CN1485998A - 通信系统、通信接收装置以及该系统内通信终端 - Google Patents

通信系统、通信接收装置以及该系统内通信终端 Download PDF

Info

Publication number
CN1485998A
CN1485998A CNA031489745A CN03148974A CN1485998A CN 1485998 A CN1485998 A CN 1485998A CN A031489745 A CNA031489745 A CN A031489745A CN 03148974 A CN03148974 A CN 03148974A CN 1485998 A CN1485998 A CN 1485998A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
orbit
artificial
artificial satellite
communication
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CNA031489745A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1278503C (zh
Inventor
ǰ�����
前田利秀
池田雅彦
浜野亘男
吉田富治
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hitachi Ltd
Original Assignee
Hitachi Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hitachi Ltd filed Critical Hitachi Ltd
Publication of CN1485998A publication Critical patent/CN1485998A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1278503C publication Critical patent/CN1278503C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1007—Communications satellites
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04W—WIRELESS COMMUNICATION NETWORKS
    • H04W84/00—Network topologies
    • H04W84/02—Hierarchically pre-organised networks, e.g. paging networks, cellular networks, WLAN [Wireless Local Area Network] or WLL [Wireless Local Loop]
    • H04W84/04—Large scale networks; Deep hierarchical networks
    • H04W84/06—Airborne or Satellite Networks
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1085—Swarms and constellations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/14—Receivers specially adapted for specific applications
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H04B7/195—Non-synchronous stations

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Mobile Radio Communication Systems (AREA)

Abstract

一种广播接收终端，用在卫星广播系统中，该卫星广播系统包括人造卫星，通过该人造卫星所述广播接收终端接收卫星广播，以及通过该人造卫星进行广播的基站，其中所述人造卫星是：在椭圆轨道上运行的轨道周期为24小时的人造卫星，其轨道构成使得轨道倾角大于37°并小于44°，偏心率不大于0.24，或者轨道倾角大于40°并小于44°，偏心率大于0.24并小于0.35。

