ES2692181T3 - Sistema de satélites y procedimiento para latitudes circumpolares - Google Patents

Abstract

Sistema de satélites para observación de la Tierra y comunicaciones, caracterizado por: una constelación de dos satélites (300, 330) que, en conjunto, proporcionan una cobertura continua de aproximadamente 20º de elevación o más en un área de servicio geográfica superior a 60º de latitud; presentando cada satélite (300, 330) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70º y 90º y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; y una estación base (610) para transmitir y recibir señales de dicha constelación de dos satélites (300, 330); en el que la excentricidad orbital y la inclinación orbital están calculadas para lograr un apogeo en una región polar de interés, y un perigeo que minimiza la exposición a cinturones de protones de Van Allen.

Description

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DESCRIPCION

Sistema de satelites y procedimiento para latitudes circumpolares CAMPO DE LA INVENCION

La presente invencion se refiere a sistemas de satelites y, mas particularmente, a un sistema de satelites y un procedimiento para monitorizacion del tiempo y el clima, aplicaciones de comunicaciones, investigacion cientifica y tareas similares en latitudes mas altas, ya sea en el hemisferio norte o en el hemisferio sur.

ANTECEDENTES DE LA INVENCION

Los satelites de monitorizacion meteorologica y los satelites de comunicaciones se situan generalmente en la -Orbita Terrestre Geoestacionaria (GEO) - o la Orbita Terrestre Baja (LEO). Los satelites GEO parecen estar inmoviles en el cielo, proporcionando al satelite una vista continua de un area determinada en la superficie de la Tierra. Desafortunadamente, esta orbita solo puede obtenerse colocando el satelite directamente sobre el ecuador de la Tierra (latitud 0°), con un penodo igual al penodo de rotacion de la Tierra, una excentricidad orbital de aproximadamente cero y a una altitud de 35.789 km. Si bien estas orbitas son utiles en muchas aplicaciones, son muy pobres para cubrir latitudes mas altas (no son muy utiles a una latitud por encima de 60° para monitorizacion del tiempo y el clima ni a una latitud por encima de 70° para comunicaciones moviles confiables). Los sensores opticos en un satelite de monitorizacion meteorologica GEO, por ejemplo, venan latitudes mas altas en un angulo tan pobre (es decir, un "angulo de elevacion" bajo) por lo que no podnan recopilarse datos utiles. Los enlaces de satelites de comunicaciones GEO se vuelven poco confiables o fallan a medida que el angulo de elevacion respecto al satelite disminuye a medida que aumenta la latitud.

Los satelites de orbita terrestre baja (LEO) se situan en orbitas circulares a bajas altitudes (menos de 2.000 km) y pueden proporcionar una cobertura continua de la region circumpolar, pero esto requiere muchos satelites, ya que cada uno se encuentra sobre la region durante un penodo de tiempo relativamente pequeno. Un ejemplo operativo es el sistema Iridium, que utiliza una constelacion de 66 satelites. Si bien es practico para comunicaciones de ancho de banda relativamente bajo, no es rentable para comunicaciones de banda ancha o para la monitorizacion del tiempo y el clima que requieren una carga util grande y costosa en cada satelite. A la vista del coste de construir, lanzar y mantener cada satelite, se trata de una manera muy costosa de proporcionar una cobertura de satelite continua de un area geografica espedfica.

Las orbitas muy elfpticas (HEO) tales como las orbitas de Molniya y Tundra clasica pueden proporcionar una mejor convergencia de latitudes altas con menos satelites, pero ambas orbitas son problematicas.

Las orbitas muy elfpticas (HEO) son aquellas en las que uno de los focos de la orbita es el centro de la Tierra. La velocidad de un satelite en una orbita elfptica es una funcion decreciente de la distancia desde el foco. Disponer el satelite para que viaje cerca de la Tierra durante una parte de su orbita (el perigeo) hara que este se desplace muy rapido en ese momento mientras que, en el otro extremo de la orbita (el apogeo), se desplazara muy lentamente. Un satelite situado en estas orbitas pasa la mayor parte de su tiempo sobre un area seleccionada de la Tierra, un fenomeno conocido como "parada de apogeo". El satelite se mueve con relativa lentitud sobre las areas que son de interes y rapidamente sobre areas que no son de interes.

El plano orbital de una HEO esta inclinado respecto al ecuador de la Tierra. Se selecciona una inclinacion cercana a 63,4° para minimizar el requisito de que el sistema de propulsion a bordo del satelite mantenga el apogeo por encima del area de servicio.

La orbita de Molniya es una HEO con un penodo orbital de aproximadamente 12 horas. La altitud en el perigeo de una orbita de Molniya es baja (del orden de 500 km sobre la superficie de la Tierra) y la orbita atraviesa los cinturones de Van Allen. Los cinturones de Van Allen son cinturones de partfculas cargadas de energfa (plasma) alrededor de la Tierra, que se mantienen en posicion mediante el campo magnetico de la Tierra. Los niveles de radiacion en estos cinturones danan celulas solares, circuitos integrados y sensores, incluso si estan "reforzados" o se implementan otras medidas de seguridad, tal como, por ejemplo, apagar los sensores al pasar por regiones de radiacion intensa. A pesar de estos esfuerzos, los satelites que, de lo contrario, podnan tener una vida util esperada de 15 anos, solo tendran una vida util de unos 5 anos si tienen que viajar regularmente a traves del cinturon interno de Van Allen de protones de alta energfa (el cinturon externo de electrones es menos problematico). Esta menor vida de los satelites hace que los sistemas de Molniya sean muy costosos.

La orbita de Tundra clasica tambien es una orbita muy elfptica, con la misma inclinacion que la de Molniya (63,4°). Se trata tambien de una orbita geosincronica con un penodo orbital de un dfa sideral (aproximadamente 24 horas). El unico sistema operativo en la orbita de Tundra es la radio satelite Sirius, que opera una constelacion de tres

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satelites en diferentes pianos, cada plano satelite esta desplazado 120°, para proporcionar la cobertura que desean para su sistema de radiodifusion. La publicacion de Patente Europea EP 0 959 573 A2 describe el sistema de Radio Satelite Sirius en detalle. EP 0 959 573 va enfocada completamente a proporcionar radio satelite en Estados Unidos con una inclinacion de 63,4°, y no describe el servicio de latitudes por encima de 60°. A partir de la informacion que se da en las figuras 10 y 12, esta claro que el sistema de EP 0 959 573 no funcionara con dos satelites, a altitudes superiores a 60°. Por ejemplo, al eliminar un satelite de la figura 10 se demuestra que el sistema de EP 0 959 573 no puede proporcionar una cobertura continua por encima de 60°. Esto es consistente con la ensenanza en la tecnica de que dos satelites en una orbita de Tundra clasica no podnan proporcionar una cobertura continua de una region circumpolar.

