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1. 发明申请

WO2016111317A1 軌道制御装置および衛星审中-公开
标题翻译：轨道控制装置和卫星
公开(公告)号：WO2016111317A1
公开(公告)日：2016-07-14
申请号：PCT/JP2016/050262
申请日：2016-01-06
申请人：三菱電機株式会社
发明人：北村　憲司 , 山田　克彦 , 島　岳也 , 末延　博
IPC分类号： B64G1/26 , G05D1/08
CPC分类号： B64G1/242 , B64G1/26 , B64G2001/245 , G05D1/08 , G05D1/0883
摘要：　衛星（７）は、それぞれが衛星（７）の質量中心から遠ざかる向きに互いに異なる方向に噴射方向を向けて配置されたスラスタ（９１、９２、９３、９４）を備える。軌道決定部（８）は、衛星（７）の平均軌道要素および平均軌道要素の時間変化率を決定する。目標値設定部（１）は、平均軌道要素の目標値を設定する。制御量計算部（２）は、平均軌道要素、平均軌道要素の時間変化率および目標値から、平均軌道要素の制御量を計算する。分配部（５）は、衛星（７）の運動を軌道要素で表現し、スラスタ配置角度と複数回のスラスタ噴射量による面外運動および面内運動の連成を考慮した方程式を解き、主として軌道面外方向を制御するスラスタ噴射および主として軌道面内方向を制御するスラスタ噴射を複数回組み合わせることによって、平均軌道要素の制御量を実現させるためのスラスタ噴射タイミングおよび噴射量を計算する。
摘要翻译：该卫星（7）设置有与卫星（7）的质量中心隔开的方向设置的推进器（91,92,93,94），使得相应的射流沿不同的方向定向。轨道确定单元（8）确定卫星（7）的平均轨道元素和平均轨道元素中的时间变化率。目标值设定单元（1）设定平均轨道要素的目标值。控制量计算单元（2）基于平均轨道元素，平均轨道元素的时间变化率和目标值来计算平均轨道元素的控制量。分配单元（5）解决了通过使用轨道元素表示卫星（7）的运动并且考虑到平面内运动和平面内运动的耦合的方程式，其根据推进器设置角度并根据多个推进器射流的数量，并且多次组合主要控制轨道面外方向的推进器射流和主要控制轨道面内方向的推进器射流，由此计算推进器喷射定时和用于实现平均轨道元件的控制量的喷射量。

2. 发明申请

WO2005037646A2 PRECISION ATTITUDE CONTROL SYSTEM FOR GIMBALED THRUSTER 审中-公开
标题翻译：摩擦式推力器精度状态控制系统
公开(公告)号：WO2005037646A2
公开(公告)日：2005-04-28
申请号：PCT/US2004/033736
申请日：2004-10-14
申请人： LOCKHEED MARTIN CORPORATION , PATEL, Moonish, R. , GOODZEIT, Neil, E.
发明人： PATEL, Moonish, R. , GOODZEIT, Neil, E.
IPC分类号： B64G
CPC分类号： B64G1/283 , B64G1/007 , B64G1/26 , B64G2001/245
摘要： A system for providing attitude control with respect to a spacecraft is provided. The system includes a reaction wheel control module configured to control a number of reaction wheel assemblies associated with the spacecraft in order to control attitude, and a maneuver control module configured to use a number of gimbaled Hall Current thrusters (HCTs) to control the total momentum associated with the spacecraft during an orbit transfer. The total momentum includes the momentum associated with the reaction wheel assemblies and the angular momentum of the spacecraft. Using the gimbaled HCTs to control the momentum associated with the reaction wheel assemblies during the orbit transfer results in minimal HCT gimbal stepping.
摘要翻译：提供了一种用于相对于航天器提供姿态控制的系统。该系统包括反作用轮控制模块，该反作用轮控制模块被配置为控制与航天器相关联的多个反作用轮组件以控制姿态;以及操纵控制模块，其被配置为使用多个万向霍尔电流推进器（HCT）来控制总动量在轨道转移期间与航天器相关联。总动量包括与反作用轮组件相关的动量和航天器的角动量。使用万向HCT来控制轨道转移期间与反作用轮组件相关的动量，导致最小HCT万向节步进。

