(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
６つの衛星のコンステレーションであって、各衛星は、位置保持システムを備え、前記位置保持システムは、前記６つの衛星のうち３つが第１の軌道で周回し、且つ前記６つの衛星のうち他の３つが第２の軌道で周回し、各軌道における衛星間の距離が恒星時に関して均等に離れているように前記各衛星の位置を維持するように構成される衛星のコンステレーションと、
前記６つの衛星のコンステレーションとの間で少なくとも前記各衛星の位置を維持するために使用される信号を送受信するように構成される少なくとも１つの基地局と
を備え、
前記第１の軌道は、７０°から９０°の間の軌道傾斜角、北半球上の遠地点、高エネルギ陽子の内側バンアレン帯を回避する近地点、及び０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、
前記第２の軌道は、７０°から９０°の間の軌道傾斜角、南半球上の遠地点、高エネルギ陽子の内側バンアレン帯を回避する近地点、及び０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、
前記第１の軌道の長径は、前記第２の軌道の長径と実質的に一致しており、前記第１の軌道及び前記第２の軌道の平面は、互いに対して直交している、グローバルカバレッジのための衛星システム。
【請求項２】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道離心率及び前記軌道傾斜角は、少なくとも１０°の仰角で９９％のグローバルカバレッジを提供するように選択される、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道傾斜角は、８０°から９０°の間である、請求項１又は２に記載のシステム。
【請求項４】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道傾斜角は、９０°である、請求項１〜３の何れか１項に記載のシステム。
【請求項５】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道離心率及び前記軌道傾斜角は、少なくとも８．７°の仰角で連続的グローバルカバレッジを提供するように選択される、請求項１〜４の何れか１項に記載のシステム。
【請求項６】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道離心率は、０．３０から０．３４の間である、請求項１〜５の何れか１項に記載のシステム。
【請求項７】
前記衛星は、１恒星日の軌道周期を有する、請求項１〜６の何れか１項に記載のシステム。
【請求項８】
前記衛星のフェージングは、各遠地点の間の時間が近似的に前記軌道における衛星の数によって分割される軌道周期になるようにされる、請求項１〜７の何れか１項に記載のシステム。
【請求項９】
前記衛星と前記基地局との間の通信のために指向性アンテナが使用される、請求項１〜８の何れか１項に記載のシステム。
【請求項１０】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道離心率及び前記軌道傾斜角は、１５年にわたって５０ｋｒａｄの放射線暴露をもたらすように選択され、ＧＥＯ衛星遮蔽の利用を可能にする、請求項１〜９の何れか１項に記載のシステム。
【請求項１１】
グローバルカバレッジを有する地球観測及び通信のための衛星システムを動作させる方法であって、
６つの衛星のコンステレーションを提供するステップであって、各衛星は、位置保持システムを備え、前記位置保持システムによって、前記６つの衛星のうち３つが第１の軌道で周回し、且つ前記６つの衛星のうち他の３つが第２の軌道で周回し、各軌道における衛星間の距離が恒星時に関して均等に離れているように前記各衛星の位置を維持するステップと、
前記６つの衛星のコンステレーションとの間で少なくとも前記各衛星の位置を維持するために使用される信号を送受信するための少なくとも１つの基地局を提供するステップと
を含み、
前記第１の軌道は、７０°から９０°の間の軌道傾斜角、北半球上の遠地点、高エネルギ陽子の内側バンアレン帯を回避する近地点、及び０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、
前記第２の軌道は、７０°から９０°の間の軌道傾斜角、南半球上の遠地点、高エネルギ陽子の内側バンアレン帯を回避する近地点、及び０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、
前記第１の軌道の長径は、前記第２の軌道の長径と実質的に一致しており、前記第１の軌道及び前記第２の軌道の平面は、互いに対して直交している、方法。
【請求項１２】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道傾斜角は、８０°から９０°の間である、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道離心率は、０．３０から０．３４の間である、請求項１１又は１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記衛星は、１恒星日の軌道周期を有する、請求項１１〜１３の何れか１項に記載の方法。
【請求項１５】
前記衛星のフェージングは、各遠地点の間の時間が近似的に前記軌道における衛星の数によって分割される軌道周期になるようにされる、請求項１１〜１４の何れか１項に記載の方法。
【請求項１６】
６つの衛星のコンステレーションとの間で少なくとも各衛星の位置を維持するために使用される信号を送受信するための通信システムであって、前記６つの衛星のコンステレーションはグローバルカバレッジを提供する通信システムと、
前記６つの衛星のコンステレーションを制御するための飛行制御システムと
を備え、
前記飛行制御システムは、前記６つの衛星のうち３つが第１の軌道で周回し、且つ前記６つの衛星のうち他の３つが第２の軌道で周回し、各軌道における衛星間の距離が恒星時に関して均等に離れているように前記各衛星の位置を維持するように構成され、
前記第１の軌道は、地球の第１の極に対する７０°から９０°の間の軌道傾斜角、０．２７５から０．４５の間の軌道離心率、及び高エネルギ陽子の内側バンアレン帯を回避する近地点を有し、
前記第２の軌道は、地球の第２の極に対する７０°から９０°の間の軌道傾斜角、０．２７５から０．４５の間の軌道離心率、及び高エネルギ陽子の内側バンアレン帯を回避する近地点を有し、
前記第１の軌道の長径は、前記第２の軌道の長径と実質的に一致しており、前記第１の軌道及び前記第２の軌道の平面は、実質的に互いに対して直交している、衛星基地局。
【請求項１７】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道傾斜角は、８０°から９０°の間である、請求項１６に記載の衛星基地局。
【請求項１８】
前記第１の軌道及び前記第２の軌道の各々の前記軌道離心率は、０．３０から０．３４の間である、請求項１６又は１７に記載の衛星基地局。
【請求項１９】
前記衛星の各々は、１恒星日の軌道周期を有する、請求項１６〜１８の何れか１項に記載の衛星基地局。
【請求項２０】
前記衛星のフェージングは、各遠地点の間の時間が近似的に前記軌道における衛星の数によって分割される軌道周期になるようにされる、請求項１６〜１９の何れか１項に記載の衛星基地局。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、衛星システムに関し、より詳細には、グローバルカバレッジによる、天気及び気候監視、通信用途、航空交通管理（ＡＴＭ）、科学研究及び類似のタスクのための、新規な非静止衛星システム及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
気象監視衛星及び通信衛星は、通常は、静止地球軌道（Ｇｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙ  Ｅａｒｔｈ  Ｏｒｂｉｔ；ＧＥＯ）又は低地球軌道（Ｌｏｗ  Ｅａｒｔｈ  Ｏｒｂｉｔ；ＬＥＯ）に位置している。ＧＥＯ衛星は空に静止しているように見え、衛星に地球表面の所与のエリアの連続的ビューを提供する。残念ながら、このような軌道は、周期が地球の回転周期に等しく、約ゼロの軌道の離心率で、３５，７８９ｋｍの高度において、地球の赤道（緯度０°）の真上に衛星を配置することによってのみ得ることができる。このような軌道は多くの用途において有益であるが、より高い緯度をカバーするのが非常に不得手である（天気及び気候監視のために緯度６０°を超える場合、又は確実なモバイル通信のために緯度７０°を超える場合にあまり有益ではない）。ＧＥＯ気象監視衛星における光学センサは、例えば、有益なデータを収集することができない程の乏しい角度（即ち、低い「仰角」）でより高い緯度を観察するであろう。緯度の増加によって衛星に対する仰角が減少すると、ＧＥＯ通信衛星リンクも信頼できなくなるか又は機能しなくなる。
【０００３】
ＬＥＯ衛星は、円軌道において低い高度（２，０００ｋｍ以下）に配置され、連続的なグローバルカバレッジを提供することができる。しかしながら、これは、各衛星が相対的に僅かな時間の間に所与の領域上に有るように多くの衛星を必要とする。ＬＥＯシステムの１つの動作例は、６６個の衛星のコンステレーションを使用するイリジウムシステムである。相対的に低い帯域幅の通信に対しては実用的であるが、これはブロードバンド通信に対して又は各衛星上に大きく且つ高価なペイロードを必要とする天気及び気候監視に対しては費用効果的ではない。各衛星を建造し、打ち上げ且つ維持する費用に鑑みて、ＬＥＯコンステレーションは連続的なグローバル衛星カバレッジを提供する非常に高価なやり方である。
