用于极地纬度的卫星系统及方法

摘要

本发明涉及卫星系统并且更特别地，提供了一种在较高纬度，被称为极地地区并且这里定义为北半球或南半球纬度高于60°的区域，进行天气和气候监测，通讯应用，和科学研究的卫星系统。与本领域的教导相反的是已经发现能够提供一种通过选择24恒星时（地球同步）轨道上使用的卫星的倾角（70°至90°）、轨道平面、赤经和偏心率（0.275-0.45）来优化位于高纬度的特定服务区域覆盖的卫星系统和方法。具有两颗卫星的星座能够提供极地地区的连续覆盖。此轨道上的卫星避免了大部分的范艾伦带（Van Allen Belts）。

说明书

发明领域

本发明涉及卫星系统并且更特别地，提供了一种在北半球或南半球较高纬度进行天气 和气候监测，通讯应用，科学研究和类似工作的卫星系统和方法。

背景技术

气象监测卫星和通讯卫星通常位于地球同步轨道（GEO）或近地轨道（LEO）。GEO 卫星在天空中看起来不动，使得卫星能够连续观察地球表面上的给定区域。不幸的是，这 样的轨道仅能通过将卫星直接置于地球赤道（0°纬度）上方，且周期等于地球转动周期， 轨道偏心率近似为0且高度为35，789km获得。虽然这样的轨道在许多应用中是有用的， 但是其对于较高纬度的覆盖却是非常糟糕的（对于纬度高于60°的天气和气候监测，以及 对于纬度高于70°的可靠移动通讯不是特别有用）。GEO气象监测卫星上的光学传感器， 例如，将以十分差的角度（即，低“仰角（elevation angle）”）观察更高纬度，以至于它不 能采集有用的数据。GEO通讯卫星链路由于卫星的仰角随着纬度的增加而减小变得不可靠 或失效。

近地轨道（LEO）卫星被置于低纬度（低于2，000km）的圆形轨道上并能够提供极地 地区的连续覆盖，但其需要多颗卫星因为每一颗在相对短的时间内位于该地区的上方。一 个可操控示例为使用具有66颗卫星的星座的铱星系统。虽然对于相对低带宽通讯是具有实 用性的，但是它对于宽带通讯或对于需要大而贵的将被置于各个卫星上的有效负载的天气 和气候监测来说不具备经济效益的。从建设，发射和维护各个卫星的角度，提供特定地理 区域的连续卫星覆盖是十分昂贵的方式。

诸如Molniya及经典Tundra轨道的高椭圆轨道（HEO）能够以较少的卫星提供更好的 高纬度覆盖，但是两个轨道均存在问题。

高椭圆轨道（HEO）是一个焦点为地球中心的轨道。椭圆形轨道上的卫星速度是与焦 点相距的距离的衰减函数。通过安置卫星使其在轨道的一部分（近地点）接近地球，将会 导致其在该时刻运行得非常快，而在轨道的另一端（远地点），运行得非常慢。置于这些轨 道上的卫星花费其大部分的时间处于地球的被选择区域的上方，这是公知的“远地点停歇 （apogee dwell）”现象。卫星在感兴趣区域的上方移动得相对缓慢，而在不感兴趣区域的 上方移动得快。

HEO的轨道平面相对于地球赤道倾斜。为了最小化对卫星星载推进系统的需求，选择 接近63.4°的倾角，以使远地点维持在服务区域的上方。

Molniya轨道是一种轨道周期约为12小时的HEO。Molniya轨道的近地点高度低（大 约高于地球表面500km）且该轨道经过范艾伦带（Van Allen Belts）。范艾伦带为围绕地球 的具有高能带电粒子的带，其借助地球磁场处于合适的位置。太阳能电池、集成电路和传 感器会被这些带中的辐射层损坏，即使它们已“变硬”或者已实施其它安全措施，例如， 当经过具有强烈辐射的地区时关闭传感器。虽然做出这些努力，但是那些不然的话具有15 年预期寿命的卫星如果它们不得不定期地经过具有高能质子的内层范艾伦带（外层的电子 问题较小）将仅具有大约5年的寿命。卫星缩短了的寿命使得Molniya系统很昂贵。

经典Tundra轨道也是一种高椭圆轨道，具有与Molniya（63.4°）相同的倾角。它还 是一个轨道周期为一恒星日（约为24小时）的地球同步轨道。Tundra轨道上唯一的可操控 系统为天狼星卫星广播（Sirius Satellite Radio），其操控具有位于不同平面的三颗卫星的星 座，各卫星平面偏移120°，以向其广播系统提供期望的覆盖。在经典Tundra轨道上的两 颗卫星不能提供极地地区的连续覆盖。

即使看到Molniya（短设计寿命）和经典Tundra系统（需要多于两颗卫星，用于极地 覆盖）的问题，本领域专家仍支持将这些系统用于以下应用中。例如：

一篇最近的NASA文章（“对于将气象成像设备发射至Molniya轨道的情况（The case for  launching a meteorological imager in a Molniya orbit）”，作者Lars Peter Riishojgaard，全球模 拟和同化办公室），声称提供一种用于在较高纬度进行气象监测的卫星系统的最有效方法， 为使用Molniya系统：

http://www.wmo.int/pages/prog/www/OSY/Meetings/ODRRGOS-7/Doc7-5(1).pdf

一篇欧洲航天局文章（“用于空中交通管理的HEO；通过HEO卫星用于空中交通管理 的卫星通讯（HEO for ATM;SATCOM for AIR TRAFFIC MANAGEMENT by HEO  satellites）”，最终报告，2007）总结道Tundra轨道将采用比Molniya多的卫星，以获得用 于空中交通管理（ATM）应用的北部纬度的覆盖；以及

