DE69427216T2

DE69427216T2 - Satellitentelekommunikation- und Fernmessanordnung, die sonnensynchrone elliptische Umlaufbahnen mit kurzen Perioden benutzt

Info

Publication number: DE69427216T2
Application number: DE69427216T
Authority: DE
Inventors: Giorgio Perotta
Original assignee: Alenia Spazio SpA
Current assignee: Leonardo SpA
Priority date: 1993-09-24
Filing date: 1994-08-02
Publication date: 2002-03-21
Anticipated expiration: 2014-08-03
Also published as: EP0645901A1; ES2158874T3; DE69427216D1; IT1261940B; JPH07187096A; ITRM930643A1; ITRM930643A0; EP0645901B1; US5553816A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Satellitensystem für Telekommunikations- und Fernerfassungsanwendungen, das auf dem Einsatz mehrerer Satelliten beruht, die in elliptischen, sonnensynchronen Umlaufbahnen angeordnet sind, welche zur Äquatorebene geneigt sind und eine Umlaufzeit von etwa drei Stunden haben.
Der Aufsatz "Satellite Communications Systems" von G. Maral und M. Bousquet, 1993, Seiten 234, 276-282, der den nächstliegenden Stand der Technik wiedergibt, beschreibt das Grundprinzip von sonnensynchronen Umlaufbahnen. Darin ist weiter erwähnt, daß sonnensynchrone Umlaufbahnen so abgestimmt werden können, daß die Umlaufzeit ein Teil eines siderischen Tages oder ein Ganzzahliges von Tagen ist.
Das System gemäß der Erfindung kann mit Vorteil für Satellitentelekommunikationen verwendet werden, wenn es erforderlich ist, Simplex- oder Duplex-Funkverbindungen in einem Land oder geographischen Gebieten zu errichten, die hinsichtlich Sprache, Kultur, ethnischer Einheit oder sozio-ökonomischer Interessen homogen sind, oder auch zwischen Ortschaften in geographisch nicht miteinander verbundenen Gebieten. Die Telekommunikationsdienste, für welche die Erfindung erhebliche wirtschaftliche Vorteile bereithält, umfassen unter anderem auch persönliche Kommunikationen, Kommunikationen durch Land-, Wasser- und Luftfahrzeuge, die Funkortung über weite Strecken der Position von beweglichen Einrichtungen sowie die Funknavigation, das persönliche Wählfernmeldewesen, die Simplex- oder Duplex-Datenübertragung zwischen kleinen Feststationen oder tragbaren Endgeräten, die direkte Funkübertragung von Radio- oder Fernsehprogrammen, Telekonferenzen, Notfall-Übermittlungssystemen sowie die Abgabe und die Aufnahme von Daten.
Die Erfindung kann auch eingesetzt werden für die regionale Fernvermessung, insbesondere auf dem Gebiet der Meteorologie und der Erdüberwachung mit optischen Sensoren.
Auf der Basis der Erfindung machen es die sonnensynchronen Eigenschaften der Umlaufbahn und der Position der Umlaufebene (im wesentlichen auf einer Normalen zu den Sonnenstrahlen) im Vergleich zu anderen, für dieselben Anwendungsfälle eingesetzten Satellitensystemen möglich, die Konfiguration der Satelliten zu vereinfachen, insbesondere hinsichtlich der Energieerzeugung durch den Sonnengenerator, der Speicherung der elektrischen Energie in wiederaufladbaren Battieren und der thermischen Klimatisierung des Satelliten.
Die Inklination der Umlaufebene zum Äquator beträgt 116,4º, um die Rotation der Apsidenlinie zu nullen. Die Exzentrizität der Umlaufbahn und die Umlaufzeit, die sich aus der Wahl der sonnensynchronen Umlaufbahn mit einer Inklination von 116,4º ergibt, haben zusammen mit der Größe der Inklination und einer Ausrichtung der Stellung der Umlaufebene derart, daß diese im wesentlichen quer zur Richtung der Sonnenstrahlen verläuft, die nachfolgenden, positiven Effekte:
- der Satellit ist in der Nähe der Apogäen über ausreichend lange Zeitintervalle sichtbar, im Mittel um 12.00 Uhr oder 24.00 Uhr lokaler Zeit;
- der Satellit ist von Bodenstationen aus sichtbar, deren Standpunkt auf Breiten liegt, die größer als etwa 20º nördlicher oder kleiner als 20º südlicher Breite sind, wobei die Erhebungswinkel zum Horizont ausreichend groß und so bemessen sind, daß Funkverbindungen möglich sind, die weniger stark abhängig sind von atmosphärischen Niederschlägen und von Schattenbildungen aufgrund natürlicher oder künstlicher Hindernisse.
Satellitensysteme für Telekommunikations- und Fernerfassungszwecke, die nach dem bisherigen Stand der Technik zur Verfügung stehen, nutzten bisher sowohl die geostationäre Umlaufbahn als auch unterschiedliche, nicht geostationäre Umlaufbahnen. Von letzteren können vor allem genannt werden:
niedrige, kreisförmige Umlaufbahnen (LEO = Low Earth Orbits) mit Bahnhöhen, die gewöhnlich zwischen 500 und 1500 km liegen (bei Fernerfassungsanwendungen ist die Bahnhöhe im allgemeinen niedriger als 1000 km);
- leicht elliptische Umlaufbahnen kurzer Umlaufzeit, d. h. im allgemeinen kleiner als zwei Stunden, mit einer Exzentrizität zwischen 0,05 und 0,15;
- kreisförmige Umlaufbahnen mittlerer Umlaufzeit mit Höhen über 10.000 km;
- elliptische Umlaufbahnen mit einer Neigung von 63,4º zur Äquatorebene, wobei die Umlaufbahn 24 Stunden (Tundra-Umlaufbahn), 12 Stunden (Molnija-Umlaufbahn) oder 8 Stunden beträgt.
Die bisher eingesetzten, stationären Umlaufbahnen, die heute noch für innovative Telekommunikationssysteme vorgeschlagen werden, beruhten nicht auf der Nutzung Von sonnensynchronen Umlaufbahnen oder auf der Nutzung solcher Exzentrizitäten, daß Umlaufzeiten erreicht werden können, die etwa drei Stunden betrugen. Im Einzelnen:
- Die niedrigen, kreisförmigen oder leicht elliptischen Umlaufbahnen kurzer Umlaufzeit wurden für Konstellationen mit einer großen Zahl von Satelliten (zwischen 12 und 80 Satelliten) verwendet, um den gesamten Globus abzudecken. Die damit zur Verfügung gestellten Dienste umfassen das Fernmeldewesen, persönliche Kommunikationen und Kommunikationen mit beweglichen Einrichtungen. Die wesentlichen Nachteile dieser Konstellationen sind die große Zahl der Satelliten, die umgekehrt proportional zur Umlaufbahnhöhe sind, sowie die verringerte Sichtbarkeit - etwa nur 10 Minuten - jedes Satelliten von einem am Boden befindlichen Benutzer. Bei den Anwendungsfällen für die Fernerfassung machten es die kurzen Überflugzeiten über das zu kontrollierende Gebiet praktisch unmöglich, Beobachtungsaufgaben durchzuführen, die lange Beobachtungszeiten für ein bestimmtes geographisches Gebiet von dem Satelliten aus erfordern. Die einzige, in der Praxis bestehende Möglichkeit, derartige Aufgaben durchzuführen, bestand in dem Einsatz von Satelliten auf geostationären Umlaufbahnen. Allerdings hatte in diesem Fall der große Abstand des Satelliten von der Erde zur Folge, daß sehr groß dimensionierte, optische Systeme vorgesehen werden mußten, um gute Ergebnisse hinsichtlich geometrischer und radiometrischer Auflösungen zur Verfügung zustellen.
