BR112013007565B1 - método e sistema de satélite para latitudes circumpolares - Google Patents

Abstract

MÉTODO E SISTEMA DE SATÉLITE PARA LATITUDES CIRCUMPOLARES. A presente invenção se refere a sistemas de satélite e, mais especificamente, à provisão de um sistema de satélite para monitoramento de clima e intempéries, aplicações de comunicações e pesquisa científica em altitudes superiores, referida como uma região circumpolar e definida aqui como a área com latitudes maiores d o que 60°, quer seja no hemisfério norte ou no hemisfério sul. Ao contrário dos ensinamentos na técnica foi descoberto que um sistema de satélite e método podem ser providos utilizando satélites em órbitas siderais de 24 horas (geossíncronas) com inclinações (70° a 90°), planos orbitais, ascensões e excentricidades corretas (0,2750,45) escolhidas para otimizar a cobertura de uma área de serviço específico localizada em elevadas latitudes. Uma constelação d e dois satélites pode prover cobertura contínua da região circumpolar. Os satélites nessa órbita evitam a maioria dos cinturões de Van Allen.

Description

Campo da Invenção

[001] A presente invenção se refere aos sistemas de satélite e, mais especificamente, à provisão de um sistema de satélite e método para monitoramento de clima e intempéries, aplicações de comunicação, pesquisa científica e tarefas similares em latitudes superiores, sejam no hemisfério norte ou no hemisfério sul.

Descrição da Técnica Anterior

[002] Satélites de monitoramento meteorológico e satélites de comunicação estão normalmente localizados na Órbita Terrestre Geoestacionária - (GEO) ou Órbita terrestre baixa (LEO). Os satélites GEO parecem estar sem movimento no céu, provendo ao satélite uma vista contínua de uma determinada área na superfície da Terra. Infelizmente, tal órbita só pode ser obtida mediante colocação do satélite diretamente acima do equador da Terra (latitude de 0°), com um período igual ao período de rotação da Terra, uma excentricidade orbital de aproximadamente zero e em uma altitude de 35.789 km. Embora tais órbitas sejam úteis em muitas aplicações, elas são muito deficientes na cobertura de latitudes superiores (não muito úteis acima da latitude de 60° para monitoramento de clima e intempéries nem acima de latitude de 70° para comunicações móveis seguras). Os sensores óticos em um satélite de monitoramento meteorológico GEO, por exemplo, enxergariam latitudes superiores em um ângulo insuficiente (isto é, um “ângulo de elevação” baixo) que ele não poderia coletar dados úteis. Os enlaces de satélites de comunicações GEO se tornam inseguros ou falhos a medida em que o ângulo de elevação para o satélite diminui com latitude crescente.

[003] Satélites de Órbita Terrestre Baixa (LEO) são colocados em órbitas circulares em baixas altitudes (inferiores a 2.000 km) e podem prover cobertura contínua da região circumpolar, mas isso requer muitos satélites uma vez que cada um deles está sobre a região por um período de tempo relativamente pequeno. Um exemplo operacional é o sistema Iridium o qual utiliza uma constelação de 66 satélites. Embora prático para comunicações de largura de banda relativamente pequena, o mesmo não é eficaz em termos de custo para comunicações em banda larga ou para monitoramento de clima e intempéries o que requer cargas úteis grandes e caras a serem colocadas em cada satélite. Devido ao custo de construção, lançamento e manutenção de cada satélite isso é uma forma muito cara de fornecer cobertura contínua de satélite de uma área geográfica específica.

[004] Órbitas Altamente Elípticas (HEO) tal como a órbita Molniya e a órbita Tundra clássica podem prover melhor cobertura de elevadas latitudes com um número menor de satélites, porém as duas órbitas são problemáticas.

[005] Órbitas Altamente Elípticas (HEO) são aquelas em que um dos focos da órbita é o centro da Terra. A velocidade de um satélite em uma órbita elíptica é uma função declinante da distância a partir do foco. Dispor o satélite para se deslocar próximo à Terra durante uma parte de sua órbita (o perigeu) fará com que ele se desloque muito rapidamente a cada vez, enquanto que na outra extremidade da órbita (o apogeu), ele se deslocará muito lentamente. Um satélite colocado nessas órbitas gasta a maior parte de seu tempo sobre uma área escolhida da Terra, um fenômeno conhecido como “permanência em apogeu”. O satélite se desloca de forma relativamente lenta sobre as áreas de interesse, e rapidamente sobre as áreas que não são de interesse.

[006] O plano orbital de um HEO é inclinado com relação ao equador da Terra. Uma inclinação próxima de 63,4° é escolhida para minimizar a exigência para o sistema de propulsão a bordo do satélite para manter o apogeu acima da área de serviço.

[007] A órbita Molniya é um HEO com um período orbital de aproximadamente 12 horas. A atitude no perigeu de uma órbita Molniya é baixa (da ordem de 500 km acima da superfície da Terra) e a órbita passa através do cinturão de Van Allen. O cinturão de Van Allen são cinturões de partículas carregadas energéticas (plasma) em torno da Terra, que são mantidas no lugar pelo campo magnético da Terra. Células solares, circuitos integrados e sensores são danificados pelos níveis de radiação nesses cinturões, mesmo se eles forem “endurecidas” ou outras medidas de segurança forem implementadas, por exemplo, desligando os sensores ao passar através das regiões de radiação intensa. Apesar desses esforços, os satélites que podem de outro modo ter uma vida esperada de 15 anos terão apenas aproximadamente 5 anos de vida útil se eles tiverem que se deslocar regularmente através do interior do cinturão de Van Allen de prótons de energia elevada (o cinturão externo de elétrons é menos problemático). Essa vida reduzida dos satélites torna os sistemas Molniya muito caros.

[008] A órbita Tundra clássica também é uma órbita altamente elíptica, com a mesma inclinação que a Molniya (63,4°). A mesma também é uma órbita geossíncrona com um período orbital de um dia sideral (aproximadamente 24 horas). O único sistema operacional na órbita Tundra é Sirius Satellite Radio, o qual opera uma constelação de três satélites em planos diferentes, cada plano de satélite deslocado em 120°, para prover a cobertura que eles desejam para seu sistema de difusão por rádio. Dois satélites em órbita Tundra clássica poderiam não prover cobertura contínua de uma região circumpolar.

[009] Mesmo em virtude dos problemas com a Molniya (vida útil prevista curta) e os clássicos sistemas Tundra (exigindo mais do que dois satélites para cobertura circumpolar), os versados na técnica sustentam o uso desses sistemas em tais aplicações. Por exemplo: • Um documento atual da NASA ("The case for launching a meteorological imager in a Molniya orbit" de Lars Peter Riishojgaard, Global Modeling and Assimilation Office), assegura que a forma mais eficaz de prover um sistema de satélite para monitoramento meteorológico em elevadas latitudes é a de utilizar um sistema Molniya: http://www.wmo.int/pages/progwww/OSY/Meetings/ODRRGOS- 7/Doc7-5(1).pdf • Um documento da Agência Espacial Europeia ("HEO for ATM; SATCOM for AIR TRAFFIC MANAGEMENT by HEO satellites", Final Report, 2007) conclui que uma órbita Tundra precisaria de mais satélites do que Molniya, para cobertura das latitudes setentrionais para aplicações de Gerenciamento de Tráfego Aéreo (ATM); e • Uma apresentação na International Communications, Navigations and Surveillance Conference, 2009, "SATCOM for ATM in High Latitudes", Jan Erik Hakegard, Trond Bakken, Tor Andre Myrvoll, conclui que três satélites na órbita Tundra seriam exigidos para ATM em elevadas latitudes. Vide: http: //icns. org/media/2009/05/presentations/Session K C0mmu nications FCS/01-Hakegard.pdf

[0010] Há, portanto, a necessidade de um sistema e métodos aperfeiçoados de satélite para prover coberturas de elevadas latitudes, particularmente para monitoramento meteorológico e aplicações de comunicação.

