PT1676284E - Úcleo para um dispositivo indutivo controlável - Google Patents

Description

ΡΕ1671150 ι

DESCRIÇÃO "SISTEMA E MÉTODO DE LOCALIZAÇÃO GEOGRÁFICA E ESPACIAL"

Campo da Invenção A presente invenção inova em relação a outros sistemas e métodos de localização geográfica e espacial na medida em que permite a determinação da posição, da trajectória e da equação de movimento de uma plataforma situada em locais diferentes e discretos no espaço, por exemplo um satélite artificial, e a determinação, ao mesmo tempo, das posições de alvos situados no solo ou no espaço, com base no conceito de correlação entre as diferenças de tempo na propagação de sinais de rádio que são retransmitidos pela plataforma espacial, pelo uso de bases geodésicas de referência na superfície da terra. A invenção dispensa quaisquer processamentos a bordo do satélite, que exijam detectores e processadores simples nos alvos, cuja localização deva ser determinada. A mesma plataforma espacial pode eventualmente ser usada para comunicação de dados da posição dos alvos. posiçoes

Os sistemas e métodos para a determinação de na superfície da terra por topografia ou 2 ΡΕ1671150 aplicações de navegação foram desenvolvidos ao longo dos séculos, pelo uso de tecnologia e de recursos de cálculo disponíveis na correspondente época. Os grandes avanços tecnológicos verificados no último século permitiram a introdução de sistemas que utilizam cada vez mais instrumentos sofisticados, como teodolitos melhorados, melhor precisão de relógios e um melhor conhecimento dos pequenos desvios na rotação da terra, com ênfase especial a ser dado às técnicas de determinação remotas, usando ondas electromagnéticas, particularmente em bandas de rádio, raios infravermelhos, e contacto visual.

Em grandes distâncias, por exemplo de centenas a milhares de quilómetros, não é possível estabelecer um contacto visual directo entre uma base de referência e os alvos cujas posições deverão ser determinadas. Novas tecnologias têm sido desenvolvidas para determinações geográficas distantes, tanto para alvos na superfície da terra como para alvos na atmosfera da mesma. Para alvos móveis, é possível determinar os seus deslocamentos e orientar de forma remota a navegação dos mesmos.

Entre 1950 e 1980 os sistemas de localização geográfica eram utilizados, empregando transmissões de muito longas ondas de rádio, emitidas em frequências muito baixas (VLF tipicamente definidas na faixa de 10-30 kHz), ou em baixas frequências (LF, normalmente cerca de 100 kHz), por transmissores situados em posições geodésicas muito bem determinadas, constituindo os sistemas conhecidos 3 ΡΕ1671150 como Omega e Loran-C, respectivamente. Essas redes tinham cobertura em todo o mundo, permitindo a localização aproximada em terra, no mar e na navegação aérea a milhares de quilómetros de distância dos transmissores fixos e ser obtida com uma precisão de 5 km a 15 km, . A precisão dos métodos empregando VLF e LF depende da hora do dia, da estação do ano, e das actividades solares e geomagnéticas. Tais métodos são restritos para efeitos de localização, necessitando de outros meios de comunicação para transmitir os dados de posição para as estações centrais as quais processam a informação para monitorização e navegação. Existem várias referências bibliográficas que descrevem estes sistemas e métodos, tais como o livro "VLF Radio Engineering" ("Engenharia de Rádio VLF - Muito Baixas FRequências"), de A. D. Watt, Pergamon Press, Oxford, England, 1967; os artigos "The Propagation of low and very low frequency radio-waves" (A propagação de Ondas de Rádio em frequências baixa e muito baixa"), de T. B. Jones, NATO/AGARD Lecture Series No. 93, USA, 1978, e "Omega Navigation System User's Guide" ("Guia do Utilizador do sistema Omega Navigation"), by N. F. Herbert, documento da Marinha dos US, Washington, DC, USA, 1978. A partir dos anos oitenta em diante, os novos sistemas de localização geográfica foram implantados, empregando ondas de rádio e satélites artificiais. Um desses tais sistemas tem por base o desvio de frequência, conhecido como efeito Doppler, das transmissões de rádio efectuadas pelo alvo ou pela plataforma, cuja posição é 4 ΡΕ1671150 determinada, e a qual é causada pelo movimento do satélite em relação ao alvo, em comparação com os efeitos Doppler das transmissões a partir das bases cujas posições no terreno são conhecidas. 0 sistema utiliza satélites de órbita baixa e requer processamento da composição dos efeitos Doppler para determinar a posição do alvo. Para cada determinação, são necessárias algumas medidas para diferentes posições do satélite. A comunicação das posições processadas na base central para o utilizador requer o uso de um sistema de comunicação independente. As precisões são da ordem de metros, ou até menos, da ordem de centímetros. Há muitas referências descritivas sobre esta técnica de localização, tais como "A review of geodetic and geodynamic satellite Doppler positioning" (Uma revisão da localização e da geodésica e da geodinâmica por satélite Doppler"), de J. Kouba, em "Navigation: Land, Sea, Air & Space" ("Navegação: Terra, Mar, Ar e Espaço"), publicado por M. Kayton, IEEE Press, New York, USA, 1990, p.44, e outras publicações de aplicação de sistemas de satélite ARGOS, cujos serviços são patrocinados pela agência espacial Francesa CNES e pelas agências espaciais NASA e NOAA dos EU e descritos no Manual do Utilizador ARGOS, Serviços da Argos Inc., www.Argosinc.com, bem como o sistema de satélite DORIS, descrito por exemplo nos anais do CNS no evento denominado Doris-Days (Dias Dórias) e o qual teve lugar em Toulouse, França, 2 e 3 de maio de 2000, em "Impact of the Doris precise orbit determination system on climate change studies" ("Impacto do sistema Doris de determinação precisa da órbita sobre estudos de mudança 5 ΡΕ1671150 climática"), de P. Vincent et al., 52nd International Astronautic Congress, Toulouse, France, October 1-5, 2001, ou na página de internet: http://www.aviso.cls.fr/html/faq/doris_uk.html.

Um outro sistema de localização o qual é amplamente utilizado nos dias de hoje é baseado em triangulações em relação aos sinais de rádio de vários satélites que estão simultaneamente presentes por cima do horizonte, cujas efemérides e posições são bem conhecidas, para além de serem constantemente actualizadas. O sistema mais bem-sucedido e bem conhecido é o "Sistema de Localização Global" ("Global Positioning System"), GPS, do Departamento de Defesa dos Estados Unidos e que consiste de 27 satélites em órbita com translações de 12 horas. Os alvos são passivos, apenas recebendo os sinais dos diferentes satélites, processando as suas posições com dados de efemérides dos satélites e com os programas instalados. As precisões vão de metros a vários centímetros, mesmo apenas de alguns centímetros em aplicações militares. Para a transmissão de dados de posição para o utilizador externo, é necessário empregar outras redes independentes de telecomunicações. Há muitas referências bibliográficas sobre este sistema, com ênfase a ser dada ao livro "Guide to GPS Positioning" ("Guia para Posicionamento GPS"), de D. Wells, Canadian GPS Association, N. Brunswick, Canada, 1987; "Satellite Data Management in DoD NAVSTAR GPS receivers" (Gestão de Dados de Satélite em receptores DoD NAVSTAR GPS"), de B.K. 6 ΡΕ1671150

Cariveau and K.L. Therkelsen, em "Navigation: Land, Sea, Air & Space" ("Navegação: Terra, Mar, Ar e Espaço"), publicado por M. Kayton, IEEE Press, New York, USA, 1990, p.120; "Differential GPS Navigation" ("Navegação GPS Diferencial"), de S.P. Teasey et al. em "Navigation: Land, Sea, Air & Space" ("Navegação: Terra, Mar, Ar e Espaço"), publicado por M. Kayton, IEEE Press, New York, USA, 1990, p.131, "The Global Positioning System - GPS Primer" ("O Sistema Global de Posicionamento - Iniciação GPS"), da The Aerospace Corporation, Los Angeles, CA, USA, Agosto de 1997. As redes e os métodos acima referidos que utilizam os satélites para geo-localização são controlados por agências governamentais ou grandes companhias, as quais empregam satélites muito sofisticados, tais como os sistemas que utilizam o efeito Doppler, e satélites altamente elaborados, tais como o NAVSTAR da constelação GPS. Estas opções requerem sistemas independentes de comunicação geo-localização e dados de navegação para o controlo ou monitorização das estações centrais. Os custos dos serviços de telecomunicações independentes representam uma fracção importante no orçamento total dos custos operacionais dos referidos sistemas.

