CN115836493A - 用于低地球轨道卫星和极低地球轨道卫星通信的数据传输系统和方法 - Google Patents

用于低地球轨道卫星和极低地球轨道卫星通信的数据传输系统和方法 Download PDF

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CN115836493A CN202180048698.2A CN202180048698A CN115836493A CN 115836493 A CN115836493 A CN 115836493A CN 202180048698 A CN202180048698 A CN 202180048698A CN 115836493 A CN115836493 A CN 115836493A
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Abstract

多卫星LEO/VLEO星座中使用的卫星被配置成凭借其流线型壳体减少阻力并增加卫星在轨道上的寿命。卫星具有一纵轴，所述纵轴限定右手x、y、z坐标系的y轴，且所述卫星包含用于接收和传输无线电信号的多个天线、可充电电池和太阳能板。卫星中的控制电路通过选择性地将电池连接到稳定机构来对姿态稳定和控制机构进行致动，以促使卫星进入下述操作姿态，在所述操作姿态中壳体的y轴基本上与地球磁场对准。控制机构对表示卫星绕其y轴旋转的以将太阳能板和/或天线指向期望方向的量的倾斜角度进行设置。

Description

用于低地球轨道卫星和极低地球轨道卫星通信的数据传输系 统和方法
相关申请的交叉引用
本申请要求于2020年7月10日提交的美国临时申请号63/050,142、于2020年8月5日提交的美国临时申请号63/061,528、于2020年12月30日提交的美国临时申请号63/132,026、于2021年1月13日提交的美国临时申请号63/136,664和于2021年4月30日提交的美国临时申请号63/182,341的权益。受让人的于2021年4月13日发布的美国专利号10,979,136和于2021年5月18日提交的申请号17/322,950也包含与本文所述的本系统和方法相关的主题。
发明背景
许多公司对开发使用低地球轨道(“LEO”)和极低地球轨道(“VLEO”)卫星来向地面用户提供电子邮件和互联网访问的系统有相当大的兴趣。两个突出的示例是Jeff Bezos(杰夫·贝索斯)的亚马逊“Project Kuiper”和Elon Musk(官埃隆·马斯克)的Space X“
Figure BDA0004041926700000011
”系统。参见Long,K.的“Amazon Internet Program,Project Kuiper,to LaunchSatellite”，西雅图时报(2021年4月20日)，https://www.govtech.com/news/amazon-internet-program-project-kuiper-to-launch-satellite.html(上次访问时间为2021年6月14日)和Howell,E.的“SpaceX's Starlink Internet Satellites to Connect withGoogle Cloud Systems；Space.com(2021年5月)，https://www.space.com/spacex-starlink-internet-satellites-google-cloud(上次访问时间为2021年6月14日)。LEO卫星对此类应用特别感兴趣的原因之一是它们可以提供足够的信号强度来传输和接收来自功率有限的移动地面系统节点诸如智能手机和平板电脑的信号。出于目前的目的，LEO卫星通常被认为是在高达约1,000英里的高度处的轨道运行的卫星，而VLEO体系(regime)被认为包括低于约300英里的高度，尽管这些术语没有普遍接受的定义，但本公开也不意味着暗示其定义。
较低轨道体系中的卫星存在许多必须解决以支持成功的卫星通信系统的问题。一方面，较低轨道上的卫星会经历足够显著的大气阻力，使其高度稳步下降，直到在大气层中燃烧殆尽。“Satellite Orbital Lifetimes”，澳大利亚航天学院https://www.spaceacademy.net.au/watch/debris/orblife.htm，上次访问时间为2021年6月14日)解释说，卫星轨道的衰减将与它的质量与大气施加的阻力之比成反比。换句话说，卫星越重以及其阻力系数越小，其轨道衰减将越慢。尽管LEO和VLEO通信卫星可能相对较重，但据信很少有卫星被配置成减少阻力。例如，
Figure BDA0004041926700000021
卫星重约500磅，“Starlink”，维基百科(https://en.wikipedia.org/wiki/Starlink，上次访问时间为2021年6月16日)，但从公开的来源看来，没有进行过任何尝试将卫星本体配置成减轻阻力。此外，与许多(如果不是大多数)卫星一样，