[0011] Sumário da Invenção

[0012] Um objetivo da invenção é o de prover sistema e métodos de satélite aperfeiçoados para prover cobertura contínua da região circumpolar, que aliviam os problemas descritos acima.

[0013] Contrário aos ensinamentos na técnica foi determinado que um sistema e método de satélite podem ser providos utilizando-se satélites em 24 órbitas de horários siderais (geossíncrona) com inclinações, planos orbitais, ascensões e excentricidades corretas escolhidas para otimizar a cobertura de uma área de serviço específica localizada em elevadas latitudes. Uma constelação de dois satélites pode prover cobertura contínua da região circumpolar. As órbitas de satélites evitam o cinturão interno de Van Allen de prótons de energia elevada e podem alcançar uma vida útil prevista de 15 anos ou mais.

[0014] Em uma modalidade da invenção é provido um sistema de satélite para observação da Terra e comunicações, compreendendo: uma constelação de dois satélites, que em conjunto proveem cobertura contínua de aproximadamente 20° de elevação ou mais por toda uma área de serviço geográfica acima de 60° de latitude; cada satélite tendo uma inclinação orbital entre aproximadamente 70° e 90° e uma excentricidade orbital entre aproximadamente 0,275 e 0,45; e uma estação base para transmitir para, e receber sinais da constelação de dois satélites.

[0015] Em outra modalidade da invenção é provido um método de operação para um sistema de satélite para observação da Terra e comunicações, compreendendo: prover uma constelação de dois satélites, os quais em conjunto proveem cobertura contínua de aproximadamente 20° de elevação ou mais por toda uma área de serviço geográfica acima de 60° de latitude, cada satélite tendo uma inclinação orbital entre aproximadamente 70° e 90° e uma excentricidade orbital entre aproximadamente 0,275 e 0,45; e prover uma estação base para transmitir para e receber sinais a partir da constelação de dois satélites.

[0016] Em uma modalidade adicional da invenção é provida uma estação base de satélite, compreendendo: mecanismos de comunicação para transmitir e receber sinais para e a partir de uma constelação de dois satélites, que em conjunto proveem cobertura contínua de aproximadamente 20° de elevação ou mais por toda uma área geográfica de serviço acima de aproximadamente 60° de latitude; e mecanismos de controle de voo para controlar órbitas da constelação de dois satélites, cada satélite tendo uma inclinação orbital entre aproximadamente 70° e 90° e uma excentricidade orbital entre aproximadamente 0,275 e 0,45.

[0017] Ainda em uma modalidade adicional da invenção é provido um satélite compreendendo: mecanismos de comunicação para transmitir e receber sinais para e a partir de uma estação base; uma carga útil de observação e comunicação da Terra para servir uma área de serviço geográfica acima de 60° de latitude, com uma elevação de aproximadamente 20° ou maior; e mecanismos de controle de voo para controlar uma órbita para ter uma inclinação orbital entre aproximadamente 70° e 90° e uma excentricidade orbital entre aproximadamente 0,275 e 0,45.

[0018] Outros aspectos e características da presente invenção ficarão evidentes para aqueles versados na técnica a partir de uma análise da descrição detalhada a seguir quando considerada em conjunto com os desenhos.

Breve Descrição dos Desenhos

[0019] Essas e outras características da invenção se tornarão evidentes a partir da descrição seguinte na qual se faz referência aos desenhos anexos em que:

[0020] A Figura 1 apresenta um mapa da área geográfica a ser coberta, nesse exemplo para o hemisfério norte, a área acima de 60° ao norte.

[0021] A Figura 2 mostra o gráfico de saída de uma ferramenta de software de órbita de satélite, indicando a percentagem de tempo em que o critério de um ângulo de elevação mínimo de 20° é encontrado por toda a área. Nesse exemplo o hemisfério norte acima de uma latitude de 50° ao norte é mostrado como tendo ligeiramente menos do que 100% de cobertura. O gráfico da cobertura percentual da área acima de 60° indica 100% de cobertura.

[0022] A Figura 3 mostra dois satélites em uma órbita elíptica de 24 horas exemplar, inclinada 90°. Os satélites estão no mesmo plano separados em aproximadamente 12 horas.

[0023] A Figura 4 é um diagrama simplificado dos cinturões de radiação de Van Allen, indicando o cinturão interno de prótons e o cinturão externo de elétrons.

[0024] A Figura 5 mostra o traçado terrestre de dois satélites no mesmo plano orbital, em uma modalidade da invenção. O traçado terrestre é repetido diariamente.

[0025] A Figura 6 apresenta uma arquitetura de rede exemplar para implementar a invenção.

[0026] As Figuras 7 e 8 são gráficos que mostram a Dose de Ionização Total (TID) para que a órbita da invenção seja menor do que aquelas das órbitas geoestacionárias e Molniya.

[0027] A Figura 9 apresenta um arranjo de carga útil exemplar para um veículo de lançamento.

[0028] A Figura 10 apresenta um fluxograma de um método exemplar de implementação da invenção.

[0029] A Figura 11 apresenta um diagrama de blocos de um Gateway exemplar em uma modalidade da invenção.

[0030] A Figura 12 apresenta um diagrama de blocos de um satélite exemplar em uma modalidade da invenção.

[0031] Numerais de referência similares são usados em diferentes figuras para denotar componentes similares.

Descrição Detalhada da Invenção

[0032] Contrário aos ensinamentos na técnica foi determinado que um sistema e método de satélite podem ser providos utilizando-se satélites em órbitas siderais de 24 horas (geossíncronas) com inclinações, planos orbitais, ascensões e excentricidades corretas escolhidas para otimizar a cobertura de uma área de serviço específica localizada em elevadas latitudes. Uma constelação de dois satélites pode prover cobertura contínua da região circumpolar, que é definida como a área com mais do que 60° de latitude quer seja no hemisfério norte ou no hemisfério sul (vide Figura 1, a qual identifica a área de latitude de 60° do hemisfério norte). Os satélites nessa órbita evitam o cinturão interno de Van Allen de prótons de energia elevada.

