(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
移動体に搭載されアンテナリフレクタの姿勢を制御して衛星を追尾する衛星追尾用のアンテナ制御装置において、
上記アンテナリフレクタの姿勢を決定する３軸に対して１軸冗長である４軸のモータ軸を有し上記アンテナリフレクタを駆動するアンテナ駆動部と、
上記移動体の姿勢角度情報と位置情報を出力する慣性参照ユニットと、
上記移動体の姿勢角速度情報を出力するレートジャイロと、
上記慣性参照ユニットにより計測された姿勢角度情報と上記レートジャイロにより計測された姿勢角速度情報に基づき、上記移動体の姿勢を推定して上記移動体の姿勢推定情報を出力する姿勢推定フィルタ部と、
上記慣性参照ユニットにより出力された上記移動体の位置情報と、上記姿勢推定フィルタ部から出力された上記移動体の姿勢推定情報と、保持している上記衛星の位置情報に基づき、現在の上記アンテナリフレクタの方向と上記衛星の方向の差を、上記移動体に固定されたアンテナ座標系における方向余弦行列として演算する衛星方向演算部と、
上記アンテナ座標系からみた衛星方向の指令として与える上記方向余弦行列に基づき、１サンプル前の各軸のモータ角度指令と、各軸のモータ角度制限最大値及び最小値を超えないように各モータ軸の指令を計算する評価関数により各モータ軸のモータ角度指令を同時に行列演算する冗長軸制御処理部と、
該冗長軸制御処理部により演算された各モータ軸のモータ角度指令に基づき、上記アンテナ駆動部を制御する駆動制御部とを備えたことを特徴とする衛星追尾用のアンテナ制御装置。
【請求項２】
アンテナ駆動部は、アジマス駆動モータ、クロスエレベーションモータ、エレベーションモータ及びポラリゼーションモータにより、４軸のモータ軸を有していることを特徴とする請求項第１項記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
【請求項３】
アンテナ駆動部の各モータ軸の駆動角度の制限値が衛星の俯仰角に対して変化することを特徴とする請求項第１項記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
【請求項４】
冗長軸制御処理部は、アンテナリフレクタの方向と衛星の方向の差を、上記アンテナリフレクタの座標系における各軸の回転角で表した場合に、ｘ1＝［φ，θ，ψ］Tとしたとき、１サンプル前のモータ角度指令、上記ｘ1の角度ベクトルｑに関するヤコビ行列、モータ角度に関する評価関数を使用して、各モータ軸のモータ角度指令を演算することを特徴とする請求項１記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
【請求項５】
冗長軸制御処理部は、ｑdkを１サンプル前のモータ角度指令、Ｊ1をｘ1の角度ベクトルｑに関するヤコビ行列、Ｊ1+をＪ1の擬似逆行列、Ｉを単位行列、Δｔをサンプリング時間、ｐをモータ角度に関する評価関数、ｋpを正の定数としたとき、下記の式により各モータ軸のモータ角度指令ｑdk+1を演算することを特徴とする請求項４記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
【数１】
0004489654.tif 000015
ｐ＝Ｖ（ｑ）
ｋ1＝ξｋp
ξ＝［ξ1，ξ2，ξ3，ξ4］T
ξｉ＝∂Ｖ（ｑ）／∂ｑｉ（ｉ＝１，２，３，４）
【請求項６】
冗長軸制御処理部は、ｆiを重みをあらわす定数、ｑiをモータ角度値、ｑimaxをモータ角度制限最大値、ｑiminをモータ角度制限最小値、ｑimidをモータ角度制限中央値、ｎを偶数としたとき、モータ角度に関する評価関数ｐとして、下記の式の評価関数を使用することを特徴とする請求項５記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
【数２】
0004489654.tif 000016
【請求項７】
冗長軸制御処理部は、評価関数を使用する際に、ａiを負の定数、ｂi，ｃiを正の定数、ｄiを移動体に固定されたアンテナ座標系から見た衛星の俯仰角としたとき、上記衛星の俯仰角に対して２次関数と定数に切り替わる下記の式のｉ番目のモータの角度制限値を使用することを特徴とする請求項６項記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
ｑimax，ｑimin＝±（ａi（ｘ−９０）2＋ｂi）  ｄｅｇ
（ａｂｓ（ｘ−９０）≦ｄi  ｄｅｇ）
ｑimax，ｑimin＝±ｃi  ｄｅｇ
（ａｂｓ（ｘ−９０）＞ｄi  ｄｅｇ）
【請求項８】
