JP2878309B2 - テレビアンテナ指向装置 - Google Patents
テレビアンテナ指向装置Info
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- JP2878309B2 JP2878309B2 JP13106489A JP13106489A JP2878309B2 JP 2878309 B2 JP2878309 B2 JP 2878309B2 JP 13106489 A JP13106489 A JP 13106489A JP 13106489 A JP13106489 A JP 13106489A JP 2878309 B2 JP2878309 B2 JP 2878309B2
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Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は、ヘリコプタ等の飛行体に搭載されたテレビ
アンテナを任意の地上局に向くように指向制御するテレ
ビアンテナ指向装置に関する。
アンテナを任意の地上局に向くように指向制御するテレ
ビアンテナ指向装置に関する。
［従来の技術］ 従来、この種のテレビアンテナ指向装置としては、例
えば第２図に示すようなものがある。
えば第２図に示すようなものがある。
第２図において、100はレゾルバチェーンで構成され
たレゾルバ専用計算機であり、アンテナ指向方向を示す
設定情報としてアンテナ方位角ψAとアンテナ俯仰角θA
が入力される。
たレゾルバ専用計算機であり、アンテナ指向方向を示す
設定情報としてアンテナ方位角ψAとアンテナ俯仰角θA
が入力される。
ここで、アンテナ方位角ψAは地上から機上に送信さ
れるアンテナの地球座標における方位角であり、またア
ンテナ俯仰角θAは機上で設定されるアンテナの水平面
からの俯仰角である。
れるアンテナの地球座標における方位角であり、またア
ンテナ俯仰角θAは機上で設定されるアンテナの水平面
からの俯仰角である。
今、アンテナ指向方向を現わす単位ベクトルをＡとす
れば、レゾルバ専用計算機100は単位ベクトルＡの地球
座標での成分を計算する。ここで地球座標は第３図に示
すように北軸、東軸及び下方軸を有する固定直交座標で
ある。
れば、レゾルバ専用計算機100は単位ベクトルＡの地球
座標での成分を計算する。ここで地球座標は第３図に示
すように北軸、東軸及び下方軸を有する固定直交座標で
ある。
これら地球座標の成分を要素にもつ単位ベクトルのマ
トリックスを［Ａ］Eとすれば、レゾルバ専用計算機100
の演算部102において次式で現わされる座標マトリック
ス［Ａ］Eが算出される。
トリックスを［Ａ］Eとすれば、レゾルバ専用計算機100
の演算部102において次式で現わされる座標マトリック
ス［Ａ］Eが算出される。
また方位ジャイロ104から機体の方位角ψ、垂直ジャ
イロ106から機体のロール角φ及びピッチ角θが検出さ
れ（第３図参照）、それぞれレゾルバ専用計算機100に
入力される。レゾルバ専用計算機100は機体運動を示す
方位角ψ、ロール角φ及びピッチ角θに基づいて演算部
108で座標変換マトリックス［Ｂ］を計算する。
イロ106から機体のロール角φ及びピッチ角θが検出さ
れ（第３図参照）、それぞれレゾルバ専用計算機100に
入力される。レゾルバ専用計算機100は機体運動を示す
方位角ψ、ロール角φ及びピッチ角θに基づいて演算部
108で座標変換マトリックス［Ｂ］を計算する。
ここで座標変換マトリックス［Ｂ］は機体座標から地
球座標へ任意のベクトルの成分を変換するマトリックス
であり、座標変換マトリックス［Ｂ］の転置マトリック
ス［Ｂ］Tは地球座標から機体座標へ任意のベクトルの
成分を変換する性質を有する。
球座標へ任意のベクトルの成分を変換するマトリックス
であり、座標変換マトリックス［Ｂ］の転置マトリック
ス［Ｂ］Tは地球座標から機体座標へ任意のベクトルの
成分を変換する性質を有する。
従って、転置マトリックス［Ｂ］Tを機体運動を現わ
す方位角ψ、ロール角φ及びピッチ角θで記述すると、
次式のようになる。
す方位角ψ、ロール角φ及びピッチ角θで記述すると、
次式のようになる。
更にレゾルバ専用計算機100は、アンテナ指向方向を
現わす単位ベクトルＡの機体座標における角度成分を計
算するため、前記（１）式で現わされる単位ベクトルＡ
のマトリックス［Ａ］Eと、前記（２）式で現わされる
座標変換マトリックス［Ｂ］Tとの積を乗算部110で計算
する。
現わす単位ベクトルＡの機体座標における角度成分を計
算するため、前記（１）式で現わされる単位ベクトルＡ
のマトリックス［Ａ］Eと、前記（２）式で現わされる
座標変換マトリックス［Ｂ］Tとの積を乗算部110で計算
する。
即ち、単位ベクトルＡの機体座標における成分を要素
