(57)【要約】【課題】  低軌道衛星から追尾対象を見た場合、相対方位角は時々刻々変化してしまう。このため、固定目標に対してアンテナを十字に駆動する方法では、追尾受信機誤差補正運用の実施は困難であった。【解決手段】  本発明に係わるアンテナ指向装置は、アンテナと、前記アンテナの駆動角を出力するバイアス角算出部と、前記バイアス角算出部の出力に基づき前記アンテナを駆動すると共に、前記アンテナが駆動した角度を出力するアンテナ駆動機構と、追尾対象に対する前記アンテナのずれ角を検出する追尾受信器と、前記アンテナ駆動機構から前記アンテナの駆動した角度と、前記追尾受信器の前記アンテナのずれ角とからスケールファクタ及び位相誤差を演算するスケール位相演算部とを備えるものである。【選択図】  図２
2005269050.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
アンテナと、
前記アンテナの駆動角指令を出力するバイアス角算出部と、
前記バイアス角算出部の出力に基づき前記アンテナを駆動すると共に、前記アンテナが駆動した角度を出力するアンテナ駆動機構と、
追尾対象に対する前記アンテナのずれ角を検出する追尾受信器と、
前記アンテナ駆動機構から出力される前記アンテナの駆動した角度と、前記追尾受信器で検出される前記アンテナのずれ角とから、前記アンテナの駆動した角度と前記追尾受信器で検出されるずれ角とのスケールファクタ及び位相誤差を演算するスケール位相演算部と、を備え、
前記スケールファクタと前記位相誤差とによりアンテナの駆動角度指令を補正するアンテナ指向装置。
【請求項２】
前記スケールファクタ及び位相誤差を演算するに当たり、前記アンテナ指向方向をオフセットさせる指令を前記バイアス角度算出部へ出力するバイアス角度算出部を備える請求項１に記載のアンテナ指向装置。
【請求項３】
前記オフセットが直交する２軸方向である請求項１または請求項２に記載のアンテナ指向装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、アンテナ指向装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星搭載のアンテナ指向制御系では、追尾受信機（後述する）から出力されるアンテナ角度誤差信号に基づきアンテナの駆動制御を行う。追尾受信機は、相手側衛星または地上局（以下、単に「追尾対象」という。）からのRF（Radio Frequency）信号に基づき、アンテナ指向角度誤差に比例した電圧を出力するセンサである。なお、アンテナ指向角度誤差の信号は、Azimuth（以下、単に「AZ」とする。）／Elevation（以下、単に「EL」とする。）の2軸である
【０００３】
上記アンテナ指向角度誤差信号を上記アンテナ指向制御系で使用するためには、軌道上においてスケールファクタ（後述する）および位相誤差（後述する）の補正を行う必要がある。
【０００４】
スケールファクタは、実際にアンテナが指向している方向と追尾対象とのずれと追尾受信機出力電圧の比例係数である。このスケールファクタの誤差はアンテナ指向制御系制御ゲイン変動の原因となるため、制御系の安定性に悪影響を及ぼすことになる。
【０００５】
位相誤差は、AZ/EL軸間の信号のまわりこみにより発生する誤差であり、AZ軸のアンテナ指向誤差が追尾受信機のEL軸出力、EL軸のアンテナ指向誤差が追尾受信機のAZ軸出力誤差となるため、上記アンテナ指向制御系の追尾性能に悪影響を及ぼすことになる（例えば特許文献１）。
【０００６】
【特許文献１】特開２００２−２３７７１２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
上記スケールファクタおよび位相誤差の補正を行うため、静止衛星のアンテナ指向制御系では、地上局にて低軌道衛星を模擬した運用を行う。この運用では、追尾対象を中心としてアンテナを十字に駆動し、この時のアンテナ角度情報と追尾受信機出力の関係からスケールファクタ／位相誤差補正値を地上にて算出する。ここで算出した補正値をコマンドにて衛星に設定した後、実際の衛星運用は行われる。この補正値算出のための運用は、運用コンフィギュレーション毎（追尾対象毎かつ使用コンポーネント毎「通常衛星では主従２系統を有する」）に必要であり、衛星運用コスト増加の原因となっている。
