對遙感或通信衛星的改進的製作方法

2023-11-30 11:33:31 2

專利名稱：對遙感或通信衛星的改進的製作方法
技術領域：
本發明是中國專利申請97190417.0的分案申請。
本發明涉及一個空間衛星。
在本文中，將主要地參照一個雷達遙感衛星的實例，對本發明進行說明。
通過閱讀本說明書，人們將懂得，將本發明用於通信衛星，也是同樣有效的。
類似地，還將通過一個環繞地球軌道的實例對本發明進行說明。當然也可能環繞其他天體。
如

圖1至圖3所示，一個雷達衛星通常包括一個矩形的平面天線1，一個設備模塊2以及太陽能電池板3。
該太陽能電池板3朝向太陽S，該天線1朝向地球T，並且諸圖象的朝向是從側面相對於該衛星的速度矢量V。
此類衛星的各種參數如下雷達天線的尺寸該天線1沿該衛星的速度矢量V方向上的尺寸，即在圖3中它的長度，直接關係到沿相同坐標軸(方位或都卜勒解析度)的圖象解析度，其比率介於1.1與2之間。
在垂直於該速度矢量V的方向上，天線1的高度H與該圖象在地面上的掃描寬度(在地面上圖象沿該速度矢量的橫向寬度)、量大入射角〔介于波束中心線與地面上通過該象點的一根垂直線(法線)之間的角度差〕以及該高度H成正比，與該長度L成反比。而且，對於上述諸參數的給定值來說，該高度還與該雷達的波長成正比。
因此，一個低解析度雷達(＜10m)使用一個速度矢量方向延長的天線(在雷達衛星RADARSAT的實例中，L＝15m以及H＝1.5m)，而在中或高解析度雷達(＜5m)中，可能導致天線的H大於L，特別是在較低頻率(L或S波段)或者沿高度H方向安裝多種頻率的並列天線的情況下。側滾傾角如圖3所示，調整天線1波束中心線的側滾軸，將使圖象定位於離開通過該衛星的垂直淺的一個或大或小的距離(復蓋該入射角範圍)。現在藉助於介於兩根入射線imin和imax之間的電子掃描來實現這種調整，但為了限制該天線1的掃描範圍以及高度，該天線1被這樣定向，使得它的法線N對準於該入射角範圍中點的方向。該側滾傾角上的典型值為30°。電源與當地軌道時間與光學遙感不同，雷達遙感不需要太陽對景物照明的任何特定條件。另一方面，它消耗衛星的電功率。所有這些導致採用當地時間6時或18時的太陽同步軌道，使得該衛星的太陽能電池板3一直暴露於陽光下，並且實際上連續地產生電能(很少失去光照，不同於在光學遙感中僅限於當地時間的白天)(見圖1)。
由該電池板3組成的太陽能發電機通常不足以向該雷達供電。該衛星還運載了蓄電池，使得雷達可以從中吸取電功率。在雷達不工作時，這些蓄電池被充電。
要注意的是，雷達衛星所使用的設備模塊並不是為這個目的而專門設計的，因此它也兼容於那些由於失去光照的時間較長，從而需要準備大容量蓄電池的白天軌道的情形，本方案也是上述事實的一種結果。尺寸與姿態穩定性為了使天線1正確地發揮作用，它必須保持平坦，同時垂直於其表面的法線N也必須保持精確的指向。常用的方案是在該天線組合件1與設備模塊2中引入剛性的機械的尺寸穩定性，並且讓設備模塊的姿態控制系統負責滿足指向要求。
已經有人提出，當使用電子掃描天線1時，對於該板狀天線的平面度和姿態的要求可以放寬，並且構成該天線1的諸天線單元的移相器應當被這樣控制，以便重新構成一個正確地定向的完全的波平面。這就放寬了對該衛星與該天線的組合的結構上的約束條件，並且該模塊2的姿態控制系統只起到一種相對的粗調作用。
這種在該天線1的水平上的分散化適應的原理實質上是基於測量其離開平面度的變形以及其中間平面的姿態的能力。
然而，迄今為止，所提出的基於變形或平面度傳感器(特別是光學傳感器)的各種應用還沒有達到完全滿意的程度。而且，它們不允許測量該天線1的參考框架的姿態，這些問題完全有待於該設備模塊去解決，或者藉助於位於該天線1的絕對姿態傳感器來解決。
不管如何涉及這些分散適應技術，設備模塊的姿態控制系統仍將負責保持該天線1的參考位置。具體地說，該最長邊(最小慣性)的軸必須跟該速度矢量(對低解析度雷達來說，是該長度L)保持共線關係，或者如前面所述跟該速度矢量保持一個側滾傾角(對高解析度雷達來說，是長度H)，使得該設備模塊必須對重力矩進行連續的補償。這種補償從該姿態控制系統獲得一個連續的力矩以及該衛星作為一個整體的最小機械剛度，並展開該天線以便發送這些力矩(的數值)。還要注意到設備模塊2的存在引入了它本身的慣性約束條件，並且由於施加於太陽能電池板上的太陽壓力，引入了另一種攝動力矩。
本發明包容於一種新型衛星之中，具體地說就是包容於雷達遙感或通信衛星之中。
本發明的目標之一是提出一種跟現有技術的衛星相比，其靈敏度得到改進的衛星，以便在可訪問性與可重複性方面允許得到較好的工作性能。
本發明的另一個目標是提出一種簡化結構的衛星，具體地說，就是允許大幅度地降低天線、發射系統以及設備模塊的造價，與此同時，提高可靠性與耐用性。
為此目的，本發明提出一種含有通用的平面天線組成部件的低地球軌道遙感或通信衛星，其特徵在於，該天線組成部件實質上位於一個通過地球中心的平面上，例如位於它的軌道平面上。
根據另一個獨立的方面，本發明提出一種含有太陽能發電機的衛星，並且由該天線組成部件運載該太陽能發電機的諸電池。
本發明所提出的衛星最好使得由沿重力軸方向的尺寸所定義的該天線組成部件的高度大於垂直於該軸方向的尺寸，因此，由於重力梯度的作用，所述衛星沿側滾軸與俯仰軸(pitch axes)能實現自然穩定。
特別地，組成部件的天線最好包括可選的部分中空的部分，該部分沒有對所述衛星沿側滾軸與俯仰軸的自然穩定有貢獻的天線功能。
根據一個獨立方面，本發明提出一種含有通用的平面天線組成部件的遙感或通信衛星，其特徵在於，該天線組成部件具有一種可變形的幾何形狀，並且在其表面上分布著發送或接收波束的控制裝置，其特徵還在於，在所述的天線組成部件上，分布著許多位置和/或變形和/或對準不良傳感器，並且允許對各種變形和/或對準不良進行測量，以及通過該控制裝置進行隨後的補償。
這些傳感器最好是地球的衛星的無線電定位傳感器，例如全球定位系統(GPS)傳感器，這些傳感器也能測量絕對姿態誤差，並通過該控制裝置進行隨後的補償。
根據另一個獨立的方面，本發明提出一種遙感或通信衛星的發射配置，該衛星包括至少一個由許多用鉸鏈連接在一起的平面部件，例如一個天線組成部件，以及相關設備諸單元或附屬設備諸單元，其特徵在於，所述衛星含有一個在發射時將諸設備單元以及諸電池板集成到它裡面的支持封裝，並且具有一個用以展開諸電池板的火花出口。
在一個有利的第一修改方案中，該支持封裝包括兩枚半外殼，其中一枚集成了各種相關的和附屬的諸設備單元，另一枚運載一個火花切割器，用兩塊擋板對出口進行限位，並且它的爆炸限定和彈出，這兩塊擋板，後者藉助於兩個在界面處跟第一個半外殼連接的鉸鏈保持打開狀態，因此，這些電池板在發射時可以被收藏在由兩枚半外殼所規定的容器裡面，並且此後通過該出口僅在衛星的一側展開。