一次在国际通讯、导航和监视会议上的演示，2009，“用于高纬度空中交通管理的卫星 通讯（SATCOM for ATM in High Latitudes）”，Jan Erik Hakegard,Trond Bakken,Tor Andre  Myrvoll，总结道将需要Tundra轨道上的三颗卫星用于高纬度空中交通管理。参见：

http://i-cns.org/media/2009/05/presentations/Session_K_Communications_FCS/01-Hakegar  d.pdf

因此需要一种改进的卫星系统和方法用于提供高纬度覆盖，尤其用于气象监测及通讯 应用。

发明内容

本发明的目的在于提供一种改进的卫星系统和方法用于提供极地地区的连续覆盖，旨 在缓和上面所述的问题。

与本领域的教导相反的是已经确定能够提供一种通过选择在24恒星时轨道（地球同 步）上使用的卫星的倾角、轨道平面、赤经和偏心率来优化位于高纬度的特定服务区域覆 盖的卫星系统和方法。具有两颗卫星的星座能够提供极地地区的连续覆盖。此卫星轨道避 免了具有高能质子的内层范艾伦带并能够实现15年或更长的设计寿命。

在本发明的一实施例中提供了一种用于地球观测和通讯的卫星系统，包括：具有两颗 卫星的星座，其共同提供纬度高于60°的地理服务区域的约为20°或更大仰角的连续覆 盖；每颗卫星具有约在70°与90°之间的轨道倾角和约在0.275与0.45之间的轨道偏心率； 以及用于向所述具有两颗卫星的星座发送信号，并接收来自于所述具有两颗卫星的星座的 信号的基站。

在本发明的另一实施例中提供了一种操控用于地球观测和通讯的卫星系统的方法，包 括：提供具有两颗卫星的星座，其共同提供纬度高于60°的地理服务区域的约为

20°或更大仰角的连续覆盖，每颗卫星具有约在70°与90°之间的轨道倾角和约在 0.275与0.45之间的轨道偏心率；以及提供用于向所述具有两颗卫星的星座发送信号，并 接收来自于所述具有两颗卫星的星座的信号的基站。

在本发明的进一步的实施例中提供了一个卫星基站，包括：用于向具有两颗卫星的星 座发送信号，并接收来自于所述具有两颗卫星的星座的信号的通讯装置，其共同提供纬度 高于约为60°的地理服务区域的约为20°或更大仰角的连续覆盖；以及用于控制所述具有 两颗卫星的星座的轨道的飞行控制装置，每颗卫星具有约在70°与90°之间的轨道倾角和 约在0.275与0.45之间的轨道偏心率。

在本发明的更进一步的实施例中提供了一种卫星，其包括：用于向基站发送信号，并 接收来自于所述基站的信号的通讯装置；用于向纬度高于60°的地理服务区域提供服务的 地球观测和通讯有效负载，所述地理服务区域具有约为20°或更大的仰角；以及用于控制 轨道以具有约在70°与90°之间的轨道倾角和约在0.275与0.45之间的轨道偏心率的飞行 控制装置。

从下面的详细描述,再结合附图考虑本发明的其它目的和特征对于本领域普通技术人 员来讲将变得显而易见。

附图说明

本发明的这些以及其它特征将通过下面参考了附图的说明变得显而易见，其中：

图1示出了一幅将被覆盖的地理区域的地图，在此示例中为北半球，高于北纬 60°的区域。

图2示出了一个卫星轨道软件工具的输出图，表明了在整个区域中满足最小20°仰角 标准的时间百分比。在此示例中高于北纬50°的北半球显示出具有略小于100%的覆盖。 高于50°的区域的覆盖百分比的图形表明了100%的覆盖。

图3示出了示例性的24小时，倾斜90°的椭圆轨道上的两颗卫星。两颗卫星在相隔 大约12小时的一些平面上，。

图4为范艾伦辐射带的简化图，表明了内层质子带和外层电子带。

图5描绘了在本发明的一实施例中，位于同一轨道平面的两颗卫星的地面轨迹。地面 轨迹每天重复。

图6示出了用于实施本发明的示例性网络架构。

图7和图8为示出了本发明轨道的总电离辐射剂量(TID)要低于静止轨道和Molniya轨 道的那些图表。

图9示出了运载火箭的示例性有效负载分配。

图10示出了实施本发明的示例性方法的流程图。

图11示出了本发明的一个实施例中示例性网关的方框图。

图12示出了本发明的一个实施例中示例性卫星的方框图。

不同附图中所用的相同附图标记表示相同的组件。

具体实施方式

与本领域的教导相反的是已经确定能够提供一种通过选择在24恒星时轨道（地球同 步）上使用的卫星的倾角、轨道平面、赤经和偏心率来优化位于高纬度的特定服务区域覆 盖的卫星系统和方法。具有两颗卫星的星座可提供极地地区，其定义为北半球或南半球纬 度高于60°的地区（参见图1，其标识出了北半球纬度为60°的地区）的连续覆盖。此轨 道上的卫星避免了具有高能质子的内层范艾伦辐射带。

例如，如图2所示，倾角为90、偏心率为0.3的具有两颗卫星的星座，将向高于北纬 50°的整个区域提供最小20°的仰角，对于大多数时间，其在最小20°的仰角情况下覆盖 区域的百分比不小于96.5%。“仰角（elevation angle）”指的是从水平面测量的地面与卫星 的视线角。为了准确的数据，天气和气候监测仪必需具有的最小仰角通常在20°左右。以 下描述本发明的其它示例性的实施例。

