Se han desplegado varios cables espaciales en misiones espaciales. [1] Los satélites de amarre se pueden utilizar para diversos fines, incluida la investigación sobre propulsión por amarre , estabilización de mareas y dinámica de plasma orbital.
Las misiones han tenido distintos grados de éxito; algunas han tenido mucho éxito.
Los satélites atados se componen de tres partes: el satélite base, el anclaje y el subsatélite. El satélite base contiene el subsatélite y el anclaje hasta su despliegue. A veces, el satélite base es otro satélite básico, otras veces puede ser una nave espacial, una estación espacial o la Luna. El anclaje es lo que mantiene conectados a los dos satélites. El subsatélite se libera de la base con la ayuda de un sistema de eyección por resorte, la fuerza centrífuga o los efectos del gradiente de gravedad.
Los anclajes pueden utilizarse en una amplia gama de aplicaciones, entre ellas la propulsión electrodinámica, el intercambio de momento, la gravedad artificial, el despliegue de sensores o antenas, etc. El despliegue de los anclajes puede ir seguido de una fase de mantenimiento de la posición (en particular, si el estado objetivo es una orientación vertical del sistema) y, a veces, si el sistema de despliegue lo permite, una retracción. [ cita requerida ]
La fase de mantenimiento de la posición y la fase de retracción requieren un control activo para la estabilidad, especialmente cuando se tienen en cuenta los efectos atmosféricos. Cuando no hay suposiciones simplificadoras, la dinámica se vuelve excesivamente difícil porque entonces está regida por un conjunto de ecuaciones diferenciales ordinarias y parciales no lineales, no autónomas y acopladas . Estas condiciones crean una lista de cuestiones dinámicas a tener en cuenta: [2]
En 1966, Gemini 11 desplegó una cuerda de 30 m (98 pies) que se estabilizó mediante una rotación que produjo 0,00015 g.
El Sistema de Satélites Atados-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 Smithsoniano , y Giuseppe Colombo , de la Universidad de Padua. Fue un proyecto conjunto de la NASA y la Agencia Espacial Italiana , que se puso en marcha en 1992, durante la misión STS-46 a bordo del transbordador espacial Atlantis del 31 de julio al 8 de agosto. [3]
Los objetivos de la misión TSS-1 eran verificar el concepto de anclaje para la estabilización por gradiente de gravedad y proporcionar una instalación de investigación para estudiar la física espacial y la electrodinámica del plasma. Esta misión reveló varios aspectos sobre la dinámica del sistema anclado, aunque el satélite no se desplegó por completo. Se atascó a 78 metros; después de que se resolvió ese problema, continuó desplegándose hasta una longitud de 256 metros (840 pies) antes de atascarse nuevamente, donde finalmente terminó el esfuerzo [4] (la longitud total propuesta era de 20.000 metros (66.000 pies)). Un perno saliente [5] debido a una modificación en la última etapa del sistema de carrete de despliegue, atascó el mecanismo de despliegue e impidió el despliegue hasta la extensión completa. A pesar de este problema, los resultados mostraron que el concepto básico de anclajes largos estabilizados por gradiente de gravedad era sólido. También resolvió varios problemas de dinámica de despliegue cortos, redujo las preocupaciones de seguridad y demostró claramente la viabilidad de desplegar el satélite a largas distancias. [2]
El voltaje y la corriente que se alcanzaron con la longitud corta de la cuerda fueron demasiado bajos para la mayoría de los experimentos que se llevaron a cabo. Sin embargo, se realizaron mediciones de bajo voltaje, junto con el registro de las variaciones de las fuerzas y corrientes inducidas por la cuerda. Se recopiló nueva información sobre la corriente de "atadura de retorno". La misión volvió a volar en 1996 como TSS-1R. [6]
Cuatro años más tarde, como misión de seguimiento de la TSS-1, el satélite TSS-1R fue lanzado a finales de febrero de 1996 desde el transbordador espacial Columbia en la misión STS-75 . [6] El objetivo de la misión TSS-1R era desplegar el cable a 20,7 km (12,9 mi) por encima del orbitador y permanecer allí recopilando datos. La misión TSS-1R era realizar experimentos exploratorios en física del plasma espacial. Las proyecciones indicaban que el movimiento del largo cable conductor a través del campo magnético de la Tierra produciría un EMF que impulsaría una corriente a través del sistema de cables.
