JP2016222246A - 周極緯度用の衛星システム及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】周極地域の連続したカバー範囲を提供するための改良された衛星システム及び方法を提供する。
【解決手段】本発明は、衛星システム、より具体的には、周極地域と呼ばれ、北半球あるいは南半球の６０°を超える緯度を有する領域としてここで定義される、より高緯度における、天候及び気候観測、通信用途、及び科学研究のための衛星システムの提供に関する。当該分野における教示に反して、衛星システム及び方法は、高緯度に位置する特定サービス領域のカバー範囲を最適化するために選ばれた傾斜角（７０°から９０°）、軌道面、赤経、及び離心率（０．２７５−０．４５）を有する２４恒星時軌道（地球同期）にある衛星を使用して提供され得ることが発見されている。２基の衛星の群は、周極地域の連続したカバー範囲を提供することができる。この軌道における衛星は、バンアレン帯のほとんどを回避する。
【選択図】図３

Description

［発明の分野］
本発明は衛星システム、より具体的には、北半球、あるいは南半球のより高緯度における、天候及び気候の観測、通信用途、科学研究、そして、同様のタスクのための衛星システム及び方法の提供に関する。

［発明の背景］
気象観測衛星及び通信衛星は、通常、静止地球軌道（ＧＥＯ）、あるいは低地球軌道（ＬＥＯ）に位置する。ＧＥＯ衛星は、上空で静止しているように見え、衛星に地表の一定領域の連続した眺望を提供する。残念ながら、そうした軌道は、衛星を地球の赤道の真上（緯度０°）に、地球の自転周期に等しい周期で、軌道離心率をほぼゼロにして、３５，７８９ｋｍの高度に置くことによってのみ得られ得る。そうした軌道は多くの用途において有用である一方で、より高緯度をカバーするのは非常に不得手である（天候及び気候観測用には緯度６０°を越えてはあまり有用ではなく、信頼性のある移動体通信用には緯度７０°を超えてはあまり有用でない）。例えば、ＧＥＯ気象観測衛星上の光学センサは、より高緯度をそうした不十分な角度（すなわち、低「仰角」）で見ると思われるため、有用なデータを収集することができないと思われる。ＧＥＯ通信衛星リンクは、緯度が増加し衛星の仰角が減少するのに伴って信頼性がなくなるか、あるいは機能しなくなる。

低地球軌道（ＬＥＯ）衛星は、低高度（２，０００ｋｍ未満）の円軌道に置かれ、周極地域の連続したカバー範囲を提供することができるが、このために多くの衛星を必要とする。その理由は、個々の衛星がその地域上にいるのが比較的短時間であるからである。１つの運用例として、６６基の衛星群を使用するイリジウムシステムがある。このシステムは、比較的低帯域での通信に有効ではあるが、大きく高額なペイロードを各衛星に積むことが求められる広帯域通信用、あるいは天候及び気候観測用には費用効率が高くない。各衛星の組立、打ち上げ、及び維持の費用を考慮すれば、イリジウムシステムは、特定の地理的領域の連続した衛星のカバー範囲を提供する１つの非常に高価な方法である。

例えばモルニヤ軌道及び古典的なツンドラ軌道などの長楕円軌道（ＨＥＯ）は、より少ない衛星で高緯度のよりよい収束を提供できるが、両軌道とも問題がある。
長楕円軌道（ＨＥＯ）は、軌道の焦点の１つが地球の中心である軌道である。楕円軌道における衛星の速度は、焦点からの距離の減衰関数である。衛星がその軌道の一部(近地
点）の間で地球付近を進むようにすることによって、衛星がそのときに非常に速く進むようになる一方で、軌道の他端（遠地点）においては非常にゆっくり進むようになる。これらの軌道に置かれた衛星は、その時間の大半を地球の選択された領域上で過ごすことになり、これは、「遠地点ドウェル」として知られる現象である。衛星は、対象領域上では比較的ゆっくり動き、非対象領域上では速く動く。

ＨＥＯの軌道面は、地球の赤道に対して傾斜している。衛星搭載推進システムがサービス領域上に遠地点を維持するための要件を最小にするために、６３．４°に近い傾斜角が選ばれる。

モルニヤ軌道は、約１２時間の軌道周期を有するＨＥＯである。モルニヤ軌道の近地点の高度は低く（地表上約５００ｋｍ）、軌道はバンアレン帯を通過する。バンアレン帯は、地球の磁場に捉えられた、地球を取り巻くエネルギー荷電粒子（プラズマ）の帯である。太陽電池、集積回路、及びセンサは、たとえ「堅牢化」されていたり、例えば強い放射線の領域を通過する際にセンサをオフするなどの他の安全措置が実行されたとしても、これらの帯における放射線レベルによって損傷を受ける。こうした取り組みにも関わらず、
もし衛星が高エネルギー陽子のバンアレン内帯を定期的に通過しなければならないとしたら、バンアレン内帯を定期的に通過しなければ１５年の寿命が予期され得る衛星も、約５年の寿命しか持たないようになる（電子の外帯は問題がより少ない）。衛星の寿命がこのように短くなるために、モルニヤシステムは非常に高価である。

古典的なツンドラ軌道もまた、モルニヤと同じ傾斜角（６３．４°）を有する長楕円軌道である。古典的なツンドラ軌道は、１恒星日（約２４時間）の軌道周期を有する地球同期軌道でもある。ツンドラ軌道における唯一の運用システムは、シリウス衛星ラジオであり、異なる面において３基の衛星群を運用しており、各衛星面は、それらの放送無線システムにとって望ましいカバー範囲を提供するために、１２０°ずれている。古典的なツンドラ軌道における２基の衛星は、周極地域の連続したカバー範囲を提供することができなかった。

モルニヤシステム（短い設計寿命)及び（周極範囲のために２基を超える衛星を必要と
する）古典的なツンドラシステムの問題点を考慮しても、この分野の専門家は、これらのシステムのそうした用途での使用を支持している。例えば、
・最新のＮＡＳＡの文書（「Ｔｈｅ ｃａｓｅ ｆｏｒ ｌａｕｎｃｈｉｎｇ ａ ｍｅｔｅｏｒｏｌｏｇｉｃａｌ ｉｍａｇｅｒ ｉｎ ａ Ｍｏｌｎｉｙａ ｏｒｂｉｔ」、Ｌａｒｓ Ｐｅｔｅｒ Ｒｉｉｓｈｏｊｇａａｒｄ著、Ｇｌｏｂａｌ Ｍｏｄｅｌｉｎｇ
ａｎｄ Ａｓｓｉｍｉｌａｔｉｏｎ Ｏｆｆｉｃｅ）では、より高緯度における気象観測用の衛星システムを提供する最も効率的な方法はモルニヤシステムを使用することであると主張している。

