公开(公告)号：WO2015179213A3

公开(公告)日：2016-01-14

申请号：PCT/US2015030895

申请日：2015-05-14

Applicant: CALIFORNIA INST OF TECHN

Inventor： ATWATER HARRY A ,  PELLEGRINO SERGIO ,  HAJIMIRI SEYED ALI ,  BOSCO JEFFREY P ,  CALLAHAN DENNIS ,  WARMANN EMILY C ,  ABIRI BEHROOZ ,  BOHN FLORIAN ,  ARYA MANAN ,  LEE NICOLAS ,  DELAPIERRE MELANIE

IPC: B64G1/10 ,  B64G1/44 ,  H01Q1/28 ,  H02S10/40 ,  H02S40/00 ,  H02S40/22 ,  H02S40/42

CPC classification number: H02S20/32 ,  B64G1/10 ,  B64G1/1085 ,  B64G1/222 ,  B64G1/242 ,  B64G1/283 ,  B64G1/286 ,  B64G1/288 ,  B64G1/36 ,  B64G1/401 ,  B64G1/403 ,  B64G1/405 ,  B64G1/406 ,  B64G1/407 ,  B64G1/428 ,  B64G1/44 ,  B64G1/443 ,  B64G1/66 ,  B64G2700/66 ,  H01L31/042 ,  H02J3/383 ,  H02J50/23 ,  H02J50/40 ,  H02J50/80 ,  H02J50/90 ,  H02S10/40 ,  H02S20/30 ,  H02S30/10 ,  H02S40/36 ,  H02S40/38 ,  H02S40/42

Abstract: A space-based solar power station, a power generating satellite module and/or a method for collecting solar radiation and transmitting power generated using electrical current produced therefrom is provided. Each solar power station includes a plurality of satellite modules. The plurality of satellite modules each include a plurality of modular power generation tiles including a photovoltaic solar radiation collector, a power transmitter and associated control electronics. The power transmitters can be coordinated as a phased array and the power generated by the phased array is transmitted to one or more power receivers to achieve remote wireless power generation and delivery. Each satellite module may be formed of a compactable structure capable of reducing the payload area required to deliver the satellite module to an orbital formation within the space-based solar power station.

Abstract translation: 提供了一种太空太阳能发电站，发电卫星模块和/或收集太阳辐射并发射使用其产生的电流产生的电力的方法。 每个太阳能发电站包括多个卫星模块。 多个卫星模块各自包括多个模块化发电瓦片，包括光伏太阳辐射收集器，功率发射器和相关联的控制电子器件。 功率发射器可以作为相控阵进行协调，由相控阵产生的功率被传送到一个或多个功率接收器以实现远程无线发电和发射。 每个卫星模块可以由可压缩的结构形成，该结构能够减少将卫星模块传送到空间太阳能发电站内的轨道形成所需的有效负载区域。

公开(公告)号：WO2014172675A1

公开(公告)日：2014-10-23

申请号：PCT/US2014/034711

申请日：2014-04-18

Applicant: CALIFORNIA INSTITUTE OF TECHNOLOGY

Inventor： BAR-SEVER, Yoaz ,  BERTIGER, William I. ,  DORSEY, Angela R. ,  HARVEY, Nathaniel E. ,  LU, Wenwen ,  MILLER, Kevin J. ,  MILLER, Mark A. ,  ROMANS, Larry J. ,  SIBTHORPE, Anthony J. ,  WEISS, Jan P. ,  FERNANDEZ, Miquel Garcia ,  GROSS, Jason

IPC: G01S19/24 ,  G01S19/40

CPC classification number: G01S19/13 ,  B64G1/242 ,  B64G1/36 ,  G01S19/02 ,  G01S19/05 ,  G01S19/07

Abstract: Novel methods and systems for the accurate and efficient processing of real-time and latent global navigation satellite systems (GNSS) data are described. Such methods and systems can perform orbit determination of GNSS satellites, orbit determination of satellites carrying GNSS receivers, positioning of GNSS receivers, and environmental monitoring with GNSS data.

