CN108430875A - 用于全球覆盖的卫星系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及卫星系统，更特别地，本发明涉及提供一种全球覆盖的、新颖的、非对地静止的卫星系统和方法，以用于天气和气候监测、通信应用、科学研究，以及类似的任务。与本领域的教导相反，已经发现，全球覆盖可以使用六颗卫星的星座来获得，这些卫星在两个正交的、24恒星时轨道(对地同步)中，轨道具有70°至90°的倾斜度和0.275至0.45的离心率。通过将这些卫星中的三颗布设于远地点位于北极上方的第一轨道，而将这些卫星中的三颗布设于远地点位于南极上方的第二正交轨道，可以获得全球覆盖。同时，这些轨道中的卫星避开了大部分范艾伦带。

Description

用于全球覆盖的卫星系统和方法

技术领域

本发明涉及卫星系统，更特别地，本发明涉及提供一种全球覆盖的、新颖的、非对地静止(non-geostationary)的卫星系统和方法，以用于天气和气候监测、通信应用、空中交通管理(ATM)、科学研究，以及类似的任务。

背景技术

气象监测卫星和通信卫星通常位于对地静止轨道(GEO)或近地轨道(LEO)。GEO卫星看起来在空中是不动的，使卫星可对地球表面的给定区域连续观测。不幸的是，要获得这样的轨道，只能将卫星布置在地球赤道(0°纬度)的正上方，具有与地球自转周期相等的周期，轨道离心率几乎为零，海拔高度35,789km。尽管这样的轨道在很多应用领域是有用的，然而它们在覆盖较高纬度方面的表现是非常糟糕的(对于天气和气候监测来说，在60°纬度以上时不是很有用，或者对于可靠的移动通信来说，在70°纬度以上时不是很有用)。例如，GEO气象监测卫星上的光学传感器将以很糟糕的角度(即，低的“仰角”)观测较高纬度地区，以至于不能收集有用的数据。由于卫星的仰角随纬度增加而下降，GEO通信卫星链路同样变得不可靠或者失效。

LEO卫星位于低海拔高度(低于2,000km)的圆形轨道并可提供连续的全球覆盖，但是这需要很多的卫星，因为每颗卫星在相对短的时间内处于一给定地区的上方。LEO系统的一个操作性的示例是铱星系统，其使用了66颗卫星的星座。尽管对于相对低带宽的通信是实用的，然而，其对于宽带通信或对于天气和气候监测(这需要将大的且昂贵的有效载荷布设在每颗卫星上)并非是成本有益的。考虑到建造、发射和维护每颗卫星的成本，LEO星座对于提供连续的全球卫星覆盖来说是非常昂贵的。

高椭圆轨道(HEO)，例如，莫尼亚轨道和经典苔原轨道，可以以更少的卫星提供更好的高纬度汇集(converge)，但是这两种轨道都是有问题的。

HEO卫星的轨道的其中一个焦点是地球的中心。卫星在椭圆轨道中的速度是距焦点距离的减函数。安排卫星在其轨道的一部分中(近地点)靠近地球行进，这将会使其在那时非常快地行进，而在轨道的另一端(远地点)，其将非常慢地行进。处于这些轨道中的卫星在地球的一选定区域的上方花费了多数时间——称为“远地点停留”的现象。轨道被设计为，卫星在感兴趣的区域的上方相对慢速移动，而在不感兴趣的区域的上方快速移动。

HEO的轨道平面相对于地球的赤道是倾斜的。倾斜度通常被选择为接近63.4°，这是为了使对卫星机载推进系统的需求最小化，以将远地点保持在服务区域上空。也就是说，具有63.4°的倾斜度的轨道将具有轨道长轴的零进动，因此远地点在北半球上空保持固定。具有63.4°以外的倾斜度时，近地点的幅角将随时间改变，而这一般是不合需要的。

莫尼亚轨道是具有大约12小时轨道周期的HEO。莫尼亚轨道的近地点的海拔高度低(在地球表面的上方500km的量级)，并且轨道经过范艾伦带。范艾伦带是地球周围的带电粒子(等离子体)带，其被地球的磁场保持在适当位置。太阳能电池、集成电路和传感器被这些带中的辐射水平所破坏，即使它们被“硬化”或者采取了其他安全措施(例如，当经过强辐射地区时将传感器关闭)。尽管作了这些努力，原本有15年预期寿命的卫星也将只有大约5年的寿命，如果它们不得不定期行进经过高能质子的内范艾伦带的话(电子的外带不太成问题)。卫星的缩短的寿命使得莫尼亚系统非常昂贵。

经典苔原轨道也是高椭圆轨道，有着与莫尼亚相同的倾斜度(63.4°)。它还是对地同步(geosynchronous)轨道，具有一个恒星日的轨道周期(大约24小时)。苔原轨道的仅有的操作性系统是天狼星卫星广播公司(SiriusSatellite Radio)，其运营不同平面中的三颗卫星的星座，每个卫星平面偏离120°，以提供他们的广播无线电系统所需的覆盖范围。天狼星卫星广播公司使用的三卫星星座覆盖了相对小的区域(美国)，因此其策略对于全球覆盖来说显然是不适用的。

即使考虑到莫尼亚(短的设计寿命)和经典苔原系统(需要大量卫星以用于全球覆盖)的问题，本领域的专家仍然支持在此类应用中使用这些系统。例如：

●流行的NASA文章(Lars Peter Riishojgaard所写的“The case for launchinga meteorological imager in a Molniya orbit”)宣称在较高纬度提供气象监测卫星系统的最有效方式是使用莫尼亚系统：

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

●欧洲航天局有文章(“HEO for ATM；SATCOM for AIR TRAFFIC MANAGEMENT byHEO satellites”，最终报告，2007)推断苔原轨道将比莫尼亚有更多的卫星，以覆盖北纬地区，用于空中交通管理(ATM)；以及

●Jan Erik Hakegard、Trond Bakken和Tor Andre Myrvoll在2009年的国际通信、导航和监视会议上所作的报告“SATCOM for ATM in High Latitudes”推断高纬度的ATM需要苔原轨道中的三颗卫星。

见：

http://i-cns.org/media/2009/05/presentations/Session_K_ Communications_FCS/01-Hakegard.pdf

最后，已经作了多种其他尝试，以设计用少量卫星提供全球覆盖的星座系统，例如，美国专利4,809,935和美国专利4,854,527中描述的星座系统。这些奇异的设计具有各种缺陷，使得它们是不切实际的。例如，美国专利4,809,935描述的星座需要四颗卫星处于不同的轨道平面，意味着全部四颗卫星将不得不单独发射，并且一颗卫星的失效将对覆盖率有显著影响。而且，因为美国专利4,809,935需要使用72小时的轨道周期，卫星的远地点将不得不非常高，以至于是不切实际的(即，在150,000km附近)。另外，尽管美国专利4,854,527描述了提供全球覆盖的系统，然而其仅提供最小2°的仰角，这在通信或地球观测应用中都是无用的。

