Nothing Special   »   [go: up one dir, main page]

RU2660210C1 - Matrix rocket engine system with individual digital management of the thrust value of each motor cell for small spacecraft - Google Patents

Matrix rocket engine system with individual digital management of the thrust value of each motor cell for small spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2660210C1
RU2660210C1 RU2017114832A RU2017114832A RU2660210C1 RU 2660210 C1 RU2660210 C1 RU 2660210C1 RU 2017114832 A RU2017114832 A RU 2017114832A RU 2017114832 A RU2017114832 A RU 2017114832A RU 2660210 C1 RU2660210 C1 RU 2660210C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
micropores
heat
spherical
memory block
decoder
Prior art date
Application number
RU2017114832A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Анатольевич Линьков
Юрий Владимирович Линьков
Павел Владимирович Линьков
Александр Иванович Таганов
Сергей Игоревич Гусев
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 RU2017114832A priority Critical patent/RU2660210C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2660210C1 publication Critical patent/RU2660210C1/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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps; astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to propulsion systems for small spacecraft (SSC). Monolithic heat-resistant dielectric substrate contains conical micropores orderly placed on the surface and filled with solid fuel. On the centers of the bases of cone-shaped micropores spherical ignitors are placed, fixed in through cylindrical micropores and clamped between the centering holes of the bus bars of rows and columns of the first heat-resistant dielectric membrane, on which a second heat-resistant dielectric membrane is superimposed with through cone-shaped micropores forming nozzles over cone-shaped micropores filled with solid fuel. Address bus bars of rows and columns are connected, respectively, with a row decoder and, through the address switch motor cells, with a column decoder and a data decoder, controlling the coordinates and values of thrust of motor cells. Inputs of the decoders are connected to the information outputs of the memory block of alternative code combinations whose inputs are connected to the outputs of the memory block of the spent code combinations.
EFFECT: increase in the accuracy of SSC maneuvering.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов (МКА) и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении операций ориентации, стыковки, причаливания, самосборки и трансформации конструкций создаваемых из МКА классифицируемых как пикоспутники (студенческие спутники) - весом менее 1000 грамм, фемтоспутники - весом менее 100 грамм и аттоспутники весом менее 10 грамм.The invention relates to propulsion rocket systems for small spacecraft (MCA) and is intended to be used as a shunting engine when performing operations of orientation, docking, mooring, self-assembly and transformation of structures created from MCA classified as picosatellites (student satellites) - weighing less than 1000 grams, femtosatellites - weighing less than 100 grams and attosatellites weighing less than 10 grams.

Известен управляемый цифровой кластер твердотопливных двигателей для ракет и генерации газов, используемый в качестве подруливающего устройства МКА, состоящий из множества базовых твердотопливных элементов в виде цилиндров, каждый из которых имеет электроды для избирательного воспламенения твердого топлива. Изготовление матрицы, в которую вкладываются элементы из твердого топлива или твердого раствора ракетных топлив, базируется на методах, используемых при изготовлении полупроводниковых микрочипов [1].Known controlled digital cluster of solid propellant engines for rockets and gas generation, used as a thruster MKA, consisting of many basic solid fuel elements in the form of cylinders, each of which has electrodes for the selective ignition of solid fuel. The fabrication of a matrix in which elements from solid fuel or solid rocket fuel are embedded is based on the methods used in the manufacture of semiconductor microchips [1].

Недостатком известного технического решения является отсутствие возможности индивидуального цифрового управления величиной тяги каждой двигательной ячейки матричной двигательной системы МКА.A disadvantage of the known technical solution is the lack of individual digital control of the magnitude of the thrust of each motor cell of the matrix motor system of the ICA.

Наиболее близким по технической сущности является двигательная система для малоразмерного спутника (МКА) стандарта CubeSat, содержащая подложку, сетевые каналы связи, кластер индивидуально выбираемых твердотопливных одинаковых двигательных элементов, размещенных на подложке и организованных в виде прямоугольной матрицы. Каждый двигательный элемент состоит из трубчатого корпуса, заполненного твердым топливом с воспламенителем, соединенным с сетевым каналом управления. Кластер может составлять от 10 до 1000 двигательных элементов, каждый из которых имеет микросхему с уникальным идентификатором и через сетевые каналы связи подключен к контролеру [2].The closest in technical essence is the propulsion system for a small satellite (MCA) of the CubeSat standard, containing a substrate, network communication channels, a cluster of individually selected solid propellant identical engine elements placed on a substrate and organized in the form of a rectangular matrix. Each motor element consists of a tubular body filled with solid fuel with an igniter connected to a network control channel. The cluster can comprise from 10 to 1000 motor elements, each of which has a chip with a unique identifier and is connected to the controller through network communication channels [2].

Недостатком известного технического решения является отсутствие возможности индивидуального цифрового управления величиной тяги каждой двигательной ячейки матричной двигательной системы МКА.A disadvantage of the known technical solution is the lack of individual digital control of the magnitude of the thrust of each motor cell of the matrix motor system of the ICA.

Отличие предлагаемого технического решения от вышеизложенных заключается в использовании двигательных ячеек, состоящих из групп элементов в форме конусообразных микропор с распределением величин объемов в виде последовательных степеней числа два и заполненных твердым топливом в соответствующих пропорциях (1-2-4-8-16), что позволило ранжировать по весовым коэффициентам величины тяги двигательной ячейки. Это также позволило увеличивать точность маневрирования МКА, в зависимости от увеличения количества двоичных разрядов, и осуществить многократное использование остатков твердого топлива двигательных ячеек, компонуя из них новые двигательные ячейки. Кроме того, позволило осуществить прямое преобразование управляющего двоичного кода в величину тяги двигательной ячейки с использованием твердого топлива.The difference between the proposed technical solution and the foregoing consists in the use of motor cells, consisting of groups of elements in the form of cone-shaped micropores with a distribution of volume values in the form of successive powers of two and filled with solid fuel in appropriate proportions (1-2-4-8-16), which allowed ranking by weight coefficients the magnitude of the thrust of the motor cell. This also made it possible to increase the accuracy of maneuvering the MCA, depending on the increase in the number of binary bits, and to reuse the residual solid fuel of the engine cells, composing new engine cells from them. In addition, it allowed direct conversion of the control binary code to the thrust of the motor cell using solid fuel.

