JP3167413B2 - アンテナ駆動装置 - Google Patents
アンテナ駆動装置Info
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- JP3167413B2 JP3167413B2 JP10959792A JP10959792A JP3167413B2 JP 3167413 B2 JP3167413 B2 JP 3167413B2 JP 10959792 A JP10959792 A JP 10959792A JP 10959792 A JP10959792 A JP 10959792A JP 3167413 B2 JP3167413 B2 JP 3167413B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、例えばデータ中継衛
星のデータ中継を利用するユーザ衛星や、軌道作業機等
の宇宙航行体に搭載したアンテナを指向制御するのに用
いるアンテナ駆動装置に関する。
星のデータ中継を利用するユーザ衛星や、軌道作業機等
の宇宙航行体に搭載したアンテナを指向制御するのに用
いるアンテナ駆動装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、この種のアンテナ駆動装置は、図
２に示すように地上局からコマンドとして送信されるユ
ーザ衛星等のアンテナ搭載用の搭載衛星の軌道計算パラ
メータ、及びデータ中継衛星等の指向衛星の軌道計算パ
ラメータをコマンド入力処理部１で受信する。コマンド
処理部１は、入力した軌道計算パラメータを所定の数値
に転換処理した後、オンボード軌道計算部２の第１及び
第２の計算部２ａ，２ｂに出力する。このオンボード軌
道計算部２の第１及び第２の計算部２ａ，２ｂは、入力
した軌道計算パラメータに基づいて搭載衛星及び指向衛
星の位置ベクトルＲ1 ，Ｒ2 を算出して、目標角度生成
部３に出力する。この目標角度生成部３は、入力した位
置ベクトルＲ1 ，Ｒ2 に基づいて搭載衛星及び指向衛星
の回転角度目標値θx ，θy を算出して減算器４の一方
の入力端に出力する。
２に示すように地上局からコマンドとして送信されるユ
ーザ衛星等のアンテナ搭載用の搭載衛星の軌道計算パラ
メータ、及びデータ中継衛星等の指向衛星の軌道計算パ
ラメータをコマンド入力処理部１で受信する。コマンド
処理部１は、入力した軌道計算パラメータを所定の数値
に転換処理した後、オンボード軌道計算部２の第１及び
第２の計算部２ａ，２ｂに出力する。このオンボード軌
道計算部２の第１及び第２の計算部２ａ，２ｂは、入力
した軌道計算パラメータに基づいて搭載衛星及び指向衛
星の位置ベクトルＲ1 ，Ｒ2 を算出して、目標角度生成
部３に出力する。この目標角度生成部３は、入力した位
置ベクトルＲ1 ，Ｒ2 に基づいて搭載衛星及び指向衛星
の回転角度目標値θx ，θy を算出して減算器４の一方
の入力端に出力する。
【０００３】減算器４には、その他方の入力端にアンテ
ナ角度検出用角度検出センサ５の出力端が接続され、そ
の出力端には、第１の信号処理部６ａの入力端が接続さ
れる。この第１の信号処理部６ａは、目標角度目標値θ
x ，θy と角度センサ５の出力との差が零となるように
アンテナ駆動信号を生成して、スイッチ７の固定接点ａ
に出力する。
ナ角度検出用角度検出センサ５の出力端が接続され、そ
の出力端には、第１の信号処理部６ａの入力端が接続さ
れる。この第１の信号処理部６ａは、目標角度目標値θ
x ，θy と角度センサ５の出力との差が零となるように
アンテナ駆動信号を生成して、スイッチ７の固定接点ａ
に出力する。
【０００４】スイッチ７の固定接点ｂには、第２の信号
処理部６ｂの出力端が接続され、この第２の信号処理部
６ｂの入力端には電波センサ８の出力端が接続される。
電波センサ８は、アンテナ９の電波を検出して指向衛星
