卫星星座设计分解
一种geo、leo混合星座及其设计方法与流程
一种geo、leo混合星座及其设计方法与流程混合星座是指将地球轨道（GEO）和低地球轨道（LEO）两种轨道结合起来，以实现更全面、更高效的卫星覆盖。
这种混合星座的设计涉及到卫星轨道、通信覆盖范围、卫星编队、地面站布局等多个方面。
下面将介绍一种混合星座的设计方法及流程。
设计方法：1.明确需求：首先要明确混合星座的使用需求，例如覆盖范围、带宽需求、通信时延要求等。
2.选择轨道高度：根据需求选择GEO和LEO的轨道高度，通常GEO轨道高度为35786公里，LEO轨道高度为2000-2000公里。
3.设计卫星轨道：根据选择的轨道高度，设计卫星的轨道参数，包括轨道倾角、轨道周期等。
4.确定卫星数量：根据覆盖需求和轨道参数确定所需的卫星数量，包括GEO卫星和LEO卫星。
5.确定卫星编队：根据卫星数量和轨道参数确定卫星的编队方式，包括卫星之间的相对位置、通信连接方式等。
6.布置地面站：根据卫星轨道和编队确定地面站的布局，以实现对卫星的有效跟踪和通信。
设计流程：1.需求分析：确定混合星座的使用需求，包括覆盖范围、带宽需求、通信时延要求等。
2.轨道设计：根据需求选择GEO和LEO的轨道高度，并设计卫星轨道参数。
3.卫星设计：设计GEO和LEO卫星的结构、质量、功耗等参数。
4.卫星编队：确定卫星之间的相对位置和通信连接方式，以实现卫星之间的协同工作。
5.地面站设计：布置地面站，包括地面站位置、天线类型、通信频段等。
6.系统集成：将GEO和LEO卫星及地面站集成到一体，进行系统测试和调试。
7.运行维护：运行混合星座系统，并进行运维维护，确保系统的正常运行。
通过以上设计方法和流程，可以实现混合星座的高效设计和部署，以满足不同应用场景的需求。
混合星座的优势在于能够充分发挥GEO和LEO卫星的各自优势，实现更广泛、更灵活的覆盖范围，为卫星通信和导航应用提供更好的服务。
GPS系统如何组成GPS卫星星座
GPS系统如何组成GPS卫星星座GPS工作卫星及其星座 由21颗工作卫星和3颗在轨备用卫星组成GPS卫星星座，记作（21+3）GPS星座。
24颗卫星均匀分布在6个轨道平面内，轨道倾角为55度，各个轨道平面之间相距60度， 即轨道的升交点赤经各相差60度。
每个轨道平面内各颗卫星之间的升交角距相差90度， 一轨道平面上的卫星比西边相邻轨道平面上的相应卫星超前30度。
在两万公里高空的GPS卫星，当地球对恒星来说自转一周时，它们绕地球运行二周， 即绕地球一周的时间为12恒星时。
这样，对于地面观测者来说，每天将提前4分钟见到同一颗GPS 卫星。
位于地平线以上的卫星颗数随着时间和地点的不同而不同，最少可见到4颗， 最多可见到11颗。
在用GPS信号导航定位时，为了结算测站的三维坐标，必须观测4颗 GPS卫星，称为定位星座。
这4颗卫星在观测过程中的几何位置分布对定位精度有一定的影响。
对于某地某时，甚至不能测得精确的点位坐标，这种时间段叫做“间隙段”。
但这种 时间间隙段是很短暂的，并不影响全球绝大多数地方的全天候、高精度。
GPS工作卫星的编号和试验卫星基本相同。
地面监控系统对于导航定位来说，GPS卫星是一动态已知点。
星的位置是依据卫星发射的星历—描述卫星运动及其轨道的 的参数算得的。
每颗GPS卫星所播发的星历，是由地面监控系统提供的。
卫星上的各种设备是否正常 工作，以及卫星是否一直沿着预定轨道运行，都要由地面设备进行监测和控制。
地面监控系统 另一重要作用是保持各颗卫星处于同一时间标准—GPS时间系统。
这就需要地面站监测 各颗卫星的时间，求出钟差。
然后由地面注入站发给卫星，卫星再由导航电文发给用户设备。
GPS工作卫星的地面监控系统包括一个主控站、三个注入站和五个监测站。