El TSS-1R se encontraba desplegado (durante un período de cinco horas) a 19,7 km (12,2 mi) cuando se rompió el cable. La rotura se atribuyó a una descarga eléctrica a través de un punto roto en el aislamiento. [7]
A pesar de que el despliegue de la atadura se terminó antes de que se extendiera por completo, la extensión lograda fue lo suficientemente larga como para verificar numerosas especulaciones científicas. Estos hallazgos incluyeron las mediciones de la fuerza electromotriz en movimiento [8] , el potencial del satélite [ 9] , el potencial del orbitador [10] , la corriente en la atadura [11], la resistencia cambiante en la atadura [12] , las distribuciones de partículas cargadas alrededor de un satélite esférico altamente cargado [13] y el campo eléctrico ambiental [8] . Además, un hallazgo significativo se refiere a la recolección de corriente a diferentes potenciales en una masa final esférica. Las corrientes medidas en la atadura superaron con creces las predicciones de modelos numéricos anteriores [14] hasta en un factor de tres. Una explicación más descriptiva de estos resultados se puede encontrar en Thompson, et al. [15] Se han realizado mejoras en el modelado de la carga de electrones del transbordador y cómo afecta la recolección de corriente [11] y en la interacción de los cuerpos con el plasma circundante, así como en la producción de energía eléctrica [16] .
Se había propuesto una segunda misión, TSS-2, para utilizar el concepto de anclaje para la experimentación en la atmósfera superior, [17] pero nunca se llevó a cabo. [18]
También se han utilizado sistemas de amarre más largos en misiones satelitales, tanto a nivel operativo (como sistemas de despin yo-yo) como en misiones diseñadas para probar conceptos y dinámicas de amarre.
Los sistemas de amarre cortos se utilizan habitualmente en satélites y sondas espaciales robóticas. En particular, los amarres se utilizan en el mecanismo de "des-giro yo-yo ", que suele emplearse en sistemas en los que una sonda se pone a girar durante el encendido de un motor de inyección de combustible sólido , pero necesita que se le quite el giro durante el vuelo. [19] En este mecanismo, se colocan pesos en el extremo de cables largos que se alejan 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 de 1,44 kg (3,2 lb) cada uno desplegados en cables de 12 metros (39 pies). [20]
En 1993 y 1994, la NASA lanzó tres misiones utilizando el "Small Expendable Deployer System" (SEDS), que desplegó correas de 20 km (12 millas) (SEDS-1 y SEDS-2) y 500 metros (1.600 pies) (PMG) unidas a una segunda etapa Delta-II gastada . Los tres experimentos fueron los primeros vuelos exitosos de correas largas en órbita y demostraron el funcionamiento de las correas tanto mecánicas como electrodinámicas.
