用于通讯的地球同步(“geo”)卫星的应用是多年前由创始人Arthur C. Clark首先提出的。今天，已经有了许多各种不同用途的地球同步卫星通信 系统，诸如电话和数据中继，电视节目分配，直接到户广播，和移动通讯。 地球同步卫星的工作原理是：在赤道上空以一个适当的高度作圆周轨道运 动的卫星会以与地球旋转相同的角速度环绕地球旋转。因此，这些卫星看 上去像是固定在地球上空的某一点。地球同步卫星的这个特性使得它们易 于被应用于通信，只需地面上的通信终端将它们的天线指向天空中的某一 位置即可。
然而，地球同步卫星系统伴有一系列明显缺点。其中一个主要的缺点 是把卫星升至地球同步轨道所需的高额费用。地球同步轨道的半径从地球 中心算起为约36,000公里。典型做法是先把一颗地球同步卫星发射到一个 其远地点等于地球同步高度的椭圆转移轨道，然后用一个加速发动机给处 于远地点的卫星施加一个必要的附加力矩，使得它的轨道变圆。远地点加 速发动机在没有点火之前其重量通常与卫星本身的重量相当，这意味着发 射设备必须发射一个两倍于卫星重量的有效负载至最终轨道。因此，把卫 星发射到高空圆轨道作地球同步绕行所需费用显著高于非地球同步卫星。 发射卫星所需费用必须摊算到卫星的整个使用期，使得地球同步卫星的使 用更加昂贵。
另一个问题是由于地球同步卫星的高度而来的往返卫星所需的传输延 迟。对于一个地球同步卫星覆盖范围内的两个不同通讯终端，其终端-卫星- 终端的路径长度至少为70,000公里。对于平均的卫星“反射”，其相关的传 输延迟约为四分之一秒。对于卫星的语音通信，大多数用户可能不会觉察 这个延迟，但确实有必要使用专门的电路系统来控制回波。对于数据通讯， 延迟使得根据地面电路特性而来的传输协议的使用变得复杂化了。
其他问题来自地球同步卫星系统覆盖范围的几何特点。一个提供“全 球”服务的地球同步卫星系统应该包括三个沿着赤道弧以120°间隔平均分 布的地球同步卫星。这些卫星中的每一颗的覆盖范围是一个其圆心在赤道 上的地球表面上的圆。在赤道上，两个相邻的地球同步卫星的覆盖区域在 经度上大约有40°的重叠。然而，这个重叠区域随着纬度的增加而减少， 以致地球上有一些地方，在覆盖区域的北方和南方，根本见不到地球同步 卫星。覆盖的缺乏在覆盖区相交的地方，也就是卫星轨道位置的中间最为 明显。
对于一个卫星处于赤道上空的轨道的地球同步卫星系统，在赤道区域 中的地面站一般“看到”地平线上方最大仰角上的卫星。然而，随着地面 站位置的纬度的增加，从地面站到地球同步卫星的仰角逐渐减小。举例来 说，在美国从地面站到地球同步卫星的仰角范围从20°到50°。小仰角会 从多个方面劣化卫星通讯链路。小仰角下通过大气层路径长度的明显增加 加剧了如电子流衰落、大气吸收以及闪烁现象。特别是对于移动通讯系统， 由于阻塞和多路径效应，小仰角加剧了链路退化。
因为每一颗地球同步卫星只覆盖地球的一部分，某些通讯链路可能需 要不止一个卫星反射，或者卫星和地面发射设施的某种组合使用才能达到 其目的地。多个卫星反射带来的问题是对于地球同步轨道中的卫星，总的 电路延迟会有相应的显著的增加。当然，多个卫星反射需要一个设置于两 个卫星都看得见的地方的地面站，以便把传输从一个卫星中继给另一个。
直接的，介于卫星间的链路被建议作为扩大地球同步卫星覆盖范围的 一种手段而无须这样一个中间的地面站。虽然介于卫星间的链路省去了地 面站和到卫星的一个往返路径，但这些好处在很大程度上被两个轨道卫星 之间的路径所引起的延迟抵消了。对于两个相距120°的地球同步卫星，星 际路径约为50,000公里。再则，为了实现无论是微波还是光学的星际链路 而需要搭载在卫星上的设备既复杂又昂贵。结果，星际链路并未在地球同 步卫星中得到广泛应用。
另一个，可能是更为突出的来自地球同步轨道具体几何特性的问题是， 沿着地球同步轨道圆弧的轨道位置(或“空位”)的可用性是有限的。与时 俱增的地球同步卫星群一般占据多个以2°为间隔的空位，并以它们的经度 作为标记。这种安排方式在全球采用，以实现同频率工作的相邻卫星之间 卫星通讯的最小干扰。2°的间隔是通过在访问卫星的地面站使用高增益， 定向天线来实现的。这样，环绕赤道的地球同步轨道群提供了总数为180 个空位(360°/每个空位2°)。目前大多数地球同步轨道空位已经被占用， 使得为更多的地球同步卫星寻找位置变得非常困难。频率，极化和一束多 用已经被用来增加容量，但是地球同步轨道的圆弧仍然有限。而且，对于 不同的应用，并非所有的地球同步轨道位置都是同样有用或有吸引力的。
