TW405279B - Antenna for communicating with low earth orbit satellite - Google Patents

Description

五、發明說明（1) 【發明之背景】 發明之領域 本發明係關於一種與低地球軌道衛星通信用之天線， 尤有關一種使用於有複數的低地球軌道（L E 0 )衛星繞著地 球旋轉的一衛星通信系統之地面站，用以與低地球軌道衛 星通信而自動追蹤各衛星的天線。 習用技術之描述 近來有人提出一種經由複數的LEO衛星使用一種Ka帶 (2 0至3 0 G Η z )之高頻信號，提供給全世界的使用者大約數 個Mbps至數十個Mbps的高速資料之計畫。 在諸如此類的一種使用複數LEO衛星之衛星通信系統 中，因為當從一小型地面站觀看時，每個衛星會在相當短 的時間脫離視界，所以需要在大範圍内作追蹤。 迄今為止，對於一種用以追蹤衛星之天線而言，如同 給靜止衛星與移動衛星使用之地面站天線之多數技術已廣 為人知。 對於追蹤方法而言，舉例言之，有下列三種習知方 ’ 法：（一）單脈衝追蹤法，用以連續偵測天線是否在波束中 心追蹤衛星，並控制天線之放射圖型方向始終等於衛星方 向；（二）步近追蹤法，用以在一固定的時間間隔使天線轉 移一些角度並調整其方位，其接收位準為最大；以及（三） 程式追蹤法，基於衛星軌道之估計資訊，用以改變天線之 方位。 對於一種支持移動式天線之方法而言，有下列兩種習

405279 五、發明說明（2) 知之方法：（一）AZ-EL支架，用以轉移移動式天線之方位 與仰角；以及（二）X Y支架，用以將移動式天線轉移一個 垂直於衛星轨道的方向。AZ-EL支架係為目前最常採用的 方法，於其中安置一軸（方位角軸線）垂直於地面，而安置 另一轴（仰角軸線）成水平。在XY支架中，與地面成水平的 X軸係垂直於y軸，且y轴係與X軸一起轉動。XY支架適合在 高速下追蹤靠近天頂移動之L E 0衛星，然而，因為此兩軸 係位於從地面上的高位置，所以X Y支架具有機械缺陷。 接著，參考附圖詳細說明用以追蹤衛星之一種傳統型 實際地面站之天線的衛星追蹤技術。 圖1 1顯示一種用以追蹤衛星之地面站傳統型天線之構 造。圖1 1係顯示一種用以追蹤衛星之地面站的大型天線之 一例，且其主反射鏡係為直徑1 3公尺的卡塞格倫 (Cassegrain)天線。此種天線係使用一種依據AZ-EL支架 之驅動機構以追蹤衛星，且其方位角軸線與仰角轴線兩者 皆受一種螺旋起重機驅動機構所驅動。為簡化結構，在方 位角軸線方向僅於土 1 0度的範圍内，可允許驅動機構連續 驅動，並採用一種限制驅動方法，於其中，當天線需要在 另一方向指向較大角度時，即鬆掉一固定螺絲，以使天線 慢慢轉動。對於仰角軸線而言，可在〇至9 0度間作連續驅 動。一 1次發射器係裝設至主反射鏡並與主反射鏡一起受 驅動。 圖1 2顯示另一種用以追蹤衛星之地面站傳統型天線， 而一種用以追蹤衛星之地面站小型天線亦為吾人所知悉，

五、發明說明（3) ^ 於其中，雖使用一開口天線作為上述大型天線，但仍可達 到小型化與輕量化。 圖12係顯示使用於依國際海事衛星組織（INMARSAT)標 準A之船舶地面站之一種拋物面天線，且一交又雙極 (c r 〇 s s d i ρ ο 1 e )與一反射板係設於旋轉拋物面反射鏡之焦 點，用以作為1次發射器。於此天線中，反射鏡與發射器 係結合成一體。為了追蹤衛星，上述拋物面天線係使用4 軸支架（藉由組合上述AZ-EL支架與XY支架所得到）而驅 動。 以上技術係記載於''海事衛星通信入門"，佐藤敏雄 著，昭和6 1年7月2 5日，日本通信學會發行。 如上所述，使用傳統型天線作為衛星通信之用以追蹤 衛星之技術，可有效地應用到極小追縱範圍之情況（與靜 止衛星比較而言），然而，上述傳統型天線並不適合於上 述用以追蹤並與LEO衛星通信之天線，其理由如下： 換言之，在作為衛星通信之傳統型天線中，因1次發 射器與反射鏡係結合在一起，並在追蹤衛星時旋轉一天 線，而所欲旋轉的天線較重，驅動系統亦較大，所以難以 作高速追蹤，並使罩覆天線之天線罩的面積增大。在使用 LEO衛星之衛星通信系統中，考慮到很多小型地面站係安 裝於每個家庭，所需要的整個天線的尺寸儘可能小型化與 輕量化，然而，小型化與輕量化係為一大難題。 再者，因1次發射器與反射鏡係結合在一起並轉動一 天線，所以為求能在旋轉期間亦使饋電至1次發射器的狀

