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JP3109584B2 - Antenna device for low orbit satellite communication - Google Patents

Antenna device for low orbit satellite communication

Info

Publication number
JP3109584B2
JP3109584B2 JP09334060A JP33406097A JP3109584B2 JP 3109584 B2 JP3109584 B2 JP 3109584B2 JP 09334060 A JP09334060 A JP 09334060A JP 33406097 A JP33406097 A JP 33406097A JP 3109584 B2 JP3109584 B2 JP 3109584B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
low
antenna
orbit satellite
satellite communication
axis
Prior art date
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JP09334060A
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Japanese (ja)
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Inventor
修 山本
龍一 岩田
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
NEC Corp
Original Assignee
NEC Corp
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Filing date
Publication date
Application filed by NEC Corp filed Critical NEC Corp
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Priority to TW87120120A priority patent/TW405279B/en
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Priority to EP98309924A priority patent/EP0921590A3/en
Priority to CN 98125182 priority patent/CN1219004A/en
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    • HELECTRICITY
    • H01ELECTRIC ELEMENTS
    • H01QANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q19/00Combinations of primary active antenna elements and units with secondary devices, e.g. with quasi-optical devices, for giving the antenna a desired directional characteristic
    • H01Q19/10Combinations of primary active antenna elements and units with secondary devices, e.g. with quasi-optical devices, for giving the antenna a desired directional characteristic using reflecting surfaces
    • H01Q19/12Combinations of primary active antenna elements and units with secondary devices, e.g. with quasi-optical devices, for giving the antenna a desired directional characteristic using reflecting surfaces wherein the surfaces are concave
    • H01Q19/13Combinations of primary active antenna elements and units with secondary devices, e.g. with quasi-optical devices, for giving the antenna a desired directional characteristic using reflecting surfaces wherein the surfaces are concave the primary radiating source being a single radiating element, e.g. a dipole, a slot, a waveguide termination
    • H01Q19/132Horn reflector antennas; Off-set feeding
    • HELECTRICITY
    • H01ELECTRIC ELEMENTS
    • H01QANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q3/00Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system
    • H01Q3/12Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using mechanical relative movement between primary active elements and secondary devices of antennas or antenna systems
    • H01Q3/16Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using mechanical relative movement between primary active elements and secondary devices of antennas or antenna systems for varying relative position of primary active element and a reflecting device
    • H01Q3/20Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using mechanical relative movement between primary active elements and secondary devices of antennas or antenna systems for varying relative position of primary active element and a reflecting device wherein the primary active element is fixed and the reflecting device is movable

Landscapes

  • Aerials With Secondary Devices (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

【0001】[0001]

【発明の属する技術分野】本発明の低軌道衛星通信用ア
ンテナ装置は、特に複数の低軌道衛星(LEO:Low
Earth Orbit)が地球上を周回する移動体
衛星通信システムの衛星地球局に使用され、各衛星を自
動追尾する低軌道衛星通信用アンテナ装置に関する。
BACKGROUND OF THE INVENTION The antenna device for low-orbit satellite communication according to the present invention is particularly applicable to a plurality of low-orbit satellites (LEO: Low).
Earth Orbit) is used for a satellite earth station of a mobile satellite communication system orbiting the earth, and relates to a low-orbit satellite communication antenna apparatus for automatically tracking each satellite.

【0002】[0002]

【従来の技術】最近多数のLEO衛星をKa帯(30G
Hz/20GHz)の高周波信号を用いて数Mbpsか
ら数10Mbps程度の高速度データを全世界のユーザ
ーに提供する計画がなされている。
2. Description of the Related Art Recently, a large number of LEO satellites have been assigned to the Ka band (30G).
There is a plan to provide high-speed data of several Mbps to several tens Mbps to users all over the world using a high frequency signal of (Hz / 20 GHz).

【0003】このような多数のLEO衛星を用いた移動
体衛星通信システムでは小型地球局から見て各衛星が比
較的短時間で視野から外れてしまうため、広範囲に衛星
を追尾する必要がある。
In such a mobile satellite communication system using a large number of LEO satellites, each satellite falls out of the field of view in a relatively short time when viewed from a small earth station, so that it is necessary to track the satellite over a wide range.

【0004】従来より衛星を追尾するアンテナについて
は、静止衛星や移動体衛星用地球局のアンテナとして複
数の技術が広く知られている。
Conventionally, a plurality of technologies for tracking satellites have been widely known as antennas for earth stations for geostationary satellites and mobile satellites.

【0005】例えば、追尾方法としてはアンテナかビー
ムの中心で衛星をとらえているかいないかを連続的に検
知し、アンテナ方向を常に衛星の方向を制御するモノパ
ルストラック法、一定時間間隔でアンテナを少しずつ動
かし、受信レベルが最大になる方向に調整するステップ
トラック法、衛星の軌道予測情報に基づきアンテナ方向
を変化させるプログラムトラック法が知られている。
For example, as a tracking method, a mono-pulse track method in which the antenna or the beam is continuously detected at the center of the beam and the direction of the satellite is constantly controlled, and the antenna is slightly moved at fixed time intervals. There are known a step track method of moving the antenna in a direction in which the reception level is maximized, and a program track method of changing the antenna direction based on satellite orbit prediction information.

【0006】また、可動アンテナの支持方式としては、
例えば、方位角(Azimuth)と仰角(Eleva
tion)を動かすAZ−ELマウントと、衛星軌道方
向と直交方向に動かすX−Yマウントとが広く知られて
いる。AZ−ELマウントは現在最も多く採用されてい
る方式であって、一軸(Az軸)を地面に垂直、他軸
(El軸)を水平に設置したものである。また、X−Y
マウントは地面に水平なx軸とそれに直交するY軸から
なり、Y軸はX軸と共に回転する。天頂付近を高速で移
動する低高度衛星の追尾に適しているが、両軸とも地面
から高い位置となるので機械的な欠点がある。
[0006] As a method of supporting a movable antenna,
For example, the azimuth (Azimuth) and the elevation (Eleva)
The AZ-EL mount for moving the XY-axis and the XY-mount for moving in the direction orthogonal to the satellite orbit are widely known. The AZ-EL mount is the most widely used method at present, with one axis (Az axis) installed vertically to the ground and the other axis (El axis) installed horizontally. XY
The mount consists of an x-axis horizontal to the ground and a y-axis orthogonal to it, the y-axis rotating with the x-axis. It is suitable for tracking low-altitude satellites that move around the zenith at high speed, but it has mechanical drawbacks because both axes are located higher than the ground.

