公开(公告)号：WO1987000653A1

公开(公告)日：1987-01-29

申请号：PCT/US1986001470

申请日：1986-07-11

申请人： HUGHES AIRCRAFT COMPANY

发明人： HUGHES AIRCRAFT COMPANY ,  SMAY, John, W. ,  HUMMEL, William, F., Jr. ,  CHEN, Carl, L. ,  SLAFER, Loren, I.

IPC分类号： G05D01/08

CPC分类号： G05D1/0883 ,  B64G1/26

摘要： A system located onboard a geosynchronous satellite (10) for detecting spin axis precession and developing thruster control signals for restoring the spin axis (12) to the desired attitude. Fuel economy is enhanced by timing the attitude trim maneuvers to coincide with certain station-keeping maneuvers.

摘要翻译： 位于地球同步卫星（10）上的系统，用于检测旋转轴进动并且开发用于将旋转轴（12）恢复到所需姿态的推进器控制信号。 燃油经济性通过将姿态调整动作定时与某些车站保持动作相吻合来增强。

公开(公告)号：WO2016168484A1

公开(公告)日：2016-10-20

申请号：PCT/US2016/027568

申请日：2016-04-14

申请人： SPACE SYSTEMS/LORAL, LLC

发明人： TADROS, Alfred Heikal ,  STOEN, Jeffrey Donald ,  MAHER, Adam

IPC分类号： B64G1/00 ,  B64G1/64 ,  B64G1/26

CPC分类号： B64G1/007 ,  B64G1/10 ,  B64G1/26 ,  B64G1/40 ,  B64G1/641 ,  B64G2001/643

摘要： A first satellite (210(1)) and a second satellite (210(2)) are configured to be disposed together, in a launch configuration, for launch by a single launch vehicle. The launch vehicle includes a primary payload adapter (225) and the first satellite includes a secondary payload adapter (215). In the launch configuration, the first satellite is mechanically coupled with the primary payload adapter and the second satellite is mechanically coupled with the secondary payload adapter. Following injection into a first orbit by the launch vehicle, the first satellite separates from the primary payload adapter while the second satellite is mechanically coupled with the secondary payload adapter. The second satellite is detached from the secondary payload adapter of the first satellite only after an orbit transfer maneuver executed by a propulsions system of the first satellite. In the launch configuration, the mass of the second satellite is at least 30% of the mass of the first satellite.

摘要翻译： 第一卫星（210（1））和第二卫星（210（2））被配置成在发射配置中一起放置在一起，以由单个运载火箭发射。 所述运载火箭包括主要有效载荷适配器（225），并且所述第一卫星包括辅助有效载荷适配器（215）。 在发射配置中，第一颗卫星与主要有效载荷适配器机械耦合，第二颗卫星与辅助有效载荷适配器机械耦合。 在由运载火箭注射到第一轨道之后，第一卫星与主有效载荷适配器分离，而第二卫星与辅助有效载荷适配器机械耦合。 只有在由第一颗卫星的推进系统执行的轨道转移操作之后，第二颗卫星才从第一颗卫星的辅助有效载荷适配器分离。 在发射配置中，第二颗卫星的质量至少为第一颗卫星质量的30％。

公开(公告)号：WO2016125145A1

公开(公告)日：2016-08-11

申请号：PCT/IL2016/050104

申请日：2016-02-01

申请人： ISRAEL AEROSPACE INDUSTRIES LTD.

发明人： LEVY, Netanel ,  YANIV, Yoram

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

CPC分类号： B64G1/242 ,  B64G1/26 ,  B64G1/405

摘要： A method for maneuvering a satellite is provided and a system employing it is disclosed. The maneuvering includes performing two or more complementary north and south maneuvers to adjust an inclination of an orbit of a satellite by desired inclination correction ∆i. The complementary north and south maneuvers are performed by operating north and south thrusters of the satellite, which are respectively installed at panels of the satellite with respective cant angles from the north-south axis so as to produce significant radial component, to generate respective thrust delta-Vs for respectively accelerating the satellite by two or more predetermined supplemental velocities at two or more corresponding sidereal angles along the orbit. The maneuvering is characterized by shifting at least one of the sidereal angles of the two or more complementary maneuvers, to increase or decrease it, with respect to the optimal sidereal angle, which is perpendicular to the desired overall inclination correction ∆i, and thereby adjusting the inclination i of the orbit by the desired inclination correction ∆i while also adjusting an eccentricity e of the orbit by a desired eccentricity correction ∆e.

