公开(公告)号：US07367529B2

公开(公告)日：2008-05-06

申请号：US10971270

申请日：2004-10-22

申请人： Jack H. Jacobs ,  Mason A. Peck

发明人： Jack H. Jacobs ,  Mason A. Peck

IPC分类号： B64G1/28

CPC分类号： B64G1/283 ,  B64G1/285 ,  B64G1/286

摘要： An spacecraft control system is provided that includes a tube and a plurality of microwheels. The plurality of microwheels is disposed within the tube. Each microwheel has a first stator wafer, a second stator wafer, and a rotor wafer disposed therebetween. The first and second stator wafers are configured to spin the rotor wafer.

摘要翻译： 提供一种包括管和多个微型轮的航天器控制系统。 多个微轮设置在管内。 每个微轮具有第一定子晶片，第二定子晶片和设置在它们之间的转子晶片。 第一和第二定子晶片被配置成旋转转子晶片。

公开(公告)号：US07185855B2

公开(公告)日：2007-03-06

申请号：US10836986

申请日：2004-04-30

申请人： Mason A. Peck

发明人： Mason A. Peck

IPC分类号： B64G1/38 ,  B64G1/28

CPC分类号： B64G1/285 ,  B64G1/286 ,  G05D1/0883 ,  Y10T74/1221

摘要： A momentum-control system comprising a plurality of momentum actuators and a platform upon which the plurality of momentum actuators are mounted. The momentum control system further comprises a plurality of active struts mounted on the bottom side of the platform. The active struts are configured to produce a force to steer the plurality of momentum actuators and the platform to produce forces and moments for spacecraft attitude control and disturbance suppression.

摘要翻译： 一种动量控制系统，包括多个动量致动器和安装有多个动量致动器的平台。 动量控制系统还包括安装在平台的底侧上的多个主动支柱。 活动支柱被配置成产生一个力来转向多个动量致动器和平台以产生用于航天器姿态控制和扰动抑制的力和力矩。

公开(公告)号：US07152495B2

公开(公告)日：2006-12-26

申请号：US10325236

申请日：2002-12-19

申请人： Mason A. Peck

发明人： Mason A. Peck

IPC分类号： G01C19/30 ,  G01C19/06 ,  F03G3/00 ,  B64G1/28 ,  G64C17/06

CPC分类号： B64G1/286 ,  B64G1/288 ,  B64G1/38 ,  Y10T74/1225 ,  Y10T74/1229 ,  Y10T74/1254 ,  Y10T74/18536

摘要： A disturbance-cancellation system and method is provided that facilitates the adaptive cancellation of periodic disturbances. The disturbance-cancellation system and method includes a pair of control moment gyroscopes (CMGs) arranged together as a scissored pair. The scissored pair of CMGs is used to create a periodic torque with a controllable amplitude and frequency. The periodic torque created by the CMGs is adaptively controlled to cancel out periodic disturbances in the system. The system and method creates a periodic torque with a controllable amplitude and frequency by rotating the inner-gimbal assemblies of the CMGs in opposite directions at substantially equal phase and angular velocity. Amplitude matching can be achieved by adjusting the rotor spin rate. The steady-state constant motion results in a periodic torque along the output axis of the scissored pair, while components of torque along axes orthogonal to this one cancel out.

摘要翻译： 提供了有助于周期性干扰的自适应消除的干扰消除系统和方法。 干扰消除系统和方法包括一对作为剪刀对布置在一起的控制力矩陀螺仪（CMG）。 剪切的CMG对用于产生具有可控幅度和频率的周期性转矩。 由CMG产生的周期性扭矩被自适应地控制以抵消系统中的周期性干扰。 该系统和方法通过以相同的相位和角速度在相反方向上旋转CMG的内万向节组件来产生具有可控幅度和频率的周期性转矩。 振幅匹配可以通过调整转子旋转速率来实现。 稳态恒定运动导致沿着剪刀对的输出轴的周期性转矩，而沿着与该正交的轴正交的轴的转矩分量抵消。