とのアンテナ指向誤差角度を検出する。第２の信号処理
部６ｂは、入力したアンテナ指向誤差信号が零となるよ
うにアンテナ駆動信号を生成してスイッチ７の固定接点
ｂに出力する。スイッチ７の可動接点ｃには、アンテナ
駆動機構１０が接続され、例えば地上から送信される切
換信号に応動して固定節点ａあるいはｂに切換制御され
て第１及び第２の信号処理部６ａ，６ｂで生成されるア
ンテナ駆動信号をアンテナ駆動機構１０に出力する。こ
のアンテナ駆動機構１０は、第１及び第２の信号処理部
６ａ，６ｂを介して入力されるアンテナ駆動信号に応動
してアンテナ９を指向制御する。
処理部６ｂの出力端が接続され、この第２の信号処理部
６ｂの入力端には電波センサ８の出力端が接続される。
電波センサ８は、アンテナ９の電波を検出して指向衛星
とのアンテナ指向誤差角度を検出する。第２の信号処理
部６ｂは、入力したアンテナ指向誤差信号が零となるよ
うにアンテナ駆動信号を生成してスイッチ７の固定接点
ｂに出力する。スイッチ７の可動接点ｃには、アンテナ
駆動機構１０が接続され、例えば地上から送信される切
換信号に応動して固定節点ａあるいはｂに切換制御され
て第１及び第２の信号処理部６ａ，６ｂで生成されるア
ンテナ駆動信号をアンテナ駆動機構１０に出力する。こ
のアンテナ駆動機構１０は、第１及び第２の信号処理部
６ａ，６ｂを介して入力されるアンテナ駆動信号に応動
してアンテナ９を指向制御する。
【０００５】ところが、上記アンテナ駆動装置では、地
上からコマンド送信される軌道計算パラメータに誤差が
含まれるために、時間が経過するにしたがって、オンボ
ード軌道計算部２で算出する位置ベクトルＲ1 ，Ｒ2 の
誤差が大きくなり、アンテナ指向精度が低下されるとい
う問題を有する。そこで、最新の軌道計算パラメータを
地上から逐次コマンドで送信することにより、アンテナ
指向精度の高精度化を図ることが考えられる。
上からコマンド送信される軌道計算パラメータに誤差が
含まれるために、時間が経過するにしたがって、オンボ
ード軌道計算部２で算出する位置ベクトルＲ1 ，Ｒ2 の
誤差が大きくなり、アンテナ指向精度が低下されるとい
う問題を有する。そこで、最新の軌道計算パラメータを
地上から逐次コマンドで送信することにより、アンテナ
指向精度の高精度化を図ることが考えられる。
【０００６】しかしながら、上記構成では、軌道計算パ
ラメータの最新値を逐次設定しなければならないことに
より、運用が非常に面倒となるという問題が起こる。ま
た、これによると、軌道計算パラメータに基づいて位置
ベクトルを算出するオンボード軌道計算部２の能力が大
きくしなければならないために、大形となるという問題
を有する。
ラメータの最新値を逐次設定しなければならないことに
より、運用が非常に面倒となるという問題が起こる。ま
た、これによると、軌道計算パラメータに基づいて位置
ベクトルを算出するオンボード軌道計算部２の能力が大
きくしなければならないために、大形となるという問題
を有する。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、従
来のアンテナ駆動装置では、アンテナ指向精度が時間が
経過するにしたがって、低下されるという問題を有して
いた。
来のアンテナ駆動装置では、アンテナ指向精度が時間が
経過するにしたがって、低下されるという問題を有して
いた。
【０００８】この発明は上記の事情に鑑みてなされたも
ので、簡易な構成で、且つ簡便にして高精度なアンテナ
指向制御を実現し得るようにしたアンテナ駆動装置を提
供することを目的とする。
ので、簡易な構成で、且つ簡便にして高精度なアンテナ
指向制御を実現し得るようにしたアンテナ駆動装置を提
供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段及び作用】この発明は、第
１の宇宙航行体に搭載したアンテナを所定の間隔を有し
