Misiones Space Tether - Space tether missions
Se han desplegado varias ataduras espaciales en misiones espaciales. Los satélites de Tether se pueden utilizar para diversos fines, incluida la investigación de la propulsión de Tether , la estabilización de mareas y la dinámica del plasma orbital.
Las misiones han tenido distintos grados de éxito; algunos han tenido mucho éxito.
Descripción
Los satélites anclados se componen de tres partes: el satélite base; atar; y sub-satélite. El satélite base contiene el sub-satélite y la conexión hasta el despliegue. A veces, el satélite base es otro satélite básico, otras veces podría ser una nave espacial, una estación espacial o la Luna. La correa es lo que mantiene conectados los dos satélites. El sub-satélite se libera desde la base asistido por un sistema de expulsión por resorte, fuerza centrífuga o efectos de gradiente de gravedad.
Los amarres se pueden implementar para una variedad de aplicaciones, incluida la propulsión electrodinámica, el intercambio de impulso, la gravedad artificial, el despliegue de sensores o antenas, etc. ) y, a veces, si el sistema de despliegue lo permite, una retractación.
La fase de mantenimiento y la fase de retracción necesitan un control activo para la estabilidad, especialmente cuando se tienen en cuenta los efectos atmosféricos. Cuando no hay supuestos simplificadores, la dinámica se vuelve demasiado difícil porque luego se rigen por un conjunto de ecuaciones diferenciales ordinarias y parciales no lineales, no autónomas y acopladas . Estas condiciones crean una lista de problemas dinámicos a considerar:
- Dinámica tridimensional de cuerpos rígidos (movimiento libracional) de la estación y el subsatélite
- Movimientos oscilantes en el plano y fuera del plano de la correa de masa finita
- Desplazamiento del punto de unión de la correa desde el centro de masa del satélite base, así como variaciones controladas del desplazamiento
- Vibraciones transversales de la atadura
- Fuerzas externas
Vuelos Tether en misiones espaciales tripuladas
Géminis 11
En 1966, Gemini 11 desplegó una correa de 30 m (98 pies) que se estabilizó mediante una rotación que dio 0,00015 g.
Misiones Shuttle TSS
Misión TSS-1
El Sistema de Satélites Tethered-1 (TSS-1) fue propuesto por la NASA y la Agencia Espacial Italiana (ASI) a principios de la década de 1970 por Mario Grossi, del Observatorio Astrofísico Smithsonian , y Giuseppe Colombo , de la Universidad de Padua. Fue un proyecto conjunto NASA -Agencia Espacial Italiana , fue volado en 1992, durante el STS-46 a bordo del Transbordador Espacial Atlantis del 31 de julio al 8 de agosto.
Los propósitos de la misión TSS-1 eran verificar el concepto de sujeción de la estabilización del gradiente de gravedad y proporcionar una instalación de investigación para investigar la física espacial y la electrodinámica del plasma. Esta misión descubrió varios aspectos sobre la dinámica del sistema anclado, aunque el satélite no se desplegó por completo. Se quedó a 78 metros; después de que se resolvió ese inconveniente, su despliegue continuó hasta una longitud de 256 metros (840 pies) antes de atascarse nuevamente, donde finalmente terminó el esfuerzo (la longitud total propuesta era de 20.000 metros (66.000 pies)). Un perno que sobresale debido a una modificación tardía del sistema de carrete de despliegue, atascó el mecanismo de despliegue e impidió el despliegue en su extensión completa. A pesar de este problema, los resultados mostraron que el concepto básico de correas largas estabilizadas con gradiente de gravedad era sólido. También resolvió varios problemas de dinámica de despliegue corto, redujo los problemas de seguridad y demostró claramente la viabilidad de desplegar el satélite a largas distancias.
El voltaje y la corriente alcanzados usando la longitud de la correa corta eran demasiado bajos para que se pudieran realizar la mayoría de los experimentos. Sin embargo, se realizaron mediciones de bajo voltaje, junto con el registro de las variaciones de las fuerzas y corrientes inducidas por la atadura. Se recopiló nueva información sobre la corriente "return-tether". La misión fue refluida en 1996 como TSS-1R.
