专利名称：用于改变航天器飞行姿态的致动装置的制作方法
用于改变航天器飞行姿态的致动装置本发明涉及一种致动装置，其适用于改变航天器的飞行姿态，所述航天器例如一卫星。
背景技术：
地球的空间观测任务所涉及的限制在逐渐增多。特别作了多种尝试来使曝光量和 图像分辨率最大化。为此，能够迅速倾斜图像捕获工具的瞄准线具有重大益处。换而言之， 应当能够简单且快速地旋转卫星，以改变其飞行姿态。特别地，这能够增加卫星轨道外的视 域，并提高立体曝光能力。然而，很长一段时间，迅速改变卫星飞行姿态的这种需求受到用于此类任务的致 动装置性能的限制，即反作用轮。据此观点，回转致动器的应用象征了重要的一步，因为其 能够增大卫星飞行姿态改变的能力，同时限制了卫星平台的质量和能量消耗的增长。然而，回转致动器具有一些缺陷，这是因为此类制动器产生的输出转矩是旋转的 陀螺转矩。该特征尤其使得卫星围绕一固定轴的旋转以及该卫星飞行姿态的控制算法复杂 化。在一种公知的方式中，反作用轮装置包括一电动机，其中定子固定在该卫星平台 上，并且其中转子可旋转地连接至一飞轮。该飞轮能够增加转子的惯性，并且当电动机在转 子上产生一转矩时，在该卫星平台上的相反方向产生一反作用转矩。对于目前可用的大多 数反作用轮来说，以此方式可产生的最高转矩低于IN. m(牛顿X米)。这尤其可应用于能 够安装在重量小于1吨的小卫星上的所有反作用轮。然而，对于飞行姿态高度改变的卫星 来说，当卫星的质量为几百公斤时，需要达到为5至ION. m量级的转矩，并当卫星的质量大 于1吨时，需要几十N. m的转矩。易于由反作用轮所引起的转矩限制归因于转子加速或减速所需的非常高的电能。 根据上述应用，此电能可达到几千瓦特(kw)。这样，能够产生的最大转矩被该卫星的电力供 应系统所能供应的最大电能所固定。此外，在反作用轮装置的一般设计中，在制动转子的过 程中，能量在发动机电子控制设备中损耗。该能量损失还体现了卫星飞行姿态改变能力的 重大限制。这些限制中的一些限制被文献US 2007/0023580的公开内容所排除，该文献描述 了一种动力动量传递系统，该系统位于至少两个用于控制航天器飞行姿态的反作用轮之 间。在该系统中，每个轮都包括由一电动_发电机所驱动的飞轮，所述电动_发电机被连接 至一可逆电力源。该电动_发电机能够在所述两个轮之间传输动能，或产生电能。当需要 转矩时，即需要例如当第二轮被制动时加速第一轮，一功率调节器连接这两个运转，从而第 一轮的电动_发电机运转在电动机状态，且第二轮的电动_发电机运转在发电机状态。由 第二轮的电动-发电机产生的电能然后被传输至第一轮的电动-发电机。在该系统中，所 产生的剩余电能在一辅助电阻器中被消耗掉，并且无法由所述调节器提供的部分电能是由 所述航天器的电力供应总线(或“电源总线”)提供的。然而，例如在文献US 2007/0023580中描述的系统包括多个其他的限制。首先，从一个轮至另一轮的动能传输使用了两个中间电子控制系统。这导致来自于这两个电子控制 系统的能效损失的积累，以及涉及这两个从动能至电能和电能至动能的同步转换的能效损 失的积累，或反之亦然。另一个缺点在于，在运转过程中相连接的两个轮所可能产生的剩余电能，通过在 一电阻器中消耗而损失。此外，当需要同时加速所有的轮时，这是航天器用最大转矩旋转时 经常发生的情况，在这些轮之间不可能进行能量传输且必须由航天器的电源总线提供高电 能。由航天器的电源总线提供的该电能，以及，随后易于由所述系统生成的转矩，又相应地 受到传统航天器电力供应系统通带的限制。这种高功率的短暂状态可能会干扰其他装载于 航天器上的有用设备的运转，而且还可能减少所装载使用的电池的寿命。为了防止此限制，可以使用一组至少四个轮，而非三个轮，以控制航天器沿三个轴 的飞行姿态，并使用冗余来产生能量储备，所述能量储备将根据所要实施的操作来设计。该 能量储备因所有轮的高速运转产生，还将这些轮布置成使这四个轮的的运动动量的总和为 零。该运动动量的零增加是可能的，这归因于这些轮的运动冗余。