ES2358004T3 - Sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre. - Google Patents

Sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre. Download PDF

Info

Publication number
ES2358004T3
ES2358004T3 ES08826623T ES08826623T ES2358004T3 ES 2358004 T3 ES2358004 T3 ES 2358004T3 ES 08826623 T ES08826623 T ES 08826623T ES 08826623 T ES08826623 T ES 08826623T ES 2358004 T3 ES2358004 T3 ES 2358004T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
satellites
management
earth
orbits
plane
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES08826623T
Other languages
English (en)
Inventor
Robert Lainé
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Defence and Space SAS
Original Assignee
Astrium SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Astrium SAS filed Critical Astrium SAS
Application granted granted Critical
Publication of ES2358004T3 publication Critical patent/ES2358004T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H04B7/19—Earth-synchronous stations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1014—Navigation satellites
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1085—Swarms and constellations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2425—Geosynchronous orbits
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/02—Details of the space or ground control segments

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Fire Alarms (AREA)
  • Input Circuits Of Receivers And Coupling Of Receivers And Audio Equipment (AREA)
  • Professional, Industrial, Or Sporting Protective Garments (AREA)
  • Details Of Garments (AREA)

Abstract

Sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre, comprendiendo dicho sistema: - una primera pluralidad de satélites de navegación (1) colocados en órbitas de altura media (2); y - una segunda pluralidad de satélites de gestión (3) colocados en órbitas altas (3), aptos para gestionar, al menos parcialmente, dichos satélites de navegación (1) y para comunicarse con la Tierra (T), caracterizado porque - dicha segunda pluralidad comprende un conjunto de al menos tres satélites de gestión (3.1, 3.2, 3.3) colocados cada uno en una órbita alta, cuyo plano está inclinado respecto al plano (PE) del ecuador terrestre (E) y corta este último según una recta de intersección diametral (5.1, 5.2, 5.3) respecto a la Tierra (T); y - las dos rectas de intersección diametrales externas (5.2, 5.3) forman entre sí un ángulo de longitud (2θ), al menos, igual a 90º.

