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21.发明申请PROCÉDÉ ET SYSTÈME DE DÉTECTION DE PANNE D'UN BRAS DE PROPULSION D'UN ENGIN SPATIAL, TEL QU'UN SATELLITE 审中-公开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
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。
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公开(公告)号：WO2015190527A1
公开(公告)日：2015-12-17
申请号：PCT/JP2015/066753
申请日：2015-06-10
申请人： 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
摘要： 複雑で重量の大きい除去衛星なしに衝突回避運用や再突入制御を可能とするスペースデブリの軌道降下方法、システム、及び同様の原理による人工衛星の軌道変換方法、システムを提供する。導電性テザーを伸展可能に保持する人工衛星を天体の周りを軌道運動するスペースデブリに接近させ、導電性テザーの一端を導電性テザー取り付け機構によってスペースデブリに取り付け、人工衛星が導電性テザーの他端を保持した状態で導電性テザー伸展機構により導電性テザーを伸展させて、導電性テザーが天体の周囲磁場から受ける電磁気的作用により一体となって軌道運動する人工衛星、導電性テザー、スペースデブリの軌道を天体に向かって降下させ、人工衛星からの制御により上記軌道運動を変化させる、軌道降下方法、関連するシステム、及び同様の原理による人工衛星の軌道変換方法、システムを提供する。
摘要翻译： 提供了一种用于空间碎片轨道下降的方法和系统，其中在没有复杂和重大的去除卫星的情况下可以进行防撞操作和重返控制，以及用于改变使用相同原理的人造卫星的轨道的方法和系统。 提供：轨道下降方法和相关联的系统，其中用于可延伸地保持导电系绳的人造卫星被带到靠近天体的空间碎片附近，导电系的一端通过导电系链附接机构附接到空间碎片， 导电系绳由导电系绳延伸机构延伸，而人造卫星则保持导电系绳的另一端，导电系绳由天体周围的磁场引起的电磁效应相结合，导致轨道人造卫星的轨道 导电系绳和空间碎片向天体下降，轨道运动由人造卫星的控制改变; 以及改变使用相同原理的人造卫星轨道的方法和系统。
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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
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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公开(公告)号：WO2013065795A1
公开(公告)日：2013-05-10
申请号：PCT/JP2012/078359
申请日：2012-11-01
申请人： 株式会社IHI , 株式会社IHIエアロスペース
摘要： タンブリング運動しているスペースデブリに対して減速装置を容易に取り付けることができる、スペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法を提供する。 ターゲットデブリ１に接近及び姿勢制御を行うための推進装置３と、ターゲットデブリ１に向かって射出可能な銛４１を備えた捕獲装置４と、ターゲットデブリ１の運動を観測してターゲットデブリ１のタンク１１（空洞部）に向かって銛４１を打ち込み可能な捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を計算する観測装置５と、銛４１に直接的又は間接的に接続されるとともにターゲットデブリ１を減速させる減速装置６と、推進装置３、捕獲装置４、観測装置５及び減速装置６を搭載した本体部２１と、を有する。
摘要翻译： 提供了一种用于消除空间碎片的装置以及用于去除空间碎片的方法，其能够相对于正在经历转动运动的空间碎片而容易地安装减速装置。 本发明包括一个用于对目标碎片（1）进行访问控制和姿态控制的推进装置（3）; 捕获装置（4），其包括可朝向目标碎片（1）喷射的鱼叉（41）; 计算捕获位置（E）的观察装置（5）和通过观察目标碎片（1）的罐（11）（中空部））将鱼叉（41）驱动到捕集位置（E）的捕获姿势， 目标碎片（1）; 减速装置（6），其将目标碎片（1）直接或间接地连接到鱼叉（41）; 以及安装有推进装置（3），拍摄装置（4），观察装置（5）和减速装置（6）的主体部（21）。
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25.发明申请PROCEDE DE CONTROLE D'ATTITUDE D'UN SATELLITE ET SATELLITE COMMANDE EN ATTITUDE 审中-公开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
