用于天线的定位系统以及天线系统的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种用于带有支架的天线孔径的定位系统，天线孔径沿着第一轴线可旋转地固定在支架上。所述支架在第二轴线上固定于第二旋转轴承中，该第二旋转轴承在第三轴线上可旋转地安置在定位平台上。所述定位系统的三条轴线形成完整的正交系，从而允许天线孔径在其高度受限的安装空间中也一直以适应条件的最佳方式对准目标天线。
【专利说明】
用于天线的定位系统以及天线系统
技术领域
[0001]本发明涉及一种用于天线的定位系统和一种天线系统，特别是用于在交通工具，例如飞机中的应用。飞机与卫星的通讯所需的低剖面平板天线(low-profile flat-panelantennas)经受关于天线孔径朝向卫星定位的空间特别狭窄的要求。
【背景技术】
[0002]移动载体，例如车辆、飞机或轮船上的天线的定位系统具有以下任务，即在移动载体的空间移动期间，天线总是最优地对准目标，典型的是对准目标天线，例如位于卫星上的目标天线。在很多情况下，必须在载体快速移动时也可靠地维持永久的无线电通信。
[0003]为了解决上述任务，在诸多应用中使用了所谓的双轴定位系统，参见JPH06-252625 A，借助该双轴定位系统能够独立地在方位角和仰角上旋转天线。这样的定位系统的两条轴线构成正交系，从而能够在三维空间中使天线对准任意点。
[0004]当具有线性极化电磁波的无线通信系统运作时，双轴系统具有以下问题:即在天线旋转时，极化平面通常也跟着旋转，使得目标天线的极化平面与位于定位系统上的天线的极化平面不再一致。
[0005]为了解决上述问题，可以在球面对称的活动范围(例如抛物面天线)中引入第三轴线，该第三轴线独立于方位角和仰角轴线地允许天线围绕射束轴旋转。这种三轴系统构成了完整的正交系，并且允许最佳的极化跟踪。
[0006]然而，已知的用于抛物面天线的三轴定位系统不能用于低剖面天线，因为基于天线孔径的形状和狭窄的安装空间，不可能实现独立的围绕射束轴的旋转，或者这样的旋转的角度范围可能受到极大的限制。
[0007]在支持两个正交线性极化的低剖面天线的情况下，在信号处理通道中电子地或机电地进行极化跟踪，从而不再需要第三机械轴。
[0008]这种具有分离的极化跟踪模块20的双轴定位系统尤其被应用在安装在飞机或车辆的低剖面天线中。该天线系统的特征在于，天线孔径的高度非常低(通常低于20cm)，以保持尽可能小的空气阻力。天线孔径大多为直角。图1示出了根据现有技术的该定位系统的实例。
[0009]然而，在具有两条轴线A、C的定位系统上的非旋转对称的天线孔径还具有以下问题，即在天线围绕关于目标天线及其周边的仰角轴或方位角轴旋转时，天线图有空间变化，因为非旋转对称天线的天线图同样不旋转对称。
[0010]因此，特别是在移动载体，例如在能够远地理距离地飞行飞机上的应用中，与卫星通信时出现了 “地理扭曲” (geographischen Skew)的问题。
[0011]在双轴定位系统中，天线孔径及其方位角轴线总是位于飞机平面上，由此导致了上述问题。飞机平面通常是关于地球表面的一个切平面。如果飞机位置和卫星位置不在同一地理经度上，那么天线孔径在定向卫星时，总是以与地理经度相关的一定角度相对于克拉克轨道(Clarke-Orbit)旋转。
[0012]因为低剖面-天线孔径的主射束宽度随着围绕(从方位角正常位置射出的)射束轴的旋转而不断增加，FSS( “固定卫星服务” (Fixed Satellite Service))的天线在发送模式时的功率谱密度必须逐步降低，以保证其继续符合规定地运行。
[0013]当移动载体位于赤道或赤道附近时，FSS中会出现最差情况。这时，关于目标卫星处的地球静止轨道的切线的主射束最宽，这可能导致向相邻卫星的非法辐射。