因此，需要一种改进的卫星系统和方法来提供全球覆盖，尤其是用于气象监测和通信应用。

发明内容

本发明的目标是提出一种改进的卫星系统和方法，用于提供对极地地区的连续覆盖，这缓解了上述问题。

与本领域的教导相反，已经确定，可以使用在两个正交的、24恒星时轨道(对地同步)中的卫星来提供卫星系统和方法，选择倾斜度、轨道平面、赤经和离心率来优化全球覆盖。具体地，已经发现，六颗卫星的星座——两个正交的轨道平面中的每一个中有三颗卫星，能够以可接受的仰角提供连续的全球覆盖。卫星的轨道避开了高能质子的内范艾伦带并且可以达到15年或更长的设计寿命。

在本发明的一个实施例中，提供了一种用于地球观测和通信的卫星系统，包括：六颗卫星的星座，所述卫星中的三颗在第一轨道上运行，而所述卫星中的另外三颗在第二轨道上运行；第一轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在北半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；第二轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在南半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；所述第一轨道的平面和所述第二轨道的平面基本上彼此正交；以及至少一个基站，用于向六颗卫星的所述星座发送信号并从六颗卫星的所述星座接收信号。

在本发明的另一实施例中，提供了一种操作卫星系统以用于地球观测和通信的方法，包括：提供六颗卫星的星座，所述卫星中的三颗在第一轨道上运行，而所述卫星中的另外三颗在第二轨道上运行；所述第一轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在北半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；所述第二轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在南半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；所述第一轨道的平面和所述第二轨道的平面基本上彼此正交；以及提供至少一个基站，用于向六颗卫星的所述星座发送信号并从六颗卫星的所述星座接收信号。

在本发明的又一实施例中，提供了一种卫星基站，包括：通信装置，其用于向六颗卫星的星座发送信号并从六颗卫星的星座接收信号；以及飞行控制装置，其用于控制六颗卫星的所述星座，使得：卫星中的三颗在第一轨道上运行，而卫星中的另外三颗在第二轨道上运行；所述第一轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在北半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；所述第二轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在南半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；以及所述第一轨道的平面和所述第二轨道的平面基本上彼此正交。

因此，本发明的实施例提供了具有连续的全球覆盖的卫星星座，六颗卫星以最小8.7°的仰角提供连续的全球覆盖，并以最小20°的仰角提供每天20小时的全球覆盖。该系统还在星座中的一颗甚至两颗卫星失效的情况下提供优雅降级。

对本领域普通技术人员来说，当结合附图考虑下文的具体描述时，本发明的其他方面和特征将是显而易见的。

附图说明

通过下文结合附图的描述，本发明的这些特点及其他特点将是更加显而易见的，其中：

图1示出了卫星轨道软件工具的输出图线，表明了可以由六卫星星座提供的全球覆盖的百分比，该星座具有不同倾斜度的轨道平面，提供最小10°的仰角。在该示例中，90°的倾斜度提供最佳的覆盖，而80°的倾斜度仍然提供94％的全球覆盖。注意，63.4°的倾斜度的传统莫尼亚和苔原轨道提供几乎最差的覆盖(大约75％)。

图2示出了在示例性的一对正交的、24小时椭圆轨道(倾斜90°)中的六颗卫星。在同一平面内的三颗卫星间隔大约8小时。

图3是范艾伦辐射带的简化图，表明了内质子带和外电子带。

图4呈现了用于实现本发明的示例性网络架构。

图5A和图5B分别呈现了在本发明实施例中的共面轨道中的两卫星星座的图示，以及示出了该星座以最小10°的仰角提供连续覆盖的地区的地图。

图6A和图6B分别呈现了在本发明实施例中的共面轨道中的三卫星星座的图示，以及该星座以最小10°的仰角提供全球覆盖的程度。

图7A和图7B分别呈现了在本发明实施例中的共面轨道中的四卫星星座的图示，以及该星座以最小10°的仰角提供全球覆盖的程度。

图8A和图8B分别呈现了在本发明实施例中的共面轨道中的四卫星星座的图示，以及该星座以最小10°的仰角提供全球覆盖的程度，其中两颗卫星具有在北极处的远地点，而两颗卫星具有在南极处的远地点。

图9A和图9B分别呈现了在本发明实施例中的正交轨道中的四卫星星座的图示，以及该星座以最小10°的仰角提供全球覆盖的程度。

图10A和图10B分别呈现了在本发明实施例中的共面轨道中的六卫星星座的图示，以及该星座以最小10°的仰角提供全球覆盖的程度。

图11A和图11B分别呈现了在本发明实施例中的正交轨道中的六卫星星座的图示，以及该星座以最小10°的仰角提供全球覆盖的程度。图11C至图11F呈现了这样的星座以最小20°的仰角提供全球覆盖的程度的图示。

图12示出了对于固定的90°的倾斜度、最小20°的仰角，离心率的变化如何影响覆盖率。

图13A的图示展示了一个平面的倾斜度降低，同时另一平面的近地点的幅角减小同样程度，星座朝向赤道斜置。图13B展示了对于固定的0.3的离心率、最小20°的仰角，这样的变化如何影响覆盖程度。

图14针对从优化的六卫星星座降级的四个不同的降级条件，展示了全球覆盖程度与时间的关系，这些降级条件是：10°和20°仰角下的五颗卫星，以及10°和20°仰角下的四颗卫星。

图15A至图15F展示了降级至五颗卫星的、优化的六卫星星座所提供覆盖的模拟数据，最小仰角为20°。

图16A至图16H展示了降级至四颗卫星的、优化的六卫星星座所提供覆盖的模拟数据，最小仰角为20°。

图17和图18示出了针对本发明轨道的总电离剂量(TID)比对地静止轨道和莫尼亚轨道的总电离剂量更少。

图19示出了发射载体的示例性有效载荷管理。

图20示出了实施本发明的示例性方法的流程。

图21示出了本发明实施例中的示例性网关的框图。

图22示出了本发明实施例中的示例性卫星的框图。

相似的附图标记在不同的图中用于表示相似的部件。

具体实施方式

与本领域的教导相反，已经确定可以使用两个正交的、24恒星时轨道中的卫星(对地同步的)来提供卫星系统和方法，其中，选择倾斜度、轨道平面、赤经和离心率，以提供全球覆盖。六颗卫星的星座可以提供连续的全球覆盖，最小仰角为8.7°。所描述的这两个轨道中的卫星避开了高能质子的内范艾伦带。