一个轮的运动动量的一 部分可传输给另一个轮，从而在所有方向上产生期望的转矩，而无需使用来自于航天器电 源总线的额外电能。因此，第一个缺点在于，相对于所需轮的最低数量来说，该系统总是需要一额外的 反作用轮。此解决方案的第二个缺点在于，一些轮连续运转在相对较高的转速下。由于不可 避免的飞轮的平衡缺陷可能会减少这些轮的寿命。然而，这些振动对于装载的光学设备的 瞄准线的稳定性是不利的。最后，用于所有反作用轮的电功率调节系统相当于额外的中央电子设备，这是一 种增加的故障源。因此，有必要使其成双，但这会进一步增加系统的复杂度。此外，还已知使用例如超级电容器的电能存储元件，将机械能可逆地转化为电能。 该电能存储元件具有优于电池的优势，即具有较短的充放电响应时间以及较长的使用寿 命。例如，文献FR99 13631描述了一种动能存储装置，该装置包括两个在一直线上的 且反向旋转的飞轮，所述飞轮在非常高的速度下旋转，并且每个飞轮都连接至一电动-发 电机。该电动-发电机在电动机模式下运转，以在相反方向加速飞轮，以便存储由该装置接 收的动能形式的能量，以及该电动-发电机在发电机模式下运转，以通过减速飞轮来重新 获得电能。此文献公开了使用超级电容器来提供短暂的高电力请求所需的电能，这能够限 制飞轮的使用以减慢电力请求的变化。该装置的目的是防止飞轮的大量加速或减速，其可 能由短暂的高电力需求引起并易于产生寄生转矩，该寄生转矩太高以致于不能通过卫星飞 行姿态控制来补偿。因此，这一装置因其属性而限制了易于由飞轮的加速或减速产生的转 矩，并且该应用可能因而不能增加航天器的旋转能力。文献FR 2 842 144给出了应用超级电容器的另一实例，该实例属于完全不同的 应用领域，因为其由用于机动车的电力传输组成。根据FR2 842 144的装置包括一与电动 机机械连接的热引擎，以及一与该电动机电连接的超级电容器。该超级电容器被用于在制 动过程中重新获得和存储该机动车的电能，并当该机动车速度稳定时恢复该电能，即当电 力需求低时，在这种情况下该热电动机被关闭。因此，该超级电容器运转在一低放电功率下，在所描述该应用中，该放电功率一般为充电功率的三分之一。该热电动机被用于高功率 需求。因此在非稳定速度的短暂状态下，这一运转方式并不适用于用电力产生高转矩。因此，没有一个已知的装置能够增加航天器的旋转能力，仍对满足这一需求的新 型致动装置有重大需求。
发明内容
为此，本发明提出一种致动装置，其适用于改变航天器的飞行姿态，并且其包括电 能转换至机械能的可逆转换链，包括以下述部件-布置成围绕至少一个旋转轴旋转的飞轮；-通过围绕所述飞轮旋转轴的旋转驱动来连接所述飞轮的可逆运转的电动-发电 机；-电连接至电动-发电机的电子控制元件；-电连接至电子控制元件的电容性电能存储装置；以及-电功率转换器，一方面，其连接至电容装置，以及另一方面，其将被连接至航天器 的电源总线以便通过所述电源总线对电容装置馈电，利用至少一个表示沿着所述旋转轴生成并传输至所述电子控制元件的转矩的设 定值，所述电子控制元件适用于选择使所述电动_发电机运转在电动机模式还是运转在发 电机模式，并在电动机模式下，所述电子控制元件适用于调节由电容装置向电动-发电机 的电能传输，或在发电机模式下，适用于调节由电动-发电机向电容装置的电能传输，从而 致使所述飞轮分别围绕所述旋转轴加速或减速，以适用于在航天器上产生对应于所述设定 值的反作用转矩。因此，根据本发明的该致动装置是基于反作用轮原理。它可以沿固定轴方向生成 高转矩。因此，可应用航天器飞行姿态改变的简单控制。特别地，沿相互垂直的旋转轴布置 的飞轮可被彼此独立地控制。另一优点是相对于卫星电力供应系统而言，该类型的装置能够分别传输大功率转 矩。在此情况下，卫星电力供应系统的架构可通过最小化短暂的功率请求被简化。能够制造带有飞轮的该装置，所述飞轮通过滚珠轴承或磁轴承，绕一固定轴保持 旋转。优选地，所述电容性电能存储装置可包括至少一个超级电容器。该电能存储部件 具有多个优于通常在卫星上使用的电池的优点，尤其在可传输的瞬时功率、质量、尺寸、寿 命和损耗方面。以此方式，该电容装置提供生成所需转矩所需的功率，甚至在使用较高的转速在 非常短的时间内使卫星旋转的较高转速的情况下。为此，可以选择该电容装置从而能够存 储大量能量，并在非常高的充放电功率下运转。特别地，电容装置可能具有高于5000J的电能存储容量，以及高于1000W的充放电功率。不管何种实施例，所述装置提供了下述优点-所述装置可以生成高转矩，所述高转矩可大于3N.m (牛顿X米)，并可达到10N. m。实际上，这些转矩是通过使用电容装置的能量传输而生成的，其可对应于高电流；
