公开(公告)号：WO2016111317A1

公开(公告)日：2016-07-14

申请号：PCT/JP2016/050262

申请日：2016-01-06

申请人： 三菱電機株式会社

发明人： 北村　憲司 ,  山田　克彦 ,  島　岳也 ,  末延　博

IPC分类号： B64G1/26 ,  G05D1/08

CPC分类号： B64G1/242 ,  B64G1/26 ,  B64G2001/245 ,  G05D1/08 ,  G05D1/0883

摘要： 　衛星（７）は、それぞれが衛星（７）の質量中心から遠ざかる向きに互いに異なる方向に噴射方向を向けて配置されたスラスタ（９１、９２、９３、９４）を備える。軌道決定部（８）は、衛星（７）の平均軌道要素および平均軌道要素の時間変化率を決定する。目標値設定部（１）は、平均軌道要素の目標値を設定する。制御量計算部（２）は、平均軌道要素、平均軌道要素の時間変化率および目標値から、平均軌道要素の制御量を計算する。分配部（５）は、衛星（７）の運動を軌道要素で表現し、スラスタ配置角度と複数回のスラスタ噴射量による面外運動および面内運動の連成を考慮した方程式を解き、主として軌道面外方向を制御するスラスタ噴射および主として軌道面内方向を制御するスラスタ噴射を複数回組み合わせることによって、平均軌道要素の制御量を実現させるためのスラスタ噴射タイミングおよび噴射量を計算する。

摘要翻译： 该卫星（7）设置有与卫星（7）的质量中心隔开的方向设置的推进器（91,92,93,94），使得相应的射流沿不同的方向定向。 轨道确定单元（8）确定卫星（7）的平均轨道元素和平均轨道元素中的时间变化率。 目标值设定单元（1）设定平均轨道要素的目标值。 控制量计算单元（2）基于平均轨道元素，平均轨道元素的时间变化率和目标值来计算平均轨道元素的控制量。 分配单元（5）解决了通过使用轨道元素表示卫星（7）的运动并且考虑到平面内运动和平面内运动的耦合的方程式，其根据推进器设置 角度并根据多个推进器射流的数量，并且多次组合主要控制轨道面外方向的推进器射流和主要控制轨道面内方向的推进器射流，由此计算推进器 喷射定时和用于实现平均轨道元件的控制量的喷射量。

公开(公告)号：WO2015174366A1

公开(公告)日：2015-11-19

申请号：PCT/JP2015/063463

申请日：2015-05-11

申请人： 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

发明人： 川口　淳一郎 ,  森　治 ,  山本　高行 ,  元岡　範純 ,  中条　俊大

IPC分类号： F03H99/00 ,  B64G1/40

CPC分类号： B64G1/401 ,  B64G1/26 ,  B64G1/40 ,  B64G1/402 ,  F02K9/50 ,  F02K9/605 ,  F02K99/00 ,  F03H99/00

摘要： 　キャビテーションを抑制しつつ、長時間にわたって連続的に蒸気を噴射することができる、蒸気噴射システムを提供する。　互いに非可溶性である２種類以上の液体を分離して収容する液体収容部と、２種類以上の液体が液体収容部の内部で気化することで発生した蒸気を噴射する噴射口と、噴射口からの蒸気の噴射を制御する噴射制御部とを備えた蒸気噴射システムによって、液体収容部内で蒸気を収容する空間内の圧力が２種類以上の液体のいずれにおける飽和蒸気圧よりも高い状態から蒸気の噴射を開始する。あるいは、１種類の液体と、液体とは組成が異なる少なくとも１種類の不活性ガスを収容する流体収容部と、同様の噴射口及び噴射制御部を備えた蒸気噴射システムによって、流体収容部内で蒸気を収容する空間内の圧力が液体の飽和蒸気圧よりも高い状態から蒸気の噴射を開始してもよい。

