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1 卫星系统
典型通信卫星平台包括下列系统。
1.1 通信和数据处理系统
通信和数据处理系统执行3个独立功能：接收和解调从地面站通过指令链路发射给卫星的信息；通过数据链路发送记录（遥控）数据或实时数据至地面接收站；通过遥测链路发送平台设备数据和其他遥测数据至地面站。
1.2 姿态和轨道控制系统
姿态和轨道控制系统用以确定卫星相对于当地法线的精准位置，为通信天线、图像敏感器和其他任务敏感器提供精确指向。姿态控制功能系统可以接受误差信号，据此基本的或精确的姿态确定功能系统通过3个反作用飞轮产生三轴姿态控制。基本的姿态确定功能系统从地球敏感器获取俯仰角和滚动角数据，从经太阳敏感器校正的陀螺仪获取偏航角信息，可提供精度在0.1°内的基本三轴指向。精确的姿态控制函数可通过经3个恒星敏感器校正的陀螺仪实现精度在0.01°之内的三轴指向。
1.3 跟踪、遥测和指令系统
跟踪、遥测和指令系统（测控，TT&C）接收来自航天器各系统的模拟、离散和数字化的信号，将其处理为连续数据流，然后直接传输至地面或在星上存储起来待以后传输。传输至地面的这些数据经分析和评估，可以判断航天器健康情况和运行状态。指令和控制功能是全数字化的，它提供了从助推器分离到转移轨道的发射制导，控制卫星在轨期间的姿态和工作模式。系统按地面站的指令和数据及卫星上其他系统的信号和数据实施控制，它的另一个关键功能是提供误差修正编码。
1.4 电源系统
电源系统在额定电压范围内产生、储存、调节、控制和分配电能，为所有平台和有效载荷供电，并在出现可靠性故障时对电源系统所有部件提供保护。电源系统基本组成有太阳电池阵、太阳电池阵驱动装置、蓄电池组、蓄电池组充电/放电调节器、母线电压调节器、负载开关、熔断器、配电器和电缆。电缆包括导线和连接各部件的电连接器。
在地球轨道上的卫星，太阳电池阵每轨道周期旋转一圈，以法相角或接近法相角跟踪太阳，这种旋转由速率-伺服系统控制。卫星计算机计算出星体信息和位置误差，以得到速率控制信号。正常的旋转率是0.06（°）/s，使用滑环和碳刷提供太阳电池阵和卫星本体之间的旋转连接。特定速率旋转的控制信号来自于测控系统，它同时也确定旋转方向。
1.5 热控系统
热控系统在卫星正常和非正常的运行状态下，确保所有仪器的温度在规定的范围内。根据需要可提供被动冷却和主动冷却两种降温方法。该系统的典型组成部分包括：固定辐射器、热控百叶窗、多层隔热材料、热涂层、热控带、加热器、自动调温器、温度敏感器和控制电子电路。其中，热敏电阻被广泛用做温度传感器。热控系统部件的规格根据电源平均热耗、来自太阳的外部热量输入、地球反射的太阳光以及长波（红外）辐射热量确定。
1.6 结构和机构系统
结构和机构系统主要提供固定和连接各个机械部件的框架。入轨后吊杆、太阳电池阵和其他部件的展开机构通常也包含在该系统内。展开机构的电源电路和装置都采取了电磁屏蔽措施，以避免发生误展开。展开动作由装有弹簧的旋转机构完成，由充满黏性液态硅的旋转叶片阻尼器控制旋转速率。太阳电池阵展开机构一般还包括绳切割器和/或杆切割器，结构材料通常选用镁和铝，复合材料也很常见。需要时还会用一些钢，偶尔用铍。
1.7 推进系统
推进系统在星箭分离后产生三轴推进控制力矩，在任务过程中保持卫星的动量不超过最大值。它常使用高压氦或氮和液态肼的混和物，氦气或氮气和肼放置在高压圆柱形的钛合金筒中。通过推进系统卫星也可获得用于变轨和轨道修正的速度变量Δv。
