用于通信地球同步(“geo”)卫星是多年前由创始人Arthur C.Clark首 先提出的。今天，已经有了许多各种不同用途的地球同步卫星通信系统，诸 如电话和数据中继，电视节目分配，直接到户广播，和移动通讯。地球同步 卫星的工作原理是：在赤道上空以一个适当的高度作圆周轨道运动的卫星会 以与地球旋转相同的角速度环绕地球旋转。因此，这些卫星看上去像是固定 在地球上空的某一点。地球同步卫星这个特性使它们易于被应用于通信，只 需地面上的通信终端把它们的天线指向天空中的某一位置即可。
然而，地球同步卫星系统伴有一系列明显缺点。其中一个主要的缺点 是把卫星升至地球同步轨道所需的高额费用。地球同步轨道的半径从地球中 心算起为约36,000公里。典型做法是先把一颗地球同步卫星发射到一个其 远地点等于地球同步高度的椭圆转移轨道，然后用一个加速发动机给处于远 地点的卫星施加一个必要的额外的动量，使得它的轨道变圆。远地点加速发 动机在没有点火之前其重量通常与卫星本身的重量相当，这意味着发射设备 必须发射一个两倍于卫星重量的有效负载至最终轨道。因此，把卫星发射到 高空圆轨道作地球同步绕行所需费用显著高于非地球同步卫星。发射卫星所 需费用必须摊算到卫星的整个使用期，使得地球同步卫星的使用更加昂贵。
地球同步轨道的较高高度也增加了地球同步卫星的尺寸和重量。路径 损耗，即无线电信号通过自由空间产生的衰减，正比于信号源和接收机之间 距离的平方。这意味着为了达到同样的通信连接性能，地球同步卫星的天线 尺寸和发射功率必须大于较低轨道的卫星的天线尺寸和发射功率。这点在移 动通信和其他直接到用户的应用场合尤其如此，因为在这些场合中用户终端 的尺寸和功率受到实际条件的限制，而提供可行的通信性能的负担主要落在 了卫星方面。与工作在较低轨道的卫星相比，地球同步卫星的较大的尺寸和 重量进一步增加了发射成本。
另一个与地球同步卫星运行的高度相关的问题是卫星之间的往返传输 延迟。对于一个地球同步卫星覆盖范围内的两个不同通讯终端，其终端-卫 星-终端的路径长度至少为70,000公里。对于平均的卫星“反射”，其相关的 传输延迟约为四分之一秒。对于卫星的语音通信，这个延迟会被某些用户觉 察，有必要使用控制回波的专门的电路。对于数据通讯，延迟使得根据地面 电路特性而来的传输协议的使用变得复杂化了。
其他问题来自地球同步卫星系统覆盖范围的几何特点。一个提供“全 球”服务的地球同步卫星系统应该包括三个沿着赤道以120°间隔平均分布 的卫星。这些卫星中的每一颗的覆盖范围是一个其圆心在赤道上的地球表面 上的圆。在赤道上，两个相邻的地球同步卫星的覆盖区域在经度上大约有40 度的交叠。然而，这个交叠随着纬度的增加而减少，以致地球上有这样一些 地方，在覆盖区域的北方和南方，根本见不到地球同步卫星。举例来说，阿 拉斯加，加拿大和斯堪的纳维亚的许多地方甚至于看不到地球同步卫星，这 些卫星处于他们可见的地平线下面。
对于一个其卫星处于赤道上部的轨道的地球同步卫星系统，在赤道地 区上的地面站一般以地平线上的高仰角“看到”卫星。然而，随着地面站位 置纬度的增加，从地面站到地球同步卫星的仰角逐渐减小。举例来说，在美 国从地面站到地球同步卫星的仰角范围在20到50°之间。小仰角会从几个 方面劣化卫星通讯链路。小仰角下通过大气层的路径长度的显著增加加剧了 如电子流衰减、大气吸收以及闪烁等现象。特别是对于移动通讯系统，由于 阻塞和多径效应，小仰角加剧了链路退化。
另一个，可能是更为突出的由地球同步轨道的特定几何特性产生的问 题是，沿着地球同步轨道圆弧的轨道位置(或“空位”)的可用性是有限的。 与时俱增的地球同步卫星群一般占据多个以2°为间隔的空位，并以它们的 经度位置识别。这种安排方式已在国际上普遍采用以实现同频带工作的相邻 卫星之间卫星通讯的最小干扰。2°的间隔是由联络卫星的地面站使用高增 益、定向天线来实现的。这样，环绕赤道的地球同步卫星圈提供的空位总数 为180个(360°/2°每个空位)。目前大多数地球同步轨道空位已经被占用， 要为更多的地球同步卫星寻找位置非常困难。频率、极化和一束多用已经被 用来增加容量，但是地球同步轨道的圆弧依然有限。并且，不是所有的地球 同步轨道位置对各种应用都是同样有用或有吸引力的。
过去已经实施过各种非地球同步卫星系统来克服地球同步卫星的某些 缺点。一个较早的例子是俄罗斯的莫尔尼亚系统，它采用椭圆12小时轨道 上的卫星来覆盖苏联的高纬度地区。铱和全球之星系统利用低空圆轨道上的 卫星来显著减少传输延迟，以及提供与非常小的用户终端之间的可行的链接 性能。然而，非地球同步卫星系统运行在倾斜轨道，当它们穿过地球同步卫 星群时，对其中工作在相同频率的卫星构成潜在的干扰威胁。
1999年1月，虚拟地球同步卫星公司向联邦通讯委员会(FCC)递交 了一份关于建造全球宽带卫星通讯系统的申请，该系统是基于美国专利 5,845,206和5,957,409的指导，该两篇专利分别于1998年12月21日和 1998年12月28日授予本发明的发明者和其他两个个人。向FCC递交的申 请中建议的系统使用了3组椭圆轨道的卫星，其中2组覆盖北半球，1组覆 盖南半球，每一组有5颗模拟地球同步卫星的许多特性的8小时卫星。这些 卫星看上去好象“悬挂”在空中，因为它们处于或接近远地点处的角速度接 近地球的自转速率。9个其中心在卫星轨道远地点的所谓“活性弧段”就形 成在空中。3组中每一组的卫星在从一个活性弧段移动到下一个活性弧段的 重复的地面轨迹上运行，使得每一个活性弧段中总有一颗活性的卫星可供使 用。卫星在它们的活性弧段中移动非常缓慢，对于地面天线来说是平均每小 时仅为8°。卫星在弧段之间是非活性的。与任一颗位于任何赤道附近的地 球同步卫星相比，活性弧段占据了天空中一个不同的部分。结果，虚拟地球 同步卫星可在北半球和南半球的大部分地区看到，而不干扰地球同步卫星弧 段内的卫星。
