JP2770937B2 - 中間地球高度のサテライトをベースとするセル式遠隔通信方法 - Google Patents

中間地球高度のサテライトをベースとするセル式遠隔通信方法

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Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【クロスレファレンス】本発明は、現在放棄された１９
９１年４月２２日出願の米国特許出願第０７／６８８，
４１２号の一部継続出願である１９９２年５月２８日出
願の米国特許出願第０７／８９７，５１０号の一部継続
出願である。
【０００２】
【産業上の利用分野】本発明は一般にセル式（セルラ
ー）遠隔通信システムに係り、より詳細には、サテライ
トをベースとするセル式遠隔通信システム及びそれに関
連する方法に係る。
【０００３】
【従来の技術】移動セル式電話の使用は、セル式遠隔通
信システムが設置された多数の大都市地域において急増
している。セル式遠隔通信システムは、移動電話ユーザ
と、固定電話ユーザ又は他の移動電話ユーザとの間に音
声通信を与えると共に、移動ファクシミリマシン及びモ
デム装備のコンピュータのためのデータ通信を与える。
典型的なセル式電話システムは、サービスゾーン即ちセ
ルの格子構成を備え、各セルは、その中心付近に配置さ
れたベースステーションを有している。特定のセルに位
置する移動電話ユーザは、低電力高周波（ＲＦ）送信に
よりそのセルのベースステーションに接続される。各ベ
ースステーションは、トランクラインによりゲートウェ
イステーションに接続され、該ゲートウェイステーショ
ンは、トランクラインによりローカル・長距離電話ネッ
トワークに接続される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】今日使用されているセ
ル式遠隔通信システムは、一般に、大都市エリアに設置
された地上ベースのシステムである。小都市及び地方エ
リアは、これらの比較的コストのかかるシステムを１つ
１つ経済的に見合うように設置及び運用することができ
ない。これらのエリアにセル式の電話サービスを提供す
るために、世界的規模のセル式電話サービスを与えるサ
テライトベースのセル式遠隔通信システムが提案されて
いる。これらの提案されたセル式電話システムは、典型
的に、バンアレン放射帯の真下の約４００ないし１００
０海里の高度の低地球軌道に遠隔通信サテライトの大規
模な星座構成（コンステレーション）を備えている。こ
れらの低い高度では、地球全体を充分にカバーするのに
５０ないし８０個ものサテライトが必要とされる。従っ
て、多数の急激に変化するクロスリンクや、多数のビー
ム対ビーム及びサテライト対サテライトの引き渡し（ハ
ンドオーバー）を伴う非常にコストのかかる複雑なシス
テムとなる。従って、コスト及び複雑さを低減したサテ
ライトベースのセル式遠隔通信システムが要望される。
本発明は、この要望を明確に満足する。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、世界的規模の
陸地全体(land mass) のセル式電話サービスのための多
ビーム高周波（ＲＦ）通信リンクを最小数のサテライト
で形成するように中間高度地球軌道に遠隔通信サテライ
トの星座構成を使用したサテライトベースのセル式遠隔
通信システムに係る。遠隔通信サテライトは、約５６０
０ないし１０，０００海里の高度において地球の周りの
複数の傾斜軌道に配置される。軌道の特性、例えば、軌
道の数、各軌道の傾斜度、各軌道におけるサテライトの
数、及びサテライトの高度は、サテライトの有効到達領
域及びそれに関連した照準線仰角を最大にする一方、伝
播時間遅延、ビーム対ビーム及びサテライト対サテライ
トの引き渡しの数、及びサテライトの総数を最小にする
ように調整される。
【０００６】又、本発明は、ビーム対ビーム及びサテラ
イト対サテライトの引き渡しを本質的に排除し、従っ
て、ドロップアウトのおそれを甚だしく低減する多数の
付加的な特徴も含む。これらの重要な特徴の１つは、各
サテライトの軌道中に各サテライトを一連の固定のサー
ビス領域（連続的に変化する有効到達エリアではなく）
に割り当てることである。サテライトのアンテナのボア
サイトは、サービス領域からサテライトを見ることので
きる全時間中にその所与の割り当てられたサービス領域
にセンタリングされたままにされる。これにより、本質
的に固定のビームパターンが生じ、従って、ビーム対ビ
ームの引き渡しが実際上排除される。これら重要な特徴
の別の１つは、あるサテライトから別のサテライトへの
サービスの移行中に２つの次々のサテライトによって各
サービス領域の有効範囲をオーバーラップさせることで
ある。このオーバーラップインターバル中に出された全
ての通話は、到着しつつあるサテライトに割り当てられ
る。それ故、去りつつあるサテライトがその新たなサー
ビス領域に向き直されるときには、オーバーラップイン
ターバルの前に出されてオーバーラップインターバルを
越えて延びる通話のみがサテライト対サテライトの引き
渡しを受ける。
【０００７】本発明の１つの好ましい実施例において
は、９個のサテライトの星座構成が、最小仰角１０°で
常時少なくとも１つのサテライトにより地球を完全にグ
ローバルにカバーする。この星座構成は、赤道に対して
１２０°の間隔でノードが上昇するようにして地球に対
して等間隔にされた３つの傾斜した円形軌道平面を含ん
でいる。各軌道には３つのサテライトが配置され、５６
００海里の高度において１２０°の等間隔にされる。各
軌道平面は、赤道面に対して５３°の角度に傾斜され
る。本発明の別の好ましい実施例では、１２個のサテラ
イトの星座構成が、最小仰角１０°で常時少なくとも２
つのサテライトによって地球をグローバルにカバーする
ようにする。この星座構成は、上記９個のサテライトの
星座構成と同じ特性をもつ３つの傾斜した円形軌道平面
を含むが、４つのサテライトが各軌道に９０°の等間隔
で配置される。更に、楕円軌道を使用して、最小仰角１
０°で常時少なくとも１つ及び２つのサテライトにより
地球の半球をカバーするような２つの別の実施例につい
ても開示する。
【０００８】又、本発明は、トラフィック需要及び収入
の流れが増大するにつれて全基線のサテライトベースの
セル式遠隔通信システムへと段階的に展開することので
きる原型のサテライトベースのセル式遠隔通信システム
も提供する。この原型のシステムは、潜在的な加入者集
団の実質的な部分に応対し得る最小数のサテライトを使
用する。従って、本発明の原型システムは、必要とされ
る初期の投下資本を減少する一方、全基線のサテライト
ベースのセル式遠隔通信システムに向かう予想成長に悪
