公开(公告)号：US09038959B2

公开(公告)日：2015-05-26

申请号：US14064226

申请日：2013-10-28

申请人： Fukashi Andoh

发明人： Fukashi Andoh

IPC分类号： B64G1/10 ,  B64G1/24 ,  B64G1/64

CPC分类号： B64G1/1078 ,  B64G1/242 ,  B64G1/26 ,  B64G1/361 ,  B64G1/645 ,  B64G1/646 ,  B64G1/66 ,  B64G2001/245

摘要： A space debris remover aiming to remove a space debris object in earth orbits. Angular thrust calculation unit calculates angular thrust. Radial thrust calculation unit calculates radial thrust based on the angular thrust, estimated angular momentum and estimated space debris mass. A foam bonding mechanism connects the space debris remover and the space debris object. A space debris removal controller calculates firing time, and sends a space debris removal control signal comprising the radial thrust, the angular thrust and the firing time. A plurality of first stage thrusters generate the radial thrust and the angular thrust after the firing time. After the stage separator separates a first stage and a second stage of the space debris remover, a plurality of second stage thrusters generate the radial thrust and the angular thrust, and propel the space debris object towards the sun.

摘要翻译： 旨在消除地球轨道上的空间碎片物体的空间碎片清除装置。 角推力计算单元计算角度推力。 径向推力计算单元基于角推力，估计角动量和估计的空间碎片质量来计算径向推力。 泡沫粘合机构连接空间碎片清除器和空间碎片物体。 空间碎片清除控制器计算点火时间，并发送包括径向推力，角度推力和燃烧时间的空间碎片去除控制信号。 多个第一级推进器在点火时间之后产生径向推力和角推力。 在舞台分离器分离空间碎片去除器的第一阶段和第二阶段之后，多个第二阶段推进器产生径向推力和角度推力，并将空间碎片物体推向太阳。

公开(公告)号：US09038958B1

公开(公告)日：2015-05-26

申请号：US13901444

申请日：2013-05-23

申请人： Isaac Michael Ross ,  Donghun Lee ,  Mark Karpenko

发明人： Isaac Michael Ross ,  Donghun Lee ,  Mark Karpenko

IPC分类号： B64G1/28

CPC分类号： B64G1/286 ,  B64G2001/245

摘要： Methods and apparatus are presented for spacecraft operation using non-Eigen axis attitude transitions via control momentum gyroscopes (CMGs) to avoid or mitigate singularities by providing a time-varying attitude command vector including a plurality of time-varying attitude command signals or values representing a plurality of spacecraft states and control trajectories as a guidance command input to an attitude controller of the spacecraft without modifying the spacecraft feedback control law.

摘要翻译： 提出了通过控制动量陀螺仪（CMG）使用非本征轴姿态转换的航天器操作的方法和装置，以通过提供包括多个时变姿态命令信号的时变姿态指令矢量或代表 多个航天器状态和控制轨迹作为导航命令输入到航天器的姿态控制器，而无需修改航天器的反馈控制律。

公开(公告)号：US20140379176A1

公开(公告)日：2014-12-25

申请号：US13924969

申请日：2013-06-24

申请人： Isaac M. Ross ,  Mark Karpenko

发明人： Isaac M. Ross ,  Mark Karpenko

IPC分类号： B64G1/24

CPC分类号： B64G1/24 ,  B64G1/1021 ,  B64G1/26 ,  B64G1/286 ,  B64G1/32 ,  B64G2001/245

摘要： A method, apparatus and system is provided for reducing an amount of information transmitted to a vehicle in order to implement attitude control of the vehicle. In accordance with the present invention, data corresponding to at least one time-varying attitude command trajectory defining an attitude of the vehicle is reduced, for example, into a vector of polynomial coefficients. The vector of polynomial coefficients then are transmitted to the vehicle, where they are used to reconstruct the at least one time-varying attitude command trajectory via a polynomial interpolation operation.

摘要翻译： 提供了一种方法，装置和系统，用于减少发送到车辆的信息量，以便实现车辆的姿态控制。 根据本发明，将与定义车辆姿态的至少一个时变姿态指令轨迹对应的数据例如减少为多项式系数的向量。 然后，多项式系数的向量被发送到车辆，在那里它们被用于通过多项式插值运算重构至少一个时变姿态指令轨迹。

公开(公告)号：US08645063B2

公开(公告)日：2014-02-04

申请号：US12976603

申请日：2010-12-22

申请人： Matthew D. Fortier

发明人： Matthew D. Fortier

IPC分类号： G01C21/10

CPC分类号： G01C21/16 ,  B64G1/002 ,  B64G1/24 ,  B64G2001/245

摘要： Techniques are provided to determine an initial quaternion transform that is used to transform measurements received from accelerometer, rate sensor and inertial reference subsystems from a vehicle coordinate frame to an inertial navigation frame. Methods disclosed determine corrective angular rates to use as a feedback signal to rotate the quaternion transform to counter errors that result when transforming a gravity vector and an inertial reference vector (e.g., a magnetic North reference vector) that are being measured by the accelerometer and an inertial reference subsystems, respectively. The initial quaternion determination is performed during a time period when the only substantial acceleration on the vehicle is due to gravity. The initial quaternion can be used for processing various guidance, navigation and control functions.

