JP7237235B2 - 多衛星システム - Google Patents

Description

本発明は、多衛星システムに関し、たとえば、光通信に関し、具体的には緩い光ファイバを使用して衛星間の通信をサポートすることに関する。

衛星間の通信または衛星と地上高周波（ＲＦ）リンクとの間の通信は、高いデータ速度のディジタル通信を必要とする。最近では、より高いデータ速度を達成するために、自由空間光（ＦＳＯ）リンクを使用し始めている。信頼できる通信を可能にするための通信経路のビーム幅が非常に狭いため、ＦＳＯリンクをサポートするために、送信機および受信機を非常に近接に整列させなければならない。

このような整列を概ね達成できる典型的な方法は、衛星本体の回転、または衛星本体とは独立してトランシーバ（ＴＲｘ）光学系、例えば望遠鏡を回転するための１軸ジンバルまたは２軸ジンバルを含み、章動ファイバまたはＭＥＭＳミラーなどの精細ステアリング機構（ＦＳＭ）を使用した配置の精細な調節を含む。前者の方法（衛星本体または１軸ジンバル）は、単一のビームのみの向きを変更することができるため、複数の衛星（例えば、一群の交差リンクまたは大群の衛星）間の通信には適していない。後者の方法（２軸ジンバル）は、一般的に大型衛星に使用されるが、２軸ジンバルのサイズ、重量および正確な製造によって、（立方体衛星を含む）小型衛星の使用には向かない。

当技術分野において複数のＦＳＯビームの別個の向きを可能にする公知の１つの方法は、単一のＦＳＯビームをサポートし且つ近接に配置された衛星を離間させ、本体の回転によって衛星を整列させ、衛星間の全方向ＲＦリンクまたはワイドビーム自由空間光リンクで完全な通信能力を提供する。この方法の１つの主要な問題は、全方向ＲＦリンクまたはワイドビーム自由空間光リンクが、利用可能なデータ速度を制限するボトルネックとなり得ることである。

したがって、上記の問題を解決するために、衛星間のデータ通信をより高速にする必要がある。

単一のＦＳＯビームに制限される本体回転または１軸ジンバルを使用する、または大型で重く且つ正確な製造を必要とする２軸ジンバルを使用する現行のシステムとは異なり、本発明は、衛星間に高いデータ速度の自由空間光（ＦＳＯ）通信を可能にする緩い光ファイバテザリング技術を提供する。本発明のいくつかの実施形態は、多衛星システムを提供する。この多衛星システムは、近接距離で離間された複数の衛星を含み、各衛星は、単一のＦＳＯビームを有し、これらの衛星は、複数の同時通信経路を可能にする緩い光ファイバテザーを介して接続される。テザーを「緩く」することによって、１つの衛星の避けられない動きが他の衛星に影響を与えないことを保証する。ＦＳＯリンクのビーム幅が狭いため、１つの衛星の動きが他の衛星に与える影響は、通信の信頼性を著しく低下させる。

本発明のいくつかの実施形態によれば、多衛星システムは、宇宙に発射された後、所定の距離で離間するように構成された第１の衛星および第２の衛星と、第１の端部および第２の端部を有する光ファイバを含むテザーとを含み、第１の端部は、第１の衛星に接続され、第２の端部は、第２の衛星に接続され、テザーの長さは、所定の距離よりも大きい。この場合、第１の衛星は、第２の衛星への通信リンクを提供するために、光ファイバの第１の端部に接続された光トランシーバと、テザーの一部の巻線を収容するためのスプールと、第１の遠方衛星または地上局への第１の通信リンクを提供するための自由空間光トランシーバとを含む。第２の衛星は、第１の衛星への通信リンクを提供するために、光ファイバの第２の端部に接続された光トランシーバと、テザーの一部の巻線を収容するスプールと、第２の遠方衛星または地上局への第２の通信リンクを提供するための自由空間光トランシーバとを含む。

本発明は、２軸ジンバルを必要とせず、緩い光ファイバでつながった２つ以上の近接に離間された衛星（各衛星が独立して回転することによって、自由空間光学ビームの指向を変更する）を含む多衛星システムを使用することによって、衛星間に独立して変更される非常に高いデータ速度の通信リンクを提供するという課題に対処する。光ファイバは、当技術分野で公知の全方向ＲＦリンクまたはワイドビーム自由空間光リンクよりも遥かに高いデータ速度をサポートする。テザーは、当技術分野で公知のものとは異なり、「緩い」（または「緊張していない」）であるため、１つの衛星の動きが他の衛星の動きに影響を与えない。これによって、ＦＳＯビームのステアリング角を正確に維持することができる。対照的に、従来の緊張したテザーを使用する場合、１つの衛星の避けられない動きは、他の衛星のＦＳＯリンクの摂動を引き起こすため、接続を失わせるまたは性能を著しく低下させる。