- Die kreisförmigen Umlaufbahnen mittlerer Umlaufzeit erforderten eine geringere Zahl von Satelliten zur kontinuierlichen Abdeckung des Globus im Vergleich zu niedrigen Umlaufbahnen. Allerdings stand diesem Vorteil die Tatsache gegenüber, daß diese Umlaufbahnen eine größere Energie als niedrige Umlaufbahnen haben. Aus diesem Grund sind die Kosten für die Entsendung der Satelliten in die Zielumlaufbahnen höher als für Satelliten, die in niedrige kreisförmige oder leicht elliptische Umlaufbahnen geschickt werden. Um die erforderliche Abdeckung zu erreichen, war es außerdem notwendig, daß diese Umlaufbahnen Neigungswinkel der Umlaufbahnebene zum Äquator zwischen 40º und 60º haben, so daß diese Umlaubahnen durch eine solche Rotation der Knotenlinie gekennzeichnet waren, daß die Lage der Umlaufbahnebene bezüglich der Richtung der Sonnenstrahlen im Lauf des Jahres kontinuierlich wechselte. Das führte zu einer ständigen Änderung der elektrischen Leistung, die von der an Bord installierten Solaranlage abgenommen werden konnte, wobei diese Tatsache noch kritischer wurde durch das Auftreten von Dunkelperioden, wenn der Satellit in den Kernschatten der Erde eintrat. Es ergab sich ferner eine ständige Änderung der thermischen Umgebungseinflüsse, unter denen der Satellit zu arbeiten hatte. Alle diese Faktoren führen zu einer Gewichtserhöhung der Satelliten, einer komplizierten Konstruktion des Satelliten und einer Kostensteigerung für Entwurf und Herstellung.
- Die elliptischen, geneigten Umlaufbahnen langer Umlaufzeit wurden für Satellitensysteme für die Telekommunikation im Bereich einzelner Kontinente oder definierter geographischer Gebiete eingesetzt. Diese Umlaufbahnen hatten eine Neigung von 73,4º der Umlaufbahnebene, da bei dieser Neigung die Rotation der Apsidenlinie den Wert Null annimmt; damit befinden sich Apogäum und Perigäum der Umlaufbahn immer auf den selben Breitengraden der Erde. Die Umlaufzeit wurde gleich einem siderischen Tag. (Tundra-Umlaufbahn) bzw. einem Teiler des siderischen Tages (Molnija-Umlaufbahn und Umlaufbahn von 8 Stunden) gewählt, so daß die Bewegung des Satelliten synchron oder subsynchron zur Drehung der Erde war. Während dadurch eine periodische Erscheinung des Satelliten über jeweils den selben geographischen Gebieten gewährleistet wurde, führte dies jedoch zu einer Rotation der Knotenlinie, wodurch die Lage der Umlaufbahnebene bezüglich der Richtung der Sonnenstrahlen über die Zeit veränderlich wurde, so daß sich dieselben Nachteile einstellten wie bei den erwähnten, kreisförmigen Umlaufbahnen mittlerer Umlaufzeit.
Als Ergebnis des oben erläuterten Standes der. Technik ergibt sich die Notwendigkeit, Satellitensysteme zur Verfügung zu stellen, die auf neuen Umlaufbahntypen beruhen, welche in der Lage sind, mehrere der oben erwähnten, vorteilhaften Eigenschaften aufrechtzuerhalten und gleichzeitig die Nachteile zu vermeiden. So ergibt sich im einzelnen ein großes Interesse an solchen Umlaufbahnen, die die nachfolgenden Eigenschaften haben:
- Umlaufbahnen mit mittlerer Höhe, zumindest für einen guten Teil der Umlaufzeit, so daß die Dauer der Intervalle, in denen die Satelliten Von den Bodenstationen sichtbar sind, wesentlich vergrößert und die Dauer der Beobachtung eines bestimmten geographischen Gebietes vom Satelliten aus vergrößert werden;
- eine Umlaufzeit, die zwischen derjenigen geringer Dauer und derjenigen mittlerer Dauer liegt, um dadurch die Kosten zur Entsendung der Satelliten in die Umlaufbahn in Grenzen zu halten;
- eingeschränkte Durchkreuzung des Van-Allen-Gürtels, um Schäden an den elektronischen Schaltkreisen zu verringern;
- Möglichkeit der Herstellung einfacherer Satelliten, wozu die Bedingungen der Sonnenbelichtung während des ganzen Jahres soweit wie möglich ausgenutzt werden.
Darüber hinaus hängt die Nachfrage nach Telekommunikationsdiensten von dem Grad des Wohlstandes der Länder ab, so daß unter diesem Aspekt ein erhebliches Gefälle zwischen der nördlichen Halbkugel der Erde, in der die meisten Industriestaaten liegen, und der südlichen Halbkugel mit den unterentwickelten Ländern und den Entwicklungsländern vorliegt. Es ist daher aus ökonomischer Sicht lohnend, Satellitensysteme für die Telekommunikation zu entwickeln, die darauf zielen, das Angebot von Telekommunikationsdiensten für die nördliche und die südliche Halbkugel der Erde in differenzierter Weise zu optimieren.
Der vorliegenden Erfindung liegt eine dreifache Aufgabe zugrunde:
1. Definition einer Familie von Umlaufbahnen, die für die Realisierung von Telekommunikations- und Fernerfassungssystemen besonders vorteilhaft sind;
2. Definition von Mehrfach-Satellitenkonstellationen auf der Grundlage der besonderen Eigenschaften dieser Umlaufbahn-Familie und einer Umlaufbahn im Besonderen;
3. Definierung der allgemeinen Eigenschaften eines Satelliten, der in ökonomisch vorteilhafter Weise die besonderen Bedingungen dieser Umlaufbahnen ausnutzt, um die Satellitensysteme zu realisieren.
Ziel der Erfindung ist es außerdem, das Kosten-Nutzen-Verhältnis der Satellitensysteme für den Aufbau unterschiedlicher Telekommunikatians- und Fernerfassungsdienste in Ländern zu optimieren, die ihren Standpunkt haben:
- in einem Breitengradgürtel zwischen 20º und 70º Nord, wo sich die Industrieländer und damit diejenigen Länder befinden, die vom Gesichtspunkt der aktuellen Nachfrage nach diesen Diensten und des Ertrags am interessantesten sind,
