KR20010012194A - 고위도 정지궤도 위성 시스템 - Google Patents

Abstract

이심율이 매우 큰 타원형이고 매우 가파르게 기울어진 궤도에서 위성단을 사용하며, 위성은 지면의 사용자에 대하여 거의 정지된 상태로 유지되고, 긴 시간 동안 원지점 주위의 하늘에서 작은 루프를 기술하는 위성 방송 및 통신 시스템. 지상에서 종래의 방향성 안테나를 사용하는 사용자는 계속적인 통신 서비스가 단절 없이 하루에 24시간 제공될 것이다. 위성이 작동하는 작은 루프는 궤도의 고위도 주위에 위치하고 있다. 따라서, 적도 정지궤도(이하 보다 단순하게 정지궤도라고 칭함)에서 작동하는 위성과 큰 각 분리를 가지면서 작동하여, 두 종류의 위성 네트워크 시스템 사이에 어떠한 간섭도 유발하지 않으므로 어떠한 간섭 감쇠 요인의 필요도 없이 정지궤도 위성 시스템이 사용하는 주파수 대역을 완전히 공유할 수 있게 한다. 이 궤도의 사용자는 위성 사이의 절환이나 서비스의 단절 없이 완전히 연속적인 송신 서비스를 제공받을 수 있다.

Description

고위도 정지궤도 위성 시스템 {High latitude geostationary satellite system}

본 출원은 1997년 5월 2일 출원된 미국 예비 출원 번호 60-045,506 출원의 국내우선권을 수반하며, 이 출원의 전체 내용을 참조문헌으로 인용한다. 정지된 포인트-투-포인트(point-to-point) 또는 포인트-투-멀티-포인트(point-to-multi -point) 위성 통신은 갈수록 수요가 증대되었다. 위성 통신 시스템의 요건을 만족하는 궤도 주파수 스펙트럼의 사용은 현저하게 증가하여, 특정 주요 주파수대를 위한 정지궤도 궤도 슬롯 또는 위성 위치와 궤도 위치가 없거나 아주 드물게 되었다. 정지궤도 위성궤도에서 위성에 의해 사용되는 주파수 스펙트럼은 유한하며, 이를 다른 위성이 재사용하는 것은 주파수대를 공유하는 궤도에 있는 다른 위성 시스템 사이의 간섭 레벨에 의하여 제한된다. 증가하는 현재의 (스펙트럼과 궤도 양면에서) 정체현상을 감안할 때, 지면에 대하여 거의 정지된 상태로 유지되고 지면의 간섭 없이 사용자에게 계속적으로 서비스를 제공할 수 있는 정지궤도 위성과 거의 동일한 특성을 사실상 가지고 있는 대체용 시스템을 만들 필요성이 존재한다.

본 발명은 이러한 대체 시스템을 제공하는 것을 일 목적으로 한다. 본 발명의 궤도는, 아무런 간섭을 야기하지 않고 본 발명의 인공위성에 의하여 정지궤도 내의 인공위성이 사용하는 스펙트럼을 재사용할 수 있도록 한다. 본 발명의 인공위성과 함께 작동하는 통신기지국은 정지궤도 위성과 통신할 때 사용되는 통신기지국과 동일할 것이다. 다만, 어떤 지면 위치에서도 본 발명의 위성과 정지궤도 위성 사이에서 나타나는 45도 이상의 각 차이에 의하여 본 발명에 따른 시스템의 지면 터미널(ground terminal)은 하늘의 다른 곳을 향할 것이다.

본 발명의 다른 목적은, 인공위성이 지면에 있는 사용자가 볼 때 궤도의 작동 부분(operating portion)을 따라 작은 루프(loop)를 정의하며, 궤도의 작동 부분 동안에 지면상의 고정된 점에 대하여 위성이 거의 정지된 것으로 보이는 궤도 내에 각 위성을 위치시켜, "정지궤도"와 같은 특징이 나타나도록 하는 것이다. 사실, 하나의 경도 위치에 있는 지면의 관측자에게 한 쌍의 루프가 정의된다. 하나는 원지점이 63.4도까지 연장되는 최고 위도의 소형 루프(minor loop)이고, 다른 하나는 대형 루프이다. 각 쌍의 루프는 적도의 한쪽에 놓여있다. 궤도의 작동 부분(소형 루프)이 고위도(각각 북쪽 또는 남쪽 45도 이상 북쪽 또는 남쪽 63.4도 이하)에 위치하기 때문에, 본 발명은 고위도 정지궤도 위성 시스템이라고 정의된다. 더 잘 알려진 "정지궤도 위성"과 본 발명 사이에서 구별되어야 하는 차이점은, 본 발명의 위성이 그 궤도의 일부 동안에 소위 작동 부분이라는 정지 궤도에 올라있는 반면, 보편적인 정지궤도 위성은 24시간 정지궤도에 놓여있으므로 인공위성은 24시간동안 고정되어 있다는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 GPS(Global Positioning System)으로부터의 정확한 시간 신호를 사용하여 활동 통신의 절환을 달성하고 지면 조작의 개입 없이 지면의 사용자에게 연속적인 통신 서비스의 이관(transition)을 보장하기 위해서 인공위성 사이에 위성간 링크를 사용하는 것이다.

본 발명은 유사한 서비스를 제공하는 정지궤도의 위성이 사용하는 라디오 주파수 스펙트럼의 주파수를 완전히 재사용할 수 있게 하면서 정지궤도의 사용자에게 제공되는 것과 동일한 방식의 위성 시스템, 관련된 장치 및 위성 방송 통신 서비스를 제공하는 것과 관련된다.

도 1a 는 본 발명에 따른 인공위성 시스템의 개략도이다.

도 1b 는 본 발명의 위성간 링크와 GPS 인공위성 시스템 통신을 개략적으로 나타낸다.

도 1c 는 위성단 내에서 각 (3개 또는 4개의)인공위성의 지면 궤적을 나타내고 있고, 각 위치에서 두 개의 작은 루프(최고위도)만이 인공위성의 작동점이다.

도 2a 는 궤도의 작동 원호를 따르는 4개 위성 시스템의 각 인공위성 지면 궤적을 나타낸다.

도 2b 는 궤도의 작동 원호를 따르는 3개 위성 시스템의 각 인공위성 지면 궤적을 나타낸다.

도 3a 는 궤도환경 밖 북쪽 5도 위도에서 본 4개 인공위성 시스템의 일반적인 궤도를 나타낸 도면이다.

도 3b 는 궤도환경 밖 북쪽 5도 위도에서 본 3개 인공위성 시스템의 일반적인 궤도를 나타낸 도면이다.

도 4a 는 지구 북쪽 축을 따라 궤도환경 밖의 점에서 본 4개 인공위성 시스템의 일반적인 궤도를 나타낸 도면이다.

도 4b 는 지구 북쪽 축을 따라 궤도환경 밖의 점에서 본 3개 인공위성 시스템의 일반적인 궤도를 나타낸 도면이다.

도 5a-5d 는 4개 인공위성 시스템에 있어서 각 궤도의 작동 원호를 따라 미국 대륙 상의 샘플 지면 사이트에서 본 위성의 가시각(방위각 및 고도각)과 가시범위를 나타낸다.

도 6a-6d 는 4개 인공위성 시스템에서 서비스를 넘기는 동안 다른 지면 위치에서 본 위성의 범위 차이와 각 분리를 나타낸다.

도 7 은 정지궤도 위성과 위성 시스템의 어떠한 (3개 또는 4개의) 인공위성 사이의 기하학적 관계를 나타내고 있다.

도 8 은 루프를 떠나는 인공위성과 루프로 진입하는 인공위성 사이에 서비스를 넘기는 방법 1의 과정을 나타낸다.