Um sistema alternativo de localização geográfica no solo tem sido proposto, empregando sinais de rádio emitidos a partir de bases de referência e dos alvos no solo e retransmitidos para o espaço por reflectores efémeros, tais como faixas de meteoros ionizados na atmosfera terrestre, divulgada na Patente Brasileira PI 7 ΡΕ1671150 9101270-8, apresentada por Pierre Kaufmann em 25 de março de 1991 e no Certificado de Adição C19101270-8, arquivado em 17 maio de 2002, estendendo-se as reflexões dos sinais no espaço a qualquer tipo de transmissores-receptores ("transceptores" - "transceivers") transportados por aeronaves, balões ou satélites.

No entanto, a invenção acima requer transmissões em pelo menos duas bases de referência e não são fornecidos, nem descritos, os métodos e as etapas que são necessárias para determinar as posições geográficas. Com um tal sistema e método, não é possivel obter a determinação parcial ou total da trajectória ou órbita do dispositivo que esteja a reflectir ou a retransmitir sinais no espaço. A US-B2 6313790 divulga um sistema de localização geográfica e espacial e método de acordo com o preâmbulo das reivindicações 1 e 21. É objecto da presente invenção fornecer um simples e não dispendioso sistema e método de localização geográfica e espacial. O objecto é resolvido pelo sistema de localização geográfica e espacial de acordo com a reivindicação 1 e o método de localização geográfica e espacial de acordo com a reivindicação 21.

Outras caracteristicas da invenção são apresentadas nas reivindicações dependentes. ΡΕ1671150 0 presente sistema compreende ainda, um alvo, cuja posição geográfica é para ser determinada e em relação ao qual a plataforma espacial é visível: um receptor, que recebe os impulsos emitidos pelo transmissor e retransmitidos pela plataforma espacial, o referido receptor a ser operacionalmente conectado à unidade de controlo, a referida unidade de controlo a calcular um segmento de linha recta que liga o alvo e a plataforma espacial, de modo a permitir a determinação da posição do referido alvo por meio de sucessivas intersecções de múltiplos lugares geométricos esféricos, cada lugar geométrico representado por uma esfera e pelo menos três das referidas esferas apresentando um centro na plataforma espacial e um raio correspondente ao segmento de linha recta definido entre a referida plataforma espacial e o alvo num determinado instante, e o número de intersecções dos lugares geométricos esféricos sendo aqueles suficientes para determinar um único ponto representantivo da posição de alvo. A precisão na localização de alvos obtidos com o actual sistema é comparável à alcançada por outros sistemas que utilizam satélites, chegando a 10 metros no início e melhorando para até um metro ou menos, como a trajectória da plataforma espacial utilizada é progressivamente melhor determinada por meio de um maior número de determinações, a qual é obtida empregando o sistema aqui mesmo descrito. 0 método de determinação geográfica e espacial da presente invenção compreende ainda, para a determinação da 9 ΡΕ1671150 posição de um alvo, as etapas adicionais de fornecimento, num alvo, de um receptor operacionalmente associado com o transmissor, de modo a receber os referidos impulsos numa trajectória que cobre a distância entre a plataforma espacial e o referido alvo, bem como assim com a unidade de controlo, a referida unidade de controlo para cálculo de um segmento de linha recta o qual liga o alvo com a plataforma espacial, de modo a permitir determinar a posição do referido alvo, por meio da intersecção sucessiva de múltiplos lugares geométricos esféricos, cada lugar geométrico sendo representado por uma esfera, com pelo menos três das referidas esferas apresentando o centro na plataforma espacial e o raio a corresponder ao segmento de linha recta definido entre a referida plataforma espacial e o alvo num determinado instante, e o número de intersecções dos lugares geométricos esféricos a serem suficientes para determinar um único ponto representativo da posição do alvo. A presente invenção apresenta procedimentos os quais são necessários para superar as indeterminações inerentes aos sistemas de geo-localização conhecidos na anterior tecnologia, pela utilização de reflectores ou transdutores no espaço, cujos procedimentos podem ser estendidos para alvos localizados acima da superfície da terra. A mesma plataforma espacial utilizada para obter localizações no solo e no espaço pode também ser utilizada se necessário, para comunicação de dados e disseminação entre alvos, entre esses referidos alvos e a posição da 10 ΡΕ1671150 estação de processamento, e vice-versa, permitindo a opção de ser totalmente autónoma, ou seja, sem necessariamente ser dependente de outros meios de comunicação.

Breve Descrição dos Desenhos A invenção será descrita, com base nos desenhos anexos, nos quais: A Figura 1 ilustra, esquematicamente, uma vista em perspectiva de uma secção da superfície da terra, representada por um triângulo esférico e uma plataforma espacial, indicando as relações de distância entre os mesmos e entre o centro da terra, e os lugares geométricos dos alvos situados sobre e acima da superfície esférica da terra e cujas posições são para serem determinadas com a presente invenção; A Figura 2 ilustra, esquematicamente, uma vista de corte diametral da terra na região onde a plataforma espacial é posicionada e que indica, na superfície da terra e no espaço, o lugar geométrico dos alvos para terem as suas posições determinadas por meio da presente invenção; A Figura 3 ilustra, esquematicamente, parte da trajec-tória da plataforma espacial e da localização dos lugares geométricos dos alvos situados sobre e acima da superfície da terra, obtidos com o sistema e o método da presente invenção, e A Figura 4 ilustra, esquematicamente, um diagrama de 11 ΡΕ1671150 blocos de uma modalidade de realização para o sistema da presente invenção, indicando algumas das relações entre os elementos que constituem este sistema.

Descrição da Modalidade de Realização Ilustrada

Os resultados propostos pela presente invenção são obtidos por meio de um sistema constituído por pelo menos três bases, as quais são fixadas em relação à terra e, por exemplo, localizadas na superfície da mesma, ou seja, uma primeira base A, uma segunda base B, e uma terceira base C, as quais são espaçadas de distância e desalinhadas umas em relação às outras e cada uma tendo a sua respectiva posição geográfica bem determinada, o referido sistema que ainda inclui: uma plataforma espacial S, visível pela referida primeira, segunda e terceira bases fixas A, B, C as quais se movem para posições sucessivas, como uma função do tempo, de acordo com uma trajectória que está inclinada em relação ao eixo de rotação da terra, um transmissor 1 operacionalmente associado com cada uma das partes definidas pela primeira, a segunda e a terceira bases A, B, C e com a plataforma espacial S, de modo a emitir impulsos numa determinada frequência, cada impulso num instante de referência pré-determinado; um receptor 2, operacionalmente associado com cada base fixa A, B, C e com o transmissor 1, de modo a receber os referidos impulsos em uma trajectória que cobre a distância entre a plataforma espacial S e base fixa A, B, C associadas com o receptor 2; e uma unidade de controlo 3, a qual é operacionalmente 12 ΡΕ1671150 conectada a ambos ao transmissor 1 e ao receptor 2, de modo a calcular, para cada instante de emissão de impulso, as arestas laterais de um tetraedro, cujos vértices são definidos pelas três bases fixas A, B, C e pela plataforma espacial S, com base na determinação do tempo de propagação de cada impulso na referida trajectória, entre a plataforma espacial S e cada base fixa A, B, C, de modo a permitir determinar uma respectiva extensão da trajectória da plataforma espacial S, enquanto a última é visivel pelas bases fixas A, B, C.

As transmissões a partir das bases fixas A, B, C para a plataforma espacial S ocorrem, por exemplo, na faixa das ondas rádio e pode ser efectuado na mesma frequência ou em frequências diferentes, que transporta os dados codificados numa forma codificada.

Numa opção construtiva da presente invenção a ser descrita adiante, a primeira base fixa A compreende um transmissor 1, e cada uma das primeira, segunda e terceira bases fixas A, B, C é fornecida com um respectivo receptor 2 e, por exemplo, um respectivo relógio de precisão 4, sendo os referidos relógios sincronizados uns com os outros.

Nesta construção, o transmissor 1 emite impulsos em uma frequência determinada, cada impulso num instante de referência pré-determinado e contendo a identificação da referida primeira base fixa A e do instante de emissão do 13 ΡΕ1671150 referido impulso, cada impulso sendo transmitido para todas as bases fixas A, B, C por meio de um dispositivo de comunicação 5 fornecido na plataforma espacial S. Numa outra modalidade de realização da presente invenção, a segunda base fixa B é fornecida com um outro transmissor, cujo impulso é recebido num outro receptor fornecido na terceira base fixa C. Nesta modalidade de realizaçao, a primeira base fixa A, por exemplo, não é fornecida com receptores.