にもつマトリックスを［Ａ］Bすれば、［Ａ］Bは次式で
記述される。
にもつマトリックスを［Ａ］Bすれば、［Ａ］Bは次式で
記述される。
［Ａ］B＝［Ｂ］T・［Ａ］E ・・・（３） この乗算部110で算出された機体座標における単位ベ
クトルの成分を示すマトリックス［Ａ］Bは、演算部112
で前記（３）式の解として得られ、第４図に示すように
機体に搭載されたテレビアンテナの指向方向を示す機体
前後軸からの機体上下軸回りの角度をψB、機体前後軸
と機体左右軸を共に含む機体水平面からの俯仰角をθB
とすれば、次式で記述される。
クトルの成分を示すマトリックス［Ａ］Bは、演算部112
で前記（３）式の解として得られ、第４図に示すように
機体に搭載されたテレビアンテナの指向方向を示す機体
前後軸からの機体上下軸回りの角度をψB、機体前後軸
と機体左右軸を共に含む機体水平面からの俯仰角をθB
とすれば、次式で記述される。
この第（４）式で記述されたマトリックス［Ａ］Bの
各要素は、アンテナ45の俯仰軸44と方位軸50に結合され
たレゾルバ114,116に入力され、レゾルバ114,116の２次
出力をアンプ42,51を介してサーボモータ43,54に入力す
ることにより、アンテナ指向方向が制御される。
各要素は、アンテナ45の俯仰軸44と方位軸50に結合され
たレゾルバ114,116に入力され、レゾルバ114,116の２次
出力をアンプ42,51を介してサーボモータ43,54に入力す
ることにより、アンテナ指向方向が制御される。
［発明が解決しようとする課題］ しかしながら、このような従来のテレビアンテナ指向
装置にあっては、レゾルバチェーンにより専用計算機を
構成するために計算機構造が複雑で小型化しにくく、ま
たアンテナ方位角、アンテナ俯仰角、機体の姿勢角（方
位角、ロール角、ピッチ角）は角度データとしてレゾル
バ専用計算機に入力することを必要とする繁雑さがあっ
た。
装置にあっては、レゾルバチェーンにより専用計算機を
構成するために計算機構造が複雑で小型化しにくく、ま
たアンテナ方位角、アンテナ俯仰角、機体の姿勢角（方
位角、ロール角、ピッチ角）は角度データとしてレゾル
バ専用計算機に入力することを必要とする繁雑さがあっ
た。
本発明は、このような従来の問題点に鑑みてなされた
もので、汎用プロセッサによる座標変換計算を可能にし
て計算負荷の軽減と装置の簡略化を図るようにしたテレ
ビアンテナ指向装置を提供することを目的とする。
もので、汎用プロセッサによる座標変換計算を可能にし
て計算負荷の軽減と装置の簡略化を図るようにしたテレ
ビアンテナ指向装置を提供することを目的とする。
［課題を解決するための手段］ まず本発明は、アンテナ方位角ψAとアンテナ俯仰角
θAとから地球座標の成分を要素に持つ単位ベクトルマ
トリックス［Ａ］Eをにより求める単位ベクトルマトリ
クス演算手段と、機体前後軸周りの角速度Ｐ、機体左右
軸周りの角速度Ｑ、機体上下軸周りの角速度Ｒからスキ
ューシンメトリマトリクス［ω］Bを求めるスキューシ
ンメトリマトリクス演算手段と、機体前後方向の加速度
Ｘ、機体左右方法の加速度Ｙ、機体上下方向の加速度
Ｚ、機首方向に対する地磁気の方位ψmから第１座標変
換マトリクス［Ｂ］mgを求める第１座標変換マトリクス
演算手段と、初期値とスキューシンメトリマトリクス
［ω］Bとの乗算結果を積分器に戻して積分して再びス
キューシンメトリマトリクス［ω］Bに乗算して積分器
に戻し機体座標から地球座標への座標変換に使用する第
２座標変換マトリクス［Ｂ］を求める積分ループと、第
１座標変換マトリクス［Ｂ］mgから積分ループの積分出
力を減算する減算器と積分ループの乗算結果と減算器の
減算結果を加算する加算器と、積分ループの積分出力を
転置演算して地球座標から機体座標への任意のベクトル
成分に変換する第２座標変換マトリクス［Ｂ］の転置マ
トリクス［Ｂ］Tを求める転置マトリクス演算手段と、
単位ベクトルマトリクス演算手段の出力である単位ベク
トルマトリクス［Ａ］Eと転置マトリクス演算手段の出
力である転置マトリクス［Ｂ］Tとを乗算して機体座標
における単位ベクトルの成分を示すマトリクス［Ａ］B
を求めるマトリクス演算手段と、マトリクス［Ａ］Bの
各成分から機体上下軸まわりりの角度ψBおよび俯仰角c
osθBの余弦及び正弦成分cosψB、sinψB、cosθB、sin
θBを演算器によって求める角度成分演算手段とから構
成され、角度成分演算手段の出力に基づいて機体に搭載
されたアンテナを指向制御するようにしたものである。
θAとから地球座標の成分を要素に持つ単位ベクトルマ
トリックス［Ａ］Eをにより求める単位ベクトルマトリ
クス演算手段と、機体前後軸周りの角速度Ｐ、機体左右
軸周りの角速度Ｑ、機体上下軸周りの角速度Ｒからスキ
ューシンメトリマトリクス［ω］Bを求めるスキューシ
ンメトリマトリクス演算手段と、機体前後方向の加速度