[0033] Por exemplo, conforme mostrado na Figura 2, uma constelação de dois satélites em uma inclinação de 90° e 0,3 de excentricidades, proverá um ângulo de elevação mínimo de 20° para a área inteira acima de 50° ao norte, a maior parte do tempo com a cobertura percentual de área em um ângulo de elevação de no mínimo 20° nunca inferior a 96,5%. O “ângulo de elevação” se refere ao ângulo de linha de visada entre o solo e o satélite conforme medido a partir do horizonte. O ângulo de elevação mínimo que os instrumentos de monitoramento de clima e intempéries deve ter para dados precisos está tipicamente nas proximidades de 20°. Outras modalidades exemplares da invenção são descritas em seguida.

[0034] O sistema Tundra clássico não fornece cobertura contínua da região circumpolar. Mediante aumento da excentricidade, causando um apogeu superior, a exigência de cobertura pode ser satisfeita. Contudo, maior altitude acima da área de cobertura requer antenas maiores e sensores no satélite. Mais importante, o perigeu é baixado fazendo com que os satélites passem através de uma porção maior dos cinturões de Van Allen, reduzindo sua vida operacional. Apenas mediante modificação tanto da excentricidade quanto da inclinação é que se pode prover a cobertura de região circumpolar desejada em uma altitude razoável, com exposição mínima aos cinturões de Van Allen. Outros parâmetros do sistema são como a seguir:

[0035] Inclinação: A inclinação é o ângulo entre o plano orbital dos satélites, e o plano que passa através do equador da Terra. A inclinação pode ser apenas ligeiramente maior do que 63,4° em algumas modalidades, mas está entre 80° e 90° para a maioria das aplicações que exigem cobertura circumpolar. A Figura 3 mostra um diagrama simplificado de dois satélites, separados em 180°, em uma órbita HEO com uma inclinação de 90°. Um satélite 300 está no apogeu da órbita, passando através do eixo 310 da Terra 320 no hemisfério norte, enquanto que o segundo satélite 330 está no perigeu passando através do eixo 310 no hemisfério sul.

[0036] Excentricidade: a excentricidade é o formato da trajetória elíptica dos satélites, que determina a altitude do apogeu (a mais alta altitude) e do perigeu (a altitude mais baixa). A excentricidade é escolhida para ter um apogeu suficientemente elevado sobre a área de serviço de modo que os satélites sejam capazes de prover a cobertura necessária pelo período exigido de sua órbita. Maior excentricidade aumenta a altitude do apogeu, o que deve ser superada com maior energia, ganho de antena ou ótica maior no satélite. Excentricidades maiores (acima de aproximadamente 0,34), também aumentam a exposição aos cinturões de Van Allen.

[0037] Altitude: É desejável ter um apogeu tão baixo quanto possível acima da área de cobertura uma vez que a faixa aumentada afeta negativamente a energia requerida e/ou a sensibilidade dos instrumentos de satélite. No perigeu evidentemente, uma altitude suficientemente elevada deve ser alcançada para minimizar a exposição aos cinturões de Van Allen. Conforme mostrado na Figura 4, os cinturões de Van Allen compreendem um toro de campos em torno da Terra 320. Os cinturões de maior interesse são os cinturões internos de prótons carregados 410. Conforme será explicado, os cinturões externos de elétrons 420 são de interesse secundário.

[0038] Local/Número de Satélites: Um plano orbital com dois ou mais satélites é a implementação preferida. Isso permite múltiplos satélites lançados a partir de um único veículo de lançamento, ou aumento do número de satélites no mesmo plano para redundância e/ou desempenho aperfeiçoado. Por exemplo, embora apenas dois satélites sejam exigidos, pode ser conveniente lançar um terceiro satélite redundante no caso de um satélite falhar. Como todos os três satélites estão no mesmo plano, é mais fácil colocar na posição apropriada e ativar o terceiro satélite quando exigido. Esse tipo de redundância não pode ser realizado em sistemas que utilizam diferentes planos orbitais para seus satélites.

[0039] Argumento de Perigeu: O Argumento de Perigeu descreve a orientação de uma órbita elíptica com relação ao plano equatorial da Terra. Para serviço para a região circumpolar norte (por exemplo, latitudes maiores do que 60° ao norte), o argumento do perigeu está nas proximidades de 270° de modo que o apogeu está no hemisfério norte e o perigeu está no hemisfério sul. Para serviço para a região circumpolar sul (por exemplo, latitudes maiores do que 60° sul), o argumento do perigeu está nas proximidades de 90° de modo que o apogeu está no hemisfério sul e o perigeu está no hemisfério norte.

[0040] Longitude do Nó Ascendente: Em termos simples, a Longitude do Nó Ascendente descreve onde o plano orbital cruza o equador da Terra. A Longitude do Nó Ascendente se torna um fator na especificação da órbita se for desejado deslocar (bias) a cobertura em direção a um subconjunto da região circumpolar, ou otimizar a observação da Terra pelo satélite para uma situação com melhor iluminação de luz solar, como exemplos.

[0041] Período Orbital: O período orbital é preferivelmente de aproximadamente 24 horas, mas essa órbita pode ser ajustada para prover a cobertura exigida em períodos acima e abaixo de 24 horas e ainda obter cobertura contínua da região circumpolar.

[0042] Traçado terrestre: Na modalidade preferida os dois satélites estão no mesmo plano orbital e cada um deles segue repetidamente um traçado terrestre diferente. Para uma constelação de dois satélites, o faseamento ou espaçamento dos satélites no plano orbital é tal que o tempo entre seus respectivos apogeus é de aproximadamente metade do período orbital. Vide a Figura 5 que mostra os traçados terrestres para uma modalidade exemplar de dois satélites no mesmo plano, com uma inclinação de 90° e uma excentricidade de 0,3.

[0043] Controle de Órbita: constelações de satélite da invenção experimentam mudanças nos parâmetros orbitais anteriormente mencionados com o passar do tempo devido ao achatamento da Terra, forças gravitacionais do sol e da lua, e pressão de radiação solar. Essas podem ser compensadas pelo sistema de propulsão a bordo do satélite. A forma em que isso é feito, é descrita em seguida.

[0044] Estações Base: Conforme mostrado na Figura 6, o sistema inclui uma rede de comunicações baseada em Terra 620, satélites 300, 330 com funcionalidade de comunicações, observação da Terra e/ou cargas úteis científicas, e pelo menos uma estação base ou Gateway 610. É exigido à estação base ou Gateway 610 que se obtenham dados a partir do satélite 300, 330 e para realizar Telemetria, Rastreamento & Controle (TTC). Antenas direcionais seriam usadas devido à sua maior eficiência, exigindo que a(s) estação(ões) base 610 rastreie(m) os satélites 300, 330 através do céu. A tecnologia de rastreamento é bem conhecida na técnica, embora tivesse que ser modificada para acomodar o sistema de dois satélites da invenção. O handoff de um satélite para o próximo à medida que eles se deslocam pelo céu, não exigiria qualquer interação para o usuário. O handoff pode ser afetado utilizando-se técnicas conhecidas, embora elas tivessem que ser otimizadas para essa implementação.