Nesta modalidade de realização, o outro transmissor instalado na segunda base fixa B emite impulsos em uma determinada frequência, cada impulso no mesmo instante de referência pré-determinado de cada impulso emitido pelo transmissor 1 fornecido na primeira base fixa A e contendo a identificação da segunda base fixa B e do instante de emissão do referido impulso. Neste caso, o outro receptor fornecido na terceira base fixa C recebe e identifica os impulsos enviados pela segunda base fixa B e transmitidos pela plataforma espacial S, e a unidade de controlo 3 calcula, para cada instante de emissão de impulso da primeira e segunda bases fixas A, B, as arestas laterais de um tetraedro com três vértices definidos pelas três bases fixas A, B, C e um quarto vértice definido pela plataforma espacial S, com base nas diferenças de tempo entre o instante de emissão de um impulso da primeira base fixa A e a sua recepção na última, na segunda e terceira base fixa B, C, respectivamente, e na diferença de tempo entre a emissão de impulso a partir da segunda base B fixa 14 ΡΕ1671150 e a sua recepção na terceira base fixa C, de modo a permitir a determinação da respectiva extensão da trajectória da plataforma espacial S, enquanto seja visivel pelas bases fixas.

Numa opção construtiva da presente solução, o dispositivo de comunicação 5 é definido por um transceptor (transmissor-receptor) . Uma vez que as bases fixas podem preencher diferentes condições como a primeira, a segunda e a terceira base fixa, como uma função do deslocamento da plataforma espacial S, numa forma de realização da presente invenção, todas as bases fixas A, B, C são fornecidas com os mesmos componentes do sistema actual.

Com este sistema de localização assim constituído, é possível determinar as extensões da trajectória da plataforma espacial S, enquanto que seja simultânea visível por cada uma das três bases fixas A, B, C, bem como assim a equação de movimento da referida plataforma espacial S. De acordo com uma opção construtiva da presente invenção, ilustrada na Figura 4, cada uma das primeira, segunda e terceira bases fixas A, B, C apresenta uma respectiva unidade de controlo 3 auxiliar definindo um respectivo dispositivo de comunicação, como descrito abaixo, o qual calcula as referidas diferenças de tempo acima mencionadas. Nesta construção, cada unidade de controlo 3 lê o respectivo relógio de precisão 4, comanda e coordena a saída de informação para meios de comunicação e memoriza, compara e processa os dados recebidos pelos respectivos 15 ΡΕ1671150 receptores 2 das correspondentes bases fixas A, B, C. Nesta modalidade de realização, também é fornecida uma unidade central de controlo 3 a qual recebe os dados das bases fixas A, B e C.

Para além de determinar as extensões de trajec-tória para a plataforma espacial S, o sistema da presente solução permite a determinação geográfica e espacial de alvos 7, em relação aos quais a plataforma espacial é visível.

Para uma tal determinação de localização, cada alvo P compreende: um receptor 2 que recebe os impulsos emitidos pelo transmissor 1 e retransmite por meio da plataforma espacial S, e sendo operacionalmente conectado com a unidade controlo 3, a qual calcula, para cada impulso recebido do transmissor 1, um segmento de linha recta ligando, ao alvo P, a plataforma espacial S, de modo a permitir determinar a posição do referido alvo P, por meio de sucessivas intersecções de múltiplos lugares geométricos esféricos LE, cada lugar geométrico a ser representado por uma esfera e com pelo menos três das referidas esferas apresentando o centro na plataforma espacial S e o raio correspondendo ao segmento de linha recta definido entre a referida plataforma espacial S e o alvo P em num determinado instante, com o número de intersecções do lugar geométrico esférico LE sendo esses suficientes para determinar um único ponto representativo da posição do alvo P. De acordo com o sistema da presente invenção, o lugar 16 ΡΕ1671150 geométrico esférico LE deve ser num número suficiente para que eles definam um circulo na primeira intersecção, dois pontos neste circulo na segunda intersecção, e um único ponto, localizado no espaço na terceira intersecção e o qual define precisamente a posição dum respectivo alvo P. A localização geográfica e espacial da presente invenção é obtida de acordo com o método conforme descrito abaixo.

De acordo com uma forma de realizar a presente invenção, num primeiro e determinado instante ou tempo de referência, a primeira base A transmite a sua identificação pela codificação da sua transmissão, por exemplo, por meio de um impulso.

Este impulso é recebido pelo dispositivo de comunicação 5 fornecido na plataforma espacial S, a qual o retransmite para as bases fixas e em direção ao alvo P, no mesma ou em outras frequências. 0 impulso gerado pela base fixa A e retransmitido pelo dispositivo de comunicação 5 é recebido pela primeira, o segunda e a terceira bases fixas A, B, C. A unidade de controlo central 3, por exemplo, compara o primeiro tempo de referência recebido da primeira base fixa A com o tempo corrente nas respectivas bases fixas A, B, C, definindo as diferenças de tempo correspondentes ao tempo de propagação do impulso da 17 ΡΕ1671150 primeira base fixa A retransmitido pela plataforma espacial S para a primeira, para a segunda e para a terceira bases fixas A, B, C. As três diferenças de tempo, correspondendo aos respectivos tempos de propagação, permitem a determinação do referido tetraedro com vértices na plataforma espacial S e nas três bases fixas A, B, C no solo.

Numa outra construção, em cada mesmo tempo de referência, a segunda base fixa B transmite, simultaneamente, um impulso o qual é codificado com o tempo da sua emissão e com a identificação da referida segunda base fixa B. Estes impulsos são recebidos pelo dispositivo de comunicação 5 fornecido na plataforma espacial S, a qual os retransmite para as bases fixas e para os alvos 7, na mesma ou em outras frequências. 0 impulso codificado vindo da primeira base fixa A e retransmitido pelo dispositivo de comunicação 5 é recebido pela segunda e a terceira bases fixas B, C. A unidade de controlo central 3, por exemplo, compara o primeiro tempo de referência recebido da primeira base fixa A com o tempo corrente nas respectivas bases fixas B, C, definindo as diferenças de tempo correspondentes ao tempo de propagação do impulso da primeira base fixa A, retransmitido pela plataforma espacial S para a segunda e a terceira bases fixas B, C. A terceira base fixa C recebe o impulso da segunda base fixa B, retransmitido pela plataforma espacial S, sendo a referida informação encaminhada para a unidade de controlo 3, a qual compara o 18 ΡΕ1671150 primeiro tempo de referência recebido da segunda base fixa B com o tempo corrente na terceira base fixa C, definindo a diferença de tempo correspondente ao tempo de propagação do impulso da segunda base fixa B, retransmitido pela plataforma espacial S para a terceira base fixa C. As três diferenças de tempo correspondentes aos respectivos tempos de propagação permitem a determinação do tetraedro referenciado com vértices na plataforma espacial S e nas três bases fixas no solo.

Sendo conhecida a solução do tetraedro, com todas as suas arestas, permite-se a determinação da altura para a plataforma espacial S para o instante codificado nos impulsos os quais são emitidos no primeiro instante e transmitidos pela primeira base fixa A e pela segunda base fixa B, em relação ao plano definido pelas três bases fixas situado no solo, por exemplo. As alturas da plataforma espacial S em relação à superfície ou ao centro da terra são derivadas por procedimentos geométricos e algébricos bem conhecidos. Determinações sucessivas da posição da plataforma espacial S em instantes sucessivos permitem a determinação da sua trajectória, ou da sua órbita, quando a referida plataforma espacial S é um satélite artificial.

Em relação à determinação da posição de cada alvo P, por impulsos transmitidos num determinado primeiro instante, a distância calculada entre a plataforma espacial S e cada alvo P define um lugar geométrico no espaço representado por uma esfera, com o centro na plataforma 19 ΡΕ1671150 espacial S, cuja superfície contém o alvo P e intercepta a superfície da terra, a qual considerada como sendo aproxi-madamente esférica, com um raio de curvatura sendo conhecido na região onde as medições forem feitas, definindo um círculo na sua superfície. A determinação unívoca da posição de cada alvo P é obtida fazendo medições sucessivas em instantes diferentes, de preferência numa sequência curta, produzindo lugares geométricos deslocados, cujas intersecções irão definir apenas um ponto, que será a posição de um determinado alvo P. Esta solução unívoca só será possível sob a condição de que a trajectória da plataforma espacial S não seja uma linha recta no espaço e que sua projecção na superfície do terra não é retilínea. 0 sistema e o método da presente invenção permitem determinar a trajectória ou órbita da plataforma espacial S e a sua equação de movimento, permitindo para além disso determinar a localização de cada alvo P sem a necessidade de novo processamento dos dados das bases fixas de referência em cada determinação. Os atrasos de tempo sistemáticos instrumentais podem ser causados, por exemplo, pelo transceptor da plataforma espacial S quando retransmitir os impulsos de referência enviados pelas bases fixas, ou por efeitos residuais da propagação. Estes atrasos podem causar desvios nos tempos de propagação, os quais podem ser determinados pela utilização de uma quarta base fixa de referência, não ilustrada, com uma posição geodésica bem conhecida. Neste caso, os atrasos de tempo sistemáticos a serem determinados são inferidos por meio da 20 ΡΕ1671150 realizaçao dos procedimentos acima descritos para um alvo P de referência de posição conhecida.

