地球観測及び通信のための衛星システムであって、60°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ20°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する2基の衛星の群と、およそ70°と90°との間の軌道傾斜角とおよそ0.275と0.45との間の軌道離心率とを有する各衛星と、2基の衛星の前記群への送信及び2基の衛星の前記群からの信号の受信を行うための基地局とを備える、システム。請求項1に記載のシステムであって、前記軌道離心率及び前記軌道傾斜角は、対象極域上の遠地点と、バンアレン陽子帯への暴露を最小限にする近地点とを達成するように算出されている、システム。請求項1及び請求項2のうちのいずれか一方に記載のシステムであって、前記軌道傾斜角は、およそ80°と90°との間である、システム。請求項1~3のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記軌道傾斜角は、およそ90°である、システム。請求項1~4のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記軌道離心率は、前記システムの軌道の必要な周期にカバー範囲を提供するために、前記地理的サービス領域上で十分に高い遠地点を有するように選択される、システム。請求項1~5のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記軌道離心率は、およそ0.30と0.34との間である、システム。請求項1~6のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、3基目の衛星をさらに備える、システム。請求項1~7のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記衛星は、およそ24時間の軌道周期を有している、システム。請求項1~8のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記衛星の位相は、前記衛星のそれぞれの遠地点間の時間が前記群中の衛星の数で除算された前記軌道周期におおよそなるような位相である、システム。請求項1~9のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、衛星軌道摂動の変化は、搭載推進システムによって補償される、システム。請求項1~10のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記衛星と前記基地局との間の通信に指向性アンテナが使用される、システム。請求項1~11のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記基地局は、空を横切る前記衛星を追跡するように動作可能である、システム。請求項1~12のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記基地局は、前記衛星が空を横切るのに伴い前記衛星間の通信をハンドオフするように動作可能である、システム。請求項1~13のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記衛星は、同じ軌道面を移動する、システム。請求項1~14のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記軌道離心率は、より狭い周極地域の連続したカバー範囲を達成するために減少して、65°を超える緯度のみを含む、システム。請求項1~14のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記軌道離心率は、より狭い周極地域の連続したカバー範囲を達成するために減少して、70°を超える緯度のみを含む、システム。請求項1~16のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記衛星は、気象観測ペイロードを備える、システム。請求項1~16のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記衛星は、通信ペイロードを備える、システム。請求項1~16のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記衛星は、科学研究ペイロードを備える、システム。請求項1~16のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、前記衛星は、地球観測ペイロードを備える、システム。