JP2002158525A - 衛星追尾用アンテナ制御装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 長時間にわたり高精度にアンテナを制御して
衛星を追尾することができる衛星追尾用アンテナ制御装
置を得る。 【解決手段】 移動体の絶対姿勢および絶対方位を推定
する姿勢方位推定手段１と、衛星の方位角および仰角を
算出する衛星絶対方向算出手段２と、移動体に対する衛
星の方位角および仰角を算出する衛星相対方向算出手段
３と、衛星から送信される信号の受信レベルを用いて衛
星相対方向を探索する衛星相対方向探索手段５と、衛星
相対方向算出手段３から得られた衛星相対方向に衛星相
対方向探索手段５から得られた衛星相対方向を重畳した
方向にアンテナあるいはアンテナビームを駆動して衛星
を指向し、その際の移動体に対するアンテナあるいはア
ンテナビームの方位角および仰角を姿勢方位推定手段１
へ入力するアンテナ駆動装置４とを備えている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は衛星追尾用アンテ
ナ制御装置に関し、特に、車両や船舶、航空機等の移動
体に搭載可能で、通信衛星との通信を行うための衛星追
尾用アンテナ制御装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】通信衛星等の衛星と車両、船舶または航
空機等の地上の移動体との衛星通信を行う際には、無指
向性アンテナを用いることも多いが、画像データ等のよ
うに大量の情報を伝送する場合等には、送信電力や受信
分解能の限界から、鋭い指向性を有するアンテナを用い
ることが望ましい。この場合には、常にアンテナビーム
を衛星の方向に向けておく必要があり、これを追尾と一
般に呼んでいる。図１６は、例えば特開平１０−４８３
０５号公報に示された従来の車載用通信衛星追尾装置を
示すブロック図である。図において、１０１は、ｘ加速
度、ｙ加速度、ｚ加速度の検出を行う３軸加速度セン
サ、１０２は、ｘ角速度、ｙ角速度、ｚ角速度の検出を
行う３軸角速度センサ（レートジャイロ）、１０３はｘ
加速度およびｚ加速度の値を用いてピッチ角を生成する
ピッチ角生成部、１０７はｙ加速度およびｚ加速度の値
を用いてロール角を生成するロール角生成部、１０４は
緯度、経度、高度、方位の検出を行うＧＰＳ装置（ＧＰ
Ｓ：Global Positioning System（全世界測位システ
ム））、１０５は車輪回転計から車輪速の検出を行う車
輪速センサ、１０６はアンテナの方位角（アジマス）お
よび仰角（エレベーション）の制御を行うアンテナ方向
制御装置である。

【０００３】動作について説明する。３軸角速度センサ
１０２の信号を移動体の回転運動検出に用いるととも
に、ピッチ角生成部１０３およびロール角生成部１０７
で生成した角度信号を姿勢の基準信号として、また、Ｇ
ＰＳ装置１０４で検出した方位信号を方位の基準信号と
して用いて、移動体の絶対姿勢および絶対方位を推定
し、それを用いてアンテナ方向を制御する。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】上述したように、従来
の通信衛星追尾装置においては、３軸角速度センサ１０
２の信号や３軸加速度センサ１０１の信号を用いて、移
動体の絶対姿勢及び絶対方位を推定しているため、３軸
角速度センサ１０２や３軸加速度センサ１０１の持つド
リフト誤差やバイアス誤差に起因して、移動体の絶対姿
勢及び絶対方位の推定誤差が発生してしまうため、高精
度にアンテナ方向を制御することができないという問題
点があった。

【０００５】この発明は、かかる問題点を解決するため
になされたものであり、３軸角速度センサや３軸加速度
センサの持つドリフト誤差やバイアス誤差による移動体
の絶対姿勢および絶対方位推定誤差を補償して、高精度
にアンテナ方向の制御を行って衛星を追尾するための衛
星追尾用アンテナ制御装置を得ることを目的とする。

【０００６】

【課題を解決するための手段】この発明は、アンテナあ
るいはアンテナビームの方位角及び仰角に基づいて移動
体の絶対姿勢および絶対方位を推定する姿勢方位推定手
段と、移動体の絶対位置と追尾対象の衛星の絶対位置と
から衛星の方位角および仰角を算出する衛星絶対方向算
出手段と、姿勢方位推定手段により推定された絶対姿勢
および絶対方位、および、衛星絶対方向算出手段により
算出された方位角および仰角から、移動体に対する衛星
の方位角および仰角を算出する衛星相対方向算出手段
と、算出された方位角および仰角の方向にアンテナある
いはアンテナビームを駆動するアンテナ駆動手段と、衛
星から送信される信号の受信レベルを用いて衛星相対方
向を探索する衛星相対方向探索手段とを備えた衛星追尾
用アンテナ制御装置であって、姿勢方位推定手段は、移
動体の３軸まわりの回転角速度を検出する角速度センサ
と、移動体の３軸方向の並進加速度を検出する加速度セ
ンサと、移動体の絶対方位を検出する磁気方位センサ
と、移動体の絶対位置を検出するＧＰＳ受信機と、移動
体の絶対姿勢を推定する姿勢推定フィルタと、移動体の
絶対方位を推定する方位推定フィルタとを備え、アンテ
ナ駆動手段は、衛星相対方向算出手段から得られた衛星
相対方向にアンテナあるいはアンテナビームを駆動する
とともに、当該衛星相対方向に衛星相対方向探索手段か
ら得られた衛星相対方向を重畳した方向にアンテナある
いはアンテナビームを駆動して衛星を指向し、その際の
移動体に対するアンテナあるいはアンテナビームの方位
角および仰角を前記姿勢方位推定手段へ入力し、姿勢方
位推定手段は、姿勢推定フィルタにおいて、加速度セン
サの検出値から絶対姿勢参照値を推定して帰還系を構成
するとともに、方位推定フィルタにおいて、磁気方位セ
ンサの検出値、ＧＰＳ受信機の受信値、および、アンテ
ナ駆動手段から入力された方位角および仰角のいずれか
から絶対方位参照値を推定して帰還系を構成する衛星追
尾用アンテナ制御装置である。

【０００７】また、この発明は、アンテナあるいはアン
テナビームの方位角及び仰角に基づいて移動体の絶対姿
勢および絶対方位を推定する姿勢方位推定手段と、移動
体の絶対位置と追尾対象の衛星の絶対位置とから衛星の
方位角および仰角を算出する衛星絶対方向算出手段と、
姿勢方位推定手段により推定された絶対姿勢および絶対
方位、および、衛星絶対方向算出手段により算出された
方位角および仰角から、移動体に対する衛星の方位角お
よび仰角を算出する衛星相対方向算出手段と、算出され
た方位角および仰角の方向にアンテナあるいはアンテナ
ビームを駆動するアンテナ駆動手段と、衛星から送信さ
れる信号の受信レベルを用いて衛星相対方向を探索する
衛星相対方向探索手段とを備えた衛星追尾用アンテナ制
御装置であって、姿勢方位推定手段は、移動体の３軸ま
わりの回転角速度を検出する角速度センサと、移動体の
３軸方向の並進加速度を検出する加速度センサと、移動
体の絶対方位を検出する磁気方位センサと、移動体の絶
対位置を検出するＧＰＳ受信機と、移動体の絶対姿勢を
推定する姿勢推定フィルタと、移動体の絶対方位を推定
する方位推定フィルタとを備え、アンテナ駆動手段は、
衛星相対方向算出手段から得られた衛星相対方向にアン
テナあるいはアンテナビームを駆動し、衛星相対方向探
索手段は、衛星から送信される信号の受信レベルを用い
て衛星相対方向を探索するとともに、その方向を衛星相
対方向算出手段より得られた衛星相対方向に重畳して衛
星相対方向を補正し、その補正した移動体に対するアン
テナあるいはアンテナビームの方位角および仰角を上記
姿勢方位推定手段へ入力し、姿勢方位推定手段は、姿勢
推定フィルタにおいて、加速度センサの検出値から絶対
姿勢参照値を推定して帰還系を構成するとともに、方位
推定フィルタにおいて、磁気方位センサの検出値、ＧＰ
Ｓ受信値、および、衛星相対方向探索手段から入力され
た方位角および仰角のいずれかから絶対方位参照値を推
定して帰還系を構成する衛星追尾用アンテナ制御装置で
ある。

【０００８】また、姿勢方位推定手段において、姿勢推
定フィルタおよび方位推定フィルタにおける帰還入力か
ら姿勢、方位軸に関する上記角速度センサのドリフト誤
差を推定するとともに、移動体の並進速度推定値、並進
加速度推定値、ＧＰＳ受信時、非受信時、および、衛星
見通し時、非見通し時の場合に応じて、姿勢推定フィル
タにおける帰還系および方位推定フィルタにおける帰還
系を各姿勢方位軸に関して独立に切断するとともに、切
断時においてはこれまでの帰還入力から推定した角速度
センサのドリフト誤差を入力して補償する。

【０００９】また、姿勢方位推定手段において、帰還入
力から推定した角速度センサのドリフト誤差に対して、
各姿勢方位軸に備えた角速度センサのドリフト特性に応
じた低域通過フィルタを適用する。

【００１０】また、衛星の方位角および仰角、姿勢方位
推定手段によって推定された移動体の絶対姿勢、衛星見
通し時においてアンテナ駆動手段あるいは衛星相対方向
探索手段から入力された方位角および仰角を用いて、移
動体の絶対姿勢および絶対方位を逐次的に更新して推定
し、得られた絶対方位推定値を絶対方位参照値とする。

【００１１】また、衛星の方位角および仰角、姿勢方位
推定手段によって推定された移動体の絶対姿勢、衛星見
通し時においてアンテナ駆動手段あるいは衛星相対方向
探索手段から入力された方位角および仰角を用いて、先
ず最小二乗近似の意味で移動体の絶対姿勢を推定し、次
にその推定値を用いて絶対方位参照値を推定する。

【００１２】また、移動体の運動加速度には依存しない
絶対姿勢推定値を参照して姿勢推定フィルタにおける帰
還系を各姿勢軸に関して独立に切断するとともに、切断
時においてはこれまでの帰還入力から推定した上記角速
度センサのドリフト誤差を入力して補償する。

【００１３】また、初期衛星捕捉時、あるいは、衛星非
見通し時から見通し時への復帰時において、姿勢方位推
定手段における方位推定フィルタを、アンテナ駆動手段
あるいは衛星相対方向探索手段より得られたアンテナあ
るいはアンテナビームの方位角および仰角を用いて推定
した絶対方位推定値で初期化する。

