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Gebiet der
Erfindung
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Diese
Erfindung bezieht sich allgemein auf das Gebiet der Satellitenkommunikationssysteme und
deren Betriebsverfahren. Insbesondere bezieht sich diese Erfindung
auf ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Strahlenmanagement in
einem Satellitenkommunikationssystem.
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Hintergrund
der Erfindung
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In
den letzten Jahren hat die Telekommunikationsindustrie die Entwicklung
und den Einsatz der ersten kommerziellen Satellitenkonstellationen
auf nicht-geostationären
Umlaufbahnen (NGSO: Nongeostationary Orbit) beobachtet, um auf den
schnell expandierenden Bedarf nach globalen Telekommunikationsdiensten
zu antworten. Solche Satellitenkommunikationssysteme haben das Potential,
weltweite und/oder regionale Abdeckung bei wesentlich geringeren
Kosten zur Verfügung
zu stellen, als dies unter Verwendung eines terrestrischen Netzwerks
möglich wäre. Solche
Satellitenkommunikationssysteme haben auch das Potential, über Satellit-zu-Satellit- und Satellit-zu-Boden-Verbindungen
wirtschaftliche Dienstleistungen an nahezu jeden Punkt der Erde
zu liefern, selbst an entlegende und dünn besiedelte Gebiete, wo es
sein kann, dass es nicht wirtschaftlich durchführbar ist, ein terrestrisches
Netzwerk einzusetzen. Von verschiedenen Satelliten-Kommunikationssystemen,
die vorgeschlagen wurden, schlagen einige vor, eine weltweite Abdeckung
bereitzustellen, während
andere vorschlagen, regionale Abdeckung oder Abdeckung innerhalb
eines bestimmten geographischen Breitenbandes zur Verfügung zu
stellen. Unter diesen Satelliten-Kommunikationssystemen wurden sowohl
Satellitenkonstellationen vorgeschlagen, die mit polaren Umlaufbahnen
entworfen sind, als auch solche mit geneigten Umlaufbahnen.
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In
NGSO-Satelliten-Kommunikationssystemen oder -Netzwerken, bewegen
sich die Satelliten mit relativ hohen Geschwindigkeiten über die
Oberfläche
eines darunter liegenden Himmelkörpers,
wie beispielsweise die Erde. Wenn er über die Oberfläche der
Erde streicht, projiziert ein NGSO-Satellit einen Satelliten-"Sendebereich" (footprint), aufgebaut aus
einer Anzahl von Funkfrequenz-(RF-: radio frequency) "Strahlen" oder "Zellen" auf Systembenutzer zu,
die auf oder nahe der Erdoberfläche
positioniert sind. In diesem Zusammenhang ist eine "Zelle" definiert als der
von einem einzelnen Antennenstrahl auf der Erdoberfläche gebildete
Abdeckungsbereich und ein Satelliten-"Sendebereich" (footprint) ist definiert als die Aggregation
aller von der/den Antenne/n eines einzelnen Satelliten gebildeten
Zellen. Alle Zellen enthalten mehrere Kanäle. Wünschens werterweise erfolgt
die Zuordnung des Kanalzugriffs zu den Zellen des Systems mittels
Frequenz, Zeit, durch Kodierung oder durch eine Kombination von
Frequenz, Zeit und/oder Kodierung, so dass Kommunikationen, die
in benachbarten Zellen auftreten, unterschiedliche Kanäle verwenden,
um den Effekt der Interferenz zwischen Kanälen zu minimieren.
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Da
jeder NGSO-Satellit für
einen bestimmten Systembenutzer während kurzer Zeitabschnitte
(typischerweise nur für
einige Minuten) sichtbar ist, werden Kommunikationen mit einer Dauer
von mehr als einigen Minuten mittels eines Übergabeprozesses ("Hand-Off") durch das Netzwerk
gehandhabt, was das Umschalten des Kommunikationsdienstes zwischen
Zellen oder Strahlen eines einzelnen Satellitensendebereichs oder
Zellen oder Strahlen unterschiedlicher Satelliten innerhalb des
Satelliten-Kommunikationssystems einbezieht, um eine kontinuierliche
Kommunikation sicherzustellen.
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Typischerweise
wird, wenn eine Übergabe auftritt,
eine Kommunikationseinheit (CU: communication unit), wie etwa ein
Kommunikationsgerät,
das von einem Systembenutzer verwendet wird, um über das System zu kommunizieren,
einem neuen Zeit/Frequenz-Kanal im nächsten Strahl oder der nächsten Zelle
zugeordnet. Jedes solches Übergabeereignis
erfordert den Austausch von Signalgebungsmitteilungen zwischen dem
Satelliten und der CU. Außerdem
wird es, da Hardware-Ressourcen nicht gleichzeitig mit mehr als
einem Strahl (oder einer Zelle) verbunden werden können, erforderlich,
jedem Benutzer oder, präziser,
jeder von jedem Benutzer eingesetzten CU, separate Hardware-Ressourcen
zuzuordnen, wenn eine CU an unterschiedliche Zellen eines einzelnen
Satelliten und/oder an Zellen unterschiedlicher Sa telliten weitergeleitet
wird. Übergabepfade
unterschiedlicher Benutzer neigen dazu, uneinheitlich zu sein, wenn
CUs zwischen Zellen übergeben
werden. Uneinheitliche Übergabepfade unter
mehreren Benutzern komplizieren den Hardware-Ressourcen-Umschaltprozess, komplizieren die
Satelliten-Nutzlast-Erfordernisse
und können
wesentliche Belastungen des gesamten Satelliten-Kommunikationssystems
im Hinblick auf Verarbeitungsfähigkeiten
und Energieerfordernisse darstellen.
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Erdfeste
Satellitenzellen wurden vorgeschlagen, um ein Satelliten-Kommunikationssystem
mit erdnaher Umlaufbahn (LEO: low earth orbit) bereitzustellen,
welches die Belastungen des komplexen Umschaltens, welches sich
aus häufigen Übergaben ergibt,
lindert. Ein Beispiel für
ein zellulares, erdfestes Satellitensystem ist in dem US-Patent
Nr. 5,408,237 mit dem Titel "Earth-Fixed
Cell Beam Management for Satellite Communication System" beschrieben. Erdfeste
Systeme können Zell-zu-Zell-Übergaben
minimieren. Ein Nachteil zellularer, erdfester Satellitensysteme
ist es, dass diese Systeme Bedarfsvariationen nicht kompensieren,
da die Fokalrichtung für
die Projektion eines Satellitensendebereiches vorbestimmt ist. Darüber hinaus
hat jede Zelle in einem zellularen, erdfesten System eine festgelegte
Kapazität.
Daher kann nur eine Anzahl von Teilnehmern, die nicht die Kapazität der speziellen
Zelle überschreitet,
zu einer gegebenen Zeit das System benutzen.
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EP-A-0
516 039 offenbart ein Kommunikationssystem zwischen Satelliten mit
erdnaher Umlaufbahn und Terminals, in dem die Strahlen jedes Dienstbereichs
gemäß einer
räumlichen
Strahlsprung-Abtastung beleuchtet werden. Für jeden Satelliten und für jedes
Terminal werden Sendung und Emp fang zeitlich separiert und synchronisiert. EP-A-0
516 039 offenbart nicht das Gruppieren von Zellen, Strahlenstreifen
oder Hardware-Ressourcen.
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Daher
entgleitet der Satelliten-Kommunikationsindustrie
weiterhin eine Lösung
der Aufgabe, ein Satelliten-Kommunikationssystem hoher Kapazität zu Verfügung zu
stellen, welches die zerstörerischen, mit
Zell-zu-Zell-Übergaben
verbundenen Effekte minimiert. Was daher benötigt wird, sind ein Verfahren und
eine Vorrichtung, um den Übergabeprozess
in einem NGSO-Satelliten-Kommunikationssystem
zu vereinfachen.
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Kurze Beschreibung
der Zeichnungen
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Die
Erfindung wird weiter unten, insbesondere in den beigefügten Ansprüchen dargestellt.
Weitere Merkmale der Erfindung werden jedoch erkennbarer und die
Erfindung wird am besten verstanden unter Bezugnahme auf die nachfolgende,
detaillierte Beschreibung in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen,
in denen:
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1 ein stark vereinfachtes
Diagramm eines Teils eines Satelliten-Kommunikationssystems gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung illustriert;
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2 ein Strahlenmuster eines
Satellitensendebereichs gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung illustriert;
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3 eine schematische Darstellung
eines Beispiels einer Hardware-Gruppen-Zuordnung zu einer Strahlengruppe
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung illustriert;
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4 ein Verfahren zum Strahlenmanagement
illustriert, welches die Strahlenleistung in einem Satelliten-Kommunikationssystem
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung optimiert;
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5 eine schematische Darstellung
einer Umlaufspur eines die Erde umlaufenden Satelliten illustriert,
gezeigt im Verhältnis
zur Relativbewegung der Erde;
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6 eine schematische Darstellung
einer Satelliten-Bodenspur eines die Erde in einer geneigten Umlaufbahn
bei 48° in
Bezug auf die Erde umlaufenden Satelliten illustriert;
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7 einen Winkelversatz illustriert,
der zwischen einer Längsachse
eines Satellitensendebereichs und einem Systembenutzer oder einer
CU, die durch den Sendebereich geleitet wird, auftritt, wenn der
Satellit auf seiner Umlaufbahn läuft;
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8 eine graphische Darstellung
des Winkelversatzes illustriert, der bei verschiedenen geographischen
Breiten angetroffen wird, wenn der Satellit die Erde in einer erdnahen,
kreisförmigen,
geneigten Umlaufbahn (ungefähr
1.400 Kilometer (km)) bei 48° umläuft;
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9 eine schematische Ansicht
eines Satelliten in der Umlaufbahn illustriert und die Gier-, Nick-
und Roll-Verhaltensparameter
eines Satelliten darstellt;
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10 ein vereinfachtes Blockdiagramm
eines Satelliten gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung illustriert;
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11 eine schematische Ansicht
eines von vielen möglichen
Satellitendesigns eines Satelliten illustriert, welches verwendet
werden könnte,
um die Vorteile der vorliegenden Erfindung zu erreichen; und
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12 eine schematische Darstellung
einer Hardware-Gruppen-Zuordnung
zu einer Strahlengruppe gemäß einer
alternativen Ausführungsform der
vorliegenden Erfindung illustriert.
