JP2011196775A

JP2011196775A - 追尾装置、追尾方法、及びコンピュータプログラム

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Publication number: JP2011196775A
Application number: JP2010062696A
Authority: JP
Inventors: Tadashi Okiba; 正大木場
Original assignee: NEC Corp
Current assignee: NEC Corp
Priority date: 2010-03-18
Filing date: 2010-03-18
Publication date: 2011-10-06
Anticipated expiration: 2030-03-18
Also published as: JP5747442B2

Abstract

【課題】飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信し、その電波強度を基に、アンテナ角を飛翔体に追尾させる追尾装置で、サンプリングレートを高速化させることなく、高精度追尾が可能にする。
【解決手段】制御装置２１の座標演算器２２で現時刻の飛翔体の位置座標を算出し、位置推定器２３で次時刻の飛翔体の位置座標を推定し、角度算出器２４で次時刻のアンテナの角度の推定値を算出している。そして、推定された次時刻でのアンテナの角度を目標値として、アンテナ３１の向きを制御している。このように、本発明の第１の実施形態では、次時刻でのアンテナの角度の推定値を目標値として、アンテナ３１の向きを制御しているため、サンプリングレートを高速化させることなく、高精度追尾が可能になる。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機等の飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信し、その電波強度を基に、アンテナ角を飛翔体に追尾させる追尾装置、追尾方法、及びコンピュータプログラムに関する。

航空機等の管制する場合に、飛翔体にトランスポンダーを搭載し、地上のアンテナから飛翔体に質問信号を送信し、飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信し、その電波強度をもとに、地上の指向性アンテナの方向と飛翔体の方向とのずれ角（エラー角）を算出し、アンテナ角を飛翔体に追尾させることが行われている（例えば特許文献１）。

図６及び図７は、このような追尾制御システムの概要の説明図である。図６において、地上の指向性アンテナ１０１からの質問信号に応答して、飛翔体１０２のトランスポンダーからは、応答信号が送信される。この応答信号は、アンテナ１０１で受信される。

図７に示すように、地上には受信機１０５が設けられる。受信機１０５は、飛翔体１０２からの受信信号から、アンテナ１０１と飛翔体１０２との間の直距離、飛翔体１０２の高度、アンテナ１０１と飛翔体１０２とを結ぶ直線と実際のアンテナ１０１の向く方向と、のずれを示すエラー角を取得する。エラー角には、ＡＺ（アジマス角）エラー角と、ＥＬ（エレベーション角）エラー角とがある。ＡＺエラー角は、水平方向と垂直方向とに４区分したアンテナ領域において、左上側の領域Ａの電波強度と左下側の領域Ｃの電波強度との和（Ａ＋Ｃ）と、右上側の領域Ｂの電波強度と右下側の領域Ｄの電波強度との和（Ｂ＋Ｄ）との差（（Ａ＋Ｃ）−（Ｂ＋Ｄ））に基づく信号である。ＥＬエラー角は、左上側の領域Ａの電波強度と右上側の領域Ｂの電波強度との和（Ａ＋Ｂ）と、左下側の領域Ｃの電波強度と右下側の領域Ｄの電波強度との和（Ｃ＋Ｄ）との差（（Ａ＋Ｂ）−（Ｃ＋Ｄ））に基づく信号である。

受信機１０５で取得されたエラー角は、制御装置１０６に供給される。制御装置１０６は、このエラー角に基づいて、ＰＩＤ（Proportional Integral Difference）制御により、飛翔体１０２の位置に追従するように、アンテナ１０１の位置を制御する。

特開平４−２３６３８７号公報

上述のように、図６及び図７に示す例では、受信機１０５からのエラー角からアンテナ１０１の向きをＰＩＤ制御により飛翔体１０２に追尾させるようにしている。しかしながら、この場合、エラー角のサンプリングレートが遅いと、制御帯域はその１／２〜１／１０程度に設定しなければ安定しない。また、エラー角にノイズ成分が多く含まれていれば、その分、フィルタで帯域を落とし安定域を確保する必要がある。このため、高速で近傍を通過する飛翔体等を追尾できない場合がある。また、システム全体のサンプリングレートを高速化するためには、構成品ごとに高速処理する必要があるため、価格が高騰してしまう可能性がある。

