JP2000151253A - 宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置 - Google Patents
宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置Info
- Publication number
- JP2000151253A JP2000151253A JP10320191A JP32019198A JP2000151253A JP 2000151253 A JP2000151253 A JP 2000151253A JP 10320191 A JP10320191 A JP 10320191A JP 32019198 A JP32019198 A JP 32019198A JP 2000151253 A JP2000151253 A JP 2000151253A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spacecraft
- antenna
- orbit
- data
- command value
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 軌道制御を実施しながら航行する第１の宇宙
機が第２の宇宙機を介してデータ通信を実施する場合
に、軌道制御の実施後にもアンテナを正確に相手側の宇
宙機の方向に指向させ、確実なデータ通信の実現を可能
とする宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置を得る。 【解決手段】 第１の宇宙機の軌道制御により生じる加
速度を検出する加速度計２３と上記加速度から第１の宇
宙機の軌道データ２６を出力する加速度積算部２５とを
具備することで、第１の宇宙機の軌道制御に対応した軌
道データ２６に基づき指向方向指令値を算出し、アンテ
ナを第２の宇宙機の方向に駆動制御を実施するように構
成した。
機が第２の宇宙機を介してデータ通信を実施する場合
に、軌道制御の実施後にもアンテナを正確に相手側の宇
宙機の方向に指向させ、確実なデータ通信の実現を可能
とする宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置を得る。 【解決手段】 第１の宇宙機の軌道制御により生じる加
速度を検出する加速度計２３と上記加速度から第１の宇
宙機の軌道データ２６を出力する加速度積算部２５とを
具備することで、第１の宇宙機の軌道制御に対応した軌
道データ２６に基づき指向方向指令値を算出し、アンテ
ナを第２の宇宙機の方向に駆動制御を実施するように構
成した。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、宇宙空間を航行
する２つの宇宙機相互間で情報の授受に使われるデータ
通信用アンテナの指向制御装置の改良に関するものであ
る。
する２つの宇宙機相互間で情報の授受に使われるデータ
通信用アンテナの指向制御装置の改良に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】まず、図３を用いて宇宙空間における２
つの宇宙機相互間でデータ通信を行う場合を説明する。
図３において１ｂは軌道２ｂを航行する第２の宇宙機で
あり、例としてデータ中継衛星が挙げられる。１ａは軌
道２ａを航行する第１の宇宙機であり、例として地球観
測機やロボット実験機のように高速データ通信を行う宇
宙機が挙げられ、これらの宇宙機は第２の宇宙機（例え
ば、データ中継衛星など）を介して情報の授受を行う必
要があるものとする。第１の宇宙機と第２の宇宙機に
は、相互間のデータ通信を行うためのアンテナ３ａ，３
ｂが搭載されている。アンテナ３ａ，３ｂは伝送距離が
大きい等の理由から非常に大きな形状を有しており、さ
らにビーム幅の狭い、指向性の強い特性を有している。
高速に相対移動する宇宙機間でデータ通信を連続的に行
うために、アンテナ３ｂに対してアンテナ３ａを高精度
に追尾、指向させる宇宙機間通信用アンテナの制御装置
４が上記アンテナ３ａに取り付けられている。上記アン
