Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к спутниковым системам связи и, в частности, к системе негеостационарных спутников, запуск которых на орбиту и использование которых позволяет существенно увеличить пропускную способность глобальной системы спутниковой связи без создания помех в работе уже существующих спутников, находящихся на геостационарном кольце, и упростить сопровождение спутников.
Предпосылки создания изобретения
Применение геостационарных спутников для электросвязи впервые было предложено уже достаточно много лет назад Артуром К.Кларком. В настоящее время существует множество систем связи, в которых геостационарные спутники используются в подобных целях для обеспечения самых разнообразных видов связи, например для создания магистральных каналов телефонной связи и передачи данных, для распространения телевизионных сигналов, для непосредственного вещания на бытовые приемники и для мобильной связи. Работа геостационарных спутников основана на том физическом принципе, что спутник, движущийся по круговой орбите на соответствующей высоте над экватором, облетает Землю с той же угловой скоростью, которая совпадает со скоростью вращения Земли. Тем самым такие спутники воспринимаются как расположенные неподвижно над некоторой точкой на земной поверхности. Подобная особенность геостационарных спутников позволяет упростить их использование для связи, поскольку антенны наземной аппаратуры связи достаточно лишь просто навести по существу на одну точку небосвода.
Однако системы геостационарных спутников обладают целым рядом существенных недостатков. Одним из основных недостатков таких систем является высокая стоимость выведения спутника на геостационарную орбиту. Радиус геостационарных орбит составляет примерно 36000 км от Земли. Обычно геостационарный спутник сначала запускают на эллиптическую переходную орбиту, апогей которой расположен на геостационарной высоте, а затем формируют круговую орбиту, задействуя для этой цели двигатель для создания кратковременной тяги, сообщающий находящемуся в апогее спутнику необходимый дополнительный импульс. Масса такого двигателя для создания импульса тяги в апогее перед его включением обычно равна массе самого спутника и поэтому ракета-носитель должна быть изначально рассчитана на отрыв от земли с полезным грузом, масса которого вдвое превышает массу спутника после его выведения на конечную орбиту. В соответствии с этим затраты на выведение спутника на высокую круговую орбиту, необходимую для работы в геостационарном режиме, значительно превышают затраты на выведение на орбиту негеостационарных спутников. В целом же затраты, связанные с запуском спутников на орбиту и вводом их в действие, должны окупаться в течение срока службы спутника на орбите, что значительно удорожает геостационарные спутники.
Значительная высота геостационарной орбиты является также фактором, которым обусловлено увеличение размеров и массы геостационарных спутников. Связано это с тем, что потери на трассе распространения радиоволн, т.е. затухание радиоволн в свободном пространстве, пропорциональны квадрату расстояния между источником сигнала и его приемником. По этой причине геостационарный спутник для обеспечения аналогичных характеристик канала связи необходимо оснащать антенной больших размеров и передатчиком большей мощности по сравнению с размерами антенны и мощностью передатчика, устанавливаемых на спутнике с меньшей высотой орбиты. Сказанное относится прежде всего к системам мобильной связи и иным системам непосредственной доставки сигнала пользователю, в которых размер и мощность оконечного устройства пользователя ограничены по практическим соображениям, а функции по обеспечению приемлемых характеристик канала связи ложатся преимущественно на спутник. В целом же большие размеры и масса геостационарных спутников дополнительно увеличивают расходы на их запуск по сравнению со спутниками, рассчитанными на эксплуатацию на более низких орбитах.
Еще одной проблемой, связанной с большой высотой орбиты геостационарных спутников, является задержка в двойном прохождении сигнала к спутнику и обратно. Для пары различных оконечных устройств связи, расположенных в пределах зоны обслуживания геостационарного спутника, длина пути, проходимого сигналом от оконечного устройства к спутнику и обратно от спутника к оконечному устройству, составляет по меньшей мере 70000 км. При связи через спутник, находящийся на орбите средней высоты, соответствующая задержка в распространении сигнала составляет около четверти секунды. При речевой связи через спутник подобная задержка становится заметной для некоторых пользователей, в связи с чем может потребоваться использование специальных схем для подавления эха. При передаче данных такая задержка усложняет использование протоколов, разработанных на основе характеристик наземных каналов связи.
Еще одна проблема обусловлена геометрией охватываемых системами геостационарных спутников зон обслуживания. Так, в частности, система геостационарных спутников, рассчитанная на обеспечение "глобальной" связи, состоит минимум из трех геостационарных спутников, расположенных по дуге экватора через равные угловые интервалы в 120°. Зона обслуживания, охватываемая каждым таким спутником, имеет в проекции на земную поверхность форму окружности с центром на экваторе. Зоны обслуживания, охватываемые двумя соседними геостационарными спутниками, на экваторе перекрывают друг друга по долготе примерно на 40°. Однако степень такого взаимного перекрытия двух зон обслуживания уменьшается по мере увеличения широты, а на земном шаре севернее и южнее таких зон обслуживания имеются точки, из которых не виден ни один геостационарный спутник. Так, например, во многих точках на Аляске, в Канаде и Скандинавии геостационарные спутники даже невозможно увидеть, поскольку они находятся ниже линии горизонта, видимой в этих географических точках.
В системе геостационарных спутников, орбиты которых находятся над экватором, наземные станции, расположенные в экваториальных областях, обычно "видят" спутники под большим углом места над горизонтом. Однако по мере удаления местоположения наземной станции от экватора угол места геостационарного спутника относительно нее уменьшается. Так, например, угол места между наземными станциями, расположенными на территории США, и геостационарными спутниками составляет от 20 до 50°. В свою очередь при малых углах места могут ухудшаться характеристики канала спутниковой связи. Помимо этого, значительное удлинение пути прохождения сигнала через атмосферные слои при малых углах места усугубляет такие явления, как замирание радиосигнала вследствие дождя, атмосферное поглощение и мерцание радиосигнала. Так, в частности, в системах мобильной связи при малых углах места наблюдается ухудшение характеристик канала связи, обусловленное эффектами затенения и многолучевого распространения.
Следующей и, возможно, более серьезной проблемой, связанной с особой геометрией геостационарной орбиты, является ограниченная доступность орбитальных позиций (или "слотов") по длине геостационарной орбитальной дуги. Находящиеся на геостационарном кольце спутники, количество которых постоянно возрастало, в настоящее время занимают большинство слотов, отстоящих друг от друга на угловое расстояние в два градуса и идентифицируемых по их положениям по долготе. Подобная система упорядочения орбитальных слотов принята во всем мире с целью свести при спутниковой связи к минимуму взаимные помехи между соседними спутниками, установленная на которых аппаратура связи работает в одних и тех же полосах частот. Соблюдение подобного минимально необходимого углового интервала в два градуса между двумя соседними орбитальными слотами обеспечивается за счет использования на наземных станциях, взаимодействующих со спутниками, антенн с высоким коэффициентом усиления. В соответствии с этим на геостационарном кольце, расположенном вокруг экватора, имеется 180 орбитальных слотов (360°/2° на орбитальный слот). Бóльшая часть орбитальных слотов геостационарного кольца уже занята и поэтому на нем достаточно сложно найти место для новых спутников. Для увеличения "вместимости" геостационарного кольца было предложено использовать частотное разнесение, поляризационное разнесение и разнесение радиолучей, однако и в этом случае на геостационарном кольце можно размесить лишь ограниченное количество спутников. Помимо этого, не все позиции ("слоты") геостационарной орбиты в одинаковой степени пригодны или оптимальны для различных видов связи.
Для устранения некоторых недостатков, присущих геостационарным спутникам, были предложены различные системы негеостационарных спутников. В качестве примера одной из наиболее ранних систем подобного типа можно назвать советскую систему "Молния", в которой с целью обеспечить охват расположенных в северных широтах территорий Советского Союза использовались спутники на эллиптических орбитах с 12-часовым периодом обращения по ним. В системах "Иридий" и "ГлобалСтар" используются спутники на низких круговых орбитах, что позволяет существенно уменьшить задержку в передаче сигнала и обеспечить приемлемые характеристики каналов связи при работе с миниатюрными оконечными устройствами пользователей. Поскольку, однако, входящие в состав таких систем не геостационарные спутники находятся на наклоненных орбитах, при пересечении ими геостационарного кольца возникает потенциальная опасность создания помех в работе геостационарных спутников, установленная на которых аппаратура связи работает на тех же частотах.
В январе 1999 г. компанией Virtual Geosatellite LLC была подана заявка в Федеральную комиссию связи США (ФКС) на создание глобальной широкополосной спутниковой системы связи на основе патентов US 5845206 и US 5957409, выданных соответственно 21 декабря 1998 г. и 28 сентября 1999 г. автору настоящего изобретения и двум соавторам. В системе, предложенной в этой поданной в ФКС заявке, используется три группы находящихся на эллиптических орбитах спутников, две из которых охватывают северное полушарие, а одна - южное полушарие и в каждую из которых входит по пять спутников с 8-часовым периодом обращения по орбите, которые эмулируют большинство характеристик геостационарных спутников. В этой системе входящие в ее состав спутники кажутся "зависающими" на небосводе, поскольку их угловая скорость в апогее или вблизи него примерно соответствует скорости вращения Земли. Помимо этого, в такой системе образовано девять так называемых "активных дуг", середины которых расположены в точках апогея спутниковых орбит. Спутники каждой из трех их групп движутся от одной активной дуги к следующей по повторяющейся трассе (представляющей собой проекцию орбит спутников на земную поверхность), в результате чего на каждой активной дуге всегда присутствует один находящийся в активном, т.е. доступном для связи с ним, состоянии спутник. Находясь на активных дугах, спутники очень медленно перемещаются относительно наземных антенн со средней угловой скоростью, составляющей лишь около восьми градусов в час. При движении на участках вне активных дуг, соответственно между ними, спутники остаются в неактивном состоянии (т.е. установленная на них аппаратура связи отключена). Активные дуги располагаются в той части небосвода, которая не занята ни одним из геостационарных спутников, орбиты которых расположены вблизи плоскости экватора. В результате подобные "виртуально" геостационарные спутники видны в большей части северного и южного полушарий, но не создают помех в работе спутников, находящихся на геостационарном кольце.