Description

通信系统、通信接收装置以及该系统内通信终端
本申请是申请号为00102412.4，申请日为2000年02月23日，发明名称为“通信系统、通信接收装置以及该系统内通信终端”专利申请的分案申请。
技术领域
本发明涉及通信系统，通信发射和接收装置以及系统内通信终端，并且特别涉及的通信系统适用于人造卫星、人造卫星轨道和卫星轨道构造运算法则，该卫星轨道结构算法可用于卫星通信、卫星广播、卫星移动通信等通信和广播领域，也可用于观测人造卫星环绕运行的天体等领域。这个特别涉及的通信系统还适用于应用人造卫星的通信和广播系统，卫星通信发射和接收装置以及系统内的通信终端。
(a)关于人造卫星轨道参数(近地点幅角)设定的现有技术
在人造卫星以地球为中心环绕运行的情况下，受地球重力场不均匀性、月亮和太阳引力以及大气阻力和太阳光压的影响，人造卫星的轨道总是变动的。根据这个观点，以地球为中心运行的人造卫星的轨道不可能是圆轨道，而只是一个广义上的有偏心率的椭圆轨道。
因此，这里的“椭圆轨道”定义为一个“偏心率大于0、小于1的轨道，为达到预期目的，在设定人造卫星所进入轨道的轨道参数的过程中，该偏心率也不拟为0。”
前苏联时期俄罗斯使用的Molniya人造卫星(轨道周期约为12小时)，是实际应用的椭圆轨道人造卫星的一个例子。欧洲正在提议一种叫做阿基米德(轨道周期约为8小时)的具有椭圆轨道的人造卫星。此外，一种轨道周期约为24小时的寒带轨道也在拟议中，但还未实际应用。对于这些人造卫星的一个普遍观点是，所有这些卫星都有约63.4°的轨道倾角。
通常，由于受地球重力场(地球形状的扁率)不均匀性的影响，人造卫星运行轨道的近地点将在轨道平面上旋转。但是，用数学模式将轨道倾角设定为63.4°，计算近地点幅角距的时间变化率，乘积项为0，使得时间变化率为0。因此，可以认为旋转停止了。
(b)关于多颗人造卫星的轨道结构方法的现有技术
采用多个在倾斜轨道上运行的人造卫星的通信系统已得到实际应用和研究。虽然前面曾提及Molniya卫星和阿基米德卫星等多颗人造卫星，但是没有描述安排轨道的详细方法。
近年来，尽管建立了一个采用多颗人造卫星的通信系统，但是尚未透露关于轨道结构方法的详细技术。因此，轨道结构的详细技术是需要的。
另一方面，公开号为11-34996的日本专利申请提出了“轨道上长时间停留在天顶方向的人造卫星，控制轨道的方法和采用人造卫星的通信系统及其方法”。
(c)关于移动通信和对移动物体进行广播的现有技术
以往，如果想要在移动物体比如车辆上接收电视转播，存在的问题有：远离电视台广播设备的地区的图象很差，即使在电视台广播设备附近的地区屏幕也出现闪动，可接收的频道因移动而不同。在移动物体中接收来自固定轨道上的通信广播卫星的电视转播时，很难舒服地收看电视，因为电磁波频频受到高楼等人造建筑物、树木和自然地理特征的屏蔽。
要从救护车等移动物体发射图象等大量数据，现有地面通信基础设施和通信卫星都无法完成。
为解决上面提到的难题，公开号为11-34996的日本专利申请提出了向车辆等移动物体发射大量数据的人造卫星的轨道参数设定方法，此外还提出了人造卫星轨道参数的建议。
对应上述(a)，(b)和(c)三条，根据本领域中示例，对现有技术的问题作如下描述。
(a)关于设定人造卫星的轨道参数(近地点幅角距)的问题，以及本发明的目的
上述Molniya卫星、阿基米德卫星和Tundra轨道中，轨道倾角均固定为约63.4°。主要目的似乎是要消除轨道平面上近地点的自旋。另一方面，因为采用上述人造卫星的地区为欧洲和俄罗斯等高纬度地区，所以采用约63.4°的轨道倾角具有优势。
至于日本的地理位置，其领土从中纬度延伸至低纬度，最北端的择捉岛位于约北纬45°，最南端的冲之鸟岛位于约北纬20°。因此，如上所述使用63.4°轨道倾角时，除非轨道高度足够高，否则人造卫星系统很难用于日本领土。因此，考虑与日本领土位置相称的人造卫星轨道时，轨道倾角不得不采用约63.4°以外的值，从而轨道自旋近地点的值也是如此。
为了控制近地点旋转，需要在人造卫星上设置控制旋转的推进器。在轨道倾角为40°的情况下进行分析模拟，例如公开号为11-34996的日本专利申请提出的轨道参数中偏心率是0.24。结果发现许多控制近地点幅角距的推进器在全部依赖设置轨道参数条件的推进器中处于支配地位，这是因为在这种情况下，必须最大限度地使用约75％的轨道控制推进器，将近地点幅角距控制为将近270°。因此，可以减少设置在人造卫星上的装置，否则人造卫星的在轨寿命就会缩短。
发明内容
为解决上面提到的问题，本发明的目的是设定近地点幅角距，近地点幅角距是人造卫星运行轨道的6个轨道参数之一。
(b)关于多颗人造卫星的轨道构造方法的问题以及本发明目的
如上所述的许多通信系统，采用约270°近地点幅角距的椭圆轨道和约8小时轨道周期。这些系统的远地点出现于欧洲、北美和日本，其目的是用3或者6颗人造卫星提供通信服务。可以推想，3颗或者6颗的卫星数目是直观、自然地确定的，以便3颗人造卫星每时分别处在这三个地区的上空。它们没有描述采用不同数目的人造卫星的情形。此外，至于设定轨道参数的方法，除了由8小时轨道周期经数学推算得出的20,270km的半长轴和被轨道动力学认为稳定的63.4°轨道倾角，它们大多没有描述具体数值。另外也没有描述得出数值的方法。
当在地面上勘测人造卫星轨道时，能在几何学和视觉上表示的只有4个轨道参数，即轨道半长轴或轨道周期，偏心率，轨道倾角和近地点幅角距。因此，在初步概念设计期，只要设定这4个参数就足够了。这被认为是没有清楚描述轨道参数和没有给出推算方法的原因之一。
公开号为11-34996的日本专利申请提出了设定人造卫星轨道参数的方法，该人造卫星轨道周期为约12小时或24小时。此外，记述了卫星轨道参数值，描述了以日本为服务对象区和大于70°情况下所需要的卫星数目。然而，没有提出上述轨道周期以外的轨道参数数值和卫星数目。前面描述的是椭圆轨道上长时间停留在指定区域天顶方向的人造卫星轨道参数的设定方法，而此方法不能用于所有情况下人造卫星轨道参数的设定。
此外，下面还将描述使用多个正在计划或已开发的人造卫星的系统。移动通信卫星系统中，服务对象是全球，并且卫星在半长轴和轨道倾角不变的圆轨道(偏心率为0)上运行，但没有透露其它轨道参数及其推算方法。其中原因可能是因为，他们认为这一技能属于提议该使用人造卫星的系统的发明家。为了测量整个地球，开发的测地卫星系统是一个在亚热带太阳同步轨道上运行的卫星的联合体。另一方面，对指定地区进行集中和连续卫星服务或监视情况下，使用静止卫星。
采用任意数目的人造卫星，要对卫星环绕运行天体的指定地区进行集中和连续通信或广播服务时，或者在对卫星环绕运行天体的指定地区或该地区天气情况进行集中和连续观测的情况下，本发明的目的是提供一种方法，以便能够普遍应用于人造卫星轨道参数的设定，尤其用于设定任意数目人造卫星的轨道半长轴，偏心率，轨道倾角，近地点幅角距，升交点赤经和真近点角，本发明还提供从依据该方法的轨道设计中获得的轨道参数的详细数值。
(c)关于移动通信和对移动物体进行广播的问题，以及本发明目的
很清楚，现有通信基础设施，比如普通有线电话，蜂窝式电话和个人手持电话不能应付对移动物体进行大量通信的需求。
静止卫星通信系统由于受人造建筑物和自然地理特征影响，很可能引起通信中断，因而不能应付对移动物体进行大量通信的需求。
很明显，使用低至中高度轨道的卫星通信系统，比如当前开发中的Iridium不能解决对移动物体进行大量通信的需求，因为在高仰角可见卫星的持续时间只有短短几分钟。
上述各种不同通信系统不能充分满足对移动物体进行通信的需求，但是它们对移动物体进行数字电视广播和数字声音广播的适用性是否定的。
在用人造卫星对移动物体进行广播服务中，人造卫星必须在服务对象区内的高仰角长期稳定可见。
本文中“人造卫星是可见的”被确定为“人造卫星停留在一个空间区域内，在此情况下，人造卫星跟踪和控制地面站、各种卫星通信发射和接收设备以及人造卫星间的通信可用光电磁波进行。”
为实现上述目的，通常认为服务对象区上空的远地点所处的椭圆轨道是更可取的，但是，除了公开号为11-34996的日本专利申请以外，没有人确切地提出设定轨道参数的适当方法和运算法则。
在公开号为11-34996的日本专利申请提出的轨道参数中，偏心率的最小值是0.24。即使采用该偏心率值，地面与卫星之间的距离总是大于它与静止卫星之间的距离。因此，有如下需要解决的问题。
(1)电磁波传输的空闲空间浪费变大，从而要求安置在人造卫星上
的通信/广播设备具有更高的发射和接收性能。更具体一些，人造卫星上必需有一个更长的天线即输出功率更大的发送器，和一个接收性能更高的接收器。在地面上，用于卫星通信的发射和接收设备同样需要一个更长的天线即输出功率更大的发送器，和一个接收性能更高的接收器。
(2)由于与地面的距离变长，通信延迟变大
此外，由于偏心率有些大，服务目标区一端和与之相反的另一端与付诸使用的人造卫星间的距离是不同的。因此，转换使用中的人造卫星时，可能出现广播故障。
为解决上述问题，本发明按照“地面通信”的观点，对公开号为11-34996的日本专利申请提出的轨道参数进行了改进。本发明目的是在日本领土这一指定服务区内，设定轨道参数的更有效范围。
虽然本发明的目的是个别地解决上述(a)、(b)和(c)中描述的问题，但是也解决(a)、(b)和(c)中合并的问题，或者解决(a)、(b)和(c)所有的问题。本发明的另一个目的是通过一并解决(a)、(b)和(c)中的问题，提供推算人造卫星轨道参数的方法，由于采用多颗人造卫星，使得对日本指定区域进行移动通信和移动广播变得容易，同时通过限定范围，明确适合日本国土的轨道参数。
此外，本发明更进一步的目的是在解决了上述(a)、(b)和(c)中描述的问题后，创立利用多颗人造卫星的各种不同系统。
下面将对照上述(a)、(b)和(c)作出描述。
(a)关于设定轨道参数之一的近地点幅角距
利用人造卫星的计划中，人造卫星可操作的持续时间通常定义为任务寿命。有必要利用计算机精确估计人造卫星射入预定轨道后近地点幅角距与其初始值相比有多大改变，以便在近地点幅角距根本不受控制的情况下达到目的。
为达到上述目的，本发明采用的人造卫星运行轨道参数中近地点幅角距的初始值，是用上述估计值设定的。
为达到上述目的，本发明使用的人造卫星由如下部分组成：检测卫星自身姿态的姿态传感器，处理检测到的姿态数据的计算机，利用计算机保持或改变卫星姿态的推进器或气体喷射装置，改变自身轨道的气体喷射装置，用电磁波建立人造卫星和控制站之间通信联络的通信装置。在人造卫星环绕地球运行的情形下，人造卫星可能还包含用来接收全球定位卫星系统电磁波的装置，并且计算自身方位和速度。这里的GPS卫星是美国包含全球定位系统(GPS)的导航卫星、俄罗斯导航卫星以及日本多用途运输卫星等等的通称。
(b)关于多颗卫星的轨道排列方法
为达到上述目的，本发明中用6个轨道参数对人造卫星运行的轨道加以详细说明，这6个轨道参数是在下述输入条件下获得的，即人造卫星提供服务的指定区域，人造卫星数目，人造卫星对服务目标区的服务频率，其中一颗人造卫星对服务目标区的服务持续时间和定义轨道参数的基准时间。
更详细地说明轨道参数，这6个轨道参数是由下列过程确定的，即定义人造卫星数目的过程，定义轨道半长轴的过程，设定偏心率、轨道倾角和近地点幅角距的过程，设定升交点赤经的过程，设定真近点角的过程，以及从定义人造卫星数目的过程到设定真近点角的过程的重复过程。
为达到上述目的，本发明可以使用与前面(a)条相似的人造卫星。
(c)关于对移动物体进行移动通信和广播
为达到上述目的，本发明可以使用与前面(a)条相似的人造卫星。
此外，为达到上述目的，本发明采用由3或4颗人造卫星组成的一组人造卫星，它们运行在3个或4个轨道周期为24小时的椭圆轨道上，其中每个轨道的轨道倾角都大于37°小于44°，偏心率不大于0.24，或者轨道倾角大于40°小于44°，偏心率大于0.24小于0.35。其中每个轨道上排列一颗人造卫星。在此，关于24小时轨道周期，本文把24小时定义为一个与23小时56分有±10分钟误差的持续时间。
下面是通常用于上述(a)、(b)和(c)中的方法。
为达到上述目的，本发明中，在与本发明一致的轨道上运行的人造卫星被用于各种利用卫星的系统，例如控制人造卫星轨道的轨道控制系统，通过人造卫星进行卫星通信的卫通系统，利用安装了地球测量装置的人造卫星的大地测量系统，等等。
在服务目标区内利用与本发明一致的人造卫星时，卫星通信系统的卫星通信发射和接收设备，是一种用人造卫星进行信号发射和接收的、包含发射和接收工具的装置，并且可以安装在服务目标区内的移动物体上。此外，发射和接收装置也可以配备GPS设备，通过接收包含全球定位系统的GPS卫星发出的电磁波，用来测量自己的位置。或者配备测量工具，用来测量与电、城市煤气和城市用水等公共服务收费有关的物质的消耗量。
此外，为达到上述目的，本发明中，通过人造卫星进行卫星通信的卫通系统至少包含：人造卫星，通过人造卫星进行卫星通信的卫星通信发射和接收设备，以及通过人造卫星与卫星通信发射和接收设备进行通信联络的基站。人造卫星在椭圆轨道上运行。卫星通信发射和接收设备可以安装在移动物体上并且包含发射和接收工具，当在指定对象服务区内使用人造卫星时，可用来进行与人造卫星的信号发射和接收。
更进一步，为达到上述目的，本发明中，通过人造卫星进行卫星通信的卫通系统至少包含：人造卫星，多个通过人造卫星进行卫星通信的卫星通信发射和接收设备。人造卫星在椭圆轨道上运行。每个卫星通信发射和接收设备都包含发射和接收工具，通过人造卫星与其它卫星通信发射和接收工具进行发射和接收信号。虽然其它卫星通信发射和接收设备位于对象服务区外，但是至少有一个卫星通信发射和接收设备位于上述对象服务区内，并且其位置能够通过人造卫星进行卫星通信。根据从对象服务区可见人造卫星的人造卫星仰角，在如下范围选择中继方式：安置在对象服务区内的卫星发射和接收设备间的中继方式；安置在对象服务区内的卫星发射和接收设备与安置在其它区内的卫星发射和接收设备间的中继方式；安置在对象服务区外的卫星发射和接收设备间的中继方式。
附图说明
图1表示没有进行轨道控制、轨道周期为24小时的人造卫星运行轨道的长期变化，投射在世界地图上的轨道(纬度和经度测量的等角投影)。
图2的流程图表示依据本发明设定6个轨道参数的方法。
图3的说明图表示控制人造卫星6个轨道参数的信息流程，这6个轨道参数是依据本发明用运算法则设定的。
图4的说明图表示人造卫星跟踪和控制设备为控制人造卫星轨道进行的工作和信息流程。
图5的说明图表示人造卫星控制其轨道进行的处理和信息流程。
图6的说明图表示人造卫星环绕地球的轨道，此例是采用3颗人造卫星的轨道结构，按照本发明由运算法则得出。
图7的说明图表示人造卫星环绕地球的轨道，此例的轨道结构按照本发明由运算法则得出。
图8的视图表示一例应用本发明的卫星广播系统。
图9的说明图表示一例应用本发明的卫星广播系统的基站。
图10的说明图表示一例应用本发明的卫星广播系统的卫星广播终端。
图11的视图表示一例应用本发明的卫星广播系统，它也能够接收地面广播。
图12的说明图表示一例应用本发明的卫星广播系统的地面广播站。
图13的说明图表示另一例应用本发明的卫星广播系统的卫星广播终端。
图14的视图表示另一例应用本发明的卫星广播系统。
图15的说明图表示另一例应用本发明的卫星广播系统的基站。
图16的说明图表示另一例应用本发明的卫星广播系统的卫星广播终端。
图17的视图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图18的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图19的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图20的视图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图21的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图22的视图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图23的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图24的视图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图25的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图26的视图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图27的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图28的视图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图29的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图30的视图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图31的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图32的说明图表示一例应用本发明的卫星通信系统。
图33的视图表示一例应用本发明的卫星-卫星通信系统。
图34的视图表示一例应用本发明的大地测量系统。
图35的典型曲线图表示每组轨道倾角和偏心率对应的同时可见卫星最长持续时间，该持续时间是指在下列地点从大于70°仰角同时可见轨道周期为24小时的人造卫星的时间，这些城市是根室、札幌、仙台、新泻、东京、名古屋、金泽、大阪、广岛、高知、福冈、鹿儿岛和那霸。
图36的典型曲线详图表示图35的一部分，其中同时可见卫星最长持续时间大于6小时45分。
图37的计算机模拟结果曲线图表示可见在轨道上运行的人造卫星的仰角随时间的变化，该计算机模拟结果执行的情况是，在根室、札幌、仙台、新泻、东京、名古屋、金泽、大阪、广岛、高知、福冈、鹿儿岛和那霸，从大于70°仰角，同时可见轨道周期为24小时并且轨道参数中轨道倾角为42.5°、偏心率为0.21的人造卫星的持续时间最长。
图38的天空图表示的计算机模拟结果是在那霸可见在轨道上运行的人造卫星的方位，该计算机模拟结果执行的情况是，在根室、札幌、仙台、新泻、东京、名古屋、金泽、大阪、广岛、高知、福冈、鹿儿岛和那霸，从大于70°仰角，同时可见轨道周期为24小时并且轨道参数中轨道倾角为42.5°、偏心率为0.21的人造卫星的持续时间最长。
图39的曲线图表示，当近地点幅角随偏心率的不同组合变化时，由偏心率和轨道倾角组合决定的同时可见卫星最长持续时间的变化，该偏心率的不同组合给出每个轨道倾角以及图35和图36中轨道倾角的同时可见卫星最长持续时间。