公开(公告)号：US07561947B2

公开(公告)日：2009-07-14

申请号：US10681853

申请日：2003-10-06

申请人： J. Jeff Bonn ,  Mason A. Peck

发明人： J. Jeff Bonn ,  Mason A. Peck

IPC分类号： B64G1/36 ,  G05D1/00 ,  G05D3/00 ,  G06D7/00 ,  G06F17/00

CPC分类号： G01C19/30 ,  B64G1/286 ,  G01C19/065 ,  G05D1/0883 ,  Y10T74/1204 ,  Y10T74/1218 ,  Y10T74/1221

摘要： Methods and apparatus are provided for reorienting control moment gyros (CMGs) to compensate for CMG failure or change in spacecraft (S/C) mass properties or mission. An improved CMG comprises a drive means for rotating the CMG around an axis not parallel to the CMG gimbal axis. Releasable clamps lock the CMG to the spacecraft except during CMG array reorientation. CMGs arrays are combined with attitude sensors, a command module, memory for storing data and programs, CMG drivers and sensors (preferably for each CMG axis), and a controller coupling these elements. The method comprises determining whether a CMG has failed or the S/C properties or mission changed, identifying the working CMGs of the array, determining a new array reorientation for improved spacecraft control, unlocking, reorienting and relocking the CMGs in the array and updating the S/C control parameters for the new array orientation.

摘要翻译： 提供了方法和装置，用于重新定向控制力矩陀螺（CMG），以补偿CMG故障或航天器（S / C）质量属性或任务的变化。 改进的CMG包括用于围绕不平行于CMG万向轴的轴线旋转CMG的驱动装置。 除了在CMG阵列重新定向之外，可拆卸的夹具将CMG锁定到航天器。 CMG阵列与姿态传感器，命令模块，用于存储数据和程序的存储器，CMG驱动器和传感器（优选为每个CMG轴）组合，以及耦合这些元件的控制器。 该方法包括确定CMG是否发生故障或S / C属性或任务改变，识别阵列的工作CMG，确定用于改进的航天器控制，解锁，重定向和重新锁定阵列中的CMG的新阵列重定向，并更新 新数组方向的S / C控制参数。

公开(公告)号：US07364120B2

公开(公告)日：2008-04-29

申请号：US10928677

申请日：2004-08-26

申请人： Mason A. Peck

发明人： Mason A. Peck

IPC分类号： B64G1/28

CPC分类号： B64G1/286

摘要： A momentum actuator for steering a spacecraft is disclosed. The momentum actuator comprises a rotor, a gimbal upon which the rotor is mounted, and a stepper motor coupled to the gimbal and operable to rotate the rotor about the gimbal in a series of steps. In one embodiment of the present invention the spin rate of the rotor can be varied to provide torque.

摘要翻译： 公开了用于转向航天器的动量致动器。 动量致动器包括转子，转子安装在其上的万向架，以及连接到万向节并可操作以使转子围绕万向节以一系列步骤旋转的步进马达。 在本发明的一个实施例中，可以改变转子的旋转速率以提供转矩。

公开(公告)号：US07246776B2

公开(公告)日：2007-07-24

申请号：US10897494

申请日：2004-07-23

申请人： Mason A. Peck ,  Brian J. Hamilton ,  Brian Underhill

发明人： Mason A. Peck ,  Brian J. Hamilton ,  Brian Underhill

IPC分类号： B64G1/24

CPC分类号： B64G1/286 ,  G05D1/0883

摘要： The present method provides a method for avoiding singularities in the movement of CMGs in an array of CMGs in a spacecraft. In a first step, a torque command representing a desired torque to produce an attitude adjustment for the spacecraft is received. Next, a range-space gimbal rate required to produce the desired torque based on the desired torque and a Jacobian matrix is calculated. Then, a null-space gimbal rate that assists in the avoidance of singularities is calculated. The total gimbal rate command is determined by summing the range-space gimbal rate and the null-space gimbal rate. Then, the total gimbal rate command is provided to the CMGs to produce the total gimbal rate.