Figure BDA0004041926700000022
卫星包括大型扁平向外延伸的太阳能板阵列，这甚至进一步增加阻力。
基于空间的通信系统通常要求卫星节点处于固定姿态并且相对于彼此处于已知位置以便建立卫星/卫星和地面/卫星无线电连接。这要求卫星包括某种推进系统和控制电子设备，这进一步增加了它们的尺寸、成本和复杂性。这些东西也增加了卫星的重量，这减少轨道衰减，但仍要求推进系统将它们维持在已知的相对位置以支持卫星到卫星的通信。根据上面的长篇文章，这些因素都导致了预计用于提供基于卫星的通信的数十亿美元。除了部署数千个昂贵卫星的巨大成本外，VLEO卫星还必须考虑到国际空间站位于250英里轨道上。较高的轨道会牺牲信号强度，而较低的轨道要求更频繁的助推以将卫星维持在轨道上。这会燃烧火箭燃料并缩短卫星寿命，因此需要部署高成本的替代品。
本文描述的发明的受让人已经拥有许多基于与迄今已知的卫星通信范例完全不同的范例的在先申请和专利。于2018年9月25日发布的美国专利号10,084,536(“'536专利”)公开了处于非受控轨道且没有姿态控制并且因此不需要重型火箭或其他推进器或其燃料的LEO卫星。受让人的卫星本质上只是用于无线电传输的无线电和天线的平台。它们具有用于供电的电池和太阳能板，但预计它们可以被设计成使得它们的电力需求将不要求像常规卫星那样的大型太阳能板阵列。它们的天线在卫星周围的多个方向上广播和接收数据，从而能够在概率基础上建立用于数据传输的卫星/卫星和地面/卫星无线电链路，而卫星不必知道它们相对于彼此或地面站的位置。
受让人的其他专利和申请完善和扩展了'536专利所代表的技术突破。于2019年10月15日发布的美国专利号10,447,381公开了使卫星以约每秒一转绕轴旋转。这在一秒的时间段内提供了将特定卫星并入数据传输路由的附加机会。于2018年9月25日发布的美国专利号10,085,200和于2019年5月14日发布的美国专利号10,291,316公开了对前述专利中一些基本概念的大量改善、变化和改进，包括使用具有多个馈电的天线('200专利)、以及其中每个卫星都知道自己的轨道并与其他卫星共享信息的系统('316专利)以提供方向偏差以协助路由创建。于2021年4月30日提交的临时申请号63/182,341和于2021年5月18日提交的申请号17/322,950(“'950申请”)描述了特别适于增加和扩展已提及的受让人早期专利和申请的实用性的复杂的路由和数据传输协议。'950申请包括对受让人的卫星通信技术的更全面审查。
与本文档中描述的系统和方法特别相关的是受让人的于2021年4月13日发布的美国专利号10,979,136(“‘136专利”)。与本公开特别相关的是‘136专利的在图12至图21中所示和在随附文本中描述的各种卫星构造的公开内容。‘136专利的这些部分描述了一种卫星：其可以被制成轻且紧凑的，从而降低发射成本，同时仍然能够实施形成受让人的通信系统和方法的一些重要方面的多种改进的路由创建和数据传输协议。这些卫星被维持处于特定的姿态(在限制内)，但它们不要求为此目的推进器和燃料。‘136专利中描述的卫星姿态控制技术适用于体现以下进一步讨论的新卫星构造的方面的卫星。
LEO和VLEO卫星即使在其中常规气动阻力是一种因素的大气区域之上，也会受到阻力。Majid,A等人的“Aerodynamic Drag Computation of Lower Earth Orbit(LEO)Satellites”，空间技术杂志，第8卷，第1期，第82-89页(2018年7月)中讨论了LEO和VLEO卫星上的阻力的物理学。在LEO和VLEO高度处，经典的阻力模型不适用，因为轨道本体遇到空气，更多地作为在分子水平处的离散粒子，而不是作为纳维-斯托克斯方程适用的流动连续体。Majid，第83-84页。文章讨论了用于计算该大气区域中球体和立方体阻力系数CD的多种方法。
据信，只有非常有限数量的卫星已经被设计成降低它们的阻力系数。已经引用的“Satellite Orbital Lifetimes”专题论文解释说，在轨道上的物体将以与比率FD/m成正比的速率减速，其中FD是物体的阻力，并且m是它的质量。FD又是阻力系数CD和物体的横截面积A(垂直于其速度矢量)的函数。出于同样的原因，Walsh,J.的“Reducing SpacecraftDrag in Very Low Earth Orbit through Shape Optimization”，第7届欧洲航空航天科 学大会(EUCASS)(版权2017)，计算具有渐缩的锥形鼻部和尾部部段的各种柱形形状在行进方向上表现出的阻力系数。表3示出了阻力系数随着更渐缩的鼻部锥体而降低。然而，“卫星”的建模没有任何外部设备或太阳能阵列，这会显著增加阻力，从而减少卫星在轨道上的时间。