Хотя описанная выше известная из уровня техники система виртуально геостационарных спутников и лишена многих из недостатков, присущих системам геостационарных спутников, тем не менее наземные станции должны отслеживать спутники по мере их медленного движения по активным дугам. Помимо этого, в тот момент, когда один из спутников покидает активную дугу, достигая ее конца, и переходит в неактивное состояние, главный лепесток диаграммы направленности антенны наземной станции необходимо быстро переориентировать или повернуть на 40-50 градусов для установления связи со спутником, который в этот же момент достигает начала этой же активной дуги, заменяя предыдущий спутник. Однако в случае крупногабаритных антенн может оказаться невозможным выполнить подобный быстрый их поворот и поэтому на практике наземную станцию требуется оснащать двумя работающими попеременно антеннами (одна из которых сопровождает спутник по мере его движения по активной дуге, а другая в это же время наводится на начало активной дуги для сопровождения следующего спутника). Частично решить эту проблему можно за счет использования фазированных антенных решеток, которые позволяют быстро переориентировать главный лепесток их диаграммы направленности, однако до настоящего времени остается неясной ситуация с наличием на рынке, прежде всего на потребительском, подобных антенн приемлемой по стоимости конструкции. Другая возможная альтернатива, позволяющая компенсировать перерывы в связи, состоит в буферизации данных в той или иной форме, однако и этот подход также является сложным и дорогостоящим в реализации.
Задачи изобретения
Исходя из вышеизложенного, в основу настоящего изобретения была положена задача предложить систему негеостационарных спутников, которая позволяла бы значительно снизить требования к сопровождению спутников и уменьшить стоимость наземных станций спутниковой связи.
Еще одна задача изобретения состояла в разработке системы спутников, которая позволяла бы существенно увеличить пропускную способность глобальной спутниковой системы связи без создания помех в работе существующих спутников, находящихся на геостационарном кольце.
Задача изобретения состояла далее в разработке глобальной системы спутников связи, которые располагались бы на небосводе под бóльшими средними углами места и которые позволяли бы уменьшить по сравнению с существующими геостационарными спутниками задержку в передаче сигнала.
Еще одна задача настоящего изобретения состояла в разработке общей глобальной системы связи, состоящей из спутников и наземных средств связи, при меньших затратах на ее создание и эксплуатацию по сравнению с существующими системами геостационарных спутников.
Указанные выше и другие задачи изобретения, а также его отличительные особенности и преимущества более подробно рассмотрены в последующем описании со ссылкой на прилагаемые к нему чертежи.
Краткое изложение сущности изобретения
В настоящем изобретении предлагается система негеостационарных спутников, запуск которых на орбиту и использование которых позволяет существенно увеличить пропускную способность глобальной системы спутниковой связи без создания помех в работе уже существующих спутников, находящихся на геостационарном кольце, и упростить сопровождение спутников. В одном из вариантов осуществления изобретения предлагаемая в нем система содержит первое и второе множества спутников, находящихся на наклоненных эллиптических орбитах, при этом орбиты спутников каждого их множества образуют в проекции на земную поверхность повторяющуюся трассу, по которой эти спутники ежедневно проходят над одними и теми же точками Земли. В предпочтительном варианте показатель среднего движения спутников по их орбитам равняется 3, т.е. спутники делают за сутки три полных витка вокруг Земли по их орбитам, однако в принципе показатель среднего движения может иметь и иные целочисленные значения, например равняться 2 или 4.
Каждый движущийся по своей орбите спутник имеет установленную на его борту аппаратуру связи с наземными станциями. Аппаратура связи, установленная на каждом входящем в состав предлагаемой в изобретении системы спутнике включается или переводится в активное состояние (например, запитывается) только на некотором орбитальном участке, на котором спутник находится вблизи апогея, т.е. вблизи той точки орбиты, в которой ее высота является наибольшей, и на котором он движется с наименьшей скоростью относительно наземных станций. Указанный участок орбиты, на котором спутник остается в активном состоянии, предпочтительно расположен симметрично по обе стороны от апогея орбиты. В предпочтительном варианте, в котором показатель среднего движения спутника по орбите равен 3, каждый из спутников остается вблизи апогея его орбиты в активном состоянии, т.е. с включенной аппаратурой связи, в течение 4 ч, что составляет 50% от полного периода его обращения по орбите.
Каждая из трасс спутников имеет несколько активных дуг, каждая из которых соответствует указанному выше участку орбит спутников, на которых установленная на них аппаратура связи включена и обеспечивает возможность связи с наземными станциями. Орбиты спутников первого их множества имеют такую конфигурацию, что каждая из активных дуг первой трассы начинается и заканчивается в точках, расположенных по долготе на одном и том же меридиане. Соблюдение подобного условия обеспечивается за счет выбора такого аргумента перигея, при котором орбиты спутников "отклоняются" к экватору, в результате чего апогей орбит спутников располагается по широте примерно на 40°. "Аргумент перигея" представляет собой один из орбитальных параметров, отражающий угловое положение спутника в плоскости орбиты, в котором он достигает перигея. При значениях аргумента перигея в интервале от 0 до 180° перигей расположен в северном полушарии, а охватываемая спутником зона обслуживания находится соответственно в южном полушарии. И наоборот, при значениях аргумента перигея в интервале от 180 до 360° перигей расположен в южном полушарии, а охватываемая спутником зона обслуживания находится в северном полушарии.
Аргумент перигея орбит спутников второго их множества в свою очередь представляет собой дополнительный угол аргумента перигея орбит спутников первого их множества, в соответствии с чем орбиты спутников второго их множества "отклонены" к экватору на ту же величину, но в противоположную по долготе сторону. Орбиты спутников второго их множества имеют далее такую конфигурацию, что каждая из активных дуг второй трассы начинается в точке, совпадающей с точкой, в которой заканчивается одна из активных дуг первой трассы, и заканчивается в точке, совпадающей с точкой, в которой начинается эта же активная дуга первой трассы. В результате активная дуга первой трассы и соответствующая активная дуга второй трассы образуют в паре, если смотреть из точки, в которой расположена наземная станция, замкнутую линию или замкнутую фигуру. В предпочтительном варианте, в котором показатель среднего движения спутников по их орбитам равен 3, имеется три таких образованных парой активных дуг замкнутых линий, отстоящих друг от друга по окружности земного шара на равные угловые интервалы в 120°.
В одном из вариантов осуществления настоящего изобретения в состав предлагаемой в нем системы, помимо объединенных в группы спутников, обычно входит также множество наземных станций, каждая из которых оснащена аппаратурой связи, обеспечивающей возможность связи с аппаратурой связи, установленной на каждом из спутников первого и второго их множеств, и каждая из которых расположена на земле в положении, из которого она способна сопровождать спутники, движущиеся по одной из первых и движущиеся по одной из вторых активных дуг, имеющих совпадающие начальные и конечные точки.
В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения орбиты спутников первого и второго их множеств имеют такую конфигурацию, что в любой момент либо на каждой из активных дуг первой трассы, либо на каждой из активных дуг второй трассы находится по меньшей мере один спутник. При этом на двух трассах предпочтительно находится одинаковое количество спутников, а орбиты спутников имеют далее такую конфигурацию, что в тот момент, когда один спутник достигает конца активной дуги одной трассы и переводится в неактивное состояние, другой спутник находится в начале или вблизи начала соответствующей активной дуги другой трассы и переводится в активное состояние. Оба спутника в точке их смены должны находиться достаточно близко друг к другу, чтобы наземная станция могла отслеживать как бы один единственный активный спутник, движущийся над ней по небосводу по замкнутой траектории, без необходимости прерывания с ним связи и без необходимости поворота в новое положение при смене спутников и при переключении с одного из них на другой. Вместе с тем параметры орбит спутников, движущихся соответственно по первой и второй трассам, предпочтительно подбирать с таким расчетом, чтобы в точках пересечения трасс спутники находились в пространстве на достаточном удалении друг от друга во избежание их физического столкновения.
Спутники, движущиеся по каждой из трасс, предпочтительно разнесены между собой по средней аномалии на одинаковую величину, что позволяет увеличить до максимально возможного количество одновременно находящихся в активном состоянии спутников. "Средняя аномалия" представляет собой ту выражаемую в градусах дробную часть от всего периода обращения спутника по орбите, которая отсчитывается с момента прохождения спутником через перигей. Так, например, значение средней аномалии для спутника с 8-часовым периодом обращения по орбите составляет 90° через два часа после прохождения через перигей (четверть периода обращения).
Для обеспечения непрерывной связи при рабочем цикле, равном предпочтительно 50%, на каждой трассе должно иметься минимум три удаленных друг от друга на равное угловое расстояние спутника. Увеличение количества движущихся по двум трассам спутников их добавлением базовыми группами по шесть спутников в каждой позволяет дополнительно увеличить пропускную способность спутниковой системы связи. В предпочтительном варианте орбитальные параметры позволяют использовать до 12 спутников на каждой активной дуге трассы при минимальном угловом расстоянии между спутниками по меньшей мере в 2°.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения высота орбиты каждого из входящих в состав предлагаемой в нем системы спутника меньше высоты орбиты геостационарных спутников. Преимущество этого варианта осуществления изобретения состоит в возможности уменьшить размеры и массу спутника при заданной пропускной способности системы связи, снизить требования к выведению спутника на орбиту и уменьшить задержку в передаче сигнала при связи через спутник. Помимо этого, для запуска спутника на эллиптическую орбиту требуется меньше энергии по сравнению с выведением спутника на круговую орбиту, что позволяет дополнительно снижать затраты на ракету-носитель.
Для сведения, к минимуму возмущающего воздействия, обусловленного формой Земли, согласно настоящему изобретению спутники предпочтительно далее выводить на орбиты с критическим наклонением в 63,4°. При таком угле наклонения плоскости орбиты обеспечивается стабильность эллиптической орбиты, апогей которой всегда остается на той же широте в одном и том же полушарии.