在另一個可能的修改方案中，該支持封裝由兩枚外殼構成，後者組合成一個中間部件，該中間部件集成了各種相關的和附屬的諸設備單元，而每一個側面的外殼分別帶一個火花切割器，用兩塊擋板對出口進行限位，並且它的爆炸限定和彈出這兩塊擋板，後者藉助於兩個在界面處跟該中間部件連接的鉸鏈保持打開狀態，因此，這些電池板在發射時可以被收藏在由每一個側面外殼和該中間部件所規定的兩個容器裡面，並且此後通過相應的出口從衛星的兩側展開。
藉助於下列的不同特徵，(取其中一種或按照技術上可行的任何組合)可以有利地完成單獨地或組合地具備這些不同特徵的衛星。
-該天線組成部件兩面都具備天線功能；-該天線組成部件的一部分不安裝太陽能電池，只起一個兩面天線的作用；-它包括由每一個傳感器提供的無線電定位信號的相位測量的差分處理裝置，上述傳感器用於測量相對的傳感器位置以及由諸傳感器所定義的中間平面的絕對姿態；-它包括一個位於軌道平面上的設備模塊，並且所述天線組成部件僅位於所述設備模塊的一側；-它包括一個位於軌道平面上的設備模塊，並且所述天線組成部件展開於該設備模塊的兩側；-該天線組成部件的兩部分位於兩個單獨的平面之內，二平面的交線通過地球中心。
-它包括一個設備模塊其重心位於該天線組成部件的最短慣性軸上，使得由於沿該天線組成部件的局部垂線的重力梯度所導致的自然平衡得以加強，並使得施加於該衛星的太陽壓力力矩受到限制；-它保證該設備模塊對該部件的天線或天線組的遮蔽作用為最小，並保證諸無線電定位傳感器相對於接收該無線電定位信號的天線部件的法線的角偏移為最小，以免除由於艙體反射引起的多途徑傳播，而且除上述信號以外，其他信號均被忽略。
-該太陽能電池能滿足該天線組成部件中至少一組天線的能源需求；-天線組成部件中的一部分不具備天線功能，僅用於安裝太陽能電池；-用以滿足上述天線的能源需求的太陽能電池，安裝在上述天線的背部，也可以任選地安置於所述天線任何一側不具備天線功能的空間裡面；-該天線組成部件的諸太陽能電池能滿足前者的能源需求；-在受到日照期間，由不具備天線功能並安裝太陽能電池的部件或諸部件向該設備模塊提供至少一種電源；-一個類似於由成對的電子表面元件組成的篩網的天線，上述元件直接地由一個或多個太陽能電池組成的塊提供電源；-該太陽能電池的塊直接面向該表面元件；-該太陽能電池是使用砷化鎵(GaAs)或矽工藝的電池；-該天線組成部件包括許多不同的天線，它們沿重力軸並列安裝，並在相同或不同的頻率下工作；-該天線組成部件包括兩個頻率相同的天線以便實現幹涉式雷達遙感，所述諸天線沿著該局部的垂直軸線被分開；-在發射階段，諸太陽能電池板被摺疊並且被壓向一塊平板，藉助於諸拉杆固定於該平板上；-至少有一個套筒，適於容納一根拉杆從它裡面穿過，以便把它固定到該平板上，該平板貫穿於每一塊太陽能電池板；-支持封裝和各太陽能電池板的最短慣性軸，在發射階段，其方向跟發射系統的軸線重合，並且該展開軸線跟發射系統的軸線垂直；-在發射階段的配置中，支持封裝的外形按空氣動力學的要求進行調整，以便取代該載荷整流罩；-該支持封裝以及構成該設備模塊的相關的和附屬的諸設備單元，後者的最短慣性軸平行於該軌道平面；-沿垂直方向實施展開；-一塊具有疊層結構的太陽能電池板包括一個可選擇的整流罩，一塊輻射板，一個安裝電子設備的中間NIDA結構，一塊可選擇的熱保護層，一塊安裝太陽能電池和/或輻射元件的平板，該板還包括安置在中間結構上的用以支撐安裝有諸太陽能電池和/或諸輻射元件的平板或諸平板的諸加強筋；-在兩根加強筋的交會處附近安置一個套筒；-因天線功能的不同或天線功能的有無而異的天線組成部件的所有部分都分布於該電池板的展開軸上，使得每一塊電池板都具有高度的功能上的同一性；-從該天線組成部件面向該衛星軌道所環繞的該天線的一側以菊花鏈方式向該微波分配系統饋電，該菊花鏈電纜構成了所需的延遲線的一部分；-沿著該天線的高度方向，該衛星具有用於對該天線的方向圖進行仰角控制的點的陣列。跟每一個控制點有關的該天線部分的基本的俯仰方向圖以一種固定的方式進行定向，以便復蓋該有用的入射角範圍，並且在該高度H的方向上，這些點之間的間隔被如此安排，使得跟由該基本的方向圖所指的方向有關的主瓣在發生角偏移時，出現與該陣列有關的旁瓣，但由該基本的方向圖所產生的多餘的旁瓣的增益調製，對於那些可能碰上地球的部分只保證提供很低的增益，並且在該主瓣上保持一個最小的增益；-跟每一個控制點有關的基本的天線部件由該相同的控制點中介於諸輻射元件之間來自一個公共控制點並處於許多個輻射元件的高度方向並帶有一個固定的相位斜坡的恆定移相器並列組合而成。
從以下的純粹說明性的和非限制性的敘述中，將進一步地顯現本發明的其他特性和優點。
-圖1，前面已經討論過，是一顆現有技術的遙感衛星的圖解表示；-圖2表示圖1中處於環繞地球的太陽同步軌道中的該衛星的取向，時間為當地時間6時/18時，條件為天線位於該軌道平面上；-圖3是關於圖1和圖2中該衛星的天線取向的圖解表示；-圖4是根據本發明的一顆衛星的一個實施例的側視圖，條件為6時/18時的太陽同步軌道以及天線位於該軌道平面上；-圖5是圖4所示衛星的正視圖；-圖6表示跟一個控制點有關的基本的天線部件的俯仰方向圖；-圖7表示用於獲得圖6所示方向圖的一個可能的實施例；-圖8是根據本發明的一顆衛星的一個實施例的透視圖；-圖9是根據本發明的一顆衛星的一個實施例的片段的剖面圖；-圖10是圖9所示衛星的發射配置的剖面表示；-圖11是在圖10中沿著線段XI-XI所取的剖面圖；-圖12是根據本發明的一顆衛星的一個實施例的太陽能電池板的剖面表示；
-圖13是圖12所示的太陽能電池板的俯視圖；-圖14是表示圖12和圖13所示的太陽能電池板的一個細節的剖面圖。
在圖4和其後的諸附圖中，參考號碼12表示根據本發明示於其中的該衛星的設備模塊。參考號碼11和13分別表示該天線組成部件以及該太陽能發電機的諸電池。
在這些附圖中所表示的該衛星的各個方面都是值得注意的。
它的軌道是一條低地球軌道，並且該天線組成部件11實質上位於通過地球中心的一個平面上(側滾傾角γ為90°)。
它可能具有從兩面接受輻射的能力。
部件11的高度H，被定義為它沿該重力軸方向的長度，自然地遠遠大於它沿垂直方向的長度L(在圖4和圖5中的該速度矢量V的方向。說明該衛星的平面所處的位置跟它的軌道平面重合)，或者沿著該高度H的方向，結束於一個不具備天線功能的、可能部分地中空的表面上，其結果是該衛星自然地被重力梯度穩定住。
諸太陽能電池13被安置於該天線組成部件11的一面上，也可能兩面都有。
發射或接收波的諸相位與振幅控制點分布於該部件11的表面之上。
這個部件容許一種柔性結構，其任何變形以及絕對姿態誤差都可以由分布於其表面上的由全球定位系統(GPS)提供的相位測量方法檢測出來，然後通過該控制裝置進行補償。
現在詳細說明這些不同的方面，還要涉及其他諸方面。位於該衛星的低地球軌道平面上的天線組成部件11「低地球軌道」一詞指的是一條通常低於2000公裡的軌道。