テナ制御装置４の内部には、通信ビームの到来方向を検
出する追尾センサ５と、宇宙機本体に固定されたアンテ
ナ支持用ブーム６と、上記アンテナ３ａ間に取り付けら
れアンテナ駆動を行うアンテナ駆動機構７と、上記アン
テナ駆動機構７に取り付けられ駆動角度を検出する角度
センサ８と、アンテナ駆動機構７に対しアンテナ駆動指
令を発生するアンテナ制御電子回路９とを備えている。
つの宇宙機相互間でデータ通信を行う場合を説明する。
図３において１ｂは軌道２ｂを航行する第２の宇宙機で
あり、例としてデータ中継衛星が挙げられる。１ａは軌
道２ａを航行する第１の宇宙機であり、例として地球観
測機やロボット実験機のように高速データ通信を行う宇
宙機が挙げられ、これらの宇宙機は第２の宇宙機（例え
ば、データ中継衛星など）を介して情報の授受を行う必
要があるものとする。第１の宇宙機と第２の宇宙機に
は、相互間のデータ通信を行うためのアンテナ３ａ，３
ｂが搭載されている。アンテナ３ａ，３ｂは伝送距離が
大きい等の理由から非常に大きな形状を有しており、さ
らにビーム幅の狭い、指向性の強い特性を有している。
高速に相対移動する宇宙機間でデータ通信を連続的に行
うために、アンテナ３ｂに対してアンテナ３ａを高精度
に追尾、指向させる宇宙機間通信用アンテナの制御装置
４が上記アンテナ３ａに取り付けられている。上記アン
テナ制御装置４の内部には、通信ビームの到来方向を検
出する追尾センサ５と、宇宙機本体に固定されたアンテ
ナ支持用ブーム６と、上記アンテナ３ａ間に取り付けら
れアンテナ駆動を行うアンテナ駆動機構７と、上記アン
テナ駆動機構７に取り付けられ駆動角度を検出する角度
センサ８と、アンテナ駆動機構７に対しアンテナ駆動指
令を発生するアンテナ制御電子回路９とを備えている。
【０００３】図４は従来の宇宙機間通信用アンテナの指
向制御装置の一例を示すブロック図である。図において
３はデータ通信を行うためのアンテナ、５は通信ビーム
を受信することで受信ステータス１５及び追尾誤差信号
１６を出力する追尾センサ、７はアンテナ駆動信号２２
に従いアンテナ３ａを動かすアンテナ駆動機構、８は回
転角信号１７を出力する角度センサ、９はアンテナ制御
電子回路、１０は上記追尾誤差信号１６からアンテナの
指向方向指令値１８を算出する誤差信号処理部、１１は
第２の宇宙機の軌道位置を予測し第２の宇宙機用軌道デ
ータ１９を出力する第２の宇宙機用軌道伝播部、２８は
第１の宇宙機の軌道位置を予測し第１の宇宙機用軌道デ
ータ２６を出力する第１の宇宙機用軌道伝播部、１２は
上記第２の宇宙機用軌道データ１９と第１の宇宙機用軌
道データ２６とから第１の宇宙機からみた第２の宇宙機
の相対方位角を算出しアンテナの指向方向指令値２０を
算出する相対角計算部、１３はスイッチ１４において受
信ステータス１５に基づき選択された指向方向指令値２
１と回転角信号１７とを入力しアンテナ駆動信号２２を
出力するサーボ制御部である。
向制御装置の一例を示すブロック図である。図において
３はデータ通信を行うためのアンテナ、５は通信ビーム
を受信することで受信ステータス１５及び追尾誤差信号
１６を出力する追尾センサ、７はアンテナ駆動信号２２
に従いアンテナ３ａを動かすアンテナ駆動機構、８は回
転角信号１７を出力する角度センサ、９はアンテナ制御
電子回路、１０は上記追尾誤差信号１６からアンテナの
指向方向指令値１８を算出する誤差信号処理部、１１は
第２の宇宙機の軌道位置を予測し第２の宇宙機用軌道デ
ータ１９を出力する第２の宇宙機用軌道伝播部、２８は
第１の宇宙機の軌道位置を予測し第１の宇宙機用軌道デ
ータ２６を出力する第１の宇宙機用軌道伝播部、１２は
上記第２の宇宙機用軌道データ１９と第１の宇宙機用軌
道データ２６とから第１の宇宙機からみた第２の宇宙機
の相対方位角を算出しアンテナの指向方向指令値２０を
算出する相対角計算部、１３はスイッチ１４において受
信ステータス１５に基づき選択された指向方向指令値２
１と回転角信号１７とを入力しアンテナ駆動信号２２を
出力するサーボ制御部である。
【０００４】次に動作について説明する。まず宇宙機間
通信用アンテナの指向制御の動作について説明する。ア
ンテナの指向制御の基本的な動作はアンテナ制御電子回