緩いテザーのさらなる利点は、光ファイバテザーに限定されないことである。また、電気ケーブルテザーを使用することによって、（例えば、１つの衛星が特定の時間にまたは太陽放射線または太陽電池のレベルの増加によって過剰な電力を有する場合）１つの衛星から別の衛星へ電力を伝送することができる。また、衛星の回転およびＦＳＯビームの方向に影響を与えないことを確実にするために、緩いテザーを必要とする。

別の追加の利点は、テザーを周期的に巻き上げるおよびリリースすること（これは、ＦＳＯ通信経路に影響を与えるため、保守時間中に行う）によって、テザーを使用して衛星を近接離間に維持するのに役立つことである。

以下、添付の図面を参照して本開示の実施形態をさらに説明する。図面は、必ずしも一定の縮尺で描かれていない。代わりに、本開示の実施形態の原理を示すために、図面を強調する場合がある。

本発明のいくつかの実施形態に従って、衛星間の緩いテザリングを示す概略図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、衛星間の緩いテザリングを示す概略図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、３つ以上の衛星間の緩いテザリング構成を示す概略図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、３つ以上の衛星間の緩いテザリング構成を示す概略図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、通信に関連するサブアセンブリおよび通信リンクの構成を示す概略図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、衛星展開段階を示す図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、衛星展開段階を示す図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、衛星展開段階を示す図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、張力維持段階を示す図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、張力維持段階を示す図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、張力維持段階を示す図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、張力維持段階を示す図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、張力測定段階を示す図である。 本発明のいくつかの実施形態に従って、張力測定段階を示す図である。

上記の特定の図面は、本開示の実施形態を図示しているが、議論したように、他の実施形態も考えられる。本開示は、限定ではなく例示として、例示的な実施形態を提供する。当業者は、本開示の実施形態の原理の範囲および精神に含まれる多くの他の変形例および実施例を考案することができる。

以下の説明は、例示的な実施形態のみを提供するものであり、本開示の範囲、適用または構成を制限することを意図していない。むしろ、以下の例示的な実施形態の説明は、１つ以上の例示的な実施形態の実施を可能にするための説明を当業者に与える。添付の特許請求の範囲に記載された主題の精神および範囲から逸脱することなく、要素の機能および配置に対する様々な変更が考えられる。

実施形態を完全に理解するために、以下の説明において具体的な詳細を提供する。しかしながら、当業者によって理解されるように、これらの具体的な詳細がなくても、実施形態を実施することができる。例えば、不必要な詳細で実施形態を不明瞭にしないように、開示された主題のシステム、プロセスおよび他の要素は、ブロック図においてコンポーネントとして示されることがある。別の場合において、実施形態を不明瞭にしないように、周知のプロセス、構造および技術は、不必要な詳細を省いて示されることがある。さらに、様々な図面において、同様の参照番号および名称は、同様の要素を示す。

また、各々の実施形態は、フローチャート、フロー図、データフロー図、構造図、またはブロック図として示されるプロセスとして説明されることがある。フローチャートが動作を順次のプロセスとして説明しても、多くの動作は、並列にまたは同時に実行されてもよい。また、動作の順序は、変更されてもよい。プロセスの動作が完了したときに、プロセスを終了することができるが、このプロセスは、討論されていないまたは図示されていない追加のステップを含むことができる。さらに、具体的に記載されたプロセス内の全ての動作は、全ての実施形態に含まれる必要がない。プロセスは、方法、関数、プロシージャ、サブルーチン、サブプログラムなどであってもよい。プロセスが関数である場合、関数の終了は、当該関数を呼び出し関数または主関数に復帰させることに対応する。

さらに、開示された主題の実施形態は、手動でまたは自動で、少なくとも部分的に実装されてもよい。手動または自動の実装は、マシン、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェア、ミドルウェア、マイクロコード、ハードウェア記述言語、またはそれらの任意の組み合わせで実装されてもよく、または少なくとも支援されてもよい。ソフトウェア、ファームウェア、ミドルウェア、またはマイクロコードで実装される場合、必要なタスクを実行するためのプログラムコードまたはコードセグメントは、機械可読媒体に記憶されてもよい。プロセッサは、必要なタスクを実行することができる。