图40表示投射在世界地图上的人造卫星轨道，该轨道上运行的人造卫星的轨道周期为24小时，轨道倾角为42.5°，偏心率为0.21，近地点幅角为210°，该图是纬度和经度测量的等角投影。
图41表示投射在世界地图上的人造卫星轨道，该轨道上运行的人造卫星的轨道周期为24小时，轨道倾角为42.5°，偏心率为0.21，近地点幅角为230°，该图是纬度和经度测量的等角投影。
图42表示投射在世界地图上的人造卫星轨道，该轨道上运行的人造卫星的轨道周期为24小时，轨道倾角为42.5°，偏心率为0.21，近地点幅角为250°，该图是纬度和经度测量的等角投影。
图43表示投射在世界地图上的人造卫星轨道，该轨道上运行的人造卫星的轨道周期为24小时，轨道倾角为42.5°，偏心率为0.21，近地点幅角为270°，该图是纬度和经度测量的等角投影。
图44表示投射在世界地图上的人造卫星轨道，该轨道上运行的人造卫星的轨道周期为24小时，轨道倾角为42.5°，偏心率为0.21，近地点幅角为290°，该图是纬度和经度测量的等角投影。
图45表示投射在世界地图上的人造卫星轨道，该轨道上运行的人造卫星的轨道周期为24小时，轨道倾角为42.5°，偏心率为0.21，近地点幅角为310°，该图是纬度和经度测量的等角投影。
图46的曲线图表示轨道周期为24小时的椭圆轨道与静止轨道相交情况下，每个椭圆轨道偏心率对应的近地点幅角距。
图47是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为220°，用3颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图48是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为230°，采用3颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图49是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为250°，采用3颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图50是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为270°，采用3颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图51是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为290°，采用3颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图52是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为310°，采用3颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图53是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为220°，采用4颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图54是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为230°，采用4颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图55是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为250°，采用4颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图56是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为270°，采用4颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图57是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为290°，采用4颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图58是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果，当近地点幅角为310°，采用4颗人造卫星(42.5°，0.21)每天24小时提供服务的情况下，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。
图59的曲线图表示偏心率的变化，该偏心率变化是在以2001年10月1日0:00:000(UTC)作为基准时间，轨道倾角和偏心率组合为(42.5°，0.21)，完全进行轨道控制的情况下，经过3年多的长期轨道预报模拟获得的。
图60的曲线图表示轨道倾角的变化，该轨道倾角变化是在以2001年10月1日0:00:000(UTC)作为基准时间，轨道倾角和偏心率组合为(42.5°，0.21)，完全进行轨道控制的情况下，经过3年多的长期轨道预报模拟获得的。
图61的曲线图表示近地点幅角的变化，该偏心率变化是在以2001年10月1日0:00:000(UTC)作为基准时间，轨道倾角和偏心率组合为(42.5°，0.21)，完全进行轨道控制的情况下，经过3年多的长期轨道预报模拟获得的。
图62的曲线图表示升交点赤经的变化，该升交点赤经变化是在以2001年10月1日0:00:000(UTC)作为基准时间，轨道倾角和偏心率组合为(42.5°，0.21)，完全进行轨道控制的情况下，经过3年多的长期轨道预报模拟获得的。
图63的模拟图说明英格兰的人造卫星服务。
图64的模拟图说明英格兰的人造卫星服务。
图65的模拟图说明欧洲主要国家的人造卫星服务。
图66的模拟图说明新西兰的人造卫星服务。
具体实施方式
最佳实施方式详述
下面将描述依据本发明的实施方式。
·设定轨道参数(运算法则)的方法
·轨道参数设定值实例和由运算法则得出的轨道结构
·实现和控制设定的轨道参数的方法
·使用依据本发明在轨道上运行的人造卫星的系统
(1)设定轨道参数(运算法则)的方法
下面对应上述(a)，(b)和(c)三条，说明关于(a)条和
(b)条的方法。至于
(c)条中的问题，近地点幅角的设定由(a)条解决，排列多颗人造卫星的方法由(b)条解决。因此，首先将在这里说明适合使用人造卫星组进行移动通信和广播的轨道参数的数值范围。
根据在根室、札幌、仙台、新泻、东京、名古屋、金泽、大阪、广岛、高知、福冈、鹿儿岛和那霸等13个城市，从大于70°仰角同时可见运行在轨道上的人造卫星的持续时间作为评价指数，研究轨道周期为24小时的轨道的轨道参数组合。
通过给出人造卫星在某时的位置和速度，可以唯一确定人造卫星的轨道。因此，通过给出某时的6个轨道参数，人造卫星的轨道可得到唯一确定。此处用开普勒轨道参数作为说明轨道参数的方法。开普勒轨道参数由6个轨道参数组成，即表示椭圆大小的半长轴，表示椭圆扁率的偏心率，表示轨道平面倾度的轨道倾角，升交点赤经(右升角)是指卫星轨道自南向北通过赤道平面的升交点与春分点之间连线对应的角，近地点(幅)角是指升交点与近地点之间的角，还有真近点角，测量轨道上的人造卫星在某时相对于地心的位置。平均近点角或偏近点角可用来代替真近点角。
由于轨道周期是24小时，轨道参数之一的轨道半长轴由轨道周期给出。其次，轨道参数之一的近地点幅角确定为270°。有了轨道半长轴和近地点幅角，轨道倾角和偏心率这两个轨道参数的组合就可以考虑了。这样，投射在地面上的轨道形状就唯一确定了。如果其它两个轨道参数升交点赤经和真近点角按照某一基准时确定，那么投射在地面上的轨道的经度方位就确定了。这时，就能够计算在上述13个城市从大于70°仰角同时可见人造卫星的持续时间。因此，通过接连改变轨道倾角和偏心率这两个轨道参数的组合，投射在地面上的轨道在经度方向上移动。这样，根据轨道倾角和偏心率这两个轨道参数的组合，能够连续计算在上述13个城市从大于70°仰角起可见人造卫星的持续时间。通过比较这些结果，能够最后计算在上述13个城市从大于70°仰角起可见人造卫星的持续时间的最大值。
图35表示按照上述程序，由轨道倾角和偏心率组合得出的同时可见卫星最长持续时间，在此轨道倾角的变化范围为35°至44°，偏心率的变化范围为0.0至0.35。举例说，从图35可知当轨道倾角为35°和偏心率为0.2时，同时可见卫星最长持续时间约为6小时。
图36表示上图一部分的详细情况，其中同时可见卫星最长持续时间大于6小时45分，偏心率范围从0.09至0.25。
从图36可知，当轨道倾角为42.5°和偏心率为0.21时，同时可见卫星持续时间的值最大，并且大于8小时。图37的曲线图表示，在上述13个城市可见人造卫星时仰角随时间的变化。仰角大于70°时札幌的时间最晚，而仰角小于70°时根室的时间最早，因此这两地的时间差大于8小时。
如图37所示，那霸的仰角这样改变，即仰角升高，然后下降，之后再升高，最后下降。图38的天空图表示的计算机模拟结果是人造卫星在那霸的可见方位。图38也可看作是星图，同心圆的中心是天顶，顶端指北，右侧指西，底端指南，左侧指东。同心圆是间隔为20°的仰角。标绘点表示人造卫星在天空的方位，间隔为1小时，标绘点连线是天空中的轨道。
从图38可知，人造卫星的可见方位是从天顶向北端的地平线移动，由此可解释图37中仰角随时间的变化。图37中其他城市仰角随时间的变化可用类似的星图解释。图35和图36中轨道倾角为44°时，同时可见卫星最长持续时间之所以缩短是因为那霸的人造卫星可见方位过分向地平线方向移动，以致于仰角再次小于70°，紧接着回归大于70°仰角方向。因此，同时可见卫星最长持续时间缩短。
在采用3颗人造卫星进行24小时服务的情况下，使得同时可见卫星最长持续时间大于8小时的轨道倾角和偏心率的组合是更可取的。采用4颗人造卫星进行24小时服务的情况下，使得同时可见卫星最长持续时间大于6小时的轨道倾角和偏心率的组合是更可取的。轨道倾角和偏心率的组合可参见图35和图36。
使用椭圆轨道上的多颗人造卫星进行广播服务的情况下，进行广播服务的人造卫星需要连续转换。用如上方法进行移动广播和通信时，重要的是在多个城市从高仰角同时可见人造卫星。
(a)设定近地点幅角的方法
这里，假定其它轨道参数如半长轴、偏心率和轨道倾角已经按随后描述的(b)方法设定。
在把某一指定地区如日本领土定为服务区的情况下，设定某一基准时的升交点赤经时，得出处于某一范围的近地点幅角，以便人造卫星在服务区上空运行。
采用轨道参数和基准时间作为输入条件，通过计算机模拟，设定近地点幅角。
作为已知例子，在轨道倾角为40°、偏心率为0.24、轨道周期为24小时的情况下，表1所示为10余年轨道参数变化的计算机模拟结果。10年持续时间由总括上述10年的任务寿命决定。该模拟结果基于的条件是这10年未进行轨道修正控制，即这10年都未发射安装在人造卫星上的气体喷射装置。
表一
 时间 日期   时间(标准时)   半长轴(千米)     偏心率     轨道倾角(度)   升交点赤经(度)   近地点幅角(度)     真近点角(度)
 初始值 2000年2月1日   0:00:00   42,164     0.240     40.0   357.5   270.0     0.0
 365天后 2001年1月31日   0:00:00   42,183     0.239     39.8   352.1   278.0     271.5
 730天后 2002年1月31日   0:00:00   42,158     0.237     39.6   346.7   286.0     236.5
 1095天后 2003年1月31日   0:00:00   42,149     0.235     39.3   341.5   294.5     310.0
 1460天后 2004年1月31日   0:00:00   42,175     0.234     38.9   336.3   303.0     316.3
 1825天后 2005年1月31日   0:00:00   42,174     0.233     38.5   331.1   311.7     231.0
 2190天后 2006年1月31日   0:00:00   42,147     0.233     38.0   326.0   320.7     246.2
 2555天后 2007年1月31日   0:00:00   42,162     0.234     37.5   320.8   329.8     313.2
 2920天后 2008年1月31日   0:00:00   42,183     0.236     36.9   315.5   339.0     247.2
 3285天后 2009年1月29日   0:00:00   42,157     0.239     36.3   310.2   348.2     216.2
 3650天后 2010年1月29日   0:00:00   42,157     0.242     35.5   304.6   357.4     278.6
图1表示采用表1所示的轨道参数时投射在地面上的轨道。投射在地面1天以上的各个轨道的计算是根据表1的轨道参数初始值，1095天后的轨道参数值，2190天后的轨道参数值和3650天后的轨道参数值。
可从投射在地面上的从初始值到3650天后值的轨道理解下文内容。图中编号1是从基准时算起投射在地面1天以上的轨道，编号2是从1095天后至1096天后投射在地面1天以上的轨道，编号3是从2190天后至2191天后投射在地面1天以上的轨道，编号4是从3650天后至3651天后投射在地面1天以上的轨道。
·在2190天以前投射在地面的轨道随时间向西侧移动，然后随时间向东侧移动，直至3650天后。
·在2190天以前投射在地面的轨道随时间倾斜，北端变尖。
·投射在地面的轨道在纬度方向的到达范围随时间变窄。
至于轨道向西侧移动，通过进行轨道修正，调整真近点角使其符合升交点赤经，把投射在地面的轨道移回东侧，可将投射在地面的轨道移至日本上空。这一轨道修正方法与静止卫星轨道经度控制的方法相同。因此，通过在近地点、远地点、最后又回到近地点这3个位置发射人造卫星气体喷射装置，可进行这一控制。此时，可以修正半长轴、偏心率以及真近点角。通过对偏心率的修正控制，上面第二个问题中所述的投射在地面上的轨道变尖的北端可修正并恢复原状。
上面第三问题中提到的投射在地面的轨道在纬度方向的到达范围变窄，是由减小轨道倾角引起的，其修正方法与静止卫星轨道的纬度控制方法类似。具体说，当人造卫星通过轨道平面与赤道平面的交点时，由气体喷射装置按与轨道平面垂直的方向发射推进器。
以上两种控制方法可以周期性地进行，例如每30天或者每60天一次。通过周期性的控制，可将半长轴、偏心率和轨道倾角控制为标称值或者接近轨道参数设定值。
第二个问题是投射在地面的轨道随时间倾斜。这一现象是由近地点幅角的变化引起的，静止卫星的轨道未观测到这个现象。
如表1所示，根据上述计算机模拟结果，近地点幅角比其270°初始值改变了大约90°，将近10年后成为357.4°。在不允许近地点幅角改变和控制近地点幅角的气体喷射装置用类似上述轨道控制的方法发射的情况下，控制是如此进行的，即在人造卫星通过赤道平面与轨道平面相交的升交点前或降交点后，按与轨道平面平行的方向发射气体喷射装置，但是要消耗大量推进器。4颗人造卫星排列在升交点赤经各自相隔90°的4个轨道上的情况下，进行周期性轨道控制所需的轨道控制加速度量的模拟结果如表2所示。这是一年所需的加速度量。
表2
(单位：米/秒)
  控制类型 卫星1   卫星2   卫星3   卫星4 备注
  真近点角、半长轴、偏心率控制 94.11   25.25   75.76   42.12 控制频率＝60天
  近地点幅角控制 74.59   146.56   1.03   105.82 控制频率＝60天
  轨道倾角 5.88   21.10   17.98   34.24 控制频率＝60天
  总计 174.58   192.91   94.77   182.18
由表2可知，尽管控制近地点幅角所需的加速度量取决于轨道排列的位置，它的最大值约为轨道控制加速度总量的3/4。由于发射用于轨道控制的气体喷射装置消耗的推进器数量明显增加，安置在人造卫星上的设备必须减少，否则人造卫星的在轨寿命必定会缩短。
因此，本发明中，预先允许近地点幅角改变，并且该值是在近地点幅角设定过程中的某一允许范围。
如果上面例子中允许90°的改变，并且近地点幅角的初始值设定为235°，可预知任务寿命为10年后的近地点幅角将变为接近325°。如果假定那时的标称值为270°，未经控制近地点幅角可保持在标称值±45°的范围内，并且投射在地面的轨道得以维持从而保持人造卫星的可见性。
在不控制近地点幅角的前提下设定轨道参数，可充分减少安置在人造卫星上的推进器数量。
在不允许90°改变的情况下，任务寿命为10年时可采取一种方法控制近地点幅角，例如，任务开始5年后使近地点幅角返回初始值。表1所述的例子中，5年后的近地点幅角为将近312°，与初始值270°相比改变了近42°。那时，如果设定初始值为249°，估计5年后近地点幅角变为将近291°。假定那时的标称值为270°，未经控制近地点幅角可保持在标称值±21°的范围内，并且投射在地面的轨道得以维持从而保持人造卫星的可见性。此外，也可认为5年后使近地点幅角返回初始值延长了任务寿命。
尽管上面例子中修正近地点幅角的时间是开始任务后5年，根据近地点幅角的允许范围，修正时间也可设定为1年后、3年后，等等。
此外，任务寿命为10年的情况下可采取一种控制方法，即根据近地点幅角的允许宽度设定初始值，并且到达近地点幅角允许宽度的界限值时，近地点幅角返回初始值。例如，在表1的例子中，6年后的近地点幅角为将近321°，与初始值相比改变了将近51°，可认为这种控制方法中近地点幅角初始值设定为255°，6年后近地点幅角返回初始值，以便使其保持在标称值270°±25°的范围内。那时，余下4年任务寿命期间，近地点幅角的改变值相当于4年后的初始值。
下面是一个具体例子。
(1)条开始已就图35和图36中有关使用多颗人造卫星对日本移动物体进行广播和通信服务情况下更可取的轨道参数，作出了描述。图36中，轨道倾角和偏心率的组合给出13个城市的同时可见卫星最长持续时间，它可从每个轨道倾角获得。具体说，当轨道倾角为40°时，同时可见卫星最长持续时间所对应的偏心率是0.16。