过去已经开设了各种非地球同步卫星系统来克服地球同步卫星的某些 缺点。一个例子是俄罗斯的莫尔尼亚系统，它采用椭圆12小时轨道上的卫 星来提供苏联高纬度地区的覆盖。铱和全球之星系统利用低空圆轨道上的 卫星来显著减少传输延迟。一般来讲，非地球同步卫星系统运行在倾斜轨 道，当它们穿过地球同步卫星群时，对其中工作在相同频率的卫星构成潜 在的干扰威胁。
在1999年1月，虚拟地球同步卫星公司向联邦通讯委员会(FCC)递 交了一份关于建造全球宽带卫星通讯系统的申请，该系统是基于分别于1998 年12月21日和1998年12月28日颁发给本发明的发明人和其他两人的美 国专利5,845,206和5,957,409的指导。在向FCC递交的申请中建议的系统 使用3组椭圆轨道的卫星，其中2组覆盖北半球，1组覆盖南半球，每一组 具有5颗模拟地球同步卫星许多特性的8小时卫星。这些卫星看上去好象 “悬挂”在空中，因为它们在处于或接近远地点处的角速度接近地球的自 转速率。9个其中心位于卫星轨道远地点的所谓“有效弧段”形成。3组中 每一组的卫星在从一个有效弧段到下一个有效弧段的重复的地面轨迹上运 行，使得每一个有效弧段中总有一颗活跃的卫星可供使用。卫星在弧段之 间是不活跃的。与任何一颗位于赤道附近的地球同步卫星相比，有效弧段 占据了天空中一个不同的部分。结果，虚拟地球同步卫星可在北半球和南 半球大部分地区看到，而不干扰地球同步弧段内的卫星。
即使有了上述现有技术中的虚拟地球同步卫星星座，本发明人认识到， 随着根据带宽和容量的通讯业务的需求增长，容量问题仍将变得更加紧迫。 因此有必要研究这样一个非地球同步卫星星座，以提供比现有技术所期望 的更大的容量。

因此，本发明的一个目的在于提供一个卫星系统，其能够实质性地增 加全球通讯卫星的容量而又不会干扰现有的地球同步卫星群。
本发明的另一个目的是提供一个全球通讯卫星系统，其比现有地球同 步卫星具有更高的平均仰角和更低的传输延迟。
本发明的另一个目的是提供一个全球通讯卫星系统，其比现有地球同 步卫星具有更低的建设及发射费用。
本发明的另一个目的是提供一个全球通讯卫星系统，其能够有效地重 新利用现有地球同步卫星的频谱分配。
通过以下配合附图的详细说明，发明的上述目的，以及其他目的，特 点和优点将会变得更加清楚。
本发明是关于一种非地球同步卫星星座，其可以配置和利用以实质性 地增加全球通讯容量，而又不致干扰现有围绕地球赤道的地球同步卫星群。 一个系统实施例包括一个位于地球上某一点的具有通讯设备和一个可操纵 天线的地面站，在倾斜椭圆轨道上的复数颗卫星，形成至少两个经线方向 相互间隔的重复地面轨迹，但都具有相同形状。重复的地面轨迹每天把卫 星带到地球上的相同地点上空。在较佳的实施例中，卫星的平均行度为3， 表示它们每天绕地球轨道运行3圈，但是，平均行度的其他整数值，诸如2 和4具有潜在的适用性。
每个轨道上运行的卫星都搭载有通讯设备用来与地面站进行通讯。这 个星座中的每颗卫星上的通讯设备只在当卫星接近远地点即卫星高度最高 而且从地面站看卫星运动最慢的轨道中的点时才启用。在较佳的实施例中， 卫星的平均行度为3，每颗卫星在接近远地点时启动持续工作4小时，相当 于整个轨道周期的50％。
每个卫星地面轨迹具有多个对应于卫星轨道中卫星通讯设备启动工作 进行通讯的那一部分轨道区间的有效弧段。复数颗卫星的轨道被配置成这 样一种状态，就是任何时刻在每个有效弧段内至少有两颗卫星被启用而用 于通讯。与此同时，形成每一个地面轨迹的卫星轨道被配置成这样一种状 态，处于同一地面轨迹中的启用的卫星之间的间隔不小于防止干扰所必需 的预定值。更好的，每个地面轨迹中的卫星以平均近点角均匀间隔，以使 同时启用的卫星数目达到最大。在较佳的实施例中，工作周期为50％的连 续通讯需要至少6颗以平均近点角均匀间隔的卫星。当组中的一颗卫星离 开一个有效弧段时，另一颗卫星进入这个有效弧段以取代它置。添加更多6 颗均匀分布的卫星的组到优选实施例中的每个地面轨迹可以创造附加的轨 道空位。实际上，在优选实施例中，每个6卫星组也提供轨道空位给环地 球相隔120°分布的地面轨迹中的其他位置。在优选实施例中，轨道参数允 许地面轨迹的每个有效弧段中容纳多达20颗卫星，同时保持卫星之间的最 小间隔角至少为2°。