同样，所有这些现有系统所属的范例依赖于具有机载轨道推进的推进系统的卫星，以抵消由产生电力以对其电池进行再充电所需的大型太阳能板阵列导致的相当大的大气阻力引起的不可避免的轨道衰减。并且在通信卫星的情况下，它们必须被维持在相对于彼此的固定位置，从而需要甚至更复杂的推进系统来使它们在所有三个轴上保持稳定。所有这些都使卫星：更加复杂，这增加了单位卫星成本；非常重，这增加了发射成本；以及当它们最终耗尽燃料或其推进系统出现故障时更换成本很高。
下文描述的卫星构造通过配置成最大化轨道寿命的可行的LEO/VLEO卫星解决了这些缺点，同时支持和改进了在上文引用的受让人在先专利和申请中描述的有利路由创建协议和数据传输方法。所公开的卫星构造避免使用不仅增加了卫星成本而且还要求卫星足够大以容纳它们的机载推进系统，诸如推进器和火箭燃料箱。越大的卫星将经历越大的大气阻力，特别是在LEO/VLEO轨道上，这会缩短卫星在轨道上的寿命，而通信卫星通常具有大型、突出的太阳能板阵列，这会甚至更多地增加阻力。受让人已经在其在先专利和申请中描述了可以支持通信的内置太阳能板的成本较低的紧凑卫星。本文所述的卫星构造在那些卫星上进行了改进。它们还可以降低维持星座的成本，在该星座中，卫星在低于国际空间站的高度处的轨道上。
附图说明
当结合附图时，从下文对本发明的优选实施方式的详细描述中将更好地理解本发明的目的，在附图中相似的数字和字母自始至终指代相同的特征。以下是在所附详细描述中使用的附图的简要标识。
图1是被配置成使气动阻力最小化的LEO/VLEO卫星的等轴测图，其定义了x、y、z右手坐标系，其中y轴处于在轨道上的卫星的标称行进方向。
图2是图1中的卫星的正视剖视图，其示出了设置在与卫星在轨道中的行进方向垂直的平面中的姿态稳定和姿态控制机构的部件。
图3是图1中的卫星的俯视剖视图，其示出了在垂直于图1中的x-y平面的平面中的姿态稳定和姿态控制机构的部件。
图4是图1中的卫星的侧面剖视图，其示出了在垂直于图1中的y-z平面的平面中的姿态稳定和姿态控制机构的部件。
图5是图1至图4中描绘的卫星的各种操作部件的表示。
图6是地球和如图1至图5所示的卫星的轨道路径在用于提供长距离电子通信的系统中的墨卡托投影，其示出了低地球极轨道中的卫星。
本领域的技术人员将容易理解附图并非严格按比例绘制，但是当结合以下优选实施方式的详细描述时将发现它们足以实现和使用本发明。
具体实施方式
下面的详细描述旨在提供说明实现要求保护的主题的各种方式的特定实施方式的具体示例。它是考虑到要求保护的主题所属领域的普通技术人员的知识水平进行编写的。因此，可以对某些细节进行省略，因为对于使这样的人能够实现本文描述的实施方式是不必要的。
‘136专利中标题为“定义”的整个部分适用于本文档中的讨论。下面的描述使用新术语“流线型”来描述要求保护的主题的优选卫星实施方式的配置。该术语指的是被设计成使物体移动通过其所浸入的介质(在本例中为卫星的轨道高度处的大气)时空气造成的阻力减少或使其最小化的卫星的特征形状。优选配置将是通过具有圆形边缘的壳体来“流线型”的，该壳体围封所有或大部分卫星部件，以减少风阻力并增加轨道寿命。如随着下面的描述的进行将变得更加清楚的，这不排除存在在各种应用中为了操作目的所必需的卫星部件形成的小突起或凸起部分。
图1至图4描绘了具有壳体102的卫星100，壳体102中包含卫星的基本上所有部件。具体而言，卫星100通常将包括在‘136专利中结合其图3描述的操作模块。‘136专利的图3在此处呈现为图5。‘136专利描述如下图5中的部件。
图5示意性地示出了由卫星10(链接节点)容置的各种部件，用于创建能够向其他节点传输数据传输和从其他节点接收数据传输的无线电路由。如本领域的技术人员将容易认识到的，在包括本文公开和要求保护的主题的通信系统的这个实施方式和方面以及其他实施方式和方面的描述中，图中描述和描绘的控制电路和部件旨在是能够执行赋予它们的功能的任何电子计算机系统的示例。这样的计算机系统通常将包括必要的输入/输出接口设备和中央处理单元(CPU)，中央处理单元(CPU)具有合适的操作系统和用于执行程序指令的应用软件。卫星的机载计算机系统也将具有用于存储信息的适当存储模块。此外，本文使用涉及系统的元件的术语是为了简化引用，而不是限制它们的功能或操作模式。
图5描绘了太阳能板14a和14，以及在直径上相对的配对太阳能板14a'和14c'。这些示意图示出了太阳能板如何连接到其他卫星部件，但图1至图4中所示的卫星100中的太阳能板与卫星基本齐平安装，如下文进一步描述的。它还描绘了用于传输和接收无线电信号的多个天线模块12a、12b、12c、12d、12e和12f，所述多个天线模块12a、12b、12c、12d、12e和12f旨在作为卫星10(以及图1至图4中所示的卫星100)机载的所有天线模块的示意图。该示意图旨在传达操作原理，由此多个天线模块组合将能够在多个径向方向上向卫星传输无线电信号和从卫星接收无线电信号。