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Die
hiesige beispielhafte Darstellung illustriert eine bevorzugte Ausführungsform
der Erfindung in einer ihrer Formen und solch eine beispielhafte Darstellung
ist nicht gedacht in irgendeiner Weise limitierend ausgelegt zu
werden.
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Beschreibung einer bevorzugten
Ausführungsform
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Die
vorliegende Erfindung stellt u. a. ein Verfahren und eine Vorrichtung
zum Strahlenmanagement in einem Satelliten-Kommunikationssystem
bereit, welches wenigstens teilweise aus Satelliten besteht, die
sich in Bezug auf die Erdoberfläche
bewegen. Die vorliegende Erfindung stellt auch ein Verfahren und
eine Vorrichtung zum Management von Hardware-Ressourcen in einem
Kommunikationssystem zur Verfügung.
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Ein
Vorteil des Verfahrens und der Vorrichtung der vorliegenden Erfindung
ist es, dass die Komplexität
der Satelliten-Nutzlast stark vereinfacht werden kann, durch Management
der Satellitenstrahlen oder -zellen in einer Weise, welche die Strahlenleistung
optimiert und die Erfordernisse an die Nutzlastmöglichkeiten verringert, indem
ein Satellitensendebereich bereitgestellt wird, der den Übergabeprozess vereinfacht.
Diese Vorteile werden, wenigstens teilweise in verschiedenen Ausführungsformen,
erreicht, indem ein Satellitensendebereich in Streifen oder Spalten,
genannt "Strahlenstreifen" unterteilt wird,
die sich über den
Satellitensendebereich erstrecken, indem die Strahlenstreifen in "Strahlengruppen", bestehend aus einem
oder mehreren "Strahlenstreifen" gruppiert werden
und indem Selektivgruppen von Hardware-Ressourcen oder "Hardware-Gruppen" Strahlengruppen
zugeordnet werden. Eine Hardware-Gruppe
kann dann Kommunikationen innerhalb derjenigen Strahlengruppe unterstützen, der
die Strahlengruppe zugeordnet ist, wodurch das komplexe Schalten
minimiert wird, das ansonsten erforderlich wäre, wenn wesentliche seitliche Übergaben
nötig wären oder
wenn eine CU über
einen zufälligen
Zellpfad geleitet würde,
wie in Systemen nach dem Stand der Technik. Breite und Zusammensetzung
von Strahlengruppen können
eingestellt werden, um die Relativbewegung der Erde (und der auf
oder nahe der Erdoberfläche
positionierten CUs) im Verhältnis
zu der Satellitenumlaufspur, die einen Versatz einer Längsachse
eines Satellitensendebereichs von seiner erwünschten Ausrichtung mit Systembenutzern
auf dem Boden verursacht, zu kompensieren.
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Ein
weiterer Vorteil des Verfahrens und der Vorrichtung der vorliegenden
Erfindung ist es, dass sie eine verbesserte Satellitensteuertechnik
bereitstellt, um die Verwendung von Satelliten-Hardware-Ressourcen
zu verbessern. Dieser Vorteil wird wenigstens teilweise in einer
bevorzugten Ausführungsform
dadurch erreicht, dass bei wenigstens einem Satellitenfluglageparameter
eingestellt werden, während
sich ein Satellit in der Umlaufbahn befindet, um die Relativbewegung
der Erde im Verhältnis
zu einem Punkt auf dem Boden zu kompensieren, um die Orientierung
des Satellitensendebereiches auszurichten, im allgemeinen parallel
mit der erwünschten Bodenspur
von Systembenutzern durch einen Sendebereich.
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Ein "Satellit", wie in dieser Beschreibung
verwendet, bedeutet ein von Menschen gemachtes Objekt oder Fahrzeug,
welches die Erde umlaufen soll. Ein "Satellit" könnte
ein NGSO-Satellit sein, einschließlich, jedoch nicht limitiert
auf Satelliten, die die Erde in niedrigen oder mittleren Umlaufbahnen
umlaufen. Eine "Konstellation" bedeutet eine Anzahl
von Satelliten, die in Umlaufbahnen angeordnet sind, um eine spezifizierte
Abdeckung (z. B. Funkkommunikation, Fernerkundung, Navigation etc.)
eines Teils, von Teilen oder der gesamten Erde bereitstellt. Eine
Konstellation umfasst typischerweise mehrere Ringe (oder Ebenen)
von Satelliten und könnte
eine gleiche Anzahl von Satelliten in jeder Ebene aufweisen, obwohl
dies nicht essenziell ist. Der Ausdruck "Umlaufbahn", wie hier benutzt, bezieht sich auf
jegliche Bewegungstrajektorie oberhalb eines Himmelskörpers, einschließlich z.
B. kreisförmiger
und elliptischer Trajektorien. Die Ausdrücke "Zelle", "Strahl" und "Antennenmuster" sind nicht gedacht,
auf eine besondere Erzeugungsart limitiert zu sein, und umfassen
die durch entweder terrestrische oder weltraumbasierte Telekommunikationssysteme
und/oder Kombinationen davon erzeugten. Außerdem könnten, obgleich die vorliegende
Erfindung in einer bevorzugen Ausführungsform im Hinblick auf
Anwendbarkeit in einem Satelliten-Kommunikationssystem beschrieben
ist, das Verfahren und die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung
auch in anderen Satellitensystemen als Kommunikationssystemen eingesetzt
werden, einschließlich
Systeme für
Fernerkundungen, Ressourcenkartierungen, Informationshandel aus
dem Weltraum, Navigation (oder globale Positionsbestimmung) und
anderes.
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1 illustriert ein stark
vereinfachtes Diagramm eines Teiles eines Satelliten-Kommunikationssystems
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung. Das System 10 umfasst wenigstens
einen Satelliten 20 und irgendeine Anzahl von Kommunikationseinheiten
(CUs) 30. Vorzugsweise umfasst das System 10 auch
wenigstens eine Netzwerksteuerungseinrichtung (NCF; network control
facility) 40, die wünschenswerterweise
Telemetriedaten von den Satelliten 20 her empfängt und den
Betrieb des Satelliten 20 steuert. Allgemein könnten die
Satelliten 20, die CUs 30 und die NCF 40 des
Telekommunikationssystems 10 als ein Netzwerk von Knoten
betrachtet werden. Alle Knoten des Kommunikationssystems stehen
oder könnten über Kommunikationsverbindungen
in Datenkommunikation mit anderen Knoten des Kommunikationssystems 10 stehen.
Außerdem
stehen oder könnten
alle Knoten des Telekommunikationssystems 10 in Datenkommunikation
mit anderen Telefonievorrichtungen, die über öffentliche Netzwerke (PSTNs:
public service telephone networks) weltweit verteilt sind, und/oder
mit konventionellen terrestrischen Kommunikationsgeräten, die über herkömmliche
terrestrische Basisstationen mit einem PSTN verbunden sind, stehen.
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Bei
einer bevorzugten Ausführungsform
ist die vorliegende Erfindung auf weltraumbasierte Telekommunikationssysteme
anwendbar, die bestimmte Regionen auf einem Himmelskörper, wie
etwa der Erde 50, speziellen Zellen auf der Erde 50 zuordnen und
vorzugsweise auf Systeme, die Zellen über die Oberfläche der
Erde 50 bewegen. Obgleich die vorliegende Erfindung auf
weltraumbasierte Telekommunikationssysteme 10 mit wenigstens
einem Satelliten 20 in niedriger Erdumlaufbahn, mittlerer
Erdumlaufbahn oder andere NGSO an wendbar ist, ist der Satellit 20 in
niedriger Erdumlaufbahn um die Erde vorzugsweise geneigt bei 48° in Bezug
auf die Erde. Die vorliegende Erfindung ist jedoch auch anwendbar
auf weltraumbasierte Telekommunikationssysteme 10 mit Satelliten 20,
welche die Erde in beliebigem Neigungswinkel, einschließlich polarer, äquatorialer
geneigter oder anderer Umlaufmuster umlaufen. Der Satellit 20 könnte ein
einzelner Satellit oder einer von vielen Satelliten 20 in
einer Konstellation von die Erde 50 umlaufenden Satelliten
sein. Die vorliegende Erfindung ist anwendbar auf Systeme, in denen
eine Vollabdeckung der Erde nicht erreicht wird (d. h. wo es "Löcher" in der von der Konstellation gelieferten
Telekommunikationsabdeckung gibt), sowie auf Systeme, in denen ein
Mehrfachabdeckung von Teilen der Erde auftritt (d. h. mehr als ein
Satellit ist im Blick eines speziellen Punktes auf der Erdoberfläche).
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Vorzugsweise
kommuniziert jeder Satellit 20 mit anderen nahegelegenen
Satelliten 20 über
Querverbindungen (cross-links) 75. Diese Querverbindungen 75 bilden
ein Rückgrat
des weltraumbasierten Kommunikationssystems 10. Ein Anruf
oder eine Kommunikation von einer an irgendeinem Punkt auf oder
nahe der Erdoberfläche
positionierten CU 30 könnte über einen
Satelliten 20 oder eine Konstellation von Satelliten 20 zur
Umgebung im Wesentlichen irgendeines anderen Punktes auf der Erdoberfläche geleitet
werden. Die in dem System 10 gezeigten Querverbindungen 75,
sind, obgleich wünschenswert,
nicht notwendig oder kritisch, um die vorliegende Erfindung zu praktizieren.
