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.
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 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 центра 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.
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 средней длине участка ретрансляции сигнала через спутник 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. В наибольшей степени не охваченными спутниками точками оказываются точки, которые расположены на пересечении зон обслуживания спутников посредине между положениями спутников на орбите.
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.
Поскольку зона обслуживания каждого геостационарного спутника охватывает только некоторую часть земного шара, в некоторых каналах связи для передачи сигнала его получателю может потребоваться ретрансляция сигнала более чем через один спутник или использование в сочетании со спутниками соответствующих наземных средств связи. Проблема, связанная с многократной ретрансляцией сигнала через спутники, находящиеся на геостационарных орбитах, состоит в соответствующем существенном возрастании суммарной задержки в передаче сигнала. Очевидно, что при многократной ретрансляции сигнала через спутники требуется наличие наземной станции, с которой одновременно "видны" оба спутника и которая позволяет ретранслировать передаваемый сигнал от одного спутника к другому.
Для расширения зоны обслуживания, охватываемой геостационарными спутниками, без необходимости использовать для этой цели промежуточную наземную станцию были предложены системы с прямыми межспутниковыми линиями связи. Хотя такие межспутниковые линии связи и позволяют исключить необходимость в использовании наземной станции и соответственно на один сократить количество путей двойного прохождения сигнала от спутника к наземной станции и обратно, тем не менее все их преимущества практически сводятся на нет из-за значительной задержки в передаче сигнала на пути его передачи между двумя находящимися на их орбитах спутниками. В системах с тремя геостационарными спутниками, отстоящими друг от друга на 120°, расстояние между двумя соседними спутниками составляет приблизительно 50000 км. Помимо этого оборудование, которое необходимо устанавливать на борту каждого из спутников для создания межспутниковой линии связи вне зависимости от того, является ли она микроволновой или оптической, является исключительно сложным и дорогим. Именно по этим причинам системы с межспутниковыми линиями связи не нашли широкого применения в геостационарных спутниках.
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). Большая 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 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. Поскольку, однако, входящие в состав таких систем негеостационарные 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 в Федеральную комиссию связи США (ФКС) была подана заявка 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, используются 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. 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.
Однако авторами настоящего изобретения было установлено, что и такая известная из уровня техники и описанная выше система виртуально геостационарных спутников не может удовлетворить постоянно растущие в последнее время потребности в передаче информации и в части ширины полосы пропускания, и в части пропускной способности. Именно этим и объясняется необходимость в создании системы негеостационарных спутников, которая по своей пропускной способности превосходила бы уже известные и существующие системы спутников.
Задачи изобретения
Исходя из вышеизложенного, в основу настоящего изобретения была положена задача предложить систему спутников, которая позволила 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 большими средними углами места и которые позволяли бы уменьшить по сравнению с существующими геостационарными спутниками задержку в передаче сигнала.
Еще одна задача изобретения состояла в разработке глобальной системы спутников связи, которые отличались бы от существующих геостационарных спутников меньшими затратами, связанными с их созданием и запуском и выведением на орбиту.
Задача изобретения состояла также в разработке глобальной системы спутников связи, которые позволяли ли бы эффективно повторно использовать спектр частот, выделенных для систем связи через существующие геостационарные спутники.
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 вращающихся вокруг экватора земли.