【0007】次に、従来の具体的な衛星地球局のアンテ
ナの衛星追尾技術に関して図面を用いて説明する。
Next, a conventional concrete satellite tracking technique of an antenna of a satellite earth station will be described with reference to the drawings.

【0008】図11は、従来の衛星地球局のアンテナの
構成を示す図である。本図は大型衛星地球局のアンテナ
の一例であるが、主反射鏡が直径13mのカセグレンア
ンテナである。そして、このアンテナの衛星追尾は、A
z−ELマウントの駆動機構を用いて、Az軸、EL軸
ともにジャッキスクリュー駆動機構を用いている。構造
を簡単にするためAz方向については±10°の範囲内
のみ連続駆動することができ、それより大きく別の方向
にアンテナを向ける必要があるときは留めネジをゆる
め、時間をかけて回すという限定駆動方式を採用してい
る。EL軸については、0〜90°の間連続的な駆動が
可能である。また、1次放射器は主反射鏡に取り付けら
れて主反射鏡と一体として駆動されていた。
FIG. 11 is a diagram showing a configuration of a conventional antenna of a satellite earth station. This figure is an example of an antenna for a large satellite earth station. The main reflector is a Cassegrain antenna having a diameter of 13 m. And the satellite tracking of this antenna is A
A jack screw drive mechanism is used for both the Az axis and the EL axis using the drive mechanism of the z-EL mount. In order to simplify the structure, it can be continuously driven only in the range of ± 10 ° in the Az direction. If it is necessary to point the antenna in a larger direction in another direction, loosen the set screw and turn it over time. A limited drive system is adopted. With respect to the EL axis, continuous driving between 0 and 90 ° is possible. In addition, the primary radiator was attached to the main reflector and was driven integrally with the main reflector.

【0009】また、図12は、他の従来の衛星地球局の
アンテナ追尾の例として、前述した大型衛星地球局と同
様に開口面アンテナを用いるが小形、軽量化を図った小
型衛星地球局のアンテナ装置が知られている。
FIG. 12 shows an example of antenna tracking of another conventional satellite earth station, which uses an aperture antenna in the same manner as the above-mentioned large satellite earth station, but which is small and lightweight. Antenna devices are known.

【0010】本図は、インマルサット標準A船舶地球局
に用いられるパラボラアンテナであり、回転放物面反射
鏡の焦点に1次放射器としてクロスダイポールと反射板
を置いたものである。このアンテナも反射鏡と放射器と
は一体にして構成されている。そして、衛星追尾のため
に上記パラボラアンテナを前述したAz−ELマウント
とX−Yマウントを組み合わせた4軸マウントを用いて
駆動している。
FIG. 1 shows a parabolic antenna used in the Inmarsat standard A vessel earth station, in which a cross dipole and a reflector are placed as a primary radiator at the focal point of a rotating parabolic reflector. This antenna is also formed by integrating the reflector and the radiator. Then, for satellite tracking, the parabolic antenna is driven using a four-axis mount combining the above-described Az-EL mount and XY mount.

【0011】以上の技術に関しては、「海事衛星通信入
門、佐藤敏雄著、昭和61年7月25日、電子通信学会
発行」に説明されている。
The above technology is described in "Introduction to Maritime Satellite Communications, by Toshio Sato, published on July 25, 1986, by the Institute of Electronics and Communication Engineers".

【0012】[0012]

【発明が解決しようとする課題】以上説明したように従
来の衛星通信用アンテナに用いられる衛星追尾の技術
は、静止衛星のように比較的追尾範囲が少ない場合に有
効に適用できるが前述したようなLEO衛星を追尾する
低軌道衛星通信用アンテナ装置に対しては以下の理由か
ら適していない。
As described above, the satellite tracking technology used in the conventional satellite communication antenna can be effectively applied to a case where the tracking range is relatively small like a geostationary satellite. It is not suitable for a low-orbit satellite communication antenna device that tracks a simple LEO satellite for the following reasons.

【0013】すなわち、従来の衛星通信用アンテナ装置
では衛星追尾において、1次放射器と反射鏡とを一体と
してアンテナの回転を行うために、回転駆動すべきアン
テナ重量が大きくなり、駆動系も大型化し、高速の追尾
が困難となるとともに、アンテナを収容するレドームの
面積も大きくなる。LEO衛星を用いた移動体衛星通信
システムにおいては、多数の小型衛星地球局が各家庭等
に設置されることを考慮するとアンテナ装置全体のサイ
ズはできる限り小型、軽量化しなければならず大きな問
題となる。
That is, in the conventional satellite communication antenna apparatus, the primary radiator and the reflecting mirror are integrated to rotate the antenna in the satellite tracking, so that the weight of the antenna to be rotationally driven is increased, and the driving system is also large. This makes it difficult to perform high-speed tracking and increases the area of the radome that houses the antenna. In a mobile satellite communication system using LEO satellites, considering that a large number of small satellite earth stations are installed in each home or the like, the overall size of the antenna device must be as small and lightweight as possible, which is a major problem. Become.