Description

La presente invención se refiere a sistemas de posicionamiento de un usuario terrestre por satélites, encontrándose dicho usuario sobre la Tierra, sobre el mar o incluso también en órbita terrestre.
Se sabe que los sistemas de posicionamiento por satélites comprenden una constelación de satélites de navegación colocados en órbitas de altura media (del orden de 25.000 km) alrededor de la Tierra. Estos satélites de navegación y sus órbitas se designan generalmente en la técnica, respectivamente, por "satélites MEO" y "órbitas MEO", (del inglés Medium Earth Orbit, órbita terrestre media). Los satélites de navegación están repartidos uniformemente en varios planos orbitales, de forma que, en cualquier punto de la Tierra, un usuario puede ver varios satélites de navegación, es decir, encontrarse en líneas directas con los mismos (al menos tres, y más bien cuatro si el usuario desea conocer su altura) y deducir sus propias coordenadas terrestres. Además, al menos un centro de control terrestre, que coopera con estaciones de comunicación repartidas por la superficie de la Tierra, está previsto para asegurar el funcionamiento nominal de la constelación de satélites de navegación.
Ver el artículo de RICHTER F: "GALILEO -DIE EUROPAEISCHE SATELLITENNAVIGATION" TECHNISCHE RUNDSCHAU, EDICIÓN COLIBRI AG., WABERN, CH, número 5, 9 de marzo de 2001 (09-03-2001), páginas 34 a 36, ISSN: 1023-0823.
Para mejorar la gestión de dicha constelación de satélites de navegación, se ha propuesto ya completar dicho centro de control y dichas estaciones de comunicación terrestres por satélites de gestión colocados en órbitas altas (del orden de 45.000 km), aptas para gestionar, al menos parcialmente, dichos satélites de navegación y para comunicarse con la Tierra.
Ni qué decir tiene que la fabricación, la puesta en práctica, la utilización y la explotación de dichos satélites de gestión en órbitas altas representan costes elevados, de modo que es ventajoso limitar el número de dichos satélites de gestión.
El objeto de la presente invención es, por lo tanto, un sistema de posicionamiento terrestre que permita conseguir este objetivo.
Con este fin, según la invención, el sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre, comprendiendo dicho sistema:
–
una primera pluralidad de satélites de navegación colocados en órbitas de altura media; y
–
una segunda pluralidad de satélites de gestión colocados en órbitas altas, aptos para gestionar, al menos parcialmente, dichos satélites de navegación y para comunicarse con la Tierra,
es destacable porque:
–
dicha segunda pluralidad comprende un conjunto de al menos tres satélites de gestión colocados cada uno en una órbita alta, cuyo plano está inclinado respecto al plano del ecuador terrestre y corta este último según una recta de intersección diametral respecto a la Tierra; y
–
las dos rectas de intersección diametrales externas forman entre sí un ángulo de longitud, al menos, igual a 90o.
De esta manera, se lleva a cabo de modo que existan al menos dos satélites de gestión a la vista de cada satélite de navegación, evitando la ocultación de la Tierra.
Para asegurar la regularidad de las comunicaciones entre los satélites de navegación y los satélites de gestión, es ventajoso que el plano determinado por los satélites de gestión de dicho conjunto sea constantemente exterior al conjunto de las órbitas de altura media de dicha primera pluralidad.
En la práctica, dicho ángulo de longitud es, como máximo, igual a 160º, para que dichos satélites de gestión se mantengan a la vista de la misma estación de control.
Preferentemente, las inclinaciones de los planos de las órbitas altas de los tres satélites de gestión de dicho conjunto son idénticas.
Para reducir el número de estaciones de comunicación al mínimo, es ventajoso que las órbitas altas inclinadas de los satélites de gestión de dicho conjunto sean geosíncronas.
En función del tiempo, las alturas aparentes de los tres satélites de gestión, vistas desde el ecuador de la Tierra, varían de forma sinusoidal. Es ventajoso entonces que las sinusoides correspondientes estén desplazadas un número de horas igual a 24/n, siendo n el número de satélites de gestión de dicho conjunto.
Las figuras del dibujo anexo harán que se comprenda de manera adecuada cómo se puede realizar la invención. En estas figuras, referencias idénticas designan elementos semejantes.
La figura 1 es una vista esquemática y parcial de un sistema de posicionamiento por satélites que comprende satélites de gestión en órbitas altas.
La figura 2 muestra, en vista en perspectiva esquemática, un satélite de gestión dispuesto en una órbita alta geosíncrona.
La figura 3 ilustra la trayectoria del satélite de gestión de la figura 2, vista desde el ecuador de la Tierra.
La figura 4 es un diagrama que ilustra, en función del tiempo t (en horas), la altura aparente, por encima del ecuador, del satélite de gestión de las figuras 2 y 3.
La figura 5 ilustra en vista en perspectiva, esquemática y parcial, el sistema de posicionamiento con tres satélites de gestión, de acuerdo con la presente invención.
La figura 6 muestra, en vista esquemática, el conjunto de trayectorias aparentes de los tres satélites de gestión del sistema de la figura 5.
La figura 7 es un diagrama que ilustra, en función del tiempo t (en horas), el entrelazamiento de las variaciones sinusoidales de las alturas aparentes de los tres satélites de gestión del sistema de la figura 5.
El sistema de posicionamiento por satélites conocido, representado esquemática y parcialmente en la figura 1, comprende:
–
unos satélites de navegación 1 colocados en órbitas de altura media 2 (del orden de 25.000 km) alrededor de la Tierra T; y
–
unos satélites de gestión 3 colocados en órbitas altas 4 (del orden de 45.000 km) alrededor de la Tierra T.
Por mediación de un centro de control y de estaciones de comunicación terrestres (no representados), dichos satélites de gestión 3 son aptos para gestionar, al menos parcialmente, los satélites de navegación 2, por ejemplo, pero no exclusivamente, de la forma descrita en la solicitud de patente francesa número 07 03562, presentada el 18 mayo de 2007 a nombre de la misma firma solicitante.
Las figuras 2, 3 y 4, destinadas a hacer comprender de modo adecuado la presente invención descrita en lo que sigue con relación a las figuras 5, 6 y 7, se refieren a un único satélite de gestión 3 colocado en una órbita alta
4. En este caso (ver la figura 2), dicha órbita alta 4 es geosíncrona y su plano P4 está inclinado un ángulo de inclinación i respecto al plano PE del ecuador E. La intersección de los planos P4 y PE es una recta diametral 5. En la figura 2, se ha representado además:
– el punto 6 del ecuador E, que se encuentra en el plano meridiano terrestre que pasa por dicho satélite de gestión 3 y la línea de visión 7 que une dicho punto 6 a este último; y
- la órbita geoestacionaria 8, dispuesta en el plano PE del ecuador E, de período veinticuatro horas y de radio igual a
42.000 km, correspondiendo dicha órbita geoestacionaria a la proyección ortogonal de la órbita alta 4 sobre el plano PE.
Debido a que la órbita alta 4 es geosíncrona, la línea de visión 7 se mantiene apuntando al satélite de gestión 3, cuando el mismo recorre dicha órbita alta 4 y el punto ecuatorial 6 gira con la Tierra alrededor del eje Norte (N) – Sur (S) de la misma.
De esta manera, para un observador colocado en el ecuador E y apto para observar el satélite de gestión 3, la altura aparente h de dicho satélite de gestión 3 varía de forma sinusoidal durante la rotación de la tierra T y de dicho satélite 3, debido a que el plano P4 de la órbita alta geosíncrona 4 está inclinado con relación al plano PE del ecuador E. En la figura 4, se ha representado la sinusoide 10 representativa de la variación de la altura aparente h en función del tiempo t (en horas).
Si se supone, como en la figura 4, que el satélite de gestión 3 está alineado con la recta diametral 5 a las 0 horas, esta altura aparente h es nula a las 0 horas y a las 12 horas, máxima (valor hmax) a las 6 horas y mínima (valor –hmax) a las 18 horas (ver la figura 4).
Esto da como resultado que, para un observador colocado en el ecuador E, el satélite de gestión 3 describe una trayectoria aparente 9, en forma de ocho de eje Norte–Sur, dispuesta en un plano tangente a dicha órbita alta geosíncrona 4 y que comprende dos lóbulos simétricos cuyo punto de cruce está situado sobre la recta de intersección diametral 5 (ver la figura 3). Para dicho observador, se puede considerar, por lo tanto, que el satélite de gestión 3 describe en veinticuatro horas la trayectoria aparente 9 alrededor de la recta de intersección diametral 5.
El sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre, de acuerdo con la presente invención y representado en la figura 5, comprende, además de una pluralidad de satélites de navegación 1 colocados en las órbitas de altura media 2, tres satélites de gestión 3.1, 3.2 y 3.3 (semejantes al satélite 3) colocados cada uno en una órbita alta. Estas tres órbitas altas no están representadas por razones de claridad del dibujo, pero cada una de las mismas es semejante a la órbita alta 4 descrita con relación a la figura 2.
Lo mismo que la órbita alta 4 de la figura 2, las tres órbitas altas geosíncronas (semejantes, respectivamente, a la órbita 4) en las que están colocados, respectivamente, los satélites de gestión 3.1, 3.2 y 3.3, se encuentran en planos (semejantes, respectivamente, al plano P4) inclinados respecto al plano PE del ecuador E y cortan dicho plano PE según las rectas de intersección diametrales 5.1, 5.2 y 5.3 (semejante cada una a la recta de intersección diametral 5), respectivamente. Las inclinaciones i, con relación a dicho plano PE, de los planos que contienen las órbitas altas de dichos satélites de gestión 3.1, 3.2 y 3.3 son iguales y las dos rectas de intersección diametrales 5.2 y 5.3, que se encuentran a una y otra parte de la recta de intersección diametral intermedia 5.1, forman con la misma un ángulo de longitud θ, al menos, igual a 45º y, como máximo, igual a 80o.
Además, el plano P3 determinado por los tres satélites de gestión 3.1, 3.2 y 3.3 es exterior al conjunto de órbitas de altura media 2 en las que están colocados los satélites de navegación 1.
De esta manera, de forma semejante a lo que se ha explicado anteriormente a propósito del satélite 3, cada satélite 3.1, 3.2 y 3.3 describe, para un observador colocado en el ecuador E y el elemento de observación, una trayectoria aparente 9.1, 9.2 ó 9.3 en forma de ocho, de eje Norte–Sur y dispuesta en un plano tangente a la órbita geoestacionaria 8, cruzándose los dos lóbulos de cada trayectoria aparente 9.1, 9.2 y 9.3 sobre la recta de intersección diametral 5.1, 5.2 ó 5.3, respectivamente. Esto se ilustra por el esquema de la figura 6, en la que se han representado, frontalmente, las tres trayectorias aparentes 9.1, 9.2 y 9.3.
Las alturas aparentes h de dichos satélites de gestión 3.1, 3.2, 3.3 varían, por lo tanto, de forma sinusoidal en función del tiempo t. En la figura 7, se han representado las tres sinusoides 10.1, 10.2, 10.3 correspondientes (siendo cada una de ellas semejantes a la sinusoide 10 de la figura 4).
En el ejemplo de las figuras 6 y 7, el satélite de gestión 3.2 tiene un retardo de fase de ocho horas respecto al satélite de gestión 3.1 y un avance de fase de ocho horas respecto al satélite 3.3.