Misión TSS-1R
Cuatro años más tarde, como una misión de seguimiento de TSS-1, el satélite TSS-1R fue lanzado a finales de febrero de 1996 desde el transbordador espacial Columbia en la misión STS-75 . El objetivo de la misión TSS-1R era desplegar la correa a 20,7 km (12,9 millas) por encima del orbitador y permanecer allí recopilando datos. La misión TSS-1R tenía como objetivo realizar experimentos exploratorios en la física del plasma espacial. Las proyecciones indicaron que el movimiento de la correa conductora larga a través del campo magnético de la Tierra produciría un EMF que conduciría una corriente a través del sistema de correa.
El TSS-1R se desplegó (durante un período de cinco horas) a 19,7 km (12,2 millas) cuando se rompió la correa. La rotura se atribuyó a una descarga eléctrica a través de un lugar roto en el aislamiento.
A pesar de la finalización del despliegue de la correa antes de la extensión completa, la extensión lograda fue lo suficientemente larga como para verificar numerosas especulaciones científicas. Estos hallazgos incluyeron las mediciones de la EMF de movimiento, el potencial del satélite, el potencial del orbitador, la corriente en la correa, la resistencia cambiante en la correa, las distribuciones de partículas cargadas alrededor de un satélite esférico altamente cargado y el campo eléctrico ambiental. Además, un hallazgo significativo se refiere a la colección actual a diferentes potenciales en una masa final esférica. Las corrientes medidas en la correa excedieron con creces las predicciones de modelos numéricos anteriores hasta en un factor de tres. Una explicación más descriptiva de estos resultados se puede encontrar en Thompson, et al. . Se han realizado mejoras en el modelado de la carga de electrones de la lanzadera y cómo afecta la recolección de corriente, y en la interacción de los cuerpos con el plasma circundante, así como en la producción de energía eléctrica.
Se había propuesto una segunda misión, TSS-2, para utilizar el concepto de atadura para la experimentación en la atmósfera superior, pero nunca se realizó en vuelo.
Tethers en misiones satelitales
También se han utilizado sistemas de amarre más largos en misiones satelitales, tanto operativamente (como sistemas de despin yoyó) como en misiones diseñadas para probar conceptos y dinámicas de amarre.
Yo-yo despin
Los sistemas de anclaje corto se utilizan comúnmente en satélites y sondas espaciales robóticas. Más notablemente, las ataduras se utilizan en el mecanismo de " yo-yo de-spin ", a menudo utilizado en sistemas donde una sonda gira durante el encendido de un motor de inyección de cohete sólido , pero necesita que se elimine el giro durante el vuelo. En este mecanismo, los pesos en el extremo de cables largos se despliegan lejos del cuerpo del satélite giratorio. Cuando se cortan los cables, gran parte o la totalidad del momento angular del giro se transfiere a los pesos descartados. Como ejemplo, la tercera etapa de la Misión Dawn de la NASA utilizó dos pesos con 1,44 kg (3,2 libras) cada uno desplegado en cables de 12 metros (39 pies).
Experimentos del pequeño sistema de despliegue fungible de la NASA
En 1993 y 1994, la NASA lanzó tres misiones utilizando el "Sistema de despliegue pequeño fungible" (SEDS), que desplegó ataduras de 20 km (12 millas) (SEDS-1 y SEDS-2) y 500 metros (1.600 pies) (PMG). conectado a una segunda etapa Delta-II gastada . Los tres experimentos fueron los primeros vuelos exitosos de correas largas en órbita y demostraron un funcionamiento mecánico y electrodinámico de las correas.
SEDS-1
La primera prueba de vuelo orbital completamente exitosa de un sistema de anclaje largo fue SEDS-1, que probó el sistema de despliegue pequeño desechable simple y solo de despliegue. La correa se balanceó hacia la vertical y se cortó después de una órbita. Esto lanzó la carga útil y la correa de Guam a una trayectoria de reentrada frente a la costa de México. La reentrada fue lo suficientemente precisa como para que un observador posicionado previamente pudiera grabar en video la reentrada y quemado de la carga útil.
SEDS-2
El SEDS-2 se lanzó en un Delta (junto con un satélite GPS Block 2) el 9 de marzo de 1994. Un frenado de retroalimentación limitó el giro después del despliegue a 4 °. La carga útil devolvió datos durante 8 horas hasta que se agotó la batería; durante este tiempo, el par de torsión lo hizo girar hasta 4 rpm. La correa sufrió un corte 3,7 días después del despliegue. La carga útil volvió a entrar (como se esperaba) en cuestión de horas, pero la longitud de 7,2 km (4,5 millas) en el extremo del Delta sobrevivió sin más cortes hasta el reingreso el 7 de mayo de 1994. La correa era un objeto fácil a simple vista cuando se iluminaba con el sol y visto contra un cielo oscuro.