図１Ａは、１つ以上の引力体、例えば地球１０１、月および／または他の天体の周り、それらの間、またはそれらの近くの開放軌道または閉鎖軌道において、緩い光ファイバテザー１０４を介して接続された２つの衛星１０２および衛星１０３を含む多衛星システム１００を示す。衛星１０２は、遠方衛星１０８に向ける自由空間光ビームを使用する自由空間光（ＦＳＯ）通信リンク１０７を含む。遠方衛星１０８は、衛星１０２および／または衛星１０３の軌道と同様の（同一の）軌道に配置されてもよく、または衛星１０２および／または衛星１０３の軌道と異なる軌道に配置されてもよい。

例えば、緩い光ファイバテザー１０４は、支持材料を含む光ファイバから形成されてもよい。長期間の制動および安定性を達成するために、支持材料は、光ファイバ（または複数の光ファイバ）を覆うスチールまたは銅ワイヤ、弾性アクリル糸またはポリマ材料を含むことができる。光テザー１０４に使用された光ファイバは、シングルモードファイバ、マルチモードファイバ、または宇宙放射線の影響を低減するために特別にドープされたファイバ（例えば、フッ素によってドープされたコア光ファイバ）であってもよい。自由空間光通信リンク１０５および１０７は、送信器に設けられたレーザまたはＬＥＤ光源から出射され、天体望遠鏡または他の手段を用いて細い光ビームに集束された光を使用する。光信号は、転送される所望のデータの情報を伝達するように変調される。光の変調は、振幅、位相、周波数、空間モード、または当技術分野で公知の他の方法で行うことができる。宇宙において自由空間光リンクの典型的な波長は、約１０６４ｎｍまたは１５５０ｎｍを含むが、他の波長を使用してもよい。光信号は、天体望遠鏡または他の手段およびデータを検出し復号するための光受信器を用いて、リンクの終端で受信される。光受信器は、直接検出型受信器であってもよく、またはコヒーレント型受信器であってもよい。

同様に、衛星１０３は、遠方衛星１０６に向けるＦＳＯリンク１０５を含む。光ファイバテザー１０４は、衛星１０２と衛星１０３との間の一方向または双方向の高速データ通信リンクをサポートする。したがって、完全な一方向または双方向の高速データ通信リンクが衛星１０６、１０３、１０２および１０８の間に形成され、長距離高速通信をサポートする。

長距離高速データ通信をサポートするために、ＦＳＯリンク１０５および１０７は、高度な指向性を有する必要がある。したがって、リンクの向きを正確に維持する必要がある。遠方衛星１０６および１０８は、衛星１０２および１０３と同一の軌道に配置されてもよく、または異なる軌道に配置されてもよい。また、これらの衛星は、ＦＳＯリンク１０５および１０７の方向を変更する様々な外乱の影響を受ける。いずれの場合においても、高指向精度、その結果、高速データ伝送を維持するために、ＦＳＯリンクの方向は、定期的に調整される必要がある。このような調整は、衛星本体の向き調整または当技術分野で公知の他の方法によって達成することができる。

衛星１０２および１０３を十分に近接に離間させることによって、光学テザー１０４は、正常動作時に緩い状態に維持される。このようにして、他方の衛星に影響を与えることなく、一方の衛星の向きを独立して調整することができる。同様に、一方の衛星の外乱も他方の衛星に伝達されない。一方、光ファイバテザーが緊張状態である場合、一方の衛星１０２または１０３の外乱または向き調整は、他方の衛星１０３または１０２に直接的な影響を与えるため、ＦＳＯリンク１０５または１０７の性能を低下させる。

図１Ｂは、多衛星システム１００内の近接に離間された衛星１０２および１０３が、ＦＳＯリンク１０５および１０７を介して、地上基地局（地上局）１１０および１１１に指向する代替的な構成を示す。この構成は、地上局１１０、１１１と衛星１０２、１０３との間の一方向または双方向の高速データ通信リンクをサポートする。衛星１０２および１０３が軌道に沿って移動するときに、高速データリンクを維持するために、ＦＳＯリンク１０５および１０７の方向は、図１Ａに記載された方法と同様に、当技術分野で公知の衛星本体の向き調整または他の方法によって調整される。