て飛翔する第２の宇宙航行体に指向するアンテナ駆動機
構と、前記第１の宇宙航行体に搭載され、ＧＰＳ信号を
受信して位置及び速度情報を検出する測定手段と、この
測定手段で測定した第１の宇宙航行体の位置情報に基づ
いて該第１の宇宙航行体の位置ベクトルを推定する推定
手段と、コマンドとして送信される指向用の第２の宇宙
航行体の軌道計算パラメータに基づいて該第２の宇宙航
行体の位置ベクトルを求める演算手段と、この演算手段
で算出した第２の宇宙航行体の位置ベクトルと前記推定
手段で推定した前記第１の宇宙航行体の位置ベクトルに
基づいて回転角度目標値を生成する目標値生成手段と、
前記アンテナの指向角度と前記回転角度目標値に基づい
てアンテナ駆動信号を生成して、前記アンテナ駆動機構
を駆動して前記アンテナの指向方向を制御する第１の信
号処理手段と、前記アンテナの電波方向に基づいてアン
テナ駆動信号を生成して、前記アンテナ駆動機構を駆動
制御してアンテナの指向方向を制御する第２の信号処理
手段と、前記第１及び第２の信号処理手段のいずれか一
方を選択して切換える切換設定手段とを備えてアンテナ
駆動装置を構成したものである。
１の宇宙航行体に搭載したアンテナを所定の間隔を有し
て飛翔する第２の宇宙航行体に指向するアンテナ駆動機
構と、前記第１の宇宙航行体に搭載され、ＧＰＳ信号を
受信して位置及び速度情報を検出する測定手段と、この
測定手段で測定した第１の宇宙航行体の位置情報に基づ
いて該第１の宇宙航行体の位置ベクトルを推定する推定
手段と、コマンドとして送信される指向用の第２の宇宙
航行体の軌道計算パラメータに基づいて該第２の宇宙航
行体の位置ベクトルを求める演算手段と、この演算手段
で算出した第２の宇宙航行体の位置ベクトルと前記推定
手段で推定した前記第１の宇宙航行体の位置ベクトルに
基づいて回転角度目標値を生成する目標値生成手段と、
前記アンテナの指向角度と前記回転角度目標値に基づい
てアンテナ駆動信号を生成して、前記アンテナ駆動機構
を駆動して前記アンテナの指向方向を制御する第１の信
号処理手段と、前記アンテナの電波方向に基づいてアン
テナ駆動信号を生成して、前記アンテナ駆動機構を駆動
制御してアンテナの指向方向を制御する第２の信号処理
手段と、前記第１及び第２の信号処理手段のいずれか一
方を選択して切換える切換設定手段とを備えてアンテナ
駆動装置を構成したものである。
【００１０】上記構成によれば、第１の宇宙航行体の位
置ベクトルは、ＧＰＳ信号に基づいて推定される。そし
て、第２の宇宙航行体の位置ベクトルは、コマンドで送
信される軌道計算パラメータに基づいて算出されて生成
される。これにより、第１から第２への宇宙航行体にア
ンテナを指向させる第１の宇宙航行体のアンテナ回転角
度目標値の誤差成分としては、第２の宇宙航行体の位置
ベクトルを生成するの軌道計算パラメータだけとなるこ
とにより、第１の信号処理部で生成するアンテナ駆動信
号の誤差分が従来に比して軽減され、長期間に亘る高精
度なアンテナ指向制御が可能となる。
置ベクトルは、ＧＰＳ信号に基づいて推定される。そし
て、第２の宇宙航行体の位置ベクトルは、コマンドで送
信される軌道計算パラメータに基づいて算出されて生成
される。これにより、第１から第２への宇宙航行体にア
ンテナを指向させる第１の宇宙航行体のアンテナ回転角
度目標値の誤差成分としては、第２の宇宙航行体の位置
ベクトルを生成するの軌道計算パラメータだけとなるこ
とにより、第１の信号処理部で生成するアンテナ駆動信
号の誤差分が従来に比して軽減され、長期間に亘る高精
度なアンテナ指向制御が可能となる。
【００１１】また、この発明は、第１の宇宙航行体に搭
載したアンテナを所定の間隔を有して飛翔する第２の宇
宙航行体に指向するアンテナ駆動機構と、前記第１の宇
宙航行体に搭載され、ＧＰＳ信号を受信して位置及び速
度情報を検出する測定手段と、この測定手段で測定した
第１の宇宙航行体の位置情報に基づいて該第１の宇宙航
