JP3640433B2 - アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置 - Google Patents
アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置 Download PDFInfo
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
例えば、放送用中継車に使用するフィールド・ピック・アップ（以後、「ＦＰＵ」と記す）装置のアンテナでは、鋭い指向性を必要とする。
従来は、現在の中継車の位置を地図上で確認し、地図上の位置から現在位置でのアンテナの方位を確認し、電波の強弱、即ち、受信レベルが最大となるようにアンテナを回転し、アンテナの向きを定めていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、従来のアンテナ指向方向制御装置では、アンテナの設置には時間がかかる。特に、報道番組等の取材のような緊急性を要するときに、空中線の確立を迅速に行えないと、番組の視聴率にも影響を及ぼしてくる。
一方、アンテナの方位角・附仰角（附角又は仰角）を演算するシステムとして、例えばナビゲーションシステム、衛星捕捉システム、マイクロ波空中線制御システム等があるが、かかるシステムでは、方位角・附仰角の演算を衛星の位置を基準として行っている。
【０００４】
本発明はこのような従来の課題に鑑みてなされたもので、アンテナの方向を素早く確立することができるようなアンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
このため、請求項１にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、航法衛星からの電波を受信し、該電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度、経度を検出し、
検出された双方のアンテナの緯度、経度、及びその地表面上における曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出し、
双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によって囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアンテナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出し、
算出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内角を算出し、
演算された該矩形の内角に基づいて、互いに指向させる双方アンテナの方位角を演算し、
前記演算されたアンテナの方位角の基準となる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、
前記方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出し、
該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算し、
演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの方位角を移動体座標系に座標変換するようにした。
【０００６】
請求項２にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記双方アンテナの方位角を、式(11)〜(18)に基づいて演算するようにした。
【０００７】
請求項３にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記航法衛星から受信した電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの地表面上からの高度を検出し、双方アンテナの高度差及び双方アンテナ間の距離に基づいて、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナをもう一方のアンテナに指向させるときの附仰角を演算するようにした。
【０００８】
請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記双方アンテナの附仰角を、式(19)又は式(20)に基づいて演算するようにした。
請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記演算されたアンテナの附仰角の基準となる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、前記方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出し、該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算し、演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換するようにした。
【０００９】
請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置では、図１の実線で示すように、
送受信用の２つのアンテナが互いに指向するように移動体に取り付けられたアンテナの方位角及び附仰角を演算し、制御するアンテナ指向方向制御装置において、 航法衛星からの電波を受信し、該電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度及び経度を検出する位置検出手段と、
検出された双方のアンテナの緯度、経度、及びその地表面上における曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出するアンテナ間距離算出手段と、
双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によって囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアンテナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出する矩形辺距離算出手段と、