図２Ａは、３つの独立した方向のＦＳＯリンクをサポートする３つの近接に離間された衛星２０１、２０２および２０３を含む多衛星システム２００を示す。３つの衛星は、緩い光ファイバテザー２０４および２０５を介して接続されている。このようにして、高速データ通信は、衛星２０１、２０２および２０３と、ＦＳＯリンク２０６、２０７および２０８の終端に位置する衛星／地上局との間に維持される。

図２Ｂは、３つの緩い光ファイバテザー２１５、２１６および２１７を介して接続され、３つの独立したＦＳＯリンク２１６、２１７および２１８をそれぞれスポットする４つの近接に離間された衛星２１１、２１２、２１３および２１４を含む多衛星システム２１０を示す。図２Ａおよび図２Ｂは、例示的な構成を示し、同様の他の構成も考えられる。本開示は、限定ではなく例示として、例示的な実施形態を提示する。当業者は、本開示の実施形態の原理の範囲および精神に含まれる多くの他の変形例および実施例を考案することができる。

図３は、通信に関連するサブアセンブリおよび通信に関連するリンクの構成を示す概略図である。多衛星システム３０１は、緩い光ファイバテザー３０６を介して接続された２つの衛星３０２および３０３を含む。光ファイバテザーは、各衛星に設けられた巻取スプール３０４および３０５に部分的に巻回される。各衛星内の光ファイバテザーの長さは、同じである必要がない。自由空間光ビーム３１１を介して遠方衛星への双方向のデータ転送を可能にするために、光テザー３０７の一端は、自由空間光モジュール３０９に接続される。同様に、自由空間光ビーム３１２を介して遠方衛星への双方向データ転送を可能にするために、光テザー３０８の他端は、自由空間光モジュール３１０に接続される。巻取スプールの回転中にテザーの交絡を避けるために、光ファイバスリップリングまたは当技術分野で公知の他の方法が使用される。

第１の衛星３０２の自由空間光ビーム３１１の向きを変更するために、姿勢制御システム（ＡＣＳ）３１３を使用することができる。同様に、第２の衛星３０３の自由空間光ビーム３１２の向きを変更するために、姿勢制御システム（ＡＣＳ）３１４を使用することができる。自由空間光学モジュール３０９および３１０の一部として１軸ジンバルを使用して、光ビーム向きの追加的な微調整を行うことができる。光ファイバテザー３０６が緩んでいるため、第１の衛星３０２に与えるＡＣＳおよび／または１軸ジンバルの影響は、第２の衛星３０３の自由空間光ビーム３１２の向きに影響を与えず、その逆も同様である。

光ファイバテザー３０６は、テザーをより重く且つより大きくするが、より頑丈にするための強度部材を含むことができる。ファイバテザー３０６は、１つ以上の光ファイバを含むことができ、電力または追加の信号を伝送するための電気ケーブルを含むこともできる。

図４Ａ、４Ｂおよび４Ｃは、衛星を展開するためのいくつかの段階を示す。図４Ａは、２つの衛星４０２および４０３がラッチ／リリース機構４０７によって互いに接続されている発射構成４０１を示す。光テザー４０６は、各衛星の巻取スプール４０４および４０５に巻回される。各衛星の光ファイバの割合は、必要に応じて、設計または製造時に制御することができる。一方の衛星の光ファイバの割合をほぼゼロにし、全ての光ファイバを他方の衛星に配置することができる。

軌道に発射および配置された後、図４Ｂに示すように、最初の展開段階４１０が開始される。ラッチ／リリース機構４０７は、リリースモードに設定され、２つの衛星４０２および４０３は、低速で強制的に離間される。離間力は、リリース機構４０７自体または当技術分野で公知の他の方法、例えばスラスタによって提供される。衛星４０２および４０３が離間されることにつれて、光ファイバ４０６は、巻取スプール４０４および４０５から継続的にリリースされる。所望の離間距離に達すると、ファイバの展開を停止し、テザーを緊張させることによってまたはスラスタから力を供給することによって、衛星の相対運動を停止させる。図４Ｃは、最終の展開段階４２０を示す。最終の展開段階４２０において、光ファイバテザーは、ＦＳＯリンクを介した通常の通信動作がサポートされるように、緩くなるようにさらにリリースされる。余分のリリース量は、予測量の衛星外乱および本体の向き調整を伴う通常の動作時に、光テザーが緊張状態にならないのに十分である。