行体の位置ベクトルを推定する第１の推定手段と、コマ
ンドとして送信される前記第２の宇宙航行体の位置情報
に基づいて該第２の宇宙航行体の位置ベクトルを推定す
る第２の推定手段と、前記第１及び第２の推定手段で推
定した位置情報に基づいて第１から第２の宇宙航行体を
指向するアンテナ回転角度目標値を生成する目標値生成
手段と、前記アンテナの指向角度と前記回転角度目標値
に基づいてアンテナ駆動信号を生成して、前記アンテナ
駆動機構を駆動して前記アンテナの指向方向を制御する
第１の信号処理手段と、前記アンテナの電波方向に基づ
いてアンテナ駆動信号を生成して、前記アンテナ駆動機
構を駆動制御してアンテナの指向方向を制御する第２の
信号処理手段と、前記第１及び第２の信号処理手段のい
ずれか一方を選択して切換える切換設定手段とを備えて
アンテナ駆動装置を構成したものである。
載したアンテナを所定の間隔を有して飛翔する第２の宇
宙航行体に指向するアンテナ駆動機構と、前記第１の宇
宙航行体に搭載され、ＧＰＳ信号を受信して位置及び速
度情報を検出する測定手段と、この測定手段で測定した
第１の宇宙航行体の位置情報に基づいて該第１の宇宙航
行体の位置ベクトルを推定する第１の推定手段と、コマ
ンドとして送信される前記第２の宇宙航行体の位置情報
に基づいて該第２の宇宙航行体の位置ベクトルを推定す
る第２の推定手段と、前記第１及び第２の推定手段で推
定した位置情報に基づいて第１から第２の宇宙航行体を
指向するアンテナ回転角度目標値を生成する目標値生成
手段と、前記アンテナの指向角度と前記回転角度目標値
に基づいてアンテナ駆動信号を生成して、前記アンテナ
駆動機構を駆動して前記アンテナの指向方向を制御する
第１の信号処理手段と、前記アンテナの電波方向に基づ
いてアンテナ駆動信号を生成して、前記アンテナ駆動機
構を駆動制御してアンテナの指向方向を制御する第２の
信号処理手段と、前記第１及び第２の信号処理手段のい
ずれか一方を選択して切換える切換設定手段とを備えて
アンテナ駆動装置を構成したものである。
【００１２】上記構成によれば、第１の宇宙航行体の回
転角度目標値は、ＧＰＳ信号に基づいて推定される位置
ベクトルと、コマンドで送信される第２の宇宙航行体の
位置情報に基づいて推定される位置ベクトルとにより生
成される。これにより、第１から第２の宇宙航行体に指
向する第１の宇宙航行体のアンテナ指向回転角度目標値
の誤差成分が、ほとんどなくなり、第１の信号処理部
で、信頼性のあるアンテナ駆動信号の生成が可能とな
り、長期間に亘る高精度なアンテナ指向制御が可能とな
る。
転角度目標値は、ＧＰＳ信号に基づいて推定される位置
ベクトルと、コマンドで送信される第２の宇宙航行体の
位置情報に基づいて推定される位置ベクトルとにより生
成される。これにより、第１から第２の宇宙航行体に指
向する第１の宇宙航行体のアンテナ指向回転角度目標値
の誤差成分が、ほとんどなくなり、第１の信号処理部
で、信頼性のあるアンテナ駆動信号の生成が可能とな
り、長期間に亘る高精度なアンテナ指向制御が可能とな
る。
【００１３】
【実施例】以下、この発明の実施例について、図面を参
照して詳細に説明する。
照して詳細に説明する。
【００１４】第１図はこの発明の一実施例に係るアンテ
ナ駆動装置を示すもので、ＧＰＳ受信機２０は、周知の
ようにＧＰＳ衛星からのＧＰＳ信号を受信してアンテナ
搭載用搭載衛星の位置及び速度情報を測定する。このＧ
ＰＳ受信機２０には、信号入力部２１が接続される。信
号入力端２１にはＧＰＳ受信機２０で測定した搭載衛星
の位置及び速度情報を軌道位置推定部２２に出力する。
軌道位置推定部２２は、入力した位置及び速度のうち少
なくとも位置情報に基づいて位置ベクトルＲ1を推定し
て目標角度生成部２３に出力する。
ナ駆動装置を示すもので、ＧＰＳ受信機２０は、周知の
ようにＧＰＳ衛星からのＧＰＳ信号を受信してアンテナ