影響を与えない仕方で商業的に意義のあるサテライトの
有効範囲を得られるようにする。しかしながら、この原
型システムは、その有効範囲の領域については完全なサ
テライトベースのセル式遠隔通信システムを提供するこ
とを理解されたい。
【０００９】本発明による原型システムの１つの実施例
においては、３つの軌道平面の各々に２つのサテライト
をもつ６サテライトの中間軌道の星座構成が使用され
る。３つの軌道平面を使用することにより、サテライト
を対として容易に打ち上げることができるようになり、
これは、原型システムが運転されるまでに必要とされる
打ち上げコストを最小にすると共に一連の打ち上げを減
少する。しかしながら、原型システムは、各サテライト
がそれら自身の個々の軌道平面に存在するような６サテ
ライトの中間軌道星座構成も使用できる。いずれにせ
よ、制約はあるが経済的に意義のある緯度範囲において
連続的なサテライト有効範囲が与えられる。この緯度範
囲以外のサテライト有効範囲は、１日のうちに多数の通
常は小さなギャップを有し、これは、サテライトの有効
範囲を使用できる時間を僅かに減少させる。
【００１０】本発明による原型システムにおける少数の
サテライトに加えて、各サテライトには、前記実施例の
サテライトに対する視野（ＦＯＶ）に比して大きな視野
が与えられる。この大きなＦＯＶは、原型システムに使
用されるサテライトの数が、全基線のサテライトベース
の遠隔通信システムに使用されるサテライトの数よりも
少数であることから必要とされるものである。これは、
各サテライトが受け持つ有効範囲を増大することになる
が、ユーザ対サテライトの方向の通信余裕も若干減少さ
せることになる。しかし、この大きなＦＯＶ（例えば、
３８°ないし４０°）は、それでも、全サテライトの可
視度（例えば、４４°）より実質的に小さいものであ
る。ＦＯＶのこの差を補償するために、原型システム
は、本発明による指向式のカバー方法も使用している。
サテライトの星座構成を制御するこの方法は、サテライ
トの通信アンテナのボアサイトを所望の当該領域へプロ
グラム可能に操向する能力を利用するものである。
【００１１】以上の説明から、本発明は、サテライトベ
ースのセル式遠隔通信システムの分野に著しい進歩をも
たらすことが明らかであろう。本発明の他の特徴及び効
果は、本発明の原理を一例として示す添付図面を参照と
した以下の詳細な説明から明らかとなろう。
【００１２】
【実施例】説明の目的で添付図面に示されたように、本
発明は、世界的規模の陸地全体のセル式電話サービスの
ための多ビーム高周波（ＲＦ）通信リンクを最小数のサ
テライトで形成するように中間地球軌道に遠隔通信サテ
ライトの星座構成を使用したサテライトベースのセル式
遠隔通信システムにおいて実施される。遠隔通信サテラ
イトは、約５６００ないし１０，０００海里の高度にお
いて地球をめぐる複数の傾斜軌道に配置される。軌道の
特性、例えば、軌道の数、各軌道の傾斜度、各軌道にお
けるサテライトの数、及びサテライトの高度は、サテラ
イトの有効到達領域及びそれに関連した照準線仰角を最
大にする一方、伝播時間遅延、ビーム対ビーム及びサテ
ライト対サテライトの引き渡しの数、及びサテライトの
総数を最小にするように調整される。又、本発明は、ビ
ーム対ビーム及びサテライト対サテライトの引き渡しを
本質的に排除し、従って、ドロップアウトのおそれを著
しく減少する多数の付加的な特徴も含む。
【００１３】図１は、本発明によるサテライトベースの
セル式遠隔通信システムを示している。このセル式遠隔
通信システムは、中間地球軌道にある１群の遠隔通信サ
テライト１０と、サテライトによりサービスされる各領
域に配置されたゲートウェイステーション１２と、サテ
ライト１０のサービス領域に配置された複数の移動セル
式電話１４とを備えている。又、移動セル式電話１４
は、移動ファクシミリマシン及びモデム装備のコンピュ
ータを含むこともできる。遠隔通信サテライト１０は、
２つの多ビームアンテナ１６、１８を用いて移動セル式
電話１４との多ビームＲＦ通信リンクを形成すると共
に、２つのアンテナ２０、２２を用いてゲートウェイス
テーション１２とのＲＦ通信リンクを形成する。多ビー
ムアンテナ１６は、移動セル式電話１４からの周波数帯
域Ｆ1 においてＲＦ信号を受信する。サテライト１０
は、ＲＦ信号を増幅し、変換し、そしてアンテナ２０を
用いて周波数帯域Ｆ2 においてゲートウェイステーショ
ン１２へ送信する。ゲートウェイステーション１２は、
トランクラインによりローカル・長距離電話ネットワー
ク２４へ接続され、これは固定電話２６への接続を与え
る。ＲＦ信号は、ゲートウェイステーション１２から周
波数帯域Ｆ3 において遠隔通信サテライト１０へ送信さ
れて戻され、そしてアンテナ２２を用いて受信される。
次いで、サテライト１０は、ＲＦ信号を増幅し、変換
し、そして多ビームアンテナ１８を用いて周波数帯域Ｆ
4 において移動セル式電話１４へ送信されて戻される。
【００１４】本発明のセル式遠隔通信システムの異なる
ユーザ間には、種々の形式の接続が考えられる。移動電
話ユーザは、サテライト１０の同じサービス領域又は別
のサテライト１０のサービス領域にいる別の移動電話ユ
ーザと通信することもできるし、或いは世界中のどこか
にいる固定電話ユーザと通信することもできる。同じサ
ービス領域にいる別の移動電話ユーザと通信する場合に
は、ＲＦ信号が移動セル式電話１４からサテライト１０
へアップ方向に送信され、次いで、ゲートウェイステー
ション１２へダウン方向に送信され、次いで、サテライ
ト１０へアップ方向に戻され、そして他の移動セル式電
話１４へとダウン方向に送られ、そしてこれとは逆にも
送信される。この形式の接続は、ダブルホップを必要と
し、伝播時間遅延を２倍にする。異なるサービス領域に
いる別の移動電話ユーザと通信する場合には、ＲＦ信号
が移動セル式電話１４からサテライト１０へアップ方向
に送信され、次いで、ゲートウェイステーション１２へ
ダウン方向に送信され、次いで、必要に応じてローカル
・長距離ネットワーク２４を経て他のサービス領域を受
け持つゲートウェイステーション１２へ送られ、次い
で、他のサービス領域を受け持つサテライト１０へアッ
プ方向に送られ、そして他の移動セル式電話１４へと送
られ、そしてこれとは逆にも送信される。この形式の接
続も、ダブルホップを必要とする。固定電話ユーザと通
信する場合には、ＲＦ信号が移動セル式電話１４からサ
テライト１０へアップ方向に転送され、次いで、ゲート
ウェイステーション１２へダウン方向に送信され、必要
に応じてローカル・長距離ネットワーク２４を経て固定
電話２６へ送られ、そしてこれとは逆にも送信される。
この形式の接続は、シングルホップしか必要としない。
【００１５】本発明の別の実施例においては、サテライ