Предлагаемая в изобретении система содержит расположенную в некоторой точке на земле наземную станцию с аппаратурой связи и антенной с управляемой диаграммой направленности, множество спутников с наклоненными эллиптическими орбитами, которые образуют в проекции на земную поверхность по меньшей мере две повторяющиеся и имеющие одну и ту же форму трассы, разнесенные друг от друга по долготе. По таким повторяющимся трассам 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 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. 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 множества спутников имеют такую конфигурацию, при которой в каждой активной дуге по меньшей мере два спутника постоянно могут поддерживать связь с наземной станцией. При этом орбиты спутников, образующих каждую трассу, имеют такую конфигурацию, что расстояние между доступными для связи спутниками, орбиты которых образуют одну и ту же трассу, превышает заданную величину, исключающую создание взаимных помех в работе спутников. Для увеличения количества спутников, доступных для связи в одно и то же время, спутники, движущиеся по одной и той же трассе, предпочтительно разнести по средней аномалии на равное расстояние друг от друга. Для обеспечения непрерывной связи при рабочем цикле, равном предпочтительно 50%, на каждой трассе должно иметься минимум шесть спутников, равномерно разнесенных друг от друга по средней аномалии. Когда один спутник группы покидает активную дугу, его место занимает другой спутник, который в это же время входит на активную дугу. Увеличение количества движущихся по каждой трассе спутников их добавлением группами по шесть равномерно разнесенных спутников в каждой позволяет в предпочтительном варианте создать дополнительные орбитальные слоты. Фактически в предпочтительном варианте каждая группа из шести спутников также создает орбитальные слоты в других положениях трассы, отстоящих друг от друга по окружности земного шара на равные угловые интервалы в 120°. В предпочтительном варианте орбитальные параметры позволяют использовать до 20 спутников на каждой активной дуге трассы при минимальном угловом расстоянии между спутниками по меньшей мере в 2°.
Во избежание возможного взаимного создания помех в работе спутников, движущихся по разным трассам, орбиты спутников, движущихся по двум или нескольким трассам, должны иметь такую конфигурацию, при которой каждый спутник, доступный для связи с ним при его нахождении на одной из активных дуг, удален по меньшей мере на заданное угловое расстояние от каждого из доступных для связи спутников, движущихся по другим трассам. В предпочтительном варианте аргумент перигея выбирают с таким расчетом, чтобы при определенном наклонении эллиптических орбит спутников активные участки соседних трасс можно было расположить максимально близко без создания взаимных помех в работе спутников. Аргумент перигея в настоящем изобретении предпочтительно составляет от 195 до 345° для апогея в северном полушарии и от 15 до 165° для апогея в южном полушарии.
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 снизить затраты на ракету-носитель.
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, выделенные 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.
Для сведения к минимуму возмущающего воздействия, обусловленного формой Земли, и для стабилизации орбиты согласно настоящему изобретению спутники предпочтительно далее выводить на орбиты с критическим наклонением в 63,4°.
В соответствии еще с одним предпочтительным вариантом осуществления изобретения предлагаемая в нем система позволяет получить 24 трассы с 72-мя активными дугами в каждом полушарии, находящиеся на каждой из которых спутники не создают помех в работе спутников, находящихся на других активных дугах, или в сумме с 144-мя активными дугами по всему миру. Если на каждой активной дуге разместить максимальное количество активных спутников, равное 20, то общее количество эквивалентных слотов для размещения негеостационарных спутников, которое позволяет получить настоящее изобретение, составит 2880, что при минимальном угловом расстоянии между спутниками, равном 2°, в 16 раз превышает количество орбитальных слотов на существующем геостационарном кольце.
Краткое описание чертежей
На прилагаемых к описанию чертежах показано:
на фиг.1 - взаимное пространственное расположение предлагаемой в настоящем изобретении группы негеостационарных спутников и геостационарного кольца,
на фиг.2 - основные параметры эллиптической орбиты спутника, вблизи апогея которой группируются спутники,
на фиг.3 - блок-схема, иллюстрирующая предлагаемый в изобретении способ снабжения спутника потребляемой им, соответственно его системами и установленной на нем аппаратурой связи электроэнергией,
на фиг.4 - вид в перспективе пяти эллиптических орбит спутников, на каждой из которых находится по одному спутнику, в соответствии с уровнем техники,
на фиг.5 - схематичное изображение в декартовой системе координат трассы, образованной в проекции на земную поверхность эллиптическими орбитами, показанными на фиг.1, в соответствии с уровнем техники,
на фиг.6А-6Б - 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.7 - схематичное изображение в декартовой системе координат трассы, образованной в проекции на земную поверхность эллиптическими орбитами, показанными на фиг.6, в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.8 - подробное схематичное изображение в декартовой системе координат 20 находящихся на активной дуге спутников в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.9 - схематичное изображение в декартовой системе координат 40 активных и неактивных спутников, находящихся на каждой из трех соседних трасс, в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.10 - подробное схематичное изображение в декартовой системе координат активных дуг трех соседних трасс в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.11 - схематичное изображение в декартовой системе координат участков 144-х активных дуг, расположенных в северном и южном полушариях, в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.12 - схематичное изображение в декартовой системе координат активных дуг двух соседних трасс с расположенными в шахматном порядке спутниками в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг.13 - схематичное изображение в декартовой системе координат группы из четырех спутников с 75%-ным рабочим циклом в соответствии с настоящим изобретением и на фиг.14А-14Б - схематичные изображения типичной аппаратуры связи, которой оснащены спутники и наземные станции соответственно и которая используется в настоящем изобретении.
