * | 1997-05-16 | 1998-03-10 | Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Космическая оптическая линия связи между двумя объектами |
| US6032904A (en) * | 1998-02-23 | 2000-03-07 | Space Systems/Loral, Inc. | Multiple usage thruster mounting configuration |
| US6565043B1 (en) * | 2001-12-21 | 2003-05-20 | The Boeing Company | Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters |
-
2004
- 2004-02-04 RU RU2004102947/11A patent/RU2271966C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4955559A (en) * | 1988-01-26 | 1990-09-11 | Trw Inc. | Thrust vector control system for aerospace vehicles |
| RU2106749C1 (ru) * | 1997-05-16 | 1998-03-10 | Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Космическая оптическая линия связи между двумя объектами |
| US6032904A (en) * | 1998-02-23 | 2000-03-07 | Space Systems/Loral, Inc. | Multiple usage thruster mounting configuration |
| US6565043B1 (en) * | 2001-12-21 | 2003-05-20 | The Boeing Company | Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2309876C1 (ru) * | 2006-05-23 | 2007-11-10 | Федеральное государственное научное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт прикладной механики и электродинамики" (ФГНУ "НИИ ПМЭ") | Способ управления движением космического аппарата и система управления |
| RU2435710C2 (ru) * | 2010-09-02 | 2011-12-10 | Александр Михайлович Гультяев | Звездолет |
| RU2486114C2 (ru) * | 2011-10-14 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" | Ступень ракеты-носителя |
| CN107499537A (zh) * | 2017-07-03 | 2017-12-22 | 中国空间技术研究院 | 在安装方案条件下航天器变轨发动机干扰力矩计算方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004102947A (ru) | 2005-07-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5813633A (en) | Method and apparatus for stationkeeping a satellite offset by pitch rotation | |
| US6565043B1 (en) | Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters | |
| US5443231A (en) | Method and apparatus for a satellite station keeping | |
| EP0196793B1 (en) | Modular spacecraft system | |
| US9926087B2 (en) | Satellite comprising electrical propulsion means, method for placing such a satellite in a station and method for keeping said satellite in its station | |
| US5810295A (en) | Method and apparatus for a satellite station keeping | |
| US4508297A (en) | Satellite on an equatorial orbit with improved solar means | |
| US20090166476A1 (en) | Thruster system | |
| JP2001509110A (ja) | 低推力スラスタを使用する衛星姿勢制御システム | |
| JP2569268B2 (ja) | 磁気トルク姿勢制御システム | |
| US6845952B2 (en) | Flywheel prognostic health and fault management system and method | |
| EP1130487A2 (en) | Method and apparatus for generating orbital data | |
| RU2271966C2 (ru) | Устройство двигательной установки космического аппарата (варианты) | |
| RU2124461C1 (ru) | Способ управления космическим аппаратом, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг, система для реализации способа, блок реактивных двигателей системы | |
| WO2018061226A1 (ja) | ポインティング機構 | |
| RU2684877C1 (ru) | Унифицированная космическая платформа модульного принципа построения | |
| RU2059858C1 (ru) | Отсек жидкостной ракетной двигательной установки космического аппарата | |
| Cvetkovic et al. | Spacecraft design considerations for small satellite remote sensing | |
| RU93044614A (ru) | Отсек жидкостной ракетной двигательной установки космического аппарата | |
| Bartenev et al. | The Attitude and Orbit Control Subsystems and the Antenna Pointing Performance of the SESAT Spacecraft | |
| KECKLER | High accuracy pointing for earth observation experiments | |
| INTERIAN et al. | REMOTE MANIPULATOR SPACECRAFT SYSTEMS | |
| Maltecca et al. | A Standard Integrated Avionics Control System for Small Spacecraft | |
| Messerschmid et al. | Attitude and Orbit Control System | |
| Kasturirangan et al. | ISRO spacecraft technology evolution |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160205 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170614 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190205 |