ト１０は、ゲートウェイステーション１２の機能を実行
して、同じサービス領域にいる移動電話ユーザ間の通信
を行い、従って、シングルホップしか必要としない。こ
の形式の接続では、ＲＦ信号が移動セル式電話１４から
サテライト１０へアップ方向に転送され、サテライト１
０は、ＲＦ信号の信号処理を実行して、多ビーム間で必
要な切り換えを与え、そしてＲＦ信号は他の移動セル式
電話１４へダウン方向に送信され、そしてこれとは逆に
も送信される。
【００１６】伝播時間遅延は、遠隔通信サテライト１０
の高度と、サービス領域内での移動セル式電話１４の位
置とに基づくものである。本発明においては、５６００
ないし１０，０００海里の高度において、サテライト１
０から地上へのそしてそれとは逆の時間遅延が６０ｍｓ
に制限される。それ故、シングルホップの時間遅延は１
２０ｍｓに制限される。５６００海里の高度において
は、サテライト１０の真下に位置する２つの移動セル式
電話１４間の１ホップ時間遅延が６９ｍｓである一方、
最小仰角１０°に離間された２つの移動セル式電話１４
間の１ホップ時間遅延は、９６ｍｓである。
【００１７】サテライトが最小仰角１０°にあるときに
生じる最大距離において地上のステーションからサテラ
イトへそしてステーションへと戻るシングルホップの場
合にステーションからステーションへの伝播時間とサテ
ライトの高度との関係は、次のように示される。 サテライト ステーションからサテラ ステーションからステー 高度 イトへの最大伝播距離 ションへの最大伝播時間 （海里） （海里） （ｍｓ） 5500 7656 94 6000 8191 101 6500 8724 108 7000 9255 115 7500 9782 121
【００１８】移動セル式電話１４及びゲートウェイステ
ーション１２は、少なくとも１０°の仰角において常時
サテライト１０の視野内にある。特定のサービス領域に
おいてサテライト１０が移動セル式電話１４の視野から
外れると、星座構成からの別のサテライト１０が視野に
入る。各サテライト１０は、サテライトの全視野領域よ
りもかなり小さな比較的狭いアンテナ足跡しか有してい
ない。これは、電力と複雑さの制約により全視野領域に
応対することが実際的でないためである。
【００１９】サテライト１０によって実際にカバーされ
るサービス領域は、多ビームアンテナ１６、１８の複合
有効範囲によって決定され、これらアンテナは、約２３
°の複合足跡有効範囲に対して１９本のビームを有して
いる。別の給電リングを多ビームアンテナに追加して、
約３５°の複合足跡有効範囲に対して３７本のビームを
形成することができる。各ビームは、視野（ＦＯＶ）が
約５°であり、無指向性アンテナを有する１／２Ｗの移
動セル式電話１４と共に動作できる。
【００２０】又、本発明は、ビーム対ビーム及びサテラ
イト対サテライトの引き渡しを本質的に排除し、従っ
て、ドロップアウトのおそれを著しく減少する多数の付
加的な特徴も含んでいる。これら重要な特徴の１つは、
各サテライトの軌道中に各サテライトを一連の固定サー
ビス領域に割り当てることである。サテライトのアンテ
ナ１６、１８のボアサイトは、そのサテライトを見るこ
とのできる指定のサービス領域にセンタリングされたま
まとし、アンテナ２０、２２は、適当なゲートウェイス
テーションを指すようにジンバル支持される。これによ
り得られるほぼ固定のアンテナビームパターンは、ビー
ム対ビームの引き渡しを実際上排除する。アンテナのボ
アサイトは、スペースクラフト１０の姿勢を調整するか
又はジンバル支持されたアンテナを回転することによ
り、サービス領域にセンタリングされたままとされる。
【００２１】本発明の別の重要な特徴は、１つのサテラ
イトから別のサテライトへのサービスの移行中に２つの
次々のサテライトによって各サービス領域の有効範囲を
オーバーラップさせる構成にある。このオーバーラップ
インターバル中に出された全ての通話は、到着しつつあ
るサテライトに指定される。それ故、去りつつあるサテ
ライトがその新たなサービス領域へ向き直されるときに
は、そのオーバーラップインターバルの前に出されてそ
のオーバーラップインターバルを越えて延びる通話のみ
がサテライト対サテライトの引き渡しを受ける。
【００２２】本発明の多数の実施例においては、遠隔通
信サテライト１０の星座構成は、赤道に対して１２０°
の間隔でノード（交点）が上昇するようにして地球に対
して等間隔にされた３つの傾斜した軌道平面を有してい
る。サテライト１０は、５６００ないし１０，０００海
里の高度における中間地球軌道に配置される。この高度
範囲は、バンアレン放射帯の上であるが、地球同期(geo
sysnchronous) 軌道に対する高度よりは相当に低い。こ
れは、最小数のサテライトで過剰な電力を必要とせずに
良好な可視度(visibility)を与える。影ができるのを防
止するために少なくとも１０°の仰角で各移動セル式電
話１４及びゲートウェイステーション１２から常時少な
くとも１つの遠隔通信サテライト１０を見ることができ
る。
【００２３】図２は、最小仰角１０°で常時少なくとも
１つのサテライト１０により地球のグローバルな陸地全
体の有効範囲を与える９個のサテライトの星座構成を示
している。９個のサテライトは、３つの円形軌道平面Ｐ
1 、Ｐ2 、Ｐ3 に配列され、軌道平面Ｐ1 には３つのサ
テライト３０ａ−３０ｃが配置され、軌道平面Ｐ2 には
３つのサテライト３２ａ−３２ｃが配置され、そして軌
道平面Ｐ3 には３つのサテライト３４ａ−３４ｃが配置
される。これらのサテライトは、５６００海里の高度に
おいて各軌道平面内に１２０°の間隔で等離間される。
各軌道平面は、赤道平面に対して５５°の角度で傾斜さ
れる。異なる軌道平面におけるサテライト間の相対的な
位相角は８０°である。それ故、星座構成における１つ
のサテライトがユーザの視野から消える前に、少なくと
も１つの付加的なサテライトが仰角１０°より上で視野
に入る。
【００２４】図３は、最小仰角１０°で常時少なくとも
２つのサテライト１０により地球のグローバルな陸地全
体の有効範囲を与える１２サテライトの星座構成を示し
ている。１２個のサテライトは、３つの円形軌道平面Ｐ
1 、Ｐ2 、Ｐ3 に配列され、軌道平面Ｐ1 には４つのサ
テライト３０ａ−３０ｄが配置され、軌道平面Ｐ2 には
４つのサテライト３２ａ−３２ｄが配置され、そして軌
道平面Ｐ3 には４つのサテライト３４ａ−３４ｄが配置
される。これらのサテライトは、５６００海里の高度に
おいて各軌道平面内に９０°の間隔で等離間される。各
軌道平面は、赤道平面に対して５５°の角度で傾斜され
る。異なる軌道平面におけるサテライト間の相対的な位
相角は９０°である。
【００２５】円形軌道における遠隔通信サテライトの星