虽然上述现有技术的虚拟地球同步卫星星座解决了地球同步卫星的许 多缺点，当卫星缓慢通过活性弧段时地面终端仍然需要对它们进行跟踪。而 且，当一个卫星离开一个活性弧段终端变成非活性时，地面站的天线必须快 速地重新指向，或回转40-50°来找到刚刚到达活性弧段始端以取代前一颗 卫星的那颗卫星。对于大型天线，这样的快速回转将会是不切实际的，因此 实际上在每个点需要使用两副天线。相阵天线能够提供快速重新指向，但是 供应得起的设计的商业效应尚不明朗，特别是对于消费者市场。覆盖运转中 断期的缓冲的某种数据形式是另一个可能的选择，虽然这也很可能是复杂而 昂贵的。

因此，本发明的一个目的在于提供一个非地球同步卫星系统，其能够 显著地简化跟踪需求和降低卫星地面站的成本。
本发明的另一个目的在于提供一个卫星系统，其能够实质性地增加全 球通信卫星地容量而并不干扰现有地地球同步卫星群。
本发明的另一个目的在于提供一个全球通信卫星系统，与现有的地球 同步卫星相比，其具有更大的平均仰角和更低的传输延迟。
本发明的再一个目的在于提供一个卫星及地面设施的总的全球通信系 统，与现有地球同步卫星系统相比，其具有更低的建造和实施费用。
本发明的上述目的以及其他目的的特点和优点随着下列伴随附图阐明 的详细说明的展开会变得十分明显。
本发明是关于一个非地球同步卫星的星座，其配置和利用的方式能够 大大地增加全球通信卫星容量，并不干扰现存地球同步卫星群，并能提供简 化的卫星跟踪。一个系统的实施例包括在倾斜轨道上的第一和第二组卫星， 每一组卫星形成一个重复的地面轨迹以使卫星每天位于地球上相同地点的上 方。在优选的实施例中，卫星的平均行度为3，表示它们每天绕行地球3圈， 但是平均行度的其他整数值，诸如2和4也是适用的。
每个绕行的卫星上都搭载有与地面站进行通信的通信设备。星座中每 个卫星只有当其处于接近远地点的那一部分轨道时，也即轨道中卫星高度最 高、从地面站看卫星移动最慢时，其上的通信设备才被启动、或被激活(如 动力驱动)。更好地，卫星被启动的那一部分轨道对称地安排在轨道远地点 的附近。在平均行度为3的优选的实施例中，每个卫星在远地点附近被启动 的时间为4小时，这是它总的轨道周期的50％。
每个卫星的地面轨迹具有一定数量的对应于卫星轨道中卫星通讯设备 被启动进行通讯的那一部分轨道的活性弧段。第一组卫星的轨道配置成使得 第一地面轨迹的每个活性弧段的起始点和终点落在同一经度子午线上。这一 点通过选择一个近地点幅角使卫星轨道向赤道“倾斜”，并把卫星的远地点 设在大约40°的纬度上来实现。“近地点的幅角”是一个指示近地点出现时 轨道平面的角度位置的轨道参数。0到180°之间的近地点幅角把近地点的 位置定位于北半球，因此把卫星的覆盖范围集中在南半球。相反地，180到 360°之间的近地点幅角把近地点的位置定位于南半球，因此把卫星的覆盖 范围集中在北半球。
同时，第二组卫星的轨道的近地点幅角(为第一组卫星轨道的近地点 幅角的补角)使得第二组卫星的轨道向相反方向倾斜一个相同的值。第二组 卫星的轨道进一步配置成使得第二地面轨迹的每个活性弧段的起始点和第一 地面轨迹的一个活性弧段的终点重合，而终点和同一个第一活性弧段的起始 点重合。从地面站观察，其结果是一个由第一地面轨迹的一个活性弧段和与 之对应的第二地面轨迹的一个活性弧段形成的闭合回路。在平均行度为3的 优选的实施例中，闭合回路以相同的120°间隔重复环绕地球3次。
除卫星星座以外，本发明的系统实施例典型地包括一个为数众多的地 面站，每个地面站配有可与第一和第二组卫星上的通信设备进行通信的通信 设备，并且其在地球上所处的位置能跟踪一个第一活性弧段中的卫星和一个 第二活性弧段中的具有重合的起始点和终点的卫星。
在本发明的另一个方面，第一和第二组卫星的轨道被配置成使得任何 时候至少有一个卫星不是处于第一地面轨迹的每个活性弧段中，就是处于第 二地面轨迹的每个活性弧段中。更好地，在两个地面轨迹中有相等数目的卫 星，并且卫星的轨道进一步配置成使得当一个卫星处于一个地面轨迹的一个 活性弧段的终点和处于去活性的过程中时，另一个卫星处于或接近另一个地 面轨迹的相应活性弧段的起始点并被重新激活。在转换点，两个卫星必须足 够接近使地面站能够跟踪看上去像是天空上一个闭合回路中的一个单一的活 性卫星，而无须在卫星转换时中断而转向一个新的位置。然而，在第一和第 二地面轨迹中的卫星的轨道参数最好选成使得在地面轨迹相交的地方，卫星 在空间上离得足够远，这样它们不至于真正地碰撞。
更好地，每个地面轨迹中的卫星以平近点角平均间隔，以使同时启动 的卫星数目达到最大。“平近点角”代表卫星经过近地点后经过的那部分轨 道周期，用度来表示。举例来说，进入一个8小时轨道2小时的卫星的平近 点角为90°(周期的四分之一)。
较好的占50％工作周期的连续通信需要在每个地面轨迹有最少3个均 匀间置的卫星。增加更多的6卫星基本组到两个地面轨迹可创造额外的轨道 容量。在优选的实施例中，轨道参数允许地面轨迹的每个活性弧段中容纳多 达12个卫星，而保持卫星之间至少2度的最小角度间隔。