路にて管理され、通信の状態に応じて２種類の動作モー
ドを使い分ける。 （１）モード１ アンテナ制御電子回路９において二つの宇宙機の軌道位
置予測より相対方位角を算出し、角度センサ８の出力を
この相対方位角に合わせるようにアンテナ駆動を行う。
初期捕捉時等データ通信が確立していない状況や追尾セ
ンサ５が使用できない通信設定において使用されるモー
ド。 （２）モード２ 追尾センサ５からの追尾誤差信号に基づき、追尾誤差を
ゼロにする様にアンテナ駆動を行う。アンテナ追尾時デ
ータ通信が確立している等状況において使用されるモー
ド。
通信用アンテナの指向制御の動作について説明する。ア
ンテナの指向制御の基本的な動作はアンテナ制御電子回
路にて管理され、通信の状態に応じて２種類の動作モー
ドを使い分ける。 （１）モード１ アンテナ制御電子回路９において二つの宇宙機の軌道位
置予測より相対方位角を算出し、角度センサ８の出力を
この相対方位角に合わせるようにアンテナ駆動を行う。
初期捕捉時等データ通信が確立していない状況や追尾セ
ンサ５が使用できない通信設定において使用されるモー
ド。 （２）モード２ 追尾センサ５からの追尾誤差信号に基づき、追尾誤差を
ゼロにする様にアンテナ駆動を行う。アンテナ追尾時デ
ータ通信が確立している等状況において使用されるモー
ド。
【０００５】次に図４に従って具体的に動作を説明す
る。データ通信が確立しているモード２の時、追尾セン
サ５は相手側の宇宙機からの通信ビームを受け、その電
波強度分布から追尾誤差を検出し追尾誤差信号１６を出
力する。誤差信号処理部１０は、この追尾誤差信号１６
からアジマス／エレベーションと呼ばれるアンテナ駆動
機構の二つの回転軸に対する指向方向指令値１８を生成
する。スイッチ１４は動作モードに応じて入力信号を切
り換えるスイッチで、上記追尾センサ５からの受信ステ
ータス１５がデータ通信状態（すなわちモード２）時に
は、上記指向方向指令値１８を選択する。サーボ制御部
１３は、スイッチ１４にて選択された指向方向指令値２
１を受け、アンテナ駆動機構７のアジマス／エレベーシ
ョン軸を上記指向方向指令値２１に合わせるようにアン
テナ駆動信号２２を出力し、アンテナ制御を行う。モー
ド２の時には、このようにしてアンテナ追尾／指向制御
を行い、連続的なデータ通信を可能としている。追尾セ
ンサ５が使用できないモード１では、追尾センサ５から
の追尾誤差信号１６は得られず、モード２とは別な方法
によりアンテナの指向方向指令値を生成する。第２の宇
宙機用軌道伝播部１１と第１の宇宙機用軌道伝播部２８
は、予め設定されている初期軌道情報を基に各々の軌道
伝播計算を行い、現在の予測位置を算出し、第２の宇宙
機用軌道データ１９と第１の宇宙機用軌道データ２６を
出力する。相対角計算部１２は、この第１の宇宙機用軌
道データ２６と第２の宇宙機用軌道データ１９から、第
１の宇宙機からみた第２の宇宙機の相対方位角を算出
し、アンテナ駆動機構７のアジマス／エレベーション軸
に対する指向方向指令値２０を出力する。サーボ制御部
１３は、スイッチ１４にて選択された指向方向指令値２
１を受け、アンテナ駆動機構７のアジマス／エレベーシ
ョン軸に取り付けられた角度センサ８から出力される回
転角信号１７を上記指令値２１に合わせ一致させるよう
にアンテナ駆動信号２２を出力し、アンテナ制御を行
う。軌道制御を実施しながら航行する第１の宇宙機が第
２の宇宙機を介してデータ通信を実施する場合を考える
と、モード１では予め設定されている初期軌道情報を基
に軌道伝播計算した軌道データに基づきアンテナ追尾／
指向制御を実施するため、軌道制御を実施した直後の第
１の宇宙機は、自らの軌道データの誤差により指向方向
指令値の誤差が増大しアンテナ追尾／指向制御が実施で
きない問題が生じる。なおモード２では相手側の宇宙機
からの通信ビームの方向にアンテナ追尾／指向制御を実
施するので問題ない。
る。データ通信が確立しているモード２の時、追尾セン
サ５は相手側の宇宙機からの通信ビームを受け、その電
波強度分布から追尾誤差を検出し追尾誤差信号１６を出
力する。誤差信号処理部１０は、この追尾誤差信号１６
からアジマス／エレベーションと呼ばれるアンテナ駆動