Ｘ、機体左右方法の加速度Ｙ、機体上下方向の加速度
Ｚ、機首方向に対する地磁気の方位ψmから第１座標変
換マトリクス［Ｂ］mgを求める第１座標変換マトリクス
演算手段と、初期値とスキューシンメトリマトリクス
［ω］Bとの乗算結果を積分器に戻して積分して再びス
キューシンメトリマトリクス［ω］Bに乗算して積分器
に戻し機体座標から地球座標への座標変換に使用する第
２座標変換マトリクス［Ｂ］を求める積分ループと、第
１座標変換マトリクス［Ｂ］mgから積分ループの積分出
力を減算する減算器と積分ループの乗算結果と減算器の
減算結果を加算する加算器と、積分ループの積分出力を
転置演算して地球座標から機体座標への任意のベクトル
成分に変換する第２座標変換マトリクス［Ｂ］の転置マ
トリクス［Ｂ］Tを求める転置マトリクス演算手段と、
単位ベクトルマトリクス演算手段の出力である単位ベク
トルマトリクス［Ａ］Eと転置マトリクス演算手段の出
力である転置マトリクス［Ｂ］Tとを乗算して機体座標
における単位ベクトルの成分を示すマトリクス［Ａ］B
を求めるマトリクス演算手段と、マトリクス［Ａ］Bの
各成分から機体上下軸まわりりの角度ψBおよび俯仰角c
osθBの余弦及び正弦成分cosψB、sinψB、cosθB、sin
θBを演算器によって求める角度成分演算手段とから構
成され、角度成分演算手段の出力に基づいて機体に搭載
されたアンテナを指向制御するようにしたものである。
［作用］ このような構成を備えた本発明のテレビアンテナ指向
装置によれば、まず機体運動による機体の各軸方向（前
後軸、左右軸、および上下軸）の角速度P,Q,Rが検出さ
れると、この角速度を用いてプロセッサにより微分方程
式の解として座標変換マトリックス［Ｂ］Tが直接求め
られる。
装置によれば、まず機体運動による機体の各軸方向（前
後軸、左右軸、および上下軸）の角速度P,Q,Rが検出さ
れると、この角速度を用いてプロセッサにより微分方程
式の解として座標変換マトリックス［Ｂ］Tが直接求め
られる。
一方、設定されたアンテナ方位角ψAと俯仰角θAをプ
ロセッサに取込んでアンテナ指向ベクトルＡの地球座標
上におけるマトリックス［Ａ］Eの要素成分を求め、そ
のとき算出されている座標変換マトリックス［Ｂ］Tを
使用することより機体座標上におけるアンテナ指向ベク
トルを現わすマトリックス［Ａ］Bの要素成分を求め、
このマトリックス［Ａ］Bの要素成分に従ってアンテナ
を指向制御する。
ロセッサに取込んでアンテナ指向ベクトルＡの地球座標
上におけるマトリックス［Ａ］Eの要素成分を求め、そ
のとき算出されている座標変換マトリックス［Ｂ］Tを
使用することより機体座標上におけるアンテナ指向ベク
トルを現わすマトリックス［Ａ］Bの要素成分を求め、
このマトリックス［Ａ］Bの要素成分に従ってアンテナ
を指向制御する。
更に、角速度検出手段として使用するジャイロの誤差
による座標変換マトリックス［Ｂ］Tのドリフトを防ぐ
ため、機体の各軸方向の加速度と地磁気方位の各検出出
力を用いてドリフトを除去する演算処理を座標変換マト
リック［Ｂ］Tを求める積分演算ループ内に持たせ、座
標変換の演算精度を高める。
による座標変換マトリックス［Ｂ］Tのドリフトを防ぐ
ため、機体の各軸方向の加速度と地磁気方位の各検出出
力を用いてドリフトを除去する演算処理を座標変換マト
リック［Ｂ］Tを求める積分演算ループ内に持たせ、座
標変換の演算精度を高める。
［実施例］ 第１図は本発明の一実施例を示した実施例構成図であ
る。
る。
第１図において、52は汎用のプロセッサであり、プロ
セッサ52に対してはジャイロ入力インターフェース４を
介して機体運動の角速度成分を検出する角速度検出手段
としてジャイロ1,2,3が設けられる。ジャイロ１は機体
前後軸まわりの角速度Ｐを検出し、ジャイロ２は機体左
右軸まわりの角速度Ｑを検出し、更にジャイロ３は機体
上下軸まわりの角速度Ｒを検出する。
セッサ52に対してはジャイロ入力インターフェース４を
介して機体運動の角速度成分を検出する角速度検出手段
としてジャイロ1,2,3が設けられる。ジャイロ１は機体
前後軸まわりの角速度Ｐを検出し、ジャイロ２は機体左
右軸まわりの角速度Ｑを検出し、更にジャイロ３は機体
上下軸まわりの角速度Ｒを検出する。
ジャイロ1,2,3からの各検出角速度P,Q,Rはジャイロ入
力インターフェース４よりプロセッサ52内の演算器５に
与えられ、演算器５は入力角速度P,Q,Rからskew symmet
ric マトリックスであるマトリックス［ω］Bを計算す
る。即ち、［ω］Bは次式で記述される。
力インターフェース４よりプロセッサ52内の演算器５に
与えられ、演算器５は入力角速度P,Q,Rからskew symmet
ric マトリックスであるマトリックス［ω］Bを計算す
る。即ち、［ω］Bは次式で記述される。
演算器５で演算された前記第（５）式のマトリックス