・欧州宇宙機関の文書（「ＨＥＯ ｆｏｒ ＡＴＭ；ＳＡＴＣＯＭ ｆｏｒ ＡＩＲ ＴＲＡＦＦＩＣ ＭＡＮＡＧＥＭＥＮＴ ｂｙ ＨＥＯ ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ」、最終報告書、２００７年）では、ツンドラ軌道は、航空交通管理（ＡＴＭ）用途で北緯をカバーするために、モルニヤより多くの衛星を必要とするであろうと結論付けている。
・２００９年の国際通信航法監視会議での、Ｊａｎ Ｅｒｉｋ Ｈａｋｅｇａｒｄ、Ｔｒｏｎｄ Ｂａｋｋｅｎ、Ｔｏｒ Ａｎｄｒｅ Ｍｙｒｖｏｌｌによる「ＳＡＴＣＯＭ ｆｏｒ ＡＴＭ ｉｎ Ｈｉｇｈ Ｌａｔｉｔｕｄｅｓ」というプレゼンテーションでは、高緯度におけるＡＴＭのために、ツンドラ軌道に３基の衛星が必要であろうと結論付けている。以下を参照。

したがって、具体的には気象観測及び通信用途のために、高緯度のカバー範囲を提供する、改良された衛星システム及び方法が必要とされている。

［発明の概要］
本発明の目的は、上述の問題を軽減する、周極地域の連続したカバー範囲を提供するための改良された衛星システム及び方法を提供することである。

当該分野における教示に反して、衛星システム及び方法は、高緯度に位置する特定サービス領域のカバー範囲を最適化するために選ばれた傾斜角、軌道面、赤経、及び離心率を有する２４恒星時軌道(地球同期)にある衛星を使用して提供され得ると判断されている。２基の衛星の群は、周極地域の連続したカバー範囲を提供することができる。衛星軌道は、高エネルギー陽子のバンアレン内帯を回避して、１５年以上の設計寿命を達成することができる。

本発明の１つの実施形態では、地球観測及び通信のための衛星システムが提供され、この衛星システムは、６０°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ２０°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する２基の衛星の群と、およそ７０°と９０°との間の軌道傾斜角とおよそ０．２７５と０．４５との間の軌道離心率とを有する各衛星と、２基の衛星の前記群への送信と２基の衛星の前記群からの信号の受信とを行うための基地局とを備えている。

本発明の別の実施形態では、地球観測及び通信のための衛星システム衛星システムの運用方法が提供され、この運用方法は、６０°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ２０°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する２基の衛星の群を提供することであって、各衛星がおよそ７０°と９０°との間の軌道傾斜角とおよそ０．２７５と０．４５との間の軌道離心率とを有する、２基の衛星の群を提供することと、２基の衛星の前記群への送信と２基の衛星の前記群からの信号の受信とを行うための基地局を提供することとを備えている。

本発明の更なる実施形態では、衛星基地局が提供され、この衛星基地局は、およそ６０°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ２０°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する２基の衛星の群への信号の送信と該群からの信号の受信とを行うための通信手段と、２基の衛星の前記群の軌道を制御するための飛行制御手段であって、各衛星がおよそ７０°と９０°との間の軌道傾斜角とおよそ０．２７５と０．４５との間の軌道離心率とを有する、飛行制御手段とを備えている。

本発明のまた更なる実施形態では、衛星が提供され、この衛星は、基地局への信号の送信と基地局からの信号の受信とを行うための通信手段と、およそ２０°以上の仰角を有し、６０°の緯度を超える地理的サービス領域にサービスを提供するための地球観測及び通信ペイロードと、およそ７０°と９０°との間の軌道傾斜角とおよそ０．２７５と０．４５との間の軌道離心率とを有するように軌道を制御するための飛行制御手段とを備えている。

本発明の他の局面及び特徴は、図面と共に考慮した際に、以下の詳細な説明の検討から当業者にとって明らかになるであろう。

本発明のこれら、及び他の特徴は、添付の図面を参照する以下の説明からより明らかとなるであろう。
カバーされる地理的領域の地図であって、この例では、北半球の北緯６０°を越える領域を示している。 衛星軌道ソフトウェアツールの出力プロットであって、領域を通じて最小仰角２０°の基準を満たす時間の割合を示している。この例では、北緯５０°を越える北半球が１００パーセントよりわずかに低いカバー率を有することが示されている。６０°を越える領域のカバー率のグラフは、１００パーセントのカバー率を示している。 ９０°傾斜した、例示的な２４時間楕円軌道にある２基の衛星を示している。衛星は、およそ１２時間離れた、ある面に存在する。 バンアレン放射線帯の簡略図であって、内側の陽子帯と外側の電子帯とを示している。 本発明の実施形態における、同じ軌道面にある２基の衛星の地上軌跡を示している。地上軌跡は毎日繰り返される。 本発明を実施するための例示的なネットワークアーキテクチャを示している。 本発明の軌道の全電離線量（ＴＩＤ）が、地球静止軌道及びモルニヤ軌道のＴＩＤより小さいことを示すグラフである。 本発明の軌道の全電離線量（ＴＩＤ）が、地球静止軌道及びモルニヤ軌道のＴＩＤより小さいことを示すグラフである。 打ち上げ機の例示的なペイロード配置を示している。 本発明を実施する例示的な方法のフローチャートを示している。 本発明の実施形態における例示的なゲートウェイのブロック図を示している。 本発明の実施形態における例示的な衛星のブロック図を示している。

類似の参照符号が、類似の構成要素を示すために異なる図面において使用されている。

［詳細な説明］
当該分野における教示に反して、衛星システム及び方法は、高緯度に位置する特定サービス領域のカバー範囲を最適化するために選ばれた傾斜角、軌道面、赤経、及び離心率を有する２４恒星時軌道(地球同期)にある衛星を使用して提供され得ると判断されている。２基の衛星の群は、北半球あるいは南半球の６０°の緯度を超える領域として定義される、周極地域の連続したカバー範囲を提供することができる（北半球の６０°の緯度領域を特定する図１を参照）。この軌道の衛星は、高エネルギー陽子のバンアレン内帯を回避する。

例えば、図２に示すように、傾斜角９０°で離心率０．３の２基の衛星の群は、北緯５０°を超える全領域に最小仰角２０°をほとんどの時間提供し、最小仰角２０°での領域カバー率は９６．５％を下回らないようになる。「仰角」とは、地平線から計測した地面と衛星との間の視線角度を指す。天候及び気候観測機器が正確なデータのために有さなければならない最小仰角は、一般的には２０°付近である。本発明の他の例示的な実施形態を以下に説明する。

古典的なツンドラシステムは、周極地域の連続したカバー範囲を提供しない。離心率を増加させることにより遠地点が上昇することで、カバー要件が満たされ得る。しかしながら、カバー領域上で高度がより高くなると、より大きなアンテナ及びセンサが衛星上に必要になる。さらに重要なことに、近地点が下がって衛星がバンアレン帯のより多くの部分を通過することになると、運用寿命が減少する。離心率と傾斜角との双方を修正することによってのみ、バンアレン帯への暴露を最小限にしつつ、妥当な高度における望ましい周極地域のカバー範囲を提供することができる。システムの他のパラメータは以下のとおりである。