【００１４】

【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による衛星追尾用アンテナ制御装置を説
明するための図である。図１において、１は移動体の絶
対姿勢および絶対方位を推定する姿勢方位推定手段、２
は移動体の絶対位置と追尾する衛星の絶対位置から衛星
の方位角および仰角を算出する衛星絶対方向算出手段、
３は移動体の絶対姿勢および絶対方位、衛星の方位角お
よび仰角から移動体に対する衛星の方位角および仰角を
算出する衛星相対方向算出手段、４は移動体に対する方
位角および仰角方向にアンテナあるいはアンテナビーム
を駆動するアンテナ駆動装置、５は衛星から送信される
信号の受信レベルを用いて衛星相対方向を探索する衛星
相対方向探索手段、６は衛星追尾用アンテナ、７は移動
体のアンテナ取り付け面、８は追尾する衛星である。

【００１５】この衛星追尾用アンテナ制御装置における
動作の説明のために以下の座標系を導入する。[a₀]を慣
性座標系とする。これは慣性空間に固定された座標系
で、原点は地球中心にある。ただし地球の公転の影響は
無視する。[a_e]を地球固定座標系とする。これは地球に
固定された座標系で、原点は地球中心にある。x_e 、y_e
軸は赤道面内にあり、x_e 軸はグリニッジ子午線(経度
零)を通る。またz_e軸は北極方向を向いている。[a_l]を
局所水平面座標系とする。これは機体の質量中心に原点
を持ち、地球上の局所水平面（接平面）上で規定された
座標系である。x_l 、y_l 、z_l軸はそれぞれ地理上の北、
東、接平面垂直下方向を向いている。[a_b]を移動体固定
座標系とする。これは移動体の質量中心に原点を持ち、
移動体に固定された座標系である。x_b 、y_b 、z_b軸がそ
れぞれ移動体のロール軸、ピッチ軸、ヨー軸に対応す
る。[a_g]をジャイロ検出軸座標系とする。これは姿勢方
位推定手段１に固定された座標系である。x_g 、y_g 、z_g
軸がそれぞれ、姿勢方位推定手段１に搭載されたジャイ
ロ検出軸方向と一致する。[a_a]を加速度計検出軸座標系
とする。これは姿勢方位推定手段１に固定された座標系
である。x_a 、y_a 、z_a軸がそれぞれ、姿勢方位推定手段
１に搭載された加速度計検出軸方向と一致する。

【００１６】さらに以下の記号を定義する。Ａ_ijを座標
系[a_j]から座標系[a_i]への座標変換行列とする。ω_ijを
座標系[a_j]に対する座標系[a_i]の角速度とする。移動体
の絶対位置を表す緯度、経度、高度をそれぞれ

【数１】 また、移動体の絶対姿勢および絶対方位を表すロール
角、ピッチ角、真方位角をそれぞれφ、θ、ψで表す。
ｖ_beを地球固定座標系[a_e]に対する移動体の並進速度と
する。また、ｇを単位質量あたりに作用する重力ベクト
ルとする。

【００１７】衛星絶対方向算出手段２では、追尾する衛
星の絶対位置とＧＰＳ受信機（図２の符号１９参照）で
受信した移動体の絶対位置から、衛星の方位角および仰
角を算出する。地球中心から移動体までの距離ベクトル
r_b、および地球中心から衛星までの距離ベクトルr_sはそ
れぞれ、Rを地球半径として次式で与えられる。

【００１８】

【数２】

【００１９】

【数３】

【００２０】ここで右肩添字ｅは表現されている座標系
を表す。また下付き添字ｓは追尾する衛星に関する諸量
を表すものとする。この時、移動体から衛星までの距離
ベクトルは、局所水平面座標系 [a_l] で次のように表さ
れる。

【００２１】

【数４】

【００２２】これより衛星の方位角α_aと仰角α_eがｒ_sb
^lの３成分を用いて次のように算出される。

【００２３】

【数５】

【００２４】姿勢方位推定手段１における信号処理は、
移動体の回転運動に関する姿勢方位推定フィルタ、およ
び移動体の並進運動に関する位置速度推定フィルタに分
類される。

【００２５】先ず姿勢方位推定フィルタについて説明す
る。図２は姿勢方位推定フィルタにおける信号処理の概
略を示すブロック図である。図２において、９は３軸ジ
ャイロ、１０は角速度算出部、１１は姿勢方位角速度推
定部、１２は積分演算部、１３は回転系帰還入力算出
部、１４は３軸加速度計、１５は座標変換部、１６は絶
対姿勢参照値算出部、１７は絶対方位参照値算出部、１
８は磁気コンパス、１９はＧＰＳ受信機、４は図１に示
したアンテナ駆動装置である。

【００２６】図２における角速度算出部１０において、
３軸ジャイロ９によって検出された角速度ω_g = [ω
_xg ,ω_yg ,ω_zg]^Tを用いて局所水平面座標系[a_l]に対す
る移動体固定座標系[a_b]の角速度を算出する。なお、こ
こでは、簡単のため地球の自転の影響は無視した。

【００２７】

【数６】

【００２８】次に姿勢方位角速度推定部１１において、
移動体の回転運動に関する運動方程式から移動体の絶対
姿勢角速度(ロール角速度とピッチ角速度)および絶対方
位角速度を推定する。すなわち

【００２９】

【数７】

【００３０】また行列Ｓは現時点の絶対姿勢推定値φ、
θから構成される下記の３×３行列である。

【００３１】

【数８】

【００３２】またu_rは回転系帰還入力算出部１３から算
出された入力量で、この詳細については後述する。

【００３３】次に積分演算部１２において、推定した絶
対姿勢角速度および絶対方位角速度を積分することによ
り、移動体の絶対姿勢推定値(ロール角推定値とピッチ
角推定値)および絶対方位推定値を得る。

【００３４】一方、座標変換部１５において、３軸加速
度計１４によって検出された加速度f_a = [f_xa ,f_ya ,f
_za]^Tを移動体固定座標系[a_b]で表現する。

【００３５】

【数９】

【００３６】絶対姿勢参照値算出部１６では、座標変換
部１５において算出した加速度を用いて移動体固定座標
系[a_b]での重力ベクトルを推定し、その方向から移動体
の絶対姿勢参照値を推定する。重力ベクトルは、移動体
の並進運動に関する運動方程式から次のように求められ
る。

【００３７】

【数１０】

【００３８】ここで×は外積演算を表す。移動体の並進
運動加速度ｖ_be ^lドットに関しては、それが小さいもの
と仮定して零と置くか、あるいは、ＧＰＳ受信機１９よ
り検出した絶対位置を数値的に２階微分して算出する。
また並進速度ｖ_be ^lに関しては、後述する位置速度推定
フィルタより得られた推定値を用いる。こうして求めた
移動体固定座標系[a_b]での重力ベクトルg^bの３成分を用
いて、絶対姿勢参照値が次のように求められる。

【００３９】

【数１１】

【００４０】絶対方位参照値算出部１７では、複数のセ
ンサから絶対方位参照値の候補を得、それらの中から適
切な絶対方位参照値を選択する。先ず移動体に搭載した
磁気コンパス１８から、移動体の絶対方位が検出され
る。ただしこの検出値の信頼性は、移動体の周囲環境の
磁気的外乱に大きく左右される。また移動体に搭載した
ＧＰＳ受信機１９から、移動体の進行方向方位が検出さ
れる。ただしこの検出値が利用可能な場合は、ＧＰＳが
測位時で、かつ移動体が並進運動している場合に限られ
る。またその信頼性は主に移動体の並進速度に依存して
いる。あるいはもしＧＰＳ受信機１９が干渉測位可能な
受信機である場合には、これより移動体の絶対方位が検
出される。最後の絶対方位の候補は、衛星見通し時にア
ンテナ駆動装置４から得られた移動体に対するアンテナ
あるいはアンテナビームの方位角および仰角を用いて推
定される。その手法を以下に述べる。

【００４１】衛星絶対方向算出手段２より得られた衛星
の方位角α_aおよび仰角α_e、衛星見通し時における移動
体に対するアンテナあるいはアンテナビームの方位角β
_aハットおよび仰角β_eハット、移動体の絶対姿勢(ロー
ル角φとピッチ角θ) の間には次の関係式が成立してい
る。

【００４２】

【数１２】

【００４３】ここで絶対姿勢に関して姿勢推定フィルタ
における現時点での推定値を利用すれば、上式は未知数
である絶対方位ψに関する方程式となる、これを解くこ
とによって絶対方位に関する正弦sinψと余弦cosψが得
られる。これから絶対方位参照値が次のように推定され
る。

【００４４】

【数１３】

【００４５】ただしこの推定値が利用可能な場合は、衛
星が見通し可能な場合に限られる。

【００４６】このように搭載したセンサあるいは装置か
ら３通りの絶対方位参照値の候補を得、現時点で移動体
が直面している状況に応じて最も信頼性の高い推定値を
選択して絶対方位参照値とする。図３はその選択方法の
一例を示す図である。磁気コンパス１８は常時絶対方位
を検出可能であるが、その精度は周囲環境の磁気的外乱
に大きく左右されるため、磁気的外乱には影響されない
ＧＰＳ受信機１９で検出した進行方向方位を用いてその
信頼性を判定する。先ずＧＰＳ受信機１９が未測位ある
いは検出した速度があらかじめ決定した閾値未満の場合
には（ステップＳ１）、検出した進行方向方位の信頼性
は乏しい。その場合において、衛星が見通し時の場合は
（ステップＳ２）、アンテナあるいはアンテナビームの
方位角β _aハットおよび仰角β_eハットから求めた絶対方
位推定値を絶対方位参照値とする（ステップＳ３）。衛
星が見通し不可の場合は（ステップＳ２）、絶対方位参
照値が得られなかったものとして、後述する回転系帰還
入力u_rの方位軸に関する成分を零とする（ステップＳ
４）。ＧＰＳ測位時において検出した速度が閾値以上の
場合には（ステップＳ１）、ＧＰＳ受信機１９で検出し
た進行方向方位と磁気コンパス１８で検出した絶対方位
を一定時間の間比較し、両者の間の偏差があらかじめ決
定した閾値未満なら（ステップＳ５）、磁気コンパス１
８で検出した絶対方位は信頼できるものとし、それを絶
対方位参照値とする（ステップＳ６）。それ以外の場合
には（ステップＳ５）、信頼性に乏しいものとし、ＧＰ
Ｓ受信機１９で検出した進行方向方位を絶対方位参照値
とする（ステップＳ７）。あるいは図４に示すように選
択してもよい。先ず衛星が見通し時の場合は（ステップ
Ｓ８）、アンテナあるいはアンテナビームの方位角β_a
ハットおよび仰角β_eハットから求めた絶対方位推定値
を絶対方位参照値とする（ステップＳ９）。次に衛星が
見通し不可の場合において（ステップＳ８）、ＧＰＳ受
信機１９が未測位あるいは検出した速度があらかじめ決
定した閾値未満の場合には（ステップＳ１０）、絶対方
位参照値が得られなかったものとして、後述する回転系
帰還入力ｕ_rの方位軸に関する成分を零とする（ステッ
プＳ１１）。ＧＰＳ測位時において検出した速度が閾値
以上の場合には（ステップＳ１０）、ＧＰＳ受信機１９
で検出した進行方向方位と磁気コンパス１８で検出した
絶対方位を一定時間の間比較し、両者の間の偏差があら
かじめ決定した閾値未満なら（ステップＳ１２）、磁気
コンパス１８で検出した絶対方位は信頼できるものと
し、それを絶対方位参照値とする（ステップＳ１３）。
それ以外の場合には（ステップＳ１２）、信頼性に乏し
いものとし、ＧＰＳ受信機１９で検出した進行方向方位
を絶対方位参照値とする（ステップＳ１４）。