跟現有技術的天線相比，為了得到所需的入射角數值範圍，該波束在俯仰角方向的電子角偏移，即位於天線平面上並與重力軸垂直的一根軸上，其仰角應當比現有技術的天線有所增加；跟現有技術相比，並且給定不得出現任何跟諸輻射元件(振子)的陣列有關的旁瓣這樣的約束條件，這就導致諸輻射元件彼此之間的間隔更加靠近(達到波長的0.5倍，而不是波長的0.7倍)。
然而，部件11的天線或諸天線的最大角偏移現在對應於最小的傳播距離(低入射角數值)，這使得它有可能放寬對低損耗的要求(在高角偏移的情況下，通常對諸輻射元件提出這樣的要求)，因此，可以保留那種類似於標準幾何尺寸下所使用的輻射單元技術。
而且，正如在下一節中將要指出的，由於它容許對諸波瓣進行控制，所提出的衛星配置允許該天線俯仰方向圖的控制點沿天線高度方向的間隔增加到2λ甚至2.5λ，然而在現有技術中，當天線傾斜不到30°或35°時，該間隔必須限制在約0.7λ的數值上。
所有這一切的結果是使沿高度方向的電子密度按照高達2/0.7，即2.85的比例放寬。
現在轉到鏈路平衡的問題，通過加增加沿波瓣軸線方向(減少角偏移)天線的有效高度，隨入射角而增加的距離現在可以更適當地得到補償。在雷達的特殊情況下，就像待測量的地球物理學現象的需求那樣，測量靈敏度的改進跟入射角成正比，而在現有技術中，通常所提供的靈敏度分布圖具有一種反比關係。
跟現有技術的傾斜於30°或35°的天線相比，為了得到具有相同天線波束和相同的有效高度的一個給定的入射角，要求天線高度按一定比例增加，該比例的變化跟該入射角成反比(在60°時僅為10％)。尤其是在雷達中，若將入射角的範圍擴展到較高的入射角數值，將對在可訪問性和可重複性(衛星為使一個點進入其天線的視野或者返回到那一點所用的時間)方面工作性能的獲得產生限制，該天線在高度方面的不利條件是微不足道的，特別是，在性能很高的系統中，允許最大的入射角大於60°。
該陣列天線(尤其是倘若它是一個有源天線)的複雜性、質量和造介主要地受控制點的總數所支配，可以看出，這個新概念是高度有利的，因為它按照一個高達2.85/1.1，即大約2.7的比例(對一個提供大入射角的系統而言)減小了這個數目。
跟現有技術不同，該部件11具有兩個可在其上安置該天線的輻射元件的幾何上等效的面。通過同時地使用這兩個面，該入射角的範圍可以增加到兩倍，一旦滿足了高值的入射角，本來已經很好的工作性能還會得到更大的好處，因此變得格外有利。為了實現這一點，僅需將輻射單元的數目增加到兩倍，自然地使用相同的結構、同樣的電子設備單元，後者是該電子掃描天線的一個主要部分。在現有技術中，這種大範圍的入射角的倍增要求具有兩個相反的側滾角的天線整體倍增。
模塊12也可以位於該部件11的平面之上，例如在該天線的下面。
在本例中，該部件11在其基底部位，緊靠著模塊12，有利地包括一塊不具備天線功能的(見圖9)、可能是中空的板14a，其功能之一就是避免阻擋該天線的視野，尤其是在以小入射角面對該設備模塊12的情況下。
將要指出的是，可以按照相似的方式，將上述配置應用於通信衛星。
在諸附圖中，所示出的天線組成部件11僅出現於該設備模塊12的一側，它可以自然地擴展到該設備模塊12的兩側中的任何一側，雖然當天線出現於模塊12的下方時，要求對遙測裝置作出一種特殊的安排。
諸天線控制點的間隔當該主瓣-即所需要的波瓣-沿仰角方向發生角偏移時，沿該天線11高度H方向的控制點間隔決定著該控制網絡中旁瓣的配置。當該固定的、跟一個控制點有關的基本天線部件的仰角輻射方向圖發生角偏移時，該主瓣和旁瓣的增益受到調製。
圖6表示當諸控制點之間的間隔被放寬時，從一個普通的天線(其平面pcl對應於小於30°或35°的側滾角)得到的旁瓣的組合配置以及基本的天線部件方向圖。
該基本的天線部件方向圖(圖6中的匙狀實線DE)允許一個主瓣垂直於該天線平面，並且指向所需的入射角範圍。標以箭頭的直線段表明在該主瓣相對於該基本的天線部件圖的主軸線的角偏移θ缺失時該旁瓣(LP)的位置，在這裡，上述主軸線就是該天線平面的法線。該虛線段則表示在一個角偏移θ之後的這些相同的位置。如果沒有角偏移，這些旁瓣都會被消除，因為它們位於該基本的天線部件方向圖的空隙處。隨著沿該天線高度方向該方向圖諸控制點之間的距離增加，該基本的天線部件方向圖中諸旁瓣和該主瓣趨於靠近。
圖6也示出了該地球線。
為了正確地進行工作，在沿著該入射角範圍對∠θ進行掃描時，必須滿足兩個條件。
旁瓣不應當碰上地平線，如果碰上的話，它的增益應當是很低的(比主瓣增益低-30db到-40db，以免影響信號模糊的程度。
主瓣的增益(在圖中用O表示)不應當過份降低，以免影響鏈路平衡。
在現有技術諸衛星的情況下，其中諸天線具有一個小於30°或35°的側滾角，若該旁瓣-1和+1沒有被推回到該天線平面的最靠近處，通過選擇一個在諸控制點之間的足夠小的間隔，由於很快到達數值θ，使得高增益的諸旁瓣(+1，+2，…，+N)指向地球，致使問題無法解決。
另一方面，在一個具有新的幾何尺寸的天線中，採用所示的相同配置，令旁瓣跟基本的天線部件方向圖中的主瓣靠攏在一起，就能使問題得到解決。在本例中，諸旁瓣+1、+2、+N的高增益部分是虛的，因為它被定位於該天線的後面。這裡利用了這樣一個事實，即由該天線幾何尺寸提供的地面視野緊密地環繞著待成像的視野。
而且，若該天線的幾何尺寸跟該衛星結構的其他部分有關，則用以防護諸旁瓣的物理邊界被推移到該天線的前方，這是因為非常低的入射角數值使得旁瓣被設備模塊12所阻擋，還因為在發送時被該模塊反射的信號也會被接收，如果不是這樣的話，將會產生信號模糊。
採用新的天線幾何尺寸，足以保證該-1旁瓣在最小入射角的情況下也碰不到地平線，並且保證將最大的增益落到主瓣上。通過將旁瓣-1保持於地平線上，諸控制點之間縮短了的間隔將主瓣的可用的入射角下限確定下來。
通過將該基本的天線部件方向圖鎖定於一個介於地平線與最小入射角之間的中間方向上，在最小入射角的情況下，可以保證增益跌落的最小值為3.7db，而在高入射角數值的情況下，若後者被設置為靠近地平線，則增益跌落的數值更低。由於新的衛星概念通常會導致能量過剩，因此，這種增益跌落是允許的。如果不是這樣的情況，就有必要去停止縮短這個最後的間隔，或者提高入射角的下限。
因此，採用新的形狀尺寸，有可能將諸控制點之間的間隔放寬到2λ(或者甚至到2.5λ，這取決於高度以及入射角範圍等條件)，而採用通常的形狀尺寸，並且天線傾斜於不到30°或35°，該間隔保持低於0.7λ或0.75λ，即該控制點的增量應當符合於該輻射元件的增量(1個控制點/每輻射元件)。
通過將許多的輻射元件〔它們具有一個非常開放的方向圖，彼此間具有根據固定的相位斜坡(沿高度方向)而產生的相位移〕組合在一起以組成基本的天線部件，就能使這種基本的天線部件方向圖中的主瓣定向於天線平面的法線方向，以便使具有新的形狀尺寸的天線對準於所需的入射角範圍。
