JP2001237629A - 衛星追尾アンテナ駆動制御方法、および衛星追尾アンテナ駆動制御装置 - Google Patents
衛星追尾アンテナ駆動制御方法、および衛星追尾アンテナ駆動制御装置Info
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- JP2001237629A JP2001237629A JP2000049391A JP2000049391A JP2001237629A JP 2001237629 A JP2001237629 A JP 2001237629A JP 2000049391 A JP2000049391 A JP 2000049391A JP 2000049391 A JP2000049391 A JP 2000049391A JP 2001237629 A JP2001237629 A JP 2001237629A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 衛星が天頂付近の軌道上に位置する場合ＡＺ
／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うと、天頂付近以外の
軌道上に位置する時と比べて、Δｔ秒あたりの変化率が
大きくなり、求められたプログラム指令角度の誤差が大
きくなる。従って、高精度な衛星追尾が困難になるとい
う問題があった。 【解決手段】 あらかじめ得られている衛星の軌道予測
情報に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙ
マウント方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプロ
グラム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛
星を指向するプログラム予測角度を算出するとともに、
このプログラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星
を指向するプログラム指令角度を算出する補間処理に用
いられる座標として、前記プログラム予測角度より前記
衛星が天頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ
座標を選択する。
／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うと、天頂付近以外の
軌道上に位置する時と比べて、Δｔ秒あたりの変化率が
大きくなり、求められたプログラム指令角度の誤差が大
きくなる。従って、高精度な衛星追尾が困難になるとい
う問題があった。 【解決手段】 あらかじめ得られている衛星の軌道予測
情報に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙ
マウント方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプロ
グラム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛
星を指向するプログラム予測角度を算出するとともに、
このプログラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星
を指向するプログラム指令角度を算出する補間処理に用
いられる座標として、前記プログラム予測角度より前記
衛星が天頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ
座標を選択する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、プログラム追尾
方式を用いて衛星の軌道を予測し、適切な時間に適切な
方向にアンテナを指向させることにより衛星を追尾する
衛星追尾アンテナの駆動制御方法および衛星追尾アンテ
ナ駆動制御装置に関する。
方式を用いて衛星の軌道を予測し、適切な時間に適切な
方向にアンテナを指向させることにより衛星を追尾する
衛星追尾アンテナの駆動制御方法および衛星追尾アンテ
ナ駆動制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】プログラム追尾方式を用いて衛星を追尾
する衛星追尾アンテナは、あらかじめ得られている衛星
の軌道予測情報からアンテナ指向角度のようなアンテナ
ビーム方向に関するデータを求め、そのデータに基づい
てアンテナを駆動して衛星を追尾するものである。アン
テナを駆動するためのマウント方式としては、アンテナ
を垂直軸および水平軸の回りに回転するように支持する
ＡＺ（Azimuth：方位角）／ＥＬ（Elevation：仰角）マ
ウント方式と、地上に水平に固定されたＸ軸とこれに直
交するＹ軸の回りに回転するように支持するＸ／Ｙマウ
ント方式が多く用いられている。
する衛星追尾アンテナは、あらかじめ得られている衛星
の軌道予測情報からアンテナ指向角度のようなアンテナ
ビーム方向に関するデータを求め、そのデータに基づい
てアンテナを駆動して衛星を追尾するものである。アン
テナを駆動するためのマウント方式としては、アンテナ
を垂直軸および水平軸の回りに回転するように支持する
ＡＺ（Azimuth：方位角）／ＥＬ（Elevation：仰角）マ
ウント方式と、地上に水平に固定されたＸ軸とこれに直
交するＹ軸の回りに回転するように支持するＸ／Ｙマウ
ント方式が多く用いられている。
【０００３】図７は従来の衛星追尾アンテナ駆動制御装
置の構成を示すブロック図である。図８は従来の衛星追
尾アンテナ駆動制御方法を示すフローチャートである。
図９は衛星追尾アンテナ(地球局)に対する衛星の軌道
と、所定時間ごとのアジマス方向における衛星位置を示
す説明図である。図７において、２０はプログラム追尾
演算部、２１は衛星追尾アンテナ駆動制御部、２２はＡ
Ｚ／ＥＬ補間処理部、２３はパラレルデータ出力処理
部、２４はパラレルデータ入力処理部、２５はプログラ
ム指令角演算部、２６はサーボ演算部である。以下、図
７、図８、図９を用いて従来のプログラム追尾アンテナ
駆動制御装置の動作について説明する。
置の構成を示すブロック図である。図８は従来の衛星追
尾アンテナ駆動制御方法を示すフローチャートである。
図９は衛星追尾アンテナ(地球局)に対する衛星の軌道
と、所定時間ごとのアジマス方向における衛星位置を示
す説明図である。図７において、２０はプログラム追尾
演算部、２１は衛星追尾アンテナ駆動制御部、２２はＡ
Ｚ／ＥＬ補間処理部、２３はパラレルデータ出力処理
部、２４はパラレルデータ入力処理部、２５はプログラ
ム指令角演算部、２６はサーボ演算部である。以下、図
７、図８、図９を用いて従来のプログラム追尾アンテナ
駆動制御装置の動作について説明する。
【０００４】図８、ＳＴＥＰ８１において、図７に示す
プログラム追尾演算部２０に、衛星の軌道予測情報に基
づいて演算されたアンテナ指向角度である１秒毎のプロ
グラム予報角度θPAZ、θPELが入力される。ＳＴＥＰ８
２において、ＡＺ／ＥＬ補間処理部２２は１秒毎のプロ
グラム予報角度θPAZ、θPELより、アンテナを実際に駆
動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒ごとのプロ
グラム指令角度θPCAZ、θPCELを算出する補間処理を行
う。通常、補間処理ではアンテナのマウント方式に応じ
た座標、例えば、ＡＺ／ＥＬマウントのアンテナ追尾装
置であればＡＺ／ＥＬ座標を用いてプログラム指令角度
が演算される。
プログラム追尾演算部２０に、衛星の軌道予測情報に基
づいて演算されたアンテナ指向角度である１秒毎のプロ
グラム予報角度θPAZ、θPELが入力される。ＳＴＥＰ８
２において、ＡＺ／ＥＬ補間処理部２２は１秒毎のプロ
グラム予報角度θPAZ、θPELより、アンテナを実際に駆
動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒ごとのプロ
グラム指令角度θPCAZ、θPCELを算出する補間処理を行
う。通常、補間処理ではアンテナのマウント方式に応じ
た座標、例えば、ＡＺ／ＥＬマウントのアンテナ追尾装
置であればＡＺ／ＥＬ座標を用いてプログラム指令角度
が演算される。
【０００５】ＳＴＥＰ８３において、パラレルデータ出
力処理部２３はプログラム指令角度θPCAZ、θPCELを、
パラレル伝送方式で衛星追尾アンテナ駆動制御部２１に
出力する処理を行う。ＳＴＥＰ８４において、プログラ
ム指令角演算部２５は、プログラム追尾演算部２０から
パラレル伝送されたプログラム指令角度θPCAZ、θPC EL
を用いて、アンテナを駆動させる各駆動軸ごとの指令角
θ1、θ2、θ3を演算する処理を行う。そして、ＳＴＥ
Ｐ８５において、サーボ演算部２６は、指令角θ1、
θ2、θ3に基づいて、各駆動軸を所定時間に所定位置に
駆動させるために必要なトルク、位相、速度などを求め
るサーボ演算を行い、各軸毎に生成された駆動指令信号
を出力する。以上のような処理を経てアンテナが衛星方
向を指向するように駆動制御される。
力処理部２３はプログラム指令角度θPCAZ、θPCELを、
パラレル伝送方式で衛星追尾アンテナ駆動制御部２１に
出力する処理を行う。ＳＴＥＰ８４において、プログラ
ム指令角演算部２５は、プログラム追尾演算部２０から
パラレル伝送されたプログラム指令角度θPCAZ、θPC EL
を用いて、アンテナを駆動させる各駆動軸ごとの指令角
θ1、θ2、θ3を演算する処理を行う。そして、ＳＴＥ
Ｐ８５において、サーボ演算部２６は、指令角θ1、
θ2、θ3に基づいて、各駆動軸を所定時間に所定位置に
駆動させるために必要なトルク、位相、速度などを求め
るサーボ演算を行い、各軸毎に生成された駆動指令信号
を出力する。以上のような処理を経てアンテナが衛星方
向を指向するように駆動制御される。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】通常、補間処理は衛星
追尾アンテナのマウント方式と合致する座標を用いて行
われる。しかしながら、衛星が天頂付近の軌道上に位置
する場合ＡＺ／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うと、天
頂付近以外の軌道上に位置する時と比べて、Δｔ秒あた
りの変化率が大きくなり、求められたプログラム指令角
度の誤差が大きくなる。従って、高精度な衛星追尾が困
難になるという問題があった。同様に、衛星がＸ軸方向
の軌道上に位置する場合にＸ／Ｙ座標を用いて補間処理
を行うとΔｔ秒あたりの変化率が大きくなり、やはりプ
ログラム指令角度の誤差が大きくなるという問題が生じ
る。
追尾アンテナのマウント方式と合致する座標を用いて行