Abstract translation: 描述了用于准确和有效处理实时和潜在的全球导航卫星系统（GNSS）数据的新方法和系统。 这些方法和系统可以执行GNSS卫星的轨道确定，载有GNSS接收机的卫星的轨道确定，GNSS接收机的定位以及GNSS数据的环境监测。

公开(公告)号：WO2013065795A1

公开(公告)日：2013-05-10

申请号：PCT/JP2012/078359

申请日：2012-11-01

Applicant: 株式会社IHI ,  株式会社IHIエアロスペース

Inventor： 北沢　幸人 ,  川辺　有恒 ,  橋本　こずえ ,  曽根原　光治 ,  宇治　勝 ,  森田　真弥 ,  野村　勝明 ,  中西　歩

IPC: B64G1/56 ,  B64G1/24 ,  B64G1/32 ,  B64G1/64

CPC classification number: B64G1/1078 ,  B64G1/26 ,  B64G1/32 ,  B64G1/36 ,  B64G1/646 ,  B64G1/648 ,  B64G1/66

Abstract: タンブリング運動しているスペースデブリに対して減速装置を容易に取り付けることができる、スペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法を提供する。 ターゲットデブリ１に接近及び姿勢制御を行うための推進装置３と、ターゲットデブリ１に向かって射出可能な銛４１を備えた捕獲装置４と、ターゲットデブリ１の運動を観測してターゲットデブリ１のタンク１１（空洞部）に向かって銛４１を打ち込み可能な捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を計算する観測装置５と、銛４１に直接的又は間接的に接続されるとともにターゲットデブリ１を減速させる減速装置６と、推進装置３、捕獲装置４、観測装置５及び減速装置６を搭載した本体部２１と、を有する。

Abstract translation: 提供了一种用于消除空间碎片的装置以及用于去除空间碎片的方法，其能够相对于正在经历转动运动的空间碎片而容易地安装减速装置。 本发明包括一个用于对目标碎片（1）进行访问控制和姿态控制的推进装置（3）; 捕获装置（4），其包括可朝向目标碎片（1）喷射的鱼叉（41）; 计算捕获位置（E）的观察装置（5）和通过观察目标碎片（1）的罐（11）（中空部））将鱼叉（41）驱动到捕集位置（E）的捕获姿势， 目标碎片（1）; 减速装置（6），其将目标碎片（1）直接或间接地连接到鱼叉（41）; 以及安装有推进装置（3），拍摄装置（4），观察装置（5）和减速装置（6）的主体部（21）。

公开(公告)号：WO2011114531A1

公开(公告)日：2011-09-22

申请号：PCT/JP2010/054882

申请日：2010-03-19

Applicant: スカパーJSAT株式会社 ,  佐藤英治 ,  市江泰英 ,  長井広明

Inventor： 佐藤英治 ,  市江泰英 ,  長井広明

IPC: G01S5/12 ,  B64G5/00

CPC classification number: G01S5/06 ,  B64G1/242 ,  B64G1/36 ,  B64G3/00 ,  G01S5/12 ,  G01S5/14

Abstract: 　地上局２０、２１において、静止人工衛星１０から送信される任意の信号を受信し、受信信号をその受信時刻とともに蓄積する。地上局２０の受信信号と地上局２１の受信信号との相関処理を行うことにより、地上局２０と地上局２１の間での同一信号の受信時刻の差Δｔを算出する。一方、距離測定装置により、地上局２０と静止人工衛星１０の間の距離Ｒ２０を測定する。そして、測定により得られた距離Ｒ２０と、相関処理により得られた受信時刻の差Δｔとから、地上局２１と静止人工衛星１０との間の距離Ｒ２１を算出する。

Abstract translation: 地面站（20,21）接收来自对地静止人造卫星（10）的可选信号，并在其接收时间累积接收到的信号。 执行由地面站（20）接收的信号与地面站（21）的接收信号之间的相关处理，由此计算地面站（20）和相同信号的接收时间之间的差（Δt） 地面站（21）。 同时，距离测量装置测量地面站（20）和对地静止人造卫星（10）之间的距离（R20）。 然后，基于通过测量获得的距离（R20）和通过测量获得的接收时间之间的差（Δt）来计算地面站（21）和对地静止人造卫星（10）之间的距离（R21） 相关处理。