Incluso en vista de los problemas con los sistemas de Molniya (corta vida de diseno) y Tundra clasico (que requiere mas de dos satelites para cobertura circumpolar), los expertos en el campo apoyan el uso de estos sistemas en tales aplicaciones. Por ejemplo:

- Un documento actual de la NASA ("The case for launching a meteorological imager in a Molniya

orbit' de Lars Peter Riishojgaard, Global Modeling and Assimilation Office), afirma que la forma mas efectiva de proporcionar un sistema de satelite para monitorizacion meteorologica en latitudes mas altas, es utilizar un sistema de Molniya:

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

- Un documento de la Agencia Espacial Europea ("HEO for ATM; SATCOM for AIR TRAFFIC MANAGEMENT by HEO satellites", Final Report, 2007) concluye que una orbita de Tundra llevana mas satelites que una Molniya, para cobertura de latitudes norte para aplicaciones de gestion de trafico aereo (ATM); y

- Una presentacion en la Conferencia Internacional de Comunicaciones, Navegaciones y Vigilancia, de 2009, "SATCOM for ATM in High Latitudes", de Jan Erik Hakegard, Trond Bakken y Tor Andre Myrvoll, concluye que se necesitanan tres satelites en una orbita de Tundra para ATM en latitudes altas. Vease:

http://i-cns.org/media/2009/05/presentations/Session K Communications FCS/01-Hakegard.pdf

Se han realizado otros intentos para abordar estos problemas utilizando orbitas y constelaciones de satelites no tradicionales, pero presentan, en general, las mismas deficiencias. Por ejemplo, la publicacion de patente americana n° US 2003/0114102 A1 describe el uso de orbitas elfpticas para proporcionar canales de comunicacion, pero indica que se requieren por lo menos tres satelites para proporcionar cobertura continua (vease parrafos [020] y [0023], por ejemplo). Ademas, las orbitas propuestas por US 2003/0114102 A1 tienen un perigeo tan bajo (1238 km segun las Tablas 1 y 2) que sus satelites sufriran danos a causa del cinturon de Van Allen interno de alta energfa, de la misma manera que las orbitas de Molniya.

Por lo tanto, existe la necesidad de un sistema de satelites y procedimientos mejorados para dar cobertura en latitudes altas, en particular para aplicaciones de monitorizacion meteorologica y comunicaciones.

DESCRIPCION DE LA INVENCION

Un objetivo de la invencion es un sistema de satelites mejorado y procedimientos para proporcionar cobertura continua de la region circumpolar, con lo cuales se mitiguen los problemas descritos anteriormente.

Contrariamente a las ensenanzas de la tecnica, se ha determinado que puede proporcionarse sistema de satelites y un procedimiento utilizando satelites en orbitas de 24 horas siderales (geosincronicas) con inclinaciones, planos orbitales, ascensiones rectas, y excentricidades seleccionadas para optimizar la cobertura de un area de servicio particular situada en latitudes altas. Una constelacion de dos satelites puede proporcionar una cobertura continua de la region circumpolar. Las orbitas de los satelites evitan el cinturon de Van Allen interno de protones de alta energfa y pueden lograr una vida de diseno de 15 anos o mas.

En una realizacion de la invencion, se presenta un sistema de satelites para observacion de la Tierra y comunicaciones, que comprende: una constelacion de dos satelites que, en conjunto, proporcionan cobertura continua de aproximadamente 20° de elevacion o mas en un area de servicio geografica por encima de 60° de latitud; presentando cada satelite una inclinacion orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; y una estacion base para transmitir y recibir senales de dicha constelacion de dos satelites.

En otra realizacion de la invencion, se presenta un procedimiento de operacion para un sistema de satelites para observacion de la Tierra y comunicaciones, que comprende: disponer una constelacion de dos satelites que, en conjunto, proporcionan una cobertura continua de aproximadamente 20° de elevacion o mas en toda un area de servicio geografica por encima de 60° de latitud, presentando cada satelite una inclinacion orbital de

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aproximadamente entre 70° y 90° y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; y disponer una estacion base para transmitir y recibir senales de dicha constelacion de dos satelites.

En otra realizacion de la invencion, se presenta una estacion base satelite, que comprende: medios de comunicacion para transmitir y recibir senales hacia y desde una constelacion de dos satelites que, en conjunto, proporcionan una cobertura continua de aproximadamente 20° de elevacion o mas en toda un area de servicio geografica por encima de aproximadamente 60° de latitud; y medios de control de vuelo para controlar orbitas de dicha constelacion de dos satelites, presentando cada satelite una inclinacion orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45.

En todavfa otra realizacion de la invencion, se presenta un satelite que comprende: medios de comunicacion para transmitir y recibir senales hacia y desde una estacion base; una carga util de observacion de la Tierra y comunicaciones para servir de area de servicio geografica por encima de 60° de latitud, con una elevacion de aproximadamente 20° o mas; y medios de control de vuelo para controlar una orbita para que tenga una inclinacion orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45.

Otros aspectos y caractensticas de la presente invencion seran evidentes para los expertos en la materia a partir de una revision de la siguiente descripcion detallada al considerarse junto con los dibujos.

BREVE DESCRIPCION DE LOS DIBUJOS

Estas y otras caractensticas de la invencion seran mas claras a partir de la siguiente descripcion en la cual se hace referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:

La figura 1 presenta un mapa del area geografica a cubrir, en este ejemplo para el hemisferio norte, el area por encima de 60° norte.

La figura 2 muestra la grafica de salida de una herramienta de software de orbita satelite, que indica el porcentaje de tiempo en que se cumple el criterio de un angulo de elevacion mmimo de 20° en toda el area. En este ejemplo, se muestra que el hemisferio norte por encima de una latitud 50° norte tiene una cobertura de poco menos de un 100 por ciento. La grafica del porcentaje de cobertura del area superior a 60° indica una cobertura del 100%.

La figura 3 muestra dos satelites en una orbita elfptica de ejemplo de 24 horas, con una inclinacion de 90°. Los satelites se encuentran en algun plano separados aproximadamente 12 horas.

La figura 4 es un diagrama simplificado de los cinturones de radiacion de Van Allen, indicandose el cinturon de protones interno y el cinturon de electrones externo.

La figura 5 representa el trazo terrestre de dos satelites en el mismo plano orbital, en una realizacion de la invencion. El trazo terrestre se repite diariamente.

La figura 6 presenta una arquitectura de red de ejemplo para implementar la invencion.

Las figuras 7 y 8 son graficas que muestran que la dosis total de ionizacion (TID) para la orbita de la invencion es menor que las de las orbitas geoestacionarias y de Molniya.

La figura 9 presenta una disposicion de carga util de ejemplo para un vehuculo de lanzamiento.

La figura 10 presenta un diagrama de flujo de un procedimiento de ejemplo para implementar la invencion.

La figura 11 presenta un diagrama de bloques de una pasarela de ejemplo en una realizacion de la invencion.

La figura 12 presenta un diagrama de bloques de un satelite de ejemplo en una realizacion de la invencion.

Se han utilizando numeros de referencia similares en diferentes figuras para denotar componentes similares. DESCRIPCION DETALLADA

Contrariamente a las ensenanzas de la tecnica, se ha determinado que puede disponerse un sistema de satelites y procedimiento utilizando satelites en orbitas de 24 horas siderales (geosincronicas) con inclinaciones, planos orbitales, ascensiones rectas y excentricidades seleccionados para optimizar la cobertura de un area de servicio particular situada en latitudes altas. Una constelacion de dos satelites puede proporcionar una cobertura continua de la region circumpolar, que se define como el area con una latitud de mas de 60° en los hemisferios norte o sur

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(vease la figura 1, que identifica el area de latitud 60° del hemisferio norte). Los satelites en esta orbita evitan el cinturon de Van Allen interno de protones de alta energfa.

Por ejemplo, tal como se muestra en la figura 2, una constelacion de dos satelites con una inclinacion de 90° y una excentricidad de 0,3, proporcionara un angulo de elevacion mmimo de 20° para toda el area por encima de 50° Norte, durante la mayor parte del tiempo, con el porcentaje de cobertura del area en un angulo de elevacion mmimo de 20° nunca menos del 96,5%. El "angulo de elevacion" se refiere al angulo de la lmea visual entre el suelo y el satelite, medido desde el horizonte. El angulo de elevacion mmimo que deben tener los instrumentos de monitorizacion del tiempo y el clima para obtener datos precisos suele ser cerca de 20°. A continuacion, se describen otras realizaciones de ejemplos de la invencion.