座構成は、グローバルな有効範囲を与えるために好まし
いものであるが、１つの半球のような限定されたエリア
の有効範囲を与えるには、楕円軌道における遠隔通信サ
テライトの星座構成が好ましい。図４は、最小仰角１０
°で常時少なくとも１つのサテライトにより地球の半球
状の有効範囲を与える６サテライトの星座構成を示して
いる。６個のサテライトは、３つの楕円軌道平面Ｐ4 、
Ｐ5 、Ｐ6 に配列され、軌道平面Ｐ4 には２つのサテラ
イト３０ａ−３０ｂが配置され、軌道平面Ｐ5 には２つ
のサテライト３２ａ−３２ｂが配置され、そして軌道平
面Ｐ6 には２つのサテライト３４ａ−３４ｂが配置され
る。各軌道平面は、遠地点高度６３００海里、近地点高
度６００海里、傾斜角６３．４°、上昇ノード間隔１２
０°、近地点偏角２７０°、及び異なる軌道におけるサ
テライト間の相対位相角１８０°によって画成される。
サテライトが到達する最北の緯度（これは傾斜角にも等
しい）に遠地点を配することにより、北緯に対する有効
範囲周期が最大にされる。
【００２６】図５は、最小仰角１０°で常時少なくとも
２つのサテライトにより地球の半球状の有効範囲を与え
る９サテライトの星座構成を示している。９個のサテラ
イトは、３つの楕円軌道平面Ｐ4 、Ｐ5 、Ｐ6 に配列さ
れ、軌道平面Ｐ4 には３つのサテライト３０ａ−３０ｃ
が配置され、軌道平面Ｐ5 には３つのサテライト３２ａ
−３２ｃが配置され、そして軌道平面Ｐ6 には３つのサ
テライト３４ａ−３４ｃが配置される。各軌道平面は、
遠地点高度６３００海里、近地点高度６００海里、傾斜
角６３．４°、上昇ノード間隔１２０°、近地点偏角２
７０°、及び異なる軌道におけるサテライト間の相対位
相角１８０°によって画成される。 有効範囲 グローバル 半球状 単一 二重 単一 二重 サテライト数 9 12 6 9 軌道平面数 3 3 3 3 サテライト数／平面 3 4 2 3 遠地点高度（海里） 5600 5600 6300 6300 近地点高度（海里） 5600 5600 600 600 傾斜角 55° 55° 63.4° 63.4° 上昇ノード間隔 120° 120° 120° 120° 近地点偏角 0° 0° 270° 270° 相対位相角 80° 90° 180° 180° 最小仰角 10° 10° 10° 10°
【００２７】単一のサテライト有効範囲を与える星座構
成を最初に形成し、次いで、３つのサテライトのみを追
加することにより二重の有効範囲を与えるように後で有
効範囲を拡張することができる。これに対し、二重の有
効範囲を与える星座構成は、完全なサービスを失うこと
なく各軌道平面における１つのサテライトの故障を許容
する。軌道平面において残りのサテライトの位置を調整
し、サテライトが修理又は交換されるまで単一の有効範
囲を与えることができる。
【００２８】図６は、緯度帯域±（２０°ないし４５
°）に位置する全てのユーザに連続的な２４時間のサテ
ライト可視度（仰角１０°より上）を与える６個のサテ
ライトの原型星座構成を示している。これら６個のサテ
ライトは、３つの円形軌道平面Ｐ7 、Ｐ8 、Ｐ9 に配列
され、軌道平面Ｐ7 には２つのサテライト４０ａ−４０
ｂが配置され、軌道平面Ｐ8 には２つのサテライト４２
ａ−４２ｂが配置され、そして軌道平面Ｐ9 には２つの
サテライト４４ａ−４４ｂが配置される。これらのサテ
ライトは、５６００海里の高度において各軌道平面内に
１８０°の間隔で等離間される。各軌道平面は、赤道平
面に対して５０°ないし５５°の角度で傾斜されるが、
５３°の傾斜角が最も好ましい。異なる軌道平面におけ
るサテライト間の相対的な位相角は０°である。
【００２９】図７は、原型星座構成を、９個のサテライ
トの後続星座構成へと成長したところを示している。図
７に示すように、３つの新たなサテライトが星座構成に
追加されており、軌道平面Ｐ7 、Ｐ8 、Ｐ9 の各々が１
つの追加サテライトを含んでいる。換言すれば、軌道平
面Ｐ7 は、サテライト４０ａ−４０ｃを含み、軌道平面
Ｐ8 は、サテライト４２ａ−４２ｃを含み、そして軌道
平面Ｐ9 は、サテライト４４ａ−４４ｃを含む。３つの
軌道平面の各々におけるサテライトは、好ましくは１２
０°の間隔で等離間される。従って、原型構成の少なく
とも幾つかのサテライトを元の１８０°間隔から配置し
直す必要があることを理解されたい。
【００３０】原型の星座構成を越えて追加のサテライト
を打ち上げ続けて更に大きな有効範囲を与えるというこ
の考え方は、図８の全基線サテライト星座構成へと通じ
る。全基線サテライト星座構成とは、完全な陸地全体
（沿岸エリアを含む）の有効範囲を得ることのできるも
のである。図８に示すように、全基線のサテライトベー
スの遠隔通信システムは、好ましくは、１２個のサテラ
イトを含む。従って、二重打ち上げ方法が使用される場
合には、６個のサテライトの打ち上げしか必要とされな
いことが明らかである。図８の全サテライト星座構成で
は、軌道平面Ｐ7、Ｐ8 、Ｐ9 の各々が、９０°の間隔
に等離間された４つのサテライトを含む。従って、例え
ば、軌道平面Ｐ7 は、サテライト４０ａ−４０ｄを含む
ように示されている。
【００３１】後続星座構成及び全星座構成の両方におい
て、サテライトの好ましい傾斜角は赤道平面に対して５
３゜に不変に保たれる。同様に、全ての場合におけるサ
テライトの軌道高度は、好ましくは、５６００海里に保
たれる。しかしながら、後続星座構成において、異なる
軌道平面内のサテライト間の相対的な位相角は、好まし
くは、０゜であるが、全基線サテライト星座構成の場合
の相対的な位相角は、好ましくは、３０゜である（例え
ば、１２／３／１サテライト星座構成）。ここで、１２
／３／１の表示の意味するところについて説明しておく
と、最初の数値１２は、そのサテライト星座構成に含ま
れるサテライトの総数を表し、真ん中の数値３は、その
サテライト星座構成に含まれる軌道平面の数を表し、最
後の数値１は、そのサテライト星座構成における相対位
相角が、基準位相角（３６０゜を、そのサテライト星座
構成内に含まれるサテライトの総数で割った数に等し
い）の何倍であるかを表したものである。これらの構成
では、後続星座構成は、１０゜ないし７０゜の緯度範囲
において（最低仰角１０°で）連続的な２４時間のサテ
ライト可視性を与えるが、全基線星座構成は、０゜ない
し９０゜の緯度範囲において（最低仰角１０゜で）連続
的な２４時間のサテライト可視性を与える。
【００３２】本発明によれば、サテライト可視性と、サ
テライトの有効範囲即ち利用性との間に著しい相違があ
ることを理解するのが重要である。これは、本発明によ
るサテライトが、サテライト自体のＦＯＶより小さなア
ンテナＦＯＶを使用できるからである。例えば、５６０
０海里の好ましい高度において、各サテライトのＦＯＶ