【0014】さらに、1次放射器と反射鏡とを一体とし
てアンテナの回転を行う関係から、回転によっても1次
放射器への給電を安定に行うためには低雑音増幅器や高
周波電力増幅器のようなRF送受信部も1次放射器近傍
に搭載するよう給電系が設けられる必要があるが、この
場合にもRF送受信部による重量の増大となる。
Further, since the primary radiator and the reflector are integrated to rotate the antenna, it is necessary to use a low-noise amplifier or a high-frequency power amplifier in order to stably supply power to the primary radiator by rotation. It is necessary to provide a power supply system so that the RF transmitter / receiver is also mounted near the primary radiator. In this case, however, the weight of the RF transmitter / receiver increases.

【0015】この場合に、RF送受信部を反射鏡と分離
して固定することも考えられるが、回転による給電部の
移動に対して安定な接続を維持するためには給電線を可
とう性をもたせたり、ロータリージョイントなどを用い
たりしなければならず複雑で高価な衛星通信用アンテナ
となる問題を有していた。
In this case, it is conceivable to fix the RF transmission / reception unit separately from the reflecting mirror. However, in order to maintain a stable connection against the movement of the power supply unit due to rotation, the flexibility of the power supply line is required. There is a problem in that the antenna must be set up or a rotary joint or the like must be used, resulting in a complicated and expensive satellite communication antenna.

【0016】以上説明したように、本発明の目的は多数
のLEO衛星と送受信する小型衛星地球局に用いられ、
小型、軽量で高速にLEO衛星を追尾することができる
低軌道衛星通信用アンテナ装置を提供することにある。
As described above, the object of the present invention is to use a small satellite earth station for transmitting and receiving to a large number of LEO satellites,
It is an object of the present invention to provide a small orbit low-orbit satellite communication antenna device capable of tracking a LEO satellite at high speed.

【0017】[0017]

【課題を解決するための手段】前述した目的を達成する
ため本発明の低軌道衛星通信用アンテナ装置は、低軌道
衛星を用いた移動体衛星通信システムの地上側で用いら
れる低軌道衛星通信用アンテナ装置において、オフセッ
トした開口面アンテナ(オフセットアンテナ)を用い
前記開口面アンテナの1次放射器を固定し、前記開口面
アンテナの反射鏡のみを前記低軌道衛星方向に方位角
(Az)軸と仰角(EL)軸を中心に回転させて前記低
軌道衛星を機械追尾するアンテナ装置であって、前記オ
フセットの値は所定の最低運用仰角にてアンテナ利得が
最大となるように設定されることを特徴とする。
SUMMARY OF THE INVENTION In order to achieve the above-mentioned object, a low-Earth-orbit satellite communication antenna apparatus according to the present invention is used for a low-Earth-orbit satellite communication used on the ground side of a mobile satellite communication system using low-Earth orbit satellites. In the antenna device, using an offset aperture antenna (offset antenna) ,
Fixing the primary radiator of the aperture antenna;
Azimuth angle of the reflector of the antenna only toward the low-orbit satellite
(Az) axis and the elevation angle (EL) axis.
An antenna device for mechanically tracking an orbiting satellite, wherein:
The offset value indicates that the antenna gain is
It is characterized by being set to be maximum .

【0018】また、本発明は、低軌道衛星を用いた移動
体衛星通信システムの地上側で用いられる低軌道衛星通
信用アンテナ装置において、所定のオフセットした回転
放物面を有する反射鏡と、前記反射鏡に接続して方位角
(Az)軸と仰角(EL)軸を中心として前記反射鏡を
回転させ前記低軌道衛星を追尾するAz−ELマウント
と、前記反射鏡に所定のビームを放射する1次放射器
と、前記1次放射器に給電する給電部と、前記1次放射
器を前記反射鏡とは独立して固定できるよう支持する放
射器支持部とを有し、前記オフセットの値は所定の最低
運用仰角にてアンテナ利得が最大となるように設定され
ことを特徴とする。
Further, the present invention provides a low-orbit satellite communication antenna apparatus used on the ground side of a mobile satellite communication system using low-orbit satellites, wherein the reflecting mirror has a predetermined offset paraboloid of revolution. An Az-EL mount that connects to a reflector and rotates the reflector about an azimuth (Az) axis and an elevation (EL) axis to track the low-orbit satellite, and emits a predetermined beam to the reflector. a primary radiator, a feeding unit that supplies power to the primary radiator, said primary radiator possess a radiator support portion that supports that can be fixed independently of said reflector, said offset value Is the prescribed minimum
The antenna gain is set to be maximum at the operation elevation angle.
Characterized in that that.

【0019】[0019]

【0020】さらに、前記所定の最低運用仰角は、前記
低軌道衛星の仰角方向の追尾限界として、前記低軌道衛
星の衛星高度と同一軌道面に配置された衛星数から決定
されることを特徴とする。
Further, the predetermined minimum operation elevation angle is determined as a tracking limit in the elevation angle direction of the low-orbit satellite from the satellite altitude of the low-orbit satellite and the number of satellites arranged in the same orbit plane. I do.

【0021】前記アンテナ装置はオフセットパラボラア
ンテナ、オフセットカセグレンアンテナ、オフセットグ
レゴリアンアンテナである。
The antenna device is an offset parabolic antenna, offset Cassegrain antenna, or offset Gregorian antenna.

【0022】前記Az軸は、前記反射鏡の中心と前記1
次放射器1の中心を結ぶ直線の回りを回転する軸とし、
前記EL軸は前記反射鏡の反射鏡面に接し、前記反射鏡
面を含む回転放物面の軸と前記反射鏡の中心とを含む平
面と垂直に交わり、且つ、前記Az軸とも直交する直線
の回りを回転する軸とすることを特徴とする。
The Az axis is positioned between the center of the reflecting mirror and the 1
An axis that rotates around a straight line connecting the centers of the secondary radiators 1
The EL axis is in contact with a reflecting mirror surface of the reflecting mirror,
A plane including the axis of the paraboloid of revolution including the plane and the center of the reflector.
A straight line that intersects perpendicularly with the plane and is also orthogonal to the Az axis
It is characterized in that it is an axis that rotates around .