El sistema de Tundra clasico no proporciona una cobertura continua de la region circumpolar. Al aumentar la excentricidad, causando un apogeo mas alto, tal vez se cumpla el requisito de cobertura. Sin embargo, una mayor altitud sobre el area de cobertura requiere antenas y sensores mas grandes en el satelite. Mas importante aun, el perigeo desciende, lo que hace que los satelites pasen a traves de una mayor parte de los cinturones de Van Allen, lo que reduce su vida util. Solo modificando tanto la excentricidad como la inclinacion, es posible proporcionar la cobertura deseada de la region circumpolar a una altitud razonable, con una exposicion minima a los cinturones de Van Allen. Otros parametros del sistema son los siguientes:

Inclinacion: La inclinacion es el angulo entre el plano orbital de los satelites y el plano que pasa a traves del ecuador de la Tierra. La inclinacion puede ser solo ligeramente mayor que 63,4° en algunas realizaciones, pero es entre 80° y 90° para la mayona de las aplicaciones que requieren cobertura circumpolar. La figura 3 muestra un diagrama simplificado de dos satelites, separados 180°, en una orbita HEO con una inclinacion de 90°. Un satelite 300 esta en el apogeo de la orbita, pasando a traves del eje 310 de la Tierra 320 en el hemisferio norte, mientras que el segundo satelite 330 esta en el perigeo, pasando a traves del eje 310 en el hemisferio sur.

Excentricidad: la excentricidad es la forma de la trayectoria elfptica de los satelites, que determina la altitud del apogeo (la altitud mas alta) y el perigeo (la altitud mas baja). La excentricidad se selecciona para que tenga un apogeo suficientemente alto en el area de servicio, de modo que los satelites puedan proporcionar la cobertura necesaria durante el penodo requerido de su orbita. Una excentricidad mas alta aumenta la altitud del apogeo, que debe superarse con mayor potencia, ganancia de antena u opticas mas grandes en el satelite. Unas excentricidades mas altas (por encima de aproximadamente 0,34) tambien aumentan la exposicion a los cinturones de Van Allen.

Altitud: es deseable tener un apogeo tan bajo como sea posible sobre el area de cobertura, ya que un mayor alcance afecta negativamente a la potencia y/o la sensibilidad requerida de los instrumentos satelite. Es evidente que, en el perigeo, debe alcanzarse una altitud suficientemente alta para minimizar la exposicion a los cinturones de Van Allen. Tal como se muestra en la figura 4, los cinturones de Van Allen comprenden un toro de campos alrededor de la Tierra 320. Los cinturones de mayor preocupacion son los cinturones internos de protones cargados 410. Tal como se explicara, los cinturones externos de los electrones 420 son menos preocupantes.

Lugar/Numero de satelites: un plano orbital con dos o mas satelites es la implementacion preferida. Esto permite multiples satelites lanzados desde un unico vehmulo de lanzamiento, o aumentar la cantidad de satelites en el mismo plano por redundancia y/o un mejor rendimiento. Por ejemplo, aunque solo se requieren dos satelites, tal vez sea conveniente lanzar un tercer satelite redundante en caso de que un satelite falle. Debido a que todos los tres satelites se encuentran en el mismo plano, es mas facil colocar el tercer satelite en la posicion adecuada y activarlo cuando sea necesario. Este tipo de redundancia no puede llevarse a cabo en sistemas que utilizan diferentes planos orbitales para sus satelites.

Argumento del perigeo: El argumento del perigeo describe la orientacion de una orbita elfptica respecto al plano ecuatorial de la Tierra. Para dar servicio a la region circumpolar norte (por ejemplo, latitudes mayores de 60° Norte), el argumento del perigeo es cerca de 270°, de modo que el apogeo se encuentra en el hemisferio norte y el perigeo en el hemisferio sur. Para dar servicio a la region circumpolar sur (por ejemplo, latitudes mayores de 60° Sur), el argumento del perigeo es cerca de 90°, de modo que el apogeo se encuentra en el hemisferio sur y el perigeo en el hemisferio norte.

Longitud del Nodo Ascendente: en terminos simples, la longitud del nodo ascendente describe donde se cruza el plano orbital con el ecuador de la Tierra. La Longitud del Nodo Ascendente llega a ser un factor en la especificacion der la orbita si se quiere desviar la cobertura hacia un subconjunto de la region circumpolar, o para optimizar la observacion de la Tierra por satelite para una situacion con mejor iluminacion solar, como ejemplos.

Penodo Orbital: El penodo orbital es preferiblemente de aproximadamente 24 horas, pero esta orbita puede ajustarse para proporcionar la cobertura requerida en penodos por encima y por debajo de 24 horas y aun asf lograr una cobertura continua de la region circumpolar.

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Trazo Terrestre: en la realizacion preferida, los dos satelites se encuentran en el mismo plano orbital y cada uno sigue un trazo terrestre diferente. Para una constelacion de dos satelites, el escalonamiento o separacion de los satelites en el plano orbital es tal que el tiempo entre sus respectivos apogeos es aproximadamente la mitad del penodo orbital. Vease la figura 5 que muestra los trazos terrestres para una realizacion de ejemplo de dos satelites en el mismo plano, con una inclinacion de 90° y una excentricidad de 0,3.

Control de Orbita: las constelaciones de satelites de la invencion experimentan cambios en los parametros orbitales mencionados a lo largo del tiempo debido al achatamiento de la Tierra, las fuerzas gravitacionales del Sol y la Luna y la presion de la radiacion solar. Estos pueden compensarse por el sistema de propulsion a bordo del satelite. A continuacion, se describe la manera en que esto se lleva a cabo.

Estaciones Base: tal como se muestra en la figura 6, el sistema incluye una red de comunicaciones en tierra 620, satelites 300, 330 con funcionalidad de comunicaciones, cargas utiles de observacion de la Tierra y/o cientificas, y por lo menos una estacion base o pasarela 610. La estacion base o pasarela 610 es necesaria para obtener datos de los satelites 300, 330 y para efectuar Telemetna, Seguimiento y Control (TTC). Debido a su mayor eficiencia, se utilizanan antenas direccionales, requiriendose las estaciones base 610 para seguir los satelites 300, 330 a traves del cielo. La tecnologfa de seguimiento es bien conocida en la tecnica, aunque tendna que modificarse para acomodar los dos sistemas satelites de la invencion. La transferencia de un satelite a otro a medida que se mueven por el cielo no requerina ninguna interaccion para el usuario. El traspaso puede verse afectado utilizando tecnicas conocidas, aunque debenan optimizarse para esta implementacion.

Las comunicaciones bidireccionales en tiempo real solo son posibles cuando el satelite es mutuamente visible tanto para una pasarela 610 como para un elemento de la red de comunicaciones en tierra 620. Esta red 620 consiste en los terminales satelite fijos y moviles que se comunican con el satelite. La descarga de datos generados por la carga util del satelite solo es posible cuando el satelite es visible para una pasarela 610. Es posible aumentar el numero de pasarelas 610 situadas estrategicamente para lograr enlaces continuos entre un satelite 300, 330 y por lo menos una pasarela 610. Los satelites 300, 330 tambien pueden tener una funcionalidad de "almacenamiento y envfo" que permite al satelite almacenar SOE y otros datos cuando las comunicaciones a una infraestructura de pasarela no son posibles. Los datos almacenados pueden transmitirse al segmento de tierra cuando es posible la comunicacion entre el satelite y la pasarela.