は、４４°である。しかしながら、サテライト４０ａ−
４０ｄ、４２ａ−４２ｄ及び４４ａ−４４ｄは、３８°
ないし４０°の範囲のＦＯＶを与える多ビームアンテナ
を使用するだけでよい。この差（°）は、比較的小さく
思えるが、本発明による整合されたボアサイト操向方法
を用いずにカバーすることのできる地上エリアのサイズ
に対して実際上著しい影響を及ぼす。
【００３３】図９ないし１１は、図６の原型星座構成に
対するサテライト可視性を示している。この点につい
て、図９は、原型星座構成に対してサテライト可視性の
時間周期が重畳される地球の地図を示している。陰影付
けされた領域は、連続的な２４時間のサテライト可視性
が与えられる緯度帯域を示している。従って、例えば、
上方の陰影付けされたエリア４６は、原型星座構成の６
個のサテライトが米国及び南ヨーロッパのほぼ全域にわ
たる連続的な可視性を与えることを示している。同様
に、「１日の時間」と示された欄は、原型星座構成の少
なくとも１つのサテライトが地上から見える１日の時間
数を示している。
【００３４】図１０は、本発明により全ての緯度帯域に
わたりサテライトの可視性を与えることのできる時間の
パーセンテージを示している。従って、例えば、最小仰
角１０°では、２０°ないし４０°の緯度範囲にわたっ
て１００％のサテライト有効範囲が得られることを理解
されたい。最小仰角が２０°に増加すると、有効範囲の
時間のパーセンテージは、図示されたように減少され
る。しかし、サテライトベースの遠隔通信システムが原
型星座構成から全基線の星座構成へと成長するにつれ
て、連続的な有効範囲の時間のパーセンテージは、相当
に広い緯度帯域にわたって増加することに注意された
い。例えば、図８の全基線星座構成では、最小仰角２０
°に対し１０°ないし９０°の緯度範囲において連続的
な２４時間の可視性が与えられる。しかしながら、この
場合も、これら緯度範囲において与えられる陸地全体の
有効範囲が、本発明による整合されたボアサイト操向方
法に関連して達成されることに注意されたい。４２°Ｆ
ＯＶをもつ天底を指すサテライトが使用されるようにサ
テライトアンテナのＦＯＶを大きくすることができる
が、これはあまり効果的ではない。というのは、相当に
大きなアンテナ利得が必要となり、そしてアンテナのサ
イズも大きくなるからである。たとえこの４２°ＦＯＶ
がサテライトの４４°ＦＯＶ（地球の全巾）より小さく
ても、ボアサイトとして固定の天底を指すことが、グロ
ーバルな陸地全体の有効範囲に対して受け入れられる。
図１１は、図７の原型星座構成に対するサテライト可視
性の別の図である。しかしながら、この図では、時間ギ
ャップがグラフで示され、定量化されている。
【００３５】図１２ないし１６を参照すれば、本発明に
よる「整合された」ボアサイト操向方法が製図式に示さ
れている。これらの各図は、図６の原型星座構成に使用
される６個のサテライトの約１時間の周期にわたる移動
及び操向を示している。簡単化のために、これら６個の
サテライトは、１から６まで参照番号が付けられてい
る。この一連の図は、ＦＯＶが４０°のサテライトアン
テナ（例えば、アンテナ１６及び１８）に基づくもので
ある。サテライト１に対する陰影付けされたエリア４８
のような陰影付けされたエリアがこれらサテライトの各
々に対して与えられる。これらの陰影付けされたエリア
は、サテライトアンテナのための４０°のＦＯＶを表し
ている。これら陰影付けされたエリアの各々は、サテラ
イト５に対する線５０ないし５４のような３本の弧状の
線を含む。外側の線５０は、１０°の最小仰角を表し、
中央の線５２は、２０°の仰角を表し、そして内側の線
５４は、３０°の仰角を表す。
【００３６】又、図１２ないし１６のサテライト１ない
し６の各々は、サテライト５に対する線５６及び５８の
ような２本の関連する線も含んでいる。線５６は、サテ
ライト５の軌道走行の方向を表し、一方、線５８は、地
上の目標点に対するサテライト５のボアサイト照準線を
表している。換言すれば、線５８は、サテライト５のボ
アサイトが０より大きな天底からの角度を指すことを示
している。この場合、サテライト５のアンテナ１６ない
し１８は、北アメリカに向けられる。サテライトアンテ
ナのＦＯＶが４０°の場合に、天底に対するボアサイト
角度の最大の振れは約±４°となることが明らかであ
る。これは、図１及び２の実施例に使用された広いボア
サイト操向と対照的であり、この場合は、天底に対する
ボアサイト角度の最大の振れは約±２０°であることが
明らかである。ボアサイトの振れのこの相違は、図１及
び２の実施例では小さなアンテナＦＯＶ（例えば、２３
°）が好ましくそしてこれらの実施例では固定の目標点
位置が使用されるためである。
【００３７】図１２に示すように、サテライト５は、最
小仰角１０°で米国のほぼ全土をカバーし、一方、サテ
ライト１は、この仰角では最も北の国々を除く全ヨーロ
ッパをカバーする。米国に関しては、サテライト６が、
最も北東の州をカバーするのに使用される。更に、図１
２は、米国上でサテライト５と６との間にオーバーラッ
プインターバルが設けられることを示している。この場
合に、サテライト５は到着しつつあるサテライトであ
り、一方、サテライト６は去りつつあるサテライトであ
る。従って、上記のように、サテライト５は、サテライ
ト６とのオーバーラップインターバルにおいて新たに開
始される全ての電話通話を取り扱うのに使用される。
【００３８】図１３は、図１２に示されたものよりも１
５分後の時間において原型星座構成により与えられるサ
テライトの有効範囲を示している。図１２ないし１６の
シーケンスにおける残りの図の組も、次々の１５分間隔
で原型サテライト星座構成を示している。サテライト１
ないし６の軌道周期が約６時間であることを考えると、
これらのサテライトは、一般的に固定の走行速度で地球
をめぐって移動する。その結果、本発明によるこの整合
されたボアサイト操向方法は、最小仰角１０°より上で
陸地に対する有効範囲のギャップを最小にするか、さも
なくば排除することが明らかである。このボアサイト操
向方法は、１つのサテライトのボアサイト角度の調整が
隣接サテライトのボアサイト角度の変更を必要とするこ
とが頻繁にあるという点で整合されると称する。従っ
て、例えば、サテライト２のボアサイト角度の変更は、
サテライト１及び３の両方のボアサイト角度の変更を必
要とする。
【００３９】ボアサイト操向方法が、図１７ないし２３
の一連の図に明確に示されている。この場合に、単一の
サテライト６０に対して概念を充分に説明するために、
サテライトアンテナの３５°ＦＯＶが使用される。より
詳細には、図１７ないし２３は、サテライト６０が２時
間の時間周期中にヨーロッパを走行するときの該サテラ
イトのビームパターンを示している。円６２及び６４の