Предпочтительные варианты осуществления изобретения
Предлагаемая в настоящем изобретении система спутниковой связи состоит из наземных станций и групп выведенных на эллиптические орбиты спутников, которые с точки зрения расположенных на земле наземных станций эмулируют (имитируют) многие характеристики геостационарных спутников. Предлагаемые в настоящем изобретении параметры орбит, по которым движутся и на которых работают спутники, обеспечивают возможность одновременного доступа пользователей к потенциально большому количеству спутников без создания взаимных помех в работе спутников или помех в работе других спутников, которые находятся на экваториальной геостационарной орбите. Как показано на фиг.1 и более подробно описано ниже, предлагаемые в настоящем изобретении спутники 2 взаимодействуют с наземными станциями, находясь на многочисленных активных дугах 4, участки которых расположены достаточно высоко над экватором 6. Эти активные дуги, а также (не показанные на чертеже) дополняющие их дуги, расположенные ниже экватора, охватывают около 60% всего сферического пространства вокруг Земли в отличие от 5%, охватываемых системой геостационарных спутников. В области, близкой к экватору, предлагаемые в настоящем изобретении спутники не работают и, следовательно, не создают помех в работе геостационарных спутников. На фиг.1 показаны угловые расстояния 9 и 7 между активными дугами предлагаемой в изобретении системы спутников и ближайшим к ней геостационарным спутником для станций, расположенных соответственно в низких и высоких широтах. На минимальном расстоянии (15°) от геостационарного спутника находится спутник, который приближается к расположенной в верхних широтах наземной станции с южного конца активной дуги.
Преимуществом настоящего изобретения является тот факт, что движущиеся по эллиптическим орбитам спутники, когда они удалены дальше от Земли, находятся вблизи апогея их орбит в течение большего периода времени, чем когда они находятся вблизи перигея их орбит. На фиг.2 показана типичная орбита в форме эллипса 80 с расположенным в точке 82 фокусом. В фокусе 82 этого эллипса 80, форму которого имеет траектория, по которой движется находящийся на орбите спутник, находится центр Земли ("занятый фокус").
Апогей 84 и перигей 86 орбиты образованы наиболее удаленной от фокуса и наиболее близкой к нему точками эллипса соответственно. Большая ось эллипса 80 проходит через два фокуса эллипса от апогея 84 до перигея 86. Два отрезка большой полуоси, один из которых проходит от апогея 84 до занятого фокуса 82, а другой проходит от перигея 86 до занятого фокуса 82, называются "радиусом апогея" и "радиусом перигея" соответственно. Разницей между длинами этих отрезков определяется эксцентриситет эллипса. Отрезок, длина которого равна половине длины большой оси эллипса, называется большой полуосью. 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 вторым законом движения 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 12-часовым периодом обращения по орбите находится вблизи апогея в течение восьми часов. Кружками на показанном на фиг.2 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 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 большую 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 соответствии с настоящим изобретением 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.