【００４７】回転系帰還入力算出部１３では、３軸ジャ
イロ９のドリフト誤差による姿勢方位推定フィルタにお
ける発散を防止するために、先に推定した絶対姿勢参照
値と絶対方位参照値、および現時点での絶対姿勢推定値
と絶対方位推定値を用いてそれらの間の偏差を計算し、
適切なゲインを乗じて帰還入力u_rとし姿勢方位角速度推
定部１１へ帰還する。

【００４８】次に、姿勢方位推定手段１における信号処
理の２つ目である位置速度推定フィルタについて説明す
る。図５は位置速度推定フィルタにおける信号処理の概
略を示すブロック図である。図５において、２０は座標
変換部、２１は並進加速度推定部、２２は積分演算部、
２３は測地座標速度推定部、２４は積分演算部、２５は
絶対位置参照値算出部、２６は絶対速度参照値算出部、
２７は並進系帰還入力算出部である。符号１４、１５，
１９は、図２と同じであるため、ここでは説明を省略す
る。

【００４９】図５における座標変換部１５において、３
軸加速度計１４によって検出された加速度f_a = [f_xa ,
f_ya ,f_za]^T を移動体固定座標系[a_b]で表現する。

【００５０】

【数１４】

【００５１】さらに座標変換部２０において、前述の姿
勢方位推定フィルタより推定された絶対姿勢推定値およ
び絶対方位推定値を用いて、局所水平面座標系[a_l] に
変換する。

【００５２】

【数１５】

【００５３】次に並進加速度推定部２１において、移動
体の並進運動に関する運動方程式から移動体の並進加速
度を推定する。すなわち

【００５４】

【数１６】

【００５５】ここでu_tは並進系帰還入力算出部２７から
算出された入力量で、この詳細については後述する。

【００５６】次に積分演算部２２において、推定した並
進加速度を積分することにより、移動体の並進速度推定
値v_be ^lを得る。

【００５７】また測地座標速度推定部２３において、現
時点の位置速度推定値を用いて、移動体の並進運動に関
する運動方程式から移動体の絶対位置を表す測地座標の
時間微分値を推定する。すなわち

【００５８】

【数１７】

【００５９】これを積分演算部２４において積分するこ
とにより、移動体の絶対位置推定値

【数１８】 を得る。

【００６０】絶対位置参照値算出部２５では、ＧＰＳ受
信機１９で受信した移動体の絶対位置(緯度、経度、高
度)を絶対位置参照値とする。また並進速度参照値算出
部２６では、ＧＰＳ受信機１９で受信した移動体の絶対
位置を数値的に１階微分することにより移動体の並進速
度v_be ^lを推定し、これを並進速度参照値とする。

【００６１】並進系帰還入力算出部２７では、３軸加速
度計１４のバイアス誤差による位置速度推定フィルタに
おける発散を防止するために、絶対位置参照値と並進速
度参照値、および現時点での絶対位置推定値と並進速度
推定値を用いてそれらの間の偏差を計算し、適切なゲイ
ンを乗じて帰還入力u_tとし並進加速度推定部２１へ帰還
する。なおＧＰＳ１９が受信不可で絶対位置参照値ある
いは並進速度参照値が得られない場合には、それまでの
受信値を保持して算出するか、あるいは対応する帰還入
力を零とする。

【００６２】衛星相対方向算出手段３では、姿勢方位推
定手段１で推定した移動体の絶対姿勢φ、θおよび絶対
方位ψ、および衛星絶対方向算出手段で算出した衛星の
方位角α_aおよび仰角α_eから、移動体に対する方位角仰
β_aおよび角β_eを算出する。衛星指向方向単位ベクトル
に着目すると、これらの諸量の間には以下の関係式が成
立している。

【００６３】

【数１９】

【００６４】従ってこの第３式から移動体に対する衛星
の仰角β_e、また第１、２式から移動体に対する衛星の
方位角β_aが算出される。

【００６５】ここで求めたβ_a、β_eを指令値としてアン
テナ駆動装置４において、アンテナあるいはアンテナビ
ームを推定される衛星方向に指向させる。さらにこれと
は独立して、衛星相対方向探索手段５においては、衛星
から送信される信号の受信レベルを用いて、それが最大
となる衛星相対方向が探索される。例えばアンテナある
いはアンテナビームを、衛星相対方向算出手段３で算出
した方向を中心として、移動体に対する方位角および仰
角方向に微小量駆動し、その近傍でのアンテナ受信レベ
ルを数点に渡って記憶しておき、それらを補間して最大
受信レベル位置を決定することにより、最も確からしい
衛星相対方向を探索し、その際の方位角および仰角増分
信号Δβ_a、Δβ_eを衛星相対方向算出手段３より算出し
た方位角および仰角信号β_a、β_eに重畳してアンテナあ
るいはアンテナビームを指向させる。これとともにアン
テナ駆動装置４には方位角および仰角を検出するための
エンコーダが備え付けられており、その際の方位角β_a
ハット（＝β_a＋Δβ_a）および仰角β_eハット（＝β_e＋
Δβ_e）が検出されて姿勢方位推定手段１に入力され
る。姿勢方位推定手段１では前述したように、これらの
値を用いて絶対方位参照値の候補が決定される。

【００６６】このように、本実施の形態においては、衛
星相対方向算出手段３から得られた衛星相対方向に、衛
星相対方向探索手段５から得られた衛星相対方向を重畳
してアンテナあるいはアンテナビームを駆動するため、
移動体の機敏な運動にも対処でき、また角速度センサの
ドリフト誤差や加速度センサのバイアス誤差により衛星
相対方向算出手段３から得られる衛星相対方向に誤差が
生じても、衛星見通し時である限り衛星相対方向探索手
段５によりその誤差を補償することができ、長時間に渡
り高精度にアンテナ方向を制御して衛星を追尾すること
ができる。

【００６７】また、このように姿勢方位推定手段１にお
ける姿勢推定フィルタにおいて、加速度センサ検出値か
ら絶対姿勢参照値を推定して帰還系を構成したので、角
速度センサのドリフト誤差による姿勢推定フィルタの発
散を防ぐことができるとともに、絶対姿勢推定精度を高
めることができる。また方位推定フィルタフィルタにお
いて、磁気方位センサ検出値、ＧＰＳ受信値、およびア
ンテナ駆動装置４から入力された方位角および仰角から
絶対方位参照値を推定して帰還系を構成したので、角速
度センサのドリフト誤差による姿勢推定フィルタの発散
を防ぐことができるとともに、周囲環境の磁気的外乱や
移動速度の影響が少ない絶対方位参照値を得ることがで
きるので、絶対方位推定精度を高めることができるとと
もに、方位軸に関して比較的安価な角速度センサを利用
することができる。

【００６８】これより衛星相対方向算出手段３から得ら
れる衛星相対方向の推定精度を高めることができる。ま
た障害物等により衛星の見通しが不可な場合においても
アンテナあるいはアンテナビームを高精度に衛星方向に
指向させておくことができるので、見通し状態に復帰し
た場合に迅速に衛星追尾を再開することができる。

【００６９】実施の形態２．図６は、この発明を実施す
るための実施の形態２による衛星追尾用アンテナ制御装
置を説明するための図である。図において、３２は本実
施の形態における衛星相対方向探索手段であり、衛星相
対方向探索手段３２内には、衛星から送信される信号の
受信レベルを用いて衛星相対方向を探索する衛星相対方
向探索部３２ａと、探索された当該衛星相対方向を衛星
相対方向算出手段３より得られた衛星相対方向に重畳す
るための加算器３２ｂ，３２ｃが設けられている。

【００７０】実施の形態１においてアンテナ駆動装置４
は、衛星相対方向算出手段３で得られた衛星相対方向に
衛星相対方向探索手段５で得られた衛星相対方向を重畳
してアンテナあるいはアンテナビームを駆動したが、こ
れは下記のようにしても同様の効果を実現することがで
きる。

【００７１】アンテナ駆動装置４は衛星相対方向算出手
段３より得られた方位角および仰角方向β_a，β_eにアン
テナあるいはアンテナビームを駆動する。また、衛星相
対方向探索手段３２では、衛星相対方向算出手段３より
得られた衛星相対方向を中心として衛星相対方向が探索
され、その際の方位角および仰角増分信号Δβ_a、Δβ_e
を衛星相対方向算出手段３より得られた方位角および仰
角β_a，β_eに重畳し、姿勢方位推定手段１へ入力する。
姿勢方位推定手段１ではこれを用いて実施の形態１の場
合と同様にして絶対方位参照値の候補が推定され、絶対
方位参照値を決定し帰還系が構成される。

【００７２】このように、本実施の形態においては、衛
星相対方向探索手段３２において、衛星から送信される
信号の受信レベルを用いて衛星相対方向を探索するとと
もに、それを衛星相対方向算出手段３より得られた衛星
相対方向に重畳して衛星相対方向を補正し、その補正し
た移動体に対するアンテナあるいはアンテナビームの方
位角および仰角を姿勢方位推定手段１へ入力するととも
に、姿勢方位推定手段１ではその値を用いて絶対方位参
照値を推定し帰還系を構成したため、移動体の機敏な運
動にも対処でき、また衛星見通し時である限り、角速度
センサのドリフト誤差や加速度センサのバイアス誤差に
よる衛星相対方向算出手段３における衛星相対方向推定
誤差の発生を補償することができ、長時間に渡り高精度
にアンテナ方向を制御して衛星を追尾することができ
る。