図５Ａ、５Ｂ、５Ｃおよび５Ｄは、張力維持段階を示す。図５Ａは、テザー５０５が緩んでいる正常動作５００を示す。しかしながら、２つの衛星５０１および５０２に作用する様々な外乱力によって、それらが離れるようになり、最終的に、有限の長さを有するテザー５０５が緊張状態になる。テザーが緊張状態になると、一方の衛星の動きが他方の衛星に影響を与え、ＦＳＯリンクを劣化させる。このことが生じる前に、テザーを使用して衛星間の距離を減らす。このプロセスは、ＦＳＯリンクの高性能を保証することができないため、保守時間中に実行される。図５Ｂに示された段階５１０において、テザー５０５は、モータ（図示せず）によってスプール５０３および５０４に巻き上げられ、緊張状態になる。図５Ｃに示すように、段階５２０において、テザー５０５は、スプール５０３および５０４にさらに巻き上げられ、衛星５０１および５０２間の距離を減らす。この巻き上げは、衛星の所望の離間を達成するまで継続する。図５Ｄに示された段階５３０において、光テザーは、緩くなるようにリリースされ、ＦＳＯリンクを介した通常の通信動作を可能にする。

張力を維持するための代替的な方法は、衛星５０１および５０２の軌道調整または位置保持を行うための従来のスラスタを使用して、光テザーが緊張状態にならないように衛星の間隔を維持することである。別の方法は、衛星５０１および５０２に作用する抗力差を利用することができる。衛星が低地球軌道（ＬＥＯ）に配置されるとき、空気抵抗が、衛星に作用することによって、衛星の軌道に影響を与える。衛星５０１および５０２は、（僅かに）異なる軌道に位置する場合または進行速度方向に対して異なる断面積を有する場合、（または、異なる断面積を露出している場合）、異なる量の抗力を受ける。したがって、衛星５０１および５０２は、互いに近くなるまたは互いから離れる。これによって、衛星の間隔および衛星間の光テザーの緊張状態を制御することができる。この方法は、保守時間を必ずしも必要としないため、正常動作を常に維持することができる。

図６Ａおよび図６Ｂは、張力測定段階を示す。正常動作６００時に、テザー６０５が緩んでいるため、張力測定装置６０６および６０７は、（当技術分野で公知の張力測定方法に従って）テザーのゼロまたは既定の許容量の張力を測定する。衛星が離れる（６１０）と、テザーの緩みがなくなるため、張力測定装置６０６および６０７によって測定された張力が増加する。張力閾値が超えられると（もしくは保守時間中において予め張力閾値が超えられると）、上述した張力維持方法が実行され、正常動作を維持することができる。

上述した本開示の実施形態は、多くの方法で実装されてもよい。例えば、実施形態は、ハードウェア、ソフトウェア、またはそれらの組み合わせで実装されてもよい。ソフトウェアで実装される場合、ソフトウェアコードは、単一のコンピュータに設けられたまたは複数のコンピュータに分散されたことにも拘らず、任意の適切なプロセッサまたは一群のプロセッサで実行されてもよい。このようなプロセッサは、集積回路として実装されてもよい。１つの集積回路要素は、１つ以上のプロセッサを含むことができる。しかしながら、プロセッサは、任意の適切な回路で実装されてもよい。

また、本開示の実施形態は、一例として提供された方法として具現化されてもよい。本方法の一部として実行される動作は、任意の適切な方法で順序付けられてもよい。したがって、例示的な実施形態において順次に実行される動作とは異なる順序で動作を実行すること、いくつかの動作を同時に実行することを含み得る実施形態を構築することができる。さらに、請求項において請求項要素を修飾するための順序用語、例えば第１、第２などの使用は、別の請求項要素に対する１つの請求項要素の優先順位、前後順位もしくは順序、または方法の動作を実行する時間順序を意味しておらず、単に請求項要素を区別するためのラベルとして使用され、（順序用語を使用することによって）特定の名前を有する１つの請求項要素と同じ名前を有する別の要素とを区別させる。

いくつかの好ましい実施形態を参照して本開示を説明したが、理解すべきことは、本開示の精神および範囲内で、様々な他の改造および修正を行うことができることである。したがって、添付の特許請求の範囲は、本開示の真の精神および範囲内にある全ての変形および修正を網羅する。

Claims (16)