［ω］Bは乗算器６に与えられ、後の説明で明らかにす
る機体座標から地球座標へ座標変換するための変換マト
リックスである［Ｂ］との積を計算し、この積は座標変
換マトリックス［Ｂ］の微分成分である［］に等し
い。即ち、 ［］＝［Ｂ］［ω］B ・・・（６） が乗算器６で算出される。乗算器６の出力は加算器18を
介して積分器７に与えられ、積分器７による積分で機体
座標から地球座標への座標変換に使用する座標変換マト
リックス［Ｂ］が求められる。
［ω］Bは乗算器６に与えられ、後の説明で明らかにす
る機体座標から地球座標へ座標変換するための変換マト
リックスである［Ｂ］との積を計算し、この積は座標変
換マトリックス［Ｂ］の微分成分である［］に等し
い。即ち、 ［］＝［Ｂ］［ω］B ・・・（６） が乗算器６で算出される。乗算器６の出力は加算器18を
介して積分器７に与えられ、積分器７による積分で機体
座標から地球座標への座標変換に使用する座標変換マト
リックス［Ｂ］が求められる。
ところで前記第（６）式で与えられる乗算器６の出力
を積分器７で積分するためには、変換マトリックス
［Ｂ］の初期値が必要である。この初期値としては例え
ば最初は機体方向が不明であるから水平、真北を向いて
いると仮定して、 とするか、加速度計と磁気方位センサから求められるB
mgを用いればよい。また座標変換マトリックス［Ｂ］は
積分計算により得られるのでジャイロ1,2,3の出力P,Q,R
にオフセットがあると座標変換マトリックス［Ｂ］には
ドリフトが生ずる。
を積分器７で積分するためには、変換マトリックス
［Ｂ］の初期値が必要である。この初期値としては例え
ば最初は機体方向が不明であるから水平、真北を向いて
いると仮定して、 とするか、加速度計と磁気方位センサから求められるB
mgを用いればよい。また座標変換マトリックス［Ｂ］は
積分計算により得られるのでジャイロ1,2,3の出力P,Q,R
にオフセットがあると座標変換マトリックス［Ｂ］には
ドリフトが生ずる。
この積分器７で算出される座標変換マトリックス
［Ｂ］に生ずるドリフトを除去するためプロセッサ52に
対し加速度計8,9,10及び磁気方位センサ12が設けられ
る。
［Ｂ］に生ずるドリフトを除去するためプロセッサ52に
対し加速度計8,9,10及び磁気方位センサ12が設けられ
る。
加速度計８は機体前後軸方向の加速度Ｘを検出し、加
速度計９は機体左右軸方向の加速度Ｙを検出し、更に加
速度計10は機体上下軸方向の加速度Ｚを検出する。加速
度計8,9,10の出力は加速度計入力インターフェース11を
介してプロセッサ52の演算器15に入力される。一方、磁
気方位センサ12は機首方向に対する地磁気の方向を検出
し、機体の方位角ψｍを磁気方位入力インターフェース
13を介してプロセッサ52の演算器15に入力する。
速度計９は機体左右軸方向の加速度Ｙを検出し、更に加
速度計10は機体上下軸方向の加速度Ｚを検出する。加速
度計8,9,10の出力は加速度計入力インターフェース11を
介してプロセッサ52の演算器15に入力される。一方、磁
気方位センサ12は機首方向に対する地磁気の方向を検出
し、機体の方位角ψｍを磁気方位入力インターフェース
13を介してプロセッサ52の演算器15に入力する。
演算器15は、磁気方位センサの検出方位ψｍと加速度
計8,9,10間の検出加速度X,Y,Zに基づき座標変換マトリ
ックス［Ｂ］mgを算出する。
計8,9,10間の検出加速度X,Y,Zに基づき座標変換マトリ
ックス［Ｂ］mgを算出する。
今、機体に作用する加速度として、機体上下軸方向で
下方をマイナスとした重力加速度ｇを考え、その時の加
速度計8,9,10の検出加速度X,Y,ZをAccx,Accy,Acczで表
わし、更に加速度出力をもたらした機体のロール角をφ
g、ピッチ角をθgとすると加速度Accx,Accy,Acczは次式
で記述される。
下方をマイナスとした重力加速度ｇを考え、その時の加
速度計8,9,10の検出加速度X,Y,ZをAccx,Accy,Acczで表
わし、更に加速度出力をもたらした機体のロール角をφ
g、ピッチ角をθgとすると加速度Accx,Accy,Acczは次式
で記述される。
この第（７）式よりsinθg,cosθg,sinφg,cosφgを
求めると、 となる。この第（８）式と磁気方位センサ12からの検出
方位角であるψｍから座標変換マトリックス［Ｂ］mgで
は次式で表わされる。
求めると、 となる。この第（８）式と磁気方位センサ12からの検出
方位角であるψｍから座標変換マトリックス［Ｂ］mgで
は次式で表わされる。
演算器15で算出された前記第（９）式は減算器16に与
えられ、減算器16において積分器７の出力として得られ
た座標変換マトリックス［Ｂ］が差し引かれる。減算器
16の出力はスイッチ53を介して比例器17に与えられ、比
例器17でＫ倍された後、加算器18より前記第（６）式で