为了防止处于不同地面轨迹中的卫星之间可能的干扰，两个或更多处 于地面轨迹中的卫星轨道也被配置成这样的状态：每一颗在一个有效弧段 中用于通讯的卫星与每一颗其他地面轨迹中的用于通讯的卫星至少隔开一 个预定的角度。在优选实施例中，调整近地点幅角以使椭圆轨道倾斜，从 而允许相邻地面轨迹的有效部分靠近到一起而没有干扰。本发明中近地点 幅角对于远地点在北半球的最好是从195°到345°；对于远地点在南半球 的最好是从15°到165°。
本发明的另一个方面，星座中的每颗卫星的轨道高度低于地球同步轨 道所需的高度。本发明的这一特征带来的好处是：减小了用于规定的通讯 容量的卫星的尺寸和重量，减少了发射成本，和减少了卫星传输延迟。而 且，发射进入椭圆轨道也比进入圆轨道所需的能量要少，从而进一步降低 了运载火箭的成本。
本发明的又一方面，卫星轨道是这样配置的，轨道中通讯设备启用的 那一段区间与地球的赤道平面隔开至少一个预定值。这一特性避免了对现 存地球同步卫星群的干扰并使分配给地球同步卫星的通讯频率可以为本发 明的非地球同步星座再使用。
本发明的再一方面，每个卫星具有一个动力系统，所述动力系统配置 成可以产生一个小于卫星上通讯设备启用时所需的功率，但大于卫星上通 讯设备不启用时所需的功率。动力系统可以储存通讯设备不启用时产生的 过剩的能量，在通讯设备启用时把储存的能量补充给产生的能量以满足其 需要。在50％工作周期的优选实施例中，从这个能量保存方案获得的卫星 重量节省是颇为可观的。
为了减低由于地球形状所产生的摄动效应以及实现一个稳定的轨道， 本发明最好也采用63.4°的临界轨道倾角。
本优选实施例可以容纳在每个半球具有72个不干扰的有效弧段，或者 在全球共144个有效弧段的24个地面轨迹。如果每个弧段最多可容纳20 颗使用的卫星，那么本发明能够支持的等效非地球同步卫星空位总数为 2880，或者是现有地球同步卫星群的16倍，假设最小卫星间隔为2°。

图1为本发明的非地球同步卫星组和地球同步卫星群的空间关系；
图2为椭圆形卫星轨道的基本特征图，在远地点附近卫星簇拥在一起；
图3为本发明的卫星的能量消耗方法的流程图；
图4为现有技术的5个具有椭圆轨道的卫星透视图，每个轨道有一颗 卫星；
图5为现有技术的图1的用于椭圆轨道的地面轨迹的直角坐标曲线图；
图6A-6B为本发明的位于各自轨道中的6个具有椭圆轨道的卫星的赤 道和极地透视图；
图7为图6的用于椭圆轨道的地面轨迹的直角坐标曲线图；
图8为本发明的位于一个有效弧段内的20颗卫星的详细直角坐标曲线 图；
图9为本发明的位于各自的3个相邻地面轨迹中的40颗使用的和不使 用的卫星的直角坐标曲线图；
图10为本发明的3个相邻地面轨迹的有效弧段的详细直角坐标曲线 图；
图11为本发明的在北半球和南半球的144颗卫星的直角坐标曲线图；
图12为本发明的具有交错排列的卫星的两个相邻地面轨迹的有效弧段 的直角坐标曲线图；
图13为本发明的具有75％工作周期的一个4颗卫星组的直角坐标曲线 图；
图14A-14B为本发明所用的典型的卫星和地面站通讯设备的布置的方 框图。

本发明是关于一个通讯系统，包括地面站和处于椭圆轨道上的卫星星 座，从地球地面站观察，其模拟许多地球同步卫星的特性。在本发明中， 卫星运动轨道的参数和它们的动向运作使潜在的大量的卫星可供用户同时 使用，而不致互相干扰，或者干扰赤道上的地球同步卫星群。如图1所示， 以及以下详细说明，本发明的卫星2在位于赤道6上面相当一段距离的多 个弧段4内运转。这些有效弧段，以及一个位于赤道下方的补充装置(图 中未示)占据了总额为60％的地球球形空间，相比之下，地球同步卫星群 只占5％。在接近赤道的区域内，本发明的卫星是不启用的，因此并不干扰 地球同步卫星群。图1所示为有效弧段与用于低纬度地面站的最近的地球 同步卫星的角度间隔9，和有效弧段与用于高纬度地面站的最近的地球同步 卫星的角度间隔7。最小的间隔(15°)发生在从高纬度地点观察卫星正好 进入一个有效弧段最南端的时候。
本发明利用了这样一个事实：椭圆轨道上的卫星在远地点附近，即离 地球较远时，比在近地点附近花费更多时间。图2所示为一个具有焦点82 的典型椭圆轨道80。卫星沿着椭圆80的路径运行，地球的中心在焦点82 (“被占的焦点”)的位置上。
轨道的远地点84和近地点86分别定位在椭圆上离焦点最远及最近的 点。椭圆的长轴88从远地点84到近地点86穿过椭圆的两个焦点。沿半长 轴，从远地点84和近地点86到被占的焦点82的两个长度分别称为“远地 点半径”和“近地点半径”。这些距离的差值决定了椭圆的偏心率。半长轴 定义为椭圆长轴的一半。用半长轴a，和偏心率e来表达，远地点半径和近 地点半径为：