La primera prueba de vuelo orbital completamente exitosa de un sistema de amarre largo fue SEDS-1, que probó el sistema de despliegue de dispositivos desechables pequeños, simple y de solo despliegue. El amarre giró hacia la vertical y se cortó después de una órbita. Esto hizo que la carga útil y el amarre desde Guam se lanzaran a una trayectoria de reentrada frente a la costa de México. La reentrada fue lo suficientemente precisa como para que un observador preposicionado pudiera filmar en video la reentrada de la carga útil y el quemado. [21]
El SEDS-2 fue lanzado en un Delta (junto con un satélite GPS Block 2) el 9 de marzo de 1994. Un frenado por retroalimentación limitó el giro después del despliegue a 4°. La carga útil envió datos durante 8 horas hasta que se agotó su batería; durante este tiempo, el par de torsión de la correa la 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 mi) en el extremo del Delta sobrevivió sin más cortes hasta el reingreso el 7 de mayo de 1994. La correa era un objeto fácil de ver a simple vista cuando estaba iluminada por el sol y se veía contra un cielo oscuro. [21]
En estos experimentos se verificaron los modelos de amarres y las pruebas demostraron que un vehículo de reentrada puede desplegarse hacia abajo en una órbita de reentrada utilizando amarres. [22]
Un experimento de seguimiento, el generador de motor de plasma (PMG), utilizó el desplegador SEDS para desplegar una atadura de 500 m para demostrar el funcionamiento de la atadura electrodinámica. [21] [22]
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 demostrar que la configuración de la misión podría funcionar como un motor de impulso de órbita, así como un generador, convirtiendo la energía orbital en electricidad. El cable de conexión era un cable de cobre aislado de calibre 18 de 500 m de longitud. [21]
La misión se lanzó el 26 de junio de 1993 como carga útil secundaria en un cohete Delta II. El experimento 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 pudo proporcionar una forma de bajo consumo de energía para conectar la corriente hacia y desde el plasma ambiental. Esto significa que el HC demostró sus capacidades de recolección y emisión de electrones. [23]
El Experimento de Física y Supervivencia de Tether (TiPS) fue lanzado en 1996 como un proyecto del Laboratorio de Investigación Naval de los Estados Unidos ; incorporaba una correa de 4.000 metros. Los dos objetos atados se llamaban "Ralph" y "Norton". TiPS era visible desde el suelo con binoculares o un telescopio y ocasionalmente fue visto accidentalmente por astrónomos aficionados. La correa se rompió en julio de 2006. [24] Este punto de datos estadísticos de largo plazo está en línea con los modelos de escombros publicados por J. Carroll después de la misión SEDS-2 y las pruebas terrestres de D. Sabath de TU Muenchen. Las predicciones de un máximo de dos años de supervivencia para TiPS basadas en algunas otras pruebas terrestres han demostrado ser demasiado pesimistas (por ejemplo, McBride/Taylor, Penson). El corte temprano del SEDS-2 con él debe considerarse una anomalía posiblemente relacionada con el impacto de los escombros de la etapa superior. [24]
El Experimento de Amarre Avanzado (ATEx, por sus siglas en inglés) fue una continuación del experimento TiPS, diseñado y construido por el Centro Naval de Tecnología Espacial. El ATEx voló como parte de la misión STEX (Experimento de Tecnología Espacial). El ATEx tenía dos masas en los extremos conectadas por un amarre de polietileno que se pretendía desplegar a una longitud de 6 km (3,7 mi), y estaba destinado a probar un nuevo esquema de despliegue de amarre, un nuevo material de amarre, control activo y capacidad de supervivencia. El ATEx se desplegó el 16 de enero de 1999 y finalizó 18 minutos después, tras desplegar solo 22 m de amarre. El descarte fue activado por un sistema de protección automático diseñado para salvar al STEX si el amarre comenzaba a desviarse de su ángulo de salida esperado, [25] lo que en última instancia fue causado por un amarre excesivamente flojo. [26] Como resultado del fallo del despliegue, no se logró ninguno de los objetivos deseados del ATEx. [27]
En 1997, la Agencia Espacial Europea lanzó el Satélite de Jóvenes Ingenieros (YES) de unos 200 kg (440 lb) a GTO con un anclaje de doble hebra de 35 km (22 mi) y planeó desorbitar una sonda a una velocidad casi interplanetaria mediante el despliegue oscilante del sistema de anclaje. [28] La órbita alcanzada no fue la inicialmente planeada para el experimento del anclaje y, por consideraciones de seguridad, el anclaje no se desplegó. [28]
Diez años después del YES, su sucesor, el Young Engineers' Satellite 2 (YES2), fue lanzado. [29] El YES2 era un satélite de 36 kg construido por estudiantes, parte de la misión de microgravedad Foton-M3 de la ESA . El satélite YES2 empleó un cable de 32 km para desorbitar una pequeña cápsula de reentrada, "Fotino". [30] [31] [32] El satélite YES2 fue lanzado 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 el cable se desplegó en toda su longitud y que la cápsula presumiblemente se desorbitó como estaba previsto. 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 fue recuperada. [28]
El Experimento de Amarre Integrado Kounotori (KITE) fue una prueba de la 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 de la Estación Espacial Internacional el 27 de enero de 2016, se pretendía desplegar un amarre electrodinámico de 700 metros (2300 pies), sin embargo, una falla resultó en que el amarre no se desplegara. [33] El vehículo se quemó en la atmósfera sin desplegarse. [34] El experimento demostró con éxito un cátodo de emisión de campo de nanotubos de carbono . [33]
Los CubeSats son satélites pequeños y de bajo costo que suelen lanzarse como cargas útiles secundarias en otras misiones, y que a menudo se construyen y operan como proyectos de estudiantes. Varias misiones CubeSat han intentado desplegar cables, pero hasta ahora sin éxito.