此种组合表示为(40°，0.16)时，可得到的组合有(40°，0.18)、(42°，0.20)、(42.5°，0.21)、(43°，0.22)和(43.5°，0.24)。当近地点幅角变成这些组合时，在上述13个城市以大于70°仰角同时可见人造卫星。图39表示同时可见卫星持续时间如何变化。
在(42.5°，0.21)这一组合中，当近地点幅角处于约223°至270°范围内时，同时可见卫星最长持续时间超过8小时，但当近地点幅角大于270°时，同时可见卫星最长持续时间一律减少。可以理解，当近地点幅角的下限值设定为220°至230°并且其上限值为270°时，在其它组合情况下也可长期提供良好服务。但是，在用4颗人造卫星提供24小时服务的情况下，设定宽度是从同时可见卫星最长持续时间超过6小时的近地点幅角范围选择。因此，在此情况下，没有必要把近地点幅角的下限值设定为220°至230°。
作为参考，就(42.5°，0.21)这一组合来说，图40、图41、图42、图43、图44和图45表示投射在地面上的轨道，当近地点幅角分别为210°、230°、250°、270°、290°和310°时，得到同时可见卫星最长持续时间。
此处应当注意的是，人造卫星轨道与静止卫星轨道交点可能出现在某一近地点幅角，这是因为由于近地点幅角的改变人造卫星轨道在轨道平面内转动。图46的曲线图表示轨道周期为24小时的椭圆轨道与静止轨道相交情况下，每个偏心率对应的近地点幅角。如图46所示，当近地点存在于南半球上空时，有两种情况，即升交点一侧的轨道与静止卫星轨道相交，和降交点一侧的轨道与静止卫星轨道相交。同样，当近地点存在于北半球上空时，也有这两种情况。当近地点幅角组合为(42.5°，0.21)时，由于偏心率是0.21，人造卫星轨道与静止卫星轨道相交的近地点幅角为257.9°和282.1°，如图46所示。在人造卫星实际操作中，在与静止卫星轨道相交前就进行轨道控制来改变近地点幅角，这样就可以避免人造卫星轨道与静止卫星轨道相交。
作为参考，用3颗(42.5°，0.21)人造卫星每天24小时提供服务的情况下，图47至图52是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果例子，当近地点幅角分别为220°、230°、250°、270°、290°和310°时，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。同样，用4颗(42.5°，0.21)人造卫星每天24小时提供服务的情况下，图53至图58是用时间比率等高线(％)表示的模拟结果例子，当近地点幅角分别为210°、230°、250°、270°、290°和310°时，其中任意一颗人造卫星从大于70°仰角可见。等高线“100”环绕地区的时间比率是100％，而等高线“90”环绕地区的时间比率是90％。如上所述把近地点幅角值设定在允许范围，就可能缓和上述人造卫星轨道控制的要求，并且用高仰角向日本领土几乎所有地区提供卫星通信和广播服务。
图59至图62表示以2001年10月1日0:00:000(UTC)作为基准时间，对人造卫星(42.5°，0.21)完全进行轨道控制的情况下，经过3年多的长期轨道预报获得的模拟结果。轨道参数的初始值为：轨道周期24小时，轨道倾角42.5°，偏心率0.21，近地点幅角270°。图59表示偏心率的长期变化。图60表示轨道倾角的长期变化。图61表示近地点幅角的长期变化。图62表示升交点赤经的长期变化。图中横坐标表示升交点赤经的初始值。由此可知轨道参数的变化取决于升交点赤经初始值的变化。由于近地点幅角的变化取决于升交点赤经初始值的变化，近地点幅角初始值的设定应考虑到升交点赤经初始值的变化。例如，当升交点赤经初始值为190°附近时，很长一段时间几乎未观察到近地点幅角的变化。因此，通过把升交点赤经初始值设定在190°，可使轨道控制简单化。
(b)多颗卫星的轨道排列方法
这里，继续描述依据本发明设定轨道参数的方法。图2是表示设定方法的流程图。
用多颗人造卫星集中和连续地向指定地区进行服务的情况下，单独人造卫星投射在地面的轨道必须彼此一致。为满足这一条件，这些轨道的轨道参数中半长轴、偏心率、轨道倾角和近地点幅角几乎是相等的。因此，下列过程中，半长轴、偏心率、轨道倾角和近地点幅角作为所有人造卫星的轨道参数共同设定，而某一基准时间的升交点赤经和近地点幅角为每个人造卫星单独设定。
(  )基准时间(编号5)的设定
设定定义人造卫星6个轨道参数的基准时间(时间点)。
(  )人造卫星数目n(编号6)的设定
设定人造卫星的数目n(n是一个正整数)。
(  )近地点幅角ω临时值的设定(编号7)
给出作为临时值的任意近地点幅角ω。
服务对象区是北半球指定地区的情况下，进行通信和广播服务时，如果将人造卫星轨道远地点放置在指定服务区上空是更可取的，那么近地点幅角标称值设定为270°通常更为有利。观测人造卫星环绕运行的中心天体时，如果将人造卫星轨道近地点放置在指定服务区上空是更可取的，那么近地点幅角标称值设定为90°通常更为有利。服务对象区是南半球指定地区的情况下，正相反，前一种情况下，近地点幅角标称值设定为90°通常更为有利。后一种情况下，近地点幅角标称值设定为270°通常更为有利。
此外，如(a)条所述，近地点幅角设定值可设定在允许范围内。
(  )半长轴a临时值的设定(编号8)
用多颗人造卫星集中和连续地向指定地区进行服务的情况下，单独人造卫星投射在地面的轨道必须彼此一致。此外，每颗人造卫星每天必须在地面同一地点上空运行。即，不论时间如何流逝，投射在地面上的轨道必须长期固定。为满足这一要求，当人造卫星环绕运行的中心天体自转一周时，人造卫星必须环绕该天体运行整数次。中心天体是地球时，运行次数m的范围满足关系式1m 16(m是整数)，本发明可应用于采用多颗人造卫星的系统，这些人造卫星运行轨道的轨道周期如表3所示。
依据运行次数m，中心天体是地球的情况下，人造卫星的轨道周期p(单位：小时)可用下面等式计算。
P＝23.93/m
依据轨道周期p，人造卫星轨道半长轴a可如表3所示确定。设定如下轨道参数时，可从表3的半长轴中挑选。但是，挑选时，中心天体是地球的情况下，除非至少满足关系式p×n 23.93，否则不能每天24小时连续向指定地区提供服务。
表3
    序号   每天运行次数     轨道周期(小时)     半长轴(千米)
    1   1     23.93     42,164
    2   2     11.97     26,562
    3   3     7.98     20,270
    4   4     5.98     16,733
    5   5     4.79     14,420
    6   6     3.99     12,770
    7   7     3.42     11,522
    8   8     2.99     10,541
    9   9     2.66     9,745
    10   10     2.39     9,084
    11   11     2.18     8,525
    12   12     1.99     8,044
    13   13     1.84     7,626
    14   14     1.71     7,259
    15   15     1.60     6,932
    16   16     1.50     6,640
(v)设定偏心率e的临时值(编号9)
给出作为临时值的任意偏心率e。
例如，假设指定地区中一颗人造卫星所需的服务持续时间为Ts(单位：秒)。假设人造卫星从近地点运行到其轨道上开始服务点所需时间长度为Ti，开始服务点的偏近点角为Ei(单位：弧度)，并且真近点角为θi(单位：弧度)，可得到下列等式。
Ti＝(Ei-e×sinEi)×p/(2×π)
CosEi＝(e+cosθi)/(1+e×c0sθi)
因此，假设轨道上的停止服务点与轨道半长轴的开始服务点对称，可得到下列关系式。
Ts p-Ti×2
∴(p-Ti×2)-Ts 0
由于有必要考虑到人造卫星环绕运行天体的自转，考虑开始服务点的偏近点角Ei和偏心率e的组合时，把满足上面关系式的偏心率作为初始值给出。考虑该组合时，偏近点角最小值为π/2，最大值为π比较方便。
(  )设定轨道倾角的临时值(编号10)
给出作为临时值的任意一个轨道倾角i。
此时，更方便的方法是首先获得指定服务对象区经度的最大值和最小值，然后把平均值作为轨道倾角的初始值。
(vii)真近点角临时值的设定
1号卫星处于近地点时，k号卫星(1 k n，k是整数)的真近点角θk(单位：弧度)由下面等式给出。由于偏近点角与真近点角一一对应，首先计算出偏心率近点角然后计算出真近点角。
-23.93×(k-1)/n×3600＝(Ek-e×sinEk)×P/(2×π)cosθI＝(e-cosEi)/(e×cosEi-1)
根据上述升交点赤经Ωk和真近点角θk的组合，多颗人造卫星投射在地面上的轨道彼此一致，并且从1号卫星到n号卫星的n颗卫星连续给出投射在地面的单独轨道。即，从1号卫星到n号卫星的n颗卫星在指定地区上空重复运行。
(viii)1号卫星的升交点赤经Ω1和真近点角θ1临时值的设定(编号11)
为了对指定地区进行服务，单独人造卫星必须在该指定地区上空运行。因此，设定1号卫星处于基准时间的升交点赤经Ω1和真近点角θ1，使得它能够在指定地区上空运行。这时，通过设定真近点角θ1＝0(°)进行计算机模拟，就能够很容易地设定升交点赤经Ω1。
(ix)k号卫星的升交点赤经Ωk和真近点角θk临时值的设定(编号12)
根据为1号卫星设定的升交点赤经Ω1和真近点角θ1，k号卫星处于基准时间的升交点赤经Ωk和真近点角θk可从k＝2至k＝n连续计算。具体说，当把1号人造卫星轨道的升交点赤经Ω1(单位：弧度)作为参照时，k号人造卫星(1 k n)轨道的升交点赤经Ωk(单位：弧度)由下面等式给出。
Ωk＝Ω1+(k-1)/n×360
这个等式用于排列轨道平面上以等角间隔的多颗人造卫星。
(x)评估(编号14)
评估由上面给出的轨道参数确定的轨道上运行的一组人造卫星是否满足要求。例如，关于指定服务区的服务内容有如下要求。
·一颗人造卫星能够向指定地区连续进行服务的持续时间。
·指定地区从高仰角在空中可见人造卫星的持续时间。
·人造卫星与指定地区之间的距离，以及距离随时间的变化。
·电磁波传播的延迟时间。
·电磁波多普勒漂移，以及线路设计。
·观测指定地区的空间解决方案。关于人造卫星轨道控制的要求如下。
·每个轨道的每一轨道参数的长期变化。
·每个轨道的每一轨道参数的控制量，以及控制所需的推进器数量。
把上面设定的轨道参数作为输入值，通过计算机模拟可以很容易地进行评估。检查轨道排列前，通常设定评估所需的项目和要求。
(xi)重复设定轨道参数的过程
上述的评估未满足要求时，重复从第(iii)步到第(x)步的过程。如果必要的话重复从第(i)步到第(x)步的过程。不必复查临时值的情况下，也不必复查相应项目。在那里，可根据需要任意改变上述程序的顺序。
以上述方法设定轨道参数的情况下，1号人造卫星到n号人造卫星连续出现在用该组人造卫星提供服务的指定对象区。此外，如果第(ix)步设定的升交点赤经用下列等式确定
Ωk＝Ω1-(k-1)/n×360(1 k n，k是整数)，
并且第(vii)步设定的偏近点角用下列等式确定
23.93×(k-1)/n×3600＝(Ek-e×sinEk)×P/(2×π)，
那么可获得类似结果。这种情况下，n号人造卫星到1号人造卫星连续出现在用该组人造卫星提供服务的指定对象区。
(xii)上述评估满足要求的情况下，得到处于基准时间的每个人造卫星的最后轨道参数。
(2)轨道参数值和用上述运算法则设定的轨道排列的例子轨道参数值和用上述运算法则设定的轨道排列的例子如下。
如随后所述，受地球重力场和月亮、太阳引力的作用，人造卫星的轨道总是变化的，并且人造卫星轨道通常被控制在允许范围内的某一角度。因此，每个轨道参数值表示一个进行轨道控制后的目标标称值。
下面两个表中，Ω1和θ1是对应基准时间设定的1号人造卫星的升交点赤经和真近点角。
表4和表5表示的例子，是使用3颗人造卫星的卫星通信和广播网的轨道参数和轨道排列，这些人造卫星运行在轨道周期为24小时的轨道上。偏心率和轨道倾角的组合在图26和图27所示的范围之内。近地点幅角小于180°。
轨道排列的例子把日本全部领土作为对象服务区。
表4
项目 值
卫星序号 1 2 3
轨道周期(小时) 24
半长轴(千米) 约42,164
偏心率 不大于0.24
轨道倾角(度) 大于37度小于44度
近地点幅角(度) 大于180度小于360度
升交点赤经(度) Ω1 Ω1+120 Ω1+240
真近点角(度) θ1 轨道周期1/3的角度，落后于θ1 轨道周期1/3的角度，先于θ1
表5
项目 值
卫星序号 1  2  3
轨道周期(小时) 24
半长轴(千米) 约42,164
偏心率 不大于0.24
轨道倾角(度) 大于40度小于44度
近地点幅角(度) 大于180度小于360度
升交点赤经(度) Ω1 Ω1+120 Ω1+240
真近点角(度) θ1 轨道周期1/3的角度，落后于θ1 轨道周期1/3的角度，先于θ1
采用上述任意一个轨道参数的人造卫星，在从根室到那霸的所有城市从大于70°仰角同时可见，可见卫星时间的最大值是8小时多、最小值是6小时。当轨道倾角为约42.5°和偏心率为约0.21时，可获得8小时最长持续时间。因此，通过采用上述轨道参数的一组人造卫星，能够实现在从根室到那霸的所有城市从高仰角每天24小时同时可见至少一颗或多颗人造卫星。
这一轨道排列例子中，如图6所示有3个轨道平面，人造卫星60、61和62排列在各自轨道上。人造卫星60、61和62分别在轨道63、64和65上运行一周用约24小时。人造卫星60、61和62各自运行轨道的周期为24小时，每个轨道的排列使得近地点幅角处于大于180°和小于360°的范围内；偏心率不大于0.24，轨道倾角大于37°、小于44°，或者偏心率大于0.24、小于0.35，轨道倾角大于40°、小于44°。这3颗人造卫星的升交点赤经间隔120°，如图6所示，这一设定使得每个轨道的远地点出现在日本领土上空的适当位置。至于每个轨道上各个人造卫星的位置关系，当人造卫星60处于其相应轨道63的近地点时，人造卫星61在其相应轨道64上所处位置的真近点角落后于轨道周期三分之一；人造卫星62在其相应轨道65上所处位置的真近点角领先轨道周期三分之一。这个轨道排列是通过图2中略图所示的算式和近地点幅角设定方法的算式得出的，并且是通过图3、图4和图5所示的控制方法实现的。
按照这个轨道排列，人造卫星60、61和62中的任意一颗在从北海道到冲绳的日本领土从大于70°仰角始终可见。由于人造卫星60、61和62各自的轨道周期为将近24小时，人造卫星在大于70°仰角的可见时间和不可见时间是定期和规则的。这种情况下，在日本领土上，人造卫星60、61和62轮流出现在大于70°仰角，每天一个周期，并且每颗人造卫星停留在大于70°仰角方向的可见时间最长8小时，最短6小时。这个循环以24小时为周期每天重复。
图8至图34表示用于卫星通信或卫星广播的轨道排列系统的例子，因此，通过使用图8至图34中以人造卫星90为代表的人造卫星，有可能建立很少发生由屏蔽物体或干扰物体引起通信中断的卫星通信或卫星广播系统。
表6和表7表示轨道参数和由4颗轨道周期为24小时的人造卫星组成的卫星通信和广播网轨道排列的例子。偏心率和轨道倾角组合可在图35和图36所示的范围内。近地点幅角小于180°。
表6
项目 值
卫星序号 1  2  3  4
轨道周期(小时) 24
半长轴(千米) 约42,164
偏心率 不大于0.24
轨道倾角(度) 大于37度小于44度
近地点幅角(度) 大于180度小于360度
升交点赤经(度) Ω1 Ω1+90  Ω1+180 Ω1+270
真近点角(度) θ1 轨道周期1/4的角度，落后于θ1  θ1+180 轨道周期1/4的角度，先于θ1
表7
  项目 值
卫星序号 1 2 3 4
  轨道周期(小时)   24
  半长轴(千米)   约42,164
  偏心率   大于0.24小于0.35
  轨道倾角(度)   大于40度小于44度
  近地点幅角(度)   大于180度小于360度
  升交点赤经(度)   Ω1   Ω1+90   Ω1+180   Ω1+270
  真近点角(度)   θ1   轨道周期1/4的角度，落后于θ1   θ1+180   轨道周期1/4的角度，先于θ1
采用上述任意一个轨道参数的人造卫星，在从根室到那霸的所有城市从大于70°仰角同时可见，可见卫星时间的最大值是8小时多、最小值是6小时。当轨道倾角为约42.5°和偏心率为约0.21时，可获得8小时最长持续时间。因此，通过采用上述轨道参数的一组人造卫星，能够实现在从根室到那霸的所有城市从高仰角每天24小时同时可见至少一颗或多颗人造卫星。
这一轨道排列例子中，如图7所示有4个轨道平面，人造卫星70a、70b、70c和70d排列在各自轨道上。人造卫星70a、70b、70c和70d分别在轨道71a、71b、71c和71d上运行一周用约24小时。人造卫星70a、70b、70c和70d各自运行轨道的周期为24小时，每个轨道的排列使得近地点幅角处在大于180°和小于360°的范围内；偏心率不大于0.24，轨道倾角大于37°、小于44°，或者偏心率大于0.24、小于0.35，轨道倾角大于40°、小于44°。这4颗人造卫星的升交点赤经间隔90°，如图7所示，这一设定使得每个轨道的远地点出现在日本领土上空的适当位置。至于每个轨道上各个人造卫星的位置关系，当人造卫星70a处于其相应轨道71a的近地点时，人造卫星70b在其相应轨道71b上所处位置的真近点角落后于轨道周期四分之一；人造卫星70c处在其相应轨道71c的远地点；人造卫星70d在其相应轨道71d上所处位置的真近点角领先于轨道周期四分之一。
按照这个轨道排列，人造卫星70a、70b、70c和70d中的任意一颗在从北海道到冲绳的日本领土从大于70°仰角始终可见。由于人造卫星70a、70b、70c和70d各自的轨道周期为将近24小时，人造卫星在大于70°仰角的可见时间和不可见时间是定期和规则的。这个轨道排列是通过图2中略图所示的算式和近地点幅角设定方法的算式得出的，并且是通过图3、图4和图5所示的控制方法实现的。
这种情况下，在北海道、本州、四国和九州以及冲绳四岛上，人造卫星70a、70b、70c和70d每天一次轮流出现在大于70°仰角，并且每颗人造卫星停留在大于70°天顶方向的可见时间最长8小时，最短6小时。另外，有时在大于70°天顶方向可见多颗人造卫星。这个循环以24小时为周期每天重复。
