RU178924U1 - MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE GREAT DRAW OF EACH ENGINE CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES - Google Patents

MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE GREAT DRAW OF EACH ENGINE CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES Download PDF

Info

Publication number
RU178924U1
RU178924U1 RU2017116244U RU2017116244U RU178924U1 RU 178924 U1 RU178924 U1 RU 178924U1 RU 2017116244 U RU2017116244 U RU 2017116244U RU 2017116244 U RU2017116244 U RU 2017116244U RU 178924 U1 RU178924 U1 RU 178924U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
micropores
heat
resistant dielectric
spherical
decoder
Prior art date
Application number
RU2017116244U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Анатольевич Линьков
Николай Владимирович Вишняков
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 RU2017116244U priority Critical patent/RU178924U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU178924U1 publication Critical patent/RU178924U1/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
    • B64G1/403—Solid propellant rocket engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B81—MICROSTRUCTURAL TECHNOLOGY
    • B81B—MICROSTRUCTURAL DEVICES OR SYSTEMS, e.g. MICROMECHANICAL DEVICES
    • B81B7/00—Microstructural systems; Auxiliary parts of microstructural devices or systems
    • B81B7/04—Networks or arrays of similar microstructural devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/94—Re-ignitable or restartable rocket- engine plants; Intermittently operated rocket-engine plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements

Abstract

Полезная модель относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов (МКА) и предназначена для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений МКА, классифицируемых как фемтоспутники - весом менее 100 г.Согласно полезной модели монолитная термостойкая диэлектрическая подложка содержит упорядочение размещенные на поверхности конусообразные микропоры, ранжированные по объему в пропорциях последовательных степеней числа два (1-2-4-8-16) и заполненные твердым топливом. На центры оснований конусообразных микропор наложены сферические воспламенители, закрепленные в сквозных цилиндрических микропорах и зажатые между центрующими отверстиями шин строк и столбцов первой термостойкой диэлектрической мембраны, на которую наложена вторая термостойкая диэлектрическая мембрана со сквозными конусообразными микропорами, образующими сопла над конусообразными микропорами, заполненными твердым топливом. Адресные шины строк и столбцов соединены, соответственно, с дешифратором строк и через коммутатор адресов двигательных ячеек с дешифратором столбцов, и дешифратором данных, которые управляют координатами и величинами тяги двигательных ячеек. Входы дешифраторов соединены с информационными выходами блока памяти отработанных кодовых комбинаций, который соединен двунаправленной шиной с контролером.The utility model relates to propulsion rocket systems for small spacecraft (MCAs) and is intended to be used as a shunting engine for linear and angular movements of MCAs classified as femtosatellites weighing less than 100 g. According to a utility model, a monolithic heat-resistant dielectric substrate contains an ordering placed on the surface is cone-shaped micropores, ranked by volume in the proportions of successive powers of two (1-2-4-8-16) and filled with solid fuels ohm Spherical ignitors are attached to the centers of the bases of the conical micropores, fixed in through cylindrical micropores and sandwiched between the center holes of the row and column tires of the first heat-resistant dielectric membrane, on which a second heat-resistant dielectric membrane with through-conical micropores, forming nozzles above the conical micropores filled with solid fuel, is superimposed. The address buses of rows and columns are connected, respectively, with a row decoder and through a switchboard of addresses of motor cells with a column decoder, and a data decoder that control the coordinates and magnitudes of the traction of the motor cells. The inputs of the decoders are connected to the information outputs of the memory block spent code combinations, which is connected by a bi-directional bus to the controller.

Description

Полезная модель 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 г, фемтоспутники - весом менее 100 г и аттоспутники весом менее 10 г.The utility model relates to propulsion rocket systems for small spacecraft (MCAs) and is intended to be used as a shunting engine for orientation, docking, mooring, self-assembly and transformation of structures created from spacecraft, classified as picosatellites (student satellites) - weighing less than 1000 g, femtosatellites weighing less than 100 g and attosatellites weighing less than 10 g.

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 (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).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 of solid fuel or solid rocket fuel are embedded is based on the methods used in the manufacture of semiconductor microchips (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).

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 (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).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 (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).

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 контролеру 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, instead of issuing them, issued commands to the controller to search for alternative code combinations to turn on charges with equivalent thrust values.