El Multi-Application Survivable Tether (MAST) lanzó tres módulos CubeSat de 1 kg con un anclaje de 1 km. Dos de los módulos CubeSat ("Ted" y "Ralph") estaban pensados como masas finales en el anclaje desplegado, mientras que el tercero ("Gadget") sirvió como un trepador que podía subir y bajar del anclaje. El experimento utilizó un " Hoytether " multilínea diseñado para ser resistente a los daños. Los objetivos del experimento MAST eran obtener datos en órbita sobre la capacidad de supervivencia de los anclajes espaciales en el entorno orbital de micrometeoritos/escombros, estudiar la dinámica de las formaciones ancladas de naves espaciales y sistemas de anclaje giratorios, y demostrar conceptos de anclajes de intercambio de momento. [35] El hardware del experimento fue diseñado bajo una colaboración de Transferencia de Tecnología para Pequeñas Empresas (STTR) de la NASA entre Tethers Unlimited, Inc. y la Universidad de Stanford , con TUI desarrollando el anclaje, el desplegador de anclaje, el subsistema de inspección de anclaje, la aviónica del satélite y el software, y los estudiantes de Stanford desarrollando las estructuras del satélite y ayudando con el diseño de la aviónica, como parte del programa CubeSat de la Universidad.
En abril de 2007, el MAST fue lanzado como carga útil secundaria en un cohete Dnepr a una órbita de 98°, 647 km × 782 km (402 mi × 486 mi). El equipo del experimento estableció contacto con el picosatélite "Gadget", pero no con "Ted", el picosatélite de despliegue de la correa. [36] Si bien el sistema fue diseñado para que los satélites se separaran incluso si no se establecían comunicaciones con el desplegador de la correa, el sistema no se desplegó completamente. Las mediciones de radar muestran que la correa desplegada solo fue de 1 metro. [37] [38]
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, fue lanzada el 23 de enero de 2009 como una carga útil secundaria CubeSat a bordo del vuelo 15 del H-IIA , que también lanzó GOSAT . [39] Después del lanzamiento, el satélite fue llamado KUKAI, y consistió en dos subsatélites, "Ku" y "Kai", [40] que se unirían por una correa de 5 metros (16 pies). Se separó con éxito del cohete y se transfirió a la órbita planificada, pero la correa se desplegó solo hasta una longitud de varios centímetros, "debido al problema de bloqueo de lanzamiento del mecanismo del carrete de la correa". [41]
Un satélite de seguimiento, STARS-II, [42] era un satélite de 9 kg (20 lb) diseñado para volar una atadura electrodinámica de 300 m (980 ft) hecha de cables ultradelgados de acero inoxidable y aluminio. [43] Uno de los objetivos de este programa era demostrar la posible tecnología para desorbitar los desechos espaciales. [44] La misión se lanzó el 27 de febrero de 2014 como una carga útil secundaria a bordo de un cohete H-2A , y reingresó dos meses después, el 26 de abril de 2014. El experimento fue solo parcialmente exitoso, y el despliegue de la atadura no se pudo confirmar. La órbita decayó de 350 km (220 mi) a 280 km (170 mi) en 50 días, considerablemente más rápido que los otros CubeSats lanzados en la misma misión, una indicación indirecta de que su atadura se desplegó, aumentando la resistencia. Sin embargo, la fotografía telescópica del satélite desde el suelo mostró el satélite como un solo punto, en lugar de dos objetos. Los experimentadores sugieren que esto puede haberse debido a que la correa se extendió, pero se enredó por el rebote. [45]