冗長軸制御処理部は、評価関数を使用する際に、ａｉ，ｂｉを正の定数としたとき、移動体に固定されたアンテナ座標系から見た衛星の俯仰角に対してｅｘｐ関数の下記の式のｉ番目のモータの角度制限値を使用することを特徴とする請求項６項記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
【数３】
0004489654.tif 000017
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は衛星追尾用のアンテナ制御装置に関し、特に船舶や車両や航空機等の移動体に搭載され衛星との間で通信を行う衛星追尾用のアンテナ制御装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
衛星追尾用のアンテナ制御装置として、例えば特許文献１に記載されたアンテナ制御姿勢装置は、移動体の運動の角速度成分を検出する角速度検出手段と、検出された角速度成分の積分演算により移動体座標と地球座標との関係を表す座標変換マトリックスを算出する演算手段と、移動体運動の加速度成分を検出する加速度検出手段と、地磁気方位コンパス又はジャイロコンパスによる方位検出手段と、加速度検出手段及び方位検出手段の検出出力に基づいて演算手段で算出される座標変換マトリックスのドリフト成分を除去するドリフト成分除去手段と、地球座標系においてアンテナの取るべきコマンド方位角、コマンド俯仰角、コマンド偏波角からなるコマンド姿勢マトリクスを決定する第２演算手段と、座標変換マトリクスを用いてコマンド姿勢マトリクスを移動体座標上でのアンテナ姿勢マトリクスに変換する第３演算手段と、アンテナ姿勢マトリクスの要素成分に基づいて移動体に搭載されるアンテナの姿勢を制御する駆動手段とを備えている。
【０００３】
【特許文献１】特開平７−７９１１１号公報（段落０００５）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従来の衛星追尾用のアンテナ制御装置は、以上のように構成され、しかも、一般的にはアジマス駆動モータの上にエレベーションモータ、その上にポラリゼーション（偏波）モータと３個のモータが配置されているので、アンテナ駆動軸ヨーとアンテナの指令方向が一致する天頂付近等の駆動特異点で、移動体がロール又はピッチ方向に回転が発生すると、アジマス駆動モータは追従できず指向精度が悪化するという課題があった。例えば、衛星方向が天頂付近でロール方向に動揺が入ると、アジマス駆動モータを短時間で１８０ｄｅｇ近く回転させる必要があり、瞬間的に大きなトルクが必要となるが、アジマス駆動モータのトルク性能の限界により追従できないという課題があった。
【０００５】
また、例えば３個のモータ軸に回転の外乱が同時に入り、各軸のモータ駆動角度の制限値を超えるときは、追尾のリセット動作が必要となり、衛星の追尾を中断する必要があるという課題があった。
【０００６】
この発明は上記のような課題を解決するためになされたもので、天頂付近等の駆動特異点での使用を問題なく可能として広い指向制御範囲を実現できる衛星追尾用のアンテナ制御装置を得ることを目的とする。また、各軸のモータ駆動角度の制限値を越えないように制御することにより、衛星の追尾の中断を少なくすることができる衛星追尾用のアンテナ制御装置を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
この発明に係る衛星追尾用のアンテナ制御装置は、移動体に搭載されアンテナリフレクタの姿勢を制御して衛星を追尾する衛星追尾用のアンテナ制御装置において、上記アンテナリフレクタの姿勢を決定する３軸に対して１軸冗長である４軸のモータ軸を有し上記アンテナリフレクタを駆動するアンテナ駆動部と、上記移動体の姿勢角度情報と位置情報を出力する慣性参照ユニットと、上記移動体の姿勢角速度情報を出力するレートジャイロと、上記慣性参照ユニットにより出力された上記移動体の位置情報と、上記姿勢推定フィルタ部から出力された上記移動体の姿勢推定情報と、保持している上記衛星の位置情報に基づき、現在の上記アンテナリフレクタの方向と上記衛星の方向の差を、上記移動体に固定されたアンテナ座標系における方向余弦行列として演算する衛星方向演算部と、
上記アンテナ座標系からみた衛星方向の指令として与える上記方向余弦行列に基づき、１サンプル前の各軸のモータ角度指令と、各軸のモータ角度制限最大値及び最小値を超えないように各モータ軸の指令を計算する評価関数により各モータ軸のモータ角度指令を同時に行列演算する冗長軸制御処理部と、該冗長軸制御処理部により演算された各モータ軸のモータ角度指令に基づき、上記アンテナ駆動部を制御する駆動制御部とを備えたものである。
【発明の効果】
【０００８】