五、發明說明（4) 況穩定，設有饋電系統的射頻（RF)送/收信部諸如低雜訊 放大器與高頻功率放大器亦需要靠近於1次發射器而安 裝。然而，於此情況下，天線的重量亦增加了 R F送/收信 部的重量。 於此狀況下，亦可理解R F送/收信部係從反射鏡分離 出來並被固定，然而，為維持獨立於藉由旋轉饋電部所造 成位移之穩定連接，饋電線必須具有彈性，必須使用一種 旋轉接頭與其餘旋轉接頭，所以，其問題為：用以作衛星 通信用之天線係為複雜且高價位的。 如上所述，本發明之目的係提供一種與低地球軌道衛 星通信用之天線，其乃使用於一小型地面站，用以與複數 的LEO衛星通信，此種天線係可達到小型化與輕量化，並 可以高速追蹤一 LEO衛星。 【發明之綜合說明】 為達成上述目的，依本發明之一種與低地球軌道衛星 通信用之天線，係基於一種與低地球軌道衛星通信用之天 線，此天線係在一使用低地球軌道衛星之衛星通信系統 中，使用於地面侧，並使用一種偏移開口天線而機械式追 蹤上述低地球軌道衛星。於此，上述天線係藉由以下方式 作機械式追蹤：固定開口天線之1次發射器，並朝一低地 球執道衛星之方向，僅只使天線之反射鏡繞一方位角軸線 與一仰角軸線而旋轉。 具體而言，本發明係提供：一反射鏡，具有預先決定 之旋轉拋物面偏移量，·一 AZ-EL支架，連接至上述反射

五、發明說明（5) 405279 鏡，藉由基於一方位角軸線與一仰角軸線而旋轉上述反射 鏡，用以追蹤上述低地球軌道衛星；一1次發射器，用以 在上述反射鏡上放射預先決定的波束；一饋電部，用以饋 電至上述1次發射器；以及一發射器支持部，用以支持上 述1次發射器，俾能使上述1次發射器可獨立於上述反射鏡 而受固定。 上述偏移量之值係以在預先決定的最小運作仰角，獲 得最大天線增益之條件而設定。 【圖示之簡單說明】 圖1係顯示一種與低地球軌道衛星通信用之偏移拋物 面天線之組成方塊圖，相當於本發明第一實施例； 圖2 A與2 B說明圖1之偏移拋物面天線之追蹤機構； 圖3 A與3 B說明圖2 A與2 B之仰角軸線之定義； 圖4顯示一 L E 0衛星之想像圖； 圖5顯示使用一 L E 0衛星之衛星通信系統； 圖6顯示依本發明之追蹤範圍； 圖7顯示一仰角對之傳播損耗、天線增益與全傳播損 耗三者間之關係； 圖8係顯示一種與低地球軌道衛星通信用之偏移卡塞 格倫天線之組成方塊圖，相當於本發明第二實施例； 圖9係顯示一種與低地球執道衛星通信用之偏移卡塞 格倫天線之組成方塊圖，相當於本發明第三·實施例； 圖1 0係顯示一種與低地球軌道衛星通信用之偏移格雷 戈里（Gregorian)型天線之組成方塊圖，相當於本發明第

405279_ 五、發明說明（6) 三實施例； 圖1 1係顯示一種傳統式大型地面站之天線追蹤技術之 外觀圖；以及 圖1 2係顯示一種傳統式小型地面站之天線追蹤技術之 概念圖。 【符號之說明】 1 ~ 1次發射器 2〜偏移反射鏡 3〜AZ-EL支架 4〜饋電部 5〜發射器支持部 6〜R F送/收信部 7〜天線支持部 8〜旋轉拋物面軸 9〜方位角軸線【圖2A, 2B】 9〜拋物面【圖3A, 3B】 1 0〜仰角軸線 1 1〜軌道面 1 2〜衛星追蹤範圍【圖6】 12〜主反射鏡【圖8， 9】 1 3〜小型地面站【圖6】 1 3〜副反射鏡【圖8】 1 4〜圓形孔