摘要翻译： 提供了一种用于操纵卫星的方法，并且公开了使用它的系统。 机动性包括执行两个或更多补充的南北机动，以通过期望的倾斜校正Δi来调整卫星轨道的倾斜度。 通过操作卫星的北部和南部推进器来进行互补的北，南方向的动作，这些推进器分别安装在与北 - 南轴线相对倾斜的卫星的面板上，以产生显着的径向分量，以产生相应的推力三角形 -Vs用于分别沿着轨道以两个或更多个相应的侧视角加速卫星两个或更多个预定的补充速度。 该操纵的特征在于，相对于垂直于期望的总倾斜度校正Δi的最佳恒定角度，移动两个或更多个互补操纵的至少一个侧视角以增加或减小它，从而调整 轨道的倾斜度i为期望的倾斜校正Δi，同时还通过期望的偏心校正Δe调整轨道的偏心率e。

公开(公告)号：WO2016081047A2

公开(公告)日：2016-05-26

申请号：PCT/US2015048332

申请日：2015-09-03

申请人： PACIFIC SCIENT ENERGETIC MATERIALS CO

发明人： NELSON STEVEN ,  CURRENT PETER ,  STADLER STEVEN

IPC分类号： F02K9/08 ,  G01S19/01

CPC分类号： F02K9/95 ,  B64G1/26 ,  B64G1/403 ,  F02K9/10 ,  F02K9/24 ,  F02K9/763

摘要： A propulsion system for use with a satellite comprises a substrate, a communication network and a cluster of individually selectable solid fuel motors mounted on the substrate and operatively connected to the communication network. A controller is also operatively connected to the communication network and operative to select any one of more motors of the cluster of individually selectable solid fuel motors and transmit signals to fire the one or more motors of the individually selectable solid fuel motors. The substrate may have various configurations. The cluster of motors may comprise 10-1000 motors, which may be arranged in a rectangular array or other formation. Subsets of motors having different impulse capabilities may be employed. In this manner, lighter, smaller, flexible and more efficient propulsions systems may be provided for use in attitude control, etc. of satellites.

摘要翻译： 与卫星一起使用的推进系统包括基底，通信网络和安装在基底上并可操作地连接到通信网络的一组可独立选择的固体燃料发动机。 控制器还可操作地连接到通信网络并且可操作以选择可单独选择的固体燃料发动机组的多个发动机中的任何一个，并发送信号以发动单独可选择的固体燃料发动机的一个或多个发动机。 衬底可以具有各种配置。 电动机组可以包括10-1000个电动机，其可以以矩形阵列或其他形式布置。 可以采用具有不同脉冲能力的电动机子集。 以这种方式，可以提供更轻，更小，灵活和更有效的推进系统用于卫星的姿态控制等。

公开(公告)号：WO2016046924A1

公开(公告)日：2016-03-31

申请号：PCT/JP2014/075333

申请日：2014-09-25

申请人： 川口 淳一郎

发明人： 川口　淳一郎

IPC分类号： F02K9/50

CPC分类号： F02K9/46 ,  B64G1/26 ,  F02K9/50 ,  F04B27/00 ,  F04B39/0005 ,  F04B39/0027 ,  F04B39/06 ,  F04F13/00 ,  F05D2220/80 ,  F17C7/04 ,  F17C2221/013 ,  F17C2221/014 ,  F17C2221/033 ,  F17C2223/013 ,  F17C2225/0123 ,  F17C2227/0142 ,  F17C2227/0302 ,  F17C2260/02 ,  F17C2270/0197

摘要： 【課題】熱交換器には、沸騰を抑えるべく、臨界圧以上ないしは高圧の液体を供給する方法が一般的であるが、熱交換器の後方の気化器で得られる気体は相対的に低圧であり、熱交換器への液体の供給には、得られる気体のエネルギー様態を運動エネルギーないし電気エネルギーに変換し、機械式ポンプで昇圧させる方式を採らざるをえず、効率損を伴う複雑なシステム以外に解決方法がなく、移動体、とくに飛翔体における推進剤の供給装置の軽量化やシステムの簡素化が困難であった。 【解決手段】液体を気化させて得られる相対的に低圧の気体自身を用いて、同気体のエネルギー様態を運動エネルギーないし電気エネルギーに変換することを要せず、同気体の材料たる原流体を高圧に加圧・供給する本発明の装置を提供し、移動体、とくに飛翔体において、推進剤の供給に、同装置を用いたシステムおよび方法を提供すること。

摘要翻译： [问题]热交换器通常采用用于供给具有临界压力或更高或高压的液体的方法以抑制沸腾。 然而，由于在热交换器后面的化油器中获得的气体具有相对较低的压力，所以将液体供应到热交换器需要一种系统，使得所获得的气体的能量形式转化为动能或电能，并且增加压力 用机械泵实现。 因此，涉及效率损失的复杂系统是唯一的解决方案，并且难以在移动体，特别是飞行物体中实现推进剂供给装置的重量减轻或系统简化。 [解决方案]根据本发明的装置使用相对低压的气体本身，其通过汽化液体而获得，对作为气体的材料的原料流进行加压和供给，而不需要将能量形式的气体转化成动能， 电能。 还提供了使用该装置在移动体中，特别是飞行物体中提供推进剂的系统和方法。