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Die
CUs 30 könnten
irgendwo auf oder nahe der Erdoberfläche oder in der Atmosphäre über der Erde
positioniert sein. Das System 10 könnte an jede Anzahl von CUs 30 ange passt
werden. Die CUs 30 sind vorzugsweise Kommunikationsgeräte, die
in der Lage sind, Sprache und/oder Daten von Satelliten 20 und/oder
NCFs 40 zu empfangen und/oder zu senden. Der Ausdruck Kommunikationseinheit
(CU) soll sich auf jegliches Gerät
beziehen, das, entweder direkt oder indirekt, in der Lage ist, Signale
in Form abgestrahlter Energie oder auf andere Weise an bzw. von
einen/m Satelliten zu senden oder zu empfangen. Beispielsweise könnten CUs 30 handgehaltene, zellulare
Mobilfunk-Satellitentelefone 30a sein, die eingerichtet
sind, Übertragungen
an Satelliten 20 und/oder NCFs 40 zu senden oder
von diesen zu empfangen, oder sie könnten eine Basisstation 30b sein,
die in der Lage ist, Signale zwischen Satelliten 20 und
Telekommunikationsgeräten,
wie etwa stationäre
Telefone oder Mobilfunktelefone 30c, Pager 30d und/oder
mobile Computerterminals 30e, um nur einige zu nennen,
zu schalten. Darüber
hinaus könnten CUs 30 beispielsweise
feststehende Computerterminals sein, die in der Lage sind, Email-Mitteilungen,
Videosignale oder Facsimiliesignale zu senden. Beispielsweise könnte eine
CU 30 auch ein relativ stationäres Terminal 30f sein,
das auf einem, nahe eines oder auf dem Gelände eines Gebäudes, wie
etwa eines Hauses oder eines Geschäftsortes positioniert ist,
wobei die CU konfiguriert sein kann, Signale von oder an einem/n
oder mehrere(n) Satelliten 20 zu empfangen und/oder zu
senden. Eine CU 30 könnte die
Signale in geeigneter Form an ein oder mehrere Geräte weiterleiten,
die sich in Kommunikation mit der CU 30 befinden, wie etwa
beispielweise Fernseher 30g, Telefon 30h, Computer 30i der
andere ähnliche
Geräte.
Der Ausdruck CU bezieht sich auch auf mit einem PSTN verbundene
Gateways 30j auf oder nahe der Oberfläche der Erde 50.
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Bei
einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung kommunizieren CUs 30 mit Satelliten 20 unter
Verwendung eines begrenzten Teils des elektromagnetischen Spektrums,
der in viele Kanäle
unterteilt ist. Die Kanäle
sind vorzugsweise die L-Band-, K-Band-, S-Band-Frequenzkanäle oder Kombinationen davon,
könnten
aber auch Kommunikation mit Vielfachzugriff im Frequenzmultiplex
(FDMA: Frequency Division Multiple Access) und/oder Vielfachzugriff
im Zeitmultiplex (TDMA: Time Division Multiple Access) und/oder
Vielfachzugriff im Codemultiplex (CDMA: Code Division Multiple Access) oder
irgendeine Kombination davon betreffen. Andere Verfahren, wie sie
der Fachmann kennt, könnten verwendet
werden.
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1 zeigt zwei Satelliten 20,
die entlang eines Umlaufbahnpfades in einer Flugrichtung 60 über die
Oberfläche
der Erde 50 fliegen. Jeder Satellit 20 enthält wenigstens
eine Strahlungsschnittstelle, wie etwa eine Mehrstrahl- oder Richtantenne 70.
Jede Antenne 70 ist in der Lage, Strahlungsenergie entweder
zu senden oder zu empfangen oder sowohl zu senden als auch zu empfangen
und projiziert vorzugsweise wenigstens einen Strahl Strahlungsenergie 80 auf
die Erdoberfläche.
Der Ausdruck "Strahlungsenergie", wie hier verwendet,
bezieht sich auf alle Formen von Energie, die von einer Position
zu anderen transportiert wird, einschließlich aller Formen von Wellen
und Teilchen. "Strahlungsenergie" umfasst jedes oder
beides von elektromagnetischer und optischer Strahlung.
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Wenn
der Satellit 20 ein Telekommunikations-Satellit ist, beleuchtet
jeder von den Satelliten 20 projizierter Strahl Strahlungsenergie 80 eine
Fläche auf
der Erdoberfläche.
Die gesamte Fläche,
die von einem oder mehreren Strah len, die von jedem Satelliten 20 projiziert
werden, beleuchtet wird, wird kollektiv als Satelliten-"Sendebereich" 90 (footprint)
bezeichnet. Der Sendebereich 90 könnte entweder eine Sende- oder
Empfangszone für
Strahlungsenergie repräsentieren.
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2 illustriert ein Strahlenmuster
eines Satellitensendebereichs gemäß einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung. Der Sendebereich 90 weist eine
Längsachse 120 auf,
die wünschenswerterweise
im Wesentlichen mit einem Geschwindigkeitsvektor ausgerichtet ist,
der eine Flugrichtung 60 eines Satelliten 20 (1) repräsentiert. Wünschenswerterweise, jedoch
nicht notwendigerweise, ist der Sendebereich 90 in mehrere
Zellen 140 unterteilt. Der Bequemlichkeit halber illustriert 2 Zellen 140 als
im Allgemeinen oval geformt und Sendebereiche 90 als diskret,
im Allgemeinen rund geformt. Der Fachmann wird jedoch verstehen, dass
in der tatsächlichen
Praxis von dem Satelliten projizierte Zellen und Sendebereiche andere
Formen annehmen könnten
und beispielsweise elliptisch, hexagonal, rechteckig oder quadratisch
sein könnten. Bei
einer bevorzugten Ausführungsform
tritt ein gewisser Überlapp
der Zellen 140 auf. Es ist jedoch nicht notwendig, dass
die Zellen 140 überlappen,
um die vorliegenden Erfindung auszuführen.
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Wie
in 2 illustriert, sind
die Zellen 140 wünschenswerterweise
in Spalten von einzelnen Zellen 140 über den Sendebereich 90,
im Allgemeinen in Linie mit der Längsachse 120, ausgerichtet.
Jede Spalte von Zellen umfasst einen Strahlenstreifen 130.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung sind die Strahlenstreifen in Strahlengruppen
angeordnet, um Strahlen- und Hardware-Management zu erleichtern,
wie in größeren Detail
unter Bezugnahme auf die 3 und 4 diskutiert wird. Alternativ
könnten
die Strahlenstreifen 130 so wenig wie eine einzelne Zelle,
die sich über den
Sendebereich erstreckt, umfassen.
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3 illustriert eine schematische
Darstellung eines Beispiels einer Hardware-Gruppen-Zuordnung zu
einer Strahlengruppe gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung. Der Satellit 20 (1) enthält mehrer Hardware-Ressourcen
oder Hardware-Ausrüstungselemente,
wie etwa beispielsweise einen oder mehrere Abwärtsumsetzer 310, einen
oder mehrere Eingangs-Zwischenfrequenz-(IF-)Schalter 320,
einen oder mehrere Eingangs-Tuner 330, einen oder mehrere
Demodulatoren (Demods) 340 und/oder einen oder mehrere
Puffer 350, die mit dem Schalter 360 verbunden
sind. Ähnliche
Hardware-Gruppen könnten
verwendet werden, um Abwärtsverbindungssignale
zu liefern und könnten
beispielsweise einen oder mehrere Aufwärtsumsetzer, Ausgangs-IF-Schalter,
Ausgangs-Tuner, Modulatoren und/oder Ausgangspuffer umfassen. Bei
Satelliten-Kommunikationssystemen nach
dem Stand der Technik müssen
die Hardware-Ressourcen im Allgemeinen in der Lage sein, Kommunikationen
zu unterstützen,
die über
nicht ausgerichtete, uneinheitliche Zellpfade innerhalb eines gegebenen
Satellitensendebereichs geleitet werden. Daher ist komplexes Schalten
zwischen vielen Elementen der Hardware-Ausrüstung
erforderlich, da eine CU von einer Zelle zur nächsten übergeben wird. Dies erzeugt
eine gewaltige Belastung des Satelliten und kompliziert die Nutzlasterfordernisse
dramatisch.
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Bei
einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung werden die Hardware-Ressourcen in eine
oder mehrere Hardware-Gruppen 300 gruppiert, die wünschenswerterweise
in der Lage sind, Kommunikationen mit einer CU (z. B. Senden oder
Empfangen von Strahlungsenergie oder Signalen durch den Sendebereich 90)
zu unterstützen, während eine
CU durch eine Strahlengruppe 150 des Sendebereichs 90 geleitet
wird. Zuordnen von Hardware-Gruppen zu Strahlengruppen verringert
dramatisch die Komplexität
der Schaltungserfordernisse in der Satelliten-Nutzlast und liefert
eine signifikante Verbessung gegenüber Systemen nach dem Stand der
Technik.
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4 illustriert ein Verfahren
zum Strahlenmanagement, welches die Strahlenleistung in einem Satelliten-Kommunikationssystem
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung optimiert. Das Verfahren 400 wird
wünschenswerterweise
in einem Satelliten-Kommunikationssystem
mit wenigstens einer CU 30 (1)
und wenigstens einem Satelliten 20 (1), der in der Lage ist, wenigstens einen
Strahl Strahlungsenergie 80 (1)
zum Projizieren eines Sendebereiches 90 (1) auf oder nahe der Erdoberfläche zu liefern, durchgeführt. Vorzugsweise
wird das Verfahren 400 in einem Satelliten-Kommunikationssystem
mit mehreren CUs 30 und mehreren Satelliten 20 durchgeführt. Wünschenswerterweise
ist jeder Satellit 20 in dem System 10 zur Durchführung des
Verfahrens 400 ausgelegt und konfiguriert, obgleich bei
einigen Ausführungsformen
ein oder mehrere Schritte des Verfahrens 400 von anderen
Systemknoten durchgeführt
werden könnten.
Das Verfahren 400 nimmt an, dass der Satellit 20 in
der Lage ist, einen Sendebereich 90 (2) zu liefern, der mehrere Zellen 140 (2) enthält; der Sendebereich 90 muss
jedoch nicht notwendigerweise in mehrere Zellen eingeteilt oder
partitioniert sein, um die vorliegende Erfindung auszuführen.
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Das
Verfahren 400 beginnt in Schritt 401, wenn mehrere
Zellen 140 des Sendebereichs 90 in Strahlenstreifen 130 (2) oder Spalten von Zellen, die
sich über
den Sendebereich 90 in Richtung der Längsachse 120 (2) erstrecken, angeordnet werden.