经典Tundra系统不提供极地地区的连续覆盖。通过增加偏心率，导致更高的远地点， 能够满足覆盖需求。然而，覆盖区域之上的更高纬度需要更大的卫星星载天线和传感器。 更重要地，近地点被降低，从而导致卫星要经过更大部分的范艾伦带，减少了它们的运行 寿命。只有同时调整偏心率和倾角，才能在合理的高度提供所需的极地地区覆盖，同时最 低限度地暴露在范艾伦带内。系统的其它参数如下：

倾角：倾角为卫星的轨道平面，与经过地球赤道的平面的夹角。在一些实施例中倾角 仅略大于63.4°而对于大多数需要极地覆盖的应用场合倾角在80°与90°之间。图3示出 了相隔180°且以90°的倾角位于HEO轨道的两颗卫星的简化图。一颗卫星300位于轨道 的远地点，在北半球经过地球320的轴310，而另一颗卫星330位于近地点，在南半球经 过轴310。

偏心率：偏心率为卫星椭圆形路径的形状，其决定了远地点的高度（最高高度）和近 地点的高度（最低高度）。选择的偏心率使得具有足够高于服务区域的远地点从而卫星能够 在其轨道的所需周期内提供必要的覆盖。较高的偏心率增加了远地点的高度，这必须通过 更大的能量，天线增益或更大的卫星光学器件来克服。较高的偏心率（约大于0.34），还增 加了在范艾伦带内的暴露。

高度：期望的是具有覆盖区域上方尽可能低的近地点，因为增加的范围会负面影响卫 星设备所需的能量和/或敏感度。在近地点当然，必然会获取足够的高度以最小化在范艾伦 带内的暴露。如图4所示，范艾伦带包括围绕地球320的环形磁场。最为担心的带为具有 带电质子410的内层带。如下面将要解释地，具有电子420的外层带不是那么引起担心。

卫星的位置/个数：具有两个或多个卫星的轨道平面是优选的实施方式。这使得多个卫 星由一个运载火箭发射，或者增加在同一平面的卫星数以备不时之需和/或用于提高性能。 例如，当仅需要两颗卫星时，期望的是发射一颗多余的第三颗卫星以防一颗卫星发生故障。 由于所有的三颗卫星均在同一平面上，所以能够轻易地将第三颗卫星置于合适的位置并在 需要的时候激活它。此种冗余不能在其卫星使用不同的轨道平面的系统内实施。

近地点幅角：近地点幅角指的是椭圆形轨道相对于地球赤道面的朝向。为了向北部极 地地区（例如，纬度高于北纬60°）提供服务，近地点幅角在270°左右使得远地点处于 北半球而近地点处于南半球。为了向南部极地地区（例如，纬度高于南纬60°）提供服务， 近地点幅角在90°左右使得远地点处于南半球而近地点处于北半球。

升交点经度：简单来讲，升交点经度指的是轨道平面在何处与地球赤道交叉。例如如 果某人想要使覆盖偏向极地地区的某一子区域时，或想要在较好的光照条件下优化卫星对 地球的观测情况时升交点经度成为指定轨道的一个因素。

轨道周期：轨道周期优选约为24小时，但此轨道能够被调整以在高于和低于24小时 的周期内提供所需的覆盖，并仍能够实现极地地区的连续覆盖。

地面轨迹：在优选的实施例中两颗卫星在相同的轨道平面上且各自分别重复地遵循不 同地面轨迹。对于具有两颗卫星的星座，在轨道平面内的卫星相位，或间隔设定成使它们 各自远地点之间的时间约为轨道周期的1/2。参见图5其示出了对于一示例性实施例的位于 同一平面内，具有90°的倾角和0.3的偏心率的两颗卫星的地面轨迹。

轨道控制：本发明的卫星星座的前述轨道参数由于地球扁率，太阳和月亮的引力以及 太阳辐射压力会随时间发生变化。这些能够通过卫星星载推进系统进行补偿。进行补偿的 方法，将在下面进行描述。

基站：如图6所示，系统包括地面基础通讯网络620，带有通讯功能的卫星300，330， 地球观测和或科学有效负载，以及至少一个基站或网关610。需要基站或网关610以从卫 星300，330获取数据并且影响遥测、跟踪与控制(TTC)。由于其较高的效率将会用到定向 天线，需要基站610跟踪天空中的卫星300，330。虽然跟踪技术在本领域是众所周知的， 但是其将一定会被调整以适应本发明的两颗卫星系统。当它们划过天空从一颗卫星到下一 颗卫星的切换，将不需要与用户的任何交互。虽然通过使用现有技术可影响切换，但是对 于本实施方式其将一定会被优化。

实时双向通讯仅当卫星与网关610及地面通讯网络620的元件相互可见时是可能的。 此网络620包括均与卫星通讯的固定卫星终端和移动卫星终端。下载由卫星有效负载生成 的数据仅当该卫星对网关610来说是可见时是可能的。可行的是增加策略性设置的网关610 的个数以实现卫星300，330与至少一网关610之间的连续链接。卫星300，330还能够具 有与网关基础设施通讯不能实现时允许卫星时存储SOE以及其它数据的“存储和转发（store  and forward）”功能。当卫星与网关之间的通讯能够实现时存储的数据此时能够被中转至地 面站。

避免大部分范艾伦带增加了卫星的设计寿命。通过使用本发明需要较小频次的发射就 能够向卫星星座进行补给且在设计和实施通讯，地球观测及科学有效负载时存在较小的限 制。

在这种系统中的卫星的飞行动力（即，使卫星处于期望轨道所需的调整）将与其它卫 星系统的不同，而处理这些问题的方法将是类似的。也就是说，卫星的飞行路径可被例如 月亮和太阳的引力，太阳辐射压力以及地球的扁率打乱。已知的是计算机软件系统管理其 它卫星飞行系统且可轻易地被调整以适应这里所述的轨道。