這就是圖7所示的內容，圖中示出該輻射元件R受控於兩個相繼的控制點PC1和PC2。該固定的相位斜坡，對所有的控制點來說都是相同的，例如，可以通過逐漸增加介於移相/發送/接收模塊M以及該輻射元件R之間的電纜長度來實現。
採用這種新的幾何尺寸，就可以放寬該輻射元件的增量，即使這樣做會使該輻射元件陣列產生旁瓣並且引入新的主瓣損失(在低的入射角數值下)。然而，由於這個輻射元件增量現在跟控制點增量脫離關係，並因此不再限制該天線的電子密度，最好採用能排除其他類型旁瓣的一種間隔(接近於0.5λ)。將每一個受控延時區段的多個基本天線部件組合在一起從每一個基本天線部件發射的諸信號都來源於相同的信號源，並且對其相位、振幅和延時作了專門的適配。這種延時適配保證了從信號源到地面目標點之間的延時跟橫越的天線部件無關。類似地，在接收時，將多種信號重組為一種信號，也是在對相位、振幅和延時作出專門的適配之後才實現的。該接收延時適配保證了從地面目標點到諸信號的重組點之間的延時跟橫越的天線部件無關。延時差異會產生兩方面的影響，其一是擴大了距離脈衝響應(對雷達而言)，其二是根據信號的頻率成分，在俯仰方向引入了虛假的波束掃描。
當天線平面垂直于波瓣軸線時，若送往(以及來自)該天線基本部件的信號傳輸用相等長度的電纜來實現，則時間條件就得以驗證。否則，若能通過電子掃描來控制該波瓣軸線，則有必要引入可編程的延遲線以調製該信號在天線內部傳輸的長度，以便保持送往(以及來自)該目標點的全部路徑的獨立性。為了減小可編程延遲線的數目，允許將多個天線部件組合到相同的受控延時區段之中。這就產生一種殘留的不同步，它受到該區段的規模的限制，它的大小隨著該區段的大小以及相對於該天線平面的法線的角位移的增加而增加。
由於在仰角方面向高處偏移，使得新的天線幾何尺寸在受控延時區段的數目方面要付出代價。然而，這個角偏移是圍繞一個非零的平均值而實現的，因此，在該區段範圍內，它足以固定地引入相應於這個平均角偏移的長度適配，使得殘留的影響僅僅歸因於出現在平均角偏移兩側的角偏移增量，因而可以大大地增加該區段的大小。彷佛該天線物理地瞄準於該平均方向。重力梯度穩定給定該部件11的高度H遠遠大於它的長度L-可能已經通過無功能的擴展部件14a來實現這個目的-倘若該部件11被要求位於通過地球中心的一個平面之內，例如跟它的軌道平面重合，則所述衛星的最短慣性軸就處於它的自然平衡位置。
其結果就是，藉助於重力梯度，該衛星在側滾方面以及在俯仰方面達到穩定。
該天線組成部件11的長度產生一個自然恢復力矩，以對抗在軌道中經常出現的俯仰或側滾擾動。
該設備模塊12的位置跟該部件11共線，這樣就不會產生任何擾動，並且，由於它的高密度，基於該系統中較大與較小慣性之間的差異，它甚至會對增加該恢復力矩作出貢獻。
該部件14a不具備天線功能，它甚至可以被部分地掏空，如果由於竽力梯度的原因導致恢復力矩不足，特別是如果高度H不足，通過對它進行調整，可以獲得所需的重力梯度條件。
這個恢復力矩用來對付在側滾方面和在俯仰方面的擾動是有效的，但不能補償圍繞偏航軸的全部擾動。
偏航控制由模塊12的姿態與軌道控制系統實現。
模塊12在側滾方面和在俯仰方面的擾動作用跟它的通常的作用相比要簡單得多，因為它僅限於對該重力梯度恢復力矩的擺動效應進行阻尼。
在偏航方面主要的永久性的多餘的力矩源於太陽壓力。
將要引起人們注意的是，在諸附圖中所示的衛星配置的高度的同一性極大地有利於對這個多餘的力矩的成因、即沿著質心和推力的速度矢量方向的偏移，加以限制。位於天線組成部件11的一面或兩面之上的太陽能電池13衛星天線最好位於該軌道平面之上，並且該衛星的軌道最好是太陽同步軌道，以便保持一個最小的太陽方位角，並將諸太陽能電池安置於該天線組成部件11的一個特定表面之上。然後，該天線表面佔據了該部件11的被遮擋的一面，並且也能佔據尚未被諸太陽能電池佔據的其他表面。因為角偏移被限制在30°左右(軌道傾斜以及太陽上升的累積效應)，所以本地時間6時或18時是最佳的。然而，能夠以這種方式得到的大面積的太陽能電池，使得相對於6時/18時的軌道平面為更大的偏移成為可行。
雖然按固定的當地時間跟太陽同步使部件11的熱設計變得容易，但該衛星也可以被設計成能夠改變當地時間，包括位於該12時/24時平面的任何一側，或者甚至按漂移不定的當地時間進行工作(不跟太陽同步，但軌道仍然傾斜)。為此，對該部件11的兩面來說，都具有安裝太陽能電池的足夠的空間，所付的代價是增加太陽能電池的總面積。仍然可以肯定，當本地時間接近於12時/24時，其(正常)工作得不到保證。
在該部件11背面的太陽能電池13的密度可以這樣來選定，即在沒有任何蓄電池接替的條件下能滿足所述天線的能源需求。必要時，該部件11可以包括不具備天線功能但安裝太陽能電池的諸部件。
相應地，該部件11的機械結構的再利用產生一個非常強有力的太陽能發電機，甚至比最高性能的標準設備模塊所安裝的還要強大得多，附帶地還使該設備模塊12的電源子系統得以最大限度地簡化，該電源子系統僅須滿足模塊12本身的需求。
該部件11中的每一個設備或設備組都可以直接地連接到它的電源，使得能量轉換和傳輸功能都被簡化，並且不再涉及該設備模塊12，甚至連一根通往該艙的連接線都不需要。
在已經實現高度積木化電子生產(即將一個產品分解為若干個滿足系列化製造與檢驗規範的相同的電子單元)的一個或多個有源天線的情況下，這種能源自給的原理會帶來較大的好處。採用這些單元足以把諸太陽能電池連同能量轉換與存貯功能(可能只有一個簡單的電容器)集成在一起，這些功能跟其他功能相比是餘裕的。這種完全積木化的方案排除了兩面都工作的天線，後者只有將至少一部分天線加以複製和倒置才能得到。不同說，這樣的沿高度方向的複製也可以用來增加重力梯度，並減小對前面所述的沒有天線功能的空間的需求。
不依賴於集中供電的蓄電池組的天線能源自給原理排除了在無日照期間的工作，因此更適合於在當地時間18時(或6時)升空，在這種情況下，一年當中只有幾個月，並且僅在南(或北)極，在其軌道上不到20％的地方失去日照，這表示對大多數任務來說都沒有妨礙。
另一方面，在兩次失去日照之間，工作是連續的。
這在運行中會得到好處。而且，諸電子單元和諸電池都受到低幅度的熱循環。這表示在熱定額、可靠性和耐用性等方面得到改進。
以上所述也適用於含有部件11的該平面不與該軌道平面重合、但僅含有地球中心這樣一種情況。採用該部件11的平面相對於該軌道平面的一個偏航偏移(可能在軌道中發生變化)，能提供一個附加的自由度以便優化日照，特別是在軌道沒有被鎖定於6時/18時、或者甚至是一條非太陽同步軌道的情況下。可變形的(或柔性的)天線組成部件11以及全球定位系統(GPS)諸傳感器特別是如圖7和圖8所示，該部件11是由許多塊絞接在一起的太陽能電池板14組成的，並且在展開時大致上對準於該部件11的中間平面。沿著該部件11的高度H方向實施展開。在發射時，諸太陽能電池板14被摺疊到該設備模塊12。