本发明的另一方面，星座的每颗卫星的轨道高度低于地球同步轨道所 必需的高度。本发明的这个方面带来的好处是能够减少给定的通信容量下卫 星的尺寸和重量，降低发射需求，以及减少传输延迟。而且发射到椭圆轨道 所需的能量也小于圆形轨道，这进一步降低运载火箭的成本。
为了使由地球形状引起的摄动效应减少到最低，本发明也优选地使用 了63.4°的临界轨道倾角。这个轨道平面倾角能形成一个稳定的椭圆轨道， 其远地点始终位于同一半球的相同纬度。
在本发明的另一个方面，卫星的轨道配置使得通信设备被启动的那部 分卫星轨道离开地球赤道平面至少一个预定的值。这个特性避免了与现有地 球同步卫星圈中的卫星之间的可能的干扰，并使得分配给地球同步卫星的通 信频率可被本发明的非地球同步星座再利用。
在本发明的又一个方面，每个卫星具有一个动力系统，所述动力系统 配置成其提供的能量小于卫星上通讯设备被启动所需的能量，但大于卫星上 通讯设备不启动时所需的能量。动力系统可以把通讯设备不启动时产生的过 剩的能量储存起来，并以储存的能量补充给产生的能量以满足通讯设备启动 时的需要。在50％工作周期的优选实施例中，从这个能量保存方案带来的 卫星重量的节省是非常显著的。
在本发明的再一个方面，增加卫星到星座中以形成额外的成对的地面 轨迹，所述地面轨迹与第一和第二地面轨迹具有相同的形状，但在经度上与 之相隔一个预定的值。经向间距值为在任何时候在额外的地面轨迹对的活性 弧段中的每个卫星与其他地面轨迹对的任一个活性卫星隔开至少一个预定角 度。在优选实施例中(轨道中卫星的平均行度为3且工作系数为50％)，可 以容纳四对在每个半球具有24个活性弧段(就是12个闭合回路)，或者全 球48个活性弧段的地面轨迹。如果每个弧段中放满了最大数量的12个活性 卫星，本发明能够支持的等效非地球同步卫星空位的总数为576，或者说比 现有地球同步卫星群的3倍还多，假定最小卫星间隔为2°。

图1显示了一个在远地点附近卫星簇拥在一起的椭圆卫星轨道的基本特性。
图2为现有技术的每个轨道有一颗卫星的5个椭圆轨道的透视图。
图3为图2的现有技术的椭圆轨道地面轨迹的笛卡儿坐标图。
图4为本发明的向左倾斜的重复地面轨迹的笛卡儿坐标图。
图5为本发明的向右倾斜的重复地面轨迹的笛卡儿坐标图。
图6为本发明的图4及图5的向左及向右倾斜的地面轨迹组合起来形成封闭 泪滴形图案的笛卡儿坐标图。
图7A-7B为本发明的每个轨道有一颗卫星的6个椭圆轨道的赤道和极地透 视图。
图8为图7A-7B的基本6卫星系统的笛卡儿坐标图。
图9为与图8相同的较晚时间点的基本6卫星系统的笛卡儿坐标图。
图10为本发明的每个封闭泪滴形图案有4颗活性卫星的24卫星星座的笛卡 儿坐标图。
图11为本发明的南、北半球中各12个泪滴形图案的笛卡儿坐标图。
图12A-12B为图11的24个泪滴形图案的赤道和极地透视图。
图13为本发明的在北半球具有12个泪滴形图案、每一个有24颗活性卫星 的卫星星座的笛卡儿坐标图。
图14A-14B为本发明的典型的卫星和所使用的地面站通信设备的布置的方 框图。
图15为本发明的卫星的能量消耗方法的流程图。

本发明是指一个包括地面站和椭圆轨道中卫星星座的通讯系统，从地 球上地面站的来看所述椭圆轨道模拟许多地球同步卫星的特性。如下面要详 细说明的那样，本发明的卫星正如现有技术的系统中的那些卫星一样，处于 椭圆轨道中，并且只在接近远地点的那一部分轨道上工作。卫星的轨道参数 的调整使得这些活性弧段处于赤道区域以外的南、北半球。在先前的系统中， 当一个卫星在一个活性弧段的终点被停用时，它被另一个在弧段的起始点被 启用的卫星所取代。相应地，任何当卫星缓慢通过活性弧段时跟踪它的地面 站必须在替代卫星到达时迅速把它的天线射束重新指向弧段的起始点。
本发明使得地面站能够连续跟踪活性卫星而无需使地面站的天线射束 在离去卫星的停用位置和到达卫星的启用位置之间来回转动。如下面要详细 说明的那样，这是通过使用一个“向左倾斜”椭圆地面轨迹活性弧段连同一 个“向右倾斜”椭圆地面轨迹活性弧段来实现的。卫星轨道参数的调整使得 两个活性弧段的末端重合，一个弧段的停用点就是另一个弧段的启用点。如 下面要详细显示的那样，两个活性弧段的组合在北半球形成了一个颠倒的泪 滴形的闭合图案，或在南半球形成一个直立的泪滴形闭合图案。在北半球， 向左倾斜的卫星轨迹的活性弧段显示了卫星从南到北的运动，而向右倾斜的 弧段包含活性卫星从北到南的运动。北半球区域的由这些地面轨迹中的卫星 服务的地面观测者面向天空通常能看到高仰角的活性卫星在缓慢地沿着反时 针方向移动。在优选实施例的8小时轨道中的卫星大约每4小时发生一次的 在转换点上，地面站天线短暂地“看到”实际上处于相同方位角和仰角位置 的两颗卫星，因此，当从一个地面轨迹中的正在去活的卫星切换到另一个轨 迹中的正在激活的卫星时无需回转操纵。地面天线观察不到活性卫星位置或 天线射束方向的不连续性。地面站天线在从一个地面轨迹切换到另一个时仅 仅经历了方位角和仰角跟踪速率的变化。在优选的实施例中，切换操作是由 一个地面主控站来控制的，可以自动完成而无需中断服务。
本发明利用了椭圆轨道中地卫星在远离地球的轨道远地点附近绕行的 时间大于近地点附近绕行的时间这样一个事实。图1所示为一个有两个焦点 11和12的典型椭圆轨道10。卫星沿着椭圆10的路径绕行，地球的中心位 于焦点位置12(被占焦点)。