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 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 monolithic heat-resistant dielectric substrate at points with different coordinates X, Y and c various 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 предложенной полезной модели 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, 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, монолитную термостойкую диэлектрическую подложку, на поверхности которой равномерно упорядочено размещены конусообразные микропоры, ранжированные по объему в пропорциях последовательных степеней числа два, геометрически сгруппированные и упорядоченно 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 имеющие 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 отработанных кодовых комбинаций, строчные адресные шины которого соединены с входами дешифратора строк, столбцовые адресные шины соединены с дешифратором столбцов, а информационные входы и управляющие выходы блока памяти отработанных кодовых комбинаций соединены двунаправленной шиной с контролером, причем на первой термостойкой диэлектрической мембране с цилиндрическими сквозными микропорами с противоположной стороны от соединения с 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 utility model is achieved by a set 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 for the addresses of motor cells, a line decoder, a column decoder, deshi data fractor, memory block of worked-out code combinations, spherical igniters, the first heat-resistant dielectric membrane with ordered cylindrical through-hole micropores arranged, the number of which is equal to the number of spherical ignitors, ordered second heat-resistant dielectric membrane with arranged conical through-hole micropores, whose monolithic heat-resistant dielectric substrate has a uniform surface cone-shaped micropores ranked by in proportions of successive powers of two, geometrically grouped and ordered 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, cone-shaped micropores are filled with solid fuel to the base of cone-shaped micropores, above the centers of which there are through cylindrical micropores of the first heat-resistant dielectric membrane with through micropores filled with spherical igniters connected on 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 ignitors contact holes with diameters equal to the diameters of the bases of the spherical ignition ball belts carriers, the height 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 whose inputs are connected to the outputs of the column decoder and the outputs of the data decoder, whose inputs are connected to the outputs of the data bus of the memory unit the spent code combinations, the lowercase address buses of which are connected to the inputs of the row decoder, the column address buses are connected to the columns of the decoder, and the information inputs and control outputs of the memory block of the spent code combinations are connected by a bi-directional bus to the controller, and on the first heat-resistant dielectric membrane with cylindrical through micropores on the opposite side from the connection with a monolithic heat-resistant dielectric substrate, a second heat-resistant dielectric is fixed eskaya membrane with through tapered micropores orientable large diameters bases outwardly base centers which are arranged above the centers of the bases tapered micropores.

Сущность полезной модели 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 essence of the utility model 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={a1w1(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: аr - 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 семиразрядной 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 1 (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: r is the element of the motor cell, r is the cell number (r = 1, 2, ..., N); w k is the weight coefficient of the traction element of the motor cell with a distribution of quantities in the form of successive powers of two (k = 1, 2, 4, 8, 16, ..., (1⋅2 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 discretization 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 the 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 digits 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 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 отработанных кодовых комбинаций 23, контроллер 24.Matrix rocket propulsion system with individual digital control of the thrust value of each propulsion cell for small spacecraft of FIG. 1 contains a 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 spent code combinations 23, controller 24.

На выносном элементе А (10:1) фиг. 2 представлены элементы (двигательная ячейка) в разрезе, где: 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 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 the elements (motor cell) in the context, where: a monolithic heat-resistant dielectric substrate 1, the first cone-shaped micropore 2, the third cone-shaped micropore 3, the third cone-shaped micropore 4, the fourth cone-shaped micropore 5, the 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 on the first heat-resistant a dielectric membrane 10, on the surface of which a string bus 11 is applied facing a monolithic heat-resistant dielectric substrate 1, through the cone-shaped micropores 13 are located on the second heat-resistant dielectric membrane 12, and the first column bus 14, the second column bus 15, are applied from the side of the smaller diameters of the bases of the cones 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 (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) или, например, Микроэлектромеханический ракетный двигатель (патент RU 2498103 С1, 10.11.2013, F02K 99/00, В81В 7/04 ).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. For example, a microelectromechanical (MEMS) array of micromotors for maintaining the distance between small satellites (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) or, for example, a Microelectromechanical rocket engine (patent RU 2498103 C1, 11/10/2013, F02K 99/00, B81B 7/04).

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 нанометровому уровню, также могут быть получены с помощью ионно-трековых технологий (получение с помощью ионов узких латентных треков с последующим их травлением).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 range close to the nanometer level can also be obtained using ion-track technologies (obtaining narrow latent tracks using ions and their subsequent etching).