As localizações podem ser estendidas para alvos situados de centenas a milhares de quilómetros da plataforma, dependendo dos ganhos e potências utilizadas nos transceptores.

As medidas obtidas para a determinação das posições dos alvos 7 podem ser processadas numa unidade de controlo central 3, a qual recebe as referidas medições por meio de uma comunicação de dados ou meios de transporte. Quando a trajectória e a equação de movimento da plataforma espacial S são adequadamente estabelecidas utilisando o sistema e o método que está aqui a ser descrito, os dados de processamento para determinação das posições podem ser efectuadas por exemplo, no próprio alvo P por uma unidade de controlo 3, nele fornecida. Numa outra modalidade de realização tornada possível graças à solução actual, adoptando a retransmissão dos impulsos recebidos a partir das bases fixada de referência pelos alvos 7, as suas posições podem ser remotamente determinadas e, neste caso, dispensando o uso de relógios de precisão e comparações de tempo nos alvos 7, depois de determinar a equação de movimento da plataforma espacial S e do tempo de comunicação entre o alvo a ter a sua localização determinada e uma unidade de controlo 3 remota a partir deste alvo P. A Figura 1 mostra uma secção da superfície da 21 ΡΕ1671150 terra, representada por um triângulo esférico T, cujo raio é igual ao raio de curvatura da terra, centrada em 0 e cujos vértices estão situados nas três bases fixas, A, B e C, com as posições geodésicas bem conhecidas, as quais também definem um plano. A Figura 2 ilustra a intersecção de um primeiro lugar geométrico esférico LEI, com o raio na plataforma espacial S, o qual é o lugar geométrico de todas as soluções possíveis no espaço, centrado na plataforma espacial S, com um segundo lugar geométrico esférico LE2, com o raio no centro 0 da terra e o qual define uma primeira intersecção circular IC1, a qual é o lugar geométrico de todas as possíveis soluções na superfície da terra 0 sistema concebe a transmissão de ondas electromagnéticas, por exemplo, em radio-frequências, por meio de uma, duas ou todas as bases fixas, as quais são retransmitidas pela plataforma espacial S e pelo alvo P. As do rádio-transmissões podem ser efectuadas numa única ou em diferentes frequências, de forma contínua ou por impulsos, de acordo com as tecnologias escolhidas para a codificação dos dados transmitidos e recebidos. Essas tecnologias são conhecidas e a sua selecção não é um objecto da presente invenção. De acordo com uma forma de realizar a presente invenção, a trajectória da plataforma espacial S é determinada com base na determinação das arestas e da altura do tetraedro acima descrito, para um número de posições da referida plataforma espacial S como uma função 22 ΡΕ1671150 do tempo, uma vez que para cada intervalo de tempo considerado, o sistema actual determina uma respectiva extensão da trajectória da plataforma espacial S. Num primeiro e determinado instante, chamado aqui tl, o referido tetraedro tem as arestas e a sua altura determinada pela primeira base fixa A a transmitir o seu código de identificação com um instante tl (A) . Estes dados, transportados por sinais modulados ou impulsos, são recebidos pela plataforma espacial S, a qual os retransmite para as três bases fixas A, B, C, nas quais são processadas as diferenças de tempo entre o instante da chegada do sinal codificado com o instante tl (A) e com a hora local dada pelos relógios das bases fixas AA (tl), AB (tl) e AC (tl) na primeira, na segunda e na terceira bases fixas A, B e C, respectivamente. Estas três diferenças de tempo são enviadas para a unidade de controlo 3, onde elas são processadas para a determinação das arestas e altura do tetraedro definido pela AS, BS e CS, para o instante tl, em que a altura do referido tetraedro é calculada, indicado na Figura 1 pelo segmento SS', perpendicular ao plano que contém as bases fixas A, B e C. 0 segmento SS' é a única solução existente para o instante das medições e, através da determinação dele, é possível calcular a altura da plataforma espacial S por cima da superfície da terra. A trajectória da plataforma espacial S é estabelecida com a sucessiva determinação das arestas e altura dos novos tetraedros obtidos para um número de posições da plataforma espacial S como uma função do tempo. Para cada medição, o segmento pode ser determinado pela ligação da plataforma 23 ΡΕ1671150 espacial S com o alvo P, cujas soluções descrevem um lugar geométrico esférico, no espaço, com o centro situado na plataforma espacial S, a qual intersecta a superfície da terra formando um círculo indicado na Figura 2, centrada em S" e o qual define uma intersecção circular localizada na intersecção do eixo que liga a plataforma espacial S com o centro da terra 0.

No primeiro instante, o impulso emitido pela primeira base A, tl (A) , retransmitido pelo transceptor incluído na plataforma espacial S, é recebido pelo alvo P o qual, por exemplo, determina a diferença que no mesmo instante é registado pelo relógio de precisão 1 do referido alvo P, AP (tl), antes de enviar esta informação para a unidade de controlo 3, por exemplo, para a primeira central, a determinação do segmento de linha recta que une a plataforma espacial S com o alvo P, para o referido instante tl. A localização do alvo na superfície da terra com apenas uma única medição manifesta indeterminação e pode ser situado em qualquer posição da superfície de uma esfera LEI, tal como ilustrado na Figura 2, ou no círculo IC1, o qual corresponde à intersecção da esfera com a superfície da terra. Como já descrito, são necessárias sucessivas medições para levantar a indeterminação e definir univocamente a posição geográfica do Alvo P. A Figura 3 exemplifica o procedimento para a localização geográfica e espacial da presente invenção, no caso particular de um alvo P na superfície da terra, 24 ΡΕ1671150 mostrando a projecção dos instantes das medições, as posições correspondentes da plataforma espacial S e o lugar geométrico circular IC correspondente à intersecção do segmento de linha recta que une o alvo P e a plataforma espacial S com a superfície da terra.

De acordo com as ilustrações, a intersecção circular para um primeiro instante tl é representado, na Figura 3, por IC1, para uma projecção de S (tl) da plataforma espacial S no solo, para o primeiro instante tl. Para um segundo instante t2, preferencialmente subsequente e muito perto do primeiro instante tl, a plataforma espacial S move-se para outra posição de projecção S (t2), definindo uma segunda intersecção circular IC2, o desalinhamento na superfície da terra em relação à primeira intersecção circular IC1 e a qual intercepta o primeiro lugar geométrico IC1 em dois pontos. Para um terceiro instante t3, preferencialmente subsequentes e muito perto do segundo instante t2, a plataforma espacial S move-se para uma terceira posição de projecção S (t3), definindo uma terceira intersecção circular IC3 a qual intersecta a anterior intersecção circular IC2 em apenas um dos dois pontos de intersecção previamente definidos, determinando univocamente uma posição geográfica na superfície da terra. Para cada instante, a determinação de uma respectiva intersecção circular IC é obtida como uma função da determinação de um respectivo tetraedro, conforme acima descrito. Uma condição necessária para se encontrar apenas uma solução para a posição geográfica de cada alvo P na 25 ΡΕ1671150 superfície da terra é que a projecção da trajectória da plataforma espacial S na superfície da terra não seja rectilínea. A verificação de uma tal condição para as plataformas espaciais S transportadas pelos satélites artificiais apresentando uma determinada inclinação orbital que não seja a equatorial, devido à resultante das deslocações do satélite com o tempo e o movimento diurno da terra em relação ao alvo P.

Para alvos P situados acima da superfície da terra no espaço, a primeira medição do instante tl determina posições possíveis sobre a superfície de uma esfera, tendo como centro a posição da plataforma espacial S e como raio o segmento de linha recta entre a plataforma espacial S e o alvo P. Neste caso, as seguintes três medições sucessivas semelhantes às anteriores são necessárias para definir, univocamente, a posição do alvo P no espaço. Para cada instante existe definido um lugar geométrico esférico e uma intersecção circular no espaço e, neste caso, são necessárias medições num quarto instante t4, com o fim de nele definir uma quarta esfera determinando um quarto lugar esférico LG e uma quarta intersecção circular IC a qual intercepta uma anterior intersecção circular IC em apenas um ponto comum correspondente à posição do alvo P. Para realizar estes procedimentos, as quatro posições da plataforma espacial S não podem estar situados numa linha recta. São utilizados procedimentos geométricos e algébricos bem conhecidos para a realização dessas determinações e cálculos. Ao aplicar o sistema e o 26 ΡΕ1671150 método da presente invenção devem ser conhecidos os atrasos sistemáticos associados com as leituras das diferenças de tempo t, causados pela electrónica do transceptor incluido na plataforma espacial S. Aqueles atrasos podem ser determinados com precisão adequada, pela aplicação do sistema em si mesmo, pela utilização de uma quarta base fixa (não ilustrada), com uma posição geodésica bem conhecida e cujas coordenadas serão reproduzidas com a introdução dos correctos atrasos instrumentais.