GPS信号接收机GPS 信号接收机的任务是：能够捕获到按一定卫星高度截止角所选择的待测卫星的信号， 并跟踪这些卫星的运行，对所接收到的GPS信号进行变换、放大和处理，以便测量出GPS信号从卫星 到接收机天线的传播时间，解译出GPS卫星所发送的导航电文，实时地计算出测站的三维位置， 位置，甚至三维速度和时间。
IRNSS介绍
IRNSS简介一、I RNS前介印度区域导航卫星系统〔IRNSS〕,由印度空间研究组织〔ISRO〕组织实施,它是一个独立的区域导航系统.IRNSS于2021年中完成组网并正式服役,是最近参加全球GNSS系统大家庭的又一新成员. 其效劳覆盖东经30°-150°、南265°-北纬65°的区域,其中印度境内及印度洋范围为系统主要效劳区,我国境内大局部地区及南海、东南亚各国、澳洲西部、非洲东部、东欧等范围为系统次要效劳区.二、I RNSSIC统组成〔一〕星座设计IRNSS系统空间段由7颗卫星组成其中有3颗地球静止轨道卫星〔GEO〕, 4颗地球同步轨道卫星〔GSO〕.3颗GEO卫星分别定点于东经34 >83 和32°,4颗6$.卫星处于两个轨道面上,星下点轨迹形成两个“8〞字形,交点地理经度分别为东经55°和111°,卫星轨道高度36000km.IRNSS星座在ECEF坐标系中的星下点轨迹如下图图1印度IRNSS系统星座组成图为了便于限制状态和批量研制, 7颗IRNSS卫星状态一致. IRNSS卫星平台的主要技术参数为卫星起飞重量1425kg ,卫星干重641kg,其中有效载荷重量110kg;空间体积为1.58m X1.50mx1.50m ; 配备两个太阳帆板,输出功率1660W, 一组90Ah锂离子蓄电池, 有效载荷功率为900W; 一台440N远地点发动机〔轨道限制〕,12 个22N推力器〔姿态限制〕；三轴稳定零动量系统,利用太阳敏感器、星敏感器及陀螺确定卫星方向,利用反作用轮、磁力矩器及推进系统推力器作为姿态限制的执行机构；设计寿命10年.〔二〕信号体制IRNSS的导航原理与美国GPS类似,用户至少接收来自4个卫星信号进行定位.IRNSS卫星的信号参数如下表所示.表2【RNES；卫星伯号春教表等纵i跳段S潴网C组也】1都」4 土J2符蚣一02g t 8u25IJj： MOO—卜打：67o(j_67M R装横阻—式右—一麻极化行鼻一化左旋概他EIRF (rtBW)30.5珞51GT CiEbk)“耳*12火线卅盎〔EOC〕15 H16故―更新4 口于门5050—碍小卡仆口「〕I101屿10B?SKB«.K. CD51A B?SK CDNLl Ub^KCUMX447?+4 05—IRNSS系统信号采用3个工作频段：C波段、S波段和L波段. 其中,C 波段主要用于测控,S波段和L波段主要为用户提供导航定位效劳.标准定位效劳和精密定位效劳信息调制在S波段和L波段的L5上.政府授权用户效劳信息只调制在L5频率上.S波段的导航信号由星上的相控阵天线发射,保证覆盖区域和信号.〔三〕导航电文IRNSS的导航电文由帧、子帧组成,其中一个帧包含4个子帧, 每个子帧的长度为292b ,经过FEC编码后的长度为584b ,加上16b 的同步头,每个编码后的子帧长度为600b ,一个主帧的长度为2400b, 根据50b/s的符号速率传输,传输一个主帧所需要的时间为48s.4个子帧中,第1、2子帧为固定格式,用于传输历书和钟差参数,第3、4子帧为信息格式.IRNSS系统帧结构如下图.图2 IRNSS系统帧结构〔四〕地面限制系统IRNSS系统地面限制段负责维护和运行空间星座,印度区域导航卫星系统地面限制段组成及信息流如下图.