En estos experimentos, se verificaron los modelos de ataduras y las pruebas demostraron que un vehículo de reentrada se puede desplegar hacia abajo en una órbita de reentrada utilizando ataduras.
PMG
Un experimento de seguimiento, el Plasma Motor Generator (PMG), utilizó el desplegador SEDS para desplegar una atadura de 500 m para demostrar el funcionamiento de la atadura electrodinámica.
El PMG se planeó para probar la capacidad de un conjunto de cátodo hueco (HCA) para proporcionar una corriente eléctrica bipolar de baja impedancia entre una nave espacial y la ionosfera. Además, otras expectativas eran mostrar que la configuración de la misión podría funcionar como un motor impulsor de la órbita y como un generador, al convertir la energía orbital en electricidad. La atadura era una longitud de 500 m de alambre de cobre aislado de calibre 18.
La misión se lanzó el 26 de junio de 1993 como carga útil secundaria de un cohete Delta II. El experimento total duró aproximadamente siete horas. En ese tiempo, los resultados demostraron que la corriente es completamente reversible y, por lo tanto, era capaz de generar energía y modos de impulso de órbita. El cátodo hueco fue capaz de proporcionar una forma de baja potencia de conectar la corriente hacia y desde el plasma ambiental. Esto significa que el HC demostró su capacidad de recolección y emisión de electrones.
Experimentos NRL, TiPS y ATEx
Consejos
El Experimento de Física y Supervivencia de Tether (TiPS) se lanzó en 1996 como un proyecto del Laboratorio de Investigación Naval de EE. UU . incorporó una correa de 4.000 metros. Los dos objetos atados se llamaron "Ralph" y "Norton". TiPS era visible desde el suelo con binoculares o un telescopio y ocasionalmente fue detectado accidentalmente por astrónomos aficionados. La atadura se rompió en julio de 2006. Este punto de datos estadísticos a largo plazo está en línea con los modelos de escombros publicados por J. Carroll después de la misión SEDS-2, y las pruebas en tierra realizadas por D. Sabath de TU Muenchen. Las predicciones de una supervivencia máxima de dos años para TiPS basadas en algunas otras pruebas en tierra han demostrado ser demasiado pesimistas (por ejemplo, McBride / Taylor, Penson). El corte temprano del SEDS-2 con el mismo debe considerarse una anomalía posiblemente relacionada con el impacto de los escombros de la etapa superior.
ATEx
El Advanced Tether Experiment (ATEx) fue una continuación del experimento TiPS, diseñado y construido por el Centro Naval de Tecnología Espacial. ATEx voló como parte de la misión STEX (Experimento de tecnología espacial). ATEx tenía dos masas terminales conectadas por una atadura de polietileno que estaba destinada a desplegarse a una longitud de 6 km (3,7 millas) y estaba destinada a probar un nuevo esquema de despliegue de ataduras, nuevo material de atadura, control activo y capacidad de supervivencia. ATEx se desplegó el 16 de enero de 1999 y finalizó 18 minutos después tras desplegar sólo 22 m de atadura. El lanzamiento fue provocado por un sistema de protección automático diseñado para salvar a STEX si la correa comenzaba a desviarse de su ángulo de salida esperado, lo que en última instancia fue causado por una correa demasiado floja. Como resultado del error de implementación, no se logró ninguno de los objetivos ATEx deseados.
Satélite de jóvenes ingenieros (SÍ)
SÍ
En 1997, la Agencia Espacial Europea lanzó el Young Engineers 'Satellite (YES) de aproximadamente 200 kg (440 lb) en GTO con una correa de doble hebra de 35 km (22 millas), y planeó desorbitar una sonda a una velocidad casi interplanetaria. mediante el despliegue oscilante del sistema de sujeción. La órbita lograda no fue como se planeó inicialmente para el experimento de la correa y, por consideraciones de seguridad, la correa no se desplegó.
SI2
Diez años después de YES, se lanzó su sucesor, el satélite 2 de jóvenes ingenieros (YES2). El Sí2 era una parte de sujeción por satélite integrado estudiante de 36 kg de la ESA 's Foton-M3 misión de microgravedad. El satélite YES2 empleó una conexión de 32 km para desorbitar una pequeña cápsula de reentrada, "Fotino". El satélite YES2 se lanzó el 14 de septiembre de 2007 desde Baikonur . El sistema de comunicaciones de la cápsula falló y la cápsula se perdió, pero la telemetría de despliegue indicó que la correa se desplegó en toda su longitud y que la cápsula presumiblemente se desorbitó según lo planeado. Se ha calculado que Fotino se insertó en una trayectoria hacia un lugar de aterrizaje en Kazajstán , pero no se recibió ninguna señal. La cápsula no se recuperó.