图8至图34表示用于卫星通信或卫星广播的轨道排列系统的例子，因此，通过使用图8至图34中以人造卫星90为代表的人造卫星，有可能建立很少发生由屏蔽物体或干扰物体引起通信中断的卫星通信或卫星广播系统。
(3)实现和控制设定轨道参数和设定轨道排列的方法
具有如此设定的轨道参数的人造卫星轨道是这样控制和实现的。
如图3所示，发射人造卫星20时，先前设定的处于基准时间的6个轨道参数17的信息被输入发射工具跟踪和控制设备21，预定射入轨道参数22的信息由21传送至发射工具。发射工具23根据信息或通过发射工具跟踪和控制设备21的控制，被自动射入预定轨道。
人造卫星被射入轨道后，处于基准时间的6个轨道参数的信息被定期输入人造卫星跟踪和控制设备18，以便把控制命令19的信息传达给人造卫星20，人造卫星20被安装在其上的控制系统控制成预定轨道时间的6个轨道参数。
这个轨道控制方法基于一种通用方法，详情如下。
由上述算式得到的处于基准时间的6个轨道参数17(半长轴11、近地点幅角12、偏心率13、轨道倾角14、升交点赤经15和真近点角16)，作为预定射入轨道参数被输入发射工具跟踪和控制设备21，如图3所示。这一信息从发射工具跟踪和控制设备21传送至发射工具23，以便把人造卫星20射入预定轨道。发射阶段，当安装在人造卫星20上的发射工具23即将偏离预定轨道时，发射工具23会自动修正轨道，即发射工具跟踪和控制设备21会把轨道修正命令传达给发射工具23，以便操纵发射工具。
即使发射工具23达到了预定射入轨道参数以后，这些轨道参数也受到地球重力场、太阳月亮引力和太阳窗的摄动影响，并且总是随时间流逝发生短期和长期变化。这种情况下，需要对人造卫星20进行控制。
如图4所示，通常，人造卫星20运行轨道的6个轨道参数31是如此测定的，即由人造卫星跟踪和控制设备18的发射和接收系统24接收人造卫星20发出的遥测测距信号27，并将测距信号28抽取出来发射给范围测量系统25，然后计算机系统26用其轨道计算程序将测得的范围及其变动率29作为最终输入进行计算。计算机系统26用其轨道控制程序32把得到的6个轨道参数31与预定基准时间的6个轨道参数进行比较，计算必要的姿态控制变量和轨道控制变量33。从而计算出安装在人造卫星上的气体喷射装置应当在什么时候、多长时间喷射哪一个推进器。用计算机系统26的命令发生程序34把计算结果转换成控制命令35，通过人造卫星跟踪和控制设备18的发射和接收系统24将控制命令35发送给人造卫星20。
如图5所示，安装在人造卫星20上的通信系统37接收传送给人造卫星20的控制命令，然后传送给数据处理系统38，该传送命令在那里得到译解。安装在人造卫星上的姿态和轨道控制系统39从译解的命令对姿态控制变量和轨道控制变量41的信息进行适当处理，根据需要操作姿态控制推进器42来改变人造卫星20的姿态，此外还根据命令发射安装了推进系统的人造卫星的气体喷射装置40，最后把人造卫星20射入和控制在上述基准时间6个轨道参数所表示的轨道上。人造卫星20安装了GPS卫星接收机的情况下，人造卫星20本身预先储存那一刻更可取的基准时间6个轨道参数17，并且用所储存的基准时间6个轨道参数17自动控制轨道。
如上所述，用前述算式计算出的轨道参数17得到控制和实现。
此外，多颗人造卫星排列在轨道上的情况下，有必要适当控制人造卫星的单独轨道，以便各个人造卫星轨道保持一种更和谐一致的轨道排列关系。
下面将描述的系统使用一组在由前述算式得出的、与本发明一致的轨道上运行的人造卫星。
(4)使用依据本发明在轨道上运行的人造卫星的系统
(4-1)系统1示例
系统1的例子是一个卫星广播系统。
图8表示依据本发明的卫星广播系统的具体例子。
如图8所示的卫星广播系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；基站91，通过人造卫星组90发射卫星广播；以及卫星广播终端92，通过人造卫星组90接收卫星广播。
如图9所示的基站91包括：天线91a，天线引导跟踪系统91b，大电功率放大器91c，频率转换器91d，调制器91e，错误纠正编码器91f，编码器91g，多路复用器91h，编码器91i。
图象信息91k和声音信息91l经由编码器91i高效编码，其它图象声音信息和数据91j被多路复用器91h多路复用。此外，它们由编码器91g编码，由错误纠正编码器91f加上纠错码，此外还由调制器91e加以调制以适合无线通信，由频率转换器91d转换成载波，由大电功率放大器91c放大，然后从天线91a发射出去，用天线引导跟踪系统91b对该组人造卫星90进行引导。
另一方面，如图10所示，卫星广播终端92包括：天线92a，低噪声放大器92b，频率转换器92c，解调器92d，错误纠正器92e，译码器92f，多路分解器92g，译码器92h，框架存储器92i。
人造卫星组90发射的电磁波由天线92a接收，由低噪声放大器92b放大，由频率转换器92c转换成中频，并由解调器92d解调成数字信号。此外，数字信号如有错误由错误纠正器92e纠正，加密的信息由译码器92f解密，并且由多路分解器92g选择所需广播。此外，信号经由译码器92h变回图象信息92k和声音信息92l。译码器92h具有一个框架存储器92i，从而能够补偿数据缺乏。
根据本发明，即使当卫星广播终端92使用定向天线，优势在于仅仅将它定向在天顶方向就足够了，用户完全不必搜寻卫星组的方向(北方、南方、东方或西方)。
此外，从静止卫星进行广播的情况下，移动物体的卫星广播终端天线需要在方向上对称并在45°方向敏感。但是，在本发明情形下，由于天线只要在天顶方向具有定向性就足够了，优势在于天线容易制造并且天线增益能增加两倍以上。利用这一优势，卫星输出功率可减少1/2，即如果输出功率保持不变，可传送的信息(广播)是原来的两倍。
此外，由于人造卫星组90一直位于高仰角，不管移动物体所处环境情况如何，比如高楼林立的街道上仅在天顶方向开放的地方，该组人造卫星90的电磁波都能被直接接收。因此，无须高楼反射波就可能提供一种高质量接收环境，从而优势在于同静止卫星广播的情况相比，即使用同样频带，能够发送更多信息(广播)。上述效果可在下述系统中表明。
下面将参照图9和图10，描述增加了会计系统，并且只向有限付费客户播放的例子。
如图9所示，基站91的会计系统91m包括：限制接收器91n，客户管理器91o，会计管理系统91p和限制接收模块发行器91q。
卫星广播终端92包括限制接收模块92m，如图10所示。
客户信息(收视费的接收情形，收视要求信息，地址，姓名等)由客户管理器91o管理，会计管理系统91p根据客户信息，经限制接收器91n，通过控制编码器91g来控制每个客户的密码。此外，会计管理系统91p根据客户管理系统91o的客户信息，用限制接收模块发行器91q来发行限制接收模块(例如IC卡)。尽管此处未提及，金融机构的客户收费信息被输入会计管理系统91p，用客户管理器91o更新客户信息。
用户通过把由付款得到的上述限制接收模块92m插入卫星广播终端92的译码器92f，能够收到所要求的广播。
因此，通过使用基站91的广播节目加密装置，以及使用卫星广播终端92的解密装置，有可能仅向有限卫星广播终端进行播放并收取服务费。
图11表示又一个卫星广播系统的具体例子。
如图11所示的卫星广播系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；基站91，通过人造卫星组90发射卫星广播；地面广播站93；以及卫星广播终端94，它具有通过人造卫星组90接收卫星广播的装置，还有接收地面广播的装置。
如图12所示，地面广播站93包括：天线93a，大电功率放大器93b，频率转换器93c，调制器93d，错误纠正编码器93e，编码器93f，多路复用器93g，编码器93h。
图象信息93j和声音信息93k经由编码器93h高效编码，其它图象声音信息和数据93i被多路复用器93g多路复用。此外，它们由编码器93f编码，由错误纠正编码器93e加上纠错码，此外还由调制器93d加以调制以适合无线通信，由频率转换器93c转换成载波，由大电功率放大器93b放大，然后从天线93a发射出去。
另一方面，如图13所示，卫星广播终端94包括：用来接收地面广播的天线94a1和低噪声放大器94b1，用来接收人造卫星组90发出电磁波的天线94a2和低噪声放大器94b2，用于地面站和卫星广播的频率转换器94c，解调器94d，错误纠正器94e，译码器94f，多路分解器94g，译码器94h，框架存储器94i。
地面广播站93发射的电磁波由天线94a1接收，由低噪声放大器94b1放大，而另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线94a2接收，由低噪声放大器94b2放大，每个信号由频率转换器94c转换成中频，并由解调器94d解调成数字信号。此外，数字信号如有错误由错误纠正器94e纠正，加密的信息由译码器94f解密，并且由多路分解器94g选择所需广播。此外，信号经由译码器94h变回图象信息94k和声音信息94l。译码器94h具有一个框架存储器94i，从而能够补偿数据缺乏。
由于卫星广播终端94不仅能够接收地面广播，而且能够接收卫星广播，卫星广播终端94的优势在于用户能随意选择所需广播节目。此外，还有一个优势即如果用户拥有卫星广播终端94，他不必同时拥有卫星广播终端和地面广播终端。此外，天线可同时用作天线94a1和94a2。
下面将参照图12和图13，描述增加了会计系统，并且只向有限付费客户播放的例子。
如图12所示，基站93的会计系统93m包括：限制接收器93n，客户管理器930，会计管理系统93p和限制接收模块发行器93q。
卫星广播终端94包括限制接收模块94m，如图13所示。
客户信息(收视费的接收情形，收视要求信息，地址，姓名等)由客户管理器93o管理，会计管理系统93p根据客户信息，经限制接收器93n，通过控制编码器93f来控制每个客户的密码。此外，会计管理系统93p根据客户管理系统93o的客户信息，用限制接收模块发行器93q来发行限制接收模块(例如IC卡)。尽管此处未提及，金融机构的客户收费信息被输入会计管理系统93p，用客户管理器93o更新客户信息。
用户通过把由付款得到的上述限制接收模块92m插入卫星广播终端94的译码器94f，能够收到所要求的广播。
因此，通过使用基站93的广播节目加密装置，以及使用卫星广播终端94的解密装置，有可能仅向有限卫星广播终端进行播放并收取服务费。
图14表示又一个卫星广播系统的具体例子。
如图14所示的卫星广播系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；地面通信装置95，如公共网、蜂窝式电话等等；基站96，具有通过人造卫星组90发射卫星广播的装置以及上述地面通信装置；以及卫星广播终端97，具有通过人造卫星组90接收卫星广播的装置以及上述地面通信装置。
如图15所示的基站96包括：天线96a，天线引导跟踪系统96b，大电功率放大器96c，频率转换器96d，调制器96e，错误纠正编码器96f，编码器96g，多路复用器96h，编码器96i，数据选择器96n，数据存储器96o和地面通信网95。
来自地面通信网95的要求信息96m被输入数据选择器96n，如有必要图象信息96k和声音信息96l和数据96j从数据存储器960引出来。此外，图象信息96k和声音信息96i经高效编码，其它图象声音信息和数据96j被多路复用器96h多路复用。此外，它们由编码器96g编码，由错误纠正编码器96f加上纠错码，此外还由调制器96e加以调制以适合无线通信，由频率转换器96d转换成载波，由大电功率放大器96c放大，然后从天线96a发射出去，用天线引导跟踪系统96b对该组人造卫星90进行引导。
另一方面，如图16所示，卫星广播终端92包括：天线97a，低噪声放大器97b，频率转换器97c，解调器97d，错误纠正器97e，译码器97f，多路分解器97g，译码器97h，框架存储器97i，要求发射器97n以及地面通信网95。
诸如PHS、蜂窝式电话等等要求97m，由要求发射器97n通过地面通信网95发送给图15的基站96。基站96向该组人造卫星90发送要求信息，人造卫星组90发射的电磁波由天线97a接收，由低噪声放大器97b放大，由频率转换器97c转换成中频，并由解调器97d解调成数字信号。此外，数字信号如有错误由错误纠正器97e纠正，加密的信息由译码器97f解密，并且由多路分解器97g选择所需广播。此外，信号经由译码器97h变回图象信息97k和声音信息97l。译码器97h具有一个框架存储器97i，从而能够补偿数据缺乏。
因此，卫星广播终端97具有一个优势，即用户可把要求发送给基站91以便播放想得到的信息。
本发明的卫星广播终端92、94、97可安装在汽车、火车、船舶、飞行器等移动物体上，此外还可被行人、登山者携带，等等。而且卫星广播终端还可以用在家里等非移动场所。
播送节目内容在本发明中不受限制。
播送节目不仅有电视广播和声音广播，而且有数字信息。
播送的节目多种多样，如天气信息，捕鱼信息(水位，水温等)，ITS信息[交通量信息，交通速度信息，交通拥塞地点信息，交通拥堵时间信息，驾驶环境信息，受影响地区信息，交通限制信息，最适宜路线信息，拥塞所需时间信息，停车场状况信息，停车场预约信息，目的地信息(天气，旅行，观光，餐饮，娱乐信息)，各种预订信息(公共交通，旅馆，娱乐设施)]，地图信息(地图信息，更新信息等)，汽车导航信息(汽车导航信息，更新信息等)，软件程序信息(汽车导航程序，比赛程序，OS等)，声音数据(包括用MP3压缩等)，以及娱乐信息。
此外，播送的节目还有Internet等多媒体信息以及差分GPS信息。
此外，播送的节目还有局限于一个地区或者移动物体正在运动地区的信息，如商场或超市营业时间信息，艺术馆和博物馆展览信息，电影院或剧院介绍内容信息，罪犯或闲杂人员信息。
下面将参照图15和图16，描述增加了会计系统，并且只向有限付费客户播放的例子。
如图15所示，基站96的会计系统96p包括：限制接收器96q，客户管理器96r，会计管理系统96s和限制接收模块发行器96t。
卫星广播终端97包括限制接收模块97o，如图16所示。
客户信息(收视费的接收情形，收视要求信息，地址，姓名等)由客户管理器96r管理，会计管理系统96s根据客户信息，经限制接收器96q，通过控制编码器96g来控制每个客户的密码。此外，会计管理系统96s根据客户管理系统96r的客户信息，用限制接收模块发行器96t来发行限制接收模块(例如IC卡)。尽管此处未提及，金融机构的客户收费信息被输入会计管理系统96s，用客户管理器96r更新客户信息。
用户通过把由付款得到的上述限制接收模块97o插入卫星广播终端97的译码器97f，能够收到所要求的广播。
因此，通过使用基站96的广播节目加密装置，以及使用卫星广播终端97的解密装置，有可能仅向有限卫星广播终端进行播放并收取服务费。
(4-2)系统2示例
系统2的例子是一个卫星广播系统。
图17表示依据本发明的卫星通信系统的具体例子。
如图17所示的卫星通信系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；基站98和通过人造卫星组90进行卫星通信的卫星通信发射和接收装置99。
如图18所示的基站98包括：天线98a，天线引导跟踪系统98b，大电功率放大器98c，频率转换器98d，调制器98e，编码器98f，低噪声放大器98h，频率转换器98i，解调器98j和译码器98k。
发射数据98g由编码器98f编码、加密并加上纠错码，此外还由调制器98e加以调制以适合无线通信，由频率转换器98d转换成载波，由大电功率放大器98c放大，然后从天线98a发射出去，用天线引导跟踪系统98b对该组人造卫星90进行引导。另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线98a接收，由低噪声放大器98h放大，由频率转换器98i转换成中频，并由解调器98j译码成数字信号。此外，由译码器98k经过纠错、解密和译码，得到接收数据98l。
另一方面，如图19所示的卫星通信发射和接收装置99包括：天线99a，大电功率放大器99b，频率转换器99c，调制器99d，编码器99e，低噪声放大器99g，频率转换器99h，解调器99i和译码器99j。
发送数据99f由编码器99e编码、加密并加上纠错码，此外还由调制器99d加以调制以适合无线通信，由频率转换器99c转换成载波，由大电功率放大器99b放大，然后从天线99a发射出去。另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线99a接收，由低噪声放大器99g放大，由频率转换器99h转换成中频，并由解调器99i译码成数字信号。此外，由译码器99j经过纠错、解密和译码，得到接收数据99k。
根据本发明，由于该组人造卫星中至少有一颗在天顶附近方位是可见的，通过使用该卫星通信系统，即使在有人造建筑物、树木、高山等遮挡视野屏蔽物的地区，通信线路也可容易地得到长期维持。
例如，通过把基站98安装在公共线路的网间连接通信站，并让个人携带卫星通信发射和接收装置99，这个卫星通信系统可用作蜂窝式电话。
例如，通过把基站98安装在医院并把卫星通信发射和接收装置99安装在救护车上，把关于病人的图象资料从救护车发送给医院，医院里的医疗专家可传达适当急救措施，从而救护车送往医院的病人可得到适当治疗。因此，在病人接受了适当急救治疗的情况下，有可能使其生命得到挽救。
例如，通过把基站98安装在广播站并把卫星通信发射和接收装置99安装在广播车上，卫星通信系统可用作马拉松比赛转播等体育节目的电视转播，因此可实时传输高质量图象并得到动态节目。
例如，通过把基站98安装在消防站并把卫星通信发射和接收装置99安装在消防车上，由于救火现场的高质量图象可从高楼或窄路实时传输给消防站，消防站可作出适当判断。
例如，通过把基站98安装在警察局并把卫星通信发射和接收装置99安装在警察巡逻车上，由于罪犯的高质量图象可实时传输给警察局，可采取有效警戒措施。
例如，通过把基站98安装在有医疗专家的医院并把卫星通信发射和接收装置99安装在移动物体上，该移动物体听取遥远地方医学专家的临床要求、意见或诊断，交流患者信息，这样即使在山区也可实时传输信息，可解决在医疗服务方面的地区差异。
例如，通过把基站98安装在股票中心并把卫星通信发射和接收装置99安装在自动贩卖机上，由于可定时或随意查看详细目录，能够改进客户服务。
此外卫星通信系统还可应用于火车控制信息通信，火车维护通信，火车信号控制通信，机动车运行情况通信，船舶信息运行情况通信，数据获取系统(浮船、浮筒等)，个人计算机通信(电子邮件，Internet，网上购物等)，停车场空位信息提供或预订系统等。
图20表示又一个依据本发明的卫星通信系统的具体例子。
