JP2005181149A - 衛星追尾用アンテナ制御装置 - Google Patents
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Abstract
【課題】 航空機上に設置された衛星追尾用アンテナは、機体の前部に搭載された慣性参照ユニット（ＩＲＵ）が計測した位置、姿勢データにもとづいて制御される。しかし、機体の曲がりやねじれにより、アンテナが正確に制御されないという課題があった。また、ＩＲＵには不規則な応答遅れがあり、これも正確に制御できない一因であった。
【解決手段】 機体１上に設置されたアンテナ架台３に、機体の曲がりや振動の周波数より高速応答性わ有する角速度センサ６をとりつける。ＩＲＵ２の測定した航空機１の位置、姿勢データに加えて、角速度センサ６で得た角度データ、角速度データを加えて機体１の曲げ、ねじれによる制御誤差を修正する。また、ＩＲＵ２の出力は時間平均して不規則応答遅れを取り除いた後、角速度センサ６のデータにより修正して高速応答性をもつデータに補正した。
【選択図】図１
【解決手段】 機体１上に設置されたアンテナ架台３に、機体の曲がりや振動の周波数より高速応答性わ有する角速度センサ６をとりつける。ＩＲＵ２の測定した航空機１の位置、姿勢データに加えて、角速度センサ６で得た角度データ、角速度データを加えて機体１の曲げ、ねじれによる制御誤差を修正する。また、ＩＲＵ２の出力は時間平均して不規則応答遅れを取り除いた後、角速度センサ６のデータにより修正して高速応答性をもつデータに補正した。
【選択図】図１
Description
この発明は、航空機に搭載して衛星を追尾するアンテナの制御装置に関する。
航空機等の移動体に搭載され通信衛星と通信する設備には、この航空機の位置や機首方向の変化があっても、常に通信衛星を追尾するアンテナが用いられている。通信設備の感度を上げるためにはアンテナのビームをより鋭く（狭く）絞ることが必要であるが、この場合、追尾の方向精度をあげなければならないことは当然である。即ち、追尾の精度を向上することは通信設備の感度の向上のため必須の技術である。
このような衛星追尾用アンテナ制御装置の追尾の高精度化に関し、従来の衛星追尾制御装置では，例えば特許文献１（公報中の図１）に示されるように、移動体固定座標系とアンテナのジンバル座標系との間の軸ずれ量を算出し変更することによって高精度なアンテナの衛星追尾制御を行うことができるとしたものがある。
このような衛星追尾用アンテナ制御装置の追尾の高精度化に関し、従来の衛星追尾制御装置では，例えば特許文献１（公報中の図１）に示されるように、移動体固定座標系とアンテナのジンバル座標系との間の軸ずれ量を算出し変更することによって高精度なアンテナの衛星追尾制御を行うことができるとしたものがある。
また、例えば特許文献２（公報中の図１）に示されるように、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、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、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、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、衛星相対方向算出手段から得られた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姿勢方位推定手段１へ入力するアンテナ駆動装置とを備えることで、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としている。
また、例えば特許文献３（公報中の図１）に示されるように制御対象装置であるアンテナのベースに３軸レートジャイロを置くことで船体が動揺しても基準速度信号に一致させてアンテナを空間安定することができるとするものがある。
特開２００３−３７４２４号公報（公報中の図１）
特開２００２−１５８５２５号公報（公報中の図１）
特開昭５０−６１５８９号公報（公報中の図１）
また、例えば特許文献３（公報中の図１）に示されるように制御対象装置であるアンテナのベースに３軸レートジャイロを置くことで船体が動揺しても基準速度信号に一致させてアンテナを空間安定することができるとするものがある。
このような衛星追尾制御装置をもちいて、大型の移動体（例えば長さ５０ｍの航空機）に衛星を追尾するアンテナを搭載する場合、次の問題点があった。
（１）航空機に搭載された慣性航法装置（ＩＮＳ）に含まれ、位置（緯度、経度、高度）と姿勢（ロール、ピッチ、ヘディング角）を高精度に計測するＩＲＵ（慣性参照ユニット）の搭載位置は、一般的に航空機の前頭部（パイロットが操縦する位置）に搭載されるが、衛星を追尾するアンテナは、種々の理由からこの位置からかなり離れた（例えば２０ｍ位）航空機の胴体中央部の機体上側に搭載されることが多い。このためアンテナ位置とＩＲＵの間には相対角度誤差があり、さらに機体には振動や曲がりなど、１度、数Ｈｚ程度の相対変位が発生し、アンテナの追尾精度が低下するという問題があった。
（２）航空機に搭載されたＩＲＵ（慣性参照ユニット）から出力された位置（緯度、経度、高度）と姿勢（ロール、ピッチ、ヘディング角）の信号には、アンテナの角度制御上、無視できないランダムな時間遅れとランダムな更新レート変更（データの更新時間間隔の変更）が大きい場合もあり、この時間遅れを含んだままアンテナの姿勢制御を行うと、飛行機が連続して旋回運動をする場合などに追尾角度誤差が大きくなる問題があった。
（１）航空機に搭載された慣性航法装置（ＩＮＳ）に含まれ、位置（緯度、経度、高度）と姿勢（ロール、ピッチ、ヘディング角）を高精度に計測するＩＲＵ（慣性参照ユニット）の搭載位置は、一般的に航空機の前頭部（パイロットが操縦する位置）に搭載されるが、衛星を追尾するアンテナは、種々の理由からこの位置からかなり離れた（例えば２０ｍ位）航空機の胴体中央部の機体上側に搭載されることが多い。このためアンテナ位置とＩＲＵの間には相対角度誤差があり、さらに機体には振動や曲がりなど、１度、数Ｈｚ程度の相対変位が発生し、アンテナの追尾精度が低下するという問題があった。
（２）航空機に搭載されたＩＲＵ（慣性参照ユニット）から出力された位置（緯度、経度、高度）と姿勢（ロール、ピッチ、ヘディング角）の信号には、アンテナの角度制御上、無視できないランダムな時間遅れとランダムな更新レート変更（データの更新時間間隔の変更）が大きい場合もあり、この時間遅れを含んだままアンテナの姿勢制御を行うと、飛行機が連続して旋回運動をする場合などに追尾角度誤差が大きくなる問題があった。
（３）航空機の機体の改造を極力せずにアンテナを搭載しようとすると、航空機の空力特性に与える影響を小さくする（空力抵抗を大きくしない）ために、アンテナの高さを極力低くする必要がある。アンテナの自由度は航空機の運動と同様に３つの回転自由度があることが望ましいが、３自由度設けるとアンテナ高さを低くすることが構造上難しくなる。アンテナ自由度を方位角と仰角の２自由度で構成するとアンテナ高さを低くすることが可能となるが、幾何学的関係から仰角が高くなったときに方位角が定まらなくなる特異点（キーホール）が発生し、この範囲でのアンテナの衛星追尾が不能となる問題があった。
（４）前述の特異点（キーホール）近傍（例えば、仰角が８０度以上）において、機体振動などの外乱が発生すると、衛星を追尾するアンテナの方位角が大きく揺れて追尾精度が著しく低下する問題があった。
（５）ＩＲＵから出力される姿勢角であるロール軸（Ｘ）、ピッチ軸（Ｙ）、ヨー軸（真方位軸，Ｚ）の３軸の信号は±１８０度の値を出力する。したがって＋１８０度から−１８０度へ（あるいはその逆）の通過において出力値は不連続な値となるため、制御装置においてこの信号をフィルタリング処理する場合、このことを考慮しないと正常な制御ができず例えば追尾が外れるという問題があった。
（４）前述の特異点（キーホール）近傍（例えば、仰角が８０度以上）において、機体振動などの外乱が発生すると、衛星を追尾するアンテナの方位角が大きく揺れて追尾精度が著しく低下する問題があった。
（５）ＩＲＵから出力される姿勢角であるロール軸（Ｘ）、ピッチ軸（Ｙ）、ヨー軸（真方位軸，Ｚ）の３軸の信号は±１８０度の値を出力する。したがって＋１８０度から−１８０度へ（あるいはその逆）の通過において出力値は不連続な値となるため、制御装置においてこの信号をフィルタリング処理する場合、このことを考慮しないと正常な制御ができず例えば追尾が外れるという問題があった。
この発明に係る衛星追尾用アンテナ制御装置は、航空機に搭載され自身の位置と姿勢とを計測する慣性参照ユニット、
前記慣性参照ユニットから離れた前記航空機上に搭載されたアンテナ架台、
前記アンテナ架台上に設置され任意の方向に指向駆動されて通信衛星と通信するアンテナ、
前記アンテナ架台の近傍に設置され前記アンテナ架台の少なくとも２次元の角速度を計測する角速度センサ、
前記慣性参照ユニットの計測した位置信号と姿勢信号を、前記角速度センサの角速度信号を用いて補正した位置信号と姿勢信号とにもとづき前記アンテナを制御することにより、前記航空機の機体のゆがみと前記慣性参照ユニットの計測遅れを補正するものである。
前記慣性参照ユニットから離れた前記航空機上に搭載されたアンテナ架台、
前記アンテナ架台上に設置され任意の方向に指向駆動されて通信衛星と通信するアンテナ、
前記アンテナ架台の近傍に設置され前記アンテナ架台の少なくとも２次元の角速度を計測する角速度センサ、
前記慣性参照ユニットの計測した位置信号と姿勢信号を、前記角速度センサの角速度信号を用いて補正した位置信号と姿勢信号とにもとづき前記アンテナを制御することにより、前記航空機の機体のゆがみと前記慣性参照ユニットの計測遅れを補正するものである。
慣性参照ユニット（ＩＲＵ）の信号の一定の時間遅れを補正することができ、時間平均で見た追尾精度を向上することができる。また、機体振動などの高周波の外乱に対してもアンテナベース近傍に設置した角速度センサで高い周波数まで計測できるため、すばやい応答ができ、高精度なアンテナ追尾制御を実現できる。
また、高仰角のアンテナ姿勢に於いても衛星を精度良く追尾するキーホールフィルタを設けたので、従来に無い高い制御精度を得ることが出来る。
また、高仰角のアンテナ姿勢に於いても衛星を精度良く追尾するキーホールフィルタを設けたので、従来に無い高い制御精度を得ることが出来る。
実施の形態１．
図１は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を説明するため、特にセンサやアンテナの配置について説明し、又、以後に説明する各部の角度等についての定義を示す図である。航空機１（機体という場合もある）の前頭部に航空機１の位置（緯度、経度、高度）と姿勢角（ロール、ピッチ、ヘディング角度）を高精度に計測する慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２が設置されている。ＩＲＵ２は図に示した地表面８（航空機の角度の基準となる局所水平面座標系８は、地球を楕円体とみなして求めた理論的地表面であり、実際の山や海の表面ではない、例えば測地基準系１９８０（ＧＲＳ８０楕円体）などで定義される地球楕円体を基準にしている。）に対する機体の上記データを計測する。