Evitar una gran parte de los cinturones de Van Allen aumenta la vida util de los satelites. Al utilizar esta invencion, se requieren lanzamientos menos frecuentes para reponer la constelacion de satelites y existen menos restricciones en el diseno y el funcionamiento de las comunicaciones, las cargas utiles de observacion de la Tierra y cientfficas.

La dinamica de vuelo (es decir, los ajustes necesarios para mantener el satelite en la orbita deseada) de los satelites en tal sistema sena diferente de la de otros sistemas satelite, pero la forma en que se gestionan estos problemas sena muy similar. Es decir, la trayectoria de vuelo del satelite podna verse perturbada, por ejemplo, por la fuerza gravitatoria de la luna y el sol, la presion de la radiacion solar y el achatamiento de la Tierra. Se conocen sistemas de software informatico que administran otros sistemas de vuelo por satelite y podnan modificarse facilmente para adaptarse a las orbitas que se describen aqrn.

Se pretende que el sistema se utilice inicialmente en un modo de comunicacion bidireccional, en estas bandas de satelite: Banda L (1-3 GHz); Banda X (aproximadamente 7 - 8 GHz); Banda Ku (aproximadamente 11 - 15 GHz), y Banda Ka (aproximadamente 17 - 31 GHz). Tambien se utilizaran correccion de errores, codificacion y retransmision de paquetes perdidos/danados.

Las ventajas del sistema incluyen por lo menos las siguientes:

- solo se requieren dos satelites, a diferencia de tres requeridos por los sistemas de Tundra clasicos, y muchos mas requeridos por los sistemas LEO para una cobertura circumpolar completa;

- este sistema minimiza la exposicion a los cinturones de Van Allen, dando a los satelites una vida util minima de 15 anos en lugar de la vida util del satelite esperada de 5 anos en un sistema de Molniya;

- puede proporcionarse la cobertura continua necesaria de la region circumpolar para la observacion de la Tierra y comunicaciones de banda ancha, a diferencia de los sistemas GEO que no pueden proporcionar dicha cobertura; y

- la altitud en el perigeo sena de aproximadamente de 24.000 km, y en la otra region circumpolar son posibles comunicaciones no continuas y observacion de la Tierra.

Varias realizaciones

Los principales impulsores de esta invencion pueden resumirse de la siguiente manera:

- Aplicaciones de Ciencia y Observacion de la Tierra (SEO) y Comunicacion/Difusion (COM)

- Area de cobertura requerida por la carga util de SEO y/o COM

- Angulo de elevacion mmimo requerido por carga util de SEO y/o COM

- Porcentaje de cobertura de tiempo requerido de la carga util de SEO y COM.

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Tal como se muestra en la Tabla 1, los parametros para algunas realizaciones de ejemplo de la invencion senan los siguientes:

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TABLA 1 - APLICACIONES DE LA INVENCION

Aplicacion principal Sub aplicacion -1 Sub aplicacion -2 Sub aplicacion -3 Sub Solicitud -4 Sub aplicacion -5

Aplicacion

SEO y COM COM SEO y COM COM SEO y COM SEO y COM

Cobertura

Principal

Polo N. Polo N. S. Polo S. Polo Polo N. Polo N.

Secundaria

Polo S. Polo S. Polo N. Polo N. Polo S. Polo S.

Sat. y orbitas

Satelites

2 2 2 2 2 2

Orbitas

1 1 1 1 1 1

Inclinacion

CD O o CD O o CD O o CD O o CO o o CD O o -M O o CD O o

Excentricidad

0,3 0,275 0,3 0,275 0,3 -0,34 0,3 -0,45

Vida de diseno

15 anos 15 anos 15 anos 15 anos 15 anos 15 anos

SEO Polo N.

Area de cobertura> 60° N

100% 100% 100%

El. SEO Mm.

o O CM o O CM o O CM

Cobertura de tiempo

24 horas 24 horas 24 horas

SEO Polo S.

Cobertura de area > 60° N

100%

SEO El Mm.

o O CM

Cobertura de tiempo

24 horas

COM Polo N.

Cobertura de area> 70° N

100% 100% 100% 100%

Cobertura de tiempo

24 horas 24 horas 24 horas 24 horas

El. Terminal Mm.

10° 10° 10° 10°

El. Pasarela Mm.

5° 5° 5° 5°

COM Polo S.

Cobertura de area > 70° S

100% 100%

Cobertura de tiempo

24 horas 24 horas

El. Terminal Mm.

10° 10°

El. Pasarela Mm.

5° 5°

La sub-aplicacion 1 es para satelites para servicios de "solo comunicacion" a las dos regiones polares. Hay que tener en cuenta que la excentricidad en esta aplicacion se ha relajado de 0,3 a 0,275. Esto es admisible ya que la

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aplicacion COM puede acomodar un angulo de elevacion mas bajo que la aplicacion SEO. Las ventajas de los parametros para esta realizacion incluyen lo siguiente:

° Con un satelite dedicado solo a comunicaciones (es dedr, sin carga util SEO), sena posible una mayor carga util de comunicaciones, permitiendo, como ejemplos: mayor capacidad, redundancia, antenas mas grandes o mas bandas de frecuencia;

° El tamano del satelite puede reducirse, disminuyendo los costos totales;

° Posibilidad de un unico lanzamiento para multiples satelites; y

° Posibilidad de llevar mas combustible y, por lo tanto, un ciclo de vida del satelite mas largo.

La sub-aplicacion 2 es la misma que la aplicacion principal, excepto que el apogeo se encuentra situado sobre el Polo Sur, que se convierte en el area de servicio principal.

La sub-aplicacion 3 es la misma que la sub-aplicacion 1, excepto que el apogeo se encuentra situado sobre el Polo Sur, que se convierte en el area de servicio principal. Es evidente que esta aplicacion tiene las mismas ventajas que la Sub-aplicacion 1.

Si bien se ha encontrado que una inclinacion de 90° es ventajosa, este parametro puede relajarse hasta un rango de inclinacion de aproximadamente entre 70° y 90° tal como se muestra en las Sub-aplicaciones 4 y 5. Incluso con la relajacion de este parametro, esta aplicacion aun proporciona las siguientes ventajas:

° Es posible cubrir toda la region circumpolar por encima de 60° pero el apogeo debe aumentar al disminuir la inclinacion; por ejemplo, un aumento en el apogeo de 48.100 km a 50.100 km resulta de una disminucion de la inclinacion de 90° a 80°. Si bien 2.000 km es una pequena diferencia porcentual, es lo suficientemente importante como para hacer preferible la orbita de 90°. La altitud mas cercana dara como resultado datos cientificos mas precisos y una mejor resolucion de los equipos de observacion de la Tierra; y

° Satelites no inclinados a 90° pueden operar en diferentes planos orbitales haciendo posible una unica trayectoria terrestre.

La Tabla 2 a continuacion muestra la excentricidad minima (es decir, la altura de apogeo minima) requerida para cumplir con el requisito de cobertura circumpolar indicado para un rango de inclinaciones del plano orbital en las Sub-Aplicaciones 4 y 5, e inclinaciones mas bajas en general.

Para esta tabla, el requisito de cobertura circumpolar se define como el 100% de la cobertura durante el 100% del tiempo de la region circumpolar por encima de 60° norte (o por debajo de 60° sur para la region circumpolar sur) con un angulo de elevacion mmimo de 20° (equivalente a un angulo de incidencia maximo de 70°).