【０００４】
モルニヤ軌道及び伝統的なツンドラ軌道等の長楕円軌道（Ｈｉｇｈｌｙ  Ｅｌｌｉｐｔｉｃａｌ  Ｏｒｂｉｔ；ＨＥＯ）は、より少ない衛星を用いて高緯度のより良好なカバレッジを提供し得るが、どちらの軌道も問題を有している。
【０００５】
ＨＥＯ衛星は、軌道の焦点の１つが地球の中心に有るものである。楕円軌道における衛星の速さは、焦点からの距離の減少関数である。その軌道の一部（近地点）の間に地球に接近するように衛星を配置することは、その時間において極めて迅速にそれを移動させるが、軌道の他端（遠地点）において、それは極めて遅く移動するであろう。こうした軌道に配置される衛星は、地球の選択されたエリア上でその殆どの時間を過ごし、これは「遠地点静止（ａｐｏｇｅｅ  ｄｗｅｌｌ）」として知られている現象である。軌道は、関心のエリア上で相対的に遅く且つ関心外のエリア上で迅速に衛星が移動するように設計される。
【０００６】
ＨＥＯの軌道平面は、地球の赤道に対して傾斜している。典型的には、衛星搭載推進システムがサービスエリア上の遠地点を維持するための要件を最小化するために、６３．４°に近い傾斜角が選択される。即ち、６３．４°の傾斜角を有する軌道は軌道の長径のゼロ歳差を有するので、遠地点は北半球上に固定されたままになる。６３．４°以外の任意の傾斜角の場合、近地点引数が経時的に変化し、これは一般に望ましくない。
【０００７】
モルニヤ軌道は、約１２時間の軌道周期を有するＨＥＯである。モルニヤ軌道の近地点における高度は低く（地球の表面上の５００ｋｍ程度）、軌道はバンアレン帯を通過する。バンアレン帯は、地球の周囲のエネルギ荷電粒子（プラズマ）の帯であり、これは地球の磁界によって所定の場所に保持されている。太陽電池組み込み回路及びセンサは、それらが「硬化」されるか又は他の安全対策が実装されたとしても、例えば、強い放射の領域を通過するときにセンサをオフにしても、こうした帯における放射レベルによって損傷を受ける。こうした努力にも関わらず、さもなければ１５年の予想耐用年数を有し得る衛星は、高エネルギ陽子のバンアレン帯内側を定期的に通過しなければならない場合（電子の外帯は問題が少ない）、約５年の耐用年数しか有さないであろう。この短くなった衛星の耐用年数は、モルニヤシステムを非常に高価なものにする。
【０００８】
また、伝統的なツンドラ軌道は、モルニヤと同じ傾斜角（６３．４°）を有する長楕円軌道である。また、１恒星日の軌道周期（約２４時間）を有する対地同期軌道でもある。ツンドラ軌道における唯一の運用システムはシリウス衛星ラジオであり、これは、放送ラジオシステムに望ましいカバレッジを提供するために、異なる平面において３つの衛星のコンステレーションを運用し、各衛星平面は１２０°オフセットしている。シリウス衛星ラジオにより使用される３つの衛星のコンステレーションは、相対的に小さなエリア（合衆国）をカバーするので、この戦略はグローバルカバレッジに対しては明らかに実際的ではない。
【０００９】
モルニヤが有する問題（短い設計寿命）及び伝統的なツンドラシステムが有する問題（グローバルカバレッジのためには多数の衛星を必要とする）に鑑みたとしても、当分野の専門家は、このような用途においてこうしたシステムの使用を支持している。例えば、  
−現在のＮＡＳＡの論文（Ｇｌｏｂａｌ  Ｍｏｄｅｌｉｎｇ  ａｎｄ  Ａｓｓｉｍｉｌａｔｉｏｎ  ＯｆｆｉｃｅのＬａｒｓ  Ｐｅｔｅｒ  Ｒｉｉｓｈｏｊｇａａｒｄによる“Ｔｈｅ  ｃａｓｅ  ｆｏｒ  ｌａｕｎｃｈｉｎｇ  ａ  ｍｅｔｅｏｒｏｌｏｇｉｃａｌ  ｉｍａｇｅｒ  ｉｎ  ａ  Ｍｏｌｎｉｙａ  ｏｒｂｉｔ”）は、高緯度における気象監視のための衛星システムを提供する最も効率的なやり方はモルニヤシステムを使用することであると主張している。
ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｗｍｏ．ｉｎｔ／ｐａｇｅｓ／ｐｒｏｇ／ｗｗｗ／ＯＳＹ／Ｍｅｅｔｉｎｇｓ／ＯＤＲＲＧＯＳ−７／Ｄｏｃ７−５（１）．ｐｄｆ  
−欧州宇宙機関の論文（２００７年の最終報告の“ＨＥＯ  ｆｏｒ  ＡＴＭ；  ＳＡＴＣＯＭ  ｆｏｒ  ＡＩＲ  ＴＲＡＦＦＩＣ  ＭＡＮＡＧＥＭＥＮＴ  ｂｙ  ＨＥＯ  ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ”）は、航空交通管理（ＡＴＭ）用途のための北緯のカバレッジに関して、ツンドラ軌道がモルニヤよりも多くの衛星を要すると結論付けている。  
−Ｊａｎ  Ｅｒｉｋ  Ｈａｋｅｇａｒｄ、Ｔｒｏｎｄ  Ｂａｋｋｅｎ、Ｔｏｒ  Ａｎｄｒｅ  Ｍｙｒｖｏｌｌによる２００９年の国際通信、ナビゲーション及び監視学会（Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ，  Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎｓ  ａｎｄ  Ｓｕｒｖｅｉｌｌａｎｃｅ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ）におけるプレゼンテーション、“ＳＡＴＣＯＭ  ｆｏｒ  ＡＴＭ  ｉｎ  Ｈｉｇｈ  Ｌａｔｉｔｕｄｅｓ”は、高緯度におけるＡＴＭのためにツンドラ軌道において３つの衛星が必要とされることを結論付けている。参照：  
ｈｔｔｐ：／／ｉ−ｃｎｓ．ｏｒｇ／ｍｅｄｉａ／２００９／０５／ｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｏｎｓ／Ｓｅｓｓｉｏｎ＿Ｋ＿Ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ＿ＦＣＳ／０１−Ｈａｋｅｇａｒｄ．ｐｄｆ
【００１０】
最後に、米国特許第４，８０９，９３５号及び米国特許第４，８５４，５２７号に記載されたもの等の少数の衛星をグローバルカバレッジに提供するコンステレーションシステムを設計するための様々な他の試行が行われてきた。こうした特殊な設計は、これらを実行不可能にする様々な欠点に悩まされている。例えば、米国特許第４，８０９，９３５号に記載されたコンステレーションは、４つの衛星が異なる軌道平面に有ることを必要としており、これは４つの衛星全てが別個に打ち上げられる必要が有り、１つの衛星の故障がカバレジに劇的な影響を有することを意味している。同様に、米国特許第４，８０９，９３５号は７２時間の軌道周期を使用する必要が有るので、衛星の遠地点が実際的ではない程に非常に高く（即ち、１５０，０００  ｋｍの近くに）なければならないであろう。そして、米国特許第４，８５４，５２７号はグローバルカバレッジを提供するシステムを記載しているが、それは２°の最小仰角を提供するのみであって、これは通信用途又は地球観測用途の何れにも有益ではない。
【００１１】
従って、特に、気象監視及び通信用途のためにグローバルカバレッジを提供するための改善された衛星システム及び方法が必要とされている。
【発明の概要】
【００１２】
本発明の目的は、上記の問題を緩和する周極領域の連続的カバレッジを提供するための改善された衛星システム及び方法を提供することである。
【００１３】
当技術分野の教示に反して、衛星システム及び方法は、グローバルカバレッジを最適化するように選択された傾斜角、軌道平面、赤経及び離心率を有する２つの直交した２４恒星時軌道（対地同期）における衛星を使用して提供されてもよい。特に、２つの直交軌道平面の各々に３つの衛星を有する６つの衛星のコンステレーションが、許容可能な仰角によって連続的グローバルカバレッジを提供することができることが発見された。この衛星の軌道は、高エネルギ陽子の内側バンアレン帯を回避して、１５年以上の設計寿命を達成することができる。
【００１４】
本発明の一実施形態において、地球観測及び通信のための衛星システムが提供され、衛星システムは、６つの衛星のコンステレーションであって、前記衛星のうち３つが第１の軌道で周回し、前記衛星のうち他の３つが第２の軌道で周回する衛星のコンステレーションと、前記６つの衛星のコンステレーションとの間で信号を送受信するための少なくとも１つの基地局とを備え、前記第１の軌道は、約７０°から９０°の間の軌道傾斜角、北半球上の遠地点、及び約０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、前記第２の軌道は、約７０°から９０°の間の軌道傾斜角、南半球上の遠地点、及び約０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、前記第１の軌道及び前記第２の軌道の平面は、実質的に互いに直交している。
【００１５】
本発明の別の実施形態において、地球観測及び通信のための衛星システムを動作させる方法が提供され、方法は、６つの衛星のコンステレーションを提供するステップであって、前記衛星のうち３つが第１の軌道で周回し、且つ前記衛星のうち他の３つが第２の軌道で周回するステップと、前記６つの衛星のコンステレーションとの間で信号を送受信するための少なくとも１つの基地局を提供するステップとを含み、前記第１の軌道は、約７０°から９０°の間の軌道傾斜角、北半球上の遠地点、及び約０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、前記第２の軌道は、約７０°から９０°の間の軌道傾斜角、南半球上の遠地点、及び約０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、前記第１の軌道及び前記第２の軌道の平面は、実質的に互いに対して直交して。
【００１６】