例如，如图1所示，90°倾斜度和0.3离心率的六卫星星座将提供最小10°的仰角(针对99％的全球覆盖)。与90°倾斜度的任何偏离会引起全球覆盖的显著下降，特别是在小于80°倾斜度的情况下。有意思的是，普遍接受的标准的63.4°倾斜度(莫尼亚和苔原系统所使用的)对于六卫星星座来说具有最糟糕的全球覆盖水平。“仰角”涉及从地平线开始测量的、地面和卫星之间的角。通信设备所必需的(尤其是对于移动通信)最小仰角通常在10°附近。本发明的其他示例性实施例在下文描述。

尽管这里描述的卫星系统是HEO类型的系统，但是其与(例如)苔原系统明显不同。经典苔原系统不提供全球覆盖，或极地地区的连续覆盖。通过增加离心率，使远地点更高，并且使用在两个正交轨道平面内的六颗卫星，可以满足全球覆盖。然而，覆盖区域上方更高的海拔高度要求卫星上有更大的天线和传感器。更重要的是，近地点降低，使卫星经过更大部分的范艾伦带，这缩短了它们的操作寿命。只有通过修改离心率和倾斜度这二者，才能够在合理的海拔高度提供所需的全球和极地覆盖，尽量少地暴露于范艾伦带。系统的其他参数如下：

倾斜度：倾斜度是卫星的轨道平面与经过地球赤道的平面之间的角。倾斜度在一些实施例中可以仅比63.4°稍大，但是对于多数需要完全的全球和极地覆盖的应用来说是在80°至90°之间。图2示出了两个正交平面中的六颗卫星200的简化图。为了优化覆盖率，给定轨道路径(24小时HEO轨道，具有90°的倾斜度)中的每颗卫星200被设定相位，使得卫星将间隔8小时出现在远地点(以及近地点)。轨道路径210、220共享同一条经过地球240的地极的主轴230，当然，这两条轨道路径210、220具有相反排列的近地点和远地点。也就是说，一条轨道路径210具有在北半球的远地点以及在南半球的近地点，而另一轨道路径220具有在南半球的远地点以及在北半球的近地点。注意，本文提到的“北极”和“南极”都是指地理北极和南极，而不是地磁北极和南极。

离心率：离心率是卫星的椭圆路径的形状，其决定了远地点(最高的海拔高度)和近地点(最低的海拔高度)的高度。离心率被选择为，使得在服务区域上方具有足够高的远地点，因此卫星能够在其轨道的所需时段内提供必要的覆盖。更高的离心率增加了远地点的海拔高度，这必须要有更高的功率、天线增益，或者卫星上更大的光学器件。更高的离心率(大于大约0.34)还增加了对范艾伦带的暴露，因为其降低了近地点的海拔高度。

海拔高度：理想的是在覆盖范围的上方具有尽可能低的远地点，因为增加的范围会对卫星设备所需的功率和/或灵敏度有着不利的影响。当然在近地点处，必须达到足够高的海拔高度，以尽量减少对范艾伦带的暴露。如图3所示，范艾伦带包括围绕地球240的花托形状的场。这些带的最受关注之处是带电质子带310。正如将要解释的，电子的外带320不那么受关注。

卫星的位置/数量：两个正交的轨道平面且每个轨道平面有三颗或更多的卫星是优选的实施方式。这允许从单个发射载体发射多颗卫星，或者增加同一平面内的卫星数量以实现冗余和/或提高性能。例如，尽管在给定的轨道路径中仅需要三颗卫星，但是理想的是发射冗余的第四颗卫星以防有一颗卫星失效。因为全部四颗卫星在同一平面内，所以容易安置到合适位置并且在需要时启用第四颗卫星。这种冗余不像在为卫星使用更多轨道平面的系统(例如，铱星LEO星座)中那样容易实现。

近地点的幅角：近地点的幅角描述了椭圆轨道相对于地球的赤道平面的方位。也就是说，近地点的幅角是近地点和升交点之间的角。对于对北极地区的服务(即，纬度高于北纬60°)，近地点的幅角在270°附近，使得远地点位于北半球而近地点位于南半球。对于对南极地区的服务(即，纬度高于南纬60°)，近地点的幅角在90°附近，使得远地点位于南半球而近地点位于北半球。

升交点的经度：简单来说，升交点的经度描述了轨道平面在哪里经过地球的赤道。如果希望将覆盖范围朝向极地地区的子区偏移，或者希望优化对地球的观测(例如，针对具有更好阳光照射的情形)，升交点的经度成为指定轨道的因素。

轨道周期：轨道周期优选是大约24小时，但是轨道可以调节，以在24小时以上和以下的周期提供所需的覆盖，并且仍然获得对极地地区的连续覆盖。

地面轨迹：在优选的实施例中，具有在相同半球中的远地点的三颗卫星处于同一轨道平面，并且每一颗重复地遵循一不同的地面轨迹。对于这样的三卫星系统，卫星在轨道平面中的相位或间隔使得它们各自远地点之间的时间大约是轨道周期的三分之一。

轨道控制：由于地球的扁率、太阳和月亮的引力，以及太阳辐射压，本发明的卫星星座的上述轨道参数随时间改变。这些可以由卫星的机载推进系统进行补偿。这在下文进行描述。

基站：如图4所示，系统包括基于地面的通信网络620，一颗或多颗具有通信功能的卫星200、地球观测和/或科学有效载荷，以及至少一个基站或网关610。要求基站或网关610从卫星200获得数据并且影响遥测、跟踪与控制(TTC)。将会使用定向天线(因为定向天线有更高的效率)，需要基站610跟踪经过天空的卫星200。卫星跟踪技术是本领域公知的，尽管将不得不修改以适应本发明的六卫星系统。当卫星移动经过天空时，从一颗卫星到下一颗的切换不需要用户的互动。可以使用已知的技术来影响切换，尽管这些技术将不得不针对本实施方式进行优化。

仅当卫星对于网关610且对于基于地面的通信网络620的元件来说是相互可见的时候，实时的双向通信才是可能的。该网络620由与卫星通信的、固定的和移动的卫星终端组成。仅当卫星对于网关610来说是可见的时候，才可能对卫星有效载荷所产生的数据进行下载。可以增加战略性布局的网关610的数量，以获得卫星200和至少一个网关610之间的持续链路。卫星200还可以具有“存储和转发”功能，允许卫星在不能与网关基础设施通信时存储SEO(科学和地球观测)及其他数据。当卫星200和网关610之间可以通信时，存储的数据可以被传送到地面部分。