[0045] Comunicações em duas vias, em tempo real, são possíveis apenas quando o satélite é mutuamente visível para ambos, um Gateway 610 e um elemento da rede de comunicação baseada em Terra 620. Essa rede 620 consiste nos terminais de satélite, fixos e móveis, que se comunicam com o satélite. A transferência de dados gerada pelas cargas úteis de satélite é possível apenas quando o satélite é visível para um Gateway 610. É possível aumentar o número de Gateways 610 estrategicamente colocados para obter enlaces contínuos entre um satélite 300, 330 e pelo menos um Gateway 610. Os satélites 300, 330 também podem ter funcionalidade de “armazenar e emitir” permitindo que o satélite armazene SOE e outros dados quando comunicações para uma infraestrutura de Gateway não é possível. Os dados armazenados podem ser então retransmitidos para o segmento terrestre quando as comunicações são possíveis entre o satélite e o Gateway.

[0046] Evitar uma grande parte dos cinturões de Van Allen aumenta a vida útil prevista dos satélites. Mediante uso dessa invenção, lançamentos menos frequentes são exigidos para restabelecer a constelação de satélites e há um número menor de restrições no modelo e operação das comunicações, cargas úteis científicas e de observação da Terra.

[0047] A dinâmica de voo (isto é, ajustes exigidos para manter o satélite na órbita desejada) dos satélites em tal sistema seria diferente daquela de outros sistemas de satélite, mas a forma na qual esses problemas são tratados seria em grande parte a mesma. Isto é, a trajetória de voo do satélite poderia ser atrapalhada, por exemplo, pela atração gravitacional da lua e do sol, pressão de radiação solar e achatamento da Terra. São conhecidos os sistemas de software de computador para gerenciar outros sistemas de voo de satélite e poderiam ser facilmente modificados para acomodar as órbitas descritas aqui.

[0048] Pretende-se que o sistema seja usado inicialmente em um modo de comunicação de duas vias, nessas bandas de satélite: Zona-L (1-3 GHz); Zona X (aproximadamente 7-8 GHz); Banda Ku (aproximadamente 11-15 GHz), e Banda Ka (aproximadamente 17-31 GHz). Correção de erro, codificação e retransmissão de pacotes perdidos/corrompidos também seriam usadas.

[0049] As vantagens do sistema incluem pelo menos o seguinte: • apenas dois satélites são exigidos, ao contrário dos três satélites exigidos pelos sistemas Tundra clássicos, e muitos mais exigidos pelos sistemas LEO para cobertura circumpolar completa; • esse sistema minimiza exposição aos cinturões de Van Allen, proporcionando aos satélites uma vida útil mínima de 15 anos ao invés da vida útil esperada de 5 anos para o satélite em um sistema Molniya; • a cobertura contínua necessária da região circumpolar para observação da Terra e comunicações em banda larga pode ser provida, ao contrário dos sistemas GEO que não podem prover tal cobertura; e • a altitude no perigeu seria de aproximadamente 24.000 km, e comunicações não contínuas e observação da Terra são possíveis na outra região circumpolar.

Diversas Modalidades

[0050] Os principais impulsionadores para essa invenção podem ser resumidos como a seguir: • Aplicações de Observação da Terra e Científica (SEO) e Comunicação/Difusão (COM) • Área de cobertura exigida pela carga útil de SEO e/ou COM • Ângulo de elevação mínimo exigido pela carga útil de SEO e/ou COM • Cobertura em percentagem de tempo exigida a partir da carga útil de SEO e COM.

[0051] Conforme mostrado na Tabela 1, os parâmetros para algumas modalidades exemplares da invenção seriam como a seguir: TABELA 1 - APLICAÇÕES DA INVENÇÃO

[0052] A Sub-aplicação 1 serve para Satélites para serviços “apenas de comunicação” para as duas regiões Polares. Observe que a excentricidade nessa aplicação foi relaxada de 0,3 para 0,275. Isso é permissível porque a aplicação COM pode acomodar um ângulo de elevação mais baixo do que a aplicação SEO. Vantagens dos parâmetros para essa modalidade incluem o seguinte: o Com um satélite dedicado apenas para comunicações (isto é, nenhuma carga útil SEO), uma maior carga útil de comunicação seria possível, permitindo, como exemplos: maior capacidade, redundância, antenas maiores ou mais bandas de frequência; o O tamanho do satélite pode ser reduzido, diminuindo os custos totais; o Possibilidade de um único lançamento para múltiplos satélites; e o Possibilidade de carregar mais combustível, portanto ciclo de vida mais longo do satélite.

[0053] Sub-aplicação 2 é a mesma que a aplicação Principal exceto que o apogeu é colocado sobre o Polo Sul que se que se torna a principal área de serviço.

[0054] Sub-aplicação 3 é a mesma que a Sub- aplicação 1 exceto que o apogeu é colocado sobre o Polo Sul que se torna a área de serviço principal. Evidentemente, essa aplicação tem as mesmas vantagens que a Sub-aplicação 1.

[0055] Embora uma inclinação de 90° tenha sido considerada como vantajosa, esse parâmetro pode ser relaxado para uma faixa de inclinação de aproximadamente 70° a 90° conforme mostrado nas Sub-plicações 4 e 5. Mesmo com o relaxamento desse parâmetro, essa aplicação ainda provê as seguintes vantagens: o Cobertura da região circumpolar inteira acima de 60° é possível, mas o apogeu deve aumentar com inclinação decrescente; por exemplo, um aumento em apogeu a partir de 48.100 km a 50.100 km resulta de uma diminuição na inclinação de 90° para 80°. Embora 2.000 km seja uma pequena diferença percentual, ela é suficientemente significativa para tornar a órbita de 90° preferível. A altitude mais próxima resultará em dados científicos mais precisos e melhor resolução a partir do equipamento de observação da Terra; e o Satélites não inclinados em 90° podem operar em diferentes planos orbitais tornando possível um único rastreamento do solo.

[0056] A Tabela 2 abaixo mostra a excentricidade mínima (isto é, altura mínima de apogeu) exigida para atender à exigência de cobertura circumpolar indicada para uma faixa de inclinações de plano orbital em conformidade com as Sub-aplicações 4 e 5, e inclinações inferiores em geral.

[0057] Para essa tabela, a exigência de cobertura circumpolar é definida como 100% de cobertura para 100% do tempo da região circumpolar acima de 60° ao norte (ou abaixo de 60° ao sul para a região circumpolar do sul) em um ângulo de elevação mínimo de 20° (equivalente a um ângulo máximo de incidência de 70°). TABELA 2 - ANÁLISE DE INCLINAÇÕES ELEVADAS

[0058] A diminuição da inclinação aumenta a excentricidade exigida. Contudo, isso resulta em uma altura de Apogeu que aumentará a perda de trajetória para uma carga útil de comunicação e reduzirá a resolução obtida por uma carga útil de observação da Terra. Portanto, para tais aplicações, é preferida a faixa de inclinação de aproximadamente 80 a 90°.

[0059] O aumento da excentricidade acima de um mínimo exigido para uma determinada inclinação aumentará a área que pode ser coberta continuamente, nesse caso até abaixo do contorno de latitude de 60°. Controle De Órbita

[0060] As constelações de satélite dessa invenção experimentarão mudanças nos parâmetros orbitais anteriormente mencionados com o passar do tempo devido ao achatamento da Terra, forças gravitacionais do sol e da lua, e pressão de radiação solar. Essas podem ser compensadas mediante realização de periódicas manobras de correção de órbita utilizando o sistema de propulsão a bordo do satélite. O parâmetro principal de interesse é o Argumento de Perigeu.