われる。しかしながら、衛星が天頂付近の軌道上に位置
する場合ＡＺ／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うと、天
頂付近以外の軌道上に位置する時と比べて、Δｔ秒あた
りの変化率が大きくなり、求められたプログラム指令角
度の誤差が大きくなる。従って、高精度な衛星追尾が困
難になるという問題があった。同様に、衛星がＸ軸方向
の軌道上に位置する場合にＸ／Ｙ座標を用いて補間処理
を行うとΔｔ秒あたりの変化率が大きくなり、やはりプ
ログラム指令角度の誤差が大きくなるという問題が生じ
る。
【０００７】また、ＡＺ／ＥＬマウント方式のアンテナ
追尾装置は、方位角（ＡＺ）方向に０°から３６０°〜
４５０°程度の範囲で回転可能である。そして、衛星の
軌道予測情報に基づいて、各時間ごとに方位角方向のプ
ログラム指令角（θPCAZ）が決定される。しかしなが
ら、プログラム指令角（θPCAZ）の角度範囲を０°〜３
６０°の範囲で設定した場合、図９に示すように、衛星
軌道が０°を超えるような、言い換えると３６０°を超
えるような場合には衛星の追尾を連続して行うことがで
きないという問題があった。
追尾装置は、方位角（ＡＺ）方向に０°から３６０°〜
４５０°程度の範囲で回転可能である。そして、衛星の
軌道予測情報に基づいて、各時間ごとに方位角方向のプ
ログラム指令角（θPCAZ）が決定される。しかしなが
ら、プログラム指令角（θPCAZ）の角度範囲を０°〜３
６０°の範囲で設定した場合、図９に示すように、衛星
軌道が０°を超えるような、言い換えると３６０°を超
えるような場合には衛星の追尾を連続して行うことがで
きないという問題があった。
【０００８】例えば、図９(ａ)に示すような軌道を衛星
が通過するとき、プログラム指令角（θPCAZ）の角度範
囲を０°〜３６０°の範囲で設定すると、図９(ｂ)に示
すように、時間ｔ１、ｔ２、ｔ３、ｔ４における衛星の
方位角（ＡＺ）位置は３０°（ｔ１）、２°（ｔ２）、
３００°（ｔ３）、２２５°（ｔ４）になる。このよう
にプログラム指令角が設定されると、衛星追尾アンテナ
は、ｔ１時に方位角が３０°の方向を指向し、次にアン
テナを反時計回りに回転させてｔ２時に２°の方向を指
向する。そして、ｔ３時に３００°方向に位置する衛星
を追尾すべく、アンテナを時計回りにほぼ一回り回転さ
せて３００°方向を指向し、さらに、アンテナを反時計
回りに戻してｔ４時に２２５°を指向することになる。
が通過するとき、プログラム指令角（θPCAZ）の角度範
囲を０°〜３６０°の範囲で設定すると、図９(ｂ)に示
すように、時間ｔ１、ｔ２、ｔ３、ｔ４における衛星の
方位角（ＡＺ）位置は３０°（ｔ１）、２°（ｔ２）、
３００°（ｔ３）、２２５°（ｔ４）になる。このよう
にプログラム指令角が設定されると、衛星追尾アンテナ
は、ｔ１時に方位角が３０°の方向を指向し、次にアン
テナを反時計回りに回転させてｔ２時に２°の方向を指
向する。そして、ｔ３時に３００°方向に位置する衛星
を追尾すべく、アンテナを時計回りにほぼ一回り回転さ
せて３００°方向を指向し、さらに、アンテナを反時計
回りに戻してｔ４時に２２５°を指向することになる。
【０００９】このように、プログラム指令角（θPCAZ）
の角度範囲を０°〜３６０°の範囲で設定した場合、衛
星が０°をまたぐような軌道を通過するときには、衛星
を追尾するアンテナの回転方向を時計回りと反時計回り
で切り換えなければならないほか、図９（ｂ）に示すｔ
２からｔ３を指向するときのようにアンテナを回転させ
ている時間が長くなるため、衛星を連続して追跡するこ
とが困難になるという問題があった。
の角度範囲を０°〜３６０°の範囲で設定した場合、衛
星が０°をまたぐような軌道を通過するときには、衛星
を追尾するアンテナの回転方向を時計回りと反時計回り
で切り換えなければならないほか、図９（ｂ）に示すｔ
２からｔ３を指向するときのようにアンテナを回転させ
ている時間が長くなるため、衛星を連続して追跡するこ
とが困難になるという問題があった。
【００１０】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、衛星が天頂付近ないしＸ軸方向
の軌道を通過する場合でも、高精度にプログラム指令角
度を演算することが可能な衛星追尾アンテナ駆動制御装
置および方法を提案することを第一の目的とする。ま
た、全天において連続して衛星を追尾可能な衛星追尾ア
ンテナ駆動制御装置および方法を提案することを第二の
目的とする。
ためになされたもので、衛星が天頂付近ないしＸ軸方向
の軌道を通過する場合でも、高精度にプログラム指令角
度を演算することが可能な衛星追尾アンテナ駆動制御装
置および方法を提案することを第一の目的とする。ま
た、全天において連続して衛星を追尾可能な衛星追尾ア
ンテナ駆動制御装置および方法を提案することを第二の
目的とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】この発明に係る衛星追尾
アンテナ駆動制御方法は、あらかじめ得られている衛星
の軌道予測情報に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式ある
いはＸ／Ｙマウント方式のアンテナを駆動して衛星を追
尾するプログラム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ご
とに前記衛星を指向するプログラム予測角度を算出する
とともに、このプログラム予測角度よりも短い時間間隔
で前記衛星を指向するプログラム指令角度を算出する補
間処理に用いられる座標として、前記プログラム予測角
度より前記衛星が天頂付近を通過すると予測された場合
にはＸ／Ｙ座標を選択するものである。
アンテナ駆動制御方法は、あらかじめ得られている衛星
の軌道予測情報に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式ある
いはＸ／Ｙマウント方式のアンテナを駆動して衛星を追
尾するプログラム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ご
とに前記衛星を指向するプログラム予測角度を算出する
とともに、このプログラム予測角度よりも短い時間間隔
で前記衛星を指向するプログラム指令角度を算出する補
間処理に用いられる座標として、前記プログラム予測角
度より前記衛星が天頂付近を通過すると予測された場合
にはＸ／Ｙ座標を選択するものである。
【００１２】また、この発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御方法は、衛星がＸ軸方向を通過すると予測された
場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択するものである。
動制御方法は、衛星がＸ軸方向を通過すると予測された
場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択するものである。
【００１３】この発明に係る衛星追尾アンテナ駆動制御
方法は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報に
基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウン
ト方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラム
追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を指
向するプログラム予測角度を算出する衛星軌道予測工程
と、前記プログラム予測角度の時間間隔よりも短い時間
間隔で前記衛星を指向するプログラム指令角度を算出す
る補間処理に用いられる座標として、前記プログラム予
測角度より前記衛星が天頂付近を通過すると予測された
場合にはＸ／Ｙ座標を選択し、前記衛星がＸ軸方向を通
過すると予測された場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する
座標選択工程とを含むものである。
方法は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報に
基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウン
ト方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラム
追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を指
向するプログラム予測角度を算出する衛星軌道予測工程
と、前記プログラム予測角度の時間間隔よりも短い時間
間隔で前記衛星を指向するプログラム指令角度を算出す
る補間処理に用いられる座標として、前記プログラム予
測角度より前記衛星が天頂付近を通過すると予測された
場合にはＸ／Ｙ座標を選択し、前記衛星がＸ軸方向を通
過すると予測された場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する
座標選択工程とを含むものである。
【００１４】また、この発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御方法は、ＡＺ／ＥＬマウント方式で方位角方向に
３６０°以上回転して衛星を追尾可能なアンテナが最初
に指向する方位角方向のプログラム予測角度を、前記ア
ンテナの追尾範囲における衛星を連続して追尾するよう
に設定する工程を含む衛星軌道予測工程を行うものであ
る。
動制御方法は、ＡＺ／ＥＬマウント方式で方位角方向に
３６０°以上回転して衛星を追尾可能なアンテナが最初
に指向する方位角方向のプログラム予測角度を、前記ア
ンテナの追尾範囲における衛星を連続して追尾するよう
に設定する工程を含む衛星軌道予測工程を行うものであ
る。
【００１５】この発明に係る衛星追尾アンテナ駆動制御
装置は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報に
基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウン
ト方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラム
追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を指
向するプログラム予測角度を算出するプログラム追尾演
算部と、前記プログラム追尾演算部から出力されたプロ
グラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星を指向す
るプログラム指令角度を算出する補間処理に用いられる
座標として、前記プログラム予測角度より前記衛星が天
頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ座標を選
択し、前記衛星がＸ軸方向を通過すると予測された場合
にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する座標選択部を有する衛星
追尾アンテナ駆動制御部とを備えたものである。
装置は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報に
基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウン
ト方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラム
追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を指
向するプログラム予測角度を算出するプログラム追尾演
算部と、前記プログラム追尾演算部から出力されたプロ
グラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星を指向す
るプログラム指令角度を算出する補間処理に用いられる
座標として、前記プログラム予測角度より前記衛星が天
頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ座標を選
択し、前記衛星がＸ軸方向を通過すると予測された場合
にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する座標選択部を有する衛星
追尾アンテナ駆動制御部とを備えたものである。
【００１６】また、この発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御装置は、ＡＺ／ＥＬマウント方式で、方位角方向
に３６０°以上回転して衛星を追尾可能なアンテナが最
初に指向する方位角方向のプログラム予測角度を、前記
アンテナの追尾範囲における衛星を連続して追尾するよ
うに設定する初期誘導計算処理部を有するプログラム追
尾演算部を備えたものである。
動制御装置は、ＡＺ／ＥＬマウント方式で、方位角方向
に３６０°以上回転して衛星を追尾可能なアンテナが最
初に指向する方位角方向のプログラム予測角度を、前記
アンテナの追尾範囲における衛星を連続して追尾するよ
うに設定する初期誘導計算処理部を有するプログラム追
尾演算部を備えたものである。
【００１７】また、この発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御装置は、衛星追尾アンテナ駆動制御部にプログラ
ム予測角度をシリアル伝送方式で出力するプログラム追
尾演算部を備えたものである。
動制御装置は、衛星追尾アンテナ駆動制御部にプログラ
ム予測角度をシリアル伝送方式で出力するプログラム追
尾演算部を備えたものである。
【００１８】
【発明の実施の形態】実施の形態１.図１はこの発明に
係る衛星追尾アンテナ駆動制御装置の構成を示すブロッ
ク図である。図２はこの発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御方法を示すフローチャートである。図３は衛星追
尾アンテナ(地球局)に対する衛星の軌道と、所定時間ご
とのアジマス方向における衛星位置を示す説明図であ
る。なお、以下、説明する衛星追尾アンテナ駆動制御装
置および方法は、ＡＺ／ＥＬ座標で表された衛星軌道予
測情報を用いてアンテナを駆動制御するものである。
係る衛星追尾アンテナ駆動制御装置の構成を示すブロッ
ク図である。図２はこの発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御方法を示すフローチャートである。図３は衛星追
尾アンテナ(地球局)に対する衛星の軌道と、所定時間ご
とのアジマス方向における衛星位置を示す説明図であ
る。なお、以下、説明する衛星追尾アンテナ駆動制御装
置および方法は、ＡＺ／ＥＬ座標で表された衛星軌道予
測情報を用いてアンテナを駆動制御するものである。
【００１９】図１において、１はプログラム予測角度を
算出するプログラム追尾演算部、２はプログラム追尾演
算部１から出力されたプログラム予測角度よりアンテナ
を駆動制御するための駆動指令信号を生成する衛星追尾
アンテナ駆動制御部、３は衛星初期補足時のＡＺ駆動角
度を決定する初期誘導計算処理部、４はプログラム予測
角度をシリアルデータとして出力するシリアルデータ出
力処理部、５はプログラム追尾演算部１からシリアル伝
送されてプログラム予測角度の入力処理を行うシリアル
データ入力処理部、６はプログラム予測角度より衛星が
天頂を通過するか判定して、補間処理に用いる座標を選
択する座標選択部である。
算出するプログラム追尾演算部、２はプログラム追尾演
算部１から出力されたプログラム予測角度よりアンテナ
を駆動制御するための駆動指令信号を生成する衛星追尾
アンテナ駆動制御部、３は衛星初期補足時のＡＺ駆動角
度を決定する初期誘導計算処理部、４はプログラム予測
角度をシリアルデータとして出力するシリアルデータ出
力処理部、５はプログラム追尾演算部１からシリアル伝
送されてプログラム予測角度の入力処理を行うシリアル
データ入力処理部、６はプログラム予測角度より衛星が
天頂を通過するか判定して、補間処理に用いる座標を選
択する座標選択部である。
【００２０】７は座標選択部６の選択した座標に応じ
て、プログラム予測角度の出力先を選択的に切り換える
切換部、８はＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログラム予測
角度をＸ／Ｙ座標に変換するＡＺ／ＥＬ座標変換部、９
はＸ／Ｙ座標で表されたプログラム予測角度を用いてサ
ーボ演算に必要な時間間隔、例えばΔｔ秒間隔のプログ
ラム指令角度を出力するＸ／Ｙ補間処理部、１０はＸ／
Ｙ座標で表されたプログラム指令角度をＡＺ／ＥＬ座標
に変換するＸ／Ｙ座標変換部である。１１はＡＺ／ＥＬ
座標で表されたプログラム予測角度をサーボ演算に必要
な時間間隔のプログラム指令角度に補間するＡＺ／ＥＬ
補間処理部である。１２はΔｔ秒毎のプログラム指令角
度から衛星追尾アンテナの駆動軸ごとの指令角度を演算
するプログラム指令角演算部、１３は駆動軸ごとに演算
されたプログラム指令角に応じて、駆動軸に対応した駆
動指令信号を生成するサーボ演算部である。
て、プログラム予測角度の出力先を選択的に切り換える
切換部、８はＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログラム予測
角度をＸ／Ｙ座標に変換するＡＺ／ＥＬ座標変換部、９
はＸ／Ｙ座標で表されたプログラム予測角度を用いてサ
ーボ演算に必要な時間間隔、例えばΔｔ秒間隔のプログ
ラム指令角度を出力するＸ／Ｙ補間処理部、１０はＸ／
Ｙ座標で表されたプログラム指令角度をＡＺ／ＥＬ座標
に変換するＸ／Ｙ座標変換部である。１１はＡＺ／ＥＬ
座標で表されたプログラム予測角度をサーボ演算に必要
な時間間隔のプログラム指令角度に補間するＡＺ／ＥＬ
補間処理部である。１２はΔｔ秒毎のプログラム指令角
度から衛星追尾アンテナの駆動軸ごとの指令角度を演算
するプログラム指令角演算部、１３は駆動軸ごとに演算
されたプログラム指令角に応じて、駆動軸に対応した駆
動指令信号を生成するサーボ演算部である。
【００２１】以下、図２を用いて衛星追尾アンテナ駆動
制御方法について説明する。ＳＴＥＰ１において、追尾
する衛星の軌道予測情報に基づいて演算され、ＡＺ／Ｅ
Ｌ座標で表されたアンテナ指向角度である１秒毎のプロ
グラム予報角度θPAZ、θPELがプログラム追尾演算部１
の初期誘導計算処理部３に入力される。ＳＴＥＰ２にお
いて、初期誘導計算処理部３は、プログラム予報角度θ
PAZ、θPELに基づいて、衛星を指向する最初と最後のＡ
Ｚ(方位角)指向角度と、衛星指向角度のうちＥＬ(仰角)
角度が最も大きくなるＡＺ指向角度を求め、アンテナが
方位角方向に回転可能な範囲のうち衛星初期補足時に指
向させる駆動角度を設定する初期誘導計算処理を行う。
制御方法について説明する。ＳＴＥＰ１において、追尾
する衛星の軌道予測情報に基づいて演算され、ＡＺ／Ｅ
Ｌ座標で表されたアンテナ指向角度である１秒毎のプロ
グラム予報角度θPAZ、θPELがプログラム追尾演算部１
の初期誘導計算処理部３に入力される。ＳＴＥＰ２にお
いて、初期誘導計算処理部３は、プログラム予報角度θ
PAZ、θPELに基づいて、衛星を指向する最初と最後のＡ
Ｚ(方位角)指向角度と、衛星指向角度のうちＥＬ(仰角)
角度が最も大きくなるＡＺ指向角度を求め、アンテナが
方位角方向に回転可能な範囲のうち衛星初期補足時に指
向させる駆動角度を設定する初期誘導計算処理を行う。
【００２２】ＳＴＥＰ２の初期誘導計算処理は、例え
ば、図３(ａ)に示した軌道を衛星が通過するとき、プロ
グラム予測角度（θPAZ）の角度範囲を、例えば０°〜
４５０°の範囲で設定し、０°〜４５０°の範囲で衛星
初期補足時に指向させる方位角(ＡＺ)方向の駆動角度の
初期設定を行う。つまり、図３(ｂ)に示すように、時間
ｔ１、ｔ２、ｔ３、ｔ４における衛星の方位角（ＡＺ）
位置を３９０°（ｔ１）、３６２°（ｔ２）、３００°
（ｔ３）、２２５°（ｔ４）に設定する。
ば、図３(ａ)に示した軌道を衛星が通過するとき、プロ
グラム予測角度（θPAZ）の角度範囲を、例えば０°〜
４５０°の範囲で設定し、０°〜４５０°の範囲で衛星
初期補足時に指向させる方位角(ＡＺ)方向の駆動角度の
初期設定を行う。つまり、図３(ｂ)に示すように、時間
ｔ１、ｔ２、ｔ３、ｔ４における衛星の方位角（ＡＺ）
位置を３９０°（ｔ１）、３６２°（ｔ２）、３００°
（ｔ３）、２２５°（ｔ４）に設定する。
【００２３】ＳＴＥＰ３において、シリアルデータ出力
処理部４は、ＳＴＥＰ２における初期誘導計算処理の結
果に基づいて、１秒先および２秒先のＡＺ／ＥＬ座標で
表されたプログラム予測角度θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、
θPEL2を衛星追尾アンテナ駆動制御部２のシリアルデー
タ入力部５および座標選択部６に出力する。ＳＴＥＰ４
において、座標選択部６は、プログラム予測角度
θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、θ PEL2を用いて追尾する衛星
が天頂を通過するか判定を行う。その結果、衛星が天頂
を通過する見込みであれば、座標選択部６は切換部７を