Введение блока памяти отработанных кодовых комбинаций позволило исключить повторное включение отработанных зарядов твердого топлива и осуществить взамен их выдачу команд на поиск альтернативных кодовых комбинаций для включения зарядов с равноценными величинами тягами.The introduction of a memory block of spent code combinations made it possible to exclude the re-inclusion of spent solid fuel charges and, in exchange, issue commands to search for alternative code combinations to turn on charges with equivalent thrusts.

Введение блока памяти альтернативных кодовых комбинаций позволило целенаправленно задействовать все неиспользуемые ранее комбинации сочетаний зарядов с разными весовыми коэффициентами величин тяги, различными координатами их расположения на поверхности подложки, организовывать программным путем новые макро ячейки заданной геометрической формы, состоящие из нескольких базовых двигательных ячеек, что позволило оптимизировать расход твердого топлива и увеличить живучесть двигательной системы при аварийных ситуациях.The introduction of a memory block of alternative code combinations made it possible to purposefully use all previously unused combinations of charge combinations with different weight coefficients of traction, different coordinates of their location on the surface of the substrate, programmatically organize new macro cells of a given geometric shape, consisting of several basic motor cells, which made it possible to optimize solid fuel consumption and increase the survivability of the propulsion system in emergency situations.

Введение дешифратора строк, дешифратора столбцов, дешифратора данных, коммутатора адресов двигательных ячеек позволило осуществить выбор любого сочетания включения нескольких сферических воспламенителей детонирующих различные объемы зарядов твердого топлива с различными величинами тяги, расположенных на плоской прямоугольной монолитной термостойкой диэлектрической подложке в точках с различными координатами X,Y и с различными интервалами времени их включения.The introduction of a row decoder, column decoder, data decoder, engine cell address switcher made it possible to choose any combination of the inclusion of several spherical igniters detonating different volumes of solid fuel charges with different values of traction located on a flat rectangular monolithic heat-resistant dielectric substrate at points with different X, Y coordinates and with different time intervals for their inclusion.

Техническим результатом является возможность индивидуального цифрового управления величиной тяги каждой двигательной ячейки матричной двигательной системы МКА.The technical result is the possibility of individual digital control of the magnitude of the thrust of each motor cell of the matrix motor system of the ICA.

Технический результат предложенного изобретения достигается совокупностью существенных признаков, а именно: матричная ракетная двигательная система с индивидуальным цифровым управлением величиной тяги каждой двигательной ячейки для малоразмерных космических аппаратов, содержащая плоскую прямоугольную подложку, с размещенным на ней массивом двигательных элементов твердого топлива, соединенных через коммуникационную сеть с контроллером, содержит коммутатор адресов двигательных ячеек, дешифратор строк, дешифратор столбцов, дешифратор данных, блок памяти отработанных кодовых комбинаций, блок памяти альтернативных кодовых комбинаций, сферические воспламенители, первую термостойкую диэлектрическую мембрану с упорядочено расположенными сквозными цилиндрическими микропорами, количество которых равно количеству сферических воспламенителей, вторую термостойкую диэлектрическую мембрану с упорядочено расположенными конусообразными сквозными микропорами, плоская прямоугольная подложка выполнена монолитной термостойкой и диэлектрической, а на ее поверхности равномерно, упорядочено размещены конусообразные микропоры, ранжированные по объему в пропорциях последовательных степеней числа два, геометрически сгруппированные и упорядочно расположенные на одинаковом расстоянии друг от друга, образуя двигательные ячейки в виде упорядоченных групп конусообразных микропор, количество которых в каждой двигательной ячейке равно числу разрядов используемого двоичного кода для управления величиной тяги, в зависимости от требуемой точности, конусообразные микропоры заполнены твердым топливом до основания конусообразных микропор, над центрами которых расположены сквозные цилиндрические микропоры первой термостойкой диэлектрической мембраны со сквозными микропорами, заполненными сферическими воспламенителями, соединенными с противоположных сторон над их центрами с электропроводящими шинами строк и столбцов, расположенных с наружных сторон первой термостойкой диэлектрической мембраны со сквозными цилиндрическими микропорами и имеющих на местах их пересечений над центрами сферических воспламенителей контактные отверстия, с диаметрами, равными диаметрам оснований шаровых поясов сферических воспламенителей, высота между основаниями шаровых поясов которых равна толщине первой диэлектрической мембраны, сферические воспламенители, вложенные в сквозные поры которой, электрически соединены по периметрам линий шаровых поясов сферических воспламенителей с шинами строк и столбцов, которые соответственно подключены на выходы дешифратора строк и выходы коммутатора адресов двигательных ячеек, входы которого соединены с выходами дешифратора столбцов и выходами дешифратора данных, входы которого соединены с выходами шины данных блока памяти альтернативных кодовых комбинаций, строчные адресные шины которого соединены с входами дешифратора строк, столбцовые адресные шины соединены с дешифратором столбцов, а первый информационный вход блока памяти альтернативных кодовых комбинаций соединен с информационным выходом контролера и информационным входом блока памяти отработанных кодовых комбинаций, информационный выход которого соединен со вторым информационным входом блока памяти альтернативных кодовых комбинаций, причем на первой термостойкой диэлектрической мембране с цилиндрическими сквозными микропорами с противоположной стороны от соединения с плоской прямоугольной монолитной термостойкой диэлектрической подложкой закреплена вторая термостойкая диэлектрическая мембрана со сквозными конусообразными микропорами, ориентируемыми большими диаметрами оснований наружу, центры оснований которых расположены над центрами оснований конусообразных микропор.The technical result of the proposed invention is achieved by a combination of essential features, namely: a matrix rocket propulsion system with individual digital control of the thrust of each propulsion cell for small spacecraft, containing a flat rectangular substrate, with an array of solid propellant propulsion elements placed on it, connected through a communication network to controller, contains a switch of addresses of motor cells, a line decoder, a column decoder, a decoder dataator, memory block of used code combinations, memory block of alternative code combinations, spherical igniters, the first heat-resistant dielectric membrane with ordered through cylindrical micropores arranged, the number of which is equal to the number of spherical ignitors, the second heat-resistant dielectric membrane with ordered conical through micropores arranged, rectangular flat substrate made monolithic heat-resistant and dielectric, and on its surface cone-shaped micropores are arranged uniformly, arranged in volume, in proportions of consecutive degrees of number two, geometrically grouped and ordered in equal distance from each other, forming motor cells in the form of ordered groups of conical micropores, the number of which in each motor cell is equal to the number of bits used binary code for controlling the amount of thrust, depending on the required accuracy, cone-shaped micropores are filled with solid fuel up to the base cone-shaped micropores, above the centers of which there are through cylindrical micropores of the first heat-resistant dielectric membrane with through-hole micropores filled with spherical igniters connected from opposite sides above their centers with electrically conductive row and column buses located on the outside of the first heat-resistant dielectric membrane with through cylindrical micropores and having at their intersections above the centers of spherical igniters contact holes, with with diameters equal to the diameters of the bases of the ball belts of spherical ignitors, the height between the bases of the ball belts of which is equal to the thickness of the first dielectric membrane, spherical ignitors embedded in the through pores of which are electrically connected along the perimeters of the lines of the ball belts of spherical ignitors with row and column buses, which are respectively connected to the outputs of the row decoder and the outputs of the switch addresses of the motor cells, the inputs of which are connected to the outputs of the column decoder and the outputs a data decoder whose inputs are connected to the data bus outputs of the alternative code combination memory block, whose lower case address buses are connected to the row decoder inputs, the column address buses are connected to the column decoder, and the first information input of the alternative code combination memory block is connected to the information output of the controller and the information the input of the memory block of the worked out code combinations, the information output of which is connected to the second information input of the memory block of alternative x code combinations, and on the first heat-resistant dielectric membrane with cylindrical through micropores on the opposite side from the connection with a flat rectangular monolithic heat-resistant dielectric substrate, a second heat-resistant dielectric membrane with through conical micropores oriented with large diameters of the bases to the outside, the centers of the bases of which are located above the centers of the bases of the conical micropores.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1, где представлена матричная ракетная двигательная система с индивидуальным цифровым управлением величиной тяги каждой двигательной ячейки для малоразмерных космических аппаратов. На фиг. 2 представлен выносной элемент А (10:1) в увеличенном масштабе и разрезе, поясняющий конструкцию матричной ракетной двигательной системы с индивидуальным цифровым управлением величиной тяги каждой двигательной ячейки для малоразмерных космических аппаратов. На фиг. 3 приведен примерный трехмерный график распределения величин векторов тяги W по координате Z и координатам X,Y при выполнении маневра малоразмерным космическим аппаратом.The invention is illustrated in FIG. 1, which presents a matrix rocket propulsion system with individual digital control of the magnitude of the thrust of each propulsion cell for small spacecraft. In FIG. Figure 2 shows an extension element A (10: 1) in an enlarged scale and section, explaining the design of a matrix rocket propulsion system with individual digital control of the magnitude of the thrust of each propulsion cell for small spacecraft. In FIG. Figure 3 shows an exemplary three-dimensional graph of the distribution of thrust vector values W along the Z coordinate and X, Y coordinates when performing a maneuver by a small-sized spacecraft.