需要本系统首先使用双向通讯模式，以这些卫星波段：L-波段（1-3GHz）；X波段（大 约7-8GHz）；Ku波段（大约11-15GHz），以及Ka波段（大约17-31GHz）。误差校正， 解码以及丢失/损坏的数据包的再发射同样将被使用。

本系统的优势包括至少以下内容：

对于全极地覆盖仅需要两颗卫星，相对而言经典Tundra系统需要三颗，而LEO系统 需要更多；

此系统使在范艾伦带内的暴露最少，使得卫星具有最小15年的寿命，而不是Molniya 系统期望的5年卫星寿命；

能够提供用于地球观测及宽带通讯的必要的极地地区的连续覆盖，相对而言GEO系统 不能提供这样的覆盖；以及

近地点的高度将会约为24，000km，且在其它极地地区非连续通讯及地球观测是可能 的。

多个实施例

本发明的主要驱动可做以下概括：

应用科学和地球观测（SEO，Science and Earth Observation）及通讯/广播（COM）

SEO和/或COM有效负载所需的覆盖区域

SEO和/或COM有效负载所需的最小仰角

由SEO和/或COM有效负载要求的覆盖时间百分比

如表1所示，本发明的一些示例性实施例的参数如下：

表1–本发明的应用

子应用1适用于向两极地区“仅提供通讯”服务的卫星。注意本应用的偏心率放宽至 0.3-0.275。这是允许的因为COM应用比SEO应用更能适应较低的仰角。本实施例的参数 的优势包括如下内容：

由于一颗卫星仅用于通讯（即，无SEO有效负载），更大的通讯有效负载将成为可能， 能够获得，例如：更大的容量，冗余，更大的天线或更多的频带；

卫星的大小能够被减小，减小了总成本；

能够进行多颗卫星的单次发射；以及

能够携带更多燃料，从而获得更长的卫星寿命周期

子应用2除了远地点位于成为主服务区域的南极之外与主应用相同。

子应用3除了远地点位于成为主服务区域的南极之外与子应用1相同。当然，本应用 与子应用1具有相同的优势。

虽然倾角为90°已被发现是有利的，但是此参数可被放宽至如子应用4和5所示的约 为70°至90°的倾角范围。即使在此参数被放宽的条件下，此应用仍具有以下的优势：

高于60°的整个极地地区的覆盖是可能的，而远地点必须随倾角的下降而增加；例如， 远地点从48，100km增加至50，100km是由倾角从90°下降至80°引起的。虽然2，000km 是一个小百分比的区别，但是其足以使90°的轨道成为优选。更近的高度将获得更精确的 科学数据以及来自地球观测设备的更好的分辨率；以及

非倾斜90°的卫星能够运行于不同的轨道平面使得单一的地面轨迹成为可能。

下面的表2，示出了所需的最小偏心率（即，最小的远地点高度）以达到指示子应用4 和5中的一系列轨道平面倾角，以及传统的较低倾角的极地覆盖要求。

对于此表，极地覆盖需求被定义为以最小20°仰角（等于70°的最大入射角）对于高 于北纬60°的极地地区（或低于南纬60°的南部极地地区）100%的时间100%的覆盖。

表2–高倾角分析

降低倾角增加了所需的偏心率。然而，这会获得这样一个远地点高度，其将增加通讯 有效负载的路径损耗并将减少由地球观测有效负载获得的分辨率。因此，对于这样的应用， 范围约在80-90°的倾角是优选的。

使偏心率增加至给定的倾角所需的最小值以上将会增加能够被连续覆盖的面积，在此 情况下为纬度低于60°的等高线。

轨道控制

由于地球扁率、太阳和月亮的引力，以及太阳辐射压力本发明的卫星星座的前述的轨 道参数会随时间发生变化。这些能够通过使用卫星星载推进系统执行周期轨道校正机动动 作进行补偿。首要关注的参数是近地点幅角。

由于轨道倾角大于63.4°，近地点幅角将趋于以一近似恒定的速率变化（下降），（主 要）由于地球扁率。当倾角从63.4°增加至90°时，近地点幅角的变化速率（ω）增加。 为了维持对北极冰盖提供服务，轨道远地点必须与地面轨迹（对应ω=270°）的最北点保 持接近；因此将采用“位置保持（stationkeeping）”机动动作以控制近地点幅角。这些机动 动作将与用于控制地球静止卫星的偏心率的双烧、东西机动动作（double-burn east-west  maneuvers）相类似，但是将远大于后者。

近地点幅角变化的速率是轨道倾角，偏心率，半长轴和升交点赤经（RAAN）的复合 函数。注意倾角为63.4°的经典Molniya轨道并不免除由于太阳和月亮的引力影响的近地 点幅角的变化；Molniya近地点幅角会以高达2°/年的速率下降，取决于RAAN。由于本 发明的轨道近地点幅角速率的大小更大。倾角为63.4°时的速率会超过6°/年，倾角为90 °时的速率为8.3°/年。

对于近地点幅角的单一校正能够通过在大致位于远地点和近地点的中间的轨道的相对 侧处执行两次“delta-v”机动动作来实现（“delta-v”为用于速度变化的航天术语）。对于 当卫星向南朝向近地点移动的过程中执行的机动动作，推进器将会被点火以提供逆行的 delta-v从而降低轨道速度，从而使得近地点幅角增加。对于当卫星向北朝向远地点移动的 过程中执行的机动动作，推进器将会被点火以提供顺行的delta-v从而增加轨道速度，这也 将增加近地点幅角。两次机动动作将相隔1/2轨道被执行，机动动作被执行的顺序并不重 要。两次机动动作的速度变化将大致相等以避免不期望的轨道周期变化。

