公开(公告)号：WO2022051511A1

公开(公告)日：2022-03-10

申请号：PCT/US2021/048887

申请日：2021-09-02

申请人： MOMENTUS INC.

发明人： KOKORICH, Mikhail

IPC分类号： B64G1/40 ,  B64G1/42 ,  B64G1/44 ,  F03H1/00 ,  F24S20/20 ,  F03G6/00 ,  B64G1/26

摘要： A spacecraft propulsion system comprises an attitude adjustment thruster system with multiple thrusters (488a-d) receiving heated propellant via a shared thermal capacitance block (275). The thermal capacitance block (275) with integrated fluidic channels receives energy from a solar concentrator (320) and stores the heat.

公开(公告)号：WO2021011587A1

公开(公告)日：2021-01-21

申请号：PCT/US2020/042030

申请日：2020-07-15

申请人： SKEYEON, INC.

发明人： REEDY, Ronald E. ,  SCHWARTZENTRUBER, Thomas E.

IPC分类号： B64G1/10 ,  B64G1/24 ,  B64G1/26 ,  B64G1/28 ,  B64G1/40

摘要： Disclosed are systems and method for satellite attitude control, which includes two or more individual thruster unit (ITU) arranged at various locations about a body of the satellite, with each ITU oriented to provide thrust in a unique direction when fired. Additionally or alternatively, each ITU configured for independently controlled firing. In disclosed examples, one or more stabilization surfaces to compensate for changes in altitude of the satellite.

公开(公告)号：WO2020044035A1

公开(公告)日：2020-03-05

申请号：PCT/GB2019/052399

申请日：2019-08-28

申请人： BAE SYSTEMS PLC

发明人： COLOSIMO, Nicholas Giacomo Robert

IPC分类号： B64G1/10 ,  B64G1/26 ,  B64G1/66 ,  B64G4/00 ,  B29C64/10

摘要： Apparatus (100) for use in space, the apparatus (100) comprising: a feedstock storage module (108) for storing a feedstock; a heating module (110) coupled to the feedstock storage module (108) and configured to heat the feedstock; an extrusion nozzle (112) coupled to the heating module (110) and configured to extrude heated feedstock from the apparatus (110); and one or more thrusters (118) configured to provide a propulsive force to the apparatus (100).

公开(公告)号：WO2019175515A1

公开(公告)日：2019-09-19

申请号：PCT/FR2019/050587

申请日：2019-03-15

申请人： ARIANEGROUP SAS

发明人： GERBE, Laurent ,  RUMEAU, Nicolas ,  AYEL, Emile ,  LEVINGER, David

IPC分类号： B64G1/00 ,  B64G1/26 ,  B64G1/40 ,  B64G1/64 ,  F02K9/30

摘要： L'invention concerne un système (1) de mise en orbite de travail pour au moins un satellite, caractérisé en ce que le système (1) de mise en orbite de travail comprend : - un premier dispositif de fixation (31) configuré pour fixer un premier satellite (21) au système (1) de mise en orbite de travail; - un dispositif de propulsion principal (4) à propulsion solide comprenant une pluralité de cartouches (41) parallèles de propergol solide; - un dispositif de propulsion secondaire (5) qui est ré-allumable; - au moins un capteur de position (6) configuré pour mesurer la position dudit système (1); - une unité de contrôle reliée audit au moins un capteur de position (6) et qui est configurée pour commander une mise à feu des cartouches (41) du dispositif de propulsion principal (4) pour déplacer ledit système (1) depuis une orbite de transfert jusqu'à une orbite de travail du premier satellite (21), ladite unité de contrôle étant en outre configurée pour commander une ouverture du premier dispositif de fixation (31) pour séparer ledit système (1) du premier satellite (21), et ladite unité de contrôle étant configurée pour commander un allumage du dispositif de propulsion secondaire (5) pour contrôler une orientation dudit système (1).

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：WO2014127325A1

公开(公告)日：2014-08-21

申请号：PCT/US2014/016728

申请日：2014-02-17

申请人： THE GEORGE WASHINGTON UNIVERSITY

发明人： KEIDAR, Michael ,  CHIU, Dereck ,  ZHUANG, Taisen ,  TEEL, George ,  SHASHURIN, Alexey

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

CPC分类号： F03H1/0081 ,  B64G1/10 ,  B64G1/405 ,  B64G1/406 ,  F03H1/0087

摘要： A thruster for a micro-satellite is disclosed. The thruster includes a voltage source, an inductor and a resistor. A switching device is coupled to the inductor and the resistor. The thruster includes an exterior electrode composed of a first propellant, an insulator located coaxially within the exterior electrode and an interior electrode composed of a second propellant located coaxially to the insulator and the exterior electrode. An exterior housing has a proximate end and an opposite distal end with a thrust channel. The exterior housing holds the exterior electrode, the insulator and the interior electrode. The switching device is coupled to either the exterior electrode or the interior electrode. The switching device is switched to pulse voltage from the inductor to create an arc between the exterior electrode and the interior electrode. Either the exterior electrode or the interior electrode may serve as a cathode to generate a plasma jet.