摘要翻译： 提供一种蒸气喷射系统，其能够在抑制气蚀的发生的同时持续长时间地喷射蒸汽。 通过使用配备有用于分别存储两种或更多种相互不溶解的液体的液体储存部件的喷射系统，用于喷射由液体储存部件中的两种或更多种液体蒸发而产生的蒸汽的喷射口， 用于控制从喷射口喷射蒸气的控制部件，蒸气喷射从液体储存部分的含蒸汽容纳空间内的压力高于两种或更多种液体的饱和蒸气压的状态开始。 或者，通过使用配备有存储一种液体的液体储存部件和与液体的组成不同的至少一种惰性气体的喷射系统，以及类似的喷射口和喷射控制部件，蒸气喷射 从液体储存部分的含蒸汽空间内的压力高于液体的饱和蒸气压的状态开始。

公开(公告)号：WO2008066971A2

公开(公告)日：2008-06-05

申请号：PCT/US2007/074347

申请日：2007-07-25

申请人： RAYTHEON COMPANY ,  KELLY, Bradley D. ,  DE PICCIOTTO, Solomon A.

发明人： KELLY, Bradley D. ,  DE PICCIOTTO, Solomon A.

IPC分类号： G08G1/16

CPC分类号： G05D1/0206 ,  B60W30/09 ,  B60W30/095 ,  B60W2550/20 ,  B60W2550/402 ,  B64G1/242 ,  B64G1/26 ,  B64G1/66 ,  G08G3/02 ,  G08G5/04

摘要： A method (400) of determining a collision avoidance maneuver includes obtaining initial state data (402) including initial state data for a first object (200) and a second object (206). A plurality of preliminary maneuvers satisfying a first set of constraints are generated using the initial state data (404). A best preliminary maneuver is selected from the plurality of preliminary maneuvers (406), and the best preliminary maneuver is optimized (410) according to an objective function to provide a final maneuver. The optimization adheres to a provided second set of constraints.

摘要翻译： 确定碰撞避免机动的方法（400）包括获得包括第一对象（200）和第二对象（206）的初始状态数据的初始状态数据（402）。 使用初始状态数据（404）生成满足第一组约束的多个初步操作。 从多个初步操纵（406）中选择最佳的初步操纵，并且根据目标函数优化（410）最佳初步操纵以提供最终的操纵。 优化遵守提供的第二组约束。

公开(公告)号：WO2008030175A1

公开(公告)日：2008-03-13

申请号：PCT/SE2007/050615

申请日：2007-09-04

申请人： NANOSPACE AB ,  GRÖNLAND, Tor-Arne ,  RANGSTEN, Pelle ,  JOHANSSON, Håkan ,  BEJHED, Johan

发明人： GRÖNLAND, Tor-Arne ,  RANGSTEN, Pelle ,  JOHANSSON, Håkan ,  BEJHED, Johan

IPC分类号： F02K9/62 ,  B64G1/40 ,  F03H5/00

CPC分类号： B82Y15/00 ,  B64G1/1078 ,  B64G1/26 ,  B64G1/401 ,  B81B7/0006 ,  B81B2207/092 ,  B81B2207/096 ,  F02K9/62 ,  F02K9/80 ,  F05D2250/82 ,  F05D2250/84 ,  Y10T29/49083 ,  Y10T29/49099 ,  Y10T29/49155 ,  Y10T29/49346 ,  Y10T29/49718 ,  Y10T29/49746

摘要： A nozzle arrangement for use in a gas thruster is presented. At least one heater micro structure (20) is arranged in a stagnation chamber (12) of the gas thruster. The heater microstructure (20) comprises a core of silicon or a silicon compound coated by a surface metal or metal compound coating. The heater microstructure (20) is manufactured in silicon or a silicon compound and covered by a surface metal coating. The heater microstructure (20) is mounted in the stagnation chamber (12) before or after the coverage of the surface metal or metal compound coating. The coverage is performed by heating the heater microstructure and flowing a gas comprising low quantities of a metal compound. The compound decomposes at the heated heater microstructure (20), forming the surface metal or metal compound coating. The same principles of coating can be used for repairing the heater microstructure (20) in situ. The driving gas comprises preferably a compound exhibiting an exothermic reaction when coming into contact with a catalytically active material. If the gas is exposed to heater microstructures being covered with the catalytically active material, the gas is further heated by the catalytic reaction.