3. 发明申请

WO1998016423A1 REORIENTING SPACECRAFT USING INITIAL SINGLE AXIS ATTITUDE 审中-公开
标题翻译：使用初始单轴理论重新定位空间
公开(公告)号：WO1998016423A1
公开(公告)日：1998-04-23
申请号：PCT/US1997018446
申请日：1997-10-14
申请人： SPACE SYSTEMS/LORAL, INC.
发明人： SPACE SYSTEMS/LORAL, INC. , STOEN, Jeffrey, D. , CHAN, Kam
IPC分类号： B64G01/36
CPC分类号： B64G1/363 , B64G1/24 , B64G1/242 , B64G1/26 , B64G1/28 , B64G1/286 , B64G1/288 , B64G1/361 , B64G1/365 , B64G1/366 , B64G1/66 , B64G2001/1028 , B64G2001/1042 , B64G2001/245 , G05D1/0883
摘要： A method for aligning a spacecraft (1) along an axis, comprising the steps of using quaternion feedback control (20) to reorient the spacecraft (1), and during the step of reorienting, using rate integrating gyroscopes in a pulse rebalance loop. The method operates to orient the spacecraft along an inertial direction of interest by the steps of operating a sensor to provide an initial fix on the inertial direction of interest (B1); repetitively determining a difference between a common quaternion and a quaternion estimated based on a sensed angular rates; and selectively applying torques to the spacecraft so as to drive the difference towards zero such that a spacecraft vector is aligned with the inertia direction of interest, thereby orienting the spacecraft. One mode of operation maintains the spacecraft fixed in orientation, while another mode of operation rotates the spacecraft about the direction of interest by using a bias-rate (14) blind quaternion propagation technique.
摘要翻译：一种用于沿着轴对准航天器（1）的方法，包括以下步骤：使用四元数反馈控制（20）重新定向航天器（1），并且在重新定向的步骤期间，使用脉冲重新平衡回路中的速率积分陀螺仪。该方法通过操作传感器以提供关于惯性惯性方向（B1）的初始定位的步骤来沿着感兴趣的惯性方向定向航天器; 重复地确定基于感测的角速率估计的普通四元数和四元数之间的差; 并且选择性地将扭矩施加到航天器，以便将该差分驱动到零，使得航天器矢量与感兴趣的惯性方向对齐，从而定向航天器。一种操作模式使航天器固定在方向上，而另一种操作模式通过使用偏置速率（14）盲四元数传播技术使航天器围绕感兴趣的方向旋转。

4. 发明申请

WO2016195852A1 RAPID SLEW AND SETTLE SYSTEMS FOR SMALL SATELLITES 审中-公开
标题翻译：用于小卫星的快速安全系统和稳定系统
公开(公告)号：WO2016195852A1
公开(公告)日：2016-12-08
申请号：PCT/US2016/029546
申请日：2016-04-27
申请人： THE CHARLES STARK DRAPER LABORATORY, INC.
发明人： LIM, Sungyung , TUOHY, Seamus , DIONNE, Daniel , DUCHESNE, Laurent , BREGER, Louis
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： B64G1/286 , B64G1/242 , B64G1/283 , B64G2001/245 , G05D1/0883
摘要： A new approach for rapid slew and settle of small satellites is based on four single degree-of-freedom control moment gyroscopes with variable speed flywheels (or reaction wheels) in a pyramid configuration, combined with path and endpoint constraint time-optimal control. The path and endpoint constrained time-optimal control can be augmented with momentum management without the use of additional actuators.
摘要翻译：用于小型卫星的快速转换和定位的新方法是基于具有金字塔配置的可变速度飞轮（或反作用轮）的四个单自由度控制力矩陀螺仪，结合路径和端点约束时间优化控制。路径和端点约束时间优化控制可以通过动量管理来增强，而不需要使用附加的执行器。