[KJ rc图3 IRNSS地面系统体系结构主控中央MCC由航天器限制中央SCC和导航信息限制中央INC组成,是地面限制段的核心,负责计算并预估导航卫星的轨道位置,计算系统完好性,修正空间电离层和星载原子钟偏差,运行导航系统软件.位于卡玛塔克邦哈桑的飞行限制署负责限制导航卫星的轨道和姿态,完成卫星的轨道位置保持和相位保持.16个测距和完好性监测站〔IRIMS〕以无线电双向测距为主、激光测距为辅,追踪和估计卫星的轨道,监控星座的完好性,并把所处理的信息传递给主控站.16个系统测距和完好性监测站中,大局部监测站位于印度境内的机场内,并与GAGAN系统监测站共用,监控星座的完好性,并把所处理的信息传递给主控站.利用区域增强技术, 印度区域导航卫星系统能够获得更高的定位精度.卫星遥测遥控及导航信息上行注入站IRTTC负责监控卫星的健康状态,接收卫星遥测信号同时上行遥控命令,同时上行注入轨道参数、钟差、电离层及对流层修正系数等导航电文信息.印度导航中央地面钟房的艳原子钟组和氢原子钟组联合生成印度区域导航卫星系统时间〔IRNWT 〕.〔五〕用户端用户段接收机包括单频和双频接收机两种.单频接收机使用L5或S频段,利用导航电文给出的电离层修正系数提升定位精度；双频接收机同时使用L5及S频段,利用实时修正电离层对导航信号的延时而获得更高的定位精度.单频接收机和双频接收机既能接收SPS 〔专用定位系统〕信号, 也能接收RS 〔限制/授权效劳〕信号.所有接收机除接收IRNSS信号外,也可以接收空间其他GNSS的信号,并且接收机都能够对空间卫星进行连续的跟踪,接收机的最小值为G/T为-27dB/K.〔六〕时空基准在导航系统时空基准方面,IRNSS系统采用IRNSST作为其时间基准,IRNSST的起始时间为1999年8月22日00:00:00 , IRNSST 早于UTC 时13s,因此IRNSS系统在与其他GNSS系统进行联合解算时需考虑时间上的统一.IRNSS系统采用WGS-84坐标系作为其空间基准,方便与GPS系统展开联合应用.三、IRNSSt展从印度卫星导航系统开展战略来看,印度卫星导航系统的建设和开展仿效欧盟的思路,先建设增强系统,为自主导航系统建设积累技术技术和经验,然后开展自主的卫星导航系统,因IRNSS系统的建设是在美国GPS系统的区域增强系统GAGAN的根底上建设的.2006年5月,印度正式批准了在GAGAN根底上开展“印度区域导航卫星系统"〔IRNSS〕工程.2021年7月1日,印度的第一颗IRNSS系统卫星IRNSS —1A 发射成功,该卫星是一颗IGSO卫星,实际倾角27. 1°,升交点位置为东经55°,设计寿命10年.2021年4月4日和10月16日又接连发射了IRNSS-1B和IRNSS-1C卫星.2021年4月28日最后一颗IRNSS-1G卫星的成功发射,整个系统组网成功,开始正式服役.四、IRNS刚能与特点〔一〕业务水平IRNSS系统提供的业务包括：①为陆地、航空和海洋用户导航；②灾害治理；③陆地车辆追踪和海洋船队治理；④协同移动通信；⑤精密授时；⑥地图和大地测量数据记录；⑦陆地导航信息援助；⑧车辆语音、可视导航.〔二〕定位精度印度区域卫星导航系统IRNSS系统的定位精度在印度洋区域优于20m ,在印度外乡及邻近国家定位精度优于10m ,也比GPS民用单频接收机15m 定位精度在高很多［8］.系统采用局域增强后,能够进一步提升用户定位精度. 〔三〕系统特点IRNSS系统可以向其主要效劳区内用户提供根本的独立导航定位效劳；IRNSS系统作为区域性卫星导航系统,使用大量GEO卫星组网,无法向非核心效劳区的用户提供较好导航星座结构；当与其他导航系统联合使用时,IRNSS系统增加了用户的可用卫星数量,有效提升了GNSS系统的定位精度。
北斗导航系统多轨道卫星星座分析与设计
Ｓ Ｏ 的 全球 卫 星 导 航 系统 。
关键词 北斗导航 系统 ； 几何排列 ；星座构型