Una tercera misión STARS, el cubesat STARS-C, era un cubesat 2U diseñado para desplegar un cable 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 hija. El cubesat fue diseñado por un equipo de la Universidad de Shizuoka . El satélite tiene una masa de 2,66 kg (5,9 lb). [46] [47] Fue lanzado el 9 de diciembre de 2016, desde el Desplegador Orbital de Satélites Pequeños JEM en la Estación Espacial Internacional, y reingresó el 2 de marzo de 2018. Sin embargo, la calidad de la señal fue intermitente, posiblemente debido a un fallo en el despliegue del panel solar, y no se obtuvieron datos sobre el despliegue del cable. Las estimaciones de las mediciones de arrastre orbital sugieren que el cable se desplegó a una longitud de unos 30 metros. [48]
ESTCube-1 fue una misión estonia para probar una vela eléctrica en órbita, lanzada en 2013. Fue diseñada para desplegar una atadura mediante despliegue centrífugo, pero la atadura no se desplegó. [49]
El Experimento de Propulsión Electrodinámica CubeSat Tether (TEPCE) fue un experimento de amarre electrodinámico del Laboratorio de Investigación Naval basado en una configuración de "triple CubeSat ", [50] que se construyó en 2012 y se lanzaría en 2013, [51] pero que finalmente se lanzó como carga útil secundaria como parte del lanzamiento de STP-2 [52] en un Falcon Heavy en junio de 2019. El amarre se desplegó en noviembre de 2019 para detectar la fuerza electrodinámica en la órbita del amarre. [53] TEPCE utilizó dos masas finales casi idénticas con un resorte STACER [54] entre ellas para iniciar el despliegue de un amarre conductor de cinta trenzada de 1 km de largo. Se utilizó un frenado pasivo para reducir la velocidad y, por lo tanto, el retroceso al final del despliegue. El satélite estaba destinado a impulsar una corriente electrodinámica en cualquier dirección. Estaba destinado a poder elevar o bajar la órbita varios kilómetros por día, cambiar el estado de libración , cambiar el plano de la órbita y maniobrar activamente. [55] Un gran cambio en su tasa de desintegración el 17 de noviembre sugiere que la atadura se desplegó en esa fecha, lo que provocó su rápido reingreso, que ocurrió el 1 de febrero de 2020. [56]
El Experimento de Electrodinámica de Ataduras en Miniatura (MiTEE) de la Universidad de Michigan es un experimento cubesat diseñado para medir la corriente eléctrica a lo largo de una atadura a diferentes longitudes entre 10 y 30 metros (33 y 98 pies). [57] Se trataba de 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 ataduras electrodinámicas de los satélites en el entorno espacial.