1. 多衛星システムであって、
   宇宙に発射された後、所定の距離で離間するように構成された第１の衛星および第２の衛星と、
   第１の端部および第２の端部を有する光ファイバを含むテザーとを含み、前記第１の端部は、前記第１の衛星に接続され、前記第２の端部は、前記第２の衛星に接続され、前記テザーの長さは、前記所定の距離よりも大きく、
   前記第１の衛星は、
   前記第２の衛星への通信リンクを提供するために、前記光ファイバの前記第１の端部に接続された光トランシーバと、
   前記テザーの一部の巻線を収容するためのスプールと、
   第１の遠方衛星への第１の通信リンクを提供するための自由空間光トランシーバとを含み、
   前記第２の衛星は、
   前前記第１の衛星への通信リンクを提供するために、記光ファイバの前記第２の端部に接続された光トランシーバと、
   前記テザーの一部の巻線を収容するスプールと、
   第２の遠方衛星への第２の通信リンクを提供するための自由空間光トランシーバとを含む、多衛星システム。
2. 前記第１の衛星および前記第２の衛星は、それぞれ、前記第１の衛星および前記第２の衛星の自由空間光ビームを前記第１の遠方衛星および前記第２の遠方衛星に向けるよう、前記衛星の向きを変更するように構成された姿勢制御システム（ＡＣＳ）を含む、請求項１に記載の多衛星システム。
3. 前記第１の衛星および前記第２の衛星は、姿勢制御システム（ＡＣＳｓ）および１軸ジンバルを含み、
   前記ＡＣＳｓおよび前記１軸ジンバルは、前記第１の衛星からの自由空間光ビームを前記第１の遠方衛星に向けるよう、かつ、前記第２の衛星からの自由空間光ビームを前記第２の遠方衛星に向けるよう、前記衛星の向きを変更するように構成される、請求項１に記載の多衛星システム。
4. 前記第１の衛星および前記第２の衛星は、前記多衛星システムが所定の軌道に到達したときに前記第１の衛星および前記第２の衛星を離間するように構成されたラッチ／リリース機構を含む、請求項１に記載の多衛星システム。
5. 前記第１の衛星および前記第２の衛星のうちの少なくとも１つは、前記テザーの張力を測定するように構成された張力測定装置を含む、請求項１に記載の多衛星システム。
6. 前記第１の衛星および前記第２の衛星のうちの少なくとも１つは、前記テザーの張力を測定するように構成された張力測定装置と、前記テザーを短くまたは長くするように構成されたスプール巻取装置とを含む、請求項１に記載の多衛星システム。
7. 前記多衛星システムが低地球軌道に配置されたときに、前記衛星間の前記所定の距離は、抗力差または軌道操作によって調整される、請求項５に記載の多衛星システム。
8. 前記テザーは、強度部材を含む、請求項１に記載の多衛星システム。
9. 前記テザーは、電気ケーブルを含む、請求項１に記載の多衛星システム。
10. 前記衛星間の前記所定の距離は、前記スプール巻取装置を用いて前記テザーを巻き取るまたはリリースすることによって調整される、請求項６に記載の多衛星システム。
11. 前記第１の遠方衛星および前記第２の遠方衛星は、同じ軌道に配置される、請求項１に記載の多衛星システム。
12. 前記第１の遠方衛星および前記第２の遠方衛星と前記第１の衛星および前記第２の衛星とは、同じ軌道上に配置され、
    前記第１の衛星および前記第２の衛星は、前記第１の遠方衛星と前記第２の遠方衛星との間に配置されており、
    前記第１の遠方衛星および前記第２の遠方衛星は、同じ軌道に配置され、前記第１の遠方衛星は前記第１の衛星側に配置され、前記第２の遠方衛星は前記第２の衛星側に配置される、請求項１に記載の多衛星システム。
13. 前記第１の遠方衛星および前記第２の遠方衛星と前記第１の衛星および前記第２の衛星とは、同じ軌道に配置され、
    前記第１の衛星から前記第１の遠方衛星への自由空間光ビームと、前記第２の衛星から前記第２の遠方衛星への自由空間光ビームとは、異なる傾きを有する、請求項１に記載の多衛星システム。
14. 前記第１の遠方衛星および前記第２の遠方衛星のうちの少なくとも一方の軌道は、前記第１の衛星および前記第２の衛星の軌道とは異なる、請求項１に記載の多衛星システム。
15. 前記第１の衛星および前記第２の衛星の前記自由空間光トランシーバのうちの少なくとも１つは、地上局と通信するように構成されている、請求項１に記載の多衛星システム。
16. 前記多衛星システムは、３つ以上の衛星と、前記３つ以上の衛星を接続するように構成された３つ以上のテザーとを含む、請求項１に記載の多衛星システム。

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