CIP-2021 : B64G 1/36 : que utilizan sensores, p. ej. sensores solares, sensores de horizonte.
CIP-2021 › B › B64 › B64G › B64G 1/00 › B64G 1/36[3] › que utilizan sensores, p. ej. sensores solares, sensores de horizonte.
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 1/36 · · · que utilizan sensores, p. ej. sensores solares, sensores de horizonte.
CIP2021: Invenciones publicadas en esta sección.
Sistema de posicionamiento para satélite artificial geoestacionario.
(18/03/2020) Sistema de medición de posición para un satélite artificial geoestacionario ,
comprendiendo el sistema:
dos o más antenas, que incluyen, como mínimo, una primera antena y una segunda antena que reciben, en ubicaciones diferentes una de otra, cualquier señal transmitida por un satélite artificial geoestacionario ;
un medio de almacenamiento, para almacenar una señal de recepción recibida por cada una de las antenas, junto con un tiempo de recepción de la señal de recepción;
un medio de proceso de correlación, para calcular una diferencia en el tiempo de recepción de una misma señal entre dicha primera antena y dicha segunda antena , realizando un proceso de correlación en la señal de recepción de dicha primera antena y la señal de recepción de dicha segunda antena que ha sido almacenada en dicho medio de almacenamiento;
…
Procedimiento de evitación de una zona prohibida por un satélite.
(23/10/2019) Procedimiento de cálculo de maniobras de actitud de un satélite que comprende por lo menos un instrumento que apunta según un eje de puntería, bajo condiciones limitativas de direcciones de puntería que deben evitarse que corresponden a por lo menos una zona prohibida hacia la cual apunta un instrumento del satélite según un eje de puntería siguiendo una trayectoria inicial denominada no limitante que va desde un punto de partida (A) hasta un punto de llegada (B), comprendiendo el procedimiento las etapas de
E1) determinar (E1) por lo menos un punto denominado de evitación (C), tal que una trayectoria de evitación (A-C-B) del eje de puntería se desvía de la trayectoria inicial (A-B) pasando por el punto de evitación (C) para evitar la zona prohibida;
E5) determinar (E5) unas maniobras de actitud del…
Dispositivo y procedimiento de determinación de actitud de un satélite, y satélite que incorpora dicho dispositivo.
(25/04/2019). Solicitante/s: Airbus Defence and Space SAS. Inventor/es: LAGADEC, KRISTEN, ARDAN,ANAÏS.
Dispositivo de determinación de una actitud o de una variación de actitud de un satélite , estando provisto el citado satélite de un sistema de control de actitud que comprende al menos un actuador inercial , comprendiendo el citado al menos un actuador inercial un elemento giratorio montado móvil en rotación alrededor de un eje de rotación, elemento giratorio cuya rotación es controlada para crear un par de control de actitud del citado satélite, caracterizado por que el citado dispositivo comprende:
- un captador angular destinado a medir el ángulo de rotación del elemento giratorio alrededor de su eje de rotación.
- medios de cálculo configurados para determinar la actitud o la variación de actitud del satélite , inducida por la rotación del elemento giratorio de al menos un actuador inercial , en función de mediciones del ángulo de rotación del elemento giratorio por el captador angular.
PDF original: ES-2710576_T3.pdf
Dispositivo y procedimiento para sacar de órbita un satélite.
(23/05/2018). Solicitante/s: THALES. Inventor/es: FORESTIER,DAMIEN, HOUIS,LAURENT, HERBINIERE,SÉBASTIEN.
Un dispositivo para sacar de órbita un satélite en modo de supervivencia que comprende:
- un módulo de adquisición de datos adecuado para proporcionar:
- la dirección del campo magnético terrestre y del satélite - sol en la referencia del satélite; y
- una predicción de la dirección del campo magnético terrestre y del satélite - sol en la referencia orbital local;
- un módulo de estimación de actitud acoplado al módulo de adquisición de datos para determinar la actitud del satélite con respecto a la referencia orbital local, el ángulo entre la dirección del sol y el eje Z del satélite y la posición en órbita del satélite;
- un módulo de generación de impulsos acoplado al módulo de estimación de actitud para generar señales adecuadas para activar las toberas del satélite cuando los valores de actitud, de ángulo y de posición son iguales a unos valores predefinidos.