도 9 는 루프를 떠나는 인공위성과 루프로 진입하는 인공위성 사이에 서비스를 넘기는 방법 2의 과정을 나타낸다.

도 10 은 인공위성 통신 절환 및 안테나 제어기의 블록도를 나타낸다.

본 발명은 유사한 서비스를 제공하는 정지궤도의 위성이 사용하는 라디오 주파수 스펙트럼의 주파수를 완전히 재사용할 수 있게 하면서 정지궤도의 사용자에게 제공되는 것과 동일한 방식인 위성 시스템, 관련된 장치 및 위성 방송 및 통신 서비스를 포함한다. 비록 현존하는 위성 시스템과 본 발명이 동일한 주파수 대역을 사용하지만, 어떠한 간섭도 발생하지 않으며 간섭을 피하기 위한 경감 요인이 양쪽 시스템 모두에 필요하지 않다.

본 발명에 관련된 위성은 30,000 내지 40,000km의 매우 타원형인 궤도에 3개 또는 4개의 위성단이 놓여 있다. 이러한 위성들의 배열은 남반구 또는 북반구 한쪽에 서비스되도록 구성될 수 있다. 각 반구에서, 180도 경도로 분리되어 있는 두 적용 영역이 얻어진다. 인공위성은 거의 12시간 간격인 궤도에 놓여있다. 3개의 위성단인 경우에는, 두 개의 위성이 동시에 작동하고, 각각이 두 적용 영역 중 하나 위에 있으며, 세 번째 위성은 적용 영역 사이에서 천이하고 있다. 4개 위성단인 경우에는, 두 개의 인공위성이 동시에 작동하며, 각각이 두 개의 적용 영역 중 하나에 동시에 작동하고 있으며, 다른 두 인공위성은 적용 영역 사이에서 천이하고 있다. 3개 위성단인 경우에 있어서, 각 인공위성은 두 적용 영역 각각에서 24시간당 8시간 서비스를 제공한다. 4개의 위성단인 경우, 각 인공위성은 각 적용 영역 중 하나에서 24시간당 6시간 서비스를 제공한다. 작동 상황 중에 각 지정된 영역에서 서비스를 제공하는 각 인공위성은 지면상의 사용자에 대하여 거의 고정된 것처럼 보인다. 작동 중인 위성이 동일한 영역으로 진입하는 다음 인공위성에 의하여 교체되려고 할 때, 동일한 적용 지역을 제공하는 양 인공위성은 어느 시간 동안 동일하게 위치한다. 이와 같은 시간은, 동적인 지향(pointing) 능력이 없으며 좁은 빔을 갖는 고방향성 안테나를 사용하거나 동일한 평면을 거의 향하도록 하여 지면 네트워크에 서비스가 중단되지 않으면서 서비스가 넘겨질 수 있도록 한다.

이와 같이 끊김 없이 서비스가 넘겨지는 것은, 위성과 함께 작동하는 어떠한 지상 제어 네트워크와도 독립적으로 달성되며 GPS로부터 얻어지는 정확한 시간을 사용하여 적용 영역 내의 어떠한 기지국에 대해서도 하나의 위성에서 송신이 끝나면 다른 위성에서 송신이 시작되는 것을 보장한다. GPS를 사용할 때 실시간 타이밍을 보조적으로 사용할 수 있지만 기지국의 제어 신호는 사용하지 않는다.

본 발명과 연관되어 사용하는 위성의 궤도는 인구밀도가 높고 이러한 종류의 인공위성 서비스에 대한 수요가 존재하는 선택된 지질학적 지역에 적용되도록 할 수 있다. 우선적으로, 이들 고인구밀도 지역은 대체로 북반구에 있으며, 남반구에도 어느 정도 가능하지만 적도 근처에는 일반적으로 없다. 따라서, 북반구 또는 남반구의 고위도 정지궤도에서 작은 정지궤도 루프를 따라 작동하는 본 발명의 인공위성은 동일한 지역에 서비스를 제공하는 정지궤도 위성의 낮은 고도각(elevation angles)에 비하여 인공위성이 고도각이 높다는 이점을 가지면서 고인구밀도 지역에 서비스를 제공할 수 있다. 따라서, 본 발명은 낮은 고도각과 그에 따른 지형 장애물 및 대기 감쇠현상의 결과로 정지궤도 위성을 유효하게 사용할 수 없어 질이 나쁜 서비스를 받거나 아예 서비스가 받을 수 없던 많은 고위도 사용자에게 서비스를 제공할 수 있다. 본 발명에서 제공되는 것과 같은 고위도에서의 고도각이 높다는 것은 강우 페이딩(rain fading) 현상이 있는 지역에서 유리하다는 것을 의미한다.

각 위성단에 있어서 인공위성의 수는 3 또는 4이다. 따라서, 이들 인공위성의 무게와 발사비용은 이에 대응하는 정지궤도 위성에 비하여 현저하게 작다. 동일한 성능의 통신위성 하중에 대하여, 단지 하나의 정지궤도위성만을 탑재할 수 있는 운송기구에 본 발명에 따른 인공위성은 두 개가 동시에 탑재될 수 있다. 최소한 3개의 인공위성이 두 개의 영역을 커버하기 위해서 필요한 반면 정지궤도위성 시스템에서는 두 개의 위성(여기에 2개의 예비용이 추가됨)이 필요하다는 것을 생각하면, 경제적인 면에 있어서도 본 발명의 인공위성이 유리할 수 있다.

3축 안정 메커니즘과 하나의 짐벌 태양전지열을 갖는 위성을 사용하는 본 발명의 특징은, 상기 위성이 소형 루프 내에 있는 작동 시간 동안에 빔의 회전을 방지하기 위해서 인공위성 안테나가 목표지점에 대하여 회전하는 것을 방지하기 위한 접혀진 안테나 또는 안테나 플랫폼도 포함한다.

본 발명은 상업 인공위성에 대하여 정지궤도 위성으로부터 현재 통신 서비스를 제공받는 사용자에게 어떠한 영향도 가하지 않으면서 희소한 라디오 주파수 스펙트럼 자원을 크게 확장시킬 수 있다.

도면에 나타난 바와 같이, 본 발명은 인공위성이 정해진 경도와 적도의 한쪽 상에 있는 위도 사이에서 하나는 소형 루프이고 하나는 대형 루프인 한 쌍의 루프를 거치는 것으로 보이고 소형 루프를 거치면서 지면에 있는 사용자에게 거의 정지된 것으로 보여 하나의 인공위성이 다른 인공위성으로부터 통신 수신 서비스를 넘겨받을 때 단절 없이 연속적으로 작동하는 궤도에서 위성단을 사용하는 인공위성 통신 시스템에 관한 것이다. 각 위성을 위한 파라미터는 소형 루프의 크기를 최소화하고 소형 루프를 떠나는 위성과 소형 루프로 진입하는 위성 사이에 통신을 넘길 수 있도록 하면서 두 개의 인공위성이 어느 시간동안 동일하게 위치하여 지면의 사용자에게 고품질 통신 서비스의 단절 없이 위성들 사이에 통신 서비스를 절환이 가능하도록 선택된다.

도 1a는 본 발명에 따른 인공위성 시스템을 도시하고 있다. 이 시스템은 방송 위성을 포함할 수 있는 통신 위성단과, 지면에서 거의 정지된 것으로 보이며 정지궤도 위성과 동일한 주파수 스펙트럼을 공유하는 궤도를 포함한다. 배치는 급하게 경사져 있고 이심율이 큰 타원 궤도를 가지며 대략 12시간의 궤도 시간을 갖는 3개 또는 4개의 인공위성으로 구성된다. 구성 인공위성과 궤도 파라미터는 다음과 같은 목적을 달성하기 위해서 선택된다.