摘要翻译： 本方法提供了一种避免CMG在航天器中的CMG阵列中的运动中的奇点的方法。 在第一步骤中，接收表示用于产生航天器的姿态调整的期望转矩的转矩指令。 接下来，计算基于期望转矩和雅可比矩阵来产生期望转矩所需的距离空间万向节速率。 然后，计算出有助于避免奇点的零空间万向节速率。 总的万向节速率命令通过将距离空间万向节速率和零空间万向节速率相加来确定。 然后，将总的万向节速率命令提供给CMG以产生总的万向节速率。

公开(公告)号：US07693619B2

公开(公告)日：2010-04-06

申请号：US11291706

申请日：2005-11-30

申请人： Michael R. Elgersma ,  Daniel P. Johnson ,  Mason A. Peck ,  Brian K. Underhill ,  Gunter Stein ,  Blaise G. Morton ,  Brian J. Hamilton

发明人： Michael R. Elgersma ,  Daniel P. Johnson ,  Mason A. Peck ,  Brian K. Underhill ,  Gunter Stein ,  Blaise G. Morton ,  Brian J. Hamilton

IPC分类号： B64G1/36 ,  B64G1/10

CPC分类号： G05D1/0883 ,  B64G1/286

摘要： A control system of a spacecraft for controlling two or more sets of collinear control moment gyroscopes (CMGs) comprises an attitude control system. The attitude control system is configured to receive a command to adjust an orientation of the spacecraft, determine an offset for a momentum disk for each of the two or more sets of CMGs that maximizes torque, determine a momentum needed from the two or more sets of CMGs to adjust the orientation of the spacecraft, and calculate a total torque needed by taking the derivative of the momentum. The control system further comprises a momentum actuator control processor coupled to the attitude control system, the momentum actuator control processor configured to calculate a required gimbal movement for each of the CMGs in each of the two or more sets of collinear CMGs from total torque.

摘要翻译： 用于控制两组或更多套共线控制力矩陀螺仪（CMG）的航天器的控制系统包括姿态控制系统。 姿态控制系统被配置为接收调整航天器的方向的命令，确定用于使扭矩最大化的两组或更多组CMG中的每一个的动量盘的偏移，确定从两组或更多组 CMG调整航天器的方向，并计算通过采取动量的导数所需的总转矩。 控制系统还包括耦合到姿态控制系统的动量致动器控制处理器，动量致动器控制处理器被配置为针对来自总转矩的两组或多组共线CMG中的每一个中的每个CMG计算所需的万向运动。

公开(公告)号：US06456371B1

公开(公告)日：2002-09-24

申请号：US09670245

申请日：2000-09-25

申请人： Mason A. Peck

发明人： Mason A. Peck

IPC分类号： G01B1126

CPC分类号： B64G1/281 ,  B64G1/365 ,  G01C21/025

摘要： A process for determining an attitude measurement of a spacecraft is provided. The process employs a Horizon-Crossing Indicator (HCI) sensor 108. The process uses three time tagged crossings of the earth circle 104 to provide sufficient HCI data to determine the earth center 106. Since these observations may be infrequent, the relative attitude of the spacecraft 100 changes for each observation time. Therefore, once the integrated angular rate data, and thus the attitude relative to some reference, for the first, second and third horizon crossings is obtained, the sensor bore-sight data for each of these observations is transformed back to a known reference time. In one example, the integrated angular rate data from the third and second horizon crossings is transformed back to first horizon crossing time T1. Then, existing techniques can be applied to compute the transformation from the axes of the satellite 100 at the reference time T1 to some other axes at that time, resulting in an attitude estimate for the satellite 100.