卫星10包括电源模块30，所述电源模块30能够提供用于操作卫星部件的可靠电力源。电源模块30包括可充电电池，所述可充电电池通过太阳能板产生的电力进行充电。合适的电源调节设备为卫星承载的各种电子部件提供稳态电源，即使太阳能板将在每个卫星轨道的一半时间里处于看不见太阳的地方。除了电源模块之外，卫星还包括具有操作系统模块42的中央处理单元40，操作系统模块42存储用于控制卫星的多种功能的操作软件。如图5所示，CPU 40通过电源和数据链路40a、40b、40c、40d、40e、40f等可操作地连接到所有天线模块12。
图5还示出了在操作系统模块42的控制下的三个主要操作模块。全球导航卫星系统(GNSS)模块44与全球导航卫星系统通信，示例是美国所基于的全球定位卫星(GPS)系统、欧盟的伽利略系统、俄罗斯的GLONASS系统和中国的北斗系统。该模块使卫星能够以已知的全球导航卫星系统所采用的方式来确定其相对于地球表面的位置。通过天线模块12在系统节点之间交换的无线电信号被路由创建模块46使用，路由创建模块46包括用于执行逻辑的天线配对电路，以创建包括支持卫星/卫星和卫星/地面数据通信的无线电链路的无线电路由。数据移动模块48包括数据传输电路，所述数据传输电路控制与其他系统节点(卫星和地面节点)的数据(内容)传输。将理解的是，图5中用于路由创建和数据移动的单独模块的图示并不一定暗指：识别要在无线电路由中使用的无线电链路并且在链接的节点之间传输数据不是创建用于从一个卫星到另一个卫星或在卫星与地面节点之间传输数据通信的优选无线电路由的或多或少的单一过程的一部分。
返回到图1，图1示出了在本说明书中使用的右手x、y、z坐标系。正y轴指向卫星的轨道路径并定义卫星的纵轴。图2描绘了在负y方向上观察到的卫星，如在该视图中描绘从绘图平面向外指向的y轴的同心圆所指示的。壳体102在该视图中也是椭圆形的，其中x轴和z轴在椭圆的中心与y轴相交，从而形成坐标系的原点。图3是从卫星100的“顶部”即负z方向看到的视图，如描绘从纸面向外指向的z轴的同心圆所指示的。将理解的是，使用诸如“顶部”和“底部”或“上方”和“下方”的术语是为了方便分别指示当卫星处于其操作取向时背离地球表面和朝向地球表面的方向。同样，术语“侧面”是相对于“顶部”和“底部”而言的。
在本实施方式中，壳体在x-z平面(图2)、x-y平面(图3)和y-z平面(图4)中是对称的。壳体102的“赤道”104和“零子午线”106在图1中以双点划线绘制，以便于下面对卫星100的操作和构造的描述。卫星100包括天线阵列108，天线阵列108包括在图中如此标记的交叉影线区域中的多个定向天线。天线通常指向沿通过卫星的原点114的轴的方向。图中未描绘各个天线，因为它们可以采用任何配置并具有任何操作特性，这些操作特性将实现如受让人的在先专利和申请中描述的路由创建和数据传输，其优选示例在‘136专利和'950申请中进行了详细描述。为了此处讨论的目的，显著特征是很少或没有天线结构从壳体102的流线型表面突出。在优选实现方式中，天线包括抛物面反射器，可选地每个天线包括多个馈电，如‘136专利中所描述的。为维持流线型配置，天线口可以凹入壳体的流线型表面下方，并且由对传输和接收的无线电信号类型透明的材料覆盖，如‘136专利中所讨论的。
天线阵列108包括第一主要部分108a以及第二补充部分108b，第一主要部分108a位于卫星赤道104下方，第二补充部分108b出于下文进一步详细描述的原因位于赤道104上方通过预定角度θ延伸至天线参考线110，从而覆盖卫星的在参考线110下方的表面。在一个实施方式中，0°≤θ≤45°，并且优选地0°≤θ≤30°。卫星110顶部的其余部分具有结合'136专利的图14和图18描述的方式的一个或更多个太阳能电池板。与天线一样，太阳能板以可最大程度地维持壳体的光滑流线型表面的方式进行构造和安装。将理解的是，某些制造实践或工程考虑可能使得以呈现完美光滑和流线型表面的方式安装天线和太阳能板是不切实际的。具有不会明显增加卫星阻力系数的微小突起和不规则的卫星表面仍将满足本文所用的“流线型”的定义。
为了便于解释与本讨论相关的卫星的特征，卫星110被描绘为规则椭圆体，其长轴由y轴定义，短轴沿x轴和z轴。因此，坐标轴在处于卫星110的几何中心的原点114处相交。将理解的是，卫星可以采用本发明范围内的其他流线型配置。例如，将壳体制成圆形或x、z平面中的其他形状可能是有利的，以更好地容纳执行在上述涉及到的受让人的在先专利和申请中描述的路由创建和数据传输功能所要求的卫星的部件。如所讨论的，本实施方式中的卫星102将至少包括以上结合图5描述的电路部件和电源模块。如已经指出的，卫星100包括：天线阵列108，天线阵列108的天线可操作地连接到卫星中央处理单元，如上文结合图5所描述的；以及多个太阳能板112，多个太阳能板112用于与上面结合图5描述的不同配置的太阳能板相同的方式对电源模块中的电池进行充电。