1. 지면의 어떠한 간섭 없이 작동 위성과 그 대체 위성 사이에 단절 없이 통신을 넘기는 것.

2. 작동 루프의 경도와 위도 크기를 최소화하는 것.

3. 고정된 지면의 고방향성 수신안테나에 위성 방송 서비스를 제공하는 것.

4. 북반구와 남반구의 반대되는 경도의 지역에서 적용 지역을 제공하는 것.

5. 위성단 내의 인공위성 수를 최소화하는 것.

6. (지면 또는 우주의) 적도의 정지궤도 인공위성 시스템 요소와 간섭을 일으킬 수 있는 가능성을 제거하는 것.

7. 궤도를 유지하기 위한 에너지(추진제)를 최소화하는 것.

8. 적도의 정지궤도 위성에서 필요한 것처럼, 일식 중에 통신 서브 시스템을 작동시키기 위한 고성능 배터리가 필요하지 않도록 어떠한 일식도 피하면서 지속적으로 태양광에 위성을 노출시키는 것.

9. 기존의 적도 정지궤도 위성에 비하여 본 발명에 사용되는 인공위성의 비용을 최소화하고 발사 중량을 낮추는 것.

본 발명에 따른 고위도 정지궤도 위성 시스템의 요소를 개략적으로 도시하는 도 1a와 관련하여, 위성(3)으로의 전송은 인공위성 적용 범위 각 영역에 위치한 공급 링크 기지(1)로부터 인공위성 적용 범위에 위치한 수신 지국(2)으로 이루어진다. 작동 위성(3)은 궤도(4A)에 있으며, 각 인공위성 적용 지역 내의 지면으로부터 이 궤도는 도 8 과 같은 외관을 갖는 연결된 한 쌍의 루프처럼 보이며, 지면과 위성(3) 사이의 통신은 위성이 궤도의 원지점에 위치한 소형 루프(4) 내에 위치한 시기에 이루어진다. 위성이 이 루프에서 6시간 (4개 위성단인 경우) 또는 8 시간(3개 위성단인 경우) 동안 머문다. 한 쌍의 루프(하나는 대형 루프, 다른 하나는 소형 루프)는 완전히 적도의 한 쪽에 놓여 있으며, 소형 루프 내의 인공위성은 지면에서 볼 때 시스템의 적용 범위를 만족하는 경도와 위도에서 정지궤도로 머무는 것처럼 보인다.

지면 기지에서 거리나 위성 각 분리의 관점에서 루프(4)를 떠나는 작동 위성(5A)은 루프(5B)로 진입하는 다음 작동 위성과 같이 위치하며, 그 상태로 최소한 3분 (4개 위성단인 경우) 동안 함께 위치한다. 위성으로부터 20도 이상의 고도각 경계에서 작동하는 지면 기지에서 본 거리의 차이는, 총 거리 변화로 따질 때 대략 3000미터 이하이다. 거리 차이는, 궤도 내에서 위성간 충돌을 방지하기 위해서 조절되며, 도 1B에 나타낸 바와 같이 위성들(5A)(5B) 사이에서 탑재된 위성 절환 장치들(6)(7)을 사용하여 동기화된 절환 과정을 필요로 한다. 양 인공위성은 시간 정보를 GPS(8) 위성단으로부터 직접 수신한다. 그런 뒤, 위성이 접근함에 따라 작동 가능하게 되는 국지적인 위성간 통신 링크(9)를 통하여 두 위성은 서로 사이에 정확한 시간 관계를 설정하게 된다. 링크는 위성이 함께 위치하기 전에 수립되며, 정확한 방식으로 기존에 작동하고 있던 위성에서 새롭게 작동할 인공위성으로 절환 전송이 가능하도록 한다. 제안된 두 가지 절환방법에 있어서, 전송 또는 수신 터미널 위치와는 무관하게 서비스에 단절이 발생하지 않을 것이다.

루프와 위성 교차점을 동일한 지질학적 위치에 유지하기 위해서, 최적의 궤도 요소가 3개 위성단과 4개 위성단을 위해서 개발되었다. 그들은 다음과 같다.

준주축(a): 26450 Km

이심율(e): 0.7237

경사도(i): 63.43도

근지점 편각(w): 270도(북부 지역 적용 범위)

90도(남부 지역 적용 범위)

승교점의 적경(RAAN: Right Ascension of the Ascending Node)이 적도에서 균등하게 이격되어 있다.

3개 위성 시스템을 위해서, 궤도 요소의 차이점은 단지 이심율 e=0.7137이다. 이하에서는 4개 위성 시스템에 대하여 상세하게 기술하도록 한다. 3개 위성에서 차이점은 적절한 경우 지적하도록 한다.

준 주축에 대해 선택된 궤도 공전 시간은 대략 12시간(구체적으로 11시간 53분 30초)이어서, 궤도 섭동(달과 태양의 인력과 지구의 관계)이 있는 존재 동안에 반복적인 지면 궤적을 밟도록 한다. 지면 궤적용 4개 인공위성 시스템이 도 1c에 주어져 있다. 지면 궤적은 순간적인 위치에서 위성과 지구 중심이 연결된 선이 지면에 그리는 궤적이다. 궤도 경사(63.43도)는 궤도 평면(가끔 "orbit walk"라고도 칭해짐) 내의 원근점선(apsidal line)의 회전을 방지하기 위해 통상적으로 필요한 값이다. 이는 궤도의 원지점이 작동 위도(북쪽 또는 남쪽)에 남아 있어서, 원근점선의 주기적인 조절을 불필요하게 한다.

극지점의 편각은 극지점의 경도 위치를 극지점의 북쪽 또는 남쪽에 수립한다. 도 1c에 도시된 바와 같이, 이들 궤도 파라미터를 갖는 지면 궤적(10)은 원지점 주위의 작은 루프(13A)(14A)(이하 "소형 루프")만이 "작동 루프", 즉 궤도의 그 부분에서만 위성 방송이 작동되는 각 경도에서의 두 쌍의 루프(11)(12)를 추적한다. 주목할 것은, 각 쌍의 다른 루프(13B)(14B)(이하 "대형 루프")는 소형 루프와 거의 동일한 경도에 위치하지만 마찬가지로 적도의 같은 쪽에 위치하면서 적도 쪽에 가깝다. 두 쌍의 루프(11)(12)는 180도 떨어져 있으며, 동일한 반구 내에 있다.

이심율을 선택하기 위한 두 기준 중의 하나가 궤도의 작동 원호(루프) 내의 지면 궤적에서 경도와 위도 편위를 최소화하는 것이다. 이를 위해서, 위성이 궤도의 작동 부분에서 이동하면서 위성은 적용범위 영역 내의 어떠한 지면 위치에 대해서도 거의 정지된 것으로 나타나므로, 고정된 안테나 터미널로 인공위성으로부터의 통신을 수신할 수 있다. 도 2A에서는 4개 위성 시스템의 지면 궤도와 함께 두 개의 정지궤도 루프 중 하나를 나타내고 있다. 도면은 실제로 북미 대륙의 지면 궤적 상의 최고 위도에서 도 1c에 나타나는 작은 "작동 루프"를 확대하여 나타낸 것이다. 이 루프를 따른 위도 변화는 9도보다 약간 작다. 경도 변화는 1.4도보다 작다. 도면은 1/2 시간 단위마다 루프의 시작점부터 종료점까지 시간이 표시되어 3분 단위로 점이 찍혀있다. 동일한 루프가 지질학적으로 반대쪽 경도 시베리아 위쪽 아시아 대륙에 나타난다. 3개 위성 시스템을 위한 지면 궤적 루프가 도 2B에 나타나 있다. 경도/위도 편위는 4개 위성 시스템에 비하여 거의 두배에 가깝다(예컨대, 18.4도와 2.02도). 위성단의 각 인공위성이 이들 고위도 루프를 따라 지면 궤적을 추적할 때이고 단지 이들 루프의 경계 내에서만 위성 방송이 작동한다. 하늘에서는 편위가 크기 때문에, 3개 위성 시스템에서는 서비스 영역에 대해 좁은 빔 안테나를 사용하는 경우 최소 추적 메커니즘(단일축)이 필요할 수도 있다. 이심율이 선택되는 또 다른 하나의 기준은 각 서비스 영역에 걸쳐 그 서비스에 할당된 시간 동안에 각 위성이 (시작에서 종료까지) 루프를 반드시 따르도록 하는 것이다. 따라서, 4위성 시스템을 위해서는 루프 시간이 6이고, 3위성 시스템을 위해서는 8이다.