上述の課題を鑑み、本発明は、サンプリングレートを高速化させることなく、高精度追尾が可能な追尾装置、追尾方法、及びコンピュータプログラムを提供することを目的とする。

上述の課題を解決するために、本発明に係る追尾装置は、飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信する受信機と、前記受信機の出力を基に、次時刻以降の飛翔体の位置を推定し、当該推定された次時刻以降の飛翔体の位置に基づいて目標値設定して、前記アンテナの向きを制御する制御装置とを備えることを特徴とする。

本発明に係る追尾方法は、飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信し、アンテナから飛翔体までの直距離と、前記アンテナと前記飛翔体とのエラー角と、前記飛翔体の機体情報とを取得し、前記受信機の出力を基に、次時刻以降の飛翔体の位置を推定し、当該推定された次時刻以降の飛翔体の位置に基づいて目標値設定して、前記アンテナの向きを制御することを特徴とする。

本発明に係るコンピュータプログラムは、飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信し、アンテナから飛翔体までの直距離と、前記アンテナと前記飛翔体とのエラー角と、前記飛翔体の機体情報とを取得するステップと、前記受信機の出力を基に、次時刻以降の飛翔体の位置を推定するステップと、当該推定された次時刻以降の飛翔体の位置に基づいて目標値設定して、前記アンテナの向きを制御するステップとを含むことを特徴とする。

本発明によれば、次時刻での飛翔体の位置を推定し、次時刻での飛翔体の位置から、次時刻でのアンテナのＡＺ角及びＥＬ角を算出し、アンテナの向きを制御している。このため、サンプリングレートを高速化させることなく、高精度の追尾が可能になる。また、本発明によれば、応答特性を向上させるためにシステムタイミングを高帯域に設定する必要がないため、安価なシステムを構築することが可能となる。

本発明の第１の実施形態の構成を示すブロック図である。本発明の第１の実施形態の制御ブロック図である。Ｚ座標の算出の説明図である。本発明の第１の実施形態の動作を示すフローチャートである。本発明の第２の実施形態の処理を示すフローチャートである。追尾制御システムの概要の説明図である。追尾制御システムの概要の説明図である。

以下、本発明の実施の形態について図面を参照しながら説明する。図１は、本発明の第１の実施形態の構成を示すブロック図である。

図１において、受信機１１は、飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信し、飛翔体の機体情報、直距離、エラー角（ＡＺエラー角及びＥＬエラー角）を取得する。

制御装置２１は、座標演算器２２と、位置推定器２３と、角度算出器２４と、予測補償器２５と、直距離適応型制御補償選定器２６とを有している。座標演算器２２は、受信機１１から取得された直距離と、エラー角と、機体情報とから、現時刻の飛翔体の位置座標を算出する。

位置推定器２３は、座標演算器２２で算出された現時刻の飛翔体の位置座標から、次時刻の飛翔体の位置座標を推定する。位置推定は、飛翔体の現時刻の位置座標と、飛翔体の運動及びアンテナの挙動とを考慮して、状態方程式に基づいて推定される。

角度算出器２４は、位置推定器２３で算出された次時刻の飛翔体の位置座標に基づいて、次時刻のアンテナの角度の目標値を算出する。この角度算出器２４の出力は、予測補償器２５を介して応答特性を補償して、アンテナ３１のアクチュエータに供給される。

予測補償器２５としては、複数の種類の特性のものが設けられる。直距離適応型制御補償選定器２６は、受信機１１から取得された直距離に基づいて、予測補償器２５の特性を選定する。すなわち、直距離適応型制御補償選定器２６は、アンテナ角速度を必要とされる近距離においては、高帯域の制御フィルタを選定して応答特性を速め、遠距離においては低帯域の制御フィルタを選定して応答特性を安定化させる。