本発明の更なる実施形態において、衛星基地局が提供され、６つの衛星のコンステレーションとの間で信号を送受信するための通信手段と、前記６つの衛星のコンステレーションを制御するための飛行制御手段とを備え、前記衛星のうち３つが第１の軌道で周回し、且つ前記衛星のうち他の３つが第２の軌道で周回し、前記第１の軌道は、約７０°から９０°の間の軌道傾斜角、北半球上の遠地点、及び約０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、前記第２の軌道は、約７０°から９０°の間の軌道傾斜角、南半球上の遠地点、及び約０．２７５から０．４５の間の軌道離心率を有し、前記第１の軌道及び前記第２の軌道の平面は、実質的に互いに対して直交している。
【００１７】
従って、本発明の実施形態は、連続的グローバルカバレッジを有する衛星コンステレーションを提供し、６つの衛星は、８．７°の最小仰角で連続的グローバルカバレッジを及び最小の仰角２０°で一日２０時間にわたるグローバルカバレッジを提供する。また、システムは、コンステレーションにおける１つ又は２つの衛星が故障した場合にさえグレースフル・デグラデーションを提供する。
【００１８】
本発明の他の態様及び特徴は、図面と併せて以下の詳細な説明を検討することで当業者には明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
本発明のこうした及び他の特徴は、添付の図面が参照される以下の記載によってより明らかになるであろう。
【図１】最小１０°の仰角を提供する、異なる傾斜角で配置される軌道平面を有する６つの衛星コンステレーションが提供され得るグローバルカバレッジの割合を示す、衛星軌道ソフトウェアツールの出力プロットを示す。この例では、最良カバレッジは９０°の傾斜角で提供されているが、８０°の傾斜角でも９４％のグローバルカバレッジを提供している。６３．４°の傾斜角における従来のモルニヤ及びツンドラ軌道は、ほとんど最も少ないカバレッジ（約７５°）を提供していることに留意されたい。
【図２】例示的な一対の９０°傾斜されている直交した２４時間楕円軌道における６つの衛星を示す。同じ平面に有る３つの衛星は、約８時間だけ離れている。
【図３】内側陽子帯及び外側電子帯を示すバンアレン放射帯の簡略図である。
【図４】本発明を実装するための例示的なネットワークアーキテクチャを提示する。
【図５Ａ】本発明の一実施形態において、同一平面軌道における２つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供される連続的カバレッジの領域を示すマップをそれぞれ提示する。
【図５Ｂ】本発明の一実施形態において、同一平面軌道における２つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供される連続的カバレッジの領域を示すマップをそれぞれ提示する。
【図６Ａ】本発明の一実施形態において、同一平面軌道における３つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図６Ｂ】本発明の一実施形態において、同一平面軌道における３つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図７Ａ】本発明の一実施形態において、同一平面軌道における４つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図７Ｂ】本発明の一実施形態において、同一平面軌道における４つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図８Ａ】本発明の一実施形態において、２つの衛星が北極において遠地点を有しており且つ２つの衛星が南極において遠地点を有している同一平面軌道における４つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図８Ｂ】本発明の一実施形態において、２つの衛星が北極において遠地点を有しており且つ２つの衛星が南極において遠地点を有している同一平面軌道における４つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図９Ａ】本発明の一実施形態において、直交軌道における４つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図９Ｂ】本発明の一実施形態において、直交軌道における４つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図１０Ａ】本発明の一実施形態において、同一平面軌道における６つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図１０Ｂ】本発明の一実施形態において、同一平面軌道における６つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図１１Ａ】本発明の一実施形態において、直交軌道における６つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図１１Ｂ】本発明の一実施形態において、直交軌道における６つの衛星コンステレーションのグラフィック表現、及び１０°の最小仰角で提供されるグローバルカバレッジの程度をそれぞれ提示する。
【図１１Ｃ】このようなコンステレーションが２０°の最小仰角で提供するグローバルカバレッジの程度のグラフィック表現を提示する。
【図１１Ｄ】このようなコンステレーションが２０°の最小仰角で提供するグローバルカバレッジの程度のグラフィック表現を提示する。
【図１１Ｅ】このようなコンステレーションが２０°の最小仰角で提供するグローバルカバレッジの程度のグラフィック表現を提示する。
【図１１Ｆ】このようなコンステレーションが２０°の最小仰角で提供するグローバルカバレッジの程度のグラフィック表現を提示する。
【図１２】９０°の固定傾斜角に対して２０°の最小仰角で離心率の変化がカバレッジにどのように影響を及ぼすかを示すグラフを提示する。
【図１３Ａ】一平面の傾斜角が減少するが、同時に同じ量だけ他の平面の近地点引数も減少し、コンステレーションが赤道の方に傾斜しているグラフィック表現を提示する。
【図１３Ｂ】離心率が０．３に固定されている、２０°の最小仰角で、このような変化がカバレッジの程度にどのような影響を及ぼすかを示すグラフを提示する。
【図１４】最適な６つの衛星コンステレーションから４つの異なった劣化状態に対するグローバルカバレッジの程度対時間を示すグラフを提示する。ここでは５つの衛星が１０°及び２０°の仰角に有り、４つの衛星が１０°及び２０°の仰角に有る。
【図１５Ａ】５つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１５Ｂ】５つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１５Ｃ】５つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１５Ｄ】５つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１５Ｅ】５つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１５Ｆ】５つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１６Ａ】４つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１６Ｂ】４つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１６Ｃ】４つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１６Ｄ】４つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１６Ｅ】４つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１６Ｆ】４つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１６Ｇ】４つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１６Ｈ】４つの衛星に劣化された最適な６つの衛星コンステレーションによって提供される２０°の最小仰角におけるカバレッジに関するシミュレーションデータを提示する。
【図１７】本発明の軌道が静止軌道及びモルニヤ軌道のものよりも少ないトータルイオンドース（ＴＩＤ）を示すグラフである。
【図１８】本発明の軌道が静止軌道及びモルニヤ軌道のものよりも少ないトータルイオンドース（ＴＩＤ）を示すグラフである。
【図１９】打ち上げ機のための例示的なペイロード配置を提示する。
【図２０】本発明を実装する例示的な方法のフローチャートを提示する。
【図２１】本発明の一実施形態における例示的なゲートウェイのブロック図を提示する。
【図２２】本発明の一実施形態における例示的な衛星のブロック図を提示する。
【００２０】
類似のコンポーネントを示すために異なる図面においても同様の参照番号が使用されている。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
当技術分野の教示に反して、衛星システム及び方法は、グローバルカバレッジを提供するように選択された傾斜角、軌道平面、赤経及び離心率を有する２つの直交した２４恒星時軌道（対地同期）における衛星を使用して提供されてもよい。６つの衛星のコンステレーションは、８．７°の最小仰角を有する連続的グローバルカバレッジを提供することができる。記載されている２つの軌道における衛星は、高エネルギ陽子のバンアレン帯内側を回避する。
【００２２】