全球导航定位卫星（GPS），由美国空军的一系列中地球轨道通信卫星组成，其有效载荷天线朝向地球，通过太阳电池阵驱动装置，太阳电池阵吊杆保持南北指向。卫星主体南北面板中安装了蓄电池、电源调节器和电子控制设备。
2 地球轨道分类
地球是一个南北极微平的球体，它南北直径为12713.54 km，赤道直径为12756.32 km，两者相差42.78 km。地面上大气层高达160km，以后逐渐稀薄进入太空。地球卫星根据其典型参数进行分类，分为地球静止、地球同步、椭圆、近地卫星。
轨道以下列缩写符号表示：
1）GEO——地球同步轨道，距地面35786km；
2）MEO——中地球轨道，距地面2000～20000km；
3）LEO——低地球轨道，距地面200～2000km；
4）HEO——大椭圆轨道，如莫利亚（Molniya）。
通信卫星提供大面积的点对点、点对多点的互联和广播通信服务，同时它也能服务于固定或移动终端——在地面上、海面上、大气中或太空中。典型的卫星应答机从地面站接收上行信号，经频率转换后，放大并将其发射回地面。
在设置LEO和MEO轨道参数时，应避免地球周围（1.3～1.7倍地球半径以及3.1～4.1倍地球半径）辐射带，典型的LEO卫星高度为500～1500 km，轨道周期1.5～2h，在每个轨道周期，特定的地面站只有几分钟的时间能观察到卫星。典型的MEO卫星高度为5000～12000km，轨道周期是几个小时。大椭圆轨道上航天器在大部分轨道周期时间里都可以看到两极区域。
GEO卫星在35786km（22237英里）的高度上从西向东运行，其设计的轨道周期是24h，因而相对地球保持静止。在赤道平面内相隔120°布置3颗这样的卫星，就能保持连续覆盖除极地外的整个地球。运载火箭助推器和它的末级火箭将卫星发送到转移轨道一个椭圆轨道，地球在其一个焦点位置，远地点在地球同步轨道上；在远地点启动发动机，使轨道达到地球同步轨道的高度。各轨道的主要特性描述如下。 2.1 地球静止轨道
地球静止轨道是一种非常特殊的地球同步轨道（事实上，它是独一无二的）。它是位于地球赤道平面内，半径为42164km，倾角和离心率均为0的圆形轨道。放置在该轨道上的卫星与地球的旋转速率及方向（自西向东）同步同向，卫星相对于地球没有运动，因此从卫星上观察到的地球表面静止物体总是相同的。卫星轨道周期与地球自转周期相同，即23h56 min4.09s。因此，卫星发送到地球的电波和地面站发送到卫星的电波的位置是固定的，这就大大简化了卫星和地面站的设计和运行要求。然而，达到并保持在地球静止轨道在同轨道高度中是最费燃料的。目前，置于该轨道上的卫星数目众多，因而很难找到一个可以避免周围卫星无线电频率干扰的理想位置。美国国防部的跟踪与数据中继卫星（TDRS）就是一个地球静止轨道卫星的实例。该轨道的卫星容易产生飘移而离开指定的位置，因此，需要定期进行在轨位置保持操作。
太空中的时间以恒星时来记录，即基于恒星为参照背景的地球自转时间。地球上使用的太阳时是测量以太阳为参照背景的地球自转时间。在相同的太阳时，同一个恒星并不在同一个位置，但是，在同一个恒星时，恒星却日复一日地在同一个位置。一个恒星日有24个恒星小时，是地球绕通过地心和遥远恒星连接的假想轴旋转一圈所需的时间。恒星时选取地球上的春分点作为测量参考点。尽管这一点没有明显的恒星标志。
