CIP-2021 : B64G 1/10 : Satélites artificiales; Sus sistemas; Vehículos interplanetarios (transbordadores espaciales B64G 1/14;
sistemas de radiotransmisión que utilizan satélites H04B 7/185).
CIP-2021 › B › B64 › B64G › B64G 1/00 › B64G 1/10[1] › Satélites artificiales; Sus sistemas; Vehículos interplanetarios (transbordadores espaciales B64G 1/14; sistemas de radiotransmisión que utilizan satélites H04B 7/185).
Notas[t] desde B60 hasta B66: TRANSPORTES O MANUTENCION
B TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES.
B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA.
B64G ASTRONAUTICA; VEHICULOS O EQUIPOS A ESTE EFECTO (aparatos o métodos para obtener materiales de fuentes extraterrestres E21C 51/00).
B64G 1/00 Vehículos espaciales.
B64G 1/10 · Satélites artificiales; Sus sistemas; Vehículos interplanetarios (transbordadores espaciales B64G 1/14; sistemas de radiotransmisión que utilizan satélites H04B 7/185).
CIP2021: Invenciones publicadas en esta sección.
Sistema de metrología lateral y longitudinal.
(23/04/2014) Sistema de metrología de satélites para el vuelo en formación de satélites que comprende un satélite de referencia (SR) y al menos dos satélites secundarios (SS1, SS2), comprendiendo el satélite de referencia (SR):
- una fuente óptica (FO) que emite un haz de luz destinado a iluminar al menos en parte los satélites secundarios (SS);
- un conjunto principal de detectores de luz (CCD) capaces de detectar luz procedente de los satélites secundarios;
- un circuito de medición (CI) que permite detectar el o los detectores que reciben luz de los satélites secundarios,
comprendiendo los satélites secundarios al menos un primer reflector que refleja la luz recibida del satélite de referencia hacia el conjunto de detectores…
Sistema que comprende una sonda espacial principal que forma un vehículo espacial transportador y una pluralidad de sondas espaciales secundarias.
(22/11/2013) Sistema que comprende una sonda principal que forma un vehículo espacial transportador y una pluralidad de sondas secundarias (2a, 2b, 2c) alineadas a lo largo de un eje longitudinal (A) de la sonda principal, realizándose la fijación de las sondas secundarias en la sonda principal mediante una pluralidad de segmentos anulares de soporte (5a, 5b, 5c) de las sondas provisto cada uno de los mismos de una brida anular (3a, 3b, 3c) de fijación de una sonda secundaria.
Dispositivo de recuperación y frenado de objetos que vuelan libremente en el espacio.
(18/09/2013) Dispositivo de recuperación y frenado de objetos que vuelan libremente en el espacio, en particular para capturarsatélites y otros objetos en órbita, compuesto de un vehículo espacial que se usa como vehículo portador dirigible,equipado con al menos un propulsor de control de la posición de vuelo, y en el que está dispuesta al menos unaunidad de captura que está unida al vehículo espacial y ha de ser lanzada desde el mismo, así como que se puedeseparar del vehículo espacial y está equipada con al menos una carga propulsora propia y un dispositivo de captura,caracterizado por que cada unidad de captura está unida de manera separable mediante una cuerda a lared de captura y por que la carga propulsora está equipada con al menos una tobera de empuje…
Procedimiento para optimizar el funcionamiento de un sensor activo de visión lateral a altura variable sobre la superficie a captar.
(24/07/2013) Procedimiento para optimizar el funcionamiento de un sensor activo de visión lateral a altura variable sobre lasuperficie a captar, que comprende los pasos siguientes:
- obtención continua de la altura del sensor de visión lateral sobre la superficie a captar (S10) y
- ajuste de los haces de exploración radiados por el sensor de visión lateral para explorar la superficie a captarmediante rotación de balanceo en función de la altura obtenida del sensor de visión lateral de tal manera que sereduzca una variación - dependiente de la distancia del sensor de visión lateral a la superficie - de una franjailuminada de la superficie a captar a lo largo de la órbita del sensor de visión lateral (S12).
VEHICULO ESPACIAL MULTIETAPA DE TRANSFERENCIA A ORBITA TERRESTRE BAJA.
(01/02/2013) Vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja (VOB) (Figura 1 y 2), que comprende una primera etapa concebida como un vehículo lanzador tipo dirigible semirrígido estratosférico, utilizando como método de propulsión el principio de Arquímedes usando gases más ligeros que el aire y una segunda etapa concebida como un cohete al uso, utilizando como método de propulsión el principio de acción y reacción usando monopropelente tipo peróxido de hidrógeno.
Procedimiento de caracterización de las vibraciones para un satélite de observación.
(04/05/2012) Procedimiento de caracterización de las vibraciones que afectan a un satélite de observación equipado con un sistema generador de imágenes que tiene un eje de puntería (Z) y con un sistema de actitud que permite orientar el eje de puntería (Z) del sistema generador de imágenes, caracterizado porque comprende las etapas que consisten en:
- seleccionar una estrella en una lista de estrellas observables por medio del sistema generador de imágenes;
- extraer una primera y una segunda coordenada (X0, Y0) de la estrella seleccionada según una primera y una segunda dirección (X, Y);
- orientar el satélite por medio del sistema de actitud de manera que el eje de puntería (Z)…
Procedimiento para reducir la masa de carburante embarcado en una misión interplanetaria.