-所述装置可以具有一有限的总质量，一般为10至30kg，这对于航天器的总质量 限制而言特别有利。实际上，该装置可在每个转轴上仅包括一个单独的飞轮；-所述装置具有来自于航天器电源总线的能量消耗，在飞轮减速过程中，由于来自 飞轮的动能被回收，以电能的形式存储于电容装置中，所以所述能量消耗减少；以及-所述装置能够获得非常低的振动水平，尤其在曝光过程中，由于该能量基本上可 以以电的形式存储在电容装置中，所以在这种情况下飞轮低速运转。表示所生成转矩的设定值可相当于流入电动-发电机的电流值、由电动-发电机 生成的转矩或飞轮的动量变化。在一优选实施例中，该设定值可对应于流入电动_发电机的电流值，并且所述致 动装置还可包括流入所述电动-发电机的所述电流的至少一个测量传感器，并且电子控制 元件可适用于根据所述设定值与流入所述电动发电机的所述电流的测量结果之间的偏差 调节在电动_发电机和电容装置之间传输的电能。根据所述装置的一特定实施例，所述电动_发电机为无刷多相同步型电动_发电 机。根据依据本发明致动装置的一特别简单的实施例，所述电子控制元件可适用于通 过修改所述电动_发电机在至少一个输入端的周期切换率，来调节在电容装置和电动_发 电机之间的电能传输。在这种情况下，该周期切换率可以根据所期望的运转模式，即电动机 模式或发电机模式，以及根据流入电动_发电机的电流测量结果和生成期望的转矩所需的 电流之间的偏差，以闭环的方式自动地被修改。这一调节模式能够控制转矩值，所述转矩以一种特别精确的方式被传输至飞轮。此外，在根据本发明的装置中，通过仅执行低补偿功率级，并且在长于飞行姿态改 变持续时间的时间段内，使用航天器的电源总线来补偿能量损失。该能量损失可能由该装 置的电阻器和多种形式的摩擦力所致。特别地，由航天器电源总线提供、用于补偿损失的电 能至少小于在电动-发电机和电容装置之间传输的电能的大约10倍。以此方式，该致动装 置不会干扰装载在航天器上的使用电能的其他设备的电力供应。为此，根据表示致动装置总能量值且由所述电功率转换器接收的至少一个设定 值，所述电功率转换器可适用于控制由航天器电源总线向电容装置的附加电能传输。在本 发明的范围内，术语致动装置的总能量表示所述飞轮旋转的动能和存储在电容装置中的电 能的总和。如可行的话，为了进一步增加可生成的转矩值，在对航天器执行一飞行姿态迅速 改变之前的一合适时间，可通过航天器电源总线向该电容装置充电。为此，能够预先在电容 装置中累计一些电荷量，之后将该电荷量传输至电动-发电机以生成高转矩。还可以执行 对称运转来生成通过飞轮减速在一相反方向的高转矩。本发明还提出了包括多个如上所述的致动装置的致动系统，至少两个所述装置共 用一个相同的共用电容性电能存储装置以及一个相同的连接至所述共用电容装置的共用 电功率转换器。在这种情况下，对于该系统的每个致动装置来说，电子控制元件可适用于控制相 应电容装置和电动-发电机之间的电能传输，从而每个致动装置的飞轮依照同一个致动装 置的电子控制元件接收的设定值，产生一平行于至少一个所述飞轮旋转轴的转矩分量。