中图分类号 Ｔ Ｎ９ ６ ７ ． ２
Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ａ ｎ ｄ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ Ｍｕ ｌ ｔ ｉ ｐ ｌ ｅ Ｏｒ ｂ ｉ ｔ Ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ Ｃｏ ｎｓ ｔ ｅ ｌ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｆ ｏ ｒ Ｂｅ ｉ ｄ ｏ ｕ Ｎａ ｖ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ
１ 引 言
我 国第二代卫 星导航 系统一 “ 北斗二代 ” 卫 星导航系统 的研制 已经进人组 网高峰期 。由于北 斗二 代正在 建设 中 ，
相 关 文章 和 资料 比 较 少 ， 进 行 北 斗 二 代 的 星 座 设 计 具 有 重
要意 义。
座、 玫 瑰 星 座 等 。其 中 ６星 座得 到 广泛 应 用 ， 通 常 称 为
此 基 础 上 增 加 一个 倾 斜 地球 同 步 轨 道 卫 星 星 座 ｌ ＿ ３ ］ 扩 充 成 一
其 中， Ｆ一 ０ ， １ …， Ｐ—ｌ。任一 条轨 道上 的一 颗卫 星经过它 的升交点 时， 相邻的东侧 轨道上 的对应 卫星 已经越 过它 自 己的升交点 ， 并 覆盖了 的地 心角 。 Ｎ 是 星座的卫星 总 数， 即 Ｎ—Ｐ Ｓ， Ｆ是在不 同轨道 面内的卫 星相对位置 的量 纲为 １ 的量 ， 称 为相位因子 ， 它可 以是从 ０～ Ｐ— ｌ的任何
卫星星座设计介绍
Star pattern （极轨，近极轨）1 （极轨，近极轨）1
Seam
– 单层星形网络 – 通过street of 通过street coverage设计覆盖 coverage设计覆盖 域
Seamless
– 双层极轨网络：地 面每一点同时能看 到两颗运行方向相 反卫星。 – 可以用单向或双向 的Manhattan 网络 表示、分析
Walker Constellation
卫星数T，轨道数n，每轨道卫星数m 卫星数T，轨道数n，每轨道卫星数m
– m个卫星均匀分布在轨道面上,360/m 个卫星均匀分布在轨道面上,360/m – 所有n个轨道面具有相同的倾角i(一般相对于 所有n个轨道面具有相同的倾角i(一般相对于 赤道面） – 轨道面的升节点均匀分布在赤道面上， 360/n – 不同轨道面卫星的相对位置关系：相邻轨道 面的卫星经过其升节点的时间间隔相等
Star pattern 2
Star pattern 3
Delta pattern（倾斜轨道） 1 pattern（倾斜轨道）
可以看作双层星形网络，但是所能覆盖的纬度带较窄。 通过仔细设计可以保持永久星间链路。(torus环面拓 通过仔细设计可以保持永久星间链路。(torus环面拓 扑，又称Ballad rosette星座） 扑，又称Ballad rosette星座）
– Streets-of-coverage constellation Streets-of» 首先设计一个轨道面的覆盖域，然后复制轨道， 直到全球覆盖
异型星座
编队飞行（formation 编队飞行（formation flying)
– The idea is to put a group of satellites in orbit around Earth and force them to fly in a geometric pattern such as a triangle.
