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Die
gegenwärtige
Erfindung betrifft eine optische Kommunikationsvorrichtung mit:
einem
Gehäuse,
das einen Strahlausrichtungsbereich und einen Strahlerzeugersteuerbereich
aufweist;
einem elektromagnetischen Quellenerzeuger, der innerhalb
des Strahlerzeugersteuerbereiches angeordnet ist;
einer ersten
optisch refraktiven Einrichtung, die innerhalb des Strahlausrichtungsbereiches
angeordnet ist, wobei die erste refraktive Einrichtung optisch mit dem
Erzeuger gekoppelt ist;
einem ersten Bewegungsmechanismus,
der innerhalb des Strahlausrichtungsbereiches angeordnet ist und
mit der ersten optisch refraktiven Einrichtung gekoppelt ist;
einer
zweiten optisch refraktiven Einrichtung, die innerhalb des Strahlausrichtungsbereiches
angeordnet ist und optisch mit der ersten optisch refraktiven Einrichtung
gekoppelt ist;
einem zweiten Bewegungsmechanismus, der innerhalb
des Strahlausrichtungsbereiches angeordnet ist, wobei der zweite
Bewegungsmechanismus mit der zweiten optisch refraktiven Einrichtung
gekoppelt ist und
einem Controller, der mit dem ersten Bewegungsmechanismus
und dem zweiten Bewegungsmechanismus gekoppelt ist, um wenigs tens
eine der ersten optisch refraktiven Einrichtung und der zweiten
optisch refraktiven Einrichtung zu steuern.
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Eine
derartige optische Kommunikationsvorrichtung ist aus der GB-A-2
215 089 bekannt.
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Ferner
offenbart das US-Patent 5,710,652 einen Strahlaufweiter in Kombination
mit einem Steuerungsmechanismus zur optischen Kommunikation im luftleeren
Raum.
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Satelliten
verwenden Hochfrequenz-Kommunikation (HF) zwischen dem Satelliten
und der Erde. Netzwerke von Satelliten oberhalb der Erde können auch
miteinander über
Querverbindungen kommunizieren. HF-Kommunikationen sind für Intersatellit-Kommunikationen möglich, jedoch
sind optische Kommunikationen bevorzugt.
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Der
Vorteil von optischen Intersatellit-Verbindungen gegenüber HF-Verbindungen
liegt in den vergrößerten Datenraten,
einem geringeren Leistungsverbrauch, einer kleineren Größe und einem
geringeren Gewicht eines optischen Teleskops im Vergleich zu einer
HF-Antenne. Als Folge davon kann ein einziger Satellit mehr Kommunikationsterminals
tragen, wodurch die Gesamtkapazität der Datenhandhabung vergrößert wird.
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Optische
Kommunikationen erfordern ein Mittel zur genauen Ausrichtung und
Verfolgung über eine
längere
Zeitdauer. Bei bekannten Systemen werden sehr stabile, hochgenaue
mechanische kardanisch aufgehängte
Systeme verwendet, um den optischen Strahl zu seiner gewünschten
Lage zu bewegen. Diese mechanischen kardanischen Systeme sind auf
dem Äußeren des
Raumfahr zeuges befestigt. Die mechanische kardanische Aufhängung dreht den
gesamten Laserterminal in die erforderliche Richtung. Allgemein
wird ein Zeige-Spiegel zusammen mit der kardanischen Aufhängung verwendet, um
den Strahl auf dem Ziel einzufangen und zu halten. Ferner kann ein
schneller scannender Spiegel verwendet werden, um Bewegungen und
Vibrationen des Raumfahrzeuges zu kompensieren.
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Es
gibt verschiedene Nachteile bei einem mechanischen kardanischen
System. Allgemein ist die mechanische kardanische Aufhängung sehr
komplex, sehr schwer, großbauend
und hat einen großen Leistungsbedarf.
Auch muss ein nicht verdecktes Volumen außerhalb des Raumfahrzeuges
vorgesehen sein, so dass die mechanische kardanische Aufhängung das
optische Teleskop in die geeignete Richtung richten kann.
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Die
optische Kommunikationsvorrichtung, die aus der eingangs genannten
GB-A-2 215 089 bekannt ist, verwendet eine teleskopische Vergrößerungsvorrichtung,
in die ein Laserstrahl, der aus der zweiten optisch refraktiven
Vorrichtung austritt, eingeführt
wird.
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Jedoch
hat ein solches Design verschiedene Nachteile und kann insbesondere
ausladend und teuer sein.
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Vor
diesem Hintergrund ist es eine Aufgabe der Erfindung, eine verbesserte
optische Kommunikationsvorrichtung anzugeben, die die Nachteile
des Standes der Technik überwindet.