re＝a·(1+e)；和
rp＝a·(1-e)
偏心率越大，椭圆越不像圆。
椭圆轨道上卫星的位置遵循开普勒第二运动定律：轨道上运行的卫星 在相同的时间内扫出的轨道面积相同。这导致卫星在近地点附近运行得快， 在远地点附近运行得慢。比如对于一个12小时的轨道，卫星要化8小时在 远地点附近。图2中的椭圆上的圆点代表卫星在相同时间间隔运行的轨迹， 明显地显示出卫星是如何在远地点附近慢下来和停留一个较长时间的。
本发明定义了一个使用卫星星座的系统，所述卫星的运行设定为在地 球上需要的地方始终跟踪着位于或接近远地点的卫星，并与之通讯。通过 使用同向运行轨道(在其中卫星以与地球相同的方向旋转)，在远地点的卫 星可以被清楚地看到在天空中移动非常缓慢。
虽然本发明中的卫星类似于地球同步卫星，当处于远地点或接近远地 点看上去几乎是静止的，而典型地是以一个小于8°/小时的速率运行，每 个卫星最终都要离开它的有效弧段，并且，以下进一步详细解释，要被同 时进入其有效弧段的在同一地面站视线之内的另一颗卫星所取代。这个特 性意味着，与地球同步卫星不同，本发明的每颗卫星不是100％的时间都在 工作。出了它们的有效弧段，这些卫星典型地不再使用它们的发射和接收 性能，因此，无需使用他们的大部分动力容量。
因为每颗卫星只在部分时间需要完全的动力驱动，卫星可以在不工作 时产生和储存能量，并在其处于有效弧段时使用。因此，卫星的动力源， 典型的为一组太阳能电池，其尺寸可以设计为到只供应工作所需电力的一 部分，补平的部分来源于其运行的非工作时段所储存的能量，典型的是储 存于可充电电池。举例来说，如果本发明的一颗卫星只工作50％的时间， 它的动力系统原理上可设计成生产全负荷动力的50％(加上维持日常功能 所需的任何动力)。这种运行模式可显著节省卫星的尺寸和重量。
图3以常用的流程图50来描述本发明的卫星的这个动力消耗方法。步 骤52表示控制一个地面站天线来跟踪卫星。这需要一个处理器来跟踪轨道 上卫星的位置。非地球同步卫星与地球同步卫星位置之间的瞄准角决定在 步骤54。步骤56决定是否可能有干扰。如果存在干扰的可能性，卫星通讯 在步骤58被停止。如果步骤56中不可能有干扰，则卫星在步骤60被启用。 一个启用的卫星可以被接通，但不是必然的。所以，步骤62决定卫星是否 被驱动。这可能取决于卫星在重复的地面轨迹中的位置，或其他信息。如 果卫星在步骤62不被驱动，则电池在步骤64被充电。如果卫星被驱动， 则步骤66中动力从动力源和电池两处取得。
卫星只在远地点区域内工作也防止了对地球同步卫星群内卫星的干 扰。在本发明中，有效轨道弧段远离赤道，因为覆盖被优化到位于南北半 球通讯业务密集地区的上空的卫星远地点，在那里卫星花去其大部分的时 间。本发明可以使现有的卫星频率分配得以更多次的再使用，并有助于缓 解稀有频谱资源在全球的紧张压力。
除了避免与地球同步卫星群可能的干扰以外，本发明还提供了在它们 有效弧段之内的卫星大仰角。如前面指出，最大化仰角显著地降低了通常 相反地影响地球同步卫星通讯的大气效应，阻塞和多路径。
本发明的系统还有一系列其他明显优点。重要的是，星座中的卫星最 好采用整数值的平均行度来保证卫星的地面轨迹每天重复，以下将详细解 释。卫星的地面轨迹是从地心到卫星之间的连线在地球表面描出的路径。 如果使地面轨迹每天重复，轨道远地点重复经过相对于所需地域的相同位 置的上空。目标区域内的地面站始终有一颗位于或接近远地点的使用中的 卫星与之通信，如前所述，一天内不会是同一颗卫星。
虽然本发明的卫星系统的运行在许多方面像一个地球同步卫星系统， 但本发明处于系统轨道中的卫星处在一个明显较低的高度上。地球同步卫 星处在36,000公里的高度上，而本发明的8小时卫星在它们的有效弧段内 运行在约21,000到26,000公里之间的高度上。卫星的尺寸趋向于与卫星到 地球之间距离的平方成正比。因为在这些椭圆轨道中卫星的通信链路的路 径损耗显著小于地球同步轨道的路径损耗，卫星上通信设备的动力和天线 尺寸可以相应缩小。
低轨道高度对卫星发射成本也能带来好处。不像地球同步卫星，卫星 的椭圆轨道不需要远地点发动机来推动它们进入最终轨道。单这一个因素 就减少了将近一半的卫星所需运载火箭的发射升空力。另外，上述卫星动 力及通信系统尺寸和重量的减少，从发射成本的观点出发，都属于本发明 的优点6。