如图20所示的卫星通信系统包括：依据本发明的一组人造卫星90；通过人造卫星组90进行卫星通信的基站98；包括一个全球定位测量系统的一组人造卫星100；卫星通信发射和接收装置101，它具有用构成全球定位系统的该组人造卫星的定位信号测量自身位置的功能，还具有通过该组人造卫星90进行通信的功能。
如图21所示的卫星通信发射和接收装置101包括：天线101a，大电功率放大器101b，频率转换器101c，调制器101d，编码器101e，多路复用器101f，低噪声放大器101h，频率转换器101i，解调器101k和GPS接收器101m。
发射数据101g被多路复用器101f用GPS接收器101m发出的定位信息101n多路复用，由编码器101e编码、加密并加上纠错码，此外还由调制器101d加以调制以适合无线通信，由频率转换器101c转换成载波，由大电功率放大器101b放大，然后从天线101a发射出去。另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线101a接收，由低噪声放大器101h放大，由频率转换器101i转换成中频，并由解调器101j译码成数字信号。此外，由译码器101k经过纠错、解密和译码，得到接收数据101l。
此系统中，发射和接收装置的定位信息可发送至基站。
此外，关于定时以便发送定位信息，有请求方法(用户请求时才发射信号)和轮询方法(通过接收中心站的发送请求，发射和接收装置自动发射信号)。
例如，通过把基站98安装在登山搜寻和救援中心比如警察局或消防站，并让登山运动员携带卫星通信发射和接收装置101，如果登山运动员遇险就能快速、准确地展开救援活动，因为中心能获悉登山运动员的位置。并且由于双向通信能力，本发明具有一个优势，即可用语言对遇险登山运动员进行鼓励并可确认信息是否有误。此外，为了减轻重量和减少电耗，卫星通信发射和接收装置可以只有发射功能。
例如，通过把基站98安装在警察局或消防站等海上搜寻和救援中心，并在船只上安装卫星通信发射和接收装置101，就可能进行差错检验，快速、准确地进行救援行动，因为如果船只失事，中心和海事安全局能够获悉失事船只的位置。并且由于双向通信能力，本发明具有一个优势，即可用语言对失事船只的船员进行鼓励并可确认信息是否有误。此外，为了减轻重量和减少电耗，卫星通信发射和接收装置可以只有发射功能。
例如，通过把基站98安装在警察局，并让个人携带卫星通信发射和接收装置101，如果这个人闲逛或迷路就能快速、准确地展开救援活动，因为警察局能探测到这个人的位置。并且由于双向通信能力，本发明具有一个优势，即可用语言对遇险登山运动员进行鼓励并可确认信息是否有误。此外，为了减轻重量和减少电耗，卫星通信发射和接收装置可以只有发射功能。
例如，通过把基站98安装在警察局，并把卫星通信发射和接收装置101安装在交通工具上，如果交通工具被盗就能快速、准确地展开搜寻活动，因为警察局能探测到被盗车辆的位置。
例如，通过把基站98安装在物质分配中心，并把卫星通信发射和接收装置101安装在移动物体(卡车、火车、出租车、公共汽车、集装箱)上，就能快速、准确地进行物质分配管理和移动物体安排管理，因为中心能即刻探测到移动物体的位置。
此外，卫星通信系统还可应用于最适宜的通路引导系统，请求型导航系统，动物行为监控[野生动物(行为监控)，牛群(防止迷路，运动量探测)，动物园饲养动物(危险预防)等]。
图22表示又一个依据本发明的卫星通信系统的具体例子。
如图22所示的卫星通信系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；通过人造卫星组90进行卫星通信的基站98；和卫星通信发射和接收装置102，它具有测量用电、城市用气和城市用水这三者中至少一种消耗量的功能，还能通过人造卫星组90进行通信。
测量电消耗量的情况下，卫星通信发射和接收装置102包括：天线102a，大电功率放大器102b，频率转换器102c，调制器102d，编码器102e，多路复用器102f，低噪声放大器102h，频率转换器102i，解调器102j，译码器102k和电功率表102m，如图23所示。
发射数据102g被多路复用器102f用电功率表102m输出的消耗量信息102n多路复用，由编码器102e编码、加密并加上纠错码，此外还由调制器102d加以调制以适合无线通信，由频率转换器102c转换成载波，由大电功率放大器102b放大，然后从天线102a发射出去。另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线102a接收，由低噪声放大器102h放大，由频率转换器102i转换成中频，并由解调器102j译码成数字信号。此外，由译码器102k经过纠错、解密和译码，得到接收数据102l。
此系统中，可在基站98计算卫星通信发射和接收装置102测量的用电量总数。此外，电、城市气和水等公共服务费用是挨家挨户收取的。然而，通过使用依据本发明在轨道上运行的人造卫星，可通过卫星计算公共服务费用的总数，这是由于只要安装了卫星通信发射和接收装置102，即使在高楼环绕之中的住户或者没有通信设施的山区某地，卫星通信线路也容易得到保证。因此，统计消耗量所需的人员开支可大幅度减少。由于减少了人员开支，可以预期公共服务费用可进一步削减。
图24表示又一个卫星通信系统的具体例子。
如图24所示的卫星通信系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；通过人造卫星组90进行卫星通信的基站98；和卫星通信发射和接收装置103，它具有收集和转播信息网中信息的功能，还能通过人造卫星组90进行通信。
如图25所示，卫星通信发射和接收装置103包括：天线103a，大电功率放大器103b，频率转换器103c，调制器103d，编码器103e，多路复用器103f，低噪声放大器103h，频率转换器103i，解调器103j，译码器103k，多路分解器103l和网络103n。
发射数据103g被多路复用器103f用网络103n输出的消耗网络信息10301多路复用，由编码器103e编码、加密并加上纠错码，此外还由调制器103d加以调制以适合无线通信，由频率转换器103c转换成载波，由大电功率放大器103b放大，然后从天线103a发射出去。另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线103a接收，由低噪声放大器103h放大，由频率转换器103i转换成中频，并由解调器103j译码成数字信号。此外，由译码器103k经过纠错、解密和译码，得到接收数据103m和被输入网络的网络信息103o2。
此系统中，网络信息，例如办公室或家里(安全，效用状况/使用价值和效用利用)的网络信息可在卫星通信发射和接收装置103和基站98之间进行通信。并且通过使用依据本发明在轨道上运行的人造卫星，把天线装置安装在高楼环绕之中的住户，卫星通信线路容易得到保证。此外，安全信息的情况下，具有一个优势，即使电话线路剪断，联络(报告)方法可通过卫星得到独立保证。
图26表示又一个卫星通信系统的具体例子。
如图26所示的卫星通信系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；通过人造卫星组90进行卫星通信的基站98；和卫星通信发射和接收装置104，它具有监测环境的功能，还能通过人造卫星组90进行通信。
如图27所示，卫星通信发射和接收装置104包括：天线104a，大电功率放大器104b，频率转换器104c，调制器104d，编码器104e，多路复用器104f，低噪声放大器104h，频率转换器104i，解调器104j，译码器104k和检测器104m。发射数据104g被多路复用器104f用检测器104m输出的测量信息104n多路复用，由编码器104e编码、加密并加上纠错码，此外还由调制器104d加以调制以适合无线通信，由频率转换器104c转换成载波，由大电功率放大器104b放大，然后从天线104a发射出去。另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线104a接收，由低噪声放大器104h放大，由频率转换器104i转换成中频，并由解调器104j译码成数字信号。此外，由译码器104k经过纠错、解密和译码，得到接收数据104l。
通过使用依据本发明在轨道上运行的人造卫星，在高楼包围的地方或者没有任何通信设施的山区，也能够容易地进行通信。因此，由于能够很容易地收集到广大地区的环境数据(天气信息，水位(河、湖等)，地震，火山，一氧化碳，氮氧化物，二氧化硫，二氧化物等)，例如，通过把基站98安装在环境中心，并把具有监测环境功能的卫星通信发射和接收装置104放置在不同地区，可设计出一种解决问题的迅速、准确的方法，用来保护该地区的居民和环境。并且由于卫星通信发射和接收装置104的安装地点几乎没有什么限制，收集环境数据所需支出可大幅度减少。此外，关于定时发送环境信息，有紧急通信法(当环境数据值超出预定极限值时发送)和轮流检测法(接到中心站发送请求时，发射和接收装置自动发送信息)。
图28表示又一个卫星通信系统的具体例子。
如图28所示的卫星通信系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；通过人造卫星组90进行卫星通信的基站98；和卫星通信发射和接收装置105，它具有检测和监控异常情况的功能，并能通过人造卫星组90进行通信。
如图29所示，卫星通信发射和接收装置105包括：天线104a，大电功率放大器105b，频率转换器105c，调制器105d，编码器105e，多路复用器105f，低噪声放大器105h，频率转换器105i，解调器105j，译码器105k和检波器105m。
发送数据105g被多路复用器105f用检波器105m输出的异常检波信息105n多路复用，由编码器105e编码、加密并加上纠错码，此外还由调制器105d加以调制以适合无线通信，由频率转换器105c转换成载波，由大电功率放大器105b放大，然后从天线105a发射出去。另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线105a接收，由低噪声放大器105h放大，由频率转换器105i转换成中频，并由解调器105j译码成数字信号。此外，由译码器105k经过纠错、解密和泽码，得到接收数据105l。
此系统中，出现异常情况时能够自动生成紧急信号。例如，把基站98安装在消防站，把具有监控大冲撞或气囊操作等交通工具异常情况功能的卫星通信发射和接收装置105放置在车辆上，发生交通事故时，消防站和保险公司能自动获知发生了异常情况，从而迅速开展对驾驶员和乘客的救援活动。
例如，把基站98安装在海事安全局，把具有监控进水或过度碰撞等交通工具异常情况功能的卫星通信发射和接收装置105安装在船只上，当船舶事故发生时海事安全局能自动获悉，从而船员和乘客能够安全获救。
图30表示又一个卫星通信系统的具体例子。
如图30所示的卫星通信系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；通过人造卫星组90进行卫星通信的基站98；和卫星通信发射和接收装置108，它具有接收交通信息发布系统106发出的VICS等交通信息107的功能，并能通过人造卫星组90进行通信；以及地面通信网95，它把卫星通信发射和接收装置108的请求经基站98发送给交通信息发布系统106。
如图30所示，基站98把从卫星通信发射和接收装置108得到的接收信号作为用户请求，经地面通信网95发送给交通信息发布系统106。此外，交通信息发布系统106发出的信息作为发射数据被发送给用户。
如图31所示，交通信息发布系统106包括：天线106a，大电功率放大器106b，频率转换器106c，调制器106d，纠错编码器106e，编码器106f，多路复用器106g，数据选择器106i，数据存储器106j和地面通信网95。
经地面通信网95的请求信息106k被输入数据选择器106i，如果必要从数据存储器106j引出交通信息106h。此外，交通信息106h被多路复用器106g多路复用，由编码器106f编码，由纠错编码器106e加上纠错码，此外还由调制器106d加以调制以适合无线通信，由频率转换器106c转换成载波，由大电功率放大器106b放大，然后从天线106a发射出去。
另一方面，如图32所示，卫星通信发射和接收装置108包括：天线108a，大电功率放大器108b，频率转换器108c，解调器108d，编码器108e，低噪声放大器108g，频率转换器108h，解调器108i，译码器108j，交通信息天线108n，交通信息接收器108m和汽车导航器108l。
用户请求108f由编码器108e编码、加密并加上纠错码，此外还由调制器108d加以调制以适合无线通信，由频率转换器108c转换成载波，由大电功率放大器108b放大，然后从天线108a发射出去。另一方面，人造卫星组90发射的电磁波由天线108a接收，由低噪声放大器108g放大，由频率转换器108h转换成中频，并由解调器108i译码成数字信号。此外，由译码器108j经过纠错、解密和译码，得到作为接收数据108k的交通信息并将其输出给汽车导航器108l。
此系统中，驾驶员可以接收VICS等交通信息107，而且还可以通过基站和一组卫星90要求来自卫星通信发射和接收装置108的所需交通信息，并且通过交通信息发布系统106和通过一组人造卫星90都可以获得信息。因此，驾驶员能够获得详细和及时的交通信息。
交通信息包括以下信息。
即，ITS信息[交通量信息，交通速度信息，交通拥塞地点信息，交通拥堵时间信息，驾驶环境信息，受影响地区信息，交通限制信息，最适宜路线信息，拥塞所需时间信息，停车场状况信息，停车场预约信息，目的地信息(天气，旅行，观光，餐饮，娱乐信息)，各种预订信息(公共交通，旅馆，娱乐设施)]，地图信息(地图信息，更新信息等)，汽车导航信息(汽车导航信息，更新信息等)，软件程序信息(汽车导航程序，比赛程序，OS等)。
(4-3)系统示例3
系统示例3是卫星间通信系统。
图33表示依据本发明的卫星间通信系统的具体例子。
如图33所示的卫星间通信系统包括：一组人造卫星90，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；通过人造卫星组90进行卫星通信的基站98；卫星通信发射和接收装置110和一组人造卫星109，它们都能通过一组人造卫星90进行通信。
此系统中，一组人造卫星109所处的运行范围使得该组人造卫星109不能与卫星通信发射和接收装置110或基站98进行直接通信，但能与一组人造卫星90进行通信的情况下，可通过一组人造卫星90来获得一组人造卫星109的信息。因此，此系统可从一组人造卫星109获取更广阔地区的信息。
例如，人造卫星109安装了地球测量装置的情况下，基站和卫星通信发射和接收装置110能够接收测量数据，并且能够要求需要的测量数据。因此，此系统能获得更广阔地区的所需测量数据。
(4-4)系统示例4
系统示例4是地球测量系统。
图34表示依据本发明的地球测量系统的具体例子。
如图34所示的地球测量系统包括：一组人造卫星111，它具有适合本发明椭圆轨道的子系统，如姿态控制系统、电源系统、通信系统、热控制系统等等；以及基站98，用来接收一组人造卫星111发射的测量结果。
此系统中，由于一组人造卫星111运行轨道相对地面处于高仰角，不受遮蔽物体影响的地球测量信息可由基站98收集。
最后，参照图63-66，简要说明一些国家的人造卫星服务。
(1)图63所示等高线是在大于等于70°仰角的任意一颗人造卫星可见服务时间比率(％)模拟结果例子，在英国，假如要用3颗人造卫星提供每天24小时全天候服务，其轨道倾角为60°，偏心率为0.3，近地点幅角为270°。
在英国，至于使用4颗人造卫星时轨道倾角和偏心率组合参数的范围，轨道倾角是在55°和65°之间，偏心率是在0.25和0.35之间。
此外，图64所示等高线是在大于等于70°仰角的任意一颗人造卫星可见服务时间比率(％)模拟结果例子，在英国，假如要用4颗人造卫星提供每天24小时全天候服务，其轨道倾角为60°，偏心率为0.25，近地点幅角为270°。
在英国，至于使用4颗人造卫星时轨道倾角和偏心率组合参数的范围，轨道倾角是在50°和65°之间，偏心率是在0.15和0.35之间。
(2)图65所示等高线是在大于等于70°仰角的任意一颗人造卫星可见服务时间比率(％)模拟结果例子，在欧洲共同体主要国家，假如要用3颗人造卫星提供每天24小时全天候服务，其轨道倾角为50°，偏心率为0.25，近地点幅角为270°。
在欧洲共同体主要国家，至于使用4颗人造卫星时轨道倾角和偏心率组合参数的范围，轨道倾角是在45°和55°之间，偏心率是在0.15和0.3之间。
(3)图66所示等高线是在大于等于70°仰角的任意一颗人造卫星可见服务时间比率(％)模拟结果例子，在新西兰，假如要用3颗人造卫星提供每天24小时全天候服务，其轨道倾角为50°，偏心率为0.3，近地点幅角为90°。
在新西兰，至于使用4颗人造卫星时轨道倾角和偏心率组合参数的范围，轨道倾角是在45°和55°之间，偏心率是在0.25和0.35之间。
本发明结果如下。
(1)关于设定近地点幅角方法的结果
根据本发明，关于具有任意轨道倾角的椭圆轨道，能够在设定轨道参数时预先考虑近地点幅角的变化，这一变化是由地球重力场影响引起的。
(2)关于排列多颗人造卫星轨道方法的结果
根据本发明，用任意颗人造卫星对其环绕运行天体的指定地区集中和连续地进行通信服务或广播服务的情况下，或者用任意颗人造卫星对其环绕运行天体指定地区集中和连续地进行监视或对指定地区天气集中和连续地进行服务的情况下，能够很容易地设定半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角，升交点赤经和真近点角这6个人造卫星轨道参数。
此外，根据本发明，用任意颗人造卫星，可对人造卫星环绕运行天体的指定地区集中和连续地进行通信服务或广播服务。
此外，根据本发明，用任意颗人造卫星，可对人造卫星环绕运行天体的指定地区集中和连续地进行监视或对指定地区天气集中和连续地进行服务。
(3)关于轨道参数由上述(1)和(2)项得出的多颗人造卫星排列的结果
根据本发明，对于因电磁波到达距离较短而设置的卫星通信发射和接收装置的技术要求可适度放宽，并且可建立通信延迟时间较短的通信系统。
此外，根据本发明，由于轨道接近圆形，能够缩短多颗人造卫星间服务转换时间发生的通信和广播故障时间。
此外，根据本发明，由于使用3或4颗人造卫星，人造卫星的排列使得在从根室到那霸日本领土的上空从大于70°仰角同时可见其中任何一颗人造卫星，用这些人造卫星可以很容易地对移动物体进行通信和广播服务。
(4)上述从(1)至(3)项的共同结果
根据本发明，能够提供一种轨道控制系统，依据用上述方法设定的轨道参数，对人造卫星进行轨道控制。