避开大部分的范艾伦带增加了卫星的设计寿命。通过使用本发明，需要较少频次的发射来重新填满卫星星座，并且在通信的设计和操作、地球观测和科学有效载荷方面的限制较少。

这样的系统中的卫星的飞行动力学(即，所需的调整以保持卫星在需要的轨道内)将与其他卫星系统不同，但是这些问题被处理的方式将非常相同。也就是说，卫星的飞行路径可以被例如月亮和太阳的引力、太阳辐射压及地球的扁率干扰。计算机软件系统可用于管理其他卫星飞行系统，并且可以简单地修改计算机软件系统来适应这里描述的轨道。

有意的是使系统起初用于双向通信模式，在这些卫星频带：L带(1-3GHz)、X带(大约7-8GHz)、Ku带(大约11-15GHz)和Ka带(大约17-31GHz)。还使用了误差修正、编码和丢失/损坏包的重传。

系统的优点至少包括以下方面：

●与LEO系统需要更多卫星来进行全球覆盖相比，仅需要六颗卫星即可全球覆盖；

●该系统尽可能减少了对范艾伦带的暴露，使卫星有最少15年的寿命，而不是莫尼亚系统中预期的5年的卫星寿命；以及

●与不能提供极地覆盖的GEO系统相比，可以提供用于地球观测和宽带通信的全球和极地地区的连续覆盖。

多个实施例

通过改变卫星数量的参数、卫星的轨道路径的远地点的方位，以及轨道平面之间的关系(即，两个轨道平面是共面的或者正交的)，分析了本发明的一些不同的实施例。示例性的实施例在以下的表1中列出。尽管只有两个正交平面中的六颗卫星提供全球覆盖的情况，但还有很多其他应用(其中，其他实施例或这些实施例的变型可以是非常有用的)。

表1——本发明的应用

如实施例1所示，单个平面内的两颗卫星的星座，具有24小时(恒星日)轨道周期、0.30的离心率、90°的倾斜度(即，远地点在北极上方)，可以提供北纬34°以北的连续覆盖，具有10°的仰角。这表示对地球的仅21.5％的覆盖。该星座的图示在图5A中示出，而图5B示出了对它所提供的覆盖的模拟，浅色区域被覆盖，深色区域未被覆盖。当然，将轨道转过来将使得远地点在南极上方，产生南纬34°以南的完全覆盖，具有最小10°的仰角。

实施例2使用与实施例1相同的轨道参数，除了在单个平面中使用三颗卫星而不是两颗。当然，这三颗卫星被安排为间隔8小时。如此，该实施例提供北纬21°以北的连续覆盖，具有10°的仰角。这表示对地球仅32％的覆盖。该星座的图示在图6A中示出，而图6B示出了对它所提供的覆盖的模拟。当然，将轨道转过来将使得远地点在南极上方，产生南纬21°以南的完全覆盖，具有10°的仰角。

实施例3示出了将第四颗卫星添加到实施例1和2的单个平面中的影响，其他方面使用相同的轨道参数。这四颗卫星非常平均地彼此间隔开6个小时。结果相对于实施例2在覆盖上只有适度的改进，提供了北纬18°以北的连续覆盖，具有10°的仰角。这表示对地球仅34％的覆盖。该星座的图示在图7A中示出，而图7B示出了对它所提供的覆盖的模拟。当然，将轨道转过来将使得远地点在南极上方，产生南纬18°以南的连续覆盖，具有10°的仰角。

实施例4使用与实施例3相同数量的卫星，但并非将四颗卫星布设在同一轨道路径上，而是使用两个共面的轨道路径，一个轨道的远地点在北极上方，另一个的远地点在南极上方。每条轨道路径中布设两颗卫星，彼此平均地间隔12小时。相对于实施例3，显著提高了全球覆盖，提供对地球57％的连续覆盖，具有10°的仰角。该星座的图示在图8A中示出，而图8B示出了对它所提供的全球覆盖的模拟。

实施例5使用与实施例4相同数量的卫星和相同的安排，但两条轨道路径不是共面的，而是具有相同的主轴且彼此正交。从实施例4的共面的轨道路径改变为实施例5的正交的轨道路径使得对地球的连续覆盖从57％下降到48％，表明正交的轨道路径并非是有用的。该星座的图示在图9A中示出，而图9B示出了对该星座所提供的全球覆盖的模拟。

实施例6使用与实施例4相同的共面安排，仅有的差别是每条轨道路径中的卫星的数量从两颗增加到三颗。当然，这三颗卫星被安排为有8小时间隔。卫星数量的这种改变使得对地球的连续覆盖从实施例4的57％增加到64％。该星座的图示在图10A中示出，而图10B示出了对该星座所提供的连续覆盖的模拟。

实施例7使用与实施例6相同数量的卫星和相同的轨道参数，仅有的差别是，在该情况中两条轨道路径被安排为彼此正交。出人意料的结果是，对地球的连续覆盖从实施例6的64％增加到99％，具有10°的最小仰角。该星座的图示在图11A中示出，而图11B示出了可以在整个地球上方以最小10°的仰角提供连续覆盖。连续的全球覆盖以最小8.7°的仰角而实现。

图11C到图11F示出了对该星座所提供的覆盖的模拟结果，具有最小10°的仰角。具体地：

图11C示出了可以以最小20°的仰角在北纬34°以北和南纬34°以南的地区连续提供覆盖；

图11D示出的覆盖可在一天的22.8小时内以最小20°的仰角提供；

图11E示出的覆盖可在一天的21.6小时内以最小20°的仰角提供；

图11F示出的覆盖可在一天的20.0小时内以最小20°的仰角提供。

连续的、实时的覆盖在很多应用中是不需要的。在很多情况下，例如在气象成像中，每天20.0小时的覆盖(最小20°的仰角)是足够的。

如图1所示，尽管已发现90°的倾斜度是有利的，但是该参数可以放宽到大约70°至90°的倾斜范围。即使将该参数放宽，本申请仍然提供了以下优点：

几乎全球/极地地区的覆盖是可能的，但是远地点必须随倾斜度的降低而增高；例如，倾斜度从90°降低至80°即会使得远地点从48,100km增加到50,100km。尽管2,000km是小百分比的差别，但是足以使90°轨道是优选的。更近的海拔高度带来更好的通信、更准确的科学数据，以及从地球观测设备得到的更好的分辨率；以及

未倾斜90°的卫星可在不同的轨道平面运作，使单一地面航迹是可能的。

下面的表2示出了所需的最小离心率(即，最小的远地点高度)，以满足针对较低轨道平面的倾斜度范围的极地覆盖要求。

对于此表，极地覆盖要求被限定为：以最小20°的仰角(相当于最大70°的倾斜角)，在北纬60°以北(或者南纬60°以南)的极地地区在100％时间内的100％的覆盖率。