5. 发明申请

WO2015177438A1 MOTEUR POUR ENGIN SPATIAL, ET ENGIN SPATIAL COMPRENANT UN TEL MOTEUR 审中-公开
标题翻译：发动机发动机，以及包含这种发动机的间隙
公开(公告)号：WO2015177438A1
公开(公告)日：2015-11-26
申请号：PCT/FR2015/051258
申请日：2015-05-13
申请人： SNECMA
发明人： ZURBACH, Stéphan, Joseph , MARCHANDISE, Frédéric, Raphaël, Jean
IPC分类号： F03H1/00 , F02K9/00
CPC分类号： B64G1/405 , B64G2001/245 , F02K9/62 , F02K9/76 , F02K9/97 , F03H1/0075
摘要： Moteur (10) pour engin spatial comportant un propulseur chimique comprenant une tuyère (30) pour l'éjection de gaz de combustion, ainsi qu'un propulseur à effet Hall. Le moteur est agencé de telle sorte que la tuyère sert de canal d'éjection de particules éjectées par le propulseur à effet Hall lorsque celui-ci est en fonctionnement. Le moteur peut délivrer une forte poussée avec une faible impulsion spécifique ou une poussée relativement faible avec une forte impulsion spécifique.
摘要翻译：一种用于航天器的发动机（10），包括：化学推进器，包括用于喷射燃烧气体的喷嘴（30）和霍尔效应推进器。发动机布置成使得当相同的操作时，喷嘴用作由霍尔推进器喷射的颗粒的喷射通道。发动机可以以较低的冲量或相对较低的推力以高比冲量输送高推力。

6. 发明申请

WO1994018073A1 AUTONOMOUS ON-BOARD SATELLITE CONTROL SYSTEM 审中-公开
标题翻译：自主的车载卫星控制系统
公开(公告)号：WO1994018073A1
公开(公告)日：1994-08-18
申请号：PCT/RU1993000262
申请日：1993-11-10
申请人： GNATJUK, Sevastian Dmitrievich
IPC分类号： B64G01/24
CPC分类号： G05D1/0883 , B64G1/283 , B64G1/36 , B64G1/361 , B64G1/363 , B64G1/365 , B64G2001/245 , G01S3/7867 , G01S5/163
摘要： Disclosed is an autonomous on-board satellite control system. Its purpose is to achieve autonomous orientation control and autonomous determination of the satellite's attitude and location in relation to the Earth's longitude and latitude grid. This is done with the aid of the following elements: an Earth sensor (1), a Pole-star sensor (2), a computer (4), a timing device (6) and actuator units (7). The system also includes a navigational star sensor (3) and a storage device (5), while the computer is designed so as to facilitate supplementary determinations. The orientation of the satellite is controlled by superimposing the general sensory plane (16) of the sensors (1 and 2) with the plane of the angle "centre of Earth - satellite - Pole star" which defines latitude. The geovertical (11) rotates about a line to the Pole star (12) as the satellite (8) moves in its orbit (9) and this is equivalent to the revolution of the stars in the field of vision of the sensors (2 and 3). The rotation of the plane containing the lines to the stars (12 and 18) is measured in relation to a reference line (19) whose longitude and angular parameter ("B") are kept in the storage device (5). Inertial longitude is calculated as the sum of the angle of measurement and the right ascension of the Pole star as the base longitude and is converted to the geocentric longitude by the known method. The attitude of the plane (16) to the latitudinal plane is calculated as the product of the polar distance of the Pole star and the sine of the angle of measurement, while its development gamma when in misalignment with the longitudinal axis (17) is calculated as the product of the angular dimension of the Earth's radius, the sine of the angle equal to the difference in longitudes of a target point (20) and the point below the satellite and the cosine of the latitude angle.
摘要翻译：公开了一种自主的车载卫星控制系统。其目的是实现卫星相对于地球纬度和纬度网格的姿态和位置的自主定向控制和自主确定。借助于以下元件：地球传感器（1），极星传感器（2），计算机（4），定时装置（6）和致动器单元（7）来完成。该系统还包括导航星传感器（3）和存储装置（5），而计算机被设计成便于补充确定。通过将传感器（1和2）的一般感觉平面（16）与定义纬度的“地球 - 卫星 - 中心星”的平面叠加来控制卫星的方位。当卫星（8）在其轨道（9）中移动时，地理垂直（11）围绕一条线旋转到极星（12），并且这相当于传感器（2和 3）。将包含线路的平面的旋转相对于其经度和角度参数（“B”）保存在存储装置（5）中的参考线（19）被测量到星形（12和18）。惯性经度计算为作为基准经度的极点的测量角和右上升之和，并通过已知方法转换为地心经度。平面（16）到纬度平面的姿态被计算为极坐标星的极距和测量角的正弦的乘积，而与纵轴（17）的未对准时的显影γ计算作为地球半径角尺寸的乘积，角度的正弦等于目标点（20）的经度差和卫星以下的点和纬度角的余弦值。