仍然在这种情况下，该共用电功率转换器可优选地适用于依照至少一个设定值来 控制由航天器电源总线向该共用电容装置的附加电能传输，该设定值表示所述至少两个致 动装置的总能量值，所述至少两个致动装置的总能量等于两个制动装置各自的总能量之 和。如可行的话，该共用的电功率转换器还可适用于控制所述附加的电能传输，从而 如果所述装置每个都被单独使用的话，那么所述传输等于对致动装置来说被分别控制的附 加电能传输的总和。本发明还提出一种航天器飞行姿态控制系统，其包括至少一个如上所述的致动装 置。特别地，该系统可包括至少三个独立的致动装置，每个装置分别与本发明相一致。在这 种情况下，这三个致动装置可被布置成用来在三个不同方向独立地生成转矩。本发明还提出了另一种航天器飞行姿态控制系统，其包括具有至少两个致动装置 的致动系统，并具有一个共用的电能存储装置和电功率转换器。这些飞行姿态控制系统可适用于基于一偏差计算表示围绕致动装置的飞轮的至 少一个旋转轴生成的转矩的设定值，所述偏差是指一方面例如航天器绕所述至少一个轴的 飞行姿态和/或转速的运动参数，与另一方面对应于所述运动参数的设定值之间的偏差。最后，本发明提出了一种如上所述飞行姿态控制系统的应用，装载于航天器上，所 述航天器将执行绕所述航天器一确定转轴△的旋转。根据这一应用，该飞行姿态控制装置 的至少一个致动装置的总能量被调节至大于或等于下述表达式的值
权利要求
适用于改变航天器(100)飞行姿态的致动装置，其特征在于，其包括电能转换至机械能的可逆转换链，包括以下部件 布置成围绕至少一个旋转轴旋转的飞轮(1)； 凭借围绕所述旋转轴的旋转驱动来连接所述飞轮的可逆操作的电动 发电机(2)； 电连接至所述电动 发电机的电子控制元件(3)； 电连接至所述电子控制元件的电容性电能存储装置(4)；以及 电功率转换器(5)，一方面，其连接至所述电容装置，以及另一方面，其将被连接至航天器的电源总线以便通过所述电源总线对电容装置馈电，利用至少一个表示沿所述旋转轴生成并传输至所述电子控制元件的转矩的设定值，所述电子控制元件(3)适用于选择使所述电动 发电机运转在电动机模式还是运转在发电机模式，并在电动机模式下，所述电子控制元件(3)适用于调节由所述电容装置(4)向所述电动 发电机(2)的电能传输，或在发电机模式下，适用于调节由所述电动 发电机(2)向所述电容装置(4)的电能传输，从而致使所述飞轮(1)分别围绕所述旋转轴加速或减速，以适用于在航天器(100)上产生对应于所述设定值的反作用转矩。
2.根据权利要求1所述的致动装置，其特征在于，所述电容性电能存储装置(4)至少包 括一个超级电容器。
3.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，表示待生成转矩的设定 值对应于流入电动-发电机(2)的电流值、由电动-发电机(2)所生成的转矩或飞轮(1)的动量变化。
4.根据权利要求3所述的致动装置，其特征在于，所述设定值对应于流入电动_发电机 (2)的电流值，并且所述致动装置还包括流入所述电动-发电机的所述电流的至少一个测 量传感器，并且电子控制元件(3)适用于根据所述设定值与流入所述电动-发电机的所述 电流的测量结果之间的偏差来调节在电动_发电机(2)和电容装置(4)之间传输的电能。
5.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，所述电容装置(4)具有 高于5000J的电能存储容量。
6.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，所述电容装置(4)具有 高于1000W的充放电功率。
7.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，在飞轮(1)从初始状态 加速至最大速度后，所述电容装置(4)适于在所述电容装置的两个输出端子间具有剩余电 压，该剩余电压大于电动-发电机⑵的反电动势，其中在初始状态，飞轮静止并且电容装 置⑷具有最大电能。
8.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，所述电容装置(4)适于 在所述电容装置的两个输出端子间具有剩余电压，并在飞轮从所述初始状态加速至最大速 度后，相比飞轮(1)静止且电容装置(4)具有最大电能时的初始状态，该剩余电压减少到超 过原来的1/2倍。