TABLA 2 - ANALISIS DE ALTAS INCLINACIONES

Inclinacion

Excentricidad Altura de apogeo

90°

0,30 48435,2 km

87°

0,31 48856,8 km

84°

0,33 49700,1 km

81°

0,34 50121,8 km

78°

0,36 50965 km

75°

0,40 52651,6 km

72°

0,42 53494,9 km

69°

0,46 55181,4 km

Reducir la inclinacion aumenta la excentricidad requerida. Sin embargo, esto resulta en una altura de apogeo que aumentara la perdida de trayecto para una carga util de comunicaciones y reducira la resolucion obtenida por una

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carga util de observacion de la Tierra. Por lo tanto, para tales aplicaciones, se prefiere el rango de inclinacion de aproximadamente entre 80 y 90°.

Aumentar la excentricidad por encima del mmimo requerido para una inclinacion determinada aumentara el area que puede cubrirse continuamente, en este caso por debajo del contorno de latitud de 60°.

Control de orbita

Las constelaciones de satelites de esta invencion experimentaran cambios en los parametros orbitales mencionados a lo largo del tiempo debido al achatamiento de la Tierra, las fuerzas gravitacionales del Sol y la Luna y la presion de la radiacion solar. Pueden compensarse realizando maniobras periodicas de correccion de orbita utilizando el sistema de propulsion a bordo del satelite. El principal parametro de preocupacion es el argumento del perigeo.

Para inclinaciones de orbita superiores a 63,4°, el argumento del perigeo tendera a variar (disminuir) a una velocidad bastante constante, debido (principalmente) al achatamiento de la Tierra. A medida que la inclinacion aumenta de 63,4° a 90°, aumenta el ritmo de variacion del argumento del perigeo (w). Para mantener el servicio al casquete polar norte, el apogeo de la orbita debe mantenerse cerca del punto mas al norte de la trayectoria terrestre (correspondiente a w = 270°); por lo tanto, se realizaran maniobras de “mantenimiento de estaciones" para controlar el argumento del perigeo. Estas maniobras seran similares a las maniobras de doble pasada de este a oeste que se realizan para controlar la excentricidad de un satelite geoestacionario, pero seran considerablemente mas grandes.

La velocidad a la que vana el argumento del perigeo es una funcion compleja de la inclinacion de la orbita, la excentricidad, el eje semi-principal y la ascension recta del nodo ascendente (RAAN). Hay que tener en cuenta que la orbita de Molniya clasica con una inclinacion de 63,4° no esta exenta de argumento de variaciones de perigeo debido a los efectos gravitacionales del sol y la luna; el argumento de perigeo de Molniya puede disminuir hasta 2°/ano, dependiendo de la RAAN. Para la orbita de la invencion, la magnitud del argumento de la velocidad de perigeo es mayor. Con una inclinacion de 63,4°, la velocidad puede exceder 6°/ano, y en una inclinacion de 90°, la velocidad es de 8,3°/ano.

Puede aplicarse una sola correccion al argumento del perigeo realizando dos maniobras "delta-v" en lados opuestos de la orbita aproximadamente a medio camino entre el apogeo y el perigeo ("delta-v" es simplemente un termino aeroespacial para una variacion de la velocidad). Con la maniobra que se realiza a medida que el satelite se desplaza hacia el sur hacia el perigeo, se encenderan unos propulsores para proporcionar un delta-v retrogrado para reducir la velocidad de la orbita, lo que hara que aumente el argumento del perigeo. Con la maniobra que se realiza a medida que el satelite se mueve hacia el norte hacia el apogeo, se encenderan unos propulsores para proporcionar un delta-v avanzado para aumentar la velocidad de la orbita, lo que tambien aumentara el argumento del perigeo. Las dos maniobras se realizaran separadas media orbita; el orden en el que se realicen las maniobras no importara. Los cambios de velocidad de las dos maniobras seran aproximadamente iguales para evitar cambios no deseados en el penodo de la orbita.

El tamano de cada argumento de correccion del perigeo vendra determinado por el empuje y la duracion de las dos maniobras. Debido a que maniobras mas largas son menos eficientes, sera preferible realizar maniobras frecuentes de corta duracion en lugar de maniobras menos frecuentes de larga duracion. Para satelites equipados con sistemas de propulsion qmmica (bi-propulsores), el empuje que puede conseguirse sera lo suficientemente grande como para permitir varios dfas o incluso semanas entre pares de maniobras. Para satelites que utilizan propulsores ionicos de alta eficiencia y bajo empuje, pueden realizarse maniobras durante cada revolucion de la orbita.

Con el tiempo, si se deja sin control, los otros parametros de la orbita comenzaran a alejarse de sus valores nominales debido a las fuerzas perturbadoras del achatamiento de la Tierra y la gravedad lunar/solar. Los dos elementos orbitales clasicos "en el plano" restantes, el eje semi-mayor y la excentricidad, tenderan a moverse de manera bastante lenta y erratica, y pueden controlarse con propelente adicional practicamente cero ajustando ligeramente las posiciones y la diferencia en las magnitudes de las maniobras de doble pasada que se realizan para controlar el argumento del perigeo.

De los dos elementos clasicos "fuera de plano", la inclinacion tambien tendera a variar muy lentamente y, debido a que no es un parametro cntico, no sera necesario controlarlo. La RAAN, al igual que el argumento del perigeo, tendera a variar a una velocidad bastante constante, dando como resultado una precesion lenta pero constante del plano orbital sobre el Polo Norte. El signo y la magnitud de la velocidad de RAAN vendran determinados por la inclinacion y el valor de RAAN inicial. Para la configuracion preferida con dos o mas satelites en el mismo plano de orbita, la precesion del plano de orbita no afectara a la cobertura de la region polar, por lo que no se requeriran maniobras para controlar la RAAN. (Hay que tener en cuenta que el efecto de una velocidad pequena y constante en la RAAN sobre la cobertura en cualquier punto en tierra puede compensarse facilmente compensando ligeramente el penodo de orbita promedio de exactamente un dfa sideral para mantener una trayectoria terrestre fija). Para una

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constelacion en la que los satelites se mantienen en dos o mas pianos orbitales, pueden realizarse maniobras infrecuentes de "trayectoria cruzada" en los apogeos orbitales para mantener la separacion nodal entre planos.

Radiacion

Las orbitas seleccionadas para esta invencion permiten a los satelites evitar el cinturon de radiacion de Van Allen de protones de alta energfa. Los satelites en esta orbita todavfa atravesaran el cinturon de electrones de radiacion exterior menos severo. Las partroulas de protones son mucho mas pesadas que las partroulas de electrones, por lo que pueden crear mucho mas dano. Es difroil, si no imposible, una proteccion contra protones de alta energfa.

A medida que el satelite atraviesa estas zonas de radiacion, hay una absorcion de radiacion acumulada por los componentes del satelite. Esta absorcion acumulativa es un factor en la determinacion de la vida de diseno de un satelite. El segundo factor, que se produce como resultado del cinturon de protones, pero no del cinturon de electrones, se denomina efecto de evento unico (SEE) provocado por una unica partroula energetica. La partroula puede causar un trastorno temporal en la electronica o danos permanentes. Las orbitas de la invencion se han disenado especialmente para lograr una cobertura circumpolar con dos satelites, a la vez que se evitan los cinturones de radiacion de protones de Van Allen.