この発明によれば、広い指向制御範囲を実現できると共に、衛星の追尾の中断を少なくすることができるという効果が得られる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
以下、この発明の実施の一形態を説明する。
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置の機構を示す側面図である。この衛星追尾用のアンテナ制御装置は、船舶や車両や航空機等の移動体１１に搭載されて衛星からのビームを追尾するアンテナリフレクタ２１を制御するもので、慣性参照ユニット（ＩＲＵ）１、レートジャイロ２、演算部３、駆動制御部４、アンテナ架台１３、アジマス（ＡＺ）駆動モータ１４、クロスエレベーション（ｘＥＬ）アーム１５、クロスエレベーション（ｘＥＬ）モータ１６、エレベーション（ＥＬ）アーム１７、エレベーション（ＥＬ）モータ１８、ポラリゼーション（ＰＯＬ）アーム１９及びポラリゼーション（ＰＯＬ）モータ２０を備えている。
【００１０】
また、アンテナ駆動部１２は、アジマス駆動モータ１４、クロスエレベーションアーム１５、クロスエレベーションモータ１６、エレベーションアーム１７、エレベーションモータ１８、ポラリゼーションアーム１９及びポラリゼーションモータ２０を備え、アンテナリフレクタ２１の姿勢に対して冗長のモータ軸を有しアンテナリフレクタ２１を駆動する。
【００１１】
慣性参照ユニット１は移動体１１のロール、ピッチ、ヨーの姿勢角度情報と移動体１１の位置情報を出力する。レートジャイロ２は移動体１１のロール、ピッチ、ヨーの姿勢角速度情報を出力する。演算部３は慣性参照ユニット１からの移動体１１の姿勢角度情報とレートジャイロ２からの移動体１１の姿勢角速度情報に基づき移動体１１の姿勢を推定し、衛星の方向を演算してアンテナ駆動部１２の各モータ軸のモータ角度指令を出力する。駆動制御部４は、演算部３からのモータ角度指令に基づき、アンテナ駆動部１２のアジマス駆動モータ１４、クロスエレベーションモータ１６、エレベーションモータ１８及びポラリゼーションモータ２０の各モータ軸を制御する。
【００１２】
アンテナ架台１３は移動体１１に取り付けられ、アジマス駆動モータ１４はアンテナ架台１３上に取り付けられ、クロスエレベーションアーム１５はアジマス駆動モータ１４のモータ軸に取り付けられ、クロスエレベーションモータ１６はクロスエレベーションアーム１５に取り付けられ、エレベーションアーム１７はクロスエレベーションモータ１６のモータ軸に取り付けられ、エレベーションモータ１８はエレベーションアーム１７に取り付けられ、ポラリゼーションアーム１９はエレベーションモータ１８のモータ軸に取り付けられ、ポラリゼーションモータ２０はポラリゼーションアーム１９とアンテナリフレクタ２１に取り付けられている。
【００１３】
図２は衛星追尾用のアンテナ制御装置のモータの構成を示す図であり、各符号１４〜２１は図１と対応している。図２において、ｘA，ｙA，ｚAは移動体１１に固定されたアンテナ座標系Ａで、ｘR，ｙR，ｚRはアンテナリフレクタ２１に固定されたリフレクタ座標系（アンテナリフレクタ座標系）Ｒである。また、ｑ1，ｑ2，ｑ3，ｑ4は、それぞれアジマス駆動モータ１４、クロスエレベーションモータ１６、エレベーションモータ１８、ポラリゼーションモータ２０のモータ角度指令を示し、φ，θ，ψはリフレクタ座標系Ｒにおける各軸の回転角を示している。
【００１４】
図３は衛星追尾用のアンテナ制御装置のキネマティクスモデルを示す図であり、各符号１４〜２１は図１と対応し、ｑ1，ｑ2，ｑ3，ｑ4はモータ角度指令、ｘA，ｙA，ｚAはアンテナ座標系Ａ、ｘR，ｙR，ｚRはリフレクタ座標系Ｒである。また、ｘ1，ｙ1，ｚ1はアジマス駆動モータ１４に固定されたアジマス駆動モータ座標系Ｍ1を示し、ｘ2，ｙ2，ｚ2はクロスエレベーションモータ１６に固定されたクロスエレベーションモータ座標系Ｍ2を示し、ｘ3，ｙ3，ｚ3はエレベーションモータ１８に固定されたエレベーションモータ座標系Ｍ3を示し、ｘ4，ｙ4，ｚ4はポラリゼーションモータ２０に固定されたポラリゼーションモータ座標系Ｍ4を示している。
【００１５】
図３において、リフレクタ座標系Ｒをｚ軸で回転したものがポラリゼーションモータ座標系Ｍ4となり、ポラリゼーションモータ座標系Ｍ4をｙ軸で回転したものがエレベーションモータ座標系Ｍ3となり、エレベーションモータ座標系Ｍ3をｘ軸で回転したものがクロスエレベーションモータ座標系Ｍ2となり、クロスエレベーションモータ座標系Ｍ2をｚ軸で回転したものがアジマス駆動モータ座標系Ｍ1となり、アジマス駆動モータ座標系Ｍ1とアンテナ座標系Ａは理想的な取り付け状態であれば一致する。
【００１６】