9.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，所述电动_发电机(2)为 无刷多相同步型电动-发电机。
10.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，适于产生大于3N.m的转矩。
11.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，所述电动_发电机(2)具有高于500W的峰值功率。
12.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，所述电子控制元件(3) 适于通过修改所述电动-发电机至少一个输入端的周期切换率来调节在电容装置(4)和电 动-发电机⑵之间的电能传输。
13.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，在所述电容元件(4)和 所述电动-发电机⑵之间进行电能传输的过程中，所述电子控制元件⑶具有高于95% 的能效。
14.根据上述权利要求中任一项所述的致动装置，其特征在于，根据表示致动装置的总 能量值且由所述电功率转换器接收的至少一个设定值，所述电功率转换器(5)适用于控制 由航天器电源总线向电容装置(4)的附加电能传输，所述总能量等于所述飞轮(1)的转动 动能和存储在电容装置(4)中电能的总和。
15.根据权利要求14所述的致动装置，其特征在于，当飞轮(1)围绕相应转轴的转速 同时低于转速阈值时，表示致动装置总能量值的所述设定值仅取决于表示存储在电容元件(4)中的电能的值。
16.根据权利要求14或15所述的致动装置，还包括第一传感器，其被布置以测量所述 电容装置(4)端子处的电压，并被连接以将所述电压的第一测量信号传输至所述电功率转 换器(5)，并且优选地，当所述第一测量信号低于电压阈值时，所述电功率转换器适用于基 于所述第一测量信号来调节所述附加电能的传输。
17.根据权利要求15或16所述的致动装置，还包括至少一个第二传感器，其被布置以 测量围绕所述飞轮转轴的飞轮(1)转速，并被连接以将所述转速的第二测量信号传输至电 功率转换器(5)，并且如果所述飞轮转速的所述第二测量信号的绝对值低于转速阈值，那么 所述电功率转换器适用于仅控制附加电能的传输。
18.根据权利要求14所述的致动装置，其特征在于，表示致动装置总能量值的设定值 直接对应于所述总能量值。
19.根据权利要求18所述的致动装置，还包括第一传感器，其被布置以测量所述电容 装置(4)端子处的电压，并被连接以将所述电压的第一测量信号传输至所述电功率转换器(5)，并且还包括至少一个第二传感器，其被布置以测量围绕所述飞轮的至少一个转轴的飞 轮(1)转速，并被连接以将所述转速的第二测量信号传输至电功率转换器(5)，并且所述电功率转换器(5)适用于基于偏差来调整所述附加电能的传输，所述偏差为 表示致动装置总能量的所述设定值和基于第一与第二测量信号计算出的相应值之间的偏差。
20.根据权利要求14至19中任一项所述的致动装置，其特征在于，当表示所述致动装 置总能量的至少一个值低于所述值的阈值时，所述电功率转换器(5)进一步地适用于控制 附加电能的传输。
21.根据权利要求14至20中任一项所述的致动装置，其特征在于，所述电功率转换器 (5)包括一低通滤波器，其被设置从而由被所述滤波器滤波后的传输指令执行所述附加电 能的传输。
22.根据权利要求14至21中任一项所述的致动装置，其特征在于，所述电功率转换器(5)还适用于接收另一设定值，该设定值对应于由航天器电源总线向电容装置(4)传输的 附加电能的注明日期的时间序列，并适用于在开环方式下控制序列的执行。
23.根据权利要求14至22中任一项所述的致动装置，适用于根据时间常数控制所述附 加电能的传输，该时间常数大于与在所述电容装置(4)和所述电动-发电机(2)之间的电 能传输有关的任何时间常数，所述附加电能的传输由所述电子控制元件(3)调整。