Las figuras 7 y 8 presentan curvas de dosis-profundidad comparando tres orbitas: una orbita de 90° de inclinacion / 0,3 de excentricidad en la manera de la invencion, una orbita GEO de 160 W (es decir, una orbita geosincronica situada a 160° Oeste) y una orbita de Molniya clasica (63,4° de inclinacion, excentricidad de 0,74). Durante una vida util de diseno de 15 anos de un satelite GEO rtpico, la radiacion acumulada total que se espera absorber es de 50 krads. Tal como se muestra en figura 7, un satelite en la orbita de Molniya requerina un grosor de blindaje de 11,5 mm para satisfacer este requisito, mientras que un satelite GEO 160W requerina un protector de aluminio de 8 mm. En cambio, la orbita de la invencion solo requerina 6,5 mm. Existe una ventaja significativa en el uso de una orbita como la de la invencion, que puede utilizar componentes y subsistemas con herencia de vuelo en GEO, y puede alcanzar o superar la vida util de diseno de los satelites GEO.

Es preferible utilizar componentes "listos para usar" para minimizar costes y optimizar la fiabilidad. Aunque la invencion podna implementarse con componentes nuevos con un blindaje de 6,5 mm, se utilizana rtpicamente un blindaje de 8 mm ya que los satelites y componentes GEO son los mas comunes. Tal como se muestra en figura 8, si se tuviera que mantener el blindaje y la radiacion total absorbida para un GEO como referencia (es decir, un blindaje de 8 mm y una dosis de radiacion de 50 krads), un satelite en la orbita de Molniya absorbera esta dosis de radiacion total en 8 anos, un satelite en la orbita GEO en 15 anos y un satelite en una orbita de inclinacion de 90° de la invencion, en 36 anos. Por lo tanto, el sistema de la invencion sena mucho mas confiable y tendna una vida util mucho mas prolongada que un sistema en la orbita de Molniya.

La figura 10 ilustra un diagrama de flujo de un procedimiento de ejemplo de operacion del sistema de satelites. El procedimiento comienza en el bloque 1010, lanzando la constelacion de satelites e instalando los satelites en orbitas que tienen los parametros orbitales deseados. Los satelites pueden lanzarse uno a la vez (por ejemplo, un satelite por vehroulo de lanzamiento) o con varios satelites en el mismo vehroulo de lanzamiento. En la realizacion preferida, es deseable tener todos los satelites en el mismo plano orbital; en tal configuracion, es mas eficiente lanzar todos los satelites con un unico vehroulo de lanzamiento.

La figura 9 presenta una vista en seccion transversal de una carga util de ejemplo 900 para un vehroulo de lanzamiento (no mostrado) que contiene tres satelites 300, 330, 910. El vehroulo de lanzamiento incluira un numero de etapas de propulsion suficiente, de capacidad suficiente, para llevar los satelites a la orbita deseada, o a una posicion desde la cual los satelites pueden alcanzar sus orbitas operativas (es decir, dos etapas de propulsion, tres etapas, etc.). El vehroulo de lanzamiento puede llevar multiples satelites a una orbita de estacionamiento de baja altitud, desde la cual los propios satelites se impulsan hacia la orbita operacional, o puede lanzar los satelites directamente a su orbita operacional.

La figura 9 presenta tres satelites 300, 330, 910 apilados en un adaptador de carga util 920 dentro de una cofia 930. Si bien solamente se requieren dos satelites para proporcionar la cobertura de la region circumpolar, puede ser conveniente lanzar un tercer satelite redundante a la orbita a la vez que los dos satelites principales. Por lo tanto, el tercer satelite redundante podna ponerse en servicio si alguno de los satelites principales falla por algun motivo. Es evidente que podnan disponerse mas o menos satelites aparte de tres, dentro de la cofia.

Tal como se describira respecto a figura 12, cada satelite 300, 330, 910 incluira un sistema de comunicaciones, un sistema de control y un sistema de propulsion. Con independencia de la configuracion del vehroulo de lanzamiento, estos sistemas permiten que los satelites 300, 330, 910 se comuniquen con la pasarela 610 y se posicionen en sus orbitas de operacion finales, con la separacion nodal deseada. En el caso de una constelacion de dos satelites con los satelites en el mismo plano, los dos satelites tendran una separacion nodal de 180°.

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Haciendo referencia de nuevo a la figura 10, una vez que el vetuculo de lanzamiento ha lanzado la constelacion de satelites, los satelites pueden activarse y realizarse un procedimiento de puesta en marcha/prueba de los sistemas basicos 1020. Este procedimiento de puesta en marcha/prueba puede incluir la instalacion de antenas y la rotacion del satelite 300, 330, 910 para que la antena quede orientada en la direccion adecuada, la instalacion de paneles solares, la activacion de procesadores y sistemas electronicos, el reinicio sistemas de software y la verificacion del funcionamiento de todos los sistemas y subsistemas basicos. Tambien puede ser necesario llevar a cabo resolucion de problemas y/o medidas correctivas como parte de este procedimiento.

Una vez que los sistemas y subsistemas basicos se han activado y verificado su funcionamiento, los satelites 300, 330, 910 pueden pasar a sus posiciones orbitales finales 1030. Tal como se ha descrito anteriormente, esto puede incluir a los satelites 300, 330, 910 simplemente impulsandose hacia las separaciones nodales correctas, si se lanzaron en la misma orbita operativa. Alternativamente, si los satelites 300, 330, 910 se lanzaron a una orbita de estacionamiento, puede requerirse que consuman una cantidad mucho mayor de combustible para impulsarse a sf mismos hacia su orbita operativa y separacion nodal.

Con los satelites 300, 330, 910 ahora en sus posiciones orbitales finales, la carga util puede activarse, ponerse en servicio y probarse 1040. Esto se hana de la misma manera que la activacion, prueba y puesta en servicio de los sistemas basicos de satelites descritos anteriormente, es decir, instalando cualquier antena o sensor necesario, activando procesadores y sistemas electronicos, iniciando sistemas de software y verificando el funcionamiento de todos los sistemas y subsistemas de carga util. Es evidente que tambien puede llevarse a cabo resolucion de problemas y/o medidas correctivas como parte del procedimiento de puesta en servicio de la carga util.

Los satelites 300, 330, 910 se encuentran ahora en modo operativo. El funcionamiento de la carga util vendra determinado completamente por la naturaleza de la carga util. En el caso de una carga util de observacion de la Tierra, como un sistema de monitorizacion del tiempo, esto puede comprender la operacion de instrumentos de visualizacion, y la transmision de datos de observacion desde el satelite a la pasarela.

Con todos los sistemas satelite y carga util en funcionamiento, la unica preocupacion que queda es mantener la posicion del satelite 300, 330, 910 en la orbita de interes 1050. Esto puede realizarse de la manera que se ha descrito anteriormente bajo el encabezado "Control de orbita". La informacion de posicion del satelite puede ser determinada por el satelite 300, 330, 910, una pasarela 610 o algun otro centro de control. Tfpicamente, la informacion de posicion del satelite puede calcularse a partir de datos del sistema de posicionamiento global (GPS) y/o de otra telemetna de satelite.

Opcionalmente, ciertos sistemas y subsistemas pueden desactivarse en el curso de las orbitas de los satelites, por ejemplo, para ahorrar energfa o para proteger la instrumentacion. Si, por ejemplo, la carga util comprende instrumentos cientfficos para monitorizar el tiempo en la region circumpolar del norte, puede ser conveniente desactivar los sistemas de carga util mientras el satelite 300, 330, 910 se encuentra en el hemisferio sur, reactivandolo al volver a entrar en la region de interes. Puede ser deseable mantener los subsistemas basicos de satelites en funcionamiento en todo momento, para que puedan continuar recibiendo y transmitiendo datos relacionados con su salud, estado y control.