傾斜角：傾斜角は、衛星の軌道面と地球の赤道を通過する面との間の角度である。傾斜角は、いくつかの実施形態においては６３．４°よりわずかにだけ大きくてもよいが、周極カバーを必要とするほとんどの用途では８０°と９０°との間である。図３は、傾斜角９０°を有するＨＥＯ軌道にある１８０°離れた２基の衛星の簡略図を示している。１つの衛星３００は、軌道の遠地点にあって、北半球で地球３２０の軸３１０を通過する一方で、２基目の衛星３３０は、近地点にあって、南半球で軸３１０を通過する。

離心率：離心率は、衛星の楕円経路の形状であり、遠地点の高度（最高高度）と近地点の高度（最低高度）とを決定する。離心率は、衛星が当該衛星の軌道の必要な周期に必要なカバー範囲を提供することができるように、サービス領域上で十分に高い遠地点を有するように選ばれる。離心率が増加すると、遠地点の高度が増すが、遠地点の高度が増すことはより大きな動力、アンテナ利得、あるいは衛星上のより大きな光学系によって克服されなければならない。（およそ０．３４を超える）より高い離心率によってもまた、バンアレン帯への暴露が増加する。

高度：範囲が増加すると衛星の機器の必要な電力及び／または感度に否定的な影響を及ぼすので、カバー領域上の遠地点を可能な限り低くすることが望ましい。もちろん近地点においては、バンアレン帯への暴露を最小にするために十分に高い高度が達成されなければならない。図４に示すように、バンアレン帯は、地球３２０を取り巻く電場の円環を備える。もっとも重要な帯は、荷電陽子の内帯４１０である。これから説明するように、電子の外帯４２０は重要度がより低い。

衛星の位置／数：２基以上の衛星を有する１つの軌道面は、好ましい実施例である。このため、１台の打ち上げ機から複数の衛星を打ち上げることができ、あるいは冗長性及び／または性能向上の目的で同じ面に存在する衛星の数を増やすことができる。例えば、衛星が２基だけ必要であっても、１基の衛星が故障した場合に備え、予備の３基目の衛星を打ち上げることが望まれ得る。３基すべての衛星が同じ面にあるため、必要なときに３基目の衛星を適切な位置に置いて作動させるのがより簡単である。この種の冗長性は、衛星に異なる軌道面を使用するシステムにおいては成し得ない。

近地点引数：近地点引数は、地球の赤道面に対する楕円軌道の向きを表す。（例えば北緯６０°を超える）北周極地域へのサービスのためには、遠地点が北半球に、そして近地点が南半球にあるように、近地点引数は２７０°付近になる。(例えば南緯６０°を超え
る）南周極地域へのサービスのためには、遠地点が南半球に、そして近地点が北半球にあるように、近地点引数は９０°付近になる。

昇交点経度：平易な表現をすれば、昇交点経度は軌道面が地球の赤道を横切る場所を表す。周極地域のサブセットに向かってカバー範囲を偏らせたり、あるいは、例として、よりよい日光照明を伴う状況のために衛星の地球観測を最適化したいのであれば、昇交点経度は軌道を特定する要因となる。

軌道周期：軌道周期は好ましくおよそ２４時間であるが、この軌道は２４時間前後の周期で必要なカバー範囲を提供し、なおも周極地域の連続したカバー範囲を達成するように調整され得る。

地上軌跡：好ましい実施形態では、２基の衛星が同じ軌道面にあり、それぞれが繰り返し異なる地上軌跡を辿る。２基の衛星の群では、軌道面における衛星の位相、または間隔は、これら衛星のそれぞれの遠地点間の時間が軌道周期のおおよそ半分となる位相、または間隔である。傾斜角９０°と離心率０．３とを有する同じ面にある２基の衛星の例示的な実施形態における地上軌跡を示す図５を参照のこと。

軌道制御：本発明の衛星の群は、地球の偏平率、太陽及び月の引力、及び太陽輻射圧によって、上述の軌道パラメータの経時的変化を被る。経時的変化は、衛星搭載推進システムによって補償され得る。経時的変化の補償がなされる方法を以下に説明する。

基地局：図６に示すとおり、このシステムは、地上系通信ネットワーク６２０、通信機能を有する衛星３００、３３０、地球観測及び／または科学ペイロード、及び少なくとも１つの基地局またはゲートウェイ６１０を含んでいる。基地局またはゲートウェイ６１０は、衛星３００、３３０からデータを取得し、テレメトリ・トラッキング・コントロール（ＴＴＣ）を行うことを要求される。指向性アンテナには高い効率性があるため、指向性アンテナが使用されることになり、空を横切る衛星３００、３３０を追跡することが基地局６１０に求められるであろう。追跡技術は当該分野において既知である。ただし、本発明の２基の衛星によるシステムに適応させるために修正が必要となるであろう。衛星が空を横切るのに伴う、ある衛星から次の衛星へのハンドオフは、ユーザーのいかなる相互作用をも必要としないであろう。ハンドオフは、既知の技術を使用して影響を及ぼされ得る
。ただし、既知の技術は、この実施例のために最適化されねばならないであろう。

リアルタイム双方向通信は、衛星がゲートウェイ６１０と地上系通信ネットワーク６２０の構成要素との双方に相互に見えているときにだけ可能である。このネットワーク６２０は、衛星と通信する、固定式及び移動式の衛星端末で構成される。衛星のペイロードによって生成されたデータのダウンロードは、衛星がゲートウェイ６１０に見えているときにだけ可能である。衛星３００、３３０と少なくとも１つのゲートウェイ６１０との間の連続したリンクを達成するために、戦略的に置かれるゲートウェイ６１０の数を増やすことが可能である。衛星３００、３３０は、ゲートウェイの基盤への通信が不可能であるときに、ＳＯＥとその他のデータとを衛星に格納させる「ストアアンドフォワード」機能も有してもよい。格納されたデータは、その後、衛星とゲートウェイとの間の通信が可能なときに、地上施設に中継され得る。

バンアレン帯の多くの部分を回避することで、衛星の設計寿命が増す。本発明を用いることで、衛星の群を補充するのに必要な打ち上げの頻度が減り、通信、地球観測及び科学ペイロードの設計と運用とにおける制約が減る。

そうしたシステムにおける衛星の飛行力学（すなわち、望ましい軌道に衛星を維持するのに必要な調整）は、他の衛星システムの飛行力学とは異なるであろうが、これらの問題を扱う方法は、大いに同じであろう。つまり、衛星の飛行経路は、例えば月及び太陽の引力、太陽輻射圧、及び地球の偏平地率によって乱され得る。コンピュータソフトウェアシステムは、他の衛星飛行システムを管理することが知られており、ここで説明された軌道に適応させるためにたやすく修正され得る。

このシステムが、初めは以下の衛星バンドにおいて双方向通信モードで使用されることを意図している。すなわち、Ｌバンド（１‐３ＧＨｚ）、Ｘバンド（およそ７‐８ＧＨｚ）、Ｋｕバンド（およそ１１‐１５ＧＨｚ）、Ｋａバンド（およお１７‐３１ＧＨｚ）である。エラー修正、失われた／破損したパケットのエンコード及び再送信も使用されるであろう。