- in einem Breitengradgürtel zwischen 20º und 70º Süd und in einem Tropengürtel zwischen etwa 20º Nord und 20º Süd, wo sich die Entwicklungsländer und die vor kurzem industrialisierten Länder befinden, welche mithin interessant sind unter dem Aspekt des zu erwartenden Wachstums der Nachfrage. nach Telekommunikations- und Fernerfassungsdiensten.
Bei der Erfindung wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß die Satelliten in andere Umlaufbahnen als die bisher normalerweise benutzten oder aus der technischen Literatur bekannten und zuvor erläuteren gebracht werden.
Die Erfindung wird nachstehend an Hand typischer Anwendungsbeispiele und der Figuren beschrieben. Hierbei bedeuten:
i = Bahnneigung zur Äquatorebene
α = aufsteigender Knoten der Umlaufbahn
β = abfallender Knoten der Umlaufbahn
A = Apogäum der Umlaufbahn
P = Perigäum der Umlaufbahn.
Fig. 1 zeigt das Diagramm der Sichtbarkeit eines Satelliten über einen Zeitraum von 24 Stunden, der auf einer elliptischen, sonnensynchronen Bahn umläuft, und zwar mit einer Neigung von 116,6º, einer Umlaufzeit von 3 Stunden, einem Argument des Perigäums von 270º und einer Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 18.00 Uhr, wobei die Sichtbarkeit von fünf Bodenstationen aus erfolgt, die auf den nördlichen Breitengraden von 0º, 20º, 40º, 60º bzw. 80º liegen.
Fig. 2 zeigt das Diagramm der Sichtbarkeit über einen Zeitraum von 24 Stunden eines Satelliten auf derselben elliptischen, sonnensynchronen Umlaufbahn von denselben fünf Bodensationen der Fig. 1, wobei jedoch die Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 06.00 Uhr liegt.
Fig. 3 zeigt ein Beispiel einer Konstellation mit drei Satelliten, die in ein und dieselbe elliptische, sonnensynchrone Umlaufbahn mit einer Umlaufdauer von drei Stunden gebraucht Worden sind. In Fig. 3 bedeuten 1 die Äquatorebene, 8 die Linie α-β der Knoten rechtwinklig zu Richtung der Sonnenstrahlen 14, 2 die Umlaufebene, die zur Äquatorebene um 116,4º geneigt ist, 4 die sonnensynchrone, elliptische Umlaufbahn mit dem Perigäum P und dem Apogäum A, 9, 10, 11 die drei Satelliten, die in den Grenzen mittlerer Abweichungen gleiche Winkelabstände voneinander aufweisen und in Richtung des eingezeichneten Pfeiles in der Bahn 4 umlaufen.
Fig. 4 ist das Diagramm der Sichtbarkeit von zwei Satelliten von denselben fünf Bodensationen der Fig. 1 aus, wobei diese Satelliten in den Grenzen mittlerer Abweichungen gleiche Winkelabstände voneinander haben und mit einer Umlaufdauer von drei Stunden auf ein und derselben elliptischen, sonnensynchronen Bahn umlaufen.
Fig. 5 ist das Diagramm der Sichtbarkeit von drei Satelliten von denselben fünf Bodensationen der Fig. 1 aus, wobei diese Satelliten in den Grenzen mittlerer Abweichungen gleiche Winkelabstände voneinander haben und mit einer Umlaufdauer von drei Stunden auf ein und derselben elliptischen, sonnensynchronen Bahn umlaufen.
Fig. 6 zeigt ein Beispiel für die Konstellation von fünf Satelliten in zwei Umlaufebenen 2 und 3, die wie folgt aufgeteilt sind:
Drei Satelliten 9, 10 und 11 mit in den Grenzen mittlerer Abweichungen unter gleichen Winkeln voneinander beabstandeten Satelliten auf einer elliptischen, sonnensynchronen Bahn 9 mit einer Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 18.00 Uhr sowie zwei Satelliten 12 und 13, die in den Grenzen mittlerer Abweichungen gleiche. Winkelabstände voneinander haben und auf einer elliptischen, sonnensynchronen Bahn 5 umlaufen, deren Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 06.00 Uhr liegt. Die Satelliten durchlaufen die Umlaufbahnen in Richtung der eingezeichneten Pfeile.
Fig. 7 zeigt das Diagramm der Sichtbarkeit der fünf in Fig. 6 angegebenen Satelliten von denselben fünf Bodenstationen wie bei Fig. 1.
Fig. 8 gibt die mögliche Konfiguration von vier elliptischen, sonnensynchronen Umlaufbahnen auf zwei Umlaufebenen wieder. Zwei elliptische, sonnensynchrone Umlaufbahnen 4 und 5 haben ein Argument des Perigäums von 270º und eine Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 06.00 Uhr bzw. 18.00 Uhr, während die beiden anderen elliptischen, sonnensynchronen Umlaufbahnen 6 und 7 ein Argument des Perigäums von 90º und eine Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 06.00 Uhr bzw. 18.00 Uhr haben.
Das Ziel, die Zeit der Sichtbarkeit für jeden Satelliten von einer Bodenstation im Vergleich zu Satelliten mit niedrigen, kreisförmigen oder leicht elliptischen Umlaufbahnen wesentlich zu verlängern, wird dadurch erreicht, daß eine geneigte, elliptische Umlaufbahn mit einer kurzen Umlaufdauer von etwa drei Stunden gewählt wird, wobei das Apogäum bei den hohen oder niedrigen Breiten liegt, so daß die nördliche bzw. südliche Hemisphäre der Erde abgedeckt wird.
Die Exzentrizität der Umlaufbahn hat einen solchen Wert, daß ein wesentlicher Unterschied zwischen der Höhe des Perigäums und derjenigen des Apogäums erzielt wird. Der Anstieg letzterer spielt eine wesentliche Rolle beim Vergrößern des Sichtbarkeitsintervalls des Satelliten von den. Bodenstationen aus und umgekehrt bei der Vergrößerung der Zeit der Sichtbarkeit ein und desselben geographischen Gebietes vom Satelliten aus.
Für die Präzision der Absidenlinie, die charakteristisch für elliptische. Umlaufbahnen ist, kann der Wert Null dadurch erreicht werden, daß eine Inklination von 63,4º (diese Lösung wird für Umlaufbahnen des Typs Tundra und Molnija angewandt) oder eine Inklination von 116,6º gewählt wird. Die erläuterte Erfindung beruht auf einer Inklination von 116,6º, woraus sich eine positive Rotation der Knotenlinie ergibt.
Wenn eine tägliche Rotation der Knotenlinie von 360º/365 Tage = 0,9863º/Tag gewählt wird, ist auch die elliptische, geneigte Umlaufbahn sonnensynchron, woraus sich in der Praxis wesentliche Vorteile ergeben, was nachstehend erläutert wird.
Mit der weiteren Bedingung für die Umlaufzeit, gemäß welcher N Umlaufzeiten in genau M Sonnentage passen, wird eine sehr begrenzte Familie von Umlaufbahnen festgelegt; die auferlegten Bedingungen werden nämlich nur von sehr wenigen Umlaufbahnen erfüllt, von denen die ersten und wichtigsten durch die folgenden Werte für M und N charakterisiert sind:
M = 1, N = 8; M = 2, N = 17; M = 3, N = 25 oder 26.