【００７３】このように姿勢方位推定手段１における姿
勢推定フィルタにおいて、加速度センサ検出値から絶対
姿勢参照値を推定して帰還系を構成したので、角速度セ
ンサのドリフト誤差による姿勢推定フィルタの発散を防
ぐことができるとともに、絶対姿勢推定精度を高めるこ
とができる。また方位推定フィルタフィルタにおいて、
磁気方位センサ検出値、ＧＰＳ受信値、および、衛星相
対方向探索手段３２から入力された方位角および仰角か
ら絶対方位参照値を推定して帰還系を構成したので、角
速度センサのドリフト誤差による姿勢推定フィルタの発
散を防ぐことができるとともに、周囲環境の磁気的外乱
や移動速度の影響が少ない絶対方位参照値を得ることが
できるので、絶対方位推定精度を高めることができると
ともに、方位軸に関して比較的安価な角速度センサを利
用することができる。

【００７４】これより衛星相対方向算出手段３から得ら
れる衛星相対方向の推定精度を高めることができる。ま
た障害物等により衛星の見通しが不可な場合においても
アンテナあるいはアンテナビームを高精度に衛星方向に
指向させておくことができるので、見通し状態に復帰し
た場合に迅速に衛星追尾を再開することができる。

【００７５】実施の形態３．上述の実施の形態１および
実施の形態２における姿勢方位推定手段１において、ア
ンテナ駆動装置４あるいは衛星相対方向探索手段３２か
ら得られた移動体に対するアンテナあるいはアンテナビ
ームの方位角および仰角から、移動体の絶対方位を推定
する手法は以下のようにしてもよい。姿勢方位推定手段
１で推定した移動体の絶対姿勢φ、θおよび絶対方位
ψ、および、衛星見通し時におけるアンテナあるいはア
ンテナビームの方位角β_aハットおよび仰角β_eハットを
用いると、衛星指向方向単位ベクトルに着目して、衛星
絶対方向（方位角α_aハットと仰角α_eハット）を次式か
ら推定することができる。

【００７６】

【数２０】

【００７７】この第３式から追尾する衛星の仰角推定値
α_eハット、また第１、２式から方位角推定値α_aハット
を得る。ここで求めた方位角推定値α_aハットと衛星絶
対方向算出手段２で算出した実際の衛星の方位角α_a、
および現時点の姿勢方位推定手段１における絶対方位推
定値ψを用いて、移動体の絶対方位参照値の候補が次の
ように決定される。

【００７８】

【数２１】

【００７９】なお、本実施の形態においても、上述の実
施の形態１及び実施の形態２と同様の効果を得ることが
できる。

【００８０】実施の形態４．上述の実施の形態１および
実施の形態２における姿勢方位推定手段１において、姿
勢推定フィルタにおける絶対姿勢参照値は３軸加速度計
１４を用いて算出したが、これはこの限りではない。例
えば移動体のロール軸とピッチ軸のみに配置した２軸加
速度計を用いても同様なことが行える。この場合には加
速度ベクトルの大きさが重力加速度と同じであると仮定
し、ヨー軸方向加速度はその重力加速度からロール軸方
向加速度、ピッチ軸方向加速度を除いた成分であるとす
る。

【００８１】本実施の形態においても、上述の実施の形
態１及び実施の形態２と同様の効果を得ることができ
る。

【００８２】また、姿勢推定精度は低下するが、３軸加
速度計１４の代わりにロール角、ピッチ角が検出可能な
液面傾斜計を備え、その検出値を絶対姿勢参照値として
もよい。この場合には加速度計に比べて検出可能な加速
度の帯域は劣るが、姿勢方位推定手段１の低価格化を図
ることができる。

【００８３】実施の形態５．図７は、この発明を実施す
るための実施の形態５による衛星追尾用アンテナ制御装
置を説明するための部分構成図である。図７は、衛星追
尾用アンテナ制御装置における姿勢方位推定手段１の、
姿勢方位推定フィルタにおける信号処理の概略を示すブ
ロック図である。ドリフト誤差推定部２８において、回
転系帰還入力算出部１３から算出された入力量ｕ_rを用
いてジャイロ９の持つドリフト誤差を推定する。ジャイ
ロ９により検出される角速度信号に含まれる誤差とし
て、加法的なドリフト誤差を考慮すると、ドリフト誤差
は次のように推定される。

【００８４】

【数２２】

【００８５】絶対姿勢参照値算出部１６および絶対方位
参照値算出部１７において信頼性のある絶対姿勢参照値
および絶対方位参照値が得られ、それを用いて帰還入力
ｕ_rが計算された場合には、上式によってドリフト誤差
を計算して、その推定値を時々刻々更新する。

【００８６】回転系帰還入力算出部１３では、移動体の
並進速度推定値、並進加速度推定値、ＧＰＳ受信時、非
受信時、および、衛星見通し時、非見通し時の場合に応
じて、帰還入力が切断される。先ず姿勢推定フィルタに
ついて説明する。絶対姿勢参照値算出部１６において算
出される絶対姿勢参照値は、前述したように移動体の並
進運動方程式を用いて推定した重力ベクトルの３成分に
基づいて導出されている。ロール角参照値φ^(ref)は重
力ベクトルのｙ_b軸成分とｚ_b軸成分の２成分から導出さ
れ、ピッチ角参照値θ^(ref)は重力ベクトルのｘ_b軸成分
とｚ_b軸成分の２成分から導出されるため、例えば旋回
に伴って移動体のｙ_b軸成分の運動加速度が大きい場合
や、加減速に伴ってｘ_b軸成分の運動加速度が大きい場
合には、算出した絶対姿勢参照値の信頼性が低下する可
能性がある。そこで位置速度推定フィルタにおける並進
加速度推定部２１において推定した移動体の並進加速度
ｖ _be ^lドットを用いてその信頼性を判定する。先ず推定
した並進加速度を移動体固定座標系[ａ_b]に変換する。

【００８７】

【数２３】

【００８８】ここで推定した並進加速度ｖ_be ^bドットの
ｙ_b軸成分とｚ_b軸成分が大きい場合には、求めたロール
角参照値φ^(ref)の信頼性は低いものとし、姿勢推定フ
ィルタにおけるロール角推定部における帰還入力を切断
する。また推定したｖ_be ^bドットのｘ_b軸成分とｚ_b軸成
分が大きい場合には、求めたピッチ角参照値θ^(ref)の
信頼性は低いものとし、姿勢推定フィルタにおけるピッ
チ角推定部における帰還入力を切断する。さらに帰還入
力を切断した場合には、それによるフィルタの発散を防
止するために、図８に示すように現時点でのジャイロド
リフト誤差推定値ｄ_gを用いて対応する入力ｕ_rを計算
し、ジャイロ９の持つドリフト誤差の影響を補償する。

【００８９】方位推定フィルタについても同様である。
絶対方位参照値算出部１７では、磁気コンパス１８から
検出された絶対方位、ＧＰＳ受信機１９から検出した移
動体の進行方向方位、衛星見通し時においてアンテナあ
るいはアンテナビームの方位角β_aハットおよび仰角β_e
ハットから推定した絶対方位を候補として、その３通り
の候補の中から適切なものを選択して絶対方位参照値と
する。信頼性のある絶対方位参照値が得られなかった場
合には、方位推定フィルタにおける帰還入力を切断す
る。さらに帰還入力を切断した場合には、それによるフ
ィルタの発散を防止するために、図８に示すように現時
点でのジャイロドリフト誤差推定値ｄ_gを用いて対応す
る入力を計算し、ジャイロ９の持つドリフト誤差の影響
を補償する。

【００９０】また図９は、衛星追尾用アンテナ制御装置
における姿勢方位推定手段１の、位置速度推定フィルタ
における信号処理の概略を示すブロック図である。バイ
アス誤差推定部２９において、並進系帰還入力算出部２
７から算出された入力量ｕ_tを用いて加速度計１４の持
つバイアス誤差を推定する。加速度計１４により検出さ
れる加速度信号に含まれる誤差として、加法的なバイア
ス誤差を考慮すると、バイアス誤差は次のように推定さ
れる。

【００９１】

【数２４】

【００９２】ＧＰＳ測位時においては、絶対位置参照値
算出部２５および絶対速度参照値算出部２６において絶
対位置参照値および絶対速度参照値が得られ、それを用
いて帰還入力ｕ_tが計算された場合には、上式によって
バイアス誤差を計算して、その推定値を時々刻々更新す
る。

【００９３】ＧＰＳが未測位の場合には位置速度推定フ
ィルタにおける帰還入力を切断する。さらに帰還入力を
切断した場合には、それによるフィルタの発散を防止す
るために、図１０に示すように現時点での加速度計バイ
アス誤差推定値ｂ_aを用いて対応する入力ｕ_tを計算し、
加速度計１４の持つバイアス誤差の影響を補償する。

【００９４】このように本実施の形態においては、移動
体の運動や受信状況に応じて、姿勢推定フィルタにおけ
る帰還系および方位推定フィルタにおける帰還系を各姿
勢方位軸に関して独立に切断することにより、移動体の
並進運動加速度によって絶対姿勢参照値が高精度に得ら
れない場合や、あるいは移動体静止時においてＧＰＳか
ら絶対方位参照値が高精度に得られない場合等におい
て、帰還系による姿勢方位推定精度の低下を防ぐことが
できる。またその場合にこれまでの帰還入力から推定し
た角速度センサドリフト誤差を入力して補償することに
より、その区間での姿勢推定フィルタの発散、あるいは
方位推定フィルタの発散を防ぐことができるとともに、
高精度な絶対姿勢推定精度および絶対方位推定精度を保
持することができる。またそれを用いて衛星相対方向算
出手段３において高精度に衛星相対方向を推定すること
ができる。

【００９５】実施の形態６．図１１及び図１２は、この
発明を実施するための実施の形態６による衛星追尾用ア
ンテナ制御装置を説明するための図であり、特に、図１
１は、衛星追尾用アンテナ制御装置における姿勢方位推
定手段１の、姿勢方位推定フィルタにおける信号処理の
概略を示すブロック図、また図１２は位置速度推定フィ
ルタにおける信号処理の概略を示すブロック図である。
これらの図において、３０及び３１は低域通過フィルタ
であり、低域通過フィルタ３０は、３軸ジャイロ９が有
するドリフト特性に対応した低域の所定の値をしきい値
とし、それよりも高い周波数の高域成分を除去するため
のものである。同様に、低域通過フィルタ３１は３軸加
速度計１４が有するバイアス特性に対応した低域の所定
の値をしきい値とし、それよりも高い周波数の高域成分
を除去するためのものである。

