公开(公告)号：WO2002060753A1

公开(公告)日：2002-08-08

申请号：PCT/US2002/002153

申请日：2002-01-29

申请人： LOCKHEED MARTIN CORPORATION

发明人： PEDREIRO, Nelson

IPC分类号： B64G1/66

CPC分类号： F16F15/03 ,  B64G1/26 ,  B64G1/283 ,  B64G1/285 ,  B64G1/288 ,  B64G1/32 ,  B64G1/36 ,  B64G1/361 ,  B64G1/363 ,  B64G1/641 ,  B64G1/66

摘要： The system of the present invention is a spacecraft architecture for precision motion control of a payload (10) while isolating disturbances and vibrations to the payload. The motion of the payload module is controlled by reacting on the support module (12) using non-contact actuators (14) disposed between the two modules. The motion of the support module is controlled to follow the payload module using external actuators (24, 26, 28, 30, 32) that react against the surroundings. This system achieves vibration isolation down to zero frequency and is not limited by sensor characteristics.

摘要翻译： 本发明的系统是用于对有效载荷（10）进行精密运动控制同时隔离有效载荷的扰动和振动的航天器结构。 通过使用设置在两个模块之间的非接触致动器（14）在支撑模块（12）上进行反应来控制有效载荷模块的运动。 控制支撑模块的运动，以使用对周围环境作出反应的外部致动器（24,26,28,30,32）来跟随有效载荷模块。 该系统实现零频率的振动隔离，并不受传感器特性的限制。

公开(公告)号：WO98032657A1

公开(公告)日：1998-07-30

申请号：PCT/US1998/000927

申请日：1998-01-23

IPC分类号： B64G1/26

CPC分类号： B64G1/26 ,  B64G2001/245

摘要： A spacecraft (11) is constructed to include a plurality of low thrust thrusters (24) mounted on a spacecraft appendage (29) and/or a spacecraft bus (26). The plurality of low thrust thrusters (24) are fired in pairs for removing a disturbance torque or providing fine pointing attitude control. In one embodiment, the low thrust thrusters (24) are mounted on a solar array panel (26), thereby increasing the moment arm and enhancing the thrust output of the low thrust thrusters (24). In one embodiment, a spacecraft has a plurality of low thrust thrusters (24) arranged as at least two sets of two low thrust thrusters (24), individual ones of the low thrust thrusters (24) of a set being disposed in a V-configuration and mounted at predetermined locations on at least one of a spacecraft appendage (29) or a spacecraft bus (26).

摘要翻译： 航天器（11）被构造成包括安装在航天器附件（29）和/或航天器总线（26）上的多个低推力推进器（24）。 多个低推力推进器（24）成对地点火，以消除扰动转矩或提供精细的定位姿态控制。 在一个实施例中，低推力推进器（24）安装在太阳能阵列板（26）上，从而增加了力矩臂并增强了低推力推进器（24）的推力输出。 在一个实施例中，航天器具有布置为至少两组两个低推力推进器（24）的多个低推力推进器（24），一组的低推力推进器（24）中的各个被布置在V- 构造并安装在航天器附件（29）或航天器总线（26）中的至少一个上的预定位置处。

公开(公告)号：WO1996026108A1

公开(公告)日：1996-08-29

申请号：PCT/FR1996000278

申请日：1996-02-21

申请人： CENTRE NATIONAL D'ETUDES SPATIALES ,  DELEPIERRE-MASSUE, Olivier ,  FEVRIER, Claude ,  SALOME, Roland ,  LE TORRIVELLEC, Pierre

发明人： CENTRE NATIONAL D'ETUDES SPATIALES

IPC分类号： B64G01/42

CPC分类号： G01F22/02 ,  B64G1/007 ,  B64G1/26 ,  B64G1/402 ,  G01F23/14

摘要： A device for pressurising a unified two-liquid propulsion subsystem for geostationary satellites, including a high-pressure helium storage assembly (10) comprising at least one helium storage tank, a control assembly (11) and an assembly for pressurising propellant tanks (17, 18) interconnected through a pressurising circuit. The control assembly is an electronic control assembly including at least one solenoid valve (51) arranged at one point in the pressurising circuit and controlled by a processing and control circuit (54) receiving data from pressure sensors (43, 47, 48) for the various tanks. Said processing and control circuit enables the propellant tanks (17, 18) to be pressurised at a constant pressure during the satellite transition and position-fixing process, while enabling the amount of residual propellants to be measured during the orbital operating time of the satellite.