Der Sendebereich 90 könnte
jede Anzahl von Zellen 140 enthalten; bei der bevorzugten
Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung umfasst der Sendebereich 90 jedoch 504 Zellen,
die angeordnet sind, um 26 Strahlenstreifen zu bilden.
Obgleich der Sendebereich 90 in 2 als in mehrere Zellen partitioniert
oder unterteilt dargestellt ist, könnte der Sendebereich 90 stattdessen
in einen oder mehrere Strahlenstreifen partitioniert sein, die sich über den Sendebereich 90 in
Richtung der Längsachse 120 erstrecken
ohne den Sendbereich 90 in mehrere Zellen zu unterteilen
oder zu partitionieren. Im Ergebnis könnte jeder Strahlenstreifen
aus einer einzelnen Zelle aufgebaut sein, die sich über die
gesamte Länge
des Sendebereichs 90 erstreckt.
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In
Schritt 420 werden die Strahlenstreifen in eine oder mehrere
Gruppen 150 (3)
gruppiert. Die Strahlengruppen 150 können so wenig wie einen Strahlenstreifen 130 umfassen,
wie in 3 illustriert,
wo die Strahlengruppen 150 aus einer einzelnen Spalte von
Zellen 140 bestehen, oder die Strahlengruppen 150 können aus
mehreren Strahlenstreifen 130 bestehen. Die Anzahl der
Strahlenstreifen 130, die in einer Strahlengruppe 150 enthalten
sind, wird hier als „Breite" einer Strahlengruppe 150 bezeichnet.
Wie wei ter unten im größeren Detail
diskutiert, kann die Breite der Strahlengruppen 150 (d.
h. die Anzahl von Strahlenstreifen und/oder Zellen, die in der Strahlengruppe
in einer Richtung senkrecht zur Längsachse 120 enthalten
sind) variiert werden, um eine Anpassung an Systemerfordernisse
und andere Variablen, denen das System 10 begegnet, vorzunehmen.
Das Beispiel einer Hardware-Gruppen-Zuordnung zu einer Strahlengruppe
in 3 zeigt eine Strahlengruppe 150,
dargestellt als eine dunkle Reihe von Zellen 140 und bestehend
aus lediglich einem einzelnen Strahlenstreifen 130 (d.
h. in 3 ist die Strahlengruppe 150 äquivalent
zu dem Strahlenstreifen 130, 3).
Dieses Beispiel ist für
illustrative Zwecke aufgestellt und soll nicht den Umfang der vorliegenden
Erfindung begrenzen.
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In
Schritt 430 werden die Hardware-Ressourcen an Bord eines
Satelliten 20 in Hardware-Gruppen 300 gruppiert,
wie zuvor unter Bezugnahme auf 3 beschrieben.
Man beachte, dass die speziellen Ausrüstungselemente, die als von
der Hardware-Gruppe 300 umfasst dargestellt sind, für illustrative
Zwecke angegeben sind und nicht den Umfang der vorliegenden Erfindung
beschränken
sollen. Verschiedene andere Kombinationen von Hardware-Ressourcen
könnten
eingesetzt werden, ohne sich vom Umfang der vorliegenden Erfindung
zu entfernen. Beispielsweise könnten
Demodulatoren durch Modulatoren ersetzt werden, abhängig von
der Strahlrichtung der Strahlungsenergie zwischen dem Satelliten 20 und
der CU 30 (z. B. Sendung gegenüber Empfang von Strahlungsenergie)
und vielfältige andere
Arten und/oder Kombinationen von Hardware-Elementen könnten die
in 3 illustrierten Hardware-Elemente
ersetzen, ohne sich von dem Umfang der vorliegenden Erfindung zu
entfernen.
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In
Schritt 440 wird wenigstens eine Hardware-Gruppe 300 zugeordnet,
Kommunikationen zu unterstützen,
die innerhalb wenigstens einer Strahlengruppe 150 des Sendebereichs 90 auftreten.
Ein Beispiel für
eine Hardware-Gruppen-Zuordnung
ist in 3 illustriert,
wo die Hardware-Gruppe 300 der Unterstützung der
Strahlengruppe 150 zugeordnet wird, wie durch den Verbindungspfeil 370 dargestellt. Bei
einer derzeit bevorzugten Ausführungsform
werden die Hardware-Gruppen-Zuordnungen durchgeführt, um mit speziellen Antennenstrahlen-Ports
innerhalb einer Satelliten-Antenne 70 (1) als ein Teil des Satelliten-Designs und des Konfigurationsprozesses
zu korrelieren. Wünschenswerterweise könnten die
Zuordnungen jedoch dynamisch verändert
werden, während
sich der Satellit in der Umlaufbahn befindet, um die dynamische
Anpassungen der Strahlengruppenbreite zu ermöglichen.
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Die
Schritte 410–440 des
Verfahrens 400 des Strahlenmanagements verbessern das Hardware-Management
an Bord der Satelliten 20 (1) in
dem System 10 (1)
erheblich und vereinfachen das Kanal-Management dramatisch, indem
es den Hardware-Gruppen 300 (3)
gestattet wird, separat verwaltet zu werden. Die Schritte 410–440 des
Verfahrens 400 gestatten auch eine signifikante Vereinfachung
der Satelliten-Nutzlast durch Minimierung von Verarbeitungs- und
Leistungserfordernissen. Darüber
hinaus vereinfachen die Schritte 410–440 des Verfahrens 400 Übergaben
zwischen Zellen innerhalb eines Satelliten und zwischen benachbarten
Satelliten stark durch Minimierung von Hardware-Umschaltung, wenn
Kommunikationseinheiten zwischen Zellen innerhalb derselben Strahlengruppe übergeben
werden.
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Das
Verfahren 400 könnte
mit Schritt 440 enden. Bei einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung umfasst das Verfahren 400 jedoch
auch die Schritte 450 bis 470, welche erlauben, dass
die Vorteile der Schritte 410–440 des Verfahrens 400 vollständiger realisiert
werden. Der Einschluss der Schritte 450–470 in das Verfahren 400 könnte verwendet
werden, um unerwünschte
Effekte in dem System 10 zu kompensieren, die sich als
Resultat der Relativbewegung der Erde unterhalb des Satelliten 20 ergeben,
wenn der Satellit 20 die Erde umläuft. Diese Schritte sollen
im größeren Detail
unter Bezugnahme auf 7 erläutert werden.
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5 illustriert eine schematische
Darstellung einer Umlaufbahnspur eines Satelliten, der die Erde
umläuft,
dargestellt im Verhältnis
zu der Relativbewegung der Erde. Wie in 5 dargestellt, rotiert die Erde in einer
Westnach-Ost-Richtung 115 unter dem Satelliten 20,
während
sich der Satellit 20 (2)
entlang der Flugrichtung 60 oberhalb der Erde 50 auf
einer Umlaufbahnspur 110 bewegt.
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6 illustriert eine schematische
Darstellung einer Satelliten-Bodenspur eines Satelliten, der die
Erde in einer kreisförmigen,
bei 48° geneigten Umlaufbahn
umläuft. 6 zeigt eine Draufsicht
auf einen Teil der Erde von einem Satelliten 20 aus. Wenn
der Satellit 20 sich auf seiner Umlaufbahnspur 110 (5) oberhalb der Erde bewegt,
projiziert der Satellit eine entsprechende Bodenspur 100 oder
einen Pfad auf die oder nahe der Erdoberfläche. Der Sendebereich 90 läuft entlang
der Bodenspur 100. Bei den meisten LEO-Satelliten wird
der Satellit mit der Rollachse des Satelliten in Linie mit der Flugrichtung 60 (1) des Satelliten geflogen.
Wenn ein Satellit die Erde an nördlichen
und südlichen
Extremen seiner Umlaufbahn umläuft
(egal, ob der Satellit auf einer geneigten Umlaufbahn gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung, oder auf einer polaren oder sonstigen
Umlaufbahn fliegt), sind die Geschwindigkeiten der Erde und des Satelliten
miteinander ausgerichtet und vom Boden aus wird keine scheinbare
Seitwärtsbewegung
des Satelliten beobachtet.
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Von
dem Satelliten aus gesehen, auf den Boden blickend, laufen Punkte
auf der Erde (und gleichermaßen
Systembenutzer oder CUs, die auf oder nahe der Erde positioniert
sind) durch den Satellitensendebereich in Linie mit der Satelliten-Umlaufbahnspur,
wie in 2 durch einen
Geschwindigkeitsvektor dargestellt, welcher die Bewegungsrichtung 60 der
Satelliten-Umlaufbahnspur repräsentiert
(welche im Wesentlichen parallel der Bodenspur 100 (6) an diesen Punkten ist).
Wenn sich ein Satellit jedoch von den nördlichen oder südlichen
Extremen seiner Umlaufbahn entfernt und sich dem Äquator nähert, tritt
ein Versatz zwischen einem die Flugrichtung 60 (2) des Satelliten repräsentierenden
Vektor und einem eine Geschwindigkeit eines oder mehrerer fester
Punkte auf dem Boden repräsentierenden
Vektor auf. Als ein Ergebnis der Relativbewegung des Satelliten
und der Erde (und folglich der darauf positionierten Systembenutzer
und/oder CUs) unter dem Satelliten 20, wird die Bodenspur 100 leicht
von der Satelliten-Umlaufbahnspur 110 (5) in diesen geographischen Breiten versetzt.
Als ein Ergebnis wird die Längsachse 120 (2) des Sendebereichs 90 leicht
von dem Pfad der festen Punkte (oder eines Systembenutzers oder
einer CU, die auf oder nahe der Erdoberfläche positioniert sind) versetzt.