【００９６】上述の実施の形態５において、ジャイロ９
の持つドリフト誤差推定値および加速度計１４の持つバ
イアス誤差推定値は、回転系帰還入力ｕ_rおよび並進系
帰還入力ｕ_tから算出し、帰還入力切断時においては、
それらを用いて対応する補償入力を計算して、ドリフト
誤差およびバイアス誤差の影響を補償した。しかし回転
系帰還入力ｕ_rおよび並進系帰還入力ｕ_tには、一般に移
動体の運動に伴う高域成分（高周波成分）が含まれてお
り、それを用いてドリフト誤差およびバイアス誤差を推
定すると、推定値には本来ジャイロや加速度計が有して
いない高域成分が含まれる場合があり、推定精度を高く
保てない可能性がある。したがってこの推定値を用いて
補償入力を計算した場合には、ドリフト誤差およびバイ
アス誤差の影響を高精度に補償できない可能性がある。
そこで、本実施の形態においては、搭載したジャイロ９
や加速度系１４の持つドリフト特性およびバイアス特性
をあらかじめ調べておき、図１１および図１２に示すよ
うに、ドリフト誤差推定部２８で推定した推定値および
バイアス誤差推定部２９で推定した推定値に対して、そ
れぞれの特性に応じた低域通過フィルタ３０、３１を時
々刻々適用し、ドリフト推定値およびバイアス推定値の
推定精度を高める。帰還入力切断時には、これらの高域
成分が除去されたドリフト誤差推定値およびバイアス誤
差推定値を用いて対応する補償入力を計算し、ドリフト
誤差およびバイアス誤差の影響を補償する。

【００９７】このように、本実施の形態においては、３
軸ジャイロ９のドリフト特性に応じた低域通過フィルタ
３０を適用することにより、帰還入力から推定した角速
度センサドリフト誤差に含まれる移動体の機敏な運動が
要因の高域成分を除去することができ、角速度センサが
持つドリフト誤差をより高精度に推定することができ
る。またそれを用いて補償入力を算出することにより、
帰還入力切断時においても高精度な絶対姿勢推定精度お
よび絶対方位推定精度を保持することができる。またそ
れを用いて衛星相対方向算出手段３において高精度に衛
星相対方向を推定することができる。

【００９８】また同様に、本実施の形態においては、３
軸加速度計１４のバイアス特性に応じた低域通過フィル
タ３１を適用することにより、帰還入力から推定したバ
イアス誤差に含まれる移動体の機敏な運動が要因の高域
成分を除去することができ、バイアス誤差をより高精度
に推定することができる。またそれを用いて姿勢方位推
定フィルタにおける補償入力を算出することにより、帰
還入力切断時においても高精度な絶対姿勢推定精度およ
び絶対方位推定精度を保持することができる。またそれ
を用いて衛星相対方向算出手段３において高精度に衛星
相対方向を推定することができる。

【００９９】実施の形態７．実施の形態１あるいは実施
の形態２で説明したように、姿勢方位推定手段１におけ
る絶対方位推定精度を高めるためには、高精度な絶対方
位参照値が必要である。衛星指向方向単位ベクトルに着
目すると、衛星見通し時におけるアンテナあるいはアン
テナビームの方位角β_aハットおよび仰角β_eハット、移
動体の絶対姿勢（ロール角φとピッチ角θ）および絶対
方位ψ、衛星の方位角α_aおよび仰角α_eの間には、以下
の関係式が成立しなければならない。

【０１００】

【数２５】

【０１０１】ここで、ｓ_r＝sinφ、ｃ_r＝cosφ、ｓ_p＝s
inθ、ｃ_p＝cosθ、ｓ_h＝sinψ、ｃ _h＝cosψとする。ア
ンテナあるいはアンテナビームの方位角β_aハットおよ
び仰角β_eハットはアンテナ駆動装置４あるいは衛星相
対方向探索手段３２から得ることができる。移動体の絶
対姿勢および絶対方位は姿勢方位推定手段１から得るこ
とができる。また衛星の方位角α_aおよび仰角α_eに関し
ては衛星絶対方向算出手段２より得ることができる。

【０１０２】上式はこれらの諸量の間で成立しなければ
ならない拘束条件式であるが、実際には満足されず、そ
の主な要因は姿勢方位推定手段１における絶対姿勢推定
誤差および絶対方位推定誤差の存在にある。そこで姿勢
推定フィルタで得られた現時点での絶対姿勢推定値を初
期値として、上記拘束条件式を満足するように絶対姿勢
推定値および絶対方位推定値を逐次的に更新し、絶対方
位参照値の候補を得る手法を説明する。

【０１０３】先ず上式を絶対方位に関する方程式と見な
せば、第１、２式を変形して

【０１０４】

【数２６】

【０１０５】次に絶対姿勢に関する方程式と見なせば、
第１、２式の左辺からψを消去し、第３式と並べて

【０１０６】

【数２７】

【０１０７】これら２つの関係式を用いて、次のように
絶対姿勢および絶対方位を逐次的に更新し、最終的に得
られた絶対方位を絶対方位参照値の候補とする。

【０１０８】先ず姿勢方位推定フィルタにおける現時点
の絶対姿勢推定値（ロール角φとピッチ角θ）をそれぞ
れφ⁽ⁱ⁾、θ⁽ⁱ⁾とする。ｉ＝０にセットする（ステップ
Ｓ２１）。

【０１０９】次にロール角推定値φ⁽ⁱ⁾およびピッチ角
推定値θ⁽ⁱ⁾を用いて、上記絶対方位に関する方程式をs
inψ、cosψに関して解き、これから絶対方位推定値ψ
を得る。得られた絶対方位推定値をψ ⁽ⁱ⁾とする（ステ
ップＳ２２）。

【０１１０】次にロール角φおよびピッチ角θを１次の
微小項まで次のように展開する。

【０１１１】

【数２８】

【０１１２】これを上記絶対姿勢に関する方程式に代入
して整理すると、未知数Δφ、Δθに関する連立一次方
程式を得る。これを解いてΔφ、Δθを得、それを用い
て更新したロール角推定値φ⁽ⁱ⁺¹⁾およびピッチ角推定
値θ⁽ⁱ⁺¹⁾を得る。ｉ←ｉ＋１としてステップＳ２２へ
戻る（ステップＳ２３）。

【０１１３】以下、ステップＳ２２で得られる絶対方位
推定値が収束するまで上記手続きを繰り返し、最終的に
得られた絶対方位推定値を絶対方位参照値算出部１７に
おける絶対方位参照値の候補として採用する（ステップ
Ｓ２４）。

【０１１４】このように衛星見通し時において前記アン
テナ駆動装置４あるいは衛星相対方向探索手段３２から
入力された方位角および仰角を用いて、移動体の絶対姿
勢および絶対方位を逐次的に更新して推定し、得られた
絶対方位推定値を絶対方位参照値の候補とすることによ
り、周囲環境の磁気的外乱の影響を受けやすい磁気方位
センサ、移動体の進行方向方位（速度ベクトル方位）を
出力するＧＰＳ受信装置に比べて、より高精度の絶対方
位推定値を得ることができ、それを絶対方位参照値とす
ることにより姿勢方位推定フィルタの絶対方位推定精度
を高めることができる。またそれを用いて衛星相対方向
算出手段３において高精度に衛星相対方向を推定するこ
とができる。

【０１１５】実施の形態８．上述の実施の形態１あるい
は実施の形態２で説明したように、姿勢方位推定手段１
における絶対方位推定精度を高めるためには、高精度な
絶対方位参照値が必要である。衛星指向方向単位ベクト
ルに着目すると、衛星見通し時におけるアンテナあるい
はアンテナビームの方位角β_aハットおよび仰角β_eハッ
ト、移動体の絶対姿勢（ロール角φとピッチ角θ）およ
び絶対方位ψ、衛星の方位角α_aおよび仰角α_eの間に
は、以下の関係式が成立しなければならない。

【０１１６】

【数２９】

【０１１７】ここでｓ_r＝sinφ、ｃ_r＝cosφ、ｓ_p＝sin
θ、ｃ_p＝cosθ、ｓ_h＝sinψ、ｃ_h＝cosψとする。アン
テナあるいはアンテナビームの方位角β_aハットおよび
仰角β_eハットはアンテナ駆動装置４あるいは衛星相対
方向探索手段３２から得ることができる。絶対姿勢およ
び絶対方位は姿勢方位推定手段１から得ることができ
る。また衛星の方位角α_aおよび仰角α_eに関しては衛星
絶対方向算出手段２より得ることができる。

【０１１８】上式はこれらの諸量の間で成立しなければ
ならない拘束条件式であるが、実際には満足されず、そ
の主な要因は姿勢方位推定手段１における絶対姿勢推定
誤差および絶対方位推定誤差の存在にある。そこで姿勢
推定フィルタで得られた現時点での絶対姿勢推定値を初
期値として、上記拘束条件式を満足するような絶対姿勢
推定値および絶対方位推定値を得る手法を説明する。

【０１１９】上式の第３式に着目すると、これは移動体
の絶対方位ψには関係なく、絶対姿勢のロール角φおよ
びピッチ角θのみが満たすべき拘束条件となっている。
この第３式を書き直すと

【０１２０】

【数３０】

【０１２１】ここで

【０１２２】

【数３１】

【０１２３】ｅ_aは鉛直下方向単位ベクトル（移動体固
定座標系[a_b]表現）、ｅ_βは衛星指向軸方向単位ベクト
ル（移動体固定座標系[a_b]表現）を表している。ｅ_aお
よびｅ_βが単位ベクトルであることに注意すると、上式
は２つのベクトルｅ_aとｅ_βの内積演算を定義した拘束
条件式であり、図１３に示すようにベクトルe_aはベクト
ルe_βを中心軸として角度（π／２＋α_e）だけ隔てた円
錐面上に分布すべき諸量であることが分かる。しかし姿
勢方位推定フィルタによって推定したロール角φおよび
ピッチ角θには推定誤差が含まれるため、この推定値を
用いて生成したベクトルｅ_aハットは、実際にはこの円
錐面上に存在していない。そこで図１３に示すようにベ
クトルｅ_βとベクトルｅ_aハットにより張られる平面γ
を考え、この平面γと上記円錐面との交線をベクトルｅ
_aの候補値ｅ_a ^*として採用する。すなわちベクトルｅ_aハ
ットに最小二乗近似の意味で最も近い円錐面上のベクト
ルをベクトルｅ_aの候補値ｅ_a ^*として採用する。

【０１２４】平面γ上でベクトルｅ_βに垂直な単位ベク
トルは

【０１２５】

【数３２】

【０１２６】したがってベクトルｅ_aの候補値ｅ_a ^*は次
式で与えられる。

【０１２７】

【数３３】

【０１２８】これより先ずロール角、ピッチ角の候補値
が、ベクトルｅ_a ^*の３成分を用いて次のように求められ
る。

【０１２９】

【数３４】

【０１３０】ここで求めたロール角φ^*とピッチ角θ^*を
用いて、実施の形態７で述べた絶対方位に関する方程式
を解くことによって、絶対方位推定値を得ることがで
き、これを絶対方位参照値の候補とする。