例えば、図１に示されるように、傾斜角９０°及び離心率０．３における６つの衛星のコンステレーションは、９９％のグローバルカバレッジに対して１０°の最小仰角を提供するであろう。傾斜角９０°からの逸脱は、特に８０°以下で、グローバルカバレッジの劇的な低下を引き起こす。興味深いことに、モルニヤ及びツンドラシステムの両方で使用される６３．４°の一般に許容される標準的傾斜角は、６つの衛星コンステレーションに関しては殆ど最も低いレベルのグローバルカバレッジを有する。「仰角」とは、水平線から測定した地面と衛星との間の視線角度のことを言う。典型的には、通信機が有していなければならない最小仰角は、特にモバイル通信に関して、１０°の付近である。本発明の他の実施形態が以下に記載される。
【００２３】
ここで記載されている衛星システムはＨＥＯ型システムであるが、例えば、それはツンドラシステムとは大きく異なる。伝統的なツンドラシステムは、グローバルカバレッジ、又は周極領域の連続的カバレッジを提供しない。離心率を増加させ、より高い遠地点を引き起こし、且つ２つの直交した軌道平面において６つの衛星を使用することにより、グローバルカバレッジ要件が満たされ得る。しかしながら、カバレッジエリア上のより高い高度は、衛星においてより大きなアンテナ及びセンサを必要とする。より重要なことに、近地点が低くなると、衛星はバンアレン帯のより大きな部分を通過させられて、動作寿命が短くなる。離心率及び傾斜角の両方を修正することによってのみ、バンアレン帯への暴露を最小化して、合理的な高度において所望のグローバル及び周極カバレッジを提供することができる。システムの他のパラメータは以下の通りである。
【００２４】
傾斜角：傾斜角とは、衛星の軌道平面と地球の赤道を通過する平面との間の角度である。傾斜角は、一部の実施形態では６３．４°よりも僅かに大きいに過ぎなくでもよいが、完全なグローバル及び周極カバレッジを必要とする殆どの用途に対しては８０°から９０°の間である。図２は、２つの直交面における６つの衛星２００の簡略図を示す。カバレッジを最適化するために、所与の衛星経路における各衛星２００は、９０°の傾斜角を有する２４時間ＨＥＯ軌道において、衛星が８時間差で遠地点（及び近地点）に現れるようにフェージングされる。軌道経路２１０、２２０の両方は、地球２４０の地理学的極点を通過する同じ長径２３０を共有するが、勿論、２つの軌道経路２１０、２２０は近地点及び遠地点の反対の配置を有する。つまり、一方の軌道経路２１０が北半球において遠地点を有し且つ南半球において近地点を有しており、他方の軌道経路２２０が南半球において遠地点を有し且つ北半球において近地点を有している。本明細書における「北極」及び「南極」への全ての参照は、地理的北極及び南極を意味しており、磁気的北極及び南極を意味していないことに留意されたい。
【００２５】
離心率：離心率とは、衛星の楕円経路の形状のことであり、これは遠地点（最高高度）及び近地点（最低高度）の高度を定める。離心率は、衛星がその軌道の必要周期に対して必要なカバレッジを提供することができるように、サービスエリアに対して十分に高い遠地点を有するように選択される。より大きな離心率は、遠地点の高度を増加させ、これは衛星においてより大きな電力、アンテナ利得又はより大きな光学系によって克服されなければならない。（約０．３４を超える）より高い離心率は、近地点に対する高度を低下させるのでバンアレン帯への露出も増加させる。
【００２６】
高度：増加された範囲は衛星機器の必要電力及び／又は感受性に悪影響を与えるので、カバレッジエリア上でできるだけ低い遠地点を有することが望ましい。勿論、近地点において、バンアレン帯への暴露を最小化するために十分に高い高度が達成されなければならない。図３に示されたように、バンアレン帯は、地球２４０周囲に場のトーラスを含んでいる。最も懸念される帯は、荷電陽子３１０の帯内側である。説明されるように、電子３２０の帯外側はあまり懸念されない。
【００２７】
衛星の場所／数：各軌道平面において３つ以上の衛星を有する２つの直交した軌道平面が好ましい実装である。これは、複数の衛星が単一の打ち上げ機から打ち上げられること、又は冗長性及び／若しくは改善された性能のために同一平面における衛星の数を増加させることを可能にする。例えば、所与の軌道経路においては３つの衛星のみが必要とされるが、１つの衛星が故障した場合に備えて冗長な第４の衛星を打ち上げることが望ましいかもしれない。４つ全ての衛星が同一平面に有るので、第４の衛星を適切な場所に配置して、必要なときに起動させることが容易である。この種の冗長性は、イリジウムＬＥＯコンステレーション等の衛星のためにより多くの軌道平面を使用するシステムにおいては容易に行うことができない。
【００２８】
近地点引数：近地点引数とは、地球の赤道面に対する楕円軌道の方向を表す。即ち、近地点引数は、近地点と昇交点との間の角度である。北の周極領域（例えば、北緯６０°以上）へのサービスのために、遠地点が北半球に有り且つ近地点が南半球に有るように、近地点引数は２７０°の付近に有る。南の周極領域（例えば、南緯６０°以上）へのサービスのために、遠地点が南半球に有り且つ近地点が北半球に有るように、近地点引数は９０°の付近に有る。
【００２９】
昇交点の経度：簡単に言うと、昇交点の経度とは、軌道平面が地球の赤道を横切る場所を表す。昇交点の経度は、例えば、周極領域の一部に向かってカバレッジにバイアスをかけたい場合又はより良好な太陽光照明を有する状況のために地球の衛星の観測を最適化したい場合の軌道を指定する際の要因になる。
【００３０】
軌道周期：軌道周期は、好ましくは、約２４時間であるが、この軌道は、２４時間を超える及び下回る周期で必要カバレッジを提供し、更に周極領域の連続的カバレッジを達成するように調節され得る。
【００３１】
地上航跡：好ましい実施形態において、同一半球における遠地点を有する３つの衛星は、同じ軌道平面に有り、それぞれが異なる地上航跡に反復的に従う。このような３つの衛星システムのために、軌道平面における衛星のフェージング又は間隔は、各遠地点間の時間が軌道周期の約３分の１になるようにされる。
【００３２】
軌道制御：本発明の衛星コンステレーションは、地球の偏平率、太陽及び月の重力、並びに太陽放射圧のために経時的に前述の軌道パラメータの変化に晒される。これらは、衛星搭載推進システムによって補償され得る。これが行われるやり方は以下に記載されている。
【００３３】
基地局：図４に示されるように、システムは、地上通信ネットワーク６２０、通信機能を有する１つ以上の衛星２００、地球観測及び／又は科学ペイロード、及び少なくとも１つの基地局又はゲートウェイ６１０を含む。基地局又はゲートウェイ６１０は、衛星２００からデータを受信して、ＴＴＣ（Ｔｅｌｅｍｅｔｒｙ，  Ｔｒａｃｋｉｎｇ  ＆  Ｃｏｎｔｒｏｌ）に作用するために必要とされる。（複数の）基地局６１０が空を横切って衛星２００を追跡することを必要とする、より高い効率のために指向性アンテナが使用される。衛星追跡技術は、当技術分野で周知であるが、本発明の６つの衛星システムに適応するように修正されなければならないであろう。空を横切るときの１つの衛星から次の衛星へのハンドオフは、ユーザに対する相互作用を何ら必要としないであろう。ハンドオフは既知の技術を使用して作用され得るが、こうした技術は本実装のために最適化されなければならないであろう。
【００３４】
衛星がゲートウェイ６１０及びと地上通信ネットワーク６２０の要素の両方に対して相互に可視である場合にのみリアルタイム双方向通信が可能である。このネットワーク６２０は、衛星と通信する固定式及び可動式衛星端末から成る。衛星ペイロードによって生成されるデータのダウンロードは、衛星がゲートウェイ６１０に対して可視である場合にのみ可能である。衛星２００と少なくとも１つのゲートウェイ６１０との間の連続的リンクを達成するために戦略的に配置されたゲートウェイ６１０の数を増加することも実行可能である。また、衛星２００は「蓄積転送」機能も有してもよく、ゲートウェイインフラストラクチャとの通信が可能でない場合に衛星がＳＥＯ（科学的及び地球観測）及び他のデータを蓄積することを可能にする。次に、蓄積されたデータは、衛星２００とゲートウェイ６１０との間の通信が可能である場合に地上部分に中継され得る。
【００３５】
バンアレン帯の大部分を回避することは、衛星の設計寿命を増大させる。本発明を使用することにより、衛星コンステレーションを補給するために必要とされる打ち上げが少なくなり、通信、地球観測及び科学ペイロードの設計及び動作に関する制約が少なくなる。
【００３６】
このようなシステムにおける衛星の飛行力学（即ち、衛星を所望の軌道に維持するために必要とされる調整）は、他の衛星システムのものとは異なり得るが、こうした問題が対処されるやり方はほとんど同じであろう。即ち、衛星の飛行経路は、例えば、月及び太陽の引力、太陽放射圧及び地球の偏平率によって乱され得る。他の衛星飛行システムを管理するためのコンピュータソフトウェアシステムが知られており、本明細書に記載された軌道に適応するように容易に修正され得る。
【００３７】
以下のような衛星バンドにおいて、システムは最初に双方向通信モードで使用されることが意図されている。Ｌバンド（１−３ＧＨｚ）、Ｘバンド（約７−８ＧＨｚ）、Ｋｕバンド（約１１−１５ＧＨｚ）、及びＫａバンド（約、１７−３１ＧＨｚ）。誤り訂正、符号化及び紛失パケット／破損パケットの再送も使用されるであろう。
【００３８】
システムの利点は、少なくとも以下を含む。  
−完全グローバルカバレッジのためにより多くがＬＥＯシステムによって必要とされることに対比して、完全グローバルカバレッジのために６つの衛星のみが必要とされる。  
−このシステムは、バンアレン帯への暴露を最小化して、モルニヤシステムにおいて予測される５年の衛星寿命ではなく最小１５年の寿命を衛星に与える。  
−周極カバレッジを提供することができないＧＥＯシステムとは対照的に、地球観測及びブロードバンド通信のためにグローバル及び周極領域の連続的カバレッジが提供され得る。