算出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内角を算出する内角算出手段と、
演算された該矩形の内角に基づいて、互いに指向させる双方アンテナの方位角を演算する方位角演算手段と、
該演算された方位角に基づいてアンテナの方位角を制御する方位角制御手段と、
を備え、
前記方位角演算手段は、
前記演算されたアンテナの方位角の基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検出する移動体姿勢検出手段と、
該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算する回転マトリクス演算手段と、
該演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの方位角を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、
を備えるようにした。
【００１０】
請求項７にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置では、前記方位角演算手段は、双方アンテナの方位角を、式(11)〜(18)に基づいて演算するようにした。
【００１１】
請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置では、図１の破線で示すように、前記航法衛星からの電波に基づいて、地表面からの高度を検出する高度検出手段と、双方アンテナの高度差及び距離に基づいて、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナをもう一方のアンテナに指向させたときの附仰角を演算する附仰角演算手段と、該演算された附仰角に基づいてアンテナの附仰角を制御する附仰角制御手段と、を備えるようにした。
【００１２】
請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置では、前記附仰角演算手段は、前記演算されたアンテナの附仰角の基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検出する移動体姿勢検出手段と、該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算する回転マトリクス演算手段と、該演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、を備えるようにした。
【００１３】
【作用】
上記、請求項１にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、航法衛星からの電波に基づいて、地球の物理的特質を考慮して地球物理の諸値を使用し、方位角を演算しているので、演算された方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタイムで演算処理を行うことが可能となる。また、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を高精度に演算することが可能となる。
【００１４】
請求項２にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、双方アンテナの方位角が演算される。
【００１５】
請求項３にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、しかもリアルタイムで演算処理することが可能となる。
請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(19)〜(20)を用いることにより、アンテナの附仰角が演算される。
【００１６】
請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に演算することが可能となる。
請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、航法衛星からの電波によって緯度及び経度を検出し、地球の物理的特質を考慮して地球物理の諸値を使用し、方位角を演算しているので、演算された方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタイムでアンテナの方位角を制御することが可能となる。また、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を高精度に制御することが可能となる。
【００１７】
請求項７にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、双方アンテナの方位角を高精度に制御することが可能となる。
【００１８】
請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、しかもリアルタイムに制御することが可能となる。
請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に制御することが可能となる。
【００１９】
【実施例】
以下、本発明の一実施例を図２〜図23に基づいて説明する。
図２は、アンテナ指向方向演算装置を用いた中継システム例を示す。
図２に示すように、現地の映像は、ヘリコプタ１に取り付けられたカメラ（図示せず）、カメラ２、あるいは、中継車４にケーブルで接続されたカメラ３によって撮影される。ヘリコプタ１、カメラ２からの映像信号を送信する可搬送信装置５、中継車４、中継基地局６、本部７には、映像信号送受信用のアンテナが備えられ、ヘリコプタ１、カメラ２、３からの映像信号は中継車４で中継された後、可搬送受信装置を備えた中継基地局６を介して本部７へと送信される。
【００２０】
空中線を送受信するときは、これらのアンテナを互いに正対させる必要があり、ヘリコプタ１、中継車４、可搬送信装置５、中継基地局６、本部７には、アンテナ指向方向演算装置が備えられている。
