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1. 发明申请

WO2022003284A1 PROCÉDÉ DE CONTRÔLE D'ORBITE ET DE DÉSATURATION D'UN SATELLITE AU MOYEN DE BRAS ARTICULÉS PORTANT DES UNITÉS DE PROPULSION 审中-公开
公开(公告)号：WO2022003284A1
公开(公告)日：2022-01-06
申请号：PCT/FR2021/051181
申请日：2021-06-28
申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS
发明人： LAURENS, Philippe
IPC分类号： B64G1/24 , B64G1/26 , B64G1/28 , B64G1/242 , B64G1/244 , B64G1/283
摘要： La présente invention concerne un procédé (50) de contrôle d'orbite d'un satellite (10) en orbite terrestre et de désaturation d'un dispositif de stockage de moment cinétique dudit satellite, ledit satellite (10) comportant deux bras articulés (20, 21) portant chacun une unité de propulsion (30, 31), ledit procédé (50) comportant : - une détermination (51) d'un plan de manœuvre comportant au moins deux manœuvres de poussée, une première manœuvre de poussée étant à exécuter en utilisant l'unité de propulsion de l'un des bras articulés, une seconde manœuvre de poussée étant à exécuter en utilisant l'unité de propulsion de l'autre bras articulé, - une commande (52) des bras articulés (20, 21) et des unités de propulsion (30, 31) en fonction du plan de manœuvre, l'une au moins desdites première et seconde manœuvres de poussée est une manœuvre de poussée dite discontinue constituée d'au moins deux sous- manœuvres de poussée disjointes successives.

2. 发明申请

WO2016156487A1 PROCÉDÉ ET DISPOSITIF DE CONTRÔLE D'ATTITUDE D'UN ENGIN SPATIAL 审中-公开
标题翻译：用于控制空间特征的方法和装置
公开(公告)号：WO2016156487A1
公开(公告)日：2016-10-06
申请号：PCT/EP2016/057051
申请日：2016-03-31
申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS
发明人： CUILLERON, Nicolas , LAURENS, Philippe , MORO, Valerio
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： La présente invention concerne un procédé (50) de contrôle d'attitude d'un engin spatial (10) en rotation sur lui-même avec un moment cinétique total H TOT non nul, ledit engin spatial (10) comportant un ensemble de volants d'inertie (20) adaptés à former un moment cinétique interne H ACT . Le procédé (50) de contrôle d'attitude comporte une étape (52) d'alignement de l'axe dudit moment cinétique total H TOT avec un axe principal d'inertie de l'engin spatial (10), au cours de laquelle les volants d'inertie (20) sont commandés de sorte à former un moment cinétique interne H ACT tel que l'expression suivante, dans laquelle J est la matrice d'inertie de l'engin spatial (10) : H ACT X J -1 (H TOT ⊗J -1 H TOT ) - est négative si ledit axe principal d'inertie visé est l'axe d'inertie maximale de l'engin spatial (10), - est positive si ledit axe principal d'inertie visé est l'axe d'inertie minimale de l'engin spatial (10).
摘要翻译：本发明涉及一种控制航天器（10）以非零总角动量HTOT旋转自身的姿态的方法（50），所述航天器（10）包括一组惯性飞轮（20），其适于形成内角角动量HACT。姿态控制的方法（50）包括使所述总角动量HTOT的轴与航天器（10）的主要惯性轴对准的步骤（52），在此过程中惯性飞轮（20）被控制以便形成内部角动量HACT，使得以下表达式，其中J是航天器（10）的惯性矩阵：HACT X J-1（HTOT⊗J-1HTOT） - 如果所述主惯性轴为负，则为负目标是航天器（10）的最大惯性轴， - 如果所述主轴惯性目标是航天器（10）的最小惯性轴，则为正。

3. 发明申请

WO2021229168A1 PROCÉDÉ DE CONTRÔLE D'ORBITE ET DE DÉSATURATION D'UN SATELLITE AU MOYEN D'UN UNIQUE BRAS ARTICULÉ PORTANT UNE UNITÉ DE PROPULSION 审中-公开
公开(公告)号：WO2021229168A1
公开(公告)日：2021-11-18
申请号：PCT/FR2021/050796
申请日：2021-05-10
申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS
发明人： LAURENS, Philippe
IPC分类号： B64G1/24 , B64G1/26 , B64G1/28
摘要： La présente invention concerne un procédé (50) de contrôle d'orbite d'un satellite (10) en orbite terrestre et de désaturation d'un dispositif de stockage de moment cinétique dudit satellite, ledit satellite (10) comportant un bras articulé (21) adapté à déplacer une unité de propulsion (31) dans un volume de débattement inclus dans un demi-espace délimité par un plan d'orbite lorsque le satellite est dans une attitude de mission, ledit procédé (50) comportant un mode de contrôle mono-bras utilisant uniquement l'unité de propulsion (31) portée par le bras articulé (21) ledit mode de contrôle mono-bras utilisant un plan de manœuvre comportant uniquement des manœuvres de poussée à exécuter lorsque le satellite (10) est situé dans une plage angulaire d'au plus 180° centrée sur un nœud cible de l'orbite du satellite (10), dont deux manœuvres de poussée à exécuter respectivement en amont et en aval dudit nœud cible.