【０１３１】このように、本実施の形態においては、最
小二乗近似の意味で先ず最も確からしい移動体の絶対姿
勢を推定し、次にそれを用いて絶対方位を推定したこと
により、周囲環境の磁気的外乱の影響を受けやすい磁気
方位センサ、移動体の進行方向方位（速度ベクトル方
位）を出力するＧＰＳ受信装置に比べて、より高精度の
絶対方位推定値を得ることができ、それを絶対方位参照
値の候補とすることにより方位推定フィルタの絶対方位
推定精度を高めることができる。また絶対方位参照値を
得るための計算負荷も小さくなる。またそれを用いて衛
星相対方向算出手段３において高精度に衛星相対方向を
推定することができる。

【０１３２】実施の形態９．図１４は、この発明を実施
するための実施の形態９による衛星追尾用アンテナ制御
装置を説明するための図である。図１４は特に姿勢方位
推定フィルタにおける信号処理の概略を示すブロック図
である。実施の形態７および実施の形態８において、ア
ンテナ駆動装置４で検出したアンテナあるいはアンテナ
ビームの方位角および仰角を用いて、絶対方位参照値算
出部１７で絶対姿勢および絶対方位推定値を得、その絶
対方位推定値を絶対方位参照値の候補として用いたが、
そこでの絶対姿勢推定値は回転系帰還入力算出部１３に
おける姿勢推定フィルタの帰還信号の構成に用いること
ができる。

【０１３３】絶対姿勢参照値算出部１６では、３軸加速
度計１４の信号を用いて絶対姿勢参照値が算出される。
ただし実施の形態５で説明したように、その精度は移動
体の並進運動加速度に大きく依存しているため、実施の
形態５では移動体の並進運動加速度を推定し、その値に
応じて姿勢推定フィルタの帰還系を切断した。

【０１３４】しかるにアンテナ駆動装置４で検出したア
ンテナあるいはアンテナビームの方位角および仰角を用
いて、絶対方位参照値算出部１７で推定された絶対姿勢
推定値は、移動体の並進運動加速度には依存しないた
め、この推定値を絶対姿勢参照値算出部１６に入力し、
回転系帰還入力算出部１３における姿勢推定フィルタの
帰還系切断の判定に利用することができる。例えば３軸
加速度計１４の信号を用いて算出された絶対姿勢参照値
と、絶対方位参照値算出部１７において推定された絶対
姿勢推定値を一定時間の間比較し、その間の偏差が大き
い場合には、３軸加速度計１４の信号を用いて算出され
た絶対姿勢参照値の信頼性は低いものとし、姿勢推定フ
ィルタにおける対応する姿勢軸の帰還系を切断する。さ
らに帰還入力を切断した場合には、それによるフィルタ
の発散を防止するために、現時点でのジャイロドリフト
誤差推定値を用いて対応する入力ｕ_rを計算し、ジャイ
ロ９の持つドリフト誤差の影響を補償する。

【０１３５】このように、本実施の形態においては、移
動体の並進運動加速度には依存しない絶対姿勢推定値を
用いて姿勢推定フィルタにおける帰還系を各姿勢方位軸
に関して独立に切断することにより、加速度センサを用
いても移動体の並進運動加速度によって絶対姿勢参照値
が高精度に得られない場合において、帰還系による姿勢
方位推定精度の低下を防ぐことができる。またその場合
にこれまでの帰還入力から推定した角速度センサドリフ
ト誤差を入力して補償することにより、その区間での姿
勢推定フィルタの発散を防ぐことができるとともに、高
精度な絶対姿勢推定精度を保持することができる。また
それを用いて衛星相対方向算出手段３において高精度に
衛星相対方向を推定することができる。

【０１３６】実施の形態１０．図１５は、この発明を実
施するための実施の形態１０による衛星追尾用アンテナ
制御装置を説明するための図である。図１５は特に姿勢
方位推定フィルタにおける信号処理の概略を示すブロッ
ク図である。実施の形態７および実施の形態８におい
て、衛星相対方向探索手段３２より得られた方位角およ
び仰角を用いて絶対姿勢および絶対方位推定値を算出
し、その絶対方位推定値を絶対方位参照値の候補として
用いたが、実施の形態９で述べたのと同様に、そこでの
絶対姿勢推定値は回転系帰還入力算出部１３における帰
還信号の構成に用いることができる。

【０１３７】絶対姿勢参照値算出部１６では、３軸加速
度計１４の信号を用いて絶対姿勢参照値が算出される。
ただし実施の形態５で説明したように、その精度は移動
体の並進運動加速度に大きく依存しているため、実施の
形態５では移動体の並進運動加速度を推定し、その値に
応じて姿勢推定フィルタの帰還系を切断した。

【０１３８】しかるに衛星相対方向探索手段３２より得
られた方位角および仰角を用いて、絶対方位参照値算出
部１７で推定された絶対姿勢推定値は、移動体の並進運
動加速度には依存しないため、この推定値を絶対姿勢参
照値算出部１６に入力し、回転系帰還入力算出部１３に
おける姿勢推定フィルタの帰還系切断の判定に利用する
ことができる。例えば３軸加速度計１４の信号を用いて
算出された絶対姿勢参照値と、絶対方位参照値算出部１
７において推定された絶対姿勢推定値を一定時間の間比
較し、その間の偏差が大きい場合には、３軸加速度計１
４の信号を用いて算出された絶対姿勢参照値の信頼性は
低いものとし、姿勢推定フィルタにおける対応する姿勢
軸の帰還系を切断する。さらに帰還入力を切断した場合
には、それによるフィルタの発散を防止するために、現
時点でのジャイロドリフト誤差推定値を用いて対応する
入力ｕ_rを計算し、ジャイロ９の持つドリフト誤差の影
響を補償する。

【０１３９】このように、本実施の形態においては、移
動体の並進運動加速度には依存しない絶対姿勢推定値を
用いて姿勢推定フィルタにおける帰還系を各姿勢方位軸
に関して独立に切断することにより、加速度センサを用
いても移動体の並進運動加速度によって絶対姿勢参照値
が高精度に得られない場合において、帰還系による姿勢
方位推定精度の低下を防ぐことができる。またその場合
にこれまでの帰還入力から推定した角速度センサドリフ
ト誤差を入力して補償することにより、その区間での姿
勢推定フィルタの発散を防ぐことができるとともに、高
精度な絶対姿勢推定精度を保持することができる。また
それを用いて衛星相対方向算出手段３において高精度に
衛星相対方向を推定することができる。

【０１４０】実施の形態１１．実施の形態１あるいは実
施の形態２で説明したように、姿勢方位推定手段１にお
ける絶対方位推定精度を高めるためには、高精度な絶対
方位参照値が必要である。衛星見通し時である限り、ア
ンテナあるいはアンテナビームの方位角β_aハットと仰
角β_eハットから推定された絶対方位の精度は、周囲環
境の磁気的外乱や移動体の運動に依存しないため、一般
には磁気コンパス１８やＧＰＳ受信機１９に比べて精度
の良い絶対方位参照値を与える。そこで初期衛星補足
時、あるいは衛星非見通し時から見通し時への復帰時に
おいて、実施の形態１、実施の形態３、実施の形態７あ
るいは実施の形態８で記述した手法によって絶対方位推
定値が得られた時点で、これを絶対方位参照値として姿
勢方位推定手段１における方位推定フィルタを初期化す
る。

【０１４１】これにより、本実施の形態においては、姿
勢方位推定フィルタにおける絶対方位推定誤差を迅速に
零に収束させることができ、以後の絶対方位推定精度を
高めることができる。またそれを用いて衛星相対方向算
出手段において高精度に衛星相対方向を推定することが
できる。

【０１４２】

【発明の効果】この発明は、アンテナあるいはアンテナ
ビームの方位角及び仰角に基づいて移動体の絶対姿勢お
よび絶対方位を推定する姿勢方位推定手段と、移動体の
絶対位置と追尾対象の衛星の絶対位置とから衛星の方位
角および仰角を算出する衛星絶対方向算出手段と、姿勢
方位推定手段により推定された絶対姿勢および絶対方
位、および、衛星絶対方向算出手段により算出された方
位角および仰角から、移動体に対する衛星の方位角およ
び仰角を算出する衛星相対方向算出手段と、算出された
方位角および仰角の方向にアンテナあるいはアンテナビ
ームを駆動するアンテナ駆動手段と、衛星から送信され
る信号の受信レベルを用いて衛星相対方向を探索する衛
星相対方向探索手段とを備えた衛星追尾用アンテナ制御
装置であって、姿勢方位推定手段は、移動体の３軸まわ
りの回転角速度を検出する角速度センサと、移動体の３
軸方向の並進加速度を検出する加速度センサと、移動体
の絶対方位を検出する磁気方位センサと、移動体の絶対
位置を検出するＧＰＳ受信機と、移動体の絶対姿勢を推
定する姿勢推定フィルタと、移動体の絶対方位を推定す
る方位推定フィルタとを備え、アンテナ駆動手段は、衛
星相対方向算出手段から得られた衛星相対方向にアンテ
ナあるいはアンテナビームを駆動するとともに、当該衛
星相対方向に衛星相対方向探索手段から得られた衛星相
対方向を重畳した方向にアンテナあるいはアンテナビー
ムを駆動して衛星を指向し、その際の移動体に対するア
ンテナあるいはアンテナビームの方位角および仰角を前
記姿勢方位推定手段へ入力し、姿勢方位推定手段は、姿
勢推定フィルタにおいて、加速度センサの検出値から絶
対姿勢参照値を推定して帰還系を構成するとともに、方
位推定フィルタにおいて、磁気方位センサの検出値、Ｇ
ＰＳ受信機の受信値、および、アンテナ駆動手段から入
力された方位角および仰角のいずれかから絶対方位参照
値を推定して帰還系を構成する衛星追尾用アンテナ制御
装置であるので、移動体の機敏な運動にも対処でき、ま
た角速度センサのドリフト誤差や加速度センサのバイア
ス誤差により衛星相対方向算出手段から得られる衛星相
対方向に誤差が生じても、衛星見通し時である限り衛星
相対方向探索手段によりその誤差を補償することがで
き、長時間に渡り高精度にアンテナを制御して衛星を追
尾することができる。また、このように姿勢方位推定手
段における姿勢推定フィルタにおいて、加速度センサ検
出値から絶対姿勢参照値を推定して帰還系を構成したの
で、角速度センサのドリフト誤差による姿勢推定フィル
タの発散を防ぐことができるとともに、絶対姿勢推定精
度を高めることができる。また方位推定フィルタにおい
て、磁気方位センサ検出値、ＧＰＳ受信値、およびアン
テナ駆動装置から入力された方位角および仰角のいずれ
かから絶対方位参照値を推定して帰還系を構成したの
で、角速度センサのドリフト誤差による姿勢推定フィル
タの発散を防ぐことができるとともに、周囲環境の磁気
的外乱や移動速度の影響が少ない絶対方位参照値を得る
ことができるので、絶対方位推定精度を高めることがで
きる。また、これより衛星相対方向算出手段から得られ
る衛星相対方向の推定精度を高めることができる。