搭載用搭載衛星の位置及び速度情報を測定する。このＧ
ＰＳ受信機２０には、信号入力部２１が接続される。信
号入力端２１にはＧＰＳ受信機２０で測定した搭載衛星
の位置及び速度情報を軌道位置推定部２２に出力する。
軌道位置推定部２２は、入力した位置及び速度のうち少
なくとも位置情報に基づいて位置ベクトルＲ1を推定し
て目標角度生成部２３に出力する。
【００１５】軌道位置推定部２２は、例えばＧＰＳ受信
機２０からの位置及び速度情報の更新周期が指向制御の
動作周期と同じか、あるいは短い状態にあっては、軌道
位置の補完を実施することなく、推定動作を実行する。
機２０からの位置及び速度情報の更新周期が指向制御の
動作周期と同じか、あるいは短い状態にあっては、軌道
位置の補完を実施することなく、推定動作を実行する。
【００１６】また、目標角度生成部２３には、オンボー
ド軌道計算部２４の計算部２４ａの出力端が接続され、
この計算部２４ａで算出した指向衛星の位置ベクトルＲ
2 が入力される。オンボード軌道計算部２４の計算部２
４ａには、入力処理部２５の出力端が接続される。入力
処理部２５は、地上局からコマンドとして送信される指
向衛星の軌道計算パラメータを受信して所定の数値に転
換処理した後、計算部２４ａに出力する。計算部２４ａ
は、入力した軌道計算パラメータに基づいて上述した指
向衛星の位置ベクトルＲ2 を算出する。
ド軌道計算部２４の計算部２４ａの出力端が接続され、
この計算部２４ａで算出した指向衛星の位置ベクトルＲ
2 が入力される。オンボード軌道計算部２４の計算部２
４ａには、入力処理部２５の出力端が接続される。入力
処理部２５は、地上局からコマンドとして送信される指
向衛星の軌道計算パラメータを受信して所定の数値に転
換処理した後、計算部２４ａに出力する。計算部２４ａ
は、入力した軌道計算パラメータに基づいて上述した指
向衛星の位置ベクトルＲ2 を算出する。
【００１７】目標角度生成部２３は、入力した位置ベク
トルＲ1 ，Ｒ2 に基づいて搭載衛星から指向衛星へアン
テナを指向させるための搭載衛星アンテナの回転角度目
標値θx ，θy を算出して減算器２６の一方の入力端に
出力する。
トルＲ1 ，Ｒ2 に基づいて搭載衛星から指向衛星へアン
テナを指向させるための搭載衛星アンテナの回転角度目
標値θx ，θy を算出して減算器２６の一方の入力端に
出力する。
【００１８】減算器２６には、その他方の入力端にアン
テナ角度検出用角度検出センサ２７の出力端が接続さ
れ、その出力端には第１の信号処理部２８の入力端が接
続される。この第１の信号処理部２８は、目標角度目標
値θx ，θy と角度センサ２７の出力との差が零となる
ようにアンテナ駆動信号を生成して、スイッチ２９の固
定接点ａに出力する。
テナ角度検出用角度検出センサ２７の出力端が接続さ
れ、その出力端には第１の信号処理部２８の入力端が接
続される。この第１の信号処理部２８は、目標角度目標
値θx ，θy と角度センサ２７の出力との差が零となる
ようにアンテナ駆動信号を生成して、スイッチ２９の固
定接点ａに出力する。
【００１９】スイッチ２９の固定接点ｂには、第２の信
号処理部３０の出力端が接続され、この第２の信号処理
部３０の入力端には、電波センサ３１の出力端が接続さ
れる。電波センサ３１はアンテナ３２の電波を検出して
指向衛星とのアンテナ指向誤差角度を検出する。第２の
信号処理部３０は、入力したアンテナ指向誤差信号が零
となるようにアンテナ駆動信号を生成してスイッチ２９
の固定接点ｂに出力する。スイッチ２９の可動接点ｃに
は、アンテナ駆動機構３３が接続され、例えば地上から
送信される切換信号に応動して選択的に固定節点ａある
いはｂに切換制御されて第１及び第２の信号処理部２
８，３０で生成されるアンテナ駆動信号をアンテナ駆動
機構３３に出力する。このアンテナ駆動機構３３は、第
１及び第２の信号処理部２８，３０を介して入力される
アンテナ駆動信号に応動してアンテナ３２を指向制御す