請求項1~20のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、近地点の引数は、約270°である、システム。請求項1~20のうちのいずれか1項に記載のシステムであって、遠地点が南半球にあり、近地点が北半球にあるように、近地点の引数は、約90°である、システム。地球観測及び通信のための衛星システム衛星システムの運用方法であって、60°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ20°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する2基の衛星の群を提供することであって、各衛星が、およそ70°と90°との間の軌道傾斜角と、およそ0.275と0.45との間の軌道離心率とを有する、2基の衛星の群を提供することと、2基の衛星の前記群への送信と、2基の衛星の前記群からの信号の受信とを行うための基地局を提供することとを備える、方法。請求項23に記載の方法であって、前記軌道傾斜角は、およそ80°と90°との間である、方法。請求項23及び請求項24のうちのいずれか一方に記載の方法であって、前記軌道離心率は、およそ0.30と0.34との間である、方法。請求項23~25のうちのいずれか1項に記載の方法であって、前記衛星は、およそ24時間の軌道周期を有している、方法。請求項23~26のうちのいずれか1項に記載の方法であって、前記衛星は、同じ軌道面を移動する、方法。請求項27に記載の方法であって、前記衛星の位相は、前記衛星のそれぞれの遠地点間の時間が前記群中の衛星の数で除算された前記軌道周期におおよそなるような位相である、方法。衛星基地局であって、およそ60°の緯度を超える地理的サービス領域にわたって、およそ20°以上の仰角の連続したカバー範囲を共に提供する2基の衛星の群への信号の送信と、該群からの信号の受信とを行うための通信手段と、2基の衛星の前記群の軌道を制御するための飛行制御手段であって、各衛星が、およそ70°と90°との間の軌道傾斜角と、およそ0.275と0.45との間の軌道離心率とを有する、飛行制御手段とを備える、衛星基地局。請求項29に記載の衛星基地局であって、前記軌道傾斜角は、およそ80°と90°との間である、衛星基地局。請求項29及び請求項30のうちのいずれか一方に記載の衛星基地局であって、前記軌道離心率は、およそ0.30と0.34との間である、衛星基地局。請求項29~31のうちのいずれか1項に記載の衛星基地局であって、前記衛星は、およそ24時間の軌道周期を有している、衛星基地局。請求項29~32のうちのいずれか1項に記載の衛星基地局であって、前記衛星は、同じ軌道面を移動する、衛星基地局。請求項33に記載の衛星基地局であって、前記衛星の位相は、前記衛星のそれぞれの遠地点間の時間が前記軌道周期のおよそ半分となるような位相である、衛星基地局。衛星であって、基地局への信号の送信と基地局からの信号の受信とを行うための通信手段と、およそ20°以上の仰角を有し、60°の緯度を超える地理的サービス領域にサービスを提供する地球観測及び通信ペイロードと、およそ70°と90°との間の軌道傾斜角と、およそ0.275と0.45との間の軌道離心率とを有するように軌道を制御するための飛行制御手段とを備える、衛星。請求項35に記載の衛星であって、前記軌道傾斜角は、およそ80°と90°との間である、衛星。請求項35及び請求項36のうちのいずれか一方に記載の衛星であって、前記軌道離心率は、およそ0.30と0.34との間である、衛星。請求項35~37のうちのいずれか1項に記載の衛星であって、前記衛星は、およそ24時間の軌道周期を有している、衛星。請求項35~38のうちのいずれか1項に記載の衛星であって、前記衛星は、同軌道にある第2の衛星と同じ軌道面を移動する、衛星。請求項39に記載の衛星であって、前記衛星は、当該衛星の遠地点と、同じ軌道にある前記第2の衛星の遠地点との間の時間が前記軌道周期のおよそ半分となる位相を備える、衛星。打ち上げ機であって、ペイロードフェアリングと、前記ペイロードフェアリング内に配置され、請求項35~40のうちのいずれか1項に記載されたように構成された2基以上の衛星と、前記2基以上の衛星を同じ軌道面における軌道に打ち上げるための推進手段とを備える、打ち上げ機。[詳細な説明]当該分野における教示に反して、衛星システム及び方法は、高緯度に位置する特定サービス領域のカバー範囲を最適化するために選ばれた傾斜角、軌道面、赤経、及び離心率を有する24恒星時軌道にある衛星を使用して提供され得ると判断されている。2基の衛星の群は、北半球あるいは南半球の60°の緯度を超える領域として定義される、周極地域の連続したカバー範囲を提供することができる北半球の60°の緯度領域を特定する図1を参照。