7. 发明申请

WO1992009479A2 METHOD FOR CONTROLLING THE PITCH ATTITUDE OF A SATELLITE BY MEANS OF SOLAR RADIATION PRESSURE, AND A SATELLITE, FOR IMPLEMENTING SAME 审中-公开
标题翻译：用于通过太阳辐射压力控制卫星的俯仰姿态的方法和用于实施卫星的卫星
公开(公告)号：WO1992009479A2
公开(公告)日：1992-06-11
申请号：PCT/FR1991000938
申请日：1991-11-26
申请人： AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE , FLAMENT, Patrick , PERDU, Michel , PORTIER, Jean , BRUNET, Pierre
发明人： AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE
IPC分类号： B64G01/24
CPC分类号： B64G1/407 , B64G1/24 , B64G1/26 , B64G1/28 , B64G1/283 , B64G1/32 , B64G1/34 , B64G1/36 , B64G1/44 , B64G2001/245 , Y10S136/292
摘要： A satellite comprises at least one surface (4, 5) intended mainly for exposure to solar radiation and extending away from the satellite in a predetermined direction (Y), an on-board computer (8) having connected thereto an attitude sensing system (7), an orbit control system for imparting thrust to the satellite along predetermined axes, and an attitude control system. Said satellite further comprises a device (6') for controlling the tilt of said surface in parallel with a plurality of planes containing said predetermined direction (and therefore particularly in parallel with the plane of a solar panel forming said surface). Said tilt control device is controlled by said on-board computer. Said tilting can generate a moment of pitch or relocate the centre of gravity onto the axis of the orbit control system.

8. 发明申请

WO2016181079A1 PROCÉDÉ ET SYSTÈME DE DÉTECTION DE PANNE D'UN BRAS DE PROPULSION D'UN ENGIN SPATIAL, TEL QU'UN SATELLITE 审中-公开
标题翻译：用于检测作为卫星的空间的推进臂中的断路的方法和系统
公开(公告)号：WO2016181079A1
公开(公告)日：2016-11-17
申请号：PCT/FR2016/051117
申请日：2016-05-12
申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS , CENTRE NATIONAL D'ETUDES SPATIALES CNES
发明人： CAPOLUPO, Francesco , FALCOZ, Alexandre
IPC分类号： B64G1/26 , B64G1/52 , B64G1/24 , B64G1/28 , B64G1/32 , B64G1/36
CPC分类号： B64G1/26 , B64G1/283 , B64G1/286 , B64G1/288 , B64G1/32 , B64G1/361 , B64G1/52 , B64G2001/245
摘要： La présente invention concerne un procédé (50) de détection de panne d'un bras de propulsion (20, 21 ) comportant un propulseur (30, 31 ) et une articulation (22, 23, 24), ledit bras de propulsion étant adapté à former un couple qui est relié à un état du bras de propulsion par une fonction de formation de couple. Ledit procédé comporte : - le calcul (51 ) d'un espace d'isolation de panne, associé à l'articulation du bras de propulsion, en fonction du gradient de la fonction de formation de couple, - l'estimation (52) d'une vitesse de rotation de l'engin spatial (10), - l'estimation (53) d'un résidu de moment cinétique de l'engin spatial, - le calcul (54) d'un résidu articulaire, associé à l'articulation du bras de propulsion, par projection du résidu de moment cinétique sur l'espace d'isolation de panne, - la recherche (55) d'une panne d'articulation en fonction du résidu articulaire.
摘要翻译：本发明涉及一种用于检测包括推进器（30,31）和关节（22,23,24）的推进臂（20,21）的击穿的方法（50），所述推进臂能够形成在推进臂的一个状态下，通过成对功能连接。所述方法包括：根据对形成函数的梯度，计算（51）与推进臂的关节关联的故障隔离空间， - 估计（52）航天器（10）的旋转速率， - 估计（53）航天器的剩余动力矩， - 通过将动力学余量投影到故障隔离空间上来计算（54）与推进臂的关节关联的关节残余， - 搜索（55）关节运动关节残余的基础。