機構の二つの回転軸に対する指向方向指令値１８を生成
する。スイッチ１４は動作モードに応じて入力信号を切
り換えるスイッチで、上記追尾センサ５からの受信ステ
ータス１５がデータ通信状態（すなわちモード２）時に
は、上記指向方向指令値１８を選択する。サーボ制御部
１３は、スイッチ１４にて選択された指向方向指令値２
１を受け、アンテナ駆動機構７のアジマス／エレベーシ
ョン軸を上記指向方向指令値２１に合わせるようにアン
テナ駆動信号２２を出力し、アンテナ制御を行う。モー
ド２の時には、このようにしてアンテナ追尾／指向制御
を行い、連続的なデータ通信を可能としている。追尾セ
ンサ５が使用できないモード１では、追尾センサ５から
の追尾誤差信号１６は得られず、モード２とは別な方法
によりアンテナの指向方向指令値を生成する。第２の宇
宙機用軌道伝播部１１と第１の宇宙機用軌道伝播部２８
は、予め設定されている初期軌道情報を基に各々の軌道
伝播計算を行い、現在の予測位置を算出し、第２の宇宙
機用軌道データ１９と第１の宇宙機用軌道データ２６を
出力する。相対角計算部１２は、この第１の宇宙機用軌
道データ２６と第２の宇宙機用軌道データ１９から、第
１の宇宙機からみた第２の宇宙機の相対方位角を算出
し、アンテナ駆動機構７のアジマス／エレベーション軸
に対する指向方向指令値２０を出力する。サーボ制御部
１３は、スイッチ１４にて選択された指向方向指令値２
１を受け、アンテナ駆動機構７のアジマス／エレベーシ
ョン軸に取り付けられた角度センサ８から出力される回
転角信号１７を上記指令値２１に合わせ一致させるよう
にアンテナ駆動信号２２を出力し、アンテナ制御を行
う。軌道制御を実施しながら航行する第１の宇宙機が第
２の宇宙機を介してデータ通信を実施する場合を考える
と、モード１では予め設定されている初期軌道情報を基
に軌道伝播計算した軌道データに基づきアンテナ追尾／
指向制御を実施するため、軌道制御を実施した直後の第
１の宇宙機は、自らの軌道データの誤差により指向方向
指令値の誤差が増大しアンテナ追尾／指向制御が実施で
きない問題が生じる。なおモード２では相手側の宇宙機
からの通信ビームの方向にアンテナ追尾／指向制御を実
施するので問題ない。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】従来の宇宙機間通信用
アンテナの指向制御装置は以上のように構成されている
ので、軌道制御を実施しながら航行する第１の宇宙機が
第２の宇宙機を介してデータ通信を実施する場合に、ア
ンテナを第２の宇宙機の方向に指向することができず、
データ通信が正常にできないなどの問題があった。
アンテナの指向制御装置は以上のように構成されている
ので、軌道制御を実施しながら航行する第１の宇宙機が
第２の宇宙機を介してデータ通信を実施する場合に、ア
ンテナを第２の宇宙機の方向に指向することができず、
データ通信が正常にできないなどの問題があった。
【０００７】この発明は上記のような課題を解消するた
めになされたもので、軌道制御を実施しながら航行する
第１の宇宙機が、軌道制御の直後にデータ通信を実施す
る場合にも、アンテナを第２の宇宙機の方向に指向さ
せ、確実にデータ通信が実現できる宇宙機間通信用アン
テナの指向制御装置を得ることを目的とする。
めになされたもので、軌道制御を実施しながら航行する
第１の宇宙機が、軌道制御の直後にデータ通信を実施す
る場合にも、アンテナを第２の宇宙機の方向に指向さ
せ、確実にデータ通信が実現できる宇宙機間通信用アン
テナの指向制御装置を得ることを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】第１の発明による宇宙機
間通信用アンテナの指向制御装置は、第１の宇宙機の加
速度を検出する加速度計と、上記加速度から第１の宇宙
機の軌道データを出力する加速度積算部とを具備するこ
とで、第１の宇宙機の軌道制御に対応した軌道データに
基づき指向方向指令値を算出し、上記アンテナの駆動制
御を実施する手段を設けたものである。
間通信用アンテナの指向制御装置は、第１の宇宙機の加
速度を検出する加速度計と、上記加速度から第１の宇宙
