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21. 发明申请

WO2013041575A1 PROCEDE DE CONTROLE D'ATTITUDE D'UN SATELLITE ET SATELLITE COMMANDE EN ATTITUDE 审中-公开
标题翻译：控制卫星和卫星控制卫星的态度的方法
公开(公告)号：WO2013041575A1
公开(公告)日：2013-03-28
申请号：PCT/EP2012/068454
申请日：2012-09-19
申请人： ASTRIUM SAS
发明人： POLLE, Bernard
IPC分类号： B64G1/26 , B64G1/28 , B64G1/40
CPC分类号： B64G1/28 , B64G1/242 , B64G1/26 , B64G1/283 , B64G1/407 , B64G1/443 , B64G2001/245
摘要： La présente invention concerne un procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en orbite autour d'un corps céleste, l'attitude du satellite étant contrôlée au moyen d'un dispositif de stockage de moment cinétique et au moyen de surfaces commandables du satellite adaptées à créer des couples de dé-saturation du dispositif de stockage en exploitant la pression solaire, lesdites surfaces commandables étant agencées sur des panneaux solaires mobiles en rotation autour d'un axe Y. L'attitude du satellite est également contrôlée au moyen d'au moins un propulseur électrique également mis en œuvre pour contrôler l'orbite du satellite, l'orientation de l'au moins un propulseur électrique étant commandée de sorte à activer ledit au moins un propulseur électrique avec une direction de poussée délibérément non alignée avec un centre de masse du satellite pour créer des couples de dé-saturation du dispositif de stockage suivant l'axe Y, les surfaces commandables étant commandées pour créer des couples de dé-saturation dudit dispositif de stockage dans un plan orthogonal à l'axe Y. La présente invention concerne également un satellite (10) commandé en attitude.
摘要翻译：本发明涉及一种控制卫星在天体周围轨道的姿态的方法，卫星的姿态通过动量存储装置进行控制，并且借助卫星的可控表面，能够在卫星中产生去饱和转矩存储装置通过使用太阳能压力，所述可控表面被布置在围绕轴线Y旋转移动的太阳能电池板上。卫星的姿态还通过至少一个也被实施以控制卫星轨道的电推进器来控制，所述至少一个电推进器的取向被控制成使得所述至少一个电推进器具有与所述卫星的质心不一致的推力方向，以沿着轴线产生所述存储装置中的去饱和转矩 Y，可控表面被控制以在平面上产生所述存储装置的去饱和转矩与Y轴正交。本发明还涉及一种姿态控制卫星（10）。

22. 发明申请

WO2007113666A3 TORQUER APPARATUS 审中-公开
公开(公告)号：WO2007113666A3
公开(公告)日：2008-01-10
申请号：PCT/IB2007000897
申请日：2007-03-28
申请人： SUISSE ELECTRONIQUE MICROTECH , CHETELAT OLIVIER
发明人： CHETELAT OLIVIER
IPC分类号： G01C19/30 , B64G1/28 , H02K41/03
CPC分类号： G01C19/30 , B64G1/28 , H02K16/00 , H02K21/12 , H02K41/031 , H02K2201/03 , H02K2201/18 , Y10T74/1254
摘要： A torquer apparatus generally comprises a reaction-gyro sphere consisting of a concentric assembly of a substantially spherical rotor and a substantially spherical stator. This is implemented in the present invention as a rotor with magnetic poles such that, when radially projected on a concentric octahedron, the same symmetrical pattern is obtained on all faces of said octahedron, the polarity of the poles projected on two adjacent faces of said octahedron being opposite and a stator with at least twenty poles magnetized with coils and such that, when radially projected on a concentric icosahedron, the same symmetrical pattern is obtained on all faces of said icosahedron, said stator being-in nominal position-concentric with said rotor. Real-time measurements, or equivalent information, of the position of the rotor with respect to the stator are obtained together with exported torque from the stator, or the orientation of the rotor with respect to the stator. A controller controls the current in the coils of the stator poles based on said measurements, or said equivalent information, such that the rotor is magnetically held in said nominal position, and that the desired torque is exported.
摘要翻译：矫正装置通常包括由基本上球形的转子和基本上球形的定子的同心组件组成的反作用陀螺仪球体。这在本发明中被实现为具有磁极的转子，使得当径向地突出在同心八面体上时，在所述八面体的所有面上获得相同的对称图案，所述八极八面体的两个相邻面上的极性极性相对的定子和具有线圈磁化的至少二十个极的定子，并且当径向地突出在同心二十面体上时，在所述二十面体的所有面上都获得相同的对称图案，所述定子位于与所述转子同心的标称位置。获得转子相对于定子的位置的实时测量或等效信息，以及来自定子的输出扭矩或转子相对于定子的取向。控制器基于所述测量或所述等效信息来控制定子极线圈中的电流，使得转子被磁力地保持在所述标称位置，并且输出期望的扭矩。