る。
号処理部３０の出力端が接続され、この第２の信号処理
部３０の入力端には、電波センサ３１の出力端が接続さ
れる。電波センサ３１はアンテナ３２の電波を検出して
指向衛星とのアンテナ指向誤差角度を検出する。第２の
信号処理部３０は、入力したアンテナ指向誤差信号が零
となるようにアンテナ駆動信号を生成してスイッチ２９
の固定接点ｂに出力する。スイッチ２９の可動接点ｃに
は、アンテナ駆動機構３３が接続され、例えば地上から
送信される切換信号に応動して選択的に固定節点ａある
いはｂに切換制御されて第１及び第２の信号処理部２
８，３０で生成されるアンテナ駆動信号をアンテナ駆動
機構３３に出力する。このアンテナ駆動機構３３は、第
１及び第２の信号処理部２８，３０を介して入力される
アンテナ駆動信号に応動してアンテナ３２を指向制御す
る。
【００２０】このように、上記アンテナ駆動装置は、ア
ンテナ３２の搭載される搭載衛星にＧＰＳ受信機２０を
搭載し、このＧＰＳ受信機２０で測定される位置及び速
度情報に基づいて位置ベクトルＲ1 を推定することによ
り、指向衛星の位置ベクトルのみを地上からコマンド送
信される軌道計算パラメータに基づいて算出するように
構成した。これによれば、回転角度目標値θx ，θy の
誤差成分としては、指向衛星の位置ベクトルＲ2 の生成
で生じる誤差だけとなることにより、第１の信号処理部
２８で生成するアンテナ駆動信号の誤差分が従来に比し
て軽減され、長期間に亘る高精度なアンテナ指向制御が
可能となる。また、これによれば、オンボード処理が軽
減されることにより、メモリを含む電子回路の軽減化が
図れる、オンボード軌道計算部２４の小形化が図れ、最
近の宇宙開発で要請されている大形化の促進に寄与され
る。
ンテナ３２の搭載される搭載衛星にＧＰＳ受信機２０を
搭載し、このＧＰＳ受信機２０で測定される位置及び速
度情報に基づいて位置ベクトルＲ1 を推定することによ
り、指向衛星の位置ベクトルのみを地上からコマンド送
信される軌道計算パラメータに基づいて算出するように
構成した。これによれば、回転角度目標値θx ，θy の
誤差成分としては、指向衛星の位置ベクトルＲ2 の生成
で生じる誤差だけとなることにより、第１の信号処理部
２８で生成するアンテナ駆動信号の誤差分が従来に比し
て軽減され、長期間に亘る高精度なアンテナ指向制御が
可能となる。また、これによれば、オンボード処理が軽
減されることにより、メモリを含む電子回路の軽減化が
図れる、オンボード軌道計算部２４の小形化が図れ、最
近の宇宙開発で要請されている大形化の促進に寄与され
る。
【００２１】なお、上記実施例では、搭載衛星にＧＰＳ
受信機２０を搭載してＧＰＳ信号より位置及び速度を検
出して位置ベクトルＲ1 を推定し、指向衛星の位置ベク
トルＲ2 をコマンド送信される軌道計算パラメータに基
づいて推定するように構成したが、指向衛星がＧＰＳ受
信機を搭載する場合、指向衛星が検出した指向衛星の位
置及び速度情報を電波通信等の他の通信手段で搭載衛星
が受信して、この位置及び速度情報に基づいて位置ベク
トルＲ2 を推定するように構成しても良い。この場合に
は、さらに誤差成分が除去されることにより、有効な効
果が期待される。また、上記位置ベクトルＲ1 ，Ｒ2 の
推定方法としては、位置情報、あるいは位置及び速度情
報に基づいて推定することが可能である。よって、この
発明は上記実施例に限ることなく、その他、この発明の
要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し得ることは
勿論のことである。
受信機２０を搭載してＧＰＳ信号より位置及び速度を検
出して位置ベクトルＲ1 を推定し、指向衛星の位置ベク
トルＲ2 をコマンド送信される軌道計算パラメータに基
づいて推定するように構成したが、指向衛星がＧＰＳ受
信機を搭載する場合、指向衛星が検出した指向衛星の位