このように、本発明の第１の実施形態では、制御装置２１の座標演算器２２で、現時刻の飛翔体の位置座標を算出し、位置推定器２３で、次時刻の飛翔体の位置座標を推定し、角度算出器２４で、次時刻のアンテナの角度の推定値を算出している。そして、推定された次時刻でのアンテナの角度を目標値として、アンテナ３１の向きを制御している。このように、本発明の第１の実施形態では、次時刻での飛翔体の位置を推定してアンテナ３１の向きを制御しているため、サンプリングレートを高速化させることなく、高精度追尾が可能になる。

図２は、本発明の第１の実施形態の制御ブロック図を示すものである。この図２の制御ブロック図を参照しながら、本発明の第１の実施形態の各部の演算について説明する。

図１に示したように、本発明の第１の実施形態では、座標演算器２２で、現時刻の飛翔体の位置座標を算出し、位置推定器２３で、次時刻の飛翔体の位置座標を推定し、角度算出器２４で、次時刻の飛翔体の位置座標に基づいて、次時刻のアンテナの角度の推定値を算出している。

図２において、演算ブロック５２は、図１における座標演算器２２を実現する演算ブロックである。この演算ブロック５１は、以下の演算式により、直距離と、ＡＺエラー角と、高度の情報を入力として、地球固定座標系における現時刻の飛翔体の位置座標を算出する。

（１）式において、飛翔体の位置座標が（ｘ_ｍｏｎｏ，ｙ_ｍｏｎｏ，ｚ_ｍｏｎｏ）であり、アンテナの位置座標が原点（ｘ_０，ｙ_０，ｚ_０）となる。ｒｎｇ（ｋ）は、現時刻ｋでのアンテナから飛翔体までの直距離である。ψはアンテナのＡＺ角であり、θはアンテナのＥＬ角である。時刻ｋでのＡＺ角ψ（ｋ）は、図２における加算器５１により、受信機１１からの時刻ｋでのＡＺエラー角の値ＡＺｅｒｒ（ｋ）と、アンテナのＡＺ角の現在値との和（ＡＺ角：ψ＝ＡＺｅｒｒ（ｋ）＋ＡＺ）から取得している。設置角補正値は、一定値の補正値である。時刻ｋでのＥＬ角θ（ｋ）は、座標ｚ（ｋ）と、直距離ｒｎｇ（ｋ）とから、以下に示すようにして、算出される。

なお、ＥＬ角も、ＡＺ角と同様に、時刻ｋでのＥＬエラー角の値ＥＬｅｒｒ（ｋ）と、アンテナのＥＬ角の現在値との和（ＥＬ角：θ＝ＥＬｅｒｒ（ｋ）＋ＥＬ）から取得しても良い。

また、Ｒは地球の半径（Ｒ＝６，３７８，１３６ｍ）、ｈは飛翔体の高度、ｒは平面座標系の位置

である。

Ｚ座標は、地球の丸みから生じる誤差を考慮して算出される。図３は、Ｚ座標の算出を説明するものである。これにより、以下のようにして、Ｚ座標が求められる。

図２において、演算ブロック５３は、図１における位置推定器２３に対応し、以下に示すような演算により、時刻ｋでの飛翔体の位置座標から、次時刻（ｋ＋１）での飛翔体の位置座標を予測推定する。

つまり、時刻ｋでの飛翔体の位置座標をＰ（ｋ）、時刻ｋでの飛翔体の速度をＶ（ｋ）、時刻ｋでの飛翔体の加速度をＡ（ｋ）それぞれ以下に示すように表現するとする。

時刻ｋでの飛翔体の位置座標Ｐ（ｋ）、時刻ｋでの飛翔体の速度Ｖ（ｋ）、時刻ｋでの飛翔体の加速度Ａ（ｋ）から、以下のように定義する。

この場合、現時刻からΔＴ後の時刻（ｋ＋１）での飛翔体の位置（ｘ（ｋ＋１），ｙ（ｋ＋１），ｚ（ｋ＋１））及び速度（ｖ_ｘ（ｋ＋１），ｖ_ｙ（ｋ＋１），ｖ_ｚ（ｋ＋１））は、以下のような運動方程式で表現することができる。ここで、飛翔体の運動による速度と、アンテナの挙動による速度とが含まれる。