Tabelle 1: Keplersche Parameter der elliptischen, sonnensynchronen Umlaufbahn kurzer Dauer mit M = 1 und N = 8.

Bahnneigung: 116,6º
Umlaufzeit: 10.800 Sekunden (1/8 eines Sonnentages)
große Halbachse: 10.560,3 km
Exzentrizität: 0,347
Höhe des Apogäums: 7.846,2 km
Höhe des Perigäums: 518,1 km
Bahneigenschaften: (a) sonnensynchron
(b) Dauer = Teiler eines Sonnentages
Rektaszension des aufsteigenden Knotens: 18.00 Uhr oder 06.00 Uhr am Äquator
Argument des Perigäums: 270º zur Überdeckung der nördlichen Halbkugel
90º zur Überdeckung der südlichen Halbkugel
Allerdings haben die Umlaufbahnen, die durch Werte für M > 1 gekennzeichnet sind, eine progressiv weniger ausgeprägte Exzentrizität als die erste Umlaufbahn (M = 1, N = 8), welche daher für viele Telekommunikationsanwendungen zu bevorzugen ist. Die keplerschen Parameter dieser bevorzugten Umlaufbahn sind in Tabelle 1 angegeben und werden in der Praxis korrigiert, um die harmonischen Komponenten des Gravitationsfeldes der Erde sowie die Komponenten der langen Dauer der Anziehungskräfte zwischen Mond und Erde zu berücksichtigen.
Die Umlaufbahnen dieser Familie sind alle gekennzeichnet durch eine wesentlich geringere Energie als diejenige der kreisförmigen Umlaufbahnen mittlerer Dauer und der sehr stark exzentrischen Umlaufbahnen, die mit einer Umlaufzeit von 6, 12 oder 24 Stunden geneigt sind. Daraus ergibt sich eine wesentliche Verringerung des Anstiegs der Geschwindigkeit für den koplanaren Orbitransfer von einer niedrigen, kreisförmigen Umlaufbahn, in welche der Satellit normalerweise von seinem Startgerät abgegeben wird, in die endgültige Umlaufbahn, was sich aus Tabelle. 2 ergibt. Das Ergebnis sind eine erhebliche Reduzierung des Gewichtes für den vom Satelliten zu tragenden Treibstoff und damit ein geringeres Gesamtgewicht und niedrigere Einschußkosten. Tabelle 2: Erforderliche Geschwindigkeitsänderung für einen koplanaren Orbittransfer von einer kreisförmigen Umlaufbahn (Höhe 500 km) in die Zielumlaufbahn
Der Wert für die Exzentrizität der bevorzugten Umlaufbahn gemäß der Erfindung bringt es mit sich, daß das Perigäum verhältnismäßig hoch ist (etwa 500 km) derart, daß die Probleme verringert werden, die mit dem aerodynamischen Widerstand aufgrund der Atmosphäre zusammenhängen. In diesen Höhen ist nämlich die Luftdichte ausreichend niedrig und beeinträchtigt in vernachlässigbarer Weise die Lebensdauer des Satelliten.
Die Höhe des Apogäums (etwa 7850 km) gewährleistet wenigstens sechs Intervalle der Sichtbarkeit von den Bodenstationen aus, die im interessierenden Breitengradgürtel angeordnet sind, d. h. zwischen 20º und 80º nördlich oder südlich des Äquators, wobei die Dauer der Sichtbarkeit zwischen 40 und 80 Minuten und damit im Mittel bei etwa einer Stunde liegt, im Gegensatz zu nur 10 Minuten, die mit Satelliten erreicht werden, welche auf niedrigen kreisförmigen oder leicht elliptischen Bahnen umlaufen. Dieses entspricht einem täglichen mittleren Nutzungskoeffizienten von 25% je Standort und Satellit. Diese besonders vorteilhaften Eigenschaften erlauben es, Verbindungen für innovative Dienste einzurichten, beispielsweise Telekonferenzen, Videokonferenzen oder die Funkübertragung von Radio- oder Fernsehprogrammen, wobei das Hindernis der kurzen, nicht unterbrochenen Dauer der Verbindungen überwunden wird, welche die Nutzung von Satelliten in niedrigen Umlaufbahnen für Fernmeldezwecke einschränkt.
Allerdings ist die Höhe des Apogäums niedrig, genug, um die Durchquerung des zweiten Van-Allen-Gürtels zu vermeiden, der bei einer Höhe von etwa 8.500 km beginnt und sein Maximum bei 16.000 km erreicht. Im Vergleich hierzu durchqueren der Molnija-Orbit und andere von diesem abgeleitete Umlaufbahnen diesen gefährlichen Strahlungsgürtel kontinuierlich, was sich nachteilig auf die Lebensdauer und die Zuverlässigkeit der Komponenten der Satelliten auswirkt.
Die Wahl des Argumentes des Perigäums der elliptischen Umlaufbahn mit einer Umlaufzeit von drei Stunden erlaubt es, die Überdeckung der beiden Erdhemisphären zu optimieren. Wenn man insbesondere für das Argument des Perigäums einen Wert in der Nähe von 90º wählt, befindet sich das Apogäum der Umlaufbahn in der südlichen Hemisphäre. Wenn das Argument des Perigäums in der. Nähe von 270º liegt, ist das Apogäum in der nördlichen Hemisphäre. Es ist jedoch möglich, für das Argument des Perigäums auch andere Werte zu wählen, um die Abdeckung besonderer Breitengürtel zu optimieren.