跟諸太陽能電池板有關的機械結構至少具備適於展開的尺寸，並且，一旦獲得預期的姿態，就實現了粗略的對準(在高度為10到15米或更高時，兩端電池板之間的定位誤差為10釐米，兩塊相鄰的電池板之間的定位誤差為1釐米)。
在通常情況下，即在展開時，它們必須傳送的各種作用力都是很弱的，並僅限於對(由該設備模塊所施加的)重力梯度力矩、太陽壓力力矩以及姿態控制力矩的反作用力。這些出現在軌道角頻率上的擾動可以很容易地從部件11的自然模式中加以去除(解耦)，與此同時應使它們足夠地緩慢以便進行變形與誤差的測量，並由該發送的或接收的波控制裝置對後者進行處理。
在火箭發動機點火和隨後的姿態控制補償以及初始姿態建立階段，諸瞬變載荷都是較高的，但仍允許出現幅度較大的對準不良(在這些發動機點火期間該任務被中斷)，藉助於該機械結構和/或諸電池板之間的連接，使上述對準不良趨於減小並受到阻尼。
全球定位系統傳感器15分布於各電池板14之上。
每一個傳感器15包括至少一個全球定位系統的天線，可以將許多的傳感器(例如在一塊電池板的水平上)的全球定位系統信號解調與測量功能物理地組合在一起。例如，所有的全球定位系統信號解調與測量功能都可以使用安裝在該設備模塊12裡面的同一個振蕩器。
該部件11中的兩個傳感器15的相對位置的測量是基於這兩個傳感器接收來自同一顆全球定位系統衛星的信號時產生的相位差的幹涉儀測量。若諸傳感器之間的距離為已知，則兩個傳感器15的相對位置測量需要至少對兩顆獨立的衛星進行兩路幹涉儀測量，要不然還得至少用3顆衛星。實際上，每一路的幹涉儀測量都是相對於來自一顆附加的衛星的測量而顯現其差異的，這是為了免除每一個傳感器底座所特有的偏斜(雙相位差原理)。
總的來說，使用這些全球定位系統傳感器，其目的是測量這些傳感器的相對位置，以及它們所形成的中間平面的絕對姿態。通過集中處理來自不同的傳感器15的相位測量數據，例如在該設備模塊12中，就能實現這一點。為了降低數據的集中化程度，也可以在每一塊電池板14的水平上，就同一塊電池板14上諸傳感器15的相對位置規定一個處理步驟，上述相對位置等效於所述電池板的絕對姿態。如果後者沒有受到內部變形，那麼對再一塊電池板來說，僅剩下介於諸參考傳感器之間的相對位置數據有待於集中計算。
每一塊電池板14包括至少3個全球定位系統傳感器15，若該電池板沒有內部變形，則這是足夠的。結構輕型化的需求導致諸電池板內部變形的熱彈性模式。對每一塊電池板14來說，為了測量這樣的變形，至少還需要一個附加的全球定位系統傳感器15。
該衛星的準平面的形狀尺寸減少了多途徑傳播的來源，後者構成該全球定位系統在精確地測定相對位置方面的主要限制。唯一的多途徑傳播來源就是該設備模塊12，並且至少後者的主要影響可以被消除掉。
正如前面所指出的，連接於該設備模塊12的一塊或多塊電池板14a不具備天線功能。因此，它們沒有安裝全球定位系統傳感器。如圖9所示，為了消除其他電池板14上的傳感器的多途徑傳播來源，只要忽略以最小入射角接收其信號的全球定位系統諸衛星就夠了。由於電池板14a的一部分或全部並不阻擋視野，所以上述最小入射角起碼小於該衛星的最小工作入射角(典型值為25°)。這樣的十分有限的阻擋給衛星提供充分的視野以便於系統進行工作。多途徑傳播限於經由該板20的邊緣20a的衍射。這種衍射並不集中於任何特定的方向，因此無法加以屏蔽。
該部件11的變形可以在每一個表面單元的層次上得到補償，上述的諸表面單元都具有對發射或接收的電磁波進行移相的裝置，並且該相位移允許該波束相對於該中間平面進行瞄準點的調整，並且該表面單元位於這個中間平面之上。可以從相鄰的全球定位系統諸傳感器的位置，得到該表面諸單元的位置。
由於在該變形測量過程中，該補償過程能夠在每一塊電池板的層次上提供一個局部的步驟，因此，該相位移允許在該電池板的層次上以及對有關的角度和位置偏移出現一個中間平面。有必要以協調的方式在同一塊電池板上加入一個對應於該電池板的參考點相對於通過一塊電池板的該參考點的所有天線的最終波束的波平面的偏移的相位項。
根據以上規定，特別是涉及全球定位系統多途徑傳播的規定，平面度補償可以達到1毫米以內，並且該中間平面的姿態可以測定到0.1°以內。這是對一項雷達任務的需求的充分響應，上述雷達包括高頻段(X波段)雷達，這種雷達對平面度的要求是最嚴格的。為了便於在這種需要高頻段的情況下實現平衡，最好將該高頻段諸電池板安置在部件11朝向模塊12的一端，以便減小來自模塊12的殘留的多途徑傳播的影響。正如在下文中將要指出的那樣，若該部件11不僅光有高頻段電池板(低頻，電池板14a)，則這樣的安排通常是可行的。
當然，在該天線組成部件是一塊受到變形的單獨的電池板的情況下，也可以用相同的方法應用基於全球定位系統傳感器相位測量的補償。設備模塊與發射系統現在，對設備模塊12進行更詳細的說明。
該設備模塊12安裝了除天線以外的各種設備單元，特別是雷達的核心電子部件、用於存儲圖象數據的存儲裝置、遙測裝置、以及各種輔助的設備單元，包括姿態與軌道控制系統，後者又包括諸磁強計、諸磁轉矩發生器、一個燃料箱和一個火箭發動機，還有遙控與星上控制裝置。
模塊12還包括一個蓄電池，若該部件11採用能源自給原理，則該蓄電池的容量可以減小到僅滿足該艙的特定需求。
在圖9和圖10中，這些不同的設備都被共同地用參考數字16來標識。
若該部件11採用能源自給原理，則在緊靠模塊12的第一塊電池板14a上安裝一個獨立的太陽能發電機，以便在有日照期間向該設備模塊12供電。在失去日照期間，該太陽能發電機被該蓄電池所接替，以便保存存儲於星上的數據並維持該設備模塊的工作。在衛星入軌期間也使用該蓄電池。
如圖10和圖11所示，在發射時，該設備模塊12也向成束的諸電池板14提供機械強度。
為了達到這個目的，該設備模塊12由一個圓柱形的支持封裝組成，諸電池板被摺疊於其中，它還有一個用火花打開的窗口，以便展開諸電池板。這種圓柱形的結構擴展了與該發射系統的圓形界面17，並有助於適應該發射系統提出的剛度要求。該衛星沿發射系統軸線方向的長度對應於該部件11的長度L。該圓柱體的長度直接地取決於該天線的長度L，其直徑則取決於一塊電池板14的基本高度。
該圓柱形封裝由兩個外殼18和19組成，在將成束的電池板以及該設備模塊的諸設備單元加以整合之後，外殼18和19就併攏在一起。其中一個外殼18將設備模塊12中的各種設備單元加以整合。另一個外殼19安裝一個火花切割器，用以確定一個具有兩塊鉸鏈板的窗口。這個切割器的爆炸形成和彈出這兩塊鉸鏈板，並且由安裝在外殼19上的兩組鉸鏈使之保持打開狀態，並配置於與該外殼18的界面上。
在發射時，各電池板一塊挨一塊地摺疊在一起，藉助於穿過所有電池板的若干拉杆，把它們固定到附屬於外殼18的一塊平板20之上。該平板的另一面安裝該衛星的諸設備單元的其餘部分。