低轨巨型星座构型设计及覆盖分析方法
CATALOGUE 目录•低轨巨型星座构型设计•星座覆盖分析方法•数值模拟与仿真•未来发展趋势与挑战•应用场景与案例分析低轨巨型星座的概念构型设计的目标构型设计概述卫星平台的选择根据任务需求和系统要求，选择适合的卫星平台，考虑其性能、可靠性、成本等因素。
卫星有效载荷根据任务需求，配置合理的有效载荷，如通信天线、功率放大器、低噪声放大器、频率源等。
卫星平台设计通信频段和带宽通信协议和调制方式有效载荷设计轨道与部署策略轨道高度的选择部署策略的制定覆盖需求分析030201星间通信与网络拓扑覆盖性能评估覆盖效率评估星座的网络性能，包括网络吞吐量、延迟、丢包率等。
网络性能安全性与隐私保护模拟工具与环境Python卫星通信仿真器MATLAB/Simulink星座构型参数优化卫星轨道高度和倾角优化低地球轨道的高度和倾角，以实现更好的覆盖效果。
卫星布局优化卫星在轨道上的布局，以提高覆盖的连续性和均匀性。
卫星通信链路设计优化卫星之间的通信链路，以确保信息传输的可靠性和实时性。
覆盖性能仿真与验证先进通信技术应用随着5G、物联网等先进通信技术的发展，低轨巨型星座的通信能力将得到极大提升，满足更高要求的应用场景。
卫星平台的升级随着科技的不断进步，卫星平台的性能将得到进一步提升，包括更高的数据处理能力、更强的通信能力等。
新型传感器与设备新型传感器和设备的研发和应用，将增强低轨巨型星座的感知能力，提升其数据处理和分析的准确性。
技术创新与升级频谱管理与干扰协调频谱共享与优化随着低轨巨型星座的发展，频谱资源将越来越紧张，因此需要研究更高效的频谱共享和优化策略，提高频谱利用率。
干扰抑制与协调由于低轨巨型星座的卫星数量众多，相互之间的干扰问题将日益突出，需要研究有效的干扰抑制和协调策略，保证星座的正常运行。
1安全性与防护策略23随着低轨巨型星座的发展，其面临的安全漏洞和威胁也不断增加，需要加强安全防护措施，确保星座的安全稳定运行。
卫星星座设计
设计基本出发点
以最少数量的卫星实现对指定区域的覆盖
6
6.2 卫星星座设计
卫星星座选择
续1
仰角要尽可能高 传输延时尽可能小 星上设备的电能消耗尽可能少 如果系统采用星际链路，则面内和面间的星际链路 干扰必须限制在可以接收的范围内 对不同国家、不同类型的服务，轨位的分配需要遵 循相应的规章制度 多重覆盖问题以支持特定业务(GPS定位)或提供有 QoS保证的业务
多标准，难以全球通用
蜂窝小区小，频率利用率高
全球通用
频率利用率低
提供足够的链路余量以补偿信号 遮蔽效应使得通信链路恶化 衰落 适合于人口密度高，业务量密集 适合于低人口密度、业务量 的城市环境 有限的农村环境
5
6.2 卫星星座设计
卫星星座的定义
具有相似的类型和功能的多颗卫星，分布在相似的 或互补的轨道上，在共享控制下协同完成一定的任 务
续4
sub-satellite point
c
/s
coverage edge of satellite
式中S是每轨道面的卫星数量
Street of coverage Nhomakorabea10
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
顺行/逆行轨道面和‘缝隙(seam)’ π星座 由于存在逆向飞行现象， 星座第一个和最后一个 轨道面间的间隔小于其 它相邻轨道面间的间隔
续15
倾角85º 的单重全球覆盖近极轨道星座参数
) 1 (º 103.8252 97.3951 93.9877 66.2803 64.4511 63.3170 48.3551 47.6005 47.0729 38.0816 37.7000 37.4139 31.4151
卫星通信中的星座设计与多址融合研究
卫星通信中的星座设计与多址融合研究卫星通信作为现代通信技术的重要组成部分，在无线通信领域扮演着重要的角色。
卫星通信系统克服了传统地面通信的限制，具有覆盖范围广、传输速率高和可靠性强的优势。
在卫星通信系统中，星座设计和多址融合技术是两个关键的研究领域，旨在提高系统的容量和性能。
星座设计是卫星通信系统中的一项重要工作。
星座设计的目的是通过设计合适的星座点位，使得在给定的频谱资源和误码率下，系统的性能达到最优。
星座点位的选择是星座设计的关键步骤之一。
传统的星座设计方法主要考虑均匀星座或满保角星座，这种设计方法在一定程度上可以提高系统的性能，但容量受限。
近年来，研究人员提出了非均匀星座设计的概念，旨在进一步提高系统的容量。
非均匀星座设计通过在星座中分配更多的点位密度，使得星座更加适应通信信道的特性。
此外，星座设计还需要考虑星座点的编码和调制方式，以实现更高的传输速率和更低的误码率。
因此，星座设计在卫星通信系统中是一个重要且复杂的问题。
多址融合技术是卫星通信系统中的另一个重要研究领域。
多址融合技术旨在提高系统的频谱利用率，实现多用户同时传输的能力。
传统的多址技术包括时分多址（TDMA）、频分多址（FDMA）和码分多址（CDMA）。
然而，在卫星通信系统中，由于资源的限制和信道特性的复杂性，传统的多址技术面临着许多挑战。