切り換えて、ＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログラム予測
角度θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPEL2をＡＺ／ＥＬ座標
変換部８に出力する。ＳＴＥＰ５において、ＡＺ／ＥＬ
座標変換部８は、ＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログラム
予測角度θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPE L2をＸ／Ｙ座標
に変換する処理を行う。
処理部４は、ＳＴＥＰ２における初期誘導計算処理の結
果に基づいて、１秒先および２秒先のＡＺ／ＥＬ座標で
表されたプログラム予測角度θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、
θPEL2を衛星追尾アンテナ駆動制御部２のシリアルデー
タ入力部５および座標選択部６に出力する。ＳＴＥＰ４
において、座標選択部６は、プログラム予測角度
θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、θ PEL2を用いて追尾する衛星
が天頂を通過するか判定を行う。その結果、衛星が天頂
を通過する見込みであれば、座標選択部６は切換部７を
切り換えて、ＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログラム予測
角度θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPEL2をＡＺ／ＥＬ座標
変換部８に出力する。ＳＴＥＰ５において、ＡＺ／ＥＬ
座標変換部８は、ＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログラム
予測角度θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPE L2をＸ／Ｙ座標
に変換する処理を行う。
【００２４】そして、ＳＴＥＰ５でＸ／Ｙ座標に変換さ
れたプログラム予測角度θPX1、θP Y1、θPX2、θPY2を
用いて、ＳＴＥＰ６においてＸ／Ｙ補間処理部９は内挿
計算などを行い、１秒先および２秒先のプログラム予測
角度θPX1、θPY1、θPX2、θPY2よりアンテナを実際に
駆動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒ごとのプ
ログラム指令角度を演算する補間処理を行う。補間処理
は１秒単位で求められたプログラム予測角度より、１秒
未満の短い時間間隔(Δｔ秒、例えば５０ミリ秒)におけ
るプログラム指令角度を演算する処理である。
れたプログラム予測角度θPX1、θP Y1、θPX2、θPY2を
用いて、ＳＴＥＰ６においてＸ／Ｙ補間処理部９は内挿
計算などを行い、１秒先および２秒先のプログラム予測
角度θPX1、θPY1、θPX2、θPY2よりアンテナを実際に
駆動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒ごとのプ
ログラム指令角度を演算する補間処理を行う。補間処理
は１秒単位で求められたプログラム予測角度より、１秒
未満の短い時間間隔(Δｔ秒、例えば５０ミリ秒)におけ
るプログラム指令角度を演算する処理である。
【００２５】衛星の軌道に応じて、補間処理に用いる座
標を選択するのは、衛星が天頂付近を通過する場合にＡ
Ｚ／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うと、Δｔ秒あたり
の衛星位置の変化率が大きくなり、プログラム指令角度
の誤差が大きくなった結果、高精度な衛星追尾が困難に
なるという問題を防止するためである。つまり、衛星が
天頂付近を通過する場合にはＸ／Ｙ座標を用いて補間処
理を行うことにより、Δｔ秒あたりの衛星位置の変化率
はほぼ均等になり、プログラム指令角度の誤差を小さく
することができる。
標を選択するのは、衛星が天頂付近を通過する場合にＡ
Ｚ／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うと、Δｔ秒あたり
の衛星位置の変化率が大きくなり、プログラム指令角度
の誤差が大きくなった結果、高精度な衛星追尾が困難に
なるという問題を防止するためである。つまり、衛星が
天頂付近を通過する場合にはＸ／Ｙ座標を用いて補間処
理を行うことにより、Δｔ秒あたりの衛星位置の変化率
はほぼ均等になり、プログラム指令角度の誤差を小さく
することができる。
【００２６】ＳＴＥＰ７において、Ｘ／Ｙ座標変換部１
０は、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム指令角度をＡＺ
／ＥＬ座標に変換する処理を行い、ＡＺ／ＥＬ座標で表
されたプログラム指令角度をプログラム指令角演算部１
２に出力する。ＳＴＥＰ８において、プログラム指令角
演算部１２は、衛星追尾アンテナの各駆動軸、例えばＡ
Ｚ／ＥＬマウント方式のアンテナであれば、アジマス軸
およびエレベーション軸の駆動指令角度を、Ｘ／Ｙマウ
ント方式のアンテナであればＸ軸およびＹ軸の駆動指令
角度をプログラム指令角度に基づいて算出する。そし
て、ＳＴＥＰ９において、サーボ演算部１３は各駆動軸
の駆動指令角度に応じてサーボ演算を行って、各駆動軸
ごとの駆動指令信号を駆動機構に出力する処理を行う。
０は、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム指令角度をＡＺ
／ＥＬ座標に変換する処理を行い、ＡＺ／ＥＬ座標で表
されたプログラム指令角度をプログラム指令角演算部１
２に出力する。ＳＴＥＰ８において、プログラム指令角
演算部１２は、衛星追尾アンテナの各駆動軸、例えばＡ
Ｚ／ＥＬマウント方式のアンテナであれば、アジマス軸
およびエレベーション軸の駆動指令角度を、Ｘ／Ｙマウ
ント方式のアンテナであればＸ軸およびＹ軸の駆動指令
角度をプログラム指令角度に基づいて算出する。そし
て、ＳＴＥＰ９において、サーボ演算部１３は各駆動軸
の駆動指令角度に応じてサーボ演算を行って、各駆動軸
ごとの駆動指令信号を駆動機構に出力する処理を行う。
【００２７】なお、ＳＴＥＰ４において、座標選択部６
が、プログラム予測角度θPAZ1、θ PEL1、θPAZ2、θ
PEL2を用いて追尾する衛星が天頂を通過するか判定を行
った結果、衛星が天頂を通過しないと判定した場合、座
標選択部６はプログラム予測角度θPAZ1、θPEL1、θ
PAZ2、θPEL2がＡＺ／ＥＬ補間処理部１１に出力される
ように切換部７を切り換える。そして、ＳＴＥＰ１０に
おいて、ＡＺ／ＥＬ補間処理部１１は、内挿計算などを
行い、１秒先および２秒先のプログラム予測角度
θ PAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPEL2よりアンテナを実際に
駆動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒ごとのプ
ログラム指令角度を演算する補間処理を行う。衛星が天
頂付近を通過しない場合、Δｔ秒あたりの衛星位置の変
化率はほぼ均等であるため、ＡＺ／ＥＬ座標を用いて補
間処理を行ってもプログラム指令角度を高精度に求める
ことができる。
が、プログラム予測角度θPAZ1、θ PEL1、θPAZ2、θ
PEL2を用いて追尾する衛星が天頂を通過するか判定を行
った結果、衛星が天頂を通過しないと判定した場合、座
標選択部６はプログラム予測角度θPAZ1、θPEL1、θ
PAZ2、θPEL2がＡＺ／ＥＬ補間処理部１１に出力される
ように切換部７を切り換える。そして、ＳＴＥＰ１０に
おいて、ＡＺ／ＥＬ補間処理部１１は、内挿計算などを
行い、１秒先および２秒先のプログラム予測角度
θ PAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPEL2よりアンテナを実際に
駆動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒ごとのプ
ログラム指令角度を演算する補間処理を行う。衛星が天
頂付近を通過しない場合、Δｔ秒あたりの衛星位置の変
化率はほぼ均等であるため、ＡＺ／ＥＬ座標を用いて補
間処理を行ってもプログラム指令角度を高精度に求める
ことができる。
【００２８】以上説明した衛星追尾アンテナ駆動制御装
置および方法は、衛星の軌道予測情報としてＡＺ／ＥＬ
座標で表されたプログラム予報角度が与えられたもので
あった。したがって、ＳＴＥＰ４において、座標選択部
６は衛星が天頂付近を通過するか判定し、天頂付近を通
過する場合にはＸ／Ｙ座標を補間処理に用いる座標とし
て選択していた。しかしながら、衛星の軌道予測情報と
して、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム予報角度が与え
られたときには、座標選択部６の処理内容は図４に示さ
れるとおりである。図４は、Ｘ／Ｙ座標で表された衛星
軌道予測情報を用いる衛星追尾アンテナ駆動制御方法を
示すフローチャートである。
置および方法は、衛星の軌道予測情報としてＡＺ／ＥＬ
座標で表されたプログラム予報角度が与えられたもので
あった。したがって、ＳＴＥＰ４において、座標選択部
６は衛星が天頂付近を通過するか判定し、天頂付近を通
過する場合にはＸ／Ｙ座標を補間処理に用いる座標とし
て選択していた。しかしながら、衛星の軌道予測情報と
して、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム予報角度が与え
られたときには、座標選択部６の処理内容は図４に示さ
れるとおりである。図４は、Ｘ／Ｙ座標で表された衛星
軌道予測情報を用いる衛星追尾アンテナ駆動制御方法を
示すフローチャートである。
【００２９】以下、図４に示す衛星追尾アンテナ駆動制
御方法について、図２に示す衛星追尾アンテナ駆動制御
方法と異なるＳＴＥＰ４１、ＳＴＥＰ４４を中心に説明
する。ＳＴＥＰ４１において、追尾する衛星の軌道予測
情報に基づいて演算され、Ｘ／Ｙ座標で表されたアンテ
ナ指向角度である１秒毎のプログラム予報角度θPX、θ
PYがプログラム追尾演算部１の初期誘導計算処理部３に
入力される。ＳＴＥＰ４２の初期誘導計算処理、ＳＴＥ
Ｐ４３のプログラム予測角度出力処理はは図２のＳＴＥ
Ｐ２、ＳＴＥＰ３における処理内容と同じであるので説
明は省略する。ＳＴＥＰ４４において、プログラム予測
角度θPX1、θPY1、θPX2、θPY2を用いて追尾する衛星
がＸ軸方向を通過するか判定を行う。その結果、衛星が