以上の情報を基に、次時刻（ｋ＋１）での状態方程式及び観測方程式を作成すると、（２）式のようになる。

（２）式において、行列Ｄ、行列Ｆ、行列Ｇ、行列Ｈは、以下のように表現される。また、Ｗｋ、Ｖｋはノイズである。

以上のように、（２）式を用いて、次時刻（ｋ＋１）での飛翔体の位置を予測推定することができる。

演算ブロック５４は、図１における角度算出器２４に対応し、推定された次時刻（ｋ＋１）での飛翔体の位置座標から、アンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θを算出する。ＡＺ角ψ及びＥＬ角θは、（３）式により算出することができる。

制御フィルタ５５は、図１における予測補償器２５に対応している。制御フィルタ５５としては、ＡＺ用とＥＬ用とがあり、それぞれ、短距離用と長距離用とがある。短距離用は、安定性は小さいが、応答性が速い特性である。長距離用は、応答性は遅いが、安定性が良好な特性である。ＡＺ用及びＥＬ用の例は、（４）式に示すような一次フィルタが用いられる。

判定ブロック５６は、図１における直距離適応型制御補償選定器２６に対応しており、直距離ｒｎｇ（ｋ）から、制御フィルタ５５の特性を判定する。すなわち、判定ブロック５６は、直距離が短いときには、制御フィルタ５５として、高帯域の特性のものを使用し、応答性を速くし、直距離が長いときには、制御フィルタ５５として、低帯域の特性のものを使用して、安定性を良好にする。

ジンバルモータ５７は、アンテナをＡＺ方向とＥＬ方向とに回転させるアクチュエータに対応している。演算ブロック５４で求められた次時刻（ｋ＋１）でのアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θは、制御フィルタ５５を介してジンバルモータ５７に供給され、これを目標値として、アンテナのＡＺ方向及びＥＬ方向の位置が制御される。

図４は、本発明の第１の実施形態の動作を示すフローチャートである。図４において、制御装置２１は、直距離と、ＡＺエラー角と、高度の情報を入力する（ステップＳ１）。直距離と、ＡＺエラー角と、高度の情報が入力されると、制御装置２１は、モノパルス推定処理（ステップＳ２〜ステップＳ７）と、補償器の選定処理（ステップＳ８〜ステップＳ１０）とを並列的に行う。

つまり、モノパルス推定処理では、制御装置２１は、異常値処理を行った後（ステップＳ２）、入力された直距離と、ＡＺエラー角と、高度とに基づいて、（１）式に示す演算により、時刻ｋでの飛翔体の位置座標を求める（ステップＳ３）。

ステップＳ２の異常値処理は、飛翔体の位置としてはあり得ないような値や前回の値と大きく異なるような値の場合の処理である。この場合には、前置ホールドや補間処理が行われる。

次に、制御装置２１は、（２）式に示す状態方程式に基づいて、次時刻（ｋ＋１）での飛翔体の位置を推定する（ステップＳ４）。そして、制御装置２１は、次時刻（ｋ＋１）での飛翔体の位置座標を出力する（ステップＳ５）。

次に、制御装置２１は、次時刻（ｋ＋１）での飛翔体の位置から、（３）式に示す演算により、次時刻（ｋ＋１）でのアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θを推定する（ステップＳ６）。そして、制御装置２１は、次時刻（ｋ＋１）でのアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θを出力する（ステップＳ７）。

ステップＳ２〜ステップＳ７の処理と並行して、制御装置２１は、ステップＳ１の後に、直距離が所定値以上かどうかを判定する（ステップＳ８）。そして、制御装置２１は、直距離が所定値以上の場合には、長距離用のフィルタ特性を選択し（ステップＳ９）、直距離が所定値未満の場合には、短距離用のフィルタ特性を選択する（ステップＳ１０）。フィルタの特性は、例えば（４）式に示されるような特性である。なお、ここでは、直距離が所定値以上かどうかにより、２種類の特性を選択しているが、さらに、直距離の判定を複数に条件分岐し、フィルタ特性を更に細かく選択できるようにしても良い。