В соответствии со следующим вариантом осуществления настоящего изобретения орбиты спутников имеют такую конфигурацию, что участок орбит, на котором установленная на этих спутниках аппаратура связи включена и обеспечивает возможность связи, удален от плоскости земного экватора по меньшей мере на заданное расстояние. Подобная особенность позволяет избежать потенциальной возможности создания помех в работе существующих спутников, находящихся на геостационарном кольце, и повторно использовать для связи через предлагаемую в изобретении систему негеостационарных спутников частоты, выделенных для систем связи через геостационарные спутники.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения каждый спутник имеет систему энергоснабжения, позволяющую генерировать энергию в количестве, которое, когда установленная на спутнике аппаратура связи включена и обеспечивает возможность связи, меньше необходимого и которое, когда установленная на спутнике аппаратура связи отключена и не обеспечивает возможность связи, больше необходимого. Подобная система энергоснабжения позволяет далее накапливать избыточное количество энергии, генерируемое в период, когда установленная на спутнике аппаратура связи отключена и не обеспечивает возможность связи, и использовать в последующем накопленную энергию в дополнение к генерируемой энергии для запитывания аппаратуры связи в период, когда она включена и обеспечивает возможность связи. В предпочтительном варианте, в котором рабочий цикл спутника составляет 50% от всего периода его обращения по орбите, подобная схема энергоснабжения спутника обеспечивает рациональное использование энергии и позволяет значительно уменьшить массу спутника.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения количество спутников в предлагаемой в нем системе можно увеличить с получением дополнительных пар трасс, имеющих ту же форму, что и первая и вторая трассы, но смещенных относительно них по долготе на некоторую заданную величину. Величина такого смещения по долготе такова, что в любой момент времени каждый из спутников, находящихся на активных дугах этих дополнительных пар трасс, удален по меньшей мере на некоторое заданное угловое расстояние от любого из спутников, находящихся на активных дугах других пар трасс. В предпочтительном варианте, в котором показатель среднего движения спутников по их орбитам равняется 3, а рабочий цикл спутников составляет 50% от всего периода их обращения по орбитам, предлагается использовать четыре пары трасс, имеющих в общей сложности 24 активные дуги (т.е. 12 замкнутых линий, образованных парами активных дуг) в каждом полушарии или 48 активных дуг по всему миру. Если на каждой активной дуге будет находиться максимальное количество спутников, равное 12, то общее число соответствующих слотов, доступных для размещения негеостационарных спутников, составит в предлагаемой в изобретении системе 576, что при минимальном угловом расстоянии между спутниками в 2° более чем втрое превышает количество спутников, находящихся на существующем геостационарном кольце.
Краткое описание чертежей
На прилагаемых к описанию чертежах показано:
на фиг.1 - основные параметры эллиптической орбиты спутника, вблизи апогея которой группируются спутники,
на фиг.2 - вид в перспективе пяти эллиптических орбит, на каждой из которых находится по одному спутнику, в соответствии с уровнем техники,
на фиг.3 - схематичное изображение в декартовой системе координат трассы, образованной в проекции на земную поверхность эллиптическими орбитами, показанными на фиг.2, в соответствии с уровнем техники,
на фиг.4 - схематичное изображение в декартовой системе координат отклоненной влево повторяющейся трассы в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.5 - схематичное изображение в декартовой системе координат отклоненной вправо повторяющейся трассы в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.6 - схематичное изображение в декартовой системе координат показанных на фиг.4 и 5 отклоненных влево и вправо трасс в наложенном одна на другую виде, активные дуги которых в соответствии с настоящим изобретением попарно образуют замкнутые линии в форме каплевидной фигуры,
на фиг.7А и 7Б - виды в перспективе из точек, расположенных соответственно над экватором и над полюсом, шести эллиптических орбит, на каждой из которых находится один спутник, в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.8 - схематичное изображение в декартовой системе координат трасс в базовой системе из шести спутников, показанной на фиг.7А и 7Б,
на фиг.9 - схематичное изображение в декартовой системе координат трасс в той же, что и на фиг.8, базовой системе из шести спутников в более поздний момент времени,
на фиг.10 - схематичное изображение в декартовой системе координат трасс в системе из двадцати четырех спутников в соответствии с настоящим изобретением, при этом на каждой образованной парами активных дуг двух трасс замкнутой линии в форме каплевидной фигуры находится по четыре активных спутника,
на фиг.11 - схематичное изображение в декартовой системе координат трасс в предлагаемой в изобретении системе с 12-ю имеющими форму каплевидной фигуры замкнутыми линиями в северном полушарии и с 12-ю имеющими форму каплевидной фигуры замкнутыми линиями в южном полушарии,
на фиг.12А и 12Б - виды в перспективе из точек, расположенных соответственно над экватором и над полюсом, 24-х имеющих форму каплевидных фигур замкнутых линий, показанных на фиг.11,
на фиг.13 - схематичное изображение в декартовой системе координат предлагаемой в изобретении системы спутников с 12-ю имеющими форму каплевидной фигуры замкнутыми линиями в северном полушарии, на одной из которых находятся 24 активных спутника,
на фиг.14А и 14Б - схематичные изображения типичной аппаратуры связи, которой оснащены спутники и наземные станции соответственно и которая используется в настоящем изобретении, и
на фиг.15 - блок-схема, иллюстрирующая способ снабжения спутника потребляемой им, соответственно его системами и установленной на нем аппаратурой связи электроэнергией.
Подробное описание изобретения
Предлагаемая в настоящем изобретении система связи состоит из наземных станций и группы движущихся по эллиптическим орбитам спутников, которые с точки зрения расположенных на Земле наземных станций эмулируют (имитируют) множество характеристик геостационарных спутников. Как более подробно поясняется ниже, спутники, входящие в состав предлагаемой в настоящем изобретении системы, аналогично спутникам известной из уровня техники системы движутся по эллиптическим орбитам и взаимодействуют с наземной станцией на некотором участке их орбит вблизи апогея. Параметры орбит спутников задают таким образом, чтобы такие активные дуги находились в северном и южном полушариях за пределами экваториальной области. В известной системе один из спутников при его отключении по достижении им конца его активной дуги заменяется другим спутником, подключающимся по достижении им начала его активной дуги. В соответствии с этим любая наземная станция, следящая за спутником по мере его медленного перемещения вдоль его активной дуги, должна при появлении нового, заменяющего предыдущий спутника быстро переориентировать главный лепесток диаграммы направленности ее антенны на начало активной дуги этого нового спутника.
Предлагаемое в изобретении решение позволяет наземной станции непрерывно следить за находящимися на активных дугах спутниками без необходимости поворота главного лепестка диаграммы направленности ее антенны из положения, в котором отключается один выходящий из зоны ее действия спутник, в положение, в котором в работу включается другой входящий в зону ее действия спутник. Подобная возможность обеспечивается, как более подробно поясняется ниже, за счет "отклонения влево" активной дуги трассы эллиптической орбиты в сочетании с "отклонением вправо" активной дуги трассы эллиптической орбиты. Параметры орбит спутников задают с таким расчетом, чтобы конечные точки двух активных дуг совпадали, т.е. чтобы конечная точка одной активной дуги, в которой (точке) происходит отключение одного спутника, совпадала с начальной точкой другой активной дуги, в которой (точке) в работу включается другой спутник. В сочетании между собой две такие активные дуги образуют, как более подробно описано ниже, замкнутую фигуру в форме перевернутой (обращенной вверх) капли в северном полушарии или замкнутую фигуру в форме неперевернутой (обращенной вниз) капли в южном полушарии. В северном полушарии отклонению активных дуг трасс орбит спутников влево соответствует их движение с юга на север, а отклонению активных дуг трасс орбит спутников вправо соответствует их движение с севера на юг. Наблюдатель, находящийся на земле в северном полушарии в зоне, охватываемой движущимися по этим трассам спутниками, и смотрящий снизу вверх, видит находящиеся на активной дуге спутники медленно перемещающимися по небу против часовой стрелки, обычно под достаточно большими углами места. В точках переключения с одного спутника на другой, которых в предпочтительном варианте спутники с 8-часовым периодом обращения по орбите достигают примерно через каждые 4 часа, антенна наземной станции одновременно "видит" два спутника, находящихся практически в одном и том же положении по азимуту и углу места, благодаря чему при переключении с отключающегося спутника, движущегося по одной трассе, на подключающийся спутник, движущийся по другой трассе, не требуется поворачивать антенну. При этом в работе наземной станции отсутствует перерыв, связанный с изменением положения активного спутника или с переориентированием главного лепестка диаграммы направленности антенны. При переключении с одного спутника, движущегося по одной трассе, на другой спутник, движущийся по другой трассе, изменяется лишь угловая скорость, с которой антенна наземной станции отслеживает перемещение активного спутника по азимуту и по углу места. Предпочтительно, чтобы подобным переключением с одного спутника на другой управляла центральная наземная станция управления и чтобы такое переключение происходило без прерывания связи со спутником.
В настоящем изобретении используется тот обладающий существенным преимуществом факт, что движущиеся по эллиптическим орбитам спутники, когда они удалены от Земли на большее расстояние, находятся вблизи апогея их орбит в течение большего периода времени по сравнению с периодом времени, в течение которого они находятся вблизи перигея их орбит. На фиг.1 показана типичная орбита в форме эллипса 10 с двумя фокусами 11 и 12. В фокусе 12 этого эллипса 10, форму которого имеет траектория, по которой движется находящийся на орбите спутник, находится центр Земли ("занятый фокус").
Апогей 14 и перигей 16 орбиты образованы наиболее удаленной от занятого фокуса и наиболее близкой к нему точками эллипса соответственно. Большая ось 18 эллипса проходит через два фокуса эллипса от апогея 14 до перигея 16. Отрезок, длина которого равна половине длины большой оси эллипса, называется большой полуосью "а" и представляет собой параметр, которым однозначно определяется период обращения спутника относительно Земли. Два отрезка большой полуоси, один из которых проходит от апогея 14 до занятого фокуса 12, а другой проходит от перигея 16 до занятого фокуса 12, называются "радиусом апогея" и "радиусом перигея" соответственно. Разницей между длинами этих отрезков определяется эксцентриситет эллипса. Зная длину большой полуоси "а" и величину эксцентриситета "е", радиус апогея и радиус перигея можно определить по следующим формулам:
Чем больше эксцентриситет эллипса, тем меньше его форма приближается к форме окружности.