La figura 11 ilustra un diagrama de bloques simplificado de un sistema de pasarela de ejemplo 1100 para comunicarse con los satelites 300, 330, 910. Las senales de comunicacion pueden incluir senales operacionales/de control y senales relacionadas con la carga util. En el caso de una carga util cientffica, las senales relacionadas con la carga util pueden incluir senales de control transmitidas a los instrumentos y datos de observacion/monitorizacion recibidos de los instrumentos. El sistema de pasarela 1100 puede modificarse para recibir y presentar otros tipos de informacion, y puede utilizarse junto con uno o mas ordenadores, servidores, redes y otros dispositivos relacionados.

Tal como se muestra en la figura 11, el sistema de pasarela 1100 puede incluir una antena 1110, un transceptor 1120, una unidad o sistema de procesamiento 1130 y un sistema de comunicaciones en red 1140.

La antena 1110 esta disenada para recibir y transmitir senales a las frecuencias de comunicacion deseadas. Tfpicamente, la antena 1110 sera una antena de seguimiento altamente direccional, dadas las altas altitudes de los satelites y los bajos niveles de senal involucrados. Si vana la aplicacion, pueden utilizarse otros disenos de antenas, tales como antenas de no seguimiento.

El transceptor de pasarela 1120 consiste en una parte de recepcion para recibir datos de los satelites y prepararlos para la CPU 1130, y una parte de transmision para datos de proceso de la CPU 1130, preparandolos para la transmision a los satelites 300, 330, 910 a traves de la antena 1110. La parte de transmision del transceptor 1120 puede, por ejemplo, multiplexar, codificar y comprimir datos que se transmitiran a los satelites 300, 330, 910, despues modular los datos a la frecuencia de transmision deseada y amplificarlos para la transmision. Pueden

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utilizarse multiples canales, codificacion de correccion de errores, y similares. De manera complementaria, la parte de recepcion del transceptor 1120 desmodula senales recibidas y realiza cualquier demultiplexacion, decodificacion, correccion de errores y formateo necesario de las senales de la antena, para utilizarse por la CPU 1130. La antena y/o el receptor pueden tambien pueden incluir cualquier otro interruptor, filtro, amplificador de bajo ruido, conversor descendente deseado (por ejemplo, a una frecuencia intermedia) y otros componentes.

En la figura 11 tambien se muestra una interfaz de usuario local 1150. Las posiciones geograficas de la(s) pasarelas(s) 610 puede(n) seleccionarse para minimizar el numero de pasarelas requeridas. Como resultado, la(s) pasarelas(s) 610 puede(n) no encontrarse en una ubicacion geografica que sea conveniente para los operadores de satelites y/o las partes que reciben los datos de carga util. Por lo tanto, la(s) pasarelas(s) 610 ira(n) provista(s) tfpicamente de instalaciones de comunicacion en red 1140 de modo que puedan utilizarse ordenadores remotos 1160 para acceder al sistema a traves de Internet o redes similares 1170.

La figura 12 ilustra un diagrama de bloques simplificado de un satelite 300, 330, 910 que puede utilizarse en una realizacion de ejemplo de la invencion. Tal como se muestra, el satelite 300, 330, 910 puede incluir un sistema de mantenimiento de estaciones 1210, un sistema de propulsion 1220, un sistema de alimentacion 1230, un sistema de comunicaciones, un sistema de procesamiento por ordenador 1240 y una carga util 1250. El sistema de comunicaciones generalmente consistira en un transceptor 1260 y una antena 1270. Es evidente que pueden utilizarse otros componentes y disposiciones para implementar la invencion, incluyendo, por ejemplo, componentes redundantes y de respaldo.

El subsistema de mantenimiento de estaciones 1210 es responsable de mantener la orbita del satelite. En consecuencia, el subsistema de mantenimiento de estaciones 1210 puede calcular y/o recibir informacion de ajuste de orbita y/o actitud, y puede activar el sistema de propulsion para ajustar la actitud y/o la orbita del satelite. Mantener la orbita tambien puede incluir mantener las separaciones nodales deseadas entre sf misma y los otros satelites dentro de la constelacion de satelites. El sistema de propulsion 1220 puede incluir, por ejemplo, una fuente de combustible (es decir, depositos de combustible y oxidantes) y un cohete de combustible lfquido, o un sistema de propulsion ionica.

El subsistema de alimentacion 1230 proporciona energfa electrica a todos los sistemas y subsistemas de satelite. El subsistema de alimentacion 1230 puede, por ejemplo, incluir uno o mas paneles solares y una estructura de soporte, y una o mas batenas.

La antena de satelite 1270 estana disenada para acomodar las frecuencias de comunicaciones y los sistemas requeridos. En vista del tamano ffsico y las restricciones de peso del satelite, esta sera mucho mas pequena que la antena 1110 de la pasarela 610. La direccion del haz de la antena 1270 se controla dirigiendo mecanicamente la antena o dirigiendo electronicamente el haz de la antena. Alternativamente, la actitud del satelite puede controlarse para dirigir la antena.

De manera similar, el transceptor de satelite 1280 esta disenado para ser complementario al de la pasarela 610, que consiste en una parte de recepcion para recibir datos de la pasarela 610 y prepararlos para la CPU 1240, y una parte de transmision para datos de proceso de la CPU 1240, preparandolos para su transmision a la pasarela 610 a traves de la antena 1270. La parte de transmision del transceptor 1260 puede, por ejemplo, multiplexar, codificar y comprimir datos a transmitir, despues modular los datos a la frecuencia de transmision deseada y amplificarlos para su transmision. Pueden utilizarse multiples canales, codificacion de correccion de errores, y similares. La parte de recepcion del transceptor 1260 desmodula las senales recibidas y realiza cualquier demultiplexacion, decodificacion, correccion de errores y formateo necesarios de las senales de la antena 1270, para utilizarse por la CPU de satelite 1240. La antena y/o el receptor tambien pueden incluir cualquier otro interruptor, filtro, amplificador de bajo ruido, convertidores descendentes (por ejemplo, a una frecuencia y/o banda base intermedia), y otros componentes deseados.

El sistema de CPU 1240 del satelite 300, 330, 910 recibe tfpicamente senales utilizadas para el funcionamiento de los sistemas de control de actitud y orbita. Tambien recibe senales de control para el funcionamiento de la carga util 1250 y procesa datos de carga util para su transmision a la pasarela 610. Tambien puede gestionar la activacion y desactivacion de los diversos subsistemas a medida que el satelite 300, 330, 910 entra y sale de la region geografica de interes.

Opciones y alternativas

Ademas de las implementaciones meteorologicas descritas anteriormente, el sistema de la invencion puede aplicarse por lo menos a las siguientes aplicaciones:

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1. UAVs militares: el requisito actual para UAVs militares especifica que se admite una velocidad de enlace ascendente de 10 - 20 Mbps (megabits por segundo). Esto puede ser acomodado por el sistema de la invencion en toda la region circumpolar. El sistema de Tundra clasico requiere mas de dos satelites para tener una cobertura continua de esta area;

2. El trafico aereo polar cruzado actualmente debe cambiar de comunicaciones geoestacionarias a comunicaciones por radio de HF (alta frecuencia) mientras pasa por los polos. El sistema de la invencion podna soportar comunicaciones de banda ancha, navegacion y vigilancia con aviones que cruzan el polo. Actualmente hay 700 aviones por mes que utilizan rutas polares y se requiere una cobertura continua sobre la region circumpolar norte para mejorar la seguridad y la eficiencia del trafico aereo en el area;

3. Aumento de la navegacion basada en satelites: la precision, integridad y confiabilidad de los sistemas de navegacion basados en satelites (por ejemplo, GPS) puede mejorarse aumentando o superponiendo sus senales con las de otros satelites que emiten correcciones de errores e informacion de integridad. Esto es particularmente importante para el trafico aereo. Existen dos sistemas de este tipo, uno en los Estados Unidos (sistema de aumento de zona amplia) y otro en Europa (sistema europeo de navegacion por complemento geoestacionario). Ambos se basan en sistemas de satelites geoestacionarios y ninguno cubre la region circumpolar completa donde existe una necesidad reconocida de mejorar la navegacion;

4. Observacion de la Tierra: Ademas de observaciones meteorologicas, otras cargas utiles de observacion de la Tierra pueden funcionar bien en las orbitas descritas y proporcionar monitorizacion de cualquiera de las regiones circumpolares, incluyendo sondas hiperespectrales y radiometna del color del oceano.