궤도의 큰 이심율 때문에, 위성은 원지점에 접근하면서 아주 현저하게 감속한다. 위성은 원지점에서 최소 속도에 달하며, 대형 루프 동안에는 반대되는 방식으로 점차 가속한다. 선택된 궤도 요소에서, 4위성 시스템의 각 위성이 각 루프의 시작에서 종료까지 가는데 소요되는 시간은 정확히 6시간이다. 이는 하나의 위성이 "루프"(즉 루프로부터 이탈함)의 이동이 끝나 가면, 다음 위성이 다음 6시간 서비스 부분을 넘겨받기 위해서 준비되는 방식으로 4 위성단을 "상관"시킬 수 있게 한다. 궤도 시간이 12시간에서 "6.5분 부족하기 때문에, 이는 절환을 위해 충분 이상의 시간동안, 즉 각 루프의 끝에서 최소한 3분의 시간동안 중첩될 수 있게 한다. 이러한 방식으로, 각각의 적용범위에 대하여 계속적으로 서비스가 제공될 수 있다. 각 항성일(지구가 회전축에 대해 정확히 360도 회전하기 위해 필요한 대략 23시간 56분 4초의 시간) 내에서 각 인공위성은 각 적용범위 지역에 한번씩 서비스를 제공한다. 비슷한 방식으로, 루프 시간을 적절하게 변화시키면 3위성 시스템에도 그대로 적용된다.

동일한 적용범위 지역에 지속적으로 서비스를 제공하기 위해 위성을 어떻게 절환시키는지 이해하는 것이 매우 중요하다. 위성 궤도가 "관성" 우주에서 실질적으로 정지된 상태로 유지되는 동안(궤도 요소의 선택을 위해 고려된 바 있는 섭동의 최소 효과는 제외함), 지구는 그 축을 중심으로 계속 회전한다. 따라서, 이전에 서비스를 제공하던 위성이 루프의 "이탈점"에 가까워지면 동시에 각 위성이 동일한 지면 궤도의 "루프"에 진입하기 위해서, 각 위성 궤도 평면이 지구에 균일한 간격으로 배치되어야 한다. 이는 위성이 경도방향으로 위성의 RAAN이 균등하게 이격되어야 한다는 조건을 필요로 하게 한다.

4개 위성단의 예가 도 3A에 도시되어 있다. 도면은 북미 대륙의 중심이 궤도#1의 원지점을 통과하는 어느 시점에 있어서 시스템의 "그림"을 나타낸다. 이 도면은 또한, 점선으로 각 궤도의 지면 궤도를 나타낸다(도면에 3개가 나타나 있다. 4번째 것은 수평선에 너무 가까워서 이와 섞여 있다). 고위도에서, 궤도는 서로 A, B, C, D 점에서 교차한다. 따라서, 지면 궤적은 서로 A1, B1 등에서 서로 교차한다(이들 4개의 지면 교차점에서 단지 2개만을 도면에 나타낼 수 있고 나머지는 지구의 반대편에 있다). 궤도#1의 작동 원호들은 각각 A-B, B-C, C-D, D-A이다. 다음은 절환 과정에 대한 설명이다.

한 예로써, 주어진 시간 t (t = 0시간이라고 가정)에 궤도#4의 위성(위성#4)이 작동 원호 D-A를 막 떠나려고 한다고 가정하자. 다음 후속되는 위성은 위성#1이어야 하며, 이는 동시에 작동 원호 A-B에 진입하도록 준비되어 있어야 한다. 따라서, 두 개의 위성(#4 와 #1)은 동시에 A점 근처에 위치하여야 한다. 위성#1이 A에서 B로 이동하는데 6시간이 걸리고 다시 A로 돌아가는데 6시간이 더 필요하다. 이는 위성단의 다른 위성에서도 비슷하기 때문에, 위성#2가 위성#1을 작동 원호 A-B의 끝 B에서 만나기 위해서, 위성#2는 t=0 시간에 작동 원호 B-C에서 나가는 중으로 점 C에 가까워야 한다. (첫 번째 두 번째 위성과 유사하게) 결과적으로, 위성#3은 동시에 작동 원호 C-D에 접근하는 중으로 점 C에 가까워야 한다. 요약하면, 고려중인 순간적인 그림에서, 두 위성은 A에 가깝고 다른 둘은 C에 가깝다. 더 나아가, 궤도 시간이 12시간보다 약간 작고, 각 위성이 그 작동 원호를 따라 이동하는데 6시간이 정확히 소요되기 때문에, 절환 시간 근처에서 위성쌍 #4-#1과 #2-#3은 교차점(기술되고 있는 예에서는 A와 C)의 위도보다 약간 높은 위도에 위치하여야 한다. 이는 대략 3.25분 동안의 루프 아래쪽에서 겹쳐질 수 있도록 한다. 위성쌍 #4-#1과 #2-#3는 도면에 나타나 있지만, 동일한 비율로 표시된 것은 아니다. 시간이 지나면서, 각 위성은 그 경로를 따르지만, 동시에 두 개만(반대쪽 궤도에서는 예를 들면 궤도#1과 #3 또는 #2와 #4)이 작동 상태에서 만난다. 따라서, 각 위성은 연속적인 12시간의 기간 동안 6시간 작동할 수 있으며, 그 사용율은 50%이다. 궤도에서 각 위성과 그 축을 중심으로 회전하는 지구의 연합된 운동은 각 6시간의 서비스 동안 전술한 바와 같은 각 위성의 명백한 정지 위치를 제공한다. 따라서, 전체 항성일 동안에 각 서비스 영역은 4개의 위성을 순차적으로 연속해서 볼 수 있을 것이다. 이러한 사이클은 계속 반복된다. 도 4a에서는 이러한 시스템의 다른 예시도를 나타내고 있다. 이 도면은 작동 원호를 따라 이동하는 각 위성의 위도 편위(도 2a에 자세히 도시됨)를 더욱 명확하게 나타낸다. 여기서, 도면에 도시된 위성은 동일한 비율로 표시된 것이 아니다.

상이한 궤도 기하학(도 3b와 도 4b)을 고려하면 비슷하게 관계된 3개 위성 시스템에 적용된다. 그 결과는 1) 반대편 경도의 두 지리학적 지역에서 연속된 서비스 및 2) 각 위성당 2/3 또는 "66.6%의 사용율이다. 이러한 특징과 기술하는 궤도의 결과적인 이점은 각 위성들이 작동 원호를 따라 이동하면서 위성은 지면의 어떠한 점에 대해서도 거의 정지된 것으로 보인다는 것이다. 루프를 따르는 위성의 실제 각도 폭의 편위가 경도방향으로 도 2a 또는 2b체 나타난 것의 1/2 값보다 작다는 것에 주목하여야 한다. 그 이유는, 이들 도면이 지면 궤적 경도를 나타내지만, 주어진 위도에서 지구 중심각은 경도 폭과 동일하지 않기 때문이다. 대신, 위도의 코사인 값을 곱한 것에 해당한다. 루프의 최대 경도 폭이 60도를 약간 넘는 경도에서 발생하기 때문에, 곱할 값은 0.5보다 약간 작다.