摘要翻译： 提供技术来确定用于将从加速度计，速率传感器和惯性参考子系统接收的测量值从车辆坐标系变换到惯性导航框架的初始四元数变换。 所公开的方法确定校正角速率用作反馈信号以将四元数变换旋转到在通过加速度计测量的重力矢量和惯性参考矢量（例如，磁性北参考矢量）的转换时产生的对误差， 惯性参考子系统。 在车辆的唯一实际加速度是由于重力的时间段期间执行初始四元数确定。 初始四元数可用于处理各种指导，导航和控制功能。

公开(公告)号：US08346410B2

公开(公告)日：2013-01-01

申请号：US12576203

申请日：2009-10-08

申请人： Hyun Ho Seo ,  Ki Lyuk Yong ,  Shi Hwan Oh ,  Hong Taek Choi ,  Seon Ho Lee ,  Jo Ryeong Yim ,  Yong Bok Kim ,  Hye Jin Lee

发明人： Hyun Ho Seo ,  Ki Lyuk Yong ,  Shi Hwan Oh ,  Hong Taek Choi ,  Seon Ho Lee ,  Jo Ryeong Yim ,  Yong Bok Kim ,  Hye Jin Lee

IPC分类号： G05D1/00

CPC分类号： B64G1/26 ,  B64G1/283 ,  B64G2001/245 ,  G05D1/0883

摘要： Provided are an attitude control system and method of a spacecraft of an artificial satellite that may enhance a maneuverability and a controllability by simultaneously applying a reaction wheel and a thruster among drive units used to maneuver an attitude of the spacecraft of the artificial satellite. The attitude control system may include: a thruster-based attitude controller which control firing time of thrusters mounted on the spacecraft; and a reaction wheel-based attitude controller controlling driving of a reaction wheel mounted on the spacecraft. The spacecraft may include a plurality of reaction wheels. When a defect occurs in the spacecraft due to a partial malfunction of the reaction wheels, an attitude maneuverability of the spacecraft may be corrected by simultaneously applying the thruster-based attitude controller and the reaction wheel-based attitude controller.

摘要翻译： 提供了一种人造卫星的航天器的姿态控制系统和方法，其可以通过在用于操纵人造卫星的航天器的姿态的驱动单元中同时施加反作用轮和推进器来增强机动性和可控性。 姿态控制系统可以包括：基于推进器的姿态控制器，其控制安装在航天器上的推进器的点火时间; 以及控制驱动安装在航天器上的反作用轮的反作用轮式姿态控制器。 航天器可以包括多个反作用轮。 当由于反射轮的部分故障而在航天器中发生缺陷时，可以通过同时施加基于推进器的姿态控制器和基于反作用轮的姿态控制器来校正航天器的姿态机动性。

公开(公告)号：US08123173B1

公开(公告)日：2012-02-28

申请号：US12028728

申请日：2008-02-08

申请人： Neil E. Goodzeit ,  David Brown

发明人： Neil E. Goodzeit ,  David Brown

IPC分类号： B64G1/24

CPC分类号： B64G1/66 ,  B64G1/283 ,  B64G1/36 ,  B64G2001/245 ,  G05D1/0883

摘要： A method of providing attitude and antenna steering for a spacecraft having a number of reaction wheels and a number of antennas is disclosed. The method includes determining a beta angle, the beta angle being the angle between a sun vector and an orbit plane of the spacecraft, and engaging either a first mode or a second mode in an alternate manner to provide attitude and antenna steering based on the beta angle. A target frame generator for generating information usable to provide attitude and antenna steering for a spacecraft is also disclosed.