[0014]这样在接收模式时也会出现重大的问题，因为目标卫星的信号与相邻卫星的信号会一起被接收，并且在天线图上几乎无法区分。于是相邻卫星的信号成为干扰信号(噪声)，干扰信号与有效信号重叠并劣化有效信号。这种情况下，可接收的数据率明显减少。
[0015]此外，发送信号的功率谱密度的降低和接收信号中来自相邻卫星的干扰均导致了双轴定位系统上的低剖面天线在FSS的赤道附近无法运行，或运行时效能明显损失。
【发明内容】
[0016]本发明的任务在于，克服天线定位时的上述困难。
[0017]该任务通过具有权利要求1特征的定位系统和具有权利要求20特征的天线系统来解决。其他权利要求说明了根据本发明的装置的优选设计方案。
[0018]根据本发明的用于(特别是低剖面天线的)天线孔径的定位系统包括支架，天线孔径沿着第一轴线可旋转地固定在该支架上。而该支架又在第二轴线上固定在第二旋转轴承中，第二旋转轴承在第三轴线处可旋转地安置在定位平台上。定位平台本身安置于车辆中，即第三旋转轴承与车辆固定地相连。
[0019]根据图2，定位系统的三条轴线A、B、C形成完整的正交系，从而允许天线孔径I在高度受限的安装空间中也总是以适应条件的最佳方式对准目标天线。
[0020]可旋转的支架使得天线孔径能够围绕第二轴线移动，并且使得产生天线孔径与定位平台间的间距，从而天线孔径能够不受限地围绕第二轴线穿过定位平台移动。用于固定天线孔径的支架能够是双臂的或者仅包括单臂，该单臂设置在天线孔径的几何中心或重心处。
[0021]根据本发明的优选的进一步构造中，第一轴线关于第二轴线成斜角，且第二轴线关于第三轴线成斜角，S卩，是偏离直角的。轴线间的斜角的布置对于总的安装空间范围是优选方案。直角的布置则是特例。但是在实践中，大多数飞机天线的安装空间范围都是分段的筒状的(那么优选的轴线间呈直角布置)。在球体形范围或球扇形范围中，通常使用斜角的布置。这主要是为了系统能够更好地重量平衡。
[0022]与迄今已知的三轴定位系统不同，根据本发明的定位系统的三条轴线不与通用的方位角轴线、仰角轴线和天线射束轴线(斜轴(Skew-Achsen))—致。因为根据本发明的定位系统的三条轴线形成了完整的正交系，所以能够通过酉变换重新获得上述通用的轴线。因此，通过在三维空间中相应的一元旋转，能够从通用的方位角、仰角和偏斜角明确地得出根据本发明的定位系统的三条轴线的角度设置。在直角情况下，上述变换的实施更为简单，但也可以考虑与轴线间呈直角的布置相偏离的角度，以实现更好的质量平衡。
[0023]通常，通用的围绕方位角轴线的简单旋转(方位角旋转)需要同时围绕根据本发明的定位系统的三条轴线旋转。这同样适用于通用的仰角旋转和倾斜旋转。不过，所需的坐标转换能够使用算法以简单的方式实施。
[0024]与迄今已知的基于通用的轴线的三轴定位系统相比，根据本发明的定位系统具有一系列主要的优点:
[0025]1.按照轴线的新型布置，必须围绕第二轴线旋转的角度范围受到明显的限制。优选的，围绕第二轴线的移动的角度范围能够限制在约±20°。通用的角度范围为±90°的倾斜旋转主要通过围绕第三轴线的旋转来实现。因为第三轴线的角度范围是η X 360° (η =⑴)(参见通用的方位角旋转)，这明显地简化了结构。
[0026]2.在通用的三条轴线(非本发明)的布置中，通常方位角旋转所需的角度范围为ηX 360° (η =⑴)，仰角旋转所需的角度范围为0°至90°，并且倾斜旋转所需的角度范围为-90°至+90°。在高度受限的安装空间中，只能通过软件控制防止，使得天线孔径不离开安装空间范围，例如碰撞到气动天线罩上。机械锁(hard-stops)不能实施。否则，不再能够最佳地对准天线。出于安全因素，活动范围的纯软件定义(波及体积(swept volume))是非常关键的。
[0027]相反的，根据本发明的轴线的布置允许实施机械锁(止动器)，该机械锁限制围绕第二轴线的角度范围，从而在控制失灵时也能够可靠地使天线孔径不能够离开规定的活动范围。