表2——高倾斜度分析

倾斜度	离心率	远地点高度
			90°	0.30	48435.2km
			87°	0.31	48856.8km
			84°	0.33	49700.1km
			81°	0.34	50121.8km
			78°	0.36	50965km
			75°	0.40	52651.6km
			72°	0.42	53494.9km
			69°	0.46	55181.4km

降低倾斜度增加了所需的离心率。然而，这样带来的远地点高度将增加对于通信有效载荷的路径损耗，并且减小由地球观测有效载荷实现的分辨率。因此，对于这样的应用，大约80°到90°范围内的倾斜度是优选的。

将离心率增加到给定倾斜度所要求的最小值以上可增加能够连续覆盖的区域，在这种情况下增加到60°纬度等值线。

通过降低离心率(使得轨道更圆)，最小仰角可以提高到12.3°。在最小20°仰角时，地球被连续覆盖的百分比增加到76％，此时离心率接近0.0(见图12，其中x轴是离心率，y轴是全球覆盖的百分比)。然而，为了避免使卫星轨道落在GEO带，离心率必须保持在0.09以上。此时的百分比覆盖比本发明的优化离心率(0.30)时的覆盖率实际上更加糟糕。

通过降低一个平面的倾斜度同时以相同程度降低另一平面的近地点的幅角，星座朝向赤道倾斜(见图13A中的这样的安排的图示)。如图13B所示，20°仰角时的百分比覆盖率变得更糟，而在具有本发明的优化倾斜度(90°)时最佳。期望地球的旋转将会影响数据，但是这种影响的程度(如图13B所示)在直观上无法察觉。确信的是，预料不到的结果是来自于系统的非线性。

优雅降级

本发明的卫星星座的一个显著优点是它们在卫星失效时提供优雅降级。相反，例如美国专利4,809,935中提到的那些星座中的一颗卫星的失效将具有覆盖率方面的显著影响。

对于从优化的六卫星星座降级的四个不同的降级条件：10°和20°仰角下的五颗卫星，以及10°和20°仰角下的四颗卫星，图14示出了全球覆盖程度与时间的关系。如图所示，五卫星星座将仍然以10°的仰角在每天19小时以上的时间内提供100％的覆盖。作为另一示例，如果系统进一步降级至四卫星星座，则仍然可以在每天大约17小时的时间内以10°的仰角提供90％的覆盖。

图15A至图15F展示了针对覆盖率的模拟数据，该覆盖率由降级至五颗卫星的优化的六卫星星座提供(两个正交的、相反远地点的轨道，离心率为0.3，倾斜度90°，最小仰角20°，两颗卫星在北极轨道、间隔12小时，三颗卫星在南极轨道、间隔8小时)。图15A至图15F的深色区域示出了未覆盖的区域，浅色区域示出了覆盖的区域。具体地：

●图15A示出了在全球33.66％的区域上方有100％时间的覆盖；

●图15B示出了在全球59.51％的区域上方有91.67％时间的覆盖；

●图15C示出了在全球79.00％的区域上方有83.34％时间的覆盖；

●图15D示出了在全球91.51％的区域上方有75.00％时间的覆盖；

●图15E示出了在全球97.87％的区域上方有66.67％时间的覆盖；

●图15F示出了在全球99.76％的区域上方有58.34％时间的覆盖。

类似地，图16A至图16F展示了针对覆盖率的模拟数据，该覆盖率由降级至四颗卫星的优化的六卫星星座提供(两个正交的、相反远地点的轨道，离心率为0.3，倾斜度90°，最小仰角20°，一颗卫星在北极轨道，三颗卫星在南极轨道、间隔8小时)。图16A至图16H的深色区域示出了未覆盖的区域，浅色区域示出了覆盖的区域。具体地：

●图16A示出了在全球23.67％的区域上方有100％时间的覆盖；

●图16B示出了在全球32.57％的区域上方有91.67％时间的覆盖；

●图16C示出了在全球50.25％的区域上方有83.34％时间的覆盖；

●图16D示出了在全球63.36％的区域上方有75.00％时间的覆盖；

●图16E示出了在全球73.97％的区域上方有66.67％时间的覆盖；

●图16F示出了在全球82.46％的区域上方有58.34％时间的覆盖；

●图16G示出了在全球94.29％的区域上方有50.00％时间的覆盖；

●图16H示出了在全球97.85％的区域上方有41.67％时间的覆盖。

因而，本发明的卫星星座是有弹性的，并且可以容许卫星的损失，且比现有技术有更少的破坏。此外，从以上内容看，清楚的是：

●可以通过使用现有的GEO卫星来容许一颗卫星的损失，因为该卫星损失所影响的主要区域在赤道周围。例如参见图15B和16E；

●而且，可以观察到，本发明的系统针对分段生长提供了很多选项，因为具有少于六颗卫星的星座系统仍然具有非常显著的效用。例如，可以使用本发明的参数来实施两卫星极地星座，并且接着随时间增加卫星，以逐渐扩展服务，最终提供全球覆盖。

轨道控制

由于地球的扁率、太阳和月亮的引力，以及太阳辐射压，本发明的卫星星座将随时间经历前述轨道参数的改变。这可以通过执行周期性的轨道修正操控(manoeuvre)(使用卫星的机载推进系统)来补偿。关注的主要参数是近地点的幅角。

对于大于63.4°的轨道倾斜度，近地点的幅角将趋于以相对恒定的速率改变(减小)，这(主要)归因于地球的扁率。随着倾斜度从63.4°增加到90°，近地点的幅角(ω)的改变速率增加。为了保持对北极帽(cap)的服务，轨道远地点必须保持在地面航迹的最北点(对应于ω＝270°)；因此将执行轨道维持操控，以控制近地点的幅角。这些操控将与被用于控制对地静止卫星的东-西双点火操控相似，但是规模将会明显更大。

近地点幅角的改变速率是轨道倾斜度、离心率、半长轴，以及升交点的赤经(RAAN)的复杂的函数。注意，具有63.4°倾斜度的经典莫尼亚轨道也有近地点幅角改变(由太阳和月亮的引力而引起)；取决于RAAN，近地点的莫尼亚幅角可最多以2°/年的速率减小。对于本发明的轨道，近地点幅角速率的量级更大。在63.4°的倾斜度，速率可以超过6°/年，而在90°的倾斜度，速率是8.3°/年。

对近地点的幅角的单次修正可以通过在轨道的相对侧(大致在远地点与近地点的中间(“delta-v”仅仅是针对速度改变的航空航天术语))执行两次“delta-v”操控来执行。凭借卫星向南朝向近地点移动时执行的操控，点燃推进器，从而提供退化的delta-v以降低轨道速度，引起近地点幅角增加。凭借卫星向北朝向远地点移动时执行的操控，点燃推进器，从而提供递增的delta-v以增加轨道速度，这也引起近地点幅角增加。这两次操控以半轨道的间隔执行；操控执行的次序并不重要。这两次操控的速度改变将大致相等，以避免轨道周期的有害的改变。