23. 发明申请

WO1998019911A2 GYROSCOPIC SPACE SHIP/STATION WITH DOCKING MECHANISM 审中-公开
标题翻译： GYROSCOPIC SPACE SHIP / STATION WITH DOCKING MECHANISM
公开(公告)号：WO1998019911A2
公开(公告)日：1998-05-14
申请号：PCT/US1997020905
申请日：1997-11-03
申请人： RIVERA, Ramon, L.
IPC分类号： B64G00/00
CPC分类号： B64G1/646 , B64G1/12 , B64G1/28 , B64G1/32 , B64G1/60
摘要： A space vehicle which is a combined space ship and space station (1), able to combine the functions of a lunar mission transport and a lunar support station. Propulsion rockets (60) are used for translation, and thrusters for attitude control and station keeping. The vehicle (1) inner components (2, 8) are rotated to produce variable finite gravities, while the outer components are stationary for zero gravity. The center of vehicle (1) is a vertical main module (2) to which are attached a horizontal network of minor modules (8) to form spokes and periphery of a wheel structure. This module network is rotated by electromagnetic bearings (44, 10) powered by vehicle (1) electricity. The stationary parts of the electromagnetic bearings (48, 14) are connected to truss support assemblies (50, 52, 54, 56, 74, 76, 78, 80, 82) which are at zero gravity. Docking facilities for visiting space ships, such as the Space Shuttle, are attached to a truss support assembly (54). The one-g peripheral modules (8) house the crews and one-g experiments, while spoke modules (8) are devoted to activities at partial gravity. Zero gravity facilities attached to the truss support assemblies (50, 52, 54, 56, 74, 76, 78, 80, 82) include hangars used for satellite retrieval and repair and zero-g experiments, meteor and heat shields, and solar panels for generating vehicle (1) electricity.
摘要翻译：作为太空船和空间站组合的太空飞行器（1），能够结合月球任务运输和月球支援站的功能。推进火箭（60）用于翻译，推进器用于姿态控制和驻车。车辆（1）内部部件（2,8）旋转以产生可变有限重力，而外部部件对于零重力是静止的。车辆（1）的中心是垂直主模块（2），其附接有小型模块（8）的水平网络，以形成车轮结构的轮辐和周边。该模块网络由电动汽车（1）供电的电磁轴承（44,10）旋转。电磁轴承（48,14）的静止部分连接到零重力的桁架支撑组件（50,52,54,56,74,76,78,80,82）。用于访问太空船的对接设施（如航天飞机）连接到桁架支撑组件（54）。一g外围模块（8）容纳人员和一g实验，而辐射模块（8）专门用于部分重力的活动。连接到桁架支撑组件（50,52,54,56,74,76,78,80,82）的零重力装置包括用于卫星取出和修复以及零试验的飞机库，流星和隔热罩以及太阳能电池板用于发电车辆（1）电力。

24. 发明申请

WO1993024763A1 FLYWHEEL WITH MEANS FOR DAMPENING UNDESIRABLE VIBRATIONS 审中-公开
标题翻译：与MITTELLN飞轮阻尼VIBRATIONS出现多余的
公开(公告)号：WO1993024763A1
公开(公告)日：1993-12-09
申请号：PCT/DE1993000416
申请日：1993-05-13
申请人： TELDIX GMBH , SCHOLL, Wolfgang , LINK, Horst , WEBER, Ralf
发明人： TELDIX GMBH
IPC分类号： F16F07/06
CPC分类号： F16F15/315 , B64G1/28
摘要： A flywheel has means for dampening undesirable vibrations. In order to control the dampening of the vibrations of the flywheel with means as simple as possible, the dampening means consist of at least one elastic hollow body (12, 13) expandable by filling with a liquid or gaseous medium. At least one holder (9) which receives the hollow body (12, 13) is stationarily arranged with respect to the flywheel mass (8) of the rotor (3, 6, 7, 8), so that the flywheel mass (8) touches the hollow body (12, 13) when the latter is in its expanded state.