航空機１は、これらのＩＲＵの信号を基に地球上空を飛行する際の位置と姿勢角を得て、目的の航路における飛行を実現している。航空機１の中央部の機体上側には通信衛星と電波の送受信を行うアンテナ５のアンテナベース３が航空機１の機体と構造的に接続、固定されている。
アンテナベース３の上部にはアンテナ５を支持するアンテナ支持機構（ジンバル機構を含む）４が設けられ、アンテナベース３に対しアンテナ５を２自由度、あるいは、３自由度の回転が可能なように支持している。アンテナベース３にはアンテナベースの回転角速度を計測する角速度センサ６が固定されている。この角速度センサ６は３自由度の回転角速度を計測することができる。なお、この角速度センサ６は角速度のみを測定可能なセンサにかぎらず、たとえば角速度センサと加速度センサあるいは方位センサ（磁気コンパス）あるいはＧＰＳなどの位置センサを組み合わせた簡易慣性参照装置でもよい。
図１は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を説明するため、特にセンサやアンテナの配置について説明し、又、以後に説明する各部の角度等についての定義を示す図である。航空機１（機体という場合もある）の前頭部に航空機１の位置（緯度、経度、高度）と姿勢角（ロール、ピッチ、ヘディング角度）を高精度に計測する慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２が設置されている。ＩＲＵ２は図に示した地表面８（航空機の角度の基準となる局所水平面座標系８は、地球を楕円体とみなして求めた理論的地表面であり、実際の山や海の表面ではない、例えば測地基準系１９８０（ＧＲＳ８０楕円体）などで定義される地球楕円体を基準にしている。）に対する機体の上記データを計測する。
航空機１は、これらのＩＲＵの信号を基に地球上空を飛行する際の位置と姿勢角を得て、目的の航路における飛行を実現している。航空機１の中央部の機体上側には通信衛星と電波の送受信を行うアンテナ５のアンテナベース３が航空機１の機体と構造的に接続、固定されている。
アンテナベース３の上部にはアンテナ５を支持するアンテナ支持機構（ジンバル機構を含む）４が設けられ、アンテナベース３に対しアンテナ５を２自由度、あるいは、３自由度の回転が可能なように支持している。アンテナベース３にはアンテナベースの回転角速度を計測する角速度センサ６が固定されている。この角速度センサ６は３自由度の回転角速度を計測することができる。なお、この角速度センサ６は角速度のみを測定可能なセンサにかぎらず、たとえば角速度センサと加速度センサあるいは方位センサ（磁気コンパス）あるいはＧＰＳなどの位置センサを組み合わせた簡易慣性参照装置でもよい。
アンテナベース３とアンテナ５の相対角度を計測する相対角度センサ７がアンテナ支持機構４に取り付けてあり、この相対角度センサ７は、エンコーダやレゾルバなどを用いることができ、さらに、この角度信号を電気的あるいはソフトウェア的に微分して相対角速度を計測することが可能である。なお、ここでは図示していないが、アンテナの駆動機構の自由度が２自由度の場合２個の相対角度センサ７、３自由度の場合は３個の相対角度センサ７が設置される。
一般に、大型機ではエアポケットなどの空力的な外乱が発生することで、機体に大きな曲げ振動またはねじれ振動を生じる。その周波数は数Ｈｚの曲げねじり振動を生じ、アンテナベース３と慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２との相対角度も１度程度の変動を生じる。これに対し、航空機１の位置と姿勢角を高精度に計測する慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の出力信号は、精度は高いが、出力される信号のサンプリングレートや周波数応答特性がアンテナ５の要求される角度精度に比して十分には短くも高くもない。さらに、大型の航空機の場合アンテナ５と慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２は互いにかなり離れた位置（ときには５０ｍ以上）に設置される可能性があるため、慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２だけではアンテナベース３の位置における位置と姿勢の情報を正確に計測できない。
一般に、大型機ではエアポケットなどの空力的な外乱が発生することで、機体に大きな曲げ振動またはねじれ振動を生じる。その周波数は数Ｈｚの曲げねじり振動を生じ、アンテナベース３と慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２との相対角度も１度程度の変動を生じる。これに対し、航空機１の位置と姿勢角を高精度に計測する慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の出力信号は、精度は高いが、出力される信号のサンプリングレートや周波数応答特性がアンテナ５の要求される角度精度に比して十分には短くも高くもない。さらに、大型の航空機の場合アンテナ５と慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２は互いにかなり離れた位置（ときには５０ｍ以上）に設置される可能性があるため、慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２だけではアンテナベース３の位置における位置と姿勢の情報を正確に計測できない。
図１に示したアンテナ周りの各センサの精度はアンテナの要求精度を満たすものを用いる。また、その応答速度は機体の曲げねじれ周波数より速いものを用いる。アンテナベース３に設けた角速度あるいは角度を高サンプリングレートで、かつ、高い周波数応答まで計測できるセンサ６を設けることで、機体振動などの外乱が機体１に生じても、慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の信号とセンサ６の信号を後述するように組み合わせることで、アンテナベース３の箇所の角度が高精度で求められる。さらに、アンテナベース３とアンテナ５の相対角度はアンテナ支持機構に設けた相対角度センサ７により高精度かつ高周波数応答で計測できるため、アンテナ５を常に通信衛星の方向に高精度に追尾させることができる。
図１における各角度（ここではまず仰角のみ）の定義について説明する。
θ ：理論地表面８に対するアンテナ５の指向角度（仰角）。
Δθ：アンテナ仰角θの目標からの指向誤差。
θＢ：地表８に対するアンテナベース３の角度。
θＧ：アンテナベース３に対するジンバル角度。
θＴ：目標指向角度（衛星の仰角）。
θＡ：地表８に対する航空機１の角度。
θ ：理論地表面８に対するアンテナ５の指向角度（仰角）。
Δθ：アンテナ仰角θの目標からの指向誤差。
θＢ：地表８に対するアンテナベース３の角度。
θＧ：アンテナベース３に対するジンバル角度。
θＴ：目標指向角度（衛星の仰角）。
θＡ：地表８に対する航空機１の角度。
次に、上記に説明したセンサの信号を処理する手段について説明する。
図２は衛星追尾用アンテナ制御装置の制御系全体を示すブロック図である。
航空機の前部に設置された慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２からは、機体１のロール、ピッチ、ヘディング角度を示す姿勢角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０が出力される。
この各信号には前述したとおりランダムな時間遅れが含まれるている。これらの姿勢角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０は姿勢推定フィルタ１２に入力される。機体１のＩＲＵから離れた位置のアンテナベース３に設置された角速度センサ（レートジャイロとも言う）６の出力電圧は電圧から角速度へ変換され、また取り付け角度補正器９により変換されてレートジャイロの角速度信号（ωＢＸ，ωＢＹ，ωＢＺ）１１を出力する。ここでωＢＸ，ωＢＹ，ωＢＺはそれぞれ機体１のＸ，Ｙ，Ｚ軸回りレートジャイロ角速度である。
例えば、一例として、V Gをジャイロ出力(V), Voffをオフセット電源電圧(V), ωGを角速度(deg／s), SFを感度(V／(deg/s))とすると、レートジャイロはＸ（ロール）軸、Ｙ（ピッチ）軸、Ｚ（ヨー）軸の３軸あるのでジャイロ出力電圧VGから角速度ωGへの変換は次式のようになる。
図２は衛星追尾用アンテナ制御装置の制御系全体を示すブロック図である。
航空機の前部に設置された慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２からは、機体１のロール、ピッチ、ヘディング角度を示す姿勢角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０が出力される。
この各信号には前述したとおりランダムな時間遅れが含まれるている。これらの姿勢角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０は姿勢推定フィルタ１２に入力される。機体１のＩＲＵから離れた位置のアンテナベース３に設置された角速度センサ（レートジャイロとも言う）６の出力電圧は電圧から角速度へ変換され、また取り付け角度補正器９により変換されてレートジャイロの角速度信号（ωＢＸ，ωＢＹ，ωＢＺ）１１を出力する。ここでωＢＸ，ωＢＹ，ωＢＺはそれぞれ機体１のＸ，Ｙ，Ｚ軸回りレートジャイロ角速度である。
例えば、一例として、V Gをジャイロ出力(V), Voffをオフセット電源電圧(V), ωGを角速度(deg／s), SFを感度(V／(deg/s))とすると、レートジャイロはＸ（ロール）軸、Ｙ（ピッチ）軸、Ｚ（ヨー）軸の３軸あるのでジャイロ出力電圧VGから角速度ωGへの変換は次式のようになる。
レートジャイロ６を取り付けた面の座標系（アンテナベース３の座標系）から、機体１の座標系への変換（アンテナベースを傾けて設置した場合）は、例えば、次式により算出できる。すなわち、機体座標系をX軸回りにΦ G回転した後、Ｙ軸回りにΘG回転し、更にZ軸回りにΨG回転することで得られる。
以上の式（１）と式（２）を組み合わせたものが図２に示す電圧から角速度への変換および取り付け角度補正器９の一例となる。
図３は図２の姿勢推定フィルタ１２の内部構成を示したブロック図である。ＩＲＵ２の角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０はそれぞれロール角度、ピッチ角度、ヘディング角度を示すが、いずれの信号にもランダムな時間遅れが含まれている。これらのＩＲＵ２の角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０は各々ＩＲＵ遅れ時間補正器２７、２８、２９の出力との差分を計算した後にロール軸信号用フィルタ２０、ピッチ軸信号用フィルタ２１、ヨー軸信号用フィルタ２２に入力される。各フィルタ２０、２１、２２のブロック図に示されるωFpは比例ゲイン(rad/s)、ωFiは積分ゲイン、sはラプラス演算子である。また、時間遅れ補正器２７，２８，２９のブロック図に示されるe-tXs，e-tＹs，e-tＺsはアンテナ部へ出力する推定姿勢角度（^Φ，^Θ，^Ψ）１３の信号をそれぞれ時間tX ，tY ，tZ 遅らすことを意味している。