Под используемым в тексте словосочетанием «двигательная ячейка» понимается следующее: двигательная ячейка - это группа F элементов ar(i, j) двигательной матрицы m×n, находящихся на пересечении строки mi с группой столбцов nj (количество которых равно количеству разрядов управляющего двоичного кода) и состоящих из набора коммутируемых разнокалиберных зарядов (элементов) F={a1wi(i, j+1), a2w2(i, j+2), a3w4(i, j+3), a4w8(i, j+4), a5w16(i, j+5)} твердого топлива в пропорциях 1-2-4-8-16, где: ar - элемент двигательной ячейки, r - номер ячейки (r=1, 2, …, N); Wk - весовой коэффициент величины тяги элемента двигательной ячейки с распределением величин в виде последовательных степеней числа два (k=1, 2, 4, 8, 16, …, (1⋅2h)), (h - максимальное количество разрядов управляющего двоичного кода). Каждому элементу двигательной ячейки в зависимости от объема (массы) размещенного твердого топлива (после его воспламенения) соответствует определенный весовой коэффициент wk величины тяги. В зависимости от управляющего кода происходит изменение величины тяги двигательной ячейки в интервале от 0 до 100% за счет суммирования выбранных двоичным кодом сочетаний дискретных величин тяг двигательных элементов, образующих двигательную ячейку. Шаг дискретизации (шаг квантования) изменения величины тяги и, соответственно, точность перемещения определяется количеством разрядов двигательной ячейки, например, при пятиразрядной организации он составляет ~ 3.2% (100% / 31), а для семи разрядной организации двигательной ячейки шаг составляет ~ 0.78% (100% / 127). Количество ранжированных зарядов твердого топлива (элементов) в каждой двигательной ячейки должно быть больше двух и равно максимальной величине двоичного разряда (пять разрядов для данного примера) требуемой точности перемещения.The phrase “motor cell” used in the text means the following: a motor cell is a group F of elements a r (i, j) of an m × n motor matrix located at the intersection of row mi with a group of columns nj (the number of which is equal to the number of bits of the control binary code ) and consisting of a set of switched charges of different sizes (elements) F = {a 1 w i (i, j +1 ), a 2 w 2 (i, j +2 ), a 3 w 4 (i, j +3 ), a 4 w 8 (i, j +4 ), a 5 w 16 (i, j +5 )} of solid fuel in the proportions 1-2-4-8-16, where: a r - element of the motor cell, r - number cells (r = 1, 2, ..., N); W k is the weight coefficient of the traction element of the motor cell with the distribution of values in the form of successive degrees of the number two (k = 1, 2, 4, 8, 16, ..., (1 162 h )), (h is the maximum number of bits of the control binary code). Each element of the motor cell, depending on the volume (mass) of the placed solid fuel (after ignition), corresponds to a specific weight coefficient w k of thrust. Depending on the control code, there is a change in the magnitude of the thrust of the motor cell in the range from 0 to 100% due to the summation of binary combinations of discrete values of the thrusts of the motor elements forming the motor cell selected by the binary code. The sampling step (quantization step) of the change in the thrust magnitude and, accordingly, the displacement accuracy is determined by the number of discharges of the motor cell, for example, with five-digit organization it is ~ 3.2% (100% / 31), and for seven-digit organization of the motor cell, the step is ~ 0.78% (100% / 127). The number of ranked charges of solid fuel (elements) in each motor cell must be more than two and equal to the maximum value of the binary discharge (five bits for this example) of the required accuracy of movement.