在详细说明本发明的优选卫星配置之前，首先来定义这里用来说明卫 星轨道特征的术语。“平均行度”是指卫星每天公转周转的数值。如前所述， 如果此数值为整数，则该卫星每天的地面轨迹重复，每个当天的地面轨迹 替换掉前一天的轨迹。
按照惯例，平均行度(n)定义为一天内的小时数(24)除以卫星完成 一个单圈轨道运动所需的小时数。比方说，一个卫星每8小时完成一整圈 的轨道运行的(“一个8小时卫星”)，则其平均行度为3。整数的平均行度 2，3，4具有特别的适用性，但是，本发明并不排除更高的数值。
“仰角”δ是观察者的地平线向上到卫星之间的夹角。处于地平线上 的卫星的仰角为0°，直接在头顶的卫星的仰角为90°。地球同步卫星的 轨道在赤道附近，从美国许多地方看，仰角通常为20-30°。
“倾角”I是卫星的轨道平面与赤道平面之间的夹角。同向轨道卫星的 运行与地球具有相同的轨道信号方位(顺时针或反时针)。对于同向轨道， 倾角在0°到90°之间。反向运行的卫星以与地球相反的信号方位转动， 因此对于反向轨道，倾角在90°到180°之间。
椭圆轨道的“临界倾角”是导致零拱点旋转速率的平面倾角。这使得 椭圆轨道很稳定，它的远地点始终位于同一半球的同一纬度。两个倾角值 满足这个条件：同向轨道的63.435°以及与之互补的反向轨道的116.565°。
“上升交点”是卫星从南半球到北半球时穿越赤道的点。上升交点的 赤经(“RAAN”)是一个在赤道平面上向东从空间中一个固定惯性轴(春 分点)到上升交点测出的角度。
本发明的星座中不同卫星的上升交点之间的经度间隔称为“S”，它在 优选实施例中是均匀的。
“近地点幅角”是指轨道平面中近地点出现的位置的角度值。近地点 幅角在0°到180°之间的近地点位置位于北半球，因此卫星覆盖集中在南 半球。相反地，近地点幅角在180°到360°之间的近地点位置位于南半球， 因此卫星覆盖集中在北半球。
“平近点角”，M，是卫星经过近地点后流逝的轨道周期的部分，用度 表示。举例来说，一个卫星进入一个8小时轨道2个小时后，它的平近点 角是90°(一个周期的四份之一)。对于平均行度为n的卫星，它一天的总 平近点角就是n×360°。
在1999年1月，虚拟地球同步卫星公司向联邦通讯委员会(FCC)递 交了一份关于建造全球宽带卫星通讯系统的申请，该系统是基于分别于1998 年12月21日和1998年12月28日颁发给本发明的发明人和其他两人的美 国专利5,845,206和5,957,409的指导。在申请中建议的系统使用3组椭圆 轨道的卫星，其中2组覆盖北半球，1组覆盖南半球，每一组具有5颗模拟 地球同步卫星许多特性的8小时卫星。
图4显示了现有技术的系统的一个5卫星组10。虚拟地球同步卫星12 位于环绕地球的椭圆轨道14上。卫星12上的通信设备与地球地面站16和 18通信。在一个单独的椭圆轨道22上的虚拟地球同步卫星20也在与地面 站16和18通信。
像基于地球同步的系统一样，按照现有技术的系统实现的虚拟地球同 步卫星实际上始终处于天空中相同的常规地点或区域。然而与基于地球同 步的系统不同的是，上述方法的地面通信设备并非总是与同一卫星通信。 以图示为例，地面站16最初与卫星12通信，但是后来与椭圆轨道22上的 卫星20通信。当处于或接近远地点时，虚拟地球同步卫星相对于地球几乎 不移动。然而，这个处于远地点的虚拟地球同步卫星后来移动到近地点， 再后来移动到包括比如地面站24和26的地球上其他区域上空。现有技术 的系统考虑到优先覆盖的特定地理位置上的运作。举例来说，大陆可以被 这个星座覆盖，但排除其他区域，诸如大陆之间的海洋。如图示的现有技 术的例子中，比如美国、欧洲、亚洲部分地区和俄罗斯是优先覆盖的。
图4所示的5颗卫星的轨道具有相同的远地点半径、近地点半径、倾 角和平均行度值，但以上升交点的赤经和平近点角彼此间隔以使它们跟随 一个共同的地面轨迹。图5为图4的现有技术的5卫星组的，叠加在地球 的默凯托投影上的，地面轨迹38的笛卡儿坐标图。值得注意的是：单个地 面轨迹38的图实际上从世界地图的左边“折叠”到右边，给出一种多条轨 迹的表象。在这个现有技术的系统中，卫星的平均行度为3，这样使之每天 绕行地球3圈。轨道绕地球的转轴均匀间隔，并且以平近点角均匀间隔。 对于5颗卫星，在经线上的轨道间隔S设定为等于72°。为使5个不同轨 道上的5颗卫星跟随共同的地面轨迹，它们的平近点角的间隔必须为n×S， 或216°。如图5所示，平均行度为3的卫星绕地球3圈。一般来讲，地面 轨迹中的圈数等于平均行度数。