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7 illustriert einen Winkelversatz,
der zwischen einer Längsachse
eines Satellitensendebereichs und eines Systembenutzers oder einer
CU, die durch den Sendebereich des Satelliten geleitet werden, auftritt,
wenn der Satellit auf seiner Umlaufbahn fliegt. In Block 710 stellt
die CU-Spur 700 eine
Spur oder einen Pfad dar, dem ein Benutzer oder eine CU 30 durch
den Sendebereich 90 folgen würden, während ein den Sendebereich 90 projizierender
Satellit über
der Position der CU auf der Erde vorüberfliegt und während die
CU von Zelle zu Zelle übergeben wird
oder während
die CU innerhalb eines einzelnen Strahlenstreifens (der in mehrere
Zellen partitioniert oder eingeteilt sein könnte oder auch nicht) innerhalb des
Sendebereichs 90 übergeben
wird, wenn der den Sendebereich 90 projizierende Satellit
an einem Punkte nahe des nördlichen
oder südlichen
Extrems seiner Umlaufbahnspur (d. h. an einem vom Äquator entfernten
Punkt) positioniert ist. Obgleich die CU-Spur 700 hier
zum Zwecke der Illustration im Hinblick auf eine Position eines
Systembenutzers oder einer CU diskutiert wird, könnte die CU-Spur 700 auch
einen Vektor repräsentieren,
der im Verhältnis zu
irgendeinem relativ festen Punkt auf oder nahe der Oberfläche der
Erde gezeichnet ist, um die Effekte der Relativbewegung der Erde
und des Satelliten im Verhältnis
zu einem Punkt auf oder nahe dem Boden zu illustrieren. Die CU-Spur 700 muss
daher nicht notwendigerweise unter Bezugnahme auf irgendeine spezielle
CU in dem System 10 (1)
bestimmt werden, sondern könnte
statt dessen unter Bezugnahme auf im Wesentlichen jeden relativ
festen Punkt auf oder nahe der Oberfläche der Erde (oder eines anderen
Himmelskörpers)
bestimmt werden.
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Die
Längsachse 120 des
Sendebereichs 90 weist eine Orientierung im Verhältnis zu
der CU-Spur 700 auf, welche als eine Funktion der geographischen
Breite variiert. wie in Block 710 von 7 illustriert, ergibt sich, wenn ein
Satellit durch die nördlichen
und südlichen
Extreme seiner Umlaufbahn läuft,
nur ein kleiner oder kein Versatz zwischen Längsachse 120 des Sendebereichs 90 und
der CU-Spur 700 (z. B. CU-Spur 700 ist im Wesentlichen parallel
mit der Längsachse 120).
Es wird nochmals Bezug genommen auf 4.
Die Schritte 410 bis 440 des Verfahrens 400 könnten daher
ausgeführt und
die CU 30 direkt durch einen einzelnen Strahlenstreifen 130 (2) des Sendebereichs 90 geleitet werden
ohne irgendwelche seitlichen Hand-Offs an benachbarte Strahlenstreifen 130 und
eine Hardware-Gruppe 300 (3)
könnte
zugeordnet werden, um eine Strahlengruppe 150 (3), bestehend aus einem
einzelnen Strahlenstreifen 130 zur Kommunikation mit allen
innerhalb eines Abdeckungsbereichs dieses einzelnen Strahlenstreifens
positionierten CUs zu unterstützen.
Diese ideale Strahlenmanagement-Situation ändert sich jedoch, wenn der
Satellit in seiner Umlaufbahn nahe des Äquators läuft, wie in den Blöcken 720 und 730 von 7 illustriert.
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Block 720 illustriert
eine Draufsicht von einem Satelliten aus, der in einer nordwärts gerichteten Richtung
am Äquator
läuft,
während
er über
eine CU 30 hinwegfliegt. Wie illustriert ist die Längsachse 120 des
Sendebereichs 90 nicht länger im Wesentlichen parallel
zu der CU-Spur 700 und ist leicht von der CU-Spur 700 versetzt
als Resultat der Relativbewegung der Erde (und folglich einer darauf
positionierten CU oder eines anderen darauf positionierten, relativ
festen Punktes) und zwar um einen als θ dargestell ten Winkelversatzes.
Auf ähnliche
Weise illustriert Block 730 eine Draufsicht von einem Satelliten aus,
der in einer südwärts gerichteten
Richtung am Äquator
fliegt, während
er über
eine CU 30 hinwegläuft.
Zu Illustrationszwecken wurde die Größe des Winkelversatzes θ übertrieben.
Als ein Ergebnis des Winkelversatzes kann die CU 30 nicht
direkt durch einen einzelnen Strahlenstreifen 130 (2) geleitet werden und seitliche Übergabe
oder Hand-Off wäre erforderlich.
Die Größe oder
der Wert des Winkelversatzes θ variiert
als eine Funktion der geographischen Breite, der Satellitenhöhe, der
Neigung der Satellitenumlaufbahn und verwandter Faktoren.
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8 illustriert, eine graphische
Repräsentation
eines Winkelversatzes, wie er bei verschiedenen geographischen Breiten
angetroffen wird, wenn ein Satellit die Erde in einer kreisförmigen,
niedrigen Erdumlaufbahn (ungefähr
1400 km), geneigt bei 48°, umläuft. In
Graph 800 ist die geographische Breite auf der horizontalen
Achse 863 gegen den Winkelversatz auf der vertikalen Achse 865 aufgetragen. Wie
illustriert variiert der Winkelversatzwert zwischen 0° und nahe
+ oder –4° zwischen
geographischen Breiten des Satelliten von + oder –50° bzw. 0°, wie am
Satelliten-Subpunkt
oder dem Punkt auf der Erde direkt unterhalb des Satelliten bestimmt.
Das durch die horizontale Achse 863 und die vertikale Achse 865 gezeichnete
Oval 867 stellt die Satellitenumlaufbahn dar und kann verwendet
werden, um die Größe des Winkelversatzes θ am Satelliten-Subpunkt
bei verschiedenen geographischen Breiten während eines Satellitenumlaufs
zu extrapolieren.
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Obgleich
Graph 800 repräsentativ
ist für
die Größe des Winkelversatzes θ, der von
einem auf einer geneigten Um laufbahn fliegenden Satelliten in niedriger
Erdumlaufbahn angetroffen wird, ist dies nicht limitierend für die vorliegende
Erfindung, da ähnliche
Winkelversatzwerte für
Satelliten, die sich in polaren Umlaufbahnen oder in geneigten Umlaufbahnen
mit anderen Neigungen als 48° und
anderen Höhen
als Höhen
niedriger Erdumlaufbahnen bewegen, angetroffen werden. Graph 800 repräsentiert
ein Beispiel für
ungefähre
Winkelversatzwerte, bestimmt als eine Funktion einer Satellitenhöhe und Umlaufbahnneigung
für einen
Satelliten, der über
eine bestimmte geographische Breite fliegt. Die Bestimmung der Größe des Winkelversatzes θ für nahezu
alle NGSO-Satelliten, die entweder auf einer geneigten oder einer
polaren Umlaufbahn fliegen, kann unter Verwendung von Prinzipien
der Mathematik und der Umlaufbahnmechanik bestimmt werden.
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Darüber hinaus
zeigt 8 Winkelversatzwerte,
die an einem Subpunkt eines Satelliten bestimmt werden, und ist
primär
repräsentativ
für Winkelversatzwerte
für einen
Satelliten, der einen relativ kleinen Sendebereich projiziert. Bei
einer alternativen Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung kann die Bestimmung von Winkelversatzwerten
für Satelliten,
die größere Sendebereiche
projizieren, welche mehrere Grade geographischer Breite abdecken,
verschiedene zusätzliche
Faktoren berücksichtigen.
Wenn beispielsweise ein Satellitensendebereich mehrere Grade geographischer
Breite abdeckt, könnte
es wünschenswert
sein, einen Satellitensendebereich (wie in größerem Detail weiter unten unter Bezugnahme
auf die Schritte 450–470 des
Verfahrens 400 diskutiert) gemäß einer Winkelversatz-Mittelungstechnik
einzustellen, wobei der Satellitensendebereich entsprechend einem
Winkelversatzwert eingestellt wird, der bestimmt wird als ein gewichtetes
Mittel von Winkelversatzwerten, die für verschiedene von dem Sendebereich
abgedeckte geographische Breiten bestimmt werden, anstelle des Einstellens
des Satellitensendebereichs entsprechend einem Winkelversatzwert,
der am Subpunkt des Winkels bestimmt wird.
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Die
oben erwähnte
Winkelversatz-Mittelungstechnik umfasst die Verwendung einfacher
mathematischer, gewichteter Mittelung oder könnte kompliziertere Techniken
umfassen und könnte
Faktoren, wie etwa die Position von Landmassen oder Systembenutzerkonzentrationen
innerhalb eines großen
Sendebereichs berücksichtigen.
Beispielsweise könnte
die Winkelversatz-Mittelungstechnik einen Schritt des Bestimmens
eines Winkelversatzwertes als besagtes gewichtetes Mittel mehrerer
Winkelversatzwerte, bestimmt für
eine oder mehrere Positionen innerhalb des Sendebereichs, umfassen,
wobei der Sendebereich vorwiegend Land statt Wasser abdeckt.
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Der
Satellitensendebereich könnte
entsprechend einem Winkelversatzwert eingestellt werden, der an
bestimmten Positionen innerhalb des Sendebereichs bestimmt wird,
wobei der Sendebereich vorwiegend Land statt Wasser abdeckt. Information
bezüglich
der Position von Landmassen könnte
mittels dem Fachmann bekannter Verfahren vorbestimmt und an die
Satelliten zur Benutzung bei der Winkelversatzbestimmung und der
Bestimmung geeigneter Sendebereichsanpassung gesendet werden.
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Alternativ
könnte
die Sendebereichsanpassung dynamisch erfolgen, beispielsweise durch
Einstellen des Satellitensendebereichs entsprechend Winkelversatzwerten,
die als eine Funktion von Systembenutzerkonzentrationen durch Echtzeit-, On-Bord-Verarbeitung
von Signalen bestimmt werden, die von Systembenutzern (oder spezieller
von CUs, die von Systembenutzern betrieben werden) empfangen werden
und die deren Position anzeigen. Bei dieser Ausführungsform umfasst die oben
erwähnte
Winkelversatz-Mittelungstechnik einen Schritt des Bestimmens eines
Winkelversatzwertes als ein gewichtetes Mittel mehrerer Winkelversatzwerte,
die für
eine oder mehrere Positionen innerhalb des Sendebereichs bestimmt
werden, wobei der Sendebereich vorwiegend eine Position oder ein
Gebiet abdeckt, in dem Systembenutzer konzentriert sind.