轨道的远地点14和近地点16分别定义为椭圆上与被占焦点最远和最 近点。椭圆的长轴18从远地点14到近地点16穿过椭圆的两个焦点。长轴 的一半称为半长轴，a；轨道周期是由这个参数唯一确定的。沿着半长轴， 从远地点14和近地点16到被占焦点的两个长度分别被称为“远地点半径” 和“近地点半径”。这些距离的差额决定了椭圆的偏心率。用半长轴a，和偏 心率e来表示，远地点半径和近地点半径为：
re＝a(1+e)；和          (1)
rp＝a(1-e)              (2)
偏心率越大，椭圆越不像圆。
椭圆轨道上卫星的位置服从开普勒第二运动定律，定律说，轨道上的 卫星在相同的时间内扫出轨道的相同面积。这导致卫星在近地点附近走得 快，在远地点附近走得慢。比如对于一个8小时轨道，卫星在远地点附近要 多花4小时以上。图2中的椭圆上的圆周表示一个卫星在均等时间间隔下环 绕轨道的运动，明显地显示出卫星是如何在远地点附近慢下来和停留一个较 长时间的。
本发明定义了一个卫星星座的系统，其选定的操作为，使得地球上需 要的地方始终跟踪着处于或接近远地点的一个卫星，并与之通讯。通过使用 同向运行轨道(其中的卫星以与地球相同的方向旋转)，在远地点的卫星可 以是看上去在天空移动非常缓慢，甚至于瞬时停顿。
虽然本发明中的卫星类似于地球同步卫星，当处于或接近远地点时看 上去几乎是静止的，典型的运动速率为8°/小时，可是每个卫星确实最终都 要离开它的活性弧段，并且，以下进一步详细叙述，要被同时进入其互补的 活性弧段的在同一地面站视线之内的另一颗卫星所取代。这个特性意味着， 本发明的每颗卫星不像地球同步卫星那样，它不是100％时间在工作的。出 了它们的活性弧段，卫星典型地不再使用它们的发射和接收性能，因此，无 需使用它们的大部分功率。
因为每颗卫星只有部分时间满负荷用电，卫星可以在非活性器件产生 和储存能量以在其活性弧段使用。因此，卫星的动力源，典型的为太阳能电 池阵列，其尺寸可以设计为只供应工作所需电力的一部分，补平的部分来源 于其轨道的非活性部分储存的能量，典型的是储存于可再充电电池。举例来 说，如果优选实施例中的一颗卫星只有50％的时间在工作，原则上，它的 动力系统可设计成从其太阳能阵列生产全负荷能量的50％(加上维持日常 功能所需的任一种能量)。这种运行模式可显著节省卫星的尺寸和重量。
在详细说明本发明的优选卫星配置之前，首先来定义这里所使用的形 容卫星轨道特性的术语。
术语“平均行度”n，是指卫星每天完成的整圈旋转数。如果此数是整 数，则卫星的地面轨迹逐日重复，每个当天的地面轨迹清除掉前一天的轨迹。 平均行度(n)一般地是一天内的小时(24)除以卫星完成一整圈轨道运动 所需的小时数。举例来说，一个每8小时完成一整圈轨道运动的卫星(“一 个8小时卫星”)的平均行度为3。整数的平均行度2，3，4具有特别适用 性，但是，本发明并不排除更高的数值。如下面要进一步详细说明的那样， 平均行度的确切整数值一般需要一个小的偏移来补偿由于地球的非圆性引起 的摄动效应，这称为“交点线的回归”。
“仰角”δ是观察者的地平线向上到卫星的夹角。处于地平线上的卫 星的仰角为0°，直接在头顶的卫星的仰角为90°。地球同步卫星的轨道在 赤道附近，从美国的许多地方看来，仰角通常在20°-30°之间。
“倾角”I或i，是卫星的轨道平面与赤道平面之间的夹角。同向轨道 卫星的运行方向与地球相同(顺时针或反时针)。对于同向轨道，倾角在0～ 90°之间。卫星反向轨道的运行方向与地球相反，因此对于反向轨道，倾角 在90～180°之间。
椭圆轨道的“临界倾角”是导致零拱点旋转速率的平面倾角。这使得 椭圆轨道很稳定，它的远地点始终呆在同一半球的同一纬度。两个倾角值满 足这个条件；同向轨道的63.435°或与之互补的反向轨道的116.565°。
“上升交点”是卫星从南半球到北半球时穿越赤道的点。上升交点的 赤经(“RAAN”)是一个在赤道平面上向东从空间中一个固定惯性轴(春分 点)到上升交点测出的角度。
本发明的星座中不同卫星的上升交点之间的经度间隔称为“S”，它在 优选实施例中是均匀的。
“近地点幅角”是指轨道平面中近地点出现的位置的角度值。0～180 度之间的近地点幅角的近地点位置位于北半球，因此卫星覆盖集中在南半 球。相反地，180-360°之间的近地点幅角地近地点位置位于南半球，因此 卫星覆盖集中在北半球。
“平近点角”，M，表示卫星通过近地点后经过的那部分轨道周期，用 度表示。举例来说，一个卫星进入一个8小时轨道2个小时后，它的平近点 角是90°(一个周期的四份之一)。对于平均行度为n的卫星，它一天的总 平近点角就是n×360°。
图2描述由虚拟地球同步卫星公司在1999年1月提交给联邦通信委员 会(FCC)的申请中提出的现有技术的系统的基本椭圆轨道卫星阵列(通常 指定为20)。在申请中提出的整个系统使用了3组这样的椭圆轨道的卫星， 其中2组覆盖北半球，1组覆盖南半球，每一组有5颗模拟地球同步卫星的 许多特性的8小时卫星。
如图2所示，虚拟地球同步卫星22处于环绕地球的椭圆轨道24中。 卫星22上的通信设备与地球地面站26和28进行通信。显示在另一个椭圆 轨道34上的虚拟地球同步卫星32也同时在与地面站36和38进行通信。