このシステムの利点には、少なくとも以下が含まれる。
・２基の衛星のみが必要とされる。対する古典的なツンドラシステムは３基、ＬＥＯシステムはそれよりずっと多くの衛星が、完全な周極カバーのために必要とされる。
・このシステムによりバンアレン帯への暴露が最小限になり、モルニヤシステムにおいて予期されていた５年の衛星寿命ではなく、最低１５年の寿命が衛星にもたらされる。
・地球観測及びブロードバンド通信のための、周極地域の必要な連続したカバー範囲が提供され得る。対するＧＥＯシステムは、そうしたカバー範囲を提供できない。
・近地点の高度はおよそ２４，０００ｋｍであろう。他方の周極地域では、非連続の通信と地球観測とが可能である。
＜種々の実施形態＞
本発明の主要なドライバは以下のように要約できる。
・科学及び地球観測（ＳＥＯ）、及び通信／放送（ＣＯＭ）の用途
・ＳＥＯ及び／またはＣＯＭペイロードが求めるカバー領域
・ＳＥＯ及び／またはＣＯＭペイロードが求める最小仰角
・ＳＥＯ及びＣＯＭペイロードから求められるカバー時間の割合
表１に示すように、本発明の例示的ないくつかの実施形態のパラメータは以下のようになるであろう。

副用途１は、２つの極地域への「通信のみ」サービス用の衛星向けである。この用途で離心率が０．３から０．２７５へ緩和されていることに注目してほしい。ＣＯＭ用途は、ＳＥＯ用途より低い仰角に適応できるので、離心率が０．３から０．２７５へ緩和されることが許容される。本実施形態のパラメータの利点には以下が含まれる。
・通信のみの用途の衛星（すなわち、ＳＥＯペイロードなし）では、より大きな通信ペイロードが可能となり、例として、より大きな容量、冗長性、より大きなアンテナ、あるいはより広い周波数帯が可能になるであろう。
・衛星のサイズを減少させ、総コストを減少させることができる。
・一度の打ち上げで多数の衛星を運ぶ可能性。
・より多くの燃料を運び、ひいては衛星のライフサイクルが延びる可能性。

副用途２は、主たるサービス領域となる南極点上に遠地点が置かれている点を除いて、主用途と同じである。
副用途３は、主たるサービス領域となる南極点上に遠地点が置かれている点を除いて、副用途１と同じである。もちろん、この用途は、副用途１と同じ利点を有する。

９０°の傾斜角が有利であるとわかった一方で、副用途４及び５に示すように、このパラメータはおよそ７０°から９０°の傾斜角範囲へ緩和され得る。このパラメータを緩和してもなお、この用途は依然以下の利点を提供する。
・６０°を超える全周極地域をカバーすることが可能であるが、遠地点は傾斜角の減少に
伴い増加しなければならない。例えば、４８，１００ｋｍから５０，１００ｋｍへの遠地点の増加は、９０°から８０°への傾斜角の減少によって生じる。２，０００ｋｍは小さな割合の差であるが、９０°の軌道を好ましいものにするのに十分意義がある。高度が近くなると、科学データの精度が増し、地球観測装置の解像度がより良好となる。
・傾斜が９０°でない衛星は、異なる軌道面で作動することができ、１つの地上軌跡が可能になる。

下の表２は、副用途４及び５における軌道面傾斜角の範囲、ならびにより低い傾斜角一般について示された、周極カバー要件を満たすために必要な最小離心率（すなわち、最低遠地点高度）を示している。

この表では、周極カバー要件は、最小仰角２０°（７０°の最大入射角と同等）での、北緯６０°を超える（あるいは、南周極地域では南緯６０°未満の）周極地域の１００％の時間の１００％のカバー率として定義されている。

傾斜角が低下すると、必要な離心率が増加する。しかしながら、この結果によってもたらされる遠地点高度は、通信ペイロードの伝搬損失を増加させ、地球観測ペイロードが達成する解像度を減少させる。ゆえに、こうした用途では、およそ８０から９０°の傾斜角の範囲が好まれる。

特定の傾斜角に要求される最小限を超えて離心率を増加させると、連続的にカバーすることができる領域を、この場合では６０°緯度線未満にまで増加させる。
＜軌道制御＞
本発明の衛星の群は、地球の偏平率、太陽及び月の引力、及び太陽輻射圧によって、上述の軌道パラメータの経時的変化を被るようになる。上述の軌道パラメータの経時的変化は、衛星搭載推進システムを使用して定期的な軌道修正マヌーバを実行することにより補償され得る。重要な主要パラメータは、近地点引数である。

６３．４°より大きい軌道傾斜角では、（主として）地球の偏平率のために、近地点引数は、かなり一定の割合で変化する（減少する）傾向となる。傾斜角が６３．４°から９０°に増加するのに伴い、近地点引数の変化率（ω）が増加する。北極冠へのサービスを
維持するために、軌道遠地点は、地上軌跡の最も北寄りの地点（ω＝２７０°に相当）の近くに保たれなければならない。ゆえに、「基地保持」マヌーバが、近地点引数を制御するために実行されることになる。これらのマヌーバは、静止衛星の離心率を制御するために実行される二重噴射東西マヌーバに類似することになるが、二重噴射東西マヌーバよりかなり大きい。

近地点引数の変化率は、軌道傾斜角、離心率、半主軸、及び昇交点赤経（ＲＡＡＮ）の複素関数である。６３．４°の傾斜角を有する古典的なモルニヤ軌道は、太陽及び月の引力の影響のために近地点引数の変化を免れないことに注目してほしい。モルニヤの近地点引数は、ＲＡＡＮによっては年に２°程度減少する可能性がある。本発明の軌道では、近地点引数率の大きさはより大きい。傾斜角６３．４°では、割合は年に６°を超える可能性があり、傾斜角９０°では割合は年に８．３°である。

遠地点と近地点とのおよそ中間の、軌道の向かい合う両側で２つの「デルタＶ」マヌーバを行うことで、近地点引数の１回の修正が適用されてもよい（「デルタＶ」は、速度の変化を表す航空宇宙用語にすぎない）。衛星が近地点へ向けて南へ移動するときに実行されるマヌーバでは、軌道速度を減少させるための逆方向デルタＶを提供するためにスラスタが点火され、近地点引数が増加することになる。衛星が遠地点へ向けて北方向へ移動するときに実行されるマヌーバでは、軌道速度を増加させるための順方向デルタＶを提供するためにスラスタが点火され、同じく近地点引数が増加することになる。２つのマヌーバは半軌道離れて実行されることになる。マヌーバが実行される順序は問題とはならない。２つのマヌーバの速度変化は、軌道周期の不必要な変化を避けるためにほぼ等しくなる。

近地点引数のそれぞれの修正の大きさは、２つのマヌーバの推力及び継続時間によって決定されることになる。長時間のマヌーバは効率が劣るため、低頻度で長時間のマヌーバより、高頻度で短時間のマヌーバを実行することが好ましいとされる。化学(二元推進薬)推進システムを備える衛星では、達成可能な推力は、マヌーバ対の間に数日、あるいは数週間をも与えるほどに大きくなる。高効率低推力イオンスラスタを用いる衛星では、マヌーバは毎軌道回転の間に実行されてもよい。