Матричная ракетная двигательная система с индивидуальным цифровым управлением величиной тяги каждой двигательной ячейки для малоразмерных космических аппаратов фиг. 1 содержит плоскую прямоугольную монолитную термостойкую диэлектрическую подложку 1 с двигательными ячейками, (позиции 2-18) элементы которых в увеличенном масштабе приведены на выносном элементе А (10:1), представленном на фиг. 2 (фрагмент вида с боку в разрезе), дешифратор столбцов 19, коммутатор адресов двигательных ячеек 20, дешифратор данных 21, дешифратор строк 22, блок памяти альтернативных кодовых комбинаций 23, блок памяти отработанных кодовых комбинаций 24, контроллер 25.Matrix rocket propulsion system with individual digital control of the thrust value of each propulsion cell for small spacecraft of FIG. 1 contains a flat rectangular monolithic heat-resistant dielectric substrate 1 with motor cells (positions 2-18) whose elements are shown on an enlarged scale on the remote element A (10: 1) shown in FIG. 2 (sectional side view), column decoder 19, address switch of motor cells 20, data decoder 21, line decoder 22, memory block of alternative code combinations 23, memory block of worked code combinations 24, controller 25.

На выносном элементе А (10:1) фиг. 2 представлены элементы (двигательная ячейка) в разрезе, где: плоская прямоугольная монолитная термостойкая диэлектрическая подложка 1, первая конусообразная микропора 2, вторая конусообразная микропора 3, третья конусообразная микропора 4, четвертая конусообразная микропора 5, пятая конусообразная микропора 6, заполненные твердым топливом 7 (конусообразные микропоры 2, 3, 4, 5, 6-калиброваны и ранжированы по объему соответственно в пропорциях 1-2-4-8-16), сферические воспламенители 8, вложенные в сквозные цилиндрические микропоры 9, расположенные на первой термостойкой диэлектрической мембране 10, на поверхности которой обращенной к плоской прямоугольной монолитной термостойкой диэлектрической подложке 1 нанесена строковая шина 11, на второй термостойкой диэлектрической мембране 12 расположены сквозные конусообразные микропоры 13, и со стороны меньших диаметров оснований конусов нанесены первая столбцовая шина 14, вторая столбцовая шина 15, третья столбцовая шина 16, четвертая столбцовая шина 17, пятая столбцовая шина 18.On the extension element A (10: 1) of FIG. 2 shows elements (motor cell) in a section, where: a flat rectangular monolithic heat-resistant dielectric substrate 1, a first cone-shaped micropore 2, a second cone-shaped micropore 3, a third cone-shaped micropore 4, a fourth cone-shaped micropore 5, and a fifth cone-shaped micropore 6 filled with solid fuel 7 ( cone-shaped micropores 2, 3, 4, 5, 6-calibrated and ranked by volume, respectively, in proportions 1-2-4-8-16), spherical igniters 8, embedded in through cylindrical micropores 9, located and the first heat-resistant dielectric membrane 10, on the surface of which facing the flat rectangular monolithic heat-resistant dielectric substrate 1 is coated with a line bus 11, through the second heat-resistant dielectric membrane 12 there are through conical micropores 13, and from the side of the smaller diameters of the bases of the cones, the first column bus 14, the second column bus 15, third column bus 16, fourth column bus 17, fifth column bus 18.

В зависимости от класса управляемого МКА, устройство может быть реализовано с помощью известных микроструктурных технологий, используемых для изготовления микроэлектромеханических систем (МЭМС) в диапазоне размеров элементов менее 100 микрометров. По этой технологии изготовлены, например, микроэлектромеханический (МЭМС) массив микродвигателей для подержания расстояния между малыми спутниками [3] или, например, микроэлектромеханический ракетный двигатель [4]. Плоская прямоугольная монолитная термостойкая диэлектрическая подложка может быть изготовлена из кварцевого стекла, керамики, кремния, термостойкого полимерного композита. В зависимости от назначения двигательной системы, в качестве твердого топлива может быть использованы однокомпонентные, двухкомпонентные, композитные топлива и пиротехнические воспламенители, осуществляемые торцевое воспламенение заряда со стороны сопла, используемые в известных двигательных системах для МКА, построенные по МЭМС технологии. Микропоры различных форм в интервале, близком к наноразмерному уровню, также могут быть получены с помощью ионно-трековых технологий (получение с помощью ионов узких латентных треков с последующим их травлением).Depending on the class of controlled MCA, the device can be implemented using well-known microstructural technologies used for the manufacture of microelectromechanical systems (MEMS) in the element size range of less than 100 micrometers. According to this technology, for example, a microelectromechanical (MEMS) array of micromotors is made to maintain the distance between small satellites [3] or, for example, a microelectromechanical rocket engine [4]. Flat rectangular monolithic heat-resistant dielectric substrate can be made of quartz glass, ceramics, silicon, heat-resistant polymer composite. Depending on the purpose of the propulsion system, one-component, two-component, composite fuels and pyrotechnic igniters, end-face ignition of the charge on the nozzle side used in the known propulsion systems for MCA, constructed by MEMS technology can be used as solid fuel. Micropores of various shapes in the interval close to the nanoscale level can also be obtained using ion-track technologies (obtaining narrow latent tracks using ions with their subsequent etching).