地球静止轨道的周期就是一个恒星日，它比平太阳日24h稍短一点，这是因为地球绕太阳公转，使太阳相对产生移动，地球旋转360°需365.24 d，即0.9856（°）/d。当地球相对于一个遥远恒星自转一次的时候，它已经沿着轨道西移。当地球开始旋转时，太阳在其位置东移0.9856°。于是，地球需要额外的时间东转与太阳保持一致。因此，地球在一个平太阳日必须旋转360.9856°，这样在从一个正午到另一个正午的24h内（86400 s），子午线就能调整正向太阳。地球旋转0.9856°的时间是235.91s，因而地球旋转周期是86164.09s，或者23h56min4.09s，这比平太阳日少3 min55.91s。
2.2 地球同步轨道
大多数商业通信卫星运行在众多的地球同步轨道上，地球静止轨道是独一无二的地球同步轨道。两者的差别很细微，但却非常重要。除了倾角可以是0°～90°之间的任意值之外，地球同步轨道同地球静止轨道非常相似。除0°倾角以外，其他倾角都需要地面站跟踪天线。有时，这并不是一个缺点，因为地面站由于其他原因也要用到跟踪天线。可移动平台，例如飞机和轮船，也需要跟踪天线。地球同步轨道可以节省发射时所需的燃料并易于轨道维护。如果卫星被置于i°倾角轨道，卫星正下方每天在i°南北方向上振荡，以“8”字形向南北方向飘移。该形状角高度就是振幅±（πi°/180）rad。远离赤道的运动导致理想卫星点和实际卫星点之间出现经度差。当卫星移向赤道时这一差别就显现出来。最大的经度偏离是（πi°/180）2/4，距离的变化是±（πi°/180）R0，R0是轨道半径。地面站必须与倾斜轨道卫星的南北向运动保持一致。
当太阳和月球不在赤道平面内时，它们合成的引力在地球南北方向的分量改变了地球静止和地球同步卫星的轨道倾角，速率是0.85（°）/a。为补偿这种轨道飘移，卫星需通过机动保持原有位置，需要耗费一些储存在卫星上的燃料。电弧推进可以提高推进效率并减少对燃料的需求。如果每年可以接受0.85°的飘移，则不必考虑电弧推进与位置保持所需的燃料；或在任务设计时就将其考虑进去，如TDRS。作为交换，卫星每天需要几度的偏航机动以保持指向地面站。
2.3 大椭圆轨道
在各种大椭圆轨道中，Molniya轨道是一条以一颗苏联通信卫星命名的特殊轨道，它的近地点为1000 km，远地点为39400km。该轨道周期为1/2个恒星日，所以卫星到达的所有远地点的高度都相同。Molniya轨道的优点在于它能很好地覆盖整个北半球，缺点是不能覆盖南半球。此外，它需要较多的卫星，且每个地面站需要两个跟踪天线。尽管GPS不在Molniya轨道，但由于它在圆轨道中选择的MEO位置，所以轨道周期也为1/2个恒星日。一些美国军用卫星使用倾角为63.4°的Molniya轨道，以便在12h的轨道周期中有10h可以侦察到俄罗斯。
2.4 低地球轨道
低地球轨道（LEO）是一个低高度的近似圆形的轨道。国际空间站（ISS）和NASA的航天飞机都在LEO工作。大多数通信卫星工作在GEO，但最近规划和/或已布放的一些星座则位于500～2000km、倾角为30°～90°（两极）的LEO。因为较之其他轨道更接近地球，所以一些更小、更简单的卫星可放在该轨道上。此外，双向通信在该轨道引入0.02s的延迟，而地球同步轨道则引入0.5s的延迟。所不利的是LEO通信卫星需要全方位天线，而为保证大范围的覆盖也需要许多的卫星。
2.5 太阳同步轨道