図３は図２の姿勢推定フィルタ１２の内部構成を示したブロック図である。ＩＲＵ２の角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０はそれぞれロール角度、ピッチ角度、ヘディング角度を示すが、いずれの信号にもランダムな時間遅れが含まれている。これらのＩＲＵ２の角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０は各々ＩＲＵ遅れ時間補正器２７、２８、２９の出力との差分を計算した後にロール軸信号用フィルタ２０、ピッチ軸信号用フィルタ２１、ヨー軸信号用フィルタ２２に入力される。各フィルタ２０、２１、２２のブロック図に示されるωFpは比例ゲイン(rad/s)、ωFiは積分ゲイン、sはラプラス演算子である。また、時間遅れ補正器２７，２８，２９のブロック図に示されるe-tXs，e-tＹs，e-tＺsはアンテナ部へ出力する推定姿勢角度（^Φ，^Θ，^Ψ）１３の信号をそれぞれ時間tX ，tY ，tZ 遅らすことを意味している。
各フィルタ２０、２１、２２の出力であるドリフト推定値^dx，^dy，^dzはアンテナベース３に設けた角速度センサ６の３軸の出力信号を電圧から角速度への変換をし、更に取り付け角度補正器９により変換したレートジャイロの角速度信号（ωBx，ωBy，ωBz）１１との差分を計算し角速度推定値（^ωBx，^ωBy，^ωBz）１６を算出する。さらに、これらの角速度推定値１６は機体角速度からオイラー角時間微分に変換する座標変換器２３に入力される。さらに、座標変換器２３にはロール角の推定値^Φとピッチ角の推定値^Eが入力される。座標変換器２３からは、オイラー角時間微分推定値（d^Φ/dt，d^Θ/dt，d^Ψ/dt）が出力され、これを積分器２４、２５、２６で積分することで、アンテナ部の推定姿勢角度（^Φ，^Θ，^Ψ）１３が出力される、これとともにアンテナ部の機体角速度推定値（^ωＢＸ，^ωＢＹ，^ωＢＺ）１６も出力として得られる。
図４は機体１に取り付けたレートジャイロ６により計測される角速度を電圧から角速度へ変換し、更に取り付け角度補正器９により変換した角速度信号（ωBx，ωBy，ωBz）１１とＩＲＵ２により計測されるオイラー角（Φ、Θ、Ψ）およびオイラー角時間微分（dΦ/dt，dΘ/dt，dΨ/dt）の関係を示す。なお、オイラー角時間微分は姿勢レートとも呼ぶ。この関係は以下の式で記述できる。図３に示すように以下の式のΦ、Θは推定値１３の^Φ，^Θを用いる。
式（３）はΘ＝９０degで特異点となり、解が求まらなくなるので、Θ＝９０degの近傍では数式（図示しない）条件式で判別して別処理（エラー処理、または９０degに近い範囲のみの特別処理等）を行う。
ここで、各変数をより正しい名称で定義すると次のようになる。
Φ：LLN (Local-Level-north)座標系から機体座標系に（３−２−１）変換する際のロール角
Θ：LLN 座標系から機体座標系に（３−２−１）変換する際のピッチ角
Ψ：LLN座標系から機体座標系に（３−２−１）変換する際のヘッディング角（真方位）
上記 Φ Θ Ψ はＩＲＵ出力である。
また、オイラー角時間微分（姿勢レート）は、
d^Φ/dt：上記ロール角の時間微分、
d^Θ/dt：上記ピッチ角の時間微分、
d^Ψ/dt：上記ヘッディング角（真方位）の時間微分、
また、 機体座標系における角速度は、
ωBx：機体座標系におけるロール角速度、
ωBy：機体座標系におけるピッチ角速度、
ωBz：機体座標系におけるヨー角速度、
ωBx 、ωBy 、ωBz はレートジャイロ出力である。
なお、オイラー角時間微分（＝姿勢レート）から機体角速度への変換は次式で示される。
ここで、各変数をより正しい名称で定義すると次のようになる。
Φ：LLN (Local-Level-north)座標系から機体座標系に（３−２−１）変換する際のロール角
Θ：LLN 座標系から機体座標系に（３−２−１）変換する際のピッチ角
Ψ：LLN座標系から機体座標系に（３−２−１）変換する際のヘッディング角（真方位）
上記 Φ Θ Ψ はＩＲＵ出力である。
また、オイラー角時間微分（姿勢レート）は、
d^Φ/dt：上記ロール角の時間微分、
d^Θ/dt：上記ピッチ角の時間微分、
d^Ψ/dt：上記ヘッディング角（真方位）の時間微分、
また、 機体座標系における角速度は、
ωBx：機体座標系におけるロール角速度、
ωBy：機体座標系におけるピッチ角速度、
ωBz：機体座標系におけるヨー角速度、
ωBx 、ωBy 、ωBz はレートジャイロ出力である。
なお、オイラー角時間微分（＝姿勢レート）から機体角速度への変換は次式で示される。
図５は、図３の姿勢推定フィルタ１２における、ＩＲＵの姿勢角度センサ１０の信号とアンテナ部のレートジャイロ信号１１の周波数を横軸にとり、縦軸にゲインをとったときの、各々が受け持つ周波数帯域の関係を示した図である。ＩＲＵ２の姿勢角度信号１０は０Ｈｚからロール、ピッチ、ヨー軸信号用フィルタ２０、２１、２２に設定される比例ゲインωFp (rad/s)４２の周波数帯域までを受け持ち（図示線４０）、その周波数からωｇ４３まで（図では仮に１０Ｈｚとしている）はレートジャイロ信号１１が受け持つことになる（図示線４１）。
このような構成とすることで、機体振動が生じてアンテナベース３とＩＲＵ２との間に相対的に角度変動が生じても、この角度変動を打ち消すようにアンテナ５を制御することができるので、高精度にアンテナ５を衛星の方向に追尾制御することができる。
さらに、ＩＲＵ２の遅れ時間の平均値を予め求めて（後述する方法でもよいし、ＩＲＵの設計仕様としてわかっている値をもちいてもよい）これを遅れ時間補正器２７、２８、２９に設定することで、ランダムな遅れ時間の影響を小さくして、時間平均的な追尾精度を高精度に保つことができる。
このような構成とすることで、機体振動が生じてアンテナベース３とＩＲＵ２との間に相対的に角度変動が生じても、この角度変動を打ち消すようにアンテナ５を制御することができるので、高精度にアンテナ５を衛星の方向に追尾制御することができる。
さらに、ＩＲＵ２の遅れ時間の平均値を予め求めて（後述する方法でもよいし、ＩＲＵの設計仕様としてわかっている値をもちいてもよい）これを遅れ時間補正器２７、２８、２９に設定することで、ランダムな遅れ時間の影響を小さくして、時間平均的な追尾精度を高精度に保つことができる。
図６に示す姿勢推定フィルタ１２’は図３の姿勢推定フィルタ１２をさらに高精度にするために座標変換２３’を追加した場合の構成例である。図３の姿勢推定フィルタ１２では、計算を高速化するため座標変換の一部を省略している。
例えば、ロール軸信号用フィルタ２０にＩＲＵの角度信号（〜Φ）１０とＩＲＵ遅れ時間補正器２７の出力の差分値が入力され、出力としてドリフト推定値^dxが得られ、このドリフト推定値^dxとレートジャイロの角速度信号（ωBx）１１の差分を座標変換器２３に入力している。この際、ドリフト推定値^dxとレートジャイロの角速度信号（ωBx）１１の座標系が完全に一致していないため、例えば、航空機が８０deg程度傾いたままの状態を保持し続けると、誤差が増大しアンテナ部の推定姿勢角度（^Φ，^Θ，^Ψ）１３が発散する現象が起きる。ただし、通常の飛行に於いて大きい傾斜角を、ロール、ピッチ、ヨーの３軸いずれに於いても保持し続けることは無いので図３に示した座標変換を一部省いた姿勢推定フィルタ１２でも出力値は発散することは無い。
例えば、ロール軸信号用フィルタ２０にＩＲＵの角度信号（〜Φ）１０とＩＲＵ遅れ時間補正器２７の出力の差分値が入力され、出力としてドリフト推定値^dxが得られ、このドリフト推定値^dxとレートジャイロの角速度信号（ωBx）１１の差分を座標変換器２３に入力している。この際、ドリフト推定値^dxとレートジャイロの角速度信号（ωBx）１１の座標系が完全に一致していないため、例えば、航空機が８０deg程度傾いたままの状態を保持し続けると、誤差が増大しアンテナ部の推定姿勢角度（^Φ，^Θ，^Ψ）１３が発散する現象が起きる。ただし、通常の飛行に於いて大きい傾斜角を、ロール、ピッチ、ヨーの３軸いずれに於いても保持し続けることは無いので図３に示した座標変換を一部省いた姿勢推定フィルタ１２でも出力値は発散することは無い。
一方、図６に示した構成の姿勢推定フィルタ１２’は図３の姿勢推定フィルタ１２で演算の高速化のために一部省略していた座標変換を加えたものである。レートジャイロの角速度信号（ωBx，ωBy，ωBz）１１は座標変換器２３により機体角速度からオイラー角時間微分への変換が行われる。これらの（dΦ/dt，dΘ/dt，dΨ/dt）は、ドリフト推定値^dx，^dy，^dzとの差分演算に用いられる。そして、積分器２４，２５，２６およびＩＲＵ遅れ時間補正器２７，２８，２９のフィードバックループにより推定されるオイラー角時間微分推定値（d^Φ/dt，d^Θ/dt，d^Ψ/dt）の信号を取り出し、座標変換器２３’に入力しオイラー角時間微分から機体角速度への変換を行い角速度推定値（^ωBx，^ωBy，^ωBz）１６の出力が得られる。同様に、オイラー角時間微分推定値（d^Φ/dt，d^Θ/dt，d^Ψ/dt）を積分した値がアンテナ部の推定姿勢角度（^Φ，^Θ，^Ψ）１３として出力される。
以上のように構成した姿勢推定フィルタ１２’は、例えばロール軸が８９degの状態を保持し続けても出力は発散しない。これによりアンテナの追尾制御をより安定に高精度に行うことが可能である。搭載する計算機に演算能力が十分ある場合は、図３の構成の変わりに図６の構成の姿勢推定フィルタ１２’を用いることが有効である。
なお、図３の姿勢推定フィルタ１２および図６の姿勢推定フィルタ１２’共に宙返りなどを行いロール角度Θが９０degになると（実際の装置では９０度にきわめて近くなると）座標変換器２３の演算が不定となるため、この場合は別処理が必要となるがこれについては後述する。
以上のように構成した姿勢推定フィルタ１２’は、例えばロール軸が８９degの状態を保持し続けても出力は発散しない。これによりアンテナの追尾制御をより安定に高精度に行うことが可能である。搭載する計算機に演算能力が十分ある場合は、図３の構成の変わりに図６の構成の姿勢推定フィルタ１２’を用いることが有効である。
なお、図３の姿勢推定フィルタ１２および図６の姿勢推定フィルタ１２’共に宙返りなどを行いロール角度Θが９０degになると（実際の装置では９０度にきわめて近くなると）座標変換器２３の演算が不定となるため、この場合は別処理が必要となるがこれについては後述する。
再び、図２の全体のブロック図に戻る。姿勢推定フィルタ１２の出力である推定姿勢角度（^Φ，^Θ，^Ψ）１３は座標変換器１５に入力される。さらに、座標変換器１５にはＩＲＵ２の出力である航空機の緯度、経度、高度などの信号、および、ここには図示していないが航空機の指令装置から衛星の緯度、経度などの信号が入力される。座標変換器１５は以上の入力に基づきアンテナの仰角指令値^θELと方位角指令値^θAZを算出する。その計算方法の一例を手順に従って示すと以下のようになる。
（手順１）
航空機の緯度における卯酉(ボウユウ)線の曲率半径RAの計算
（手順１）
航空機の緯度における卯酉(ボウユウ)線の曲率半径RAの計算
ここで、Re：赤道半径、e2：楕円体の離心率、ψA：航空機の緯度 である。
（手順２）
衛星の緯度における卯酉(ボウユウ)線の曲率半径RSの計算
（手順２）