【０００８】
低軌道衛星のアンテナ指向制御系では、もともとアンテナを静止衛星に指向させる構成のため、アンテナを地上へ指向させることができない。このため、静止衛星のように地上局を使用した追尾受信機誤差補正運用の実施は不可能である。また、静止衛星から地上局を見た場合と異なり、低軌道衛星から追尾対象を見た場合、相対方位角は時々刻々変化してしまう。このため、固定目標に対してアンテナを十字に駆動する方法では、追尾受信機誤差補正運用の実施は不可能である。このため、低軌道衛星では地上試験にて算出した補正値を使用しているのが現状である。地上試験にて算出した補正値では、誤差を完全に補正することが難しく、この補正残差がアンテナ制御系追尾誤差の一要因となっている。
【０００９】
準天頂衛星（衛星高度は静止衛星と同様であるが、軌道傾斜角が静止衛星と異なり非ゼロ「約45deg」）の場合も、追尾対象の相対方位角は時々刻々変化してしまうため、低軌道衛星と同様、固定目標に対してアンテナを十字に駆動する方法では、追尾受信機誤差補正運用の実施は不可能である。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明に係わるアンテナ指向装置は、アンテナと、前記アンテナの駆動角指令を出力するバイアス角算出部と、前記バイアス角算出部の出力に基づき前記アンテナを駆動すると共に、前記アンテナが駆動した角度を出力するアンテナ駆動機構と、追尾対象に対する前記アンテナのずれ角を検出する追尾受信器と、前記アンテナ駆動機構から出力される前記アンテナの駆動した角度と、前記追尾受信器で検出される前記アンテナのずれ角とから、前記アンテナの駆動した角度と前記追尾受信器で検出されるずれ角とのスケールファクタ及び位相誤差を演算するスケール位相演算部と、を備え、前記スケールファクタと前記位相誤差とによりアンテナの駆動角度指令を補正するものである。
【発明の効果】
【００１１】
低軌道衛星、準天頂衛星等の非静止衛星でも、スケールファクタ及び位相誤差の補正が衛星で行うことができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
実施の形態１．
図１から図５は、本発明の実施の形態１を示す図である。図１において、人工衛星２００は、アンテナ指向装置１００及び、アンテナ１０１を搭載している。また、追尾対象２１０は、人工衛星２００により追尾される対象である。
【００１３】
図２は、アンテナ指向装置１００の構成を示している。軌道情報データベース１は、アンテナ指向制御装置１００を搭載した人工衛星２００及び、追尾対象２１０の軌道初期値をデータベースとしてメモリ上に保持している。軌道初期値とは、ある時刻における軌道６要素およびその変化率である。
【００１４】
時刻算出部２は、水晶発振器により生成したパルス（リアルタイムクロック）を積算することにより時刻を算出する。
【００１５】
相対方位角算出部３は、軌道情報データベース１と時刻算出部２とから、時々刻々変化する人工衛星２００の軌道位置を算出（以下、単に「軌道伝播」という。）し、アンテナ指向装置１００を搭載した人工衛星２００から見た追尾対象２１０へのアンテナ指向目標角度を算出する。つまり、人工衛星２００と追尾対象２１０との方向に基づき、アンテナ指向の目標角度を算出する。
【００１６】
軌道伝播計算の一例を以下に示す。軌道長半径aは、a = a0 + Δa*Tとなる。ここで、a0は軌道長半径初期値、Δaは、軌道長半径変化である。a0及び、△aは、軌道情報データベース１の出力、T（軌道伝播時間）は時刻算出部２の出力である。
【００１７】
上記軌道伝播計算により、アンテナ指向装置１００を搭載した人工衛星２００及び、追尾対象２１０の位置が計算できる。この位置に基づき、地球中心に対する人工衛星２００の位置ベクトルRo（単位ベクトル）及び、追尾対象２１０の位置ベクトルRtが算出できる。この２つのベクトルの差から人工衛星２００からみた追尾対象２１０の相対方位ベクトルRがR（Rx, Ry, Rz） = Rt - Roとして算出できる。