En 2015, la NASA seleccionó a MiTEE como candidato a una misión espacial universitaria CubeSat, [58] y el proyecto entregó con éxito hardware para el vuelo. [59]
En enero de 2021, MiTEE-1 se lanzó al espacio en el vuelo de prueba LauncherOne de Virgin Orbit . [60] [61]
El experimento CHARGE 2 (Cooperative High Altitude Rocket Gun Experiment) fue desarrollado conjuntamente por Japón y la NASA para observar la recolección de corriente junto con otros fenómenos. El objetivo principal era medir la carga de la carga útil y las corrientes de retorno durante los períodos de emisión de electrones. Los objetivos secundarios estaban relacionados con los procesos de plasma asociados con la corriente continua y los disparos pulsados 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. [62] Los resultados indicaron que es posible mejorar la capacidad de recolección de corriente de electrones de los vehículos cargados positivamente por medio de liberaciones deliberadas de gas neutro en un plasma espacial no perturbado. Además, se observó 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 recolección de corriente de electrones. Esto se debió al hecho de que una fracción del gas estaba ionizada, lo que aumentó la densidad del plasma local y, por lo tanto, el nivel de corriente de retorno. [9]
OEDIPUS ("Observaciones de la distribución de campos eléctricos en el plasma ionosférico: una estrategia única") consistió en dos experimentos con cohetes sonda que utilizaban cables conductores giratorios como sonda doble para mediciones de campos eléctricos débiles en la aurora. Se lanzaron utilizando cohetes sonda Black Brant de tres etapas. OEDIPUS A se lanzó el 30 de enero de 1989 desde Andøya, en Noruega. La carga útil atada consistía en dos subcargas útiles giratorias con una masa de 84 y 131 kg, conectadas por un cable giratorio. El vuelo estableció un récord de longitud de un cable electrodinámico en el espacio en ese momento, 958 m (3143 pies). [63] El cable era un cable trenzado de estaño y cobre recubierto de teflón de 0,85 mm (0,033 pulgadas) de diámetro y se desplegó desde un carrete tipo carrete ubicado en la subcarga útil delantera. [ cita requerida ]
El OEDIPUS C fue lanzado el 6 de noviembre de 1995 desde el campo de investigación Poker Flat al norte de Fairbanks, Alaska, en un cohete sonda Black Brant XII. El vuelo alcanzó un apogeo de 843 km (524 mi) y desplegó un anclaje del mismo tipo utilizado en el OEDIPUS-A a una longitud de 1.174 m (3.852 ft). Incluyó un experimento de dinámica de anclaje para derivar la teoría y desarrollar software de simulación y animación para análisis de dinámica de cuerpos múltiples y control de la configuración del anclaje giratorio, proporcionar experiencia en dinámica y control para el vehículo atado suborbital y para las investigaciones científicas, desarrollar un esquema de estabilización de actitud para las cargas útiles y apoyar el desarrollo de la carga útil del OEDIPUS C, y adquirir datos de dinámica durante el vuelo para compararlos con la simulación previa al vuelo. [63]
El 31 de agosto de 2010, la Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (JAXA) lanzó un experimento de anclaje espacial denominado "Tether Technologies Rocket Experiment" (T-REX), patrocinado por la Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (ISAS/JAXA), a bordo del cohete sonda S-520-25 desde el Centro Espacial Uchinoura (Japón), alcanzando una altitud máxima de 309 km (192 mi). El 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 anclaje electrodinámico (EDT). El anclaje de cinta de 300 m (980 ft) se desplegó según lo programado y se transmitió un video del despliegue a tierra. Se verificó el despliegue exitoso del anclaje, así como la ignición rápida de un cátodo hueco en el entorno espacial. [64]
El experimento demostró un "Sistema de despliegue de correa plana plegable". El experimento educativo incluyó el primer despliegue de correa de cinta desnuda ( es decir , sin aislamiento, la correa actúa como ánodo y recoge electrones). Se desplegaron 130 m (430 pies) del total de 300 m (980 pies) de correa al estilo de una manguera contra incendios, impulsados puramente por inercia y limitados por fricción, luego de una poderosa expulsión iniciada por resorte. Se registraron datos precisos de GPS diferencial del despliegue y se tomó un video de las masas finales. [65]
Se ha sugerido [66] el uso de una sección desnuda de un anclaje electrodinámico espacial para un dispositivo de recolección de electrones como una alternativa prometedora a los colectores de electrones de cuerpo final para ciertas aplicaciones de anclaje electrodinámico. El concepto de anclaje desnudo se iba a probar primero durante la misión ProSEDS (Propulsive Small Expendable Deployer System) de la NASA. [67] Si bien la misión se canceló [68] después del accidente del transbordador espacial Columbia de la NASA, el concepto podría potencialmente implementarse en el futuro. [69]
El Eliminador Electrodinámico de Desechos (EDDE) fue propuesto en 2012 como un sistema asequible para desorbitar o recolectar desechos orbitales de gran tamaño. [51] La correa es plana para resistir impactos de micromeroides y transportaría grandes paneles solares.
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