【0023】前記低軌道衛星の追尾範囲は、仰角方向は
前記最低運用仰角から天頂まで、方位角方向は0〜36
0°までとする。
The tracking range of the low-orbit satellite is an elevation angle from the minimum operation elevation angle to the zenith, and an azimuth direction is 0 to 36.
Up to 0 °.

【0024】[0024]

【発明の実施の形態】次に、本発明の第1の実施の形態
について図面を参照して詳細に説明する。図1は、本発
明を実施するための最良の形態の低軌道衛星通信用アン
テナ装置の構成を示すブロック図である。
Next, a first embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of a low-orbit satellite communication antenna device of the best mode for carrying out the present invention.

【0025】図1において、本発明の低軌道衛星通信用
アンテナ装置100は、Ka帯の信号を送受信する1次
放射器(ホーン)1と、所定の回転放物面を有するオフ
セット型反射鏡2と、反射鏡2に接続してAz軸とEL
軸を回転して衛星追尾を行うAz−ELマウント3と、
1次放射器1に給電する給電部4と、1次放射器1を固
定する放射器支持部5、低雑音増幅器や高周波電力増幅
器からなるRF送受信部6と、アンテナ装置全体を固定
するアンテナ支持部7から構成される。
Referring to FIG. 1, a low-Earth-orbit satellite communication antenna apparatus 100 of the present invention includes a primary radiator (horn) 1 for transmitting and receiving signals in the Ka band, and an offset-type reflector 2 having a predetermined paraboloid of revolution. And the Az axis and EL connected to the reflecting mirror 2
An Az-EL mount 3 that rotates the axis to track the satellite,
A feeder 4 for feeding the primary radiator 1, a radiator support 5 for fixing the primary radiator 1, an RF transmitter / receiver 6 including a low-noise amplifier and a high-frequency power amplifier, and an antenna support for fixing the entire antenna device It comprises a unit 7.

【0026】本アンテナ装置は、オフセットパラボラア
ンテナ型反射鏡アンテナを用いており、1次放射器1は
反射鏡2を形成する回転放物面の焦点位置に設置され
る。オフセットパラボラアンテナのオフセット量は後述
する最低運用仰角においてアンテナ利得を最大にする値
となるように選択される。また、この1次放射器1は可
動構造をした反射鏡2とは機械的に独立した構成となっ
ており、放射器支持部5に取り付けられて固定される。
This antenna device uses an offset parabolic antenna type reflector antenna, and the primary radiator 1 is installed at the focal position of a paraboloid of revolution forming the reflector 2. The offset amount of the offset parabolic antenna is selected so as to be a value that maximizes the antenna gain at the minimum operation elevation angle described later. The primary radiator 1 has a mechanically independent structure from the reflecting mirror 2 having a movable structure, and is attached to and fixed to the radiator support 5.

【0027】一方、反射鏡2はAz−ELマウント3に
よりAz軸とEL軸を中心として回転する構造となって
いる。また、1次放射器1からの給電は給電部4を介し
てRF送受信部6に接続される。そして、Az−ELマ
ウント3、放射器支持部5、RF送受信部6はそれぞれ
アンテナ支持部7の上に取り付けられている。
On the other hand, the reflecting mirror 2 is structured to rotate about the Az axis and the EL axis by the Az-EL mount 3. The power from the primary radiator 1 is connected to the RF transmitting / receiving unit 6 via the power feeding unit 4. The Az-EL mount 3, the radiator support 5, and the RF transceiver 6 are mounted on the antenna support 7, respectively.

【0028】次に、図1の低軌道衛星通信用アンテナ装
置100の動作について以下に説明する。
Next, the operation of the low-orbit satellite communication antenna apparatus 100 of FIG. 1 will be described below.

【0029】図2は、本アンテナ装置の追尾メカニズム
を説明するための図であり、特に追尾に関連する反射鏡
2と1次放射器1とを示してある。図2(a)は、反射
鏡2と1次放射器1とを正面から見た図であり、実線が
最低運用仰角θMIN における反射鏡2の位置を示し
ており、点線が仰角約90°の場合の反射鏡2の位置を
示した図である。また、図2(b)は、反射鏡2と1次
放射器1とを側面から見た図である。本図からも明らか
のようにAz軸9は、反射鏡2の中心と1次放射器1の
中心を結ぶ直線の回りを回転する軸であって、反射鏡2
はこのAz軸9を中心として360°回転する。なお、
8は回転放物面の軸を示している。
FIG. 2 is a diagram for explaining a tracking mechanism of the present antenna device, and particularly shows a reflecting mirror 2 and a primary radiator 1 related to tracking. FIG. 2A is a view of the reflector 2 and the primary radiator 1 as viewed from the front. The solid line indicates the position of the reflector 2 at the minimum operation elevation angle θMIN, and the dotted line indicates the elevation angle of about 90 °. FIG. 7 is a diagram showing the position of the reflecting mirror 2 in the case. FIG. 2B is a side view of the reflecting mirror 2 and the primary radiator 1. As is clear from this figure, the Az axis 9 is an axis that rotates around a straight line connecting the center of the reflecting mirror 2 and the center of the primary radiator 1,
Rotates 360 ° about the Az axis 9. In addition,
Reference numeral 8 denotes the axis of the paraboloid of revolution.

【0030】一方、図3はEL軸を説明するための図で
あり、本図においてEL軸とは回転放物面の軸8と放物
面9の交点(中心)からオフセット反射鏡2の回転放物
面内を通る放射状の直線に回転放物面内で直交する線に
接する軸をいう。この軸を中心として最低運用仰角から
90°まで回転している。
On the other hand, FIG. 3 is a view for explaining the EL axis. In this figure, the EL axis is the rotation of the offset reflecting mirror 2 from the intersection (center) of the axis 8 of the paraboloid of revolution and the paraboloid 9. An axis tangent to a line orthogonal to a radial straight line passing through the paraboloid in the paraboloid of revolution. It is rotated from the lowest operation elevation angle to 90 ° about this axis.

