ES2871080T3 - Sistema de satélites y procedimiento para cobertura mundial - Google Patents

Abstract

Sistema de satélites, que comprende: una constelación de seis satélites (200), orbitando tres de dichos satélites en una primera órbita (210) y orbitando los otros tres de dichos satélites en una segunda órbita (220); presentando la primera órbita (210) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70º y 90º y un apogeo sobre el hemisferio norte, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; presentando la segunda órbita (220) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70º y 90º y un apogeo sobre el hemisferio sur, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; siendo unos planos de la primera órbita (210) y la segunda órbita (220) sustancialmente ortogonales entre sí; y por lo menos una estación base (610) para transmitir y recibir señales de dicha constelación de seis satélites (200).

Description

DESCRIPCIÓN

Sistema de satélites y procedimiento para cobertura mundial

CAMPO DE LA INVENCION

La presente invención se refiere a sistemas de satélites y, más particularmente, a un nuevo sistema de satélites geoestacionario y un procedimiento para monitorización del tiempo y el clima, aplicaciones de comunicaciones, gestión del tráfico aéreo (ATM), investigación científica y tareas similares, con cobertura mundial.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Los satélites de monitorización meteorológica y los satélites de comunicaciones se sitúan generalmente en la -Orbita Terrestre Geoestacionaria (GEO) - o la Orbita Terrestre Baja (LEO). Los satélites GEO parecen estar inmóviles en el cielo, proporcionando al satélite una vista continua de un área determinada en la superficie de la Tierra. Desafortunadamente, esta órbita sólo puede obtenerse colocando el satélite directamente sobre el ecuador de la Tierra (latitud 0°), con un período igual al período de rotación de la Tierra, una excentricidad orbital de aproximadamente cero y a una altitud de 35.789 km. Si bien estas órbitas son útiles en muchas aplicaciones, son muy pobres para cubrir latitudes más altas (no son muy útiles a una latitud por encima de 60° para monitorización del tiempo y el clima, o a una latitud por encima de 70° para comunicaciones móviles confiables). Los sensores ópticos en un satélite de monitorización meteorológica GEO, por ejemplo, verían latitudes más altas en un ángulo tan pobre (es decir, un "ángulo de elevación" bajo) por lo que no podrían recopilarse datos útiles. Los enlaces de satélites de comunicaciones GEO también se vuelven poco confiables o fallan a medida que el ángulo de elevación respecto al satélite disminuye a medida que aumenta la latitud.

Los satélites (LEO) se sitúan en órbitas circulares a bajas altitudes (menos de 2.000 km) y pueden proporcionar una cobertura mundial continua, pero esto requiere muchos satélites, ya que cada satélite se encuentra sobre una región determinada durante un período de tiempo relativamente pequeño. Un ejemplo operativo de un sistema LEO es el sistema Iridium, que utiliza una constelación de 66 satélites. Si bien es práctico para comunicaciones de ancho de banda relativamente bajo, no es rentable para comunicaciones de banda ancha o para la monitorización del tiempo y el clima que requieren una carga útil grande y costosa en cada satélite. A la vista del coste de construir, lanzar y mantener cada satélite, una constelación LEO es una manera muy costosa de proporcionar una cobertura de satélite mundial continua.

Las órbitas muy elípticas (HEO) tales como las órbitas de Molniya y Tundra clásica pueden proporcionar una mejor convergencia de latitudes altas con menos satélites, pero ambas órbitas son problemáticas.

Los satélites (HEO) son aquellos en los que uno de los focos de la órbita es el centro de la Tierra. La velocidad de un satélite en una órbita elíptica es una función decreciente de la distancia desde el foco. Disponer el satélite para que viaje cerca de la Tierra durante una parte de su órbita (el perigeo) hará que éste se desplace muy rápido en ese momento mientras que, en el otro extremo de la órbita (el apogeo), se desplazará muy lentamente. Un satélite situado en estas órbitas pasa la mayor parte de su tiempo sobre un área seleccionada de la Tierra, un fenómeno conocido como "parada de apogeo". La órbita se diseña de manera que el satélite se mueve con relativa lentitud sobre las áreas que son de interés y rápidamente sobre áreas que no son de interés.

El plano orbital de una HEO está inclinado respecto al ecuador de la Tierra. Típicamente se selecciona una inclinación cercana a 63,4° para minimizar el requisito de que el sistema de propulsión a bordo del satélite mantenga el apogeo por encima del área de servicio. Es decir, una órbita con una inclinación de 63,4° tendrá una precesión nula del eje mayor de la órbita, por lo que el apogeo permanece fijo sobre el hemisferio norte. Con cualquier otra inclinación que no sea de 63,4° grados, el argumento del perigeo variará con el tiempo, lo que generalmente no es deseable.

La órbita de Molniya es una HEO con un período orbital de aproximadamente 12 horas. La altitud en el perigeo de una órbita de Molniya es baja (del orden de 500 km sobre la superficie de la Tierra) y la órbita atraviesa los cinturones de Van Allen. Los cinturones de Van Allen son cinturones de partículas cargadas de energía (plasma) alrededor de la Tierra, que se mantienen en posición mediante el campo magnético de la Tierra. Los niveles de radiación en estos cinturones dañan células solares, circuitos integrados y sensores, incluso si están "reforzados" o se implementan otras medidas de seguridad, tal como, por ejemplo, apagar los sensores al pasar por regiones de radiación intensa. A pesar de estos esfuerzos, los satélites que, de lo contrario, podrían tener una vida útil esperada de 15 años, sólo tendrán una vida útil de unos 5 años si tienen que viajar regularmente a través del cinturón interno de Van Allen de protones de alta energía (el cinturón externo de electrones es menos problemático). Esta menor vida de los satélites hace que los sistemas de Molniya sean muy costosos.

La órbita de Tundra clásica también es una órbita muy elíptica, con la misma inclinación que la de Molniya (63,4°). Se trata también de una órbita geosincrónica con un período orbital de un día sideral (aproximadamente 24 horas). El único sistema operativo en la órbita de Tundra es la radio satélite Sirius, que opera una constelación de tres satélites en diferentes planos, cada plano satélite está desplazado 120°, para proporcionar la cobertura que desean para su sistema de radiodifusión. La constelación de tres satélites que utiliza Sirius Satellite Radio cubre un área relativamente pequeña (Estados Unidos), por lo que esta estrategia sería claramente inviable para una cobertura mundial.

Incluso en vista de los problemas con los sistemas de Molniya (corta vida de diseño) y Tundra clásico (que requiere un gran número de satélites para cobertura mundial), los expertos en el campo apoyan el uso de estos sistemas en tales aplicaciones. Por ejemplo:

- Un documento actual de la NASA ("The case for launching a meteorológica! imager in a Molniya orbit" de Lars Peter Riishojgaard, Global Modeling and Assimilation Office), afirma que la forma más efectiva de proporcionar un sistema de satélite para monitorización meteorológica en latitudes más altas, es utilizar un sistema de Molniya: http://www.wmo.int/pages/proe/www/OSY/Meet¡ngs/ODRRGOS-7/Doc7-5(1).pdf

- Un documento de la Agencia Espacial Europea ("HEO for ATM; SATCOM for AIR TRAFFIC MANAGEMENT by HEO satellites", Final Report, 2007) concluye que una órbita de Tundra llevaría más satélites que una Molniya, para cobertura de latitudes norte para aplicaciones de gestión de tráfico aéreo (ATM); y

- Una presentación en la Conferencia Internacional de Comunicaciones, Navegaciones y Vigilancia, de 2009, "SATCOM for ATM in High Latitudes", de Jan Erik Hakegard, Trond Bakken y Tor Andre Myrvoll, concluye que se necesitarían tres satélites en una órbita de Tundra para ATM en latitudes altas. Véase:

http://i-cns.org/media/2009/05/presentations/Session K Communications FCS/01-Hakegard.pdf

La referencia CA 2716174 describe un innovador sistema de satélites para monitorización meteorológica y climática, aplicaciones de comunicaciones, e investigación científica en latitudes más altas, en particular para cubrir el casquete polar y latitudes superiores a los 60°, tanto en el hemisferio norte como en el hemisferio sur. Contrariamente a los documentos de la NASA, ESA y SATCOM citados anteriormente, y a la enseñanza general en la materia, se descubrió que una constelación de dos o más satélites que orbitan la Tierra en un solo plano podría proporcionar una cobertura continua de aproximadamente 20 grados de elevación o más a lo largo de una zona geográfica de servicio objetivo de 60° de latitud a 90° de latitud evitando, al mismo tiempo, la mayor parte de los cinturones de Van Allen. El sistema de referencia CA 2716174 utiliza hasta dos satélites en órbitas de 24 horas siderales (geosincrónicas) en el mismo plano, teniendo cada satélite una órbita con una excentricidad aproximadamente entre 0,26 y 0,35, una inclinación entre 63,4° y 90°, y un apogeo sobre el área geográfica de servicio objetivo.