近地点幅角的每次修正的程度将由两次操控的推力和持续时间决定。因为较长的操控不那么有效，所以优选的是执行频繁的、短时的操控而不是低频次的、长时的操控。对于装配了化学(二元推进剂)推进系统的卫星，可获得的推力将大到在操控之间足以容许几天甚至几周的时间。对于使用高效、低推力的离子推动器的卫星，操控可以在每次轨道公转过程中执行。

随着时间推移，如果不受控制，其他轨道参数将由于地球扁率的摄动力和月亮/太阳引力而开始从其标称值偏离。其余的两个“平面内”经典轨道要素：半长轴和离心率，趋于非常慢且不规律地移动，并且可通过略微调整位置及双点火操控的大小差异从而以几乎不增加推进剂的方式受到控制，双点火操控的执行是为了控制近地点幅角。

在两个“平面外”经典要素中，倾斜度也将趋于非常慢地变化，并且因为其不是关键参数，所以不需要控制。RAAN，例如近地点幅角，将趋于以相对恒定的速率变化，导致轨道平面关于北极有着慢而稳的进动。RAAN速率的符号和大小将通过倾斜度和最初的RAAN值来确定。对于在同一轨道平面中有两颗或更多颗卫星的优选配置，轨道平面的进动不会影响极地地区的覆盖，因此不需要控制RAAN。(注意，通过使平均轨道周期从精确的一个恒星日偏离以保持固定的地面航迹，可以容易地对RAAN的小的恒定速率对地面上任何点处的覆盖的影响进行补偿。)对于卫星被保持在两个或更多轨道平面的星座，可以在轨道远地点执行不频繁的“跨航迹”操控，以保持平面间节点分离。

辐射

针对本申请所选择的轨道允许卫星避开高能质子的内范艾伦辐射带。该轨道中的卫星仍然会经过不那么恶劣的、电子的外辐射带。质子比电子重得多，因此它们可以产生更多破坏。很难挡住高能的质子，如果不是不能挡住的话。

随着卫星经过这些辐射区，卫星的部件会有累积的辐射吸收。这种累积的吸收是决定卫星的设计寿命的一个因素。第二个因素(由质子带而非电子带导致)称作单粒子效应(SEE)，由单个高能粒子引起。粒子可以引起电子器件中的临时干扰，或者永久的破坏。本发明的轨道已经特别设计为用六颗卫星获得全球覆盖，同时避开范艾伦质子辐射带。

图17和图18展示了剂量-深度曲线，比较了三条轨道：本发明方式的90°倾斜度/0.3离心率的轨道；GEO 160W轨道(即，位于西经160°的对地同步轨道)；以及经典的莫尼亚轨道(63.4°倾斜度、0.74离心率)。在典型GEO卫星的15年设计寿命中，预期被吸收的总的累积辐射是50krads。如图17所示，莫尼亚轨道中的卫星将需要11.5mm的屏蔽厚度来满足该要求，而GEO 160W需要8mm的铝屏蔽。然而本发明的轨道仅需要6.5mm。使用类似于本发明的轨道有着显著优点，其可以使用具有GEO飞行传统的部件和子系统，并且可以达到或超出GEO卫星的设计寿命。

优选使用“现成的”部件以使成本最小化且对可靠性进行优化。尽管可以用具有6.5mm屏蔽的新部件来实施本发明，但是通常会使用8mm屏蔽，因为GEO卫星及部件是最常见的。如图18所示，如果要将针对GEO的屏蔽和吸收的辐射作为参照(即，8mm屏蔽和50krads的辐射剂量)，则莫尼亚轨道中的卫星将用8年，GEO轨道中的卫星将用15年，而本发明的90°倾斜度的轨道中的卫星将用36年吸收这一总的辐射剂量。因此，本发明的系统将明显可靠得多，且将具有比莫尼亚轨道中的系统长得多的预期寿命。

图20示出了操作卫星系统的示例性方法的流程。该方法开始于方框1010，发射卫星星座并将卫星部署到具有所需轨道参数的轨道中。卫星可以一次发射一颗(即，每个发射载体一颗卫星)或者同一发射载体中有多颗卫星。在优选的实施例中，理想的是全部卫星在同一轨道平面中；在这样的配置中，最有效的是用单个发射载体发射全部卫星。

图19展示了针对发射载体(未示出)的示例性有效载荷900的截面图，该发射载体包含三颗卫星200。发射载体将包括足够数量的具有足够容量的推进级，以将卫星运载到所需轨道中，或者运载到卫星可以到达它们操作轨道的位置中(即，两个推进级、三个推进级，等等)。发射载体可以将多颗卫星运载到低空停泊轨道(卫星从该低空停泊轨道将它们自身推进到操作轨道)，或者可以将卫星直接发射到它们的操作轨道。

图19展示了在有效载荷流线型罩930中的有效载荷适配器920上堆叠的三颗卫星20。尽管在两个平面中的每一个上仅需要三颗卫星进而提供全球覆盖，但是理想的是，在与给定平面中的三颗主卫星发射的同时，将第四颗、冗余的卫星发射到轨道中。由此，如果主卫星中的任何一个由于某些原因失效，则第四颗、冗余的卫星可以服役。当然，可以在有效载荷流线型罩中布置更多或更少的卫星。

正如将要参照图22所描述的，每颗卫星200将包括通信系统、控制系统和推进系统。无论使用什么配置的发射载体，这些系统允许卫星200与网关610通信，并将它们自身定位到它们最终的操作轨道中(具有所需的间隔)。在三卫星星座、卫星处于同一平面的情况下，这三颗卫星将间隔8小时。

再次参照图20，一旦卫星星座已经通过发射载体发射，则卫星可以被启用，并且执行基本系统的服役/测试过程1020。所述服役/测试过程可以包括：部署天线并使卫星200旋转(使得天线朝向合适的方向)、部署太阳能板、对处理器和电子系统供能、启动软件系统，以及验证所有基本系统和子系统的操作。将故障排除和/或累积测量的执行作为所述过程的一部分也是必须的。

一旦基本系统和子系统已经被启用并且它们的操作已经被验证，则卫星200可以转到它们的最终轨道位置中1030。如上所述，这可以包括卫星200简单地将其自身推进到轨道平面中的正确位置，如果它们被发射到了同一操作轨道的话。可替换地，如果卫星200被发射到了停泊轨道，则可以要求它们消耗明显更大量的燃料，以将其自身推进到它们的操作轨道中并具有所需的间隔。