あ表される演算ループ内に取り込まれる。
えられ、減算器16において積分器７の出力として得られ
た座標変換マトリックス［Ｂ］が差し引かれる。減算器
16の出力はスイッチ53を介して比例器17に与えられ、比
例器17でＫ倍された後、加算器18より前記第（６）式で
あ表される演算ループ内に取り込まれる。
従って、最終的に座標変換マトリックス［Ｂ］を求め
る微分方程式は次式で与えられる。
る微分方程式は次式で与えられる。
［Ｂ］＝［Ｂ］［ω］B＋Ｋ（［Ｂ］mg−［Ｂ］） ・・
・（10） ここで、減算器16と比例器17の間に設けたスイッチ53
は、急旋回時等に加速度計8,9,10に大加速度が生じて出
力が飽和し、同時に磁気方位センサ12の出力に誤差が生
ずることから、この場合にスイッチ53を開いて前記第
（10）式におけるＫ（［Ｂ］mg−［Ｂ］）を一時的に切
り離す。
・（10） ここで、減算器16と比例器17の間に設けたスイッチ53
は、急旋回時等に加速度計8,9,10に大加速度が生じて出
力が飽和し、同時に磁気方位センサ12の出力に誤差が生
ずることから、この場合にスイッチ53を開いて前記第
（10）式におけるＫ（［Ｂ］mg−［Ｂ］）を一時的に切
り離す。
このように加速度計8,9,10及び磁気方位センサ12の検
出出力に基づいてドリフト分が補正された積分器７から
の座標変換マトリックス［Ｂ］は演算器24に与えられ、
転置演算により地球座標から機体座標に任意のベクトル
を変換するための転置マトリックス［Ｂ］Tを算出す
る。この演算器24で最終的に演算される座標変換マトリ
ックス［Ｂ］Tは前記第（２）式で表わされる。
出出力に基づいてドリフト分が補正された積分器７から
の座標変換マトリックス［Ｂ］は演算器24に与えられ、
転置演算により地球座標から機体座標に任意のベクトル
を変換するための転置マトリックス［Ｂ］Tを算出す
る。この演算器24で最終的に演算される座標変換マトリ
ックス［Ｂ］Tは前記第（２）式で表わされる。
一方、地上から機上に送信されたアンテナの地球座標
におけるアンテナ方位角ψAと機上で設定されたアンテ
ナの水平面からの俯仰角であるアンテナ俯仰角θAは設
定角入力インターフェース21を介してプロセッサ52の演
算器22に入力される。
におけるアンテナ方位角ψAと機上で設定されたアンテ
ナの水平面からの俯仰角であるアンテナ俯仰角θAは設
定角入力インターフェース21を介してプロセッサ52の演
算器22に入力される。
演算器22では、アンテナ指向方向を表わす単位ベクト
ルＡの地球座標成分を要素にもつマトリックスである前
記第（１）式の［Ａ］Eが計算される。
ルＡの地球座標成分を要素にもつマトリックスである前
記第（１）式の［Ａ］Eが計算される。
演算器22で演算されたマトリックス［Ａ］Eは乗算器2
3に与えられ、乗算器23において演算器24で転置演算さ
れた座標交換マトリックス［Ｂ］Tと乗算され、アンテ
ナ指向方向を表わす単位ベクトルの機体座標の成分を要
素にもつ前記第（３）式のマトリックス［Ａ］Bが計算
される。
3に与えられ、乗算器23において演算器24で転置演算さ
れた座標交換マトリックス［Ｂ］Tと乗算され、アンテ
ナ指向方向を表わす単位ベクトルの機体座標の成分を要
素にもつ前記第（３）式のマトリックス［Ａ］Bが計算
される。
乗算器23で乗算されたマトリックス［Ａ］Bは演算器2
5に与えられる。
5に与えられる。
ここで、アンテナ指向角として第４図に示したように
機体前後軸からの機体上下まわりの角度であるψBと機
体前後軸と機体左右軸を含む面からの俯仰角θBを考え
ると、マトリックス［Ａ］Bは次式となる。
機体前後軸からの機体上下まわりの角度であるψBと機
体前後軸と機体左右軸を含む面からの俯仰角θBを考え
ると、マトリックス［Ａ］Bは次式となる。
また、乗算器23で計算されたマトリックス［Ａ］Bの
各要素をAXB，AYB，AZBとすれば、 となる。従って、演算器25にあっては、前記第（11）式
と第（12）式が等しいものとしてマトリックス［Ａ］B
の要素成分に含まれるcosψB,sinψB、cosθB,sinθBに
ついて解を求める演算を実行する。即ち、演算器25は、 となる演算を行なう。
各要素をAXB，AYB，AZBとすれば、 となる。従って、演算器25にあっては、前記第（11）式
と第（12）式が等しいものとしてマトリックス［Ａ］B
の要素成分に含まれるcosψB,sinψB、cosθB,sinθBに
ついて解を求める演算を実行する。即ち、演算器25は、 となる演算を行なう。
演算器25で演算された前記第（13）式の各値はD/A変
換器26により直流電圧に変換されて出力され、乗算器2
8,29,30,31によりAC基準電圧７との乗算により交流電圧
に変換される。
換器26により直流電圧に変換されて出力され、乗算器2
8,29,30,31によりAC基準電圧７との乗算により交流電圧