Ｘ軸方向を通過する見込みであれば、ＳＴＥＰ４５にお
いて、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム予測角度
θPX1、θPY1、θPX2、θPY2をＡＺ／ＥＬ座標に変換す
る処理を行う。
御方法について、図２に示す衛星追尾アンテナ駆動制御
方法と異なるＳＴＥＰ４１、ＳＴＥＰ４４を中心に説明
する。ＳＴＥＰ４１において、追尾する衛星の軌道予測
情報に基づいて演算され、Ｘ／Ｙ座標で表されたアンテ
ナ指向角度である１秒毎のプログラム予報角度θPX、θ
PYがプログラム追尾演算部１の初期誘導計算処理部３に
入力される。ＳＴＥＰ４２の初期誘導計算処理、ＳＴＥ
Ｐ４３のプログラム予測角度出力処理はは図２のＳＴＥ
Ｐ２、ＳＴＥＰ３における処理内容と同じであるので説
明は省略する。ＳＴＥＰ４４において、プログラム予測
角度θPX1、θPY1、θPX2、θPY2を用いて追尾する衛星
がＸ軸方向を通過するか判定を行う。その結果、衛星が
Ｘ軸方向を通過する見込みであれば、ＳＴＥＰ４５にお
いて、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム予測角度
θPX1、θPY1、θPX2、θPY2をＡＺ／ＥＬ座標に変換す
る処理を行う。
【００３０】そして、ＳＴＥＰ４５でＡＺ／ＥＬ座標に
変換されたプログラム予測角度θPA Z1、θPEL1、
θPAZ2、θPEL2を用いて、ＳＴＥＰ４６において、１秒
先および２秒先のプログラム予測角度θPAZ1、θPEL1、
θPAZ2、θPEL2よりアンテナを実際に駆動させる時間間
隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒ごとのプログラム指令角度
を演算する補間処理を行う。ＡＺ／ＥＬ座標で表された
プログラム指令角度は、ＳＴＥＰ４７においてＸ／Ｙ座
標に変換され、ＳＴＥＰ４８でサーボ演算がなされて駆
動軸ごとの指令角度が演算され、ＳＴＥＰ４９で駆動軸
ごとの指令信号が出力される。一方、ＳＴＥＰ４４にお
いて、衛星がＸ軸方向を通過しないと判定された場合に
はＳＴＥＰ５０が実行され、プログラム予測角度
θPX1、θPY1、θPX2、θPY2をＡＺ／ＥＬ座標に変換せ
ずに補間処理が行われる。
変換されたプログラム予測角度θPA Z1、θPEL1、
θPAZ2、θPEL2を用いて、ＳＴＥＰ４６において、１秒
先および２秒先のプログラム予測角度θPAZ1、θPEL1、
θPAZ2、θPEL2よりアンテナを実際に駆動させる時間間
隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒ごとのプログラム指令角度
を演算する補間処理を行う。ＡＺ／ＥＬ座標で表された
プログラム指令角度は、ＳＴＥＰ４７においてＸ／Ｙ座
標に変換され、ＳＴＥＰ４８でサーボ演算がなされて駆
動軸ごとの指令角度が演算され、ＳＴＥＰ４９で駆動軸
ごとの指令信号が出力される。一方、ＳＴＥＰ４４にお
いて、衛星がＸ軸方向を通過しないと判定された場合に
はＳＴＥＰ５０が実行され、プログラム予測角度
θPX1、θPY1、θPX2、θPY2をＡＺ／ＥＬ座標に変換せ
ずに補間処理が行われる。
【００３１】このように、衛星がＸ軸方向を通過する場
合にＡＺ／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うことによ
り、Δｔ秒あたりの衛星位置の変化率が大きくなり、プ
ログラム指令角度に誤差が生じた結果、高精度な衛星追
尾が困難になるという問題を防止することができる。つ
まり、衛星がＸ軸方向を通過する場合にはＡＺ／ＥＬ座
標を用いて補間処理を行うことにより、Δｔ秒あたりの
衛星位置の変化率はほぼ均等になり、プログラム指令角
度を高精度に求めることができる。
合にＡＺ／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うことによ
り、Δｔ秒あたりの衛星位置の変化率が大きくなり、プ
ログラム指令角度に誤差が生じた結果、高精度な衛星追
尾が困難になるという問題を防止することができる。つ
まり、衛星がＸ軸方向を通過する場合にはＡＺ／ＥＬ座
標を用いて補間処理を行うことにより、Δｔ秒あたりの
衛星位置の変化率はほぼ均等になり、プログラム指令角
度を高精度に求めることができる。
【００３２】以上説明した衛星追尾アンテナ駆動制御装
置および方法は、衛星が天頂付近を通過する場合にはＸ
／Ｙ座標を、あるいは衛星がＸ軸方向を通過する場合に
はＡＺ／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うように、衛星
の軌道に応じて補間処理に用いる座標を選択する工程を
含むので、Δｔ秒あたりの衛星位置の変化率が異なると
いう問題を解消することができ、プログラム指令角度を
高精度に求めることができる。
置および方法は、衛星が天頂付近を通過する場合にはＸ
／Ｙ座標を、あるいは衛星がＸ軸方向を通過する場合に
はＡＺ／ＥＬ座標を用いて補間処理を行うように、衛星
の軌道に応じて補間処理に用いる座標を選択する工程を
含むので、Δｔ秒あたりの衛星位置の変化率が異なると
いう問題を解消することができ、プログラム指令角度を
高精度に求めることができる。
【００３３】また、本発明にかかる衛星追尾アンテナ駆
動制御装置および方法は、プログラム予報角度
（θPAZ）の角度範囲を、例えば０°〜４５０°の範囲
で設定し、０°〜４５０°の範囲で、衛星初期補足時に
指向させる方位角(ＡＺ)方向の駆動角度の初期設定を行
うので、衛星を追尾するアンテナの回転方向を時計回り
と反時計回りで切り換える必要はなくなり、アンテナを
回転させている時間も短縮できるので、衛星を連続して
追跡することが可能になる。
動制御装置および方法は、プログラム予報角度
（θPAZ）の角度範囲を、例えば０°〜４５０°の範囲
で設定し、０°〜４５０°の範囲で、衛星初期補足時に
指向させる方位角(ＡＺ)方向の駆動角度の初期設定を行
うので、衛星を追尾するアンテナの回転方向を時計回り
と反時計回りで切り換える必要はなくなり、アンテナを
回転させている時間も短縮できるので、衛星を連続して
追跡することが可能になる。
【００３４】なお、以上説明した衛星追尾アンテナ駆動
制御装置は、図１に示すように、プログラム追尾演算部
１にシリアルデータ出力部４を、アンテナ駆動制御部２
にシリアルデータ入力部５を備え、プログラム追尾演算
部１からアンテナ駆動制御部２にプログラム予測角度を
シリアルデータとして伝送するシリアル伝送方式を採用
している。このようなシリアル伝送方式を採用するとパ
ラレル伝送方式を採用した場合よりもインターフェース
信号数を減少させることができる。
制御装置は、図１に示すように、プログラム追尾演算部
１にシリアルデータ出力部４を、アンテナ駆動制御部２
にシリアルデータ入力部５を備え、プログラム追尾演算
部１からアンテナ駆動制御部２にプログラム予測角度を
シリアルデータとして伝送するシリアル伝送方式を採用
している。このようなシリアル伝送方式を採用するとパ
ラレル伝送方式を採用した場合よりもインターフェース
信号数を減少させることができる。
【００３５】実施の形態２．実施の形態１に係る衛星追
尾アンテナ駆動制御装置は、ＡＺ／ＥＬ座標で表された
プログラム予報角度より初期誘導計算処理を行ってプロ
グラム予測角度を求め、このプログラム予測角度をＡＺ
／ＥＬ座標のままプログラム追尾演算部から衛星追尾ア
ンテナ駆動制御部に出力していた。以下、説明する衛星
追尾アンテナ駆動制御装置は、ＡＺ／ＥＬ座標で表され
たプログラム予測角度を、プログラム追尾演算部にてＸ
／Ｙ座標に変換し、座標が変換されたプログラム予測角
度を衛星追尾アンテナ駆動制御部に出力するものであ
る。図５はこの発明の実施の形態２に係る衛星追尾アン
テナ駆動制御装置の構成を示すブロック図である。図６
はこの発明の実施の形態２に係る衛星追尾アンテナ駆動
制御方法を示すフローチャートである。なお、図５にお
いて図１に示すものと同一の符号は同一または相当部分
を示すので説明は省略する。
尾アンテナ駆動制御装置は、ＡＺ／ＥＬ座標で表された
プログラム予報角度より初期誘導計算処理を行ってプロ
グラム予測角度を求め、このプログラム予測角度をＡＺ
／ＥＬ座標のままプログラム追尾演算部から衛星追尾ア
ンテナ駆動制御部に出力していた。以下、説明する衛星
追尾アンテナ駆動制御装置は、ＡＺ／ＥＬ座標で表され
たプログラム予測角度を、プログラム追尾演算部にてＸ
／Ｙ座標に変換し、座標が変換されたプログラム予測角
度を衛星追尾アンテナ駆動制御部に出力するものであ
る。図５はこの発明の実施の形態２に係る衛星追尾アン
テナ駆動制御装置の構成を示すブロック図である。図６
はこの発明の実施の形態２に係る衛星追尾アンテナ駆動
制御方法を示すフローチャートである。なお、図５にお
いて図１に示すものと同一の符号は同一または相当部分
を示すので説明は省略する。
【００３６】図５において、１４は初期誘導計算処理部
３が初期誘導計算処理により算出した１秒先および２秒
先のＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログラム予測角度θ
PAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPEL2を、Ｘ／Ｙ座標のプログ
ラム予測角度θPX1、θPY1、θ PX2、θPY2に変換するＡ
Ｚ／ＥＬ座標変換部、１５はＸ／Ｙ座標で表されたプロ
グラム予測角度θPX1、θPY1、θPX2、θPY2より衛星が
Ｘ軸方向を通過するか判定して、補間処理に用いる座標
を選択する座標選択部である。１６はＸ／Ｙ座標で表さ
れたプログラム予測角度をＡＺ／ＥＬ座標に変換するＸ
／Ｙ座標変換部、１７はＡＺ／ＥＬ座標で表されたプロ
グラム予測角度を用いてサーボ演算に必要な時間間隔、
例えばΔｔ秒間隔のプログラム指令角度を出力するＡＺ
／ＥＬ補間処理部、１８はＸ／Ｙ座標で表されたプログ
ラム予測角度をサーボ演算に必要な時間間隔のプログラ
ム指令角度に補間するＸ／Ｙ補間処理部、１９はＸ／Ｙ
座標で表されたプログラム指令角度をＡＺ／ＥＬ座標に
変換するＸ／Ｙ座標変換部である。
３が初期誘導計算処理により算出した１秒先および２秒
先のＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログラム予測角度θ
PAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPEL2を、Ｘ／Ｙ座標のプログ
ラム予測角度θPX1、θPY1、θ PX2、θPY2に変換するＡ
Ｚ／ＥＬ座標変換部、１５はＸ／Ｙ座標で表されたプロ
グラム予測角度θPX1、θPY1、θPX2、θPY2より衛星が