ような各円は、図１のアンテナ１６のような多ビームア
ンテナの１本のビームによって与えられる有効範囲を表
している。線６６は、最小仰角１０°を表している。線
６８は、地上に対するボアサイト照準線を表している。
従って、図１７において、ボアサイトはサテライト６０
がヨーロッパに近づくにつれて前方を指し、天底に対す
るボアサイト角度は、ボアサイトの目標点が図２０にお
いてほぼ天底になるまで図１７ないし１９において減少
する。次いで、サテライトがその走行を続けるにつれ
て、ボアサイトは、図２１ないし２３においてサテライ
トの後方を見る位置へと操向される。アンテナが３５本
のビームの配列体を含むことを示すために、図２０に各
ビームが示されていることに注意されたい。
【００４０】本発明によれば、物理的なボアサイト操向
は、サテライト自体の姿勢を調整したり（本体操向）、
ジンバル支持されたアンテナを使用したり、或いはおそ
らくは電子的な収束による（例えば、位相アレーアンテ
ナでは）といった種々の機構によって達成できる。しか
しながら、本発明の整合されたボアサイト操向方法によ
れば、サテライト１ないし６（又は図６のサテライト４
０ａ−４０ｂ、４２ａ−４２ｂ及び４４ａ−４４ｂ）の
各々は、所定の軌道周期（所定の軌道期間）に対してボ
アサイト操向機構を制御するのに必要なコマンド信号又
は他のデータで、地球をベースとするステーションから
プログラムされる。この所定の軌道周期は、不必要な地
上対サテライトの送信を回避する意義のある軌道時間巾
で構成されねばならない。従って、例えば、所定の周期
は、５６００海里のサテライト高度で生じる反復する２
４時間の軌道周期である。
【００４１】本発明による１つの整合されたボアサイト
操向方法の例として、図１２ないし１６に示されたよう
なコンピュータで発生されたプロットを使用して、所定
の軌道周期中に種々のインターバルで全てのサテライト
の最も適当なボアサイト位置が決定される。これらのボ
アサイトの目標点は手動で決定することもできるが、こ
のプロセスは、適当なルールセットで自動化できること
を理解されたい。この点について、以下のアンテナビー
ム目標テーブル（ＡＢＡＴＢ）である表１ないし表７
は、６時間の周期に対する原型星座構成の６個のサテラ
イトの各々のボアサイト位置を示している。このテーブ
ルの第１部分はサテライト星座構成の形態を識別する。
より詳細には、この例では、６／３／３の位相関係が使
用され、これは、３つの軌道平面に６個のサテライトが
あって、異なる軌道平面にあるサテライト間に３ｘ６０
°の位相関係があることを意味している。ＴＩＭＥ（時
間）と表示された欄は、開始時間基準からの点（分）を
示している。第２の欄は、この所与の時間における緯度
（ＬＡＴ）を示しており、一方、第３の欄は、この所与
の時間における経度（ＬＯＮＧ）を示している。
【表１】
【表２】
【表３】
【表４】
【表５】
【表６】
【表７】
【００４２】従って、例えば、時間＝１２０分におい
て、第１サテライトのアンテナ１６ないし１８は、緯度
４３．８°及び経度１００．２°を指すようにされ、一
方、第３サテライトのアンテナは、緯度４４．４°及び
経度−１２１．２°を指すようにされる。これに対し、
時間＝１２０分において、第２サテライトについては、
テーブルに時間の入力がないことに注意されたい。むし
ろ、第２サテライトに対する最も近い時間の入力は、各
々、時間＝９０分及び時間＝１８０分である。これは、
第２サテライトのボアサイトが、時間＝９０分と時間＝
１８０分との間の９０分のインターバル中に固定のまま
であると言えるものではない。本発明のもとでの１つの
方法ステップによれば、テーブルの各時間入力の間に、
例えば、２点間の直線近似により（テーブルの最後の欄
により示す）、ボアサイトの位置を補間することができ
る。テーブルの各時間入力各々の間の差は、ボアサイト
角度を調整する必要のある速度に関係している。従っ
て、例えば、テーブルの多数の例において、連続的な２
４時間有効範囲を維持するために迅速な移動が必要とさ
れるときは、時間差が１０分に過ぎない。換言すれば、
サテライトのアンテナボアサイトは、本発明により可変
割合で操向されることを理解されたい。例えば、サテラ
イトが地球の特定の領域、例えば、ヨーロッパに到着し
つつあるか又は去りつつあるときは、ボアサイト角度が
変更される割合は、サテライトがその有効範囲の現在領
域の真上にあるときに必要とされる変更の割合よりも大
きなものとなる。いずれにせよ、本発明は、種々の異な
るサテライト姿勢制御システムと共に使用できることを
理解されたい。従って、時間に伴うボアサイトの位置を
各サテライトへと上方にリンクできるが、時間に対する
操向割合コマンドのような他のコマンド情報も供給でき
ることを理解されたい。
【００４３】図２４ないし２６を参照し、別の原型星座
構成の実施例について説明する。この原型星座構成の実
施例と図６の実施例との主たる相違は、６個のサテライ
ト４０ａ−４０ｂ、４２ａ−４２ｂ及び４４ａ−４４ｂ
の各々がそれら自身の個々の軌道平面にあって、その各
々が赤道に対して好ましくは５３°の角度で傾斜されて
いる（例えば、平面Ｐ7 ）ことである。従って、この別
の実施例に対する好ましい位相関係は６／６／４とな
る。この実施例を詳細に説明すると共に、これをその前
の原型星座構成の実施例と対比させるために、図２４な
いし２６は、図９ないし１１に一般的に対応している。
この点については、図２４に示すように、連続的なサテ
ライト可視性の帯が作用的に上方にシフトされて、ここ
では、ヨーロッパの最も南の部分を除く全域が見えるよ
うにされている。換言すれば、図６及び９ないし１１の
原型星座構成は、米国を最初にカバーするように向けら
れたが、図２４ないし２６の別の星座構成は、ヨーロッ
パを最初にカバーするように向けられる。しかし、図２
６に示すように、米国に位置するユーザとの遠隔通信に
ついては、２つの比較的僅かなギャップがカバー域に生
じるだけである。いずれの場合にも、サテライト星座構
成の好ましい高度は、依然として５６００海里である。
【００４４】最後に、図２７は、本発明による整合され
たボアサイト操向方法を実施するための１つの技術を示
すフローチャートである。第１のステップは、上記のア
ンテナビーム目標テーブルに示されたように、サテライ
ト構成を初期化することである（ブロック７０）。各サ
テライトのボアサイトは、最初に、天底のような所定の
向きにセットされる。次のステップは、時間＝０に各サ
テライトに対する最も適当なボアサイトを決定すること
である（ブロック７２）。図１２に示すようなチャート
を用いて、この決定の手引きとすることができる。しか
しながら、このプロセスは、適当なプログラミングで更
に自動化できることも理解されたい。