また、図３において、アジマス駆動モータ座標系Ｍ1をｚ軸で回転したものがクロスエレベーションモータ座標系Ｍ2となり、クロスエレベーションモータ座標系Ｍ2をｘ軸で回転したものがエレベーションモータ座標系Ｍ3となり、エレベーションモータ座標系Ｍ3をｙ軸で回転したものがポラリゼーションモータ座標系Ｍ4となり、ポラリゼーションモータ座標系Ｍ4をｚ軸で回転したものがリフレクタ座標系Ｒとなる。
【００１７】
図４はこの発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置及びアンテナリフレクタが衛星を追尾している様子を示す図である。ここでは、衛星追尾用のアンテナ制御装置及びアンテナリフレクタ２１は静止衛星である衛星２２を追尾し通信を行っている。
【００１８】
図５はこの発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置の衛星追尾の構成を示すブロック図である。この衛星追尾の構成は、慣性参照ユニット（ＩＲＵ）１、レートジャイロ２、演算部３及び駆動制御部４を備え、図１に示すものと同じである。また、演算部３は姿勢推定フィルタ部３３、衛星方向演算部３６及び冗長軸制御処理部３８を備えている。
【００１９】
慣性参照ユニット（ＩＲＵ）１は、移動体１１のロール、ピッチ、ヨーの３軸に与えられる動揺（α，β，γ）から移動体１１のロール、ピッチ、ヨーの３軸の姿勢角度（~α，~β，~γ）を計測して姿勢角度情報３１を出力すると共に、移動体１１の緯度、経度、（高度）の位置を計測して移動体１１の位置情報３５を出力する。レートジャイロ２は移動体１１のロール、ピッチ、ヨーの３軸の姿勢角速度（~ωＢＸ，~ωＢＹ，~ωＢＺ）を計測し姿勢角速度情報３２を出力する。姿勢推定フィルタ部３３は、慣性参照ユニット（ＩＲＵ）１からの姿勢角度情報３１とレートジャイロ２からの姿勢角速度情報３２に基づき、移動体１１のロール、ピッチ、ヨーの３軸の姿勢を推定して姿勢推定値（＾α，＾β，＾γ）を算出し姿勢推定情報３４を出力する。
【００２０】
衛星方向演算部３６は、慣性参照ユニット（ＩＲＵ）１から出力された移動体１１の位置情報３５と姿勢推定フィルタ部３３から出力された移動体１１の姿勢推定情報３４と保持している衛星２２の位置情報に基づき、アンテナ座標系Ａにおける衛星２２の方向を演算し、アンテナ座標系Ａにおける現在のアンテナリフレクタ２１の方向と衛星２２の方向の差である方向余弦行列ΔΦを演算して方向余弦行列３７として出力する。なお、静止衛星である衛星２２の位置情報はいくつかのテーブルでメモリに記憶さている。冗長軸制御処理部３８は衛星方向演算部３６からの方向余弦行列情報３７に基づき、冗長のモータ軸を利用するモータ角度に関する評価関数を使用して、アンテナ駆動部１２の各モータ軸のモータ角度指令（ｑ1，ｑ2，ｑ3，ｑ4）３９を演算して出力する。駆動制御部４は冗長軸制御処理部３８からのモータ角度指令３９に基づき、アンテナ駆動部１２のアジマス駆動モータ１４、クロスエレベーションモータ１６、エレベーションモータ１８及びポラリゼーションモータ２０の各モータ軸を駆動する。
【００２１】
次に動作について説明する。
衛星２２のビームを追尾するアンテナリフレクタ２１の姿勢は、方位角、俯仰角、偏波角の３つの角度で与えられる。ここで、方位角、俯仰角、偏波角は、移動体１１に固定されたアンテナ座標系Ａから見た衛星２２の方向である。これに対して、この実施の形態１では、アンテナリフレクタ２１を駆動するモータは、アジマス駆動モータ１４、クロスエレベーションモータ１６、エレベーションモータ１８及びポラリゼーションモータ２０の４つであり、冗長のモータ軸を有する構成となっている。
【００２２】
このように、アンテナ座標系Ａから見た衛星２２の方向である方位角、俯仰角、偏波角に対して、アンテナ駆動部１２を冗長のモータ軸を有する構成とすることにより、例えば、天頂付近等の駆動特異点で、移動体１１がロール又はピッチ方向に回転が発生しても、アジマス駆動モータ１４だけで追随する必要はなく、後述するように、他のモータで追随することにより広い指向制御範囲を実現することができる。
【００２３】
ここで、図３に示しているキネマティクスモデルで、アジマス駆動モータ１４、クロスエレベーションモータ１６、エレベーションモータ１８及びポラリゼーションモータ２０の冗長軸制御処理部３８による１サンプル前のモータ角度指令ｑ＝［ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4］Tとしたとき、冗長軸制御処理部３８による各座標系の変換を以下に示す。
まず、リフレクタ座標系Ｒからポラリゼーションモータ座標系Ｍ4への変換は、次の式（１）で示される。