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.3 в виде блок-схемы, обозначенной общей позицией 50. Сначала на шаге 52 регулируют сопровождающую спутники антенну наземной станции. При выполнении этой операции соответствующий процессор отслеживает положения находящихся на орбите спутников. При выполнении операции на шаге 54 определяют угол наведения между негеостационарным спутником и положением геостационарного кольца. На шаге 56 проверяют возможность взаимных помех между спутниками. При наличии подобной возможности на шаге 58 связь через такой спутник блокируется. Если же на шаге 56 будет установлено, что возможность взаимных помех между спутниками отсутствует, происходит переход к шагу 60, на котором соответствующий спутник признается пригодным для связи. Признанный пригодным для связи спутник может, что, однако, не обязательно, оказаться включенным. Потребление спутником энергии проверяется на шаге 62. Такую проверку можно выполнять исходя из положения спутника на повторяющейся трассе или на основе иной информации. Если на шаге 62 будет установлено, что спутник не потребляет энергию, то на шаге 64 производится зарядка его батарей. Если же будет установлено, что спутник потребляет энергию, то осуществляется переход к шагу 66, на котором необходимая для работы установленной на его борту аппаратуры энергия подается и от солнечных, и от аккумуляторных батарей.
Благодаря работе спутников, входящих в состав предлагаемой в изобретении системы, только при их нахождении вблизи апогея удается также 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 большую 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, как отмечалось выше, существенно уменьшить влияние таких факторов, как атмосферные явления, эффект затенения и многолучевое распространение, которые часто ухудшают связь с геостационарными спутниками.
Предлагаемая в настоящем изобретении система обладает и другими существенными преимуществами. Одно из таких преимуществ связано с выбором целых значений показателя среднего движения, обеспечивающих, о чем подробнее сказано ниже, ежедневное прохождение спутниками по повторяющимся трассам. Трасса спутника представляет собой проекцию орбиты спутника на земную поверхность, т.е. представляет собой воображаемый след, оставляемый на земной поверхности линией, соединяющей центр Земли со спутником. При повторяющихся каждые сутки трассах спутников апогей орбиты спутника периодически проходит над одним и тем же местом относительно определенного географического района. С расположенной в заданной зоне обслуживания наземной станции всегда можно установить связь с одним находящимся в апогее или вблизи него спутником, который не обязательно должен быть одним и тем же в течение суток.
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 орбиты геостационарных спутников составляет 36000 км, то входящие в состав предлагаемой в изобретении системы спутников 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. Обычно размер спутника прямо пропорционально зависит от квадрата расстояния между спутником и Землей. 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 геостацинарных орбитах, появляется возможность соответственно снизить мощность устанавливаемой на спутниках аппаратуры связи и размеры ее антенн.
Уменьшение высоты орбиты спутников снижает также затраты, связанные с их запуском на орбиту. В отличие от геостационарных спутников спутники с эллиптическими орбитами не требуют для выведения их на конечную орбиту использования включаемых в апогее двигателей. 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.
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.
"Угол места", обозначаемый через §, 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 30°.
"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°.
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. В системе, предложенной в этой заявке, используются 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.
На фиг.4 показана обозначенная общей позицией 10 группа или сеть из пяти спутников, входящих в состав известной из уровня техники системы. Показанный на этом виртуально геостационарный спутник 12 движется вокруг Земли по эллиптической орбите 14. При этом установленная на спутнике 12 аппаратура связи поддерживает связь с наземными станциями 16 и 18. Одновременно с этим с двумя другими наземными станциями 16 и 18 взаимодействует виртуально геостационарный спутник 20, находящийся на эллиптической орбите 22.
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 спутниковых 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 наземная станция 16 первоначально взаимодействуют со спутником 12, а затем взаимодействует со спутником 20, движущимся по эллиптической орбите 22. Виртуальные геостационарные спутники при их нахождении в апогее их орбит или вблизи него несколько перемещаются относительно Земли. Однако при этом, например, виртуально геостационарный спутник 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 24 и 26. В известной системе связь 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 технике системе такими предпочтительными зонами обслуживания, охватываемыми группой спутников, в показанном на чертежах примере являются, в частности, США, Европа и частично территория Азии и России.