25. 发明专利

JPWO2017138165A1 コントロールモーメントジャイロ审中-公开
公开(公告)号：JPWO2017138165A1
公开(公告)日：2018-07-12
申请号：JP2016071709
申请日：2016-07-25
申请人：三菱電機株式会社
发明人：柏宗孝 , 福島一彦
IPC分类号： B64G1/28 , G01C19/02
CPC分类号： B64G1/28 , G01C19/02 , G01C19/18 , H02K7/14
摘要：この発明は、ジンバル軸受の長寿命化を図るとともに、ロータの軸振動に起因して宇宙機に働く攪乱の増大を抑制できる小型のコントロールモーメントジャイロを提供する。コントロールモーメントジャイロは、インナージンバルと、上記インナージンバルによってスピン軸周りに回転可能に保持されたロータと、上記インナージンバルに設けられ、上記ロータを上記スピン軸周りに回転させるスピンモータと、上記インナージンバルを上記スピン軸と直交するジンバル軸周りに回転可能に保持するステータと、上記インナージンバルと上記ステータとの間に、上記ジンバル軸と直交し、かつ上記スピン軸を含む平面を挟んで相対して、当該平面に接して、あるいは当該平面を含んで配置されたジンバル軸受と、上記ステータに設けられ、上記インナージンバルを上記ジンバル軸周りに回転させるトルクモジュールと、を備える。

26. 发明专利

JP2018039390A 宇宙機及びその着陸方法审中-公开
公开(公告)号：JP2018039390A
公开(公告)日：2018-03-15
申请号：JP2016175109
申请日：2016-09-08
申请人：三菱重工業株式会社
发明人：小早川豊範 , 幅口雄太
IPC分类号： B64G1/24 , B64G1/14
CPC分类号： B64G1/62 , B64G1/14 , B64G1/24 , B64G1/28
摘要：【課題】運用性に優れた宇宙機を提供する。【解決手段】ノーズエントリによって大気圏に突入した後、垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように姿勢変更を行い、姿勢変更の後に着陸するように構成された宇宙機(10)を提供する。宇宙機(10)は、機体(1)と、機体(1)に取り付けられたロケットエンジン(2)と、機体に取り付けられ、空気力が作用する空力要素(5)と、宇宙機(10)の少なくとも一の観測量を取得する観測量取得システム(7)と、ロケットエンジン(2)のジンバル舵角と空力要素(5)の空力特性の少なくとも一方を操作するための操作量を算出する制御装置(8)とを具備する。制御装置(8)は、姿勢変更において、安定多様体法を用いた非線形最適制御によって、宇宙機(10)の姿勢角が垂直着陸が行われる目標姿勢角になるように観測量に応じて操作量を算出するように構成されている。【選択図】図1

27. 发明专利

JP4026840B2 Gyroscope spacecraft / space station with a docking mechanism 失效
公开(公告)号：JP4026840B2
公开(公告)日：2007-12-26
申请号：JP52189598
申请日：1997-11-03
申请人：ラモンエルリベラ
发明人：ラモンエルリベラ
IPC分类号： B64G1/64 , B64G1/12 , B64G1/28 , B64G1/32 , B64G1/56 , B64G1/60
CPC分类号： B64G1/646 , B64G1/12 , B64G1/28 , B64G1/32 , B64G1/60