Experimento KITE
El Kounotori Integrated Tether Experiment (KITE) fue una prueba de tecnología de amarre en el vehículo de reabastecimiento de la estación espacial japonesa H-II Transfer Vehicle (HTV) 6, lanzado por la Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (JAXA) en diciembre de 2016. Después de desacoplarse del International El 27 de enero de 2016, la Estación Espacial tenía la intención de desplegar una correa electrodinámica de 700 metros (2300 pies), sin embargo, una falla provocó que la correa no se desplegara. El vehículo se quemó en la atmósfera sin desplegarse. El experimento demostró con éxito un cátodo de emisión de campo de nanotubos de carbono .
Misiones de CubeSat Tether
Los CubeSats son satélites pequeños y de bajo costo que generalmente se lanzan como cargas útiles secundarias en otras misiones, a menudo construidos y operados como proyectos de estudiantes. Varias misiones de CubeSat han intentado desplegar ataduras, hasta ahora sin éxito.
MÁSTIL
El Tether Survivable Multi-Application (MAST) lanzó tres módulos CubeSat de 1 kg con un Tether de 1 km. Dos de los módulos CubeSat ("Ted" y "Ralph") estaban pensados como masas finales en la atadura desplegada, mientras que el tercero ("Gadget") servía como un escalador que podía moverse hacia arriba y hacia abajo por la atadura. El experimento utilizó un " Hoytether " de varias líneas diseñado para ser resistente a los daños. Los objetivos del experimento MAST eran obtener datos en órbita sobre la capacidad de supervivencia de las ataduras espaciales en el entorno orbital de micrometeoritos / desechos, estudiar la dinámica de las formaciones atadas de naves espaciales y sistemas de ataduras giratorias, y demostrar conceptos de ataduras de intercambio de impulso. El hardware del experimento fue diseñado bajo una colaboración de la NASA Small Business Technology Transfer (STTR) entre Tethers Unlimited, Inc. y la Universidad de Stanford , con TUI desarrollando el tether, el desplegador de tether, el subsistema de inspección de tether, la aviónica satelital y el software, y los estudiantes de Stanford desarrollaron el estructuras de satélites y ayuda con el diseño de aviónica, como parte del programa University CubeSat.
En abril de 2007, el MAST se lanzó como una carga útil secundaria en un cohete Dnepr en una órbita de 98 °, 647 km × 782 km (402 mi × 486 mi). El equipo del experimento hizo contacto con el picosatélite "Gadget", pero no con "Ted", el picosatélite de despliegue de ataduras. Si bien el sistema fue diseñado para que los satélites se separaran incluso si no se establecieran comunicaciones con el desplegador de la atadura, el sistema no se implementó por completo. Las mediciones del radar muestran que la correa se desplegó a solo 1 metro.
STARS, STARS-II y STARS-C
La misión Space Tethered Autonomous Robotic Satellite (STARS o Kukai ), desarrollada por el Proyecto de Desarrollo de Satélites Kagawa en la Universidad de Kagawa , Japón, se lanzó el 23 de enero de 2009 como una carga útil secundaria CubeSat a bordo del vuelo 15 del H-IIA , que también lanzó GOSAT . Después del lanzamiento, el satélite recibió el nombre de KUKAI y constaba de dos subsatélites, "Ku" y "Kai", que se unían mediante una atadura de 5 metros (16 pies). Se separó con éxito del cohete y se transfirió a la órbita planificada, pero la correa se desplegó solo a una longitud de varios centímetros, "debido al problema de bloqueo de lanzamiento del mecanismo del carrete de la correa".