[0028]3.特别对于飞机天线，对耐震性的要求非常高。正如通过数值模拟所显示的那样，比起已知的通用布置，根据本发明的布置明显更耐震动。这使得能够利用重量明显更轻的天线孔径，因为所需的结构配置更少。根据本发明的定位系统，也能够使用轻型构造的例如铝或碳素纤维的天线孔径。当天线孔径更轻时，定位系统在运行时必须承受的力减少，所以同样能够设计成重量更轻。总而言之，与已知的系统相比，通过较轻的天线孔径和较轻的定位系统更轻而具有明显的重量优势。
[0029]4.在根据本发明的定位系统中，轴线的布置允许明显更加紧凑的结构形式。因为所需的围绕第二轴线的角度范围相对小，且运行时该范围内的角度仅缓慢的变化，所以所需的传动机构和发动机并不复杂。另外，与通用的布置相比，运行中的天线孔径仅经过安装空间范围的明显更小的区域。这使得其他必须的功能模块得以实现，例如天线操作箱或者极化跟踪电子设备，而不给通常的定位平台造成问题。
[0030]优选的，天线孔径在其对置的两侧上与支架固定。为此，支架具有两个臂部。因此使得天线孔径能够在支架臂部之间旋转，而不进一步施加在高度上。当天线孔径在其窄侧上分别经由第一旋转轴承实现固定，并且例如通过直接驱动器驱动时，尤其如此。
[0031]其他优选的实施方案包括，保持部将第二旋转轴承固定在第三旋转轴承处，并且第三旋转轴承布置于定位平台上。由此，天线孔径离定位平台有足够的高度，以实现围绕第二轴线的轻微摆动。有益的是，当天线孔径具有椭圆或阶梯椭圆的形状时，优选的其高宽比为1: 24。
[0032]当第三驱动器垂直于定位平台布置，并且经由布置于定位平台下方的齿环驱动第三旋转轴承时，结构高度能够进一步降低。这样，天线就能够被天线罩覆盖，该天线罩呈碗状且运行时仅产生小的空气阻力。
[0033]针对旋转轴承上的驱动器可选的是，围绕第一轴线的旋转活动和/或支架在第二轴线上的旋转活动能够借助线性致动器来实施。
[0034]对于第一旋转轴承和第二旋转轴承受限的活动方案，适用于经由直接驱动器的驱动，该直接驱动器不需要传动装置，从而进一步减轻了重量。
[0035]优选地，将基本布置于中心的高频旋转接头一体化在第三旋转轴承中，该高频旋转接头优选地对于双高频通道将高频信号从天线孔径导出，或引导至天线孔径。由此，支持该旋转轴承的全360°旋转。从而能够更容易地封装一体化在第三旋转轴承中的高频旋转接头，并且良好地防止水分浸透。优选地，还将两对以上分开的滑环一体化在第三旋转轴承中，用于控制处理和对其他移动部件的驱动器的电源供应。柔性同轴导体适用于其他与天线孔径的高频连接，因为第二旋转轴承和第一旋转轴承通常仅进行很有限的旋转，而柔性同轴导体能容易跟随这些活动。
[0036]借助无刷电动机实现旋转轴承上的驱动被证明是有利的。
[0037]由于震动确定地减少，保持部和/或支架等能够使用铝或碳素纤维结构，这进一步带来了重量优势。
[0038]所述定位系统能够设置在具有第一天线和第二天线的天线系统中，该第一天线和第二天线使用共同的定位平台，并且第一天线和第二天线中至少一个使用根据本发明的定位系统。这样仅需要稍微更多的安装空间，并且两个天线能够安装在共同的天线罩之下。优选的，两个天线使用下列应用方案。
[0039]或者，第一天线在Ka频带中运行，并且第二天线在Ku频带中运行。从而能够根据Ka频带或Ku频带中的卫星连接的可用性或成本，选择其中更有利的一个天线。而另一个天线在运行时仅跟随旋转，不具备功能。
[0040]或者，两个天线在相同的频带，例如Ka频带或者Ku频带或者X频带中彼此平行地运行。在飞机从赤道至北玮48°的大多数位置上，天线朝向赤道附近的地球同步卫星的仰角不超过30°。因此，两个天线也能够同时对准卫星，并平行地运行。从而提高信噪比和数据传输率。