Claims (5)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre, comprendiendo dicho sistema:
    – una primera pluralidad de satélites de navegación (1) colocados en órbitas de altura media (2); y
    – una segunda pluralidad de satélites de gestión (3) colocados en órbitas altas (3), aptos para gestionar, al menos 5 parcialmente, dichos satélites de navegación (1) y para comunicarse con la Tierra (T),
    caracterizado porque
    – dicha segunda pluralidad comprende un conjunto de al menos tres satélites de gestión (3.1, 3.2, 3.3) colocados cada uno en una órbita alta, cuyo plano está inclinado respecto al plano (PE) del ecuador terrestre (E) y corta este último según una recta de intersección diametral (5.1, 5.2, 5.3) respecto a la Tierra (T); y
    10 – las dos rectas de intersección diametrales externas (5.2, 5.3) forman entre sí un ángulo de longitud (2θ), al menos, igual a 90o.
  2. 2. Sistema según la reivindicación 1, caracterizado porque el plano determinado por los satélites de gestión (3.1, 3.2, 3.3) de dicho conjunto es constantemente exterior al conjunto de órbitas de altura media (2) de dicha primera pluralidad.
    15 3. Sistema según una de las reivindicaciones 1 ó 2, caracterizado porque dicho ángulo de longitud (2θ) es, como máximo, igual a 160o.
  3. 4. Sistema según una de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque las inclinaciones (i) de los planos de las órbitas altas de los satélites de gestión (3.1, 3.2, 3.3) de dicho conjunto son idénticas.
  4. 5. Sistema según una de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque las órbitas altas de los satélites de 20 gestión de dicho conjunto son geosíncronas.
  5. 6. Sistema según una de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque las alturas aparentes sinusoidales
    (h) de dichos tres satélites de gestión (3.1, 3.2, 3.3), vistas desde la Tierra (T), están desfasadas un número de horas igual a 24/n, siendo n el número de satélites de gestión de dicho conjunto.
ES08826623T 2007-07-10 2008-06-19 Sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre. Active ES2358004T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0704975A FR2918827B1 (fr) 2007-07-10 2007-07-10 Systeme pour le positionnement d'un utilisateur terrestre.
FR0704975 2007-07-10