在太阳同步轨道上，卫星与太阳之间的连线和卫星轨道平面的夹角恒定，并且对太阳的视角恒定，一些特殊用途的卫星使用该轨道。
典型通信卫星平台包括下列系统。
1.1 通信和数据处理系统
通信和数据处理系统执行3个独立功能：接收和解调从地面站通过指令链路发射给卫星的信息；通过数据链路发送记录（遥控）数据或实时数据至地面接收站；通过遥测链路发送平台设备数据和其他遥测数据至地面站。
1.2 姿态和轨道控制系统
姿态和轨道控制系统用以确定卫星相对于当地法线的精准位置，为通信天线、图像敏感器和其他任务敏感器提供精确指向。姿态控制功能系统可以接受误差信号，据此基本的或精确的姿态确定功能系统通过3个反作用飞轮产生三轴姿态控制。基本的姿态确定功能系统从地球敏感器获取俯仰角和滚动角数据，从经太阳敏感器校正的陀螺仪获取偏航角信息，可提供精度在0.1°内的基本三轴指向。精确的姿态控制函数可通过经3个恒星敏感器校正的陀螺仪实现精度在0.01°之内的三轴指向。
1.3 跟踪、遥测和指令系统
跟踪、遥测和指令系统（测控，TT&C）接收来自航天器各系统的模拟、离散和数字化的信号，将其处理为连续数据流，然后直接传输至地面或在星上存储起来待以后传输。传输至地面的这些数据经分析和评估，可以判断航天器健康情况和运行状态。指令和控制功能是全数字化的，它提供了从助推器分离到转移轨道的发射制导，控制卫星在轨期间的姿态和工作模式。系统按地面站的指令和数据及卫星上其他系统的信号和数据实施控制，它的另一个关键功能是提供误差修正编码。
1.4 电源系统
电源系统在额定电压范围内产生、储存、调节、控制和分配电能，为所有平台和有效载荷供电，并在出现可靠性故障时对电源系统所有部件提供保护。电源系统基本组成有太阳电池阵、太阳电池阵驱动装置、蓄电池组、蓄电池组充电/放电调节器、母线电压调节器、负载开关、熔断器、配电器和电缆。电缆包括导线和连接各部件的电连接器。
在地球轨道上的卫星，太阳电池阵每轨道周期旋转一圈，以法相角或接近法相角跟踪太阳，这种旋转由速率-伺服系统控制。卫星计算机计算出星体信息和位置误差，以得到速率控制信号。正常的旋转率是0.06（°）/s，使用滑环和碳刷提供太阳电池阵和卫星本体之间的旋转连接。特定速率旋转的控制信号来自于测控系统，它同时也确定旋转方向。
1.5 热控系统
热控系统在卫星正常和非正常的运行状态下，确保所有仪器的温度在规定的范围内。根据需要可提供被动冷却和主动冷却两种降温方法。该系统的典型组成部分包括：固定辐射器、热控百叶窗、多层隔热材料、热涂层、热控带、加热器、自动调温器、温度敏感器和控制电子电路。其中，热敏电阻被广泛用做温度传感器。热控系统部件的规格根据电源平均热耗、来自太阳的外部热量输入、地球反射的太阳光以及长波（红外）辐射热量确定。
1.6 结构和机构系统
结构和机构系统主要提供固定和连接各个机械部件的框架。入轨后吊杆、太阳电池阵和其他部件的展开机构通常也包含在该系统内。展开机构的电源电路和装置都采取了电磁屏蔽措施，以避免发生误展开。展开动作由装有弹簧的旋转机构完成，由充满黏性液态硅的旋转叶片阻尼器控制旋转速率。太阳电池阵展开机构一般还包括绳切割器和/或杆切割器，结构材料通常选用镁和铝，复合材料也很常见。需要时还会用一些钢，偶尔用铍。
1.7 推进系统
推进系统在星箭分离后产生三轴推进控制力矩，在任务过程中保持卫星的动量不超过最大值。它常使用高压氦或氮和液态肼的混和物，氦气或氮气和肼放置在高压圆柱形的钛合金筒中。通过推进系统卫星也可获得用于变轨和轨道修正的速度变量Δv。