公开(公告)号：WO2006131329A2

公开(公告)日：2006-12-14

申请号：PCT/EP2006/005413

申请日：2006-06-07

Applicant: INTERSECURE LOGIC LIMITED ,  KOSMAS, Charalampos

Inventor： KOSMAS, Charalampos

IPC: B64G1/36 ,  B64G1/64 ,  B64G1/10

CPC classification number: B64G1/1078 ,  B64G1/1085 ,  B64G1/36 ,  B64G1/646

Abstract: An engine module for attachment to a selected target spacecraft should be designed such that the overall need for processing resources and power may be further reduced. According to the invention, the engine module comprises a number of sensors adjusted to pick up measured values of a number of physical Parameters of the target spacecraft, said sensors being connected with a Converter unit which is set up to convert a time profile of the measured values into a set of processable data.

Abstract translation: 应该设计用于附接到所选择的目标航天器的引擎模块，使得可以进一步减少对处理资源和功率的整体需求。 根据本发明，发动机模块包括被调整以拾取目标航天器的多个物理参数的测量值的多个传感器，所述传感器与转换器单元连接，该转换器单元被设置为转换被测量的时间轮廓 值转换成一组可处理数据。

公开(公告)号：WO99047419A1

公开(公告)日：1999-09-23

申请号：PCT/US1999/005599

申请日：1999-03-16

IPC: B25J9/16 ,  B64G1/28 ,  B64G1/36

CPC classification number: B25J9/1607 ,  B64G1/286 ,  B64G1/36

Abstract: Control moment gyros in an array (48) are rotated to reorient a satellite (52). A pseudo inverse (36) control is employed that adds a term to a Moore-Penrose pseudo inverse (36) to prevent a singularity.

Abstract translation: 旋转阵列（48）中的控制力矩陀螺仪以重新调整卫星（52）。 使用伪逆（36）控制，其将项添加到摩尔 - 彭罗斯伪逆（36）以防止奇异性。

公开(公告)号：WO98046967A2

公开(公告)日：1998-10-22

申请号：PCT/US1998/004171

申请日：1998-03-04

IPC: B64G1/28 ,  B64G1/36 ,  G01C19/30 ,  G01C19/72 ,  G01C19/00

CPC classification number: B64G1/365 ,  B64G1/286 ,  B64G1/36 ,  G01C19/30 ,  G01C19/72

Abstract: A pair of fiber optic rate sensors are shown, one of which is connected to sense the rate of rotation of the gimbal of a control moment gyro and the other of which is connected to sense the rate of rotation of the frame of the control moment gyro, the relative rate therebetween being determined by a difference circuit receiving the outputs of the fiber optic rate sensors for use in a feedback loop for the control moment gyro.

Abstract translation: 示出了一对光纤速率传感器，其中一个被连接以感测控制时间陀螺仪的万向节的旋转速率，另一个被连接以感测控制时刻陀螺仪的框架的旋转速率 ，其间的相对速率由接收用于控制时刻陀螺仪的反馈回路中的光纤速率传感器的输出的差分电路确定。

公开(公告)号：WO9711882A3

公开(公告)日：1997-09-12

申请号：PCT/US9615425

申请日：1996-09-26

Applicant: LOCKHEED CORP

Inventor： VAN BEZOOIJEN ROELOF W H

IPC: B64G1/36 ,  G01C21/02 ,  G05D1/08 ,  G06K9/00 ,  G06K9/64

CPC classification number: G06K9/6211 ,  B64G1/36 ,  B64G1/361 ,  G01C21/025 ,  G05D1/0883 ,  G06K9/00

Abstract: A method for determining the attitude of a spacecraft (1) by observing stars (2) within a starfield (3). A detector (13), camera electronics (14), and computer (15) located on board the spacecraft (1) are used to generate a set of star match groups by matching pairs of stars observed by the detector (13) with pairs of guide stars from a stored database (18) of guide stars. Match groups having small numbers of stars are eliminated. Non-eliminated match groups are validated. Redundant match groups are eliminated. A match group having the largest number of stars is selected. Finally, the attitude of the spacecraft (1) is derived from positions of guide stars within the selected match group. The guide star database (18) can be broken into an acquisition guide star database (8) and a supplementary guide star database (9). The field of view (20) of detector (13) can be broken into a grid of pixels overlaid by a grid of superpixels (21). The guide star pairs are preferably presorted in order of increasing angular separation. An identification matrix (IDGRP) can be used to speed the star identification process.