因此，研究人员提出了各种改进的多址技术，如空时码分多址（STBC-CDMA）、多天线技术和波束形成技术等，以提高系统的容量和性能。
多址融合技术的研究还需要考虑信道估计、误码率性能、功率控制和干扰管理等问题。
在卫星通信系统中，星座设计和多址融合技术通常是同时进行的，相互影响和辅助。
星座设计的好坏直接影响着多址融合技术的实现和性能。
同时，多址融合技术的发展也促进了星座设计的进步。
在卫星通信系统中，研究人员正在探索星座设计与多址融合技术的协同优化，以提高系统的容量和性能。
协同优化的目标是在满足给定的容量和性能要求的前提下，同时优化星座设计和多址融合技术，达到最优的系统设计。
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倾斜圆轨道星座的命名
RAAN
续17
N
N
Walker Delta Constellation
Ballard Rosette Constellation
23
6.2 卫星星座设计
Walker Delta星座
相邻轨道面相邻卫星的相位差概念
Orbit 1 Orbit 2
续18
Satellite flying direction Equator
SAT3-3
240
ωf
Satellite flying direction
24
6.2 卫星星座设计
Walker Delta星座
续19
星座标识法 Delta星座可以用一个3元参数组完整描述
T/P/F
T：星座卫星总数 P：轨道平面数量 F：相位因子，取值0到P-1 相位因子确定相邻轨道面相邻卫星间的相位差
1 1 2
续5
1
co-rotating orbits
1
2
counterrotating Orbits (seam)
1
1
1
1
11
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
相邻轨道面的几何覆盖关系
顺行轨道面间的升交点经度差 1 c 逆行轨道面间的升交点经度差 2 2c 相邻轨道面相邻卫星间相位差 / S
17
6.2 卫星星座设计
近极轨道星座
续12
近极轨道星座中，顺行和逆行轨道面间的升交点经 和 度差 1 2 分别为
arcsin(sin 1 / sin i) 1 2 cos 2 cos i ) 2 arccos( 2 sin i
1 和 2 分别对应极轨道星座顺行和逆行轨 式中， 道面间的升交点经度差
2 f F T
25
6.2 卫星星座设计
续20
例6.1 某Delta星座标识为 9/3/1:10355:43。假设初始 时刻，星座第一颗卫星位于(0º E, 0º N)。计算所有星 座卫星的初始参数。 解: 星座相邻轨道面的升交点经度差为 360º /3 =120º 轨道面内相邻卫星间的相位差为 360º /(9/3) = 120º 相邻轨道面相邻卫星间的相位差为 轨道倾角 360º /9×1=40º 轨道高度
续15
倾角85º 的单重全球覆盖近极轨道星座参数
(º ) 1 103.8252 97.3951 93.9877 66.2803 64.4511 63.3170 48.3551 47.6005 47.0729 38.0816 37.7000 37.4139 31.4151
h (km), EL=10° 21063.8928 10251.5175 7743.2257 3862.0274 3111.3736 2716.6567 1908.4574 1686.6606 1541.8649 1209.8590 1110.4056 1039.4163 864.8926 21
9
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
卫星覆盖带(Street of Coverage) 半覆盖宽度 Satellite cos flying c arccos[ ] direction cos( / S )
Re arccos cos Elmin h Re
续10
h (km), El=10º 16549.5 7650.0 5508.3 3373.5 2631.5 2252.6 1692.9 1466.2 1318.2 1077.8
16
6.2 卫星星座设计
近极轨道星座
续11
倾角接近但不等于90º ，即80 -100º 覆盖带设计方法仍然适用 极轨道星座的设计方程需要进行扩展，加入倾角因 素，以适用于近极轨道
第三代：手持系统
宽带卫星系统：Internet和多媒体通信
>2001
Spaceway, EuroSkyWay, SkyBridge, Teledesic等：支持固定、 便携或移动多媒体通信的宽带卫星通信系统
4
6.1 引言 续2
地面和卫星移动通信系统的比较
地面移动通信系统 卫星移动通信系统 覆盖范围随地面基础设施的建设 易于快速实现大范围的完全 而持续增长 覆盖
18
6.2 卫星星座设计
近极轨道星座
全球覆盖方程
续13