CA 2716174 no hace ninguna referencia a la cobertura mundial y no hay ninguna razón para creer que el sistema descrito pueda ser modificado para proporcionar una cobertura mundial, y mucho menos con un número reducido de satélites y/o planos orbitales. La referencia CA 2716174 trata exclusivamente de la cobertura polar, y no hace ningún intento de abordar los problemas de la cobertura mundial ni de proporcionar datos al respecto. De hecho, la figura 3 de la referencia CA 2716174 muestra que la cobertura empieza a deteriorarse por debajo de los 50° de latitud. Como tal, es difícil concebir cómo podría modificarse el sistema de la referencia CA 2716174 para proporcionar una cobertura mundial con un pequeño número de satélites, particularmente en vista de los fracasos de otros para conseguirlo.

Por último, se han realizado otros intentos de diseñar sistemas de constelación que proporcionen una cobertura mundial con un número reducido de satélites, como los descritos en la patente americana n° 4.809.935 y en la patente americana n° 4.854.527. Estos diseños exóticos adolecen de varias deficiencias que los hacen inviables. Por ejemplo, la constelación descrita en la patente americana n° 4.809.935 requiere que cuatro satélites estén en planos orbitales diferentes, lo que significa que los cuatro satélites tendrían que lanzarse por separado, y que el fallo de uno de ellos tendría un efecto dramático en la cobertura. Además, dado que la patente americana n° 4.809.935 exige que se utilice un periodo orbital de 72 horas, los apogeos de los satélites tendrían que ser tan elevados como para no ser prácticos (es decir, en torno a los 150.000 km). Y aunque la patente americana n° 4.854.527 describe un sistema que proporciona una cobertura mundial, sólo proporciona un ángulo de elevación mínimo de 2°, que no es útil ni para las comunicaciones ni para las aplicaciones de observación de la Tierra.

Por lo tanto, existe la necesidad de un sistema de satélites y procedimientos mejorados para dar cobertura mundial, en particular para aplicaciones de monitorización meteorológica y comunicaciones.

DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN

Un objetivo de la invención es un sistema de satélites mejorado y procedimientos para proporcionar cobertura continua de la región circumpolar, con lo cuales se mitiguen los problemas descritos anteriormente.

Contrariamente a las enseñanzas de la técnica, se ha determinado que puede proporcionarse sistema de satélites y un procedimiento utilizando satélites en dos órbitas ortogonales de 24 horas siderales (geosincrónicas) con inclinaciones, planos orbitales, ascensiones rectas, y excentricidades seleccionadas para optimizar la cobertura mundial. Específicamente, se ha descubierto que una constelación de seis satélites, con tres satélites en cada uno de los dos planos orbitales ortogonales, puede proporcionar una cobertura mundial continua con unos ángulos de elevación aceptables. Las órbitas de los satélites evitan el cinturón de Van Allen interno de protones de alta energía y pueden lograr una vida de diseño de 15 años o más.

De acuerdo con la invención, se presenta un sistema de satélites, que comprende: una constelación de seis satélites orbitando tres de los satélites en una primera órbita y orbitando los otros tres de dichos satélites en una segunda órbita; presentando la primera órbita una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y un apogeo sobre el hemisferio norte, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; presentando la segunda órbita una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y un apogeo sobre el hemisferio sur, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; siendo unos planos de la primera órbita y la segunda órbita son sustancialmente ortogonales entre sí; y una estación base para transmitir y recibir señales de la constelación de seis satélites.

De acuerdo con la invención, se presenta un procedimiento de operación para un sistema de satélites, que comprende: disponer una constelación de seis satélites, orbitando tres de dichos satélites en una primera órbita y orbitando los otros tres de dichos satélites en una segunda órbita; presentando la primera órbita una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y un apogeo sobre el hemisferio norte, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; presentando la segunda órbita una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y un apogeo sobre el hemisferio sur y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; siendo unos planos de la primera órbita y la segunda órbita son sustancialmente ortogonales entre sí; y disponer por lo menos una estación base para transmitir y recibir señales de dicha constelación de seis satélites. De acuerdo con la invención, se presenta una estación base satélite, que comprende: medios de comunicación para transmitir y recibir señales hacia y desde una constelación de seis satélites; y medios de control de vuelo configurados para controlar dicha constelación de seis satélites, de manera que: tres de dichos satélites orbitan en una primera órbita y los otros tres de dichos satélites orbitan en una segunda órbita, presentando la primera órbita una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° respecto a un primer polo de la Tierra, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; presentando la segunda órbita una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° respecto a un segundo polo de la Tierra, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; y los planos de la primera órbita y la segunda órbita son sustancialmente ortogonales entre sí.

Por lo tanto, las realizaciones de la invención proporcionan una constelación de satélites con cobertura mundial continua, proporcionando seis satélites cobertura mundial continua a un ángulo de elevación mínimo de 8,7° y cobertura mundial durante 20 horas por día a una elevación mínima de 20°. El sistema también prevé una degradación gradual en el caso de que falle uno o incluso dos satélites de la constelación.

Otros aspectos y características de la presente invención serán evidentes para los expertos en la materia a partir de una revisión de la siguiente descripción detallada al considerarse junto con los dibujos.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS

Éstas y otras características de la invención serán más claras a partir de la siguiente descripción en la cual se hace referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:

La figura 1 muestra la gráfica de salida de una herramienta de software de órbita satélite, que indica el porcentaje de cobertura mundial que puede proporcionarse con una constelación de seis satélites que tiene planos orbitales dispuestos en distintas inclinaciones, proporcionando un ángulo de elevación mínimo de 10°. En este ejemplo, la mejor cobertura se proporciona a una inclinación de 90°, mientras que una inclinación de 80° todavía proporciona una cobertura mundial de un 94%. Nótese que las órbitas de Molniya y Tundra tradicionales a una inclinación de 63,4° proporcionan casi la peor cobertura (aproximadamente 75°).

La figura 2 muestra seis satélites en un par de órbitas elípticas ortogonales de ejemplo de 24 horas, con una inclinación de 90°. Los tres satélites que se encuentran en el mismo plano están separados aproximadamente 8 horas.

La figura 3 es un diagrama simplificado de los cinturones de radiación de Van Allen, indicándose el cinturón de protones interno y el cinturón de electrones externo.

La figura 4 presenta una arquitectura de red de ejemplo para implementar la invención.

Las figuras 5A y 5B presentan, respectivamente, una representación gráfica de una constelación de dos satélites en órbitas coplanarias, en una realización de la invención, y un mapa que muestra las regiones de cobertura continua que proporciona a un ángulo de elevación mínimo de 10°.

Las figuras 6A y 6B presentan, respectivamente, una representación gráfica de una constelación de tres satélites en órbitas coplanarias, en una realización de la invención, y el grado de cobertura mundial que proporciona a un ángulo de elevación mínimo de 10°.

Las figuras 7A y 7B presentan, respectivamente, una representación gráfica de una constelación de cuatro satélites en órbitas coplanarias, en una realización de la invención, y el grado de cobertura mundial que proporciona a un ángulo de elevación mínimo de 10°.

Las figuras 8A y 8B presentan, respectivamente, una representación gráfica de una constelación de cuatro satélites en órbitas coplanarias, dos de los satélites que tienen un apogeo en el Polo Norte y dos de los satélites que tienen un apogeo en el Polo Sur, en una realización. de la invención y el grado de cobertura mundial que proporciona con un ángulo de elevación mínimo de 10°

Las figuras 9A y 9B presentan, respectivamente, una representación gráfica de una constelación de cuatro satélites en órbitas ortogonales, en una realización de la invención, y el grado de cobertura mundial que proporciona con un ángulo de elevación mínimo de 10°.

Las figuras 10A y 10B presentan, respectivamente, una representación gráfica de una constelación de seis satélites en órbitas coplanarias, en una realización de la invención, y el grado de cobertura mundial que proporciona a un ángulo de elevación mínimo de 10°.

Las figuras 11A y 11B presentan, respectivamente, una representación gráfica de una constelación de seis satélites en órbitas ortogonales, en una realización de la invención y el grado de cobertura mundial que proporciona con un ángulo de elevación mínimo de 10°. Las figuras 11C a 11F presentan representaciones gráficas del grado de cobertura mundial que proporciona una constelación de este tipo con un ángulo de elevación mínimo de 20°.

La figura 12 presenta una gráfica que muestra cómo la variación de la excentricidad afecta la cobertura, a un ángulo de elevación mínimo de 20° para una aproximación fija de 90°.

La figura 13A presenta una representación gráfica de la aproximación de un plano disminuyendo, mientras que al mismo tiempo disminuye el argumento del perigeo del otro plano en la misma cantidad, la constelación inclinándose hacia el ecuador. La figura 13B presenta un gráfico que muestra cómo tal una variación afecta el grado de cobertura, a un ángulo de elevación mínimo de 20°, estando fijada la excentricidad en 0,3.

La figura 14 presenta un gráfico que muestra el grado de cobertura mundial frente al tiempo para cuatro condiciones degradadas diferentes de una constelación óptima de seis satélites: cinco satélites en ángulos de elevación de 10° y 20°, y cuatro satélites en ángulos de elevación de 10° y 20°.

Las figuras 15A a 15F presentan datos de simulación para la cobertura, a un ángulo de elevación mínimo de 20°, proporcionado por una constelación óptima de seis satélites degradada a cinco satélites.