機の軌道データを出力する加速度積算部とを具備するこ
とで、第１の宇宙機の軌道制御に対応した軌道データに
基づき指向方向指令値を算出し、上記アンテナの駆動制
御を実施する手段を設けたものである。
【０００９】また、第２の発明による宇宙機間通信用ア
ンテナの指向制御装置は、第１の宇宙機の軌道位置を検
出し軌道データを出力するＧＰＳアンテナ及び受信機を
具備することで、第１の宇宙機の軌道制御に対応した軌
道データに基づき指向方向指令値を算出し、上記アンテ
ナの駆動制御を実施する手段を設けたものである。
ンテナの指向制御装置は、第１の宇宙機の軌道位置を検
出し軌道データを出力するＧＰＳアンテナ及び受信機を
具備することで、第１の宇宙機の軌道制御に対応した軌
道データに基づき指向方向指令値を算出し、上記アンテ
ナの駆動制御を実施する手段を設けたものである。
【００１０】
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１はこの発明の
実施の形態１を示す図であり、図において、２３は第１
の宇宙機の加速度を検出し加速度データ２４を出力する
加速度計、２５は上記加速度データ２４を積算処理し第
１の宇宙機用軌道データ２６を出力する加速度積算部で
ある。
実施の形態１を示す図であり、図において、２３は第１
の宇宙機の加速度を検出し加速度データ２４を出力する
加速度計、２５は上記加速度データ２４を積算処理し第
１の宇宙機用軌道データ２６を出力する加速度積算部で
ある。
【００１１】上記のように構成された宇宙機間通信用ア
ンテナの指向制御装置の動作を図１を参照しながら説明
する。モード１において、軌道制御を実施しながら航行
する第１の宇宙機が、第２の宇宙機を介してデータ通信
を実施する場合を考える。第１の宇宙機が軌道制御を行
うと、軌道制御により生じる第１の宇宙機の加速度デー
タ２４が加速度計２３で検出される。検出された加速度
データ２４を考慮した第１の宇宙機の軌道伝播演算処理
を、加速度積算部２５にて実施し、軌道制御後の第１の
宇宙機用軌道データ２６を生成する。相対角計算部１２
では、加速度積算部２５にて伝播演算処理された軌道制
御後の第１の宇宙機用軌道データ２６と、第２の宇宙機
用軌道伝播部１１が出力する第２の宇宙機用軌道データ
１９に基づき、相対角計算が実施され指向方向指令値２
０を出力する。モード１の時にはスイッチ１４は指向方
向指令値２０を選択し、これに基づきアンテナ駆動制御
が実施される。この様にして、モード１においても軌道
制御を実施した第１の宇宙機はデータ通信を実施するこ
とができる。
ンテナの指向制御装置の動作を図１を参照しながら説明
する。モード１において、軌道制御を実施しながら航行
する第１の宇宙機が、第２の宇宙機を介してデータ通信
を実施する場合を考える。第１の宇宙機が軌道制御を行
うと、軌道制御により生じる第１の宇宙機の加速度デー
タ２４が加速度計２３で検出される。検出された加速度
データ２４を考慮した第１の宇宙機の軌道伝播演算処理
を、加速度積算部２５にて実施し、軌道制御後の第１の
宇宙機用軌道データ２６を生成する。相対角計算部１２
では、加速度積算部２５にて伝播演算処理された軌道制
御後の第１の宇宙機用軌道データ２６と、第２の宇宙機
用軌道伝播部１１が出力する第２の宇宙機用軌道データ
１９に基づき、相対角計算が実施され指向方向指令値２
０を出力する。モード１の時にはスイッチ１４は指向方
向指令値２０を選択し、これに基づきアンテナ駆動制御
が実施される。この様にして、モード１においても軌道
制御を実施した第１の宇宙機はデータ通信を実施するこ
とができる。
【００１２】実施の形態２．図２はこの発明の実施の形
態２を示す宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置の図
である。前項の実施形態１では、第１の宇宙機の軌道制
御後の指向方向指令値２０を算出するために、加速度計
２３が出力する加速度データ２４を基に軌道制御後の第
１の宇宙機用軌道データを算出する加速度積算部２５を
設けたものを示したが、第１の宇宙機用軌道データ２６
を自律的に出力する第１の宇宙機搭載用ＧＰＳアンテナ