時間の経過に伴い、もし制御されないままであれば、他の軌道パラメータは、地球の偏平率、及び月／太陽の引力の摂動力によって当該軌道パラメータの正常値から逸れ始めるようになる。残りの２つの「面内」古典的軌道要素、半主軸、及び離心率は、まったくゆっくり、そして不規則に動く傾向を有することになり、近地点引数を制御するために実行される二重噴射マヌーバの位置と大きさの差とをわずかに調整することで、実質的にゼロの追加推進剤で制御され得る。

２つの「面外」古典的要素のうち、傾斜角もまったくゆっくり変化する傾向を有することなるが、重要なパラメータではないので、制御する必要はないであろう。近地点引数と同様に、ＲＡＡＮはかなり一定の割合で変化する傾向を有することになり、その結果、北極点の周りで軌道面のゆっくりとした、しかし安定した歳差運動が起きる。ＲＡＡＮ率の符号及び大きさは、傾斜角とＲＡＡＮの初期値とによって決定されることになる。同じ軌道面の２基以上の衛星を有する好ましい構成では、軌道面の歳差運動は、極域のカバー範囲に影響しないことになるため、ＲＡＡＮを制御するマヌーバは必要とされないことになる。（地上のいかなる地点のカバー範囲に及ぼす、ＲＡＡＮの小さく一定の率の影響は、一定の地上軌跡を維持するために、平均軌道周期をちょうど１恒星日からわずかにずらすことでたやすく補償され得ることに注目してほしい。）衛星が２つ以上の軌道面に維持されている群では、面間の交点間隔を維持するために、軌道遠地点において低頻度の「軌道交差」マヌーバが実行されてもよい。
＜放射線＞
本発明のために選択された軌道によって、衛星は高エネルギー陽子のバンアレン放射線内帯を回避することができる。この軌道における衛星は、それでも、放射線内帯より過酷ではない、電子の放射線外帯を通過することになる。陽子の粒子は、電子の粒子よりずっと重く、そのため、ずっと多くのダメージを発生させることができる。高エネルギー陽子に対する遮蔽は、不可能ではないにせよ、困難である。

衛星がこれら放射線域を通過する際に、衛星の部品による累積放射線吸収が起きる。この累積吸収は、衛星の設計寿命を決定する１つの要因である。第２の要因は、電子帯ではなく陽子帯の結果として起きるものであるが、シングルイベント効果（ＳＥＥ）と呼ばれ、単一のエネルギー粒子によって引き起こされる。この粒子によって、電子機器に一時的不具合、あるいは永久的な損傷が引き起こされる可能性がある。本発明の軌道は、バンアレン陽子放射線帯を避けながら、２基の衛星で周極カバーを達成するように特別に設計されている。

図７及び８は、３つの軌道である、本発明の方式における傾斜角９０°／離心率０．３の軌道、ＧＥＯ１６０Ｗ軌道（すなわち、西経１６０°に位置する地球同期軌道）、及び古典的なモルニヤ軌道（傾斜角６３．４°、離心率０．７４）を比較する深部線量曲線を示す。代表的ＧＥＯ衛星の１５年の設計寿命の間に吸収が予想される累積放射線総量は５０ｋｒａｄｓである。図７に示すように、この要件を満たすためには、モルニヤ軌道における衛星は１１．５ｍｍの遮蔽厚を必要とするように思われるのに対し、ＧＥＯ１６０Ｗは８ｍｍのアルミニウム遮蔽を必要とするように思われる。対照的に、本発明の軌道は６．５ｍｍしか必要としないであろう。ＧＥＯにおける飛行遺産を有する部品及びサブシステムを使用でき、ＧＥＯ衛星の設計寿命を達成する、あるいは超えることのできる本発明のような軌道を使用することには著しい利点がある。

コストを最小化し、信頼性を最適化するためには、「既製」部品を使用することが好ましい。６．５ｍｍの遮蔽を有する新しい部品で本発明を実施できるとしても、ＧＥＯ衛星及び部品がもっとも一般的であるため、概して８ｍｍ遮蔽を使用するであろう。図８に示すように、ＧＥＯの遮蔽及び総吸収線量を基準にし続けるならば（すなわち、遮蔽８ｍｍ及び放射線量５０ｋｒａｄｓ）、モルニヤ軌道における衛星はこの総放射線量を８年で、ＧＥＯ軌道における衛星は１５年で、そして本発明の傾斜角９０°の軌道における衛星は３６年で吸収することになる。よって、本発明のシステムは、モルニヤ軌道におけるシステムに比べてずっと信頼性があり、予想される寿命がずっと長いと思われる。

図１０は、衛星システムを運用する例示的な方法のフローチャートを図示している。この方法は、ブロック１０１０で、衛星の群を打ち上げ、望ましい軌道パラメータを有する軌道へ衛星を展開させて始まる。衛星は一度に１基（例えば、打ち上げ機毎に１基）、あるいは同じ打ち上げ機に複数の衛星と共に打ち上げられてもよい。好ましい実施形態では、すべての衛星を同じ軌道面に置くことが望ましく、そのような構成においては、１基の打ち上げ機ですべての衛星を打ち上げることがもっとも効率的である。

図９は、３基の衛星３００、３３０、９１０を格納する、（図示されていない）打ち上げ機の例示的なペイロード９００の断面図を示す。打ち上げ機は、望ましい軌道へ、あるいは衛星がそこから当該衛星の運用軌道へ到達できる位置へ衛星を運ぶのに、十分な容量を有する十分な数の推進段を備えることになる（すなわち、２推進段、３段など）。打ち上げ機は低高度のパーキング軌道へ複数の衛星を運んでもよく、衛星はパーキング軌道から運用軌道へと推進するか、あるいは、打ち上げ機は衛星の運用軌道へ衛星を直接打ち上げてもよい。

図９は、ペイロードフェアリング９３０内でペイロードアダプタ９２０上に積み重ねら
れた３基の衛星３００、３３０、９１０を示す。２基の衛星のみが周極地域のカバー範囲を提供するのに必要であるが、２基の主衛星と同時に３基目の冗長な衛星を軌道に打ち上げることが望まれてもよい。これにより、主衛星のどちらかが何らかの理由で故障したら、３基目の冗長な衛星を任務に就かせることができるであろう。もちろん、３基より多い衛星、あるいは３基より少ない衛星をペイロードフェアリング内に配置することができるであろう。

図１２について説明するように、各衛星３００、３３０、９１０は、通信システム、制御システム、及び推進システムを備える。打ち上げ機がいかなる構成を用いているかに関わらず、これらのシステムによって衛星３００、３３０、９１０は、ゲートウェイ６１０と通信し、望ましい交点間隔で最終運用軌道へ当該衛星自体を配置できる。衛星が同じ軌道に存在する２基の衛星の群の場合、２基の衛星は１８０°の交点間隔を有することになる。