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Wie
zuvor bemerkt, ist die Existenz des Winkelversatzes, der an verschiedenen
Punkten in der Satellitenumlaufbahn erfahren wird, vom Standpunkt des
Strahlenmanagements und des Hardware-Managements unerwünscht. Wünschenswerterweise
ist die Längsachse 160 (2) mit der CU-Spur 700 ausgerichtet,
wodurch Systembenutzern (oder CUs) gestattet wird, in einer linearen
Weise durch einen einzelnen Strahlenstreifen 130 (2) geleitet oder übergeben
zu werden, wenn der Satellit 20 oberhalb passiert. Vorzugsweise
sind keine seitlichen Übergaben
(d. h. zwischen Strahlenstreifen) erforderlich. Der als ein Resultat
der Relativbewegung der Erde und des Satelliten 20 erfahrene
Winkelversatz bringt jedoch den Ideal-Management-Ansatz durcheinander.
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Es
wird nochmals Bezug genommen auf 4 und
Verfahren 400. Die Schritte 450–470 des Verfahrens 400 können eingesetzt
werden, um den unerwünschten
Effekten, die sich aus dem Winkelversatz ergeben, zu begegnen. In
Schritt 450 des Verfahrens 400 bestimmt das System 10 (1) den Wert oder die Größe des Winkelversatzes θ als eine Funktion
der geographischen Breite und anderer relevanter Faktoren (einschließlich beispielsweise
Neigung und Höhe
des Satelliten in der Umlaufbahn, Größe des Satellitensendebereichs
etc.). Wie oben angemerkt, kann die Bestimmung der Größe des Winkelversatzes θ für nahezu
alle NGSO Satelliten, die entweder in einer geneigten oder einer
polaren Umlaufbahn fliegen, unter Verwendung von Prinzipien der
Mathematik und der Umlaufbahnmechanik bestimmt werden. Schritt 450 des
Verfahrens 400 könnte
mittels eines Prozessors ausgeführt
werden, der in Verbindung mit Satellitenfluglage-Steuerungsvorrichtungen an Bord des
Satelliten 20 (1)
arbeitet, oder könnte,
wenigstens teilweise, von anderen Systemknoten außerhalb
des Satelliten 20 durchgeführt werden, wie etwa von der
NCF 40 (1)
in Kombination mit dem Satelliten 20, oder von anderen
Knoten oder Kombinationen von Knoten. Die Größe oder der Wert des Winkelversatzes θ könnte kontinuierlich auf
einer dynamischen Basis bestimmt werden, wenn der Satellit die Erde
umläuft,
oder könnte
zu bestimmten Zeitintervallen während
des Umlaufs bestimmt werden. Alternativ könnte die Größe oder der Wert des Winkelversatzes θ auf einer
vorbestimmten Basis abgeschätzt
und in einem Prozessor an Bord des Satelliten 20 programmiert
oder an diesen kommuniziert werden und zwar in Datenform, die einer graphischen
Darstellung der Größe des Winkelversatzes θ als eine
Funktion der Position oder des Standortes des Satelliten entspricht,
wie etwa in dem in 8 dargestellten
Beispiel. Wenn der Satellit 20 seine Position und die geographische
Breite auf der Erde, über
die er zu einer bestimmten Zeit fliegt, erkennt, könnte er
daraus die Größe des Winkelversatzes
zu einer gegebenen Zeit, basierend auf solchen vorbestimmten Daten
bestimmen.
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In
Schritt 460 wird das System, sobald die Größe des Winkelversatzes θ bestimmt
ist, nachfragen, ob die Größe des Winkelversatzes θ irgendeinen
vorbestimmten Schwellenwert π überschreitet. Dieser
vorbestimmte Schwellenwert π spiegelt
einer tolerierbare minimale Winkelversatzgröße oder einen solchen Wert
wieder, die/der das unter Bezugnahme auf die Schritte 410 bis 440 des
Verfahrens 400 (4)
beschriebene Strahlenmanagementverfahren nicht durcheinanderbringt.
Vorzugsweise ist dieser Wert 0°;
das System könnte
jedoch auch konfiguriert sein, eine Winkelversatzgröße, die
etwas größer als
0° ist (d.
h. einen leichten Versatz zu der Benutzerspur 700 (7)) zu tolerieren, abhängig von
der Größe der Zellen 140 (2) in dem Sendebereich 90 (2).
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Wenn
das System in Schritt 460 bestimmt, dass die Größe des Winkelversatzes θ den Schwellenwert π zu einer
bestimmten Zeit, wenn die Größe des Winkelversatzes
gemessen wird, nicht überschreitet,
wird das System nicht fortfahren, irgendwelche Anpassungen des Satellitensendebereichs vorzunehmen,
um einen Winkelversatzwert zu korrigieren; Schritt 450 wird
wiederholt werden und das System wird fortfahren, den Winkelversatzwert
zu bestimmen, während
der Satellit fortfährt,
die Erde zu umfliegen, und über
verschiedene geographische Breiten fliegt. Wenn andererseits die
Größe des Winkelversatzes
zu einer bestimmten Zeit, wenn die Größe des Winkelversatzes gemessen
wird, den Schwellenwert π überschreitet,
wird das System in Schritt 470 den Satellitensendebereich
anpassen, um die Relativbewegung der Erde an der bestimmten geographischen
Breite, über
der der Satellit positioniert ist, zu kompensieren.
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Diese
Anpassung des Sendebereichs könnte
ein Anpassen der Orientierung des Sendebereichs zu einer gegebenen
Zeit umfassen, so dass die Längsachse 120 (7) des Sendebereichs 90 (7) im Wesentlichen parallel
mit der CU-Spur 700 (7) ausgerichtet ist, oder
diese Sendebereichseinstellung könnte
Anpassungen umfassen, die an Strahlengruppen innerhalb des Sendebereichs 90 vorgenommen
werden, und zwar mit oder ohne Durchführung irgendeiner Anpassung
der Orientierung des Sendebereichs 90.
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Schritt 470 könnte auf
verschiedene Weisen ausgeführt
werden. Bei einer bevorzugten Ausführungsform umfasst Schritt 470 das
Verwenden einer verbesserten Satellitensteuertechnik. Spezieller
wird bei einer bevorzugten Ausführungsform
wenigstens ein Satellitenfluglageparameter eingestellt, um einen Satelliten
zu steuern, während
er in einer Umlaufbahn fliegt, um die Orientierung des Satellitensendebereichs 90 im
Verhältnis
zu der CU-Spur 700 einzustellen und zwar durch Ausrichten
der Längsachse 120 (7) des von dem Satelliten
(7) projizierten Sendebereichs,
im Allgemeinen parallel zu der CU-Spur 700 (7). Anpassung der Satellitenfluglage
könnte
dynamisch durch kontinuierliches Anpassen der Satellitenfluglage
durchgeführt
werden, um einen aktuell bestimmten Winkelversatzwert zu kompensieren,
wenn sich der Satellit in seiner Umlaufbahn über die Oberfläche der
Erde bewegt, wie oben diskutiert. Dies könnte wenigstens teilweise durch
Fluglage- und Umlaufbahn-Steuersysteme, die an Bord des Satelliten
angeordnet sind, erfolgen, wie in größerem Detail unter Bezugnahme
auf die 9 bis 11 weiter unten beschrieben.
Alternativ könnten Satellitenfluglageanpassungen
basierend auf einer festen, anstelle einer dynamischen Basis erfol gen. Beispielsweise
könnte
der Satellit 20 einen Zeitgeber enthalten, der kalibriert
ist, einen Prozessor an Bord des Satelliten zu informieren, um die
Satellitenfluglage durch einen vorbestimmten Parameter zu einer vorbestimmten
Zeit einzustellen, basierend auf der Kenntnis der Satellitenposition
in seiner Umlaufbahn zu einer bestimmten Zeit gemäß vorbestimmten
Winkelversatzwerten (wie etwa beispielsweise in 8 illustrierte Winkelversatzwerte), die
einem Prozessor in dem Satelliten 20 einprogrammiert sind.
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9 illustriert eine schematische
Ansicht eines Satelliten in einer Umlaufbahn und zeigt die Gier-,
Nick- und Roll-Fluglageparameter
eines Satelliten, wie etwa eines Satelliten 20, 1. Der Satellit 20 bewegt
sich in einer Flugrichtung 60, die wünschenswerterweise mit einer
Gierachse 900, die auf das Zentrum der Erde 50 weist,
einer Rollachse 910, die parallel zum Erdhorizont ist und
einer Nickachse 920, die senkrecht sowohl zur Gierachse 900 als auch
zur Rollachse 910 steht, orientiert ist. Bei einer bevorzugten
Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung umfasst Schritt 470 des Verfahrens 400 (4) ein Anpassen wenigstens
eines Fluglageparameters (Gieren, Rollen oder Nicken) des Satelliten, um
die Längsachse 120 des
Satellitensendebereichs 90 (7)
im Allgemeinen parallel mit der CU-Spur 700 (7) auszurichten. Vorzugsweise
umfasst Schritt 470 die Implementierung eines Gierkompensationsmanövers, um
die Längsachse 120 des
Sendebereichs 90 im Allgemeinen parallel mit der CU-Spur 70 auszurichten.
Ein Gierkompensationsmanöver
ist hier definiert als ein Rotieren des Satelliten 20 (9), um die Gierachse 900 (9) um einen ausreichenden
Betrag, um den Winkelversatzwert, der gemäß Schritt 470 des
Verfahrens 400 bestimmt wurde, zu kompensieren. Dies kann
in irgendeiner von mehreren Weisen im Satelliten 20 geschehen,
wie dies weiter unten unter Bezugnahme auf die 10 bis 11 in
weiterem Detail erläutert
werden soll.