【0031】Az−ELマウント3は、反射鏡2をこの
Az軸9とEL軸10の回りに回転するよう駆動して衛
星追尾を行う。
The Az-EL mount 3 drives the reflecting mirror 2 to rotate around the Az axis 9 and the EL axis 10 to perform satellite tracking.

【0032】そして、1次放射器1は放射器支持部5で
固定されているため反射鏡2が可動したとしても常に放
物面の焦点位置に固定されている。
Since the primary radiator 1 is fixed by the radiator support 5, even if the reflecting mirror 2 is movable, it is always fixed at the focal position of the paraboloid.

【0033】このように、本発明の衛星通信アンテナ装
置は反射鏡2をAz軸回りに回転させて衛星方向の全方
位角に追尾することができる。また、EL軸の回り反射
鏡2を回転させることにより指向性の仰角が可変でき、
仰角が90°となる天頂方向の指向性を得ることができ
る。
As described above, the satellite communication antenna apparatus of the present invention can track the omnidirectional angle in the satellite direction by rotating the reflecting mirror 2 around the Az axis. Further, by rotating the reflecting mirror 2 around the EL axis, the elevation angle of the directivity can be changed,
The directivity in the zenith direction where the elevation angle is 90 ° can be obtained.

【0034】次に、以上説明した低軌道衛星通信用アン
テナ装置の所要追尾角度範囲について説明する。
Next, the required tracking angle range of the antenna device for low-orbit satellite communication described above will be described.

【0035】図4は、衛星を地球上に複数の軌道面に多
数配置して全世界をカバーするLEO衛星のイメージ図
である。本図に示されるように地球上に多数のLEO衛
星を配置し、地球上のいかなる地点においてもどれかの
衛星が見えるようにして全世界をカバーする衛星通信シ
ステムを提供している。
FIG. 4 is an image diagram of a LEO satellite that covers the whole world by arranging a large number of satellites on a plurality of orbit planes on the earth. As shown in this figure, a large number of LEO satellites are arranged on the earth, and any satellite can be seen at any point on the earth to provide a satellite communication system covering the whole world.

【0036】本図において、LEO衛星とは地上約15
00km以下の高度の楕円(円を含む)軌道の衛星をい
い、各衛星の軌道周期は例えば高度1000kmとする
と約1時間45分で地球上を周回することになる。
In this figure, the LEO satellite is approximately 15
It refers to a satellite in an elliptical orbit (including a circle) with an altitude of 00 km or less. If the orbital cycle of each satellite is, for example, 1000 km, it orbits the earth in about 1 hour and 45 minutes.

【0037】例えば、衛星の高度を765km、最低運
用仰角30°とした場合に、同一軌道面上に配置すべき
衛星数は20個となり、全世界をカバーするためには1
0の軌道面が必要となる。すなわち、必要な衛星総数は
200個となる。この所要衛星数は衛星高度および最低
運用仰角から決定され、たとえば同一衛星高度でも運用
仰角20°では98個、10°では45個となる。
For example, when the altitude of a satellite is 765 km and the minimum operation elevation angle is 30 °, the number of satellites to be arranged on the same orbital plane is 20, and 1 is required to cover the whole world.
A zero orbital plane is required. That is, the total number of required satellites is 200. The required number of satellites is determined from the satellite altitude and the minimum operation elevation angle. For example, even at the same satellite altitude, the number of satellites is 98 when the operation elevation angle is 20 ° and 45 when the operation elevation angle is 10 °.

【0038】また、図5は、LEO衛星を用いて提供さ
れる広帯域衛星通信システムの概念図を示している。本
図において、本システムでは、携帯端末のような小型ユ
ーザーにはL帯(1.6GHz/1.5GHz)のマル
チビームで64kbps程度の低速度衛星回線を提供
し、船舶、航空機、小規模オフイスのような大型ユーザ
ーには小型衛星地球局にてKa帯(一般には準ミリ波帯
といわれ30GHz/20GHzを使用する)のマルチ
スポットビームで高速データを提供している。
FIG. 5 is a conceptual diagram of a broadband satellite communication system provided using LEO satellites. In this figure, the system provides a small user such as a portable terminal with an L-band (1.6 GHz / 1.5 GHz) multibeam low-speed satellite link of about 64 kbps, and provides a ship, aircraft, small office Such large users are provided with high-speed data by a multi-spot beam in the Ka band (generally called a quasi-millimeter wave band and using 30 GHz / 20 GHz) at a small satellite earth station.

【0039】本発明は、主に後者の高速データのユーザ
ーを対象として小型衛星地球局で用いられる低軌道衛星
通信用アンテナ装置に関するものである。
The present invention relates to an antenna device for low-orbit satellite communication used in small satellite earth stations mainly for the latter high-speed data users.

【0040】図6は地上の小型衛星地球局13から衛星
軌道面11を有するLEO衛星を見た場合の衛星追尾範
囲を示した図である。本図において、前述したようにL
EO衛星の数と高度の関係から最低運用仰角θMIN
が決定し、衛星追尾範囲12は斜線で示された領域、す
なわち、その最低運用仰角θMIN から天頂方向に対
して全方位角の全ての領域となる。
FIG. 6 is a diagram showing a satellite tracking range when the LEO satellite having the satellite orbit plane 11 is viewed from the small satellite earth station 13 on the ground. In this figure, as described above, L
Minimum operation elevation angle θMIN from the relationship between the number of EO satellites and altitude
Is determined, and the satellite tracking range 12 is a region indicated by oblique lines, that is, all regions in all azimuths with respect to the zenith direction from the minimum operation elevation angle θMIN.