摘要翻译： 提出了一种用于气体推进器的喷嘴装置。 至少一个加热器微结构（20）布置在气体推进器的停滞室（12）中。 加热器微结构（20）包括由核或硅化合物涂覆的表面金属或金属化合物涂层。 加热器微结构（20）由硅或硅化合物制成并被表面金属涂层覆盖。 加热器微结构（20）在表面金属或金属化合物涂层的覆盖之前或之后安装在停滞室（12）中。 通过加热加热器微结构并流动包含少量金属化合物的气体来进行覆盖。 该化合物在加热的加热器微结构（20）处分解，形成表面金属或金属化合物涂层。 相同的涂层原理可用于原位修复加热器微结构（20）。 当与催化活性材料接触时，驱动气体优选包含表现出放热反应的化合物。 如果气体暴露于被催化活性材料覆盖的加热器微结构，则气体被催化反应进一步加热。

公开(公告)号：WO2007128112A1

公开(公告)日：2007-11-15

申请号：PCT/CA2007/000774

申请日：2007-05-04

申请人： BCE INC. ,  HOLLAND, John, B.

发明人： HOLLAND, John, B.

IPC分类号： B64G1/26 ,  B64C15/02 ,  B64G1/66

CPC分类号： B64G1/26 ,  B64G1/283 ,  B64G1/285

摘要： A system and method for determining an orientation of a thruster used in unloading angular momentum from a spacecraft. The system and method use only one thruster in the unloading operation. The system and method allow for user flexibility in choosing maneuver duration to complement on-board maneuver plans or to avoid possible conflicts with operations limitations. When used with XIPS thrusters, the required thruster burn time for a single thruster unloading operation is greatly reduced with respect to known two-XIPS-thruster angular momentum unloading operations. A graphical user interface can be used by a satellite operator to determine the specifics of the angular momentum unloading operation.

摘要翻译： 用于确定用于从航天器卸载角动量的推进器的取向的系统和方法。 该系统和方法在卸载操作中仅使用一个推进器。 系统和方法允许用户灵活地选择机动持续时间来补充机载机动计划或避免与操作限制的可能冲突。 当与XIPS推进器一起使用时，对于已知的两个XIPS推进器角动量卸载操作，单个推进器卸载操作所需的推进器燃烧时间大大减少。 卫星操作员可以使用图形用户界面来确定角动量卸载操作的细节。

公开(公告)号：WO2006106204A2

公开(公告)日：2006-10-12

申请号：PCT/FR2006/000658

申请日：2006-03-24

申请人： EADS ASTRIUM SAS ,  OUNOUGHA, Laurent, Daniel

发明人： OUNOUGHA, Laurent, Daniel

IPC分类号： B64G1/40 ,  B64G1/26 ,  F02K9/60 ,  F17C13/00

CPC分类号： F17C13/008 ,  B64G1/26 ,  B64G1/402 ,  F02K9/605 ,  F17C2201/0128 ,  F17C2201/056 ,  F17C2201/06 ,  F17C2203/032 ,  F17C2203/0636 ,  F17C2203/066 ,  F17C2203/0685 ,  F17C2205/0323 ,  F17C2205/0341 ,  F17C2221/014 ,  F17C2221/08 ,  F17C2223/0153 ,  F17C2223/033 ,  F17C2223/035 ,  F17C2227/0304 ,  F17C2227/0372 ,  F17C2227/0374 ,  F17C2250/043 ,  F17C2250/0439 ,  F17C2250/0631 ,  F17C2270/0194 ,  F17C2270/0197