Пять показанных на фиг.4 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.5 в виде кривой в декартовой системе координат, наложенной на меркаторову (равноугольную цилиндрическую) проекцию земного шара, показана трасса 38 орбит изображенной на фиг.4 группы из пяти спутников, используемых в известной из уровня техники системе. При этом следует отметить, что кривая, в виде которой изображена указанная единая для всех спутников трасса 38 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.5, 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 технике 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 чертеже 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.4 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.
Существенным преимуществом настоящего изобретения является возможность такого выбора орбитальных параметров, который позволяет значительно увеличить по сравнению с известной из уровня техники системой количество виртуальных слотов на одну активную дугу и общее количество активных дуг, расположенных вокруг Земли.
На фиг.6А схематично показана обозначенная общей позицией 70 базовая система с шестью спутниками. Все шесть спутников обращаются вокруг Земли по эллиптическим орбитам при одинаковых значениях радиуса апогея, радиуса перигея, наклонения и среднего движения и разнесены по ПВВУ и средней аномалии таким образом, что они движутся вдоль общей трассы. Установленная на обращающемся по орбите 96 спутнике 72 аппаратура связи взаимодействует с наземными станциями 74 и 76. Спутник 78, обращающийся по другой эллиптической орбите 98, также взаимодействует с наземными станциями 74 и 76, однако в более поздний момент времени он будет поддерживать связь с наземными станциями 90 и 92. Спутники 72 и 78, кроме того, связаны между собой линией 94 межспутниковой связи.
На фиг.6Б та же самая предлагаемая в изобретении базовая система с шестью спутниками показана в виде сверху из точки, расположенной над Северным полюсом. Показанные на фиг.6Б в пространстве эллиптические орбиты имеют одну и ту же форму и равномерно расположены вокруг Земли.
В отличие от известной из уровня техники системы аргумент перигея эллиптических орбит спутников, входящих в предлагаемую в изобретении систему, равен не обычным 90° или 270°, а лежит в интервале от 180 до 270°, в результате чего орбитальный эллипс "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. Другое отличие от известной из уровня техники системы заключается в том, что предлагаемая в изобретении базовая система состоит из шести спутников с 50%-ным рабочим циклом, т.е. спутники находятся на активных дугах их орбит и остаются в активном состоянии только в течение 50% от всего периода их обращения по орбите. Эллиптические орбиты спутников предлагаемой в изобретении системы имеют следующие основные параметры:
На фиг.7 в меркаторовой проекции показана трасса спутников базовой системы, показанной на фиг.6А-6Б. Аналогично известной системе эта трасса орбит спутников имеет три витка, каждая из которых проходит через центры наиболее населенных районов США, Европы и Азии. При этом, однако, из-за наличия определенного наклонения орбит, которое определяется заданной величиной аргумента перигея, витки трассы имеют несимметричную относительно соответствующего меридиана форму. Активные дуги 102, 104, 106 у такой трассы расположены на одной из сторон каждого витка и ориентированы преимущественно в направлении с севера на юг. На меркаторовой проекции Земли активные дуги по форме напоминают свернувшуюся кобру, голова которой находится в высоких широтах, а туловище - в низких широтах. Несмотря на то, что активные дуги в предлагаемой в изобретении системе начинаются в более низких широтах, чем в известной из уровня техники системе, спутники предлагаемой в изобретении системы удалены от геостационарных спутников на достаточно большое угловое расстояние, которое исключает возможность создания помех в работе любого из геостационарных спутников. Из всех шести равномерно разнесенных по средней аномалии спутников в любой момент времени три спутника находятся на активных дугах трасс, а другие три спутника находятся в движении между активными дугами.