【数１】
0004489654.tif 000002
【００２４】
ポラリゼーションモータ座標系Ｍ4からエレベーションモータ座標系Ｍ3の変換は、次の式（２）で示される。
【数２】
0004489654.tif 000003
【００２５】
エレベーションモータ座標系Ｍ3からクロスエレベーションモータ座標系Ｍ2の変換は、次の式（３）で示される。
【数３】
0004489654.tif 000004
【００２６】
クロスエレベーションモータ座標系Ｍ2からアジマス駆動モータ座標系Ｍ1の変換は、次の式（４）で示される。
【数４】
0004489654.tif 000005
【００２７】
アジマス駆動モータ座標系Ｍ1からアンテナ座標系Ａの変換は、次の式（５）で示される。
【数５】
0004489654.tif 000006
【００２８】
ここで、冗長軸制御処理部３８が後述のモータの目標指令速度、モータ角度指令を求める際に使用するヤコビ行列を定義する。
Ｍj座標系における各モータの回転方向の単位ベクトルをｑi<Mj>とすると、ヤコビ行列はｑi<R>を用いて次の式（６）のようになる。
Ｊ1＝［ｑ1<R>  ｑ2<R>  ｑ3<R>  ｑ4<R>］            （６）
【００２９】
ここで、ｑ4<R>，ｑ3<R>，ｑ2<R>，ｑ1<R>はそれぞれ下記の式（７）〜式（１０）に示される。
【数６】
0004489654.tif 000007
【００３０】
アンテナ座標系Ａにおける衛星２２の方向を、アンテナ座標系Ａにおける方向余弦行列ΦCMDとする。制御時において、現在のアンテナリフレクタ２１の方向と衛星２２の方向の差は微小であり、これを、図２に示すように、リフレクタ座標系Ｒにおける各軸の回転角で表した場合、ｘ1＝［φ，θ，ψ］Tとしたとき、衛星方向演算部３６が演算するアンテナ座標系Ａにおける現在のアンテナリフレクタ２１の方向と衛星２２の方向の差である方向余弦行列ΔΦは、リフレクタ座標系Ｒにおいて次の式（１１）のように表せる。
【数７】
0004489654.tif 000008
【００３１】
Ｊ1をｘ1のｑに関するヤコビ行列、Ｊ1+をヤコビ行列Ｊ1の擬似逆行列、ｘ1dを変数ｘ1に対する目標、ｋ1をｎ次元任意定数ベクトルとしたとき、モータの目標指令速度は次の式（１２）で与えられる。
【数８】
0004489654.tif 000009
ここで、Ｉは単位行列を示す。
【００３２】
１サンプル前のモータ角度指令（ｑ1，ｑ2，ｑ3，ｑ4）をｑdk、今回のモータ角度指令（ｑ1，ｑ2，ｑ3，ｑ4）をｑdk+1、Δｔをサンプリング時間とすると、冗長軸制御処理部３８は、上記式（１２）を用いて、今回のモータ角度指令ｑdk+1を次の式（１３）で求める。
【数９】
0004489654.tif 000010
ここで、１サンプル前のモータ角度指令ｑdkは冗長軸制御処理部３８内に記憶されており、Ｊ1+は１サンプル前のモータ角度指令ｑdkより計算される。
【００３３】
上記式（１３）の右辺の第３項が冗長項であり、これを利用するため、角度ベクトルｑ（１サンプル前のモータ角度指令に相当）で表したモータ角度に関する評価関数ｐをなるべく大きく保つようにする。ｋpを正の定数として、評価関数ｐを以下の式（１４）から式（１７）のように与える。
ｐ＝Ｖ（ｑ）                                                  （１４）
ｋ1＝ξｋp                                                  （１５）
ξ＝［ξ1，ξ2，ξ3，ξ4］T                                （１６）
ξｉ＝∂Ｖ（ｑ）／∂ｑｉ（ｉ＝１，２，３，４）              （１７）
ここで、ξ1，ξ2，ξ3，ξ4は式（１７）に示すように評価関数＝Ｖ（ｑ）を角度ベクトルｑｉ（ｉ＝１，２，３，４）で偏微分したものであり、ξは式（１６）に示すようにξ1，ξ2，ξ3，ξ4をベクトルで表現したものである。
【００３４】
この冗長項は、アンテナリフレクタ２１の姿勢が３軸で決定されるのに対し、１軸冗長の４軸のモータ軸により制御していることによるものである。あるモータが駆動角度の制限値に近づいたときに、そのモータはそれ以上動作できなくなるが、冗長軸制御処理部３８は、冗長のモータ軸を利用するモータ角度に関する評価関数を使用して、動作できる他の３つのモータで適切に制御することにより、あるモータの駆動角度の制限値を補うことができる。このように、評価関数ｐを定義することにより冗長のモータ軸を利用する規範を与える。
【００３５】
冗長軸制御処理部３８は、駆動角度の制限値を持つモータについて、評価関数ｐ＝Ｖ（ｑ）として、次の式（１８）の評価関数を使用することにより、他のモータを制御し、駆動角度の制限値を超えないように制御させることができる。