Las figuras 16A a 16H presentan datos de simulación para la cobertura, a un ángulo de elevación mínimo de 20°, proporcionado por una constelación óptima de seis satélites degradada a cuatro satélites.

Las figuras 17 y 18 son gráficas que muestran que la dosis total de ionización (TID) para la órbita de la invención es menor que las de las órbitas geoestacionarias y de Molniya.

La figura 19 presenta una disposición de carga útil de ejemplo para un vehículo de lanzamiento.

La figura 20 presenta un diagrama de flujo de un procedimiento de ejemplo para implementar la invención.

La figura 21 presenta un diagrama de bloques de una pasarela de ejemplo en una realización de la invención.

La figura 22 presenta un diagrama de bloques de un satélite de ejemplo en una realización de la invención.

Se han utilizado números de referencia similares en diferentes figuras para denotar componentes similares.

DESCRIPCIÓN DETALLADA

Contrariamente a las enseñanzas de la técnica, se ha determinado que puede disponerse un sistema de satélites y procedimiento utilizando satélites en dos órbitas ortogonales de 24 horas siderales (geosincrónicas) con inclinaciones, planos orbitales, ascensiones rectas y excentricidades seleccionados para proporcionar cobertura mundial. Una constelación de seis satélites puede proporcionar una cobertura mundial continua con un ángulo de elevación mínimo de 8,7°. Los satélites en las dos órbitas que se describen evitan el cinturón de Van Allen interno de protones de alta energía.

Por ejemplo, tal como se muestra en la figura 1, una constelación de seis satélites con una inclinación de 90° y una excentricidad de 0,3, proporcionará un ángulo de elevación mínimo de 10° para una cobertura mundial de un 99%. Cualquier desviación de la inclinación de 90° provoca una caída dramática de la cobertura mundial, en particular por debajo de 80°. Es interesante ver que la inclinación estándar comúnmente aceptada de 63,4°, utilizada tanto por el sistema de Molniya como de Tundra, tiene casi el peor nivel de cobertura mundial para una constelación de seis satélites. El "ángulo de elevación" se refiere al ángulo de la línea visual entre el suelo y el satélite, medido desde el horizonte. El ángulo de elevación mínimo que deben tener los instrumentos de comunicación suele ser cerca de 10°, en particular para comunicaciones móviles. A continuación, se describen otras realizaciones de ejemplos de la invención.

Aunque el sistema de satélites que se describe aquí es un sistema de tipo HEO, éste sorprendentemente diferente de un sistema de Tundra, por ejemplo. El sistema de Tundra clásico no proporciona una cobertura mundial, o una cobertura continua de las regiones circumpolares. Al aumentar la excentricidad, causando un apogeo más alto, y utilizando seis satélites en dos planos orbitales ortogonales, tal vez se cumpla el requisito de cobertura mundial. Sin embargo, una mayor altitud sobre el área de cobertura requiere antenas y sensores más grandes en el satélite. Más importante aún, el perigeo desciende, lo que hace que los satélites pasen a través de una mayor parte de los cinturones de Van Allen, lo que reduce su vida útil. Sólo modificando tanto la excentricidad como la inclinación, es posible proporcionar la cobertura mundial y circumpolar deseada a una altitud razonable, con una exposición mínima a los cinturones de Van Allen. Otros parámetros del sistema son los siguientes:

Inclinación: La inclinación es el ángulo entre el plano orbital de los satélites y el plano que pasa a través del ecuador de la Tierra. La inclinación puede ser sólo ligeramente mayor que 63,4° en algunas realizaciones, pero es entre 80° y 90° para la mayoría de las aplicaciones que requieren cobertura mundial y circumpolar completa. La figura 2 muestra un diagrama simplificado de seis satélites 200 en dos planos ortogonales. Para optimizar la cobertura, cada satélite 200 en una trayectoria orbital determinada, en una órbita HEO de 24 horas con una inclinación de 90°, está en fase de manera que aparecerá un satélite en apogeo (perigeo) 8 horas de diferencia. Ambas trayectorias orbitales 210, 220 comparten el mismo eje principal 230 que pasa a través de los polos geográficos de la Tierra 240, aunque es evidente que las dos trayectorias orbitales 210, 220 presentan distintas disposiciones de perigeo y apogeo. Es decir, una trayectoria orbital 210 tiene un apogeo en el hemisferio norte con perigeo en el hemisferio sur mientras que la otra trayectoria orbital 220 tiene un apogeo en el hemisferio sur, con perigeo en el hemisferio norte. Nótese que todas las referencias a 'polo norte' y 'polo sur' en este documento se refieren a la norte geográfico y polo sur, y no al norte magnético y polo sur.

Excentricidad: la excentricidad es la forma de la trayectoria elíptica de los satélites, que determina la altitud del apogeo (la altitud más alta) y el perigeo (la altitud más baja). La excentricidad se selecciona para que tenga un apogeo suficientemente alto en el área de servicio, de modo que los satélites puedan proporcionar la cobertura necesaria durante el período requerido de su órbita. Una excentricidad más alta aumenta la altitud del apogeo, que debe superarse con mayor potencia, ganancia de antena u ópticas más grandes en el satélite. Unas excentricidades más altas (por encima de aproximadamente 0,34) también aumentan la exposición a los cinturones de Van Allen a medida que reducen la altitud para el perigeo.

Altitud: es deseable tener un apogeo tan bajo como sea posible sobre el área de cobertura, ya que un mayor alcance afecta negativamente a la potencia y/o la sensibilidad requerida de los instrumentos satélite. Es evidente que, en el perigeo, debe alcanzarse una altitud suficientemente alta para minimizar la exposición a los cinturones de Van Allen. Tal como se muestra en la figura 4, los cinturones de Van Allen comprenden un toro de campos alrededor de la Tierra 240. Los cinturones de mayor preocupación son los cinturones internos de protones cargados 310. Tal como se explicará, los cinturones externos de los electrones 320 son menos preocupantes.

Lugar/Número de satélites: Dos planos orbitales ortogonales con tres satélites en cada plano orbital es la implementación preferida. Esto permite múltiples satélites lanzados desde un único vehículo de lanzamiento, o aumentar la cantidad de satélites en el mismo plano por redundancia y/o un mejor rendimiento. Por ejemplo, aunque sólo se requieren tres satélites en una trayectoria orbital determinada, puede ser conveniente lanzar un cuarto satélite redundante en caso de que un satélite falle. Debido a que todos los cuatro satélites se encuentran en el mismo plano, resulta fácil colocar el cuarto satélite en la posición adecuada y activarlo cuando sea necesario. Este tipo de redundancia no puede llevarse a cabo tan fácilmente en sistemas que utilizan un mayor número de planos orbitales para sus satélites, tal como la constelación Iridium LEO.

Argumento del perigeo: El argumento del perigeo describe la orientación de una órbita elíptica respecto al plano ecuatorial de la Tierra. Es decir, el argumento del perigeo es el ángulo entre el perigeo y el nodo ascendente. Para dar servicio a la región circumpolar norte (por ejemplo, latitudes mayores de 60° Norte), el argumento del perigeo es cerca de 270°, de modo que el apogeo se encuentra en el hemisferio norte y el perigeo en el hemisferio sur. Para dar servicio a la región circumpolar sur (por ejemplo, latitudes mayores de 60° Sur), el argumento del perigeo es cerca de 90°, de modo que el apogeo se encuentra en el hemisferio sur y el perigeo en el hemisferio norte.

Longitud del Nodo Ascendente: en términos simples, la longitud del nodo ascendente describe dónde se cruza el plano orbital con el ecuador de la Tierra. La Longitud del Nodo Ascendente llega a ser un factor en la especificación der la órbita si se quiere desviar la cobertura hacia un subconjunto de la región circumpolar, o para optimizar la observación de la Tierra por satélite para una situación con mejor iluminación solar, como ejemplos.

Período Orbital: El período orbital es preferiblemente de aproximadamente 24 horas, pero esta órbita puede ajustarse para proporcionar la cobertura requerida en períodos por encima y por debajo de 24 horas y aún así lograr una cobertura continua de la región circumpolar.

Trazo Terrestre: en la realización preferida, los tres satélites con apogeo en el mismo hemisferio se encuentran en el mismo plano orbital y cada uno sigue un trazo terrestre diferente. Para dicho sistema de tres satélites, el escalonamiento o separación de los satélites en el plano orbital es tal que el tiempo entre sus respectivos apogeos es aproximadamente un tercio del período orbital.

Control de Órbita: las constelaciones de satélites de la invención experimentan cambios en los parámetros orbitales mencionados a lo largo del tiempo debido al achatamiento de la Tierra, las fuerzas gravitacionales del Sol y la Luna y la presión de la radiación solar. Éstos pueden compensarse por el sistema de propulsión a bordo del satélite. A continuación, se describe la manera en que esto se lleva a cabo.