摘要翻译： 公开了一种用于微型卫星的推进器。 推进器包括电压源，电感器和电阻器。 开关器件耦合到电感器和电阻器。 推进器包括由第一推进剂，同轴地位于外部电极内的绝缘体和由与绝缘体同轴的第二推进剂和外部电极组成的内部电极组成的外部电极。 外壳具有近端和具有推力通道的相对远端。 外部外壳保持外部电极，绝缘体和内部电极。 开关装置耦合到外部电极或内部电极。 开关器件被切换到来自电感器的脉冲电压，以在外部电极和内部电极之间产生电弧。 外部电极或内部电极可以用作阴极以产生等离子体射流。

公开(公告)号：WO2012094678A3

公开(公告)日：2012-10-26

申请号：PCT/US2012020678

申请日：2012-01-09

申请人： UNITED SPACE STRUCTURES INC ,  KEMP WILLIAM

发明人： KEMP WILLIAM

IPC分类号： B64G1/24 ,  B64G1/26

CPC分类号： B64G1/22 ,  B64G1/12 ,  B64G4/00 ,  B64G9/00 ,  B64G2001/224 ,  Y10T428/139

摘要： The invention relates to a fluid extrusion space structure comprising an extrusion material container and an extrusion module that operate in a microgravity environment, wherein said extrusion module is in fluid communication with said extrusion material containers interior so that extrusion material can flow from inside said extrusion container out through said extrusion module.

摘要翻译： 本发明涉及一种流体挤出空间结构，其包括在微重力环境中操作的挤出材料容器和挤出模块，其中所述挤出模块与所述挤出材料容器内部流体连通，使得挤出材料可以从所述挤出容器内部流出 通过所述挤出模块。

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：WO2006093198A1

公开(公告)日：2006-09-08

申请号：PCT/JP2006/303894

申请日：2006-03-01

申请人： 国立大学法人 北海道大学 ,  戸谷 剛 ,  村木 裕介 ,  高野 千尋

发明人： 戸谷 剛 ,  村木 裕介 ,  高野 千尋

IPC分类号： F02K9/60 ,  B64G1/26 ,  F03G6/00

CPC分类号： F02K9/60 ,  B64G1/406 ,  F02K9/42 ,  F02K9/52 ,  F02K9/62 ,  F03H99/00 ,  F05D2260/20 ,  F23D11/448 ,  Y02E10/46

摘要： 　構造を複雑化することなく、推進剤を加熱するのに最適な温度分布を実現し、もって性能を向上することができる伝熱スラスタ。この伝熱スラスタにおいて、推進剤は、二本のパイプ（１０２、１０４）を通ってスラスタ本体（１０６）に流れ込み、熱源により加熱されたスラスタ本体（１０６）からの加熱を受けながら、スラスタ本体（１０６）内に形成された流路（１１０）を通ってノズル側に流れ、ノズル手前のプレナム室（１１４）に達した後、推進剤出口からプラグノズル（１１２）の外壁（１２６）に沿って噴射される。このとき、熱源からの入熱は、プラグノズル（１１２）の内壁（１２８）を通して直接ノズルに伝えられる。すなわち、プラグノズル（１１２）の中空部（１１８）は、ノズルを加熱する加熱部として機能する。

摘要翻译： 一种传热推进器，通过实现最佳的温度分布来加热推进剂，可以提高性能，而不会使结构复杂化。 在传热推进器中，推进剂通过两个管（102,104）进入推进器主体（106），从而形成在推进器主体（106）中的通道（110）流到喷嘴侧，同时从推进器主体 （106），其由热源加热，并且在从推进剂出口沿着喷嘴（112）的外壁（126）喷射之前到达喷嘴前面的增压室（114）。 来自热源的热量通过塞子喷嘴（112）的内壁（128）直接传递到喷嘴。 换句话说，塞子喷嘴（112）的中空部（118）用作喷嘴的加热部。