卫星100的一个重要特征是内部姿态稳定机构200，内部姿态稳定机构200用于维持卫星的y轴通常指向卫星绕地球轨道运行时的行进方向，以利用壳体102的流线型形状来使气动阻力最小化，从而提高卫星的操作寿命。本实施方式中的姿态稳定机构包括通过壳体102中的切口描绘的四个电磁稳定构件202、204、206和208。这些构件位于假想的圆锥体上，圆锥体的中心轴线位于卫星的y轴上，内部张角为90°(见图3和图4)。为了帮助读者定向，锥体的顶点V200在图3和图4中进行了标记。稳定构件被描绘为包括铁磁材料的杆状件，这些杆状件围绕锥体的“表面”均匀分布(即，相隔90°)，并与y-x平面和y-z平面形成45°角，在图2中稳定机构的前视图中最好理解。每个电磁构件包括由合适的铁电材料制成的具有两部分的铁电杆状件。每个杆状件的用字母“a”指定的外部(202a、204a、206a和208a)沿第一方向缠绕有载流线(未示出)，并且用字母“b”指定的内部(202b、204b、206b和208b)在与其关联的“a”部分相反的方向上缠绕有载流线。
图3和图4示出了当卫星100处于基本上圆形的极轨道中时地球的磁通量MF，例如'136专利的图4中描绘的卫星S100P，该图这里再现为图6，其以双点划线描绘了在200英里的高度处的基本圆形极轨道上发射的单个卫星S100P的地面轨迹。在该高度处，卫星的轨道周期为约91分钟，并且每天将绕地球轨道运行约16次，使得地面轨道在每个连续的极轨道路径OPlP、0P2P、OP3P、OP4P、OP5P、OP6P等中处理约22°经度。(卫星S110E和轨道OPE不包括在当前的讨论中)。示出了卫星S100P在这六个轨道上的地面轨迹，为清楚起见，线条描绘了穿过中央纬度区域的轨道路径。图6在左侧还示出了地球另一侧的整个极到极轨道路径OP3P、OP4P、OP5P和OP6P(在图中右侧与它们相应的对应物相距180°)。赤道处1,200英里的直径覆盖区FP0示出为轨道路径OP3P的“左”腿。双点划线圆形区域FP0描绘了轨道路径0P4P中卫星S100P的赤道处的覆盖区，由以双点划线为边界的阴影细长段FP45描绘了45°N纬度处同一轨道路径中的卫星覆盖区。(卫星覆盖区在地面上实际上是圆形的，但由于墨卡托投影引入的变形，在卫星背离赤道行进时在图中拉长了。)从图6将理解的是，地球表面上的每个点每天至少“看到”卫星S100P一次。
在这个特定部署中，姿态对准机构200可以将卫星的y轴与其轨道方向对准，以利用由卫星的流线型壳体102提供的减小的阻力。为了便于该描述，假设卫星100的质心位于x、y、z坐标的原点114。缠绕电磁构件202的“a”线圈,使得电流通过它们创建其北极从顶点V200面向外的磁体；相反，缠绕“b”线圈使得电流通过它们创建其南极从顶点V200面向外的磁体。在替代性实施方式中，用单根导线缠绕这些构件并且它们的磁取向通过切换通过导线的电流方向来确定。
当卫星100(S100P)在西半球向北移动时，“a”线圈被致动以创建其磁极与包括每个稳定构件202、204、206和208的杆状件对准的磁体。在地球的磁场MF(其南极在北磁极)存在的情况下，它们将创建具有垂直于磁通线的分量的力，以将顶点V200保持在x-y平面中(通过构件对202、208和204、206)和y-z平面中(通过构件对202、204和206、208)。由构件202至208的北极对地球的磁场的南极(在北磁极)的向北吸引创建的所有构件的组合力维持卫星的前端LE指向+y方向。当卫星中的GNSS模块(见图5)指示卫星已进入东半球且正在向南移动时，“b”线圈被致动，并且构件202至208与地球的磁场相互作用以维持卫星以与“a”线圈与地球的北极相互作用相同的方式指向南极。卫星的y轴将维持在轨道方向，因为x、y、z坐标系的原点114处的顶点V200和卫星的质心都在y轴上，从而消除了卫星上由构件202至208创建的关于x轴或z轴的任何力矩。
将理解的是，各种附加权利要求中描述的姿态稳定机构可以采取与刚刚描述的实施方式不同的形式。例如，刚刚描述的实施方式特别适于质心与右手坐标系的原点重合的卫星。当施加的稳定力分解为沿卫星的卫星行进方向并通过质心的矢量时，这将消除围绕任何轴的力矩。如开头所指出的，增加卫星的重量会增加其在轨道上的时间，因此可以向卫星添加非铁磁压载物以增加其重量并提供使卫星的形心与其质心重合的优选重量分布。通过在其前端和后端集中更多的质量，诸如通过将电池定位在卫星的这些区域中，可以进一步提高稳定机构的功效。这将倾向于维持卫星的y轴沿行进方向行进。
此外，卫星壳体还可以采取符合操作所需的内部部件的设置的不同的形状。在至此描述的实施方式中，卫星关于所有三个轴是对称的。然而，卫星也可以采取仅关于y轴轴对称的形状，诸如泪滴形，这可以进一步减小阻力(见上文引用的Walsh)，因为如上所述的姿态稳定机构将自动将卫星的正确端沿行进方向对准。可以通过提供靠近卫星尾端TE的第二姿态稳定机构来增强这种效果。这也可以通过在y轴的两端提供稳定力来补偿质心与卫星形心的略微不匹配。