[0061] Para inclinações de órbita superiores a 63,4°, o argumento de perigeu tenderá a mudar (diminuir) em uma taxa razoavelmente constante, devido (principalmente) ao achatamento da Terra. À medida que aumenta a inclinação a partir de 63,4° para 90°, aumenta-se a taxa de mudança do argumento de perigeu (w) . Para manter o serviço para a calota polar norte, o apogeu orbital deve ser mantido próximo ao ponto mais ao norte da trilha terrestre (correspondendo à w = 270°); portanto, manobras de “manutenção de estação” serão realizadas para controlar o argumento de perigeu. Essas manobras serão similares às manobras leste-oeste de queima dupla que são realizadas para controlar a excentricidade de um satélite geoestacionário, porém serão consideravelmente maiores.

[0062] A taxa na qual se muda o argumento de perigeu é uma função completa da inclinação orbital, excentricidade, eixo semi-principal e ascensão direta do nó ascendente (RAAN). Observe que a órbita Molniya clássica com uma inclinação de 63,4° não está isenta das mudanças de argumento de perigeu devido aos efeitos gravitacionais do sol e da lua; o argumento de perigeu Molniya pode diminuir em 2°/ano, dependendo da RAAN. Para a órbita da invenção a magnitude da taxa de argumento de perigeu é maior. Em uma inclinação de 63,4° a taxa pode exceder 6°/ano, e em uma inclinação de 90° a taxa é de 8,3°/ano.

[0063] Uma única correção ao argumento de perigeu pode ser aplicada mediante realização de duas manobras “delta-v” em lados opostos da órbita aproximadamente a meio caminho entre o apogeu e o perigeu (“delta-v” é simplesmente um termo aeroespacial para uma mudança em velocidade). Com a manobra que é realizada a medida que o satélite se desloca para o sul em direção ao perigeu, propulsores serão disparados para prover um delta- v retrógrado para reduzir a velocidade orbital, fazendo com que o argumento de perigeu aumente. Com a manobra que é realizada a medida que o satélite se desloca para o norte em direção ao apogeu, os propulsores serão disparados para prover um delta-v progressivo para aumentar a velocidade orbital, o que também aumentará o argumento de perigeu. As duas manobras serão realizadas com separação de meia órbita; a ordem na qual as manobras são realizadas não importará. As mudanças de velocidade das duas manobras serão aproximadamente iguais para evitar mudanças indesejadas para o período orbital.

[0064] O tamanho de cada correção de argumento de perigeu será determinado pela propulsão e duração das duas manobras. Como as manobras mais longas são menos eficientes, será preferível realizar manobras frequentes de curta duração ao invés das manobras menos frequentes de longa duração. Para satélites equipados com sistemas de propulsão química (bi-explosivo), a propulsão que pode ser obtida será suficientemente grande para permitir vários dias ou até mesmo semanas entre pares de manobra. Para satélites utilizando propulsores de íon de baixa propulsão de alta eficiência, as manobras podem ser realizadas durante cada giro orbital.

[0065] Com o passar do tempo, se deixados descontrolados os outros parâmetros de órbita começarão a desviar de seus valores nominais devido às forças perturbadoras do achatamento da Terra e gravidade lunar/solar. Os dois elementos orbitais clássicos “em plano”, restantes, eixo semi-principal e excentricidade, tenderão a se mover muito lentamente e de forma irregular, e podem ser controlados com explosão adicional virtualmente zero mediante ligeiro ajuste dos locais e diferença em magnitudes das manobras de queima dupla que são realizadas para controlar o argumento de perigeu.

[0066] Dos dois elementos clássicos “fora de plano”, a inclinação também tenderá a mudar muito lentamente, e como ela não é um parâmetro crucial, não precisará ser controlada. A RAAN, como o argumento de perigeu, tenderá a mudar em uma taxa razoavelmente constante, resultando em uma precessão lenta, porém estacionária do plano orbital sobre o Polo Norte. O sinal e a magnitude da taxa RAAN serão determinados pela inclinação e pelo valor RAAN inicial. Para a configuração preferida com dois ou mais satélites no mesmo plano orbital, a precessão do plano orbital não afetará a cobertura da região polar, de modo que nenhuma manobra será exigida para controlar a RAAN. (Observe que o efeito de uma taxa pequena, constante na RAAN sobre a cobertura em qualquer ponto do solo pode ser facilmente compensada pelo ligeiro deslocamento do período de órbita médio a partir exatamente de um dia sideral para manter uma trilha terrestre fixa.) Para uma constelação na qual os satélites são mantidos em dois ou mais planos orbitais, manobras de “cruzamento de trilha” infrequentes podem ser realizadas nos apogeus orbitais para manter a separação nodal entre os planos. Radiação

[0067] As órbitas selecionadas para essa invenção permitem que os satélites evitem o cinturão de radiação de Van Allen interno de prótons de energia elevada. Os satélites nessa órbita ainda passarão através do cinturão de radiação externo menos severo de elétrons. Partículas de próton são muito mais pesadas do que as partículas de elétron assim elas podem criar muito mais dano. É difícil senão impossível proteger contra os prótons de energia elevada.

[0068] À medida que o satélite passa através dessas zonas de radiação, há uma absorção de radiação cumulativa pelos componentes de satélite. Essa absorção acumulativa é um fator na determinação da vida útil prevista de um satélite. O segundo fator, o qual ocorre como um resultado do cinturão de prótons, mas não do cinturão de elétrons, é denominado Efeito de Evento Único (SEE) causado por uma única partícula energética. A partícula pode causar uma interrupção temporária nos meios eletrônicos ou dano permanente. As órbitas da invenção foram projetadas especialmente para obter cobertura circumpolar com dois satélites, enquanto evita os cinturões de radiação de próton de Van Allen.

[0069] As Figuras 7 e 8 apresentam curvas de dose-profundidade comparando três órbitas: uma órbita de inclinação de 90°/excentricidade 0,3 na maneira da invenção, uma órbita de 160 W GEO (isto é, uma órbita geossíncrona estabelecida em 160° oeste) e uma órbita Molniya clássica (inclinação de 63,4°, excentricidade de 0,74). Durante uma vida útil prevista de 15 anos de um satélite GEO típico, a radiação acumulada total que espera- se ser absorvida é de 500 krads. Conforme mostrado na Figura 7, um satélite na órbita Molniya exigiria uma espessura de proteção de 11,5 mm para satisfazer essa exigência, enquanto que um GEO de 160 W exigiria 8 mm de proteção de alumínio. Em comparação, a órbita da invenção exigiria apenas 6,5 mm. Há uma vantagem significativa em se utilizar uma órbita como àquela da invenção, que pode usar componentes e subsistemas com herança de voo em GEO, e pode atingir ou exceder a vida útil prevista dos satélites GEO.