摘要： Le réservoir (10) pour système de propulsion à gaz froid diphasique d'engin spatial comprend une structure microporeuse (3) apte à assurer, dans une partie de réservoir (10) qui est opposée à un orifice d'évacuation de gaz (4) hors du réservoir (10), la rétention capillaire en phase liquide d'un fluide diphasique contenu dans le réservoir (10). Un dispositif de contrôle thermique du réservoir (10) comprend au moins un réchauffeur (2) associé à la partie du réservoir (10) contenant la phase gazeuse, ainsi qu'au moins une thermistance (5) dans cette partie, et au moins une autre thermistance (6) dans la partie de réservoir (6) contenant la structure microporeuse (3) et la phase liquide. La structure (1) mécanique du réservoir (10) est montée sur la structure de l'engin spatial par une interface (7) de montage rigide et une interface (8) de montage souple. Application à l'équipement notamment de satellites dans la gamme de quelques dizaines à quelques centaines de kilogrammes.

摘要翻译： 本发明涉及一种用于空间飞船的两相冷气推进系统的罐（10），其包括微孔结构（3），该微孔结构（3）能够确保在一个与喷口（4）相对的罐（10）的一部分中 在罐（10）外部的气体，容纳在罐（10）中的两相流体的液相中的毛细管保留。 用于罐（10）的热控制的装置包括与容纳气相的罐（10）的一部分相关联的至少一个加热器（2），以及在所述部件中的热敏电阻（5）和至少一个 包含微孔结构（3）和液相的罐（6）部分中的另一热敏电阻（6）。 油箱（10）的机械结构（1）通过刚性安装的接口（7）和柔性安装的接口（8）安装在航天飞机的结构上。 本发明特别用于装备称重几十到数百公斤的卫星。

公开(公告)号：WO2006005833A1

公开(公告)日：2006-01-19

申请号：PCT/FR2005/001331

申请日：2005-05-31

申请人： EADS ASTRIUM SAS ,  JALLADE, Sophie, Martine

发明人： JALLADE, Sophie, Martine

IPC分类号： F02K9/56

CPC分类号： F17C9/00 ,  B64G1/26 ,  B64G1/402 ,  F02K9/44 ,  F02K9/50 ,  F02K9/56 ,  F17C2205/0323 ,  F17C2221/08 ,  G01F22/02 ,  G01F23/14 ,  Y10T137/2931

摘要： A l'aide d'au moins un capteur de pression (14, 15, 16) sur une conduite de vidange (3, 4) ou d'alimentation (7, 8, 9) entre des vannes de vidange (5, 6) en sortie de réservoir (1, 2) et des vannes d'alimentation (10, 11) de tuyères (12, 13), on détecte les ondes de pression résultant des ouvertures et fermetures d'une vanne d'alimentation (10, 11), puis on détecte, à la suite d'une commande de cette vanne (10, 11), l'amortissement ou la disparition des ondes de pression, témoignant du passage de la transition entre de l'ergol liquide et un gaz de pressurisation au niveau dudit capteur de pression (14, 15, 16), et donc la vidange complète du réservoir (1 ou 2). Cette détection de vidange complète est une étape d'un procédé de gestion d'ergol permettant d'affecter les restes d'ergol à une durée de vie résiduelle du satellite en orbite et/ou à la ré-orbitation ou dé-orbitation du satellite.

摘要翻译： 本发明涉及一种使用至少一个压力传感器（14,15,16）在排水（3,4）或进料（7,8,9）管道上的排水阀（5,6）在罐出口（1）处的方法 ，2）和用于检测由进给阀（10,11）的打开或关闭过程产生的压力波的推进器（12,13）的进给阀（10,11），压力波的阻尼或消失，指示转换 在所述压力传感器（14,15,16）处的液体推进剂与加压气体之间的转换，因此罐（1或2）的完全排出。 所谓的完全排水检测是推进剂管理方法中的一个步骤，使剩余的推进剂能够被分配到卫星的剩余寿命和/或重新收尾卫星的合流。

公开(公告)号：WO2005090161A1

公开(公告)日：2005-09-29

申请号：PCT/US2004/026398

申请日：2004-08-13

申请人： SKYCORP., INC. ,  WINGO, Dennis, Ray

发明人： WINGO, Dennis, Ray

IPC分类号： B64G1/62

CPC分类号： B64G1/26 ,  B64G1/1078 ,  B64G1/406 ,  B64G1/646

摘要： A satellite life extension spacecraft (26), comprising a mechanical implement (14) adapted for connection to a parent spacecraft (25), a first and second boom (16), a first thruster pod (13) and a second thruster pod (17) attached to the first and second boom (16), the first pod (13) positioned relative to the second pod (17) such that the center of mass of a parent/child spacecraft can be determined relative to the first (13) and second pod (17).