衛星の緯度における卯酉(ボウユウ)線の曲率半径RSの計算
ここで、ψS：衛星の緯度 である。
（手順３）
地球固定座標系における航空機位置の算出、
地球固定座標系における直交座標と測地座標の関係式。
（手順３）
地球固定座標系における航空機位置の算出、
地球固定座標系における直交座標と測地座標の関係式。
ここで、
(ExA , EyA , EzA )：地球固定座標系における航空機の質量中心の座標位置
(ψA , λA , hA )：地球固定座標系における航空機の質量中心の測地座標位置
ψA ：航空機の緯度、λA ：航空機の経度、hA：航空機の高度
（手順４）
地球固定座標系における衛星位置の算出、
地球固定座標系と測地座標系の間の関係式。
(ExA , EyA , EzA )：地球固定座標系における航空機の質量中心の座標位置
(ψA , λA , hA )：地球固定座標系における航空機の質量中心の測地座標位置
ψA ：航空機の緯度、λA ：航空機の経度、hA：航空機の高度
（手順４）
地球固定座標系における衛星位置の算出、
地球固定座標系と測地座標系の間の関係式。
ここで、
(ExS , E yS , EzS )：地球固定座標系における衛星の質量中心の座標位置、
(ψS, λS , hS )：地球固定座標系における衛星の質量中心の測地座標位置、
ψS ：衛星の緯度、λS ：衛星の経度、hS ：衛星の高度 である。
（手順５）
地球固定座標系における航空機と衛星の相対位置の算出（航空機から見た衛星の指向方向）
(ExS , E yS , EzS )：地球固定座標系における衛星の質量中心の座標位置、
(ψS, λS , hS )：地球固定座標系における衛星の質量中心の測地座標位置、
ψS ：衛星の緯度、λS ：衛星の経度、hS ：衛星の高度 である。
（手順５）
地球固定座標系における航空機と衛星の相対位置の算出（航空機から見た衛星の指向方向）
（手順６）
ＬＬＮ座標系における航空機と衛星の相対位置の算出（航空機から見た衛星の指向方向）
地球固定座標系からＬＬＮ座標系への変換は、地球固定座標系をZ軸回りにλA回転した後、Ｙ軸回りに-π／２-ψA 回転することで得られる。
ＬＬＮ座標系における航空機と衛星の相対位置の算出（航空機から見た衛星の指向方向）
地球固定座標系からＬＬＮ座標系への変換は、地球固定座標系をZ軸回りにλA回転した後、Ｙ軸回りに-π／２-ψA 回転することで得られる。
（手順７）
機体座標系における航空機と衛星の相対位置の算出（航空機から見た衛星の指向方向）
LLN座標系をZ軸回りにΨ回転した後、Ｙ軸回りにΘ回転した後、X軸回りにΦ 回転することで得られる。
なお、機体座標系でXB軸回り:ロール角Φ、YB軸周り：ピッチ角Θ、ZB軸回り：ヘッディング角Ψである。
機体座標系における航空機と衛星の相対位置の算出（航空機から見た衛星の指向方向）
LLN座標系をZ軸回りにΨ回転した後、Ｙ軸回りにΘ回転した後、X軸回りにΦ 回転することで得られる。
なお、機体座標系でXB軸回り:ロール角Φ、YB軸周り：ピッチ角Θ、ZB軸回り：ヘッディング角Ψである。
（手順８）
アンテナ座標系における航空機と衛星の相対位置の算出（航空機から見た衛星の指向方向）
および、取付面補正、さらに、アンテナベース３と慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の間の取り付け補正角度ΔΨ、ΔΘ、ΔΦの取り付け面補正を行う。
アンテナ座標系における航空機と衛星の相対位置の算出（航空機から見た衛星の指向方向）
および、取付面補正、さらに、アンテナベース３と慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の間の取り付け補正角度ΔΨ、ΔΘ、ΔΦの取り付け面補正を行う。
（手順９）
アンテナ座標系における航空機のロール、ピッチ、ヘディング回転のＡＺ，ＥＬ角への変換、（航空機搭載のＡＺ−ＥＬアンテナから見た衛星の指向角度）
注意：ＡＺ軸回りは機首方向（AX軸）を０degとしてBZ軸に逆回転を正方向としてqAZ角を定義している。その角度範囲は−１８０〜＋１８０degである。EL軸角度はAX- AY平面を０degとしてAZ軸に向けて正方向としている。角度範囲は０〜９０degである。
アンテナ座標系における航空機のロール、ピッチ、ヘディング回転のＡＺ，ＥＬ角への変換、（航空機搭載のＡＺ−ＥＬアンテナから見た衛星の指向角度）
注意：ＡＺ軸回りは機首方向（AX軸）を０degとしてBZ軸に逆回転を正方向としてqAZ角を定義している。その角度範囲は−１８０〜＋１８０degである。EL軸角度はAX- AY平面を０degとしてAZ軸に向けて正方向としている。角度範囲は０〜９０degである。
以上の式（１３）と（１４）に示すAθAZとAθELが図２の方位角指令値（^θAZ）１２０と仰角指令値（^θEL）１２２にあたる。
座標変換器１７は以上の計算により求まった方位角指令値（^θAZ）１２０と、仰角指令値（^θEL）１２２の入力に基づき、角速度推定値（^ωBx，^ωBy，^ωBz）１６をアンテナの仰角角速度指令値（^ωEL）１２７と方位角角速度指令値（^θAZ）１２４とを算出する。計算式は次のようになる。
座標変換器１７は以上の計算により求まった方位角指令値（^θAZ）１２０と、仰角指令値（^θEL）１２２の入力に基づき、角速度推定値（^ωBx，^ωBy，^ωBz）１６をアンテナの仰角角速度指令値（^ωEL）１２７と方位角角速度指令値（^θAZ）１２４とを算出する。計算式は次のようになる。
以上のように座標変換器１５で求まる仰角、方位角度指令値（AθAZ）１２０と（AθEL）１２２と座標変換器１７で求まる角速度（^ωAZ，）１２４，（^ωEL）１２７を仰角ジンバルサーボ制御器１８および方位角ジンバルサーボ制御器１９の空間安定入力として用いることができる。なお、式（１５）において^θEL=９０degの場合tan^θELの解が求まらないので別処理が必要である。
このように、姿勢推定フィルタ１２を構成することで慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の信号の一定の時間遅れを補正することができ、時間平均で見た追尾精度を向上することができる。また、機体振動などの高周波の外乱に対してもアンテナベース３近傍に設置した角速度センサ６で高い周波数まで計測できるため、すばやい応答ができ、高精度なアンテナ追尾制御を実現できる。
なお、図１において角速度センサ６はアンテナベース３に設けるとしているが、各速度センサ６をアンテナ５の上に設けることでも同様に高精度なアンテナの追尾制御が可能である。
このように、姿勢推定フィルタ１２を構成することで慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の信号の一定の時間遅れを補正することができ、時間平均で見た追尾精度を向上することができる。また、機体振動などの高周波の外乱に対してもアンテナベース３近傍に設置した角速度センサ６で高い周波数まで計測できるため、すばやい応答ができ、高精度なアンテナ追尾制御を実現できる。
なお、図１において角速度センサ６はアンテナベース３に設けるとしているが、各速度センサ６をアンテナ５の上に設けることでも同様に高精度なアンテナの追尾制御が可能である。
実施の形態２．
図７は本発明の実施の形態２による衛星追尾用アンテナの受信する電波の強度分布を示す概念図である。アンテナの自由度は２自由度あるが、ここでは１軸のアンテナを衛星指向方向に微小にΔθ振った場合の電波強度の分布を示している。現時点での受信強度の分布は角度Ｘ２を頂点とした２次曲線で示し、＋Δθ角度を変更した場合はＸ３を頂点とした２次曲線、−Δθ角度を変更した場合はＸ１を頂点とした２次曲線を示している。各々のアンテナ角度における電波の受信強度はＹ２，Ｙ３，Ｙ１である。このＸ１，Ｘ２，Ｘ３の角度と電波強度Ｙ１，Ｙ２，Ｙ３を計測することで、これらを元に、最も電波強度が強くなる真の衛星方向を算出することができる。一例として次の計算を行うことで現在のＸ２角度から真の衛星方向との角度誤差Ｅｒｒが求まる。
図７は本発明の実施の形態２による衛星追尾用アンテナの受信する電波の強度分布を示す概念図である。アンテナの自由度は２自由度あるが、ここでは１軸のアンテナを衛星指向方向に微小にΔθ振った場合の電波強度の分布を示している。現時点での受信強度の分布は角度Ｘ２を頂点とした２次曲線で示し、＋Δθ角度を変更した場合はＸ３を頂点とした２次曲線、−Δθ角度を変更した場合はＸ１を頂点とした２次曲線を示している。各々のアンテナ角度における電波の受信強度はＹ２，Ｙ３，Ｙ１である。このＸ１，Ｘ２，Ｘ３の角度と電波強度Ｙ１，Ｙ２，Ｙ３を計測することで、これらを元に、最も電波強度が強くなる真の衛星方向を算出することができる。一例として次の計算を行うことで現在のＸ２角度から真の衛星方向との角度誤差Ｅｒｒが求まる。
アンテナの指向方向に微小変位±Δθを与え、このときの通信衛星からの受信電波の強度変化にもとづいて、上記のようにアンテナの指向方向の誤差を求め、この誤差を修正する手段を、電波強度にもとづくアンテナ指向方向制御手段という。
このようにして、必要に応じてより精度の高い衛星指向方向を受信電波の強度分布を利用して計測することで、この方向を基準として、アンテナの追尾制御をより高精度に行うことができる。アンテナを微小角度Δθ振っている間は電波強度が低下するため通信量が低下する、このためアンテナ強度の分布計測はある一定時間間隔以上、あるいは、外乱で衛星方向を見失ったときなどに行い、それ以外の時間は前述の姿勢推定フィルタの出力で衛星追尾することで、長時間に渡り高精度にアンテナの追尾制御が可能である。
このようにして、必要に応じてより精度の高い衛星指向方向を受信電波の強度分布を利用して計測することで、この方向を基準として、アンテナの追尾制御をより高精度に行うことができる。アンテナを微小角度Δθ振っている間は電波強度が低下するため通信量が低下する、このためアンテナ強度の分布計測はある一定時間間隔以上、あるいは、外乱で衛星方向を見失ったときなどに行い、それ以外の時間は前述の姿勢推定フィルタの出力で衛星追尾することで、長時間に渡り高精度にアンテナの追尾制御が可能である。
実施の形態３．
図８は本発明の実施の形態３による衛星追尾用アンテナのベース部に傾斜角度センサ９を設けた場合の俯瞰図である。アンテナベース３には角速度センサ６が設けられているが、この角速度センサ６と航空機１の前部に設置される慣性参照ユニット２の相対的な３軸の角度関係は追尾精度に大きく影響する。その関係は前述の式（１２）に示される。アンテナベース６と慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の間の取り付け補正角度ΔΨ、ΔΘ、ΔΦの取り付け面補正のうち、ロール角度ΔΨとピッチ角度ΔΘはアンテナベース部３に傾斜角度センサ９を設けることで高精度に計測可能である。例えば、直流成分から計測可能なサーボ式加速度計などを傾斜角度センサ９に用いると、重力加速度を規範に傾斜角度が高精度に計測可能である。また、ヘディング角度ΔΦは重力を用いる傾斜角度センサでは計測できないので、精度が低い場合は磁気センサなどが利用できるが、より高精度なアンテナベース３の航空機１への取り付けは、幾何学的あるいは光学的な位置計測センサを用いて慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２とアンテナベース３の相対的な位置関係を高精度に計測し、アンテナベース３を航空機１に設置する必要がある。