Un satélite de seguimiento, STARS-II, era un satélite de 9 kg (20 lb) diseñado para volar una correa electrodinámica de 300 m (980 pies) hecha de cables ultrafinos de acero inoxidable y aluminio. Uno de los objetivos de este programa era demostrar la posible tecnología para dejar de orbitar los desechos espaciales. La misión se lanzó el 27 de febrero de 2014 como una carga útil secundaria a bordo de un cohete H-2A y volvió a ingresar dos meses después, el 26 de abril de 2014. El experimento solo tuvo un éxito parcial y no se pudo confirmar el despliegue de la correa. La órbita decayó de 350 km (220 millas) a 280 km (170 millas) en 50 días, considerablemente más rápido que los otros CubeSats lanzados en la misma misión, una indicación indirecta de que su correa se desplegó, aumentando la resistencia. Sin embargo, la fotografía telescópica del satélite desde el suelo mostró al satélite como un solo punto, en lugar de dos objetos. Los experimentadores sugieren que esto puede deberse a que la correa se extendió, pero se enredó por el rebote.
Una tercera misión STARS, el STARS-C cubesat, fue un cubesat de 2U diseñado para desplegar una atadura de fibra de aramida de 100 m (330 pies) con un diámetro de 0,4 mm (0,016 pulgadas) entre un satélite madre y un satélite hijo. El cubesat fue diseñado por un equipo de la Universidad de Shizuoka . El satélite tiene una masa de 2,66 kg (5,9 lb). Se lanzó el 9 de diciembre de 2016 desde el JEM Small Satellite Orbital Deployer en la Estación Espacial Internacional, y se volvió a ingresar el 2 de marzo de 2018. Sin embargo, la calidad de la señal fue intermitente, posiblemente debido a una falla en el despliegue del panel solar. y no se obtuvieron datos sobre el despliegue de la correa. Las estimaciones de las mediciones de resistencia orbital sugieren que la correa se desplegó a una longitud de unos 30 metros.
ESTCube-1
ESTCube-1 fue una misión de Estonia para probar una vela eléctrica en órbita, lanzada en 2013. Se diseñó para desplegar una atadura mediante un despliegue centrífugo, pero la atadura no se desplegó.
TEPCE
Tether Electrodynamic Propulsion CubeSat Experiment (TEPCE) fue un experimento de amarre electrodinámico del Laboratorio de Investigación Naval basado en una configuración de "triple CubeSat ", que se lanzó como una carga útil secundaria como parte del lanzamiento de STP-2 en un Falcon Heavy en junio de 2019. en noviembre de 2019 para detectar la fuerza electrodinámica en la órbita de la correa. TEPCE usó dos masas terminales casi idénticas con un resorte STACER entre ellas para iniciar el despliegue de una correa conductora de cinta trenzada de 1 km de largo. El frenado pasivo se utilizó para reducir la velocidad y, por lo tanto, retroceder al final del despliegue. El satélite estaba destinado a impulsar una corriente electrodinámica en cualquier dirección. Se pretendía poder subir o bajar la órbita varios kilómetros por día, cambiar el estado de libración , cambiar el plano de la órbita y maniobrar activamente. Un gran cambio en su tasa de descomposición el 17 de noviembre sugiere que la correa se desplegó en esa fecha, lo que llevó a su rápido reingreso, que ocurrió el 1 de febrero de 2020.
MITIO
El Experimento Electrodinámico de Tether en Miniatura (MiTEE) de la Universidad de Michigan es un experimento de cubesat diseñado para medir la corriente eléctrica a lo largo de un tether en diferentes longitudes entre 10 y 30 metros (33 y 98 pies). Debía desplegar un subsatélite de aproximadamente 8 cm × 8 cm × 2 cm (3,15 pulgadas × 3,15 pulgadas × 0,79 pulgadas) desde un CubeSat 3U para probar las correas electrodinámicas de los satélites en el entorno espacial.
En 2015, la NASA seleccionó a MiTEE como Candidato a la Misión Espacial CubeSat de la Universidad, y el proyecto entregó con éxito el hardware para el vuelo.
En enero de 2021, Mitee-1, lanzado al espacio en Virgen Orbit 's LauncherOne vuelo de prueba.
Sondeo de vuelos de cohetes
CARGA 2
El Experimento Cooperativo de Cañones Cohetes a Gran Altitud (CHARGE) 2 fue desarrollado conjuntamente por Japón y la NASA, para observar la colección actual junto con otros fenómenos. El objetivo principal era medir la carga útil y las corrientes de retorno durante los períodos de emisión de electrones. Los objetivos secundarios se relacionaron con los procesos de plasma asociados con disparos de corriente continua y pulsada de una fuente de haz de electrones de baja potencia. El 14 de diciembre de 1985, se lanzó la misión CHARGE en White Sands Missile Range , Nuevo México. Los resultados indicaron que es posible mejorar la capacidad de recolección de corriente de electrones de vehículos cargados positivamente por medio de liberaciones deliberadas de gas neutro en un plasma espacial no perturbado. Además, se observó que se ha descubierto que la liberación de gas neutro o gas argón en la región de plasma no perturbada que rodea una plataforma polarizada positivamente provoca mejoras en la recogida de corriente de electrones. Esto se debió al hecho de que se ionizó una fracción del gas, lo que aumentó la densidad del plasma local y, por lo tanto, el nivel de la corriente de retorno.