Ｘ軸方向を通過するか判定して、補間処理に用いる座標
を選択する座標選択部である。１６はＸ／Ｙ座標で表さ
れたプログラム予測角度をＡＺ／ＥＬ座標に変換するＸ
／Ｙ座標変換部、１７はＡＺ／ＥＬ座標で表されたプロ
グラム予測角度を用いてサーボ演算に必要な時間間隔、
例えばΔｔ秒間隔のプログラム指令角度を出力するＡＺ
／ＥＬ補間処理部、１８はＸ／Ｙ座標で表されたプログ
ラム予測角度をサーボ演算に必要な時間間隔のプログラ
ム指令角度に補間するＸ／Ｙ補間処理部、１９はＸ／Ｙ
座標で表されたプログラム指令角度をＡＺ／ＥＬ座標に
変換するＸ／Ｙ座標変換部である。
【００３７】以下、図６を用いて衛星追尾アンテナ駆動
制御方法について説明する。ＳＴＥＰ６１において、追
尾する衛星の軌道予測情報に基づいて演算され、ＡＺ／
ＥＬ座標で表されたアンテナ指向角度である１秒ごとの
プログラム予報角度θPAZ、θPELがプログラム追尾演算
部１の初期誘導計算処理部３に入力される。ＳＴＥＰ６
２において初期誘導計算処理が行われプログラム予測角
度が求められる。そして、ＳＴＥＰ６３において、ＡＺ
／ＥＬ変換部１４は、ＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログ
ラム予測角度をＸ／Ｙ座標に変換する処理を行う。ＳＴ
ＥＰ６４において、１秒先および２秒先のＸ／Ｙ座標で
表されたプログラム予測角度は、初期誘導計算処理の結
果を示す初期誘導情報とともに、プログラム追尾演算部
１から衛星追尾アンテナ駆動制御部２にシリアル伝送方
式で出力される。
制御方法について説明する。ＳＴＥＰ６１において、追
尾する衛星の軌道予測情報に基づいて演算され、ＡＺ／
ＥＬ座標で表されたアンテナ指向角度である１秒ごとの
プログラム予報角度θPAZ、θPELがプログラム追尾演算
部１の初期誘導計算処理部３に入力される。ＳＴＥＰ６
２において初期誘導計算処理が行われプログラム予測角
度が求められる。そして、ＳＴＥＰ６３において、ＡＺ
／ＥＬ変換部１４は、ＡＺ／ＥＬ座標で表されたプログ
ラム予測角度をＸ／Ｙ座標に変換する処理を行う。ＳＴ
ＥＰ６４において、１秒先および２秒先のＸ／Ｙ座標で
表されたプログラム予測角度は、初期誘導計算処理の結
果を示す初期誘導情報とともに、プログラム追尾演算部
１から衛星追尾アンテナ駆動制御部２にシリアル伝送方
式で出力される。
【００３８】ＳＴＥＰ６５において、座標選択部１５
は、プログラム予測角度θPAZ1、θPE L1、θPAZ2、θ
PEL2より、追尾する衛星がＸ軸方向を通過するか判定を
行う。その結果、衛星がＸ軸方向を通過する見込みであ
れば、座標選択部１５は切換部７を切り換えて、Ｘ／Ｙ
座標で表されたプログラム予測角度θPX1、θPY1、θ
PX2、θPY2をＸ／Ｙ座標変換部１６に出力する。ＳＴＥ
Ｐ６６において、Ｘ／Ｙ座標変換部１６は、Ｘ／Ｙ座標
で表されたプログラム予測角度θPX1、θPY1、θPX 2、
θPY2をＡＺ／ＥＬ座標に変換する処理を行う。そし
て、ＳＴＥＰ６７においてＡＺ／ＥＬ補間処理部１７は
内挿計算などを行い、１秒先および２秒先のプログラム
予測角度θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPEL2よりアンテナ
を実際に駆動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒
ごとのプログラム指令角度を演算する補間処理を行う。
そして、ＳＴＥＰ６８、ＳＴＥＰ６９において、図２に
示すＳＴＥＰ８、ＳＴＥＰ９の処理と同様の処理が行わ
れる。
は、プログラム予測角度θPAZ1、θPE L1、θPAZ2、θ
PEL2より、追尾する衛星がＸ軸方向を通過するか判定を
行う。その結果、衛星がＸ軸方向を通過する見込みであ
れば、座標選択部１５は切換部７を切り換えて、Ｘ／Ｙ
座標で表されたプログラム予測角度θPX1、θPY1、θ
PX2、θPY2をＸ／Ｙ座標変換部１６に出力する。ＳＴＥ
Ｐ６６において、Ｘ／Ｙ座標変換部１６は、Ｘ／Ｙ座標
で表されたプログラム予測角度θPX1、θPY1、θPX 2、
θPY2をＡＺ／ＥＬ座標に変換する処理を行う。そし
て、ＳＴＥＰ６７においてＡＺ／ＥＬ補間処理部１７は
内挿計算などを行い、１秒先および２秒先のプログラム
予測角度θPAZ1、θPEL1、θPAZ2、θPEL2よりアンテナ
を実際に駆動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒
ごとのプログラム指令角度を演算する補間処理を行う。
そして、ＳＴＥＰ６８、ＳＴＥＰ６９において、図２に
示すＳＴＥＰ８、ＳＴＥＰ９の処理と同様の処理が行わ
れる。
【００３９】なお、ＳＴＥＰ６５において、座標選択部
１５が、プログラム予測角度より、追尾する衛星がＸ軸
方向を通過するか判定を行った結果、衛星がＸ軸方向を
通過しないと判定した場合、座標選択部１５はプログラ
ム予測角度θPX1、θPY1、θ PX2、θPY2がＸ／Ｙ補間処
理部１８に出力されるように切換部７を切り換える。そ
して、ＳＴＥＰ７０において、Ｘ／Ｙ補間処理部１８
は、内挿計算などを行い、１秒先および２秒先のプログ
ラム予測角度θPX1、θPY1、θPX2、θPY2よりアンテナ
を実際に駆動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒
ごとのプログラム指令角度を演算する補間処理を行う。
ＳＴＥＰ７１は、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム指令
角度をＡＺ／ＥＬ座標に変換する処理を行い、プログラ
ム指令角演算部１２に出力する。
１５が、プログラム予測角度より、追尾する衛星がＸ軸
方向を通過するか判定を行った結果、衛星がＸ軸方向を
通過しないと判定した場合、座標選択部１５はプログラ
ム予測角度θPX1、θPY1、θ PX2、θPY2がＸ／Ｙ補間処
理部１８に出力されるように切換部７を切り換える。そ
して、ＳＴＥＰ７０において、Ｘ／Ｙ補間処理部１８
は、内挿計算などを行い、１秒先および２秒先のプログ
ラム予測角度θPX1、θPY1、θPX2、θPY2よりアンテナ
を実際に駆動させる時間間隔Δｔ秒、例えば５０ミリ秒
ごとのプログラム指令角度を演算する補間処理を行う。
ＳＴＥＰ７１は、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム指令
角度をＡＺ／ＥＬ座標に変換する処理を行い、プログラ
ム指令角演算部１２に出力する。
【００４０】上記説明による衛星追尾アンテナ駆動制御
装置は、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム予測角度を用
いて判定した衛星の軌道に応じて、補間処理に用いる座
標を選択するものである。このように、プログラム追尾
演算部から衛星追尾アンテナ駆動制御部に、Ｘ／Ｙ座標
で表されたプログラム予測角度をシリアル伝送する場合
でも、座標選択部１５で衛星がＸ軸方向を通るか判定す
ることにより、Δｔ秒あたりの衛星位置の変化率が異な
るという問題を解消することができ、補間処理後のプロ
グラム指令角度の誤差を小さくできる。
装置は、Ｘ／Ｙ座標で表されたプログラム予測角度を用
いて判定した衛星の軌道に応じて、補間処理に用いる座
標を選択するものである。このように、プログラム追尾
演算部から衛星追尾アンテナ駆動制御部に、Ｘ／Ｙ座標
で表されたプログラム予測角度をシリアル伝送する場合
でも、座標選択部１５で衛星がＸ軸方向を通るか判定す
ることにより、Δｔ秒あたりの衛星位置の変化率が異な
るという問題を解消することができ、補間処理後のプロ
グラム指令角度の誤差を小さくできる。
【００４１】
【発明の効果】この発明に係る衛星追尾アンテナ駆動制
御方法は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報
に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウ
ント方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラ
ム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を
指向するプログラム予測角度を算出するとともに、この
プログラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星を指
向するプログラム指令角度を算出する補間処理に用いら
れる座標として、前記プログラム予測角度より前記衛星
が天頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ座標
を選択するので、補間処理によるプログラム指令角度の
誤差を小さくでき、天頂付近を通過する衛星を高精度に
追尾できる。
御方法は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報
に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウ
ント方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラ
ム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を
指向するプログラム予測角度を算出するとともに、この
プログラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星を指
向するプログラム指令角度を算出する補間処理に用いら
れる座標として、前記プログラム予測角度より前記衛星
が天頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ座標
を選択するので、補間処理によるプログラム指令角度の
誤差を小さくでき、天頂付近を通過する衛星を高精度に
追尾できる。
【００４２】また、この発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御方法は、衛星がＸ軸方向を通過すると予測された
場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択するので、補間処理によ
るプログラム指令角度の誤差を小さくでき、Ｘ軸方向を
通過する衛星を高精度に追尾できる。
動制御方法は、衛星がＸ軸方向を通過すると予測された
場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択するので、補間処理によ
るプログラム指令角度の誤差を小さくでき、Ｘ軸方向を
通過する衛星を高精度に追尾できる。