このように、アンテナベース３に傾斜角度センサを設けることで少なくとも２軸（ロール、ピッチ軸）の航空機への取り付けを容易にすることが出来ると共に、アンテナを高精度に追尾することができる。
図８は本発明の実施の形態３による衛星追尾用アンテナのベース部に傾斜角度センサ９を設けた場合の俯瞰図である。アンテナベース３には角速度センサ６が設けられているが、この角速度センサ６と航空機１の前部に設置される慣性参照ユニット２の相対的な３軸の角度関係は追尾精度に大きく影響する。その関係は前述の式（１２）に示される。アンテナベース６と慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の間の取り付け補正角度ΔΨ、ΔΘ、ΔΦの取り付け面補正のうち、ロール角度ΔΨとピッチ角度ΔΘはアンテナベース部３に傾斜角度センサ９を設けることで高精度に計測可能である。例えば、直流成分から計測可能なサーボ式加速度計などを傾斜角度センサ９に用いると、重力加速度を規範に傾斜角度が高精度に計測可能である。また、ヘディング角度ΔΦは重力を用いる傾斜角度センサでは計測できないので、精度が低い場合は磁気センサなどが利用できるが、より高精度なアンテナベース３の航空機１への取り付けは、幾何学的あるいは光学的な位置計測センサを用いて慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２とアンテナベース３の相対的な位置関係を高精度に計測し、アンテナベース３を航空機１に設置する必要がある。
このように、アンテナベース３に傾斜角度センサを設けることで少なくとも２軸（ロール、ピッチ軸）の航空機への取り付けを容易にすることが出来ると共に、アンテナを高精度に追尾することができる。
実施の形態４．
図９は本発明の実施の形態４による衛星追尾用アンテナ制御装置における慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の角度出力信号と姿勢推定フィルタの出力角度信号の一例を示す時刻歴応答波形である。ＩＲＵ出力ヘディング角度信号の一例８０は、航空機１が旋回を続けると＋１８０deg以上になったとき−１８０degに値が不連続に切り替わる。同様に−１８０deg以下になったときは不連続に＋１８０degに値が切り替わる。ＩＲＵの角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０はいずれの値も角度信号であるため±１８０degの値を出力する。この不連続な±１８０degの切り替えを有する信号を姿勢推定フィルタ１２に入力すると、例えば図９（ａ）の姿勢推定フィルタ出力ヘディング角度信号８１のように衛星追尾用アンテナ制御装置の起動時にいきなりＩＲＵのヘディング角度信号（〜Ψ）が−１８０degなどの値を持つと、ローパスフィルタに対するステップ入力の応答となり低周波の振動を生じる。さらに、ＩＲＵのヘディング角度信号（〜Ψ）の±１８０degの折返しで生じてはいけない振動波形を出力する。
図１０は本実施の形態による衛星追尾用アンテナ制御装置における姿勢推定フィルタ１２に対し、初期化処理と±１８０deg折返し処理を追加したブロック図を示したものである。この図では例えばＩＲＵのヘディング角度信号（〜Ψ）が±１８０degの折返しを生じる場合を示している。一般の旅客機では、旋回によりヘディング角度（〜Ψ）は１８０deg以上連続で回転するが、ロール（〜Φ）とピッチ（〜Θ）は宙返りなどの特殊な飛行を行なわない限り±９０deg以下であり、不連続点は生じない。
図９は本発明の実施の形態４による衛星追尾用アンテナ制御装置における慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２の角度出力信号と姿勢推定フィルタの出力角度信号の一例を示す時刻歴応答波形である。ＩＲＵ出力ヘディング角度信号の一例８０は、航空機１が旋回を続けると＋１８０deg以上になったとき−１８０degに値が不連続に切り替わる。同様に−１８０deg以下になったときは不連続に＋１８０degに値が切り替わる。ＩＲＵの角度信号（〜Φ，〜Θ，〜Ψ）１０はいずれの値も角度信号であるため±１８０degの値を出力する。この不連続な±１８０degの切り替えを有する信号を姿勢推定フィルタ１２に入力すると、例えば図９（ａ）の姿勢推定フィルタ出力ヘディング角度信号８１のように衛星追尾用アンテナ制御装置の起動時にいきなりＩＲＵのヘディング角度信号（〜Ψ）が−１８０degなどの値を持つと、ローパスフィルタに対するステップ入力の応答となり低周波の振動を生じる。さらに、ＩＲＵのヘディング角度信号（〜Ψ）の±１８０degの折返しで生じてはいけない振動波形を出力する。
図１０は本実施の形態による衛星追尾用アンテナ制御装置における姿勢推定フィルタ１２に対し、初期化処理と±１８０deg折返し処理を追加したブロック図を示したものである。この図では例えばＩＲＵのヘディング角度信号（〜Ψ）が±１８０degの折返しを生じる場合を示している。一般の旅客機では、旋回によりヘディング角度（〜Ψ）は１８０deg以上連続で回転するが、ロール（〜Φ）とピッチ（〜Θ）は宙返りなどの特殊な飛行を行なわない限り±９０deg以下であり、不連続点は生じない。
例えば、ＩＲＵのヘディング角度信号（〜Ψ）１０を±１８０deg折返し検出器９０により±１８０degの折返しが生じたか検出する。例えば、ヘディング角度信号（〜Ψ）の差分値をモニタすることで、急に３６０deg相当の値の変化を検出すれば±１８０degの折返しが検出できる。±１８０deg折返し検出器９０の検出信号により、ヨー軸信号用フィルタ１４’の±１８０deg初期化処理、積分器２１’の±１８０deg初期化処理、およびＩＲＵ遅れ時間補正器２４’の±１８０deg初期化処理を行う。具体的には、これらのフィルタがデジタルフィルタで構成される場合は、±１８０degの折返しが生じた時点で前の値を記憶する各バッファの値に対し±３６０degの値を増減することで対処できる。さらに、衛星追尾用アンテナ制御装置が起動された場合、あるいは初期化動作が行われたときは、初期化信号９１によりロール軸信号用フィルタ１２’， ピッチ軸信号用フィルタ１３’， ヨー軸信号用フィルタ１４’，および、積分器１９’，２０’，２１’，および、ＩＲＵ時間遅れ補正器２２’，２３’，２４’の初期化処理を行う。より具体的には、例えばこれらのフィルタ、積分器、遅れ時間補正器がデジタルフィルタで構成される場合、前の値を記憶するバッファの値を入力値に一致するように値を設定することに相当する。
なお、図１０において±１８０deg折返し処理はＩＲＵのヘディング角度信号（〜Ψ）のみに行っているが、同様に、ロール角度、ピッチ角度についても±１８０deg処理が可能である。
以上のような初期化処理と±１８０deg処理を追加することで図９（ｂ）の姿勢推定フィルタ出力ヘディング角度信号の一例（±１８０deg折返し処理あり）８２のように、初期状態でも±１８０degの折返しが生じても正しい出力角度信号が得られ、高精度なアンテナ追尾制御が可能となる。
以上のような初期化処理と±１８０deg処理を追加することで図９（ｂ）の姿勢推定フィルタ出力ヘディング角度信号の一例（±１８０deg折返し処理あり）８２のように、初期状態でも±１８０degの折返しが生じても正しい出力角度信号が得られ、高精度なアンテナ追尾制御が可能となる。
実施の形態５．
図１１は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おける慣性参照ユニット（ＩＲＵ）の遅れ時間を推定する手法の概念を示すブロック図である。
航空機１が旋回運動１００をロール、ピッチ、ヘディングの３軸の角度に対し繰り返し行うと、これらの運動にＩＲＵ部（機体前部）の機体振動１０１が加算され慣性参照ユニット（ＩＲＵ）１０２が各角度を計測しＩＲＵ角度１０３を出力する。しかし、この信号にはランダムな時間遅れが含まれる。一方アンテナ部（機体中央部）の機体振動１０４が加算された角速度信号は角速度センサ（レートジャイロ）１０５で計測される。レートジャイロ１０５とアンテナベース部３の位置関係および慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２とアンテナベース３の相対角度関係に基づく座標変換１０６によりこの信号は変換されレートジャイロ角速度１０７を得る。ＩＲＵ遅れ時間推定器１０８にこれらの二種類の信号ＩＲＵ角度１０３とレートジャイロ角速度１０７が入力され、遅れ時間推定値（τ）１０９を出力する。
図１１は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おける慣性参照ユニット（ＩＲＵ）の遅れ時間を推定する手法の概念を示すブロック図である。
航空機１が旋回運動１００をロール、ピッチ、ヘディングの３軸の角度に対し繰り返し行うと、これらの運動にＩＲＵ部（機体前部）の機体振動１０１が加算され慣性参照ユニット（ＩＲＵ）１０２が各角度を計測しＩＲＵ角度１０３を出力する。しかし、この信号にはランダムな時間遅れが含まれる。一方アンテナ部（機体中央部）の機体振動１０４が加算された角速度信号は角速度センサ（レートジャイロ）１０５で計測される。レートジャイロ１０５とアンテナベース部３の位置関係および慣性参照ユニット（ＩＲＵ）２とアンテナベース３の相対角度関係に基づく座標変換１０６によりこの信号は変換されレートジャイロ角速度１０７を得る。ＩＲＵ遅れ時間推定器１０８にこれらの二種類の信号ＩＲＵ角度１０３とレートジャイロ角速度１０７が入力され、遅れ時間推定値（τ）１０９を出力する。
より具体的には、例えばＩＲＵ角度１０３を時間微分するとＩＲＵ角速度が得られる。機体旋回運動として正弦波状の旋回を繰り返し行えば、ＩＲＵ角度および角速度は正弦波状の信号となる。これとレートジャイロ角速度１０７の信号を比較すると、信号がゼロクロスする時間の差が遅れ時間（τ）１０９に相当する。実際にはフィルタを組み合わせたより高度なアルゴリズムで遅れ時間を推定することが可能である。
以上のように遅れ時間推定器１０８を設けることで、姿勢推定フィルタに設定する遅れ時間の値をより高精度に与えることが可能となるので、より高精度なアンテナ追尾制御が可能となる。
以上のように遅れ時間推定器１０８を設けることで、姿勢推定フィルタに設定する遅れ時間の値をより高精度に与えることが可能となるので、より高精度なアンテナ追尾制御が可能となる。
実施の形態６．
図１２は本発明の実施の形態６による２自由度構成とした衛星追尾用アンテナの俯瞰図である。アンテナは水平回転する方位角軸とアンテナの仰角を上下動する仰角軸の２自由度を有している。方位角回転アクチュエータ１１０の固定軸は図示しないアンテナベース３に固定され、回転軸にはアンテナ支持機構とジンバル４が連結されている。アンテナ支持機構とジンバル４には仰角回転アクチュエータ１１１の固定側が取り付けてあり、回転側はアンテナ５が取り付けてある。このような構成とすることで、方位角アクチュエータ１１０と仰角回転アクチュエータ１１１の２自由度のアクチュエータを回転することで、アンテナを衛星のある任意の方向に向けることが出来る。