像地球同步卫星系统一样，现有技术的系统实施的虚拟地球同步卫星 实际上一直处于天空中相同的地方或地区。然而与地球同步卫星系统不同的 是，现有技术的地面通信设备并不始终与同一个卫星通信。举例来说，在图 示的实施例中，地面站26和28最初与卫星12通信，但是后来与椭圆轨道 34上的卫星32通信。当虚拟地球同步卫星处于或接近远地点时，它们相对 于地球几乎不移动。然而，这一个处于远地点的虚拟地球同步卫星22后来 移动到近地点，再后来移动到包括比如地面站36和38的地球上其他区域上 空的其他地方。现有技术的系统考虑到要被优先覆盖的具体地理位置上的运 作。举例来说，大陆可以被这个星座覆盖，但排除其他区域，诸如大陆之间 的海洋。在图示的现有技术地实施例中，比如美国，欧洲和亚洲的部分和俄 罗斯是优先覆盖的。
为了排除与地球同步轨道圈中卫星之间的干扰，现有技术系统卫星上 的通信设备当卫星处于离地球赤道平面一个预定的距离30之内时就被停 用。如以下进一步详细讨论的那样，从地球上看，这提供了地球同步卫星和 现有技术系统的卫星之间至少40°的角度间隔。
图4中描述的5颗卫星的轨道具有相同的远地点半径，近地点半径， 近地点幅角，倾角和平均行度值，但是以上升交点的赤经(RAAN)和平近 点角间隔，使得它们都跟随一个公共的地面轨迹。图5展示一个图4中上述 方法的5卫星组的，叠加在地球的等距圆柱投影上的，地面轨迹50的笛卡 儿坐标图。(请注意，单个地面轨迹38的图实际上从世界地图的左边“折过 去”到右边，给出一种多条轨迹的表象。)在这个现有技术的系统中，卫星 的平均行度为3，这样，使得每天绕行地球3圈。轨道是环绕地球的轴而均 匀地间置的，并且以平近点角的平均间隔。对于5颗卫星，以经度表示的轨 道间隔，S，均设定为72°。为了使得在5个不同轨道上的5颗卫星都跟随 同一个地面轨迹，它们的平近点角的间隔必须为S的n倍，或216°。如图 5所示，平均行度为3的卫星在地球上形成3个圈。一般来讲，地面轨迹中 的圈数等于平均行度数。圈的位置可以在经度方向朝东或朝西偏移以便对准 不同的覆盖区域，只要在维持它们的相对间隔的同时调整组内所有轨道的 RAAN即可。在现有技术的系统中，近地点的幅角为270°，这使得圈相对 于轨道的远地点对称。因为远地点在北半球，现有技术的系统显得对北半球 的覆盖有利。从图中看出，在远地点附近的每个活性弧段内的弧圈顶部有一 颗卫星40，44，46，有两颗非活性卫星42，48在活性弧段之间的位置。在 这个特殊情况下，活性弧段的端部每个都位于北纬45.1°，而中部位于北纬 63.4°，这倾角的角度相同。这在活性弧段和地球同步卫星群之间提供了一 个很大的间隔(约为40°)来隔开。图4所示每个卫星的工作周期为60％， 这意味着每个卫星以远地点为中心的60％时间是活性的。当一颗活性卫星 正要离开一个活性弧段的一个端点时，非活性卫星中的一颗出现在另一个端 点来取代它，并且从非活性状态切换到活性状态。
现有技术的系统提供了给每个活性弧段添加更多卫星和在每个半球原 有的地面轨迹的圈之间插入具有相等数量卫星的第二地面轨迹的可能性。每 个活性弧段中的每个轨道位置实际上构成一个在现有技术的系统中被称为 “V-空位”的轨道空位。然而，对于任何轨道配置这种虚拟空位的可能数量 最终受限于每个活性弧段中处于远地点附近卫星之间的间隔，以及两个相邻 地面轨迹的活性弧段相交处附近的卫星之间的间隔。已经算定，现有技术的 虚拟地球同步卫星系统能够在每个活性弧段内容纳最多14颗卫星，而仍然 保持卫星之间最小2°的间隔。如果再添加一个第二地面轨迹到南半球和北 半球，把活性弧段的总数增加到12，那么虚拟空位的最大可能数目为14×12 或168个。
因为在现有技术的系统中的所有活性卫星都是基本上从西向东朝一个 方向移动的，因此有必要在被跟踪的活性卫星到达它的转换点时把每个地面 站天线射束从活性弧段的末端转到活性弧段的始端。本发明克服了这个缺 点，而提供了相对于现有技术的系统显著的容量增加。
与现有技术的系统相比，本发明的基本组使用了布置在一对重复的地 面轨迹上的椭圆轨道卫星。图4显示了本发明的第一个基本24小时重复地 面轨迹130，其中近地点幅角落在了180°和270°之间，使得轨道椭圆不 再与地球的轴对齐，而是朝赤道“倾斜”。在所示的实施例中，远地点发生 在纬度40°附近，这样的好处使其接近这个系统可能有最大用处的中纬度 上的人口密集区。对于平均行度为3的卫星轨道，在地面轨迹中有3个弧圈。 然而，因为近地点幅角使轨道倾斜，地面轨迹的弧圈对于经度的子午线是不 对称的(如果近地点幅角是90°或270°就对称)，而是看上去向左倾斜。 用黑笔加重的活性弧段132、134、136是在每个圈的左边或西侧，与现有技 术的系统相比，主要定向在北-南方向。在所示左倾的地面轨迹中，卫星以 从南到北的方向通过活性弧段。
在所示的实施例中，活性弧段代表位于远地点两侧四分之一轨道周期 内的每个卫星的那部分卫星轨道。这意味着卫星在50％时间是活性的，在 其他的50％时间是非活性的，工作为50％。在这些弧段中的卫星在弧段的 较低末端，大约北纬20°处被启动，向北移动直至到达停用点，大约为北 纬61.5°。在大约20°纬度处的较低的弧段末端提供足够有余的与赤道平 面中的地球同步轨道卫星之间角度间隔。注意形成地面轨迹130的卫星轨道 参数经过仔细调整使得每个活性弧段132、134、136的起始点和终点位于相 同的经度子午线上。