Estaciones Base: tal como se muestra en la figura 4, el sistema incluye una red de comunicaciones en tierra 620, uno o más satélites 200 con funcionalidad de comunicaciones, cargas útiles de observación de la Tierra y/o científicas, y por lo menos una estación base o pasarela 610. La estación base o pasarela 610 es necesaria para obtener datos de los satélites 200 y para afectar a Telemetría, Seguimiento y Control (TTC). Debido a su mayor eficiencia, se utilizarían antenas direccionales, requiriéndose las estaciones base 610 para seguir los satélites 200 a través del cielo. La tecnología de seguimiento de satélites es bien conocida en la técnica, aunque tendría que modificarse para acomodar el sistema de seis satélites de la invención. La transferencia de un satélite a otro a medida que se mueven por el cielo no requeriría ninguna interacción para el usuario. El traspaso puede verse afectado utilizando técnicas conocidas, aunque esas técnicas deberían optimizarse para esta implementación. Las comunicaciones bidireccionales en tiempo real sólo son posibles cuando el satélite es mutuamente visible tanto para una pasarela 610 como para un elemento de la red de comunicaciones en tierra 620. Esta red 620 consiste en los terminales satélite fijos y móviles que se comunican con el satélite. La descarga de datos generados por la carga útil del satélite sólo es posible cuando el satélite es visible para una pasarela 610. Es posible aumentar el número de pasarelas 610 situadas estratégicamente para lograr enlaces continuos entre un satélite 200 y por lo menos una pasarela 610. Los satélites 200 también pueden tener una funcionalidad de "almacenamiento y envío" que permite al satélite almacenar SEO (Science and Earth Observation) y otros datos cuando las comunicaciones a una infraestructura de pasarela no son posibles. Los datos almacenados pueden transmitirse al segmento de tierra cuando es posible la comunicación entre el satélite 200 y la pasarela 610.

Evitar una gran parte de los cinturones de Van Allen aumenta la vida útil de los satélites. Al utilizar esta invención, se requieren lanzamientos menos frecuentes para reponer la constelación de satélites y existen menos restricciones en el diseño y el funcionamiento de las comunicaciones, las cargas útiles de observación de la Tierra y científicas. La dinámica de vuelo (es decir, los ajustes necesarios para mantener el satélite en la órbita deseada) de los satélites en tal sistema sería diferente de la de otros sistemas satélite, pero la forma en que se gestionan estos problemas sería muy similar. Es decir, la trayectoria de vuelo del satélite podría verse perturbada, por ejemplo, por la fuerza gravitatoria de la luna y el sol, la presión de la radiación solar y el achatamiento de la Tierra. Se conocen sistemas de software informático que administran otros sistemas de vuelo por satélite y podrían modificarse fácilmente para adaptarse a las órbitas que se describen aquí.

Se pretende que el sistema se utilice inicialmente en un modo de comunicación bidireccional, en estas bandas de satélite: Banda L (1-3 GHz); Banda X (aproximadamente 7 - 8 GHz); Banda Ku (aproximadamente 11 - 15 GHz), y Banda Ka (aproximadamente 17 - 31 GHz). También se utilizarán corrección de errores, codificación y retransmisión de paquetes perdidos/dañados.

Las ventajas del sistema incluyen por lo menos las siguientes:

- sólo se requieren seis satélites para una cobertura mundial completa, a diferencia de los muchos más que requieren los sistemas LEO para una cobertura mundial completa;

- este sistema minimiza la exposición a los cinturones de Van Allen, dando a los satélites una vida útil mínima de 15 años en lugar de la vida útil del satélite esperada de 5 años en un sistema de Molniya; y

- puede proporcionarse una cobertura continua de la región mundial y circumpolar para la observación de la Tierra y comunicaciones de banda ancha, a diferencia de los sistemas GEO que no pueden proporcionar dicha cobertura circumpolar.

Varias realizaciones

Se analizaron varias realizaciones diferentes de la invención, variando los parámetros del número de satélites, la orientación del apogeo de las trayectorias orbitales de los satélites y la relación entre los planos orbitales (es decir, siendo los dos planos orbitales coplanarios u ortogonales). En la siguiente tabla 1 se dan unas realizaciones de ejemplo. Aunque sólo el caso de los seis satélites en dos planos ortogonales proporciona una cobertura mundial, existen muchas otras aplicaciones en las que las otras realizaciones o variantes de esas realizaciones pueden ser bastante útiles.

TABLA 1 - APLICACIONES DE LA INVENCIÓN

Tal como se muestra en la realización 1, una constelación de dos satélites en un solo plano, con un período orbital de 24 horas (un día sidéreo), una excentricidad de 0,30, una inclinación de 90° (es decir, un apogeo sobre el polo Norte), puede proporcionar una cobertura continua al norte de 34° N, con un ángulo de elevación de 10°. Esto representa sólo un 21,5% de la cobertura del mundo. En la figura 5A se presenta una representación gráfica de esta constelación, mientras que la figura 5B proporciona una simulación de la cobertura que proporcionaría, estando cubiertas las zonas más claras, mientras que las zonas más oscuras no. Es evidente que invertir la órbita para que el apogeo se encuentre sobre el polo sur daría como resultado una cobertura completa al sur de 34° S, con un ángulo de elevación mínimo de 10°.

La realización 2 utiliza los mismos parámetros orbitales que la realización 1, excepto que se utiliza una constelación de tres satélites en un solo plano, en lugar de dos. Es evidente que los tres satélites están dispuestos con 8 horas de diferencia. Como resultado, esta realización proporciona una cobertura continua al norte de 21° N, con un ángulo de elevación de 10°. Esto representa solo un 32% de la cobertura del mundo. En la figura 6A se presenta una representación gráfica de esta constelación, mientras que la figura 6B proporciona una simulación de la cobertura que proporcionaría. Por supuesto, invertir la órbita para que el apogeo se encuentre sobre el polo sur resultaría en una cobertura completa al sur de 21° S, con un ángulo de elevación de 10°.

La realización 3 demuestra el impacto de añadir un cuarto satélite al mismo plano único que las realizaciones 1 y 2, utilizando de otro modo los mismos parámetros orbitales. Estos cuatro satélites están separados uniformemente entre sí, con 6 horas de diferencia. El resultado es sólo una mejora modesta de la cobertura respecto a la realización 2, que proporciona una cobertura continua al norte de 18° N, con un ángulo de elevación de 10°. Esto representa solo un 34% de la cobertura del mundo. En la figura 7A se presenta una representación gráfica de esta constelación, mientras que la figura 7B proporciona una simulación de la cobertura que proporcionaría. Es evidente que invertir la órbita para que el apogeo se encuentre sobre el polo sur daría como resultado una cobertura continua al sur de 18° S, con un ángulo de elevación de 10°.

La realización 4 utiliza el mismo número de satélites que la realización 3 pero, en lugar de colocar los cuatro satélites en la misma trayectoria orbital, se utilizan dos trayectorias orbitales coplanarias, una con un apogeo sobre el polo norte y la otra con un apogeo sobre el polo sur. Se colocan dos satélites en cada una de estas trayectorias orbitales, separados uniformemente entre sí, con 12 horas de diferencia. El resultado es una mejora significativa de la cobertura mundial respecto a la realización 3, proporcionando una cobertura continua para un 57% del mundo, con un ángulo de elevación de 10°. En la figura 8A se presenta una representación gráfica de esta constelación, mientras que la figura 8B proporciona una simulación de la cobertura mundial que proporcionaría.

La realización 5 utiliza el mismo número de satélites y la misma disposición que la realización 4, excepto que las dos trayectorias orbitales no son coplanarias, sino que tienen el mismo eje principal, pero son ortogonales entre sí. El cambio de las trayectorias orbitales coplanarias de la realización 4 a las trayectorias ortogonales de la realización 5 da como resultado una disminución en la cobertura continua de un 57% del mundo a un 48% del mundo, lo que sugiere que el uso de trayectorias orbitales ortogonales no es útil. En la figura 9A se presenta una representación gráfica de esta constelación, mientras que la figura 9B proporciona una simulación de la cobertura mundial que proporcionaría esta constelación.

La realización 6 utiliza la misma disposición coplanaria que la realización 4, siendo la única diferencia que el número de satélites en cada trayectoria orbital aumenta de dos a tres. Es evidente que los tres satélites están dispuestos con 8 horas de diferencia. Este cambio en el número de satélites da como resultado un aumento en la cobertura continua de un 57% de la realización 4 del mundo a un 64%. En la figura 10A se presenta una representación gráfica de esta constelación, mientras que la figura 10B proporciona una simulación de la cobertura continua que proporcionaría esta constelación.

La realización 7 utiliza el mismo número de satélites y parámetros orbitales que la realización 6, siendo la única diferencia que, en este caso, las dos trayectorias orbitales están dispuestas ortogonales entre sí. El resultado sorprendente es que la cobertura continua ahora aumenta de un 64% del mundo en la realización 6, al 99% del mundo, con un ángulo de elevación mínimo de 10°. En la figura 11A se presenta una representación gráfica de esta constelación, mientras que la figura 11B muestra que puede proporcionarse una cobertura continua con un ángulo de elevación mínimo de 10° en casi todo el mundo. La cobertura mundial continua se logra con un ángulo de elevación mínimo de 8,7°.