【００４３】この発明に係る衛星追尾アンテナ駆動制御
方法は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報に
基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウン
ト方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラム
追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を指
向するプログラム予測角度を算出する衛星軌道予測工程
と、前記プログラム予測角度の時間間隔よりも短い時間
間隔で前記衛星を指向するプログラム指令角度を算出す
る補間処理に用いられる座標として、前記プログラム予
測角度より前記衛星が天頂付近を通過すると予測された
場合にはＸ／Ｙ座標を選択し、前記衛星がＸ軸方向を通
過すると予測された場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する
座標選択工程とを含むので、天頂およびＸ軸方向のよう
なアンテナの極部を通過する衛星のΔｔ秒あたりの衛星
位置の変化率はほぼ均等になり、補間処理によるプログ
ラム指令角度の誤差を小さくできる。
方法は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報に
基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウン
ト方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラム
追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を指
向するプログラム予測角度を算出する衛星軌道予測工程
と、前記プログラム予測角度の時間間隔よりも短い時間
間隔で前記衛星を指向するプログラム指令角度を算出す
る補間処理に用いられる座標として、前記プログラム予
測角度より前記衛星が天頂付近を通過すると予測された
場合にはＸ／Ｙ座標を選択し、前記衛星がＸ軸方向を通
過すると予測された場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する
座標選択工程とを含むので、天頂およびＸ軸方向のよう
なアンテナの極部を通過する衛星のΔｔ秒あたりの衛星
位置の変化率はほぼ均等になり、補間処理によるプログ
ラム指令角度の誤差を小さくできる。
【００４４】また、この発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御方法は、ＡＺ／ＥＬマウント方式で方位角方向に
３６０°以上回転して衛星を追尾可能なアンテナが最初
に指向する方位角方向のプログラム予測角度を、前記ア
ンテナの追尾範囲における衛星を連続して追尾するよう
に設定する工程を含む衛星軌道予測工程を行うので、衛
星を追尾するアンテナの回転方向が一定になるように制
御できる。
動制御方法は、ＡＺ／ＥＬマウント方式で方位角方向に
３６０°以上回転して衛星を追尾可能なアンテナが最初
に指向する方位角方向のプログラム予測角度を、前記ア
ンテナの追尾範囲における衛星を連続して追尾するよう
に設定する工程を含む衛星軌道予測工程を行うので、衛
星を追尾するアンテナの回転方向が一定になるように制
御できる。
【００４５】この発明に係る衛星追尾アンテナ駆動制御
装置は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報に
基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウン
ト方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラム
追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を指
向するプログラム予測角度を算出するプログラム追尾演
算部と、前記プログラム追尾演算部から出力されたプロ
グラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星を指向す
るプログラム指令角度を算出する補間処理に用いられる
座標として、前記プログラム予測角度より前記衛星が天
頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ座標を選
択し、前記衛星がＸ軸方向を通過すると予測された場合
にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する座標選択部を有する衛星
追尾アンテナ駆動制御部とを備えたので、補間処理によ
るプログラム指令角度の誤差を小さくでき、衛星追尾ア
ンテナを高精度に衛星方向に指向させることができる。
装置は、あらかじめ得られている衛星の軌道予測情報に
基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙマウン
ト方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプログラム
追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛星を指
向するプログラム予測角度を算出するプログラム追尾演
算部と、前記プログラム追尾演算部から出力されたプロ
グラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星を指向す
るプログラム指令角度を算出する補間処理に用いられる
座標として、前記プログラム予測角度より前記衛星が天
頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ座標を選
択し、前記衛星がＸ軸方向を通過すると予測された場合
にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する座標選択部を有する衛星
追尾アンテナ駆動制御部とを備えたので、補間処理によ
るプログラム指令角度の誤差を小さくでき、衛星追尾ア
ンテナを高精度に衛星方向に指向させることができる。
【００４６】また、この発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御装置は、ＡＺ／ＥＬマウント方式で、方位角方向
に３６０°以上回転して衛星を追尾可能なアンテナが最
初に指向する方位角方向のプログラム予測角度を、前記
アンテナの追尾範囲における衛星を連続して追尾するよ
うに設定する初期誘導計算処理部を有するプログラム追
尾演算部を備えたので、衛星を追尾するアンテナの回転
方向を時計回りと反時計回りで切り換える必要はなくな
り、アンテナを回転させている時間も短縮できるので、
衛星を連続して追跡することが可能になる。
動制御装置は、ＡＺ／ＥＬマウント方式で、方位角方向
に３６０°以上回転して衛星を追尾可能なアンテナが最
初に指向する方位角方向のプログラム予測角度を、前記
アンテナの追尾範囲における衛星を連続して追尾するよ
うに設定する初期誘導計算処理部を有するプログラム追
尾演算部を備えたので、衛星を追尾するアンテナの回転
方向を時計回りと反時計回りで切り換える必要はなくな
り、アンテナを回転させている時間も短縮できるので、
衛星を連続して追跡することが可能になる。
【００４７】また、この発明に係る衛星追尾アンテナ駆
動制御装置は、衛星追尾アンテナ駆動制御部にプログラ
ム予測角度をシリアル伝送方式で出力するプログラム追
尾演算部を備えたので、プログラム追尾演算部、衛星追
尾アンテナ駆動制御部間のインターフェース信号数を少
なくすることができる。
動制御装置は、衛星追尾アンテナ駆動制御部にプログラ
ム予測角度をシリアル伝送方式で出力するプログラム追
尾演算部を備えたので、プログラム追尾演算部、衛星追
尾アンテナ駆動制御部間のインターフェース信号数を少
なくすることができる。
【図１】 この発明の実施の形態１に係る衛星追尾アン
テナ駆動制御装置の構成を示すブロック図である。
テナ駆動制御装置の構成を示すブロック図である。
【図２】 この発明の実施の形態１に係る衛星追尾アン
テナ駆動制御方法を示すフローチャートである。
テナ駆動制御方法を示すフローチャートである。
【図３】 衛星追尾アンテナ(地球局)に対する衛星の軌
道と、所定時間ごとのアジマス方向における衛星位置を
示す説明図である。
道と、所定時間ごとのアジマス方向における衛星位置を
示す説明図である。
【図４】 この発明の実施の形態１に係る衛星追尾アン
テナ駆動制御方法を示すフローチャートである。
テナ駆動制御方法を示すフローチャートである。
【図５】 この発明の実施の形態２に係る衛星追尾アン
テナ駆動制御装置の構成を示すブロック図である。
テナ駆動制御装置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２にかかる衛星追尾ア
ンテナ駆動制御方法を示すフローチャートである。
ンテナ駆動制御方法を示すフローチャートである。
【図７】 従来の衛星追尾アンテナ駆動制御装置の構成
を示すブロック図である。
を示すブロック図である。
【図８】 従来の衛星追尾アンテナ駆動制御方法を示す
フローチャートである。
フローチャートである。
【図９】 衛星追尾アンテナ(地球局)に対する衛星の軌
道と、所定時間ごとのアジマス方向における衛星位置を
示す説明図である。
道と、所定時間ごとのアジマス方向における衛星位置を
示す説明図である。
１ プログラム追尾演算部、２ 衛星追尾アンテナ駆動
制御部、３ 初期誘導計算処理部、４ シリアルデータ
出力処理部、５ シリアルデータ入力処理部、６ 座標
選択部、７ 切換部、８ ＡＺ／ＥＬ座標変換部、９
Ｘ／Ｙ補間処理部、１０ Ｘ／Ｙ座標変換部、１１ Ａ
Ｚ／ＥＬ補間処理部、１２ プログラム指令角演算部、
１３ サーボ演算部、１４ ＡＺ／ＥＬ座標変換部、１
５ 座標選択部、１６ Ｘ／Ｙ座標変換部、１７ ＡＺ
／ＥＬ補間処理部、１８ Ｘ／Ｙ補間処理部、１９ Ｘ
／Ｙ座標変換部、２０ プログラム追尾演算部、２１
衛星追尾アンテナ駆動制御部、２２ ＡＺ／ＥＬ補間処
理部、２３ パラレルデータ出力処理部、２４ パラレ
ルデータ入力処理部、２５ プログラム指令角演算部、
２６ サーボ演算部
制御部、３ 初期誘導計算処理部、４ シリアルデータ
出力処理部、５ シリアルデータ入力処理部、６ 座標
選択部、７ 切換部、８ ＡＺ／ＥＬ座標変換部、９
Ｘ／Ｙ補間処理部、１０ Ｘ／Ｙ座標変換部、１１ Ａ
Ｚ／ＥＬ補間処理部、１２ プログラム指令角演算部、
１３ サーボ演算部、１４ ＡＺ／ＥＬ座標変換部、１
５ 座標選択部、１６ Ｘ／Ｙ座標変換部、１７ ＡＺ