全球导航定位卫星（GPS），由美国空军的一系列中地球轨道通信卫星组成，其有效载荷天线朝向地球，通过太阳电池阵驱动装置，太阳电池阵吊杆保持南北指向。卫星主体南北面板中安装了蓄电池、电源调节器和电子控制设备。
2 地球轨道分类
地球是一个南北极微平的球体，它南北直径为12713.54 km，赤道直径为12756.32 km，两者相差42.78 km。地面上大气层高达160km，以后逐渐稀薄进入太空。地球卫星根据其典型参数进行分类，分为地球静止、地球同步、椭圆、近地卫星。
轨道以下列缩写符号表示：
1）GEO——地球同步轨道，距地面35786km；
2）MEO——中地球轨道，距地面2000～20000km；
3）LEO——低地球轨道，距地面200～2000km；
4）HEO——大椭圆轨道，如莫利亚（Molniya）。
通信卫星提供大面积的点对点、点对多点的互联和广播通信服务，同时它也能服务于固定或移动终端——在地面上、海面上、大气中或太空中。典型的卫星应答机从地面站接收上行信号，经频率转换后，放大并将其发射回地面。
在设置LEO和MEO轨道参数时，应避免地球周围（1.3～1.7倍地球半径以及3.1～4.1倍地球半径）辐射带，典型的LEO卫星高度为500～1500 km，轨道周期1.5～2h，在每个轨道周期，特定的地面站只有几分钟的时间能观察到卫星。典型的MEO卫星高度为5000～12000km，轨道周期是几个小时。大椭圆轨道上航天器在大部分轨道周期时间里都可以看到两极区域。
GEO卫星在35786km（22237英里）的高度上从西向东运行，其设计的轨道周期是24h，因而相对地球保持静止。在赤道平面内相隔120°布置3颗这样的卫星，就能保持连续覆盖除极地外的整个地球。运载火箭助推器和它的末级火箭将卫星发送到转移轨道一个椭圆轨道，地球在其一个焦点位置，远地点在地球同步轨道上；在远地点启动发动机，使轨道达到地球同步轨道的高度。各轨道的主要特性描述如下。 2.1 地球静止轨道
地球静止轨道是一种非常特殊的地球同步轨道（事实上，它是独一无二的）。它是位于地球赤道平面内，半径为42164km，倾角和离心率均为0的圆形轨道。放置在该轨道上的卫星与地球的旋转速率及方向（自西向东）同步同向，卫星相对于地球没有运动，因此从卫星上观察到的地球表面静止物体总是相同的。卫星轨道周期与地球自转周期相同，即23h56 min4.09s。因此，卫星发送到地球的电波和地面站发送到卫星的电波的位置是固定的，这就大大简化了卫星和地面站的设计和运行要求。然而，达到并保持在地球静止轨道在同轨道高度中是最费燃料的。目前，置于该轨道上的卫星数目众多，因而很难找到一个可以避免周围卫星无线电频率干扰的理想位置。美国国防部的跟踪与数据中继卫星（TDRS）就是一个地球静止轨道卫星的实例。该轨道的卫星容易产生飘移而离开指定的位置，因此，需要定期进行在轨位置保持操作。
太空中的时间以恒星时来记录，即基于恒星为参照背景的地球自转时间。地球上使用的太阳时是测量以太阳为参照背景的地球自转时间。在相同的太阳时，同一个恒星并不在同一个位置，但是，在同一个恒星时，恒星却日复一日地在同一个位置。一个恒星日有24个恒星小时，是地球绕通过地心和遥远恒星连接的假想轴旋转一圈所需的时间。恒星时选取地球上的春分点作为测量参考点。尽管这一点没有明显的恒星标志。