[0070] É preferível utilizar componentes “prontos para usar” para minimizar os custos e otimizar a confiabilidade. Embora se possa implementar a invenção com novos componentes tendo proteção de 6,5 mm, se utilizaria tipicamente proteção de 8 mm porque os satélites GEO e componentes são os mais comuns. Conforme mostrado na Figura 8, se for pretendido manter a proteção e a radiação total absorvida para um GEO como uma referência (isto é, uma proteção de 8 mm e dose de radiação de 500 krads), um satélite na órbita Molniya absorverá essa dose de radiação total em 8 anos, um satélite na órbita GEO em 15 anos e um satélite em uma órbita de inclinação de 90° da invenção, em 36 anos. Assim, o sistema da invenção seria muito mais seguro e teria uma durabilidade esperada muito mais longa do que um sistema na órbita Molniya.

[0071] Figura 10 ilustra um fluxograma de um método exemplar de operação do sistema de satélite. O método começa no bloco 1010, mediante lançamento da constelação de sat élites e instalando os satélites em órbitas tendo os parâmetros orbitais desejados. Os satélites podem ser lançados um de cada vez (por exemplo, um satélite por ve ículo de lançamento) ou com múltiplos satélites no mesmo veículo de lançament o. Na modalidade  preferida, é desejável ter todos os satélites no mesmo plano orbital; em tal configuração, é mais eficiente lançar todos os satélites com um único veículo de lançamento.

[0072] A Figura 9 apresenta uma vista em seção transversal de uma carga útil exemplar 900 para um veículo de lançamento (não mostrado) contendo três satélites 300, 330, 910. O veículo de lançamento incluirá um número suficiente de estágios de propulsão, de capacidade suficiente, para carregar os satélites para a órbita desejada, ou para uma posição a partir da qual os satélites podem alcançar as suas órbitas operacionais (isto é, dois estágios de propulsão, três estágios, etc.). O veículo de lançamento pode carregar múltiplos satélites em uma órbita de estacionamento de baixa altitude, a partir da qual os satélites têm propulsão própria para a órbita operacional, ou ele pode lançar os satélites diretamente para a sua órbita operacional.

[0073] A Figura 9 apresenta três satélites 300, 330, 910 empilhados sobre um adaptador de carga útil 920 dentro do invólucro aerodinâmico de carga útil 930. Embora apenas dois satélites sejam exigidos para prover a cobertura da região circumpolar, pode ser desejável lançar um terceiro satélite redundante na órbita ao mesmo tempo em que os dois satélites principais. Assim, o terceiro satélite redundante poderia ser autorizado se qualquer um dos satélites principais falhasse por alguma razão. Evidentemente, um número maior ou menor de satélites do que três, poderia ser disposto dentro do invólucro aerodinâmico de carga útil.

[0074] Conforme será descrito com relação à Figura 12, cada satélite 300, 330, 910 incluirá um sistema de comunicações, um sistema de controle e um sistema de propulsão. Independentemente de qual configuração de veículo de lançamento seja utilizada, esses sistemas permitem que os satélites 300, 330, 910 se comuniquem com o Gateway 610, e se posicionem em suas órbitas finais de operação, com a separação nodal desejada. No caso de uma constelação de dois satélites com os satélites no mesmo plano, os dois satélites terão uma separação nodal de 180°.

[0075] Com referência novamente à Figura 10, uma vez que a constelação de satélites tenha sido lançada pelo veículo de lançamento, os satélites podem ser ativados e um procedimento de autorização/teste dos sistemas básicos seria realizado 1020. Esse procedimento de autorização/testes pode incluir a instalação de antenas e giro dos satélites 300, 330, 910 de modo que a antena seja apontada na direção apropriada, instalação de painéis solares, energização de processadores e sistemas eletrônicos, inicialização de sistemas de software, e verificação de operação de todos os sistemas e subsistemas básicos. Como parte desse procedimento também pode ser necessário realizar solução de problemas e/ou medidas corretivas.

[0076] Uma vez que os sistemas e subsistemas básicos tenham sido ativados e sua operação verificada, os satélites 300, 330, 910 podem ser mudados para suas posições orbitais finais 1030. Conforme descrito acima, isso pode compreender os satélites 300, 330, 910 simplesmente realizando a autopropulsão para as separações nodais corretas, se eles fossem lançados na mesma órbita operacional. Alternativamente, se os satélites 300, 330, 910 fossem lançados em uma órbita de estacionamento, eles poderiam ter que consumir uma quantidade muito maior de combustível para autopropulsão para sua órbita operacional e separação nodal.

[0077] Com os satélites 300, 330, 910 agora em suas posições orbitais finais, as cargas úteis podem ser ativadas, autorizadas e testadas 1040. Isso seria feito de uma maneira muito idêntica como a ativação, teste e autorização dos sistemas básicos de satélite descritos acima, isto é, instalando quaisquer antenas ou sensores necessários, energizando processadores e sistemas eletrônicos, inicializando sistemas de software e verificando a operação de todos os sistemas e subsistemas de carga útil. Evidentemente, resolução de problemas e/ou medidas corretivas também poderiam ser realizadas como parte do procedimento de autorização de carga útil.

[0078] Os satélites 300, 330, 910 estão agora em um modo operacional. A operação da carga útil será determinada completamente pela natureza da carga útil. No caso de uma carga útil de observação da Terra tal como um sistema de monitoração de intempéries, isso pode compreender a operação de instrumentos de formação de imagem, e a transmissão dos dados de observação a partir do satélite para o Gateway.

[0079] Com todos os sistemas de satélites e carga útil operacional, a única preocupação que resta é a de manter a posição do satélite 300, 330, 910 na órbita de interesse 1050. Isso pode ser realizado da forma descrita acima sob o cabeçalho “Controle Orbital”. Informação de posição de satélite pode ser determinada pelo satélite 300, 330, 910, um Gateway 610 ou algum outro centro de controle. Tipicamente, a informação de posição de satélite pode ser calculada a partir dos dados de sistema de posicionamento global (GPS) e/ou a partir de outra telemetria de satélite.

[0080] Opcionalmente, determinados sistemas e subsistemas podem ser desativados no curso das órbitas do satélite, por exemplo, para economizar energia ou para proteger a instrumentação. Se, por exemplo, a carga útil compreender instrumentos científicos para monitorar as intempéries na região circumpolar setentrional, pode ser desejável desativar os sistemas de carga útil enquanto o satélite 300, 330, 910 está no hemisfério Sul, reativando o mesmo quando ele tornar a entrar na região de interesse. Pode ser desejável manter os subsistemas básicos de satélite operacionais durante o tempo todo, de modo que ele continuará a receber e transmitir dados relacionados à sua integridade, status e controle.

[0081] A Figura 11 ilustra um diagrama simplificado de blocos de um sistema de Gateway exemplar 1100 para comunicação com os satélites 300, 330, 910. Os sinais de comunicação podem incluir sinais operacionais/de controle e sinais relacionados à carga útil. No caso de uma carga útil científica, os sinais relacionados à carga útil podem incluir sinais de controle transmitidos para os instrumentos, e dados de observação/monitoração recebidos a partir dos instrumentos. O sistema de Gateway 1100 pode ser modificado para receber e apresentar outros tipos de informação, e pode ser usado em conjunto com um ou mais computadores, servidores, redes e outros dispositivos relacionados.