Pelo conhecimento da trajectória ou órbita da plataforma espacial S e a sua equação de movimento, o actual método e sistema de localização permitem a opção de de processamento dos dados no alvo P em si mesmo para determinar a sua posição.

Numa opção construtiva da presente invenção, a determinação das posições do alvo P pode ser alcançada sem o fornecimento de um relógio de precisão 4 em cada alvo P, pelo cálculo das diferenças nas trajectórias de propagação para cada medição e posição da plataforma, por meio do conhecimento da sua equação de movimento, pela utilização do presente sistema por meio de procedimentos matemáticos conhecidos, processando as diferenças de tempo apenas na unidade de controlo central 3, havendo conhecimento dos tempos identificados para enviar os dados do alvo P para a referida unidade controlo 3. A Figura 4 dos desenhos em anexo ilustra um 27 ΡΕ1671150 diagrama de blocos simplificado das instalações e das funções fornecidos pelo sistema.

De modo a obter a localização geográfica ou espacial por meio do sistema da presente invenção, o método de localização da presente invenção compreende as seguintes etapas a incluir, numa fase inicial:

Fornecer a primeira, a segunda e a terceira bases fixas, A, B e C, bem como assim a plataforma espacial S visível pelas referidas referido bases fixas e a qual se move para posições sucessivas como uma função do tempo e de acordo com uma trajectória não retilínea em relação ao alvo, por exemplo inclinados em relação ao eixo de rotação da terra; - Fornecer um transmissor 1, operacionalmente associado com uma das partes definidas pelas bases fixas A, B, C e a plataforma espacial S, de modo a emitir impulsos em uma frequência determinada, cada impulso num instante de referência pré-determinado; - Fornecer um receptor 2 operacionalmente associado com cada base fixa A, B, C e com o transmissor, de modo a receber os referidos impulsos numa trajectória que cobre a distância entre a plataforma espacial S e a base fixa A, B, C associada com o receptor, e - Fornecer uma unidade de controlo 3 operacionalmente conectada com o transmissor 1 e com o receptor 2, de modo a calcular, para cada instante de emissão de impulso, cada aresta lateral de um tetraedro que tem 28 ΡΕ1671150 três vértices definidos pelas três bases fixas A, B, C e um quarto vértice definido pela plataforma espacial S, com base nas diferenças de tempo de propagação de cada impulso entre a plataforma espacial S e uma correspondente base fixa A, B, C, de modo a permitir a determinação de uma respectiva extensão da trajectória da plataforma espacial S, enquanto que a última é visível pelas bases fixas A, B e C. 0 presente método, numa modalidade de realização, apresenta as etapas para fornecer, em cada base fixa: um respectivo relógio de precisão 4, a sincronizar o referido relógio de precisão 4 com cada outro para o mesmo tempo comum de referência, o transmissor a ser fornecido na primeira base fixa A, de modo a emitir impulsos, numa determinada frequência, cada impulso num instante de referência pré-determinado e contendo a identificação da referida base fixa A e do instante de emissão do referido impulso, sendo cada impulso transmitido a todas as bases fixas A, B, C através de um dispositivo de comunicação 5 fornecido na plataforma espacial S.

Neste caso, o método inclui ainda as etapas de: fornecimento de um receptor em cada uma das bases fixas A, B, C e operacionalmente conectado ao transmissor 1; recebimento e transmissão, através do dispositivo de comunicação 5 fornecido na plataforma espacial S, dos 29 ΡΕ1671150 referidos impulsos transmitidos pela primeira base fixa A; recebimento, na primeira, na segunda e na terceira bases fixas A, B, C, dos impulsos emitidos pela primeira base fixa A e transmitidos pelo dispositivo de comunicação 5; calcular as diferenças de tempo de cada impulso recebido na primeira, na segunda e na terceira bases fixas A, B, C em relação ao tempo de emissão de cada referido impulso emitido pela primeira base fixa A; comparar as referidas diferenças de tempo e informando-as à unidade de controlo 3, através de um segundo dispositivo de comunicação de dados; determinação, na unidade de controlo 3, para cada instante de emissão de impulso da primeira base fixa A, das arestas laterais de um tetraedro com três vértices definidos pelas três bases fixas A, B, C e com um quarto vértice definido pela plataforma espacial S, com base nas diferenças de tempo entre o instante de emissão de um impulso a partir da primeira base fixa A e da recepção do referido impulso na primeira, na segunda e na terceira bases fixas A, B, C, respectivamente.

De acordo com a presente invenção, o método inclui ainda as etapas de: - fornecimento de um relógio de precisão 4 instalado em 30 ΡΕ1671150 cada uma das primeira, da segunda e da terceira bases fixas A, B, C; sincronização dos tempos dos relógios de precisão 4 nas três bases fixas A, B, C para o mesmo tempo de referência comum; transmissão de impulsos, por meio da primeira base fixa A, cada impulso contendo uma informação codificada sobre o instante de emissão de referência de cada referido impulso e sobre a identificação da referida primeira base fixa A; recepção e transmissão, por meio de um dispositivo de comunicação 5 fornecido na plataforma espacial S, do referido impulso transmitido pela primeira base fixa A; recepção, na primeira, na segunda e na terceira bases fixas A, B, C, dos impulsos emitidos pela primeira base fixa A e transmitidos pelo dispositivo de comunicação 5; cálculo das diferenças de tempo de cada impulso recebido na primeira, na segunda e na terceira bases fixas A, B, C em relação ao tempo de emissão de cada referido impulso emitido pela primeira base fixa A; comparação das referidas diferenças de tempo e informação delas à unidade de controlo 3, por meio de um outro dispositivo de comunicação de dados; determinação, na unidade de controlo 3, para cada instante de emissão de impulso da primeira base fixa A, das arestas laterais de um tetraedro com três vértices definidos pelas três bases fixas A, B, C e o 31 ΡΕ1671150 quarto vértice definido pela plataforma espacial S, com base nas diferenças de tempo entre o instante de emissão de um impulso da primeira base fixa A e a sua recepção na primeira, na segunda e na terceira bases fixas A, B, C, respectivamente, de modo a permitir determinar uma respectiva extensão da trajectória da plataforma espacial S, enquanto a última é visivel pelas bases fixas. 0 dispositivo de comunicação 5 fornecido na plataforma espacial S recebe e transmite os referidos impulsos transmitidos pela primeira base fixa A, os quais são recebidos na primeira, na segunda e na terceira bases fixas A, B, C. A diferença de tempo processada em cada base fixa é enviada, por exemplo para uma unidade de controlo remoto, por meio de um qualquer sistema de comunicações, em conjunto com o código de cada base fixa.

Tais etapas do método são realizadas também para o alvo P cuja posição se deseja determinar, enviando os dados das diferenças de tempo AP (tl), respectivamente, para por exemplo a unidade de controlo central 3, através de meios de comunicação, a qual recebe os impulsos codificados com dados de identificação das bases fixas e do alvo P, bem como assim as quatro diferenças de tempo AA (tl), AB (tl), AC (tl) e AP (tl), que são necessárias para determinar as três arestas do tetraedro, unindo os vértices 32 ΡΕ1671150 das bases fixas com a plataforma espacial S, bem como assim o segmento de linha recta entre a posição da plataforma espacial S e o alvo P cuja posição se deseja determinada, como ilustrado nas Figuras 1, 2 e 3. A unidade de controlo 3 discrimina os impulsos, decodifica e processa os dados, uma vez que a velocidade de propagação das ondas transmitidas é conhecida, corrigindo os atrasos sistemáticos causados pelo transceptor incluído na plataforma espacial S, de modo a permitir determinar uma respectivos extensão da trajectória da plataforma espacial S, enquanto que seja visível pelas bases fixas. A unidade de controlo 3 recebe os impulsos com dados codificados de identificação das bases fixas e do alvo P, como bem assim das quatro diferenças de tempo AB (tl), AC (tl), AA (tl) e AP (tl), as quais são necessárias para determinar as três arestas do tetraedro, unindo os vértices do último com a plataforma espacial S, bem como assim o segmento de linha recta entre a plataforma espacial S e o alvo P, cujas coordenadas na superfície da terra admitem todas as soluções num círculo definido pela intersecção do fim do referido segmento de linha recta centrada no eixo de ligação da plataforma espacial S com o centro 0 da terra no instante tl, correspondente à equação do lugar geométrico IC1 ilustrado na Figura 3. São efetuadas mais duas determinações, em instantes t2 e t3, de preferência muito próximos e subsequentes ao primeiro instante, obtendo-se as equações dos lugares geométricos IC2 e IC3 ilustrados na Figura 3, definindo univocamente as 33 ΡΕ1671150 coordenadas do alvo P na superfície da terra, com a condição de que as projecções sobre a superfície das posições da plataforma espacial S para os três instantes não estão numa linha recta.