公开(公告)号：WO2015193499A1

公开(公告)日：2015-12-23

申请号：PCT/EP2015/063879

申请日：2015-06-19

申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS

发明人： MORO, Valerio ,  FISCHER, Jean

IPC分类号： B64G1/24 ,  B64G1/26 ,  B64G1/28 ,  F02K9/84

CPC分类号： B64G1/242 ,  B64G1/1007 ,  B64G1/26 ,  B64G1/283 ,  B64G1/286 ,  B64G1/40 ,  B64G1/44 ,  F02K9/84

摘要： La présente invention concerne un procédé (50) de contrôle d'orbite d'un satellite (10) en orbite terrestre, l'orbite du satellite (10) étant contrôlée en commandant selon un plan de manœuvre des moyens de propulsion (30, 31), comportant au moins un propulseur, et des moyens de déplacement (20, 21) desdits moyens de propulsion. Selon l'invention, ledit plan de manœuvre comporte au moins deux manœuvres de contrôle d'orbite, des forces de poussée des moyens de propulsion (30, 31) au cours desdites deux manœuvres de contrôle d'orbite étant de directions de poussée respectives non parallèles en repère inertiel, chacune desdites forces de poussée étant déterminée de sorte à contrôler simultanément l'inclinaison et la longitude de l'orbite du satellite ainsi qu'à former un moment adapté à désaturer un dispositif de stockage de moment cinétique dudit satellite dans un plan orthogonal à la direction de poussée de ladite force de poussée.

摘要翻译： 本发明涉及一种用于控制地球轨道中卫星轨道的方法（50），卫星（10）的轨道通过根据操作平面命令来控制，推进装置（30， 31），包括至少一个推进器，以及用于移动（20,21）所述推进装置的装置。 根据本发明，所述操作平面包括至少两个轨道控制操作，在所述两个轨道控制操作期间推进装置（30,31）的推力大小具有在惯性参考系中不平行的相应的推力方向 所述推力的每一个被确定为同时控制卫星的轨道的倾斜度和位置，并且形成适于卸载用于将所述卫星的角动量存储在正交的平面中的装置的动量 到所述推力的推力方向。

公开(公告)号：WO2015138592A3

公开(公告)日：2015-11-26

申请号：PCT/US2015019936

申请日：2015-03-11

申请人： LOCKHEED CORP

发明人： BIBIGHAUS BRIAN P ,  SCIULLI DOMINIC ANTHONY ,  GOODZEIT NEIL E ,  MILIEN JOHNNY

IPC分类号： B64G1/26

CPC分类号： B64G1/26 ,  B64G1/222 ,  B64G1/405

摘要： According to some aspects of the subject disclosure, a spacecraft comprises first and second pluralities of thrusters. The pluralities of thrusters are attached to a spacecraft body by booms configured to move the first plurality of thrusters between stowed and deployed positions. The deployed position of the first plurality of thrusters is farther north than is the stowed position of the first plurality of thrusters. The deployed position of the second plurality of thrusters is farther south than is the stowed position of the second plurality of thrusters. The first plurality of thrusters comprises a first thruster and a second thruster separated from each other in an east-west direction. The second plurality of thrusters comprises a third thruster and a fourth thruster separated from each other in the east-west direction.

摘要翻译： 根据本发明的一些方面，航天器包括第一和第二多个推进器。 多个推进器通过构造成在收起位置和展开位置之间移动第一多个推进器的吊杆附接到航天器本体。 第一多个推进器的展开位置比第一多个推进器的收起位置更远。 第二多个推进器的展开位置比第二多个推进器的收起位置更靠南。 第一组多个推进器包括在东西方向彼此分离的第一推进器和第二推进器。 第二组推进器包括在东西方向彼此分离的第三推进器和第四推进器。

公开(公告)号：WO2015163985A1

公开(公告)日：2015-10-29

申请号：PCT/US2015/019890

申请日：2015-03-11

申请人： MASSACHUSETTS INSTITUTE OF TECHNOLOGY

发明人： NGUYEN, Tam, Nguyen Thuc ,  CAHOY, Kerri, L. ,  QUADRINO, Meghan, K.