稳定构件202至208以刚刚描述的方式进行的稳态致动将使卫星的y轴与地球的磁场对准，其中卫星前端114面向行进方向，并且x-z平面垂直于行进方向。然而，虽然构件202至208可以将卫星维持在该取向，但也有必要确保它被取向成：太阳能板112在顶部并且天线阵列108被取向成能够实现与地面和其他卫星的通信，如已经描述的。
为此，卫星关于y轴的角取向由姿态控制机构300控制，姿态控制机构300在本实施方式中是姿态稳定机构200的模拟物。它包括通过壳体102中的切口描绘的四个电磁体稳定构件302、304、306和308。这些构件位于假想的圆锥体上，圆锥体的中心轴线位于卫星的x轴上，内部张角为90°(见图2和图3)。为了帮助读者定向，锥体的顶点V300在图2和图3中进行了标记，并且位于x轴上。构件围绕锥体的“表面”均匀分布(即，相隔90°)，并与x-y平面和x-z平面形成45°角，在图4中稳定机构的前视图中最好理解。每个控制电磁构件包括由合适的铁电材料制成的具有两部分的铁电杆状件。每个杆状件的用字母“a”指定的外部(302a、304a、306a和308a)沿第一方向缠绕有载流线(未示出)，并且用字母“b”指定的内部(302b、304b、306b和308b)在与其关联的“a”部分相反的方向上缠绕有载流线。与稳定机构200一样，替代实施方式中的控制构件302至308中的每一个都可以用单根导线缠绕，由此它们的磁取向通过切换通过导线的电流方向来确定。
控制构件302至308的选择性致动将以与结合稳定构件202至208所描述的相同方式将构件朝向地球的磁极吸引，并且这样做将产生围绕y轴的力矩(如果它基本上与地球的磁场对准)，从而控制卫星的xy轴相对于地球表面的角度。这可能会导致卫星的y轴与其行进方向朝向不对准的略微趋势，但对准机构可以补偿该趋势。
在操作中，稳定机构200和控制机构300一起工作以便以y轴标称地沿着轨道路径来定向卫星，其中前端E指向行进方向并且太阳能板在顶部。在本实施方式中，这首先通过提供以多个单元阵列布置的多个太阳能板来实现，多个太阳能板中的每个太阳能板的电输出被单独监测。在优选实现方式中，卫星的GNSS电路的太阳能板将知道卫星相对于地球表面的位置和一天中的时间。卫星将包括查询表，该查询表基于太阳相对于处于该位置和一天中的时间的卫星的角度，并且卫星将包括可以确定太阳能板中的每个太阳能板应该产生多少电流的电路——如果太阳能板位于卫星的顶部且卫星在轨道方向上行进且其前端在前。卫星处理器中的算法可以确定卫星必须围绕三个轴中的每一个旋转多少才能将其放置在期望的定向。在优选实施方式中，这可以使用反馈控制系统来执行，在该反馈控制系统中，将由来自各个太阳能板单元的输出指示的卫星的实际定向与由目标太阳能板单元输出指示的其期望定向进行比较。注意，因为太阳和卫星的相对位置将不断变化，因此目标输出将必须随着对准过程的进行而更新。
如已经指示的，一个有利的实施方式包括具有部署在多个极轨道路径中的具有上述构造的多个卫星的星座，以使得能够通过申请人的在先申请中的各种协议和方法进行路由创建和数据传输。(这里使用的“极轨道”指的是沿着极到极经度的轨道。)定向控制机构特别有利，因为它可以通过改变x-y平面相对于地球表面的倾斜角度以将更多卫星天线指向地面上的特定位置来将卫星维持在角定向。如前所指出的，卫星的GNSS电路将知道卫星相对于地球表面的位置。因此，可以将轨道路径OP6p中的卫星倾斜(参见'136专利的图4)，使得在它经过美国东部时有更多的天线可用于卫星/地面通信，同时不影响很少或没有地面节点/地面站的向东方向的通信。通过使用上述反馈控制系统，可以使卫星相对于地球表面达到并维持在期望的倾斜角
Figure BDA0004041926700000142
。在优选实施方式中，
Figure BDA0004041926700000141
(见图3)。以这种方式，卫星向地球表面上的给定区域呈现更多天线。此外，卫星赤道104上方的天线阵列的部分108b中的天线中的更多天线可用于卫星到卫星链路。在进一步有利的调整中，卫星存储了组成天线阵列108的各个天线的位置。由于卫星根据各个太阳能板单元的输出而知道了其倾斜角
Figure BDA0004041926700000143
，因此可以利用实际指向表面上的期望区域的天线来支持其余天线。这种选择性指向特征还允许卫星使用具有更窄波束宽度的天线来传输更强、更集中的波束，从而实现与功率有限的地面节点诸如物联网传感器和个人设备诸如智能手机的更可靠通信。
同样，如果卫星处于在其轨道路径的任一侧几乎没有地面节点的区域诸如大西洋或太平洋中部上，则可以将其倾斜成使得其太阳能板面向太阳(假设卫星在白天)，以使它们产生电流最大化，以对卫星的电池进行充电。这减少了保持电池充电所需的太阳能板的数量，并使卫星的构造紧凑，从而使其能够流线型化并变得更小，从而减小阻力并增加卫星寿命。