每个近地点幅角校正的大小将由两次机动动作的推力和持续时间决定。因为较长的机 动动作的效率较低，所以优选的是执行频繁的，短周期的机动动作，而不是小频率的，长 周期的机动动作。对于装配有化学（bi-推进剂）推进系统的卫星，可实现的推力将足够大 以允许机动动作对之间相差数日或者甚至数周。对于使用高效，低推力的离子推进器的卫 星，能够在每个循环轨道期间执行机动动作。

随着时间的推移，如果不受控其它轨道参数，由于地球扁率的扰动和月亮/太阳的引力 将开始偏移其标称值。两个剩余的“平面内”的经典轨道参数，长半轴和偏心率，将趋于 相当缓慢地不规律地移动，并且通过轻微调节执行用于控制近地点幅角的双烧机动动作 （double-burn maneuvers）的位置和大小差别能够在基本为零的附加推力的条件下得到控 制。

对于两个“平面外”的经典参数，倾角还将趋于相当缓慢的变化，并且由于不是关键 参数，其不需要被控制。RAAN，类似于近地点幅角，将趋于以一基本恒定的速率发生变 化，从而导致轨道平面围绕北极的缓慢而稳定的旋进。RAAN速率的正负和大小将由倾角 和初始的RAAN值决定。对于处于同一轨道平面的两个或多个卫星的优选的配置方式，轨 道平面的旋进将不影响极地地区的覆盖，从而不需要机动动作来控制RAAN。（注意，RAAN 中一个小的，恒定的速率对地面上任意一点的覆盖的影响能够轻易地通过将平均轨道周期 从恰好一个恒星日稍微偏离而得到补偿，以保持固定的地面轨迹。）对于其中卫星保持在两 个或多个轨道平面上的星座，不常用的“跨轨迹（cross-track）”机动动作能够在轨道远地 点处被执行以在平面之间保持节点分隔（nodal separation）。

辐射

本发明所选择的轨道使卫星能够避免具有高能质子的内层范艾伦辐射带。此轨道上的 卫星仍将经过不太严重的具有电子的外层辐射带。质子粒子远重于电子粒子因此它们能够 产生更大的损害。屏蔽高能质子是困难的，如果不是不可能的话。

当卫星经过这些辐射区时，存在卫星组件的累积辐射吸收。此累积吸收是确定卫星设 计寿命的一个因素。第二个因素，其作为质子带而不是电子带的结果被称为由一个高能粒 子引起的单粒子效应（SEE，Single Event Effect）。该粒子能够引起电子设备的暂时紊乱或 永久的损害。本发明的轨道已被特殊地设计以通过两颗卫星实现极地覆盖，同时避免范艾 伦质子辐射带。

图7和图8示出了对比三条轨道的剂量-深度曲线：在本发明方式下的倾角为90°/偏 心率为0.3的轨道，GEO160W轨道（即，位于西经160°的地球同步轨道）以及经典Molniya 轨道（倾角为63.4°，偏心率为0.74）。在典型GEO卫星的15年设计寿命期间，预期吸收 的总累积辐射量为50krads。如图7所示，Molniya轨道上的卫星将需要厚度为11.5mm的 屏蔽层以满足此需求，而GEO160W将需要8mm的铝屏蔽。相比之下，本发明的轨道将 仅需要6.5mm。使用类似于本发明的轨道的显著优势在于，其能够使用GEO中具有飞行传 统（flight heritage）的组件和子系统，且能够实现或超越GEO卫星的设计寿命。

优选的是使用“成品（off the shelf）”组件以最小化成本并优化可靠性。虽然人们能够 通过具有6.5mm屏蔽层的新组件实施本发明，人们仍然能够使用8mm屏蔽层因为GEO卫 星及组件是最通用的。如图8所示，如果保留屏蔽层并以GEO所吸收的总辐射作为参考， （即，8mm的屏蔽层和50krads的辐射剂量），那么Molniya轨道的卫星将在8年内吸收此 总辐射剂量，GEO轨道的卫星在15年内而本发明的倾角为90°的轨道的卫星，为36年。 从而，本发明的系统将比Molniya轨道上的系统更可靠且将具有更长的预期寿命。

图10示出了操作该卫星系统的示例性方法的流程图。该方法始于方框1010，发射卫 星星座并使卫星进入具有所需轨道参数的轨道。卫星能够单次单发（例如，一个运载火箭 一颗卫星）或者同一个运载火箭搭载多颗卫星。在优选的实施例中，需要使所有卫星都位 于相同的轨道平面上；在这样的配置中，最具效率的是使用一个运载火箭发射所有的卫星。

图9示出了一个包括三颗卫星300，330，910的运载火箭（未示出）的示例性有效负 载900的断面图。运载火箭将包括足够数量的推进级，和足够的容量，以将卫星运载至期 望的轨道，或至一个位置，从该位置卫星能够到达它们的运行轨道（即，两个推进级，三 级，等等）。运载火箭会将多颗卫星发射至低高度驻留轨道，从该轨道卫星自我推进至运行 轨道，或者其会直接将卫星发射至它们的运行轨道。

图9示出了堆放在有效载荷整流罩930中的有效载荷适配器920上的三颗卫星300， 330，910。虽然仅需要两颗卫星来提供极地地区的覆盖，但可能需要在发射两颗主要卫星 的同时将第三颗，冗余的卫星发射至所述轨道。从而，当任意一颗主要卫星由于某种原因 发生故障时第三颗，冗余的卫星能够投入使用。当然，比三颗更多或更少的卫星，能够被 安排进有效载荷整流罩内。

