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1. (WO1998025156) SYSTEME EMBARQUE DE CORRECTION AUTONOME D'ORBITE DE SATELLITES
Dernières données bibliographiques dont dispose le Bureau international   

N° de publication :    WO/1998/025156    N° de la demande internationale :    PCT/US1997/022612
Date de publication : 11.06.1998 Date de dépôt international : 04.12.1997
Demande présentée en vertu du Chapitre 2 :    30.06.1998    
CIB :
B64G 1/10 (2006.01), B64G 1/24 (2006.01), B64G 1/36 (2006.01), B64G 3/00 (2006.01), G05D 1/08 (2006.01)
Déposants : PARVEZ, Shabbir, Ahmed [US/US]; (US).
XING, Guang-Qian [US/US]; (US)
Inventeurs : PARVEZ, Shabbir, Ahmed; (US).
XING, Guang-Qian; (US)
Mandataire : GREEN, Robert, S.; Roylance, Abrams, Berdo & Goodman, L.L.P., 1225 Connecticut Avenue, N.W., Washington, DC 20036 (US)
Données relatives à la priorité :
60/032,613 05.12.1996 US
Titre (EN) AUTONOMOUS GUIDANCE SYSTEM WITH POSITION AND VELOCITY FEEDBACK USING MODERN CONTROL THEORY
(FR) SYSTEME EMBARQUE DE CORRECTION AUTONOME D'ORBITE DE SATELLITES
Abrégé : front page image
(EN)An apparatus and method for orbit control and maintenance techniques for both individual satellites and for multiple satellites in a constellation utilizing Modern Feedback Control for providing precise autonomous on-board navigation and control. This control system can place any satellite in any orbit position in a constellation, including the acquisition of the initial distribution for the constellation after satellite separation from launched vehicles. This system can also maintain distribution within a constellation, including station relocation and station keeping. Utilizing GPS position information, the orbit state vector is determined and modern advanced multivariable feedback control techniques, for example, linear quadratic Gaussian/loop transfer recovery controllers or optimal H-Infinity Robust Controllers are used to design a navigation and control system. The present invention uses a feedback control system designed to attenuate the external perturbations and provide robustness against unstructured uncertainty. The control problem is converted into first a tracking problem and a regulator design problem where the control problem is to minimize both position error and velocity error between the satellite (pursuer) and a nonexistent target satellite in an ideal orbit. The elimination of position error and velocity error result in an optimal orbital control system.
(FR)L'invention concerne un appareil et un procédé de commande et de correction d'orbite de satellites, considérés un à un ou ensemble, d'une constellation de satellites utilisant le système $i('Modern Feedback Control') pour les opérations de navigation et de pilotage lorsqu'on recherche l'autonomie du bord tout en préservant la précision. Ce système de commande permet d'amener n'importe quel satellite dans n'importe quelle position orbitale d'une constellation, mais également de commander la prise de posture initiale dans la constellation après séparation du satellite d'avec les véhicules lancés. Ce système permet également de conserver la posture relative à l'intérieur d'une constellation, et notamment d'effectuer les opérations de repositionnement et de maintien de posture. Les informations de positions GPS permettent de déterminer le vecteur d'état orbital. En outre, les dernières techniques avancées de commande à rétroaction multivariable permettent notamment de concevoir un système de correction d'orbite en utilisant des modules de contrôle à reprise de transfert quadratique linéaire en boucle ou de transfert quadratique linéaire gaussien, voire même des contrôleurs dont les algorithmes robustes sont optimaux pour une infinité H. La présente invention utilise un système de commande à rétroaction optimisé pour être moins sensible aux perturbations extérieures, de façon à garantir la robustesse en dépit des incertitudes liées à l'absence de structure. Le procédé revient alors à passer de la problématique de commande, d'abord à une problématique de poursuite, puis à une problématique de conception de régulation faisant que la problématique de commande revienne à minimiser les erreurs de posture et de vitesse entre, d'une part le satellite (le poursuiveur), et d'autre part un satellite cible virtuel d'une orbite idéale. C'est ainsi que la suppression des erreurs de posture et de vitesse a permis d'optimiser le système de correction d'orbite.
États désignés : AL, AM, AT, AU, AZ, BA, BB, BG, BR, BY, CA, CH, CN, CU, CZ, DE, DK, EE, ES, FI, GB, GE, GH, HU, ID, IL, IS, JP, KE, KG, KP, KR, KZ, LC, LK, LR, LS, LT, LU, LV, MD, MG, MK, MN, MW, MX, NO, NZ, PL, PT, RO, RU, SD, SE, SG, SI, SK, SL, TJ, TM, TR, TT, UA, UG, US, UZ, VN, YU, ZW.
Organisation régionale africaine de la propriété intellectuelle (ARIPO) (GH, KE, LS, MW, SD, SZ, UG, ZW)
Office eurasien des brevets (OEAB) (AM, AZ, BY, KG, KZ, MD, RU, TJ, TM)
Office européen des brevets (OEB) (AT, BE, CH, DE, DK, ES, FI, FR, GB, GR, IE, IT, LU, MC, NL, PT, SE)
Organisation africaine de la propriété intellectuelle (OAPI) (BF, BJ, CF, CG, CI, CM, GA, GN, ML, MR, NE, SN, TD, TG).
Langue de publication : anglais (EN)
Langue de dépôt : anglais (EN)