に変換される。
交流電圧に変換されたcosθB,sinθBは増幅器32,33を
介してスコットトランス36に入力され、スコットトラン
ス36で交流３線信号に変換された後、制御変圧器38に入
力される。制御変圧器38の軸はギア39,40を介して、ア
ンテナ45の俯仰軸44に連結されている。また制御変圧器
38の２次側の出力はアンプ42により増幅されサーボモー
タ43に入力される。従ってサーボモータ43はギア41,40
を介してアンテナ45の俯仰軸44を制御変圧器38の２次側
電圧がゼロとなるように回転させる。
介してスコットトランス36に入力され、スコットトラン
ス36で交流３線信号に変換された後、制御変圧器38に入
力される。制御変圧器38の軸はギア39,40を介して、ア
ンテナ45の俯仰軸44に連結されている。また制御変圧器
38の２次側の出力はアンプ42により増幅されサーボモー
タ43に入力される。従ってサーボモータ43はギア41,40
を介してアンテナ45の俯仰軸44を制御変圧器38の２次側
電圧がゼロとなるように回転させる。
一方、交流電圧に変換されたcosψB,sinψBはアンプ3
4,35を介してスコットトランス37に入力され、交流３線
信号に変換された後、制御変圧器46に入力される。制御
変圧器46の軸はギア47,48を介してアンテナ45の方位軸5
0に連結されている。また制御変圧器46の２次側の出力
は、アンプ51により増幅された後サーボモータ54に入力
される。従って、サーボモータ54はギア49,48を介して
アンテナ45の方位軸50を制御変圧器46の２次電圧がゼロ
となるように回転させる。
4,35を介してスコットトランス37に入力され、交流３線
信号に変換された後、制御変圧器46に入力される。制御
変圧器46の軸はギア47,48を介してアンテナ45の方位軸5
0に連結されている。また制御変圧器46の２次側の出力
は、アンプ51により増幅された後サーボモータ54に入力
される。従って、サーボモータ54はギア49,48を介して
アンテナ45の方位軸50を制御変圧器46の２次電圧がゼロ
となるように回転させる。
このような第１図に示した本発明の実施例の動作は、
ジャイロ1,2,3を使用して機体の各軸まわりの角速度P,
Q,Rを検出し、その検出角速度P,Q,Rを用いてプロセッサ
により微分方程式を解いて座標変換マトリックスを求め
る。即ち、演算器５で検出角速度P,Q,Rを要素としたマ
トリックス［ω］Bを算出して乗算器６で帰還入力した
座標変換マトリックス［Ｂ］とかけ合せて前記第（６）
式の［Ｂ］を求め、これを積分器７で積分して微分方程
式の解としての座標変換マトリックス［Ｂ］を求める。
ジャイロ1,2,3を使用して機体の各軸まわりの角速度P,
Q,Rを検出し、その検出角速度P,Q,Rを用いてプロセッサ
により微分方程式を解いて座標変換マトリックスを求め
る。即ち、演算器５で検出角速度P,Q,Rを要素としたマ
トリックス［ω］Bを算出して乗算器６で帰還入力した
座標変換マトリックス［Ｂ］とかけ合せて前記第（６）
式の［Ｂ］を求め、これを積分器７で積分して微分方程
式の解としての座標変換マトリックス［Ｂ］を求める。
更に、ジャイロ1,2,3を使用したことによりドリフト
除去のため、加速度計8,9,10及び磁気方位センサ12の検
出出力により演算器15で前記第（９）式で示される座標
変換マトリックス［Ｂ］mgを計算し、減算器16及び比例
器17を介して積分ループに取り込むことで前記第（10）
式の解としての座標変換マトリックス［Ｂ］の解を求
め、最終的に演算器24の転置演算により地球座標から機
体座標に変換するための座標変換マトリックス［Ｂ］T
を算出する。一方、設定入力されたアンテナ方位角ψA
及びアンテナ俯仰角θAに基づいて演算器22でアンテナ
指向方向を示す単位ベクトルの地球座標成分で成るマト
リックス［Ａ］Eを求め、このマトリックス［Ａ］Eを乗
算器23で座標変換マトリックス［Ｂ］Tとかけ合せて機
体座標でのアンテナ指向方向を示す単位ベクトルの座標
成分で成るマトリックス［Ａ］Bを求める。このように
して求められた機体座標におけるマトリックス［Ａ］B
につき機体前後軸からの機体上下軸まわりの角度ψBと
機体前後軸と機体左右軸を含む面からの俯仰角θBで示
されるアンテナ指向角の各々の正弦及び余弦成分を演算
器25で求め、これら正弦及び余弦成分を直流電圧に変換
してアンテナ指向制御のために出力する。
除去のため、加速度計8,9,10及び磁気方位センサ12の検
出出力により演算器15で前記第（９）式で示される座標
変換マトリックス［Ｂ］mgを計算し、減算器16及び比例
器17を介して積分ループに取り込むことで前記第（10）
式の解としての座標変換マトリックス［Ｂ］の解を求
め、最終的に演算器24の転置演算により地球座標から機
体座標に変換するための座標変換マトリックス［Ｂ］T