摘要翻译： 公开了一种为具有多个反作用轮和多个天线的航天器提供姿态和天线转向的方法。 该方法包括确定β角，β角是太阳矢量与航天器的轨道平面之间的角度，并以替代方式接合第一模式或第二模式，以提供基于β的角度和天线转向 角度。 还公开了一种用于产生可用于为航天器提供姿态和天线转向的信息的目标帧发生器。

公开(公告)号：US08014911B2

公开(公告)日：2011-09-06

申请号：US12611485

申请日：2009-11-03

申请人： Brian Hamilton ,  Brian Underhill

发明人： Brian Hamilton ,  Brian Underhill

IPC分类号： B64G1/28

CPC分类号： B64G1/286 ,  B64G2001/245

摘要： Methods and systems are provided for reorienting an agile vehicle, such as a satellite or spacecraft, using a control moment gyroscope (CMG) array. The CMG array comprises a plurality of CMGs onboard the agile vehicle. A method comprises obtaining an input torque command for reorienting the vehicle using the CMG array and, when the angular momentum of the CMG array violates or is approaching a momentum boundary criterion, decreasing the input torque command in the kinetic momentum direction, resulting in a modified torque command, and operating the CMG array using the modified torque command.

摘要翻译： 提供了使用控制力矩陀螺仪（CMG）阵列来重新定向敏捷车辆（例如卫星或航天器）的方法和系统。 CMG阵列包括敏捷车辆上的多个CMG。 一种方法包括获得用于使用CMG阵列重新定向车辆的输入转矩命令，并且当CMG阵列的角动量违反或接近动量边界准则时，减小动力学方向上的输入转矩指令，导致修改 扭矩指令，并使用改进的扭矩指令来操作CMG阵列。

公开(公告)号：US20100090065A1

公开(公告)日：2010-04-15

申请号：US12639937

申请日：2009-12-16

申请人： Moonish R. PATEL ,  Neil E. Goodzeit

发明人： Moonish R. PATEL ,  Neil E. Goodzeit

IPC分类号： B64G1/26 ,  B64G1/28 ,  G05D1/00

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： 提供了一种用于提供关于航天器的姿态控制的系统。 该系统包括反作用轮控制模块，其配置成控制与航天器相关联的多个反作用轮组件以控制姿态;以及机动控制模块，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。 在轨道转移期间使用万向HCT来控制与反作用轮组件相关的动量导致最小的HCT万向节步进。

公开(公告)号：US20080105787A1

公开(公告)日：2008-05-08

申请号：US11540452

申请日：2006-09-29

申请人： Brian J. Hamilton ,  Brian K. Underhill

发明人： Brian J. Hamilton ,  Brian K. Underhill

IPC分类号： B64G1/28

CPC分类号： B64G1/286 ,  B64G2001/245 ,  G05D1/0883 ,  Y10T74/12 ,  Y10T74/1221 ,  Y10T74/1229

摘要： A control system for adjusting the attitude of a spacecraft comprises a set of control moment gyroscopes (CMGs) configured to allow null space maneuvering. The control system further comprises a momentum actuator control processor coupled to the set of CMGs and configured to determine a mandatory null space maneuver to avoid singularities and determine an optional null space maneuver to increase available torque. The mandatory null space maneuver can be calculated based upon certain gimbal angles, and can be implemented by augmenting the inverse-Jacobian control matrix.

摘要翻译： 用于调节航天器姿态的控制系统包括一组配置成允许空间空间操纵的控制力矩陀螺仪（CMG）。 控制系统还包括耦合到该组CMG的动量致动器控制处理器，并且被配置为确定强制性零空间操纵以避免奇点并且确定可选的零空间机动以增加可用转矩。 可以基于某些万向节角度来计算强制空间机动，并且可以通过增加逆雅可比控制矩阵来实现。

公开(公告)号：US07260456B2

公开(公告)日：2007-08-21

申请号：US11064375

申请日：2005-02-23

申请人： Richard A. Fowell ,  Yeong-Wei A. Wu

发明人： Richard A. Fowell ,  Yeong-Wei A. Wu

IPC分类号： B64G1/36 ,  B64G1/24

CPC分类号： G01S3/7867 ,  B64G1/361 ,  B64G2001/245 ,  G01C21/025 ,  G05D1/0883

摘要： A method and apparatus for reducing centroiding error of a star sensor having a plurality of pixels is disclosed. The method comprises the steps of computing a star sensor angular slew rate of ω pixels per star sensor integration period τ, collecting star sensor data while slewing the star sensor according to the selected star sensor angular slew rate ω, and filtering the collected star sensor data according to a frequency determined by the selected star sensor angular slew rate.

摘要翻译： 公开了一种用于降低具有多个像素的恒星传感器的重心误差的方法和装置。 该方法包括以下步骤：计算每个星形传感器积分周期τ的ω像素的星形传感器角度转换速率，在根据所选择的星形传感器角度转换速率ω旋转星形传感器时采集星形传感器数据，并对收集的星形传感器数据进行滤波 根据选定的星形传感器角度转换速率确定的频率。