置及び速度情報を電波通信等の他の通信手段で搭載衛星
が受信して、この位置及び速度情報に基づいて位置ベク
トルＲ2 を推定するように構成しても良い。この場合に
は、さらに誤差成分が除去されることにより、有効な効
果が期待される。また、上記位置ベクトルＲ1 ，Ｒ2 の
推定方法としては、位置情報、あるいは位置及び速度情
報に基づいて推定することが可能である。よって、この
発明は上記実施例に限ることなく、その他、この発明の
要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し得ることは
勿論のことである。
【００２２】
【発明の効果】以上詳述したように、この発明によれ
ば、簡易な構成で、且つ簡便にして高精度なアンテナ指
向制御を実現し得るようにしたアンテナ駆動装置を提供
することができる。
ば、簡易な構成で、且つ簡便にして高精度なアンテナ指
向制御を実現し得るようにしたアンテナ駆動装置を提供
することができる。
【図１】この発明の一実施例に係るアンテナ駆動装置を
示した図。
示した図。
【図２】従来のアンテナ駆動装置を示した図。
２０…ＧＰＳ受信機、２１…信号入力部、２２…軌道位
置推定部、２３…目標角度生成部、２４…オンボード軌
道計算部、２４ａ…軌道計算部、２５…コマンド入力処
理部、２６…減算器、２７…角度検出センサ、２８…第
１の信号処理部、２９…スイッチ、３０…第２の信号処
理部、３１…電波センサ、３２…アンテナ、３３…アン
テナ駆動機構。
置推定部、２３…目標角度生成部、２４…オンボード軌
道計算部、２４ａ…軌道計算部、２５…コマンド入力処
理部、２６…減算器、２７…角度検出センサ、２８…第
１の信号処理部、２９…スイッチ、３０…第２の信号処
理部、３１…電波センサ、３２…アンテナ、３３…アン
テナ駆動機構。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) H04B 7/14 - 7/22
Claims (5)
- 【請求項１】 第１の宇宙航行体に搭載したアンテナを
所定の間隔を有して飛翔する第２の宇宙航行体に指向す
るアンテナ駆動機構と、 前記第１の宇宙航行体に搭載され、ＧＰＳ信号を受信し
て位置及び速度情報を検出する測定手段と、 この測定手段で測定した第１の宇宙航行体の位置情報に
基づいて該第１の宇宙航行体の位置ベクトルを推定する
推定手段と、 コマンドとして送信される指向用の第２の宇宙航行体の
軌道計算パラメータに基づいて該第２の宇宙航行体の位
置ベクトルを求める演算手段と、 この演算手段で算出した第２の宇宙航行体の位置ベクト
ルと前記推定手段で推定した前記第１の宇宙航行体の位
置ベクトルに基づいて回転角度目標値を生成する目標値
生成手段と、 前記アンテナの指向角度と前記回転角度目標値に基づい
てアンテナ駆動信号を生成して、前記アンテナ駆動機構
を駆動して前記アンテナの指向方向を制御する第１の信
号処理手段と、 前記アンテナの電波方向に基づいてアンテナ駆動信号を
生成して、前記アンテナ駆動機構を駆動制御してアンテ
ナの指向方向を制御する第２の信号処理手段と、 前記第１及び第２の信号処理手段のいずれか一方を選択
して切換える切換設定手段とを具備したことを特徴とす
るアンテナ駆動装置。 - 【請求項２】 前記推定手段は測定手段で検出した位置
及び速度情報に基づいて該第１の宇宙航行体の位置ベク
トルを推定してなることを特徴とする請求項１記載のア
ンテナ駆動装置。 - 【請求項３】 第１の宇宙航行体に搭載したアンテナを
所定の間隔を有して飛翔する第２の宇宙航行体に指向す
るアンテナ駆動機構と、 前記第１の宇宙航行体に搭載され、ＧＰＳ信号を受信し
て位置及び速度情報を検出する測定手段と、 この測定手段で測定した第１の宇宙航行体の位置情報に
基づいて該第１の宇宙航行体の位置ベクトルを推定する
第１の推定手段と、 コマンドとして送信される前記第２の宇宙航行体の位置