公开(公告)号：WO1997031822A2

公开(公告)日：1997-09-04

申请号：PCT/US1995014775

申请日：1995-11-09

Applicant: SCOTT, David, R.

IPC: B64G00/00

CPC classification number: B64G1/1078 ,  B64G1/24 ,  B64G1/242 ,  B64G1/26 ,  B64G1/285 ,  B64G1/288 ,  B64G1/36 ,  B64G1/401 ,  B64G1/646

Abstract: Apparatus and methods for performing satellite proximity operations such as inspection, recovery and life extension of a target satellite through operation of a "Satellite Inspection Recovery and Extension" ("SIRE") spacecraft which can be operated in the following modes (teleoperated, automatic, and autonomous). The SIRE concept further consists of those methods and techniques used to perform certain (on-orbit) operations including, but not limited to, the inspection, servicing, recovery, and lifetime extension of satellites, spacecraft, space systems, space platforms, and other vehicles and objects in space, collectively defined as "target satellites". The three basic types of SIRE proximity missions are defined as "Lifetime Extension", "Recovery", and "Utility". A remote cockpit system is provided to permit human control of the SIRE spacecraft during proximity operations.

Abstract translation: 通过“卫星检查恢复和扩展”（“SIRE”）航天器的操作进行卫星接近操作，例如目标卫星的检查，恢复和寿命延长的装置和方法，其可以在以下模式（远程操作，自动， 和自治）。 SIRE概念还包括用于执行某些（在轨）操作的方法和技术，包括但不限于卫星，航天器，空间系统，空间平台等的检查，维修，恢复和终生延长 车辆和空间物体，统称为“目标卫星”。 SIRE邻近任务的三种基本类型被定义为“终身扩展”，“恢复”和“实用程序”。 提供了一个远程驾驶舱系统，以便在邻近操作期间允许人类对SIRE航天器的控制。

公开(公告)号：WO1997011882A2

公开(公告)日：1997-04-03

申请号：PCT/US1996015425

申请日：1996-09-26

Applicant: LOCKHEED MARTIN CORPORATION

Inventor： LOCKHEED MARTIN CORPORATION ,  VAN BEZOOIJEN, Roelof, W., H.

IPC: B64G01/36

CPC classification number: G06K9/6211 ,  B64G1/36 ,  B64G1/361 ,  G01C21/025 ,  G05D1/0883 ,  G06K9/00

Abstract: A method for determining the attitude of a spacecraft (1) by observing stars (2) within a starfield (3). A detector (13), camera electronics (14), and computer (15) located on board the spacecraft (1) are used to generate a set of star match groups by matching pairs of stars observed by the detector (13) with pairs of guide stars from a stored database (18) of guide stars. Match groups having small numbers of stars are eliminated. Non-eliminated match groups are validated. Redundant match groups are eliminated. A match group having the largest number of stars is selected. Finally, the attitude of the spacecraft (1) is derived from positions of guide stars within the selected match group. The guide star database (18) can be broken into an acquisition guide star database (8) and a supplementary guide star database (9). The field of view (20) of detector (13) can be broken into a grid of pixels overlaid by a grid of superpixels (21). The guide star pairs are preferably presorted in order of increasing angular separation. An identification matrix (IDGRP) can be used to speed the star identification process.

Abstract translation: 通过观察星空（3）内的星星（2）来确定航天器（1）姿态的方法。 位于航天器（1）上的检测器（13），相机电子设备（14）和计算机（15）用于通过将由检测器（13）观察到的一对恒星匹配成对的对来生成一组星形匹配组 指导恒星从存储的数据库（18）引导星。 消除了具有少量恒星的匹配组。 未消除的匹配组将被验证。 冗余匹配组被删除。 选择具有最多星号数的匹配组。 最后，航天器（1）的态度来源于所选匹配组内的导星的位置。 引导星数据库（18）可以被分解成采集引导星数据库（8）和辅助引导星数据库（9）。 检测器（13）的视野（20）可以被分解成由超像素（21）的格栅覆盖的像素网格。 引导星对优选按增加的角度间隔的顺序排列。 识别矩阵（IDGRP）可用于加速星号识别过程。