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Diese
Aufgabe wird durch eine optische Kommunikationsvorrichtung gemäß Anspruch
1 gelöst.
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Ein
Satellit, der eine solche optische Kommunikationsvorrichtung aufweist,
ist Gegenstand des Anspruchs 8.
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Eine
zweite Bewegungsvorrichtung ist mit dem zweiten optisch refraktiven
Element gekoppelt. Ein Controller ist mit der ersten Bewegungsvorrichtung
und der zweiten Bewegungsvorrichtung gekoppelt, um die relative
Position des ersten optisch refraktiven Elementes und des zweiten
optisch refraktiven Elementes zu steuern.
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Ein
Vorteil der Erfindung besteht darin, dass die optische Kommunikationsvorrichtung
fest an dem Raumfahrzeug befestigt werden kann. Dies vermeidet die
teuren und ausladenden Drehvorrichtungen, die im Stand der Technik
verwendet werden. Dies erlaubt es auch, dass die optische Vorrichtung
thermisch und mechanisch von dem Raumfahrzeug isoliert werden kann.
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Andere
Vorteile und Merkmale der gegenwärtigen
Erfindung werden deutlich, wenn sie im Licht der detaillierten Beschreibung
des bevorzugten Ausführungsbeispiels
im Zusammenhang mit der zugehörigen
Zeichnung und den zugehörigen
Ansprüchen
betrachtet werden.
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1 ist
eine perspektivische Ansicht eines Satelliten, der eine optische
Kommunikationsvorrichtung gemäß der gegenwärtigen Erfindung
aufweist.
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2 ist
eine perspektivische Ansicht einer optischen Kommunikationsvorrichtung,
die einen Strahl wie bei der gegenwärtigen Erfindung erzeugt.
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3 ist
eine Querschnittsansicht einer optischen Kommunikationsvorrichtung
gemäß der gegenwärtigen Erfindung.
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4 ist ein Strahlendiagramm einer optisch refraktiven
Vorrichtung, die einen Strahl erzeugt.
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5 ist
ein Strahlenmuster von einer Kommunikationsvorrichtung, die die
refraktive Vorrichtung gemäß 4 aufweist.
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6 ist
eine Ansicht eines Keilbefestigungssystems gemäß der gegenwärtigen Erfindung.
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Die
gegenwärtige
Erfindung wird unter Bezugnahme auf eine optische Kommunikationsvorrichtung
beschrieben, die bei einem Satelliten verwendet wird. Die Fachleute
werden erkennen, dass die optische Kommunikationsvorrichtung als
eine Intersatellit-Verbindung
als auch für
Kommunikationen zwischen einem Satelliten und einer Bodenstation
verwendet werden kann. Auch ist die gegenwärtige Erfindung zur Verwendung
mit einer elektromagnetischen Strahlungsvorrichtung jeglicher Art
geeignet.
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Nunmehr
bezugnehmend auf 1 weist ein Satellit 10 einen
Satellitenkörper 12 auf,
der verwendet wird, um telemetrische Verfolgungs- und Steuerelektronik
des Satelliten (nicht dargestellt) aufzunehmen. An dem Satellitenkörper 12 sind
auch Solarzellen 14 montiert. Die Solarzellen 14 setzen
Sonnenenergie in elektrische Energie für die Satellitenelektronik
um. An dem Satellitenkörper 12 sind
auch Antennen 16 angekoppelt. Die Antennen 16 werden zum Übertragen
und Erhalten von Hochfrequenz-Informationen zum bzw. vom Boden verwendet.
Die Antennen 16 können
auch als Intersatellit-Verbindungen verwendet werden.
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Die
Antennen 16 sind mit der Satelliten-Steuerelektronik gekoppelt.
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An
dem Satellitenkörper 12 ist
auch eine optische Kommunikationsvorrichtung 18 angekoppelt. Die
dargestellte optische Kommunikationsvorrichtung 18 wird
als eine Intersatellit-Verbindung
verwendet. Die optische Kommunikationsvorrichtung 18 kann
auch für
Kommunikation mit einer Bodenstation zusätzlich zu oder anstelle der
Antennen 16 verwendet werden. Der Satellit 10 ist
zum Zwecke der Einfachheit mit einer einzigen optischen Kommunikationsvorrichtung
dargestellt. Bei einer gebauten Ausführung können mehrere optische Kommunikationsvorrichtungen
verwendet werden.