情報に基づいて該第２の宇宙航行体の位置ベクトルを推
定する第２の推定手段と、 前記第１及び第２の推定手段で推定した位置情報に基づ
いて第１から第２の宇宙航行体にアンテナを指向させる
ための該第１の宇宙航行体のアンテナ回転角度目標値を
生成する目標値生成手段と、 前記アンテナの指向角度と前記回転角度目標値に基づい
てアンテナ駆動信号を生成して、前記アンテナ駆動機構
を駆動して前記アンテナの指向方向を制御する第１の信
号処理手段と、 前記アンテナの電波方向に基づいてアンテナ駆動信号を
生成して、前記アンテナ駆動機構を駆動制御してアンテ
ナの指向方向を制御する第２の信号処理手段と、 前記第１及び第２の信号処理手段のいずれか一方を選択
して切換える切換設定手段とを具備したことを特徴とす
るアンテナ駆動装置。 - 【請求項４】 前記第１の推定手段は、前記測定手段で
検出した位置及び速度情報に基づいて第１の宇宙航行体
の位置ベクトルを推定してなることを特徴とする請求項
３記載のアンテナ駆動装置。 - 【請求項５】 前記第２の推定手段は前記第２の宇宙航
行体の位置及び速度情報に基づいて該第２の宇宙航行体
の位置ベクトルを推定してなることを特徴とする請求項
３記載のアンテナ駆動装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10959792A JP3167413B2 (ja) | 1992-04-28 | 1992-04-28 | アンテナ駆動装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10959792A JP3167413B2 (ja) | 1992-04-28 | 1992-04-28 | アンテナ駆動装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05308310A JPH05308310A (ja) | 1993-11-19 |
| JP3167413B2 true JP3167413B2 (ja) | 2001-05-21 |
Family
ID=14514309
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10959792A Expired - Lifetime JP3167413B2 (ja) | 1992-04-28 | 1992-04-28 | アンテナ駆動装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3167413B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9597045B2 (en) | 2007-02-21 | 2017-03-21 | Konica Minolta Inc. | Radiological image capturing apparatus and radiological image capturing system |
-
1992
- 1992-04-28 JP JP10959792A patent/JP3167413B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9597045B2 (en) | 2007-02-21 | 2017-03-21 | Konica Minolta Inc. | Radiological image capturing apparatus and radiological image capturing system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH05308310A (ja) | 1993-11-19 |
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