再び図１０を参照すると、いったん衛星の群が打ち上げ機により打ち上げられると、１０２０において、衛星が起動され、基本システムの性能検証／テスト手順が実行されてもよい。この性能検証／テスト手順には、アンテナが適切な方向を向くようにアンテナを展開して衛星３００、３３０、９１０を回転させることと、ソーラーパネルを展開することと、プロセッサ及び電子システムを稼動させることと、ソフトウェアシステムを起動することと、すべての基本システム及びサブシステムの動作を検証することとを含んでもよい。この手順の一部として、トラブルシューティング及び／または修正措置を実行する必要もあり得る。

いったん基本システムとサブシステムとが起動され、基本システム及びサブシステムの動作が検証されると、１０３０において、衛星３００、３３０、９１０はこれら衛星の最終軌道位置へ遷移されてもよい。上述のとおり、もし衛星３００、３３０、９１０が同じ運用軌道に打ち上げられていれば、ここでは衛星は単に正確な交点間隔へと推進するだけでよい。あるいは、もし衛星３００、３３０、９１０がパーキング軌道に打ち上げられていれば、これら衛星は、これら衛星の運用軌道及び交点間隔へと推進するのに、ずっと多くの量の燃料を消費する必要がある可能性がある。

今や最終軌道位置にある衛星３００、３３０、９１０では、１０４０において、ペイロードは、起動され、性能検証が行われ、テストが行われてもよい。これは、上述の衛星の基本システムの起動、テスト、及び性能検証、すなわち、あらゆる必要なアンテナあるいはセンサを展開することと、プロセッサ及び電子システムを稼動させることと、ソフトウェアシステムを起動することと、すべてのペイロードのシステム及びサブシステムの動作を検証することとほぼ同様に行われるであろう。もちろん、トラブルシューティング及び／または修正措置も、ペイロードの性能検証手順の一部として実行されてもよい。

衛星３００、３３０、９１０は今や運用モードにある。ペイロードの運用は、完全にペイロードの性質によって決定されることになる。例えば天候観測システムなどの地球観測ペイロードの場合、ペイロードの運用は、画像処理機器の操作と、衛星からゲートウェイへの観測データの送信とを備えてもよい。

運用可能な衛星システム及びペイロードのすべてについての残された唯一の懸念は、１０５０において、対象軌道にある衛星３００、３３０、９１０の位置を維持することである。これら衛星の位置の維持は、「軌道制御」の項目で上述された方法で行われ得る。衛星の位置情報は、衛星３００、３３０、９１０、ゲートウェイ６１０、あるいはどこか他のコントロールセンターによって決定されてもよい。一般的には、衛星の位置情報は、全地球測位システム（ＧＰＳ）のデータ及び/または他の衛星テレメトリから算出されても
よい。

任意的には、例えば、動力を温存するため、あるいは機器を保護するために、あるシステム及びサブシステムを衛星の軌道の途中で非作動にしてもよい。例えば、もしペイロードが北周極地域での天候観測用の科学機器を備えるのであれば、衛星３００、３３０、９１０が南半球にある間はペイロードのシステムを非作動にし、衛星が対象地域に再度入ったら再作動させることが望ましい可能性がある。衛星の正常性、ステータス、及び制御に関するデータを送受信し続けることができるように、基本衛星サブシステムを常時動作可能にしておくことが望ましい可能性がある。

図１１は、衛星３００、３３０、９１０との通信用の例示的なゲートウェイシステム１１００の簡略ブロック図を図示している。通信信号には、操作／制御信号とペイロード関連信号とが含まれてもよい。科学ペイロードの場合、ペイロード関連信号には、機器へ送信される制御信号と、機器から受信される観測／監視データとが含まれてもよい。ゲートウェイシステム１１００は、他の種類の情報を受信し、提供するために変更されてもよく、１基以上のコンピュータ、サーバ、ネットワーク及び他の関連装置とともに使用されてもよい。

図１１に示すように、ゲートウェイシステム１１００には、アンテナ１１１０、送受信機１１２０、処理ユニットまたはシステム１１３０、及びネットワーク通信システム１１４０が含まれてもよい。

アンテナ１１１０は、望ましい通信周波数で信号を送受信するように設計されている。一般的には、アンテナ１１１０は、高い衛星高度と低い関連信号レベルとを考慮して、高指向性追尾アンテナとなるであろう。用途が変更されれば、例えば非追尾式アンテナなどの他のアンテナ設計が使用されてもよい。

ゲートウェイ送受信機１１２０は、衛星からのデータを受信し、データをＣＰＵ１１３０用に準備する受信部と、ＣＰＵ１１３０からのデータを処理し、データをアンテナ１１１０を介して衛星３００、３３０、９１０へ送信するための準備をする送信部とで構成される。送受信機１１２０の送信部は、例えば、衛星３００、３３０、９１０へ送信されるデータを多重送信し、エンコードし、そして、圧縮し、次に、送信のためにデータを所望の送信周波数に変調し、増幅してもよい。エラー修正コーディングなどのために多重チャンネルが使用されてもよい。相補的に、送受信機１１２０の受信部は、受信信号を復調し、ＣＰＵ１１３０で使用するためにアンテナからの信号のあらゆる必要なデマルチプレックス、デコード、解凍、エラー修正、及びフォーマットを実行する。アンテナ及び／または受信部には、あらゆる他の所望のスイッチ、フィルタ、低雑音増幅器、(例えば、中間
周波数への)ダウンコンバータ、及びその他の構成要素も含まれてもよい。

ローカルユーザーインターフェイス１１５０も図１１に示される。１つまたは複数のゲートウェイ６１０の地理的位置は、必要なゲートウェイの数を最小化するように選択されてよい。結果として、１つまたは複数のゲートウェイ６１０は、衛星のオペレータ及び／またはペイロードのデータを受信する相手にとって都合の良い地理的位置になくてもよい。よって、インターネット、あるいは類似のネットワーク１１７０上でシステムにアクセスするために遠隔コンピュータ１１６０を使用できるように、１つまたは複数のゲートウェイ６１０にはネットワーク通信設備１１４０が一般的に設けられることになる。

図１２は、本発明の例示的な実施形態で使用され得る衛星３００、３３０、９１０の簡略ブロック図を図示している。図示のとおり、衛星３００、３３０、９１０には、基地保持システム１２１０、推進システム１２２０、動力システム１２３０、通信システム、コ
ンピュータ処理システム１２４０、及びペイロード１２５０が含まれてもよい。通信システムは、一般的に、送受信機１２６０とアンテナ１２７０とを備えることになる。もちろん、本発明を実施するために、例えば冗長な予備構成要素を含む他の構成要素及び配置を使用してもよい。

基地保持サブシステム１２１０は、衛星の軌道を維持する主体である。よって、基地保持サブシステム１２１０は、高度及び／または軌道調整情報を算出し／または受信してもよく、衛星の高度及び／または軌道を調整するために推進システムを作動させてもよい。軌道を維持することには、衛星の群内の当該衛星自体と残りの他の衛星との間の所望の交点間隔を維持することも含まれてもよい。推進システム１２２０には、例えば、燃料源（すなわち、燃料及び酸化剤のタンク）、及び液体燃料ロケットまたはイオンスラスタシステムが含まれてもよい。