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10 illustriert ein vereinfachtes
Blockdiagramm eines Satelliten gemäß einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung. 11 illustriert
eine schematische Ansicht eines von vielen potentiellen Satelliten-Designs eines Satelliten,
der verwendet werden könnte,
um die Vorteile der vorliegenden Erfindung zu erreichen. Vorzugsweise
enthalten alle Satelliten 20 in dem System 10 (1) Ausrüstung wie illustriert. Der
Satellit 20 enthält
Fluglage-Erfassungsmittel, wie etwa einen Fluglagesensor 1000.
Ein oder mehrere Fluglagesensoren 1000 erfassen die Satellitenorientierung
in den Gier-(900, 9),
Roll-(910, 9)
und Nick-(920, 9)
Richtungen. Der Fluglagesensor 1000 kann irgendeiner von
mehreren dem Fachmann bekannten Typen von Fluglagesensoren sein,
einschließlich beispielsweise
eines Gyroskops, eines Sonnensensors, eines Sternensensors oder
eines Erdsensors, abhängig
von dem zu überwachenden
Fluglageparameter. Der Fluglagesensor 1000 wird verwendet,
um die Orientierung des Satelliten 20 in Verhältnis zu
einem Himmelskörper,
wie etwa der Sonne oder einem Stern und möglicherweise in einigen Fällen der
Erde abzuschätzen.
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Der
Satellit 20 enthält
auch Fluglagesteuermittel, wie etwa einen Fluglage-Kontroller 1010 zum Einstellen
und Steuern der Fluglage des Satelliten 20. Der Fluglage-Kontroller 1010 enthält wünschenswerterweise
einen oder mehrere Aktuatoren, die von einem oder mehren Geräten in dem
Satelliten 20 oder von einem oder mehren auf dem Boden oder
an einem anderen, von dem Satelliten 20 entfernten Punkt
positionierten Geräten
aktiviert werden können.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung umfassen die Aktuatoren ein oder mehrere
rotierende Räder,
bekannt als Gegenwirkungsräder
(reaction wheels). Drehmomentgegenwirkungsräder, können "Nullmoment"-Systeme, die sich in jede Richtung
drehen können,
oder Momentenräder,
die in einer einzigen Richtung rotieren, umfassen. Bei einer bevorzugten
Ausführungsform wird
die Fluglagesteuerung durch Verwendung wenigstens eines rotierenden
Rades erreicht, welches innerhalb des Körpers 1110 des Satelliten 20 rotiert, wie
in 11 schematisch dargestellt.
Für größere, komplexere
Satelliten kann eine Drei-Achsen-Stabilisierung
einer Drei-Achsen-Gegenwirkungsradanordnung mit drei separaten Gegenwirkungsrädern in
einer orthogonalen Ausrichtung gehandhabt werden, wobei möglicherweise
ein viertes Rad als Reserve enthalten ist. Ein oder mehrere Momentrenräder 1100 (11) könnten auf einem Kardanring
oder Drehtisch 1120 montiert sein; es ist jedoch nicht
notwenig das Momentenrad 1100 auf einem Drehtisch zu montieren,
um die Vorteile der vorliegenden Erfindung zu erzielen.
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Als
eine Alternative zu der Verwendung eines Gegenwirkungsrades, wie
etwa eines Momentenrades 1100 kann die Fluglagesteuerung
erreicht werden, indem nicht gezeigte Steuertriebwerte des Satelliten
gezündet
werden. Die Verwendung von Steuertriebwerken als Fluglagesteuerung
ist jedoch nicht das bevorzugte Verfahren zum Erzielen der Fluglagesteuerung
bei der vorliegenden Erfindung, da es ein relativ teueres Mittel
zum Erzielen der gewünschten
Fluglagesteuerungseffekte ist.
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Der
Satellit 20 enthält
auch einen Prozessor 1030, der mit dem Fluglagesensor 1000 und
dem Fluglagekontroller 1010 verbunden ist, eine Speichervorrichtung 1040,
ein Sende-/Empfangsgerät 1050 und
verschiedene Hardware-Kommunikationsressourcen 300.
Der Prozessor 1030 empfängt
wünschenswerterweise
von dem Fluglagesensor 1000 Ausgangssignale und Informationen,
die die Satellitenfluglage im Verhältnis zur Erde betreffen, wenn der
Satellit 20 die Erde umkreist. Der Prozessor 1030 kann
Berechnungen durchführen,
um dynamisch die Größe des Winkelversatzes θ gemäß dem Schritt 450 des
Verfahrens 400 (4)
zu bestimmen, wünschenswerterweise
unter Verwendung von Information, die von dem Fluglagesensor 1000 her
empfangen wurde. Alternativ kann der Prozessor 1030 Information
verwenden, die in der Speichervorrichtung 1040 gespeichert
ist, wie etwa vorbestimmte Daten, betreffend den Winkelversatz im
Verhältnis
zu Satellitenposition oder Standort, einschließlich beispielsweise eines
Graphen, der Daten ähnlich
der in 8 dargestellten,
enthält,
um die Winkelversatzwerte an verschiedenen Punkten während des
Satellitenumlaufs zu bestimmen.
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Der
Prozessor 1030 kann auch bestimmen, ob der Winkelversatzwert
größer als
ein Schwellenwert π ist,
gemäß dem Schritt 460 des
Verfahrens 400. Der Prozessor 1030 ist wünschenswerterweise mit
einem oder mehreren Sende-/Empfangsgeräten 1050 verbunden.
Die u. a. Kommunikation mit Kommunikationseinheiten (30, 1) über die Hardwaregruppen 300 unterstützen, welche
ebenfalls mit dem Sende-/Empfangsgerät 1050 verbunden
sind. Der Prozessor 1030 kann die Zuordnung von Hardware-Gruppen 300 zu
geeigneten Strahlengruppen anweisen, wie zuvor unter Bezugnahme
auf 3 diskutiert und
wie weiter unten Bezugnahme auf 12 diskutiert.
Wie zuvor bemerkt, könnten
die Hardware-Gruppen 300 aus verschiedenen Kombinationen
von Hardware-Ressourcen bestehen, einschließlich beispielsweise Modems,
Wandler, Schalter, Tuner, Puffer, Router, Kontroller und/oder verschiedener
anderer Hardware-Ressourcen, die verwendet werden, um Kommunikation
zwischen einem oder mehreren Satelliten 20 und Kommunikationseinheiten 30 und/oder
zwischen zwei oder mehr verschiedenen Typen von Kommunikationseinheiten 30 des
Systems 10 (1)
zu unterstützen.
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Die
Antenne 70, die einen Strahlformer 1070 und eine
Strahlungsschnittstelle 1080 umfasst, projiziert eine Mehrzahl
von Strahlen oder Zellen (140, 2) auf oder in die Nähe der Erdoberfläche. Vorzugsweise
implementieren die Strahlen einen spektralen Wiederverwendungsplan,
so dass Kanäle durch
ein von dem Satelliten 20 bereitgestelltes Muster wiederverwendet
werden. Bei einer bevorzugten Ausführungsform ist die Strahlformungsvorrichtung 1070 in
der Lage, eine spaltenartige Anordnung von Zellen parallel zu der
Bewegungsrichtung des Satelliten 20 zu formen und zu projizieren,
wie etwa das in 2 illustrierte
Zellmuster. Die Strahlformungsvorrichtung 1070 könnte linsenartige,
phasengesteuerte Vielfachantennen umfassen, welche eine große Anzahl
kleiner Zellen in dem Satellitensendebereich 90 bilden.
Beispielsweise wäre
eine phasengesteuerte Rottmann-Linsenvielfachantenne geeignet zur
Verwendung bei der vorliegenden Erfindung. Man sollte erkennen,
dass andere Strahlformungsvorrichtungen, die der Fachmann kennt,
bei der vorliegenden Erfindung ebenfalls verwendet werden könnten.
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Als
eine Alternative zu dem oben diskutierten Gierkompensations-Manöver könnte der
Fluglage-Anpassungsschritt 470 des Verfahrens 400 (4) ein "Rollsteuerungs-Manöver", umfassend ein Einstellen
der Satellitenorientierung entlang der Rollachse des Satelliten,
umfassen, um die Längsachse
des Sendebereichs 90 im Allgemeinen parallel zu der CU-Spur 700 auszurichten,
oder er könnte
die Implementierung einer Kombination von Gier- und Rollsteuerung
zur Kompensation der Effekte der Erdrotation auf die Ausrichtung
des Sendebereichs im Verhältnis
zum Boden umfassen. Die Anwendung eines Giersteuerungs-Manövers wird
jedoch gegenüber
der Anwendung eines Rollsteuerungs-Manövers bevorzugt. Dies ist so,
weil der Betrag der Rollsteuerung alleine, der erforderlich wäre, um die
Effekte der Erdrotation (ungefähr
5° bei 1400
km Fluglage) zu kompensieren, zu einer gewissen Verzerrung der Strahlengröße und -form
an den äußeren Rändern des
von dem Satelliten projizierten Sendebereichs führen würde und, abhängig von
der Sendebereichsgröße, könnten einige
Strahlen von der Erde weg angehoben werden. Dieser Strahlanhebungseffekt könnte durch
Verwendung einer komplexeren Antenne, die zusätzliche Strahlen erzeugt, um
die angehobenen Strahlen zu kompensieren, tolerierbar gemacht werden,
oder die angehobenen Strahlen könnten
schlicht nicht verwendet werden.
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Abhängig von
der Anzahl der von der Antenne zu projizierenden Strahlen und der
speziellen Fluglage des Satelliten in der Umlaufbahn könnte eine
Kombination von Giersteuerung und Rollsteuerung verwendet werden,
um die Relativbewegung der Erde an verschiedenen Positionen in der
Umlaufbahn des Satelliten zu kompensieren. wenn der Satellit die
nördlichen
und südlichen
Extreme seines Pfades oder seiner Spur um die Erde durchläuft, kann
auch ein kleiner Betrag an Nicksteuerung eingesetzt werden. Auch
könnten
zusätzliche
Strahlen an den linken und rechten Rändern der Satellitenantenne
in Kombination mit den Fluglageanpassungsmanövern bereitgestellt werden,
um einen relativ geraden Pfad durch den Sendebereich bereitzustellen, um
es Systembenutzern zu gestatten, von Zelle zu Zelle innerhalb eines
Satelliten und von Satellit zu Satellit mit minimalen Hand-Off-Erfordernissen übergeben
zu werden.