Сборка предлагаемой конструкции двигательной матрицы при ее изготовлении может осуществляется, например, в следующей последовательности: на монолитную термостойкую диэлектрическую подложку с заполненными твердым топливом конусообразными микросферами 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 окончанию 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: on the monolithic heat-resistant dielectric substrate with cone-shaped microspheres filled with solid fuel, a first heat-resistant dielectric membrane with embedded spherical ignitors is superimposed, a second heat-resistant dielectric membrane with through-cone-shaped micropores is superimposed on it. 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 the resistance of spherical igniters connected to column and row tires are tested, and subsequent sorting is performed 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 24 поступает на информационные входы блока памяти отработанных кодовых комбинаций 23. Кодовое слово состоит из кода адреса по координатам X и Y, определяющего геометрическое размещение двигательной ячейки на поверхности монолитной термостойкой диэлектрической подложки 1, и кода данных, определяющего в двоичном коде величину тяги двигательной ячейки. Блок памяти отработанных кодовых комбинаций 23 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 контролер 24 на выборку новых альтернативных кодовых комбинаций. С трех информационных выходов блока памяти отработанных кодовых комбинаций 23 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 ячейки. Продукты сгорания твердого топлива 7, вырываясь через сквозные цилиндрическое микропоры 9 (свободные от сферических воспламенителей после их распыления при детонации) и за тем 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 - от 1 до 31 или при семиразрядной - от 1 до 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 24 is fed to the information inputs of the memory block of the worked out 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 the surface of a monolithic heat-resistant dielectric substrate 1, and a data code that defines in binary code the magnitude of the thrust of the motor cell. The memory block of spent code combinations 23 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 controller 24 to select new alternative code combinations. From the three information outputs of the memory block of worked-out code combinations 23, code combinations through the address lines, columns, and data buses simultaneously enter the input of the line decoder 22, which selects the address bus of the motor cell with the Y coordinate, and the address bus is selected from the second address output through the column decoder 19 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 is 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 combination weight to determine the specific thrust weight coefficient in the binary code, which in this example, when using the five-digit binary code, can take values from 1 to 31 (number discharges is determined by the 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, each logical “1” ignites the corresponding spherical igniters 8 by flowing through them 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 motor 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 - from 1 to 31 or with seven-digit organization - from 1 to 127. In case of lack of magnitude of traction of one motor cell, other cells are switched on 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, set 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, 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 motor cells in different sequences with different thrust values at different coordinate points of the motor matrix located on the surface of a planar MCA allows one plane motor system to perform linear and angular precision movements of the MCA using individual digital control of the magnitude of the traction of each motor cell, which was previously It was not possible to implement the well-known solid fuel propulsion systems.

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, 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, монолитную термостойкую диэлектрическую подложку, на поверхности которой равномерно упорядочено размещены конусообразные микропоры, ранжированные по объему в пропорциях последовательных степеней числа два, геометрически сгруппированные и упорядоченно 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 имеющие 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 отработанных кодовых комбинаций, строчные адресные шины которого соединены с входами дешифратора строк, столбцовые адресные шины соединены с дешифратором столбцов, а информационные входы и управляющие выходы блока памяти отработанных кодовых комбинаций соединены двунаправленной шиной с контролером, причем на первой термостойкой диэлектрической мембране с цилиндрическими сквозными микропорами с противоположной стороны от соединения с 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 placed on it, connected via a communication network to a controller, characterized in that it contains a commutator of motor cell addresses, a decoder rows, column decoder, data decoder, memory block of spent code combinations, spherical ignitors, ne a heat-resistant dielectric membrane with ordered arranged through cylindrical micropores, the number of which is equal to the number of spherical igniters, a second heat-resistant dielectric membrane with ordered arranged by conical through micropores, a monolithic heat-resistant dielectric substrate, on the surface of which conically shaped micropores are arranged uniformly in order of order of magnitude, arranged in successive degrees numbers two, geometrically grouped and y spaced apart at the same distance 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 thrust depending on the required accuracy, the cone-shaped micropores are filled with solid fuel to the base of the cone-shaped micropores , above the centers of which there are cylindrical through micropores of the first heat-resistant dielectric membrane with through micro frames filled with spherical igniters connected on opposite sides above their centers with conductive row and column buses located on the outside of the first heat-resistant dielectric membrane with through cylindrical micropores and having contact holes with diameters equal to the diameters of the bases at their intersections above the centers of spherical igniters ball belts of spherical igniters, the height between the bases of the ball belts of which is equal to the thickness of the first dielectric membranes, spherical igniters, inserted into the through pores of which are electrically connected along the perimeters of the spherical igniter ball belts with row and column buses, which are respectively connected to the outputs of the row decoder and the outputs of the address switch of the motor cells, the inputs of which are connected to the outputs of the column decoder and the outputs of the decoder data, the inputs of which are connected to the outputs of the data bus of the memory block of the worked out code combinations, the lowercase address buses of which are connected to the inputs of the row encoder, the column address buses are connected to the column decoder, and the information inputs and control outputs of the spent code combination memory block are connected by a bi-directional bus to the controller, and on the first heat-resistant dielectric membrane with cylindrical through micropores on the opposite side from the connection with a monolithic heat-resistant dielectric substrate is fixed heat-resistant dielectric membrane with through conical micropores oriented by large diameter E bases outwardly centers bases which are arranged above the centers of the bases tapered micropores.
RU2017116244U 2017-05-10 2017-05-10 MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE GREAT DRAW OF EACH ENGINE CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES RU178924U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017116244U RU178924U1 (en) 2017-05-10 2017-05-10 MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE GREAT DRAW OF EACH ENGINE CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017116244U RU178924U1 (en) 2017-05-10 2017-05-10 MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE GREAT DRAW OF EACH ENGINE CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU178924U1 true RU178924U1 (en) 2018-04-23