Claims (3)

1.一种广播接收终端，用在卫星广播系统中，该卫星广播系统包括人造卫星，通过该人造卫星所述广播接收终端接收卫星广播，以及通过该人造卫星进行广播的基站，其中
所述人造卫星是：在椭圆轨道上运行的轨道周期为24小时的人造卫星，其轨道构成使得轨道倾角大于37°并小于44°，偏心率不大于0.24，或者轨道倾角大于40°并小于44°，偏心率大于0.24并小于0.35。
2.根据权利要求1所述的广播接收终端，其中人造卫星是被跟踪和控制的一组人造卫星，是由3或4颗人造卫星组成的一组人造卫星，这些人造卫星运行在3或4个不同椭圆轨道上，其中上述每颗人造卫星排列在上述每个椭圆轨道上；每颗人造卫星轨道参数中的半长轴，其设定使得轨道周期为24小时，每颗人造卫星运行的轨道，其构成使得轨道倾角大于37°并小于44°，偏心率不大于0.24，或者轨道倾角大于40°并小于44°，偏心率大于0.24并小于0.35。
3.根据权利要求1所述的广播接收终端，包括：
通过该人造卫星接收卫星广播的装置，以及接收地面广播站电磁波的装置。
CNB031489745A 1999-03-16 2000-02-23 卫星广播系统 Expired - Fee Related CN1278503C (zh)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP6954599 1999-03-16
JP69545/1999 1999-03-16
JP191211/1999 1999-07-06
JP19121199A JP3477115B2 (ja) 1999-03-16 1999-07-06 衛星を介して放送を行う方法、衛星放送システム、衛星放送基地局および衛星放送端末