[0082] Conforme mostrado na Figura 11, o sistema de Gateway 610 pode incluir uma antena 1110, um transceptor 1120, uma unidade ou sistema de processamento 1130, e um sistema de comunicação de rede 1140.

[0083] A antena 1110 é projetada para receber e transmitir sinais nas frequências de comunicação desejadas. Tipicamente, a antena 1110 será uma antena de rastreamento altamente direcional, conhecidas as elevadas altitudes dos satélites e os baixos níveis de sinal envolvidos. Outros modelos de antena tal como antenas de não rastreamento podem ser usados se a aplicação for mudada.

[0084] O transceptor de Gateway 1120 consiste em uma porção de receptor para receber dados a partir dos satélites e preparar os mesmos para a CPU 1130, e uma porção de transmissão para processar dados a partir da CPU 1130, preparando os mesmos para transmissão para os satélites 300, 330, 910 via antena 1110. A porção de transmissão do transmissor 1120 pode, por exemplo, multiplexar, codificar e compactar os dados a serem transmitidos para os satélites 300, 330, 910 então modular os dados para a frequência de transmissão desejada e amplificar os mesmos para transmissão. Os múltiplos canais podem ser usados, codificação de correção de erro e semelhante. Em uma maneira complementar, a porção de receptor do transceptor 1120 demodula os sinais recebidos e realiza qualquer demultiplexação, decodificação, descompactação, correção de erro e formatação, necessária, dos sinais a partir da antena, para uso pela CPU 1130. A antena e/ou o receptor também pode incluir quaisquer outros comutadores desejados, filtros, amplificadores de baixo ruído, conversores de descida (por exemplo, para uma frequência intermediária), e outros componentes.

[0085] Uma interface de usuário local 1150 também é mostrada na Figura 11. As posições geográficas do(s) Gateway(s) 610 podem ser escolhidas para minimizar o número de Gateways exigidos. Como um resultado, o(s) Gateway(s) 610 podem não estar em uma localização geográfica que seja conveniente para os operadores de satélite e/ou partes recebendo os dados de carga útil. Assim, o(s) Gateway(s) 610 será(ão) providos tipicamente com instalações de comunicação de rede 1140 de modo que computadores remotos 1160 possam ser usados para acessar o sistema através da Internet ou redes similares 1170.

[0086] A Figura 12 ilustra um diagrama de blocos simplificado de um satélite 300, 330, 910 o qual pode ser usado em uma modalidade exemplar da invenção. Conforme mostrado, o satélite 300, 330, 910 pode incluir um sistema de manutenção de estação 1210, um sistema de propulsão 1220, um sistema de energia 1230, um sistema de comunicação, um sistema de processamento de computador 1240 e uma carga útil 1250. O sistema de comunicação consistirá tipicamente de um transceptor 1260 e uma antena 1270. Evidentemente, outros componentes e arranjos podem ser usados para implementar a invenção incluindo, por exemplo, componentes redundantes e auxiliares.

[0087] O subsistema de manutenção de estação 1210 é responsável por manter a órbita do satélite. Consequentemente, o subsistema de manutenção de estado 1210 pode calcular e/ou receber informação de atitude e/ou ajuste de órbita, e pode acionar o sistema de propulsão para ajustar a atitude e/ou órbita do satélite. A manutenção da órbita também pode incluir manter as separações nodais desejadas entre ele próprio e os outros satélites dentro da constelação de satélites. O sistema de propulsão 1220 pode incluir, por exemplo, uma fonte de combustível (isto é, tanques de combustível e comburente) e o foguete de combustível líquido, ou um sistema de propulsor por íon.

[0088] O subsistema de energia 1230 provê energia elétrica a todos os sistemas e subsistemas do satélite. O subsistema de energia 1230 pode, por exemplo, incluir um ou mais painéis solares e uma estrutura de suporte, e uma ou mais baterias.

[0089] A antena de satélite 1270 seria projetada para acomodar as frequências de comunicação e sistemas exigidos. Devido ao tamanho físico e às limitações de peso do satélite, ele seria muito menor do que a antena 1110 do Gateway 610. A direção do feixe de antena 1270 é controlada mediante orientação mecânica da antena ou orientação eletrônica do feixe de antena. Alternativamente, a atitude de satélite pode ser controlada para orientar a antena.

[0090] Similarmente, o transceptor de satélite 1280 é projetado para ser complementar àquele do Gateway 610, consistindo em uma porção de receptor para receber dados do gateway 610 e prepara-los para a CPU 1240, e uma porção de transmissão para processar dados a partir da CPU 1240, preparando-os para transmissão para o Gateway 610 via a antena 1270. A porção de transmissão do transceptor 1260 pode, por exemplo, multiplexar, codificar e compactar os dados que devem ser transmitidos, então modular os dados para a frequência de transmissão desejada e amplificar os mesmos para transmissão. Múltiplos canais podem ser usados, codificação por correção de erro, e semelhante. A porção de recepção do transceptor 1260 demodula sinais recebidos e realiza qualquer demultiplexação necessária, decodificação, descompactação, correção de erro e formatação dos sinais a partir da antena 1270, para uso pela CPU de satélite 1240. A antena e/ou receptor também pode incluir quaisquer outros computadores, filtros, amplificadores de baixo ruído, conversores de descida (por exemplo, para uma frequência intermediária e/ou banda base), e outros componentes.

[0091] O sistema de CPU 1240 do satélite 300, 330, 910 recebe tipicamente sinais usados para operação dos sistemas de atitude e de controle de órbita. Ele também recebe os sinais de controle para operação da carga útil 1250, e processa dados de carga útil para transmissão para o Gateway 610. Ele também pode gerenciar a ativação e a desativação dos vários subsistemas a medida que o satélite 300, 330, 910 passa para dentro e para fora da região geográfica de interesse. OPÇÕES e ALTERNATIVAS