Сборка предлагаемой конструкции двигательной матрицы при ее изготовлении может осуществляться, например, в следующей последовательности: на плоскую прямоугольную монолитную термостойкую диэлектрическую подложку с заполненными твердым топливом конусообразные микросферы накладывается первая термостойкая диэлектрическая мембрана с вложенными сферическими воспламенителями, на нее накладывается вторая термостойкая диэлектрическая мембрана со сквозными конусообразными микропорами. Конструкция выполнена таким образом, чтобы при сборке трехслойного пакета обеспечить самоцентровку полюсов сферических воспламенителей в прилегающих к ним контактных отверстиях шин строк и столбцов по линиям шаровых поясов при механическом стягивании или склеивании подложки с мембранами. После сборки проводится тестирование допусковых разбросов сопротивлений сферических воспламенителей, соединенных с шинами столбцов и строк и последующая разбраковка по окончании температурных вибрационных и ударных испытаний. Дешифраторы строк, столбцов, данных, коммутатор двигательных ячеек, блоки памяти могут быть реализованы на радиационно-стойкой (для использования в космосе) программируемой логической интегральной схеме (ПЛИС).The assembly of the proposed design of the motor matrix during its manufacture can be carried out, for example, in the following sequence: the first heat-resistant dielectric membrane with embedded spherical ignitors is superimposed on a flat rectangular monolithic heat-resistant dielectric substrate with solid fuel filled, the second heat-resistant dielectric membrane with through-cone-shaped is superimposed on it micropores. The design is made in such a way that, when assembling a three-layer package, self-centering of the poles of spherical igniters in the adjacent contact holes of the row and column tires along the lines of the ball belts during mechanical tightening or gluing of the substrate with the membranes is provided. After assembly, tolerance spreads of resistance of spherical igniters connected to column and row tires are tested and then sorted out at the end of temperature vibration and shock tests. Line, column, data decoders, motor cell commutator, memory blocks can be implemented on a radiation-resistant (for use in space) programmable logic integrated circuit (FPGA).