EDIPO
OEDIPUS ("Observaciones de la distribución del campo eléctrico en el plasma ionosférico - una estrategia única") consistió en dos experimentos con cohetes sonoros que utilizaron ataduras conductoras giratorias como una sonda doble para medir campos eléctricos débiles en la aurora. Fueron lanzados utilizando cohetes de sonido Black Brant de 3 etapas. OEDIPUS A se lanzó el 30 de enero de 1989 desde Andøya en Noruega. La carga útil atada consistía en dos subcargas giratorias con una masa de 84 y 131 kg, conectadas por una correa giratoria. El vuelo estableció un récord para la longitud de una atadura electrodinámica en el espacio en ese momento, 958 m (3143 pies). La atadura era un alambre trenzado de estaño-cobre recubierto de teflón de 0,85 mm (0,033 pulgadas) de diámetro y se desplegaba desde un carrete tipo carrete ubicado en la subcarga delantera.
OEDIPUS C fue lanzado el 6 de noviembre de 1995 desde el Poker Flat Research Range al norte de Fairbanks, Alaska, en un cohete con sonda Black Brant XII. El vuelo alcanzó un apogeo de 843 km (524 millas) y desplegó una correa del mismo tipo utilizado en el OEDIPUS-A a una longitud de 1.174 m (3.852 pies). Incluyó un Experimento de Dinámica de Tether para derivar la teoría y desarrollar software de simulación y animación para el análisis de la dinámica de múltiples cuerpos y el control de la configuración de la correa giratoria, proporcionar experiencia en dinámica y control para el vehículo suborbital amarrado y para las investigaciones científicas, desarrollar una estabilización de actitud esquema para las cargas útiles y apoyar el desarrollo de la carga útil de OEDIPUS C, y adquirir datos dinámicos durante el vuelo para compararlos con la simulación previa al vuelo.
Tirano saurio Rex
El 31 de agosto de 2010, un experimento de la Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (JAXA) sobre el experimento de anclaje espacial llamado "Tether Technologies Rocket Experiment" (T-REX), patrocinado por la Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (ISAS / JAXA), se lanzó en el sondeo. cohete S-520-25 del Centro Espacial de Uchinoura , Japón, alcanzando una altitud máxima de 309 km (192 mi). T-Rex fue desarrollado por un equipo internacional dirigido por el Instituto de Tecnología de Kanagawa / Universidad de Nihon para probar un nuevo tipo de atadura electrodinámica (EDT). La cinta de sujeción de 300 m (980 pies) se desplegó según lo programado y se transmitió al suelo un video del despliegue. Se verificó el despliegue exitoso de la correa, al igual que la rápida ignición de un cátodo hueco en el entorno espacial.
El experimento demostró un "Sistema de implementación de anclaje plano plegable". El experimento educativo presentó el primer despliegue de una correa de cinta desnuda ( es decir, sin aislamiento, la correa en sí actúa como ánodo y recoge electrones). 130 m (430 pies) del total de 300 m (980 pies) de amarre se desplegaron al estilo de una manguera contra incendios, impulsados puramente por inercia y limitados por la fricción, luego de una poderosa expulsión iniciada por resorte. Se registraron datos GPS diferenciales precisos de la implementación y se tomaron videos de las masas finales.
Misiones propuestas y futuras
ProSEDS
El uso de una sección desnuda de una correa electrodinámica transportada por el espacio para un dispositivo de recolección de electrones se ha sugerido como una alternativa prometedora a los colectores de electrones de cuerpo terminal para ciertas aplicaciones de correa electrodinámica. El concepto de conexión desnuda se iba a probar primero durante la misión ProSEDS (Propulsive Small Prespendable Deployer System) de la NASA. Si bien la misión fue cancelada después del accidente del transbordador espacial Columbia de la NASA, el concepto podría emprenderse en el futuro.
Otras lecturas
- Stone, Nobie H (2016). "Resultados únicos y lecciones aprendidas de las misiones TSS" . Quinta Conferencia Internacional sobre Tethers en el Espacio - vía NTRS.