【００３９】
［様々な実施形態］
本発明の多くの異なる実施形態が分析され、衛星の数、衛星の軌道経路に対する遠地点の方向及び軌道平面間（即ち、２つの軌道平面は同一面に有るか又は直交している）の関係のパラメータを変化させる。例示的な実施形態が以下の表１に提示されている。２つの直交面における６つの衛星の場合のみがグローバルカバレッジ提供しているが、他の実施形態又はこうした実施形態の変形が非常に有益であり得る多くの他の応用も有る。
【表１】
0006987760.tif 000002
【００４０】
実施形態１に示されるように、単一平面における２つの衛星のコンステレーションは、２４時間（恒星日）の軌道周期、０．３０の離心率、９０°の傾斜角（即ち、北極上の遠地点）によって、１０°の仰角で北緯３４°の北に連続的カバレッジを提供することができる。これは、地球の２１．５％のカバレッジを表すに過ぎない。このコンステレーションのグラフィック表現が図５Ａに提示されており、図５Ｂはそれが提供するカバレッジのシミュレーションを提供している。ここで、明るいエリアはカバーされているが、暗いエリアはカバーされていない。勿論、遠地点が南極上に有るように軌道を反転させると、１０°の最小仰角で３４°Ｓの南に完全なカバレッジをもたらすであろう。
【００４１】
実施形態２は、２つではなく、単一平面において３つの衛星のコンステレーションが使用される点を除いて、実施形態１と同じ軌道パラメータを使用する。勿論、３つの衛星は、８時間差になるように配置される。結果として、本実施形態は、１０°の仰角で２１°Ｎの北に連続的カバレッジを提供する。これは、地球の３２％のカバレッジを表すに過ぎない。このコンステレーションのグラフィック表現が図６Ａに提示されており、図６Ｂはそれが提供するカバレッジのシミュレーションを提供している。勿論、遠地点が南極上に有るように軌道を反転させると、１０°の仰角で２１°Ｓの南に完全なカバレッジをもたらすであろう。
【００４２】
実施形態３は、実施形態１及び２と同じ単一平面に４つの衛星を加えることの影響を実証しており、それ以外は同じ軌道パラメータを使用している。こうした４つの衛星は、６時間差で互いに等しく間隔を空けられる。その結果は、実施形態２に関するカバレッジの控えめな改善に過ぎず、１０°の仰角で１８°Ｎの北に連続的カバレッジを提供している。これは、地球の３４％のカバレッジを表すに過ぎない。このコンステレーションのグラフィック表現が図７Ａに提示されており、図７Ｂはそれが提供するカバレッジのシミュレーションを提供している。勿論、遠地点が南極上に有るように軌道を反転させると、１０°の仰角で１８°Ｓの南に連続的カバレッジをもたらすであろう。
【００４３】
実施形態４は、実施形態３と同じ数の衛星を使用するが、４つ全ての衛星を同じ軌道経路に配置する代わりに、２つの同一平面の軌道経路が使用され、一方は北極上に遠地点が有り、他方は南極上に遠地点が有る。こうした軌道経路の各々に２つの衛星が配置され、１２時間差で互いに等しく間隔が空けられる。その結果は、実施形態３に関するグローバルカバレッジの著しい改善であり、１０°の仰角で地球の５７％に対して連続的カバレッジを提供している。このコンステレーションのグラフィック表現が図８Ａに提示されており、図８Ｂはそれが提供するグローバルカバレッジのシミュレーションを提供している。
【００４４】
実施形態５は、２つの軌道経路が同一平面ではなく、むしろ同じ長径を有するが互いに対して直交している点を除いて、実施形態４と同じ数の衛星及び同じ配置を使用する。実施形態４の同一平面の軌道経路から実施形態５の直交した経路への変化は、地球の５７％から地球の４８％への連続的カバレッジの減少をもたらし、直交した軌道経路の使用が有益ではないことを示唆している。このコンステレーションのグラフィック表現が図９Ａに提示されており、図９Ｂはこのコンステレーションが提供するグローバルカバレッジのシミュレーションを提供している。
【００４５】
実施形態６は実施形態４と同じ同一平面の配置を使用しており、唯一の相違は各軌道経路における衛星の数が２つから３つに増加していることである。勿論、３つの衛星は、８時間差になるように配置される。衛星の数のこの変化は、実施形態４の地球の５７％から６４％への連続的カバレッジの増加をもたらす。このコンステレーションのグラフィック表現が図１０Ａに提示されており、図１０Ｂはこのコンステレーションが提供する連続的カバレッジのシミュレーションを提供している。
【００４６】
実施形態７は実施形態６と同じ数の衛星及び軌道パラメータを使用しており、唯一の相違は、この場合、２つの軌道経路が互いに対して直交して配置されることである。連続的カバレッジは、今度は、１０°の最小仰角で実施形態６における地球の６４％から地球の９９％へと増加するという驚くべき結果になる。このコンステレーションのグラフィック表現は図１１Ａに提示されており、図１１Ｂは、１０°の最小仰角で殆ど地球全体に対して連続的カバレッジが提供され得ることを示している。連続的グローバルカバレッジは、８．７°の最小仰角で達成される。
【００４７】
図１１Ｃから１１Ｆは、１０°の最小仰角でこのコンステレーションが提供するカバレッジのシミュレーション結果を提供する。特に：  
−図１１Ｃは、３４°Ｎの北及び３４°Ｓの南の領域において２０°の最小仰角でカバレッジが連続的に提供され得ることを示している。  
−図１１Ｄは、１日の２２．８時間の間、２０°の最小仰角でカバレッジが提供され得ることを示している。  
−図１１Ｅは、１日の２１．６時間の間、２０°の最小仰角でカバレッジが提供され得ることを示している。  
−図１１Ｆは、１日の２０．０時間の間、２０°の最小仰角でカバレッジが提供され得ることを示している。  
連続的なリアルタイムカバレッジは、多くの用途において必要とされない。気象撮像等の多くの場合、（２０°の最小仰角で）一日２０．０時間のカバレッジが十分であってもよい。
【００４８】
図１に示されるように、９０°の傾斜角が有利であることが分かっているが、このパラメータは、約７０°から９０°の傾斜角範囲に緩和され得る。このパラメータの緩和があったとしても、この用途は更に以下の利点を提供する。  
−殆どのグローバル／周極領域のカバレッジが可能であるが、減少する傾斜角によって遠地点は増加しなければならない。例えば、４８，１００ｋｍから５０，１００ｋｍへの遠地点の増加は９０°から８０°への傾斜角の減少をもたらす。２，０００ｋｍは小さな割合の差分であるが、９０°の軌道を好ましいものにするには十分な大きさである。より近い高度はより良好な通信、より正確な科学的データ及び地球観測設備からのより良好な解像度をもたらす。  
−９０°傾斜されていない衛星は異なる軌道平面において運用可能であり、単一の地上航跡を可能にする。
【００４９】
以下の表２は、より低い軌道平面傾斜角の範囲に対して示される周極カバレッジ要件に適合するために必要とされる最小離心率（即ち、最小の遠地点の高さ）を示している。
【００５０】
この表に関して、周極カバレッジ要件は、２０°の最小仰角（７０°の最大入射角に等しい）で北緯６０°を超える（又は南周極領域に対して南緯６０°以下の）周極領域の１００％の時間に対する１００％のカバレッジと定義される。
【表２】
0006987760.tif 000003
【００５１】
傾斜角の低下は、必要とされる離心率を増加させる。しかしながら、これは、通信ペイロードに対して経路損失を増加させ、且つ地球観測ペイロードによって達成される解像度を低下させる遠地点の高さをもたらす。従って、このような用途のためには、約８０°から９０°の傾斜角の範囲が好ましい。
【００５２】
所与の傾斜角に必要とされる最小値を超えて離心率を増加させることは、連続的にカバーされ得るエリアを、この場合は緯度６０°等高線以下に増加させる。
【００５３】
離心率を下げる（軌道をより円形にする）ことにより、最小仰角は１２．３°に改善され得る。２０°の最小仰角で連続的にカバーされる地球の割合は、離心率が０．０に近づくと７６％に増加する（図１２を参照のこと。ここで、ｘ軸は離心率であり、ｙ軸はグローバルカバレッジの割合である）。しかしながら、衛星軌道がＧＥＯ帯内に収まることを回避するために、離心率は０．０９より上に維持されなければならない。この点において、カバレッジの割合は、実際には、０．３０の本発明の最適離心率で達成されるカバレッジよりも悪い。
【００５４】
一平面の傾斜角を低下させ、同時に同じ量だけ他の平面の近地点引数も低下させることにより、コンステレーションが赤道の方に傾斜している（図１３Ａの配置等のグラフィック表現を参照）。図１３Ｂのグラフに示されるように、仰角２０°におけるカバレッジ割合は悪化して、９０°の本発明の最適傾斜角で最良になる。地球の回転がデータに影響を及ぼすことが予測されたが、図１３Ｂに示されるように影響の範囲は明確に直観的ではない。予想外の結果はシステムの非線形性によるものであったと考えられる。
【００５５】
［グレースフル・デグラデーション］
本発明の衛星コンステレーションの重要な利点の１つは、衛星の故障時にグレースフル・デグラデーションを提供することである。対照的に、米国特許出願第４，８０９，９３５号において提案されているようなコンステレーションにおいては１つの衛星の故障が、カバレッジに大きな影響を及ぼすであろう。
【００５６】
図１４は、最適な６つの衛星コンステレーションから４つの異なった劣化状態に対するグローバルカバレッジの程度対時間を示すグラフを提示している。ここでは５つの衛星が１０°及び２０°の仰角に有り、４つの衛星が１０°及び２０°の仰角に有る。図示のように、５つの衛星コンステレーションは、１０°の仰角で、１日１９時間より多くの間、１００％カバレッジを提供する。別の例として、システムが４つの衛星コンステレーションに更に劣化した場合でも、１日約１７時間の間、１０°の仰角で９０％カバレッジが提供され得る。
【００５７】