Para a localização do alvo P acima da superfície da terra ou no espaço, é realizada uma quarta determinação no instante t4, de modo preferencial, subsequentemente e muito perto de t3, determinando univocamente a posição do alvo P na interseção comum das quatro esferas correspondentes aos lugares geométricos definidos em cada um dos quatro sucessivos instantes, desde que as quatro posições da plataforma espacial S não estejam numa linha recta.

Os cálculos para determinar as coordenadas do alvo P com base nas medições em três ou quatro diferentes instantes preferencialmente sucessivos são efectuadas pela unidade de controlo 3, usando formulações algébricas e geométricas bem conhecidas, e pode ser utilizado qualquer sistema de coordenadas, pela adopção, por exemplo, da equação da superfície da terra a qual seja mais próxima para a forma geoidal da terra nas regiões das medições.

Os procedimentos descritos neste documento determinam, ao mesmo tempo, a trajectória da plataforma espacial S e a equação que descreve o movimento da mesma, mais permitindo ainda a possibilidade de determinar as coordenadas do alvo P, utilizando apenas as posições sucessivas da plataforma espacial S prevista pela equação 34 ΡΕ1671150 que define a trajectória, sem a necessidade de operações com a segunda e a terceira bases fixas B e C.

Para medições de localização usando plataformas espaciais S com trajectórias bem determinadas pelo método aqui descrito, tal como, por exemplo, em satélites artificiais, as bases fixas de referência no solo são utilizadas para as determinações iniciais da órbita do satélite e depois para a sua medição, correcção e actualização de efemérides. Ao adoptar as equações de movimento da plataforma espacial S, as determinações das posições dos alvos 7 podem, numa opção construtiva, ser calculadas numa unidade de controlo central 3, dispensando o uso de um relógio de precisão 4 em cada alvo P, desde que sejam conhecidos os tempos gastos para enviar os dados dos referidos alvos 7 para a unidade de controlo 3. Uma vez que a trajectória e a equação de movimento da plataforma espacial S sejam conhecidas, o processamento dos dados e a determinação de posição pode também ser realizada nos alvos 7 em si mesmos.

Dependendo das frequências, modulações e potências utilizadas em telecomunicações, particularmente no transceptor incluído na plataforma e nos alvos cujas posições são para serem determinadas, o novo sistema e método aqui descrito é capaz de cobrir distâncias de centenas a milhares de quilómetros longe da plataforma espacial S, quer seja no espaço ou na superfície da terra. A cobertura geográfica pode ser amplificada pela adição de um número maior de bases fixas de referência no solo e num 35 ΡΕ1671150 maior número de plataformas espaciais S separadas umas das outras no espaço. Para uma plataforma fornecida num satélite com uma órbita baixa de 400 km acima da superfície da terra tem-se um horizonte máximo para a superfície de cerca de 2000 km, por exemplo.

As estimativas sobre as causas das incertezas relacionadas com o novo sistema e método indicam que é possível para obter precisões da ordem de ou inferior a 10 metros, dependendo da precisão dos relógios usados, do conhecimento do raio de curvatura da terra nas regiões de medição, da precisão da medição da altitude do alvo P, e do grau de correcção dos atrasos de tempo causados pela electrónica incluída no transceptor no espaço. Com o conhecimento adequado da trajectória da plataforma, ou da órbita e da equação de movimento relativas a um satélite artificial, as precisões podem ser consideravelmente melhoradas com sucessivas e repetidas medições.

As sucessivas medições podem ser alcançadas a cada operação completa do sistema, de acordo com a velocidade das ondas electromagnéticas e a máxima distância dos alvos P acima do horizonte da plataforma espacial S. Para os alvos 7 numa distância média de 500 - 1000 km do satélite, por exemplo, uma operação completa pode levar 10 milissegundos. Pela a adição, por exemplo, de mais 10 milissegundos para possíveis atrasos sistemáticos na electrónica envolvida e nos processamentos, podem-se prever pelo menos 600 determinações por minuto. 36 ΡΕ1671150 0 novo sistema e o método de localização geográfica e espacial podem dar assistência simultaneamente a vários alvos, pela utilização de programas de comunicação digital e de tecnologias conhecidas de circuitos electrónicos com múltiplas entradas e múltiplas saldas, na mesma ou em diferentes frequências de transmissão, bem como assim a discriminação de impulsos e programas de descodificação. Exemplos de comunicações por impulsos indicam a possibilidade de dar assistência simultânea a centenas ou milhares de alvos 7, ou utilizadores. 0 desenvolvimento ou melhoria destas tecnologias não é um objecto da invenção.

Os transmissores, os receptores, os modems, os relógios, os circuitos electrónicos para múltiplas entradas e múltiplas saldas, os discriminadores de código e de impulso, os processadores digitais e os seus programas básicos de utilização, constituem tecnologias disponíveis no mercado e não são objectos da invenção. Há aplicações alternativas para o novo sistema e método de localização geográfica e espacial, por meio da trans-reflexão ou reflexão em plataformas espaciais S transportadas por balões e aeronaves, bem como assim por meio de reflexão em barreiras naturais na alta atmosfera da terra, tais como falta de homogeneidade da ionosfera e faixas ionizadas produzidas por meteoros, por meio de medições feitas em posições distintas no espaço, desde que a projecção sobre a superfície dos deslocamentos dos mesmos não seja retilínea. 37 ΡΕ1671150

As diferentes faixas do espectro electromagnético podem ser utilizadas para transmissão de dados por rádio, por raios infravermelhos, por contacto visível, etc. A comunicação entre as bases fixas A, B, C de referência e os alvos à custa do processador central também pode ser feita por meio de qualquer tipo de ligação, tais como através de fibras ópticas ou ligações de rádio-comunicação. Os dados de posição podem ser processados imediatamente, em tempo real, ou em longo tempo depois de fazer as medições. Devido à simplicidade do novo sistema, o qual requer uma tecnologia relativamente simples, bem como assim o processamento de várias alternativas e os meios de comunicação de dados, a invenção aqui descrita promove uma expressiva redução de custo nos investimentos, pela utilização de uma pequena plataforma transportando apenas um transceptor, tecnologias chão com baixa complexidade, e serviços autónomos, sem necessariamente ser dependente de outros sistemas que utilizam plataformas volumosas transportando instrumentos complexos incluídos e processamento remoto, ou múltiplas plataformas para grandes distâncias da terra, com instrumentação complexa incluída, todos eles dependendo de meios separados para telecomunicação dos dados de posição calculada.

Lisboa, 23 de Fevereiro de 2012

Claims (6)