На фиг.8 показано, каким образом предлагаемый в изобретении способ позволяет увеличить на каждой трассе количество доступных для размещения спутников слотов путем более полного заполнения активных дуг дополнительными спутниками. Предлагаемый в изобретении способ позволяет дополнительно разместить на каждой активной дуге до 20 спутников 110 при минимальном угловом расстоянии между спутниками в перигее и апогее, равном по меньшей мере двум градусам, которые являются критерием углового разнесения спутников по слотам геостационарного кольца. Орбита каждого спутника имеет указанные выше параметры, за исключением величины ПВВУ, равной трем градусам, и средней аномалии, равной девяти градусам, которые обеспечивают движение всех спутников по одной и той же трассе при минимальном расстоянии между спутниками на трассе в апогее, равном двум градусам. Предлагаемая в изобретении система, в которой каждая трасса имеет три полностью заполненных спутниками витка, позволяет иметь вокруг Земли 60 негеостационарных слотов. Поскольку половина спутников на каждой трассе в любой момент времени находится в неактивном состоянии, для полного заполнения каждой трассы всего на орбиту необходимо вывести 120 спутников.
На фиг.9 показано, каким образом предлагаемый в изобретении способ позволяет увеличить количество доступных для размещения спутников слотов путем создания дополнительных трасс, расположенных на небольшом расстоянии друг от друга по долготе, равном в предпочтительном варианте изобретения пяти градусам. Ориентированные с севера на юг активные дуги трасс позволяют взаимно приблизить трассы, активные дуги которых при этом остаются не перекрытыми, и, следовательно, движущиеся по орбитам спутники не создают помех в работе друг на друга. Для упрощения на фиг.9 подробно показан только один виток трех соседних трасс 120, 122, 124 с 40 активными и неактивными спутниками в витке. На активных дугах, расположенных между 15,4° и 60° северной широты, спутники группируются и движутся группой вдоль трасс.
На фиг.10 в увеличенном масштабе показаны те же самые, что и на фиг.9, три соседние трассы 120, 122, 124, на каждой из которых находится 20 активных спутников, пролетающих над Северной Америкой. Положения неактивных спутников 126 показаны на фиг.10 другими символами. В данном случае на минимальном друг от друга расстоянии находятся северные концы активных дуг соседних трасс. Отключение спутников по достижении ими 60° северной широты позволяет исключить возможность создания взаимных помех в их работе в точке пересечения трасс, расположенной на 63,4° северной широты.
На фиг.11 показаны все возможные в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения активные дуги 128, 130 трасс, отстоящих друг от друга по долготе на пять градусов и в северном, и в южном полушариях. При разнесении друг от друга активных витков в каждом полушарии на расстояние в пять градусов суммарное количество активных дуг в каждом полушарии равняется 72-м (360°/5°) или в общей сложности равняется 144-м в обоих полушариях. Если, как описано выше, каждую активную дугу заполнить максимально 20-ю спутниками, то общее количество орбитальных слотов в предпочтительном варианте составит 2880. При рабочем цикле спутника, равном 50%, на соответствующих орбитах кроме 2880 активных спутников в промежутках между активными дугами должно находиться 2880 неактивных спутников. Таким образом, в предпочтительном варианте для получения системы с максимальным количеством слотов необходимо иметь 5760 спутников. Очевидно, что по экономическим соображениям полное заполнение околоземного пространства спутниками, орбиты которых в предпочтительном варианте образуют в проекции на земную поверхность трассы, по форме напоминающие кобру, представляется мало вероятным. Тем не менее, как следует из приведенного выше описания, предлагаемые в изобретении решения позволяют существенно расширить возможности всемирной системы спутниковой связи. Количество слотов, доступных для размещения спутников в предлагаемой в изобретении системе, в шестнадцать раз превышает равное 180 количество доступных слотов на геостационарном кольце.