Положение спутника на эллиптической орбите определяется 2-м законом Кеплера, согласно которому радиус-вектор, проведенный от Земли к находящемуся на орбите спутнику, описывает за равные промежутки времени равные площади. Отсюда следует, что в перигее или вблизи перигея спутник движется с большой скоростью, а в апогее или вблизи апогея - с малой скоростью. Так, например, спутник с 8-часовым периодом обращения по орбите находится вблизи апогея в течение более 4 ч. Кружкáми на показанном на фиг.1 эллипсе друг от друга отделены участки эллиптической орбиты, проходимые движущимся по ней спутником за равные промежутки времени, при этом очевидно, что спутник по мере приближения к апогею замедляет свое движение и в течение продолжительного периода времени остается вблизи апогея.
В предлагаемой в настоящем изобретении системе используется группа спутников, орбитальные параметры которых подобраны с таким расчетом, чтобы с определенной точки на Земле постоянно можно было отслеживать спутник, находящийся в апогее или вблизи него, и поддерживать с ним связь. В принципе спутники при их обращении по орбитам с прямым движением, т.е. по орбитам, по которым спутники обращаются в направлении, которое совпадает с направлением вращения Земли, могут по достижении ими апогея восприниматься как перемещающиеся по небу очень медленно или даже как останавливающиеся на мгновение.
Хотя спутники, используемые в предлагаемой в настоящем изобретении системе, и схожи с геостационарными спутниками в том отношении, что они при их нахождении в апогее или вблизи него воспринимаются как практически неподвижные или стационарные и обычно движутся со скоростью менее восьми градусов в час, тем не менее каждый спутник в конечном итоге в некоторый момент покидает свою активную дугу и, о чем более подробно сказано ниже, заменяется другим спутником, достигающим в этот же самый момент своей сопряженной активной дуги и находящимся в пределах видимости той же наземной станции. Сказанное означает, что в отличие от геостационарных спутников каждый обладающий подобной особенностью спутник, входящий в состав предлагаемой в настоящем изобретении системы, не работает постоянно в течение всего времени облета им Земли. Иными словами, когда спутники находятся вне их активных дуг, установленная на них передающая и приемная аппаратура связи обычно не работает и поэтому спутники не расходуют бóльшую часть своей энергии.
Каждый спутник, поскольку он потребляет энергию в полном объеме лишь в течение некоторой части от всего времени, затрачиваемого им на совершение полного витка по орбите, может генерировать и накапливать энергию в тот период времени, когда он находится вне активной дуги, и затем расходовать ее при нахождении на активной дуге. С учетом этого размеры установленного на спутнике источника энергоснабжения, в качестве которого обычно используются батареи солнечных элементов, можно подбирать с таким расчетом, чтобы они генерировали лишь часть от всего количества энергии, необходимой для работы спутника при его нахождении на активной дуге, восполняя при этом недостаток расходуемой спутником энергии за счет энергии, которая обычно накапливается в аккумуляторных батареях при движении спутника на тех участках его орбиты, которые расположены вне активной дуги. Так, например, система энергоснабжения спутника, поскольку в предпочтительном варианте он находится в активном состоянии лишь 50% от всего времени, затрачиваемого им на совершение полного витка по орбите, в принципе может быть рассчитана на генерирование солнечными батареями 50% от всего количества энергии, потребляемой при максимальной нагрузке (а также на генерирование некоторого дополнительного количества энергии, необходимой для функционирования бортовых систем спутника). Подобный режим работы позволяет значительно уменьшить массу и размеры спутников.
В последующем описании сначала даются пояснения к терминологии, используемой ниже для описания параметров орбит спутников, а затем подробно рассмотрена предлагаемая в изобретении система спутников в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения.
"Среднее движение", обозначаемое через n, представляет собой величину, отражающую число полных витков или оборотов, совершенных спутником за одни сутки при облете вокруг Земли. Если эта величина равна целому числу, то трассы орбит спутников повторяются каждый день, а каждая следующая трасса орбиты за текущие сутки совпадает с трассами за предыдущие сутки. Среднее движение обычно выражают в виде величины, получаемой делением количества часов в сутках (24 ч) на количество часов, затрачиваемых спутником на совершение одного полного витка по орбите. Так, например, для спутника, совершающего один полный виток по орбите за 8 часов ("спутника с 8-часовым периодом обращения"), показатель среднего движения равняется трем. Особый с практической точки зрения интерес представляют спутники с целочисленным показателем среднего движения, равным двум, трем или четырем, однако настоящее изобретение не ограничено указанными значениями и предполагает возможность использования спутников и с большим показателем среднего движения. Обычно для компенсации возмущающего воздействия, обусловленного асферичностью Земли, показатель среднего движения должен, о чем более подробно сказано ниже, несколько отличаться от точного целочисленного значения, что обозначается "регрессией линии узлов".
"Угол места", обозначаемый через δ, представляет собой угол, отсчитываемый в вертикальной плоскости от линии горизонта, на уровне которой находится наблюдатель, до спутника. Угол места для спутника, находящегося на линии горизонта, равняется нулю градусов, а для спутника, находящегося непосредственно над головой наблюдателя, составляет 90°. Для геостационарных спутников, плоскость орбиты которых находится вблизи плоскости экватора, угол места относительно точек, расположенных на территории США, обычно составляет от 20 до 50°.
"Наклонение", обозначаемое через I или i, представляет собой угол между плоскостью орбиты спутника и плоскостью экватора. Спутники, находящиеся на орбитах с прямым движением, обращаются по ним в направлении (по часовой стрелке или против часовой стрелки), которое совпадает с направлением вращения Земли. Угол наклонения таких орбит с прямым движением составляет от 0 до 90°. Спутники, находящиеся на орбитах с обратным движением, обращаются по ним в направлении, которое противоположно направлению вращения Земли, и поэтому угол наклонения таких орбит с обратным движением составляет от 90 до 180°.
"Критическим наклонением" эллиптической орбиты обозначается конкретный угол наклонения плоскости, при котором скорость апсидального вращения становится равной нулю. Подобное наклонение обеспечивает стабильность эллиптической орбиты, апогей которой всегда находится на одной и той же широте в одном и том же полушарии. Данному условию удовлетворяют два значения угла наклонения: 63,435° для орбит с прямым движением или дополняющий его угол в 116,565° для орбит с обратным движением.
Термином "восходящий узел" обозначается та точка на экваторе, в которой спутник переходит из южного полушария в северное. Понятием "прямое восхождение восходящего угла" (ПВВУ) обозначается угол, измеренный в восточном направлении в плоскости экватора от неподвижной инерциальной оси в пространстве (весеннее равноденствие) до восходящего узла.
Через "S" в контексте настоящего изобретения обозначается расстояние по долготе между восходящими узлами различных спутников одной их группы, которое в предпочтительном варианте является одинаковым для всех спутников.
"Аргумент перигея" представляет собой величину, отражающую угловое положение спутника в плоскости орбиты, в котором он достигает перигея. Значениям аргумента перигея в пределах от 0 до 180° соответствует расположение перигея в северном полушарии и поэтому зона обслуживания спутника охватывает южное полушарие. И наоборот, значениям аргумента перигея в пределах от 180 до 360° соответствует расположение перигея в южном полушарии и поэтому зона обслуживания спутника охватывает северное полушарие.
"Средняя аномалия", обозначаемая через М, представляет собой ту выражаемую в градусах дробную часть от всего периода обращения спутника по орбите, которая отсчитывается с момента прохождения спутником через перигей. Так, например, значение средней аномалии для спутника с 8-часовым периодом обращения по орбите составляет 90° через два часа после прохождения через перигей (четверть периода обращения). Суммарное значение средней аномалии за сутки для спутника с показателем среднего движения, равным n, вычисляется простым умножением этого числа n на 360°.
На фиг.2 показана обозначенная общей позицией 20 базовая группа или сеть находящихся на эллиптических орбитах спутников, входящих в состав известной из уровня техники системы, предложенной компанией Virtual Geosatellite LLC в заявке, поданной в январе 1999 г. в Федеральную комиссию связи США (ФКС). Предложенная в этой заявке система в целом состоит из трех таких групп спутников, в каждую из которых объединено по пять спутников с 8-часовым периодом обращения по орбите, эмулирующих большинство характеристик геостационарных спутников, при этом зоны обслуживания спутников двух из этих групп охватывают северное полушарие, а зона обслуживания спутников третьей группы охватывает южное полушарие.
На фиг.2 показан виртуально геостационарный спутник 22, движущийся вокруг Земли по эллиптической орбите 24. При этом установленная на спутнике 22 аппаратура связи поддерживает связь с наземными станциями 26 и 28. Одновременно с этим с двумя другими наземными станциями 36 и 38 взаимодействует виртуально геостационарный спутник 32, находящийся на эллиптической орбите 34.
Аналогично системам, основанным на использовании геостационарных спутников, виртуально геостационарные спутники, входящие в состав рассматриваемой известной из уровня техники системы, практически постоянно находятся в одной и той же точке или области небосвода. Однако в отличие от основанных на использовании геостационарных спутников систем в этой известной системе аппаратура связи наземных станций не взаимодействует постоянно с одним и тем же спутником. Так, например, в показанном на чертеже варианте наземные станции 26 и 28 первоначально взаимодействуют со спутником 12, а в последующем взаимодействуют со спутником 32, движущимся по эллиптической орбите 34. Виртуальные геостационарные спутники при их нахождении в апогее их орбит или вблизи него несколько перемещаются относительно Земли. Однако при этом, например, виртуально геостационарный спутник 22 при его перемещении из апогея, в котором он находится в показанном на чертеже примере, в сторону перигея оказывается расположенным в ходе такого его последующего движения по орбите в других точках над другими участками Земли, в том числе, например, и над наземными станциями 36 и 38. В известной системе работа со спутниками допускается только при их нахождении над конкретными географическими областями, которые рассматриваются как предпочтительные зоны обслуживания, охватываемые спутниками. Так, например, зона обслуживания спутников одной их группы может охватывать континентальные части суши, не охватывая при этом другие области Земли, такие, например, как разделяющие континенты океаны. В известной из уровня техники системе такими предпочтительными зонами обслуживания, охватываемыми группой спутников, в показанном на чертежах примере являются, в частности, США, Европа и частично территория Азии и России.