この軌道の衛星は、高エネルギー陽子のバンアレン内帯を回避する。例えば、図2に示すように、傾斜角90°で離心率0.3の2基の衛星の群は、北緯50°を超える全領域に最小仰角20°をほとんどの時間提供し、最小仰角20°での領域カバー率は96.5を下回らないようになる。仰角とは、地平線から計測した地面と衛星との間の視線角度を指す。天候及び気候観測機器が正確なデータのために有さなければならない最小仰角は、一般的には20°付近である。本発明の他の例示的な実施形態を以下に説明する。古典的なツンドラシステムは、周極地域の連続したカバー範囲を提供しない。離心率を増加させることにより遠地点が上昇することで、カバー要件が満たされ得る。しかしながら、カバー領域上で高度がより高くなると、より大きなアンテナ及びセンサが衛星上に必要になる。さらに重要なことに、近地点が下がって衛星がバンアレン帯のより多くの部分を通過することになると、運用寿命が減少する。離心率と傾斜角との双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限にしつつ、妥当な高度における望ましい周極地域のカバー範囲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とおりである。傾斜角:傾斜角は、衛星の軌道面と地球の赤道を通過する面との間の角度である。傾斜角は、いくつかの実施形態においては63.4°よりわずかにだけ大きくてもよいが、周極カバーを必要とするほとんどの用途では80°と90°との間である。図3は、傾斜角90°を有するHEO軌道にある180°離れた2基の衛星の簡略図を示している。1つの衛星300は、軌道の遠地点にあって、北半球で地球320の軸310を通過する一方で、2基目の衛星330は、近地点にあって、南半球で軸310を通過する。離心率:離心率は、衛星の楕円経路の形状であり、遠地点の高度最高高度と近地点の高度最低高度とを決定する。離心率は、衛星が当該衛星の軌道の必要な周期に必要なカバー範囲を提供することができるように、サービス領域上で十分に高い遠地点を有するように選ばれる。離心率が増加すると、遠地点の高度が増すが、遠地点の高度が増すことはより大きな動力、アンテナ利得、あるいは衛星上のより大きな光学系によって克服されなければならない。およそ0.34を超えるより高い離心率によってもまた、バンアレン帯への暴露が増加する。高度:範囲が増加すると衛星の機器の必要な電力及び/または感度に否定的な影響を及ぼすので、カバー領域上の遠地点を可能な限り低くすることが望ましい。もちろん近地点においては、バンアレン帯への暴露を最小に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4に示すように、バンアレン帯は、地球320を取り巻く電場の円環を備える。もっとも重要な帯は、荷電陽子の内帯410である。これから説明するように、電子の外帯420は重要度がより低い。衛星の位置/数:2基以上の衛星を有する1つの軌道面は、好ましい実施例である。このため、1台の打ち上げ機から複数の衛星を打ち上げることができ、あるいは冗長性及び/または性能向上の目的で同じ面に存在する衛星の数を増やすことができる。例えば、衛星が2基だけ必要であっても、1基の衛星が故障した場合に備え、予備の3基目の衛星を打ち上げることが望まれ得る。3基すべての衛星が同じ面にあるため、必要なときに3基目の衛星を適切な位置に置いて作動させるのがより簡単である。この種の冗長性は、衛星に異なる軌道面を使用するシステムにおいては成し得ない。近地点引数:近地点引数は、地球の赤道面に対する楕円軌道の向きを表す。例えば北緯60°を超える北周極地域へのサービスのためには、遠地点が北半球に、そして近地点が南半球にあるように、近地点引数は270°付近になる。推進システムを備える衛星では、達成可能な推力は、マヌーバ対の間に数日、あるいは数週間をも与えるほどに大きくなる。高効率低推力イオンスラスタを用いる衛星では、マヌーバは毎軌道回転の間に実行されてもよい。時間の経過に伴い、もし制御されないままであれば、他の軌道パラメータは、地球の偏平率、及び月/太陽の引力の摂動力によって当該軌道パラメータの正常値から逸れ始めるようになる。残りの2つの面内古典的軌道要素、半主軸、及び離心率は、まったくゆっくり、そして不規則に動く傾向を有することになり、近地点引数を制御するために実行される二重噴射マヌーバの位置と大きさの差とをわずかに調整することで、実質的にゼロの追加推進剤で制御され得る。2つの面外古典的要素のうち、傾斜角もまったくゆっくり変化する傾向を有することなるが、重要なパラメータではないので、制御する必要はないであろう。近地点引数と同様に、RAANはかなり一定の割合で変化する傾向を有することになり、その結果、北極点の周りで軌道面のゆっくりとした、しかし安定した歳差運動が起きる。