【0041】次に、図7は仰角に対する自由空間損失と
降雨減衰による損失とを合わせた伝搬損失(A)、オフ
セットパラボラアンテナの利得(B)の関係を示した図
である。また、本図には伝搬損失(A)とアンテナ利得
(B)との和すなわちアンテナ利得を含めた全伝搬損失
(C=A+B)を示している。ここで、最低運用仰角θ
MIN =40°としている。その仰角でアンテナ利得
が最大になるようにオフセット量が調整されているもの
とし、伝搬損失はKa帯の送信周波数30GHzを用い
て計算したものである。
Next, FIG. 7 is a diagram showing the relationship between the propagation loss (A) obtained by combining the free space loss with respect to the elevation angle and the loss due to rain attenuation, and the gain (B) of the offset parabolic antenna. This figure shows the sum of the propagation loss (A) and the antenna gain (B), that is, the total propagation loss (C = A + B) including the antenna gain. Here, the minimum operation elevation angle θ
MIN = 40 °. It is assumed that the offset amount is adjusted so that the antenna gain becomes maximum at the elevation angle, and the propagation loss is calculated using a transmission frequency of 30 GHz in the Ka band.

【0042】この結果、最低運用仰角40°における全
伝搬損失が最も大きく、仰角が天頂方向のほうが全伝搬
損失が少ないことが示されている。
As a result, it is shown that the total propagation loss at the minimum operation elevation angle of 40 ° is the largest, and that the total propagation loss is smaller when the elevation angle is in the zenith direction.

【0043】これは、天頂方向の指向性利得は、理想的
なオフセットパラボラ反射鏡の条件からずれるため指向
性利得の低下をもたらすが、マイクロ波帯やミリ波帯等
の衛星通信においては、低仰角状態で最も衛星が遠くに
なり自由空間損失が増大し、降雨領域を通過する距離が
最も長くなり降雨減衰量が最大となるためアンテナ利得
が必要になる。一方、天頂方向ではこれら減衰が最少と
なるからである。
This is because the directional gain in the zenith direction deviates from the ideal condition of the offset parabolic reflector, resulting in a decrease in the directional gain. However, in a satellite communication such as a microwave band or a millimeter wave band, the directional gain is low. In the elevation state, the satellite becomes the farthest, the free space loss increases, the distance passing through the rain area becomes the longest, and the rain attenuation becomes maximum, so that an antenna gain is required. On the other hand, these attenuations are minimized in the zenith direction.

【0044】従って、最低運用仰角を適当な値にするこ
とで天頂方向へ仰角を設定したとしても実用上の問題が
少ないことがいえる。
Therefore, even if the elevation angle is set in the zenith direction by setting the minimum operation elevation angle to an appropriate value, it can be said that there is little practical problem.

【0045】以上、本発明の第1の実施の形態としてオ
フセットパラボラ型アンテナを用いた構成について説明
したが、本発明にはこのような単反射鏡アンテナに限ら
れるものではない。
The configuration using an offset parabolic antenna has been described as the first embodiment of the present invention, but the present invention is not limited to such a single reflector antenna.

【0046】すなわち、本発明の第2の実施の形態とし
ては、図8に示されるようなオフセットカセグレン型複
反射鏡アンテナを用いることもできる。
That is, as the second embodiment of the present invention, an offset Cassegrain type double reflector antenna as shown in FIG. 8 can be used.

【0047】本図において、12は回転放物面反射鏡と
する主反射鏡であり、前述したように最低運用仰角にて
最大アンテナ利得を得るように所定のオフセット量が与
えられている。また、13は回転放物面の焦点を1つの
焦点として共用する回転双曲面で形成された副反射鏡で
ある。そして、1次放射器1は、回転双曲面の他の焦点
の位置が主反射鏡12のエリアにあるため、主反射鏡1
2に1次放射器のビーム照射用の円形穴14が設けられ
ている。なお、他の符号については図1に示したものと
同様であるためここでは説明を省略する。
In the figure, reference numeral 12 denotes a main reflecting mirror which is a rotating parabolic reflecting mirror, and has a predetermined offset amount so as to obtain the maximum antenna gain at the minimum operation elevation angle as described above. Reference numeral 13 denotes a sub-reflection mirror formed of a rotating hyperboloid that shares the focal point of the paraboloid of revolution as one focal point. Since the primary radiator 1 has another focal point in the area of the main reflecting mirror 12, the main reflecting mirror 1
2 is provided with a circular hole 14 for beam irradiation of the primary radiator. The other reference numerals are the same as those shown in FIG.

【0048】本実施の形態においては、複反射鏡アンテ
ナとなるためアンテナの構造が複雑になるが、1次放射
器1が主反射鏡12の裏面からの給電を行うため給電損
失の低減、送受信部との接続の容易化、追尾範囲内のブ
ロッキングの防止等の効果を有している。
In the present embodiment, the structure of the antenna is complicated because it is a double reflector antenna. However, since the primary radiator 1 supplies power from the back surface of the main reflector 12, reduction in power loss and transmission and reception are achieved. This has the effect of facilitating connection with the unit and preventing blocking within the tracking range.

【0049】さらに、本発明の第3の実施の形態として
は、図9に示されるようなオフセットカセグレン型複反
射鏡アンテナを用いる。本図も、図8に示したオフセッ
トカセグレン型複反射鏡アンテナを用いるが、1次放射
器1の位置が主反射鏡12のエリア外にある点が相違し
ている。
Further, in the third embodiment of the present invention, an offset Cassegrain-type double reflector antenna as shown in FIG. 9 is used. This figure also uses the offset Cassegrain-type double reflector antenna shown in FIG. 8, but differs in that the position of the primary radiator 1 is outside the area of the main reflector 12.

【0050】さらに、本発明の第4の実施の形態として
は、図10に示されるようにオフセットグレゴリアン型
複反射鏡アンテナを用いることもできる。本図におい
て、回転放物面を主反射鏡15として、最低運用仰角に
て最大アンテナ利得を得るように所定のオフセット量が
与えられている。そして、回転放物面の焦点を共用する
回転楕円面を副反射鏡16としている。回転楕円面の他
の焦点には1次放射器1の位相中心が置かれている。
Further, as a fourth embodiment of the present invention, an offset Gregorian-type double reflector antenna can be used as shown in FIG. In this figure, a predetermined amount of offset is given so that the maximum antenna gain is obtained at the lowest operation elevation angle with the paraboloid of revolution as the main reflecting mirror 15. The spheroid that shares the focal point of the paraboloid of revolution is the sub-reflector 16. At the other focal point of the spheroid, the phase center of the primary radiator 1 is located.