第10頁 -465279- 五、發明說明（7) 1 5 ~主反射鏡 1 6〜副反射鏡 1 0 0〜與低地球軌道衛星通信用之天線 【較佳實施例之說明】 1 . 第一實施例 接著，將參考附圖詳細說明本發明第一實施例。圖1 係顯示一種與低地球軌道衛星通信用之天線之組成方塊 圖，相當於本發明之最佳實施例。 如圖1所示，依本發明之與低地球軌道衛星通信用之 天線1 0 0包含：一 1次發射器（喇叭）1 ，用以傳送或接收K a 帶之信號；一偏移反射鏡2，設有一預先決定的旋轉拋物 面；一AZ-EL支架3，連接至反射鏡2，用以旋轉一方位角 軸線與一仰角軸線並追蹤衛星；一饋電部4，用以饋電至1 次發射器1 ; 一發射器支持部5，用以固定1次發射器1 ; 一 R F送/收信部6，由一低雜訊放大器與一高頻功率放大器所 組成；以及一天線支持部7，用以固定整個天線。 此天線係使用一種偏移拋物面天線型反射鏡天線，而 1次發射器1係安裝於形成反射鏡2之旋轉拋物面之焦點位 置。吾人選取偏移拋物面天線之偏移量，俾能使天線增益 在最小運作仰角（說明於後）為最大。含有可動構造之1次 發射器1，係具有機械上獨立於反射鏡2之構造，並裝設至 發射器支持部5而予以固定。 同時，吾人組成反射鏡2，俾能使其藉由AZ-EL支架3 而基於方位角軸線與仰角軸線旋轉。從1次發射器1而來之

第11頁 _405279_ 五、發明說明（8) 一個或其餘信號，係經由饋電部4饋入至R F送/收信部6。 AZ-EL支架3、發射器支持部5與RF送/收信部6係安裝於天 線支持部7上。 然後，將說明圖1之與低地球軌道衛星通信用之天線 1 0 0的運作。 圖2 A與2 B說明此種天線之追蹤機構，並特別顯示分別 關於追蹤之反射鏡2與1次發射器1。圖2A顯示反射鏡2與1 次發射器1之前視圖，其中，實線係顯示在最小運作仰角 0 M1N下之反射鏡2的位置，點線係顯示假設仰角趨近9 0度 之反射鏡2的位置。圖2 B顯示分別從側面觀看之反射鏡2與 1次發射器1。從這些圖示亦可明顯的理解到，一方位角軸 線9係繞著一直線（連接反射鏡2之中心與1次發射器1之中 心）旋轉，且反射鏡2係以方位角軸線9作中心而旋轉3 6 0 度。參考數字8表示旋轉搬物面之軸。 同時，圖3 A與3 B說明一仰角軸線，而在這兩圖中之仰 角軸線係指與從一旋轉拋物面軸8和一拋物面9之交點（中 心）通過偏移反射鏡2之旋轉拋物面内的一放射狀直線在旋' 轉拋物面内直交的軸線相接觸的線而言。一角度係以此仰 角軸線作中心，在最小運作仰角與9 0度間作變化。 AZ-EL支架3驅動反射鏡2，俾能使反射鏡繞著方位角 軸線9與仰角軸線1 0而旋轉以追蹤衛星。 即使當反射鏡2旋轉時，1次發射器1總是固定於拋物 面之焦點位置，此乃因為1次發射器1係藉由發射器支持部 5而固定。

第12頁 —. 405279 五、發明說明（9) 如上所述，依本發明之衛星通信天線，可使反射鏡2 繞著方位角軸線旋轉，並可作全方位角追縱。顯示指向性 之仰角，係可藉由繞著仰角軸線旋轉反射鏡2而變化，而 且可獲得仰角9 0度之天頂方向的指向性。 然後，將說明一個上述與低地球軌道衛星通信用之天 線的所需追縱角度範圍。 圖4係顯示多數的L E 0衛星配置於遍及地球之複數軌道 面以罩覆全世界之想像圖。如圖4所示，係藉由配置遍及 地球之複數LE0衛星，而提供用以罩覆全世界之衛星通信 系統，俾能在地球上任何地方皆可看到任一個衛星。 LE0衛星意指一種位於地面上將近1500 km上下高度之 橢圓軌道（含圓形軌道）上的衛星，並假設在1 〇 〇 〇 km的高 度下，每個衛星之軌道週期為將近1小時4 5分。 假設一衛星之高度為7 6 5 km，且其最小運作仰角為3 0 度，則在相同軌道面所欲配置之衛星數量為2 0，且需要1 0 個執道面以罩覆全世界。亦即，所需衛星的總數量為 2 0 0。所需衛星的數量係基於衛星之高度與最小運作仰角 而決定。即使衛星位於相同高度，假設運作仰角為2 0度， 則所需衛星之數量為9 8 ;假設運作仰角為1 0度，則所需衛 星之數量為4 5。 圖5係顯示一種使用L E 0衛星之廣帶域衛星通信系統之 概念圖。如圖5所示，於此系統中’使用L帶（1 · 5至1 . 6 GHz)多波束之將近6 4 kbps之一低速波道，係提供給小型 使用對象（諸如攜帶式終端機）’且在小型地面站使用K a帶