通过调整组内所有轨道上升交点的赤经， 同时维持它们的相对间隔，圈的位置可以在经度方向朝东或朝西偏移以便 对准不同的覆盖区域。在现有技术的系统中，近地点的幅角为270°，这使 得圈对称于轨道的远地点。由于远地点位于北半球，现有技术的系统显得 偏向于对北半球的覆盖。从图中可以看出，处于远地点附近的圈的顶部的 每个有效弧段内都有一颗卫星40、44、46，以及位于有效弧段之间的两颗 非使用状态的卫星42、48。在这个特殊的例子中，有效弧段的端部每个都 是北纬45.1°，而中部是北纬63.4°，这等于倾角的角度。这在有效弧段 和地球同步卫星群之间的提供了一个很大的间隔(约为40°)。图4所示每 个卫星的工作周期是60％，这意味着每个卫星以远地点为中心的60％时间 是处于使用状态的。当一颗处于使用状态的卫星将要离开一个有效弧段的 端点时，处于非使用状态的卫星中的一颗出现在另一个端点来取代它，并 且从非使用状态切换到使用状态。
现有技术的系统提供了给每个有效弧段添加更多卫星和在每个半球中 原有的地面轨迹的圈之间插入具有相等数量卫星的第二地面轨迹的可能 性。每个有效弧段中的每个轨道位置实际上构成一个在现有技术的系统中 被称为“V-空位”的轨道空位。然而，对于任何轨道配置这种虚拟空位的 可能数量最终受限于每个有效弧段内远地点附近卫星之间的间隔，以及两 个相邻地面轨迹的有效弧段相交点附近的卫星之间的间隔。经计算，现有 技术的虚拟地球同步系统最多能够在每个有效弧段内容纳14颗卫星，而仍 然保持最小2°的卫星间隔。如果再添加一个第二地面轨迹到南半球和北半 球，把有效弧段的总数增加到12，那么虚拟空位的最大可能数目为14×12 或168个。
本发明利用了一组精选的轨道参数使得每个有效弧段的虚拟轨道空位 数目和环绕地球布置的有效弧段总数在现有技术的系统的基础上急剧增 加。
图6A描述了本发明的基本的6卫星组70。这6颗位于环绕地球的椭 圆轨道上的卫星，具有相同的远地点半径、近地点半径、倾角和平均行度， 而且以上升交点的赤经和平近点角的间距进行间置，使它们都跟随一个共 同的地面轨迹。轨道96中的卫星72上的通信系统与地球上地面站74和76 进行通信。在另一个轨道98中的卫星78也在与地面站74和76进行通信， 但随后将与地面站90和92进行通信。卫星72和78也可以用星际链路94 来连接。
图6B展示从北极看下来的本发明的同一个6卫星组。从透视图可以非 常清楚地看到：所有椭圆轨道具有相同的形状，而且环绕地球均匀地间隔。
不像现有技术的系统，本发明的椭圆轨道的近地点幅角不是通常的90 °或270°，而是介于180°和270°之间的一个值，使得轨道椭圆实际上 朝赤道“倾斜”。远地点出现在纬度40附近，这样有个好处就是它更为接 近这种系统非常可能为之服务的中纬度人口群。与现有技术的系统的另一 个不同之处是，本发明的基本组的6颗卫星以50％的工作周期工作，就是 说，卫星只在50％的时间处于它们的有效弧段进行运作。优选实施例的椭 圆轨道的重要参数为：
平均行度：3
半长轴：20,261公里
偏心率：0.6458
倾角：63.41°
近地点幅角：226.445°
远地点纬度：39.5°
远地点高度：26,975公里
有效弧段端点纬度：15.4°，60°
有效弧段端点高度：20,735公里
图7为图6A-6B所描述的基本卫星组的地面轨迹的默凯托投影。跟现 有技术的系统一样，在地面轨迹中有3个圈，其中每一个覆盖美国、欧洲 和亚洲的人口中心。然而，因为现在的近地点幅角使得轨道倾斜，地面轨 迹的圈不再对称于经度的子午线。地面轨迹的有效弧段102，104，106落 到每个圈的一侧，并且主要定向为北-南方向。在默凯托投影上，有效弧段 看上去好象一条盘绕的眼镜蛇，它的头部位于高纬度，身体部分则位于低 纬度。虽然有效弧段始发于低于现有技术的系统的纬度，但仍然有足够的 角度间隔来避免与任何地球同步卫星的干扰。由于卫星之间以平近点角均 匀间隔，在任何时候6颗卫星中的一半处于地面轨迹的有效弧段，而另一 半穿越于有效弧段之间。
图8所示为本发明的通过添加附加的卫星充填至每个有效弧段来增加 每个地面轨迹中的可用卫星空位的数量的方法。经计算，每个有效弧段可 以充填多达20颗卫星110而仍能保持在近地点远地点的卫星之间至少2° 的最小间隔，这是地球同步卫星空位的卫星间隔标准。每个卫星具有上述 规定的参数，每个卫星之间有一个3°的上升交点赤经和9°的平近点角的 差值以保证每个卫星跟随同一个地面轨迹，以及沿着远地点的地面轨迹的 卫星之间最小2°的间隔。因为每个地面轨迹有3个圈，本发明的全部填满 的地面轨迹在全球提供总数60个非地球同步卫星空位。因为任何时刻每个 地面轨迹的一半卫星处于非使用状态，用于完全填满每个地面轨迹的卫星 总数是120。    