【0051】以上複反射鏡アンテナを用いる第2から第
4の実施の形態で説明した構成では、第1の実施の形態
と比較して給電損失の低減、1次放射器の固定化、装置
全体の低背化がさらに図られることになる。
In the configurations described in the second to fourth embodiments using the double reflector antenna, the feed loss can be reduced as compared with the first embodiment, the primary radiator can be fixed, and the entire device can be used. Is further reduced.

【0052】[0052]

【発明の効果】以上説明したように本発明の低軌道衛星
通信用アンテナ装置は、以下のような効果を具備してい
る。
As described above, the antenna device for low earth orbit satellite communication of the present invention has the following effects.

【0053】第1に、最低運用仰角で最大利得を得るよ
うなオフセットパラボラアンテナやオフセットカセグレ
ンアンテナ等を用いるためアンテナのサイドローブ特性
や交差偏波アイソレーションを最適化することにより衛
星回線において、伝搬損失や降雨減衰が最も大きな最低
仰角において最良特性を得ることができる。特に、LE
O衛星はミリ波帯を用いるため降雨減衰が大きいため特
にこの効果が顕著となる。
First, since an offset parabolic antenna, offset Cassegrain antenna, or the like that obtains the maximum gain at the lowest operation elevation angle is used, the propagation in the satellite link is achieved by optimizing the side lobe characteristics and cross polarization isolation of the antenna. The best characteristics can be obtained at the lowest elevation angle where the loss and rain attenuation are the largest. In particular, LE
This effect is particularly remarkable because the O satellite uses a millimeter wave band and thus has a large attenuation of rainfall.

【0054】第2に、1次放射器は固定されているた
め、給電線や導波管に可とう部分が不要となり構造の簡
単化、信頼性向上をもたらすことができる。
Second, since the primary radiator is fixed, a flexible portion is not required for the feeder line and the waveguide, so that the structure can be simplified and the reliability can be improved.

【0055】第3に、衛星追尾のために駆動される部分
は、反射鏡だけであるため駆動重量が少なく高速の追尾
が可能となると共に、駆動機構の小型軽量化を図ること
ができる。
Third, since the portion driven for tracking the satellite is only the reflector, the driving weight is small and high-speed tracking is possible, and the driving mechanism can be reduced in size and weight.

【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]

【図1】本発明の第1の実施の形態の低軌道衛星通信用
アンテナ装置(オフセットパラボラアンテナ型)の構成
を示すブロック図である。
FIG. 1 is a block diagram illustrating a configuration of a low-orbit satellite communication antenna device (offset parabolic antenna type) according to a first embodiment of the present invention.

【図2】図1のオフセットパラボラアンテナの具体的構
成を示す図である。
FIG. 2 is a diagram showing a specific configuration of the offset parabolic antenna of FIG. 1;

【図3】図2のEL軸の定義を説明する図である。FIG. 3 is a diagram illustrating a definition of an EL axis in FIG. 2;

【図4】LEO衛星のイメージ図である。FIG. 4 is an image diagram of a LEO satellite.

【図5】LEO衛星を用いた移動体衛星通信システムを
示す図である。
FIG. 5 is a diagram showing a mobile satellite communication system using LEO satellites.

【図6】本発明の追尾範囲を表す図である。FIG. 6 is a diagram illustrating a tracking range according to the present invention.

【図7】仰角対伝搬損失、アンテナ利得、全伝搬損失の
関係を示す図である。
FIG. 7 is a diagram showing the relationship between elevation angle, propagation loss, antenna gain, and total propagation loss.

【図8】本発明の第2の実施の形態の低軌道衛星通信用
アンテナ装置(オフセットカセグレン型)の構成を示す
ブロック図である。
FIG. 8 is a block diagram showing a configuration of a low-orbit satellite communication antenna apparatus (offset Cassegrain type) according to a second embodiment of the present invention.

【図9】本発明の第3の実施の形態の低軌道衛星通信用
アンテナ装置(オフセットカセグレン型)の構成を示す
ブロック図である。
FIG. 9 is a block diagram showing a configuration of a low-orbit satellite communication antenna apparatus (offset Cassegrain type) according to a third embodiment of the present invention.

【図10】本発明の第3の実施の形態の低軌道衛星通信
用アンテナ装置(オフセットグレゴリアン型)の構成を
示すブロック図である。
FIG. 10 is a block diagram illustrating a configuration of a low-orbit satellite communication antenna device (offset Gregorian type) according to a third embodiment of the present invention.

【図11】従来の大型地球局のアンテナ追尾技術を示す
外観図である。
FIG. 11 is an external view showing a conventional antenna tracking technology of a large earth station.

【図12】従来の小型地球局のアンテナ追尾技術を示す
概念図である。
FIG. 12 is a conceptual diagram showing a conventional antenna tracking technology of a small earth station.