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）。
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公开(公告)号：WO2013004073A1
公开(公告)日：2013-01-10
申请号：PCT/CN2012/000911
申请日：2012-07-03
申请人： 北京科实医学图像技术研究所
摘要： 一种运载火箭推力装置，是在运载火箭（HJ）和飞船（FC）的外壁上，加装了几组喷火管（E），它们可在任意方向上转动，它喷射出的火流，随着喷射角度的改变，既可改变飞行的方向，同时还可以使运载火箭围绕自身主轴的方向旋转，以产生转动惯量，保持准直的飞行状态，以减少飞行轨迹的偏离程度。另一方面，还可以节省运载火箭在发射之后调整航向所需的能源消耗，并可控制飞船在脱离了运载火箭（HJ）之后的飞行状态。
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27.发明申请CAPSULE SYSTEM, SERVICE MODULE, AND REUSEABLE REENTRY PAYLOAD AND DOCKING MODULE 审中-公开胶囊系统，服务模块，以及可重复使用的再加载和对接模块
公开(公告)号：WO2012011965A3
公开(公告)日：2012-04-19
申请号：PCT/US2011001305
申请日：2011-07-23
申请人： ALMAZ EXCALIBUR , ZELON JON
发明人： ALMAZ EXCALIBUR , ZELON JON
摘要： A modular spacecraft comprising: a capsule module comprising a common bulkhead, and [0090] an additional spacecraft module comprising a common bulkhead, wherein said capsule module's common bulkhead is attached to said additional spacecraft module's common bulkhead.
摘要翻译： 一种模块化航天器，包括：包括公共舱壁的舱盒模块和包括公共舱壁的附加航天器模块，其中所述舱舱模块的公共舱壁附接到所述附加航天器模块的公共舱壁。
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28.发明申请SYSTEM AND METHOD FOR INCREASING THE ROLL OFFSET OPERATING RANGE FOR A SPACECRAFT 审中-公开系统和方法，用于增加航天器的滚动偏移操作范围
公开(公告)号：WO2004033296A3
公开(公告)日：2004-12-23
申请号：PCT/US0332051
申请日：2003-10-09
申请人： LOCKHEED CORP
发明人： GOODZEIT NEIL EVAN , RATAN SANTOSH
摘要： One embodiment of the present invention relates to a method for increasing the roll offset operating range for a spacecraft using an earth sensor operating in a single scan mode. In accordance with this embodiment, the method comprises moving the spacecraft to a first roll position, which has a roll angle that will cause the earth sensor to have a desired standard chord. Next, the earth sensor is switched to single scan mode by deselecting one of the earth sensor scans. By switching the earth sensor to a single scan mode, the earth sensor standard chord is locked at or near the desired standard chord. After the desired standard chord is set, the spacecraft is moved to a second roll position, which is a desired roll offset operating position for the spacecraft. Finally, the earth sensor roll output (generating using the single scan mode) is used to calculate the spacecraft roll at the roll offset operating position.