凭借卫星200现在已处于其最终轨道位置，有效载荷可以被启用、服役和测试1040。这将以与上述的卫星的基本系统的启用、测试和服役非常相同的方式完成，即，部署任何必须的天线或传感器、对处理器和电子系统供能、启动软件系统，以及验证所有有效载荷系统和子系统的操作。当然，还可以执行故障排除和/或累积测量，作为所述过程的一部分。

卫星200现在处于操作模式。有效载荷的操作将完全由有效载荷的本质决定。在地球观测有效载荷(例如，天气监测系统)的情况下，这可以包括成像仪器的操作，以及观测数据从卫星到网关的传输。

在所有的卫星系统和有效载荷是可操作的情况下，仅需要关心将卫星200的位置维持在感兴趣的轨道1050。这可以按照前文“轨道控制”标题下所描述的方式发生。卫星位置信息可以由卫星200、网关610或一些其他控制中心确定。通常，卫星位置信息可以从全球定位系统(GPS)数据和/或其他卫星遥测来计算。

可选地，某些系统和子系统可以在卫星在轨道上运行的过程中停用，以便例如节省功率或保护仪器。例如，如果有效载荷包括科学仪器以用于监测北极地区的天气，那么理想的是，当卫星200在南半球时停用有效载荷系统，当其再次进入感兴趣的地区时重新启用。理想的是一直保持基本卫星子系统是可操作的，使其可以持续接收和发送与其健康、状态和控制相关的数据。

图21示出了用于与卫星200通信的示例性网关系统1100的简化框图。通信信号可以包括操作/控制信号以及与有效载荷相关的信号。在科学有效载荷的情况下，与有效载荷相关的信号可以包括发送给仪器的控制信号，以及接收自该仪器的观测/监测数据。网关系统1100可以修改为接收和展示其他类型的信息，并且可以与一个或多个计算机、服务器、网络和其他相关设备一起使用。

如图21所示，网关1100可以包括天线1110、收发器1120、处理单元或系统1130，以及网络通信系统1140。

天线1110被设计为以所需的通信频率接收和发送信号。通常，在给定卫星的高海拔高度和涉及的低信号水平的情况下，天线1110将是高精度定向的跟踪天线。如果改变应用，则可以使用其他的天线设计(例如，非跟踪天线)。

网关收发器1120由接收器部分和发送器部分组成，接收器部分用于从卫星接收数据并为CPU 1130准备数据，发送器部分用于处理来自CPU1130的数据并准备将其经由天线1110发送至卫星200。收发器1120的发送部分可以例如对数据进行多路复用、编码和压缩，以被发送至卫星，接着将数据调制到所需发送频率并且将其放大以便发送。可使用多个信道、误差修正编码，等等。在补充方式中，收发器1120的接收器部分将接收到的信号解调，并且对来自天线的信号执行任何必须的多路分配、解码、解压缩、误差修正和格式化，以便CPU1130使用。天线和/或接收器还可以包括任何其他所需的开关、滤波器、低噪声放大器、向下变换器(例如，变换到中频)以及其他部件。

图21还示出了本地用户界面1150。网关610的地理位置可以选择为使得所需的网关数量最少。因此，网关610可不在对卫星操作者和/或操作方(接收有效载荷数据)而言便利的地理位置。由此，网关610通常将设有网络通信设备1140，使得远程计算机1160可用于通过因特网或类似的网络1170来访问系统。

图22示出了可用于本发明的示例性实施例的卫星200的简化框图。如图所示，卫星200可以包括位置固定系统1210、推进系统1220、动力系统1230、通信系统、计算机处理系统1240和有效载荷1250。通信系统通常将由收发器1260和天线1270组成。当然，可以使用其他部件和安排来实现本发明，包括例如，冗余和备份部件。

位置固定子系统1210负责保持卫星的轨道。相应地，位置固定子系统1210可以计算和/或接收高度和/或轨道调节信息，并且可以使推进系统致动，以调节卫星的高度和/或轨道。保持轨道还可以包括保持卫星自身与卫星星座中其他卫星的间隔。推进系统1220可以包括例如燃料源(例如，燃料和氧化剂容器)和液态燃料火箭，或离子推进器系统。

动力子系统1230向所有卫星系统和子系统提供电力。动力系统1230例如可以包括一个或多个太阳能板及一支撑结构，以及一个或多个电池。

卫星天线1270将设计为适应所需的通信频率和系统。鉴于卫星的物理尺寸和重量约束，其将比网关610的天线1110小得多。天线1270束的方向通过机械地操纵天线或者电子地操纵天线束来控制。可替换地，可以控制卫星的高度来操纵天线。

类似地，卫星收发器1280被设计为与网关610的收发器互补，由接收器部分和发送器部分组成，接收器部分用于从网关610接收数据并为CPU 1240准备数据，发送器部分用于处理来自CPU 1240的数据并准备将其经由天线1270发送至网关610。收发器1260的发送部分可以例如对数据进行多路复用、编码和压缩以被发送，接着将数据调制到所需发送频率并且将其放大以便发送。可使用多个信道、误差修正编码，等等。收发器1260的接收器部分将接收到的信号解调，并对来自天线1270的信号执行任何必须的多路分配、解码、解压缩、误差修正和格式化，以便卫星CPU 1240使用。天线和/或接收器还可以包括任何其他所需的开关、滤波器、低噪声放大器、向下变换器(例如，变换到中频和/或基带)以及其他部件。

卫星200的计算机系统1240通常接收用于操作海拔高度和轨道控制系统的信号。其还接收用于操作有效载荷1250的信号，并且处理有效载荷数据以便发送至网关610。随着卫星200进入和离开感兴趣的地理地区，其还可以管理多个子系统的启用和禁用。

选项和可替代方式

除了上述气象实现方式，本发明的系统还可以至少应用于以下情况：

1.军用UAV(无人飞行器)：当前对于军用UAV的要求规定了支持10-20Mbps(兆比特每秒)的上行速率。这可以通过本发明的系统在全球范围内进行调节适应；

2.当前，越过极地的空中管理必须在极地上方通过时从对地静止通信切换到HF(高频)无线电通信。本发明的系统可以支持宽带通信、导航和监控，其中航空器越过极地。当前，每月有700架航空器使用极地路径，并且要求在北极地区上方的连续覆盖，以提高该区域的空中交通的安全性和效率；

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、完整性和可靠性可以通过用来自其他卫星(对误差修正和完整性信息进行广播)的信号来增强或覆盖它们自己的信号。这对于空中交通而言是尤其重要的。两个这样的系统已准备就绪，一个在美国(广域增强系统)，一个在欧洲(欧洲对地静止导航覆盖系统)。这两个系统都基于对地静止卫星系统，且任何一个都没有覆盖整个极地地区(已经意识到在此地有改进导航的需求)；