【００４５】時間＝０におけるボアサイトが決定される
と、第１サテライトに対してボアサイトの操向割合の変
更が必要とされるかどうかを考慮するために時間周期を
所定量だけ増加しなければならない（ブロック７４）。
例えば、５分の最小時間周期を使用することができる。
しかしながら、サテライトの高度、及びそれらが地球軌
道を回る速度にも基づいて、他の適当な時間周期を選択
できることも理解されたい。従って、時間＝５分におい
て、第１サテライトに対しボアサイト操向割合を変更す
べきかどうかの判断を行わねばならない（菱形７６）。
操向割合の変更が必要とされる場合は、新たなボアサイ
ト目標点を決定する（ブロック７８）。この新たなボア
サイト目標点は、上記のアンテナビーム目標テーブルに
入力として記憶される。所望の有効範囲を維持するため
に割合変更が必要とされない場合には、別の時間増分を
考慮する前に他のサテライトの各々に対してこの決定を
順次に行わねばならない。従って、図２７は、現在考慮
されているサテライトが星座構成における最後のサテラ
イトであるかどうかのチェックを示している（菱形８
０）。現在サテライトが最後のサテライトでない場合に
は、星座構成における次のサテライトが検査される（ブ
ロック８２）。
【００４６】星座構成の全てのサテライトが現在時間増
分においてその有効範囲について検査されたときに、そ
の時間増分が、割合調整を考慮する所定の時間周期にお
ける最後の時間増分であるかどうかのチェックがなされ
る（菱形８４）。現在時間増分が最後の時間増分でない
場合には、時間周期が増加され、そしてプロセスが繰り
返される。完全な時間又は軌道周期が評価されたとき
に、補間ステップを実行し、テーブルの一連のボアサイ
ト目標点を割合コマンドに変換する（ブロック８６）。
最後に、ボアサイトを調整するためのこれら割合コマン
ド又は他の適当なデータを星座構成の各サテライトに送
信する（ブロック８８）。これらの割合コマンドは、図
１に示すゲートウェイステーション１２のような１つ以
上の地上ベースの制御ステーションから送られる。例え
ば、割合コマンドは、地上ベースの制御ステーションが
配置されている有効範囲の領域上を各サテライトが順次
通過するときに１つの地上ベースの制御ステーションか
らアップ方向にリンクすることができる。地上ベースの
ステーションが配置された領域を星座構成の全てのサテ
ライトがカバーするのでない場合には、付加的な地上ベ
ースステーションを用いて、割合コマンドを予め選択さ
れたサテライトへ送信することができる。
【００４７】以上の説明から、本発明は、サテライトベ
ースのセル式遠隔通信システムの分野に著しい進歩をも
たらすことが明らかであろう。本発明の幾つかの好まし
い実施例を図示して説明したが、本発明の精神及び範囲
から逸脱せずに他の応用及び変更がなされ得ることが明
らかであろう。従って、本発明は上記の実施例に限定さ
れるものではなく、特許請求に範囲のみによって限定さ
れるものとする。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるサテライトベースのセル式遠隔通
信システムの概略図である。
【図２】地球の単一のグローバルな陸地全体の有効範囲
を与える遠隔通信サテライトの星座構成を示す概略図で
ある。
【図３】地球の二重のグローバルな陸地全体の有効範囲
を与える遠隔通信サテライトの星座構成を示す概略図で
ある。
【図４】地球の単一の半球状の有効範囲を与える遠隔通
信サテライトの星座構成を示す概略図である。
【図５】地球の二重の半球状の有効範囲を与える遠隔通
信サテライトの星座構成を示す概略図である。
【図６】地球の部分的有効範囲を与える遠隔通信サテラ
イトの原型星座構成を示す概略図である。
【図７】地球の更なる有効範囲を与える遠隔通信サテラ
イトの後続星座構成を示す概略図である。
【図８】地球の完全な陸地全体の有効範囲を与える遠隔
通信サテライトの全基線星座構成を示す概略図である。
【図９】図６の原型星座構成を用いたサテライト可視性
を示す図である。
【図１０】図６の原型星座構成を用いたサテライト有効
範囲を示すグラフである。
【図１１】図６の原型星座構成を用いたサテライト有効
範囲を示す別のグラフである。
【図１２】図６の原型星座構成を用いたサテライト有効
範囲を製図式に示す図である。
【図１３】図６の原型星座構成を用いたサテライト有効
範囲を製図式に示す図である。
【図１４】図６の原型星座構成を用いたサテライト有効
範囲を製図式に示す図である。
【図１５】図６の原型星座構成を用いたサテライト有効
範囲を製図式に示す図である。
【図１６】図６の原型星座構成を用いたサテライト有効
範囲を製図式に示す図である。
【図１７】本発明によるビーム操向方法を用いた可変ア
ンテナパターンを製図式に示す図である。
【図１８】本発明によるビーム操向方法を用いた可変ア
ンテナパターンを製図式に示す図である。
【図１９】本発明によるビーム操向方法を用いた可変ア
ンテナパターンを製図式に示す図である。
【図２０】本発明によるビーム操向方法を用いた可変ア
ンテナパターンを製図式に示す図である。
【図２１】本発明によるビーム操向方法を用いた可変ア
ンテナパターンを製図式に示す図である。
【図２２】本発明によるビーム操向方法を用いた可変ア
ンテナパターンを製図式に示す図である。
【図２３】本発明によるビーム操向方法を用いた可変ア
ンテナパターンを製図式に示す図である。
【図２４】サテライトの各々がそれら自身の個々の軌道
平面に存在する別の星座構成を用いたサテライト可視性
を製図式に示す図である。
【図２５】図２４に示す原型星座構成を用いたサテライ
ト有効範囲のグラフである。
【図２６】図２４に示す原型星座構成を用いたサテライ
ト有効範囲の別のグラフである。
【図２７】本発明による整合されたボアサイト操向方法
を更に詳細に示すフローチャートである。
【符号の説明】