5. Conocimiento de la situacion espacial: estas cargas utiles pueden detectar peligros en el espacio, tales como escombros y asteroides, asf como otros satelites que pueden considerarse como peligros;

6. Clima espacial: las orbitas de la invencion pueden soportar cargas utiles del clima espacial que miden factores tales como la radiacion solar, la radiacion del cinturon de Van Allen, y la ionosfera de la Tierra;

7. Enlace entre Satelites (ISL): Los enlaces ISL son una caractenstica derivada de esta invencion. El satelite podra proporcionar enlaces ISL a otros satelites que se comportaran como una estacion de retransmision para comunicarse con la infraestructura terrestre;

8. Dos planos orbitales: para inclinaciones inferiores a 90°, los satelites podran operar en un plano orbital dual. Con un plano orbital dual, es posible una unica trayectoria terrestre que puede mejorar la cobertura de un area en particular y dar flexibilidad en la colocacion de la infraestructura de tierra; y

9. Regiones circumpolares mas pequenas: los parametros de la invencion pueden optimizarse facilmente para regiones geograficas mas pequenas, tales como latitudes por encima de 65° o 70°. Sena preferible reducir la excentricidad orbital para acomodar tales cambios en la cobertura.

Conclusiones

Se ha descrito a modo de ejemplo una o mas realizaciones actualmente preferidas. Sera evidente para los expertos en la materia que pueden realizarse diversas variaciones y modificaciones sin apartarse del alcance de la invencion tal como se define en las reivindicaciones. Por ejemplo, la seleccion de la inclinacion depende de las compensaciones entre el area de servicio requerida, la cantidad de combustible en la nave y la masa de lanzamiento de la carga util. Estos parametros pueden optimizarse para adaptarse a diferentes prioridades, sin apartarse del concepto de la invencion.

Las etapas del procedimiento de la invencion pueden realizarse en conjuntos de codigo de maquina ejecutable almacenados en una variedad de formatos tales como codigo objeto o codigo fuente. Dicho codigo puede describirse genericamente como codigo de programacion, software o un programa de ordenador para simplificar. Las realizaciones de la invencion pueden ejecutarse mediante un procesador informatico o dispositivo similar programado a modo de etapas de procedimiento, o pueden ejecutarse mediante un sistema electronico que este provisto de medios para ejecutar estas etapas. De manera similar, un medio de memoria electronico, tal como disquetes de ordenador, discos duros, unidades de memoria USB, CD-ROM, memoria de acceso aleatorio (RAM), memoria de solo lectura (ROM) o medios de almacenamiento de software de ordenador similares conocidos en la tecnica pueden programarse para ejecutar tales etapas de procedimiento.

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   REIVINDICACIONES

   1. Sistema de satelites para observacion de la Tierra y comunicaciones, caracterizado por:

   una constelacion de dos satelites (300, 330) que, en conjunto, proporcionan una cobertura continua de aproximadamente 20° de elevacion o mas en un area de servicio geografica superior a 60° de latitud; presentando cada satelite (300, 330) una inclinacion orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; y

   una estacion base (610) para transmitir y recibir senales de dicha constelacion de dos satelites (300, 330);

   en el que la excentricidad orbital y la inclinacion orbital estan calculadas para lograr un apogeo en una region polar

   de interes, y un perigeo que minimiza la exposicion a cinturones de protones de Van Allen.
2. 2. Sistema de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado por el hecho de que la inclinacion orbital es aproximadamente entre 80° y 90°.
3. 3. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 y 2, caracterizado por el hecho de que la excentricidad orbital se selecciona para que tenga un apogeo suficientemente alto sobre el area de servicio geografica para proporcionar cobertura durante el penodo requerido de su orbita.
4. 4. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado por el hecho de que la excentricidad orbital es aproximadamente entre 0,30 y 0,34.
5. 5. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado por el hecho de que comprende, ademas, un tercer satelite (910).
6. 6. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado por el hecho de que los satelites (300, 330) tienen un penodo orbital de aproximadamente 24 horas.
7. 7. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado por el hecho de que se utilizan unas antenas direccionales (1270) para comunicaciones entre los satelites (300, 330) y la estacion base (610).
8. 8. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado por el hecho de que la estacion base (610) es operable para seguir los satelites (300, 330) a traves del cielo, y la estacion base (610) es operable para transferir comunicaciones entre los satelites (300, 330) a medida que se mueven por el cielo.
9. 9. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado por el hecho de que los satelites (300, 330) viajan en el mismo plano orbital.
10. 10. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado por el hecho de que el argumento del perigeo es de aproximadamente 270°.
11. 11. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado por el hecho de que el argumento del perigeo es de aproximadamente 90°, de modo que el apogeo esta en el hemisferio sur y el perigeo esta en el hemisferio norte.
12. 12. Procedimiento de operacion de un sistema de satelites de observacion de la Tierra y comunicaciones, caracterizado por:

    disponer una constelacion de dos satelites (300, 330) que, en conjunto, proporcionan una cobertura continua de aproximadamente 20° de elevacion o mas en un area de servicio geografica por encima de 60° de latitud, presentando cada satelite (300, 330) una inclinacion orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; y

    disponer una estacion base (610) para transmitir y recibir senales de dicha constelacion de dos satelites (300, 330).
13. 13. Estacion base de satelite (610), caracterizada por:

    medios de comunicacion (1110, 1120) para transmitir y recibir senales hacia y desde una constelacion de dos satelites (300, 330) que, en conjunto, proporcionan una cobertura continua de aproximadamente 20° de elevacion o mas en un area de servicio geografica por encima de aproximadamente 60° de latitud; y

    medios de control de vuelo para controlar orbitas de dicha constelacion de dos satelites (300, 330), presentando cada satelite (300, 330) una inclinacion orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45.
14. 14. Satelite (300, 330, 910), que comprende:

    medios de comunicacion (1260, 1270) para transmitir y recibir senales hacia y desde una estacion base (610); caracterizado por

    5 una carga util de observacion de la Tierra y comunicaciones (1250) para dar servicio a un area de servicio geografica por encima de 60° de latitud, con una elevacion de aproximadamente 20° o mas; y medios de control de vuelo (1210, 1220) para controlar que una orbita tenga una inclinacion orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45.

    10 15. Vehnculo de lanzamiento, que comprende:

    una cofia (930); caracterizado por

    dos o mas satelites (300, 330) configurados de acuerdo con la reivindicacion 14, colocados dentro de dicha cofia 15 (930); y

    medios de propulsion para lanzar dichos dos o mas satelites (300, 330) a una orbita en el mismo plano orbital.