【０１４３】また、この発明は、アンテナあるいはアン
テナビームの方位角及び仰角に基づいて移動体の絶対姿
勢および絶対方位を推定する姿勢方位推定手段と、移動
体の絶対位置と追尾対象の衛星の絶対位置とから衛星の
方位角および仰角を算出する衛星絶対方向算出手段と、
姿勢方位推定手段により推定された絶対姿勢および絶対
方位、および、衛星絶対方向算出手段により算出された
方位角および仰角から、移動体に対する衛星の方位角お
よび仰角を算出する衛星相対方向算出手段と、算出され
た方位角および仰角の方向にアンテナあるいはアンテナ
ビームを駆動するアンテナ駆動手段と、衛星から送信さ
れる信号の受信レベルを用いて衛星相対方向を探索する
衛星相対方向探索手段とを備えた衛星追尾用アンテナ制
御装置であって、姿勢方位推定手段は、移動体の３軸ま
わりの回転角速度を検出する角速度センサと、移動体の
３軸方向の並進加速度を検出する加速度センサと、移動
体の絶対方位を検出する磁気方位センサと、移動体の絶
対位置を検出するＧＰＳ受信機と、移動体の絶対姿勢を
推定する姿勢推定フィルタと、移動体の絶対方位を推定
する方位推定フィルタとを備え、アンテナ駆動手段は、
衛星相対方向算出手段から得られた衛星相対方向にアン
テナあるいはアンテナビームを駆動し、衛星相対方向探
索手段は、衛星から送信される信号の受信レベルを用い
て衛星相対方向を探索するとともに、その方向を衛星相
対方向算出手段より得られた衛星相対方向に重畳して衛
星相対方向を補正し、その補正した移動体に対するアン
テナあるいはアンテナビームの方位角および仰角を上記
姿勢方位推定手段へ入力し、姿勢方位推定手段は、姿勢
推定フィルタにおいて、加速度センサの検出値から絶対
姿勢参照値を推定して帰還系を構成するとともに、方位
推定フィルタにおいて、磁気方位センサの検出値、ＧＰ
Ｓ受信値、および、衛星相対方向探索手段から入力され
た方位角および仰角のいずれかから絶対方位参照値を推
定して帰還系を構成する衛星追尾用アンテナ制御装置で
あるので、移動体の機敏な運動にも対処でき、また衛星
見通し時である限り、角速度センサのドリフト誤差や加
速度センサのバイアス誤差による衛星相対方向算出手段
における衛星相対方向推定誤差の発生を補償することが
でき、長時間に渡り高精度にアンテナを制御して衛星を
追尾することができる。また、姿勢方位推定手段におけ
る姿勢推定フィルタにおいて、加速度センサ検出値から
絶対姿勢参照値を推定して帰還系を構成したので、角速
度センサのドリフト誤差による姿勢推定フィルタの発散
を防ぐことができるとともに、絶対姿勢推定精度を高め
ることができる。また方位推定フィルタにおいて、磁気
方位センサ検出値、ＧＰＳ受信値、および衛星相対方向
探索手段から入力された方位角および仰角のいずれかか
ら絶対方位参照値を推定して帰還系を構成したので、角
速度センサのドリフト誤差による姿勢推定フィルタの発
散を防ぐことができるとともに、周囲環境の磁気的外乱
や移動速度の影響が少ない絶対方位参照値を得ることが
できるので、絶対方位推定精度を高めることができる。
また、これより衛星相対方向算出手段から得られる衛星
相対方向の推定精度を高めることができる。

【０１４４】また、姿勢方位推定手段において、姿勢推
定フィルタおよび方位推定フィルタにおける帰還入力か
ら姿勢、方位軸に関する上記角速度センサのドリフト誤
差を推定するとともに、移動体の並進速度推定値、並進
加速度推定値、ＧＰＳ受信時、非受信時、および、衛星
見通し時、非見通し時の場合に応じて、姿勢推定フィル
タにおける帰還系および方位推定フィルタにおける帰還
系を各姿勢方位軸に関して独立に切断するとともに、切
断時においてはこれまでの帰還入力から推定した角速度
センサのドリフト誤差を入力して補償するので、移動体
の並進運動加速度によって絶対姿勢参照値が高精度に得
られない場合や、あるいは移動体静止時においてＧＰＳ
から絶対方位参照値が高精度に得られない場合等におい
て、帰還系による姿勢方位推定精度の低下を防ぐことが
できる。また切断時にこれまでの帰還入力から推定した
角速度センサドリフト誤差を入力して補償することによ
り、その区間での姿勢推定フィルタの発散、あるいは方
位推定フィルタの発散を防ぐことができるとともに、高
精度な絶対姿勢推定精度および絶対方位推定精度を保持
することができる。またそれを用いて衛星相対方向算出
手段において高精度に衛星相対方向を推定することがで
きる。

【０１４５】また、姿勢方位推定手段において、帰還入
力から推定した角速度センサのドリフト誤差に対して、
各姿勢方位軸に備えた角速度センサのドリフト特性に応
じた低域通過フィルタを適用するので、帰還入力から推
定した角速度センサドリフト誤差に含まれる移動体の機
敏な運動が要因の高域成分を除去することができ、角速
度センサが持つドリフト誤差をより高精度に推定するこ
とができる。またそれを用いて姿勢方位推定フィルタに
おける補償入力を算出することにより、帰還入力切断時
においても高精度な絶対姿勢推定精度および絶対方位推
定精度を保持することができる。またそれを用いて衛星
相対方向算出手段において高精度に衛星相対方向を推定
することができる。

【０１４６】また、衛星の方位角および仰角、姿勢方位
推定手段によって推定された移動体の絶対姿勢、衛星見
通し時においてアンテナ駆動手段あるいは衛星相対方向
探索手段から入力された方位角および仰角を用いて、移
動体の絶対姿勢および絶対方位を逐次的に更新して推定
し、得られた絶対方位推定値を絶対方位参照値とするの
で、周囲環境の磁気的外乱の影響を受けやすい磁気方位
センサ、移動体の進行方向方位（速度ベクトル方位）を
出力するＧＰＳ受信装置に比べて、より高精度の絶対方
位推定値を得ることができ、それを絶対方位参照値とす
ることにより姿勢方位推定フィルタの絶対方位推定精度
を高めることができる。またそれを用いて衛星相対方向
算出手段において高精度に衛星相対方向を推定すること
ができる。

【０１４７】また、衛星の方位角および仰角、姿勢方位
推定手段によって推定された移動体の絶対姿勢、衛星見
通し時においてアンテナ駆動手段あるいは衛星相対方向
探索手段から入力された方位角および仰角を用いて、先
ず最小二乗近似の意味で移動体の絶対姿勢を推定し、次
にその推定値を用いて絶対方位参照値を推定するので、
周囲環境の磁気的外乱の影響を受けやすい磁気方位セン
サ、移動体の進行方向方位（速度ベクトル方位）を出力
するＧＰＳ受信装置に比べて、より高精度の絶対方位推
定値を得ることができ、それを絶対方位参照値の候補と
することにより姿勢方位推定フィルタの絶対方位推定精
度を高めることができる。また絶対方位参照値を得るた
めの計算負荷も小さくなる。またそれを用いて衛星相対
方向算出手段において高精度に衛星相対方向を推定する
ことができる。

【０１４８】また、アンテナあるいはアンテナビームの
方位角および仰角から推定した絶対姿勢推定値を参照し
て姿勢推定フィルタにおける帰還系を各姿勢軸に関して
独立に切断するとともに、切断時においてはこれまでの
帰還入力から推定した上記角速度センサのドリフト誤差
を入力して補償するので、加速度センサを用いても移動
体の並進運動加速度によって絶対姿勢参照値が高精度に
得られない場合において、帰還系による姿勢方位推定精
度の低下を防ぐことができる。またその場合にこれまで
の帰還入力から推定した角速度センサドリフト誤差を入
力して補償することにより、その区間での姿勢推定フィ
ルタの発散を防ぐことができるとともに、高精度な絶対
姿勢推定精度を保持することができる。またそれを用い
て衛星相対方向算出手段において高精度に衛星相対方向
を推定することができる。

【０１４９】また、初期衛星捕捉時、あるいは、衛星非
見通し時から見通し時への復帰時において、姿勢方位推
定手段における方位推定フィルタを、アンテナ駆動手段
あるいは衛星相対方向探索手段より得られたアンテナあ
るいはアンテナビームの方位角および仰角を用いて推定
した絶対方位推定値で初期化するので、方位推定フィル
タにおける絶対方位推定誤差を迅速に零に収束させるこ
とができ、以後の絶対方位推定精度を高めることができ
る。またそれを用いて衛星相対方向算出手段において高
精度に衛星相対方向を推定することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 本発明の実施の形態１による衛星追尾用アン
テナ制御装置の構成を示したブロック図である。

【図２】 本発明の実施の形態１による衛星追尾用アン
テナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の姿勢方位
推定フィルタにおける信号処理の概略を示したブロック
図である。

【図３】 本発明の実施の形態１による衛星追尾用アン
テナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の姿勢方位
推定フィルタにおける最も信頼性の高い方位推定値の選
択方法を示した流れ図である。

【図４】 本発明の実施の形態１による衛星追尾用アン
テナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の姿勢方位
推定フィルタにおける最も信頼性の高い方位推定値の選
択方法の一例を示した流れ図である。

【図５】 本発明の実施の形態１による衛星追尾用アン
テナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の位置速度
推定フィルタにおける信号処理の概略を示したブロック
図である。

【図６】 本発明の実施の形態２による衛星追尾用アン
テナ制御装置の構成を示したブロック図である。

【図７】 本発明の実施の形態５による衛星追尾用アン
テナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の姿勢方位
推定フィルタにおける信号処理の概略を示したブロック
図である。

【図８】 本発明の実施の形態５による衛星追尾用アン
テナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の姿勢方位
推定フィルタにおけるドリフト誤差の補償方法を示した
ブロック図である。

【図９】 本発明の実施の形態５による衛星追尾用アン
テナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の位置速度
推定フィルタにおける信号処理の概略を示したブロック
図である。