１０ 遠隔通信サテライト １２ ゲートウェイステーション １４ 移動セル式電話 １６、１８ 多ビームアンテナ ２０、２２ アンテナ ２４ ローカル・長距離電話ネットワーク ２６ 固定電話 Ｐ1 、Ｐ2 、Ｐ3 軌道平面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロジャー ジェイ ラッシュ アメリカ合衆国 カリフォルニア州 90274 パロス ヴェルデス エステイ ツ ヴィア フェルナンデス 1521 (56)参考文献 特開 平５−102920（ＪＰ，Ａ) 特開 昭60−153231（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−179035（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−95291（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−219727（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−272235（ＪＰ，Ａ) 大舘、大黒、畔柳「低軌道周回衛星利 用携帯電話方式の基礎検討」電子通信学 会技術研究報告ＶＯＬ．83 ＮＯ．98 ＰＰ．87−94，ＣＳ83−66，1983年７月 29日、社団法人電子通信学会 木村小一「衛星航法」再版、ＰＰ. 113−121、昭和53年９月１日、海文堂出 版株式会社 日本測地学会編「新訂版ＧＰＳ−人工 衛星による精密測位システム−」ＰＰ. 193−195、1989年11月15日、社団法人日 本測量協会 宮 憲一編「衛星通信工学」ｐｐ．25 −29，昭和44年（1969年）６月30日、株 式会社ラティス Ｊａｍｅｓ Ｍａｒｔｉｎ：”Ｃｏｍ ｍｕｎｉｃａｔｉｏｎ Ｓａｔｅｌｌｉ ｔｅ Ｓｙｓｔｅｍｓ”，ｐｐ．41− 60，1978，Ｐｒｅｎｔｉｃｅ−Ｈａｌ ｌ，Ｉｎｃ. Ｗ．Ｊ．ＢＲＡＹ：”Ｓａｔｅｌｌｉ ｔｅ Ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ Ｓｙｓｔｅｍｓ”，Ｐｏｓｔ Ｏｆｆｉ ｃｅ Ｅｌｅｃｔ．Ｅｎｇ．Ｊ．，55 Ｐａｒｔ２（Ｊｕｌｙ 1962），ｐｐ. 97−104 川橋 猛編著「衛星通信」５版、ｐ ｐ．８−９、昭和56年６月25日、株式会 社コロナ社 日本ＡＭＳＡＴ編「アマチュアの衛星 通信」２版、ｐｐ．69−72、昭和50年２ 月28日、ＣＱ出版株式会社 「ＣＱ ｈａｍ ｒａｄｉｏ」第43 巻・第11号、ｐｐ．214−221、昭和63年 11月１日、ＣＱ出版株式会社 「「移動体衛星通信国際フォーラム」 講演集」ｐｐ．178−181、平成元年５月 10日、財団法人国際衛星通信協会 (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) H04B 7/14 - 7/26 H04Q 7/00 - 7/38

Claims (11)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 セル式電話通信システムにおいて、少な
    くとも１つの移動セル式電話（１４）、サテライト星座
    構成を形成する複数の遠隔通信サテライト（１０）のう
    ちの１つおよび少なくとも１つの他の移動セル式電話
    （１４）またはゲートウエイステーション（１２）の間
    の通信を制御する方法において、 前記サテライト（１０）の各々の少なくとも１つのアン
    テナ（１６、１８、２０、２２）に対して所定の軌道期
    間にわたり異なる収束方向のシーケンスを決定し、前記
    サテライト（１０）の各々の前記少なくとも１つのアン
    テナ（１６、１８、２０、２２）の前記収束方向が前記
    所定の軌道期間中に変化した割合で調整されるようにす
    る段階と、 前記サテライト（１０）の各々の前記少なくとも１つの
    アンテナ（１６、１８、２０、２２）の前記所定の軌道
    期間にわたって前記収束方向を前記シーケンスにしたが
    って調整するのに適した少なくとも１つの地上ベース制
    御ステーションから前記サテライト（１０）の各々へデ
    ータを含むコマンド情報を周期的に送信する段階とを含
    み、 前記サテライト（１０）の各々に対する前記少なくとも
    １つのアンテナ（１６、１８、２０、２２）の異なる収
    束方向のシーケンスの前記決定は、前記軌道期間の少な
    くとも一部分中隣接サテライト（１０）の少なくとも１
    つのアンテナ（１６、１８、２０、２２）の収束方向変
    化のシーケンスを考慮して協調して行われており、 前記サテライト星座構成は、地球の限定された領域のみ
    に対する連続２４時間サテライト可視性を与えるもので
    あり、 前記サテライトの数、前記サテライトの視野および前記
    サテライト星座構成の軌道構成は、全地球カバーレージ
    よりも小さな所定の世界的範囲にわたる２４時間セル式
    電話通信カバーレージを与えるように組み合わされてい
    る、 ことを特徴とする方法。
  2. 【請求項２】 前記サテライト（１０）の各々へ送信さ
    れる前記コマンド情報は、時間に関するボアサイト位置
    および時間に関する可変操向割合コマンドを含む請求項
    １記載の方法。
  3. 【請求項３】 前記収束方向が調整される前記割合は、
    前記サテライトがカバーレージの特定の領域に入るか、
    または、その特定の領域から出ていくときの方が、その
    サテライトがカバーレージのその現在の領域の真上にあ
    るときよりも大きい請求項１記載の方法。
  4. 【請求項４】 前記サテライトのアンテナのボアサイト
    は、所定の割り当てサービス領域の中心に向けられたま
    まに、このサービス領域が前記サテライトに対して見う
    る間中、維持される請求項１記載の方法。
  5. 【請求項５】 前記サテライト（１０）の各々は、前記
    収束方向のシーケンスを、電子的収束によって達成する
    請求項１記載の方法。
  6. 【請求項６】 前記サテライト（１０）の各々は、前記
    収束方向のシーケンスを、前記サテライト（１０）の姿
    勢を変えることによって達成する請求項１記載の方法。
  7. 【請求項７】 前記サテライト（１０）の各々は、前記
    収束方向のシーケンスを、前記アンテナ（１６、１８、
    ２０、２２）の姿勢を前記サテライト（１０）の姿勢に
    対して変えることによって達成する請求項１記載の方
    法。
  8. 【請求項８】 前記収束方向のシーケンスは、前記所定
    の軌道期間中個々の時間インターバルで特定の収束方向
    を選択し、前記選択された収束方向の各々の間の複数の
    収束方向を補間することによって決定される請求項１記
    載の方法。
  9. 【請求項９】 前記個々の時間インターバルの持続時間
    は、ボアサイト角を調整すべき速度に関連付けられてい
    る請求項８記載の方法。
  10. 【請求項１０】 前記コマンド情報は、前記サテライト
    （１０）の軌道期間に関連した時間にて前記サテライト
    （１０）の各々へ送信される請求項１記載の方法。
  11. 【請求項１１】 前記コマンド情報は、１つの２４時間
    期間にわたる前記収束方向のシーケンスを行うために前
    記サテライト（１０）によって必要とされる情報を含む
    請求項１記載の方法。
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