／ＥＬ補間処理部、１８ Ｘ／Ｙ補間処理部、１９ Ｘ
／Ｙ座標変換部、２０ プログラム追尾演算部、２１
衛星追尾アンテナ駆動制御部、２２ ＡＺ／ＥＬ補間処
理部、２３ パラレルデータ出力処理部、２４ パラレ
ルデータ入力処理部、２５ プログラム指令角演算部、
２６ サーボ演算部
Claims (7)
- 【請求項１】 あらかじめ得られている衛星の軌道予測
情報に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙ
マウント方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプロ
グラム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛
星を指向するプログラム予測角度を算出するとともに、
このプログラム予測角度よりも短い時間間隔で前記衛星
を指向するプログラム指令角度を算出する補間処理に用
いられる座標として、前記プログラム予測角度より前記
衛星が天頂付近を通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ
座標を選択することを特徴とする衛星追尾アンテナ駆動
制御方法。 - 【請求項２】 衛星がＸ軸方向を通過すると予測された
場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択することを特徴とする請
求項１に記載の衛星追尾アンテナ駆動制御方法。 - 【請求項３】 あらかじめ得られている衛星の軌道予測
情報に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙ
マウント方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプロ
グラム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛
星を指向するプログラム予測角度を算出する衛星軌道予
測工程と、 前記プログラム予測角度の時間間隔よりも短い時間間隔
で前記衛星を指向するプログラム指令角度を算出する補
間処理に用いられる座標として、前記プログラム予測角
度より前記衛星が天頂付近を通過すると予測された場合
にはＸ／Ｙ座標を選択し、前記衛星がＸ軸方向を通過す
ると予測された場合にはＡＺ／ＥＬ座標を選択する座標
選択工程とを含むことを特徴とする衛星追尾アンテナ駆
動制御方法。 - 【請求項４】 衛星軌道予測工程は、ＡＺ／ＥＬマウン
ト方式で方位角方向に３６０°以上回転して衛星を追尾
可能なアンテナが最初に指向する方位角方向のプログラ
ム予測角度を、前記アンテナの追尾範囲における衛星を
連続して追尾するように設定する工程を含むことを特徴
とする請求項３に記載の衛星追尾アンテナ駆動制御方
法。 - 【請求項５】 あらかじめ得られている衛星の軌道予測
情報に基づいてＡＺ／ＥＬマウント方式あるいはＸ／Ｙ
マウント方式のアンテナを駆動して衛星を追尾するプロ
グラム追尾方式を用いて、所定の時間間隔ごとに前記衛
星を指向するプログラム予測角度を算出するプログラム
追尾演算部と、 前記プログラム追尾演算部から出力されたプログラム予
測角度よりも短い時間間隔で前記衛星を指向するプログ
ラム指令角度を算出する補間処理に用いられる座標とし
て、前記プログラム予測角度より前記衛星が天頂付近を
通過すると予測された場合にはＸ／Ｙ座標を選択し、前
記衛星がＸ軸方向を通過すると予測された場合にはＡＺ
／ＥＬ座標を選択する座標選択部を有する衛星追尾アン
テナ駆動制御部とを備えたことを特徴とする衛星追尾ア
ンテナ駆動制御装置。 - 【請求項６】 プログラム追尾演算部は、ＡＺ／ＥＬマ
ウント方式で、方位角方向に３６０°以上回転して衛星
を追尾可能なアンテナが最初に指向する方位角方向のプ
ログラム予測角度を、前記アンテナの追尾範囲における
衛星を連続して追尾するように設定する初期誘導計算処
理部を備えたことを特徴とする請求項５に記載の衛星追
尾アンテナ駆動制御装置。 - 【請求項７】 プログラム追尾演算部は、衛星追尾アン
テナ駆動制御部にプログラム予測角度をシリアル伝送方
式で出力することを特徴とする請求項５または請求項６
に記載の衛星追尾アンテナ駆動制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000049391A JP2001237629A (ja) | 2000-02-25 | 2000-02-25 | 衛星追尾アンテナ駆動制御方法、および衛星追尾アンテナ駆動制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000049391A JP2001237629A (ja) | 2000-02-25 | 2000-02-25 | 衛星追尾アンテナ駆動制御方法、および衛星追尾アンテナ駆動制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001237629A true JP2001237629A (ja) | 2001-08-31 |
Family
ID=18571345
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000049391A Pending JP2001237629A (ja) | 2000-02-25 | 2000-02-25 | 衛星追尾アンテナ駆動制御方法、および衛星追尾アンテナ駆動制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001237629A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2015001848A1 (ja) | 2013-07-03 | 2015-01-08 | 三菱電機株式会社 | 追尾システム、追尾方法およびプログラム |
| WO2015108095A1 (ja) | 2014-01-17 | 2015-07-23 | 三菱電機株式会社 | アンテナ制御装置およびアンテナ装置 |
| JP2016223781A (ja) * | 2015-05-27 | 2016-12-28 | 三菱電機株式会社 | 衛星追尾装置 |
| CN106785442A (zh) * | 2016-12-19 | 2017-05-31 | 中云卫星通信有限公司 | 一种车载卫星天线跟踪卫星的方法及系统 |
| CN109857140A (zh) * | 2019-01-30 | 2019-06-07 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 运载火箭俯仰程序角计算方法、系统、设备及存储介质 |
| CN111399525A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-07-10 | 上海航天控制技术研究所 | 兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法 |
-
2000
- 2000-02-25 JP JP2000049391A patent/JP2001237629A/ja active Pending
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10234532B2 (en) | 2013-07-03 | 2019-03-19 | Mitsubishi Electric Corporation | Tracking system, tracking method, and non-transitory computer-readable recording medium storing program |
| WO2015001848A1 (ja) | 2013-07-03 | 2015-01-08 | 三菱電機株式会社 | 追尾システム、追尾方法およびプログラム |
| CN105379013B (zh) * | 2013-07-03 | 2017-11-03 | 三菱电机株式会社 | 跟踪系统及跟踪方法 |
| CN105379013A (zh) * | 2013-07-03 | 2016-03-02 | 三菱电机株式会社 | 跟踪系统、跟踪方法及程序 |
| CN105934852A (zh) * | 2014-01-17 | 2016-09-07 | 三菱电机株式会社 | 天线控制装置及天线装置 |
| WO2015108095A1 (ja) | 2014-01-17 | 2015-07-23 | 三菱電機株式会社 | アンテナ制御装置およびアンテナ装置 |
| US9543646B2 (en) | 2014-01-17 | 2017-01-10 | Mitsubishi Electric Corporation | Antenna control device and antenna apparatus |
| JP5840333B1 (ja) * | 2014-01-17 | 2016-01-06 | 三菱電機株式会社 | アンテナ制御装置およびアンテナ装置 |
| JP2016223781A (ja) * | 2015-05-27 | 2016-12-28 | 三菱電機株式会社 | 衛星追尾装置 |
| CN106785442A (zh) * | 2016-12-19 | 2017-05-31 | 中云卫星通信有限公司 | 一种车载卫星天线跟踪卫星的方法及系统 |
| CN106785442B (zh) * | 2016-12-19 | 2020-06-26 | 中云卫星通信有限公司 | 一种车载卫星天线跟踪卫星的方法及系统 |
| CN109857140A (zh) * | 2019-01-30 | 2019-06-07 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 运载火箭俯仰程序角计算方法、系统、设备及存储介质 |
| CN111399525A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-07-10 | 上海航天控制技术研究所 | 兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法 |
| CN111399525B (zh) * | 2020-02-26 | 2023-05-12 | 上海航天控制技术研究所 | 兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法 |
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