摘要翻译： 一种用于加压用于对地静止卫星的统一的双液体推进子系统的装置，包括包括至少一个氦储存罐的高压氦存储组件（10），控制组件（11）和用于对推进剂罐（17， 18）通过加压电路互连。 控制组件是电子控制组件，其包括布置在加压电路中的一个点处的至少一个电磁阀（51），并由加工和控制电路（54）控制，该处理和控制电路从压力传感器（43,47,48）接收数据， 各种坦克 所述处理和控制电路使得能够在卫星转换和定位过程期间以恒定压力对推进剂罐（17,18）进行加压，同时能够在卫星的轨道运行时间期间测量剩余推进剂的量。

公开(公告)号：WO9209479A3

公开(公告)日：1992-11-26

申请号：PCT/FR9100938

申请日：1991-11-26

申请人： AEROSPATIALE

发明人： FLAMENT PATRICK ,  PERDU MICHEL ,  PORTIER JEAN ,  BRUNET PIERRE

IPC分类号： B64G1/24 ,  B64G1/26 ,  B64G1/28 ,  B64G1/32 ,  B64G1/34 ,  B64G1/36 ,  B64G1/40 ,  B64G1/44 ,  F03H1/00

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.

摘要翻译： 卫星包括至少一个主要用于暴露于太阳辐射并在预定方向上远离卫星延伸的表面（4,5），其上连接有姿态感测系统（7）的车载计算机（8） ），沿预定轴向卫星施加推力的轨道控制系统，以及姿态控制系统。 所述卫星进一步包括用于控制所述表面与包含所述预定方向（因此特别是与形成所述表面的太阳能电池板的平面平行）的多个平面平行的装置（6'）。 所述倾斜控制装置由所述车载计算机控制。 所述倾斜可以产生俯仰的力矩或将重心重新定位到轨道控制系统的轴线上。

公开(公告)号：WO87007877A1

公开(公告)日：1987-12-30

申请号：PCT/US1987001073

申请日：1987-12-30

IPC分类号： B64G1/00 ,  B64G1/24 ,  B64G1/26 ,  B64G1/40 ,  F02K9/42 ,  F02K9/44

CPC分类号： B64G1/26 ,  B64G1/007 ,  B64G1/242 ,  B64G1/401 ,  B64G1/402 ,  F02K9/42

摘要： A spacecraft control system (32) having monopropellant and bipropellant thrusters (54, 50), both types of thrusters operating from the same fuel. The selected fuel may be catalytically reacted in the monopropellant thrusters (54), or may be oxidized with a separately provided oxidizer in the bipropellant thrusters (50), in each case producing a hot gas which is expelled from the thrusters to create thrust. The fuel is provided in an excess relative to the amount required to react with the available oxidizer, so that the monopropellant thrusters (54) can continue to operate even after the oxidizer supply for the bipropellant thrusters (50) is exhausted. There are no unusable propellants, and the higher efficiency of the bipropellant thrusters is still utilized fully. The preferred fuel is hydrazine and the preferred oxidizer is nitrogen tetroxide.

摘要翻译： 具有单一推进剂和双组元推进剂推进器（54,50）的航天器控制系统（32），两种类型的推进器均由相同的燃料操作。 所选择的燃料可以在单组元推进剂推进器（54）中催化反应，或者可以在双组元推进剂推进器（50）中单独提供的氧化剂被氧化，在每种情况下都会产生从推进器排出的热气体以产生推力。 提供的燃料相对于与可用的氧化剂反应所需的量相比是过量的，使得即使在用于双组元推气剂推进器（50）的氧化剂供应被排出之后，单组元推进剂推进器（54）也可继续运行。 没有不可用的推进剂，并且双组元推进剂推进器的效率仍然得到充分利用。 优选的燃料是肼，优选的氧化剂是四氧化二氮。

公开(公告)号：WO1987004992A1

公开(公告)日：1987-08-27

申请号：PCT/US1986002458

申请日：1986-11-17

申请人： HUGHES AIRCRAFT COMPANY

发明人： HUGHES AIRCRAFT COMPANY ,  APFEL, Steven, L.