【符号の説明】[Explanation of symbols]

1 1次放射器 2 反射鏡 3 Az−ELマウント 4 給電部 5 放射器支持部 6 RF送受信部 7 アンテナ支持部 100 低軌道衛星通信用アンテナ装置 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Primary radiator 2 Reflector 3 Az-EL mount 4 Power supply part 5 Radiator support part 6 RF transmission / reception part 7 Antenna support part 100 Antenna device for low-orbit satellite communication

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7,DB名) H01Q 3/20 H01Q 19/12 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continued on the front page (58) Field surveyed (Int.Cl. 7 , DB name) H01Q 3/20 H01Q 19/12

Claims (9)

(57)【特許請求の範囲】(57) [Claims] 【請求項1】 低軌道衛星を用いた移動体衛星通信シス
テムの地上側で用いられる低軌道衛星通信用アンテナ装
置において、 オフセットした開口面アンテナ(オフセットアンテナ)
を用い、前記開口面アンテナの1次放射器を固定し、前
記開口面アンテナの反射鏡のみを前記低軌道衛星方向に
方位角(Az)軸と仰角(EL)軸を中心に回転させて
前記低軌道衛星を機械追尾するアンテナ装置であって、 前記オフセットの値は所定の最低運用仰角にてアンテナ
利得が最大となるように設定されることを特徴とする低
軌道衛星通信用アンテナ装置。
A low-orbit satellite communication antenna device used on the ground side of a mobile satellite communication system using low-orbit satellites, wherein an offset aperture antenna (offset antenna) is provided.
The primary radiator of the aperture antenna is fixed using
Only the reflector of the aperture antenna is oriented in the direction of the low-Earth orbit satellite.
Rotate around the azimuth (Az) axis and elevation (EL) axis
An antenna device for mechanically tracking the low-orbit satellite, wherein the value of the offset is an antenna at a predetermined minimum operation elevation angle.
Low gain characterized in that gain is set to maximum
Orbit satellite communication antenna device.
【請求項2】 低軌道衛星を用いた移動体衛星通信シス
テムの地上側で用いられる低軌道衛星通信用アンテナ装
置において、 所定のオフセットした回転放物面を有する反射鏡と、 前記反射鏡に接続して方位角(Az)軸と仰角(EL)
軸を中心として前記反射鏡を回転させ前記低軌道衛星を
追尾するAz−ELマウントと、 前記反射鏡に所定のビームを放射する1次放射器と、 前記1次放射器に給電する給電部と、 前記1次放射器を前記反射鏡とは独立して固定できるよ
う支持する放射器支持部とを有し、前記オフセットの値
は所定の最低運用仰角にてアンテナ利得が最大となるよ
うに設定されることを特徴とする低軌道衛星通信用アン
テナ装置。
2. A low-orbit satellite communication antenna device used on the ground side of a mobile satellite communication system using low-orbit satellites, comprising: a reflector having a predetermined offset paraboloid of revolution; and a reflector connected to the reflector. Azimuth (Az) axis and elevation angle (EL)
An Az-EL mount that rotates the reflector about the axis and tracks the low-orbit satellite, a primary radiator that emits a predetermined beam to the reflector, and a power supply that supplies power to the primary radiator , said primary radiator possess a radiator support portion that supports that can be fixed independently of said reflector, said offset value
Has the maximum antenna gain at the predetermined minimum operation elevation angle.
An antenna device for low-orbit satellite communication characterized by being set as follows.
【請求項3】 前記所定の最低運用仰角は、前記低軌道
衛星の仰角方向の追尾限界として、前記低軌道衛星の衛
星高度と同一軌道面に配置された衛星数から決定される
ことを特徴とする請求項1、または2に記載の低軌道衛
星通信用アンテナ装置。
3. The predetermined minimum operation elevation angle is determined from the number of satellites arranged in the same orbit plane as the satellite altitude of the low-orbit satellite as a tracking limit in the elevation direction of the low-orbit satellite. The antenna device for low-Earth-orbit satellite communication according to claim 1 or 2 .
【請求項4】 前記アンテナ装置はオフセットパラボラ
アンテナであることを特徴とする請求項1または2に
載の低軌道衛星通信用アンテナ装置。
Wherein said antenna device is a low orbit satellite communication antenna apparatus of to claim 1 or 2 serial <br/> mounting, characterized in that an offset parabolic antenna.
【請求項5】 前記アンテナ装置はオフセットカセグレ
ンアンテナであることを特徴とする請求項1または2に
記載の低軌道衛星通信用アンテナ装置。
Wherein said antenna device is a low orbit satellite communication antenna apparatus <br/> claim 1 or 2, characterized in that an offset Cassegrain antenna.
【請求項6】 前記アンテナ装置はオフセットグレゴリ
アンアンテナであることを特徴とする請求項1または2
記載の低軌道衛星通信用アンテナ装置。
Wherein said antenna device is characterized in that an offset Gregorian antenna according to claim 1 or 2
2. An antenna device for low-orbit satellite communication according to item 1.
【請求項7】 前記Az軸は、前記反射鏡の中心と前記
1次放射器1の中心を結ぶ直線の回りを回転する軸と
し、前記EL軸は前記反射鏡の反射鏡面に接し、前記反
射鏡面を含む回転放物面の軸と前記反射鏡の中心とを含
む平面と垂直に交わり、且つ、前記Az軸とも直交する
直線の回りを回転する軸とすることを特徴とする請求項
1、または2に記載の低軌道衛星通信用アンテナ装置。
7. The Az axis is an axis that rotates around a straight line connecting the center of the reflecting mirror and the center of the primary radiator 1, the EL axis is in contact with the reflecting mirror surface of the reflecting mirror,
The axis of the paraboloid of revolution including the mirror surface and the center of the reflector.
Perpendicular to the plane, and also perpendicular to the Az axis
An axis that rotates around a straight line.
3. The antenna device for low-orbit satellite communication according to 1 or 2 .
【請求項8】 前記低軌道衛星の追尾範囲は、仰角方向
は前記最低運用仰角から天頂まで、方位角方向は0〜3
60°までとすることを特徴とする請求項1、または2
記載の低軌道衛星通信用アンテナ装置。
8. The tracking range of the low-orbit satellite is an elevation direction from the minimum operation elevation angle to the zenith, and an azimuth direction is 0 to 3.
3. The method according to claim 1, wherein the angle is up to 60 degrees.
A low-Earth-orbit satellite communication antenna device as described in the above.
【請求項9】 前記アンテナ装置はマイクロ波帯または
ミリ波帯高周波信号を送受信することを特徴とする請求
項1、または2記載の低軌道衛星通信用アンテナ装置。
Wherein said antenna device is a low orbit satellite communication antenna device according to claim 1 or 2, characterized in that transmitting and receiving microwave band or millimeter wave band high-frequency signals.
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