24.根据权利要求16或19所述的致动装置，其特征在于，所述第一传感器包括连接至 所述电容装置(4)的两个输出端子的电压表。
25.根据权利要求17或19所述的致动装置，其特征在于，所述第二传感器包括与所述 飞轮(1)相连接的测速仪。
26.包括多个根据权利要求1至25中任一项所述的致动装置的致动系统，其特征在于， 至少两个所述致动装置共用一个相同的共用电容性电能存储装置(4)以及一个相同的连 接至所述共用电容装置的共用电功率转换器(5)。
27.根据权利要求26所述的致动系统，其特征在于，对于所述系统的每个致动装置来 说，电子控制元件(3)适用于控制在相应的电容装置(4)和电动_发电机(2)之间的电能 传输，从而每个致动装置的飞轮(1)依照所述电子控制元件接收的设定值，产生平行于至 少一个所述飞轮转轴的转矩分量。
28.根据权利要求26或27所述的致动系统，其特征在于，所述共用的电功率转换器 (5)适用于依照至少一个设定值来控制由航天器(100)电源总线向所述共用电容装置(4) 的附加电能传输，所述设定值表示至少两个致动装置的总能量值，所述至少两个致动装置 的总能量值等于所述致动装置各自的总能量之和。
29.根据权利要求26至28中任一项所述的致动系统，其特征在于，所述共用的电功率 转换器(5)适用于控制该附加的电能传输，从而所述传输等于附加电能传输的总和，对每 个单独使用的所述致动装置来说，所述附加电能传输依照表示致动装置各自所含的总能量 值的设定值分别被控制，每个致动装置的总能量分别等于所述飞轮(1)的转动动能和所述 致动装置的电容装置(4)中存储的电能之和。
30.航天器飞行姿态控制系统，包括至少一个根据权利要求1至25中任一项所述的致 动装置。
31.根据权利要求30所述的航天器飞行姿态控制系统，包括至少三个独立的致动装 置，每一个所述致动装置都与权利要求1至25中任一项所述的制动装置一致。
32.航天器飞行姿态控制系统，包括根据权利要求26至29中任一项所述的致动系统， 所述致动系统具有至少两个致动装置。
33.根据权利要求30至32中任一项所述的航天器飞行姿态控制系统，其适用于基于一 偏差计算表示围绕致动装置的飞轮(1)的至少一个转轴生成的所述转矩的设定值，所述偏 差指一方面例如航天器(100)绕所述至少一个轴的飞行姿态和/或转速的运动参数与另一 方面对应于所述运动参数的设定值之间的偏差。
34.根据权利要求30至33中任一项所述的航天器飞行姿态控制系统，其适用于计算表 示由至少一个致动装置生成的转矩的设定值，以便使所述航天器围绕所述装置的飞轮(1) 的至少一个转轴转动，从而一旦所述飞轮绕所述转轴的转速ω的绝对值I ω I变为大于最 大值ω max，则所述转矩设定值的绝对值将小于或等于pmax/| ω I，其中Pmax是一常数。
35.根据权利要求34所述的航天器飞行姿态控制系统，其适用于计算表示所生成的转 矩的设定值，从而所述转矩设定值的绝对值小于或等于Pmax/I ω |和一常数值Cmax之间选 出的较小值。
36.应用根据权利要求30至35中任一项所述的飞行姿态控制系统，其装载于航天器 上，所述航天器将执行绕所述航天器一确定转轴的旋转，其特征在于，该飞行姿态控制设备 的至少一个致动装置的总能量被调节至大于或等于下述表达式的值
全文摘要
一种用于改变航天器飞行姿态的致动装置，包括将电能转换为一飞轮(1)的机械旋转能的一可逆转换链。该电能存储于一电容性元件(4)中，其可为一超级电容器。该致动装置还包括一电功率转换器(5)，一方面，其被连接至该电容性元件，并在另一方面，其将被连接至该航天器的电源总线。该转换器能够补偿损耗以使得该致动装置的总能量保持不变。
文档编号B64G1/28GK101977815SQ200980110657
公开日2011年2月16日 申请日期2009年2月3日 优先权日2008年2月11日
发明者金·斯佩兰代 申请人:阿斯特里姆有限公司