図１５Ａから１５Ｆは、５つの衛星に劣化した最適６衛星コンステレーションによって提供されるカバレッジについてのシミュレーションデータを提示する（２つの直交した反対の遠地点軌道、０．３の離心率、９０°の傾斜角、２０°の最小仰角、衛星の内２つは１２時間差の北極軌道に有り、衛星の内３つは８時間差で南極軌道に有る）。図１５Ａから１５Ｆの暗いエリアはカバーされていないエリアを示し、明るいエリアはカバーされている。特に：  
−図１５Ａは３３．６６％のグローバルエリアに対して１００％時間カバレッジを示す。  
−図１５Ｂは５９．５１％のグローバルエリアに対して９１．６７％時間カバレッジを示す。  
−図１５Ｃは７９．００％のグローバルエリアに対して８３．３４％時間カバレッジを示す。  
−図１５Ｄは９１．５１％のグローバルエリアに対して７５．００％時間カバレッジを示す。  
−図１５Ｅは９７．８７％のグローバルエリアに対して６６．６７％時間カバレッジを示す。  
−図１５Ｆは９９．７６％のグローバルエリアに対して５８．３４％時間カバレッジを示す。
【００５８】
同様に、図１６Ａから１６Ｆは、４つの衛星に劣化した最適６衛星コンステレーションによって提供されるカバレッジについてのシミュレーションデータを提示する（２つの直交した反対の遠地点軌道、０．３の離心率、９０°の傾斜角、２０°の最小仰角、１つの衛星が北極軌道に有り、衛星の内３つは８時間差で南極軌道に有る）。図１６Ａから１６Ｈの暗いエリアはカバーされていないエリアを示し、明るいエリアはカバーされている。特に：  
−図１６Ａは２３．６７％のグローバルエリアに対して１００％時間カバレッジを示す。  
−図１６Ｂは３２．５７％のグローバルエリアに対して９１．６７％時間カバレッジを示す。  
−図１６Ｃは５０．２５％のグローバルエリアに対して８３．３４％時間カバレッジを示す。  
−図１６Ｄは６３．３６％のグローバルエリアに対して７５．００％時間カバレッジを示す。  
−図１６Ｅは７３．９７％のグローバルエリアに対して６６．６７％時間カバレッジを示す。  
−図１６Ｆは８２．４６％のグローバルエリアに対して５８．３４％時間カバレッジを示す。  
−図１６Ｇは９４．２９％のグローバルエリアに対して５０．００％時間カバレッジを示す。  
−図１６Ｈは９７．８５％のグローバルエリアに対して４１．６７％時間カバレッジを示す。
【００５９】
従って、本発明の衛星コンステレーションは弾力的であり、当分野で知られているよりも遥かに少ない混乱で衛星の損失に適応することができる。更に、上記から次のことも明らかである。  
−衛星損失によって影響を受ける一次エリアは赤道の周囲なので、大部分は既存のＧＥＯ衛星の使用により衛星の損失に適応することができる。例えば、図１５Ｂ及び１６Ｅを参照のこと。  
−同様に、６つの衛星よりも少ないコンステレーションシステムは依然として非常に重要な有用性を有しているので、本発明のシステムは、段階的成長のための多くの選択肢を提供することも認められ得る。例えば、本発明のパラメータを使用して２衛星極コンステレーションを実装して、徐々にサービスを拡大し、最終的にグローバルカバレッジを提供するために経時的に衛星を追加することができる。
【００６０】
［軌道制御］
本発明の衛星コンステレーションは、地球の偏平率、太陽及び月の重力、並びに太陽放射圧のために経時的に前述の軌道パラメータの変化に晒されるであろう。これらは、衛星搭載推進システムを使用して周期的軌道修正操作を行うことによって補償され得る。関心の一次パラメータは、近地点引数である。
【００６１】
６３．４°よりも大きな軌道傾斜角に対して、近地点引数は、（主として）地球の偏平率のために、殆ど定速で変化（減少）する傾向が有る。傾斜角が６３．４°から９０°に増加すると、近地点引数（ω）の変化率が増加する。北極冠へのサービスを維持するために、軌道遠地点は、（ω＝２７０°に対応する）地上航跡の最北点に接近して維持されなければならない。それ故に、軌道維持操作は、近地点引数を制御するために行われるであろう。こうした操作は、静止衛星の離心率を制御するために行われるダブルバーン東西方向操作（ｄｏｕｂｌｅ−ｂｕｒｎ  ｅａｓｔ−ｗｅｓｔ  ｍａｎｏｅｕｖｒｅ）に似ているが、かなり大きいであろう。
【００６２】
近地点引数の変化率は、軌道傾斜角、離心率、軌道長半径及び昇交点の赤経（ＲＡＡＮ）の複合関数である。６３．４°の傾斜角を有する伝統的なモルニヤ軌道は、太陽及び月の重力効果のために近地点引数変化を免除されていないことに留意されたい。即ち、モルニヤ近地点引数は、ＲＡＡＮに依存して２°／年程度減少してもよい。本発明の軌道に対して、近地点引数の割合の大きさは大きい。６３．４°の傾斜角において割合は６°／年を超えてもよく、９０°の傾斜角において割合は８．３°／年である。
【００６３】
近地点引数の単一修正が、遠地点と近地点とのほぼ中間の軌道の反対側において２つの「デルタｖ」操作を行うことによって適用されてもよい（「デルタｖ」は単に速度の変化に対する航空宇宙用語である）。衛星が近地点に向かって南方に移動するときに行われる操作によって、逆行デルタｖを提供して軌道速度を減少させるために推進機が点火され、近地点引数を増加させる。衛星が遠地点に向かって北方に移動するときに行われる操作によって、順行デルタｖを提供して軌道速度を減少させるために推進機が点火され、これも近地点引数を増加させる。２つの操作は、２分の１軌道差で行われる。ここで、操作が行われる順番は問題にならない。２つの操作の速度変化は、軌道周期への望ましくない変化を回避するためにほぼ等しい。
【００６４】
各近地点引数修正のサイズは、２つの操作の推進力及び持続時間によって決定される。より長い操作はあまり効果的ではないので、低頻度で長持続時間の操作よりも高頻度で低持続時間の操作を行うことが好ましい。化学（二元推進剤）推進システムを備えた衛星に関して、達成可能な推進力は、操作対の間に数日又は数週間でさえも許容するために十分に大きいであろう。高効率の低推進力イオンスラスタを利用する衛星に関して、操作は、全ての軌道回帰中に行われてもよい。
【００６５】
経時的に、制御されないままである場合、他の軌道パラメータは、地球偏平率の摂動力及び月／太陽の重力のために公称値から逸脱し始めるであろう。２つの残りの「面内」の伝統的軌道要素、軌道長半径及び離心率は、非常にゆっくりと不規則に移動する傾向が有り、近地点引数を制御するために行われるダブルバーン操作の大きさの相違及び場所を僅かに調節することにより、実質的に追加の推進剤無しで制御されてもよい。
【００６６】
２つの「面外」の伝統的要素のうち、傾斜角も非常にゆっくりと変化する傾向が有り、それは臨界パラメータではないので、制御される必要はないであろう。近地点引数のように、ＲＡＡＮは、殆ど定速で変化する傾向が有るので、北極周りの軌道平面のゆっくりとしているが安定した歳差をもたらすであろう。ＲＡＡＮ速度の符号及び振幅は、傾斜角及び初期ＲＡＡＮ値によって決定されるであろう。同じ軌道平面における２つ以上の衛星を有する好ましい構成に関して、軌道平面の歳差は、極領域のカバレッジに影響を与えないので、ＲＡＡＮを制御するために操作は必要とされないであろう。（地上の任意の地点におけるカバレッジについてのＲＡＡＮの小さな定速の効果は、固定地上航跡を維持するために正確に１恒星日から平均軌道周期を僅かにオフセットすることにより容易に補償され得ることに留意されたい。）衛星が２つ以上の軌道平面に維持されるコンステレーションに関して、平面間の節分離を維持するために軌道遠地点において、不定期の「クロストラック」操作が行われてもよい。
［放射］
【００６７】
本発明のために選択される軌道は、衛星が高エネルギ陽子の内側バンアレン放射帯を回避することを可能にする。それでもこの軌道における衛星は、それほどひどくない電子の外側放射帯を通過する。陽子粒子は電子粒子よりも遥かに重いため、遥かに大きな損傷を引き起こし得る。不可能ではないが、高エネルギ陽子を遮蔽することは困難である。
【００６８】
衛星がこうした放射帯を通過するときに、衛星コンポ―ネントによる累積的放射吸収が有る。この累積的吸収は、衛星の設計寿命を決定する際の一次要因である。電子帯ではなく陽子帯の結果として生ずる二次要因は、単一のエネルギ粒子によって引き起こされるシングルイベント効果（ＳＥＥ）と呼ばれる。粒子は、電子機器における一時的な混乱又は恒久的な損傷を引き起こし得る。本発明の軌道は、バンアレン陽子放射帯を回避しながら、６つの衛星によってグローバルカバレッジを達成するように特別に設計されている。
【００６９】
図１７及び１８は、３つの軌道、即ち、本発明のやり方の９０°傾斜角／０．３離心率の軌道、ＧＥＯ１６０Ｗ軌道（即ち、西経１６０°に位置する対地同期軌道）、及び伝統的なモルニヤ軌道（６３．４°傾斜角、０．７４の離心率）を比較する放射線量−深度曲線を提示する。典型的なＧＥＯ衛星の１５年の設計寿命の間、吸収されると見込まれる総累計放射は５０ｋｒａｄｓである。図１７に示されるように、モルニヤ軌道における衛星は、この要件を満たすために１１．５ｍｍの遮蔽厚みを必要とする一方で、ＧＥＯ１６０Ｗは、８ｍｍのアルミニウム遮蔽を必要とするであろう。対照的に、本発明の軌道は６．５ｍｍを必要とするに過ぎない。本発明のような軌道を使用するに際して、ＧＥＯにおける飛行遺産を有するコンポーネント及びサブシステムを使用することができ、且つＧＥＯ衛星の設計寿命を達成するか又はそれを超えることができるという重要な利点が有る。
【００７０】
費用を最小化し且つ信頼性を最適化するために、「既製」コンポーネントを使用することが好ましい。６．５ｍｍ遮蔽を有する新しいコンポーネントにより本発明を実装することができるが、ＧＥＯ衛星及びコンポーネントが最も一般的であるので典型的には８ｍｍ遮蔽が使用されている。図１８に示されるように、参照としてＧＥＯに対して吸収される合計放射及び遮蔽を維持しようとした場合（即ち、５０ｋｒａｄｓの放射線量及び８ｍｍの遮蔽）、モルニヤ軌道における衛星は８年でこの合計放射線量を吸収し、ＧＥＯ軌道における衛星は１５年であり、本発明の９０°傾斜角における衛星は３６年である。従って、本発明のシステムは、遥かに信頼性が高く、モルニヤ軌道におけるシステムよりも遥かに長い予想寿命を有するであろう。