Как показано на фиг.10, спутники, движущиеся по соседним трассам, облетают Землю "строем" с постоянным расстоянием между соседними спутниками. Спутники, находящиеся на активной дуге, образуют прямоугольную сетку, которая медленно движется по небосводу. В показанном на фиг.12 другом варианте спутники 132 и 134 имеют такие значения средней аномалии, при которых спутники, движущиеся по соседним трассам, облетают Землю в шахматном порядке, чем достигается либо увеличение расстояния между спутниками, движущимися по соседним трассам, либо уменьшение расстояния по долготе между соседними трассами до величины, меньшей пяти градусов, как это предусмотрено в предпочтительном варианте осуществления изобретения.
Необходимо отметить, что в отличие от спутников, находящихся на геостационарном кольце, спутники в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения необходимо добавлять группами по шесть спутников, заполняя ими три слота, равномерно разнесенных вокруг Земли. 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.
Предлагаемую в настоящем изобретении систему с наклоненными эллиптическими орбитами можно в предпочтительном варианте оптимизировать с целью увеличить количество эффективно используемых орбитальных слотов до максимального. Для специалистов в данной области техники очевидно, что наряду с изменением орбитальных параметров предлагаемой в изобретении системы можно менять и другие отдельные ее параметры, например длительность рабочего цикла спутника. В качестве примера такой альтернативной системы можно рассмотреть показанную на фиг.13 базовую систему только из четырех движущихся по общей трассе спутников 150, 152, 154, 156, которые равномерно разнесены по средней аномалии и рабочий цикл каждого из которых составляет 75%. В такой системе аргумент перигея в отличие от предпочтительного варианта осуществления изобретения составляет более близкую к 270° величину, и поэтому на активной дуге имеется точка, расположенная наиболее высоко по широте. На фиг.13 проиллюстрирована возможность создания расположенной между витками уже существующей трассы дополнительной трассы, активные дуги которой не пересекаются с активными дугами существующей трассы. В принципе же даже при пересечении активных дуг прохождение спутников через точки пересечения можно сместить по фазе таким образом, чтобы спутники всегда находились на определенном расстоянии друг от друга.
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 по часовой стрелке, если смотреть из точки, расположенной над северным полюсом. 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.6 наземной станцией 74, спутником 72 и наземной станцией 76. Помимо этого отдельные спутники могут поддерживать связь между собой, как это показано на примере спутников 72 и 78, связанных между собой линией 94 межспутниковой связи.
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 206 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 в диапазоне частот Ku, которому соответствует диапазон частот около 14 ГГц. Положение антенны 212, которая направлена на спутник bb, регулируется серводвигателями 213 системы наведения антенны.
Как показано на фиг.14А, переданный антенной 212 сигнал принимается установленной на спутнике 72 фазированной антенной решеткой 214. Принятый сигнал детектируется приемником 216 и затем подается с его выхода на вход мультиплексора 218. В мультиплексор 218 поступает также соответствующая информация, подаваемая с его выхода в спутниковые ретрансляторы 238. Выходной сигнал мультиплексора 218 поступает в пассивные ретрансляторы 250 и из них через усилитель 252 мощности (УМ) и мультиплексор 254 (мультиплексор выходных сигналов, МВС) поступает 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 показанном на фиг.14Б удаленном оконечном устройстве 76 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. Сигнал, принятый антенной 262 с управляемой диаграммой направленности, имеющейся в показанном на фиг.14Б оконечном устройстве 76 пользователя, поступает в приемник 264, где он подвергается демодуляции в блоке 266 и декодированию в блоке 268 с получением в результате выходного видеосигнала 270. В другом варианте оконечное устройство 76 пользователя может иметь передатчик/приемник 212, позволяющий осуществлять двустороннюю передачу речи и данных.
Как показано далее на фиг.14А, мультиплексор 218, входящий в состав установленной на борту спутника 72 аппаратуры связи, имеет еще один вход, на который поступают сигналы, принимаемые приемником 240 по линии 94 межспутниковой связи. Передаваемая по линии 94 межспутниковой связи информация после усиления в усилителе 246 уплотняется в мультиплексоре 242 выходных сигналов (МВС).