Las figuras 11C a 11F da resultados de simulación de la cobertura que proporcionaría esta constelación, con un ángulo de elevación mínimo de 10°. Específicamente:

La figura 11C muestra que la cobertura puede proporcionarse de manera continua a un ángulo de elevación mínimo de 20°, en las regiones norte de 34° N y sur de 34° S;

La figura 11D muestra la cobertura que puede proporcionarse a un ángulo de elevación mínimo de 20°, durante 22,8 horas del día;

La figura 11E muestra la cobertura que puede proporcionarse a un ángulo de elevación mínimo de 20°, durante 21,6 horas del día; y

La figura 11F muestra la cobertura que puede proporcionarse a un ángulo de elevación mínimo de 20°, durante 20,0 horas del día.

En muchas aplicaciones no se requiere una cobertura continua en tiempo real. En muchos casos, como en las imágenes meteorológicas, puede ser suficiente una cobertura de 20 horas por día (con un ángulo de elevación mínimo de 20°).

Tal como se muestra en la figura 1, aunque se ha encontrado que una inclinación de 90° es ventajosa, este parámetro puede relajarse hasta un rango de inclinación de aproximadamente entre 70° y 90°. Incluso con la relajación de este parámetro, esta aplicación aún proporciona las siguientes ventajas:

° Es posible cubrir casi la región mundial/circumpolar pero el apogeo debe aumentar al disminuir la inclinación; por ejemplo, un aumento en el apogeo de 48.100 km a 50.100 km resulta de una disminución de la inclinación de 90° a 80°. Si bien 2.000 km es una pequeña diferencia porcentual, es lo suficientemente importante como para hacer preferible la órbita de 90°. La altitud más cercana dará como resultado una mejor comunicación, datos científicos más precisos y una mejor resolución de los equipos de observación de la Tierra; y

° Satélites no inclinados a 90° pueden operar en diferentes planos orbitales haciendo posible una única trayectoria terrestre.

La Tabla 2 a continuación muestra la excentricidad mínima (es decir, la altura de apogeo mínima) requerida para cumplir con el requisito de cobertura circumpolar indicado para un rango de inclinaciones del plano orbital inferiores.

Para esta tabla, el requisito de cobertura circumpolar se define como el 100% de la cobertura durante el 100% del tiempo de la región circumpolar por encima de 60° norte (o por debajo de 60° sur para la región circumpolar sur) con un ángulo de elevación mínimo de 20° (equivalente a un ángulo de incidencia máximo de 70°).

TABLA 2 - ANÁLISIS DE ALTAS INCLINACIONES

Reducir la inclinación aumenta la excentricidad requerida. Sin embargo, esto resulta en una altura de apogeo que aumentará la pérdida de trayecto para una carga útil de comunicaciones y reducirá la resolución obtenida por una carga útil de observación de la Tierra. Por lo tanto, para tales aplicaciones, se prefiere el rango de inclinación de aproximadamente entre 80 y 90°.

Aumentar la excentricidad por encima del mínimo requerido para una inclinación determinada aumentará el área que puede cubrirse continuamente, en este caso por debajo del contorno de latitud de 60°.

Al reducir la excentricidad (haciendo que la órbita sea más circular), el ángulo de elevación mínimo puede mejorarse a 12,3°. El porcentaje del mundo cubierto continuamente a un ángulo de elevación mínimo de 20° aumenta a un 76% cuando la excentricidad se acerca a 0,0 (véase la figura 12, donde el eje x es la excentricidad y el eje y es el porcentaje de cobertura mundial). Sin embargo, para evitar que la órbita del satélite caiga dentro del cinturón GEO, la excentricidad debe mantenerse por encima de 0,09. En este punto, el porcentaje de cobertura es en realidad peor que la cobertura alcanzada con la excentricidad óptima de la invención, de 0,30.

Al disminuir la inclinación de un plano y, al mismo tiempo, disminuir el argumento del perigeo del otro plano en la misma cantidad, la constelación se inclina hacia el ecuador (véase la representación gráfica de tal disposición en la figura 13A). Tal como se muestra en la gráfica de la figura 13B, el porcentaje de cobertura a una elevación de 20° empeora y es mejor con la inclinación óptima de la invención, de 90°. Se esperaba que la rotación de la Tierra afectaría a los datos, pero el alcance de la afectación, tal como se muestra en la figura 13B, claramente no era intuitivo. Se cree que los resultados inesperados se debieron a no linealidades en el sistema.

Degradación gradual

Una ventaja significativa de las constelaciones de satélites de la invención es que proporcionan una degradación gradual en caso de fallo de un satélite. En cambio, el fallo de un satélite en las constelaciones como las propuestas en la Patente americana n° de serie 4.809.935, tendría un efecto dramático en la cobertura.

La figura 14 presenta una gráfica que muestra el grado de cobertura mundial frente al tiempo para cuatro condiciones degradadas diferentes de una constelación óptima de seis satélites: cinco satélites en ángulos de elevación de 10° y 20°, y cuatro satélites en ángulos de elevación de 10° y 20°. Tal como se muestra, una constelación de cinco satélites seguirá proporcionando una cobertura del 100% durante más de 19 horas al día, en un ángulo de elevación de 10°. Como otro ejemplo, si el sistema se degradara aún más a una constelación de cuatro satélites, todavía puede proporcionarse una cobertura del 90% en un ángulo de elevación de 10° durante aproximadamente 17 horas por día.

Las figuras 15A a 15F presentan datos de simulación para la cobertura proporcionados por una constelación óptima de seis satélites degradada a cinco satélites (dos órbitas ortogonales de apogeo opuesto, una excentricidad de 0,3, una inclinación de 90°, un ángulo de elevación mínimo de 20°, encontrándose dos de los satélites en una órbita ártica con 12 horas de diferencia, encontrándose tres de los satélites en una órbita antártica con 8 horas de diferencia). Las zonas oscuras en las figuras 15A a 15F muestran zonas que no están cubiertas mientras que las zonas claras están cubiertas. Específicamente:

La figura 15A muestra una cobertura de tiempo del 100% en una zona mundial del 33,66%;

La figura 15B muestra una cobertura de tiempo del 91,67% en una zona mundial del 59,51%;

La figura 15C muestra una cobertura de tiempo del 83,34% en una zona mundial del 79,00%;

La figura 15D muestra una cobertura de tiempo del 75,00% en una zona mundial del 91,51%;

La figura 15E muestra una cobertura de tiempo del 66,67% en una zona mundial del 97,87%; y

La figura 15F muestra una cobertura de tiempo del 58,34% en una zona mundial del 99,76%.

De manera similar, las figuras 16A a 16F presentan datos de simulación para la cobertura proporcionada por una constelación óptima de seis satélites degradada a cuatro satélites (dos órbitas ortogonales de apogeo opuesto, una excentricidad de 0,3, una inclinación de 90°, un ángulo de elevación mínimo de 20°, un satélite en órbita ártica y tres de los satélites en órbita antártica con 8 horas de diferencia). Las zonas oscuras en las figuras 16A a 16H muestran zonas que no están cubiertas mientras que las zonas claras están cubiertas. Específicamente:

La figura 16A muestra una cobertura de tiempo del 100% en una zona mundial del 23,67%;

La figura 16B muestra una cobertura de tiempo del 91,67% en una zona mundial del 32,57%;

La figura 16C muestra una cobertura de tiempo del 83,34% en una zona mundial del 50,25%;

La figura 16D muestra una cobertura de tiempo del 75,00% en una zona mundial del 63,36%;

La figura 16E muestra una cobertura de tiempo del 66,67% en una zona mundial del 73,97%;

La figura 16F muestra una cobertura de tiempo del 58,34% en una zona mundial del 82,46%;

La figura 16G muestra una cobertura de tiempo del 50,00% en una zona mundial del 94,29%; y

La figura 16H muestra una cobertura de tiempo del 41,67% en una zona mundial del 97,85%.

Por lo tanto, las constelaciones de satélites de la invención son resilientes y pueden adaptarse a la pérdida de un satélite con mucha menos interrupción que la conocida en la técnica. Además, también se desprende de lo anterior que:

° se puede adaptar a la pérdida de un satélite en gran parte mediante el uso de un satélite GEO existente, ya que las zonas principales afectadas por la pérdida del satélite se encuentran alrededor del ecuador. Véanse, por ejemplo, las figuras 15B y 16E;

° asimismo, puede observarse que el sistema de la invención proporciona muchas opciones para el crecimiento por etapas, ya que los sistemas de constelaciones con menos de seis satélites todavía tienen una utilidad muy significativa. Podría implementarse, por ejemplo, una constelación polar de dos satélites utilizando los parámetros de la invención, y añadir después satélites con el tiempo para expandir gradualmente el servicio, proporcionando eventualmente una cobertura mundial.

Control de órbita

Las constelaciones de satélites de esta invención experimentarán cambios en los parámetros orbitales mencionados a lo largo del tiempo debido al achatamiento de la Tierra, las fuerzas gravitacionales del Sol y la Luna y la presión de la radiación solar. Pueden compensarse realizando maniobras periódicas de corrección de órbita utilizando el sistema de propulsión a bordo del satélite. El principal parámetro de preocupación es el argumento del perigeo.