地球静止轨道的周期就是一个恒星日，它比平太阳日24h稍短一点，这是因为地球绕太阳公转，使太阳相对产生移动，地球旋转360°需365.24 d，即0.9856（°）/d。当地球相对于一个遥远恒星自转一次的时候，它已经沿着轨道西移。当地球开始旋转时，太阳在其位置东移0.9856°。于是，地球需要额外的时间东转与太阳保持一致。因此，地球在一个平太阳日必须旋转360.9856°，这样在从一个正午到另一个正午的24h内（86400 s），子午线就能调整正向太阳。地球旋转0.9856°的时间是235.91s，因而地球旋转周期是86164.09s，或者23h56min4.09s，这比平太阳日少3 min55.91s。
2.2 地球同步轨道
大多数商业通信卫星运行在众多的地球同步轨道上，地球静止轨道是独一无二的地球同步轨道。两者的差别很细微，但却非常重要。除了倾角可以是0°～90°之间的任意值之外，地球同步轨道同地球静止轨道非常相似。除0°倾角以外，其他倾角都需要地面站跟踪天线。有时，这并不是一个缺点，因为地面站由于其他原因也要用到跟踪天线。可移动平台，例如飞机和轮船，也需要跟踪天线。地球同步轨道可以节省发射时所需的燃料并易于轨道维护。如果卫星被置于i°倾角轨道，卫星正下方每天在i°南北方向上振荡，以“8”字形向南北方向飘移。该形状角高度就是振幅±（πi°/180）rad。远离赤道的运动导致理想卫星点和实际卫星点之间出现经度差。当卫星移向赤道时这一差别就显现出来。最大的经度偏离是（πi°/180）2/4，距离的变化是±（πi°/180）R0，R0是轨道半径。地面站必须与倾斜轨道卫星的南北向运动保持一致。
当太阳和月球不在赤道平面内时，它们合成的引力在地球南北方向的分量改变了地球静止和地球同步卫星的轨道倾角，速率是0.85（°）/a。为补偿这种轨道飘移，卫星需通过机动保持原有位置，需要耗费一些储存在卫星上的燃料。电弧推进可以提高推进效率并减少对燃料的需求。如果每年可以接受0.85°的飘移，则不必考虑电弧推进与位置保持所需的燃料；或在任务设计时就将其考虑进去，如TDRS。作为交换，卫星每天需要几度的偏航机动以保持指向地面站。
2.3 大椭圆轨道
在各种大椭圆轨道中，Molniya轨道是一条以一颗苏联通信卫星命名的特殊轨道，它的近地点为1000 km，远地点为39400km。该轨道周期为1/2个恒星日，所以卫星到达的所有远地点的高度都相同。Molniya轨道的优点在于它能很好地覆盖整个北半球，缺点是不能覆盖南半球。此外，它需要较多的卫星，且每个地面站需要两个跟踪天线。尽管GPS不在Molniya轨道，但由于它在圆轨道中选择的MEO位置，所以轨道周期也为1/2个恒星日。一些美国军用卫星使用倾角为63.4°的Molniya轨道，以便在12h的轨道周期中有10h可以侦察到俄罗斯。
2.4 低地球轨道
低地球轨道（LEO）是一个低高度的近似圆形的轨道。国际空间站（ISS）和NASA的航天飞机都在LEO工作。大多数通信卫星工作在GEO，但最近规划和/或已布放的一些星座则位于500～2000km、倾角为30°～90°（两极）的LEO。因为较之其他轨道更接近地球，所以一些更小、更简单的卫星可放在该轨道上。此外，双向通信在该轨道引入0.02s的延迟，而地球同步轨道则引入0.5s的延迟。所不利的是LEO通信卫星需要全方位天线，而为保证大范围的覆盖也需要许多的卫星。
2.5 太阳同步轨道
在太阳同步轨道上，卫星与太阳之间的连线和卫星轨道平面的夹角恒定，并且对太阳的视角恒定，一些特殊用途的卫星使用该轨道。