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Bei
einer alternativen Ausführungsform könnte die
Breite der Strahlengruppen 150 (3) in Schritt 470 des Verfahrens 400 (4) eingestellt werden, um
die Relativbewegung der Erde zu kompensieren, und zwar durch Zuordnen
einer oder mehrer Hardware-Gruppen 300, um eine aus mehreren Strahlenstreifen
bestehende Strahlengruppe zu bedienen. Bei dieser Ausführungsform
würde der
Satellitensendebereich 90 nicht bewegt werden; der Sendebereich
würde jedoch
intern im Hinblick auf die Strahlengruppenbreite oder die Zusammensetzung angepasst
werden.
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12 illustriert eine schematische
Darstellung einer Hardware-Gruppen-Zuordnung zu einer Strahlengruppe
gemäß einer
alternativen Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung. Gemäß dieser
alternativen Ausführungsform
wird die Breite oder die Zusammensetzung von Strahlengruppen 150 eingestellt,
um ein Gebiet bereitzustellen, das ausreicht, um es einer CU 30 (1, 7) zu erlauben, solange innerhalb einer
Strahlengruppe positioniert zu sein, wie die CU innerhalb des Sendebereichs
des Satteliten positioniert ist. Anstatt eine Strahlengruppe als
einen einzelnen Strahlenstreifen 130 von Zellen 140 umfassend
zu definieren (wie z. B. in 3 gezeigt), würde die
Strahlengruppe daher mehrere Strahlenstreifen, umfassen. Wie in 12 illustriert, könnte z. B.
eine Strahlengruppe drei Strahlenstreifen 130 umfassen,
die alle von der Hardware-Gruppe 300 unterstützt werden.
Eine CU 30, die an einem ersten Ende oder einem nahen Ende
des Sendebereichs in den Sendebereich 90 eintritt, würde wünschenswerterweise
innerhalb einer einzelnen Strahlengruppe 130 verbleiben
und von einer einzelnen Hardware-Gruppe bedient werden, solange
sie in dem Sendebereich 90 bleibt, selbst wenn die CU mehrere
seitliche Zelle-zu-Zelle-Übergabe
mit den in der Strahlengruppe 150 enthaltenen Strahlenstreifen
erfahren würde. Wenn
die CU das entlegene oder ferne Ende des Sendebereichs 90 erreicht,
könnte
sie dann an den nächsten
oberhalb passierenden Satellitensendebereich übergeben werden.
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Bei
einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung empfängt
oder sendet der Sendebereich 90 Strahlungsenergie von oder
an eine CU auf oder nahe der Erdoberfläche und der Sendebereich 90 ist
vorzugsweise in ungefähr 25 Strahlengruppen
aufgeteilt, die jeweils aus zwei Strahlenstreifen 130 bestehen.
Diese bei der bevorzugten Ausführungsform
verwendete Beschreibung der Strahlenstreifenbreite soll in keiner
Weise limitierend sein; vielmehr könnten viele andere Strahlengruppenkompositionen
eingesetzt werden. Diese alternative Sendebereichs-Anpassungstechnik
wird wünschenswerterweise
beispielsweise im Zusammenhang mit LEO-Satelliten verwendet, bei
denen große
Abdeckungsgebiete wünschenswert
sind und eine perfekte Winkelversatzkompensation schwierig zu erreichen
ist, wenn beispielsweise eine breite Abdeckungsantenne verwendet
wird, insbesondere eine mit vielen schmalen Strahlen. Bei Systemen,
die große
Satellitensendebereiche liefern, kann ein einzelner Sendebereich,
z. B. einen gesamten Kontinent abdecken oder sich über ungefähr 40 Breitengrade erstrecken.
Eine Variation der Kompensation könnte daher an unterschiedlichen
Punkten innerhalb eines einzelnen Sendebereichs erforderlich sein,
wie oben diskutiert.
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Durch
Verwendung dieses alternativen Verfahrens werden einige der Vorteile
der Strahlenmanagementverfahren, die Winkelversatzkompensationstechniken
einsetzen, noch immer verwirklicht und weniger seitliche Zelle-zu-Zelle-Übergaben
sind erforderlich als bei Satellitensystemen nach dem Stand der
Technik. Einsatz dieser alternativen Ausführungsform führt zu mehr
seitlichen Übergaben
als man bei der bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung (bei der die Satellitenfluglage angepasst
wird, um den Winkelversatz zu kompensieren) bei geographischen Breiten
nahe des Äquators
antreffen würde;
minimale seitliche Übergaben erfährt man
jedoch bei höheren
geographischen Breiten. Für
Satellit-zu-Satellit-Übergaben,
die bei höheren
geographischen Breiten auftreten, bei denen die Satellitengeschwindigkeit
ungefähr
tangential zur Erdrotation ist, kann eine CU (oder mehrere CUs)
im Zentrum einer Strahlengruppe 150 am ersten Ende des
Sendebereichs zugelassen werden und kann sich zu dem entfernten
Ende des Sendebereichs bewegen, möglicherweise ohne seitliche Übergabe
zwischen Strahlenstreifen 130 innerhalb der Strahlengruppe 150.
CUs, die auf Grund ihrer Eintrittsposition in einen Sendebereich
seitliche Übergaben
innerhalb eines Sendebereichs benötigen, bevor sie das entfernte
Ende des Sendebereichs erreichen und beispielsweise auf halbem Wege
oder an einem anderen Punkt innerhalb des Sendebereichs 90 nach
außerhalb
der Grenzen einer ersten Strahlengruppe 150 gelangen, könnten von
einer oder mehre ren Hardware-Gruppen in einer benachbarten Strahlengruppe 150 gehandhabt
werden, würden
jedoch noch immer weniger Hardware-Umschaltungen erfahren, als eine
CU, die über
einen nicht ausgerichteten, uneinheitlichen Pfad in dem Sendebereich 90 läuft.
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Bei
noch einer alternativen Sendebereichsanpassungstechnik könnte der
Schritt 470 elektrische oder mechanische Antennenanpassung
an Bord des Satelliten umfassen, um die Rotationsbewegung der Erdoberfläche zu korrigieren,
indem die Antenne in eine gewünschte
Richtung zeigen gelassen wird. Dies könnte erreicht werden, indem
die Satellitenantenne auf einer rotierenden Basis montiert wird,
die in der Lage ist, um mehrere Grade zu rotieren, um den Versatz
zu kompensieren. Diese Technik ist jedoch nicht bevorzugt, da sie
sehr umständlich
zu implementieren ist. Die Implementierung dieser Technik würde es erfordern,
die Satellitenantenne so zu gestalten, dass die Hunderte (und möglicherweise Tausende
in relativ großen
Satelliten) von Verbindungen bewegbar sind. Darüber hinaus könnte die
Verwendung dieser Technik in Satelliten zu Zuverlässigkeitsproblemen
führen,
da diese Hunderte (oder Tausende) von Verbindungen viele Male bewegt
würden (wenigstens
ein Mal pro Umlauf), was erheblichen Verschleiß an den Verbindungen während jedes
Umlaufs und daher eine Verringerung der Lebensdauer der Verbindungen
verursachen würde.
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Zusammenfassend
stellt die vorliegende Erfindung unter anderem ein verbessertes
Verfahren und eine Vorrichtung zum Strahlenmanagement in einem Satellitenkommunikationssystem
zur Verfügung,
wenigstens teilweise bestehend aus Satelliten, die sich im Verhältnis zur
Erdoberfläche
bewegen. Die vorliegende Erfindung stellt auch ein Verfahren und
eine Vorrichtung zur Verfügung,
um das Management von Hardware-Ressourcen
in einem Satellitenkommunikationssystem zu verbessern und zu erleichtern.
Das Verfahren und die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung vereinfachen
die Komplexität der
Satelliten-Nutzlast stark durch Management der Satellitenstrahlen
oder Zellen und der Hardware-Ressourcen in einer Weise, die die
Nutzlast-Kapazitätserfordernisse
durch Vereinfachung des Hand-Offs verringert. Dies wird durch Gruppierung
von Satelliten-Hardware-Ressourcen in Hardware-Gruppen erreicht,
die zugeordnet werden, um eine oder mehrere Strahlengruppen zu unterstützen. Satellitenfluglageanpassung,
Antennenrichtungsanpassung oder alternativ Einstellung der Breite
von Strahlengruppen können
verwendet werden, um einen Winkelversatz zu korrigieren, der zwischen
einer Längsachse
des Satellitensendebereichs und relativ festen Punkten auf dem Boden
als Resultat der Relativbewegung der Erde im Verhältnis zu
dem den Sendebereich liefernden Satelliten auftritt.
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Die
vorangehende Beschreibung der speziellen Ausführungsform offenbart die allgemeine
Natur der Erfindung so vollständig,
dass Andere durch Anwendung allgemeinen Wissens solch spezielle Ausführungsformen
ohne weiteres modifizieren und an verschiedene Anwendungen anpassen
können, ohne
sich vom grundlegenden Konzept zu entfernen und daher sollten solche
Anpassungen und Modifikationen als innerhalb der Bedeutung und des
Umfangs von Äquivalenten
der offenbarten Erfindungen liegend verstanden werden. Man sollte
verstehen, dass die hier verwendete Sprache und Terminologie dem Zweck
der Beschreibung dient und nicht der Limitierung. Entsprechend soll
die Erfindung aller solcher Alternativen, Modifikationen, Äquivalente
und Variationen umfas sen, die in den Umfang der beigefügten Ansprüche fallen.
Obgleich die vorliegende Erfindung in Verbindung mit einem speziellen
Verfahren und einer Vorrichtung und unter Bezugnahme auf eine bevorzugte
Ausführungsform
beschrieben wurde, muss klar verstanden werden, dass diese Beschreibung
lediglich beispielhaft angefertigt wurde und nicht als Beschränkung des
Umfangs der Erfindung. Der Fachmann wird erkennen, dass Änderungen
und Modifikationen an der bevorzugten Ausführungsform durchgeführt werden
können
ohne den Umfang der vorliegenden Erfindung zu verlassen.