を算出する。一方、設定入力されたアンテナ方位角ψA
及びアンテナ俯仰角θAに基づいて演算器22でアンテナ
指向方向を示す単位ベクトルの地球座標成分で成るマト
リックス［Ａ］Eを求め、このマトリックス［Ａ］Eを乗
算器23で座標変換マトリックス［Ｂ］Tとかけ合せて機
体座標でのアンテナ指向方向を示す単位ベクトルの座標
成分で成るマトリックス［Ａ］Bを求める。このように
して求められた機体座標におけるマトリックス［Ａ］B
につき機体前後軸からの機体上下軸まわりの角度ψBと
機体前後軸と機体左右軸を含む面からの俯仰角θBで示
されるアンテナ指向角の各々の正弦及び余弦成分を演算
器25で求め、これら正弦及び余弦成分を直流電圧に変換
してアンテナ指向制御のために出力する。
プロセッサ52からの直流電圧としてのアンテナ制御信
号はスコットトランス36,37により３線交流信号に変換
され、この３線交流信号をアンテナ45の俯仰軸44及び方
位軸50のそれぞれに連結された制御変圧器38,46、サー
ボモータ43,54から成る各サーボループに入力すること
によりアンテナ45を機体運動の如何にかかわらず設定入
力された地球座標におけるアンテナ方位角ψA、アンテ
ナ俯仰角θAを指向するように制御することができる。
号はスコットトランス36,37により３線交流信号に変換
され、この３線交流信号をアンテナ45の俯仰軸44及び方
位軸50のそれぞれに連結された制御変圧器38,46、サー
ボモータ43,54から成る各サーボループに入力すること
によりアンテナ45を機体運動の如何にかかわらず設定入
力された地球座標におけるアンテナ方位角ψA、アンテ
ナ俯仰角θAを指向するように制御することができる。
［発明の効果］ 以上説明してきたように本発明によれば、機体運動に
よる角速度信号から算出される座標変換マトリックスを
使用して地球座標上でアンテナ指向方向を示す単位ベク
トルのマトリックスを機体座標上でマンテナ指向方向を
示す単位ベクトルのマトリックスに変換するため座標変
換演算がより直接的に行なわれ、機体方位角、姿勢角の
形にする必要がないため、座標変換のための演算負荷を
低減でき、より高速な変換演算を行なうことができる。
よる角速度信号から算出される座標変換マトリックスを
使用して地球座標上でアンテナ指向方向を示す単位ベク
トルのマトリックスを機体座標上でマンテナ指向方向を
示す単位ベクトルのマトリックスに変換するため座標変
換演算がより直接的に行なわれ、機体方位角、姿勢角の
形にする必要がないため、座標変換のための演算負荷を
低減でき、より高速な変換演算を行なうことができる。
また通常の汎用プロセッサにより座標変換演算ができ
るため、従来のレゾルバチェーンを使用した専用計算機
に比べ装置の小型軽量化を達成でき、またコスト的にも
安価に実現できる。
るため、従来のレゾルバチェーンを使用した専用計算機
に比べ装置の小型軽量化を達成でき、またコスト的にも
安価に実現できる。
また、角速度を検出するジャイロ誤差による座標変換
マトリックスのドリフトを機体各軸の加速度と磁気方位
の検出出力により補正するため、精度の高い座標変換演
算を行なうことができる。
マトリックスのドリフトを機体各軸の加速度と磁気方位
の検出出力により補正するため、精度の高い座標変換演
算を行なうことができる。
第１図は本発明の一実施例を示した実施例構成図； 第２図は従来装置の説明図； 第３図は地球座標と機体座標の説明図； 第４図はアンテナ指向角の説明図である。 1,2,3:ジャイロ（角速度検出手段） 4,5,15,11,24,25:演算器 6,23,28,29,30,31:乗算器 7:積分器 8,9,10:加速度計 12:磁気方位センサ 16:減算器 17:比例器 18:加算器 26:D/A変換器 32,33,34,35,42,51:アンプ 36,37:スコットトランス 38,46:制御変圧器 39,40,41,47,48,49:ギア 43,54:サーボモータ 44:俯仰軸 45:アンテナ 50:方位軸 52:プロセッサ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭49−97549（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−67902（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−142903（ＪＰ，Ａ) 実開 昭51−86944（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) H01Q 3/00 - 3/46 H01Q 1/28
Claims (1)
- 【請求項１】アンテナ方位角ψAとアンテナ俯仰角θAと
から地球座標の成分を要素に持つ単位ベクトルマトリッ