图5显示本发明的第二个基本24小时重复的地面轨迹140，这是一个 图4所示第一基本地面轨迹的向右倾斜的版本。为了使第二地面轨迹的北圈 向右或向东倾斜，选择一个在270°和360°之间的近地点幅角。在优选的 实施例中，左倾和右倾的地面轨迹的卫星选择的近地点幅角为互补角，就是 说，地面轨迹向左和向右倾斜一个相同的值。图5中的3个活性弧段142、 144、146用黑笔加强。在这个例子中，活性弧段处于地面轨迹的北圈的右 侧，使得在这些活性弧段中的卫星向南移动。如同前面的情况，卫星的轨道 参数经过仔细调整使得每个活性弧段的起始点和终点位于同一子午线上。
图6所示为图5和图6的左倾和右倾地面轨迹130，140的组合结果。 地面轨迹的活性弧段部分也用黑笔加强以示强调。当活性弧段组合起来形成 一个闭合回路时，活性弧段的起始点和终点位于相同的子午线上的理由现在 变得清楚了。为了连续跟踪沿着闭合回路的活性卫星，有必要调整系统内的 卫星的相位，使得一个在左倾地面轨迹中的刚刚结束活性弧段部分的北向移 动的卫星在相同的地点与一个在右倾地面轨迹中的刚刚开始活性弧段的南向 移动的卫星相遇。这样，当地面主控站下令同时停用前一个卫星和启动后一 个卫星时，跟踪前一个卫星的地面站上的天线刚刚开始接收后一个卫星的信 号，并且跟随这个活性卫星的运动直至下一个转换过程发生。一个相似的转 换过程发生在靠近赤道的活性弧段的末端，其中离去的右倾轨迹的卫星被到 达的左倾轨迹的卫星所替代。
在图6所示的本发明的优选实施例中，平均行度为3的卫星实际上形 成以120°经度为间隔的覆盖北半球3个不同地区的“泪滴形”图案，在这 种情况下是人口密集区的日本和东亚，北美大陆，和西欧。当然，一个相似 的，但是颠倒放置的泪滴形图案可以放置在南半球以提供选定的地理区域的 相似的覆盖。
图7A描述本发明的6卫星的最小基本组成部件的系统的轨道，一般标 为60，这些卫星经过适当的时间相位调整以使每个闭合回路的泪滴形图案 中总是有一个可被该地理区域周围的地面天线以较大仰角看到的活性卫星 (注意图7A是一个以地球为中心的，固定投影，就是说地球不旋转)。这6 颗处于环绕地球的椭圆轨道的卫星，具有相同的远地点半径、近地点半径、 倾角和平均行度。形成左倾地面轨迹的3个卫星的轨道具有相同的近地点幅 角和平近点角，它们的RAAN以120°角度等距离间置。相似地，形成右倾 地面轨迹的3个卫星的轨道具有相同的近地点幅角和平近点角，然而，这些 值不同于左倾卫星的值。两组之间平近点角的差别为180°，以使当左倾卫 星在远地点附近时，右倾卫星在近地点附近。两组卫星近地点幅角为互补角， 就是说两个近地点幅角之和是180°。这可从下面表1看出，表1列出了图 7A所示基本6卫星组轨道要素的。轨道要素用迭代法算出，可以更加精确。 卫星#   半长轴   (千米)   偏心率   倾角   (度)   赤经   (度)   ω(度) 平近点角 (度) 1   20261   0.6458   63.41   138.5   232 180 2   20261   0.6458   63.41   18.5   232 180 3   20261   0.6458   63.41   258.5   232 180 4   20261   0.6458   63.41   100.2   308 0 5   20261   0.6458   63.41   340.2   308 0 6   20261   0.6458   63.41   220.2   308 0
                              表1-轨道要素
在图7A所示的基本的6卫星系统中，比如说轨道64的卫星62上的通 信系统在卫星处于接近远地点的活性弧段时与地面站72和74进行通信。在 分开的椭圆轨道68的卫星66处于其他地面轨迹而且是非活性的，但是在半 个轨道周期的时间后它将与地面站72和74进行通信。
图7B显示从南极向上看的同一个图7A的基本6卫星组(注意图7B 是一个在惯性空间的投影，就是说地球是旋转的)。这个透视图更清楚地显 示了当所有的椭圆轨道具有同样的基本形状时，3个向一个方向倾斜而3个 向另一个方向倾斜。
在优选实施例中，如上面讨论的那样，在一个地面轨迹中的活性弧段 的末端正在停用的卫星与互补的地面轨迹中的活性弧段的始端正在启用的卫 星在空间上处于相同位置。为了避免中途碰撞的可能性(虽然看来很遥远)， 一个细微的偏差可以被加在形成一个地面轨迹的卫星组的赤经，近地点幅角 或平近点角。以这种方式稍微改变一个或多个轨道参数使得卫星互相错过， 虽然轨道路径确实是交错的。稍微改变近地点幅角使得轨道路径在上、下相 互经过，这是更为可取的，因为它彻底避免了碰撞的可能性。很明显，只需 要很小一点偏移就可以达到所需的效果，这不会影响地面站天线同时“看到” 两个在天空中交错的卫星的能力。
图8为图7A-7B的基本6卫星系统的笛卡儿坐标图，其中处于左倾地 面轨迹130的3个卫星152、154、156正在大约北纬48°的有效通信模式 下，并正在向北移动。其他3个卫星162、164、166处于约北纬24°的其 轨道的非活性部分，处于向下一个启用位置移动的过程中。可以看出，通过 跟踪地面轨迹，每个卫星每天一次来到3个闭合回路的泪滴形图案中的每一 个，在那个泪滴中保持活性大约一个4小时的活性弧段期间。在卫星故障情 况下这个特性允许所谓的“体面降级”。与地球同步轨道系统相比，其一个 服务于给定地理区域的卫星的故障将导致整个服务区域的通信故障，而本系 统中的单一卫星故障仅导致在每个覆盖区域每24小时中4小时的停工。在 每一天中，停工在3个泪滴形图案中间轮转，不会同时影响所有的覆盖区域。