RAAN率の符号及び大きさは、傾斜角とRAANの初期値とによって決定されることになる。同じ軌道面の2基以上の衛星を有する好ましい構成では、軌道面の歳差運動は、極域のカバー範囲に影響しないことになるため、RAANを制御するマヌーバは必要とされないことになる。地上のいかなる地点のカバー範囲に及ぼす、RAANの小さく一定の率の影響は、一定の地上軌跡を維持するために、平均軌道周期をちょうど1恒星日からわずかにずらすことでたやすく補償され得ることに注目してほしい。衛星が2つ以上の軌道面に維持されている群では、面間の交点間隔を維持するために、軌道遠地点において低頻度の軌道交差マヌーバが実行されてもよい。<放射線>本発明のために選択された軌道によって、衛星は高エネルギー陽子のバンアレン放射線内帯を回避することができる。この軌道における衛星は、それでも、放射線内帯より過酷ではない、電子の放射線外帯を通過することになる。陽子の粒子は、電子の粒子よりずっと重く、そのため、ずっと多くのダメージを発生させることができる。高エネルギー陽子に対する遮蔽は、不可能ではないにせよ、困難である。衛星がこれら放射線域を通過する際に、衛星の部品による累積放射線吸収が起きる。この累積吸収は、衛星の設計寿命を決定する1つの要因である。第2の要因は、電子帯ではなく陽子帯の結果として起きるものであるが、シングルイベント効果SEEと呼ばれ、単一のエネルギー粒子によって引き起こされる。この粒子によって、電子機器に一時的不具合、あるいは永久的な損傷が引き起こされる可能性がある。本発明の軌道は、バンアレン陽子放射線帯を避けながら、2基の衛星で周極カバーを達成するように特別に設計されている。図7及び8は、3つの軌道である、本発明の方式における傾斜角90°/離心率0.3の軌道、GEO160W軌道すなわち、西経160°に位置する地球同期軌道、及び古典的なモルニヤ軌道傾斜角63.4°、離心率0.74を比較する深部線量曲線を示す。代表的GEO衛星の15年の設計寿命の間に吸収が予想される累積放射線総量は50kradsである。図7に示すように、この要件を満たすためには、モルニヤ軌道における衛星は11.5mmの遮蔽厚を必要とするように思われるのに対し、GEO160Wは8mmのアルミニウム遮蔽を必要とするように思われる。対照的に、本発明の軌道は6.5mmしか必要としないであろう。GEOにおける飛行遺産を有する部品及びサブシステムを使用でき、GEO衛星の設計寿命を達成する、あるいは超えることのできる本発明のような軌道を使用することには著しい利点がある。コストを最小化し、信頼性を最適化するためには、既製部品を使用することが好ましい。6.5mmの遮蔽を有する新しい部品で本発明を実施できるとしても、GEO衛星及び部品がもっとも一般的であるため、概して8mm遮蔽を使用するであろう。図8に示すように、GEOの遮蔽及び総吸収線量を基準にし続けるならばすなわち、遮蔽8mm及び放射線量50krads、モルニヤ軌道における衛星はこの総放射線量を8年で、GEO軌道における衛星は15年で、そして本発明の傾斜角90°の軌道における衛星は36年で吸収することになる。よって、本発明のシステムは、モルニヤ軌道におけるシステムに比べてずっと信頼性があり、予想される寿命がずっと長いと思われる。図10は、衛星システムを運用する例示的な方法のフローチャートを図示している。この方法は、ブロック1010で、衛星の群を打ち上げ、望ましい軌道パラメータを有する軌道へ衛星を展開させて始まる。衛星は一度に1基例えば、打ち上げ機毎に1基、あるいは同じ打ち上げ機に複数の衛星と共に打ち上げられてもよい。好ましい実施形態では、すべての衛星を同じ軌道面に置くことが望ましく、そのような構成においては、1基の打ち上げ機ですべての衛星を打ち上げることがもっとも効率的である。図9は、3基の衛星300、330、910を格納する、図示されていない打ち上げ機の例示的なペイロード900の断面図を示す。打ち上げ機は、望ましい軌道へ、あるいは衛星がそこから当該衛星の運用軌道へ到達できる位置へ衛星を運ぶのに、十分な容量を有する十分な数の推進段を備えることになるすなわち、2推進段、3段など。打ち上げ機は低高度のパーキング軌道へ複数の衛星を運んでもよく、衛星はパーキング軌道から運用軌道へと推進するか、あるいは、打ち上げ機は衛星の運用軌道へ衛星を直接打ち上げてもよい。図9は、ペイロードフェアリング930内でペイロードアダプタ920上に積み重ねられた3基の衛星300、330、910を示す。2基の衛星のみが周極地域のカバー範囲を提供するのに必要であるが、2基の主衛星と同時に3基目の冗長な衛星を軌道に打ち上げることが望まれてもよい。これにより、主衛星のどちらかが何らかの理由で故障したら、3基目の冗長な衛星を任務に就かせることができるであろう。