及び受信機２７を設けても、実施の形態１と同じ効果を
達成できる。図２において、３，５，７〜２３，２６は
図１と同じである。２７はデータ通信を行う第１の宇宙
機用軌道データ２６を生成するＧＰＳアンテナ及び受信
機である。この場合、データ通信を行う第１の宇宙機軌
道データは、自らの軌道データを自律的に入手すること
ができ、第１の宇宙機の軌道伝播部に対応した軌道制御
情報を地上からの指令により設定する必要がない。相対
角計算部１２では、第１の宇宙機に搭載したＧＰＳアン
テナ及び受信機２７が出力する第１の宇宙機用軌道デー
タ２６と、第２の宇宙機用軌道伝播部１１が出力する第
２の宇宙機用軌道データ１９に基づき、相対角計算が実
施され指向方向指令値２０を出力する。モード１の時に
は、スイッチ１４は指向方向指令値２０を選択し、これ
に基づきアンテナ駆動制御が実施される。この様にして
上記実施の形態１と同じ効果を達成できる。
態２を示す宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置の図
である。前項の実施形態１では、第１の宇宙機の軌道制
御後の指向方向指令値２０を算出するために、加速度計
２３が出力する加速度データ２４を基に軌道制御後の第
１の宇宙機用軌道データを算出する加速度積算部２５を
設けたものを示したが、第１の宇宙機用軌道データ２６
を自律的に出力する第１の宇宙機搭載用ＧＰＳアンテナ
及び受信機２７を設けても、実施の形態１と同じ効果を
達成できる。図２において、３，５，７〜２３，２６は
図１と同じである。２７はデータ通信を行う第１の宇宙
機用軌道データ２６を生成するＧＰＳアンテナ及び受信
機である。この場合、データ通信を行う第１の宇宙機軌
道データは、自らの軌道データを自律的に入手すること
ができ、第１の宇宙機の軌道伝播部に対応した軌道制御
情報を地上からの指令により設定する必要がない。相対
角計算部１２では、第１の宇宙機に搭載したＧＰＳアン
テナ及び受信機２７が出力する第１の宇宙機用軌道デー
タ２６と、第２の宇宙機用軌道伝播部１１が出力する第
２の宇宙機用軌道データ１９に基づき、相対角計算が実
施され指向方向指令値２０を出力する。モード１の時に
は、スイッチ１４は指向方向指令値２０を選択し、これ
に基づきアンテナ駆動制御が実施される。この様にして
上記実施の形態１と同じ効果を達成できる。
【００１３】
【発明の効果】第１の発明によれば、軌道制御により生
じる第１の宇宙機の加速度データから算出した第１の宇
宙機用軌道データに基づいて指向方向指令値を計算し、
アンテナを第２の宇宙機の方向に指向する様に構成した
ので、軌道制御後の宇宙機に対してもデータ通信を実現
できる。
じる第１の宇宙機の加速度データから算出した第１の宇
宙機用軌道データに基づいて指向方向指令値を計算し、
アンテナを第２の宇宙機の方向に指向する様に構成した
ので、軌道制御後の宇宙機に対してもデータ通信を実現
できる。
【００１４】また、第２の発明によれば、ＧＰＳアンテ
ナ及び受信機が出力する軌道制御後の第１の宇宙機用軌
道データに基づいて指向方向指令値を計算し、アンテナ
を第２の宇宙機の方向に指向する様に構成したので、軌
道制御後の宇宙機に対してもデータ通信を実現できる。
ナ及び受信機が出力する軌道制御後の第１の宇宙機用軌
道データに基づいて指向方向指令値を計算し、アンテナ
を第２の宇宙機の方向に指向する様に構成したので、軌
道制御後の宇宙機に対してもデータ通信を実現できる。
【図１】 この発明による宇宙機間通信用アンテナの指
向制御装置の実施の形態１を示す図である。
向制御装置の実施の形態１を示す図である。
【図２】 この発明による宇宙機間通信用アンテナの指
向制御装置の実施の形態２を示す図である。
向制御装置の実施の形態２を示す図である。
【図３】 宇宙機間通信用アンテナを使用した宇宙機相
互間の通信の概念図である。
互間の通信の概念図である。
【図４】 従来の宇宙機間通信用アンテナの指向制御装
置の構成図である。
置の構成図である。
１ 宇宙機、２ 宇宙機の軌道、３ アンテナ、４ 宇
宙機間通信用アンテナの指向制御装置、５ 追尾セン
サ、６ アンテナ支持用ブーム、７ アンテナ駆動機