sin{ arccos[cos / cos( / S )]} ( P 1) arcsin sin i cos{2 arccos[cos / cos( / S )]} cos 2 i arccos 2 sin i
续4
sub-satellite point
c
/s
coverage edge of satellite
式中S是每轨道面的卫星数量
Street of coverage
10
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
顺行/逆行轨道面和‘缝隙(seam)’ π星座 由于存在逆向飞行现象， 星座第一个和最后一个 轨道面间的间隔小于其 它相邻轨道面间的间隔
多标准，难以全球通用
蜂窝小区小，频率利用率高
全球通用
频率利用率低
提供足够的链路余量以补偿信号 遮蔽效应使得通信链路恶化 衰落 适合于人口密度高，业务量密集 适合于低人口密度、业务量 的城市环境 有限的农村环境
5
6.2 卫星星座设计
卫星星座的定义
具有相似的类型和功能的多颗卫星，分布在相似的 或互补的轨道上，在共享控制下协同完成一定的任 务
cos c arccos[ ] cos( / S )
13
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
单重全球覆盖星座参数
P 2 2 2 3 3 3 4 4 4 5 5 5 6 S 3 4 5 5 6 7 7 8 9 9 10 11 11 α (º ) 66.7 57.6 53.2 42.3 38.7 36.5 30.8 28.9 27.6 24.2 23.0 22.2 19.9 ∆1(º ) 104.5 98.4 96.5 66.1 64.3 63.2 48.3 47.6 47.0 38.0 37.7 37.4 31.4
26
6.2 卫星星座设计
例子6.1 续 卫星的初始参数如下表
轨道序号 1 卫星序号 SAT1-1 SAT1-2 SAT1-3 SAT2-1 SAT2-2 SAT2-3 SAT3-1 SAT3-2 升交点经度(º ) 0 0 0 120 120 120 240 240
续21
2
3
初始弧角(º ) 0 120 240 40 160 280 80 200
续8
h (km), El=10º 20958.6 10127.1 7562.4 3888.5 3136.5 2738.6 1917.2 1694.4 1550.6 1214.6 1116.3 1044.3 868.0
14
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
球冠覆盖条件
( P 1) ( P 1)c cos cos ( P 1) ( P 1) arccos cos cos( / S )
7
6.2 卫星星座设计
卫星星座类型
续2
极/近极轨道星座 倾斜圆轨道星座(主要有Walker的Delta星座和 Ballard的Rosette星座) 共地面轨迹星座 赤道轨道星座 混合轨道星座
8
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
续3
在极轨道星座中：每个轨道面有相同的倾角和相同 数量的卫星，所有卫星具有相同的轨道高度 轨道倾角为固定的90º ，因此所有轨道平面在南北 极形成两个交叉点 星座卫星在高纬度地区密集，在低纬度地区稀疏 顺行轨道平面间的间隔和逆行轨道平面间的不同
φ
续9
Equator
-φ
15
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
30º 以上单重球冠覆盖星座参数
P 2 2 2 3 3 3 4 4 4 5 S 3 4 5 5 6 7 7 8 9 9 α (º ) 64.1 53.4 48.1 39.9 35.8 33.3 28.9 26.8 26.3 22.6 ∆1(º ) 111.8 103.1 98.7 68.4 66.0 64.5 49.6 48.5 47.8 38.8第一代：模拟技术3
6.1 引言 续1
卫星移动/宽带通信的发展
第二代：数字传输技术 1988 1993 1996 1998 2003 2000 Inmarsat-C：第一个陆地移动卫星数据通信系统 Inmarsat-M and mobilesat (Australia)：第一代数字陆地移动卫星 电话系统 Inmarsat-3：支持膝上型终端的移动卫星电话系统 Iridium：第一个支持手持终端的全球性低轨移动卫星通信系统 集成了卫星通信子系统的全球移动通信系统(UMTS/IMT-2000) ASTRA：支持高速Internet接入
c
Co-rotating orbits
1
续6
c c c
2c
2 / s
Counter-rotating orbits
2
12
6.2 卫星星座设计
极轨道星座
全球覆盖条件
续7
1 c 2 2c
( P 1)1 2 ( P 1) ( P 1)c cos ( P 1) ( P 1) arccos cos( / S )