もちろん、3基より多い衛星、あるいは3基より少ない衛星をペイロードフェアリング内に配置することができるであろう。図12について説明するように、各衛星300、330、910は、通信システム、制御システム、及び推進システムを備える。打ち上げ機がいかなる構成を用いているかに関わらず、これらのシステムによって衛星300、330、910は、ゲートウェイ610と通信し、望ましい交点間隔で最終運用軌道へ当該衛星自体を配置できる。衛星が同じ軌道に存在する2基の衛星の群の場合、2基の衛星は180°の交点間隔を有することになる。再び図10を参照すると、いったん衛星の群が打ち上げ機により打ち上げられると、1020において、衛星が起動され、基本システムの性能検証/テスト手順が実行されてもよい。この性能検証/テスト手順には、アンテナが適切な方向を向くようにアンテナを展開して衛星300、330、910を回転させることと、ソーラーパネルを展開することと、プロセッサ及び電子システムを稼動させることと、ソフトウェアシステムを起動することと、すべ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とを含んでもよい。この手順の一部として、トラブルシューティング及び/または修正措置を実行する必要もあり得る。いったん基本システムとサブシステムとが起動され、基本システム及びサブシステムの動作が検証されると、1030において、衛星300、330、910はこれら衛星の最終軌道位置へ遷移されてもよい。上述のとおり、もし衛星300、330、910が同じ運用軌道に打ち上げられていれば、ここでは衛星は単に正確な交点間隔へと推進するだけでよい。あるいは、もし衛星300、330、910がパーキング軌道に打ち上げられていれば、これら衛星は、これら衛星の運用軌道及び交点間隔へと推進するのに、ずっと多くの量の燃料を消費する必要がある可能性がある。今や最終軌道位置にある衛星300、330、910では、1040において、ペイロードは、起動され、性能検証が行われ、テストが行われてもよい。これは、上述の衛星の基本システムの起動、テスト、及び性能検証、すなわち、あらゆる必要なアンテナあるいはセンサを展開することと、プロセッサ及び電子システムを稼動させることと、ソフトウェアシステムを起動することと、すべてのペイロードのシステム及びサブシステムの動作を検証することとほぼ同様に行われるであろう。もちろん、トラブルシューティング及び/または修正措置も、ペイロードの性能検証手順の一部として実行されてもよい。衛星300、330、910は今や運用モードにある。ペイロードの運用は、完全にペイロードの性質によって決定されることになる。例えば天候観測システムなどの地球観測ペイロードの場合、ペイロードの運用は、画像処理機器の操作と、衛星からゲートウェイへの観測データの送信とを備えてもよい。運用可能な衛星システム及びペイロードのすべてについての残された唯一の懸念は、1050において、対象軌道にある衛星300、330、910の位置を維持することである。これら衛星の位置の維持は、軌道制御の項目で上述された方法で行われ得る。衛星の位置情報は、衛星300、330、910、ゲートウェイ610、あるいはどこか他のコントロールセンターによって決定されてもよい。一般的には、衛星の位置情報は、全地球測位システムGPSのデータ及びまたは他の衛星テレメトリから算出されてもよい。任意的には、例えば、動力を温存するため、あるいは機器を保護するために、あるシステム及びサブシステムを衛星の軌道の途中で非作動にしてもよい。例えば、もしペイロードが北周極地域での天候観測用の科学機器を備えるのであれば、衛星300、330、910が南半球にある間はペイロードのシステムを非作動にし、衛星が対象地域に再度入ったら再作動させることが望ましい可能性がある。衛星の正常性、ステータス、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しておくことが望ましい可能性がある。図11は、衛星300、330、910との通信用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図示している。通信信号には、操作/制御信号とペイロード関連信号とが含まれてもよい。科学ペイロードの場合、ペイロード関連信号には、機器へ送信される制御信号と、機器から受信される観測/監視データとが含まれてもよい。ゲートウェイシステム1100は、他の種類の情報を受信し、提供するために変更されてもよく、1基以上のコンピュータ、サーバ、ネットワーク及び他の関連装置とともに使用されてもよい。図11に示すように、ゲートウェイシステム1100には、アンテナ1110、送受信機1120、処理ユニットまたはシステム1130、及びネットワーク通信システム1140が含まれてもよい。