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Nunmehr
bezugnehmend auf 2 ist eine perspektivische Ansicht,
die allgemein eine optische Kommunikationsvorrichtung 18 zeigt,
dargestellt. Die optische Kommunikationsvorrichtung 18 erzeugt
einen konusförmigen
Strahl, der von der optischen Kommunikationsvorrichtung 18 aus
divergiert. Wie dargestellt, sind ein oberer Strahl 20 und
ein unterer Strahl 22 gezeigt, um das maximale Ausmaß der Bewegung
des optischen Strahls durch die optische Kommunikationsvorrichtung 18 zu
zeigen. Der obere Strahl 20 und der untere Strahl 22 bilden
einen Winkel 24, der den maximalen Winkel der Strahlenbewegung
zwischen den Strahlen 20 und 22 darstellt.
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Nunmehr
bezugnehmend auf 3 ist ein Querschnitt durch
eine optische Kommunikationsvorrichtung 18 gezeigt, die
an einem Teil eines Satellitenkörpers 12 befestigt
ist. Die optische Kommunikationsvorrichtung 18 weist ein
Gehäuse 26 auf,
das an einer Aufnahme 28 fest montiert ist. Die Aufnahme 28 ist fest
an dem Satellitenkörper 12 befestigt
oder kann in Bezug auf 12 einen Bewegungsverlauf ermöglichen.
Das Gehäuse 26 hat
allgemein einen Strahlausrichtungsbereich 30 und einen
Strahlerzeuger- und Steuerbereich 32. Der Strahlerzeuger-
und Steuerbereich 32 weist allgemein einen Laser-Generator 34 und
einen Controller 36 auf. Der Strahlausrichtungsbereich 30 hat
einen optischen Signalausrichter 38.
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Der
Controller 36 ist mit dem optischen Signalausrichter 38 gekoppelt.
Der Controller 36 ist vorzugsweise auf der Basis eines
Mikroprozessors aufgebaut und liefert an den optischen Signalausrichter 38 Information
in Bezug auf die vorherige Richtung des optischen Strahles. Der
Controller 36 kann auch verwendet werden, um den Inhalt
des optischen Signals zu steuern. In diesem Fall kann der Controller 36 mit
der Elektronik des Raumfahrzeuges gekoppelt sein, von der die Kommunikationssignale
ausgehen. Der Laser-Generator 34 erzeugt auf Befehl des
Controllers 36 einen Strahl 40, der schließlich aus
der optischen Kommunikationsvorrichtung 18 heraus gerichtet
ist. In dem gegenwärtigen
Beispiel werden ein erster Reflektor 42, ein zweiter Reflektor 44,
ein dritter Reflektor 46 und ein vierter Reflektor 48 verwendet,
um den Strahl 40 umzulenken. In dem dargestellten Beispiel
lenken die Reflektoren 42 und 44 den allgemein
kollimierten Strahl um. Die Reflektoren 46 und 48 sind
die beiden Elemente eines Strahlaufweiters von 10:1.
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Der
optische Signalausrichter 38 weist allgemein eine erste
optische refraktive Einrichtung 50 und eine zweite optische
refraktive Einrichtung 52 auf, die vorzugsweise kreisförmig, keilförmig sind,
so dass sie in Bezug aufeinander durch einen ersten Bewegungsmechanismus 54 bzw.
einen zweiten Bewe gungsmechanismus 56 bewegt werden können. Die erste
optisch refraktive Einrichtung 50 und die zweite optisch
refraktive Einrichtung 52 haben eine gemeinsame Achse 60,
um die sich die erste optisch refraktive Einrichtung 50 und
die zweite optisch refraktive Einrichtung 52 drehen.
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Jede
optisch refraktive Einrichtung 50, 52 besteht
vorzugsweise aus einem hochwertigen Siliziummaterial für die Laserkommunikation
bei der Wellenlänge
des Laser-Generators 34, obwohl jedes optisch übertragende
Material verwendbar ist. Das Material der refraktiven Einrichtungen 50, 52 hat
vorzugsweise einen hohen Brechungsindex und eine niedrige Absorption
bei der Wellenlänge
des Laser-Generators. Jede optisch refraktive Einrichtung 50, 52 hat
einen Keilwinkel 66 bzw. 64, die durch den Brechungsindex
des Materials bestimmt sind. Die Oberflächen der refraktiven Einrichtungen 50, 52 sind
poliert, um eine Streuung zu minimieren, und sind antireflex-beschichtet,
um Oberflächenreflektionen
zu minimieren.
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Ein
erster Bewegungsmechanismus 54 und ein zweiter Bewegungsmechanismus 56 drehen
die refraktiven Einrichtungen 50, 52 unabhängig von
einander oder gemeinsam, um den Strahl 50 in eine gewünschte Lage
zu richten. Indem ein Strahlwinkel von 10 Grad für jede refraktive Einrichtung 50, 52 aus Silizium
verwendet wird, kann der Strahl innerhalb eines Konus mit Halbwinkeln
von annähernd
60° überallhin
gerichtet werden.