如将要对图12进行的描述，每个卫星300，330，910将包括通讯系统，控制系统以及 推进系统。无论使用何种配置的运载火箭，这些系统允许卫星300，330，910与网关610 进行通讯，并且将它们自身置于它们的最终的运行轨道上，具有期望的节点分隔。对于卫 星处于同一平面上的具有两颗卫星的星座的情况，该两颗卫星将具有180°的节点分隔。

再次参照图10，一旦卫星星座已经被运载火箭发射，卫星能够被激活且基础系统的调 试/测试程序会被执行1020。此调试/测试程序能够包括展开天线和旋转卫星300，330，910 从而使天线朝向适当的方向，展开太阳能板，向处理器和电气系统供电，启动软件系统， 以及验证所有基础系统和子系统的运行。还有必要的是执行故障排查和/或误差测量以作为 此程序的一部分。

一旦基础系统和子系统已被激活且其运行已被验证，卫星300，330，910会被传送至 它们的最终轨道位置1030。如上所述，这会包括卫星300，330，910简单地自我推进至正 确的节点分隔处，如果它们被发射至相同的运行轨道。或者，如果卫星300，330，910被 发射至驻留轨道，它们会需要消耗大量燃料以将其自身推进至它们的运行轨道及节点分隔 处。

在卫星300，330，910现在位于各自最终的轨道位置的条件下，有效负载会被激活， 调试和测试1040。这将按照与上述的卫星基础系统的激活，测试和调试相同的方式完成， 即展开任意必要的天线或传感器，向传感器和电气系统供电，启动软件系统，以及验证所 有有效负载系统和子系统的运行。当然，还能够执行故障排查和/或误差测量以作为有效负 载调试程序的一部分。

卫星300，330，910现在处于运行模式。有效负载的运行将完全由有效负载的属性决 定。对于地球观测有效负载这样一个天气监测系统，这能够包括成像设备的运行，以及观 测数据由卫星向网关的传输。

对于所有卫星系统和可操作的有效负载，剩下的唯一关心的是维持卫星300，330，910 在有利轨道上的位置1050。这能够以上述标题为“轨道控制”的方式实现。卫星位置信息 能够由卫星300，330，910，网关610或其它一些控制中心确定。典型地，卫星位置信息 能够由全球定位系统（GPS）数据和/或来自于其它卫星遥测的数据计算得出。

可选择地，某些系统和子系统能够在卫星绕轨道行进的过程中被停用，例如，以保存 电力或保护设备。如果，例如，有效负载包括用于监测北极地区的天气的科学设备，那么 需要当卫星300，330，910处于南半球时停用有效负载系统，当其再次进入感兴趣的地区 时再次激活它。可能需要始终保持基础卫星子系统的运行，从而能够连续接收并发送有关 其健康，状态和控制的数据。

图11阐释了用于与卫星300，330，910通讯的示例性网关系统1100的简化方框图。 通讯信号可包括运行/控制信号和有效负载相关信号。对于科学有效负载的情况，有效负载 相关信号能够包括发送至设备的控制信号，以及从设备接收的观测/监测数据。网关系统 1100能够被修改以接收并展示其它类型的信息，并能够结合一个或多个计算机，服务器， 网络和其它相关装置使用。

如图11所示，网关系统1100能够包括天线1110，收发器1120，处理单元或系统1130， 以及网络通讯系统1140。

天线1110设计成以期望的通讯频率接收和发送信号。一般，天线1110将为高度定向， 追踪的天线，考虑到卫星的高海拔以及低信号水平。其它天线设计例如非追踪天线如果应 用发生改变的话能够被采用。

网关收发器1120包括用于从卫星接收数据并将其向CPU1130提供的接收器部分，以 及用于处理来自于CPU1130的数据，并通过天线1110将其发送至卫星300，330，910的 发射器部分。收发器1120的发射器部分能够，例如，多路传输,编码和压缩将被传送至卫 星300，330，910的数据,然后将该数据调制至所需的传输频率并将其放大以便传输。能够 使用多个信道，纠错编码等等。以互补的方式，收发器1120的接收器部分解调接收到的信 号并对来自于天线的信号执行任何必要的多路分解、解码、解压缩、纠错和格式化，以被 CPU1130所用。天线和/或接收器还能够包括任意其它的所需开关，滤波器，低噪声放大器， 下变频器（例如，至一中间频率），以及其它组件。

图11还示出了本地用户界面1150。网关610的地理位置能够被选择以最小化所需的网 关数量。从而，网关610可能不在便于卫星运营商和/或第三方接收有效负载数据的地理位 置。因此，一般网关610具有网络通讯设施1140从而能够使用远程计算机通过互联网或类 似的网络1170访问系统。

图12阐释了能够用于本发明的示例性实施例中的卫星300，330，910的简化方框图。 如图所示，卫星300，330，910能够包括位置固定系统1210，推进系统1220，供电系统 1230，通讯系统，计算机处理系统1240以及有效负载1250。通讯系统一般将包括收发器 1260以及天线1270。当然，为实施本发明能够使用其它组件和配置，包括，例如，冗余及 备用组件。

位置固定子系统1210负责维持卫星轨道。相应地，位置固定子系统1210能够计算和/ 或接收姿态和/或轨道调整信息，且能够激活推进系统以调整卫星的姿态和/或轨道。维持轨 道还能够包括维持其自身与卫星星座的其它卫星之间的所需节点分隔。推进系统1220能够 包括例如，燃料源（即，燃料和氧化剂储罐）以及液态燃料火箭，或者离子推进器系统。

供电子系统1230向所有卫星系统以及子系统提供电力。供电子系统1230能够，例如， 包括一个或多个太阳能板和支撑结构，以及一个或多个电池。

卫星天线1270将被设计以适应所需的通讯频率和系统。从卫星的物理尺寸以及重量限 制来看，它将明显小于网关610的天线1110。天线1270波束的方向通过机械地转动天线或 电子转向天线波束来控制。或者，卫星姿态能够被控制以转动天线。