Во избежание создания помех в работе спутников, находящихся на геостационарном кольце, установленная на спутниках известной из уровня техники системы аппаратура связи отключается, как только спутники оказываются на заданном удалении 30 от плоскости земного экватора. За счет соблюдения подобного условия обеспечивается, как более подробно описано ниже, угловое разнесение между геостационарными спутниками и входящими в состав известной из уровня техники системы спутниками, составляющее, если смотреть с поверхности Земли, по меньшей мере 40°.
Пять показанных на фиг.2 спутников находятся на орбитах, имеющих идентичные значения радиуса апогея, радиуса перигея, аргумента перигея, наклонения и среднего движения, но разнесенных по ПВВУ и средней аномалии таким образом, что все они образуют общую трассу. На фиг.3 в виде кривой в декартовой системе координат, наложенной на меркаторову (равноугольную цилиндрическую) проекцию земного шара, показана трасса 50 орбит изображенной на фиг.2 группы из пяти спутников, используемых в известной из уровня техники системе. (Следует отметить, что кривая, в виде которой изображена указанная единая для всех спутников трасса 50 их орбит, фактически несколько раз "огибает" земной шар, проходя от левого края карты мира к правому ее краю, и поэтому внешне выглядит как множество траекторий). В известной из уровня техники системе показатель среднего движения входящих в ее состав спутников равняется трем, откуда следует, что спутники каждые сутки трижды облетают Землю по их орбитам. При этом орбиты этих спутников равномерно разнесены вокруг оси Земли, а также равномерно разнесены по средней аномалии. Орбиты пяти спутников разнесены друг от друга по долготе на угловое расстояние S, равное 72°. С целью обеспечить возможность следования всех пяти спутников, находящихся на пяти различных орбитах, вдоль одной и той же трассы их разнесение по средней аномалии должно быть равно произведению n на S или 216°. Как показано на фиг.3, спутники, у которых показатель их среднего движения равен трем, делают три витка вокруг Земли. В целом же число витков на трассе соответствует показателю среднего движения. Положения витков можно смещать по долготе на восток или запад в сторону различных зон обслуживания, которые требуется охватить спутниками, регулируя ПВВУ всех орбит спутников одной их группы и оставляя при этом неизменным относительное расстояние между орбитами. В показанной на чертеже известной из уровня техники системе аргумент перигея составляет 270° и поэтому все витки оказываются симметричными относительно апогея орбит. В известной из уровня техники системе зона обслуживания входящих в ее состав спутников, поскольку апогей их орбит находится в северном полушарии, преимущественно охватывает северное полушарие. На показанной на фиг.3 схеме спутники 40, 44, 46 находятся каждый на активных дугах в верхней части витков вблизи апогея их орбит, а два других спутника 42, 48, аппаратура связи которых в данный момент отключена, находятся в промежуточных положениях на расположенных между активными дугами участках их орбит. В данном конкретном случае оба конца активных дуг находятся в положении, которому соответствуют 45,1° северной широты, а середина активных дуг находится в положении, которому соответствуют 63,4° северной широты, что равно углу наклонения. Тем самым обеспечивается удаление активных дуг на очень большое угловое расстояние (около 40°) от геостационарного кольца. Рабочий цикл каждого из показанных на фиг.2 спутников составляет 60%, т.е. период, в течение которого каждый спутник, когда он находится вблизи апогея, остается в активном состоянии, составляет 60% от всего периода его обращения по орбите. Когда активный спутник достигает одной из конечных точек активной дуги, в это же самое время на активную дугу со стороны другой ее конечной точки входит один из следующих неактивных спутников, который занимает место покидающего активную дугу спутника и переключается из неактивного состояния в активное.
В известной из уровня техники системе предусмотрена возможность увеличения количества спутников, проходящих по каждой активной дуге, и добавления второй трассы с тем же количеством спутников, пролегающей в каждом полушарии между витками исходной трассы. Каждая орбитальная позиция на каждой из активных дуг по существу образует орбитальный слот, который в известной системе назван "V-слотом". Однако возможное число таких виртуальных слотов при любой конфигурации орбиты в конечном итоге ограничено расстоянием между находящимися в апогее спутниками в пределах каждой активной дуги и расстоянием между спутниками, находящимися вблизи точек пересечения между собой активных дуг соседних трасс. Было установлено, что в известной из уровня техники системе с виртуально геостационарными спутниками на каждой активной дуге можно разместить максимум 14 спутников при минимальном угловом расстоянии между спутниками в 2°. При добавлении в южном, а также в северном полушариях второй трассы с увеличением общего количества активных дуг до 12 максимально возможное количество виртуальных слотов составит 14×12 или 168.
Поскольку все активные спутники движутся в известной из уровня техники системе в одном направлении, в основном с запада на восток, каждый из главных лепестков диаграммы направленности антенн наземных станций необходимо путем его поворота переориентировать с конца активной дуги на ее начало по достижении отслеживаемым активным спутником точки его отключения. Настоящее изобретение позволяет устранить этот недостаток и одновременно с этим значительно расширить функциональные возможности предлагаемой в нем системы и повысить ее пропускную способность по сравнению с известной из уровня техники системой.
В отличие от известной из уровня техники системы в предлагаемой в изобретении базовой системе используются движущиеся по эллиптическим орбитам спутники, перемещающиеся по паре повторяющихся трасс. На фиг.4 показана соответствующая изобретению первая базовая повторяющаяся трасса 130 орбиты с 24-часовым периодом обращения по ней, аргумент перигея которой лежит в интервале между 180 и 270°, в результате чего орбитальный эллипс более не находится на одной линии с земной осью, а отклонен в сторону экватора. В показанном на чертеже примере апогей располагается по широте вблизи 40°, т.е. преимущественно вблизи расположенных на средних широтах густонаселенных территорий, где подобная система предположительно будет использоваться в наибольшей степени. При показателе среднего движения, равном 3, трасса орбит спутников имеет три витка. Поскольку, однако, с учетом указанных выше значений аргумента перигея орбиты спутников отклонены в сторону экватора, витки трассы этих орбит несимметричны относительно соответствующего меридиана, как это имело бы место при аргументе перигея, равном 90° или 270°, а выглядят на чертеже отклоненными влево. При этом активные дуги 132, 134, 136, выделенные на чертеже жирными линиями, расположены с левой, или западной, стороны каждого витка и в отличие от известной из уровня техники системы ориентированы преимущественно в направлении север-юг. По показанной на чертеже отклоненной влево трассе спутники проходят активные дуги в направлении с юга на север.
В показанном на чертеже примере активные дуги представляют собой некоторый участок орбиты каждого спутника, на движение по которому (участку) спутник затрачивает по любую сторону от апогея по одной четверти от полного периода его обращения по орбите. Иными словами, спутники остаются в активном состоянии в течение 50% от всего периода их обращения по орбите, а в течение остальных 50% от этого периода находятся в неактивном состоянии и в соответствии с этим имеют 50%-ный рабочий цикл. Спутники по достижении ими таких активных дуг включаются у их нижних концов, расположенных около 20° северной широты, и затем перемещаются на север до достижения точек отключения, расположенных около 61,5° северной широты. При нахождении нижних концов активных дуг на широте около 20° обеспечивается более чем достаточное их удаление по углу от геостационарных спутников, вращающихся в плоскости экватора. При этом следует отметить, что параметры образующих трассу 130 орбит спутников точно задавали с таким расчетом, чтобы начальные и конечные точки каждой из активных дуг 132, 134, 136 располагались по долготе на одном и том же меридиане.
На фиг.5 показана соответствующая изобретению вторая базовая повторяющаяся трасса 140 орбиты с 24-часовым периодом обращения по ней, которая будучи отклонена вправо представляет собой как бы зеркальное отражение показанной на фиг.4 первой базовой трассы. Для отклонения северных витков этой второй трассы вправо, или на восток, переменная перигея должна лежать в пределах от 270 до 360°. В предпочтительном варианте аргументы перигея, выбранные и для спутников, движущихся вдоль отклоненных влево трасс, и для спутников, движущихся вдоль отклоненных вправо трасс, представляют собой дополнительные углы, т.е. трассы орбит отклоняются влево и вправо на одну и ту же величину. На фиг.5 три активных дуги 142, 144, 146 выделены жирными линиями. В рассматриваемом примере эти активные дуги расположены по правую сторону северных витков трассы и в соответствии с этим спутники движутся по этим активным дугам на юг. Параметры орбит спутников и в этом случае аналогично рассмотренному выше примеру точно задавали с таким расчетом, чтобы начальные и конечные точки каждой активной дуги располагались на одном и том же меридиане.
На фиг.6 показанные на фиг.4 и 5 отклоненные соответственно влево и вправо трассы 130, 140 изображены в наложенном одна на другую виде. При этом для наглядности те участки трасс, которые соответствуют активным дугам, также выделены жирными линиями. При этом активные дуги, заходя одна на другую, благодаря описанному выше расположению их начальных и конечных точек на одном и том же меридиане попарно образуют замкнутую линию. Необходимым условием, обеспечивающим возможность непрерывного сопровождения активных спутников, движущихся вдоль такой замкнутой линии, является согласование во времени фаз движения различных спутников в системе таким образом, чтобы перемещающийся на север по отклоненной влево трассе спутник по достижении им конечной точки его активной дуги сходился в этой же точке с перемещающимся на юг по отклоненной вправо трассе спутником, входящим в этот момент на его активную дугу. В этом случае при осуществляемом по командам с центральной наземной станции управления отключении предыдущего спутника с одновременным включением в работу следующего спутника антенна наземной станции, сопровождавшая до этого момента предшествующий спутник, просто начинает принимать сигналы от этого следующего активного спутника, продолжая отслеживать его движение до следующего переключения с одного спутника на другой. Аналогичное переключение с работы с одним спутником на работу с другим спутником происходит и в расположенных ближе к экватору конечных точках активных дуг, где покидающий активную дугу спутник, движущийся по отклоненной вправо трассе, сменяется входящим на активную дугу спутником, движущимся по отклоненной влево трассе.
В показанном на фиг.6 предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения, в котором показатель среднего движения спутников равняется 3, замкнутые линии, образуемые в результате взаимного пересечения двух активных дуг, одна из которых является участком отклоненной влево, а другая - отклоненной вправо трассы, фактически имеют вид замкнутых фигур в форме капли, охватывающих три различных области в северном полушарии, которые по долготе разделены угловыми промежутками в 120° и которыми в данном случае являются густонаселенные территории Японии и Восточной Азии, Северная Америка и Восточная Европа. Очевидно, что ряд таких же, но перевернутых, образованных пересечением двух активных дуг замкнутых линий в форме капли можно получить и в южном полушарии, обеспечив аналогичный охват выбранных географических областей.