Para inclinaciones de órbita superiores a 63,4°, el argumento del perigeo tenderá a variar (disminuir) a una velocidad bastante constante, debido (principalmente) al achatamiento de la Tierra. A medida que la inclinación aumenta de 63,4° a 90°, aumenta el ritmo de variación del argumento del perigeo (w). Para mantener el servicio al casquete polar norte, el apogeo de la órbita debe mantenerse cerca del punto más al norte de la trayectoria terrestre (correspondiente a w = 270°); por lo tanto, se realizarán maniobras de mantenimiento de órbitas para controlar el argumento del perigeo. Estas maniobras serán similares a las maniobras de doble pasada de este a oeste que se realizan para controlar la excentricidad de un satélite geoestacionario, pero serán considerablemente más grandes.

La velocidad a la que varía el argumento del perigeo es una función compleja de la inclinación de la órbita, la excentricidad, el eje semi-principal y la ascensión recta del nodo ascendente (RAAN). Hay que tener en cuenta que la órbita de Molniya clásica con una inclinación de 63,4° no está exenta de argumento de variaciones de perigeo debido a los efectos gravitacionales del sol y la luna; el argumento de perigeo de Molniya puede disminuir hasta 2°/año, dependiendo de la RAAN. Para la órbita de la invención, la magnitud del argumento de la velocidad de perigeo es mayor. Con una inclinación de 63,4°, la velocidad puede exceder 6°/año, y en una inclinación de 90°, la velocidad es de 8,3°/año.

Puede aplicarse una sola corrección al argumento del perigeo realizando dos maniobras "delta-v" en lados opuestos de la órbita aproximadamente a medio camino entre el apogeo y el perigeo ("delta-v" es simplemente un término aeroespacial para una variación de la velocidad). Con la maniobra que se realiza a medida que el satélite se desplaza hacia el sur hacia el perigeo, se encenderán unos propulsores para proporcionar un delta-v retrógrado para reducir la velocidad de la órbita, lo que hará que aumente el argumento del perigeo. Con la maniobra que se realiza a medida que el satélite se mueve hacia el norte hacia el apogeo, se encenderán unos propulsores para proporcionar un delta-v avanzado para aumentar la velocidad de la órbita, lo que también aumentará el argumento del perigeo. Las dos maniobras se realizarán separadas media órbita; el orden en el que se realicen las maniobras no importará. Los cambios de velocidad de las dos maniobras serán aproximadamente iguales para evitar cambios no deseados en el período de la órbita.

El tamaño de cada argumento de corrección del perigeo vendrá determinado por el empuje y la duración de las dos maniobras. Debido a que maniobras más largas son menos eficientes, será preferible realizar maniobras frecuentes de corta duración en lugar de maniobras menos frecuentes de larga duración. Para satélites equipados con sistemas de propulsión química (bi-propulsores), el empuje que puede conseguirse será lo suficientemente grande como para permitir varios días o incluso semanas entre pares de maniobras. Para satélites que utilizan propulsores iónicos de alta eficiencia y bajo empuje, pueden realizarse maniobras durante cada revolución de la órbita.

Con el tiempo, si se deja sin control, los otros parámetros de la órbita comenzarán a alejarse de sus valores nominales debido a las fuerzas perturbadoras del achatamiento de la Tierra y la gravedad lunar/solar. Los dos elementos orbitales clásicos "en el plano" restantes, el eje semi-mayor y la excentricidad, tenderán a moverse de manera bastante lenta y errática, y pueden controlarse con propelente adicional prácticamente cero ajustando ligeramente las posiciones y la diferencia en las magnitudes de las maniobras de doble pasada que se realizan para controlar el argumento del perigeo.

De los dos elementos clásicos "fuera de plano", la inclinación también tenderá a variar muy lentamente y, debido a que no es un parámetro crítico, no será necesario controlarlo. La RAAN, al igual que el argumento del perigeo, tenderá a variar a una velocidad bastante constante, dando como resultado una precesión lenta pero constante del plano orbital sobre el Polo Norte. El signo y la magnitud de la velocidad de RAAN vendrán determinados por la inclinación y el valor de RAAN inicial. Para la configuración preferida con dos o más satélites en el mismo plano de órbita, la precesión del plano de órbita no afectará a la cobertura de la región polar, por lo que no se requerirán maniobras para controlar la RAAN. (Hay que tener en cuenta que el efecto de una velocidad pequeña y constante en la RAAN sobre la cobertura en cualquier punto en tierra puede compensarse fácilmente compensando ligeramente el período de órbita promedio de exactamente un día sideral para mantener una trayectoria terrestre fija). Para una constelación en la que los satélites se mantienen en dos o más planos orbitales, pueden realizarse maniobras infrecuentes de "trayectoria cruzada" en los apogeos orbitales para mantener la separación nodal entre planos.

Radiación

Las órbitas seleccionadas para esta invención permiten a los satélites evitar el cinturón de radiación de Van Allen de protones de alta energía. Los satélites en esta órbita todavía atravesarán el cinturón de electrones de radiación exterior menos severo. Las partículas de protones son mucho más pesadas que las partículas de electrones, por lo que pueden crear mucho más daño. Es difícil, si no imposible, una protección contra protones de alta energía.

A medida que el satélite atraviesa estas zonas de radiación, hay una absorción de radiación acumulada por los componentes del satélite. Esta absorción acumulativa es un factor en la determinación de la vida de diseño de un satélite. El segundo factor, que se produce como resultado del cinturón de protones, pero no del cinturón de electrones, se denomina efecto de evento único (SEE) provocado por una única partícula energética. La partícula puede causar un trastorno temporal en la electrónica o daños permanentes. Las órbitas de la invención se han diseñado especialmente para lograr una cobertura mundial con seis satélites, a la vez que se evitan los cinturones de radiación de protones de Van Allen.

Las figuras 17 y 18 presentan curvas de dosis-profundidad comparando tres órbitas: una órbita de 90° de inclinación / 0,3 de excentricidad en la manera de la invención, una órbita GEO de 160 W (es decir, una órbita geosincrónica situada a 160° Oeste) y una órbita de Molniya clásica (63,4° de inclinación, excentricidad de 0,74). Durante una vida útil de diseño de 15 años de un satélite GEO típico, la radiación acumulada total que se espera absorber es de 50 krads. Tal como se muestra en figura 17, un satélite en la órbita de Molniya requeriría un grosor de blindaje de 11,5 mm para satisfacer este requisito, mientras que un satélite GEO 160W requeriría un protector de aluminio de 8 mm. En cambio, la órbita de la invención solo requeriría 6,5 mm. Existe una ventaja significativa en el uso de una órbita como la de la invención, que puede utilizar componentes y subsistemas con herencia de vuelo en GEO, y puede alcanzar o superar la vida útil de diseño de los satélites GEO.

Es preferible utilizar componentes "listos para usar" para minimizar costes y optimizar la fiabilidad. Aunque la invención podría implementarse con componentes nuevos con un blindaje de 6,5 mm, se utilizaría típicamente un blindaje de 8 mm ya que los satélites y componentes GEO son los más comunes. Tal como se muestra en figura 18, si se tuviera que mantener el blindaje y la radiación total absorbida para un GEO como referencia (es decir, un blindaje de 8 mm y una dosis de radiación de 50 krads), un satélite en la órbita de Molniya absorberá esta dosis de radiación total en 8 años, un satélite en la órbita GEO en 15 años y un satélite en una órbita de inclinación de 90° de la invención, en 36 años. Por lo tanto, el sistema de la invención sería mucho más confiable y tendría una vida útil mucho más prolongada que un sistema en la órbita de Molniya.

La figura 20 ilustra un diagrama de flujo de un procedimiento de ejemplo de operación del sistema de satélites. El procedimiento comienza en el bloque 1010, lanzando la constelación de satélites e instalando los satélites en órbitas que tienen los parámetros orbitales deseados. Los satélites pueden lanzarse uno a la vez (por ejemplo, un satélite por vehículo de lanzamiento) o con varios satélites en el mismo vehículo de lanzamiento. En la realización preferida, es deseable tener todos los satélites en el mismo plano orbital; en tal configuración, es más eficiente lanzar todos los satélites con un único vehículo de lanzamiento.

La figura 19 presenta una vista en sección transversal de una carga útil de ejemplo 900 para un vehículo de lanzamiento (no mostrado) que contiene tres satélites 200. El vehículo de lanzamiento incluirá un número de etapas de propulsión suficiente, de capacidad suficiente, para llevar los satélites a la órbita deseada, o a una posición desde la cual los satélites pueden alcanzar sus órbitas operativas (es decir, dos etapas de propulsión, tres etapas, etc.). El vehículo de lanzamiento puede llevar múltiples satélites a una órbita de estacionamiento de baja altitud, desde la cual los propios satélites se impulsan hacia la órbita operacional, o puede lanzar los satélites directamente a su órbita operacional.