PDF original: ES-2677872_T3.pdf
Maniobras de adquisición de una nave espacial usando un control sin giroscopio basado en la posición.
(04/10/2017) Un sistema para un control sin giroscopio de la actitud de una nave espacial basándose en mediciones de actitud y no mediciones del ritmo de cambio, caracterizado por que el sistema comprende:
una pluralidad de rastreadores de estrellas para proporcionar mediciones de la actitud de la nave espacial; un procesador de control de la actitud que produce órdenes de par; y
medios para producir pares que cambien la actitud de la nave espacial en respuesta a órdenes de par desde dicho procesador de control de la actitud ,
en el que dicho procesador de control de la actitud comprende:
un estimador para proporcionar la estimación de posición de la nave espacial en cuaternión que se calcula basándose en mediciones de la actitud de la nave…
Rastreador de estrellas a escala de chip.
(04/05/2016) Un rastreador de estrellas que comprende:
una guía de luz;
un sistema de acoplamiento dispuesto sobre una superficie de la guía de luz y configurado para acoplar luz estelar en la guía de luz de tal manera que un modo de propagación de la luz estelar en la guía de luz está al menos parcialmente determinado por un ángulo de incidencia de la luz estelar en el sistema de acoplamiento;
una pluralidad de aperturas ópticas de salida conectadas a la guía de luz;
un sistema de detector acoplado a la guía de luz y configurado para analizar la luz estelar propagada en la guía de luz para determinar al menos uno de entre un ángulo de acimut y un ángulo de altura de una estrella que es una fuente…
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…
Procedimiento de captura de un contenedor de muestras de suelo planetario que se desplaza en el espacio.
(29/07/2013) Procedimiento de captura de un contenedor de muestras de suelo planetario que se desplaza en el espacio,mediante una sonda que se desplaza igualmente en el espacio, caracterizado porque cuando la sonda está enla órbita del contenedor , a una distancia de algunos metros de éste y la cara receptora de la sonda estáorientada hacia el contenedor, se genera a bordo de la sonda un primer campo magnético controlado para reducirlas velocidades angulares del contenedor y orientarlo en una dirección privilegiada para la captura y, cuando éstasvelocidades se convierten en despreciables y está situado en la orientación correcta, mientras se aproxima la sondaal contenedor, se inicia un proceso de atracción del contenedor con relación a la sonda con la ayuda de otro campocuyas líneas de campo convergen hacia la zona de captura de la sonda.
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)…
DISPOSITIVO DE CONTROL DE POSICION(ES) RELATIVA(S) MEDIANTE ANALISIS DE SEÑALES BIFRECUENCIA, PARA UNA NAVE ESPACIAL DE UN GRUPO DE NAVES ESPACIALES EN FORMACION.
(28/05/2010) Dispositivo de control (D), para una nave espacial (Si) de un grupo de naves espaciales destinado a desplazarse según una formación elegida, que comprende:
- al menos un conjunto constituido por una antena de emisión/recepción (A1) y por dos antenas receptoras (A2, A3) implantadas en emplazamientos elegidos en una cara de dicha nave espacial (Si) y apropiadas para emitir y/o recibir señales de radiofrecuencias, estando dispuesta cada antena (A1-A3) de dicho conjunto para emitir y/o recibir señales primeras y segundas que presentan frecuencias primera y segunda elegidas separadas una desviación de frecuencia elegida,
- medios de tratamiento (MT) dispuestos para estimar las direcciones de transmisión de las señales emitidas por las otras naves espaciales del grupo a partir de dichas señales…
PROCESO DE CONTROL DE POSTURA DE UN SATELITE APUNTADO HACIA UN OBJETO CELESTE Y SATELITE ADAPTADO PARA SU APLICACION.