動力サブシステム１２３０は、衛星システム及びサブシステムのすべてに電力を供給する。動力サブシステム１２３０には、例えば、１基以上のソーラーパネル及び支持構造体と、１つ以上の電池とが含まれてもよい。

衛星アンテナ１２７０は、必要な通信周波数及びシステムに適応させるように設計されるだろう。衛星の物理的なサイズ及び重量の制約を考慮して、衛星アンテナ１２７０はゲートウェイ６１０のアンテナ１１１０に比べてかなり小さくなるであろう。アンテナ１２７０のビームの方向は、機械的にアンテナをステアリングすること、または電子的にアンテナビームをステアリングすることで制御される。あるいは、アンテナをステアリングするために、衛星の高度が制御されてもよい。

同様に、衛星送受信機１２８０は、ゲートウェイ６１０の送受信機と相補的に設計され、ゲートウェイ６１０からデータを受信し、データをＣＰＵ１２４０用に準備する受信部と、ＣＰＵ１２４０からのデータを処理し、データをアンテナ１２７０を介してゲートウェイ６１０へ送信するための準備をする送信部とで構成される。送受信機１２６０の送信部は、例えば、送信されるデータを多重送信し、エンコードし、圧縮し、次に、送信のためにデータを所望の送信周波数に変調し、増幅してもよい。エラー修正コーディングなどのために多重チャンネルが使用されてもよい。送受信機１２６０の受信部は、受信信号を復調し、衛星のＣＰＵ１２４０で使用するためにアンテナ１２７０からの信号のあらゆる必要なデマルチプレックス、デコード、解凍、エラー修正、及びフォーマットを実行する。アンテナ及び／または受信部は、あらゆる他の所望のスイッチ、フィルタ、低雑音増幅器、(例えば、中間周波数及び／またはベースバンドへの)ダウンコンバータ、及びその他の構成要素も含んでもよい。

衛星３００、３３０、９１０のＣＰＵシステム１２４０は、一般的に高度及び軌道制御システムの操作に使用される信号を受信する。ＣＰＵシステム１２４０はまた、ペイロード１２５０の操作用の制御信号を受信し、ゲートウェイ６１０へ送信するためのペイロードのデータを処理する。衛星３００、３３０、９１０が地理的対象地域の中へ、そして外へと進む際に、ＣＰＵシステム１２４０はさまざまなサブシステムの作動と非作動とを管理してもよい。
＜選択肢及び代替例＞
上述の気象の実施例に加え、本発明のシステムは少なくとも以下の用途に適用され得る。
１．軍事用ＵＡＶ：軍事用ＵＡＶの現行要求では、アップリンク率１０−２０Ｍｂｐｓ（メガビット毎秒）をサポートすることが特定されている。本発明のシステムにより、現行の要求は周極地域にわたって適応され得る。古典的なツンドラシステムは、この領域を連続してカバーするために２基を超える衛星を必要とする。
２．極横断航空交通は、現在、極点を越える間に静止通信からＨＦ（高周波）無線通信へと切り替えなければならない。本発明のシステムは、極点を横切る航空機のブロードバンド通信、航行、及び監視をサポートすることができるであろう。現在、１月当たり７００機の航空機が極圏航路を使用しており、この領域における航空交通の安全及び効率を向上させるために、北周極地域上の連続したカバー範囲が必要とされている。
３．衛星に基づく航法補強：衛星に基づく航法システム（例えば、ＧＰＳ）の精度、完全性、及び信頼性は、エラー修正及び完全性情報を送信する他の衛星からの信号で当該航法システムの信号を増大させる、あるいは上書きすることで向上させることができる。衛星に基づく航法システムの精度、完全性、及び信頼性の向上は、航空交通にとってとりわけ重要である。２つのそのようなシステムが、１つはアメリカ合衆国（広域補強システム）、１つは欧州（欧州静止軌道航法オーバーレイシステム）で運用されている。双方とも静止衛星システムに基づいており、航法の改善の必要性が認識されている全周極地域をカバーしていない。
４．地球観測：気象観測に加え、他の地球観測ペイロードが記載された軌道において十分に機能し、ハイパースペクトル観測機と海洋カラー放射線測定とを含む、どちらの周極地域の観測をも提供することができる。
５．宇宙状況認識：これらのペイロードは、危険とみなされ得る他の衛星はもちろん、デブリや小惑星などの宇宙の危険を検出することができる。
６．宇宙天候：本発明の軌道は、太陽放射線、バンアレン帯の放射線、及び地球の電離層などの要因を測定する宇宙天候ペイロードをサポートすることができる。
７．衛星間リンク（ＩＳＬ）：ＩＳＬリンクは、本発明の派生的特徴である。衛星は、地上のインフラストラクチャーと通信する中継基地として機能することになる他の衛星へのＩＳＬリンクを提供することができることになる。
８．２つの軌道面：９０°未満の傾斜角では、衛星は二重軌道面で運用することができることになる。二重軌道面では、特定領域のカバー範囲を増し、地上のインフラストラクチャーの配置に自由度を与えることのできる単一の地上軌跡が可能である。
９．より狭い周極地域：本発明のパラメータは、６５°あるいは７０°を超える緯度などのより狭い地理的地域にたやすく最適化することができる。カバー範囲のそうした変化に適応するために軌道離心率を減少させることが望ましいであろう。
＜結論＞
１つ以上の現在の好ましい実施形態を例として説明してきた。特許請求の範囲に定義される本発明の範囲から逸脱することなく、多数の変形形態及び変更形態を成し得ることは、当業者にとって明白であろう。例えば、傾斜角の選定は、必要とされるサービス領域と、宇宙機上の燃料の量と、ペイロードの打ち上げ重量のと間のトレードオフに依存する。これらのパラメータは、本発明の概念から逸脱することなく、種々の優先事項に適応するために最適化され得る。

本発明の方法ステップは、例えばオブジェクトコードやソースコードなどの様々なフォーマットで記憶される実行可能な機械コードのセットで実施されてもよい。そうしたコードは、簡易のために一般的に、プログラミングコード、ソフトウェア、あるいはコンピュータプログラムとして記述されてもよい。本発明の実施形態は、方法ステップの様式でプログラムされたコンピュータプロセッサ、あるいは類似の装置によって実行されてもよく、あるいは、これらのステップを実行するための手段を備えた電子システムによって実行されてもよい。同様に、例えば、コンピュータディスケット、ハードドライブ、サムドライブ、ＣＤ−ＲＯＭ、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、リードオンリーメモリ（ＲＯＭ）、あるいは当該分野で既知の類似のコンピュータソフトウェア記憶媒体などの電子記憶媒体がそうした方法ステップを実行するためにプログラムされてもよい。

すべての引用文献はここで参照により援用される。

Claims (41)