类似地，卫星收发器1280设计成与网关610的互补，包括用于从网关610接收数据并 将其向CPU1240提供的接收器部分，以及用于处理来自于CPU1240的数据，并通过天线 1270将其发送至网关610的发射器部分。收发器1260的发射器部分能够，例如，多路传 输，编码和压缩将被传送的数据,然后将该数据调制至所需的传输频率并将其放大以便传 输。能够使用多个信道，纠错编码等等。收发器1260的接收器部分解调接收到的信号并对 来自于天线1270的信号执行任何必要的多路分解、解码、解压缩、纠错和格式化，以被卫 星CPU1240所用。天线和/或接收器还能够包括任意其它所需的开关，滤波器，低噪声放 大器，下变频器（例如，至一中间频率和/或基带），以及其它组件。

卫星300，330，910的CPU系统1240一般接收用于姿态操控和轨道控制系统的信号。 其还接收用于操控有效负载1250的控制信号，并且处理向网关610传送的有效负载数据。 它还管理当卫星300，330，910进入或离开感兴趣的地理地区时各子系统的激活与停用。

选择和替换

除了以上所述的气象应用外，本发明的系统还能够实施到到至少以下应用中：

1.军用无人机：军用无人机的当前要求指定支持10-20Mbps（兆比特每秒）的上传速 度。这能够通过遍及极地地区的本发明的系统提供。经典Tundra系统需要两颗以上的卫星 以具有此区域的连续覆盖；

2.当经过极地时，目前穿越极地空中交通必须从地球同步通讯切换至HF（高频）广 播通讯。随着飞机经过极地，本发明的系统能够支持宽带通讯，导航和监视。目前每月有 700架飞机使用极地航线并且需要对北极地区进行连续覆盖以提高在此区域的空中交通的 安全和效率；

3.基于卫星的导航增强：基于卫星的导航系统（例如GPS）的准确性，完整性和可靠 性能够通过来自于广播错误校正和完整信息的其它卫星的那些来增强或者覆盖它们的信号 得到提高。这对于空中交通来说是尤其重要的。两个这样的系统已经就位，一个在美国（广 域增强系统）并且一个在欧洲（欧洲同步导航覆盖系统）。两个系统均基于地球同步卫星系 统且两者都不覆盖整个极地地区，在此处已经认识到需要提高导航；

4.地球观测：除了气象观测之外，其它地球观测有效负载能够在所述轨道上较好地工 作并能够提供任何一个极地地区的包括高光谱探测和海洋水色辐射线测定（ocean colour  radiometry）的监控；

5.空间状态感知：这些有效负载能够检测例如碎片和小行星和其它被认为是危险的卫 星的空间危险物；

6.太空天气：本发明的轨道能够支持测量例如太阳辐射，范艾伦带辐射，以及地球电 离层的因素的太空天气有效负载；

7.星间链路（ISL）：星间链路连接是本发明的导出特征。卫星将能向其它卫星提供星 间链路连接其将作为与地面通讯基础设施通讯连接的中继站。

8.两个轨道平面：对于倾角小于90°的情况卫星将能在一个双轨道平面运行。通过双 轨道平面，单一的地面轨迹是能够实现的其能够增强特定区域的覆盖并能够为地面基础设 施的设置提供灵活性；以及

9.较小的极地地区：对于例如纬度高于65°或70°的较小的极地地区，本发明的参 数能够轻易地被优化。优选的是减小轨道偏心率以适应这样的覆盖变化。

结论

一个或多个目前优选的实施例已通过示例的方式进行说明。对本领域技术人员显而易 见的是在不背离本发明权利要求规定的范围的情况下能够进行多种变形和修改。例如，倾 角的选择取决于所需服务的地区，飞船上的燃料量以及有效负载的运载量之间的平衡。这 些参数能够被优化以适应不同的优先权，在不背离本发明的思想的情况下。

本发明的方法步骤能够被嵌入至以多种形式存储的可执行的机器代码例如对象代码或 源代码。这样的代码通常会被简称为程序代码，软件，或计算机程序。本发明的实施例能 够由计算机处理器或以方法步骤的方式编程的类似设备执行，或者能够被具有用于执行这 些步骤的装置的电气系统执行。类似地，例如计算机软盘，硬盘，优盘，CD-ROMS，随机 存取存储器（RAM）,只读存储器（ROM）或类似的本领域公知的计算机软件存储媒介的 电子存储介质，能够被编程以执行这样的方法步骤。

所有引文通过引用的方式并入本文中。

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.一种用于地球观测和通讯的卫星系统，包括：

具有两颗卫星的星座，其共同提供纬度高于60°的地理服务区域的约为20°或更 大仰角的连续覆盖；

每颗卫星具有约在70°与90°之间的轨道倾角和约在0.275与0.45之间的轨道偏 心率；以及

用于向所述具有两颗卫星的星座发送信号，并接收来自于所述具有两颗卫星的星座 的信号的基站。

2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述轨道偏心率和所述轨道倾角被计算以获得感兴 趣的极地地区上方的远地点，以及最小化在范艾伦带内的暴露的近地点。