【００７１】
図２０は、衛星システムを動作させる例示的な方法のフローチャートを示す。衛星コンステレーションを打ち上げて、衛星を所望の軌道パラメータを有する軌道に配備することにより、方法はブロック１０１０で開始する。衛星は、一度に１つ打ち上げられてもよく（例えば、打ち上げ機ごとに衛星１つ）、又は複数の衛星が同じ打ち上げ機で打ち上げられてもよい。好ましい実施形態では、同じ軌道平面において全ての衛星を有することが望ましく、このような構成では、単一の打ち上げ機で全ての衛星を打ち上げることが最も効率的である。
【００７２】
図１９は、３つの衛星２００を含む打ち上げ機（図示せず）のための例示的なペイロード９００の断面図を示す。打ち上げ機は、衛星を所望の軌道に運び込み、又は衛星が運用軌道に到達することができる位置に持ち込むために、十分な容量の十分な数の推進ステージを含むであろう（例えば、２つの推進ステージ、３ステージ等）。打ち上げ機は、複数の衛星を低高度パーキング軌道に運び込んで、そこから衛星は運用軌道に推進してもよく、又は運用軌道に衛星を直接打ち上げてもよい。
【００７３】
図１９は、ペイロードフェアリング９３０内のペイロードアダプタ９２０上に積み重ねられた３つの衛星２００を示している。グローバルカバレッジを提供するために、３つの衛星のみが２つの平面の各々に必要とされるが、所与の平面における３つの一次衛星と同時に第４の冗長衛星を軌道に打ち上げることが望ましい場合が有る。即ち、第４の冗長衛星は、何らかの理由で一次衛星の何れかが故障した場合に作動され得る。勿論、ペイロードフェアリング内にはより多くの又はより少ない衛星が配置されてもよい。
【００７４】
図２２を参照して記載されるように、各衛星２００は、通信システム、制御システム及び推進システムを含むであろう。どのような構成の打ち上げ機が使用されるかに関わらず、こうしたシステムは、衛星２００がゲートウェイ６１０と通信して、所望の距離間隔で最終運用軌道に衛星が配置されることを可能にする。同一平面に衛星が有る３衛星コンステレーションの場合、３つの衛星は８時間離れている。
【００７５】
再び図２０を参照すると、衛星コンステレーションが打ち上げ機によって打ち上げられると、衛星が起動されて、基本システムの作動／試験プロシージャが実行される（１０２０）。この作動／試験プロシージャは、アンテナが適切な方向に向けられるようにアンテナを展開して衛星２００を回転させること、ソーラーパネルを展開すること、プロセッサ及び電子システムを活性化すること、ソフトウェアシステムを起動すること、及び全ての基本システム及びサブシステムの動作を検証することを含んでもよい。また、このプロシージャの一部としてトラブルシューティング及び／又は是正措置を行うことが必要であってもよい。
【００７６】
基本システム及びサブシステムが起動されて動作が検証されると、衛星２００は、最終軌道位置に移行してもよい（１０３０）。上記のように、これは、衛星２００が同一運用軌道に打ち上げられた場合に、衛星２００が単純に自身を正しい位置に推進させることを含んでもよい。代替的に、衛星２００は、パーキング軌道に打ち上げられた場合、自身を運用軌道に推進させ且つ必要とされる分離のために遥かに多くの量の燃料を消費する必要が有り得る。
【００７７】
今や衛星２００が最終軌道位置に有り、ペイロードが起動、作動及び試験される（１０４０）。これは、上記の衛星の基本システムの起動、試験及び作動、即ち、任意の必要なアンテナ又はセンサの展開、プロセッサ及び電子システムの活性化、ソフトウェアシステムの起動、及び全てのペイロードシステム及びサブシステムの動作の確認と殆ど同じやり方で行われるであろう。勿論、ペイロード作動プロシージャの一部として、トラブルシューティング及び／又は是正措置も行われてもよい。
【００７８】
今や衛星２００は動作モードに有る。ペイロードの動作は、完全にペイロードの性質によって決定される。天候監視システム等の地球観測ペイロードの場合、これは、撮像設備の動作、及び衛星からゲートウェイへの観測データの送信を含んでもよい。
【００７９】
全ての衛星システム及びペイロードが動作可能である場合、残った唯一の懸念は、衛星２００の位置を関心の軌道に維持することである（１０５０）。これは、上記の「軌道制御」の表題によるやり方で達成され得る。衛星位置情報は、衛星２００、ゲートウェイ６１０又は何らかの他の制御センターによって決定されてもよい。典型的に、衛星位置情報は、グローバル・ポジショニング・システム（ＧＰＳ）データ及び／又は他の衛星テレメトリから計算されてもよい。
【００８０】
選択的に、所定のシステム及びサブシステムは、例えば、電力を保存するため又は機器を保護するために、衛星の軌道の過程で動作停止されてもよい。例えば、ペイロードが北方周極領域において天候を監視するための科学機器を含んでいる場合、衛星２００が南半球に有る間、ペイロードシステムを動作停止することが望ましく、それが関心の領域に再突入すると、それを再起動する。その健康、状態及び制御に関するデータを送受信し続けることができるように、基本衛星サブシステムを常時動作可能に維持することが望ましくてもよい。
【００８１】
図２１は、衛星２００と通信するための例示的なゲートウェイシステム１１００の簡略ブロック図を示す。通信信号は、動作／制御信号及びペイロード関連信号を含んでもよい。科学ペイロードの場合、ペイロード関連信号は、機器に送信された制御信号、及び機器から受信した観測／監視データを含んでもよい。ゲートウェイシステム１１００は、他のタイプの情報を受信及び提示するように修正されてもよく、１つ以上のコンピュータ、サーバ、ネットワーク及び他の関連デバイスと共に使用されてもよい。
【００８２】
図２１に示されるように、ゲートウェイシステム１１００は、アンテナ１１１０、トランシーバ１１２０、処理ユニット又はシステム１１３０、及びネットワーク通信システム１１４０を含んでもよい。
【００８３】
アンテナ１１１０は、所望の通信周波数で信号を送受信するように設計される。典型的には、アンテナ１１１０は、衛星の高高度及び関与する低信号レベルを考慮して、高指向性追尾アンテナであろう。用途が変化すれば、非追尾アンテナ等の他のアンテナ設計も使用され得る。
【００８４】
ゲートウェイトランシーバ１１２０は、衛星からデータを受信し且つＣＰＵ１１３０に対してそれを準備するための受信機部、及びＣＰＵ１１３０からのデータ処理及びアンテナ１１１０を介して衛星２００に送信するためにそれを準備するための送信部から成る。トランシーバ１１２０の送信部は、例えば、衛星２００に送信されるデータを多重化、符号化及び圧縮し、次に、データを所望の送信周波数に変調して、送信のためにそれを増幅してもよい。多重チャネル、誤り訂正コーディング等が使用されてもよい。補足的なやり方で、トランシーバ１１２０の受信機部は、受信信号を復調して、ＣＰＵ１１３０によって使用されるアンテナからの信号の任意の必要な逆多重化、復号、展開、誤り訂正及びフォーマットを行う。また、アンテナ及び／又は受信機は、任意の他の所望のスイッチ、フィルタ、低雑音増幅器、（例えば、中間周波数への）ダウンコンバータ、及び他のコンポーネントも含んでもよい。
【００８５】
図２１にはローカルユーザインターフェース１１５０も示されている。（複数の）ゲートウェイ６１０の地理的位置は、必要とされるゲートウェイの数を最小化するように選択されてもよい。その結果、（複数の）ゲートウェイ６１０は、衛星オペレータ及び／又はペイロードデータを受信するパーティにとって都合の良い地理的場所には無くてもよい。従って、（複数の）ゲートウェイ６１０は、典型的には、遠隔コンピュータ１１６０がインターネット又は類似のネットワーク１１７０を介してシステムにアクセスするために使用され得るように、ネットワーク通信設備１１４０を提供されるであろう。
【００８６】
図２２は、本発明の例示的な実施形態で使用され得る衛星２００の簡略ブロック図を示す。図示のように、衛星２００は、位置保持システム１２１０、推進システム１２２０、電力システム１２３０、通信システム、コンピュータ処理システム１２４０及びペイロード１２５０を含んでもよい。通信システムは、典型的には、トランシーバ１２６０及びアンテナ１２７０から成る。勿論、本発明を実装するために、例えば、冗長及びバックアップコンポーネントを含む他のコンポーネント及び配置が使用されてもよい。
【００８７】
位置保持サブシステム１２１０は、衛星の軌道を維持することに対して責任が有る。従って、位置保持サブシステム１２１０は、高度及び／又は軌道調節情報を計算及び／又は受信してもよく、衛星の姿勢及び／又は軌道を調節するように推進システムを作動させてもよい。また、軌道を維持することは、それ自身と衛星コンステレーション内の他の衛星との間の所望の距離間隔を維持することも含んでもよい。推進システム１２２０は、例えば、燃料源（即ち、燃料及び酸化剤タンク及び液体燃料ロケット、又はイオンスラスタシステムを含んでもよい。
【００８８】
電力サブシステム１２３０は、全ての衛星システム及びサブシステムに電力を提供する。電力サブシステム１２３０は、例えば、１つ以上のソーラーパネル及び支持構造、並びに１つ以上のバッテリを含んでもよい。
【００８９】
衛星アンテナ１２７０は、必要とされる通信周波数及びシステムに適応するように設計されるであろう。衛星の物理的サイズ及び重量制限を考慮して、それはゲートウェイ６１０のアンテナ１１１０よりも遥かに小型であろう。アンテナ１２７０のビームの方向は、アンテナを機械的に操縦すること又はアンテナビームを電子的に操縦することによって制御される。代替的に、衛星姿勢は、アンテナを操縦するために制御されてもよい。