(01/06/1997) UN PROCESO DE CONTROL DE POSTURA DE UN SATELITE SEGUN EL CUAL SE DEFINE LA DIRECCION (S) DE UN OBJETO CELESTE PREDETERMINADO EN UNA REFERENCIA UNIDA AL SATELITE, SE DETECTA EL VECTOR VELOCIDAD ANGULAR INSTANTANEA W DEL SATELITE, Y SE APLICA AL SATELITE, POR UN CONJUNTO DE ACCIONAMIENTO UNOS PARES DEFINIDOS POR UNA LEY DE CONTROL DE MODO QUE HAGA GIRAR EL SATELITE ALREDEDOR DE ESTA DIRECCION ORIENTANDO COMPLETAMENTE UN EJE DE APUNTADO SR UNIDO AL SATELITE SEGUN ESTA DIRECCION, CARACTERIZADO EN QUE SE DEFINE ESTA DIRECCION DEL OBJETO CELESTE PREDETERMINADO EN LA REFERENCIA UNIDA AL SATELITE POR UNA PRIMERA MAGNITUD REPRESENTATIVA DE UN PRIMER ANGULO ( , ') MEDIDO ENTRE UN EJE DE MIRA (ZS, ZS') Y LA PROYECCION DE ESTA DIRECCION SOBRE UN PRIMER PLANO DE REFERENCIA QUE CONTIENE ESTE EJE DE MIRA Y POR UNA SEGUNDA MAGNITUD…
PROCESO DE READQUISICION DE COMPORTAMIENTO POR RECONOCIMIENTO DE ESTRELLA PARA SATELITE ESTABILIZADO DE TRES EJES.
(01/06/1995) PARA LA READQUISICION DEL COMPORTAMIENTO DE UN SATELITE TOTAL O PARCIALMENTE ESTABILIZADO DE TRES EJES, SE PRUEBA SI UN DETECTOR TERRESTRE DETECTA LA TIERRA (PRUEBA 1) Y SI UN DETECTOR DE ESTRELLA DETECTA UNA ESTRELLA DE MAGNITUD AL MENOS APROXIMADAMENTE IGUAL A LA DE UNA ESTRELLA DE REFERENCIA DADA (PRUEBA 2): * CASO A: SI LAS PRUEBAS 1 Y 2 SON POSITIVAS, SE DETECTA LA TIERRA Y DICHA ESTRELLA, Y SE PRUEBA LA COHERENCIA DURANTE EL TIEMPO DE LA INFORMACION DE ROLLIDO POR LOS DETECTORES DE TIERRA Y DE ESTRELLA: EN CASO DE INCOHERENCIA SE PASA AL CASO B; * CASO B: SI SOLO LA PRUEBA 1 ES POSITIVA, SE DETECTA LA TIERRA Y SE CONTROLA EN ROTACION EN GUIÑADA DEL SATELITE HASTA LA VERIFICACION DE LA PRUEBA 2; SE DETECTA DICHA ESTRELLA Y SE PROCEDE A LA PRUEBA DE COHERENCIA PREVISTA EN EL CASO A; * CASOS C Y D: SI LA PRUEBA 1 ES NEGATIVA, SE…
PROCEDIMIENTO DE OBSERVACION POR BARRIDO DE UN CUERPO CELESTE Y DE MEDICION DE UNA VELOCIDAD ANGULAR DE UN VEHICULO ESPACIAL, SISTEMA DE OBSERVACION PARA SU APLICACION Y VEHICULO ESPACIAL COMPORTANDOLO.
(16/12/1993). Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es: SAINCT, HERVE, MAUTE, PATRICK, PLANTIER, JEAN-FRANCOIS.