图9显示一个稍后时刻的类似图8的画面，这时南向移动的一组卫星 162、164、166已经变成活性的。在这个视图上，3个非活性卫星152、154、 156实际上在南半球，位于南纬32°，比前面的图中为非活性卫星时更接近 近地点的位置。
图10为本发明的覆盖北半球的卫星星座，在每个泪滴形图案中有4颗 活性卫星，或总数12颗卫星。在所示的例子中，大约北纬42°的6颗卫星 处于远地点。在每个泪滴形图案的末端，实际上有2颗卫星处于或接近同一 位置。一个刚刚启用，另一个刚刚停用。此外，大约南纬47°的6颗卫星 处于它们的近地点。注意这个近地点不在南纬63.4°，因为近地点幅角不等 于270°，同样道理，远地点也不在北纬63.4°。
虽然图10所示的系统为每个泪滴形图案有4颗活性卫星，但是大量如 上所述的基本6卫星组可以安置在单独一对向左和向右倾倾斜的地面轨迹 中。在泪滴形图案中，根据星际间隔临界区域出现在尖端，就是活性弧段离 开赤道最近的点。已经发现，在北向移动的路径中可以容纳多达12颗活性 卫星，加上相应的南向移动的路径中12颗活性卫星，每个泪滴形图案中可 以容纳总数为24颗的活性卫星。每个泪滴形图案最大容量的实现是基于每 个地面轨迹中的所有卫星，不论活性还是非活性，均以平近点角平均间隔。
闭合环泪滴形图案的位置可以通过增加形成成对的地面轨迹的卫星的 RAAN来随意在经度上移动。这样，所选的市场区域就可以被指明，认可这 将是一个全球系统，每个系统将要覆盖沿着经度以120°的间隔的3个相似 的区域。虽然纬向覆盖图案不能移动，这个系统本能地能够比地球同步轨道 更为有效得多地覆盖中-高纬度地区，因为这些卫星更为直接地在这些地区 上空。
通过建立沿着地球经度分布的附加地面轨迹可以使得本发明的通信系 统容量倍增。然而，泪滴形图案之间的间距必须保持在一定程度，使得一个 泪滴形图案与其最邻近的泪滴形图案之间的距离不小于2°。已经发现，在 优选实施例中，在北半球可以容纳多达12个“泪滴形图案”而不致产生任 何相互干扰，在南半球也可以颠倒的形态容纳12个。这样，在这个系统中 总共可以容纳总数24×24，或576个活性卫星。如果这个活性位置(或空 位)的数目与地球同步轨道内的180个可能空位相比，本发明的潜在全球通 信卫星容量增加了3.2倍(576/180)！
图11为上述在北半球的12个泪滴形闭合回路180和南半球的12个泪 滴形闭合回路182的笛卡儿坐标图。
图12A为从一个地球赤道平面稍微上方一点的惯性空间的同一泪滴形 图案透视图。这个图面清楚地显示地球同步轨道群184和泪滴形图案180、 182之间的角度间隔。
图12B为观察者从一个地球北极透视的惯性空间的泪滴形图案。因为 透视是从北极上面130,000英里的距离进行的，南半球中的泪滴形图案因为 更远显得更小，虽然在现实中是和北半球中的泪滴形图案一样大小。这个视 图也更为清楚地显示了本发明的卫星的轨道高度比地球同步轨道所需的高度 低得多。
图13为能够放置在北半球的12个泪滴形闭合回路，其中，24个所示 的活性卫星170占据泪滴形图案中的一个。其他图案每个都有一个所示的活 性卫星。
应当指出，包括这里描述的在内的所有椭圆轨道都受到长期摄动效应 的影响，如果不加以补偿，它会使得所需的卫星覆盖范围随着时间而漂移。 这些摄动效应来自地球的J2旋转谐波，这反映了地球不是一个完美的球体， 而是在赤道部分略鼓。两个主要效应是对于加速轨道(γ＞90°)交点线的 回归，和拱点线的旋转。对于倾角大于临界值(I在63.4°到116.6°之间) 的情况，每个卫星的近地点和远地点之间的连线(拱点线)将会回归；对于 其他的倾角(I＜63.4°或＞116.6°)的情况，拱点线将会前进。倾角正好 为临界角度63.4°或116.6°时，拱点线将会保持稳定，这是一个非常理想 的效应有利于在优选实施例中来维持远地点在选定的纬度上。对于倾斜的椭 圆轨道，会有一个交点线的回归，必须在轨道周期中作微小调整来补偿它。 在一个给定设计的卫星组中，所有卫星都受到类似的影响。这个效应要使得 轨道平面从北极看下去作顺时针旋转。如果这种事情发生，卫星将会每天稍 微提前一点时间穿过一根选定的子午线。幸亏这种效应是可以补偿的，通过 稍微减少一点组内每个卫星的周期来有效地伸展投影的地面轨迹，并使地面 轨迹在卫星的使用期内被准确地重复。
本领域的技术人员应该明白，本发明的系统具有卫星通信业务的广泛 的适用性，包括电话，宽带数据，电视分配，直接广播和移动通信，对于诸 如气象和地球资源勘探等非通信业务也一样。作为例子，图14A-14B提供 了一个可被用作电视分配和数据传输业务的本发明的卫星和地面站的方框 图。方框图显示了可被用来在如图8A中地面站62，卫星42，和地面站64 之间的通信的元件。
参考图14B，要被分配的视频信号被接收为视频输入200，并被输入到 一个处理数字编码视频信息的视频解码器202。这个数字编码影像被一个视 频多路调制器204用许多其他视频信息通道进行多路传输。合成的多路视频 206被元件208调制和正确编码，于是被发射装置210进行上转换。上转换 信号通过“A”链路被天线212发射。天线212指向卫星42，并由指向伺服 装置213来控制。