ステップＳ９及びステップＳ１０でフィルタ特性が設定されたら、制御装置２１は、ステップＳ７で出力されたアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θに対して、ステップＳ９及びステップＳ１０で設定されたフィルタ特性を施し（ステップＳ１１）、このフィルタ処理が施されたアンテナのＡＺ角ψ（ｋ＋１）及びＥＬ角θ（ｋ＋１）を目標角度として出力する（ステップＳ１２）。アンテナのアクチュエータは、これを目標値として、アンテナのＡＺ角及びＥＬ角を設定する。

以上説明したように、本発明の第１の実施形態では、次時刻での飛翔体の位置を推定し、次時刻での飛翔体の位置から、次時刻でのアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θを算出し、アンテナ位置を制御している。また、本発明の第１の実施形態では、飛翔体までの直距離に応じて、フィルタの特性を設定している。このため、サンプリングレートを高速化させることなく、高精度の追尾が可能になる。なお、上述の説明では、１つ先の時刻の飛翔体の位置を推定して制御を行っているが、更に、２つ先或いはそれより先の時刻の飛翔体の位置を推定して制御を行うようにしても良い。

＜第２実施形態＞
次に、本発明の第２の実施形態について説明する。図５は、本発明の第２の実施形態の処理を示すフローチャートである。この実施形態は、上述の次時刻の推定値によるモノパルス推定処理と、ＧＰＳ（ＧｌｏｂａｌＰｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇＳｙｓｔｅｍ）による次時刻の推定値による処理とを組み合わせたものである。

つまり、飛翔体の位置は、前述したように、受信機１１から取得された直距離と、エラー角と、機体情報とから、演算に求められる他、ＧＰＳによっても取得できる。

図５において、制御装置２１は、前回のアルゴリズムの確認を行う（ステップＳ１０１）。ここで、アルゴリズムとは、受信機１１から取得された直距離と、エラー角と、機体情報とから、現時刻での飛翔体の位置を求め、次時刻での飛翔体の位置を推定し、次時刻でのアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θを推定するアルゴリズム（以下、モノパルス推定アルゴリズム）と、ＧＰＳから飛翔体の現時刻での位置を取得し、次時刻での飛翔体の位置を推定し、次時刻でのアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θを推定するアルゴリズム（以下、ＧＰＳ推定アルゴリズム）である。

次に、制御装置２１は、所定回数以上、同一アルゴリズムで推定値が出力されたかどうかを判定する（ステップＳ１０２）。同一アルゴリズムでの推定値の出力が所定回数未満なら、制御装置２１は、前回と同一のアルゴリズムで推定を行い（ステップＳ１０３）、アンテナのＡＺ角ψ（ｋ＋１）及びＥＬ角θ（ｋ＋１）を指定角度として出力する（ステップＳ１０４）。

ステップＳ１０２で、同一アルゴリズムでの推定値の出力が所定回数以上なら、制御装置２１は、ＡＧＣ（ＡｕｔｏｍａｔｉｃＧａｉｎＣｏｎｔｒｏｌ）レベル及びＧＰＳ指標の確認を行い（ステップＳ１０５）、ＡＧＣレベルが所定レベル以上かどうかを判定する（ステップＳ１０６）。

ステップＳ１０６で、ＡＧＣレベルが所定レベル以上なら、モノパルス推定アルゴリズムによりアンテナのＡＺ角ψ（ｋ＋１）及びＥＬ角θ（ｋ＋１）の推定値を求め（ステップＳ１０７）、直距離に応じて、ＡＺ用及びＥＬ用のフィルタ特性を適応的に選択して（ステップＳ１０８）、アンテナのＡＺ角ψ（ｋ＋１）及びＥＬ角θ（ｋ＋１）を指定角度として出力する（ステップＳ１０４）。