【数１０】
0004489654.tif 000011
ここで、ｋpは正の定数、ｆiは各モータの駆動角度に対する重みをあらわす定数、ｑiはモータの駆動角度値（モータ角度指令）である。また、ｑimaxはモータの駆動角度の制限最大値、ｑiminはモータの駆動角度の制限最小値、ｑimidはモータの駆動角度の制限中央値であり、それぞれ定数である。ｎ＝２，４，６，．．．は偶数で設定する。
【００３６】
ここでは、移動体１１の例としての船舶に、衛星追尾用のアンテナ制御装置及びアンテナリフレクタ２１を搭載し、動揺を与えた場合についてのシミュレーションを示す。ある座標系ΣAをｚA軸まわりに角度αだけ回転させた座標系をΣA’とし、ΣA’をｙA’軸まわりに角度βだけ回転させた座標系をΣA’ ’とし、ΣA’ ’をｘA’ ’軸まわりに角度γ回転させた座標系はΣA’ ’ ’とする。ある軸Ｗまわりに角度αだけ回転させることにより得られる座標系との間の回転行列をΦ（Ｗ，α）とすると、衛星方向演算部３６が演算するロール角α、ピッチ角β、ヨー角γの動揺に対するアンテナ座標系Ａにおける衛星２２の方向を示す方向余弦行列ΦCMDは次の式（１９）で表せる。
ΦCMD＝Φ（ｚA，γ）Φ（ｙA’，β）Φ（ｘA’ ’，α）          （１９）
【００３７】
図６は衛星追尾用のアンテナ制御装置及びアンテナリフレクタ２１を船舶に搭載した場合に、船舶のロール（ｘ軸）、ピッチ（ｙ軸）、ヨー（ｚ軸）について入力される動揺の角度を示す図である。図６に示すように、船舶のロール（ｘ軸）、ピッチ（ｙ軸）、ヨー（ｚ軸）について入力される動揺の角度をα、β、γとしたとき、衛星方向演算部３６が演算するアンテナ座標系Ａにおける衛星２２の方向を示すアンテナの方向余弦行列ΦCMDは、次の式（２０）に示す行列で与えられる。
【数１１】
0004489654.tif 000012
【００３８】
上記式（１９）及び式（２０）により船舶に動揺を与えた場合のシミュレーションは次のようになる。
各軸の回転角λ＝［α，β，γ］で表し、ロール（ｘ軸）±３０ｄｅｇ／８ｓｅｃ、ピッチ（ｙ軸）０ｄｅｇ、ヨー（ｚ軸）±８ｄｅｇ／６ｓｅｃで動揺したとき、次の式（２１）で表せる。
λ＝［α，β，γ］＝λ0＋λ1＝［α0，β0，γ0］
＋［３０ｓｉｎ２π（ｔ−４）／８，０，８ｓｉｎ２π（ｔ−４）／６］ｄｅｇ（２１）
ここで、λ0は初期角度、λtは時間ｔに対する動揺角度である。初期角度λ0は次の２条件とする。
λ0＝［α0，β0，γ0］＝［０，０，０］ｄｅｇ
λ0＝［α0，β0，γ0］＝［０，３０，３０］ｄｅｇ
【００３９】
各モータ軸の駆動角度の制限値として、アジマスモータは−２７０ｄｅｇ≦ｑ1≦２７０ｄｅｇ、クロスエレベーションモータは−３５ｄｅｇ≦ｑ2≦３５ｄｅｇ、エレベーションモータは−１５ｄｅｇ≦ｑ3≦１２５ｄｅｇ、ポラリゼーションモータは−１２０ｄｅｇ≦ｑ4≦１２０ｄｅｇで与える。制御の各定数はサンプリングΔｔ＝０．００１ｓｅｃ、ｋp＝３×１０-5、ｆ1＝０、ｆ2＝１０００、ｆ3＝１００、ｆ4＝０とする。
【００４０】
図７は船舶に以上の条件の動揺を与えた場合の各モータの駆動角度のシミュレーション結果を示す図である。図７（ａ）では、初期のアンテナ方向が真上を向いた天頂付近で、動揺時において、アジマス駆動モータ（ＡＺ）１４、クロスエレベーションモータ（ｘＥＬ）１６、エレベーションモータ（ＥＬ）１８、ポラリゼーションモータ（ＰＯＬ）２０の各軸の制御は良好になされている。図７（ｂ）では、初期のアンテナ方向が天頂から３０ｄｅｇの位置における結果であり、モータ角度制限内で良好に制御できている。例えば、図７（ｂ）では、５ｓｅｃ前後にクロスエレベーションモータ（ｘＥＬ）１６が駆動角度の制限値に近づいたところでは、クロスエレベーションモータ（ｘＥＬ）１６の駆動が抑制され、代りに、アジマス駆動モータ（ＡＺ）１４、エレベーションモータ（ＥＬ）１８、ポラリゼーションモータ（ＰＯＬ）２０が駆動されている。
【００４１】
冗長軸がない場合、例えばクロスエレベーションモータ（ｘＥＬ）１６のモータ軸がない場合に、例えば、衛星２２の方向が天頂付近でロール方向に動揺が入ると、アジマス駆動モータ１４を短時間で１８０ｄｅｇ近く回転させる必要があり、瞬間的に大きなトルクが必要となるが、アジマス駆動モータ１４のトルク性能の限界により追従できない。しかし、上記のように、他のモータで追随することにより、広い指向制御範囲を実現することができる。
【００４２】