1. ΡΕ1671150 1 REIVINDICAÇÕES 1. Sistema de localização geográfica e espacial, que compreende: - uma primeira, uma segunda e uma terceira base (A, B, C) , que são fixas em relação à terra, mas que são espaçadas de uma distância e desalinhadas umas em relação às outras e cada uma tendo uma localização previamente conhecida; - uma plataforma espacial (S) simultaneamente visível a partir das três bases fixas (A, B, C) e que se move para posições sucessivas, como uma função do tempo, de acordo com uma trajectória espacial da plataforma que é inclinada em relação ao eixo de rotação da terra; - um transmissor (1) instalado em uma das bases fixas (A, B, C) e operacionalmente associado com cada uma das partes definidas pelas bases fixas (A, B, C) e com a plataforma espacial (S) de modo a emitir impulsos numa determinada frequência, cada impulso num instante de referência pré-determinado; - um receptor (2) para cada uma bases fixas, sendo cada receptor instalado em uma das bases fixas (A, B, c) e operacionalmente associado com as bases fixas (A, B, c) e com o transmissor (1) e com a plataforma espacial (S), de modo a receber os referidos impulsos numa trajectória de sinal que cobre a distância entre a plataforma espacial (S) e a base fixa (A, B, C) associada a cada receptor (2), e - uma unidade de controlo (3) 2 ΡΕ1671150 caracterizado pelo facto de que o sistema de localização geográfico e espacial inclui, em cada base fixa (A, B, C) um relógio de precisão respectivo (4) , os relógios de precisão (4) estando sincronizados todos entre si, e a referida unidade de controlo (3) é operacionalmente a ambos conectada, com o transmissor (1) e com cada receptor (2), de modo a calcular, para cada instante de emissão de impulso, as aresta laterais de um tetraedro, cujos vértices são definidos pelas três bases fixas (A, B, C) e pela plataforma espacial (S) com base sobre a determinação do tempo de propagação de cada impulso, na referida trajectória de sinal, entre a plataforma espacial (S) e cada base fixa (A, B, C) de modo a permitir determinar a respectiva extensão da trajectória da plataforma espacial (5) , enquanto o último é visível pelas bases fixas (A, B, C) , as arestas do tetraedro a serem obtidas com as diferenças de tempo entre o instante de emissão de cada impulso e o tempo de chegada a cada uma das bases fixas (A, B, C) utilizando os referidos relógios de precisão respectivos. 2. 0 sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo facto de que o transmissor (1) é instalado na primeira base fixa (A) de modo a emitir impulsos numa determinada frequência, cada impulso num instante de referência pré-determinado contendo a identificação da referida primeira base fixa (A) e do instante de emissão do referido impulso, cada impulso sendo transmitido para todas 3 ΡΕ1671150 as bases fixas (A, B, C) por meio de um dispositivo de comunicação (5) fornecido na plataforma espacial (S). 3. 0 sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo facto de que compreende: um outro transmissor (1) instalado na segunda base fixa (B) de modo a emitir impulsos numa determinada frequência, cada impulso no mesmo instante de referência pré-determinado de cada impulso emitido pelo transmissor (1) fornecido na primeira base fixa (A) e contendo a identificação da segunda base fixa (B) e do instante de emissão do referido impulso; - um outro receptor (2) fornecido na terceira base fixa (C) de modo a receber e identificar impulsos enviados pela segunda base fixa (B) e transmitidos pela plataforma espacial (S), a unidade de controlo (3) calculando, para cada instante de emissão de impulso da primeira e da segunda bases fixas (A, B) , as arestas laterais de um tetraedro com três vértices definidos pelas três bases fixas (A, B, C) e com o quarto vértice definido pela plataforma espacial (S), com base nas diferenças de tempo entre o instante de emissão de um impulso da primeira base fixa (A) e a sua recepção na última, na segunda e na terceira bases fixas (B, C), respectivamente, e da diferença de tempo entre a emissão do impulso pela segunda fixa (C) de modo a permitir determinação de uma extensão respectiva da trajectória da plataforma espacial (S) ao mesmo tempo que ela é visível para as bases fixas. 4 ΡΕ1671150 4. 0 sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo facto de que a unidade de controlo (3) é operacionalmente conectada na segunda e terceira bases fixas (B, C) por meio de outros meios de comunicação respectivos fornecidos em cada uma das referidas bases fixas (B, C) . 5. 0 sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo facto de que a unidade de controlo (3) é operacionalmente conectada às bases fixas (A, B, C). 6. 0 sistema, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo facto de que cada uma das primeira, segunda e terceira bases fixas (A, B, C) são fornecidas com uma respectiva unidade controlo (3), as referidas unidades de controlo (3) definindo os outros dispositivos de comunicação e sendo operacionalmente conectadas a uma outra unidade de controlo (3) remoto em relação àquelas das referidas bases fixas (A, B, C). 7. 0 sistema, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo facto de que o dispositivo de comunicação (5) é um transceptor (transmissor - receptor) 8. 0 sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo facto de que ele inclui, num alvo (P) , cuja posição geográfica deve ser determinada e em relação à qual a plataforma espacial (S) é visivel: 5 ΡΕ1671150 - Um receptor (2) recebendo os impulsos emitidos pelo transmissor (1) e retransmitidos por meio da plataforma espacial (S) e estando operacionalmente conectado à unidade de controlo (3), a qual calcula um segmento de linha recta ligando ao alvo (P) o quarto vértice de um tetraedro, de modo a permitir determinar a posição do referido alvo (P) por meio de sucessivas intersecções de múltiplos lugares geométricos esféricos (LE), cada lugar geométrico é representado por uma esfera com pelo menos três das referidas esferas apresentando o centro na plataforma espacial (S) e o raio correspondendo ao segmento de linha recta definida entre a referida plataforma espacial (S) e o alvo (P) , num determinado instante, com o número de intersecções dos lugares geométricos esféricos (LE) , sendo os suficientes para a determinação de um ponto único representativo da posição do alvo (P). 9. 0 sistema de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo facto de que os lugares geométricos esféricos (LE) são suficientes para definir um circulo na primeira intersecção, dois pontos do círculo na segunda interseção e apenas um ponto no espaço, na terceira intersecção. 10. 0 sistema de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo facto de que pelo menos um espaço geométrico esférico (LE) apresenta o centro coincidindo com o centro (0) da terra. 6 ΡΕ1671150 11. 0 sistema de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo facto de que a unidade de controlo (3) calcula para cada impulso consecutivo da primeira base fixa (A) , o respectivo espaço esférico (LE) e as suas inter-secções circulares (IC) com a superfície da terra, a referida unidade de controlo (3) calculando, para cada três impulsos consecutivos, a respectiva intersecção circular (IC) com a superfície da terra, as referidas intersecções circulares (IC) interceptam-se umas às outras de modo a definir uma única posição geométrica do alvo (P) na superfície da terra.
2. 12. O sist ema de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo facto de que, para cada respectivo espaço esférico (LE) e a sua intersecção circular (IC) com a superfície do terra, a unidade de controlo (3) utiliza, para cada consecutivo impulso da primeira base fixa (A), um impulso consecutivo respectivo da segunda base fixa (B).
3. 13. O sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo facto de que as bases fixas (A, B, C) estão localizadas na superfície da terra.
4. 14. O sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo facto de que a unidade de controlo (3) calcula com base nas diferenças de tempo de propagação de cada impulso entre a plataforma espacial (S) e uma base fixa correspondente (A, B, C) para impulsos consecutivos, a equação de movimento da plataforma espacial (S). 7 ΡΕ1671150 15. 0 sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo facto de que a unidade de controlo (3) calcula, para impulsos consecutivos transmitidos pela primeira base fixa (A) a equação de movimento da plataforma espacial (S). 16. 0 sistema de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo facto de que a unidade de controlo (3) calcula, para impulsos consecutivos transmitidos pela segunda base fixa (B), a equação de movimento da plataforma espacial (S).
5. 17. Um sistema de acordo com a reivindicação 15 e 16, caracterizado pelo facto de que a unidade de controlo (3) calcula a posição de cada alvo (P) a partir da equação de movimento da plataforma espacial (S). 18. 0 sistema de acordo com a reivindicação 17, caracterizado pelo facto de que o alvo (P) é fornecido com uma unidade de controlo (3) a qual calcula a posição do referido alvo (P) a partir da equação de movimento da plataforma espacial (S). 19. 0 sistema de acordo com a reivindicação 18, caracterizado pelo facto de que inclui um relógio de precisão (4) no alvo (P). 20. 0 sistema de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo facto de que o dispositivo de comunicação (5) utiliza ondas de rádio. 8 ΡΕ1671150