На фиг.7А схематично показана обозначенная общей позицией 60 предлагаемая в изобретении "модульная" система с минимально равным шести количеством входящих в ее состав спутников, которые находятся на соответствующих орбитах и фазы движения которых согласованы во времени таким образом, чтобы на каждой образованной пересечением двух активных дуг замкнутой линии, имеющей форму каплевидной фигуры, присутствовал один активный спутник, который всегда видим под большими углами места относительно антенны наземной станции в соответствующей, окружающей ее географической области (следует отметить, что на фиг.7 система показана в фиксированной геоцентрической проекции, т.е. при невращающейся Земле). Все шесть входящих в состав этой системы спутников обращаются вокруг Земли по эллиптическим орбитам при одинаковых значениях радиуса апогея, радиуса перигея, наклонения и среднего движения. Орбиты трех спутников, образующие отклоненную влево трассу, имеют одинаковые значения аргумента перигея и средней аномалии, а значения их ПВВУ разнесены на равные угловые интервалы в 120°. Аналогичным образом орбиты трех других спутников, образующие отклоненную вправо трассу, имеют одинаковые значения аргумента перигея и средней аномалии, которые, однако, отличаются от значений тех же параметров образующих отклоненную влево трассу орбит спутников. Различие в значениях средней аномалии между двумя группами спутников составляет 180° и поэтому при нахождении движущихся по отклоненной влево трассе спутников вблизи апогея их орбит движущиеся по отклоненной вправо трассе спутники находятся вблизи перигея их орбит. Аргументы перигея двух групп спутников представляют собой дополнительные углы, т.е. сумма двух аргументов перигея равна 180°. Сказанное следует из приведенной ниже таблицы 1, в которой указаны орбитальные параметры для показанной на фиг.7А базовой системы с шестью спутниками. Эти орбитальные параметры были получены итерационным методом и допускают возможность их дальнейшего уточнения.
Орбитальные параметры
В показанной на фиг.7А базовой системе с шестью спутниками аппаратура связи, установленная, например, на спутнике 62, обращающемся по орбите 64, взаимодействует, когда он находится на его активной дуге вблизи апогея, с наземными станциями 72 и 74. В это же время спутник 66, обращающийся по другой эллиптической орбите 68, движется по другой трассе и находится в неактивном состоянии, но по истечении половины времени от периода его обращения по орбите включится в работу с наземными станциями 72 и 74.
На фиг.7Б показана та же, что и на фиг.7А, базовая система с шестью спутниками, если смотреть на нее из точки, расположенной над южным полюсом (необходимо отметить, что на фиг.7Б изображена проекция в инерциальном пространстве, т.е. при вращающейся Земле). На этой проекции более четко видно, что все эллиптические орбиты имеют одинаковую основную форму, при этом три из них смещены в одну сторону, а три других - в другую.
Как уже указывалось выше, в предпочтительном варианте спутник, отключающийся по достижении им конца его активной дуги и движущийся по одной трассе, находится в пространстве в том же самом положении, что и спутник, включающийся в работу в начале его активной дуги и движущийся по сопряженной трассе. Во избежание возможного столкновения спутников, на каком бы удалении друг от друга они ни находились, для группы спутников, орбиты которых образуют одну из трасс, значение либо прямого восхождения, либо аргумента перигея, либо средней аномалии можно несколько изменить, внеся в него небольшую поправку. Подобное незначительное варьирование одного или нескольких параметров орбит позволяет избежать столкновения спутников даже несмотря на пересечение их орбитальных траекторий. Наиболее предпочтительно при этом несколько изменять аргумент перигея, поскольку в этом случае траектории орбит проходят одна над другой, что полностью исключает возможность столкновения спутников. Очевидно, что для достижения требуемого результата, не оказывающего отрицательного влияния на способность антенны наземной станции "видеть" одновременно оба спутника при их пересечении на небосводе, указанная выше поправка должна иметь лишь очень малую величину.
Изображенная на фиг.7А и 7Б базовая система с шестью спутниками показана на фиг.8 в декартовой системе координат в тот момент, когда три спутника 152, 154, 156, движущиеся в северном направлении по отклоненной влево трассе 130 и находящиеся в активном состоянии с включенной аппаратурой связи, находятся примерно на 48° северной широты. Три других спутника 162, 164, 166, находящиеся примерно на 24° северной широты, движутся на неактивных участках их орбит, постепенно приближаясь к очередным точкам их включения. Очевидно, что каждый из спутников, если проследить их движение по соответствующим трассам, за сутки проходит по каждой из трех активных дуг, образующих в паре с активными дугами другой трассы замкнутую линию в форме каплевидной фигуры, оставаясь при движении по этой имеющей форму каплевидной фигуры линии в активном состоянии на протяжении примерно четырех часов. Подобная особенность обеспечивает так называемое "постепенное сокращение возможностей" системы в случае отказа одного из входящих в ее состав спутников. В отличие от системы с геостационарными спутниками, в которой выход из строя одного спутника, обслуживающего определенный географический район, приведет в этом районе к полной потере связи между системой спутников и наземными станциями, отказ одного спутника, входящего в состав предлагаемой в изобретении системы, приведет лишь к четырехчасовому в течение одних суток (24 ч) нарушению связи в каждой зоне обслуживания. При этом за сутки перерыв в связи будет поочередно происходить на каждой из трех активных дуг, образующих в паре с активными дугами другой трассы замкнутую линию в форме каплевидной фигуры, и не будет одновременно затрагивать все зоны обслуживания.
На фиг.9 та же, что и на фиг.8, система показана в более поздний момент времени, когда в активном состоянии находится группа движущихся в южном направлении спутников 162, 164, 166. В соответствии с этим чертежом три других, неактивных в этот момент спутника 152, 154, 156 фактически находятся в южном полушарии на 32° южной широты и ближе к перигею их орбит по сравнению с неактивными спутниками, показанными на предыдущем чертеже.
На фиг.10 показана предлагаемая в изобретении система обслуживающих северное полушарие спутников, в которой на каждой образованной парами активных дуг двух трасс замкнутой линии в форме каплевидной фигуры находится по четыре активных спутника или всего на таких трех парах активных дуг находится 12 спутников. В показанный на чертеже момент времени шесть спутников находятся в апогее примерно на 42° северной широты. На обоих концах каждой из активных дуг, образующих в паре с активными дугами другой трассы замкнутую линию в форме каплевидной фигуры, на одной и той же или вблизи одной и той же широты соответственно находится еще по одному спутнику. Один из этих спутников в показанный на чертеже момент времени включился в работу, а другой из них отключился. Помимо этого, в системе имеется еще шесть спутников, которые в данный момент находятся в точках перигея их орбит примерно на 47° южной широты. При этом следует отметить, что такие точки перигея находятся не на 63,4° южной широты, поскольку апогей перигея не равен 270°, и по этой же причине точки апогея не находятся на 63,4° северной широты.
В отличие от показанного на фиг.10 варианта, в котором в предлагаемой в изобретении системе на каждой замкнутой линии в форме каплевидной фигуры, образованной парами активных дуг двух трасс, в каждый момент находится по четыре активных спутника, на одну пару отклоненных влево и вправо трасс можно предусмотреть и большее количество описанных выше базовых групп спутников по шесть спутников в каждой. Критическим участком имеющей форму каплевидной фигуры замкнутой линии, образованной парами активных дуг двух трасс, с точки зрения минимально допустимого расстояния между спутниками, является остроконечная вершина этой имеющей форму каплевидной фигуры замкнутой линии, т.е. наименее удаленная от экватора точка пересечения активных дуг между собой. Итерационным методом было установлено, что на каждой из активных дуг, образующих в паре замкнутую линию в форме каплевидной фигуры, одновременно может находиться до 12 движущихся в северном направлении активных спутников и соответственно до 12 движущихся в южном направлении активных спутников, т.е. суммарное количество активных спутников, одновременно находящихся на каждой имеющей форму каплевидной фигуры замкнутой линии, образованной парой активных дуг, может достигать 24. Увеличить количество спутников, одновременно находящихся на каждой имеющей форму каплевидной фигуры замкнутой линии, образованной парой активных дуг, до указанного максимального значения можно при условии, что все - и активные, и неактивные спутники, движущиеся по каждой из трасс, разнесены между собой по средней аномалии на одинаковую величину.
Положение имеющих форму каплевидной фигуры замкнутых линий, образованных парами активных дуг, можно при необходимости сместить по долготе за счет увеличения ПВВУ для тех спутников, орбиты которых образуют пару трасс. Таким путем можно обеспечить целенаправленный охват определенных, представляющих особый интерес с точки зрения рынка услуг связи территорий, обеспечив в результате создание глобальной системы и обеспечив обслуживание спутниками каждой системы трех сходных областей, угловое расстояние между которыми по долготе составляет 120°. Хотя зону обслуживания и невозможно сместить в ту или иную сторону по широте, тем не менее предлагаемая в изобретении система обеспечивает по своей сути более эффективный по сравнению с системой геостационарных спутников охват территорий, расположенных на средних и более высоких широтах, поскольку активные спутники проходят непосредственно над расположенными на этих широтах территориями под большими углами места.
Предлагаемое в настоящем изобретении решение позволяет многократно повысить пропускную способность системы связи за счет создания дополнительных пар трасс, распределенных по долготе вокруг земного шара. При этом, однако, между двумя соседними имеющими форму каплевидной фигуры замкнутыми линиями, образованными парами взаимно пересекающихся активных дуг, необходимо соблюдать минимальное угловое расстояние, которое не должно быть меньше двух градусов. При создании изобретения было установлено, что в соответствии с предпочтительным вариантом в северном полушарии можно создать до 12 таких имеющих форму каплевидной фигуры замкнутых линий и такое же достигающее 12-ти количество имеющих форму каплевидной фигуры замкнутых линий, но перевернутых по отношению к имеющим форму каплевидной фигуры замкнутым линиям, расположенным в северном полушарии, можно создать в южном полушарии. Следовательно, суммарное количество активных спутников в подобной системе можно в целом довести до 24×24 или до 576. При таком количестве активных позиций, или слотов, предлагаемое в изобретении решение позволяет по сравнению с 180 доступными слотами на геостационарном кольце увеличить потенциальную пропускную способность глобальной системы спутниковой связи в 3,2 раза (576/180).