1. 地球観測及び通信のための衛星システムであって、
   ６０°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ２０°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する２基の衛星の群と、
   およそ７０°と９０°との間の軌道傾斜角とおよそ０．２７５と０．４５との間の軌道離心率とを有する各衛星と、
   ２基の衛星の前記群への送信及び２基の衛星の前記群からの信号の受信を行うための基地局と
   を備える、システム。
2. 請求項１に記載のシステムであって、
   前記軌道離心率及び前記軌道傾斜角は、対象極域上の遠地点と、バンアレン陽子帯への暴露を最小限にする近地点とを達成するように算出されている、システム。
3. 請求項１及び請求項２のうちのいずれか一方に記載のシステムであって、
   前記軌道傾斜角は、およそ８０°と９０°との間である、システム。
4. 請求項１〜３のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
   前記軌道傾斜角は、およそ９０°である、システム。
5. 請求項１〜４のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
   前記軌道離心率は、前記システムの軌道の必要な周期にカバー範囲を提供するために、前記地理的サービス領域上で十分に高い遠地点を有するように選択される、システム。
6. 請求項１〜５のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
   前記軌道離心率は、およそ０．３０と０．３４との間である、システム。
7. 請求項１〜６のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
   ３基目の衛星をさらに備える、システム。
8. 請求項１〜７のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
   前記衛星は、およそ２４時間の軌道周期を有している、システム。
9. 請求項１〜８のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
   前記衛星の位相は、前記衛星のそれぞれの遠地点間の時間が前記群中の衛星の数で除算された前記軌道周期におおよそなるような位相である、システム。
10. 請求項１〜９のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    衛星軌道摂動の変化は、搭載推進システムによって補償される、システム。
11. 請求項１〜１０のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記衛星と前記基地局との間の通信に指向性アンテナが使用される、システム。
12. 請求項１〜１１のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記基地局は、空を横切る前記衛星を追跡するように動作可能である、システム。
13. 請求項１〜１２のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記基地局は、前記衛星が空を横切るのに伴い前記衛星間の通信をハンドオフするように動作可能である、システム。
14. 請求項１〜１３のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記衛星は、同じ軌道面を移動する、システム。
15. 請求項１〜１４のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記軌道離心率は、より狭い周極地域の連続したカバー範囲を達成するために減少して、６５°を超える緯度のみを含む、システム。
16. 請求項１〜１４のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記軌道離心率は、より狭い周極地域の連続したカバー範囲を達成するために減少して、７０°を超える緯度のみを含む、システム。
17. 請求項１〜１６のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記衛星は、気象観測ペイロードを備える、システム。
18. 請求項１〜１６のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記衛星は、通信ペイロードを備える、システム。
19. 請求項１〜１６のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記衛星は、科学研究ペイロードを備える、システム。
20. 請求項１〜１６のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    前記衛星は、地球観測ペイロードを備える、システム。
21. 請求項１〜２０のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    近地点の引数は、約２７０°である、システム。
22. 請求項１〜２０のうちのいずれか１項に記載のシステムであって、
    遠地点が南半球にあり、近地点が北半球にあるように、近地点の引数は、約９０°である、システム。
23. 地球観測及び通信のための衛星システム衛星システムの運用方法であって、
    ６０°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ２０°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する２基の衛星の群を提供することであって、各衛星が、およそ７０°と９０°との間の軌道傾斜角と、およそ０．２７５と０．４５との間の軌道離心率とを有する、２基の衛星の群を提供することと、
    ２基の衛星の前記群への送信と、２基の衛星の前記群からの信号の受信とを行うための基地局を提供することと
    を備える、方法。
24. 請求項２３に記載の方法であって、
    前記軌道傾斜角は、およそ８０°と９０°との間である、方法。
25. 請求項２３及び請求項２４のうちのいずれか一方に記載の方法であって、
    前記軌道離心率は、およそ０．３０と０．３４との間である、方法。
26. 請求項２３〜２５のうちのいずれか１項に記載の方法であって、
    前記衛星は、およそ２４時間の軌道周期を有している、方法。
27. 請求項２３〜２６のうちのいずれか１項に記載の方法であって、
    前記衛星は、同じ軌道面を移動する、方法。
28. 請求項２７に記載の方法であって、
    前記衛星の位相は、前記衛星のそれぞれの遠地点間の時間が前記群中の衛星の数で除算された前記軌道周期におおよそなるような位相である、方法。
29. 衛星基地局であって、
    およそ６０°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ２０°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する２基の衛星の群への信号の送信と、該群からの信号の受信とを行うための通信手段と、
    ２基の衛星の前記群の軌道を制御するための飛行制御手段であって、各衛星が、およそ７０°と９０°との間の軌道傾斜角と、およそ０．２７５と０．４５との間の軌道離心率とを有する、飛行制御手段と
    を備える、衛星基地局。
30. 請求項２９に記載の衛星基地局であって、
    前記軌道傾斜角は、およそ８０°と９０°との間である、衛星基地局。
31. 請求項２９及び請求項３０のうちのいずれか一方に記載の衛星基地局であって、
    前記軌道離心率は、およそ０．３０と０．３４との間である、衛星基地局。
32. 請求項２９〜３１のうちのいずれか１項に記載の衛星基地局であって、
    前記衛星は、およそ２４時間の軌道周期を有している、衛星基地局。
33. 請求項２９〜３２のうちのいずれか１項に記載の衛星基地局であって、
    前記衛星は、同じ軌道面を移動する、衛星基地局。
34. 請求項３３に記載の衛星基地局であって、
    前記衛星の位相は、前記衛星のそれぞれの遠地点間の時間が前記軌道周期のおよそ半分となるような位相である、衛星基地局。
35. 衛星であって、
    基地局への信号の送信と基地局からの信号の受信とを行うための通信手段と、
    およそ２０°以上の仰角を有し、６０°の緯度を超える地理的サービス領域にサービスを提供する地球観測及び通信ペイロードと、
    およそ７０°と９０°との間の軌道傾斜角と、およそ０．２７５と０．４５との間の軌道離心率とを有するように軌道を制御するための飛行制御手段と
    を備える、衛星。
36. 請求項３５に記載の衛星であって、
    前記軌道傾斜角は、およそ８０°と９０°との間である、衛星。
37. 請求項３５及び請求項３６のうちのいずれか一方に記載の衛星であって、
    前記軌道離心率は、およそ０．３０と０．３４との間である、衛星。
38. 請求項３５〜３７のうちのいずれか１項に記載の衛星であって、
    前記衛星は、およそ２４時間の軌道周期を有している、衛星。
39. 請求項３５〜３８のうちのいずれか１項に記載の衛星であって、
    前記衛星は、同軌道にある第２の衛星と同じ軌道面を移動する、衛星。
40. 請求項３９に記載の衛星であって、
    前記衛星は、当該衛星の遠地点と、同じ軌道にある前記第２の衛星の遠地点との間の時間が前記軌道周期のおよそ半分となる位相を備える、衛星。
41. 打ち上げ機であって、
    ペイロードフェアリングと、
    前記ペイロードフェアリング内に配置され、請求項３５〜４０のうちのいずれか１項に記載されたように構成された２基以上の衛星と、
    前記２基以上の衛星を同じ軌道面における軌道に打ち上げるための推進手段と
    を備える、打ち上げ機。