28. 发明专利

JP2018511895A 宇宙船の姿勢を制御するための方法及びデバイス审中-公开
公开(公告)号：JP2018511895A
公开(公告)日：2018-04-26
申请号：JP2017557331
申请日：2016-03-31
申请人：エアバス・ディフェンス・アンド・スペース・エスアーエス
发明人：キュイユロン,ニコラ , ローラン,フィリップ , モーロ,ヴァレリオ
IPC分类号： G05D1/08 , B64G1/28
CPC分类号： B64G1/283 , B64G1/26 , B64G1/28 , B64G1/286 , B64G2001/245 , G05D1/0883
摘要：本発明は、ゼロでない全角運動量HTOTで自転する宇宙船(10)のための、姿勢制御方法(50)に関し、上記宇宙船(10)は、内部角運動量HACTを形成するよう適合された慣性はずみ車(20)のセットを備える。この姿勢制御方法(50)は、上記全角運動量HTOTの軸を、宇宙船(10)の慣性主軸と整列させるステップ(52)を含み、このステップ(52)の経過において、慣性はずみ車(20)を制御することによって、以下の式(式中、Jは宇宙船(10)の慣性行列である):【数1】が:‐標的となる上記慣性主軸が宇宙船(10)の最大慣性軸である場合に負となり;‐標的となる上記慣性主軸が宇宙船(10)の最小慣性軸である場合に正となるように、内部角運動量HACTが形成される。【選択図】図1

29. 发明专利

JP2016139274A 不具合診断方法及び不具合診断システム审中-公开
标题翻译：功能诊断方法和功能异常诊断系统
公开(公告)号：JP2016139274A
公开(公告)日：2016-08-04
申请号：JP2015013754
申请日：2015-01-27
申请人：三菱重工業株式会社
发明人：長▲瀬▼ 徹也
IPC分类号： B64G1/28 , G05B23/02
CPC分类号： B64G1/28 , G05B23/02
摘要：【課題】迅速に不具合検知を行うことができる不具合診断方法等を提供する。【解決手段】実機5の入力信号Si及び出力信号Soに含まれる複数のパラメータ値を取得するパラメータ値取得工程S1と、マハラノビス・タグチメソッドを用いて、取得したパラメータ値に基づいて、単位空間からのマハラノビス距離を算出し、算出した前記マハラノビス距離に基づいて、実機5に不具合が発生したか否かを診断する不具合検知工程S2と、不具合検知工程S2において算出されるマハラノビス距離に基づいて、実機5の不具合箇所を推定する不具合箇所推定工程S3と、不具合箇所推定工程S3において推定した実機5の不具合箇所に基づいて、実機5を解析する不具合解析モデルMを構築し、不具合解析モデルMを解析することで得られる実機5の解析出力信号Svと、実機5から出力される出力信号Soとが整合するか否かを判定する整合判定工程S5とを備える。【選択図】図2
摘要翻译：要解决的问题：提供能够快速检测故障的故障诊断方法等。方法：该方法包括：获取包括在输入信号Si中的多个参数值的参数值获取步骤S1和输出信号So 的实际机器5; 故障检测步骤S2，使用马哈拉诺比斯Taguchi方法根据获得的参数值计算从单位空间的马哈拉诺比斯距离，并根据计算的马哈拉诺比斯距离诊断实际机器5中是否发生故障; 基于在故障检测步骤S2中计算的马哈拉诺比斯距离来估计实际机器5的故障位置的故障位置估计步骤S3; 以及根据在故障位置估计步骤S3中估计的实际机器5的故障位置构成用于分析实际机器5的故障分析模型M的一致性确定步骤S5，以及确定分析输出实际机器5的信号Sv，通过分析故障分析模型M获得的信号和由实际机器5输出的输出信号S彼此一致。选择的图示：图2

30. 发明专利

JP2010105659A Method and system for unloading inertia wheel in spacecraft 有权
标题翻译：方法和系统用于卸载航天飞轮
公开(公告)号：JP2010105659A
公开(公告)日：2010-05-13
申请号：JP2009248356
申请日：2009-10-29
申请人： Thales , テールズ
发明人： GUYOT FRANCOIS
IPC分类号： B64G1/28
CPC分类号： B64G1/28 , B64G1/283
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a method and a system for unloading inertia wheels in a spacecraft.
SOLUTION: In the method for unloading the inertia wheels 7 in the spacecraft which has three reference axes X, Y, Z with the axis Z being corresponding to the orientation, the direction of accumulation of the angular momentum of the inertia wheels 7 is inverted by automatically rotating and inverting the spacecraft with the axis Z as a center while the orientation is fixed. This method is applied to the field of a satellite or an interplanetary probe.
COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT

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