【図１０】 本発明の実施の形態５による衛星追尾用ア
ンテナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の位置速
度推定フィルタにおけるバイアス誤差の補償方法を示し
たブロック図である。

【図１１】 本発明の実施の形態６による衛星追尾用ア
ンテナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の姿勢方
位推定フィルタにおける信号処理の概略を示したブロッ
ク図である。

【図１２】 本発明の実施の形態６による衛星追尾用ア
ンテナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の位置速
度推定フィルタにおける信号処理の概略を示したブロッ
ク図である。

【図１３】 本発明の実施の形態８による衛星追尾用ア
ンテナ制御装置において、鉛直下方向単位ベクトルｅ_a
と衛星指向軸方向単位ベクトルｅ_βとの関係を示した説
明図である。

【図１４】 本発明の実施の形態９による衛星追尾用ア
ンテナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の姿勢方
位推定フィルタにおける信号処理の概略を示したブロッ
ク図である。

【図１５】 本発明の実施の形態１０による衛星追尾用
アンテナ制御装置に設けられた姿勢方位推定手段の姿勢
方位推定フィルタにおける信号処理の概略を示したブロ
ック図である。

【図１６】 従来の衛星追尾装置の構成を示したブロッ
ク図である。

【符号の説明】

１ 姿勢方位推定手段、２ 衛星絶対方向算出手段、３
衛星相対方向算出手段、４ アンテナ駆動装置、５，
３２ 衛星相対方向探索手段、６ 衛星追尾用アンテ
ナ、７ 移動体のアンテナ取り付け面、８ 衛星、９
３軸ジャイロ、１０ 角速度算出部、１１ 姿勢方位角
速度推定部、１２ 積分演算部、１３ 回転系帰還入力
算出部、１４ ３軸加速度計、１５ 座標変換部、１６
絶対姿勢参照値算出部、１７ 絶対方位参照値算出
部、１８ 磁気コンパス、１９ ＧＰＳ受信機、２０
座標変換部、２１ 並進加速度推定部、２２ 積分演算
部、２３ 測地座標速度推定部、２４ 積分演算部、２
５ 絶対位置参照値算出部、２６ 絶対速度参照値算出
部、２７ 並進系帰還入力算出部、２８ ドリフト誤差
推定部、２９ バイアス誤差推定部、３０，３１ 低域
通過フィルタ。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 山田 克彦 東京都千代田区丸の内二丁目２番３号 三 菱電機株式会社内 (72)発明者 福島 知朗 東京都千代田区丸の内二丁目２番３号 三 菱電機株式会社内 Ｆターム(参考） 5J021 AA01 BA01 DA02 EA04 FA13 FA19 HA03 HA07 JA10 5J062 BB04 CC07 FF04 FF06

Claims (8)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 アンテナあるいはアンテナビームの方位
   角及び仰角に基づいて移動体の絶対姿勢および絶対方位
   を推定する姿勢方位推定手段と、 上記移動体の絶対位置と追尾対象の衛星の絶対位置とか
   ら上記衛星の方位角および仰角を算出する衛星絶対方向
   算出手段と、 上記姿勢方位推定手段により推定された上記絶対姿勢お
   よび上記絶対方位、および、上記衛星絶対方向算出手段
   により算出された上記方位角および上記仰角から、上記
   移動体に対する上記衛星の方位角および仰角を算出する
   衛星相対方向算出手段と、 算出された上記方位角および上記仰角の方向にアンテナ
   あるいはアンテナビームを駆動するアンテナ駆動手段
   と、 上記衛星から送信される信号の受信レベルを用いて衛星
   相対方向を探索する衛星相対方向探索手段とを備えた衛
   星追尾用アンテナ制御装置であって、 上記姿勢方位推定手段は、 上記移動体の３軸まわりの回転角速度を検出する角速度
   センサと、 上記移動体の３軸方向の並進加速度を検出する加速度セ
   ンサと、 上記移動体の絶対方位を検出する磁気方位センサと、 上記移動体の絶対位置を検出するＧＰＳ受信機と、 上記移動体の絶対姿勢を推定する姿勢推定フィルタと、 上記移動体の絶対方位を推定する方位推定フィルタとを
   備え、 上記アンテナ駆動手段は、 上記衛星相対方向算出手段から得られた衛星相対方向に
   アンテナあるいはアンテナビームを駆動するとともに、
   当該衛星相対方向に上記衛星相対方向探索手段から得ら
   れた衛星相対方向を重畳した方向にアンテナあるいはア
   ンテナビームを駆動して衛星を指向し、その際の移動体
   に対するアンテナあるいはアンテナビームの方位角およ
   び仰角を前記姿勢方位推定手段へ入力し、 上記姿勢方位推定手段は、 上記姿勢推定フィルタにおいて、上記加速度センサの検
   出値から絶対姿勢参照値を推定して帰還系を構成すると
   ともに、 上記方位推定フィルタにおいて、上記磁気方位センサの
   検出値、上記ＧＰＳ受信機の受信値、および、上記アン
   テナ駆動手段から入力された方位角および仰角のいずれ
   かから絶対方位参照値を推定して帰還系を構成すること
   を特徴とする衛星追尾用アンテナ制御装置。
2. 【請求項２】 アンテナあるいはアンテナビームの方位
   角及び仰角に基づいて移動体の絶対姿勢および絶対方位
   を推定する姿勢方位推定手段と、 上記移動体の絶対位置と追尾対象の衛星の絶対位置とか
   ら上記衛星の方位角および仰角を算出する衛星絶対方向
   算出手段と、 上記姿勢方位推定手段により推定された上記絶対姿勢お
   よび上記絶対方位、および、上記衛星絶対方向算出手段
   により算出された上記方位角および上記仰角から、上記
   移動体に対する上記衛星の方位角および仰角を算出する
   衛星相対方向算出手段と、 算出された上記方位角および上記仰角の方向にアンテナ
   あるいはアンテナビームを駆動するアンテナ駆動手段
   と、 上記衛星から送信される信号の受信レベルを用いて衛星
   相対方向を探索する衛星相対方向探索手段とを備えた衛
   星追尾用アンテナ制御装置であって、 上記姿勢方位推定手段は、 上記移動体の３軸まわりの回転角速度を検出する角速度
   センサと、 上記移動体の３軸方向の並進加速度を検出する加速度セ
   ンサと、 上記移動体の絶対方位を検出する磁気方位センサと、 上記移動体の絶対位置を検出するＧＰＳ受信機と、 上記移動体の絶対姿勢を推定する姿勢推定フィルタと、 上記移動体の絶対方位を推定する方位推定フィルタとを
   備え、 上記アンテナ駆動手段は、上記衛星相対方向算出手段か
   ら得られた衛星相対方向にアンテナあるいはアンテナビ
   ームを駆動し、 上記衛星相対方向探索手段は、上記衛星から送信される
   信号の受信レベルを用いて衛星相対方向を探索するとと
   もに、その方向を上記衛星相対方向算出手段より得られ
   た衛星相対方向に重畳して衛星相対方向を補正し、その
   補正した移動体に対するアンテナあるいはアンテナビー
   ムの方位角および仰角を上記姿勢方位推定手段へ入力
   し、 上記姿勢方位推定手段は、 上記姿勢推定フィルタにおいて、上記加速度センサの検
   出値から絶対姿勢参照値を推定して帰還系を構成すると
   ともに、 上記方位推定フィルタにおいて、上記磁気方位センサの
   検出値、ＧＰＳ受信値、および、上記衛星相対方向探索
   手段から入力された方位角および仰角のいずれかから絶
   対方位参照値を推定して帰還系を構成することを特徴と
   する衛星追尾用アンテナ制御装置。
3. 【請求項３】 上記姿勢方位推定手段において、上記姿
   勢推定フィルタおよび上記方位推定フィルタにおける帰
   還入力から姿勢、方位軸に関する上記角速度センサのド
   リフト誤差を推定するとともに、上記移動体の並進速度
   推定値、並進加速度推定値、ＧＰＳ受信時、非受信時、
   および、衛星見通し時、非見通し時の場合に応じて、上
   記姿勢推定フィルタにおける帰還系および上記方位推定
   フィルタにおける帰還系を各姿勢方位軸に関して独立に
   切断するとともに、切断時においてはこれまでの帰還入
   力から推定した上記角速度センサのドリフト誤差を入力
   して補償することを特徴とする請求項１または２に記載
   の衛星追尾用アンテナ制御装置。
4. 【請求項４】 上記姿勢方位推定手段において、帰還入
   力から推定した上記角速度センサのドリフト誤差に対し
   て、各姿勢方位軸に備えた角速度センサのドリフト特性
   に応じた低域通過フィルタを適用することを特徴とする
   請求項３に記載の衛星追尾用アンテナ制御装置。
5. 【請求項５】 上記衛星の方位角および仰角、上記姿勢
   方位推定手段によって推定された上記移動体の絶対姿
   勢、上記衛星見通し時において上記アンテナ駆動手段あ
   るいは上記衛星相対方向探索手段から入力された方位角
   および仰角を用いて、上記移動体の絶対姿勢および絶対
   方位を逐次的に更新して推定し、得られた絶対方位推定
   値を絶対方位参照値とすることを特徴とする請求項１な
   いし４のいずれかに記載の衛星追尾用アンテナ制御装
   置。
6. 【請求項６】 上記衛星の方位角および仰角、上記姿勢
   方位推定手段によって推定された上記移動体の絶対姿
   勢、上記衛星見通し時において上記アンテナ駆動手段あ
   るいは上記衛星相対方向探索手段から入力された方位角
   および仰角を用いて、先ず最小二乗近似の意味で移動体
   の絶対姿勢を推定し、次にその推定値を用いて絶対方位
   参照値を推定することを特徴とする請求項１ないし４の
   いずれかに記載の衛星追尾用アンテナ制御装置。
7. 【請求項７】 上記絶対姿勢推定値を参照して上記姿勢
   推定フィルタにおける帰還系を各姿勢軸に関して独立に
   切断するとともに、切断時においてはこれまでの帰還入
   力から推定した上記角速度センサのドリフト誤差を入力
   して補償することを特徴とする請求項５または６に記載
   の衛星追尾用アンテナ制御装置。
8. 【請求項８】 初期衛星捕捉時、あるいは、衛星非見通
   し時から見通し時への復帰時において、上記姿勢方位推
   定手段における上記方位推定フィルタを、上記アンテナ
   駆動手段あるいは上記衛星相対方向探索手段より得られ
   たアンテナあるいはアンテナビームの方位角および仰角
   を用いて推定した絶対方位推定値で初期化することを特
   徴とする請求項１ないし７のいずれかに記載の衛星追尾
   用アンテナ制御装置。