На фиг.14А показано также, что один 222 из выходов мультиплексора 218 входных сигналов используется для хранения данных. В состав установленной на борту спутнике электронной аппаратуры входит запоминающее устройство, в котором можно хранить распространяемую по сети телевизионного вещания информацию, передаваемую в течение часа. Распространяемая по каналам телевизионного вещания информация обычно передается со скоростью σ мегабайт в секунду. Телевизионные каналы обычно подвергают цифровому уплотнению, передавая одновременно информацию по четырем-шести каналам. Поэтому в настоящем изобретении предпочтительно используется запоминающее устройство с объемом памяти 22 гигабайта, в котором можно хранить одночасовую телевизионную информацию, передаваемую со скоростью около 4,7 мегабайта в секунду. Сохраняемую в запоминающем устройстве информацию можно затем транслировать во время нахождения спутника на другой активной дуге. В качестве запоминающего устройства 224 можно использовать хорошо известное устройство стандарта SCSI-2, способное принимать данные со скоростью 4,7 мегабайта в секунду и хранить информацию объемом 22 гигабайта. По соответствующей команде хранящаяся в запоминающем устройстве 224 информация модулируется и преобразуется с повышением частоты в блоке 226.
На фиг.14А показан также бортовой процессор 280, который на основе различных параметров определяет положение спутника на орбите и управляет положением главных лепестков диаграммы направленности спутниковых антенн. Электроэнергия, необходимая для работы всех различных подсистем и компонентов спутника, поступает от системы 290 энергоснабжения (СЭ), регулирующей ее подачу. В состав такой системы 290 энергоснабжения входит источник энергоснабжения, которым в данном случает является солнечная батарея 292, и накопитель электроэнергии, которым в данном случает 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 орбиты, 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 коэффициент силовой нагрузки при энергоснабжении спутника, аппаратура связи которого работает половину времени от всего периода его обращения по орбите, составляет 0,5. 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 батарее 294, заряжая ее.
Реализация предлагаемой в изобретении системы позволяет создать новый стандарт с существенно большим количеством спутников глобальной связи, которые не создают помех в работе любых геостационарных спутников и в работе друг друга. В такой системе 5760 виртуально геостационарных спутников занимают 2880 активных слотов. Такое количество активных слотов в шестнадцать раз превышает равное 180 количество активных слотов, имеющихся на геостационарном кольце и отстоящих друг от друга на 2°. Предлагаемые в изобретении способ и систему можно использовать для усовершенствования известной из уровня техники системы с обращающимися по эллиптическим орбитам спутниками для значительного увеличения доступной пропускной способности системы связи.
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.
Изобретение относится к спутниковым системам связи. Достигаемым техническим результатом является увеличение пропускной способности глобальной спутниковой системы связи без создания помех в работе существующих спутников, находящихся на геостационарном кольце. Спутники работают на участке своих орбит вблизи апогея и имеют характеристики геостационарных спутников. Орбиты спутников имеют такую конфигурацию, при которой на земной поверхности образуется несколько близко расположенных друг от друга повторяющихся и проходящих вокруг Земли трасс. На каждой трассе спутники активны только на дугах, расположенных существенно ниже или выше экватора, что позволяет создать большое количество негеостационарных орбитальных слотов, которые существенно увеличивают возможности глобальной системы спутниковой связи, спутники которой не создают помех в работе существующих спутников, находящихся на геостационарном кольце. Между спутниками на каждой активной дуге и между спутниками на активных дугах соседних трасс выдерживается определенное минимальное расстояние, которое исключает возможность создания взаимных помех в работе негеостационарных спутников. 3 н. и 24 з.п. ф-лы, 14 ил.
| US 5845206 А, 01.12.1998 | |||
| СПОСОБ ПОСТРОЕНИЯ СПУТНИКОВОЙ СИСТЕМЫ СВЯЗИ МЕЖДУ АБОНЕНТАМИ | 1991 |
|
RU2032988C1 |
| US 5957409 A, 28.09.1999 | |||
| JP 2000036788 A, 02.02.2000. | |||