[0092] Em adição às implementações meteorológicas descritas acima, o sistema da invenção pode ser aplicado pelo menos às seguintes aplicações: 1. UAVs militar: a exigência atual para os UAVs Militares especifica que uma taxa de enlace ascendente de 10-20 Mbps (megabits por segundo) seja suportada. Isso pode ser acomodado pelo sistema da invenção por toda a região circumpolar. O sistema Tundra clássico requer mais do que dois satélites para ter cobertura contínua dessa área; 2. O tráfego aéreo polar cruzado deve mudar das comunicações geoestacionárias para comunicações de rádio HF (alta frequência) enquanto passa sobre os polos. O sistema da invenção poderia suportar comunicações em banda larga, navegação e vigilância com aeronave cruzando o polo. Há atualmente 700 aeronaves por mês utilizando rotas polares e a cobertura contínua sobre a região circumpolar norte é exigida para aperfeiçoar a segurança e a eficiência do tráfego aéreo na área; 3. Aumento da navegação baseada em satélite: exatidão, integridade e confiabilidade dos sistemas de navegação baseados em satélites (por exemplo, GPS) podem ser aperfeiçoadas mediante aumento ou sobreposição de seus sinais com aqueles a partir de outros satélites que difundem correções de erro e informação de integridade. Isso é particularmente importante para o tráfego aéreo. Dois de tais sistemas estão no lugar, um nos Estados Unidos (Sistema de Aumento de Área Remota) e um na Europa (Sistema Europeu de Sobreposição de Navegação Geoestacionária). Ambos se baseiam em sistemas de satélites geoestacionários e nenhum deles cobre a região circumpolar inteira onde há uma necessidade reconhecida de navegação aperfeiçoada; 4. Observação da Terra: Além das observações meteorológicas, outras cargas úteis de observação da Terra podem ter bom desempenho nas órbitas descritas e prover monitoração de qualquer uma das regiões circumpolares incluindo sondagens hiperespectrais e radiometria de cor de oceano; 5. Consciência Situacional de Espaço: Essas cargas úteis podem detectar riscos espaciais tais como fragmentos e asteroides assim como outros satélites que podem ser considerados perigosos; 6. Condições Climáticas Espaciais: As órbitas da invenção podem suportar cargas úteis de condições climáticas espaciais que medem fatores tais como radiação solar, radiação de cinturão de Van Allen, e a ionosfera da Terra; 7. Enlace Entre Satélites (ISL): Os enlaces ISL são uma característica derivada dessa invenção. O satélite será capaz de prover enlaces ISL a outros satélites que se comportarão como uma estação de retransmissão para comunicação com a infraestrutura terrestre; 8. Dois Planos Orbitais: Para inclinações inferiores a 90° os satélites serão capazes de operar em um plano orbital dual. Com um plano orbital dual, uma única trilha terrestre é possível a qual pode aperfeiçoar a cobertura de uma área específica e prover flexibilidade na colocação da infraestrutura terrestre; e 9. Regiões Circumpolares Menores: Os parâmetros da invenção podem ser facilmente otimizados para regiões geográficas menores tais como latitudes acima de 65° ou 70°. Seria preferível reduzir a excentricidade orbital para acomodar tais mudanças em cobertura.

CONCLUSÕES

[0093] Uma ou mais modalidades atualmente preferidas foram descritas como exemplo. Será evidente para aqueles versados na técnica que algumas variações e modificações podem ser feitas sem se afastar do escopo da invenção conforme definido nas reivindicações. Por exemplo, a seleção da inclinação depende dos equilíbrios entre área de serviço exigida, a quantidade de combustível na espaçonave e a massa de lançamento da carga útil. Esses parâmetros podem ser otimizados para acomodar diferentes prioridades, sem se afastar do conceito da invenção.

[0094] As etapas de método da invenção podem ser incorporadas em conjuntos de códigos executáveis por máquina armazenados em uma variedade de formatos tal como código de objeto ou código fonte. Tal código pode ser descrito genericamente como código de programação, software ou um programa de computador para simplificação. As modalidades da invenção podem ser executadas por um processador de computador ou dispositivo similar programado na maneira de etapas de métodos, ou podem ser executadas por um sistema eletrônico que é provido com mecanismos para executar essas etapas. Similarmente, um meio de memória eletrônico tal como disquetes de computador, discos rígidos, thumb drives, CD-ROMs, Memória de Acesso Aleatório (RAM), Memória Somente de Leitura (ROM) ou meio de armazenamento de software de computador similar, conhecidos na técnica, podem ser programados para executar tais etapas de método.

[0095] Todas as citações são aqui incorporadas mediante referência.

Claims (15)

1. Sistema de satélite para observação da Terra e comunicações, caracterizado pelo fato de que compreende: uma constelação de dois satélites (300, 330), os quais em conjunto proveem cobertura contínua com 20° de elevação ou maior por toda uma área geográfica de serviço acima de 60° de latitude; cada satélite (300, 330) tendo uma inclinação orbital entre 70° e 90° e uma excentricidade orbital entre 0,275 e 0,45; e uma estação base (610) para transmitir para, e receber sinais da constelação de dois satélites (300, 330); em que a excentricidade orbital e a inclinação orbital são calculadas para se obter um apogeu sobre uma região polar de interesse, e um perigeu o qual minimiza a exposição ao cinturão de prótons Van Allen.

2. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a inclinação orbital está entre 80° e 90°.

3. Sistema, de acordo com a reivindicação 1 e 2, caracterizado pelo fato de que a excentricidade orbital é escolhida para ter um apogeu suficientemente elevado sobre a área de serviço geográfica para prover cobertura para o período exigido de sua órbita.

4. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que a excentricidade orbital está entre 0,30 e 0,34.

5. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um terceiro satélite (910).

6. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo fato de que os satélites (300, 330) têm um período orbital de 24 horas.

7. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, caracterizado pelo fato de que antenas direcionais são usadas para comunicações entre os satélites (300, 330) e a estação base (610).

8. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizado pelo fato de que a estação base (610) é operável para rastrear os satélites (300, 330) pelo céu, e a estação base (610) é operável para realizar handoff de comunicações entre os satélites (300, 330) à medida que eles se movem pelo céu.

9. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 8, caracterizado pelo fato de que os satélites (300, 330) se deslocam, no mesmo plano orbital.

10. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 9, caracterizado pelo fato de que o argumento do perigeu é de 270°.

11. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 9, caracterizado pelo fato de que o argumento do perigeu é de 90° de modo que o apogeu está no hemisfério sul e o perigeu está no hemisfério norte.

12. Método de operação para um sistema de satélite para observação da Terra e comunicações, caracterizado pelo fato de que compreende: prover uma constelação de dois satélites (300, 330), os quais em conjunto proveem cobertura contínua de 20° de elevação ou maior por toda uma área geográfica de serviço acima de 60° de latitude, cada satélite (300, 330) tendo uma inclinação orbital entre 70° e 90° e uma excentricidade orbital entre 0,275 e 0,45; e prover uma estação base (610) para transmitir para, e receber sinais da constelação de dois satélites.

13. Estação base de satélite (610), caracterizado pelo fato de que compreende: mecanismos de comunicação (1110, 1120) para transmitir e receber sinais para e de uma constelação de dois satélites (300, 330), os quais em conjunto proveem cobertura contínua de 20° de elevação ou mais por toda uma área de serviço geográfica acima de 60° de latitude; e mecanismos de controle de voo para controlar órbitas da constelação de dois satélites (300, 330), cada satélite (300, 330) tendo uma inclinação orbital entre 70° e 90° e uma excentricidade orbital entre 0,275 e 0,45.

14. Satélite, compreendendo: mecanismos de comunicação (1260, 1270) para transmitir e receber sinais para e a partir de uma estação base (610); o satélite caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: uma carga útil de comunicação e observação da Terra (1250) para servir uma área geográfica de serviço acima de 60° de latitude, com uma elevação de 20° ou maior; e mecanismos de controle de voo (1210, 1220) para controlar uma órbita para ter uma inclinação orbital entre 70° e 90° e uma excentricidade orbital entre 0,275 e 0,45.

15. Veículo de lançamento compreendendo: um invólucro aerodinâmico de carga útil (930) o veículo caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: dois ou mais satélites (300, 330) configurados conforme definido na reivindicação 19, posicionados dentro do invólucro aerodinâmico de carga útil (930); e mecanismos de propulsão para lançar os dois ou mais satélites (300, 330) em uma órbita no mesmo plano orbital.

Images