Die Lage der Umlaufbahnebene, die von der Rektaszension des aufsteigenden Knotens abhängt, kann beliebig sein. Allerdings erlaubt die Wahl der Lage der Umlaufbahn in einer. Ebene, die fast immer orthogonal zum Sonnenvektor ausgerichtet ist (der sogenannte "Sonnenaufgang-Sonnenuntergang-Orbit", da dieser näherungsweise der Terminatorlinie folgt), aufgrund der sonnensynchronen Eigenschaften wesentliche Vereinfachungen in der Konzeption und Herstellung des Satelliten. In erster Linie wird der Satellit an allen Tagen des Jahres immer von der Sonne beleuchtet, ausgenommen sehr kurze Zeitintervalle. Allerdings befindet sich der Teil der Umlaufbahn, der in den Schattenkegel der Erde eintritt, in der Nähe des Perigäums, d. h. wenn der Satellit keine Energie für die Versorgung der Nutzlast erzeugen muß.
Die Tatsache, daß der Einfall des Solarvektors auf den Satelliten konstant ist, erlaubt eine Vereinfachung der Anlage zur Energieerzeugung (Sonnenpaddel und Batterien), wodurch Gewicht und Kosten für den Satelliten verringert werden. Außerdem arbeitet der Satellit entlang der Umlaufbahn und während des Jahres unter beständigen thermischen Umgebungsbedingungen, was es erlaubt, ein sehr einfaches thermisches Steuersystem bereitzustellen.
Die Rektaszension des aufsteigenden Knotens im "Sonnenaufgang- Sonnenuntergang-Orbit" bestimmt auch, ob der Satellit von der Erde aus im wesentlichen, am Tag oder in der Nacht sichtbar ist. Dies ist ein wesentlicher Faktor sowohl für Telekommunikationssysteme als auch für Fernerfassungssysteme, wobei zu berücksichtigen sind die zeitliche Abhängigkeit der Kommunikationsflüsse aufgrund von Arbeitsaktivitäten und Freizeitaktivitäten sowie die Abhängigkeit von der Möglichkeit, die Eigenschaften der Erdoberfläche in den optischen Bändern während der Stunden mit Sonnenbeleuchtung zu beobachten. Wenn das Argument des Perigäums 270º beträgt, so daß die Orbitapogäen in der nördlichen. Hemisphäre liegen, muß der Wert für die Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 18.00 Uhr liegen, wenn der Satellit von der Erde aus im wesentlichen bei Tag sichtbar sein soll. Dies ist in Fig. 1 dargestellt, welche den Verlauf der Sichtbarkeit eines Satelliten zeigt, der auf die bevorzugte Umlaufbahn gemäß der erläuterten Erfindung gebracht worden ist, wobei das Argument des Perigäums 270º beträgt und die Rektaszension um 18.00 Uhr ist, gesehen von den fünf Bodenstationen, die auf den Breiten 0º, 20º, 40º, 60º und 80º liegen. Fig. 1 zeigt, daß der Satellit im Durchschnitt über sechs Zeitintervalle zwischen 40 und 80 Minuten um etwa 12 Uhr herum sichtbar ist. Die Sichtbarkeit des Satelliten verbessert sich in Richtung auf größere Breiten und verschlechtert sich in der Nähe des Äquators.
Wenn umgekehrt die Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei etwa 06.00 Uhr liegt, ist der Satellit im wesentlichen während der Abend- und Nachtstunden sichtbar. Dies ist in Fig. 2 dargestellt, welche den Verlauf der Sichtbarkeit des Satelliten in einer Umlaufbahn mit einem Argument des Perigäums von 270º und einer Rektaszension bei 06.00 Uhr von denselben fünf Bodenstationen der Fig. 1 darstellt. In diesem Fall ist der Satellit in denselben Zeitintervallen der Fig. 1 sichtbar, jedoch um 24.00 Uhr lokaler Zeit.
Wenn das Argument des Perigäums 90º entspricht und die Situation umgekehrt ist, d. h. eine Rektaszension bei 18.00 Uhr, wird der Satellit während der Abend- und Nachtstunden sichtbar sein, während bei einer Rektaszension um 06.00 Uhr die Sichtbarkeit bei den Tagesstunden liegt.
Diese Eigenschaften gestatten es,
- Systeme mit mehreren Satelliten in einer oder mehreren Umlaufebenen zu entwerfen, welche so optimiert sind, daß sie den Anforderungen an Telekommunikationssysteme vor allem während der Tagesstunden oder nur während der Nachtstunden oder rund um die Uhr (24 Stunden) zu entsprechen, abhängig von einem regionalen, einem weiträumigen oder einem globalen Einsatz;
- Systeme mit einer Vielzahl von Satelliten in einer oder in mehreren Umlaufebenen zu entwerfen, die in der Lage sind, Beobachtungsaufgaben der Erde in begrenzten Gebieten, in einer Region oder in einer überörtlichen Zone durchzuführen, und zwar in optischen. Bändern (UV, sichtbar und in der Nähe von IR) im wesentlichen während der Tagesstunden, und im thermischen Infrarotband im wesentlichen während der Nachtstunden.
Nachstehend werden beispielhaft und in nicht einschränkender Weise einige Satellitenkonstellationen erläutert, die elliptische, sonnensynchrone Kurzzeit-Umlaufbahnen gemäß der Erfindung benutzen.