以上のように、この実施の形態１によれば、移動体１１に固定されたアンテナ座標系Ａから見た衛星２２の方位角、俯仰角、偏波角に対して、アンテナ駆動部１２が冗長のモータ軸を有し、冗長軸制御処理部３８が、衛星方向演算部３６により演算された方向余弦行列ΔΦに基づき、冗長のモータ軸を利用するモータ角度に関する評価関数を使用して、各モータ軸のモータ角度指令３９を演算することにより、冗長のモータ軸のない３軸駆動で発生していた天頂付近等の駆動特異点での指向精度の悪化を解消することができ、広い指向制御範囲を実現できるという効果が得られる。
【００４３】
また、この実施の形態１によれば、冗長軸制御処理部３８が、冗長のモータ軸を利用するモータ角度に関する評価関数を使用して、各軸のモータ駆動角度の制限値を越えないように各モータ軸を制御することにより、衛星２２の追尾の中断を少なくすることができるという効果が得られる。
【００４４】
実施の形態２．
この発明の実施の形態２による衛星追尾用のアンテナ制御装置の機構を示す図は上記実施の形態１の図１と同じであり、衛星追尾の構成を示すブロック図は上記実施の形態１の図５と同じである。
図８はこの発明の実施の形態２及び後述する実施の形態３による衛星追尾用のアンテナ制御装置において、衛星２２の俯仰角に対するクロスエレベーションモータの駆動角度の制限値特性を示す図である。
【００４５】
図８において、○印はこの実施の形態２の場合の特性を示し、▲印は次の実施の形態３の場合の特性を示している。この○印の特性はアンテナ座標系Ａから見た衛星２２の俯仰角ｘに対するクロスエレベーションモータ１６の駆動角度の制限値を２次関数と定数の切り替えで表している。これは、衛星２２の俯仰角ｘに対して、クロスエレベーションモータ１６の駆動角度の制限値が、例えば機構部品の干渉等により変化するという制約を受ける場合を想定している。
【００４６】
図８の○印に示す例は、上記実施の形態１の式（１８）で使用するクロスエレベーションモータ１６の駆動角度ｑ2の制限値を、次の式（２２）、式（２３）を切り替えることで与えている。
ｑ2max，ｑ2min＝±（−０．０２５３（ｘ−９０）2＋３６）  ｄｅｇ
（ａｂｓ（ｘ−９０）≦５５  ｄｅｇ）                              （２２）
ｑ2max，ｑ2min＝±５  ｄｅｇ
（ａｂｓ（ｘ−９０）＞５５  ｄｅｇ）                              （２３）
【００４７】
図９はこの発明の実施の形態２による衛星追尾用のアンテナ制御装置において、船舶に動揺を与えた場合の各モータの駆動角度のシミュレーション結果を示す図である。図９（ａ）は天頂付近での動揺を与えた場合を示し、図９（ｂ）は天頂から３０ｄｅｇの位置で動揺を与えた場合を示している。図９（ａ），（ｂ）に示すように、両者ともに良好に制御できていることがわかる。
【００４８】
上記の例では、クロスエレベーションモータ１６の駆動角度の制限値が衛星２２の俯仰角ｘにより変化する場合について示したが、全てのモータ軸に対して、次の式（２４）、式（２５）のように駆動角度の制限値を設定することも可能である。
ｑimax，ｑimin＝±（ａi（ｘ−９０）2＋ｂi）  ｄｅｇ
（ａｂｓ（ｘ−９０）≦ｄi  ｄｅｇ）                              （２４）
ｑimax，ｑimin＝±ｃi  ｄｅｇ
（ａｂｓ（ｘ−９０）＞ｄi  ｄｅｇ）                              （２５）
ここで、ａiは負の定数、ｂi，ｃiは正の定数、ｄiは関数を切り替える衛星２２の俯仰角である。
【００４９】
以上のように、この実施の形態２によれば、衛星２２の俯仰角ｘに対して、各モータの駆動角度の制限値が変化するという制約を受ける場合にも、冗長軸制御処理部３８が冗長のモータ軸を利用する評価関数を適切に使用することにより、広い指向制御範囲を実現できると共に、衛星２２の追尾の中断を少なくすることができるという効果が得られる。
【００５０】
実施の形態３．
この発明の実施の形態３による衛星追尾用のアンテナ制御装置の機構を示す図は上記実施の形態１の図１と同じであり、衛星追尾の構成を示すブロック図は上記実施の形態１の図５と同じである。
【００５１】
上記実施の形態２で示した図８において、▲印の特性はアンテナ座標系Ａから見た衛星２２の俯仰角ｘに対するクロスエレベーションモータ１６の駆動角度の制限値をｅｘｐ関数で表している。これは、上記実施の形態２と同様に、衛星２２の俯仰角ｘに対して、クロスエレベーションモータ１６の駆動角度の制限値が、例えば機構部品の干渉等により変化するという制約を受ける場合を想定している。
【００５２】
図８の▲印に示す例は、上記実施の形態１の式（１８）で使用するクロスエレベーションモータ１６の駆動角度ｑ2の制限値を、次の式（２６）で与えている。