图9所示为本发明的通过少量的纵向增加附加的地面轨迹之间的间隔 以增加可用卫星空位的数量的方法，在优选实施例中这个增加值为5°。在 本发明中有效弧段的接近于北-南方向的定向使之可能让地面轨迹更近地靠 在一起而无需使有效弧段重叠，因此，不存在相邻地面轨迹的卫星之间的 可能发生的干扰。为了清楚起见，图9所示仅详细示出3个相邻地面轨迹 120、122、124的圈中的一个，每个圈有40颗可以是启用及非启用状态地 卫星。在北纬15.4°到60°之间的有效弧段中，卫星被捆在一起沿着轨道 列队移动。
图10提供了同样的3个相邻地面轨迹120，122，124的更为详细视图， 各具有20颗处于启用状态的卫星125，横穿北美洲。非启用状态的卫星126 的位置用不同的符号也显示在图中。在这种情况下，轨道之间的间隔在有 效弧段的北端为最小。通过使处于北纬60°的卫星停止使用，这样，在北 纬63.4°，即地面轨迹相交之处发生干扰的可能性就避免了。
图11显示了有可能是优选实施例的分布在南北两个半球在经线方向间 隔增加5°的各地面轨迹的所有有效弧段128，130。通过使在每个半球中 有效弧段之间的间隔增加5°，每个半球有效弧段的总数是360°/5°(72)， 或两个半球有效弧段总数为144。如果如上所述每个有效弧段最大充满20 颗卫星，那么优选实施例中能够达到的轨道空位的有效总数为2,880。由于 工作周期为50％，这2,880有效空位需要另外的2,880颗有效弧段之间的轨 道上的非启用状态的卫星。因此，优选实施例中为提供最大空位数所需的 卫星总数是5,760。虽然按照优选实施例用卫星全部填满“眼镜蛇空间”经 济上未必可行，但上述的讨论展示了用本发明可以达到的全世界卫星容量 的显著增加。与现有的地球同步卫星群的180个有效空位相比，本发明的 有效空位的数量增加了60倍。
如图10所示，相邻地面轨迹中的卫星“列队飞行”，维持着它们之间 的间隔。事实上，在有效弧段中的卫星形成一个缓慢通过天空的矩形网格。 如图12所示的另一个实施例中，相邻地面轨迹的卫星132和134的平近点 角被调整来使列队中的卫星位置发生参差，以达到不是相邻地面轨迹中的 卫星之间的间隔更大，就是允许地面轨迹的位置靠得比优选实施例中使用 的纵向5°的间隔更近。
应该注意的是，不像地球同步卫星群中的卫星，优选实施例中的卫星 必须增加6颗，以填满在全世界均匀间隔的3个空位。然而，基于前述理 由，建造和发射在一个基本组内的6颗卫星的费用最好与3颗提供等效全 球服务的地球同步卫星作比较。
本发明的具有倾斜的椭圆轨道的系统已经在优选实施例中被优化使得 有效轨道空位数目为最大。本领域的技术人员应该明白，本发明系统的轨 道参数可以变动以着重于其他需要的性能系数，诸如工作系数。举个例子， 图13展示另一个实施例，为具有在一个相同地面轨迹的4颗卫星150、152、 154、156的基本组，其以平近点角均匀间隔，工作周期为75％。为了达到 这个结果，近地点幅角被调整到比优选实施例中更为接近的270°，使得此 时的有效弧段包括了纬度上的最高点。图13显示，一个附加的地面轨迹可 以插入到地面轨迹的圈之间，而有效弧段不致于互相交错。即使有效弧段 发生交错，也有可能通过调整卫星通过交错点的路径来维持所需的星际间 隔。
所有椭圆轨道，包括那些这里描述过的，都有长期摄动效应，如果不 加以补偿，会导致所需卫星覆盖区域随着时间而发生漂移。这些摄动效应 来自地球的J2旋转谐波，这反映一个事实，即地球不是一个完美的球体， 而实际上在赤道略鼓。两个主要效应是预定轨道(I＞90°)交点线的回归， 和拱点线的旋转。对于倾角大于临界值(I在63。4°到116。6°之间)的 情况，每个卫星的近地点和远地点之间的连线(拱点线)将会回归；对于 其他的倾角(I＜63。4°或＞116。6°)的情况，拱点线将会前进。倾角正 好为临界角度63。4°或116。6°时，拱点线将会保持稳定，这是一个非 常理想的效应有利于在优选实施例中用来维持远地点在选定的纬度上。对 于倾斜的椭圆轨道，会有一个交点线的回归，必须在轨道周期中作微小调 整来补偿它。在一个给定设计的卫星组中，所有卫星都受到类似的影响。 这个效应使得轨道平面从北极看下去作顺时针旋转。如果这种情况发生， 卫星将会每天稍微提前一点时间穿过一根选定的子午线。幸好这种效应是 可以补偿的，通过稍微减少一点组内每个卫星的周期以有效地伸展投影的 地面轨迹，并使地面轨迹在卫星的使用期内被准确地重复。