부-궤도점(sub-orbital point)에서 알 수 있듯이, 루프는 약간 더 크다. 이와 같은 "확대 요인(enlargement factor)"는 대략 비율 r/h과 동일하다. 여기서, r과 h는 각각 순간 궤도 반경과 고도이다. r과 h 모두 루프를 따라서 상이하기 때문에, 확대 요인은 평균값을 근거로만 연산할 수 있다. 그 값은 부-궤도점에서 1.2보다 약간 작다. 지면의 다른 지점에로부터의 루프의 외관은 단지 위성으로부터의 거리에 의해서만 좌우되는 것이 아니며, 지점의 위치에 따라서도 달라진다. 지점이 위성 수평선에 접근하면, 거리는 증가하고, 전체적인 루프의 크기는 지면에서 볼 때 작아지는 경향이 있다(원근에 의해 그 경향은 커짐). 하늘에서 루프의 방향은 부-궤도점에 대한 지점의 위치와 함께 변한다.

도 5a 내지 5c는 편의 면에서 미국 대륙(CONUS)의 지점을 살펴보기 위해서 선택된 세 개의 샘플 지점에서 본 루프의 사이즈와 방향을 나타낸다. 지점에서 거리 변화는 도 5d에 도시되어 있다. 루프 방향과 크기는 종래의 방위각과 고도각에 대하여 자세히 나타나 있다. (방위각은 지점에서 국지적 수평면 내에서 지구의 북쪽 방향에서 위성을 통과하는 수직 평면까지 시계방향으로 측정한 각이다. 고도각은 국지적 수평면과 위성 선 사이의 각도이다.) 도면은 각 지점에서 볼 수 있는 루프 연장 방향으로의 총 각도 편위를 포함한다. 총 각 편위는 위도 편위(도 2a 또는 2b)에 확대 요인을 곱한 값에 매우 가깝다. 그 위치가 위성 부-궤도점에 가깝게 위치하기 때문에, 큰 편위는 뉴 햄프셔 지점(도 5b)에서 나타난다. 도 5c에서 볼 수 있듯이, 부-궤도점으로부터 가장 멀리 떨어진 반덴버그에서 가장 작은 편위가 나타난다.

지점 위치가 하늘에서 루프의 방향에 영향을 미치지만, 이는 루프의 모양에 별다른 영향을 미치지 않는다. 이는 어떠한 지면 지점에서도 루프의 평균 자오선을 따라 수직으로 나타날 것이며, 루프의 자오선에서 떨어진 지점에서는 약간 곡률을 갖는 것으로 보일 것이다. 곡률은 하늘에서 이상적인 루프(작동 원호를 따르는 위성의 지역적 위치의 궤적)의 곡률에 가까울 것이다. 도 6a-6b는 서비스 영역 내의 샘플 지면 지점에서 본 절환 위성 (루프로 들어오는 위성과 루프를 떠나는 위성) 사이의 거리 차이와 각 분리를 (4개 위성단의 시간에 대한 함수로) 나타낸다. 지면 지점은 예를 들면 하나는 부-궤도점에 가까운 것이고 다른 것은 서비스 지역의 가장자리를 향하는 것으로 극단적인 상황을 나타내도록 선택되었다. 서비스를 넘기는 동안에 두 개의 위성은 명백히 반대 방향으로 루프를 따라서 움직이며, 지구로부터 가장 멀리 떨어진 기존의 위성은 아래쪽으로 움직이고, 지구에 가장 가까운 진입 위성은 위쪽으로 이동한다는 사실에 주목하여야 한다. 따라서, 거리 차이와 분리 각은 점차적으로 감소하고 넘기는 동안에 도면에 나타난 바와 같이 다시 증가한다. 또한, 기존의 위성과 진입하는 행성의 지면 전송에 따른 시간 차이는 진입 위성에 유리하다(즉, 진입 위성은 나가는 위성보다 먼저 지면으로부터 전송 받는다).

본 발명의 주요 특징은 시스템의 사용자가 보듯이, 소형 루프를 떠나는 위성으로부터 소형 루프로 진입하는 위성으로 서비스를 명확하게 넘기기 위한 방법과 장치이다. 위성 사이의 절환은 다른 위성 기지국과는 독립적으로 두 가지 중 한가지 방법에 의하여 달성되며, 이들 두 방법은 본 발명의 일부이다.

1. 위성이 최소한의 분리된 거리를 가질 때 위성의 전체 용량을 절환하는 것.

2. 위성 통신 서브 시스템의 각각(트랜스폰더) 세그멘트가 지역적으로 다른 위치에서 수신되고 따라서 각 위치마다 거리 차이가 최소가 되는 시점이 위치에 따라 다른 각각의 (트랜스폰더) 세그멘트를 절환하는 것.

양 절환 방법은 모두 (a) GPS 네트워크로부터 정확한 시간 정보를 수신하는 것과 (b) 두 위성의 분리 거리에 따른 시간 지연을 정확히 인식하는 것에 의존하고 있다. 도 8 은 두 스위칭 방법 모두에 공통적이다. 설명의 목적에서, 위성#1은 그 작업 모드 동안에 소형 루프(1)에 있고 소형 루프에 진입하고 있는 위성#2에 의해 교체되고 있다고 가정하자. 각 위성에서 시간에 따라 발생하는 거리 차이가 GPS 네트워크에 의해 결정된다. 위성#1과 위성#2 사이의 차이가 GPS시간에 대하여 0이거나 최소일 때, 위성은 서로에 대하여 가장 근접한 점에 있게 된다. 이러한 시간 차이는 각 위성에서 국부적 자료송신 링크를 통하여 두 위성 사이의 보정된 시간 정보의 수신에 의해서 인식된다. 국부적인 위성 전송과 수신 장치에 따른 고정된 시간 지연은 하드웨어의 설계에서 보정된다. 위성#2가 전송하는 시간이 항상 위성#1이 전송하는 시간보다 앞선다는 사실에 주목하여야 한다. 이는, 위성#2가 위성#1에 비하여 궤도 구조가 낮고, 위성#2가 위성#1에 의해 수신되는 전송과 동일한 것을 효과적으로 먼저 수신하므로, 교체가 발생하기 전에 서비스를 넘기는 도중에 정보가 손실되지 않는다.

절환 방법 1에서, 도 8 에 도시된 바와 같이, 양 위성은 위성#2가 위치에서 벗어난 상태로 지면으로부터 전송을 받고 있다. 두 위성 사이에 전송되는 시간 정보가 최소화되거나 0이 되면 위성#2는 커지며 위성#1은 꺼진다. 양 위성은 모두 이것을 무시할 수 있는 시간 지연만을 수반하면서 행할 수 있으며, 따라서 단지 각 위성 통신 서브 시스템 내에 있는 저 출력의 신호만이 실제로 절환된다.