На фиг.11 в декартовой системе координат схематично показана описанная выше система с 12-ю имеющими форму каплевидной фигуры замкнутыми линиями 180 в северном полушарии и 12-ю имеющими форму каплевидной фигуры замкнутыми линиями 182 в южном полушарии.
На фиг.12А те же имеющие форму каплевидной фигуры замкнутые линии, образованные парами активных дуг, изображены в инерциальном пространстве, если смотреть из точки, расположенной несколько выше плоскости земного экватора. На этом чертеже наглядно показано угловое расстояние между геостационарным кольцом 184 и имеющими форму каплевидной фигуры замкнутыми линиями 180, 182.
На фиг.12Б имеющие форму каплевидной фигуры замкнутые линии, образованные парами активных дуг, изображены в инерциальном пространстве, если смотреть из точки, расположенной над северным полюсом. Поскольку точка, из которой видна показанная на этом чертеже проекция, удалена от северного полюса примерно на 130000 миль, имеющие форму каплевидной фигуры замкнутые линии, расположенные в южном полушарии, удалены от этой точки на еще большее расстояние и поэтому выглядят меньшими по размеру, который, однако, в действительности соответствует размеру имеющих форму каплевидной фигуры замкнутых линий, расположенных в северном полушарии. На этом чертеже также наглядно видно, что высота орбит спутников предлагаемой в изобретении системы не выходит за пределы высоты геостационарной орбиты.
На фиг.13 показана схема из 12-ти имеющих форму каплевидной фигуры замкнутых линий, расположенных в северном полушарии, с 24-мя активными спутниками 170 на одной из них. На каждой из остальных из числа этих замкнутых линий показано по одному активному спутнику.
Следует отметить, что все эллиптические орбиты, в том числе и орбиты спутников предлагаемой в настоящем изобретении системы, подвержены долговременному возмущающему воздействию, которое, если его не компенсировать, с течением времени приводит к постепенному смещению зоны обслуживания спутника от заданного положения. Подобное возмущающее воздействие обусловлено гармоникой J2 вращения Земли, отражающей тот факт, что Земля имеет форму не идеальной сферы, а сплющенную с полюсов и выпуклую у экватора форму. Такое возмущающее воздействие проявляется в двух основных формах, одна из которых состоит в регрессии линии узлов для орбит с прямым движением (I>90°) и повороте линии абсид. При углах наклонения, превышающих критическое наклонение (при I в пределах от 63,4 до 116,6°), соединяющая между собой перигей и апогей линия (линия апсид) для каждого спутника регрессирует, при других же углах наклонения (при I<63,4° или >116,6°) линия апсид прогрессирует. При углах наклонения, которые точно совпадают с углами критического наклонения, равными 63,4° или 116,6°, линия апсид остается стабильной, проявляющийся в чем эффект позволяет в предпочтительном варианте удерживать апогей на выбранной широте. В случае же наклонных эллиптических орбит происходит регрессия линии узлов, которую необходимо компенсировать за счет корректировки на некоторую небольшую величину периода обращения спутника по орбите. Орбиты всех спутников, входящих в состав системы некоторой заданной конфигурации, подвержены описанному выше возмущающему воздействию в одинаковой степени. При этом плоскость орбиты каждого входящего в состав такой системы спутника поворачивается, если смотреть из точки, расположенной над северным полюсом, по часовой стрелке. В результате спутник каждые последующие сутки будет проходить над некоторым меридианом несколько раньше, чем в предыдущие сутки. Однако подобный эффект можно скомпенсировать за счет незначительного уменьшения периода обращения по орбите каждого входящего в состав системы спутника, несколько увеличив тем самым протяженность трассы, являющейся проекцией траектории движения спутника на земную поверхность, и обеспечив повторяющееся прохождение спутника точно по этой трассе в течение всего срока его эксплуатации.
Для специалиста в данной области техники очевидно, что предлагаемая в изобретении система может использоваться в самых различных областях спутниковой связи, включая телефонную связь, широкополосную передачу данных, распространение телевизионного сигнала, прямое вещание и мобильную связь, а также в не относящихся к связи областях, таких как метеорология и мониторинг природных ресурсов. На фиг.14А и 14Б в качестве примера приведены схемы установленного на спутнике и на наземных станциях оборудования, которое может использоваться для распространения телевизионного сигнала и для передачи данных в соответствии с настоящим изобретением. Показанные на этих схемах элементы могут использоваться, например, для обеспечения связи между показанными на фиг.7А наземной станцией 72, спутником 62 и наземной станцией 74.
Как показано на фиг.14Б, распространяемая по сети телевизионного вещания видеоинформация, принятая в виде входного видеосигнала 200, поступает в видеокодер 202, который обрабатывает закодированную в цифровой форме видеоинформацию. Эта закодированная в цифровой форме видеоинформация затем объединяется в мультиплексоре 204 с видеоинформацией, передаваемой по нескольким другим каналам. Полученная в результате такого мультиплексирования видеоинформация поступает далее в элемент 208, где она подвергается модуляции и соответствующему кодированию, а затем подвергается преобразованию с повышением частоты в передающем элементе 210. После этого преобразованный с повышением частоты сигнал передается антенной 212 по каналу "А". Положение антенны 212, которая направлена на спутник 62, регулируется серводвигателями 213 системы наведения антенны.
Как показано на фиг.14А, переданный антенной 212 сигнал принимается установленной на спутнике 62 фазированной антенной решеткой 214. Принятый сигнал детектируется одним из приемников 216 и затем подается с его выхода на вход мультиплексора 218. Выходной сигнал мультиплексора 218 поступает в ретрансляторы 250, где может происходить транспонирование частоты принятого сигнала, его коммутация между каналами нескольких ретрансляторов или иная его обработка либо на радиочастоте, либо на промежуточной частоте, либо в основной полосе частот (полосе частот модулирующих сигналов). С выхода ретрансляторов сигнал обычно поступает через усилитель 252 мощности (УМ) и мультиплексор 254 в формирователь 256 диаграммы направленности антенны. Этот формирователь 256 диаграммы направленности антенны управляет передающей фазированной антенной решеткой 260, которая передает сигнал в полосе частот, отведенной в настоящее время для систем связи через геостационарные спутники, на антенну 262 с управляемой диаграммой направленности, установленную на показанной на фиг.14Б наземной станции 74, которой в данном случае является удаленное оконечное устройство 74 пользователя. При этом такой сигнал предпочтительно передавать на той же частоте, которая для подобных целей используется существующими в настоящее время геостационарными спутниками. Положением главного лепестка диаграммы направленности фазированной антенной решетки 260 управляет бортовой компьютер, который изменяет положение этого главного лепестка диаграммы направленности по мере движения спутника по заданной повторяющейся траектории, или же подобное управление осуществляется с земли. Переданный по каналу "D" сигнал, принятый антенной 262 с управляемой диаграммой направленности, имеющейся в показанном на фиг.14Б оконечном устройстве 74 пользователя, поступает в приемник 264, где он подвергается демодуляции в блоке 266, разделению (разуплотнению) в блоке 267 и декодированию в блоке 268 с получением в результате выходного видеосигнала 270.
В другом варианте оконечное устройство 64 пользователя может иметь антенну 222 и передатчик/приемник 218, позволяющий осуществлять двустороннюю передачу речи и данных по каналам "В" и "С". В этом случае центральная наземная станция 72 имеет приемник и понижающий преобразователь 214, а также соответствующую аппаратуру, поддерживающую режим двусторонней передачи речи и данных. В качестве примера типичных прикладных систем передачи данных можно назвать системы связи, ориентированные на работу с мультимедиа, и сеть Интернет. На фиг.14А, помимо функциональных блоков, в задачи которых входит установление и поддержание связи, показан также бортовой процессор 280, который на основе различных параметров определяет ориентацию спутника и управляет положением главных лепестков диаграммы направленности спутниковых антенн. Электроэнергия, необходимая для работы всех различных подсистем и компонентов спутника, поступает от системы 290 энергоснабжения, регулирующей ее подачу. В состав такой системы 290 энергоснабжения входит источник энергоснабжения, которым в данном случае является солнечная батарея 292, и накопитель электроэнергии, которым в данном случае является аккумуляторная батарея 294. Важное значение согласно настоящему изобретению имеет тот факт, что размеры солнечной батареи 292 подобраны с таким расчетом, чтобы она генерировала электроэнергию лишь в количестве, которое меньше необходимого для работы установленной на спутнике аппаратуры связи с полной нагрузкой и отношение которого ко всему этому необходимому количеству электроэнергии названо в настоящем описании коэффициентом силовой нагрузки спутника. Этот коэффициент силовой нагрузки зависит от типа орбит, по которым обращаются спутники, и от длительности промежутка времени, в течение которого спутники за весь период их обращения по эллиптической орбите осуществляют передачу радиосигналов. В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения номинальный коэффициент силовой нагрузки при энергоснабжении спутника, аппаратура связи которого работает половину времени от всего периода его обращения по орбите, составляет 0,5. (При этом следует отметить, что для функционирования, соответственно поддержания работоспособности, бортовых систем спутника некоторое дополнительное количество энергии необходимо генерировать даже при отключенной аппаратуре связи, установленной на спутнике). В течение остальной половины времени от всего периода обращения спутника по орбите его бортовые передатчики и приемники отключены и поэтому генерируемая солнечной батареей 292 электроэнергия накапливается в аккумуляторной батареи 294, заряжая ее.