IPC分类号： B64G01/40

CPC分类号： F02K9/44 ,  B64G1/26 ,  B64G1/401 ,  B64G1/402

摘要： A spacecraft propulsion system which integrates the function of the apogee kick motor (AKM) and reaction control system (RCS). In accordance with this invention, a pump-fed AKM is employed which results in lightweight main tanks and pressurization systems. The RCS thrusters are operated by small bellows tanks (48) which are intermittently pressurized by a gas pressurization system (24) to provide high pressure for operation of the RCS thrusters. The system according to this invention enables use of lighter weight main propellant tanks (14, 16) since they do not have to withstand high internal pressures and also enables realization of the numerous advantages of a pump-fed AKM. Several embodiments described various methods for cycling the bellows tanks.

摘要翻译： 一个整合了远地点踢马达（AKM）和反应控制系统（RCS）功能的航天器推进系统。 根据本发明，采用泵送AKM，其导致轻型主缸和加压系统。 RCS推进器由小型波纹管箱（48）操作，这些箱体由气体加压系统（24）间歇地加压，为RCS推进器的运行提供高压。 根据本发明的系统使得能够使用较轻重量的主推进剂罐（14,16），因为它们不必承受高的内部压力，并且还能够实现泵送AKM的众多优点。 几个实施例描述了用于循环波纹管箱的各种方法。

公开(公告)号：WO2017049297A1

公开(公告)日：2017-03-23

申请号：PCT/US2016/052500

申请日：2016-09-19

申请人： ORBITAL SCIENCES CORPORATION

发明人： GLOGOWSKI, Michael ,  AUSTIN, Philip ,  BRUNO, Dominick ,  LENTATI, Andre

IPC分类号： B64G1/00 ,  B64G1/22 ,  B64G1/24 ,  B64G1/26

CPC分类号： B64G1/26 ,  B64G1/40

摘要： Systems and methods are described herein for mounting a thruster onto a vehicle. A thruster mounting structure may comprise a first, second, and third rotational joint, a boom, and thruster pallet, and a thruster attached to the thruster pallet. The first rotational joint may be attached to the vehicle and configured to rotate in a first axis. The first rotational joint may be connected to the boom and configured to pivot the boom about the first axis. The boom may be connected to the second rotational joint, which is connected to the third rotational joint and configured to rotate the third rotational joint in the first axis. The third rotational joint may be connected to the thruster pallet and configured to pivot the thruster pallet in a second axis that is perpendicular to the first axis.

摘要翻译： 这里描述了用于将推进器安装到车辆上的系统和方法。 推进器安装结构可以包括第一，第二和第三旋转接头，起重臂和推进器托盘以及附接到推进器托盘的推进器。 第一旋转接头可以附接到车辆并且构造成在第一轴线上旋转。 第一旋转接头可以连接到起重臂并且构造成围绕第一轴线枢转起重臂。 悬臂可以连接到第二旋转接头，该第二旋转接头连接到第三旋转接头并且构造成在第一轴线中旋转第三旋转接头。 第三旋转接头可以连接到推进器托盘并且构造成使推进器托盘在垂直于第一轴线的第二轴线上枢转。

公开(公告)号：WO2016171852A1

公开(公告)日：2016-10-27

申请号：PCT/US2016/024922

申请日：2016-03-30

申请人： SMITH, Alexander, D. ,  FIELD, Daniel, W. ,  ASKIJIAN, Armen ,  GROSSMAN, James

发明人： SMITH, Alexander, D. ,  FIELD, Daniel, W. ,  ASKIJIAN, Armen ,  GROSSMAN, James

IPC分类号： F28D15/02 ,  B64G1/50

CPC分类号： B64G1/50 ,  B64G1/10 ,  B64G1/26 ,  B64G1/283 ,  B64G1/40 ,  B64G1/402 ,  B64G1/503 ,  B64G1/506 ,  B64G1/66 ,  F28D15/043 ,  F28D15/046

摘要： A passive thermal system for use in a satellite and other aerospace applications includes a container having a heat-pipe working fluid disposed in a first chamber and a Phase Change Material (PCM) disposed in a second chamber that substantially surrounds the first chamber The first chamber contains a wick for transporting the heat-pipe working fluid. The exterior the first chamber has fins, etc., that extend into the PCM for heat spreading and increased interface area.