第13頁 -405279- 五、發明說明（ίο) (一般稱為2 0至3 0 GHz的準毫米波帶）多數點波束的高速資 料，係提供給大型使用對象（諸如船舶、飛機與小規模辦 公室）。 本發明係關於一種與低地球軌道衛星通信用之天線， 而此種天線主要為後者（使用於小型地面站）。 圖6顯示假設從一小型地面站1 3觀看設有一執道面1 1 之LE0衛星之追蹤範圍。如圖6所示，最小運作仰角0MIN係 基於LE0衛星數量與上述高度之間的關係所決定，且衛星 追蹤範圍1 2相當於以斜線表示的面積，亦即，在從最小運 作仰角θ MIN至天頂方向之全方位角的整體面積。 接著，圖7顯示傳播損耗（A)與偏移拋物面天線增益 (B )間的關係，其中，傳播損耗（A )包含基於一仰角之自由 空間損耗，與由於降雨衰減之損耗。圖7亦顯示傳播損耗 (A )與天線增益（B )之總和，亦即，包含天線增益之全傳播 損耗（C = A + B )。在圖7中，最小運作仰角0 MIN設定為4 0 度。吾人可調整一偏移量，俾能使天線增益於此仰角時為 最大，並可使用在Ka帶之30 GHz的傳送頻率計算傳播損 耗。 因此，圖7顯示全傳播損耗在最小運作仰角4 0度時為 最大，且當仰角趨近於天頂時，全傳播損耗較小。 其原因乃在於：因偏離偏移拋物面反射鏡之理想狀 況，所以在天頂方向的方向性增益較低，然而，在微波 帶、毫米波帶與其他波帶之衛星通信中，天線增益係為需 要的，此乃因為當在仰角最小時，衛星之距離最遠、自由

第14頁 4Θ5-27» 五、發明說明（π) 空間損耗最大、通過降雨區域之距離最長、且降雨衰減量 最大，而當在天頂方向時，上述衰減為最小。 因此，即使把仰角設定至天頂方向，亦可藉由設定適 當數值作為最小運作仰角而能真正減少問題。 2. 第二實施例 使用偏移拋物面天線之本發明第一實施例係如上所 述，然而，本發明並未偈限於諸如此類之設有單反射鏡的 天線。 亦即，對本發明第二實施例而言，亦可使用圖8之一 種設有複數反射鏡之偏移卡塞格倫天線。 如圖8所示，參考數字12表示一具有旋轉拋物面之主 反射鏡，如上所述’ 一預先決定的偏移量施加至主反射 鏡，俾能在最小運作仰角獲得最大天線增益。參考數字1 3 表示一副反射鏡，藉由一個旋轉雙曲面而形成，此旋轉雙 曲面係共用旋轉拋物面之焦點作為一個焦點。因為旋轉雙 曲面之另一個焦點係位於主反射鏡1 2的區域，所以用以從 1次發射器1放射波束之一圓形孔1 4，係提供至主反射鏡 1 2。因其餘參考數字係與圖1類似，固省略其說明。 在此實施例中，因採用設有複數反射鏡之天線，所以 天線結構係為複雜的，然而，因為1次發射器1係從主反射 鏡12之背面饋電，而可產生以下的效果：減少饋電損失、 使連接至送/收信部較容易、並避免追蹤範圍的中斷。 3. 第三實施例 再者，對於本發明第三實施例而言，係使用圖9之一