방법 1과 동일한 원리를 따르는 절환 방법 2는 도 9에 도시되어 있으며, 이는 지면상의 각 기지국에 대하여 두 위성이 매우 정확한 통신 절환이 요청될 때 필요하다. 방법 1의 경우에 있어서, 절환은 위성에서 GPS 시간 차이가 최소이거나 거의 0일 때 바탕을 두고 있다. 절환 시간의 에러는 지면 전송이 지리학적으로 다른 위치에서 각 위성으로 이루어질 때 발생한다. 다른 지리학적 위치에서 두 위성에 도착하는 통신 전송은 특정 기지국에 대하여 두 위성의 각 분리에 따라 시간이 다를 것이다. 통상적으로, 절환 시간 에러는 7 마이크로초보다 작지만, 이는 지리학적으로 떨어져 있는 기지국으로부터의 각 전송을 개별적으로 절환함으로써 현저하게 감소될 수 있다. 통상적인 지면 전송은 디지털이고 트랜스폰더라고 칭해지는 위성 통신 부하의 일부를 사용한다. 따라서, 각각의 트랜스폰더를 절환하는 것은 지구상의 다른 지리학적 위치에 따라 발생하는 어떠한 에러도 제거할 수 있다. 도 9 는 절환 방법 1을 도시하며, 도면에서 알 수 있듯이, 각 위성은 다른 위성으로부터 GPS 시간을 수신한다. 시간 차이(Td)가 최소일 때, 각각의 위성 트랜스폰더는 관련된 다음 지면 동기 펄스에서 절환되도록 명령을 받는다. 동기 펄스가 공통적인 기지국에서 도착하는 시간의 차이 보다 큰 값으로 동기 펄스가 분리되면, 이것은 동일한 동기 펄스이다. 지면 전송 동기 펄스의 정확한 타이밍은 중요한 파라미터가 아니다. 이 방법에서, 하나의 위성에서 다른 위성으로 통신을 전송하는 것은 전송 데이터의 손실 없이 전송 신호 내의 정확히 동일한 지점에서 발생한다.

본 발명의 다른 실시예에서, 인공위성 안테나 적용범위는 3가지 요인에 의하여 조절되어야 한다.

1. 위성이 루프 내에서 작동하고 있을 때, 루프의 바닥과 상단 사이에 "30,000Km 내지 "40,000Km(4개 위성단)의 변화가 발생한다(도 2a, 2b). 이러한 고도의 변화는 적용 범위 지역의 형상에 변화를 야기할 것이다. 구체적으로, 위성이 최고 고도에 있을 때, 위성 빔은 지면에 최대의 적용 범위를 제공하며, 위성이 가장 낮은 고도에 있을 때, 빔의 적용 범위는 최소가 될 것이다.

2. 도 1c에서 알 수 있듯이, 각각의 위성은 12시간 이상의 주기로 소형 루프(13A, 14A)의 경도에 위치한 두 개의 상이한 지질학적 위치에 적용범위를 제공한다. 이는, 위성이 서비스를 제공하려는 각 지역에 최적의 또는 시장성 있는 적용범위를 제공할 수 있도록 위성 안테나 적용 범위 지역이 변화시킬 것을 요한다.

3. 위성이 작은 루프 내에서 작동할 때, 정상 고도 조작을 제공할 필요가 있다. 그러나, 태양전지열이 태양을 향하고, 단일의 연결점(짐벌)을 통하여 우주선에 연결되어 있기 때문에, 안테나 빔은 목표점의 주위를 회전할 것이다. 이러한 회전은 상관된 어레이 안테나 또는 안테나 플랫폼을 디-스피닝(de-spinning)하여 수정될 수 있다.

이러한 요건을 만족시키기 위해, 조절 가능한 상관 어레이 통신 안테나가 위성에서 사용될 것이며, 이는 바람직한 빔 적용범위를 달성하기 위해 다양한 방법으로 조절될 것이다. 위성 상관 어레이 안테나의 조작은 각 위성에서 내부적으로, 또는 기지국의 명령에 의해 이루어질 수 있다. 위성 내에서 안테나 적용 범위 지역을 내부적으로 조작하는 것은 각 궤도와 루프 내에서 반복적이고 주기적인 변화를 다루기 위해 필요하다. 위성의 수명 동안에 시장의 변화에 적응하기 위해 안테나 빔의 적용범위를 수정하는 안테나 적용 범위에 대한 지국 명령의 변화는 빈도가 더 낮게 발생한다. 도 10 은 본 발명의 이러한 특징과 관련된 구조를 나타낸다. 위성을 위한 전형적인 통신 서브-시스템 다이어그램이 21로 나타나 있으며, 수신 상관 어레이 안테나(22), 저 노이즈 진폭기(도시 안됨), 수신안테나 빔 포머(former)(23), 통신 수신기의 조합, 트랜스폰더 및 RF 절환기(24), 전송 빔 포머(25)와 전송 상관 어레이(26)로 구성된다. 안테나 빔 포머의 조작은 기존의 방식, 즉 적절한 전압을 상관 다이오드에 인가하여 상관 어레이의 각 요소로의 RF 신호의 상(phase)을 조절하여, 빔 패턴의 변화를 야기한다. 결과적으로, 빔 패턴의 변화는 상관 어레이 내의 각 요소로의 RF 신호의 상의 조절 결과로 이루어진다. 빔 포머 컨트롤(27)은 위성 절환 유닛(28)과 궤도 타이밍 유닛(29)에서 작동된다. 이는 위성이 루프 내의 어디에 있는 가에 대한 함수로 빔 포머 컨트롤에 필요한 신호를 인가하며, 이는 또한 고도 조절과 직접적으로 관련되어 있다. 위성 적용 범위의 변화를 다루기 위한 안테나 빔의 형상을 크게 변화시키는 것은, 두 번째 빔 포머 컨트롤(30)에 의해 관리된다. 위성 통신 자료송신 및 커맨드 채널을 통하여 지면으로부터의 정보가 수신되어 빔 포머 컨트롤(27)에 필요한 명령을 가한다. 위성간 링크(31)는 전체 통신 및 조작 시스템의 일환으로 도시되어 있으며, 이미 검토한 바 있는 서비스를 넘기는 작업에 사용된다.

모든 위성 통신 시스템에서처럼, 동일한 라디오 주파수에서 작동하는 적도 정지궤도 위성 및 동일한 주파수 대역을 공유하는 지상 통신 시스템과의 간섭을 고려하여야 한다. 본 발명의 위성 시스템 사이, 정지궤도 통신 위성 시스템(우주 또는 지구의 구성요소 어느 것이라도) 또는 지상 극초단파 지면 네트워크와의 간섭은 다른 두 종류의 위성 사이의 각 분리와 연관되어 있다.

적도 정지궤도 위성과 본 발명에 따른 위성 사이의 기하학적인 관계는 도 7에 개략적으로 도시되어 있으며, 여기서 G1과 G2는 정지궤도 위성이고, S는 본 발명에 따른 위성 중의 하나이다. 후자는 4개 위성단을 위해서는 "54.5 내지 "63.5도(도 2a) 위도 범위의 작동 원호 범위를 따라서 도시되어 있고, 3개 위성단을 위해서는 "45 내지 "63.5 도(도 2b)로 도시되어 있다. 작동 상황 중에, 위성(S)이 아래에 있는 서비스 영역에 안테나 빔을 조준한다. 따라서, 빔 축은 위성의 서브-궤도점(P)에 대해 직각으로 조준될 것이다. 따라서, 위성의 최소 위도(45도 이상)는 또한 위성의 빔 축(S-P)과 적도 평면(각 S-O-G2) 사이의 최소 각 분리를 나타낸다.

위성(S)으로 전송하는 어떠한 지상 지국의 빔 축은 유사하게 가시적인 정지궤도 위성과 45도 이상의 최소 각 분리를 가질 것이다. 최소 각 분리 상태는 정지궤도 위성의 수평선 상 또는 그 근처에 위치한 지면 전송 안테나에도 적용된다(예를 들면, 도 7의 G2점에 대한 C점). 단순한 기하학은 각 S-C-G2가 위성(S)이 최소 고도에 있을 때 대략 45도(3개 위성단) 또는 "52.6도(4개 위성단)의 최소값을 취한다는 것을 나타낸다. 위성 S와 G가 공통적으로 보이는 어떠한 다른 지면 위치도 항상 더 큰 각 분리를 볼 수 있을 것이다. 유사하게, 어떠한 정지궤도 위성의 지면 수신기는 S로부터 최소 각 분리가 항상 45도보다 크다. 수평선S위에 있는 B점에서, 위성(S)이 최소 고도에 있을 때, 각 S-B-G2는 45도(3개 위성) 또는 "55도(4개 위성)의 최소값을 취한다.