Рассмотренный выше подход, который в соответствии с настоящим изобретением лежит в основе снабжения спутника потребляемой им, соответственно его системами и установленной на нем аппаратурой связи, электроэнергией, проиллюстрирован на фиг.15 в виде блок-схемы, обозначенной общей позицией 300. Сначала на шаге 302 от одной или нескольких сопровождающих спутники наземных станций поступает передаваемый через их антенны сигнал с орбитальными данными спутников. Затем на шаге 304 на основе принятых орбитальных данных вычисляется положение каждого из спутников на его орбите в любой заданный момент времени. Для этого процессор, имеющийся на описанной выше центральной наземной станции управления, должен записывать и обрабатывать орбитальные данные по мере их поступления. После этого на шаге 306 указанный процессор определяет, находится ли каждый из спутников на его соответствующей активной дуге или нет. Если на шаге 308 будет установлено, что спутник только что покинул его активную дугу, на следующем шаге 310 выдается команда на отключение установленной на борту этого спутника аппаратуры связи. В этом случае на шаге 312 в систему 290 энергоснабжения спутника также выдается команда на использование энергии, генерируемой солнечной батареей 292, для зарядки аккумуляторной батареи 294. Если же на шаге 314 будет установлено, что спутник только что достиг его активной дуги, то на следующем шаге 316 выдается команда на включение установленной на борту этого спутника аппаратуры связи, а затем на шаге 318 необходимая для работы этой аппаратуры связи электроэнергия подается одновременно из системы энергоснабжения и от аккумуляторной батареи. В состав бортового процессора спутника можно включить независимые бортовые средства, например программируемый таймер, обеспечивающие гарантированное отключение установленной на спутнике аппаратуры связи, когда он находится вне активной дуги, и тем самым позволяющие полностью исключить возможность создания помех в работе спутников, находящихся на геостационарном кольце.
Как указывалось выше, благодаря работе спутников, входящих в состав предлагаемой в изобретении системы, только при их нахождении вблизи апогея удается избежать создания помех в работе спутников, находящихся на геостационарном кольце. В соответствии с настоящим изобретением активные дуги орбит удалены на достаточно большое расстояние от экватора, поскольку зона обслуживания спутников оптимизирована за счет помещения апогея, вблизи которого спутники находятся бóльшую часть времени, над теми территориями северного и южного полушария, на которые приходится наиболее напряженный трафик (рабочая нагрузка). Предлагаемое в изобретении решение допускает возможность многократного повторного использования частот, выделенных для существующих в настоящее время систем связи через геостационарные спутники, и позволяет снизить во всем мире интенсивность использования ограниченного в ресурсах частотного спектра.
Предлагаемое в изобретении решение не только позволяет избежать создания возможных помех в работе находящихся на геостационарном кольце спутников, но и обеспечивает прохождение спутниками их активных дуг под большими углами места. Увеличение угла места до максимально возможных значений в свою очередь позволяет существенно уменьшить влияние таких факторов, как атмосферные явления, эффект затенения и многолучевое распространение, которые часто ухудшают связь с геостационарными спутниками. Подобные преимущества наиболее ярко проявляются в системах спутниковой связи в диапазоне более высоких частот (например, от 20 до 100 ГГц), в котором затухание радиоволн в атмосфере проявляется в наибольшей степени.
Хотя предлагаемая в изобретении спутниковая система во многих отношениях и аналогична системе геостационарных спутников, тем не менее орбиты входящих в ее состав спутников расположены на значительно меньшей высоте. Если высота орбит геостационарных спутников составляет 36000 км, то входящие в состав предлагаемой в изобретении системы спутники с 8-часовым периодом обращения по орбите, когда они находятся на их активных дугах, пролетают над землей на высоте, составляющей, например, от 21000 до 26000 км. Поскольку потери, возникающие на трассе распространения радиоволн в канале связи со спутниками, находящимися на таких эллиптических орбитах, существенно меньше потерь, возникающих на трассе распространения радиоволн в канале связи со спутниками, находящимися на геостационарных орбитах, появляется возможность соответственно снизить мощность устанавливаемой на спутниках аппаратуры связи и размеры ее антенны.
Преимущество, связанное с уменьшением высоты орбиты, состоит также в сокращении затрат на запуск спутников. В отличие от геостационарных спутников находящиеся на эллиптических орбитах спутники для выведения их на конечную орбиту нет необходимости оснащать дополнительными двигателями, включаемыми в апогее. Один только этот фактор позволяет примерно наполовину из расчета на один спутник уменьшить силу, необходимую для отрыва его ракеты-носителя от земли при взлете. Помимо этого, указанное выше уменьшение размеров и массы спутниковых систем энергоснабжения и связи обеспечивает согласно изобретению достижение дополнительных преимуществ с точки зрения сокращения расходов, связанных с запуском спутников.
Следует отметить, что в отличие от спутников, находящихся на геостационарном кольце, количество спутников в предлагаемой в изобретении системе необходимо увеличивать в соответствии с предпочтительным вариантом каждый раз на шесть спутников, движущихся по трем парам активных дуг, образующим замкнутую линию в форме каплевидной фигуры и равномерно распределенным вокруг земного шара. Однако по рассмотренным выше причинам расходы на создание и запуск шести спутников, образующих базовую группу или систему, должны быть сопоставимы с соответствующими расходами, связанными с созданием и запуском трех геостационарных спутников, выполняющих аналогичные функции в глобальной системе связи.
Использование предлагаемого в изобретении решения позволяет на практике существенно упростить сопровождение негеостационарных спутников. По существу антенны наземных станций отслеживают как бы один единственный активный спутник, движущийся над ними по небосводу по приблизительно круговой замкнутой траектории, без необходимости прерывания с ним связи и без необходимости их поворота в новое положение при смене спутников и при переключении с одного из них на другой, в чем состоит особое преимущество предлагаемой в настоящем изобретении системы, являющейся альтернативой системам с геостационарными спутниками. Помимо этого, предлагаемое в изобретении решение позволяет увеличить доступную в мировом масштабе пропускную способность систем связи, используемых в самых разнообразных прикладных областях, исключает создание помех в работе спутников, находящихся на существующем геостационарном кольце, позволяет создать глобальную систему спутников связи, расположенных под бóльшим средним углом места и обеспечивающих меньшую задержку в передаче сигналов по сравнению с системами геостационарных спутников, а также снизить по сравнению с такими системами затраты на создание и запуск спутников.
Несмотря на то, что выше настоящее изобретение рассмотрено со ссылкой на конкретные варианты его осуществления, эти варианты носят исключительно иллюстративный характер и не ограничивают объем изобретения. Для специалистов в данной области техники очевидно, что представленные в настоящем описании иллюстративные варианты осуществления изобретения можно комбинировать между собой и вносить в них различные изменения и модификации, а также возможны иные варианты осуществления изобретения. В соответствии с этим в объем формулы изобретения включены все такие модификации или варианты осуществления изобретения.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| УСОВЕРШЕНСТВОВАННЫЕ СИСТЕМА И СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ СИСТЕМЫ НЕГЕОСТАЦИОНАРНЫХ СПУТНИКОВ, НЕ СОЗДАЮЩИХ ПОМЕХ В РАБОТЕ СПУТНИКОВ, НАХОДЯЩИХСЯ НА ГЕОСТАЦИОНАРНОМ КОЛЬЦЕ | 2001 |
|
RU2278472C2 |
| СИСТЕМА СПУТНИКОВ НА ЭЛЛИПТИЧЕСКИХ ОРБИТАХ, ЭМУЛИРУЮЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКИ СИСТЕМЫ СПУТНИКОВ НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ | 2002 |
|
RU2223205C2 |
| СПОСОБ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КВАЗИГЕОСТАЦИОНАРНОЙ СИСТЕМЫ СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ | 2001 |
|
RU2184421C1 |
| СПУТНИКОВАЯ СИСТЕМА СВЯЗИ И НАБЛЮДЕНИЯ | 2011 |
|
RU2499750C2 |
| МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СИСТЕМА СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ | 2015 |
|
RU2619582C2 |
| СПУТНИКОВАЯ СИСТЕМА СВЯЗИ И НАБЛЮДЕНИЯ | 2009 |
|
RU2396187C1 |
| Интегрированная спутниковая система наблюдения Земли | 2021 |
|
RU2801009C2 |
| СПОСОБ И СИСТЕМА ВЫВЕДЕНИЯ НА ЗАДАННУЮ ОРБИТУ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ДВИГАТЕЛЕЙ, ОБЛАДАЮЩИХ БОЛЬШИМ УДЕЛЬНЫМ ИМПУЛЬСОМ | 1997 |
|
RU2212363C2 |
| СПУТНИКОВАЯ СИСТЕМА РЕГИОНАЛЬНОЙ СВЯЗИ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЭЛЛИПТИЧЕСКИХ ОРБИТ | 1999 |
|
RU2149507C1 |
| Космическая система | 2017 |
|
RU2749165C2 |
Изобретение относится к глобальным спутниковым информационным системам. Предлагаемые спутниковые системы и способ организации связи с их помощью предусматривают выведение спутников на наклонные эллиптические орбиты, обеспечивающие упрощенное сопровождение спутников наземными станциями слежения. Орбиты спутников образуют в проекции на земную поверхность пару повторяющихся трасс (130, 140), огибающих земной шар. На каждой из этих трасс спутники активируются только на активных дугах, расположенных значительно выше или ниже экватора, эмулируя ряд существенных характеристик геостационарных спутников. Параметры орбит спутников заданы так, что конечные точки активных дуг двух трасс совпадают, при этом точка, в которой заканчивается активная дуга на одной трассе, совпадает с точкой, в которой начинается активная дуга на другой трассе. Наземной станцией, находящейся в зоне обслуживания спутников, находящихся на таких активных дугах, эти спутники воспринимаются как медленно движущиеся по небу в одном направлении под достаточно большим углом места. Их траектория на небесной сфере имеет вид замкнутой линии каплевидной формы. Технический результат изобретения состоит в существенном увеличении пропускной способности глобальной системы спутниковой связи без создания помех в работе уже существующих геостационарных спутников и упрощении сопровождения спутников. 3 н. и 36 з.п. ф-лы, 1 табл, 15 ил.
| US 4854527 А, 08.08.1989 | |||
| US 5957409 A, 28.09.1999 | |||
| US 4502051 A, 26.02.1985 | |||
| RU 94025328 A1, 20.05.1996 | |||
| СПОСОБ ПОСТРОЕНИЯ СПУТНИКОВОЙ СИСТЕМЫ СВЯЗИ МЕЖДУ АБОНЕНТАМИ | 1991 |
|
RU2032988C1 |
| ЩИТОВОЙ ДЛЯ ВОДОЕМОВ ЗАТВОР | 1922 |
|
SU2000A1 |