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2358004T3 true ES2358004T3 (es) 2011-05-04

Family

ID=38702046

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES08826623T Active ES2358004T3 (es) 2007-07-10 2008-06-19 Sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre.

Country Status (13)

Country Link
US (1) US8106815B2 (es)
EP (1) EP2165433B1 (es)
JP (1) JP5228043B2 (es)
CN (1) CN101743702B (es)
AT (1) ATE495591T1 (es)
BR (1) BRPI0812706A2 (es)
CA (1) CA2693151C (es)
DE (1) DE602008004526D1 (es)
ES (1) ES2358004T3 (es)
FR (1) FR2918827B1 (es)
IL (1) IL202979A (es)
RU (1) RU2444130C2 (es)
WO (1) WO2009013404A2 (es)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8576120B2 (en) 2010-07-13 2013-11-05 Gilat Satellite Networks Ltd. Satellite tracking method and apparatus thereof
FR3020348B1 (fr) * 2014-04-24 2016-05-13 Snecma Procede de deploiement d'une constellation de satellites
US10005568B2 (en) * 2015-11-13 2018-06-26 The Boeing Company Energy efficient satellite maneuvering
US10543937B2 (en) * 2016-02-26 2020-01-28 Space Systems/Loral, Llc Stationkeeping techniques for spacecraft in inclined geosynchronous orbit
WO2020157807A1 (ja) * 2019-01-28 2020-08-06 三菱電機株式会社 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、デブリ除去方式、衛星コンステレーション構築方式、および地上設備
WO2020240824A1 (ja) * 2019-05-31 2020-12-03 三菱電機株式会社 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置
WO2020240826A1 (ja) * 2019-05-31 2020-12-03 三菱電機株式会社 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および地上装置