단순한 기하학에 바탕을 두어, 본 발명에 따른 궤도 내에 있는 위성은 적도 정지궤도에서 작동하는 어떠한 위성으로부터도 3개 위성단인 경우 최소 45도, 4개 위성단인 경우 최소 50도의 각 분리를 가지면서 작동한다는 것을 확인했다. 이러한 분리 각에서는 기지국이 각 위성을 향하는 빔으로 작동하는 한, 간섭은 발생하지 않는다. 이는 포인트-투-포인트 통신이나 텔레비전 위성 방송 등과 같은 현재와 미래의 모든 고정된 위성 서비스의 경우에 해당한다. 방향성을 갖지 않는 안테나(옴니 안테나)를 사용하는 위성 이동 통신 서비스의 경우는 이에 해당하지 않는다. 이것들은 높은 각 분리를 갖는 위성과 구분할 수 없다. 본 발명은 단지 고정된 위성 서비스에만 작용된다.

하나의 짐벌 고정된 태양전지열을 갖는 3축 안정화된 우주선에 대해 위에서 언급한 바와 같이, 만약 태양전지열이 단일의 조인트를 통해서 상관 어레이 안테나에 어떠한 조작도 없이 태양으로 제대로 향한다면 위성 통신 안테나 빔은 목표점 축을 중심으로 회전할 것이다. 본 발명의 한 실시예로, 이러한 안테나의 회전을 제거시키는 방법이 포함된다.

이러한 회전의 제거는 ±90도의 회전을 갖는 디-스피닝 안테나 플랫폼을 사용하여 달성될 수 있다. 디-스피닝된 플랫폼의 작동은 단지 궤도의 작동부분 동안, 또는 위성이 작은 작동 루프 내에 있을 동안에만 이루어진다. 3축 우주선 몸체 내에 안테나와 통신 패키지를 내장한 디-스피닝된 플랫폼을 사용하는 것은, 본 발명의 일부를 구성한다.

본 발명의 위성 시스템은 적도 정지궤도 위성과 구분되는 독특한 요소를 갖는다. 적도 정지궤도 위성과는 달리, 본 발명의 위성은 매우 경사가 급하고 이심율이 큰 궤도를 사용한다. 시스템에서 궤도 요소 및 위성 수를 조합하는 것은 다음과 같은 독특한 특징이 나타나도록 한다.

1. 위성 궤도 파라미터와 위성단 내의 가장 적은 수의 위성(3 또는 4)을 구체적으로 선정하여, 북반구 또는 남반구에서 위성의 작은 작동 위치를 설정하는 방법이 달성된다. 이러한 작은 작동 위치(루프)내의 위성들은 위성의 적용 범위 지역 내에 있는 지면의 어떠한 점으로부터도 위성은 거의 정지된 것처럼 보인다. 궤도 요소는 루프의 크기를 최소화하기 위해 정확하게 선택되었다. 4개 위성단의 경우, 루프 폭은 위도 방향으로 9도이고 경도 방향으로 1도(동서 방향으로 0.5도에 해당)이며, 루프는 경도 약 60도에 위치한다. 위성단 내에 있는 모든 위성들은(3 또는 4) 순차적으로 루프 위치를 점유하며, 적절한 궤도 파라미터의 선택에 의해 루프를 이탈하는 위성은 루프에 진입하는 위성과 몇 분에 해당하는 시간동안 함께 위치할 것이다.

2. GPS를 사용하여, 기존의 위성으로부터 루프로 새로 진입하는 위성 사이에 어떠한 종류의 위성 서비스의 이관을 위한 정확한 타이밍이 수립된다. 이러한 통신의 이관은, 각 위성이 GPS 시간 정보를 사용하여 상대 위성에 대한 상대 시간 차이를 인식할 수 있도록 두 위성 사이에 직접 통신을 수립하여 달성된다. 두 위성에 시간 차이가 최소화되면, 통신 서비스 전체는 하나의 위성에서 다른 위성으로 어떠한 간섭도 없고 자동적으로 완전하게 (지면으로부터 어떠한 명령이나 신호도 필요 없이) 이관된다.

3. GPS와 기지국에서 송신되는 시간 기준점(동기 신호)을 모두 사용하여, 위성의 적용 범위 내의 기지국의 구체적인 위치와 무관하게 트랜스폰더마다 정확한 신호의 이관이 달성될 수 있다.

4. 고증폭, 좁은 빔, 지상 고정 안테나 또는 단일 축으로 제한적으로 지향하는 안테나가 작은 루프 내에서 작동하는 위성과 통신하기 위해 사용될 수 있다.

5. 작은 작동 루프(소형 루프)는 적도 정지궤도 평면으로부터 최소한 45도(3개 위성단) 또는 54도(3개 위성단)의 최소 각 분리를 갖는다. 이는 어떠한 간섭 감쇠 기술을 사용하지 않고도 정지궤도 위성 시스템과 본 발명의 위성 시스템 사이에 완전히 동일한 주파수 대역을 공유할 수 있게 한다.

6. 전술한 바와 같은 궤도 파라미터를 사용하는 위성단 내의 위성은 작동 루프 밖에 위치하여 통신 서비스가 종료되었을 때 지상의 어떠한 간섭도 필요 없이 탑재된 컴퓨터 조작 상과 어레이를 통하여 안테나 적용범위 빔을 조절할 수 있다. 이들 안테나 적용범위 변화는 각 작동 루프에서 위성 통신 적용 범위를 최적화하기 위해 필요하다.

7. 지상에서 위성에 명령을 내려 하나 또는 두 작동 루프 위치에서 컴퓨터 소프트웨어와 위성 안테나 적용범위를 변경하여 위성의 수명동안에 각 안테나 적용범위 패턴을 변경할 수 있다.

8. 3축 안정화되고 단일의 짐벌된 태양전지 어레이를 사용하는 본 발명의 궤도 내에 있는 위성은 루프 내의 작동기간 동안에 빔의 회전을 피하기 위하여 위성 안테나 빔이 목표점 주위로 회전하는 것을 제거할 필요가 있다. 이 발명의 일부로, 이러한 수정 방법은, 디-스피닝된 안테나 및/또는 디-스피닝된 통신 안테나 플랫폼을 3축 우주선의 몸체 내에 사용하거나 또는 상관된 어레이를 조절함으로써 빔 패턴 회전을 수정하여 달성될 수 있다.

본 발명은 바람직한 실시예와 관련하여 기술하였지만, 본 발명은 이에 제한되는 것이 아니며, 본 발명의 완전한 범위는 다음에 첨부한 청구범위에 의해 알 수 있다.