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB001024124A Division CN1170731C (zh) 1999-03-16 2000-02-23 一种广播接收终端

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1485998A true CN1485998A (zh) 2004-03-31
CN1278503C CN1278503C (zh) 2006-10-04

Family

ID=26410730

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB031489745A Expired - Fee Related CN1278503C (zh) 1999-03-16 2000-02-23 卫星广播系统
CNA021056188A Pending CN1607749A (zh) 1999-03-16 2000-02-23 广播设施
CNB001024124A Expired - Fee Related CN1170731C (zh) 1999-03-16 2000-02-23 一种广播接收终端

Family Applications After (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNA021056188A Pending CN1607749A (zh) 1999-03-16 2000-02-23 广播设施
CNB001024124A Expired - Fee Related CN1170731C (zh) 1999-03-16 2000-02-23 一种广播接收终端

Country Status (6)

Country Link
EP (1) EP1037404A3 (zh)
JP (1) JP3477115B2 (zh)
KR (2) KR100452809B1 (zh)
CN (3) CN1278503C (zh)
CA (1) CA2298124C (zh)
NZ (1) NZ502094A (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20060073846A (ko) * 2004-12-24 2006-06-29 엘지전자 주식회사 디지털 멀티미디어 방송 시스템을 이용한 글로벌 이동통신시스템
WO2017088062A1 (en) * 2015-11-27 2017-06-01 Telesat Canada Satellite system and method for global coverage
CN102495950B (zh) * 2011-11-25 2014-06-18 北京航空航天大学 一种适用于太阳同步轨道的倾角偏置量获取方法
DE102017102481A1 (de) * 2017-02-08 2018-08-09 Klaus Schilling Formationsfähiger Kleinstsatellit und Formation aus mehreren Kleinstsatelliten
CN109214014B (zh) * 2017-06-29 2023-05-02 中国科学院国家天文台 获取近地轨道空间物体剩余轨道寿命的方法、系统及设备
CN113184220B (zh) * 2021-04-21 2021-11-19 中国人民解放军63923部队 一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法及装置
CN114063122B (zh) * 2021-12-02 2022-08-02 武汉大学 电推进转移轨道航天器星载gnss在轨实时定轨方法
CN115149995B (zh) * 2022-05-16 2023-11-24 亚太卫星通信(深圳)有限公司 一种heo星座轨道设计方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4809935A (en) * 1985-07-31 1989-03-07 Analytic Services, Inc. Satellite continuous coverage constellations
DE3607931A1 (de) * 1986-03-11 1987-09-17 Siemens Ag Fernmeldesatellitensystem auf quasistationaeren bahnen
FR2628274B1 (fr) 1988-03-02 1990-08-10 Centre Nat Etd Spatiales Systeme de communications avec des mobiles a l'aide de satellites
FR2685833B1 (fr) * 1991-12-26 1994-02-11 Agence Spatiale Europeenne Reseau de satellites de communication.
US6226493B1 (en) * 1996-05-31 2001-05-01 Motorola, Inc. Geosynchronous satellite communication system and method
JPH10256974A (ja) * 1997-03-14 1998-09-25 Mitsubishi Electric Corp 移動体衛星通信システム
JP2000036788A (ja) * 1997-05-21 2000-02-02 Hitachi Ltd 天頂方向での滞在時間が長い軌道の人工衛星とその軌道制御方法及びそれを用いた通信システム
JP3153496B2 (ja) 1997-05-21 2001-04-09 株式会社日立製作所 天頂方向での滞在時間が長い人工衛星を用いた通信サービス提供方法
JP2000036787A (ja) * 1997-05-21 2000-02-02 Hitachi Ltd 天頂方向での滞在時間が長い軌道の人工衛星とその軌道制御方法及びそれを用いた通信システム
US6019318A (en) * 1997-06-16 2000-02-01 Hugehs Electronics Corporation Coordinatable system of inclined geosynchronous satellite orbits
JP2000115050A (ja) * 1998-10-02 2000-04-21 Mitsubishi Electric Corp 衛星通信システム
US6327523B2 (en) * 1999-01-21 2001-12-04 Hughes Electronics Corporation Overhead system of inclined eccentric geosynchronous orbitting satellites

Also Published As

Publication number Publication date
KR100452809B1 (ko) 2004-10-14
CN1266800A (zh) 2000-09-20
CA2298124C (en) 2006-04-11
KR20000062887A (ko) 2000-10-25
KR100504223B1 (ko) 2005-07-27
JP2000332670A (ja) 2000-11-30
KR20040068516A (ko) 2004-07-31
EP1037404A2 (en) 2000-09-20
CN1607749A (zh) 2005-04-20
CN1170731C (zh) 2004-10-13
NZ502094A (en) 2002-03-28
CN1278503C (zh) 2006-10-04
EP1037404A3 (en) 2004-05-06
JP3477115B2 (ja) 2003-12-10
CA2298124A1 (en) 2000-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1278503C (zh) 卫星广播系统
CN1160578C (zh) 扩频接收方法、导航方法和操作接收机的方法
CN1231090A (zh) 卫星广播系统
Santerre et al. Single point positioning using GPS, GLONASS and BeiDou satellites
CN1575422A (zh) 基于使用广播数字电视信号定位的导航服务
CN101825490B (zh) 紫外线侦测系统与方法
Anderson et al. Shape, mean radius, gravity field and interior structure of Ganymede
Weiss Recent precise orbit determination results for the COSMIC-2 mission
CN103185888A (zh) 一种基于卫星健康信息判断的卫星定位方法
Impresario et al. Prospect commercial routes in the Earth–Moon system's service volume
Cook et al. COSMIC-2: The future of global navigation satellite system-remote observation (GNSS-RO) sensing
Liu et al. Advances in Low-Latitude Ionosphere Observed by FORMOSAT-7/COSMIC-2
Hashimoto et al. Continuous total electron content recording using QZSS
Juang et al. Assessment on the Interoperability of SBAS and GRAS
Liu et al. FORMOSAT-7/COSMIC-2 Mission and Preliminary Result
Liu et al. Early results of ionospheric weather observations of FORMOSAT-7/COSMIC-2
Jang et al. Analysis of Satellite Visibility and High Elevation Satellite using GPS and Beidou in Korea
Liu et al. Ionospheric Earthquake Precursors and Space Weather Observed by FORMOSAT-7/COSMIC-2
Schreiner et al. GNSS Radio Occultation for Weather, Climate and Space Weather Applications
Miloch et al. Irregularities and Structuring of Ionospheric Plasma at High Latitudes.
Andrés Cahuasquí et al. NeGIX and TEGIX: two new indices to characterize the topside ionosphere with Swarm
Lin et al. Multi-instrument Satellite-based Observations of Global Low-Latitude Ionosphere: Toward Forecast
Chang et al. Ionospheric Weather Observations of FORMOSAT-7/COSMIC-2
Liu et al. FORMOSAT-7/COSMIC-2 Observations of Ionospheric Disturbances before the 14 November 2019 M7. 1 Indonesia Earthquake
Bury et al. Co-location of SLR and GNSS techniques onboard Galileo and GLONASS satellites

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20061004

Termination date: 20180223