アンテナ1110は、望ましい通信周波数で信号を送受信するように設計されている。一般的には、アンテナ1110は、高い衛星高度と低い関連信号レベルとを考慮して、高指向性追尾アンテナとなるであろう。用途が変更されれば、例えば非追尾式アンテナなどの他のアンテナ設計が使用されてもよい。ゲートウェイ送受信機1120は、衛星からのデータを受信し、データをCPU1130用に準備する受信部と、CPU1130からのデータを処理し、データをアンテナ1110を介して衛星300、330、910へ送信するための準備をする送信部とで構成される。送受信機1120の送信部は、例えば、衛星300、330、910へ送信されるデータを多重送信し、エンコードし、そして、圧縮し、次に、送信のためにデータを所望の送信周波数に変調し、増幅してもよい。エラー修正コーディングなどのために多重チャンネルが使用されてもよい。相補的に、送受信機1120の受信部は、受信信号を復調し、CPU1130で使用するためにアンテナからの信号のあらゆる必要なデマルチプレックス、デコード、解凍、エラー修正、及びフォーマットを実行する。アンテナ及び/または受信部には、あらゆる他の所望のスイッチ、フィルタ、低雑音増幅器、ダウンコンバータ、及びその他の構成要素も含まれてもよい。ローカルユーザーインターフェイス1150も図11に示される。1つまたは複数のゲートウェイ610の地理的位置は、必要なゲートウェイの数を最小化するように選択されてよい。結果として、1つまたは複数のゲートウェイ610は、衛星のオペレータ及び/またはペイロードのデータを受信する相手にとって都合の良い地理的位置になくてもよい。よって、インターネット、あるいは類似のネットワーク1170上でシステムにアクセスするために遠隔コンピュータ1160を使用できるように、1つまたは複数のゲートウェイ610にはネットワーク通信設備1140が一般的に設けられることになる。図12は、本発明の例示的な実施形態で使用され得る衛星300、330、910の簡略ブロック図を図示している。図示のとおり、衛星300、330、910には、基地保持システム1210、推進システム1220、動力システム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が含まれてもよい。通信システムは、一般的に、送受信機1260とアンテナ1270とを備えることになる。もちろん、本発明を実施するために、例えば冗長な予備構成要素を含む他の構成要素及び配置を使用してもよい。基地保持サブシステム1210は、衛星の軌道を維持する主体である。よって、基地保持サブシステム1210は、高度及び/または軌道調整情報を算出し/または受信してもよく、衛星の高度及び/または軌道を調整するために推進システムを作動させてもよい。軌道を維持することには、衛星の群内の当該衛星自体と残りの他の衛星との間の所望の交点間隔を維持することも含まれてもよい。推進システム1220には、例えば、燃料源すなわち、燃料及び酸化剤のタンク、及び液体燃料ロケットまたはイオンスラスタシステムが含まれてもよい。動力サブシステム1230は、衛星システム及びサブシステムのすべてに電力を供給する。動力サブシステム1230には、例えば、1基以上のソーラーパネル及び支持構造体と、1つ以上の電池とが含まれてもよい。衛星アンテナ1270は、必要な通信周波数及びシステムに適応させるように設計されるだろう。衛星の物理的なサイズ及び重量の制約を考慮して、衛星アンテナ1270はゲートウェイ610のアンテナ1110に比べてかなり小さくなるであろう。アンテナ1270のビームの方向は、機械的にアンテナをステアリングすること、または電子的にアンテナビームをステアリングすることで制御される。あるいは、アンテナをステアリングするために、衛星の高度が制御されてもよい。同様に、衛星送受信機1280は、ゲートウェイ610の送受信機と相補的に設計され、ゲートウェイ610からデータを受信し、データをCPU1240用に準備する受信部と、CPU1240からのデータを処理し、データをアンテナ1270を介してゲートウェイ610へ送信するための準備をする送信部とで構成される。送受信機1260の送信部は、例えば、送信されるデータを多重送信し、エンコードし、圧縮し、次に、送信のためにデータを所望の送信周波数に変調し、増幅してもよい。エラー修正コーディングなどのために多重チャンネルが使用されてもよい。送受信機1260の受信部は、受信信号を復調し、衛星のCPU1240で使用するためにアンテナ1270からの信号のあらゆる必要なデマルチプレックス、デコード、解凍、エラー修正、及びフォーマットを実行する。アンテナ及び/または受信部は、あらゆる他の所望のスイッチ、フィルタ、低雑音増幅器、ダウンコンバータ、及びその他の構成要素も含んでもよい。