Устройство работает следующим образом: управляющее кодовое слово с контроллера 25 поступает на информационные входы блока памяти отработанных кодовых комбинаций 24 и блока памяти альтернативных кодовых комбинаций 23. Кодовое слово состоит из кода адреса по координатам X и Y, определяющего геометрическое размещение двигательной ячейки на поверхности плоской прямоугольной монолитной термостойкой диэлектрической подложки 1, и кода данных, определяющего в двоичном коде величину тяги двигательной ячейки. Блок памяти 24 запоминает коды всех отработанных сферических воспламенителей 8, с целью исключения попыток повторного включения отработанных двигательных элементов, и, в случае появления повторной кодовой комбинации, выдает команду на блок памяти альтернативных комбинаций 23 на выборку заранее смоделированных и введенных перед началом работы таблиц принятия оптимальных решений в конкретных ситуациях в виде множества наборов альтернативных целенаправленных кодовых комбинаций. Например, если в двигательной ячейке с координатами Xn, Yn уже был использован заряд w4 с тяговым весовым коэффициентом w, равным 4, то выбирается в соседней ячейке с адресом Xn+1, Yn заряд с тяговым весовым коэффициентом w, равным 4, если же и он также использован, выбираются в двух соседних ячейках с адресами Xn+1, Yn, Xn-1, Yn два заряда w2 и w2 по 2 весовых коэффициента, в сумме составляющие 4, если же и они использованы, то выбираются неиспользованные заряды из ближайшего геометрического окружения по координатам Xn, Yn+1, Xn, Yn-1. Также могут быть осуществлены более сложные сочетания комбинации в разных удаленных друг от друга точках на поверхности плоской прямоугольной монолитной термостойкой диэлектрической подложки 1, одинаково влияющие на величины изменения линейных и угловых перемещений, направленные на оптимизацию расхода топлива и живучесть двигательной системы. С трех информационных выходов блока памяти альтернативных кодовых комбинаций 23 преобразованные кодовые комбинации через адресные шины строк, столбцов и шину данных одновременно поступают на вход дешифратора строк 22, который выбирает по координате Y адресную шину двигательной ячейки, со второго адресного выхода через дешифратор столбцов 19 выбирается адресная шина по координате X двигательной ячейки. Кодовое слово, определяющее адрес двигательной ячейки с дешифратора столбцов 19, поступает на вход коммутатора 20, на второй вход которого поступает кодовое слово с выхода дешифратора данных 21, определяющее величину тяги двигательной ячейки. Коммутатор 20 производит соединение группы шин столбцов с группой шин данных каждой двигательной ячейки отдельно или нескольких одновременно, задавая кодовой комбинацией определенный весовой коэффициент тяги в двоичном коде, который в данном примере при использовании пятиразрядного двоичного кода может принимать значения от 1 до 31 (количество разрядов определяется требованиями к точности выполнения маневра МКА). Шины с выходов коммутатора 20 соединены с шинами столбцов, а шины с выхода дешифратора строк соединены со строковыми шинами, между которыми зажаты сферические воспламенители 8. В зависимости от поступившего управляющего кода каждой логической «1», осуществляется воспламенение соответствующих сферических воспламенителей 8 за счет протекания через них электрического тока, вызывающего их детонацию и воспламенение расположенных под ними зарядов твердого топлива 7. Каждый воспламенитель 8, разрушаясь, воспламеняет только свой заряд твердого топлива 7 с определенным весовым коэффициентом тяги в определенной двигательной ячейке. Продукты сгорания твердого топлива 7, вырываясь через сквозные цилиндрическое микропоры 9 (свободные от сферических воспламенителей после их распыления при детонации) и затем через конусообразные сквозные микропоры 12, работающие как сопла, создают реактивную тягу. Величина тяги каждой двигательной ячейки может дискретно управляться в зависимости от ее разрядности и может принимать любые дискретные значения в заданном интервале, например, при пятиразрядной организации - 1 - 31 или при семиразрядной - 1 - 127. В случае недостатка величины тяги одной двигательной ячейки, включаются другие ячейки целиком (в этом случае она играет роль дополнительного разряда) или частично. На фиг. 3 приведен примерный 3D график распределения величин векторов тяги W по координате Z и координатам X, Y при выполнении маневра малоразмерным космическим аппаратом, где на координате X - номер адреса столбца nj двигательной ячейки; на координате Y - номер адреса строки mi двигательной ячейки; на координате Z-W (о.е.) - величина вектора тяги двигательной ячейки в относительных единицах (при пятиразрядной организации двигательных ячеек, W - принимает значения от 1 до 31 с шагом в одну единицу, задаваемые кодом от 00001 до 11111, при коде 00000 - двигательная ячейка выключена); ЦМ МКА - центр масс прямоугольной матричной двигательной системы плоского (панельного) малоразмерного космического аппарата.The device operates as follows: the control code word from the controller 25 is fed to the information inputs of the memory block of spent code combinations 24 and the memory block of alternative code combinations 23. The code word consists of an address code in X and Y coordinates that determines the geometric location of the motor cell on a rectangular surface monolithic heat-resistant dielectric substrate 1, and a data code that determines in binary code the magnitude of the thrust of the motor cell. The memory unit 24 stores the codes of all spent spherical igniters 8, in order to exclude attempts to re-enable the spent motor elements, and, in the event of a repeated code combination, issues a command to the memory block of alternative combinations 23 to select the optimal acceptance tables simulated and entered before operation solutions in specific situations in the form of a multitude of sets of alternative targeted code combinations. For example, if a charge w 4 with a traction weight coefficient w equal to 4 has already been used in a motor cell with coordinates Xn, Yn, then a charge with a traction weight coefficient w equal to 4 is selected in an adjacent cell with address Xn + 1, Yn, if and it is also used, two charges w 2 and w 2 of 2 weighting factors are selected in two neighboring cells with addresses Xn + 1, Yn, Xn-1, Yn, in total 4, if they are used, then unused charges are selected from the nearest geometric environment in the coordinates Xn, Yn + 1, Xn, Yn-1. More complex combinations of combinations can also be made at different points distant from each other on the surface of a flat rectangular monolithic heat-resistant dielectric substrate 1, equally affecting the magnitude of the changes in linear and angular displacements, aimed at optimizing fuel consumption and survivability of the engine system. From the three information outputs of the alternative code combinations memory block 23, the converted code combinations are simultaneously transmitted through the address lines, columns, and data buses to the input of the line decoder 22, which selects the address bus of the motor cell by the Y coordinate, and the address address is selected from the second address output through the column decoder 19 the tire along the X coordinate of the motor cell. The code word that determines the address of the motor cell from the column decoder 19, is fed to the input of the switch 20, the second input of which receives the code word from the output of the data decoder 21, which determines the magnitude of the thrust of the motor cell. The switch 20 connects the column bus group to the data bus group of each motor cell separately or several at the same time, setting the code combination to determine the specific thrust weight coefficient in the binary code, which in this example, when using a five-digit binary code, can take values from 1 to 31 (the number of bits is determined requirements for the accuracy of the maneuver of the ICA). The buses from the outputs of the switch 20 are connected to the column buses, and the buses from the output of the row decoder are connected to the row buses, between which spherical igniters are clamped 8. Depending on the control code received for each logical “1”, the corresponding spherical igniters 8 are ignited by flowing through of electric current, causing them to detonate and ignite the charges of solid fuel located below them 7. Each igniter 8, breaking, ignites only its charge of solid fuel 7 with a specific weight coefficient of traction in a specific engine cell. The combustion products of solid fuel 7, breaking out through the through cylindrical micropores 9 (free from spherical igniters after they are sprayed upon detonation) and then through the cone-shaped through micropores 12 working as nozzles, create jet thrust. The magnitude of the thrust of each motor cell can be discretely controlled depending on its capacity and can take any discrete values in a given interval, for example, with five-digit organization - 1 - 31 or with seven-digit organization - 1 - 127. If there is a lack of traction in one motor cell, other cells in whole (in this case, it plays the role of an additional discharge) or partially. In FIG. Figure 3 shows an exemplary 3D graph of the distribution of thrust vector values W along the Z coordinate and X, Y coordinates when performing a maneuver by a small spacecraft, where on the X coordinate is the address number of the column nj of the motor cell; on the Y coordinate, the row address number mi of the motor cell; at the coordinate ZW (p.u.) - the magnitude of the thrust vector of the motor cell in relative units (with five-digit organization of motor cells, W - takes values from 1 to 31 in increments of one unit, specified by a code from 00001 to 11111, with code 00000 - motor cell is off); CMA MCA is the center of mass of a rectangular matrix propulsion system of a flat (panel) small-sized spacecraft.

Возможность включения двигательных ячеек в разных последовательностях с различными величинами тяги в различных координатных точках двигательной матрицы, размещенной на поверхности плоского МКА, позволяет одной плоской двигательной системой, при оптимальном расходовании твердого топлива, производить линейные и угловые прецизионные перемещения МКА с помощью индивидуального цифрового управления величиной тяги каждой двигательной ячейки, что ранее невозможно было осуществить известными двигательными системами, работающими на твердом топливе.The ability to turn on the engine cells in different sequences with different thrust values at different coordinate points of the motor matrix located on the surface of a flat MCA allows one flat motor system, with optimal consumption of solid fuel, to produce linear and angular precision movements of the MCA using individual digital control of the magnitude of the thrust each motor cell, which was previously impossible to implement the well-known motor systems operating on solid m fuel.

Источники информацииInformation sources

1. Patent No.: US 8464640 В2, Date of Patent: Jun. 18, 2013, F02K 9/08, CONTROLLABLE DIGITAL SOLID STATE CLUSTER THRUSTERS FOR ROCKET PROPULSION AND GAS GENERATION.1. Patent No .: US 8464640 B2, Date of Patent: Jun. 18, 2013, F02K 9/08, CONTROLLABLE DIGITAL SOLID STATE CLUSTER THRUSTERS FOR ROCKET PROPULSION AND GAS GENERATION.