ステップＳ１０６で、ＡＧＣレベルが所定レベル未満なら、制御装置２１は、ＧＰＳ指標が信頼できるかどうかを判定する（ステップＳ１０９）。ＧＰＳ指標が信頼できれば、ＧＰＳ推定アルゴリズムによりアンテナのＡＺ角ψ（ｋ＋１）及びＥＬ角θ（ｋ＋１）の推定値を求め（ステップＳ１１０）、アンテナのＡＺ角ψ（ｋ＋１）及びＥＬ角θ（ｋ＋１）を指定角度として出力する（ステップＳ１０４）。

ステップＳ１０９で、ＧＰＳ指標が信頼できない場合には、制御装置２１は、所定時間の結果後に、自動サーチ処理を行う（ステップＳ１１１）。このときには、制御装置２１は、最後に算出できたＡＺ角及びＥＬ角から、飛翔体が存在する可能性のある最大の角度まで目標値を設定し、飛翔体の位置をサーチする。

以上説明したように、本発明の第２の実施形態では、飛翔体からの信号の受信状態が良好なときには、受信機１１から取得された直距離と、エラー角と、機体情報とから、現時刻での飛翔体の位置を求め、次時刻での飛翔体の位置を推定し、次時刻でのアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θを算出するようにし、受信状態が良好でないときには、ＧＰＳから飛翔体の現時刻での位置を取得し、次時刻での飛翔体の位置を推定し、次時刻でのアンテナのＡＺ角ψ及びＥＬ角θを算出するようにしている。これにより、飛翔体からの信号の受信状態が良好でない場合にも、アンテナを飛翔体に追尾させることができる。

本発明は、上述した実施形態に限定されるものではなく、この発明の要旨を逸脱しない範囲内で様々な変形や応用が可能である。

１１：受信機
２１：制御装置
２２：座標演算器
２３：位置推定器
２４：角度算出器
２５：予測補償器
２６：直距離適応型制御補償選定器
３１：アンテナ

Claims

飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信する受信機と、
前記受信機の出力を基に、次時刻以降の飛翔体の位置を推定し、当該推定された次時刻以降の飛翔体の位置に基づいて目標値設定して、前記アンテナの向きを制御する制御装置と
を備えることを特徴とする追尾装置。
前記制御装置は、前記アンテナと前記飛翔体の直距離と、前記飛翔体の機体情報と、前記アンテナの方向と前記飛翔体の方向とのエラー角とから現時刻の飛翔体の位置座標を算出する座標演算器と、
前記現時刻の飛翔体の位置座標から次時刻の飛翔体の位置座標を推定する位置推定器と、
前記次時刻の飛翔体の位置座標に基づいて次時刻のアンテナの角度を推定する角度算出器と、
前記角度算出器の出力に対して補償特性を与える予測補償器と
を備えることを特徴とする請求項１に記載の追尾装置。
更に、前記直距離に応じて前記予測補償器の制御帯域を変更する選定器を有することを特徴とする請求項２に記載の追尾装置。
前記位置推定器は、更に、ＧＰＳにより現時刻の飛翔体の位置座標を取得し、
受信状態に応じて、前記アンテナと前記飛翔体の直距離と、前記飛翔体の機体情報と、前記アンテナの方向と前記飛翔体の方向とのエラー角とから現時刻の前記飛翔体の位置座標を算出する処理と、前記ＧＰＳにより現時刻の前記飛翔体の位置座標を取得する処理とを選択することを特徴とする請求項２に記載の追尾装置。
飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信し、
アンテナから飛翔体までの直距離と、前記アンテナと前記飛翔体とのエラー角と、前記飛翔体の機体情報とを取得し、
前記受信機の出力を基に、次時刻以降の飛翔体の位置を推定し、
当該推定された次時刻以降の飛翔体の位置に基づいて目標値設定して、前記アンテナの向きを制御する
ことを特徴とする追尾方法。
飛翔体のトランスポンダーから送信されてきた応答信号を受信し、アンテナから飛翔体までの直距離と、前記アンテナと前記飛翔体とのエラー角と、前記飛翔体の機体情報とを取得するステップと、
前記受信機の出力を基に、次時刻以降の飛翔体の位置を推定するステップと、
当該推定された次時刻以降の飛翔体の位置に基づいて目標値設定して、前記アンテナの向きを制御するステップと
を含むことを特徴とするコンピュータプログラム。