Beispiel Nr. 1: Konstellationen von Satelliten auf einer einzigen Umlaufebene.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung besteht die Konstellation aus 2, 3 oder 4 Satelliten, deren Eigenschaften in der Tabelle 1 angegeben sind, wobei das Argument des Perigäums 270º beträgt, so daß die Überdeckung der Länder nördlich des Äquators optimiert wird und die Rektaszension des aufsteigenden Knotens am Äquator bei 18.00 Uhr liegt. Alle. Satelliten sind in ein und dieselbe Umlaufbahn geschickt und haben unter Berücksichtigung mittlerer Abweichungen gleiche Abstände von 180º, 120º bzw. 90º.
Fig. 3 zeigt die Anwendung des Systems im besonderen Fall von drei auf derselben Umlaufbahn liegenden Satelliten. Die Zahl der auf demselben Orbit umlaufenden Satelliten hängt ab vom Mindestelevationswinkel zum Horizont, bei dem, die Funkverbindungen zwischen den Bodenstationen und dem Satelliten aufgebaut werden sollen, und von dem erforderlichen Überlappungsgrad zwischen der Sichtbarkeit von zwei aufeinander folgenden Satelliten. Dies ist in den Fig. 4 und 5 an Hand der Konstellation mit zwei und drei Satelliten in ein und derselben Umlaufbahn dargestellt. Fig. 4 zeigt, daß der Einsatz von zwei Satelliten auf ein und derselben Umlaufbahn fast ausreichend ist, um eine Kontinuität der Sichtbarkeit von wenigstens einem Satelliten während eines Zeitintervalls von 16 Stunden um 12.00 Uhr Ortszeit zu gewährleisten. Das ist jedoch möglich, wenn der Mindestelevationswinkel am Horizont wenigstens 10º beträgt. Fig. 5 zeigt eine Verbesserung, die mit drei Satelliten auf derselben Umlaufbahn erreicht werden kann; zusätzlich zu einer besseren Kontinuität ergibt sich auch eine signifikante Überlappung der Sichtbarkeitsintervalle von jeweils zwei Satelliten von den Bodenstationen aus. Diese letzte Eigenschaft kann für die Zwecke des Telekommunikationssystems ausgenutzt werden oder zur Erhöhung des Mindestelevationswinkels am Horizont.
Zusammenfassend ist festzustellen, daß diese Konstellation eine gute Überdeckung des Breitenbandes über 20º Nord für eine Zeit von etwa 16 Stunden am Tag um die lokale Mittagszeit herum erlaubt, d. h. zwischen 04.00 Uhr morgens und 20.00 Uhr abends. Es besteht jedoch die Möglichkeit, eine andere Wahl für die Rektaszension des aufsteigenden Knotens zu treffen, um das Zeitintervall für die Sichtbarkeit des Satelliten vorzuverlegen oder auf eine andere Zeit zu verzögern. Wenn man beispielsweise die Rektaszension des aufsteigenden Knotens auf. 21.00 Uhr anstatt auf 18.00 Uhr legt, verschiebt sich das Sichtbarkeitsintervall des Satelliten auf die Zeit von 07.00 Uhr bis 23.00 Uhr Ortszeit.
Eine ähnliche Konstellation mit einem Argument des Perigäums von 270º und einer Rektaszension des aufsteigenden Knotens um 06.00 Uhr am Äquator macht es möglich, Kommunikationsdienste während der Nachmittags- und Nachtstunden zu betreiben, d. h. von etwa 16.00 Uhr bis 08.00 Uhr am nächsten Morgen. Auch in diesem Fall kann eine Rektaszension des aufsteigenden Knotens in einem Zeitintervall von zwei bis drei Stunden bezüglich 06.00 Uhr gewählt werden, so daß die Sichtbarkeitsperiode der Satelliten an die Erfordernisse des Telekommunikationssystems angepaßt wird.
Ähnliche Konstellationen mit Satelliten in nur einer Umlaufbahn und einem Argument des Perigäums bei 90º erlauben es, dieselben Eigenschaften hinsichtlich der geographischen Gebiete in der südlichen Erdhemisphäre zu verwirklichen.