4. 发明申请

WO2020193916A1 DISPOSITIF ET PROCÉDÉ DE DÉTERMINATION D'ATTITUDE D'UN SATELLITE ÉQUIPÉ D'ACTIONNEURS GYROSCOPIQUES, ET SATELLITE EMBARQUANT UN TEL DISPOSITIF 审中-公开
公开(公告)号：WO2020193916A1
公开(公告)日：2020-10-01
申请号：PCT/FR2020/050574
申请日：2020-03-17
申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS
发明人： LAURENS, Philippe , LESPRIER, Jeremy
IPC分类号： B64G1/28 , B64G1/36 , G01C21/24
摘要： L'invention concerne un dispositif (30) de détermination d'une attitude d'un satellite (10), ledit satellite comportant un système de contrôle d'attitude comportant un actionneur gyroscopique (20) comportant un volant d'inertie (21) monté mobile en rotation autour d'un axe de rotation et porté par un cardan (22) articulé en rotation autour d'un axe de rotation. Ledit dispositif (30) comporte : - un capteur d'attitude (31) apte à mesurer l'attitude dudit satellite, - un capteur de position (32) apte à mesurer la position angulaire du cardan (22) autour de son axe de rotation, - un capteur de vitesse (33) apte à mesurer la vitesse de rotation du volant d'inertie (21), - des moyens (34) de calcul configurés pour déterminer l'attitude du satellite (10) en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan (22), la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie (21) et la mesure d'attitude du satellite (10).

5. 发明申请

WO2015075237A1 PROCÉDÉ ET DISPOSITIF DE COMMANDE D'UNE PHASE D'ACQUISITION DU SOLEIL PAR UN ENGIN SPATIAL 审中-公开
标题翻译：用于控制太阳能采集相的方法和装置
公开(公告)号：WO2015075237A1
公开(公告)日：2015-05-28
申请号：PCT/EP2014/075419
申请日：2014-11-24
申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS
发明人： CUILLERON, Nicolas , SPERANDEI, Jean , LAURENS, Philippe
IPC分类号： B64G1/22
CPC分类号： B64G1/443 , B64G1/222 , B64G1/242 , B64G1/283 , B64G1/286 , B64G1/405
摘要： La présente invention concerne un procédé (50) de commande d'une phase d'acquisition du Soleil par un engin spatial (10) avec un moment cinétique non nul d'axe D H , ledit engin spatial comportant un générateur solaire (12) mobile en rotation autour d'un axe Y, comportant des étapes de : - (51) commande d'actionneurs de l'engin spatial de sorte à placer ledit engin spatial dans une orientation intermédiaire dans laquelle l'axe Y est sensiblement orthogonal à l'axe D H , - (52) commande du générateur solaire de sorte à orienter ledit générateur solaire vers le Soleil, - (53) commande d'actionneurs de l'engin spatial de sorte à réduire le moment cinétique dudit engin spatial, - (54) commande d'actionneurs de l'engin spatial de sorte à placer ledit engin spatial dans une orientation d'acquisition dans laquelle l'axe Y est sensiblement orthogonal à la direction D s du Soleil par rapport à l'engin spatial.
摘要翻译：本发明涉及一种用于控制具有轴线DH的非零角动量的航天器（10）的太阳光捕获相位的方法（50），所述航天器包括能够围绕轴线旋转的太阳能发电机（12） Y，包括以下步骤： - （51）控制航天器致动器以使所述航天器处于所述轴线Y基本上垂直于轴线DH的中间方向; - （52）控制太阳能发电机，以使所述太阳能发电机朝向太阳; - （53）控制航天器的执行器，以减少所述航天器的角动量; - （54）控制航天器发动机的致动器以使所述航天器处于采集方向，其中轴线Y基本上与太阳相对于航天器的方向Ds正交。

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