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Der
optische Strahl 40 wird durch ein Fenster 68 gerichtet,
das das Gehäuse 26 einschließt. Das Fenster 68 ist
aus einem Material gebildet, das bei der Laser-Wellenlänge überträgt und ist
mit einer Sonnen-Reflexbeschichtung beschichtet, so dass innerhalb
des Gehäuses 26 ein
Wärmeausgleich
erfolgen kann.
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Nunmehr
Bezugnehmend auf die 4a und 4b ist
ein Paar von keilförmigen
optisch refraktiven Einrichtungen 50, 52 gezeigt.
Der Strahl 40 wird viermal gebrochen, zweimal von jeder
der Einrichtungen 50, 52. Aus dem Laser-Generator 34,
der in 3 gezeigt ist, tritt ein ungebrochener Strahl 40a aus.
Der ungebrochene Strahl 40a wird an den äußeren Oberflächen 53a und 53b des
Keiles 50 gemäß dem Snellschen
Gesetz gebrochen, um einen ersten gebrochenen Strahl 40b zu
bilden. Der gebrochene Strahl 40b wird noch mal bei Eintritt
in und Verlassen des Keiles 52 gebrochen. Indem die beiden Keile 50, 52 um
ihre gemeinsame Achse gedreht werden, kann der Winkel α eingestellt
werden. Der Winkel α ist
der Winkel zwischen einer Normalen zu dem ungebrochenen Strahl 40a.
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5 verdeutlicht
ein Strahlenmuster 90 in Form eines „Hundeknochens", wie dieses auf
eine flache Oberfläche
projiziert würde,
die der gebrochene Strahl zeichnet, wenn die beiden brechenden Keile
unabhängig
zueinander gedreht werden. Ist der Strahl einmal an der vorbestimmten
Lage auf dem Umfang dieser Kurve festgelegt, können die beiden Keile relativ
zueinander festgelegt werden, und die kombinierten Keile gemeinsam
gedreht, um den Strahl auf die gewünschte Lage innerhalb des Inneren
des „Hundeknochen-Musters" zu bewegen, wie durch
die Bezugsziffer 92 angedeutet.
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Nunmehr
bezugnehmend auf 6 ist der erste Bewegungsmechanismus 54 in
größerem Detail
gezeigt. Der zweite Bewegungsmechanismus 56 kann der gleiche
wie der Bewegungsmechanismus 54 sein. Der Bewegungsmechanismus 54 besteht
allgemein aus einem Rahmen 69, der eine Metallhülse 70 aufweist,
der Präzisionskugellager 72 enthält. Ein Motor 74 wird
verwendet, um den Keil 50 auf seine gewünschte Position zu drehen.
Eine Verriegelungseinrichtung 76 wird verwendet, um den
Keil 50 in seiner gewünschten
Position zu halten und um ihn in Bezug auf den anderen refraktierenden
Keil festzulegen. Der gesamte Bewegungsmechanismus 54 sollte
für die
Raumfahrt geeignet sein und den Keil 50 in einer gewünschten
Lage sicher halten. Es gibt verschiedene verlässliche Befestigungsmittel,
die den Fachleuten bekannt sind.
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Im
Betrieb wird, nachdem der Satellit auf seine Bahn gebracht ist,
eine Intersatellit-Verbindung hergestellt, indem der optische Strahl
auf einen anderen Satellit ausgerichtet wird. Der optische Strahl
wird durch Drehen der optisch refraktiven Einrichtung 50 in
Bezug auf die zweite optisch refraktive Einrichtung 52 eingestellt.
Der Controller 36 steuert den Motor 74, der seinerseits
die Position der optisch refraktiven Einrichtungen 50, 52 steuert.
Im Falle eines Low-Earth-Orbits (LEO), eines Medium-Earth-Orbit-Satelliten
(MEO) und eines geosynchronen Satelliten (GEO) kann der Controller 36 programmiert sein,
um die Richtung des Strahles zu justieren, wenn sich die Satelliten
relativ zueinander bewegen. Der Controller 36 kann auch
den Inhalt des Signals steuern. Wenn ein Signal von einer Bodenstation
oder einem anderen Satellit empfangen wurde, kann die optische Kommunikationsvorrichtung 18 verwendet werden,
um das Signal zu dem anderen Satelliten zu übertragen. Der Controller 36 kann
den Inhalt des optischen Signals in einer Vielzahl von bekannten
Arten steuern, wozu eine Modulation des optischen Signals gehört.
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Obwohl
besondere Ausführungen
der Erfindung dargestellt und beschrieben wurden, werden die Fachleute
zahlreiche Variationen und alternative Ausführungen erkennen. Demnach ist
es beabsichtigt, dass die Erfindung nur durch die zugehörigen Ansprüche begrenzt
ist.