6. 21. Um método de localizaçao geográfica e espacial que compreende as etapas de: a - fornecimento de uma primeira, segunda e terceira base (A, B, C) , as quais são fixas em relação à terra e as quais são espaçadas de uma distância e desalinhadas umas em relação às outras, tendo cada uma das bases uma localização previamente conhecida; b - fornecimento de uma plataforma espacial (S) simultaneamente visível pelas três bases fixas (A, B, C) e a qual se move para sucessivas posições, como uma função do tempo de acordo com uma trajectória da plataforma espacial que está inclinada em relação ao eixo de rotação da terra; c - fornecimento de um transmissor (1) instalado em uma das bases fixas (A, B, C) e operacionalmente associado com cada uma das partes definidas pelas bases fixas (A, B, C) e a plataforma espacial (S) de modo a emitir impulsos numa frequência determinada, cada impulso num instante de referência pré-determinado ; d - fornecimento de um receptor (2) para cada uma das bases fixas, sendo cada receptor instalado numa das bases fixas (A, B, C) e operacionalmente associado com as bases fixas (A, B, C) e o transmissor (1) e a plataforma espacial (S), de modo a receber os referidos impulsos, numa trajectória de sinal que cobre a distância entre a plataforma espacial (S) e a base fixa (A, B, C) associada com cada receptor (2); e - fornecimento de uma unidade de controlo (3) 9 ΡΕ1671150 caracterizado pelo facto de que, o método de localização geográfica e espacial compreende a etapa de fornecimento de um relógio de precisão (4) instalado em cada uma das primeiras, segunda e terceira bases fixas (A, B, C) os referidos relógios de precisão (4) estando sincronizados uns com os outros; a referida unidade de controlo (3) é operacionalmente conectada a ambos ao transmissor (1) e ao receptor (2) de modo a calcular, para cada instante de emissão de impulso, cada aresta lateral de um tetraedro, com três vértices definidos pelas três bases fixas (A, B, C) e com um quarto vértice definido pela plataforma espacial (S), com base nas diferenças de tempo de propagação de cada impulso entre a plataforma espacial (S) e uma correspondente base fixa (A, B, C) , de modo a permitir que se determine a respectiva extensão da trajectória da plataforma espacial (S), enquanto que esta aqui seja visível pelas bases fixas (A, B, C), as arestas do tetraedro são obtidas com as diferenças de tempo entre o instante de emissão de cada impulso e o instante de chegada a cada base fixa (A, B, C) utilizando os referidos relógios de precisão respectivos. 22. 0 método de acordo com a reivindicação 21, caracterizado pelo facto de que, na etapa "a", o transmissor (1) é instalado na primeira base fixa (A) de modo a emitir impulsos numa determinada frequência, cada impulso num pré-determinado instante de referência e contendo uma identificação da referida base fixa (A) e do 10 ΡΕ1671150 instante de transmissão do referido impulso, cada impulso sendo transmitido a todas as base fixas (A, B, C) por meio de um dispositivo de comunicação (5) fornecido na plataforma espacial (S), o referido método incluindo as etapas adicionais de: - emitir os impulsos por meio da primeira base fixa (A) , cada impulso contendo uma informação codificada do instante de emissão de referência de cada referido impulso e da identificação da referida primeira base fixa (A); - receber e transmitir, por meio de um dispositivo de comunicação (5) fornecido na plataforma espacial (S), dos referidos impulsos transmitidos pela primeira base fixa (A); - receber, na primeira, na segunda e na terceira base fixa (A, B, C) , o impulso emitido pela primeira base fixa (A) e transmitida pelo dispositivo de comunicação (5) ; - calcular as diferenças de tempo de cada impulso recebido na primeira, na segunda e na terceira base fixa (A, B, C) em relação ao tempo de emissão de cada referido impulso emitido pela primeira base fixa (A); comparar as referidas diferenças de tempo e comunicá-las à unidade de controlo (3) por meio de um segundo dispositivo de comunicação de dados; - determinar, na unidade de controlo (3) para cada instante de emissão de impulsos da primeira base fixa (A) as referidas arestas laterais de um tetraedro, com 11 ΡΕ1671150 três vértices definidos pelas três bases fixas (A, B, C) e com um quarto vértice definido pela plataforma espacial (S) com base nas diferenças de tempo entre o instante de emissão da primeira base fixa (A) e a sua recepção na primeira, na segunda e na terceira base fixa (A, B, C) respectivamente. 23. 0 método de acordo com a reivindicação 22, caracterizado pelo facto de que compreende as etapas de: - fornecer um outro transmissor instalado na segunda base fixa (B) de modo a emitir impulsos numa determinada frequência, cada impulso no mesmo instante de referência pré-determinado de um impulso emitido pelo transmissor (1) e contendo a identificação da segunda base fixa (B) e do instante de emissão do referido impulso; - sincronizar os tempos dos relógios de precisão (4) nas três bases fixas (A, B, C) para um mesmo tempo comum de referência; - emitir os impulsos por meio da primeira base fixa (A) , cada impulso contendo uma informação codificada àcerca do instante de emissão de referência de cada referido impulso e àcerca da identificação da referida primeira base fixa (A); - transmitir impulsos por meio da segunda base fixa (B) , cada impulso contendo uma informação codificada àcerca do instante de emissão de referência de cada referido impulso no instante de emissão de cada 12 ΡΕ1671150 impulso a partir da primeira base fixa (A) e àcerca da identificação da referida segunda base fixa (B); - receber e transmitir por meio de um dispositivo de comunicação (5) fornecido na plataforma espacial (S), os referidos impulsos transmitidos pela primeira e segunda bases fixas (A, B); - receber na segunda base e na terceira bases fixas (B, C), o impulso emitido pela primeira base fixa (A) e transmitido pelo dispositivo de comunicação (5); - receber, na terceira base fixa (C) o impulso emitido a partir da segunda base fixa (B) e transmitido pelo dispositivo de comunicação (5); calcular as diferenças de tempo de cada impulso recebido na terceira base fixa (C) em relação com o tempo de emissão de cada referido impulso emitido pela segunda base fixa (B); - comparar as referidas diferenças de tempo e comunicá-las à unidade de controlo (3) por meio de um segundo dispositivo de comunicação dados; e - determinar na unidade de controlo (3), para cada instante de emissão dos impulsos da primeira e segunda bases fixas (A, B) , as arestas laterais de um tetraedro com três vértices definidos pelas três bases fixas (A, B, C) e o quarto vértice definido pela plataforma espacial (S) com base nas diferenças de tempo entre o instante de emissão de um impulso pela primeira base fixa (A) e a sua recepção na segunda e na terceiro bases fixas (B, C), respectivamente, e nas diferenças de tempo entre a emissão do impulso da 13 ΡΕ1671150 segunda base fixa (B) e a sua recepção na terceira base fixa (C) , de modo a permitir a determinação duma respectiva extensão da trajectória da plataforma espacial (S), enquanto que esta última é visível pelas bases fixas. 24. 0 método de acordo com a reivindicação 22, caracterizado pelo facto de que compreende a etapa adicional de: - fornecer, num alvo (P) , um receptor (2) operacionalmente associado com o transmissor (1) de modo a receber os referidos impulsos numa trajectória de sinal que cobre a distância entre a plataforma espacial (S) e o referido alvo (P) , assim como também com a unidade de controlo (3), a referida unidade de controlo (3) a calcular um segmento de linha recta a qual liga o alvo (P) à plataforma espacial (S) de modo a permitir a determinação da posição do referido alvo (P) através de sucessivas intersecções de múltiplos lugares geométricos esféricos (LE), cada lugar geométrico sendo representado por uma esfera, com pelo menos três das referidas esferas que apresentam o centro na plataforma espacial (S) e o raio correspondente ao segmento de linha recta definido entre a referida plataforma (S) e o alvo (P) em um determinado instante, e o número de intersecções dos lugares geométricos esféricos (LE), sendo aqueles suficientes para determinar um único ponto representativo da posição do alvo (P). 14 ΡΕ1671150 25. 0 método de acordo com a reivindicação 24, caracterizado pelo facto de que compreende as etapas adicionais para calcular por meio da unidade de controlo (3) : - a intersecção de cada grupo de dois lugares geométricos esféricos sucessivos (LEI, LE2), de modo a definir uma primeira intersecção circular (IC1), nesta intersecção; - a interseção de um terceiro lugar geométrico esférico (LE3) com a primeira intersecção circular (IC1), de modo a definir uma segunda intersecção circular (IC2); - a interseção da segunda intersecção circular (IC2), com a primeira intersecção circular (IC1), de modo a definir dois pontos de localização; - a interseção de um quarto lugar geométrico esférico com a segunda intersecção circular (IC2), de modo a definir uma terceira intersecção circular (IC3) interceptando um dos dois pontos de localização. 26. 0 método de acordo com a reivindicação 25, caracterizado pelo facto de que um dos lugares geométricos esféricos tem o centro a coincidir com o centro (0) da terra e o outro lugar geométrico esférico tem o seu centro na plataforma espacial (S). 27. 0 método de acordo com a reivindicação 22, caracterizado pelo facto de que compreende uma etapa de 15 ΡΕ1671150 cálculo, na unidade controlo (3) para impulsos consecutivos transmitidos pela primeira base fixa (A) , da equação de movimento da plataforma espacial (S). 28. 0 método de acordo com a reivindicação 23, caracterizado pelo facto de que compreende uma etapa de cálculo da unidade controlo (3), para impulsos consecutivos transmitidos pela primeira base fixa (A) e pela segunda base fixa (B), da equação de movimento da plataforma espacial ( S) . 29. 0 método de acordo com qualquer uma das reivindicações 27 e 28, caracterizado pelo facto de que compreende uma etapa de cálculo na unidade de controlo (3), da posição de cada alvo (P) baseada na equação de movimento da plataforma espacial (S). 30. 0 método de acordo com a reivindicação 29, caracterizado pelo facto de que compreende uma etapa de fornecimento, em cada alvo (P), de uma unidade de controlo (3) para calcular a posição do referido alvo (P) , baseada na equação de movimento da plataforma espacial (S). 31. 0 método de acordo com a reivindicação 24, caracterizado pelo facto de que compreende uma etapa de fornecimento de um relógio de precisão (4) em cada alvo (P) . 16 ΡΕ1671150 indicação 21, etapas para 3 de impulsos 32. 0 método de acordo com a rei caracterizado pelo facto de que inclui correcção de atrasos de tempo na transmissá por meio do dispositivo comunicação (5). Lisboa, 23 de Fevereiro de 2012