IPC分类号： B64G1/36 ,  G01J5/10

CPC分类号： B64G1/365 ,  B64G1/26 ,  B64G1/281 ,  B64G1/283 ,  B64G1/285 ,  B64G1/286 ,  B64G1/288 ,  B64G1/32 ,  B64G1/34 ,  B64G1/36 ,  B64G1/363 ,  B64G1/366 ,  B64G1/407 ,  B64G2001/245

摘要： Described herein are systems and methods for attitude determination using infrared Earth horizon sensors (EHSs) with Gaussian response characteristics. Attitude information is acquired by detecting Earth's infrared electromagnetic radiation and, subsequently, determining the region obscured by Earth in the sensors' fields of view to compute a nadir vector estimation in the spacecraft's body frame. The method can be applied when two sensors, each with known and distinct pointing directions, detect the horizon, which is defined as having their fields of view partially obscured by Earth. The method can be implemented compactly to provide high-accuracy attitude within small spacecraft, such as CubeSat-based satellites.

摘要翻译： 本文描述了使用具有高斯响应特性的红外地球水平传感器（EHS）的姿态确定的系统和方法。 通过检测地球的红外线电磁辐射获得态度信息，随后确定传感器视野中被地球遮蔽的区域，以计算航天器身体框架中的最低底矢量估计。 当具有已知和不同指向的两个传感器检测到地平线时，该方法可以被应用，其被定义为它们的视野部分被地球遮蔽。 该方法可以紧凑地实施，以在小型航天器内提供高精度的姿态，例如基于CubeSat的卫星。

公开(公告)号：WO2014126840A1

公开(公告)日：2014-08-21

申请号：PCT/US2014/015519

申请日：2014-02-10

申请人： BARBER, Phillip

发明人： BARBER, Phillip

IPC分类号： B64B1/26

CPC分类号： B64B1/06 ,  B64B1/10 ,  B64B1/12 ,  B64B1/20 ,  B64B1/22 ,  B64B1/26 ,  B64B1/58 ,  B64B2201/00 ,  B64D45/00 ,  B64G1/24 ,  B64G1/26 ,  B64G1/40

摘要： An improved airship having a plurality of resilient gas bags & gas containers, a straight fuselage tubular hull, with an inner air passageway & propulsion means located therein, connecting air inlet, & outlet funnels fore, & aft, with air deflector cones axially positioned therein; further, propulsion, reverse, & directional rocket thrusters, additionally to typical airship components; furthermore, said airship having improved speed, maneuverability, efficiency, & adverse weather capability, reduced forward air resistance, & rearward drag in the air; and propulsive, attitudinal, & directional control in space.

摘要翻译： 具有多个弹性气体袋和气体容器的改进的飞艇，直立的机身管状船体，其中设置有内部空气通道和推进装置，将空气入口和出口漏斗与前部和后部连接，其中空气导流器锥体轴向定位在其中 ; 另外，推动，反向和定向火箭推进器，另外典型的飞艇部件; 此外，所述飞艇具有改善的速度，机动性，效率和不利的天气能力，降低向前空气阻力和空气中的后向阻力; 并推动，态度和方向控制在空间。

公开(公告)号：WO2013180628A1

公开(公告)日：2013-12-05

申请号：PCT/SE2013/050595

申请日：2013-05-24

申请人： OHB SWEDEN AB

发明人： BATTELINO, Milan ,  EDFORS VANNEVIK, Anders Gunnar

IPC分类号： B64G1/24 ,  G05D1/08

CPC分类号： B64G1/242 ,  B64G1/1085 ,  B64G1/26

摘要： The present invention provides a method for station keeping of a spacecraft in a defined slot of a geostationary orbit. The spacecraft comprises at least two propulsion units having forces with components in an east-, a west-, a south-and a north-direction in a coordinate system fixed to the spacecraft. The method comprises the steps of placing the spacecraft in said defined slot of the geostationary orbit, and controlling a direction of an apogee vector originating at the center of the earth and pointing towards an apogee of the geostationary orbit of the spacecraft to point in a direction with an angle in the interval from -90 to 90 degrees from a direction of a sun vector originating at the center of the earth and pointing towards the sun, and simultaneously controlling the eccentricity and inclination of the geostationary orbit to be within the defined slot.

摘要翻译： 本发明提供了一种用于在地球静止轨道的限定槽中的航天器的站保持的方法。 航天器包括至少两个具有力的部件的推进单元，该部件具有在固定到航天器的坐标系中的东，西，南和北方向的部件。 该方法包括以下步骤：将航天器放置在地球静止轨道的所述限定的狭槽中，并且控制起源于地球中心的远地点向量的方向，并指向航天器的地球静止轨道的远地点，以指向方向 与距地球中心的太阳矢量方向-90度至90度的角度指向太阳，同时控制地球静止轨道的偏心度和倾斜度在规定的槽内。