4.地球观测：除了气象观测，其他的地球观测有效载荷可以很好地在已描述的轨道内执行，并且提供全球监测(包括超谱发声仪和海洋色辐射测量)；

5.空间情境意识：这些有效载荷探测空间灾害，例如，残骸、小行星，以及可看作灾害的其他卫星；

6.空间天气：本发明的轨道可以支持空间天气有效载荷，其测量例如太阳辐射、范艾伦带辐射，以及地球的电离层等因素；以及

7.星际链路(ISL)：ISL链路是本发明的导出特征。卫星能够将ISL链路提供给其他卫星，所述其他卫星充当中继站，从而与陆地基础设施通信。

结论

已经通过示例描述了一个或多个当前优选的实施例。对本领域技术人员来说显而易见的是，可以在不背离权利要求所限定的本发明的范围的情况下进行一些变形和修改。例如，倾斜度的选择取决于需要服务的区域、航天器上的燃料的量，以及有效载荷的发射质量之间的权衡。在不背离本发明的概念的情况下，可以优化这些参数来适应不同的优先级。

本发明的方法步骤可以以可执行的机器代码集来实施，所述机器代码以多种格式(例如，目标代码或源代码)存储。为了简化，这样的代码可以一般地描述为程序代码、软件，或计算机程序。本发明的实施例可以由计算机处理器或由按照方法步骤的方式进行编程的相似设备执行，或者可以由设有用于执行这些步骤的装置的电子系统来执行。相似地，电子存储器介质，例如计算机磁盘、硬驱动、拇指驱动、CD-ROM、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)，或本领域已知的类似的计算机软件存储介质，可以被编程为执行这样的方法步骤。

所有的引文通过引用合并于此。

Claims (27)

1.一种卫星系统，包括：

六颗卫星的星座，所述卫星中的三颗在第一轨道上运行，而所述卫星中的另外三颗在第二轨道上运行；

所述第一轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在北半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；

所述第二轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在南半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；

所述第一轨道的平面和所述第二轨道的平面基本上彼此正交；以及

至少一个基站，用于向六颗卫星的所述星座发送信号并从六颗卫星的所述星座接收信号。

2.根据权利要求1所述的系统，其中所述轨道离心率和所述轨道倾斜度被计算为，使对范艾伦质子带的暴露最小化。

3.根据权利要求1和2中的任意一项所述的系统，其中所述轨道倾斜度大约在80°至90°之间。

4.根据权利要求1至3中的任意一项所述的系统，其中所述轨道倾斜度大约是90°。

5.根据权利要求1至4中的任意一项所述的系统，其中所述轨道离心率被选择为具有在地理服务区域上方足够高的远地点，从而在其轨道的所需时段内提供覆盖。

6.根据权利要求1至5中的任意一项所述的系统，其中所述轨道离心率大约在0.30至0.34之间。

7.根据权利要求1至6中的任意一项所述的系统，其中所述卫星具有大约24小时的轨道周期。

8.根据权利要求1至7中的任意一项所述的系统，其中所述卫星的相位使得它们相应的远地点之间的时间大约是所述轨道周期除以所述星座中的卫星数量。

9.根据权利要求1至8中的任意一项所述的系统，其中卫星轨道摄动通过机载推进系统进行补偿。

10.根据权利要求1至9中的任意一项所述的系统，其中定向天线被用于所述卫星和所述基站之间的通信。

11.根据权利要求1至10中的任意一项所述的系统，其中所述基站能够操作为跟踪经过天空的卫星。

12.根据权利要求1至11中的任意一项所述的系统，其中所述基站能够操作为，当卫星移动经过天空时在卫星之间对通信进行切换。

13.根据权利要求1至12中的任意一项所述的系统，其中所述卫星包括气象监测有效载荷。

14.根据权利要求1至12中的任意一项所述的系统，其中所述卫星包括通信有效载荷。

15.根据权利要求1至12中的任意一项所述的系统，其中所述卫星包括科学研究有效载荷。

16.根据权利要求1至12中的任意一项所述的系统，其中所述卫星包括地球观测有效载荷。

17.一种操作卫星系统以用于地球观测和通信的方法，包括：

提供六颗卫星的星座，所述卫星中的三颗在第一轨道上运行，而所述卫星中的另外三颗在第二轨道上运行；

所述第一轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在北半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；

所述第二轨道具有大约在70°至90°之间的轨道倾斜度、在北半球上方的远地点，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；

所述第一轨道的平面和所述第二轨道的平面基本上彼此正交；以及

提供至少一个基站，用于向六颗卫星的所述星座发送信号并从六颗卫星的所述星座接收信号。

18.根据权利要求17所述的方法，其中所述轨道倾斜度大约在80°至90°之间。

19.根据权利要求17和18中的任何一项所述的方法，其中所述轨道离心率大约在0.30至0.34之间。

20.根据权利要求17至19中的任意一项所述的方法，其中所述卫星具有大约24小时的轨道周期。

21.根据权利要求17至20中的任意一项所述的方法，其中所述卫星的相位使得它们相应的远地点之间的时间大约是所述轨道周期除以所述星座中的卫星数量。

22.一种卫星基站，包括：

通信装置，其用于向六颗卫星的星座发送信号并从六颗卫星的星座接收信号；以及

飞行控制装置，其用于控制六颗卫星的所述星座，使得：

所述卫星中的三颗在第一轨道上运行，而所述卫星中的另外三颗在第二轨道上运行；

所述第一轨道具有相对于地球的第一极大约在70°至90°之间的轨道倾斜度，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；

所述第二轨道具有相对于地球的第二极大约在70°至90°之间的轨道倾斜度，以及大约在0.275至0.45之间的轨道离心率；以及

所述第一轨道的平面和所述第二轨道的平面基本上彼此正交。

23.根据权利要求22所述的基站，其中所述轨道倾斜度大约在80°至90°之间。

24.根据权利要求22和23中的任意一项所述的基站，其中所述轨道离心率大约在0.30至0.34之间。

25.根据权利要求22至24中的任意一项所述的基站，其中所述卫星具有大约24小时的轨道周期。

26.根据权利要求22至25中的任意一项所述的基站，其中所述卫星的相位使得它们相应的远地点之间的时间大约是所述轨道周期除以所述星座中的卫星数量。

27.一种发射载体，包括：

有效载荷流线型罩；

根据权利要求1至16中的任意一项所述的一颗或多颗卫星，该卫星位于所述有效载荷流线型罩中；以及

推进装置，其用于将所述一颗或多颗卫星发射到同一轨道平面内的轨道中。