構、８ 角度センサ、９ アンテナ制御電子回路、１０
誤差信号処理部、１１ 第２の宇宙機用軌道伝播部、
１２ 相対方位角計算部、１３ サーボ制御部、１４
スイッチ、１５ 受信ステータス、１６ 追尾誤差信
号、１７ 回転角信号、１８ 指向方向指令値、１９
第２の宇宙機用軌道データ、２０ 指向方向指令値、２
１ 指向方向指令値、２２ アンテナ駆動信号、２３
加速度計、２４ 加速度データ、２５ 加速度積算部、
２６ 第１の宇宙機用軌道データ、２７ ＧＰＳアンテ
ナ及び受信機、２８ 第１の宇宙機用軌道伝播部。
宙機間通信用アンテナの指向制御装置、５ 追尾セン
サ、６ アンテナ支持用ブーム、７ アンテナ駆動機
構、８ 角度センサ、９ アンテナ制御電子回路、１０
誤差信号処理部、１１ 第２の宇宙機用軌道伝播部、
１２ 相対方位角計算部、１３ サーボ制御部、１４
スイッチ、１５ 受信ステータス、１６ 追尾誤差信
号、１７ 回転角信号、１８ 指向方向指令値、１９
第２の宇宙機用軌道データ、２０ 指向方向指令値、２
１ 指向方向指令値、２２ アンテナ駆動信号、２３
加速度計、２４ 加速度データ、２５ 加速度積算部、
２６ 第１の宇宙機用軌道データ、２７ ＧＰＳアンテ
ナ及び受信機、２８ 第１の宇宙機用軌道伝播部。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き Ｆターム(参考） 5J021 AA01 AB00 DA02 EA03 EA04 FA00 FA13 FA31 HA03 HA05 HA07 5K072 BB18 BB24 DD04 GG06 GG25 GG27
Claims (2)
- 【請求項１】 第１の宇宙機に搭載される宇宙機間通信
用アンテナの追尾誤差を検出する追尾センサと、上記ア
ンテナの駆動角度を検出する角度センサを備えアンテナ
駆動を行うアンテナ駆動機構と、第１の宇宙機の加速度
を検出する加速度計と、上記加速度から第１の宇宙機の
軌道データを出力する加速度積算部と、第２の宇宙機の
軌道データを出力する第２の宇宙機用軌道伝播部と、第
１の宇宙機及び第２の宇宙機の上記軌道データに基づき
上記アンテナの指向方向指令値を算出する相対角計算部
と、上記指向方向指令値または上記追尾センサにて検出
した追尾誤差に基づき誤差信号処理部で算出した指向方
向指令値を基準として上記アンテナの駆動制御を行うサ
ーボ制御部とを具備したことを特徴とする宇宙機間通信
用アンテナの指向制御装置。 - 【請求項２】 第１の宇宙機に搭載される宇宙機間通信
用アンテナの追尾誤差を検出する追尾センサと、上記ア
ンテナの駆動角度を検出する角度センサを備えたアンテ
ナ駆動機構と、第１の宇宙機の軌道位置を検出し軌道デ
ータを出力するＧＰＳアンテナ及び受信機と、第２の宇
宙機の軌道データを出力する第２の宇宙機用軌道伝播部
と、第１の宇宙機及び第２の宇宙機の上記軌道データに
基づき上記アンテナの指向方向指令値を算出する相対角
計算部と、上記指向方向指令値または誤差信号処理部で
算出した指向方向指令値を基準として上記アンテナの駆
動制御を行うサーボ制御部とを具備したことを特徴とす
る請求項１記載の宇宙機間通信用アンテナの指向制御装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10320191A JP2000151253A (ja) | 1998-11-11 | 1998-11-11 | 宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10320191A JP2000151253A (ja) | 1998-11-11 | 1998-11-11 | 宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000151253A true JP2000151253A (ja) | 2000-05-30 |
Family
ID=18118731