【００１８】
相対方向ベクトルＲから、相対方位AZ1及びEL1は、AZ1= atan (Ry/Rx)、EL1 = acos (Rz)となる。つまり、人工衛星２００からら見た追尾対象２１０は、相対方位AZ１、EL1方向に見えることになる。ここで、相対方位AZ1及びEl1を合わせて、追尾対象方位角φｔとする。
【００１９】
ドライバ回路４は、相対方位角算出部３から出力される追尾対象方位角φtと、アンテナ駆動機構５（後述する）から出力されるアンテナ角度φaの差から、アンテナ駆動機構５の駆動速度指令dφcをdφc = b*(φt - φa)として算出する。ここで、bは一定の比例係数である。ドライバ回路４より出力された駆動速度指令dφcにより、アンテナ１０１は追尾対象方位角φｔとアンテナ角度φaとの差分が０になるように制御される。
【００２０】
アンテナ駆動機構５は、ドライバ回路４の出力に応じてアンテナ１０１をAZ/ELの２軸で所定の方向へ指向させる。また、アンテナ駆動機構５は、人工衛星２００を基準としたアンテナ角度φaをAZ/ELの２軸で出力する機能を備えている。
【００２１】
追尾受信機６は、アンテナ１０１が実際に指向している方向と、追尾対象２１０の方向との誤差に比例した電圧を、AZ／ELの2軸で出力するセンサである。アンテナ駆動機構５の出力と異なり、追尾受信機６の出力は追尾対象２１０からのアンテナ指向方向のずれを検知することができる。
【００２２】
アンテナ駆動機構５のアンテナ指向情報のみでアンテナを制御する場合、アンテナが搭載されている衛星姿勢の変動や、アンテナ取り付け部の熱変形などがアンテナ指向誤差の要因となる。しかし、追尾対象からのアンテナ指向方向２１０のずれを検出できる追尾受信機６出力を用いることにより、この衛星姿勢変動やアンテナ熱変形の影響を取り除くことができ、アンテナ指向精度を向上させることができる。
【００２３】
しかし上記追尾受信機出力にはスケールファクタおよび位相誤差が存在するため、軌道上にてこの誤差を補正するための値を算出する必要である。
【００２４】
バイアス角算出ロジック７は、スケールファクタ及び、位相誤差を軌道上にて自動的に算出することを目的として、時刻算出部２を基準として、追尾対象方位角φｔに対しバイアス角度を自動的に付加していく。以下に、バイアス付加パターンを示す。
時刻1-2： AZ     ０、 EL ＋α
時刻2-3： AZ     ０、 EL −α
時刻3-4： AZ   ＋α、 EL ０
時刻4-5： AZ   −α、 EL ０
時刻5-6： AZ     ０、 EL ０（追尾対象にアンテナが正対した状態）
上記でαは、アンテナ指向装置１００ごとに設定する一定のバイアス値（角度）である。
一例として時刻1-2時点でのドライバ回路４の入力は、 dφc = b*(（φt + α） - φa)となる。ドライバ回路４入力により、アンテナ角度φaは追尾対象方位角φtにαを加えた値を目標に駆動されることになる。
【００２５】
スケール位相演算部８は、ドライバ回路４で設定されたパターンと、それぞれの時刻に対応した追尾受信機６の出力の関係より、スケールファクタ及び、位相誤差補正値を算出する。以下、その方法の一例を説明する。
【００２６】
追尾受信機出力のスケールファクタ／位相誤差について、図３を用いて説明する。図３の横軸はアンテナAZ軸の追尾受信器で計測される角度、縦軸はアンテナEL軸の追尾受信器で計測される角度を意味しており、アンテナ角度に応じた追尾受信機出力を白丸で示している。時刻４−５、時刻５−６、時刻３−４の白丸を結んだ点線が、アンテナのAZ軸を駆動したときの追尾受信機AZ出力であり、時刻２−３、時刻５−６、時刻１−２の白丸を結んだ点線が、アンテナのEL軸を駆動したときの追尾受信機EL出力であるとする。
【００２７】