卫星100也可以用于增强“近极轨道”的效果，其中轨道与经线的倾角为0°<α≤15°，其中α＝0°定义为与地球赤道形成90°角的“真极轨道”。这种近极轨道的实用性将会增加，因为人口稠密地区的更多人将可以访问给定数量卫星的星座，即使人口稀少的极地地区访问较少。由于卫星的y轴与其轨道方向仅略有不同，因此可以在这种近极轨道上的卫星中使用相同的姿态稳定机构和姿态控制机构。出于同样的原因，使用姿态控制机构使卫星倾斜将产生与卫星处于真极轨道时几乎相同的效果，因为它将以与真极轨道相同的方式增强地面通信和电池充电。
将理解的是，上述各种优选卫星构造的其他变化和修改在本公开的范围内。例如，姿态稳定机构和姿态控制机构可以以不同于上面结合图2至图4描述的电磁体阵列200和300的方式实现。虽然优选在这些机构中使用电动应用，但本公开不限于此。一个替代实施方式可以使用动量轮或螺线管致动机构来达到相同的目的。换句话说，除了纯电磁设备之外或与纯电磁设备结合，这些机构可以包括电控机械设备以执行本文所述的功能。|它们可以包括可移动部件或在不使用可移动部件的情况下实现，并且可以包括与本文描述的任何构造等效的、可以执行根据具体描述的实施方式的姿态稳定机构和姿态控制机构的功能的任何构造。
在另一个变型中，本文描述的卫星构造可以适于将LEO/VLEO卫星与GEO卫星“主干”互连，以改进GEO卫星与地面节点、特别是较小的手持或其他个人通信设备之间的通信。在此应用中，卫星将在顶部包括一个或更多个天线，一个或更多个天线可以指向空中的GEO卫星，以提供与多个地面节点的中间链路。由于以这种方式构造的卫星会知道其相对于GEO卫星的位置，因此它可以相应地对其稳定和控制机构进行致动，以将其一个或更多个天线指向GEO卫星的顶部。
本领域的技术人员将容易认识到，仅描绘和描述了本发明的选定的优选实施方式，并且将理解的是，除了上面具体提到的那些之外，还可以在脱离仅由所附权利要求限定的本发明的精神和范围的情况下，进行各种变化和修改。

Claims (24)

1.一种卫星，所述卫星用于并入具有多个所述卫星的星座中以用于无线电通信系统中，所述无线电通信系统用于通过无线电路由传输数据，所述无线电路由包括至少一个所述卫星作为无线电路由的节点，所述卫星包括：
壳体，所述壳体具有一纵轴，所述纵轴限定右手x、y、z坐标系的y轴，且所述壳体包含：(i)用于接收和传输无线电信号的多个天线；(ii)至少一个可充电电池；(iii)用于对所述电池进行充电的至少一个太阳能板；(iv)姿态稳定机构；以及(v)用于对所述姿态稳定机构选择性地进行激励的控制电路，其中：
所述控制电路选择性地连接至少一个所述电池以对所述姿态稳定机构进行致动，以促使所述卫星进入下述操作姿态，在所述操作姿态中所述壳体的y轴在大致沿地球的经度的轨道路径中行进；以及
所述外壳是流线型的，以使对所述卫星的气动阻力最小化。
2.根据权利要求1所述的卫星，其中,所述星座包括处于距地球的表面小于约1,000英里的基本上圆形的轨道中的多个所述卫星。
3.根据权利要求1所述的卫星，其中,所述星座包括处于距地球的表面小于约250英里的基本上圆形的轨道中的多个所述卫星。
4.根据权利要求1所述的卫星，其中,所述天线包括指向多个方向的多个定向天线的阵列。
5.根据权利要求4所述的卫星，其中,所述卫星的质心位于所述x、y、z坐标系的原点，并且所述卫星关于所述y轴是轴对称的。
6.根据权利要求5所述的卫星，其中,所述卫星壳体关于所有三个轴是对称的。
7.根据权利要求1所述的卫星，其中,所述姿态稳定机构包括多个电磁稳定构件，并且所述控制电路选择性地对所述电磁稳定构件进行致动，以促使所述卫星的y轴与地球的磁场对准。
8.根据权利要求7所述的卫星，其中,所述电磁稳定构件包括具有导电线圈的杆状件，所述导电线圈选择性地与至少一个所述电池连接。
9.一种卫星，所述卫星用于并入具有多个所述卫星的星座中，以用于无线电通信系统中，所述无线电通信系统用于通过无线电路由传输数据，所述无线电路由包括至少一个所述卫星作为无线电路由的节点，所述卫星包括：
壳体，所述壳体具有一纵轴，所述纵轴限定右手x、y、z坐标系的y轴，且所述壳体包含：(i)用于接收和传输无线电信号的多个天线；(ii)至少一个可充电电池；(iii)用于对所述电池进行充电的至少一个太阳能板；(iv)姿态控制机构；以及(v)用于对所述姿态控制机构选择性地进行激励的控制电路，其中：
所述控制电路选择性地将至少一个所述电池连接到所述姿态控制机构，以用于控制所述壳体的x-y平面相对于地球的表面的角度，其中，z轴通常指向背离地球，以限定包括所述至少一个太阳能板的面向外的壳体表面以及包括所述天线阵列的面向下的壳体表面；以及
所述外壳是流线型的，以使对所述卫星的气动阻力最小化。
10.根据权利要求9所述的卫星，其中,所述星座包括处于距地球的表面小于约1,000英里的基本上圆形的轨道中的多个所述卫星。
11.根据权利要求9所述的卫星，其中,所述星座包括处于距地球的表面小于约250英里的基本上圆形的轨道中的多个所述卫星。
12.根据权利要求9所述的卫星，其中,所述天线包括指向多个方向的多个定向天线的阵列。