【００９０】
同様に、衛星トランシーバ１２８０は、ゲートウェイ６１０のそれを補完するように設計され、ゲートウェイ６１０からデータを受信し且つＣＰＵ１２４０に対してそれを準備するための受信機部、及びＣＰＵ１２４０からのデータ処理及びアンテナ１２７０を介してゲートウェイ６１０に送信するためにそれを準備するための送信部から成る。トランシーバ１２６０の送信部は、例えば、送信されるデータを多重化、符号化及び圧縮し、次に、データを所望の送信周波数に変調して、送信のためにそれを増幅してもよい。多重チャネル、誤り訂正コーディング等が使用されてもよい。トランシーバ１２６０の受信機部は、受信信号を復調して、ＣＰＵ１２４０によって使用されるアンテナ１２７０からの信号の任意の必要な逆多重化、復号、展開、誤り訂正及びフォーマットを行う。また、アンテナ及び／又は受信機は、任意の他の所望のスイッチ、フィルタ、低雑音増幅器、（例えば、中間周波数及び／又はベースバンドへの）ダウンコンバータ、及び他のコンポーネントも含んでもよい。
【００９１】
ＣＰＵシステム１２４０は、典型的には、姿勢及び軌道制御システムの動作のために使用される信号を受信する。また、それは、ペイロード１２５０の動作のための制御信号を受信して、ゲートウェイ６１０に送信されるペイロードデータを処理する。また、衛星２００が関心の地理的領域の内外を通るときに様々なサブシステムの起動及び動作停止を管理してもよい。
【００９２】
［オプション及び代替］
上記の気象的実装に加えて、本発明のシステムは、少なくとも以下の用途に適用されてもよい。
１．軍事ＵＡＶ（無人航空機）：軍事ＵＡＶの現在の要件は１０−２０Ｍｂｐｓ（メガビット毎秒）のアップリンク速度がサポートされることを規定している。これは、本発明のシステムによってグローバルに適応され得る。
２．極横断航空交通は、現在、極に行く間に静止通信からＨＦ（高周波数）無線通信に切り替えなればならない。本発明のシステムは、極を横断する航空機のブロードバンド通信、ナビゲーション及び監視をサポートし得る。極経路を使用する航空機は現在毎月７００機有り、北方周極領域上の連続的カバレッジは、このエリアにおける航空交通の安全及び効率を改善するために必要とされる。
３．衛星ベースナビゲーション補強：衛星ベースナビゲーションシステム（例えば、ＧＰＳ）の精度、完全性及び信頼性は、誤り訂正及び完全性情報をブロードキャストする他の衛星からのもので信号を補強又はオーバレイすることで改善され得る。これは、特に、航空交通にとって重要である。２つのこのようなシステムは所定位置にあり、１つが米国に置かれ（Ｗｉｄｅ  Ａｒｅａ  Ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ  Ｓｙｓｔｅｍ）、もう１つが欧州に置かれている（Ｅｕｒｏｐｅａｎ  Ｇｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙ  Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ  Ｏｖｅｒｌａｙ  Ｓｙｓｔｅｍ）。両者は静止衛星システムに基づいており、いずれもナビゲーションを改善する必要性が認識されている周極領域全体をカバーしていない。
４．地球観測：気象観測に加えて、記載された軌道において他の地球観測ペイロードが良好に機能し、ハイパースペクトル探索器及び海色放射測定を含むグローバル監視を提供する。
５．宇宙状況把握：こうしたペイロードは、破片及び小惑星等の宇宙の危険と共に危険と見なされ得る他の衛星を検出することができる。
６．宇宙天気：本発明の軌道は、太陽放射、バンアレン帯放射、及び地球の電離層等の要因を測定する宇宙天気ペイロードをサポートし得る。
７．衛星間リンク（ＩＳＬ）：ＩＳＬリンクは、本発明によりもたらされる特徴である。衛星は、地球インフラストラクチャと通信するための中継局として動作する他の衛星へのＩＳＬリンクを提供することが可能である。
【００９３】
［結び］
１つ以上の好ましい実施形態は、例示を目的として記載されている。当業者には、請求項に規定された本発明の範囲から逸脱することなく多くの変形及び修正が行われ得ることが明らかであろう。例えば、傾斜角の選択は、要求されるサービスエリアと宇宙船上の燃料の量とペイロードの打ち上げ質量との間のトレードオフに依存している。こうしたパラメータは、本発明の概念から逸脱することなく、異なる優先度に適応するように最適化され得る。
【００９４】
本発明の方法ステップは、オブジェクトコード又はソースコード等の様々なフォーマットで記憶される実行可能機械コードのセットで具現化されてもよい。このようなコードは、単純のためプログラムコード、ソフトウェア、又はコンピュータプログラムとして一般的に記載されてもよい。本発明の実施形態は、方法ステップのやり方でプログラムされるコンピュータプロセッサ又は類似のデバイスによって実行されてもよく、又はこうしたステップを実行するための手段が提供される電子システムによって実行されてもよい。同様に、コンピュータディスク、ハードドライブ、サムドライブ、ＣＤ−ＲＯＭ、ランダム・アクセス・メモリ（ＲＡＭ）、リード・オンリー・メモリ（ＲＯＭ）又は当技術分野で周知の類似のコンピュータソフトウェア記憶媒体等の電子メモリ媒体が、このような方法ステップを実行するようにプログラムされてもよい。
【００９５】
全ての引用は参照によって本明細書に組み込まれる。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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【図８Ａ】
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【図８Ｂ】
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【図９Ａ】
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【図９Ｂ】
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【図１０Ａ】
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【図１０Ｂ】
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【図１１Ａ】
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【図１１Ｂ】
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【図１１Ｃ】
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【図１１Ｄ】
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【図１１Ｅ】
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【図１１Ｆ】
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【図１２】
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【図１３Ａ】
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【図１３Ｂ】
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【図１４】
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【図１５Ａ】
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【図１５Ｂ】
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【図１５Ｃ】
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【図１５Ｄ】
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【図１５Ｅ】
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【図１５Ｆ】
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【図１６Ａ】
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【図１６Ｂ】
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【図１６Ｃ】
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【図１６Ｄ】
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【図１６Ｅ】
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【図１６Ｆ】
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【図１６Ｇ】
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【図１６Ｈ】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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