這種結構有助於允許各種質量的定中心要求。通過令該平板20相對於該圓柱體的中間平面作適當的偏移，就能在發射時把質心定位於該發射系統的軸線上，而該圓柱體本身也把質心定位於該發射系統的軸線上。通過在平板20上調整諸設備單元的平衡，就可以在展開方式下實現兩種類型的質心定位，即將該模塊12的質心對準於該天線的平面，以及垂直地對準於該天線在方向L上的中點(有助於該部件11沿著局部垂線藉助於其較短的慣性軸實現自然對準，並限制施加於該衛星的太陽壓力力矩)。
除了該平板20之外，該鉸鏈板19a和19b的張開配置不會使該天線11受到全球定位系統信號的任何不必要的反射，同時，也給該外殼18所安裝的遙測天線留下所需的開闊的視野。
所提出的該衛星的圓柱形的形狀在發射狀態下還有一個好處，就是消除了對該發射系統的載荷整流罩的需求。附加的鼻錐，藉助於採用壓在外殼上或入軌後才展開的天線使唯一的外部附屬物(遙測天線)得以消除，以及將一個遮蓋著與該發射系統的接合部的防護罩可選地附加到該圓柱體的底部，以上這些就重構了等效於一個載荷整流罩的空氣動力學外形。上述的可選項導致了質量以及經過核定的該衛星的最大外形尺寸的增加，這是有待於協商的。
假設該長度L能做到小於5.5米，並假設摺疊後的天線組成部件11以及設備模塊12的厚度兼容於小於2米的直徑，它就兼容於計劃中的小型發射系統(洛克希德馬丁LLV3，麥克唐納道格拉斯DELTA-LITE)或者現有的中型發射系統(例如DELTA 2)的載荷整流罩。特別是當該天線組成部件11的總高度小於13米或15米(8或9塊電池板，每塊高1.7米)時，就符合這種情況，若採用通常的天線長度方案(採用一種通常的形狀尺寸以及一個標準的設備模塊)，將導致更大的質量和體積，並因而需要使用更加昂貴的發射系統(阿里安5，阿特拉斯II AS)。電池板的一般結構圖12表示本發明的衛星的電池板的一個可能的實施例的一般結構，其條件是僅從該電池板的一側進行輻射。
該電也板具有一種疊層結構，包括一個可選的整流罩21，一塊輻射板22、一個裝有電子裝置27的NIDA(註冊商標)型中間鋁結構、諸熱保護層24以及一塊裝有諸太陽能電池13的平板25。
在該中間結構23上加有I字形截面的水平的和垂直的加強筋，後者還用來安裝該平板25。
如圖13所示，該電池板被劃分為許多個功能單元28。
諸功能單元28中的電子裝置27被安置於該結構23與該熱保護層24之間。它們包括發送/接收和移相裝置，以及有關的控制裝置。它們也處理在該電池板背面由諸太陽能電池13向它們供應的電源。
每塊電池板都至少有一個貫穿其中的套筒，在發射時，利用一根從套筒中穿過的拉杆將電池板固定到支持封裝裡面。
由於一個單元29以及一個全球定位系統傳感器15二者抵銷了該天線的功能，因此它們可以有利地被組合到部分地抵銷了天線功能的一個公共的功能單元28中去。如圖14所示，這個單元29和這個全球定位系統傳感器15被有利地安置於靠近兩條加強筋的交叉處的所述單元28的邊緣部位。
由與該電池板有關的諸太陽能電池直接地向電池板上的微波設備諸單元供電，因此，可以在每一個單元的層次上，或者在含有若干單元的一個組的層次上實現電源自治。
可以通過光光纖維或通過同軸電纜向每一塊電池板或半電池板饋送微波信號，若信號來自該設備模塊12，可採用一種星形的配置，若信號來自該頂板(離地球最遠)，可採用一種菊花鏈式的配置，以便使得該電纜的長度構成所需的延遲線的一部分。
諸處理模塊(BFN，主模塊，輔助模塊)通過一組控制/命令總線連接到該設備模塊12。
將諸電子裝置27組合到同一個功能單元28，是藉助於集成或混合工藝而實現的。
在需要從一塊電池板兩側都進行輻射的情況下，一種可能的實現方法是用一塊裝有諸輻射元件的平板去替換一塊裝有諸太陽能電池的平板25。在這兩種情況下，為了便於整合以及跟該電子設備單元27連接，最好對這些平板的表面積加以限制，使得經過整合之後，每一塊平板都貼近由諸加強筋26的矩形柵格所形成的間隔。在這種方式下，部件的可拆卸性以及該電池板的可維修性得以保留。太陽能發電機的規模。
諸太陽能電池13都是砷化鎵/鍺類型的電池，例如，在最壞情況下(即處於其工作壽命的末期，具有最差的太陽入射角，並處於(120℃溫度下)也能提供電壓為10伏的所需的電流。對於該部件11的每一個功能單元都提供一串16個這種類型的電池。
所選用的砷化鎵工藝(而不是矽工藝)能耐受較高的太陽能電池溫度。
用這種方法產生的電能被存儲在裝置27所包含的諸電解和陶瓷電容器裡面，以便在該雷達脈衝發射期間，將該電壓降限制到設備能容許以及保持正常性能(典型值為10％)的範圍以內。
該電壓被限定於10伏。姿態與軌道控制在最簡單的形式中，使用一臺定向於該側滾軸的單推進火箭發動機。姿態控制實質上是由定軌與姿態保持發動機點火時(沿著方向V)以及該單推進火箭發動機對準不良時所出現的沿偏航軸的瞬態擾動所引起的。姿態保持的校正操作被分解為寬度十分有限的若干個基本脈衝，以便有效地給出沿偏航軸產生的角位移。這些基本脈衝導致沿偏航軸的重新定位。姿態保持過程的持續時間可以很長，但在兩個基本脈衝之間的時間內，應繼續保證該天線的日照與溫度條件。在姿態保持的機動過程中，推力是較弱的，並且最重要的(調整動作)相對來說並不頻繁出現。對於這種類型的衛星來說，由於阻力較弱(沿方向V的截面積非常小)，這種對姿態控制系統進行細分以及延長其反應時間的方案是可以接受的，即使它要求在一條或多條軌道上中斷正在進行的任務。以增加複雜性為代價，必要時可使用多臺在點火時間上受控的火箭發動機，以便實時地抵消沿偏航軸的不應有的力矩，並減少總的點火持續時間。該衛星的特性使得冷氣體推進成為可行，所增加的(燃料)存貯槽的質量跟採用肼的解決方案相比或許是可以接受的，包括在一項持續時間為10年的任務中都能給出低阻力，以便增加重力梯度。
在任務期間有必要去校正該軌道平面，特別是對於那些在當地時間6時/18時以外的時間裡使用的軌道來說，更是如此。這種類型的機動不同於前面所介紹的先讓該衛星沿偏航軸旋轉90°使得火箭發動機處於與該(軌道)平面垂直的位置然後沿方向V點火。
在該天線展開之前，通過對磁強計的測量結果進行濾波，可測出該姿態角，其精度達到1°的量級；展開之後可使用該天線所接收的全球定位系統信號，其精度得以改進，達到優於0.1°。
該磁性力矩發生器提供為阻尼沿俯仰軸和側滾軸的重力梯度的擺動效應、抵消諸永久性效應(太陽壓力)、以及當火箭發動機點火時從瞬時影響中恢復過來所需的諸力矩。
按照下列方式有利地獲得該天線組成部件11的初始姿態。
該部件11被展開，隨後將一種控制規律施加於該磁性力矩發生器，以降低僅用於磁強計測量的轉速。
該衛星被穩定於一個重力梯度平衡位置。
兩種平衡位置都是可能的，一種是該部件11位於該模塊12的下面，另一種是該部件11位於該模塊12的上面。