2. Patent Application Publication, Pub. No.: US 20160061148 A1, Pub. Date Mar. 3, 2016, F02K 9/95, B64G 1/40, F02K 9/76, F02K 9/10, F02K 9/24, PROPULSION SYSTEM COMPRISING PLURALITY OF INDIVIDUALLY SELECTABLE SOLID FUEL MOTORS.2. Patent Application Publication, Pub. No .: US 20160061148 A1, Pub. Date Mar. 3, 2016, F02K 9/95, B64G 1/40, F02K 9/76, F02K 9/10, F02K 9/24, PROPULSION SYSTEM COMPRISING PLURALITY OF INDIVIDUALLY SELECTABLE SOLID FUEL MOTORS.

3. Patent No.: US 6378292 B1, Date of Patent Apr. 30, 2002, F02K 9/42; F02K 9/44; F02K 9/95; F02K 9/76, MEMS MICROTHRUSTER ARRAY.3. Patent No .: US 6378292 B1, Date of Patent Apr. 30, 2002, F02K 9/42; F02K 9/44; F02K 9/95; F02K 9/76, MEMS MICROTHRUSTER ARRAY.

4. Патент RU 2498103 C1, 10.11.2013, F02K 99/00, B81B 7/04, МИКРОЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ.4. Patent RU 2498103 C1, 11/10/2013, F02K 99/00, B81B 7/04, MICROELECTROMECHANICAL ROCKET ENGINE.

Claims (1)

Матричная ракетная двигательная система с индивидуальным цифровым управлением величиной тяги каждой двигательной ячейки для малоразмерных космических аппаратов, содержащая плоскую прямоугольную подложку, с размещенным на ней массивом двигательных элементов твердого топлива, соединенных через коммуникационную сеть с контроллером, отличающаяся тем, что содержит коммутатор адресов двигательных ячеек, дешифратор строк, дешифратор столбцов, дешифратор данных, блок памяти отработанных кодовых комбинаций, блок памяти альтернативных кодовых комбинаций, сферические воспламенители, первую термостойкую диэлектрическую мембрану с упорядочено расположенными сквозными цилиндрическими микропорами, количество которых равно количеству сферических воспламенителей, вторую термостойкую диэлектрическую мембрану с упорядочено расположенными конусообразными сквозными микропорами, плоская прямоугольная подложка выполнена монолитной термостойкой и диэлектрической, а на ее поверхности равномерно, упорядочено размещены конусообразные микропоры, ранжированные по объему в пропорциях последовательных степеней числа два, геометрически сгруппированные и упорядочено расположенные на одинаковом расстоянии друг от друга, образуя двигательные ячейки в виде упорядоченных групп конусообразных микропор, количество которых в каждой двигательной ячейке равно числу разрядов используемого двоичного кода для управления величиной тяги, в зависимости от требуемой точности, конусообразные микропоры заполнены твердым топливом до основания конусообразных микропор, над центрами которых расположены сквозные цилиндрические микропоры первой термостойкой диэлектрической мембраны со сквозными микропорами, заполненными сферическими воспламенителями, соединенными с противоположных сторон над их центрами с электропроводящими шинами строк и столбцов, расположенных с наружных сторон первой термостойкой диэлектрической мембраны со сквозными цилиндрическими микропорами и имеющих на местах их пересечений над центрами сферических воспламенителей контактные отверстия с диаметрами, равными диаметрам оснований шаровых поясов сферических воспламенителей, высота между основаниями шаровых поясов которых равна толщине первой диэлектрической мембраны, сферические воспламенители, вложенные в сквозные поры которой, электрически соединены по периметрам линий шаровых поясов сферических воспламенителей с шинами строк и столбцов, которые соответственно подключены на выходы дешифратора строк и выходы коммутатора адресов двигательных ячеек, входы которого соединены с выходами дешифратора столбцов и выходами дешифратора данных, входы которого соединены с выходами шины данных блока памяти альтернативных кодовых комбинаций, строчные адресные шины которого соединены с входами дешифратора строк, столбцовые адресные шины соединены с дешифратором столбцов, а первый информационный вход блока памяти альтернативных кодовых комбинаций соединен с информационным выходом контролера и информационным входом блока памяти отработанных кодовых комбинаций, информационный выход которого соединен со вторым информационным входом блока памяти альтернативных кодовых комбинаций, причем на первой термостойкой диэлектрической мембране с цилиндрическими сквозными микропорами с противоположной стороны от соединения с плоской прямоугольной монолитной термостойкой диэлектрической подложкой закреплена вторая термостойкая диэлектрическая мембрана со сквозными конусообразными микропорами, ориентируемыми большими диаметрами оснований наружу, центры оснований которых расположены над центрами оснований конусообразных микропор.Matrix rocket propulsion system with individual digital control of the thrust of each propulsion cell for small spacecraft, containing a flat rectangular substrate, with an array of solid propellant propulsion elements located on it, connected through a communication network to the controller, characterized in that it contains a commutator of motor cell addresses, line decoder, column decoder, data decoder, memory block of spent code combinations, alternative code memory block new combinations, spherical igniters, the first heat-resistant dielectric membrane with ordered arranged through cylindrical micropores, the number of which is equal to the number of spherical ignitors, the second heat-resistant dielectric membrane with ordered arranged conical through micropores, a flat rectangular substrate is made of monolithic heat-resistant and dielectric, and on its surface is uniform cone-shaped micropores ranked by volume in There are two successive degrees of number two, geometrically grouped and arranged at equal distances from each other, forming motor cells in the form of ordered groups of cone-shaped micropores, the number of which in each motor cell is equal to the number of bits of the binary code used to control the amount of traction, depending on the required accuracy , the conical micropores are filled with solid fuel to the base of the conical micropores, above the centers of which there are through cylindrical e micropores of the first heat-resistant dielectric membrane with through micropores filled with spherical ignitors connected from opposite sides above their centers to electrically conductive row and column buses located on the outside of the first heat-resistant dielectric membrane with through cylindrical micropores and having intersections at the centers of spherical ignitors contact holes with diameters equal to the diameters of the bases of the ball belts of spherical ignitors, high between the bases of the ball belts of which is equal to the thickness of the first dielectric membrane, spherical igniters embedded in the through pores of which are electrically connected along the perimeters of the lines of the ball belts of spherical igniters with row and column buses, which are respectively connected to the outputs of the line decoder and the outputs of the switch addresses of motor cells, the inputs of which are connected to the outputs of the column decoder and the outputs of the data decoder, the inputs of which are connected to the outputs of the data bus of the alternative memory block active code combinations, the lowercase address buses of which are connected to the inputs of the line decoder, the column address buses are connected to the columns of the column decoder, and the first information input of the alternative code combinations memory block is connected to the information output of the controller and the information input of the memory block of worked out code combinations, the information output of which is connected to the second information input of the memory block of alternative code combinations, and on the first heat-resistant dielectric membrane with a cylinder cal the through micropores from the opposite side from the junction with the flat rectangular monolithic thermally fixed dielectric substrate second heat-resistant dielectric membrane with through tapered micropores orientable large diameters bases outwardly base centers which are arranged above the centers of the bases tapered micropores.
RU2017114832A 2017-04-26 2017-04-26 Matrix rocket engine system with individual digital management of the thrust value of each motor cell for small spacecraft RU2660210C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017114832A RU2660210C1 (en) 2017-04-26 2017-04-26 Matrix rocket engine system with individual digital management of the thrust value of each motor cell for small spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017114832A RU2660210C1 (en) 2017-04-26 2017-04-26 Matrix rocket engine system with individual digital management of the thrust value of each motor cell for small spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2660210C1 true RU2660210C1 (en) 2018-07-05