13.根据权利要求10所述的卫星，其中,所述卫星的质心位于所述卫星的形心处，并且所述壳体关于所述y轴是轴对称的。
14.根据权利要求13所述的卫星，其中,所述卫星壳体关于所有三个轴是对称的，其中，赤道在所述x-y平面处，并且所述天线阵列包括：多个主要天线和多个补充天线，所述多个主要天线设置在所述赤道下方，所述多个补充天线设置在所述赤道上方的由与所述x-y平面形成角度θ的参考线限定的区域中。
15.根据权利要求14所述的卫星，其中,所述姿态控制机构包括多个电磁控制构件，并且所述控制电路选择性地对所述稳定构件进行致动，以控制所述卫星的xy平面相对于地球的表面的倾斜角
Figure FDA0004041926690000031
16.根据权利要求15所述的卫星，其中,所述电磁控制构件包括具有导电线圈的杆状件，所述导电线圈选择性地与至少一个所述电池连接。
17.根据权利要求15所述的卫星，其中：
所述主要天线和所述次要天线包括指向多个方向的多个定向天线的阵列；以及
所述控制电路能够操作成将所述卫星天线阵列的所述x-y平面维持在
Figure FDA0004041926690000032
的预定值。
18.根据权利要求17所述的卫星，其中,所述卫星包括位于所述壳体中的GNSS电路，所述GNSS电路用于确定所述卫星相对于地球的表面的位置，并且所述姿态控制机构将所述倾斜角
Figure FDA0004041926690000033
维持在根据所述卫星相对于地球的表面的位置确定的值。
19.根据权利要求18所述的卫星，其中,所述GNSS电路确定在所述卫星的所述位置处所处于的一天中的时间，并且所述姿态控制机构将所述倾斜角
Figure FDA0004041926690000034
维持在根据所述卫星相对于地球的表面的位置和在所述位置处所处于的一天中的时间而确定的值。
20.一种卫星，所述卫星用于并入具有多个所述卫星的星座中以用于无线电通信系统中，所述无线电通信系统用于通过无线电路由传输数据，所述无线电路由包括至少一个所述卫星作为无线电路由的节点，所述卫星包括：
壳体，所述壳体具有一纵轴，所述纵轴限定右手x、y、z坐标系的y轴，且所述壳体包含：(i)用于接收和传输无线电信号的多个天线；(ii)至少一个可充电电池；(iii)用于对所述电池进行充电的至少一个太阳能板；(iv)姿态稳定机构；(v)姿态控制机构；以及(vi)用于选择性地对所述姿态稳定机构和所述姿态控制机构进行激励的控制电路，其中：
所述控制电路选择性地将至少一个所述电池连接到所述姿态稳定机构，以促使所述卫星进入下述操作姿态，在所述操作姿态中所述壳体的y轴在大致沿地球的经度的轨道路径中行进；
所述控制电路选择性地将至少一个所述电池连接到所述姿态控制机构，以用于控制所述壳体的x-y平面相对于地球的表面的角度，其中，z轴通常指向背离地球，以限定包括所述至少一个太阳能板的面向外的壳体表面以及包括所述天线阵列的面向下的壳体表面；以及
所述外壳是流线型的，以使对所述卫星的气动阻力最小化。
21.根据权利要求20所述的卫星，其中,所述控制电路将所述卫星维持在如下轨道中：其中卫星y轴具有相对于真极轨道有预定倾斜角α的轨道倾角，其中，α≤15°，α是由所述卫星的轨道路径在地球的赤道处形成的角度，并且a＝0°定义真极轨道。
22.根据权利要求21所述的卫星，其中：
所述卫星壳体关于所有三个轴是对称的，其中赤道在所述x-y平面处，并且所述天线阵列包括：多个主要天线和多个补充天线，所述多个主要天线设置在所述赤道下方，所述多个补充天线设置在所述赤道上方的由与所述x-y平面形成角度θ的参考线限定的区域中；
所述姿态稳定机构包括多个电磁稳定构件，并且所述控制电路选择性地对所述电磁稳定构件进行致动，以促使所述卫星的y轴与地球的磁场对准；
所述姿态控制机构包括多个电磁控制构件，并且所述控制电路选择性地对所述稳定构件进行致动，以控制所述卫星的xy平面相对于地球的表面的倾斜角
Figure FDA0004041926690000051
所述主要天线和所述次要天线包括指向多个方向的多个定向天线的阵列，所述控制电路能够操作成将所述卫星天线阵列的所述x-y平面维持在
Figure FDA0004041926690000052
的预定值。
23.根据权利要求22所述的卫星，其中,所述卫星包括位于所述壳体中的GNSS电路，所述GNSS电路用于确定所述卫星相对于地球的表面的位置，并且所述姿态控制机构将所述倾斜角
Figure FDA0004041926690000053
维持在根据所述卫星相对于地球的表面的位置确定的值。
24.根据权利要求23所述的卫星，其中,所述GNSS电路确定所述卫星的所述位置处所处于的一天中的时间，并且所述姿态控制机构将所述倾斜角
Figure FDA0004041926690000054
维持在根据所述卫星相对于地球的表面的位置和在所述位置处所处于的一天中的时间而确定的值。
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