クス［Ａ］Eを により求める単位ベクトルマトリクス演算手段と、 機体前後軸周りの角速度Ｐ、機体左右軸周りの角速度
Ｑ、機体上下軸周りの角速度Ｒから によりスキューシンメトリマトリクス［ω］Bを求める
スキューシンメトリマトリクス演算手段と、 機体前後方向の加速度Ｘ、機体左右方法の加速度Ｙ、機
体上下方向の加速度Ｚ、機首方向に対する地磁気の方位
ψmから第１座標変換マトリクス［Ｂ］mgを により求める第１座標変換マトリクス演算手段と、 初期値とスキューシンメトリマトリクス［ω］Bとの乗
算結果を積分器で積分して再びスキューシンメトリマト
リクス［ω］Bに乗算して前記積分器に戻し機体座標か
ら地球座標への座標変換に使用する第２座標変換マトリ
クス［Ｂ］を求める積分ループと、 第１座標変換マトリクス［Ｂ］mgから前記積分ループの
積分出力を減算する減算器と、 前記積分ループの乗算結果と前記減算器の減算結果を加
算する加算器と、 前記積分ループの積分出力を によって転置演算して地球座標から機体座標への任意の
ベクトル成分に変換する第２座標変換マトリクス［Ｂ］
の転置マトリクス［Ｂ］Tを求める転置マトリクス演算
手段と、 前記単位ベクトルマトリクス演算手段の出力である単位
ベクトルマトリクス［Ａ］Eと前記転置マトリクス演算
手段の出力である転置マトリクス［Ｂ］Tとを乗算して
機体座標における単位ベクトルの成分を示すマトリクス
［Ａ］Bを求めるマトリクス演算手段と、 前記マトリクス［Ａ］Bの各成分から機体上下軸まわり
りの角度ψBおよび俯仰角cosθBの余弦及び正弦成分cos
ψB、sinψB、cosθB、sinθBを演算器によって求める
角度成分演算手段とから構成され、 前記角度成分演算手段の出力に基づいて機体に搭載され
たアンテナを指向制御することを特徴とするテレビアン
テナ指向装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13106489A JP2878309B2 (ja) | 1989-05-24 | 1989-05-24 | テレビアンテナ指向装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13106489A JP2878309B2 (ja) | 1989-05-24 | 1989-05-24 | テレビアンテナ指向装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02309702A JPH02309702A (ja) | 1990-12-25 |
| JP2878309B2 true JP2878309B2 (ja) | 1999-04-05 |
Family
ID=15049163
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13106489A Expired - Fee Related JP2878309B2 (ja) | 1989-05-24 | 1989-05-24 | テレビアンテナ指向装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2878309B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101925570B1 (ko) | 2017-10-20 | 2018-12-06 | 국방과학연구소 | 안테나 시스템의 표적 추적 장치 및 방법 |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0786824A (ja) * | 1993-09-14 | 1995-03-31 | Nec Corp | 送信電力分配制御装置 |
| EP0658797B1 (en) * | 1993-12-14 | 2001-11-14 | Nikon Corporation | Image movement correction of camera |
| JP3513950B2 (ja) * | 1993-12-14 | 2004-03-31 | 株式会社ニコン | 像振れ補正カメラ |
-
1989
- 1989-05-24 JP JP13106489A patent/JP2878309B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101925570B1 (ko) | 2017-10-20 | 2018-12-06 | 국방과학연구소 | 안테나 시스템의 표적 추적 장치 및 방법 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH02309702A (ja) | 1990-12-25 |
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