(23/03/2012) Procedimiento para reducir la masa del carburante embarcado en una misión interplanetaria, que se caracteriza porque este consiste:
- en lanzar (10a) un primer vehículo espacial orbitador desde la Tierra en una primera trayectoria interplanetaria hacia un planeta de destino a explorar;
-en lanzar (10b) un segundo vehículo espacial orbitador desde la Tierra en una segunda trayectoria interplanetaria hacia un lugar de encuentro , la segunda trayectoria interplanetaria no constando de fase de puesta en órbita alrededor del planeta de destino;
- en recuperar un carga que hay que transportar y en cargarla en el primer vehículo espacial orbitador ;
- en hacer volver al primer vehículo…
CONJUNTO COORDENADO DE SATELITES MODULARES.
(01/11/2004). Solicitante/s: SOCIETE EUROPEENNE DES SATELLITES S.A.. Inventor/es: BETHSCHEIDER, GERHARD.
Equipo modular de satélite, por ejemplo, para satélites de telecomunicaciones, usa módulos de satélite dotados de dispositivos de comunicación para operación conjunta de dispositivos de transmisión y de recepción para la comunicación con abonados y/o con estaciones terrenas. El equipo modular de satélite tiene al menos dos módulos de satélite dotados de dispositivos de comunicación para el intercambio de datos y/o la transmisión de señales para la operación conjunta de los dispositivos de transmisión y recepción (5, 5a, 5b, 9, 9a, 9b) dentro de los módulos de satélite, para la comunicación entre el equipo de satélite y los abonados de comunicación y/o una estación terrena. Los dispositivos de transmisión y recepción dentro de los módulos de satélite son autónomos, para permitir el intercambio independiente de un módulo de satélite.
PROCEDIMIENTO DE LANZAMIENTO AL ESPACIO DE UNA CAPSULA Y ELEMENTO DE LANZAMIENTO CORRESPONDIENTE.
(01/04/1994). Solicitante/s: CENTRE NATIONAL D'ETUDES SPATIALES. Inventor/es: JOHNSON, CLAUDE, MARX, PIERRE, LEGRAND, GERARD.
SEGUN EL INVENTO, SE SITUA LA CAPSULA EN UN LANZADOR DE FORMA QUE AL EXTINGUIRSE LA PENULTIMA FASE LA ALTITUD Y LA VELOCIDAD ALCANZADAS SEAN SUFICIENTES PARA CORRESPONDER A UNA ORBITA ESTABLE Y SE SUELTA LA CAPSULA ANTES DE QUE TENGA LUGAR LA ULTIMA FASE. APLICACION EN EL ESTUDIO DE LA MICROGRAVEDAD.
SATELITE DE OBSERVACION DE TIPO GEOESTACIONARIO CON SISTEMA DE MANIOBRA DE APOGEO DE ERGOLES LIQUIDOS Y DE VARIAS TOBERAS.
(16/01/1994). Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es: MAUTE, PATRICK.
SATELITE DESTINADO A SER ESTABILIZADO CON AUTORROTACION EN UNA ORBITA GEOESTACIONARIA QUE INCLUYE, COAXIALES A UN EJE DE AUTORROTACION (-Z+Z), UN CUERPO DE SATELITE RODEADO POR UN GENERADOR SOLAR , UN SISTEMA DE MANIOBRA DE APOGEO DISPUESTO SEGUN EL EJE Y DOS EQUIPOS DISPUESTOS AXIALMENTE, CARACTERIZADO PORQUE EL SISTEMA DE MANIOBRA DE APOGEO INCLUYE EN OPOSICION A UNO DE LOS EQUIPOS UNA PLURALIDAD DE AL MENOS DOS TOBERAS ORIENTADAS PARALELAMENTE AL EJE, PERO DECALADAS RESPECTO DE ESTE A UNA MISMA DISTANCIA (L), DISTRIBUIDAS CIRCUNFERENCIALMENTE DE MODO REGULAR ALREDEDOR DE OTRO DE LOS EQUIPOS, ESTANDO DICHAS TOBERAS CONECTADAS A UN MISMO SISTEMA DE ORIENTACION DE ERGOLES LIQUIDOS.
SATELITE DE OBSERVACION DE TIPO GEOSTACIONARIO CON SISTEMA DE MANIOBRA DE APOGEO DE ERGOLS LIQUIDOS Y DE ANTENAS HUECAS.-.
(01/01/1994). Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es: REBOUX, ALAIN, MAUTE, PATRICK, HUET, BERTRAND.
SATELITE DESTINADO A SER SITUADO CON AUTOMATIZACION EN UNA ORBITA GEOESTACIONARIA QUE INCLUYE, COAXIALES A UN EJE DE AUTORROTACION (-Z+Z), UN CUERPO DE SATELITE RODEADO POR UN GENERADOR SOLAR , AL MENOS DOS EQUIPOS , UN SISTEMA DE MANIOBRA DE APOGEO DISPUESTO SEGUN EL EJE Y UN JUEGO DE ANTENAS QUE INCLUYE, AL MENOS, UNA ANTENA DE TRANSMISION DE IMAGENES , CARACTERIZADO PORQUE EL JUEGO DE ANTENA TIENE GLOBALMENTE LA FORMA DE UNA CORONA EN UNA DE LAS CARAS NORTE Y SUR DEL SATELITE, EN CUYO CENTRO SE HA DEJADO DESLIGADO UN ESPACIO CILINDRICO SEGUN EL EJE DE AUTOMATIZACION PARA LA IMPLANTACION DE UNO DE LOS EQUIPOS, MIENTRAS QUE EL OTRO EQUIPO SE IMPLANTA EN LA OTRA DE LAS CARAS NORTE Y SUR.