Beispiel Nr. 2: Konstellation von Satelliten in zwei Umlaufebenen.

Bei einer anderen bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist die Konstellation auf zwei Umlaufebenen aufgeteilt, von denen jede zwischen zwei und vier Satelliten aufnimmt, die innerhalb der Grenzen normaler Abweichungen gleiche Winkelabstände voneinander haben. Die Parameter der beiden Umlaufbahnen sind dieselben wie beim zuvor erläuterten Ausführungsbeispiel, wobei jedoch eine der beiden Umlaufbahnen die Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 08.00 Uhr ± drei Stunden hat; die andere Umlaufbahn hat die Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 06.00 Uhr ± drei Stunden.
Fig. 6 zeigt das Beispiel einer asymmetrischen Konstellation mit drei Satelliten 9, 10, 11 im Orbit mit einer Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 18.00 Uhr und mit zwei Satelliten 12, 13 im Orbit mit Rektaszension des aufsteigenden Knotens bei 06.00 Uhr.
Diese Konstellation sorgt für eine ausreichende, 24-stündige Überdeckung der Breiten über 200 Nord. Die Überdeckung und die Kontinuität der Dienste sind vor allem während eines Zeitintervalls gut, das größer als 16 Stunden vor und nach 12.00 Uhr ist, was sich aus Fig. 7 ergibt, welches das Diagramm der Sichtbarkeit der fünf Satelliten von den fünf Bodenstationen der Fig. 1 aus darstellt.
Es ist ferner möglich, die Werte für die Rektaszension des aufsteigenden Knotens der beiden Umlaufbahnebenen bezüglich der Nominalwerte zu verschieben, die hier bei 06.00 und 18.00 Uhr liegen. Dies verursacht eine Änderung der Überdeckung des Zeitintervalls, in dem die Bodenstationen gleichzeitig die Satelliten sehen können, die beide in demselben Orbit liegen. Auf diese Weise kann man, wenn auch nur für kurze Zeitintervalle, den Vorteil einer größeren Übertragungskapazität im Verhältnis zu einem während der 24 Stunden erreichbaren Mittelwert nutzen. Diese Eigenschaft kann bei Telekommunikationssystemen über Satelliten verwendet werden, um Probleme zu lösen, die durch Schwankungen oder Spitzenwerte im Übertragungsverkehr hervorgerufen werden, die verursacht sind durch stärkere Aktivitäten der Arbeit während der normalen Bürozeiten oder durch größere Freizeitaktivitäten am Abend.

Beispiel Nr. 3: Konstellation von Satelliten auf vier Umlaufebenen für die Überdeckung von Breitenbändern nördlich und südlich des Äquators.

Nach einem anderen, in Fig. 8 gezeigten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist die Konstellation von Satelliten auf vier Orbitalebenen verteilt. Die Umlaufbahnen 4 und 5 werden genutzt, um die Breitenbänder über 20º Nord abzudecken, während mit den Umlaufbahnen 6 und 7 die Breitenbänder unter 20º Süd abgedeckt werden. Die Orbitalparamenter und die Anzahl der Satelliten in jeder Umlaufbahn sind dieselben wie beim Beispiel der Fig. 2, mit der Ausnahme, daß die Umlaufbahnen zur Überdeckung der südlicher. Hemisphäre ein Argument des Perigäums von 90º haben. Die zum Abdecken der nördlichen und südlichen Hemisphäre genutzten Umlaufbahnen können Werte für die Rektaszension des aufsteigenden Knotens haben, die von den Nominalwerten abweichen, welche bei 06.00 und 18.00 Uhr Ortszeit liegen, um den besonderen Erfordernissen für Telekommunikations- oder Fernerfassungssysteme durch Satelliten gerecht werden.
Die Nutzung von kurzzeitigen, elliptischen, sonnensynchronen Umlaufbahnen für den Aufbau von Konstellationen mit einer Vielzahl von Satelliten erlaubt es, erhebliche. Vorteile bei der Konzeption von nationalen, regionalen und globalen Telekommunikationssystemen und von Erdüberwachungssystemen in optischen Bändern, bei der Ausführung der Satelliten und bei ihrem Einschuß und ihrer Steuerung im Orbit zu erzielen.
Die Zahl der Satelliten, die notwendig ist, um eine ausreichende Abdeckung der nördlichen oder südlichen Halbkugel der Erde zu erreichen, ist außerordentlich gering; es genügen fünf oder sechs Satelliten für einen kontinuierlichen Betrieb über 24 Stunden. Nur drei Satelliten sind erforderlich, um Telekommunikations- oder Fernerfassungsdienste zu bieten, die vorzugsweise nur während der Tagstunden oder während der Nachtstunden durchgeführt, werden sollen. Die Höhe des Apogäums gestattet lange Zeitintervalle einer ununterbrochenen Sichtbarkeit jedes Satelliten, wodurch die. Probleme verringert werden, die verursacht sind durch häufige Übergaben, z. B. von einem Satelliten auf den nächsten, wenn die Satelliten aus dem Sichtbarkeitskegel der Bodenstationen heraustreten.
Die Reduzierung der Zähl unterschiedlicher Bahnebenen, in denen die Satelliten der Konstellation angeordnet sind, ermöglicht es, die Abschußkosten zu senken und die notwendigen Operationen für die Erhaltung der Umlaufbahnen und die Steuerung der Satelliten im Orbit zu vereinfachen.
Bezüglich der Vereinfachungen der Satelliten ist hervorzuheben, daß diese besonders zu Buche schlagen bei der Energieanlage (Stromerzeugung und Speicherung) und im thermischen Steuersystem.
Nur als Beispiel sei eine allgemeine Konfiguration eines Satelliten betrachtet, die in optimaler Weise die Eigenschaften des elliptischen, sonnensynchronen Orbits kurzer Dauer nutzt. Während des Jahres verändert sich der Winkel zwischen dem Sonnenvektor und dem Normalvektor zur Orbitalebene sehr langsam, wobei die Veränderung abhängt vom Wert der Rektaszension des aufsteigenden Knotens. Wenn sich dieser bei 06.00 oder 18.00 Uhr befindet, liegt dieser Winkel zwischen 90º (d. h. genau orthogonal zur Umlaufebene) und etwa 45º. Wenn die Rektaszension des aufsteigenden Knotens bezüglich der oben angegebenen Nominalwerte vorverlegt oder nachverlegt wird, liegt der Winkel zwischen dem Solarvektor und dem Normalvektor auf der Orbitalebene zwischen 65º und etwa 30º. In jedem Fall verläuft die Änderung des Einfallswinkels des Solarvektors auf den Satelliten sehr langsam und ist während des Intervalls eines Tages praktisch Null. Es ist daher möglich, Solarzellenplatten ortsfest zu halten, indem man ihnen eine solche Anfangstrimmlage gibt, daß über das Jahr die im Mittel zu erwartende Verschiebung zwischen dem Sonnenvektor und dem auf der Solarzellenplatte normal verlaufenden Vektor minimiert wird. Das verursacht einen sehr kleinen Wirkungsgradverlust, der jedoch ausgeglichen wird durch die geringere Komplexität der Solaranlagen, die keine Mechanismen zum Ausrichten der Solarzellenplatten auf einen oder zwei. Freiheitsgrade benötigt, die, in anderen Satelliten typischerweise eingebaut sind.
Wenn der Wirkungsgrad der Solaranlage über das ganze Jahr optimiert werden soll, genügt es, einen einfachen Mechanismus für die Reorientierung der Sonnenvektorplatte vorzusehen. Im Gegensatz zu anderen Satelliten, die nicht auf den erläuterten, elliptischen und sonnensynchronen Umlaufbahnen laufen, erfordern diese Mechanismen keine wiederkehrenden und nur sehr langsame Betätigungen, so daß auf die Trimmlagensteuerung des Satelliten nur sehr geringe Störungen einwirken.
Da der Satellit fast ständig von der Sonne beleuchtet wird (im Gegensatz zu Satelliten, die in geneigten, nicht sonnensynchronen und kreisförmigen oder leicht exzentrischen Umlaufbahnen laufen, welche etwa die Hälfte der Umlaufzeit im Erdschattenkonus verbringen), wird der Bedarf an elektrischer Energie von den an Bord befindlichen Batterien zur Versorgung der Nutzlast und des Satelliten verringert. Daraus folgt, das das Gewicht der Batterie erheblich verringert werden kann, was positive. Wirkungen auf das Gesamtgewicht des Satelliten und dessen Kosten hat.
Vom Gesichtspunkt der thermischen Steuerung ist wesentlich, daß der Satellit auf der Seite, die der Solaranlage gegenüberliegt, immer eine Wärmesenke in Form des schwarzen Himmels bei einer Temperatur von 40º K sieht. Es ist daher ausreichend, den Satelliten mit einem Wärmeableiter durch Irradiation an der Seite des Satelliten zu versehen, die zum schwarzen Himmel weist. Die nahezu konstante Sonneneinstrahlung erlaubt es, unter Einsparung von Kosten und Gewicht eine Vereinfachung der thermischen Anlage vorzusehen.