若該天線組成部件11被展開於該設備模塊12的下面，則該衛星將沿偏航軸旋轉，以便使諸太陽能發電機朝向太陽，為了對它的蓄電池進行充電並使之實現自給，隨後將一種新的控制規律施加於該磁性力矩發生器，以便使衛星沿著它的所有坐標軸再次旋轉，其後再次使用降速控制規律，以便返回到一種重力梯度平衡位置。
啟動和停止旋轉的過程不斷重複，直到該天線處於正確位置。
每啟動一次旋轉，該天線11就在兩次重新獲得所需姿態的機會中實現其中的一次。
所有這些導致一個由以下各部分(忽略冗餘性)組成的基本姿態控制與推進系統三個磁性力矩發生器、一個三軸磁強計、一臺星上計算機、一臺全球定位系統接收機、四組全球定位系統天線(在本例中，使用位於離地球最遠的諸電池板上的諸天線)、以及一個基於一臺單獨的火箭發動機的推進子系統。
要注意的是，這個姿態控制系統不使用任何種類的(地球的、太陽的或星體的)光學傳感器，使得其工作情況跟任務過程中的當地時間及其變化無關。姿態倒置的衛星(部件11在設備模塊的下面)或者姿態無關緊要的衛星衛星的名義姿態可以跟迄今為止所敘述的情況相反，即包括一組位於設備模塊12下方的天線組成部件。
所得到的好處是消除了在低值入射角下對雷達視野的限制。被用來避免阻擋視野的諸電池板14a仍然可以被用來在頂部諸電池板14的高度上避免對全球定位系統諸衛星的過分屏蔽，在這種情況下僅僅依賴於工作所需的最小數目的全球定位系統諸衛星。由於該設備模塊的平板20的反射容易引起的全球定位系統入射角諸方向的多途徑傳播，現在自然地被地球所屏蔽。以菊花鏈方式向諸電池板饋送微波信號開始於靠近模塊12的第一塊電池板，而不是位於另一端的電池板，其姿態如前面所述。
然而，對遙測天線應作出不同的安排，以避免部件11阻擋它的視野。一種解決方案是在設備模塊中設置兩組天線，分別位於該部件11的平面的兩側，因此，不管該站(衛星)相對於其軌道平面處於何種位置，總有一組天線是直接看得見的。每次通過(地面接收點)最多只需要一次天線切換操作。將遙測天線移出該平面使它有可能將來自這兩組天線的視野重疊在一起，並且當該站(衛星)進入該軌道平面時可以更靈活地處理其切換時間。
同樣，該衛星也可以被設計成工作於展開後所獲得的第一個平衡位置，並因此免除了前面所述的啟動和停止旋轉過程的諸步驟。從硬體的觀點來看，所需要的一切就是提供相應於兩種形狀尺寸的兩種類型的遙測鏈路，在最壞情況下諸電池板14a的面積不致於阻擋視線，兩種可切換的啟動該電池板的微波信號饋送系統的方法，以及兼容於兩種形狀尺寸的該模塊的熱控制方法。其餘部分對有效形狀尺寸的適配只產生次要的影響，當然主要是在軟體方面。
所有前面所述的內容同等地適用於這樣一種情況，即部件11分為兩部分，分別位於該模塊12的上方和下方。
應用於低頻段、高頻段或多頻段任務對一項任務來說，所有其他特性都應保持完全相同，該天線組成部件11的功能高度與波長成正比，其結果是，對高頻段(X或C波段)任務而言，不能自然地獲得重力梯度條件，而對低頻段(S、L或P波段)任務而言，則經常是這種情況。在整個高頻段，都有必要將實心的或空心的諸電池板14a附加到該設備模塊的太陽能發電機的電池板上。
將本系統應用於構成新一代雷達的若干要求之一的頻率組合，(其效果)也完全是最佳的，因為用於不同頻率的所有電池板都對總的重力梯度作出貢獻，並且它不(或不再)需要加入諸板14a。特別是，對於一塊具有八塊功能性電池板14的L波段任務來說，加入一塊同樣大小的X波段電池板以構成一個雙頻任務就足夠了，該任務服從於該設備模塊相對於單頻情況下的有餘裕的重定大小。不同的頻率可以使用該天線的不同的功能長度L，一塊標準的電池板的長度由較短的諸電池板的表面的非功能性擴展來保持，這有助於必要時定中心條件(質量，太陽壓力推力的中心，等等)的保持。
在該部件11的每一組無線都作出能源自給的選擇的情況下，在高頻段，在諸電池板背面的諸太陽能電池應當更加稠密，像「鋪地毯」那樣，因為總的來說功率要求有所增加(這是雷達的情況)，並且該天線的高度趨於減小。萬一出現能源不足並且需要依靠該部件11中除所述天線背面以外的附加的電池區域來供電，在這種情況下，最好將這些區域安置在直接靠近所述天線任何一側的地方，以便限制輸電連接線(的長度)，並且可能保留前面所述的完全電子積木化的概念。應用於單遍式雷達幹涉儀任務單遍式雷達幹涉儀主要用於獲得地形數據，它包括兩組從空間上分隔開的天線，其中一組天線管發送，二者都管接收，該儀器通過這兩組天線同時形成兩幅圖象。該數據的精度取決於由兩組垂直於速度矢量的天線所形成的、並且跟波長有關的底邊長度，因此，對同一臺衛星幹涉儀的諸天線來說，只有在高頻段(X或C波段)以及天線諸底邊超過10米或15米的情況下才是可行的。
將一項幹涉儀任務加入到本發明的雷達衛星中去是一件簡單的事情，其次，一般來說，僅用於接收的天線可以是一塊單獨的電池板14，因為它可能不需要在高值入射角下進行工作(入射角決定該天線高度)，並由於該天線僅用於接收，耗電量很少，或者不耗電，因此對該天線背面的太陽能發電機的需求顯著地降低了。在一種僅使用高頻段的任務的情況下，這個電池板14被加入到兩塊電池板14a之間，其中一塊電池板14a用以避免阻擋視野(並可能安裝用於該模塊的太陽能發電機)，另一塊電池板14a專門用於產生重力梯度。若沒有後一塊電池板14a，或者雖然有但不夠數，則要加入另外的電池板，以便獲得所需的底邊高度。在多頻段任務的情況下，該幹涉儀任務一般只涉及一個高頻段，工作於所述高頻段的該幹涉儀接收天線所在的電池板14以及該主天線分別安置在該部件11的相對的兩端，藉助於一塊用以避免阻擋視野的電池板14a，將二者跟該設備模塊分隔開。通過在必要時進一步地加入沒有天線功能的電池板14a，就可以增加用這種方法獲得的幹涉儀(天線)底邊的尺寸。
為了進一步地減小引入幹涉儀功能所帶來的影響，用於該模塊以及用於幹涉儀接收天線的太陽能發電機的功能可以合併於同一塊電池板14a。幹涉儀的耗電量非常低，它把該發電機功能留給該模塊使用，也沒有必要採取避免阻擋該接收天線的視野的措施，因為沒有必要讓它瞄準最小數值的入射角，或者倘若所需的高度小於一塊電池板的高度，那麼它就可以只佔用該電池板的上半部，即較好的暴露部分，特別是如果不使用非常高的頻段時，就會遇到這種情形。
這樣一來，就以低廉的造價加入了幹涉儀功能，然而對一顆常規的衛星來說，就需要引入一根在其端部安裝該接收天線的專門的可展開的桅杆。在國際合作場合中的共享與均衡運作如果要在國際空間合作中取得成功，那就應當保證在不同的國家之間公平地分擔任務，不僅在研製方面，而且也在運行方面。不幸的是，對一個遙感系統來說，關鍵的工作任務，即編程，必須集中進行，以保證最佳的無衝突的需求管理並維護該衛星的完整性。如果一個自然地承擔在其領土上設立該任務的編程中心以及該衛星控制中心(因為後者一般地不能跟該編程中心分開)的任務的主要的合作夥伴缺席，就會產生一個無法解決的問題。