第15頁 _405279_ 五、發明說明（12) 種設有複數反射鏡之偏移卡塞格倫天線。在此實施例中， 亦使用圖8之設有複數反射鏡之偏移卡塞格倫天線，然 而，此實施例與第二實施例不同之處在於：1次發射器1之 位置係位於主反射鏡1 2區域之外部。 4. 第四實施例 再者，對於本發明第四實施例而言，亦可使用圖1 0之 一種設有複數反射鏡之偏移格雷戈里天線。於此實施例 中，一預先決定的偏移量施加至具有旋轉拋物面的主反射 鏡1 5，俾能在最小運作仰角獲得最大天線增益。具有旋轉 橢圓面之副反射鏡1 6，係共用旋轉拋物面之焦點。1次發 射器1之相位中心係位於旋轉橢圓面之另一焦點。 依據上述第二至第四實施例之使用設有複數反射鏡之 天線的構造，相較於第一實施例之天線，饋電損耗更進一 步地減少、1次發射器受到固定、且整體天線的高度更進 一步地減小。 如上所述，依本發明之與低地球軌道衛星通信用之天 線，可產生以下的效果： 第一，藉由將天線之旁波瓣特性與交互極化之電磁輻 射隔絕予以最佳化，可在衛星航道中之最小仰角，獲得最 大之傳播損耗與降雨衰減之最佳特性，此乃因為使用偏移 拋物面天線、偏移卡塞格倫天線與其餘天線之故，而此等 天線係在最小運作仰角可獲得最大增益。尤其是，因為 L E 0衛星係使用毫米波帶，而且具有大的降雨衰減，所以 上述效果係為顯著的。

第16頁 -- 五、發明說明（13) 第二，因1次發射器被固定住，故不需為饋電線與導 波管提供一彈性部，可簡化其結構並增加其可靠度。 第三，因受驅動以追蹤衛星之部份僅有反射鏡，故可 減少驅動重量、可作高速追蹤、並可使驅動機構小型輕量 化0

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Claims (1)

1. 六、申請專利範圍 405279 1. 一種與低地球軌道衛星通信用之天線，在使用低 地球軌道衛星之衛星通信系統中，使用於一地面站，其 中，係使用一種偏移開口天線，對該低地球軌道衛星作機 械式追縱。 2. 如申請專利範圍第1項之與低地球軌道衛星通信用 之天線，其中，該機械式追蹤係藉由固定該開口天線之 一 1次發射器，並於該低地球軌道衛星方向，基於一方位 角軸線與一仰角軸線，只旋轉該開口天線之一反射鏡而實 現。 3. 一種與低地球執道衛星通信用之天線，在使用低 地球軌道衛星之一衛星通信系統中，使用於一地面站，包 含： 一反射鏡，設有預先決定之旋轉拋物面偏移量； 一 AZ-EL支架，連接至該反射鏡，藉由基於一方位角 軸線與一仰角軸線而旋轉該反射鏡，用以追蹤該低地球軌 道衛星； _ 一 1次發射器，用以在該反射鏡上放射預先決定的波 束； 一饋電部，用以饋電至該1次發射器；以及 一發射器支持部，用以支持該1次發射器，俾能使該1 次發射器可獨立於該反射鏡而受固定。 4. 如申請專利範圍第3項之與低地球軌道衛星通信用 之天線，其中，該偏移量之值係以使天線增益在一預先決 定的最小運作仰角時為最大的條件而設定。

   第18頁 _^05279_ 六、申請專利範圍 5. 如申請專利範圍第4項之與低地球軌道衛星通信用 之天線，其中： 該預先決定的最小運作仰角，係為在該低地球軌道衛 星之仰角方向之追蹤界限；以及 該預先決定的最小運作仰角，係基於配置於與該低地 球執道衛星之高度相同的軌道面上之衛星數量而決定。 6. 如申請專利範圍第3項之與低地球軌道衛星通信用 之天線，其中，該天線係為一種偏移拋物面天線。 7. 如申請專利範圍第3項之與低地球軌道衛星通信用 之天線，其中，該天線係為一種偏移卡塞格倫天線。 8. 如申請專利範圍第3項之與低地球軌道衛星通信用> 之天線，其中，該天線係為一種偏移格雷戈里 (Gregorian)天線。 9. 如申請專利範圍第3項之與低地球軌道衛星通信用 之天線，.其中： - 該方位角軸線係繞著一條連接該反射鏡中心與該1次 發射器中心之直線旋轉；且 ' 該仰角軸線與從一旋轉抛物面軸和一拋物面之交點 (中心）通過偏移反射鏡之旋轉拋物面内的一放射狀直線在 旋轉拋物面内直交的線相接觸。 10. 如申請專利範圍第3項之與低地球軌道衛星通信 用之天線，其中，一個追蹤該低地球軌道衛星的範圍，在 仰角方向係為從該最小運作仰角到天頂，而在方位角方向 係為從0度到3 6 0度。

   第19頁 六、申請專·in 11. 如申請專利範圍第3項之與低地球軌道衛星通信 用之天線，其中，該與低地球軌道衛星通信用之天線，係 於一微波帶或一毫米波帶傳送/接收一種高頻信號。

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