Claims

1. Satellitensystem für Telekommunikations- oder Fernerfassungsanwendungen, das eine Anzahl von Satelliten aufweist, die über der Erde in wenigstens einer elliptischen, sonnensynchronen Umlaufbahn kurzer Umlaufzeit mit den folgenden Keplerschen Parametern angeordnet sind:

- Umlaufbahninklination 116,6º bezüglich der Äquatorebene der Erde,

- tägliche Drehung der Knotenlinie 0,9863º,

- Umlaufzeit derart, daß N Umlaufperioden in M siderischen Tagen stattfinden,

wobei M und N einer der folgenden Wertepaare annehmen:

M = 1, N = 8; M = 2, N = 17; M = 3, N = 25; M = 3, N = 26.

2. Satellitensystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Umlaufbahn die nachstehenden Keplerschen Parameter hat: M = 1, N = 8; Umlaufzeit 10.800 Sekunden; Exzentrizität der Umlaufbahn 0,347; Höhe des Apogäums ca. 7.846,2 km; Höhe des Perigäums ca. 5.18,1 km; Argument des Perigäums von 270º zur Überdeckung der nördlichen Erdhalbkugel; Rektaszension des aufsteigenden Knotens um 18.00 Uhr ± 3 Stunden lokaler Erdzeit (am Äquator) für die Verbindung von Standorten und Anwendern auf der Erde während der Tagesstunden und um 06.00 Uhr ± 3 Stunden (am Äquator) für die Verbindung von Standorten und Anwendern auf der Erde während der Nachmittags- und Nachtstunden.

3. Satellitensystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Umlaufbahn die nachstehenden Keplerschen Parameter hat: M = 1, N = 8; Umlaufzeit 10.800 Sekunden; Exzentrizität der Umlaufbahn 0,347, Höhe des Apogäums ca. 7.846,2 km; Höhe des Perigäums ca. 518,1 km; Argument des Perigäums von 90º zur Überdeckung der südlichen Erdhalbkugel; Rektaszension des aufsteigenden Knotens um 06.00 Uhr ± 3 Stunden lokaler Erdzeit (am Äquator) für die Verbindung von Standorten und Anwendern auf der Erde während der Tagesstunden und um 18.00 Uhr ± 3 Stunden (am Äquator) für die Verbindung von Standorten und Anwendern auf der Erde während der Nachmittags- und Nachtstunden.

4. Satellitensystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwei bis vier Satelliten auf derselben Umlaufbahn angeordnet, sind, deren Rektaszension für den aufsteigenden Knoten etwa bei 06.00 Uhr oder bei 18.00 Uhr lokaler Erdzeit gewählt ist.

5. Satellitensystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Anzahl der Satelliten auch solche Satelliten umfaßt, die wenigstens zwei Umlaufbahnen mit unterschiedlichen Rektaszensionswerten des aufsteigenden Knotens zugeordnet sind, welche Werte bei etwa 06.00 Uhr bzw. 18.00 Uhr liegen.

6. Satellitensystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Umlaufbahnen unterschiedliche Werte für das Argument des Perigäums haben.

7. Satellitensystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die unterschiedlichen Werte für das Argument des Perigäums der Umlaufbahnen etwa 270º und 90º betragen.

8. Satellitensystem nach einem der vorhergehenden. Ansprüche, ferner umfassend eine Anzahl von Bodenstationen für die Aufnahme der Satellitenübertragungen.

9. Satellitensystem nach Anspruch 5. dadurch gekennzeichnet, daß die Bodenstationen auf nördlichen Breitengraden von 0º, 20º, 40º, 60º und 80º angeordnet sind.

10. Satellitensystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß drei Satelliten auf derselben Umlaufbahn mit einer Umlaufzeit von drei Stunden angeordnet sind.