衛星300、330、910のCPUシステム1240は、一般的に高度及び軌道制御システムの操作に使用される信号を受信する。CPUシステム1240はまた、ペイロード1250の操作用の制御信号を受信し、ゲートウェイ610へ送信するためのペイロードのデータを処理する。衛星300、330、910が地理的対象地域の中へ、そして外へと進む際に、CPUシステム1240はさまざまなサブシステムの作動と非作動とを管理してもよい。<選択肢及び代替例>上述の気象の実施例に加え、本発明のシステムは少なくとも以下の用途に適用され得る。1.軍事用UAV:軍事用UAVの現行要求では、アップリンク率10-20Mbpsメガビット毎秒をサポートすることが特定されている。本発明のシステムにより、現行の要求は周極地域にわたって適応され得る。古典的なツンドラシステムは、この領域を連続してカバーするために2基を超える衛星を必要とする。2.極横断航空交通は、現在、極点を越える間に静止通信からHF高周波無線通信へと切り替えなければならない。本発明のシステムは、極点を横切る航空機のブロードバンド通信、航行、及び監視をサポートすることができるであろう。現在、1月当たり700機の航空機が極圏航路を使用しており、この領域における航空交通の安全及び効率を向上させるために、北周極地域上の連続したカバー範囲が必要とされている。3.衛星に基づく航法補強:衛星に基づく航法システム例えば、GPSの精度、完全性、及び信頼性は、エラー修正及び完全性情報を送信する他の衛星からの信号で当該航法システムの信号を増大させる、あるいは上書きすることで向上させることができる。衛星に基づく航法システムの精度、完全性、及び信頼性の向上は、航空交通にとってとりわけ重要である。2つのそのようなシステムが、1つはアメリカ合衆国広域補強システム、1つは欧州欧州静止軌道航法オーバーレイシステムで運用されている。双方とも静止衛星システムに基づいており、航法の改善の必要性が認識されている全周極地域をカバーしていない。4.地球観測:気象観測に加え、他の地球観測ペイロードが記載された軌道において十分に機能し、ハイパースペクトル観測機と海洋カラー放射線測定とを含む、どちらの周極地域の観測をも提供することができる。5.宇宙状況認識:これらのペイロードは、危険とみなされ得る他の衛星はもちろん、デブリや小惑星などの宇宙の危険を検出することができる。6.宇宙天候:本発明の軌道は、太陽放射線、バンアレン帯の放射線、及び地球の電離層などの要因を測定する宇宙天候ペイロードをサポートすることができる。7.衛星間リンクISL:ISLリンクは、本発明の派生的特徴である。衛星は、地上のインフラストラクチャーと通信する中継基地として機能することになる他の衛星へのISLリンクを提供することができることになる。8.2つの軌道面:90°未満の傾斜角では、衛星は二重軌道面で運用することができることになる。二重軌道面では、特定領域のカバー範囲を増し、地上のインフラストラクチャーの配置に自由度を与えることのできる単一の地上軌跡が可能である。9.より狭い周極地域:本発明のパラメータは、65°あるいは70°を超える緯度などのより狭い地理的地域にたやすく最適化することができる。カバー範囲のそうした変化に適応するために軌道離心率を減少させることが望ましいであろう。<結論>1つ以上の現在の好ましい実施形態を例として説明してきた。特許請求の範囲に定義される本発明の範囲から逸脱することなく、多数の変形形態及び変更形態を成し得ることは、当業者にとって明白であろう。例えば、傾斜角の選定は、必要とされるサービス領域と、宇宙機上の燃料の量と、ペイロードの打ち上げ重量のと間のトレードオフに依存する。これらのパラメータは、本発明の概念から逸脱することなく、種々の優先事項に適応するために最適化され得る。本発明の方法ステップは、例えばオブジェクトコードやソースコードなどの様々なフォーマットで記憶される実行可能な機械コードのセットで実施されてもよい。そうしたコードは、簡易のために一般的に、プログラミングコード、ソフトウェア、あるいはコンピュータプログラムとして記述されてもよい。本発明の実施形態は、方法ステップの様式でプログラムされたコンピュータプロセッサ、あるいは類似の装置によって実行されてもよく、あるいは、これらのステップを実行するための手段を備えた電子システムによって実行されてもよい。同様に、例えば、コンピュータディスケット、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、あるいは当該分野で既知の類似のコンピュータソフトウェア記憶媒体などの電子記憶媒体がそうした方法ステップを実行するためにプログラムされてもよい。すべての引用文献はここで参照により援用される。