9. 发明申请

WO2015028588A1 PROCÉDÉ ET DISPOSITIF DE PROPULSION ÉLECTRIQUE DE SATELLITE 审中-公开
标题翻译：电动卫星推进方法与装置
公开(公告)号：WO2015028588A1
公开(公告)日：2015-03-05
申请号：PCT/EP2014/068343
申请日：2014-08-29
申请人： THALES
发明人： KALTENBACH, Alexandre
IPC分类号： B64G1/40 , B64G1/52 , B64G1/24
CPC分类号： B64G1/007 , B64G1/242 , B64G1/40 , B64G1/405 , B64G2001/245 , F03H1/0037
摘要： La présente invention concerne un dispositif de propulsion électrique pour satellite (100) équipé d'au moins quatre propulseurs actifs exerçant une poussée parallèle lors d'un transfert, le dispositif comprenant des moyens pour détecter une panne de propulseur et des moyens pour réorienter les propulseurs, et étant caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour calculer un angle de réorientation des propulseurs restants actifs lors d'une panne d'un propulseur, la valeur de l'angle étant calculée pour réorienter au moins deux des propulseurs restants afin d'annuler le couple total autour du centre de masse du satellite.
摘要翻译：本发明涉及一种用于卫星（100）的电动推进装置，其配备有在传送期间施加平行推力的至少四个主动螺旋桨，该装置包括用于检测螺旋桨故障的装置和用于重新定向螺旋桨的装置，其特征在于它包括用于计算在螺旋桨击穿期间保持活动的螺旋桨的重新定向角的装置，该角度的值被计算以重新定向至少两个剩余的螺旋桨，以抵消围绕质量中心的总扭矩卫星。

10. 发明申请

WO2013123690A1 无拖曳航天器的自由落体验证装置审中-公开
公开(公告)号：WO2013123690A1
公开(公告)日：2013-08-29
申请号：PCT/CN2012/073110
申请日：2012-03-27
申请人：华中科技大学 , 周泽兵 , 白彦峥 , 吴书朝 , 李洪银 , 罗俊
发明人：周泽兵 , 白彦峥 , 吴书朝 , 李洪银 , 罗俊
IPC分类号： G01M99/00
CPC分类号： B64G7/00 , B64G1/26 , B64G2001/245 , G05D1/0883
摘要：一种无拖曳航天器的自由落体验证装置，包括航天器模拟装置（1），用于在地面上做自由落体运动；惯性传感器或加速度计（2），用于测量航天器模拟装置（1）的残余扰动加速度；姿态敏感器（3），用于测量航天器模拟装置（1）的姿态参数；无拖曳控制器（4），用于对残余扰动加速度和姿态参数进行处理得到反馈控制信号；推进器（5），用于在反馈控制信号控制下产生推力作用在所述航天器模拟装置（1）上，使得航天器模拟装置（1）克服外界环境的残余扰动和维持姿态。通过航天器在地面短时间内的自由落体运动，模拟空间运行环境，把惯性传感器或加速度计（2）、姿态敏感器（3）、无拖曳控制器（4）和推进器（5）综合起来，在短时间可以实现空间无拖曳航天系统技术地面环境下地性能和功能测试验证。

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