本领域的技术人员应该明白，本发明的系统具有卫星通信业务的广泛 的适用性，包括电话，宽带数据，电视分配，直接广播和移动通信，对于 诸如气象和地球资源勘探等非通信业务也一样。作为例子，图14A-14B提 供了可被用作电视分配和数据传输业务的本发明的卫星和地面站的方框 图。方框图显示了可被用来在如图6所示的地面站74，卫星72，和地面站 76之间的进行通信的元件。此外，所示元件可以支持从卫星72到卫星78 之间的星际链路94。    
请参考图14B，要被分配的视频输入被接收为视频输入200，并被输入 到一个处理数字编码视频信息的视频信号编码器202。这个数字编码影像被 一个视频多路调制器204用许多其他视频信息通道进行多路传输。合成的 多路视频206被元件208调制和正确编码，然后被发射元件210进行向上 转换。上转换信号由天线212在大约14GHz的Ku波段加以发射。天线212 指向卫星bb，并由指向伺服装置213来控制。
请参考图14A，从天线212来的发射信号由卫星72的相位阵天线214 加以接收。接收到的信号由接收机216检波，从这里被输入到多路调制器 218。多路调制器218也接收用于卫星内的转发器238的信息。多路调制器 218的输出传送到定向的转发器250，后者通过功率放大器252和多路调制 器254传送信号到集束形成器256。集束形成器256驱动一个可操纵的相位 阵发射天线260，后者发送一个现行地球同步波段的信号到图14B中的远 程用户终端76的可操纵天线262。这个信号最好使用与用于这种业务的现 行地球同步卫星相同的频率。相位阵天线260由一个机载计算机按照预定 和重复的路径来操纵，或者从地面操纵。在图14B中的用户终端76，信号 被接收机264通过可操控天线262接收，在266被解调，在268被解码后， 产生视频输出270。在另一种方案中，用户终端76可以包括能够双向传输 语音和数据的发射机和接收机212。
请再参考图14A，卫星72包括来自于星际链路26经过接收机240到 多路调制器218的另一个输入。星际链路94的发送信息在多路转换之前， 在242被多路转换，并在246被放大。
还是参考图14A，输入多路传送器218的输出222为一个存储输出。 卫星电子设备包括一个小时电视节目信息的容量。电视频道典型的产生信 息的速率为6MB/s。频道一般被数字多路传输来产生4到6个频道的分时 信息。所以，本发明最好使用22GB的存储量用于约4.7MB/s速率下的一 个小时信息。于是这个存储的信息可以在另一个有效弧段上广播。因此， 存储单元224，是一个能够接收4.7MB/s速率，存储22GB的宽型SCSI-2 器件。接到正确的卫星指令，存储单元224的输出被调制并在226进行上 转换。
此外，图14A描述了一个机载处理器280，它决定轨道中的位置和根 据各种参数操纵卫星天线。动力源290供应和调节用于各种卫星子系统和 需要动力的部件的电力。动力源290包括一个电源(这里显示为太阳能阵 列292)，和一个能量存储元件(这里显示为电池阵列294)。重要的是，按 照本发明，太阳能阵列292的尺寸设计为提供的能量低于卫星实现通信功 能所需全部能量，这个分数在这里被称为卫星的功率比。功率比取决于卫 星具有的轨道种类，以及卫星在椭圆轨道上发射多长时间。本发明的优选 实施例中的功率比为0.5，即有一半时间向进行通信的卫星供电。另一半时 间，卫星机载的发射机和接收机是不工作的，让太阳能阵列292向充电电 池294提供能量。
采用本发明的系统开创了一个世界通信卫星数量大大增加而不干扰任 何地球同步卫星也不互相干扰的新局面。总数为5760个的虚拟地球同步卫 星将提供2880个有效空位。这将使目前使用的地球同步卫星群的180个2 °空位增加16倍。这样，本发明的方法和系统可以用来改进现有技术中所 述的椭圆卫星轨道来大大增加有效通信容量。
虽然本发明借助图示的实施例来说明的，但这些说明不应限于狭义的 解释。图示实施例的各种改进与组合以及本发明的其他实施例，通过参考 说明书对于本领域的技术人员将是显而易见的。所以，下列的权利要求应 当包括任何这样的修改或实施例。