[0041]所述天线系统的另一有利的应用涉及两个天线的同步性。两个天线关于第三旋转轴对称布置时，它们关于第一旋转轴和第二旋转轴的同步活动(所谓的蝴蝶运转)还具有以下优点，即不存在额外的角动量作用于天线系统上，且作用于发动机和传动机构上的力最小化。
[0042]此外，本发明的其他优点和特征从对优选实施方式的下列说明中获得。本文描述的特征能够单独地或者与一个或多个上述特征相组合地来实现，只要这些特征不相互矛盾。在此，参照附图进行优选实施方式的下列说明。
【附图说明】
[0043 ]图1示出根据现有技术的定位系统；
[0044]图2示出根据本发明的具有三条轴线的定位系统；
[0045]图3和图4示出根据本发明的天线罩下的定位系统；
[0046]图5至图8示出根据本发明的天线孔径位置不同的定位系统；
[0047]图9示出根据本发明的定位系统的旋转轴承布置；
[0048]图10示出第三旋转轴承处的高频接头；
[0049]图11示出根据本发明的具有直接驱动的定位系统；
[0050]图12示出对线性致动器的应用；[0051 ]图13示出具有两条天线的天线系统。
[0052]参考标记列表
[0053]第一轴线A
[0054]第二轴线B
[0055]第三轴线C
[0056]天线孔径I
[0057]第一旋转轴承2
[0058]支架3
[0059]第二旋转轴承4
[0060]保持部5
[0061]定位平台6
[0062]第三旋转轴承7
[0063]高频旋转接头8
[0064]滑环对9a, 9b
[0065]转子10
[0066]轴承11
[0067]定子12
[0068]滑动体13
[0069]线性致动器14
[0070]第三轴线的驱动器15
[0071]第二轴线驱动器16
[0072]第一轴线的直接驱动器17
[0073]天线罩18
[0074]齿环19
[0075]极化跟踪模块20
[0076]止动器21
[0077]第一天线31
[0078]第二天线32
【具体实施方式】
[0079]图3示出仰角为0°的天线孔径I的前视图，及典型的由于天线罩18的活动范围限制。图4示出如何能够通过例如止动器21这样的机械限制部来限制围绕第二轴线旋转的角度范围，使得天线孔径I不离开该活动范围。
[0080]图5至图8示出不同的对准场景，说明定向系统的活动能够在非常小的活动范围内实现。图5中的孔径的对准示出了例如如下情形:天线位于赤道，但天线位置的经度与目标卫星的经度不同。这种情况下，使用双轴定位器，天线孔径不以其长轴而是以其短轴与赤道平行地对准。然而天线主射束非常宽，并且通常有多个卫星位于射束中。在接收模式下，该天线同时接收多个卫星的信号，这导致了不期望的重叠和目标卫星的信号的明显降级。在发送模式下，通常不得不大幅降低发射功率，因为否则目标卫星的相邻卫星会被一起辐射，规则上不允许。
[0081]如图5所示，使用本发明的定位系统，借助轴线B在上述情况中也能够以最优方式对准天线孔径，即以其长轴与赤道平行。此时，卫星的仰角对应于围绕第二轴线B的角度(约20° )，而不再是围绕第一轴线A的角度(在此为90°)。在该特定情况下，目标卫星的方位角是围绕第三轴线C的角度。
[0082]图6至图8中示例性地示出其他的对准可行性，这些对准均能够在相同的安装空间内实现。如前文所述，通常情况下，通过围绕轴线C旋转σ’，围绕轴线A旋转β’，以及围绕轴线B旋转O，使得α = α(α’，β’，σ)，且β = β(α’，β’，σ)，来获得朝向具有方位角α以及仰角β的目标卫星的对准。由于上述方程组是超定方程组，所以α’、β’和σ还可以选择为使得由天线孔径的长主轴线与目标卫星所在位置处的地球静止轨道的切线组成的角度最小。从而总是保证天线孔径关于其天线图，在受限的活动范围的边界条件下以最佳的方式向目标卫星对准。
[0083]如从附图中可见，为了最佳地利用可用的活动范围，通常不使用成精确直角的天线孔径是有利的。椭圆或阶梯式形状因素更适合航空天线罩。