【数１２】
0004489654.tif 000013
【００５３】
図１０はこの発明の実施の形態３による衛星追尾用のアンテナ制御装置において、船舶に動揺を与えた場合の各モータの駆動角度のシミュレーション結果を示す図である。図１０（ａ）に示すように、アンテナ初期位置が天頂付近で動揺を与えた場合には、モータの駆動角度の制限値を越えないように、良好に制御できていることがわかる。また、図１０（ｂ）に示すように、天頂から３０ｄｅｇの位置を初期位置として動揺を与えた場合には、モータの駆動角度の制限値を越えないよう良好に制御できていることがわかる。
【００５４】
上記の例では、クロスエレベーションモータ１６の駆動角度の制限値が衛星２２の俯仰角ｘにより変化する場合について示したが、全てのモータ軸に対して、次の式（２７）のように駆動角度の制限値を設定することも可能である。
【数１３】
0004489654.tif 000014
ここで、ａi，ｂiは正の定数である。
【００５５】
以上のように、この実施の形態３によれば、衛星２２の俯仰角ｘに対して、各モータの駆動角度の制限値が変化するという制約を受ける場合にも、冗長軸制御処理部３８が冗長のモータ軸を利用する評価関数を適切に使用することにより、広い指向制御範囲を実現できると共に、衛星２２の追尾の中断を少なくすることができるという効果が得られる。
【図面の簡単な説明】
【００５６】
【図１】この発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置の機構の側面図である。
【図２】この発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置のモータの構成を示す図である。
【図３】この発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置のキネマティクスモデルを示す図である。
【図４】この発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置及びアンテナリフレクタが衛星を追尾している様子を示す図である。
【図５】この発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置の衛星追尾の構成を示すブロック図である。
【図６】この発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置及びアンテナリフレクタを船舶に搭載した場合に、船舶のロール、ピッチ、ヨーについて入力される動揺の角度を示す図である。
【図７】この発明の実施の形態１による衛星追尾用のアンテナ制御装置において、船舶に動揺を与えた場合の各モータの駆動角度のシミュレーション結果を示す図である。
【図８】この発明の実施の形態２及び実施の形態３による衛星追尾用のアンテナ制御装置において、衛星の俯仰角に対するクロスエレベーションモータの駆動角度の制限値特性を示す図である。
【図９】この発明の実施の形態２による衛星追尾用のアンテナ制御装置において、船舶に動揺を与えた場合の各モータの駆動角度のシミュレーション結果を示す図である。
【図１０】この発明の実施の形態３による衛星追尾用のアンテナ制御装置において、船舶に動揺を与えた場合の各モータの駆動角度のシミュレーション結果を示す図である。
【符号の説明】
【００５７】
１  慣性参照ユニット（ＩＲＵ）、２  レートジャイロ、３  演算部、４  駆動制御部、１１  移動体、１２  アンテナ駆動部、１３  アンテナ架台、１４  アジマス駆動モータ、１５  クロスエレベーションアーム、１６  クロスエレベーションモータ、１７  エレベーションアーム、１８  エレベーションモータ、１９  ポラリゼーションアーム、２０  ポラリゼーションモータ、２１  アンテナリフレクタ、２２  衛星、３１  姿勢角度情報、３２  姿勢角速度情報、３３  姿勢推定フィルタ部、３４  姿勢推定情報、３５  位置情報、３６  衛星方向演算部、３７  方向余弦行列、３８  冗長軸制御処理部、３９  モータ角度指令。
【図１】
0004489654.tif 000018
【図２】
0004489654.tif 000019
【図３】
0004489654.tif 000020
【図４】
0004489654.tif 000021
【図５】
0004489654.tif 000022
【図６】
0004489654.tif 000023
【図７】
0004489654.tif 000024
【図８】
0004489654.tif 000025
【図９】
0004489654.tif 000026
【図１０】
0004489654.tif 000027