図１２は本発明の実施の形態６による２自由度構成とした衛星追尾用アンテナの俯瞰図である。アンテナは水平回転する方位角軸とアンテナの仰角を上下動する仰角軸の２自由度を有している。方位角回転アクチュエータ１１０の固定軸は図示しないアンテナベース３に固定され、回転軸にはアンテナ支持機構とジンバル４が連結されている。アンテナ支持機構とジンバル４には仰角回転アクチュエータ１１１の固定側が取り付けてあり、回転側はアンテナ５が取り付けてある。このような構成とすることで、方位角アクチュエータ１１０と仰角回転アクチュエータ１１１の２自由度のアクチュエータを回転することで、アンテナを衛星のある任意の方向に向けることが出来る。
旅客機の機体変更を極力少なくしてアンテナを搭載するためには、航空機の空力特性を極力変化させない（空力抵抗を大きくしない）ように、アンテナの高さを極力低くする必要がある。アンテナの自由度は航空機の姿勢角運動と同じ３つの回転自由度があることが望ましいが、３自由度あるとアンテナ高さを低くすることが構造上難しくなる。そこでアンテナ自由度を方位角と仰角の２自由度で構成するとアンテナ高さを低くすることが可能となるが、仰角が高くなったときに方位角が定まらなくなる特異点（キーホール）が幾何学的関係から発生し、アンテナの衛星追尾が不能となる問題がある。２自由度アンテナの制御則の一例は前述の式（１５）に示したが、方位角の角速度指令値^ωAZについて書き改めると次のようになる。
例えば、ここで、^ωBＺ =０と仮定して、航空機の機体がＸ軸回り（ロール軸回り）に角速度^ωBXで旋回運動を続ける場合、アンテナの方位角の角速度指令値はtan^θELの関数となる。アンテナの仰角が^θEL=０deg，４５deg，８０deg，８９deg，９０degの場合についてtan^θELの値を求めると次のようになる。
ｔａｎ（０ｄｅｇ）＝０
ｔａｎ（４５ｄｅｇ）＝１
ｔａｎ（８０ｄｅｇ）＝５．６７
ｔａｎ（８９ｄｅｇ）＝５７．２９
ｔａｎ（９０ｄｅｇ）＝∞ （１８）
これから分かるように、アンテナの仰角が９０degに近づくに従い急激に係数が大きくなることが分かる。特に^θEL９０degの場合は無限大となりアンテナの方位角の角速度指令値^ωAZが定まらなくなる。式（１７）から分かるようにロール方向とピッチ方向の機体回転あるいは振動（^ωBX，^ωBY）が生じると、仰角が８９degの場合約５７倍の速い角速度でアンテナの方位角を動かす必要が生じる。
ｔａｎ（０ｄｅｇ）＝０
ｔａｎ（４５ｄｅｇ）＝１
ｔａｎ（８０ｄｅｇ）＝５．６７
ｔａｎ（８９ｄｅｇ）＝５７．２９
ｔａｎ（９０ｄｅｇ）＝∞ （１８）
これから分かるように、アンテナの仰角が９０degに近づくに従い急激に係数が大きくなることが分かる。特に^θEL９０degの場合は無限大となりアンテナの方位角の角速度指令値^ωAZが定まらなくなる。式（１７）から分かるようにロール方向とピッチ方向の機体回転あるいは振動（^ωBX，^ωBY）が生じると、仰角が８９degの場合約５７倍の速い角速度でアンテナの方位角を動かす必要が生じる。
しかし、このように高速で方位角を回転させることは方位角用アクチュエータ１１０の出力トルクの制限から困難であり、また、機体振動で常に大きく方位角アクチュエータ１１０を動かすと消費電力も大きくなり実用上困る。
図１３は上記のような、アンテナが高仰角のときに機体振動などの外乱が生じてもアンテナの方位角を大きく動かさずに制御するキーホールフィルタに関するブロック図である。図１３（ａ）は前述の制御系のブロック図にキーホールフィルタ１２８を追加した状態を示すブロック線図である。
図１３は上記のような、アンテナが高仰角のときに機体振動などの外乱が生じてもアンテナの方位角を大きく動かさずに制御するキーホールフィルタに関するブロック図である。図１３（ａ）は前述の制御系のブロック図にキーホールフィルタ１２８を追加した状態を示すブロック線図である。
図１３（ｂ）はこのキーホールフィルタ１２８の内部構成を示す詳細なブロック図である。座標変換器１５の出力である方位角指令値（^θAZ）１２０と仰角指令値（^θEL）１２２はそれぞれキーホールフィルタ１２８に入力される。さらに、座標変換器１７の出力である方位角角速度指令値（^ωAZ）１２４もキーホールフィルタ１２８に入力される。方位角指令値（^θAZ）１２０は仰角指令値（^θEL）１２２に従ってカットオフ周波数を可変するローパスフィルタ１２１に入力され、方位角指令値（^θAZ）１２３を出力する。同じように、方位角角速度指令値（^ωAZ）１２４は仰角指令値（^θEL）１２２に従ってカットオフ周波数を可変するローパスフィルタ１２５に入力され、方位角角速度指令値（^ωAZ）１２６を出力する。
これらの出力１２３と１２６は図１３（ａ）に示されるようにそれぞれ方位角のサーボモータ制御器１９に入力されアンテナの方位角を高精度に衛星に指向制御することができる。
ローパスフィルタによりアンテナの仰角（^θEL）１２２が大きい場合、ローパスフィルタ１２１、１２５のカットオフ周波数を低くすることで、機体振動が高周波数で発生した場合、通常発生する角速度が大きくなるが、これらのキーホールフィルタによるローパスフィルタにより高域の振動は低減されるため、方位角の角速度ωAZに急激な変化を生じないようにすることができる。これにより消費電力の急激な増加も防ぐことが出来る。
これらの出力１２３と１２６は図１３（ａ）に示されるようにそれぞれ方位角のサーボモータ制御器１９に入力されアンテナの方位角を高精度に衛星に指向制御することができる。
ローパスフィルタによりアンテナの仰角（^θEL）１２２が大きい場合、ローパスフィルタ１２１、１２５のカットオフ周波数を低くすることで、機体振動が高周波数で発生した場合、通常発生する角速度が大きくなるが、これらのキーホールフィルタによるローパスフィルタにより高域の振動は低減されるため、方位角の角速度ωAZに急激な変化を生じないようにすることができる。これにより消費電力の急激な増加も防ぐことが出来る。
実施の形態７．
図１４は本発明の実施の形態７による衛星追尾用アンテナ制御装置のキーホールフィルタの特性を示す関数の一例である。
例えば、図１４に示す仰角θELに応じて連続歴に変化するキーホールフィルタのカットオフ周波数曲線１３０に３次関数を用いた場合は次式で与えることが出来る。
図１４は本発明の実施の形態７による衛星追尾用アンテナ制御装置のキーホールフィルタの特性を示す関数の一例である。
例えば、図１４に示す仰角θELに応じて連続歴に変化するキーホールフィルタのカットオフ周波数曲線１３０に３次関数を用いた場合は次式で与えることが出来る。
アンテナ仰角θEL=０[deg]からθEL=θEL_key[deg]まで高いカットオフ周波数fc3[Hz]に設定されているが、θEL=θEL_key[deg]以上では、式（１９）の３次関数に示すように９０degに近づくにつれ急激にカットオフ周波数は低くなり、９０degのときにfc1[Hz]に設定される。
図１５は上記のカットオフ周波数を実現するローパスフィルタの一例を示すボード線図である。図１５のローパスフィルタは例えば次式で与えられる。
図１５は上記のカットオフ周波数を実現するローパスフィルタの一例を示すボード線図である。図１５のローパスフィルタは例えば次式で与えられる。
ここで、fC：カットオフ周波数である。 fC=０．５Hzとした場合の伝達特性の一例を図１５に示している。
双一次s-z変換により変換する。はじめに式（２１）、(２２)を以下のように書き改める。
双一次s-z変換により変換する。はじめに式（２１）、(２２)を以下のように書き改める。
ここで、Ts：サンプリング時間[sec]である。
上記の伝達関数を直列結合することでローパスフィルタが構成される。 これを、ブロック図で記述すると図１6となる。このブロック図のa０１、a１１、b１１、a０２、a１２、b１２、a０３、a１３、b１３をアンテナ仰角（θEL）１５０に従い式（１９）と式（２２）の関係式を元に可変する。
以上のように前述の請求項７の「キーホールフィルタ」において，高域遮断フィルタのカットオフ周波数を高次関数などで与え仰角の変化に応じて連続的に変化することで、高仰角近傍の仰角の連続的変化に対しても、高精度なアンテナ追尾制御を実現できる。
上記の伝達関数を直列結合することでローパスフィルタが構成される。 これを、ブロック図で記述すると図１6となる。このブロック図のa０１、a１１、b１１、a０２、a１２、b１２、a０３、a１３、b１３をアンテナ仰角（θEL）１５０に従い式（１９）と式（２２）の関係式を元に可変する。
以上のように前述の請求項７の「キーホールフィルタ」において，高域遮断フィルタのカットオフ周波数を高次関数などで与え仰角の変化に応じて連続的に変化することで、高仰角近傍の仰角の連続的変化に対しても、高精度なアンテナ追尾制御を実現できる。
実施の形態８．
図１７は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の高仰角時における方位角の停止条件を示す仰角の時刻歴波形の一例である。
アンテナの仰角指令値の時間軌跡１６１は時間の経過と共に９０degに近づき、方位角（θAZ）の固定開始点(P1)１６２においてアンテナの方位角の指令値（^θAZ）は停止して、アンテナのサーボ制御は方位角を固定する。固定開始点(P1)１６２における仰角θELの角度は（９０-ε1）ｄｅｇに設定されている。ε1は微小な角度例えば、０．３deg程度に設定される。ここで、さらにアンテナの仰角指令値の時間軌跡１６１は増加し、ある一定時間後に角度減少を開始する、しかし、（９０-ε1）ｄｅｇを通過しても方位角（θAZ）は固定したままであり、方位角（θAZ）の固定終了点(P２)１６３を超えて初めて方位角（θAZ）の駆動を始める。ここで、固定終了点(P2)１６２における仰角θELの角度は（９０-ε2）ｄｅｇに設定されており、ε1<ε2の関係があり、例えば、ε2=０．５deg程度に設定される。このような設定とすることで、仰角θEL=９０deg〜（９０-ε1）degの範囲を方位角（θAZ）固定ゾーン164、仰角θEL=（９０-ε1）deg〜（９０-ε2）degの範囲をヒステリシスゾーン１６５に設定呼ぶことが出来る。
図１７は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の高仰角時における方位角の停止条件を示す仰角の時刻歴波形の一例である。
アンテナの仰角指令値の時間軌跡１６１は時間の経過と共に９０degに近づき、方位角（θAZ）の固定開始点(P1)１６２においてアンテナの方位角の指令値（^θAZ）は停止して、アンテナのサーボ制御は方位角を固定する。固定開始点(P1)１６２における仰角θELの角度は（９０-ε1）ｄｅｇに設定されている。ε1は微小な角度例えば、０．３deg程度に設定される。ここで、さらにアンテナの仰角指令値の時間軌跡１６１は増加し、ある一定時間後に角度減少を開始する、しかし、（９０-ε1）ｄｅｇを通過しても方位角（θAZ）は固定したままであり、方位角（θAZ）の固定終了点(P２)１６３を超えて初めて方位角（θAZ）の駆動を始める。ここで、固定終了点(P2)１６２における仰角θELの角度は（９０-ε2）ｄｅｇに設定されており、ε1<ε2の関係があり、例えば、ε2=０．５deg程度に設定される。このような設定とすることで、仰角θEL=９０deg〜（９０-ε1）degの範囲を方位角（θAZ）固定ゾーン164、仰角θEL=（９０-ε1）deg〜（９０-ε2）degの範囲をヒステリシスゾーン１６５に設定呼ぶことが出来る。