[0084]在确定的孔径形状或活动范围形状的情况下，如果轴线在围绕各个下一条轴线旋转所经过的平面不与该下一条轴线垂直，则还能够是有利的。
[0085]例如，当活动范围并非简单的圆柱体(例如是斜锥体、椭球体或带有压缩部分的立体状)时，上述布置能够更好地利用可用的活动范围。同时，为了最小化惯性矩，即最小化运行时轴线的动负荷，各活动平面不相互垂直是更有利的。于是，确定轴线的坐标系呈斜角状。只要形成坐标系的各向量在三维空间中彼此线性独立，则该布置有效。
[0086]这种定位系统的特征在于其具有三条轴线，该三条轴线按以下方式布置:天线孔径安装在第一轴线上，第一轴线位于与主射束方向垂直并围绕第一轴线旋转的平面上;第一轴线安装在第二轴线上，第二轴线安装在第三轴线上，各轴线按照以下方式相互连接:第二轴线在围绕第一轴线旋转时经过的平面与第一轴线在围绕第二轴线旋转时经过的平面形成为非零的角度，并且第二轴线在围绕第三轴线旋转时经过的平面与第三轴线在围绕第二轴线旋转时经过的平面形成为非零的角度。
[0087]图9概略地示出了优选的实施方式。天线孔径I在相互对置的两个窄侧上分别经由第一旋转轴承2安装在具有两个臂部的基本位于中心的U型支架3上(对于质量分配不均匀的孔径，所述支架为了平衡重量，也可能稍微偏离几何中心处，但关于质量仍位于中心)。旋转轴承2的定子分别位于支架3上，转子则分别位于天线孔径I的两侧(未特别示出)，使得天线孔径I能够在支架3内围绕穿过两个第一旋转轴承2的第一轴线旋转。由于在图9示出的平面天线孔径中，主射束方向与孔径平面垂直，因此第一轴线位于与主射束方向垂直的平面上。
[0088]支架3在不切割第一轴线的一侧经由第二旋转轴承4固定在保持部5上，其中，第二旋转轴承4的转子位于支架3上，而其定子位于保持部5上(未特别示出)。保持部5借助定位平台6固定在第三旋转轴承7的转子处。第三旋转轴承7的定子通常与天线系统的移动载体结构固定地相连。
[0089]在优选的实施方式中，将第三旋转轴承7设计为其中间部具有开口，该开口能够容纳高频旋转接头和滑环旋转接头。图10概略地示例性地示出这种封装的第三旋转轴承7的结构截面图。
[0090]第三旋转轴承7包括经轴承11相连的定子12和转子10。轴承11能够实施为例如聚合物轴承、滚珠轴承或滚针轴承。高频旋转接头8安装在旋转轴承7的旋转轴中。高频旋转接头8的定子通过其连接件8b(此处例如通过双通道)与旋转轴承7的定子12相连。高频旋转接头8的转子通过其连接件8a与旋转轴承7的转子10相连。在高频旋转接头8附近，旋转轴承7的中心位置具有滑环9a，9b，该滑环具有用于电源供应和驱动控制的连接件，其中，连接件9a从属于旋转轴承7的转子10，并且连接件9b从属于定子12。在此，滑动体13用于转子10的连接件与定子12的连接件之间的电流接触。
[0091]例如，示出了针对三条通道的3对滑环。为了减少电流负荷，每条通道被分为两条子通道。由此仅一半电流分别经过(临界的)滑动体。通常，将每条通道分为多于两条子通道。同样的，信号通路也经过滑环实现。根据要求，典型的滑环结构具有约8至32条通道。其中，大约4至6条通道用于电源供应，通常专门地有一条通道用于接地，其余的则用于控制目的。
[0092]定位系统的三条轴线各自配备有一个发动机驱动，从而对于每个轴线能够分别调整围绕轴线的倾斜角。发动机优选的是电动机，特别是无刷电动机。
[0093]优选的，用于围绕第三轴线的旋转的驱动器安装在定位平台6上，因为这样最有效地利用了安装空间，并且该驱动器配备有使得能够精确对准的传动机构。
[0094]如图11示例性地示出的，用于围绕第三轴线旋转的驱动器15有利地安装成垂直地立于定位平台6上，并且驱动器15的传动机构接合在齿环19中(见图3)，齿环19位于定位平台6的底面。上述布置的优点在于，通过对齿环19的相应设计能够实现非常高的角坐标分辨率。另外，驱动电机能够以紧凑的安装方式直接与分解器(角分辨率传感器)相耦合。