時刻５−６の白丸から、時刻１−２、時刻２−３、時刻３−４、時刻４−５の白丸への距離Ｄとアンテナ駆動角度（上記の例ではα deg）の比が追尾受信機出力のスケールファクタに相当する。上記の比が所望の値になるような係数c＝Ｄ／αを選定することにより、追尾受信機出力のスケールファクタ誤差を補正することができる。すなわち、上記係数cが追尾受信機スケールファクタ補正コマンドとなる。
【００２８】
図３の実線の十字に対する、点線の十字の回転角度が追尾受信機の位相誤差に相当する。追尾受信機出力を表す点線が、アンテナ駆動を表す実線に重なるような角度dを選定し、以下のような補正計算をすることで上記位相誤差を補正することができる。すなわち、上記角度dが追尾受信機位相誤差補正コマンドとなる。
追尾受信機AZ出力（補正後）＝   COS（d)＊ΔAZ ＋ SIN（d）＊ΔEL
追尾受信機EL出力（補正後）＝ - SIN（d）＊ΔAZ ＋ COS（d）＊ΔEL
ここで、ΔAZは補正前の追尾受信機AZ出力、ΔELは補正前の追尾受信機EL出力である。
【００２９】
上記の方法により、追尾受信機のスケールファクタ／位相誤差を補正した後の値とアンテナ駆動角との関係を示したものが図４である。図４では全ての白丸（追尾受信機出力）が実線上に重なっており、アンテナ駆動と追尾受信機出力が１対１で対応、すなわち追尾受信機のスケールファクタ／位相誤差補正が正しく行われていることになる。
【００３０】
以上の方法により人工衛星搭載機器内で自動算出した追尾受信機のスケールファクタ／位相誤差補正値を使用することにより、追尾受信機出力を自動補正することができる。また以上の方法では、人工衛星搭載機器内で計算した相対方位角を中心にバイアス角を付加しているため、追尾対象が相対的に動いている低軌道衛星／準天頂衛星にも適用が可能である。
【００３１】
追尾受信機のスケールファクタ／位相誤差補正を実施後の、アンテナ指向制御装置の運用形態を、図５を用いて説明する。スケールファクタ／位相誤差補正ロジック９は、上記スケール位相演算部８により算出された補正値をメモリ上に記憶している。上記スケールファクタ／位相誤差補正ロジック９は、追尾受信機６から出力された誤差信号をこの補正値にて補正後、ドライバ回路４へ出力する。ドライバ回路４は補正後の追尾受信機誤差信号を入力として、入力に比例したアンテナ駆動機構５の駆動速度指令を出力する。追尾受信機６は、アンテナ駆動機構５によって駆動されたアンテナの指向方向と、追尾対象のずれに応じた誤差信号を出力し、この出力がスケールファクタ／位相誤差補正ロジック９の入力となることで、閉ループの制御系構成となっている。
【００３２】
以上のように本発明によれば、低軌道衛星、準天頂衛星等の非静止衛星でも、スケールファクタ及び位相誤差の補正が衛星で行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】この発明の実施の形態１の全体構成を示す図である。
【図２】この発明の実施の形態１による人工衛星のアンテナ指向装置を示す図である。
【図３】この発明の実施の形態１による追尾受信機出力のスケールファクタ／位相誤差を説明するための図である。
【図４】この発明の実施の形態による補正方法を説明するための図である。本図は補正後の状態を示している。
【図５】この発明の実施の形態による補正を実施後の人工衛星のアンテナ指向制御装置の動作を説明するための図である。
【符号の説明】
【００３４】
１ 軌道情報データベース、 ２時刻算出部、 ３ 相対方位角算出部、 ４ ドライバ回路、 ５ アンテナ駆動機構、 ６ 追尾受信機、 ７ バイアス角算出ロジック、 ８ スケール位相演算部、 ９ スケールファクタ／位相誤差補正ロジック、１００  アンテナ指向装置、１０１  アンテナ、２００  人工衛星、２１０  追尾対象
【図１】
2005269050.tif 000003
【図２】
2005269050.tif 000004
【図３】
2005269050.tif 000005
【図４】
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【図５】
2005269050.tif 000007