もし、ヒステリシスゾーン１６５が無い場合、図１７における曲線１６１が(９０-ε1)degを横切るたびにばたばたと方位角が±１８０deg動くなどして非常に不安定である。このように、前述の請求項７の「キーホールフィルタ」に加え，ヒステリシスゾーンと固定ゾーンを設けることで、仰角が天頂９０degの最近傍（例えば，９０deg〜８９．５deg）になった場合でも（方位角が９０degの特異点の場合でも）安定した方位角の追尾運動が実現できる。
実施の形態９．
図１８は本発明の実施の形態９による衛星追尾用アンテナの方位角の最大速度制限による効果を示すための、方位角、仰角の高仰角近傍に於ける時刻歴応答の一例である。
ここで、図１８は最大仰角θEL=８８degの場合の時刻歴応答、図１９は最大仰角θEL=８９degの場合の時刻歴応答、図２０は最大仰角θEL=９０degの場合の時刻歴応答を示している。
図１８の曲線１７０は方位角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］，１７１は方位角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］，１７２は仰角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］，１７３は仰角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］，１７４は衛星指向誤差の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］である。この場合、曲線１７１の方位角の角速度に速度制限は発生していない。
図１９の曲線１８０は方位角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］，１８１は方位角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］，１８２は仰角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］，１８３は仰角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］，１８４は衛星指向誤差の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］である。ここでは、曲線１８１の方位角の角速度に約４０deg/s速度制限を設け、これ以上の速度で方位角を回転しないようにしている。
図１８は本発明の実施の形態９による衛星追尾用アンテナの方位角の最大速度制限による効果を示すための、方位角、仰角の高仰角近傍に於ける時刻歴応答の一例である。
ここで、図１８は最大仰角θEL=８８degの場合の時刻歴応答、図１９は最大仰角θEL=８９degの場合の時刻歴応答、図２０は最大仰角θEL=９０degの場合の時刻歴応答を示している。
図１８の曲線１７０は方位角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］，１７１は方位角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］，１７２は仰角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］，１７３は仰角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］，１７４は衛星指向誤差の時間変化の一例［最大仰角θEL=８８deg］である。この場合、曲線１７１の方位角の角速度に速度制限は発生していない。
図１９の曲線１８０は方位角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］，１８１は方位角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］，１８２は仰角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］，１８３は仰角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］，１８４は衛星指向誤差の時間変化の一例［最大仰角θEL=８９deg］である。ここでは、曲線１８１の方位角の角速度に約４０deg/s速度制限を設け、これ以上の速度で方位角を回転しないようにしている。
図２０の曲線１９０は方位角(指令値,実角度)の時間変化の一例［最大仰角θEL=９０deg］，１９１は方位角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=９０deg］，１９２は仰角(指令値,実角度)の時間変化の一例 ［最大仰角θEL=９０deg］，１９３は仰角角速度の時間変化の一例［最大仰角θEL=９０deg］，１９４は衛星指向誤差の時間変化の一例［最大仰角θEL=９０deg］，１９５は方位角理論値の時間変化の一例［最大仰角θEL=９０deg］である。ここでも、曲線１９１の方位角の角速度に約４０deg/s速度制限を設け、これ以上の速度で方位角を回転しないようにしている。
前述の実施の形態６と同様の２自由度アンテナ構成の場合，例えば，航空機が赤道直下をゆっくりと通過し，仰角が９０ｄｅｇになった場合，方位角が瞬時に１８０ｄｅｇ回転しないと衛星を追尾できない．さらに，機体振動などが加わると，方位角は±１８０ｄｅｇの回転を繰り返すといった問題を生じることがある．この問題に対し，以上のように方位角の最大速度を一定値に制限する制御則を加えた構成とすることで、方位角の特異点通過時においても，モータトルクの急激な上昇を生じない安定した追尾運動を実現できる。
前述の実施の形態６と同様の２自由度アンテナ構成の場合，例えば，航空機が赤道直下をゆっくりと通過し，仰角が９０ｄｅｇになった場合，方位角が瞬時に１８０ｄｅｇ回転しないと衛星を追尾できない．さらに，機体振動などが加わると，方位角は±１８０ｄｅｇの回転を繰り返すといった問題を生じることがある．この問題に対し，以上のように方位角の最大速度を一定値に制限する制御則を加えた構成とすることで、方位角の特異点通過時においても，モータトルクの急激な上昇を生じない安定した追尾運動を実現できる。
実施の形態１０．
図２１は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のキーホールフィルタにおける方位角の±１８０deg処理とアンテナ起動時の初期化処理を示すブロック図である。
方位角指令値１２０の信号が±１８０ｄｅｇで折返したか否かを±１８０deg折返し検出器２００で判定する。この判定に基づきローパスフィルタ２０２の±１８０deg処理を行う。さらに、アンテナ起動時の初期化信号２０２の入力があると、ローパスフィルタ２０２と２０３の初期化処理を行う。これらにより出力１２３と１２６が得られる。なお、これらの処理内容は図１０に示した姿勢推定フィルタの±１８０deg処理と初期化処理と同等である。
図２１は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のキーホールフィルタにおける方位角の±１８０deg処理とアンテナ起動時の初期化処理を示すブロック図である。
方位角指令値１２０の信号が±１８０ｄｅｇで折返したか否かを±１８０deg折返し検出器２００で判定する。この判定に基づきローパスフィルタ２０２の±１８０deg処理を行う。さらに、アンテナ起動時の初期化信号２０２の入力があると、ローパスフィルタ２０２と２０３の初期化処理を行う。これらにより出力１２３と１２６が得られる。なお、これらの処理内容は図１０に示した姿勢推定フィルタの±１８０deg処理と初期化処理と同等である。
前述の実施の形態６における「キーホールフィルタ」はアンテナの方位角と方位角速度の２つの信号に対し適用される。しかし、方位角は３６０ｄｅｇ連続回転するため、実際の信号は±１８０ｄｅｇの不連続な信号となる。（一方、方位角速度は不連続にはならない）この不連続な方位角を「キーホールフィルタ」に入力すると不連続点で所望の出力を得られない。そこで、前述の請求項７と同様に、１８０ｄｅｇ通過の不連続性を考慮したキーホールフィルタを以上のように設けることで、アンテナの方位角が３６０ｄｅｇ連続で回転し続けても、高精度な追尾制御を実現できる。
この発明による衛星追尾用アンテナ制御装置は、追尾対象が通信衛星に限らず例えば他の天体から飛来する電波信号を追尾するものや、他の航空機の電波の追尾にも使用できる。
１ 航空機（機体）、 ２ 慣性参照ユニット（ＩＲＵ）、 ３ アンテナベース、
４ アンテナ指示機構（ジンバル）、 ５ アンテナ、 ６ 角速度センサ、
７ 相対角度センサ、 ８ 地表面、
９ 取り付け角度補正器（電圧／角度変換）、
１０ 姿勢角度センサ、 １１ レートジャイロ信号、 １２ 姿勢推定フィルタ、
１３ 推定姿勢角度、 １５ 座標変換器、 １６、１７ 角速度推定値、
２０ ロール軸信号用フィルタ、 ２１ ピッチ軸信号用フィルタ、
２２ヨー軸信号用フィルタ、 ２３ 座標変換器、
２４，２５，２６ 積分器、 ２７、２８，２９ ＩＲＵ遅れ時間補正器、
１１０ 方位角回転アクチュエータ、 １１１ 仰角回転アクチュエータ、
１２８ キーホールフィルタ、 １６５ ヒステリシスゾーン、
２０２、２０３ ローパスフィルタ、
ＲＡ 航空機の緯度における卯酉線の曲率半径、
Ｒｓ 衛星の緯度における卯酉線の曲率半径、
Ｒｅ 赤道半径、
ｅ２ 地球（楕円体）の離心率、
ψS 衛星の緯度、 λS 衛星の経度、 hS 衛星の高度、
ψA 航空機の緯度、 λA 航空機の経度、 hA 航空機の高度。
４ アンテナ指示機構（ジンバル）、 ５ アンテナ、 ６ 角速度センサ、
７ 相対角度センサ、 ８ 地表面、
９ 取り付け角度補正器（電圧／角度変換）、
１０ 姿勢角度センサ、 １１ レートジャイロ信号、 １２ 姿勢推定フィルタ、
１３ 推定姿勢角度、 １５ 座標変換器、 １６、１７ 角速度推定値、
２０ ロール軸信号用フィルタ、 ２１ ピッチ軸信号用フィルタ、
２２ヨー軸信号用フィルタ、 ２３ 座標変換器、
２４，２５，２６ 積分器、 ２７、２８，２９ ＩＲＵ遅れ時間補正器、
１１０ 方位角回転アクチュエータ、 １１１ 仰角回転アクチュエータ、
１２８ キーホールフィルタ、 １６５ ヒステリシスゾーン、
２０２、２０３ ローパスフィルタ、
ＲＡ 航空機の緯度における卯酉線の曲率半径、
Ｒｓ 衛星の緯度における卯酉線の曲率半径、
Ｒｅ 赤道半径、
ｅ２ 地球（楕円体）の離心率、
ψS 衛星の緯度、 λS 衛星の経度、 hS 衛星の高度、
ψA 航空機の緯度、 λA 航空機の経度、 hA 航空機の高度。
Claims (12)
- 航空機に搭載され自身の位置と姿勢とを計測する慣性参照ユニット、
前記慣性参照ユニットから離れた前記航空機上に搭載されたアンテナ架台、
前記アンテナ架台上に設置され任意の方向に指向駆動されて通信衛星と通信するアンテナ、
前記アンテナ架台の近傍に設置され前記アンテナ架台の少なくとも２次元の角速度を計測する角速度センサ、