La figura 19 presenta tres satélites 200 apilados en un adaptador de carga útil 920 dentro de una cofia 930. Si bien solamente se requieren tres satélites en cada dos planos para proporcionar cobertura mundial, puede ser conveniente lanzar un cuarto satélite redundante a la órbita a la vez que los tres satélites principales en un plano determinado. Por lo tanto, el cuarto satélite redundante podría ponerse en servicio si cualquiera de los satélites principales falla por algún motivo. Es evidente que podrían disponerse más o menos satélites, dentro de la cofia.

Tal como se describirá respecto a figura 22, cada satélite 200 incluirá un sistema de comunicaciones, un sistema de control y un sistema de propulsión. Con independencia de la configuración del vehículo de lanzamiento, estos sistemas permiten que los satélites 200 se comuniquen con la pasarela 610 y se posicionen en sus órbitas de operación finales, con la separación deseada. En el caso de una constelación de tres satélites con los satélites en el mismo plano, los tres estarán a una diferencia de 8 horas.

Haciendo referencia de nuevo a la figura 20, una vez que el vehículo de lanzamiento ha lanzado la constelación de satélites, los satélites pueden activarse y realizarse un procedimiento de puesta en marcha/prueba de los sistemas básicos 1020. Este procedimiento de puesta en marcha/prueba puede incluir la instalación de antenas y la rotación del satélite 200 para que la antena quede orientada en la dirección adecuada, la instalación de paneles solares, la activación de procesadores y sistemas electrónicos, el reinicio sistemas de software y la verificación del funcionamiento de todos los sistemas y subsistemas básicos. También puede ser necesario llevar a cabo resolución de problemas y/o medidas correctivas como parte de este procedimiento.

Una vez que los sistemas y subsistemas básicos se han activado y verificado su funcionamiento, los satélites 200 pueden pasar a sus posiciones orbitales finales 1030. Tal como se ha descrito anteriormente, esto puede incluir a los satélites 200 simplemente impulsándose hacia la posición correcta dentro del plano orbital, si se lanzaron en la misma órbita operativa. Alternativamente, si los satélites 200 se lanzaron a una órbita de estacionamiento, puede requerirse que consuman una cantidad mucho mayor de combustible para impulsarse a sí mismos hacia su órbita operativa y su separación requerida.

Con los satélites 200ahora en sus posiciones orbitales finales, la carga útil puede activarse, ponerse en servicio y probarse 1040. Esto se haría de la misma manera que la activación, prueba y puesta en servicio de los sistemas básicos de satélites descritos anteriormente, es decir, instalando cualquier antena o sensor necesario, activando procesadores y sistemas electrónicos, iniciando sistemas de software y verificando el funcionamiento de todos los sistemas y subsistemas de carga útil. Es evidente que también puede llevarse a cabo resolución de problemas y/o medidas correctivas como parte del procedimiento de puesta en servicio de la carga útil.

Los satélites 200se encuentran ahora en modo operativo. El funcionamiento de la carga útil vendrá determinado completamente por la naturaleza de la carga útil. En el caso de una carga útil de observación de la Tierra, como un sistema de monitorización del tiempo, esto puede comprender la operación de instrumentos de visualización, y la transmisión de datos de observación desde el satélite a la pasarela.

Con todos los sistemas satélite y carga útil en funcionamiento, la única preocupación que queda es mantener la posición del satélite 200en la órbita de interés 1050. Esto puede realizarse de la manera que se ha descrito anteriormente bajo el encabezado "Control de órbita". La información de posición del satélite puede ser determinada por el satélite 200, una pasarela 610 o algún otro centro de control. Típicamente, la información de posición del satélite puede calcularse a partir de datos del sistema de posicionamiento global (GPS) y/o de otra telemetría de satélite.

Opcionalmente, ciertos sistemas y subsistemas pueden desactivarse en el curso de las órbitas de los satélites, por ejemplo, para ahorrar energía o para proteger la instrumentación. Si, por ejemplo, la carga útil comprende instrumentos científicos para monitorizar el tiempo en la región circumpolar del norte, puede ser conveniente desactivar los sistemas de carga útil mientras el satélite 200se encuentra en el hemisferio sur, reactivándolo al volver a entrar en la región de interés. Puede ser deseable mantener los subsistemas básicos de satélites en funcionamiento en todo momento, para que puedan continuar recibiendo y transmitiendo datos relacionados con su salud, estado y control.

La figura 21 ilustra un diagrama de bloques simplificado de un sistema de pasarela de ejemplo 1100 para comunicarse con los satélites 200. Las señales de comunicación pueden incluir señales operacionales/de control y señales relacionadas con la carga útil. En el caso de una carga útil científica, las señales relacionadas con la carga útil pueden incluir señales de control transmitidas a los instrumentos y datos de observación/monitorización recibidos de los instrumentos. El sistema de pasarela 1100 puede modificarse para recibir y presentar otros tipos de información, y puede utilizarse junto con uno o más ordenadores, servidores, redes y otros dispositivos relacionados. Tal como se muestra en la figura 21, el sistema de pasarela 1100 puede incluir una antena 1110, un transceptor 1120, una unidad o sistema de procesamiento 1130 y un sistema de comunicaciones en red 1140.

La antena 1110 está diseñada para recibir y transmitir señales a las frecuencias de comunicación deseadas. Típicamente, la antena 1110 será una antena de seguimiento altamente direccional, dadas las altas altitudes de los satélites y los bajos niveles de señal involucrados. Si varía la aplicación, pueden utilizarse otros diseños de antenas, tales como antenas de no seguimiento.

El transceptor de pasarela 1120 consiste en una parte de recepción para recibir datos de los satélites y prepararlos para la CPU 1130, y una parte de transmisión para datos de proceso de la CPU 1130, preparándolos para la transmisión a los satélites 200a través de la antena 1110. La parte de transmisión del transceptor 1120 puede, por ejemplo, multiplexar, codificar y comprimir datos que se transmitirán a los satélites 200, después modular los datos a la frecuencia de transmisión deseada y amplificarlos para la transmisión. Pueden utilizarse múltiples canales, codificación de corrección de errores, y similares. De manera complementaria, la parte de recepción del transceptor 1120 desmodula señales recibidas y realiza cualquier demultiplexación, decodificación, corrección de errores y formateo necesario de las señales de la antena, para utilizarse por la CPU 1130. La antena y/o el receptor pueden también pueden incluir cualquier otro interruptor, filtro, amplificador de bajo ruido, conversor descendente deseado (por ejemplo, a una frecuencia intermedia) y otros componentes.

En la figura 21 también se muestra una interfaz de usuario local 1150. Las posiciones geográficas de la(s) pasarelas(s) 610 puede(n) seleccionarse para minimizar el número de pasarelas requeridas. Como resultado, la(s) pasarelas(s) 610 puede(n) no encontrarse en una ubicación geográfica que sea conveniente para los operadores de satélites y/o las partes que reciben los datos de carga útil. Por lo tanto, la(s) pasarelas(s) 610 irá(n) provista(s) típicamente de instalaciones de comunicación en red 1140 de modo que puedan utilizarse ordenadores remotos 1160 para acceder al sistema a través de Internet o redes similares 1170.

La figura 22 ilustra un diagrama de bloques simplificado de un satélite 200que puede utilizarse en una realización de ejemplo de la invención. Tal como se muestra, el satélite 200puede incluir un sistema de mantenimiento de estaciones 1210, un sistema de propulsión 1220, un sistema de alimentación 1230, un sistema de comunicaciones, un sistema de procesamiento por ordenador 1240 y una carga útil 1250. El sistema de comunicaciones generalmente consistirá en un transceptor 1260 y una antena 1270. Es evidente que pueden utilizarse otros componentes y disposiciones para implementar la invención, incluyendo, por ejemplo, componentes redundantes y de respaldo.

El subsistema de mantenimiento de estaciones 1210 es responsable de mantener la órbita del satélite. En consecuencia, el subsistema de mantenimiento de estaciones 1210 puede calcular y/o recibir información de ajuste de órbita y/o actitud, y puede activar el sistema de propulsión para ajustar la actitud y/o la órbita del satélite. Mantener la órbita también puede incluir mantener las separaciones deseadas entre sí misma y los otros satélites dentro de la constelación de satélites. El sistema de propulsión 1220 puede incluir, por ejemplo, una fuente de combustible (es decir, depósitos de combustible y oxidantes) y un cohete de combustible líquido, o un sistema de propulsión iónica.

El subsistema de alimentación 1230 proporciona energía eléctrica a todos los sistemas y subsistemas de satélite. El subsistema de alimentación 1230 puede, por ejemplo, incluir uno o más paneles solares y una estructura de soporte, y una o más baterías.

La antena de satélite 1270 estaría diseñada para acomodar las frecuencias de comunicaciones y los sistemas requeridos. En vista del tamaño físico y las restricciones de peso del satélite, ésta será mucho más pequeña que la antena 1110 de la pasarela 610. La dirección del haz de la antena 1270 se controla dirigiendo mecánicamente la antena o dirigiendo electrónicamente el haz de la antena. Alternativamente, la actitud del satélite puede controlarse para dirigir la antena.