[0095]用于围绕第二轴线旋转的驱动器16能够设计为直接驱动器“directdrive”。即，这里不需要传送机构，因为轴线能够被直接驱动。
[0096]用于围绕第一轴线旋转的驱动电机17能够安装在支架中，或安装在支架上。为了使活动范围不因驱动器17受到限制，这里有利地使用了皮带传动装置或连杆传动装置以驱动第一轴线。可选的，也可以使用直接驱动器。
[0097]也可以使用线性致动器14来代替电动机用于围绕第二轴线和第一轴线的旋转。图12示意性地示出了该方案。线性致动器14的提升体固定在支架3上，其基部则固定在定位平台6上。通过上述布置，也能够以简单的方式调整支架3关于第二轴线B的角位置。在通常的布置中，围绕第二轴线B的角度范围仅为约±20°，所以不需要具有传动机构的发动机。这明显简化了布置。
[0098]按照同样的方式，能够借助线性致动器实现围绕第一轴线的角位置。在通常的布置中，这里所需的角度范围也只有0°至90°。另外，还可以考虑对各个轴线具有多个致动器的布置。
[0099]图13示出具有第一天线31和第二天线32的天线系统，第一天线31和第二天线32使用共同的定位平台6。优选地，两个天线31、32的定位系统设计为与图1至图12的变型一致。然而，两个天线31、32不必结构相同。所以也可以考虑使用其他定位机构。但是，应该注意选择天线的重量和布置，使得在定位平台6活动时不会发生失衡。
[0100]关于天线的孔径，天线可以设计为用于相同的频带，特别是X频带，Ka频带或Ku频带。在例如W02010/124867A1和W02014/005699A1中说明了孔径的尺寸。在这种情况下，当朝向卫星的角度确定时，两个天线31、32平行地朝卫星对准和运转。在未示出的发送/接收装置中，经过两个天线31、32的信号电流在接收模式下组合并且在发送模式下分流。
[Ο? 0? ]可选的，第一天线在Ka频带中运行，第二天线在Ku频带中运行。从而能够根据Ka频带或Ku频带中卫星连接的可用性或成本，选择效率和成本更有利的一者。这里需要注意的是，关于孔径不同的天线，在重量和重量分配上优选地相互均衡。
[0102]在两个天线31、32关于第三旋转轴的重量和重心的期望地对称布置时，两个天线31、32的围绕第一旋转轴和第二旋转轴的同步活动(所谓的蝴蝶运转)具有额外的优点。无论两个天线31、32是否都在运行中，用于两个天线31、32的第一旋转轴和第二旋转轴的支架和旋转轴承基本同步摆动。由此，最小化发动机和传动机构的负载。
【主权项】
1.一种用于天线孔径(I)的定位系统，其中 所述天线孔径(I)沿着第一轴线(A)能够旋转地固定在支架(3)上， 所述支架(3)在第二轴线(B)上固定于第二旋转轴承(4)上， 所述第二旋转轴承(4)在第三轴线(C)上能够旋转地安置在定位平台(6)上。2.根据权利要求1所述的定位系统，其中所述第一轴线(A)位于与主射束方向垂直的平面上。3.根据权利要求1或2所述的定位系统，其中所述第一轴线(A)在围绕所述第二轴线(B)旋转时经过的平面与所述第二轴线(B)垂直，并且所述第二轴线(B)安装在第三轴线(C)上，使得所述第二轴线(B)在围绕第三轴线(C)旋转时经过的平面与所述第三轴线(C)垂直。4.根据权利要求1至3中的任一项所述的定位系统，其中所述第一轴线(A)与所述第二轴线(B)，以及所述第二轴线(B)与所述第三轴线(C)形成倾斜的、与直角不同的角度。5.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中在所述天线孔径(I)的对置的两侧上实现所述天线孔径(I)与所述支架(3)的固定。6.根据权利要求5所述的定位系统，其中所述天线孔径(I)在该天线孔径(I)的窄侧上的固定分别经由第一旋转轴承(2)实现。7.