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06186317A (ja) * 1992-04-23 1994-07-08 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星を用いた測位システム
JPH08223100A (ja) * 1995-02-15 1996-08-30 Jisedai Eisei Tsushin Hoso Syst Kenkyusho:Kk 衛星通信回線の設定方法並びに移動局の位置決定と登録方法
US5971324A (en) * 1995-10-03 1999-10-26 Trw Inc. Multiple altitude satellite relay system and method
US6327534B1 (en) * 1996-09-30 2001-12-04 Qualcomm Incorporated Unambiguous position determination using two low-earth orbit satellites
CN1189027A (zh) * 1996-11-29 1998-07-29 摩托罗拉公司 卫星通信系统及其方法
US5982323A (en) 1997-05-24 1999-11-09 Oerlikon Contraves Ag Satellite navigation system
JP3432709B2 (ja) * 1997-07-24 2003-08-04 宇宙開発事業団 測位通信複合型自律衛星コンステレーション
US6182927B1 (en) * 1998-09-24 2001-02-06 The Boeing Company Medium earth orbit augmentation of a global positioning system for global navigation
US5999127A (en) * 1998-10-06 1999-12-07 The Aerospace Corporation Satellite communications facilitated by synchronized nodal regressions of low earth orbits
WO2003061141A2 (en) * 2001-12-21 2003-07-24 Global Radio S.A. A highly elliptical orbit for communications satellites
JP2004351950A (ja) * 2003-05-27 2004-12-16 Ihi Aerospace Co Ltd 天体の立体観測方法
BRPI0303968B1 (pt) * 2003-10-08 2017-01-24 Fundação Inst Nac De Telecomunicações Finatel sistema e processo de posicionamento geográfico e espacial
JP2005219620A (ja) * 2004-02-05 2005-08-18 Mitsubishi Electric Corp 情報処理装置及び軌道制御装置及び人工衛星及び通信装置及び通信方法
EP1777159A1 (de) * 2005-10-20 2007-04-25 Astrium GmbH Anordnung und Verfahren zur Positions- und Lagebestimmung eines Flugkörpers, insbesondere eines Raumflugkörpers
FR2916279B1 (fr) * 2007-05-18 2009-08-07 Astrium Sas Soc Par Actions Si Procede et systeme de positionnement par satellites.

Also Published As

Publication number Publication date
IL202979A (en) 2013-05-30
RU2010104464A (ru) 2011-08-20
EP2165433A2 (fr) 2010-03-24
JP5228043B2 (ja) 2013-07-03
ATE495591T1 (de) 2011-01-15
US20100182192A1 (en) 2010-07-22
RU2444130C2 (ru) 2012-02-27
WO2009013404A3 (fr) 2009-05-22
US8106815B2 (en) 2012-01-31
CA2693151A1 (fr) 2009-01-29
DE602008004526D1 (de) 2011-02-24
FR2918827B1 (fr) 2009-10-16
JP2010533290A (ja) 2010-10-21
BRPI0812706A2 (pt) 2014-12-23
CN101743702B (zh) 2013-06-12
EP2165433B1 (fr) 2011-01-12
CN101743702A (zh) 2010-06-16
FR2918827A1 (fr) 2009-01-16
WO2009013404A2 (fr) 2009-01-29
CA2693151C (fr) 2015-08-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2358004T3 (es) Sistema para el posicionamiento de un usuario terrestre.
US12074686B2 (en) Data transmission systems and methods using satellite-to-satellite radio links
Lang et al. A comparison of satellite constellations for continuous global coverage
US6859729B2 (en) Navigation of remote controlled vehicles
ES2527784T3 (es) Junta cardán flexible compacta y vehículo espacial que consta de dicha junta cardán
US7744036B2 (en) Method for designing an orbit of a spacecraft
IL257101A (en) Satellite communication system with improved capacity in designated locations
US10262558B2 (en) Celestial globe assembly
US7806369B2 (en) Ultrahigh altitude sun-synchronous orbit satellite system
RU2420714C2 (ru) Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата
US20070050102A1 (en) Space based navigation system
KR102125118B1 (ko) 유저 단말기 배치를 위한 앙각 추정 디바이스 및 방법
RU2003117285A (ru) Способ ориентации космического аппарата
Ruggles Whose equinox?
ES3053788T3 (en) Non-tle-based pointing acquisition of satellite on a geosynchronous inclined orbit
RU2576643C2 (ru) Спутниковая система со сверхвысокой солнечно-синхронной орбитой
JP2026060976A (ja) 衛星システム
Hashmall et al. Solar dynamics observatory high gain antenna handover planning
Burkholder Geodesy
IE50678B1 (en) Ground station antennae for satellite communication systems
Jennings Conics
Lang William S. Adamst The Aerospace Corporation
Hartoǵ Graphical Predictions for the Echo i Satellite from Observations at One Equatorial Position