De manera similar, el transceptor de satélite 1280 está diseñado para ser complementario al de la pasarela 610, que consiste en una parte de recepción para recibir datos de la pasarela 610 y prepararlos para la CPU 1240, y una parte de transmisión para datos de proceso de la CPU 1240, preparándolos para su transmisión a la pasarela 610 a través de la antena 1270. La parte de transmisión del transceptor 1260 puede, por ejemplo, multiplexar, codificar y comprimir datos a transmitir, después modular los datos a la frecuencia de transmisión deseada y amplificarlos para su transmisión. Pueden utilizarse múltiples canales, codificación de corrección de errores, y similares. La parte de recepción del transceptor 1260 desmodula las señales recibidas y realiza cualquier demultiplexación, decodificación, corrección de errores y formateo necesarios de las señales de la antena 1270, para utilizarse por la CPU de satélite 1240. La antena y/o el receptor también pueden incluir cualquier otro interruptor, filtro, amplificador de bajo ruido, convertidores descendentes (por ejemplo, a una frecuencia y/o banda base intermedia), y otros componentes deseados.

El sistema de CPU 1240 del satélite 200recibe típicamente señales utilizadas para el funcionamiento de los sistemas de control de actitud y órbita. También recibe señales de control para el funcionamiento de la carga útil 1250 y procesa datos de carga útil para su transmisión a la pasarela 610. También puede gestionar la activación y desactivación de los diversos subsistemas a medida que el satélite 200entra y sale de la región geográfica de interés.

Opciones y alternativas

Además de las implementaciones meteorológicas descritas anteriormente, el sistema de la invención puede aplicarse por lo menos a las siguientes aplicaciones:

1. UAVs (vehículos aéreos no tripulados) militares: el requisito actual para UAVs militares especifica que se admite una velocidad de enlace ascendente de 10 - 20 Mbps (megabits por segundo). Esto puede ser acomodado globalmente por el sistema de la invención;

2. El tráfico aéreo polar cruzado actualmente debe cambiar de comunicaciones geoestacionarias a comunicaciones por radio de HF (alta frecuencia) mientras pasa por los polos. El sistema de la invención podría soportar comunicaciones de banda ancha, navegación y vigilancia con aviones que cruzan el polo. Actualmente hay 700 aviones por mes que utilizan rutas polares y se requiere una cobertura continua sobre la región circumpolar norte para mejorar la seguridad y la eficiencia del tráfico aéreo en el área;

3. Aumento de la navegación basada en satélites: la precisión, integridad y confiabilidad de los sistemas de navegación basados en satélites (por ejemplo, GPS) puede mejorarse aumentando o superponiendo sus señales con las de otros satélites que emiten correcciones de errores e información de integridad. Esto es particularmente importante para el tráfico aéreo. Existen dos sistemas de este tipo, uno en los Estados Unidos (sistema de aumento de zona amplia) y otro en Europa (sistema europeo de navegación por complemento geoestacionario). Ambos se basan en sistemas de satélites geoestacionarios y ninguno cubre las regiones circumpolares completas donde existe una necesidad reconocida de mejorar la navegación;

4. Observación de la Tierra: Además de observaciones meteorológicas, otras cargas útiles de observación de la Tierra pueden funcionar bien en las órbitas descritas y proporcionar monitorización mundial incluyendo sondas hiperespectrales y radiometría del color del océano.

5. Conocimiento de la situación espacial: estas cargas útiles pueden detectar peligros en el espacio, tales como escombros y asteroides, así como otros satélites que pueden considerarse como peligros;

6. Clima espacial: las órbitas de la invención pueden soportar cargas útiles del clima espacial que miden factores tales como la radiación solar, la radiación del cinturón de Van Allen, y la ionosfera de la Tierra; y

7. Enlace entre Satélites (ISL): Los enlaces ISL son una característica derivada de esta invención. El satélite podrá proporcionar enlaces ISL a otros satélites que se comportarán como una estación de retransmisión para comunicarse con la infraestructura terrestre.

Conclusiones

Se ha descrito a modo de ejemplo una o más realizaciones actualmente preferidas. Será evidente para los expertos en la materia que pueden realizarse diversas variaciones y modificaciones sin apartarse del alcance de la invención tal como se define en las reivindicaciones. Por ejemplo, la selección de la inclinación depende de las compensaciones entre el área de servicio requerida, la cantidad de combustible en la nave y la masa de lanzamiento de la carga útil. Estos parámetros pueden optimizarse para adaptarse a diferentes prioridades, sin apartarse del concepto de la invención.

Las etapas del procedimiento de la invención pueden realizarse en conjuntos de código de máquina ejecutable almacenados en una variedad de formatos tales como código objeto o código fuente. Dicho código puede describirse genéricamente como código de programación, software o un programa de ordenador para simplificar. Las realizaciones de la invención pueden ejecutarse mediante un procesador informático o dispositivo similar programado a modo de etapas de procedimiento, o pueden ejecutarse mediante un sistema electrónico que esté provisto de medios para ejecutar estas etapas. De manera similar, un medio de memoria electrónico, tal como disquetes de ordenador, discos duros, unidades de memoria USB, CD-ROM, memoria de acceso aleatorio (RAM), memoria de solo lectura (ROM) o medios de almacenamiento de software de ordenador similares conocidos en la técnica pueden programarse para ejecutar tales etapas de procedimiento.

Claims (1)

1. REIVINDICACIONES

   1. Sistema de satélites, que comprende:

   una constelación de seis satélites (200), orbitando tres de dichos satélites en una primera órbita (210) y orbitando los otros tres de dichos satélites en una segunda órbita (220);

   presentando la primera órbita (210) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y un apogeo sobre el hemisferio norte, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45;

   presentando la segunda órbita (220) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y un apogeo sobre el hemisferio sur, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45;

   siendo unos planos de la primera órbita (210) y la segunda órbita (220) sustancialmente ortogonales entre sí; y por lo menos una estación base (610) para transmitir y recibir señales de dicha constelación de seis satélites (200).

   2. Sistema de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado por el hecho de que la excentricidad orbital y la inclinación orbital se calculan para minimizar la exposición a cinturones de protones de Van Allen (310).

   3. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 y 2, caracterizado por el hecho de que la inclinación orbital es aproximadamente entre 80° y 90°.

   4. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado por el hecho de que la inclinación orbital es de aproximadamente 90°.

   5. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado por el hecho de que la excentricidad orbital se selecciona para que tenga un apogeo suficientemente alto sobre un área de servicio geográfica para proporcionar cobertura durante un período requerido.

   6. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado por el hecho de que la excentricidad orbital es aproximadamente entre 0,30 y 0,34.

   7. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado por el hecho de que los satélites (200) tienen un período orbital de aproximadamente 24 horas.

   8. Sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado por el hecho de que la sincronización de los satélites (200) es tal que el tiempo entre sus apogeos respectivos es aproximadamente el período orbital dividido por el número de satélites (200) en la constelación.

   (200).

   9. Procedimiento de operación de un sistema de satélites, que comprende:

   disponer una constelación de seis satélites (200), orbitando tres de dichos satélites en una primera órbita (210) y orbitando los otros tres de dichos satélites en una segunda órbita (220);

   presentando la primera órbita (210) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y un apogeo sobre el hemisferio norte, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; presentando la segunda órbita (220) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° y un apogeo sobre el hemisferio sur, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; y

   siendo unos planos de la primera órbita (210) y la segunda órbita (220) sustancialmente ortogonales entre sí; y

   disponer por lo menos una estación base (610) para transmitir y recibir señales de dicha constelación de seis satélites (200).

   10. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 9, caracterizado por el hecho de que la excentricidad orbital es aproximadamente entre 0,30 y 0,34.

   11. Procedimiento de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 9 y 10, caracterizado por el hecho de que los satélites (200) tienen un período orbital de aproximadamente 24 horas.

   12. Estación base de satélite (610), que comprende:

   medios de comunicación (1120) para transmitir y recibir señales hacia y desde una constelación de seis satélites (200); y que comprende:

   medios de control de vuelo configurados para controlar dicha constelación de seis satélites (200) de manera que: tres de dichos satélites orbitan en una primera órbita (210) y los otros tres de dichos satélites orbitan en una segunda órbita (220);

   presentando la primera órbita (210) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° respecto a un primer polo de la Tierra, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45;

   presentando la segunda órbita (220) una inclinación orbital de aproximadamente entre 70° y 90° respecto a un segundo polo de la Tierra, y una excentricidad orbital de aproximadamente entre 0,275 y 0,45; y

   siendo unos planos de la primera órbita (210) y la segunda órbita (220) sustancialmente ortogonales entre sí. 13. Estación base de satélite (610) de acuerdo con la reivindicación 12, caracterizada por el hecho de que la excentricidad orbital es aproximadamente entre 0,30 y 0,34.

   14. Estación base de satélite (610) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 12 y 13, caracterizada por el hecho de que los satélites (200) tienen un período orbital de aproximadamente 24 horas.

   15. Estación base de satélite (610) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 12 a 14, caracterizada por el hecho de que la sincronización de los satélites (200) es tal que el tiempo entre sus apogeos respectivos es aproximadamente el período orbital dividido por el número de satélites (200) en la constelación.