前記慣性参照ユニットの計測した位置信号と姿勢信号を、前記角速度センサの角速度信号を用いて補正した位置信号と姿勢信号とにもとづき前記アンテナを制御することにより、前記航空機の機体のゆがみと前記慣性参照ユニットの計測遅れを補正することを特徴とする衛星追尾用のアンテナ制御装置。 - 予め定めた所定周波数のローパスフィルターを介して出力した前記慣性参照ユニットの計測した前記位置信号と前記姿勢信号と、前記所定周波数以上のハイパスフィルターを介して出力した前記角速度センサの角速度信号とを加算して前記アンテナ架台の現在位置と現在姿勢とを推定する姿勢推定フィルターを用いたことを特徴とする請求項１に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
- 前記アンテナの指向方向に微小変位を与え、このときの通信衛星からの受信電波の強度変化にもとづいて、前記アンテナの指向方向を求める電波強度にもとづくアンテナ指向方向制御手段を備えた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のアンテナ制御装置。
- 前記アンテナ架台の近傍に前記慣性参照ユニットとの相対傾斜角度差を計測する傾斜角度センサを設けたことを特徴とする請求項１に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
- 前記姿勢推定フィルターは前記慣性参照ユニットから出力されるロール軸、ピッチ軸、ヨー軸の各姿勢角信号のいずれかが±１８０ｄｅｇを通過したか否かを判定して、前記通過した信号の種類とその通過とを通知する±１８０度折り返し検出器、
前記±１８０度折り返し検出器が前記通知した前記姿勢角信号用のフィルタ、積分器、またはＩＲＵ遅れ時間補正器を初期化する初期化信号発生器を備えたことを特徴とする請求項２に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。 - 前記姿勢推定フィルタは、前記航空機の旋回運動時の前記慣性参照ユニットの出力と、同時刻に前記アンテナ近傍に設けた前記角速度センサで計測した姿勢角速度変動出力との差から、前記慣性参照ユニットの時間遅れを推定する時間遅れ推定器を備えたことを特徴とする請求項２に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
- 前記アンテナ架台は垂直軸まわりに方位角を制御する１自由度と、前記垂直軸に直交する１つの水平軸周りに仰角を制御する１自由度とを含む２自由度の回転角を有し、
前記アンテナ架台の近傍に設置された前記角速度センサの信号は，前記仰角の値に応じて遮断周波数を可変するキーホールフィルタを介して出力され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のアンテナ制御装置。 - 前記キーホールフィルタの前記遮断周波数は、前記仰角の値の変化に応じて連続的に変化するよう構成されたことを特徴とする請求項７に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
- 前記仰角の値があらかじめ定めた所定の角度よりも天頂に近いときには、前記方位角を固定することを特徴とする請求項７に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
- 前記あらかじめ定めた所定の角度はヒステリシス特性を備え、前記仰角が前記天頂へと近づくときの前記所定の角度は、前記仰角が前記天頂から離れるときの前記所定の角度より大であることを特徴とする請求項９に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
- 前記仰角の値があらかじめ定めた所定の角度よりも天頂に近いときには、前記方位角の制御はその最大速度をあらかじめ定めた一定値に制限する制御則を備えたことを特徴とする請求項９に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
- 前記キーホールフィルタは、前記方位角が±１８０度の不連続点を通過したか否かを判定して、その通過を通知する±１８０度折り返し検出器、
前記通知にもとづき方位軸角度用フィルタと、方位軸角速度用フィルタとを初期化する初期化信号発生器を備えたものであることを特徴とする請求項７に記載の衛星追尾用のアンテナ制御装置。
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| JP2005249543A (ja) * | 2004-03-03 | 2005-09-15 | Japan Radio Co Ltd | 所定面の測定方法、及び測定システム |
| JP2007033401A (ja) * | 2005-07-29 | 2007-02-08 | Mitsubishi Electric Corp | 衛星追尾用のアンテナ制御装置 |
| JP2011127939A (ja) * | 2009-12-15 | 2011-06-30 | Nec Corp | 移動体位置推定追尾装置、移動体位置推定追尾方法、及び移動体位置推定追尾プログラム |
| KR101129255B1 (ko) * | 2010-12-16 | 2012-03-26 | 한국항공우주연구원 | 자세 센서를 이용한 ｇｐｓ 안테나용 능동형 짐벌 |
| JP2012112738A (ja) * | 2010-11-24 | 2012-06-14 | Nec Corp | 追尾装置及び追尾方法 |
| JP2014155223A (ja) * | 2013-02-12 | 2014-08-25 | Panasonic Avionics Corp | 衛星通信アンテナ・システム |
| JP2014165511A (ja) * | 2013-02-21 | 2014-09-08 | Nippon Telegr & Teleph Corp <Ntt> | 衛星追尾アンテナシステムおよび衛星追尾アンテナ制御方法 |
| CN111897370A (zh) * | 2020-08-05 | 2020-11-06 | 上海埃威航空电子有限公司 | 基于航姿仪的动态天线跟星参数校正方法 |
| CN112578666A (zh) * | 2020-11-25 | 2021-03-30 | 北京无线电测量研究所 | 一种天线伺服调转的控制方法和系统 |
| CN112666986A (zh) * | 2020-11-25 | 2021-04-16 | 北京无线电测量研究所 | 一种天线伺服轨迹规划方法和系统 |
| CN113867423A (zh) * | 2021-09-07 | 2021-12-31 | 北京特种机械研究所 | 一种伺服转台方位角度跟踪控制方法及装置 |
| CN115473047A (zh) * | 2022-08-12 | 2022-12-13 | 中国电子科技集团公司第二十九研究所 | 一种victs天线的过顶跟踪方法 |
| CN116840824A (zh) * | 2023-09-01 | 2023-10-03 | 天府兴隆湖实验室 | 飞行器定位方法、装置及系统 |
| WO2023231142A1 (zh) * | 2022-05-30 | 2023-12-07 | 成都天锐星通科技有限公司 | 一种天线跟踪方法、装置、设备及存储介质 |
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-
2003
- 2003-12-19 JP JP2003423493A patent/JP4191588B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005249543A (ja) * | 2004-03-03 | 2005-09-15 | Japan Radio Co Ltd | 所定面の測定方法、及び測定システム |
| JP4588335B2 (ja) * | 2004-03-03 | 2010-12-01 | 日本無線株式会社 | 所定面の測定方法、及び測定システム |
| JP2007033401A (ja) * | 2005-07-29 | 2007-02-08 | Mitsubishi Electric Corp | 衛星追尾用のアンテナ制御装置 |
| JP4489654B2 (ja) * | 2005-07-29 | 2010-06-23 | 三菱電機株式会社 | 衛星追尾用のアンテナ制御装置 |
| JP2011127939A (ja) * | 2009-12-15 | 2011-06-30 | Nec Corp | 移動体位置推定追尾装置、移動体位置推定追尾方法、及び移動体位置推定追尾プログラム |
| JP2012112738A (ja) * | 2010-11-24 | 2012-06-14 | Nec Corp | 追尾装置及び追尾方法 |
| KR101129255B1 (ko) * | 2010-12-16 | 2012-03-26 | 한국항공우주연구원 | 자세 센서를 이용한 ｇｐｓ 안테나용 능동형 짐벌 |
| US9583829B2 (en) | 2013-02-12 | 2017-02-28 | Panasonic Avionics Corporation | Optimization of low profile antenna(s) for equatorial operation |
| EP2765649A3 (en) * | 2013-02-12 | 2015-04-29 | Panasonic Avionics Corporation | Optimization of low profile antenna(s) for equatorial operation |
| JP2014155223A (ja) * | 2013-02-12 | 2014-08-25 | Panasonic Avionics Corp | 衛星通信アンテナ・システム |
| JP2014165511A (ja) * | 2013-02-21 | 2014-09-08 | Nippon Telegr & Teleph Corp <Ntt> | 衛星追尾アンテナシステムおよび衛星追尾アンテナ制御方法 |
| CN111897370B (zh) * | 2020-08-05 | 2024-03-29 | 上海埃威航空电子有限公司 | 基于航姿仪的动态天线跟星参数校正方法 |
| CN111897370A (zh) * | 2020-08-05 | 2020-11-06 | 上海埃威航空电子有限公司 | 基于航姿仪的动态天线跟星参数校正方法 |
| CN112578666A (zh) * | 2020-11-25 | 2021-03-30 | 北京无线电测量研究所 | 一种天线伺服调转的控制方法和系统 |
| CN112666986A (zh) * | 2020-11-25 | 2021-04-16 | 北京无线电测量研究所 | 一种天线伺服轨迹规划方法和系统 |
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| CN112578666B (zh) * | 2020-11-25 | 2022-09-23 | 北京无线电测量研究所 | 一种天线伺服调转的控制方法和系统 |
| CN113867423A (zh) * | 2021-09-07 | 2021-12-31 | 北京特种机械研究所 | 一种伺服转台方位角度跟踪控制方法及装置 |
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