3.根据权利要求1或2中的任一项所述的系统，其中，所述轨道倾角约在80°与90°之间。

4.根据权利要求1至3中任意一项所述的系统，其中，所述轨道倾角约为90°。

5.根据权利要求1至4中任意一项所述的系统，其中，所述轨道偏心率被选择以获得地理 服务区域上方足够高的远地点，以针对它的轨道的所需周期提供覆盖。

6.根据权利要求1至5中任意一项所述的系统，其中，所述轨道偏心率约在0.30与0.34 之间。

7.根据权利要求1至6中任意一项所述的系统，还包括第三颗卫星。

8.根据权利要求1至7中任意一项所述的系统，其中，所述卫星具有约为24小时的轨道周 期。

9.根据权利要求1至8中任意一项所述的系统，其中，所述卫星的相位设置成使得它们各 自远地点之间的时间约为轨道周期除以所述星座中卫星的颗数。

10.根据权利要求1至9中任意一项所述的系统，其中，所述卫星轨道的扰动的变化由星载 推进系统补偿。

11.根据权利要求1至10中任意一项所述的系统，其中，定向天线用于所述卫星与基站之 间的通讯。

12.根据权利要求1至11中任意一项所述的系统，其中，所述基站是可操控的以追踪划过 天空的所述卫星。

13.根据权利要求1至12中任意一项所述的系统，其中，所述基站是可操控的使得当所述 卫星划过天空时切换所述卫星之间的通讯。

14.根据权利要求1至13中任意一项所述的系统，其中，所述卫星在相同的轨道平面运行。

15.根据权利要求1至14中任意一项所述的系统，其中，所述轨道偏心率被降低以获得更 小的极地地区的连续覆盖，对于包括仅纬度大于65°的地区。

16.根据权利要求1至14中任意一项所述的系统，其中，所述轨道偏心率被降低以获得更 小的极地地区的连续覆盖，对于包括仅纬度大于70°的地区。

17.根据权利要求1至16中任意一项所述的系统，其中，所述卫星包括气象监测有效负载。

18.根据权利要求1至16中任意一项所述的系统，其中，所述卫星包括通讯有效负载。

19.根据权利要求1至16中任意一项所述的系统，其中，所述卫星包括科学研究有效负载。

20.根据权利要求1至16中任意一项所述的系统，其中，所述卫星包括地球观测有效负载。

21.根据权利要求1至20中任意一项所述的系统，其中，近地点幅角约为270°。

22.根据权利要求1至20中任意一项所述的系统，其中，所述近地点幅角约为90°以使所 述远地点位于南半球而所述近地点位于北半球。

23.一种操控用于地球观测和通讯的卫星系统的方法，包括：

提供具有两颗卫星的星座，其共同提供纬度高于60°的地理服务区域的约为20° 或更大仰角的连续覆盖，每颗卫星具有约在70°与90°之间的轨道倾角和约在0.275 与0.45之间的轨道偏心率；以及

提供用于向所述具有两颗卫星的星座发送信号，并接收来自于所述具有两颗卫星的 星座的信号的基站。

24.根据权利要求23所述的方法，其中，所述轨道倾角约在80°和90°之间。

25.根据权利要求23或24中的任一项所述的方法，其中，所述轨道偏心率约在0.30与0.34 之间。

26.根据权利要求23至25中任意一项所述的方法，其中，所述卫星具有约为24小时的轨 道周期。

27.根据权利要求23至26中任意一项所述的方法，其中，所述卫星在相同的轨道平面运行。

28.根据权利要求27所述的方法，其中，所述卫星的相位设置成使得它们各自远地点之间 的时间约为轨道周期除以所述星座中卫星的颗数。

29.一种卫星基站，包括：

通讯装置，用于向具有两颗卫星的星座发送信号，并接收来自于所述具有两颗卫星 的星座的信号，所述两颗卫星共同提供纬度高于约为60°的地理服务区域的约为20° 或更大仰角的连续覆盖；以及

飞行控制装置，用于控制所述具有两颗卫星的星座的轨道，每颗卫星具有约在70° 与90°之间的轨道倾角和约在0.275与0.45之间的轨道偏心率。

30.根据权利要求29所述的卫星基站，其中所述轨道倾角约在80°与90°之间。

31.根据权利要求29或30中的任一项所述的卫星基站，其中所述轨道偏心率约在0.30与 0.34之间。

32.根据权利要求29至31中任意一项所述的卫星基站，其中所述卫星具有约为24小时的 轨道周期。

33.根据权利要求29至32中任意一项所述的卫星基站，其中所述卫星在相同的轨道平面运 行。

34.根据权利要求33所述的卫星基站，其中所述卫星的相位设置成使得它们各自远地点之 间的时间约为轨道周期除以所述星座中卫星的颗数。

35.一种卫星，包括：

通讯装置，用于向基站发送信号，并接收来自于所述基站的信号；

地球观测和通讯有效负载，用于向具有在纬度高于60°的地理服务区域提供服务， 具有约为20°或更大的仰角；以及

飞行控制装置，用于控制轨道以具有约在70°与90°之间的轨道倾角和约在0.275 与0.45之间的轨道偏心率。

36.根据权利要求35所述的卫星，其中所述轨道倾角约在80°和90°之间。

37.根据权利要求35或36中的任一项所述的卫星，其中所述轨道偏心率约在0.30与0.34 之间。

38.根据权利要求35至37中任意一项所述的卫星，其中所述卫星具有约为24小时的轨道 周期。

39.根据权利要求35至38中任意一项所述的卫星，其中所述卫星在相同的轨道平面运行由 于第二颗卫星在相同的轨道上。

40.根据权利要求39所述的卫星，其中所述卫星的相位设置成使得其远地点与位于相同轨 道上的第二颗卫星的远地点之间的时间，约为轨道周期的1/2。

41.一种运载火箭，包括：

有效负载整流罩；

权利要求35至40中的任意一项所述设置的两颗或多颗卫星，位于所述有效负载整 流罩内；以及

推进系统，用于将所述两颗或多颗卫星发射至同一轨道平面内的一个轨道上。