现在参考图14A，从天线212来的发射信号由卫星42的相阵天线214 加以接收。接收到的信号被接收机216中的一个检波，从这里被输入到多路 调制器218。多路调制器218的输出传送信号到脉冲转发器250，在这里接 收到的信号被翻译成在多个脉冲转发器频道之间切换的频率，或者在高频、 中频或基带上给予某种方式的处理。从脉冲转发器250，信号一般通过功率 放大器252和多路调制器254传送信号到集束形成器256。集束形成器256 驱动一个可操纵的相阵发射天线260，后者发送一个现行地球同步波段的信 号到图14B中的远程用户终端64的可操纵天线262。这个信号最好使用与 用于这种业务的现行地球同步卫星波段相同的频率。相阵天线260由一个机 载计算机按照预定和重复的路径来操纵，或者从地面操纵。在图14B中的用 户终端64，链路“D”上的信号通过可操纵天线262被接收机264接收，在 266被解调，在267被多路分解，在268被解码后，产生视频输出270。
在另一种方案中，用户终端64可以包括能够在链路“B”和“C”上双 向传输语音和数据的天线222，发射机和接收机218。相应地，中央地面站 62应该包括一个接收机和下转换器214，和支持双向传输语音和数据的设 备。典型的数据应用包括多媒体和因特网服务。
除了通信功能之外，图14A描述一个机载处理器280，它从各种不同 的参数中决定卫星的定向和卫星天线的操纵。电源290为需要用电的各个卫 星子系统和组件提供和调节稳压电源。电源290包括一个动力源，在这里为 太阳能阵列292，和一个能量储存元件，在这里为电池组294。重要的是， 本发明的太阳能阵列292的尺寸设计为提供的能量低于卫星通信功能所需的 全部能量，这个分数在这里被称为卫星的功率比。功率比取决于卫星具有的 轨道种类，以及卫星在椭圆轨道上发射多少时间。本发明的优选实施例中的 功率比为0.5，就是向一半时间向进行通信的卫星供电(即使当卫星上通信 设备被停用时，也必须产生一定数量的小额电力以维持日常功能)。另一半 时间，卫星机载的发射机和接收机是不启用的，让太阳能阵列292向充电电 池294提供能量。
图15描述本发明的卫星功率消耗方法流程图(一般标为300)。步骤302 代表从一个或多个跟踪卫星的地面站天线接收卫星轨道数据。步骤304代表 从接收到的轨道数据计算任何时候轨道中的每颗卫星的位置。这需要上面提 到的地面主控站的一个处理器把接收到的轨道数据加以记录和处理。在步骤 306，处理器判定每颗卫星是否处于它们各自的活性弧段。如果在步骤308， 判定一颗卫星刚刚离开它的活性弧段，在步骤310就发送一个指令去停止机 载的卫星通信设备。在这种场合，卫星电源290也在步骤312中受命使用太 阳能阵列292产生的电力向充电电池294充电。如果在步骤314中判定一颗 卫星刚刚进入它的活性弧段，在步骤316中就发送一个指令去启动机载的卫 星通信设备，并且在步骤318中从电源和电池中吸取必要的能量。卫星机载 的处理器中可能包括一个独立的机载装置，诸如时间程序控制器来保证卫星 通信设备不在活性弧段时被停用，从而避免与地球同步轨道中的卫星发生任 何干扰的可能性。
如指出的那样，卫星仅当处于远地点区域时才工作，这防止了与地球 同步轨道卫星群之间的干扰。在本发明中，因为覆盖区已经被优化到把卫星 逗留大部分时间的远地点，位于南、北半球人口高密度地区上空，因此活性 轨道弧段是远离赤道的。本发明将允许现有地球同步轨道卫星的频率分配被 更多次重复使用，帮助缓解世界范围对稀缺频谱资源的紧张压力。
除了避免与地球同步轨道中的卫星的可能干扰，本发明提供了活性弧 段中卫星的高仰角。最大仰角实质性地降低了负面影响与地球同步卫星通信 的大气效应，阻塞和多径。这些优点对于高频带(如20-100GHz)卫星通信 特别有吸引力，在那里大气衰减成为主要障碍。
虽然本发明的卫星系统在许多方面像一个地球同步卫星系统，系统内 的卫星是在一个明显较低的高度上运行。地球同步卫星运行在36,000公里 高度上，而本发明的8小时卫星在它们的活性弧段内运行在约21,000到26,000 公里之间的高度上。因为椭圆轨道中卫星的通信链路的路径损失显著小于地 球同步轨道的路径损失，卫星上通信设备的动力和天线尺寸可以相应缩小。
低轨道高度对卫星发射成本也有好处。不像地球同步卫星，卫星的椭 圆轨道不需要远地点发动机来把它们推送到最终轨道。单这一个因素就减少 了大约一半的卫星所需运载火箭的发射升空力。另外，上述卫星电源和通信 系统尺寸和重量的减少，从发射成本的观点考虑，都属于本发明的优点。
应当指出的是，不像地球同步轨道中的卫星，优选实施例的卫星必须 加入一个6的增量，填充到全球均匀间隔的3个泪滴形图案。然而，基于上 述理由，建造和发射在一个基本组内的6颗卫星的费用应当比提供等效全球 服务的3颗地球同步卫星有利得多。
使用本发明的方案显著地简化了非地球同步轨道卫星的跟踪。地面站 天线看起来只要跟踪头顶天空中一个粗略圆形的闭合回路中单一一颗活性卫 星，在卫星转换发生时，无需断开连接来转向一个新位置，这个特点使得本 发明成为更有吸引力的地球同步卫星的竞争者。此外，本发明增加了用于各 种应用的可用的全球通信容量，而不干扰现有地球同步卫星群，提供了一个 相对于地球同步系统具有更高的平均仰角和更低的传输延迟的全球通信卫星 系统，和提供了相对于地球同步系统的更低的建造和发射成本的总价。
虽然这个发明借助图示的实施例来说明的，说明的内容不仅限于狭义 的解释。图示实施例的各种改进与组合以及本发明的其他实施例，通过参考 说明书对于本领域的技术人员将是显而易见的。所以，下列的权利要求应当 包括任何这样的修改或实施例。