摘要翻译： 用于卫星和其他航空航天应用的被动热系统包括具有设置在第一室中的热管工作流体的容器和设置在基本上围绕第一室的第二室中的相变材料（PCM）。第一室 包含用于运输热管工作流体的芯。 第一室的外部具有翅片等，其延伸到PCM中用于散热并增加界面面积。

公开(公告)号：WO2016128389A1

公开(公告)日：2016-08-18

申请号：PCT/EP2016/052710

申请日：2016-02-09

申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS

发明人： DOUBRERE, Patrick

IPC分类号： B64G1/00 ,  B64G1/26 ,  B64G1/40 ,  B64G1/42 ,  B64G1/24

CPC分类号： B64G1/40 ,  B64G1/007 ,  B64G1/242 ,  B64G1/26 ,  B64G1/405 ,  B64G1/428

摘要： L'invention concerne un satellite destiné à être mis à poste en orbite autour d'un corps céleste, comportant un premier propulseur électrique de direction de poussée orientable (21), un deuxième propulseur électrique de direction de poussée orientable (22), et un propulseur électrique (16) d'orientation fixe par rapport au satellite, de ligne de poussée passant par le centre de masse du satellite. Ledit satellite comporte deux unités d'alimentation d'un propulseur électrique (25, 26) et un réseau d'interconnexion électrique (23) reliant une première unité d'alimentation (26) au premier propulseur de direction de poussée orientable (21) et au propulseur d'orientation fixe (16), et une deuxième unité d'alimentation (25) au deuxième propulseur de direction de poussée orientable (22) et au propulseur d'orientation fixe (16), de sorte que chacune des unités d'alimentation (25, 26) est apte à alimenter soit le propulseur de direction de poussée orientable associé (22, 21), soit le propulseur d'orientation fixe (16).

摘要翻译： 本发明涉及一种旨在放置在围绕天体轨道的站中的卫星，包括可定向推力方向的第一电推进器（21），可定向推力方向的第二电推进器（22）和电推进器 （16）相对于卫星固定的方向和通过卫星重心的推力线。 所述卫星包括两个电推进器动力单元（25,26）和将第一动力单元（26）连接到可定向推力方向的第一推进器（21）和固定的推力器（16）的电互连网络（23） 并且具有可定向的推力方向的第二推进器（22）和固定取向的推进器（16）的第二动力单元（25），使得每个动力单元（25,26）能够为 可取向推力方向的相关推进器（22,21）或固定取向的推进器（16）。

公开(公告)号：WO2016030890A1

公开(公告)日：2016-03-03

申请号：PCT/IL2015/050856

申请日：2015-08-26

申请人： EFFECTIVE SPACE SOLUTIONS LTD

发明人： HALSBAND, Arie ,  TAASEH, Nevo ,  PARIENTE, Meidad ,  REITMAN, Michael

IPC分类号： B64G1/64 ,  B64G1/40

CPC分类号： B64G1/646 ,  B64G1/1078 ,  B64G1/222 ,  B64G1/242 ,  B64G1/26 ,  B64G1/405 ,  B64G1/44 ,  B64G1/641 ,  B64G1/66 ,  B64G4/00 ,  B64G2004/005

摘要： The present invention relates to a service satellite having a body, a controller and a docking unit. The docking unit includes at least two foldable, adjustable gripping arms pivotally mounted on the satellite body, each gripping arm being pivotable relative to the satellite body, and a gripping end at each free end of the gripping arms, wherein the gripping ends are adapted and configured to capture and grip a target portion of an orbiting satellite. Each gripping arm is controllable independently by the controller, which coordinates the motion of the arms. The service satellite also includes a propulsion unit including a first thruster mounted adjacent a Nadir end of the service satellite body, and a balance thruster, the balance thruster being distanced from the first thruster and facing a different direction than the first thruster, propellant for the thruster and the balance thruster; and means for aligning the thrusters so that a thrusting vector passes through a joint center of gravity of the service satellite and the serviced satellite.

摘要翻译： 本发明涉及具有主体，控制器和对接单元的服务卫星。 对接单元包括可枢转地安装在卫星主体上的至少两个可折叠的，可调节的夹持臂，每个夹臂相对于卫星主体可枢转，以及在夹持臂的每个自由端处的夹持端，其中夹持端适于 被配置为捕获并抓住轨道卫星的目标部分。 每个夹臂可由控制器独立控制，该控制器协调臂的运动。 服务卫星还包括推进单元，其包括邻近服务卫星的天底端安装的第一推进器和平衡推进器，平衡推进器与第一推进器隔开并面向与第一推进器不同的方向，推进剂用于 推进器和平衡推进器; 以及用于对准推进器的装置，使得推进矢量通过服务卫星和服务卫星的联合重心。