摘要翻译： 一种卫星寿命延伸航天器（26），包括适于连接到父航空器（25）的机械工具（14），第一和第二悬臂（16），第一推进器舱（13）和第二推进器舱 ）连接到第一和第二起重臂（16）上，第一吊舱（13）相对于第二吊舱（17）定位，使得父/儿童航天器的质心可以相对于第一（13）和 第二个吊舱（17）。

公开(公告)号：WO2005045366A1

公开(公告)日：2005-05-19

申请号：PCT/FR2004/002800

申请日：2004-10-29

申请人： EADS ASTRIUM SAS ,  DEFENDINI, Ange ,  GHEZAL, Mehdi

发明人： DEFENDINI, Ange ,  GHEZAL, Mehdi

IPC分类号： G01C19/00

CPC分类号： G05D1/0883 ,  B64G1/26 ,  B64G1/28 ,  B64G1/286 ,  B64G1/32

摘要： Le procédé de contrôle de l'attitude d'un satellite (1) comprenant deux gyrodynes (3, 4) et un troisième actionneur principal (2) délivrant des couples au moins suivant l'axe Z est tel qu'on fixe les axes cardans A1 et A2 des gyrodynes (3, 4) parallèles à Z, on imprime un biais (ε) non nul entre les vecteurs moments cinétiques Formule (I) des gyrodynes, on estime, à partir de mesures fournies par des capteurs à bord du satellite, les variables cinématiques et dynamiques nécessaires pour le contrôle d'attitude du satellite (1), on calcule des variables de consigne pour réaliser des objectifs assignés au système de contrôle d'attitude du satellite (1), et à partir d'écarts entre les variables estimées et de consigne, on calcule et envoie aux actionneurs principaux (2, 3, 4) des ordres de commande pour contrôler l'évolution des écarts dans le temps, les ordres de commande transmis aux gyrodynes (3, 4) comprenant des ordres pour faire varier l'orientation de leur axe cardan.

摘要翻译： 本发明涉及一种控制包括两个陀螺仪（3,4）和至少沿Z轴输送转矩的第三主致动器（2）的卫星姿态的方法。 本发明的方法在于：将平行于Z的陀螺仪（3,4）的万向轴A1和A2固定; 在陀螺仪的角动量矢量（公式I）之间设置非零偏置（e）; 使用由卫星上的传感器提供的测量来估计为了控制卫星姿态所必需的运动和动态变量（1）; 计算集变量，以实现分配给卫星的目标（1）姿态控制系统; 并且使用估计变量和设定变量之间的偏差来计算控制命令并将其发送到主执行器（2,3,4），以便随着时间的推移来控制变化的偏差，发送到陀螺仪的控制命令（3 ，4）包括用于改变其万向节轴线的取向的顺序。

公开(公告)号：WO2005037646A2

公开(公告)日：2005-04-28

申请号：PCT/US2004/033736

申请日：2004-10-14

申请人： LOCKHEED MARTIN CORPORATION ,  PATEL, Moonish, R. ,  GOODZEIT, Neil, E.

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

IPC分类号： B64G

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： 提供了一种用于相对于航天器提供姿态控制的系统。 该系统包括反作用轮控制模块，该反作用轮控制模块被配置为控制与航天器相关联的多个反作用轮组件以控制姿态;以及操纵控制模块，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。 使用万向HCT来控制轨道转移期间与反作用轮组件相关的动量，导致最小HCT万向节步进。