Claims (27)

1. 고위도 통신 위성 시스템에 있어서,

   각각의 타원형 궤도에서 이동하도록 배치되어 있는 복수의 위성; 및

   상기 위성을 각각 향하고 상기 위성이 제 1 또는 제 2 소형 루프에 있는 동안에 상기 각각의 위성과 통신하는 지상에 있는 복수의 방향성 있고 추적하지 않는 좁은 빔 안테나를 포함하며,

   상기 궤도는 동일한 경사 값으로 구성되고 지상 관측점에서 제 1 경도 위치에 제 1 소형 루프와 제 1 대형 루프를 포함하는 첫 번째 쌍의 루프와, 제 2 경도 위치에서 제 2 소형 루프와 제 2 대형 루프를 포함하는 두 번째 쌍의 루프를 구성하고, 상기 첫 번째 쌍의 루프는 상기 대응하는 두 번째 쌍의 루프로부터 180도 경도에 의해 분리되어 있으며 동시에 동일한 위도에 위치하고, 상기 첫 번째 루프의 쌍과 두 번째 루프의 쌍은 정지궤도로부터 45도보다 크거나 같은 최소 각분리로 북반구와 남반구 중의 하나에 완전히 위치하는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
2. 제 1 항에 있어서, 상기 복수의 위성은 4개의 위성을 포함하고, 각각의 위성은 대략 12시간의 궤도 기간을 갖는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
3. 제 2 항에 있어서, 상기 루프 폭은 위도방향으로 대략 9도이고 경도 방향으로 대략 1도인 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
4. 제 1 항에 있어서, 상기 소형 루프 중의 하나에서 이탈하는 첫 번째 위성은 동시에 상기 소형 루프로 진입하는 두 번째 위성과 거의 동일하게 위치하는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
5. 제 4 항에 있어서, 상기 소형 루프를 이탈하는 첫 번째 위성은 상기 지면에 있는 안테나 중의 하나와 상기 소형 루프에 있는 상기 첫 번째 위성과 최소한 부분적인 시간동안 통신하고 있었으며, 상기 소형 루프로 진입하는 상기 위성은 상기 지면에 있는 안테나와 통신하게 되는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
6. 제 5 항에 있어서, 상기 지상 안테나국으로의 통신은 상기 첫 번째 위성에서 상기 두 번째 위성으로 이관되며, 상기 이관의 타이밍은 GPS 위성단의 GPS 위성에 의해 상기 첫 번째 위성과 두 번째 위성에 직접 제공되는 시간에 의해서 상기 위성 자체에서 수립되는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
7. 제 6 항에 있어서, 상기 통신의 이관은 상기 첫 번째 위성과 두 번째 위성 사이의 직접 통신에 의하여 달성되는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
8. 제 7 항에 있어서, 상기 통신의 이관은 기지국으로부터 전송되는 시간 기준 펄스와 GPS 중의 하나 이상을 사용하여 수립되는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
9. 제 5 항에 있어서, 상기 위성으로부터의 전송 사이의 시간 차이가 최소화되는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
10. 제 5 항에 있어서, 상기 이관은 지상으로부터의 명령이나 조작 없이 행해지는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
11. 제 1 항에 있어서, 상기 각 궤도는 준 주축이 대략 26450Km이고, 대략 63.4도의 경사를 가지고 승교점의 적경(RAAN)이 적도에서 균등하게 이격되어 있는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
12. 제 1 항에 있어서, 상기 궤도는 궤도의 작동 원호 내 지면 궤적 상의 위도와 경도 방향의 편위를 최소화하기 위해 선택된 이심율을 갖는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
13. 제 12 항에 있어서, 상기 시스템은 4개의 위성을 포함하고, 상기 궤도는 이심율이 0.7237인 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
14. 제 12 항에 있어서, 상기 시스템은 3개의 위성을 포함하고, 상기 궤도는 이심율이 0.7137인 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
15. 제 1 항에 있어서, 상기 각 복수의 위성은 궤도 내의 위성의 위치에 따른 명령에 응답하여 전체적인 빔 패턴을 변화시키기 위해 작동 가능한 상관 어레이 안테나를 포함하는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
16. 제 15 항에 있어서, 상기 빔 패턴은 상기 소형 루프 밖에 위성이 있을 때 미리 프로그래밍된 탑재 위성 컨트롤에 의해 자동적으로 절환되는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
17. 제 1 항에 있어서, 상기 복수의 위성은 3개의 위성을 포함하며, 각각은 12시간의 궤도 기간을 갖는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
18. 제 17 항에 있어서, 상기 제 1 및 제 2 소형 루프의 폭은 위도 방향으로 대략 18.4도이고 경도 방향으로 2.02도인 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
19. 제 1 항에 있어서, 상기 각 위성은 그들 각각의 궤도를 따라가면서 가까워졌을 때, 상기 위성의 쌍 사이에 시간 정보를 통신하기 위한 위성간 링크 장치를 포함하는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
20. 제 19 항에 있어서, GPS 시간 정보의 GPS 시스템 소스를 더욱 포함하며, 각 상기 위성은 GPS 시스템 소스로부터 GPS 시간 정보를 수신하기 위한 GPS 링크 장치를 포함하는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
21. 제 20 항에 있어서, 상기 링크 장치는 상기 소형 루프에 위성들이 동시에 위치하기 전에 인접한 위성들 사이에 시간 통신을 수립하는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
22. 제 1 항에 있어서, 상기 위성은 3축 안정화 메커니즘과 단일의 짐벌된 태양전지열을 포함하며, 상기 위성이 소형 루프 내에 있는 작동기간 동안에 빔의 회전을 방지하기 위해서 목표점에 대한 위성 안테나의 회전을 제거하기 위한 수단을 더욱 구비하는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
23. 제 22 항에 있어서, 상기 3축 안정화 메커니즘은 상기 우주선 몸체 내의 디-스피닝된 안테나 수단을 구비하는 것을 특징으로 하는 고위도 통신 위성 시스템.
24. 별개의 평면 내에 구성되는 각각의 궤도 내에 이동하도록 설치된 복수의 위성 중 첫 번째와 두 번째 위성으로부터의 활성화된 통신 링크를 절환하기 위한 방법에 있어서,

    상기 각 궤도는 복수의 공통된 경사도를 가지며 지면에 있는 안테나의 위치에서 지상의 관측자에게 소형 루프와 대형 루프를 포함하는 공통적인 한 쌍의 명백한 루프를 구성하며, 상기 소형 루프는 대략 63.4도의 최대 위도와 대략 45도보다 큰 최소 위도로 구성되어 있으며 정지궤도로부터 소정의 각도만큼 분리되어 있으며, 상기 통신 링크는 상기 위성들이 소형 루프 내에 있는 동안에 이들과 통신하기 위해 작동하는 지상에 있는 복수의 안테나 사이에 형성되며,

    a) GPS 시간 정보를 상기 첫 번째 및 두 번째 위성이 감지하고 저장하는 단계;

    b) 위성들이 타원형 궤도에서 가까이 있을 때 각 GPS 시간 정보를 위성간 링크를 통하여 상기 첫 번째 위성에서 송신하고 상기 두 번째 위성에서 수신하는 단계;

    c) GPS 신호의 시간 차이가 언제 최소인지 판별하는 단계;

    d) 상기 판별 단계에 따라, 비활성인 상기 위성 통신 송신기 중의 하나를 활성화되도록 명령하고, 활성화된 대응 위성 통신 송신기 중의 하나를 비활성화 되도록 명령하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 활성화된 통신 링크를 절환하기 위한 방법.
25. 제 24 항에 있어서,

    지상에 있는 공통적인 기지국 GPS 시간 정보 소스로부터 도달하는 시간의 차이 보다 큰 값만큼 시간이 떨어져 있는 경우 각 위성이 지면에서 동기화된 펄스를 수신하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 활성화된 통신 링크를 절환하기 위한 방법.
26. 제 24 항에 있어서, 상기 비활성인 위성의 통신 송신기가 활성화를 명령은 상기 위성이 상기 소형 루프 내에 진입한 뒤 루프 중첩점을 넘을 때까지는 이루어지지 않는 것을 특징으로 하는 활성화된 통신 링크를 절환하기 위한 방법.
27. 제 24 항에 있어서, 상기 비활성인 위성의 통신 송신기가 활성화를 명령은 지면에서 볼 때 최소 거리 및 각 분리가 나타날 때 이루어지는 것을 특징으로 하는 활성화된 통신 링크를 절환하기 위한 방법.