PROCEDIMIENTO DE OBSERVACION POR BARRIDO DE UN CUERPO CELESTE (T) A PARTIR DE UN VEHICULO ESPACIAL COMPORTANDO UN SISTEMA DE OBSERVACION POR BARRIDO POR REFERENCIA A UN EJE DE BARRIDO CARACTERIZADO EN QUE SE FORMAN SUCESIVAMENTE DOS SEÑALES (A, B) CORRESPONDIENDO AL BARRIDO, EN UN MISMO SENTIDO DE DESLIZAMIENTO DE UNA MISMA TOMA DE TIERRA (BT), SE DETECTA EN CADA UNA DE ESTAS SEÑALES UNA TRANSICION CARACTERISTICA (A1, B1) REPRESENTATIVA DE UN MISMO PUNTO CARACTERISTICO DE ESTA TOMA DE TIERRA, SE RECOGE LA POSICION RELATIVA DE ESTAS TRANSICIONES EN ESTAS SEÑALES, Y SE DETERMINA A PARTIR DE UN EVENTUAL DISTANCIAMIENTO ENTRE ESTAS POSICIONES RELATIVAS UNA EVENTUAL VELOCIDAD ANGULAR (W) DEL VEHICULO ESPACIAL, TNEIENDO EN CUENTA EL DISTANCIAMIENTO DE TIEMPO SEPARANDO LOS MOMENTOS DONDE CADA UNA DE ESTAS TRANSICIONES HA APARECIDO EN DICHAS SEÑALES.
DISPOSITIVO DE CONTROL DE ACTITUD DE VELAS SOLARES PARA SATELITES ESTABILIZADOS ALREDEDOR DE TRES EJES.
(01/12/1993). Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es: FLAMENT, PATRICK.
UN DISPOSITIVO DE CONTROL DE ACTITUD PARA SATELITE ESTABILIZADO ALREDEDOR DE TRES EJES QUE LLEVA DOS ALAS DE GENERADOR SOLAR QUE SE EXTIENDE EN SENTIDO OPUESTO A PARTIR DE UN CUERPO DE SATELITE , DOS MOTORES DE IMPULSION ADAPTADOS PARA ACCIONAR ESTAS ALAS INDEPENDIENTEMENTE LA UNA DE LA OTRA, EN ROTACION APROXIMADAMENTE ALREDEDOR DE SUS EJES LONGITUDINALES PARA MANTENERLAS CARA AL SOL COMO MAXIMO EN UNA DESVIACION , UN JUEGO DE DETECTORES ADAPTADOS PARA MEDIR ANGULOS DE ACTITUD, Y UNA CADENA DE CALCULO ADAPTADOS PARA ACCIONAR LOS MOTORES DE IMPULSION EN FUNCION DE LOS ANGULOS DE ACTITUD. VA DOTADO, ADEMAS, PARA CADA ALA DE UNA SUPERFICIE ADICIONAL QUE SE EXTIENDE LONGITUDINALMENTE POR ENCIMA DEL EXTREMO DE ESTE ALA; ESTAS SUPERFICIES ADICIONALES SON SENSIBLEMENTE DE LA MISMA AREA Y PRESENTAN RESPECTO DE ESTAS ALAS INCLINACIONES EN SENTIDO OPUESTO ALREDEDOR DE ESTOS EJES LONGITUDINALES, CON UNA MISMA AMPLITUD (ALFA) INFERIOR AL COMPLEMENTO A 90 EL SOL.
SONDA ESPACIAL DOTADA DE UN DISPOSITIVO DE ORIENTACION DE UNA ANTENA HACIA LA TIERRA.
(16/04/1992). Solicitante/s: CENTRE NATIONAL D'ETUDES SPATIALES. Inventor/es: MOURA, DENIS.
DISPOSITIVO DE ORIENTACION HACIA LA TIERRA DE UNA ANTENA FIJADA RIGIDAMENTE A UNA SONDA ESPACIAL . SE MARCA LA POSICION DEL SOL Y DE UNA ESTRELLA DE REFERENCIA MEDIANTE CAPTADORES (3 Y 4). UN CALCULADOR PERMITE CORREGIR LA ORIENTACION DE LA ANTENA MEDIANTE PROPULSORES (8 Y 12). APLICACION A LOS VEHICULOS ESPACIALES.