Family

ID=62815746

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017114832A RU2660210C1 (en) 2017-04-26 2017-04-26 Matrix rocket engine system with individual digital management of the thrust value of each motor cell for small spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2660210C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU189442U1 (en) * 2018-12-11 2019-05-22 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL CONTROL VALUE AND DIRECTION OF THE DRIVE MOTOR CELL FOR SMALL-DIMENSIONAL SPACE APPARATUS
RU2707474C1 (en) * 2018-12-03 2019-11-26 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" Multivector matrix rocket engine system with digital control of value and direction of thrust of motor cells for small space vehicles

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5456425A (en) * 1993-11-04 1995-10-10 Aerojet General Corporation Multiple pintle nozzle propulsion control system
US6378292B1 (en) * 2000-11-10 2002-04-30 Honeywell International Inc. MEMS microthruster array
RU2280774C2 (en) * 2004-05-21 2006-07-27 Василий Алексеевич Безсчастный Data storage information measuring system of aircraft power plant
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
RU2498103C1 (en) * 2012-07-10 2013-11-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Microelectromechanical rocket engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5456425A (en) * 1993-11-04 1995-10-10 Aerojet General Corporation Multiple pintle nozzle propulsion control system
US6378292B1 (en) * 2000-11-10 2002-04-30 Honeywell International Inc. MEMS microthruster array
RU2280774C2 (en) * 2004-05-21 2006-07-27 Василий Алексеевич Безсчастный Data storage information measuring system of aircraft power plant
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
RU2498103C1 (en) * 2012-07-10 2013-11-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Microelectromechanical rocket engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2707474C1 (en) * 2018-12-03 2019-11-26 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" Multivector matrix rocket engine system with digital control of value and direction of thrust of motor cells for small space vehicles
RU189442U1 (en) * 2018-12-11 2019-05-22 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL CONTROL VALUE AND DIRECTION OF THE DRIVE MOTOR CELL FOR SMALL-DIMENSIONAL SPACE APPARATUS

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU183937U1 (en) MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL VALUE CONTROL AND MOTOR CELL DRAW DIRECTION FOR SMALL SPACE VEHICLES
RU178748U1 (en) REVERSE MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE MAGNETIC BRAKE OF EACH REVERSE MOTOR CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES
Lewis Jr et al. Digital micropropulsion
RU2660210C1 (en) Matrix rocket engine system with individual digital management of the thrust value of each motor cell for small spacecraft
SE1051308A1 (en) Electrode ignition and control of electrically ignitable materials
Teasdale et al. Microrockets for smart dust
RU178924U1 (en) MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE GREAT DRAW OF EACH ENGINE CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES
RU2654782C1 (en) Reversible matrix missile engine system with individual digital control of the thrust magnitude of each reverse engine cell for small spacecraft
US20160061148A1 (en) Propulsion system comprising plurality of individually selectable solid fuel motors
CN108931987B (en) Attitude control system design method
Pothamsetti et al. Photovoltaic electrolysis propulsion system for interplanetary CubeSats
Shotwell et al. Drivers, developments and options under consideration for a Mars ascent vehicle
WO2017147108A1 (en) Architected materials and structures to control shock output characteristics
US5359935A (en) Detonator device and method for making same
RU2700299C1 (en) Multivector matrix rocket engine system with digital control of value and direction of thrust of motor cells for small spacecraft
CN104791136A (en) Solid micro-thruster array structure for experiments
US11643997B2 (en) Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors
RU2707474C1 (en) Multivector matrix rocket engine system with digital control of value and direction of thrust of motor cells for small space vehicles
CN108612599A (en) A kind of liquid-electricity interblock space thruster
RU2820486C1 (en) Multi-matrix multi-vector propulsion system for small-size spacecrafts
EP1103714A2 (en) Microthruster with spike nozzle
CN109723575B (en) Tubular charging free-filling mode and method for realizing multi-thrust scheme
RU223962U1 (en) MULTI-MATRIX MULTI-VECTOR PROPULSION SYSTEM FOR SMALL-SIZED SPACE VARICLES
RU189442U1 (en) MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL CONTROL VALUE AND DIRECTION OF THE DRIVE MOTOR CELL FOR SMALL-DIMENSIONAL SPACE APPARATUS
RU2823598C1 (en) Multi-vector multi-matrix propulsion system for small-size spacecrafts

Legal Events

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

Effective date: 20200427