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10320191A Pending JP2000151253A (ja) | 1998-11-11 | 1998-11-11 | 宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000151253A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112117999A (zh) * | 2020-08-25 | 2020-12-22 | 广东美的白色家电技术创新中心有限公司 | 驱动电路及家用电器 |
| JP2022039143A (ja) * | 2020-08-28 | 2022-03-10 | 三菱電機株式会社 | 衛星見守りシステム、インフラストラクチャ衛星、見守り衛星、通信装置、および、見守りセンター |
-
1998
- 1998-11-11 JP JP10320191A patent/JP2000151253A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112117999A (zh) * | 2020-08-25 | 2020-12-22 | 广东美的白色家电技术创新中心有限公司 | 驱动电路及家用电器 |
| JP2022039143A (ja) * | 2020-08-28 | 2022-03-10 | 三菱電機株式会社 | 衛星見守りシステム、インフラストラクチャ衛星、見守り衛星、通信装置、および、見守りセンター |
| JP7394725B2 (ja) | 2020-08-28 | 2023-12-08 | 三菱電機株式会社 | 衛星見守りシステム、インフラストラクチャ衛星、見守り衛星、通信装置、および、見守りセンター |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3293596A1 (en) | Orientation control method for drone | |
| KR20000060658A (ko) | 차량탑재 수신 안테나 시스템을 위한 위성추적 장치 및 제어방법 | |
| JP2000151253A (ja) | 宇宙機間通信用アンテナの指向制御装置 | |
| JP2573465B2 (ja) | ３軸制御空中線装置 | |
| JPS63271182A (ja) | アンテナビ−ム方向の自動制御装置 | |
| JP6923026B1 (ja) | 飛行体およびプログラム | |
| JPH09261149A (ja) | 通信用アンテナの指向制御装置 | |
| JP7092168B2 (ja) | 無線通信装置、無線通信システム、無線通信方法および無線通信プログラム | |
| JP3015394B2 (ja) | アンテナ追尾装置 | |
| JP2543974B2 (ja) | 宇宙航行体のアンテナ追尾装置 | |
| JP2664724B2 (ja) | 宇宙機間通信用の電波捕捉追尾装置 | |
| JPH1048306A (ja) | 建設・土木機械に搭載されたミリ波アンテナの追尾装置 | |
| JP3955442B2 (ja) | アンテナ指向制御装置 | |
| JP3157976B2 (ja) | 移動体用アンテナマウント | |
| JPS63296502A (ja) | アンテナ指向システム | |
| JP2813219B2 (ja) | 移動体用追尾装置 | |
| JPH06284061A (ja) | 宇宙機間通信用アンテナ指向制御装置 | |
| JP2001278198A (ja) | ビーム指向制御装置 | |
| JPH1038992A (ja) | アンテナ追尾制御装置及び制御方法 | |
| JPH11303145A (ja) | 遠隔無線操縦システム並びに無線移動式作業機械及び遠隔操縦装置 | |
| JP3127978B2 (ja) | 移動体からの画像受信装置 | |
| JPH0634733A (ja) | 飛しょう体追尾装置 | |
| JP2003344518A (ja) | 目標追尾システムおよび目標追尾方法 | |
| JP2001097297A (ja) | 宇宙機のランデブ装置 | |
| JP2000272599A (ja) | 宇宙航行体重心制御装置 |