摘要翻译： 提供了一种用于确定航天器姿态测量的过程。 该过程采用水平交叉指示器（HCI）传感器108.该过程使用地球圈104的三个时间标记的交叉点来提供足够的HCI数据来确定地球中心106.由于这些观察可能不常见，因此 航天器每次观察时间变化100次。 因此，一旦获得了对于第一，第二和第三水平交叉点的综合角速度数据以及相对于一些参考的态度，则将这些观测中的每一个的传感器视野数据转换回已知的参考时间。 在一个示例中，来自第三和第二水平交叉点的积分角速率数据被转换回到第一水平交叉时间T1。 然后，可以应用现有技术来计算从参考时间T1的卫星100的轴到当时的其他轴的转换，导致卫星100的姿态估计。

公开(公告)号：US07512466B2

公开(公告)日：2009-03-31

申请号：US11170837

申请日：2005-06-30

申请人： Robert J. Hart ,  Mason A. Peck

发明人： Robert J. Hart ,  Mason A. Peck

IPC分类号： B60L9/00 ,  B60L11/00

CPC分类号： B64G1/427 ,  B64G1/283

摘要： Methods and apparatus are provided for reaction wheel (RW) assemblies for spacecraft. The apparatus comprises a M/G coupled to an inertia wheel and a controller coupled to the M/G that, in response to commands it receives, couples power to or from an M/G of another RW assembly over a shared transfer connection (VXFR), so that one M/G acts as a generator powering another M/G acting as a motor. The controller compares generator voltage VGEN to the BEMF of the motor on VXFR and reconfigures a multi-winding M/G or steps-up the generated voltage to maintain VGEN>VXFR to maximize direct energy transfer from one RW to the other as long as possible. When VGEN declines sufficiently, the controller can couple the motor to the spacecraft power bus and/or the generator to a power dump so as to continue to provide the commanded torque if needed. Operation is automatic.

摘要翻译： 为航天器的反作用轮（RW）组件提供了方法和装置。 该装置包括耦合到惯性轮的M / G和耦合到M / G的控制器，响应于其接收的命令，通过共享传送连接（VXFR）将功率与另一RW组件的M / G耦合 ），使得一个M / G用作为另一个用作电动机的M / G的发电机。 控制器将发电机电压VGEN与VXFR上的电机的BEMF进行比较，并重新配置多绕组M / G或升高产生的电压，以维持VGEN> VXFR，以最大限度地最大化从一个RW到另一个RW的直接能量传输 。 当VGEN充分下降时，控制器可以将电动机与飞船电力总线和/或发电机耦合到功率转储器，以便在需要时继续提供指令转矩。 操作是自动的。

公开(公告)号：US07464899B2

公开(公告)日：2008-12-16

申请号：US11197047

申请日：2005-08-03

申请人： Michael R. Elgersma ,  Daniel P. Johnson ,  Gunter Stein ,  Blaise G. Morton ,  Dennice F. Gayme ,  Mason A. Peck

发明人： Michael R. Elgersma ,  Daniel P. Johnson ,  Gunter Stein ,  Blaise G. Morton ,  Dennice F. Gayme ,  Mason A. Peck

IPC分类号： B64G1/28

CPC分类号： B64G1/286

摘要： A method for avoiding singularities in the movement of CMGs in an array of CMGs in a spacecraft includes a first step where a maneuver command to rotate a spacecraft orientation is received. Then, the torque needed to rotate the spacecraft's orientation is determined. Then, the torque is integrated to determine a momentum path. The momentum path is decomposed into a sequence of straight line segments. For each line segment, a unit vector along the straight line segments is determined. Then, it is determined if there is a continuous path connecting a start point and an end point of the line segment in a plane perpendicular to the unit vector. For each point along the path in the plane perpendicular to the unit vector, a set of gimbal angles is determined.

摘要翻译： 一种用于避免CMG在航天器阵列中的运动中的奇异性的方法包括：第一步骤，其中接收旋转航天器取向的机动命令。 然后，确定旋转航天器方向所需的扭矩。 然后，转矩被积分以确定动量路径。 动量路径被分解为一系列直线段。 对于每个线段，确定沿着直线段的单位向量。 然后，确定在垂直于单位向量的平面中是否存在连接线段的起始点和终点的连续路径。 对于垂直于单位向量的平面中沿着路径的每个点，确定一组万向角。