那種讓每一個合作夥伴在衛星的可見圓所界定的區域內保留在圖象方面對衛星使用的控制權的方案，即類似於INTELSAT型通信衛星所採取的(租用一個重發器或者一個波束)做法，到現在為止一直行不通。對軌道中部分資源的使用往往影響到它們在別處的可用性，因此，集中化的協調仍然是不可缺少的。在光學遙感中，改變正在瞄準的方向所產生的延時可能很長(以便讓衛星或反射鏡重新定向)，而對於一部現代的輕型雷達來說，所面監的問題則是蓄電池的再充電時間、發射機的開/關限制或者諸設備單元的熱狀態極限。
通過讓部件11採取能源自給的選擇，如圖4以及其後諸圖所示的衛星原理允許該雷達在有日照期間連續工作。因為在這種地理上的共享方案中，所收集到的數據並不存儲在衛星上，而是以實時方式重發到地面站(不使用存儲和交換功能)，這樣一來，共享衛星數據的問題可能被縮小為在各合作夥伴之間簡單地分配可見圓並且在編程和數據採集方面保證各自的自治與自主權的問題。
然而，這種從地理上對該衛星進行分區訪問的新能力，其本身並不足以允許每一個合作夥伴在它的區域內保留對該衛星的控制權。同樣有必要為管理該衛星並維持其狀態而留有餘地。要注意的是，部件11的完全電子積木化結構提供了能抗禦因編程中的失誤而引起的任何故障的穩固性。由一個射頻模塊和一個相應的太陽能電池組所構成的基本功能單元實際上應當將諸電池所供給的電能消耗掉，並且跟它對整體的功能貢獻無關，因此，所述單元僅經受一種由該太陽能電池和該電子裝置的當前狀態所支配、並且跟該單元的激活與編程狀態無關的熱狀態。該部件11沒有冗餘備份，但它僅經受與基本功能諸單元的失效或劣化有關的性能上的進行性劣化。每一個合作夥伴都會同意處理這種劣化的最佳辦法(藉助於選擇待激活的諸單元以及待形成的天線方向圖規律)，而不是去影響該劣化過程本身(沒有故障傳播過程)。
除了實時圖象處理編程、部件11的技術操作以及該圖象產品類型(地面掃描軌跡、波形、解析度、入射角)等方面以外，每一個合作夥伴都可以根據當地的需求和愛好去開發和推廣雷達方面的專門技術。集成到該設備模塊中去的該載荷部件也從一個連續供電的電源那裡得到好處，但不同於該天線組成部件11，它不是由大量的相同功能的諸單元積累而成的。由於所使用的技術的操作嚴格性水平較低(沒有管道，沒有機械裝置，沒有因配置而引起的延時，等等)以及縮小了各功能部件的尺寸，使得一個由諸部件組成的冗餘系統成為可行，其中，可以由每一個合作夥伴互換地激活的開關的數目也減少了。在這種情況下，共享的概念可以擴展到所有的載荷。
衛星的運行也需要軌道控制諸功能(軌道保持以及太陽能電池板陣列的粗姿態的保持)，這需要從地面進行控制。另一方面，不受使用載荷的影響，這些功能導致對偶然地影響所有合作夥伴的訪問的名義上可預報的限制(例如穩定時間與機動)。它們應當被集中化並被委託於一個由各合作夥伴承擔費用的獨家代理，但在操作中不跟各合作夥伴進行交互。
前面的共享方案是針對最可能出現的靜態模式來敘述的，為的是說明從整體上消除互互連接和互相依賴(共享軌道弧線或者復蓋區)，並得益於在啟動程序方面增加了的簡易性，這些程序涉及大量的小規模合作夥伴。在此基礎上的其他協議也是可行的合作夥伴相互之間，或者是個別的或者是一般化的，關於軌道弧線的動態分配的更緊密的協議，或者引入一個中央合作夥伴，專門負責記錄圖象，並管理在未分配的弧線內的星上存儲器，或者代表本地的合作夥伴。
重要的是指出這樣一點這種共享概念在無所不在的能源資源方面是位居第一的。而在常規衛星上要做到這一點就得增大太陽能發電機的裕量，從而需要使用重型的設備模塊，隨之導致使用重型的發射系統。圖4和其後諸圖所示的衛星的特有的好處在於這種容量是固有的，而且不用花錢就能得到。
權利要求
1.一個低軌道遙感或遠程通信衛星，包括一個平面天線形成部件，所述的天線形成部件基本上處在一個通過地球中心的平面上，(a)所述的衛星沿著天線形成部件的一個高度有一個天線仰角控制裝置的一個陣列，所述的諸控制裝置中的每一個都作用在所述的天線形成部件的一個天線部分的一個控制點，諸控制點被沿著天線形成部件的高度的諸間隔分開；(b)諸天線部分定義諸天線部分的一個陣列，所述的諸部分中的每一個提出一個固定的仰角圖覆蓋地球上入射角值的一個想要的範圍，諸天線部分的陣列定義一個主瓣和並不想得到的旁瓣。(c)每個天線部分的控制裝置包括對由所述的天線部分接收和發射的波的相位和振幅進行控制的裝置，以便能夠指定諸天線部分的主瓣的一個定向軸的方向，覆蓋入射角值的一個想要的範圍。(d)其中在諸控制點之間的諸間隔是這樣的，使得對於諸天線部分陣列的主瓣定向其上的任何定向軸，諸陣列不要的旁瓣基本上實際地被衛星的至少一部分掩蔽或被排斥在地球之外。陣列主瓣的增益受到諸部分的仰角圖的調製，保持在一個最小電平，而諸不要的陣列旁瓣的增益受到諸部分的仰角圖的調製，保持在最大電平的下面。
2.根據權利要求1的衛星，其中一個與一個控制點有關的天線部分由多個基本輻射元件構成，其中在同一個控制點的諸輻射元件之間引入一個有一個固定傾斜的恆定的相移。
3.根據權利要求1的衛星，其中與相位振幅控制裝置有關的諸天線部分在一個垂直方向上被分成各個段，每一段都與一個延時控制點相關。
4.根據權利要求3的衛星，其中在一個連續的分布結構中實現到和來自每個受控制的延時段的信號分布。
5.一個低軌道遙感或遠程通信衛星，包括一個平面天線形成部件，所述的天線形成部件基本上處在一個通過地球中心的平面上，(a)所述的衛星沿著天線形成部件的一個高度有一個天線仰角控制裝置的一個陣列，所述的諸控制裝置中的每一個都作用在所述的天線形成部件的一個天線部分的一個控制點上，諸控制點被沿著天線形成部件的高度的諸間隔分開；(b)諸天線部分定義諸天線部分的一個陣列，所述的諸部分中的每一個提出一個固定的仰角圖覆蓋地球上入射角值的一個想要的範圍，諸天線部分的陣列定義一個主瓣和並不想得到的旁瓣；(c)每個天線部分的控制裝置包括對由所述的天線部分接收和發射的波的相位和振幅進行控制的裝置，以便能夠指定諸天線部分陣列的主瓣的一個定向軸的方向，覆蓋入射角值的一個想要的範圍；其中在諸控制點之間的間隔基本上等於2λ，λ是工作波長。
全文摘要
本發明提供了一個低軌道遙感或遠程通信衛星，包括一個平面天線形成部件，所述的天線形成部件基本上處在一個通過地球中心的平面上，(a)所述的衛星沿著天線形成部件的一個高度有一個天線仰角控制裝置的一個陣列，所述的諸控制裝置中的每一個都作用在所述的天線形成部件的一個天線部分的一個控制點，諸控制點被沿著天線形成部件的高度的諸間隔分開；(b)諸天線部分定義諸天線部分的一個陣列，所述的諸部分中的每一個提出一個固定的仰角圖覆蓋地球上入射角值的一個想要的範圍，諸天線部分的陣列定義一個主瓣和並不想得到的旁瓣。
文檔編號B64G1/10GK1448315SQ0215718
公開日2003年10月15日 申請日期2002年12月19日 優先權日1996年3月20日
發明者讓－保羅·阿古特斯, 厄裡克·肯德, 賈奎斯·薩莫林 申請人:國家空間研究中心