摘要翻译： 本发明的一个实施例涉及一种用于使用在单一扫描模式下操作的地球传感器来增加航天器的侧倾偏移操作范围的方法。 根据该实施例，该方法包括将航天器移动到第一滚动位置，该第一滚动位置具有将导致地球传感器具有期望的标准弦的滚转角。 接下来，通过取消选择一个地球传感器扫描，地球传感器切换到单扫描模式。 通过将地球传感器切换至单一扫描模式，地球传感器标准弦被锁定在所需标准弦上或其附近。 在设定期望的标准弦之后，航天器被移动到第二滚动位置，该第二滚动位置是航天器的期望的滚动偏移操作位置。 最后，使用地面传感器滚筒输出（使用单一扫描模式生成）用于计算滚动偏移操作位置处的航天器滚动。
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公开(公告)号：WO2003070570A1
公开(公告)日：2003-08-28
申请号：PCT/GB2003/000708
申请日：2003-02-19
申请人： ASTRIUM LIMITED , ZENTGRAF, Peter
发明人： ZENTGRAF, Peter
IPC分类号： B64G1/26
CPC分类号： G05D1/0883 , B64G1/26
摘要： In the control of spacecraft, thrusters must generate a commanded force or torque that is computed from the control algorithms in order to maintain a certain attitude or orbit. In general, there is an infinite number of solutions as to how the thrusters are fired in order to achieve the commanded value. However, additional imposed constraints on the mass flow allow only a small subset of those solutions to be feasible. By way of example, two constraints are considered in this invention: first, the mass flow of each thruster must exceed a minimum value and second, the total mass flow of all thrusters for any generated force/torque must be constant. If only a non-feasible solution is found, known methods turn it into a feasible one by reducing the commanded force/torque until the constraints are met. Reducing the commanded force/torque is, however, a disadvantage because the performance may decrease and even lead to instability of the closed loop system. This invention concerns a simple and time efficient method/system for improving an unfeasible solution in such a way that reducing the commanded force/torque can be minimised or even completely be avoided and, therefore, higher feasible generated forces/torques than those with known methods can be generated.
摘要翻译： 在控制航天器时，推进器必须产生从控制算法计算出的指令力或扭矩，以保持一定的姿态或轨道。 一般来说，为了实现指令值，有多少解决方案可以推进器如何开火。 然而，对质量流量的额外强加的约束只允许这些解决方案的一小部分是可行的。 作为示例，在本发明中考虑了两个限制：首先，每个推进器的质量流量必须超过最小值，其次，任何所产生的力/扭矩的所有推进器的总质量流量必须是恒定的。 如果只有一个不可行的解决方案被发现，已知的方法可以通过减少指令的力/转矩直到达到约束才能变成可行的方法。 然而，减小指令力/扭矩是一个缺点，因为性能可能降低甚至导致闭环系统的不稳定性。 本发明涉及一种用于改进不可行解决方案的简单和时间有效的方法/系统，使得减少所指示的力/扭矩可以最小化甚至完全避免，因此比具有已知方法的那些更可行的生成力/扭矩 可以生成。
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公开(公告)号：WO2003036404A1
公开(公告)日：2003-05-01
申请号：PCT/GB2002/004550
申请日：2002-10-08
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： B64G1/26 , B64G1/281 , B64G1/361 , B64G1/38 , B64G2001/245 , B64G2001/247 , G05D1/0883
摘要： An autonomous active manoeuvring method and system for spinnin g spacecraft is provided having a capability to enhance the attitude and orbit control and measurement subsystem (AOCMS) performance of passive spinning satellites and to fulfil the emerging autonomy requirements applicable to new generation satellites. The invention resides in (a) the overall concept of providing autonomous execution of spin axis re-orientation manoeuvring for spinning spacecraft designed and executed autonomously on-board the spacecraft by the AOCMS and (b) in the proposed strategy to execute the re-orientation manoeuvres with respect to the handling nutation.The provision of coupling nutation avoidance manoeuvres with active nutation damping on board the spacecraft reduces/minimises the manoeuvre setting time required to return the spacecraft to the steady state pointing performance, while not imposing constraints upon the particular spacecraft inertia sensor properties.
摘要翻译： 提供了一种能够提高被动旋转卫星的姿态和轨道控制和测量子系统（AOCMS）性能的能力，并满足适用于新一代卫星的新兴自主要求的自主主动操纵方法和系统。 本发明在于（a）提供自主执行旋转轴重新定向机动的总体概念，用于由AOCMS自主设计和执行航天器的飞行器的飞行器，以及（b）在所提出的执行重新定向的策略 相对于处理章动的动作。在航天器上提供具有主动章动阻尼的联动轮廓避免机动减少/最小化将飞船返回到稳态指向性能所需的机动设置时间，而不对特定航天器施加约束 惯性传感器属性。
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