Family

ID=62043724

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017116244U RU178924U1 (en) 2017-05-10 2017-05-10 MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE GREAT DRAW OF EACH ENGINE CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU178924U1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU183937U1 (en) * 2018-07-09 2018-10-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL VALUE CONTROL AND MOTOR CELL DRAW DIRECTION FOR SMALL SPACE VEHICLES
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 (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3815359A (en) * 1966-02-23 1974-06-11 Thiokol Chemical Corp Ignition system for rockets
US6378292B1 (en) * 2000-11-10 2002-04-30 Honeywell International Inc. MEMS microthruster array
RU2327892C2 (en) * 2005-12-26 2008-06-27 Александр Николаевич Бобров Method of controlling solid-fuel rocket engine thrust and solid-fuel charge
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
US20160061148A1 (en) * 2014-09-03 2016-03-03 Pacific Scientific Energetic Materials Company Propulsion system comprising plurality of individually selectable solid fuel motors

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3815359A (en) * 1966-02-23 1974-06-11 Thiokol Chemical Corp Ignition system for rockets
US6378292B1 (en) * 2000-11-10 2002-04-30 Honeywell International Inc. MEMS microthruster array
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
RU2327892C2 (en) * 2005-12-26 2008-06-27 Александр Николаевич Бобров Method of controlling solid-fuel rocket engine thrust and solid-fuel charge
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
US20160061148A1 (en) * 2014-09-03 2016-03-03 Pacific Scientific Energetic Materials Company Propulsion system comprising plurality of individually selectable solid fuel motors

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU183937U1 (en) * 2018-07-09 2018-10-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL VALUE CONTROL AND MOTOR CELL DRAW DIRECTION FOR SMALL SPACE VEHICLES
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

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
RU178924U1 (en) MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH INDIVIDUAL DIGITAL CONTROL OF THE GREAT DRAW OF EACH ENGINE CELL FOR SMALL SPACE VEHICLES
US9790895B2 (en) Propulsion system comprising plurality of individually selectable solid fuel motors
Tanaka et al. MEMS-based solid propellant rocket array thruster
RU2660210C1 (en) Matrix rocket engine system with individual digital management of the thrust value of each motor cell for small spacecraft
RU2654782C1 (en) Reversible matrix missile engine system with individual digital control of the thrust magnitude of each reverse engine cell for small spacecraft
SE1051308A1 (en) Electrode ignition and control of electrically ignitable materials
Teasdale et al. Microrockets for smart dust
Shotwell et al. Drivers, developments and options under consideration for a Mars ascent vehicle
CN104791136A (en) Solid micro-thruster array structure for experiments
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
RU2707474C1 (en) Multivector matrix rocket engine system with digital control of value and direction of thrust of motor cells for small space vehicles
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
EP1103714A2 (en) Microthruster with spike nozzle
RU189442U1 (en) MULTI-VECTOR MATRIX ROCKET MOTOR SYSTEM WITH DIGITAL CONTROL VALUE AND DIRECTION OF THE DRIVE MOTOR CELL FOR SMALL-DIMENSIONAL SPACE APPARATUS
US11643997B2 (en) Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors
Sawka et al. Solid State Digital Propulsion “Cluster Thrusters” For Small Satellites, Using High Performance Electrically Controlled Extinguishable Solid Propellants
RU224770U1 (en) MULTI-VECTOR MULTI-MATRIX PROPULSION SYSTEM FOR SMALL-SIZED SPACEVEHICLES
KR102413082B1 (en) Thrusting panel
JP2016089654A (en) Thruster and its process of manufacture
Ono et al. Development of Commercially-Available Electrothermal Pulsed PlasmaThruster Systems for Micro/Nano-Satellites at Osaka Institute of Technology
US11852104B2 (en) Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors

Legal Events

Date Code Title Description
MM9K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20180117

NF9K Utility model reinstated

Effective date: 20191115