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中保持部(5)在第三旋转轴承(7)处固定所述第二旋转轴承(4)，并且所述第三旋转轴承布置于所述定位平台(6)上。8.根据权利要求7所述的定位系统，其中第三驱动器(15)与定位平台(6)相垂直地布置，并且通过布置于所述定位平台(6)下方的齿环(19)驱动所述第三旋转轴承(7)。9.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中所述天线孔径(I)具有椭圆或阶梯椭圆的形状。10.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中所述第一旋转轴承(2)的旋转限制在O至90° ο11.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中所述第三旋转轴承(7)允许O至360°的旋转。12.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中所述第二旋转轴承(4)设置有至少一个止动器，所述止动器将所述支架(3)在所述第二轴线(B)上的旋转活动限制为小于+/-90°，优选地小于+/-45°，更优选地小于+/-20°。13.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中使用线性致动器(14)来执行所述天线孔径(I)围绕所述第一轴线(A)的旋转活动和/或所述支架(3)在所述第二轴线(B)上的旋转活动。14.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中由直接驱动器(17、16)来驱动所述天线孔径(I)在所述第一旋转轴承(2)和/或所述第二旋转轴承(4)中的旋转。15.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中至少所述第三旋转轴承(7)在大致中心处设有高频旋转接头(8)，所述高频旋转接头(8)从天线孔径导出信号或将信号引导至天线孔径，优选地设有两个高频通道。16.根据权利要求15所述的定位系统，其中所述第三旋转轴承(7)包括至少两对分开的滑环(9a、9b)，并且保证所述第一旋转轴承(2)和所述第二旋转轴承(4)的电源供应和/或驱动控制。17.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中通过柔性同轴导体实现将高频信号从天线孔径传送至位于第三旋转轴承(7)中的高频旋转接头(8)。18.根据权利要求17所述的定位系统，其中所述高频旋转接头(8)和滑环旋转接头(9)封装在所述第三旋转轴承(7)中。19.根据前述权利要求中的任一项所述的定位系统，其中借助无刷电动机实现旋转轴承(2、4、7)处的驱动器(15、16、17)。20.—种具有第一天线(31)和第二天线(32)的天线系统，所述第一天线和所述第二天线分别使用根据前述权利要求所述的定位系统，并且使用共同的定位平台(6)。21.根据权利要求20所述的天线系统，其中所述第一天线(31)在Ka频带中运行，并而所述第二天线(32)在Ku频带中运行。22.根据权利要求20所述的天线系统，其中两个天线(31、32)都在Ka频带中或都在Ku频带中运行。23.根据权利要求20至22中的任一项所述的天线系统，其中两个天线(31、32)沿着所述第一轴线(A)和所述第二轴线(B)大致相互同步地活动。
【文档编号】H01Q3/08GK105870571SQ201610078102
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年2月4日
【发明人】约尔格·欧朋兰德
【申请人】利萨·德雷克塞迈尔有限责任公司