また、図３は、移動体としてのヘリコプタ１、あるいは中継車４に搭載されるアンテナ指向方向制御装置を示し、このアンテナ指向方向制御装置は、位置検出手段としてのＧＰＳ受信機11と、コンピュータ12と、光ジャイロ13と、回転台14と、によって構成され、空中線の方位角（ヨー角）・附仰角（ピッチ角）を算出し、移動体マイクロ機器空中線を自動的に相手先アンテナに正対させる。
【００２１】
尚、ヘリコプタ１には、移動体姿勢検出手段としての傾斜センサ（図示せず）が備えられている。
ＧＰＳ受信機11は、例えばＧＰＳ（Global Positioning System)衛星１〜３からの電波を図示しないＧＰＳアンテナで受信し、地球上の緯度、経度、及び高度データを算出する。
【００２２】
光ファイバージャイロ13は、ＧＰＳ衛星１〜３の電波の遮断中の方位角を補間するためのものである。光ファイバージャイロは、元々、アンテナの相対的な角度差を決定する相対方位計測機器であるが、角速度の積分を行う方式であるため、時間経過とともにベースドリフトが累計され、前記電波遮断中の方位角の補間のように、短時間経過後の絶対方位角測定には有利である。
【００２３】
コンピュータ12は、ＧＰＳ受信機11から緯度データ及び経度データを入力して、アンテナの方位角、附仰角を決定する。この演算処理については後述する。
回転台14は、コンピュータ12からの演算結果に基づいてアンテナ15を回転させ、アンテナ15の指向方向を制御する。この回転台14が方位角制御手段、附仰角演算手段に相当する。
【００２４】
また、図４に示すように、ヘリコプタ１から基地局８を介して本部７に電波を送信する場合、ヘリコプタ１の位置データを無線機等により本部７へ伝送し、本部７から遠隔制御回線等により基地局８のアンテナをヘリコプタ１のアンテナに正対するように遠隔制御する。
図５は、可搬送信装置５、中継基地局６等に搭載された簡易型のアンテナ指向方向演算装置を示す。この装置は、ＧＰＳアンテナ21と、ＧＰＳ受信機22と、キーボード23、ディスプレイ24、ＣＰＵ25を有するハンディなコンピュータ26と、ＧＰＳデータインサータ27と、ＦＰＵ送信機28と、ＦＰＵアンテナ29と、を備えているが、簡易型であるため、回転台を装備せず、ディスプレイ24に方位角等を表示して手動調整により、ＦＰＵアンテナ29の方向合わせを行おうとするものである。尚、ＧＰＳデータインサータ27は、自己の位置を示すＧＰＳデータを映像信号に多重化するものであり、ＧＰＳデータは、ＦＰＵ送信機28、ＦＰＵアンテナ29を介して本部７等に送信される。
【００２５】
次にコンピュータ12の演算処理を図６のフローチャートに基づいて説明する。まず、ステップ（図中では「Ｓ」と記してあり、以下同様とする）１では、自己のアンテナの地球上の緯度、経度、及び高度データをＧＰＳ受信機11から入力する。
尚、前述のように、緯度、経度、及び高度データは、ＧＰＳ衛星１〜３から受信した電波に基づいてＧＰＳ受信機11によって検出される。
【００２６】
ステップ２では、相手先アンテナの緯度、経度、及び高度データを入力する。自己のアンテナを正対させるためには、相手の緯度、経度、及び高度データを予め既知としておく必要がある。相手先アンテナが本部７のように設置位置が固定されているときは、予めその位置を登録しておけばよいが、ヘリコプタ１のような移動体の場合には、ＧＰＳデータインサータ27を用いて緯度等の位置データをヘリコプタ１から中継車４又は本部７に送信するか、あるいは、無線等を用いて送信する。
【００２７】
ステップ３では、入力した自己及び相手先アンテナの緯度、経度、及び高さデータを、直交座標に変換する。
例えば、中継車４の位置をＡ地点，本部７の位置をＢ地点としてＡ地点，Ｂ地点の極座標を、夫々、Ａ（φA ，λA ，ｈA ）、Ｂ（φB ，λB 、ｈB ）とし、Ａ地点，Ｂ地点の直交座標を、夫々、Ａ（ＵA ，ＶA ，ＷA ）、Ｂ（ＵB ，ＶB ，ＷB ）として、極座標から直交座標に変換すると、Ａ地点，Ｂ地点の座標は、以下のように表される。
【００２８】
ＵA ＝（ＮA ＋ｈA ）cos φA cos λA ・・・・・・・・・・・(1)
ＶA ＝（ＮA ＋ｈA ）cos φA sin λA ・・・・・・・・・・・(2)
ＷA ＝（ＮA （１−ｅ2)＋ｈA ）sin φA ・・・・・・・・・・・(3)
ＵB ＝（ＮA ＋ｈB ）cos φB cos λB ・・・・・・・・・・・(4)
ＶB ＝（ＮA ＋ｈB ）cos φB sin λB ・・・・・・・・・・・(5)
ＷB ＝（ＮA （１−ｅ2)＋ｈB ）sin φB ・・・・・・・・・・・(6)
但し、ＮA ：Ａ地点における東西線曲率半径（図７参照）
ＮB ：Ｂ地点における東西線曲率半径（図７参照）
ｅ：離心率（ｅ2 ＝0.006674372230614)
緯度、経度の単位：度
高度の単位 ：km
ステップ４では、Ａ地点，Ｂ地点間の距離を求める。
【００２９】
Ａ地点，Ｂ地点間の距離ＬABは、次式(7) によって算出される。
ＬAB＝((ＵA −ＵB )2＋（ＶA −ＶB )2＋（ＷA −ＷB )2)1/2 ・・・(7)
ＮA ＝Ｒ0 ／（１−ｅ2 sin2φA )1/2
ＮB ＝Ｒ0 ／（１−ｅ2 sin2φB )1/2
但し、Ｒ0 ：赤道半径（Ｒ0 ＝6377.397155km)
このステップ４がアンテナ間距離算出手段に相当する。
【００３０】
ステップ５では、図８に示すように、Ａ地点の緯度線と経度線、及びＢ地点の緯度線と経度線に囲まれた外形を矩形とみなし、矩形の辺の距離ａ、ｂ、ｃを算出する。
この矩形は、例えば、赤道近辺では、長方形となるが、日本国のように赤道から離れると、極側の一辺が赤道側の一辺より短い台形とみなすことができる。
【００３１】
図７は、子午線を含む面での地球の断面を示す。この図において、地表面上のＨ地点から、北極と南極を結ぶＰ−Ｐ′軸上への垂線Ｈ−Ｈ1 の距離をＭとする。また、図９は、地球の斜視図、図10は、地球のＰ−Ｐ′矢視図を示す。
Ｍ＝ＮA *cosφであるから、距離ａ、ｂは、夫々、次式(8),(9) によって算出される。
【００３２】
ａ＝ＮA cos φA ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(8)
ｂ＝ＮB cos φB ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(9)
距離ｃについては、図９及び図10に示すように地表面上の距離ｃは、
ｃ＝ρ＊φ
であるから、
ｃ＝（ＮA ＋ＮB ）／２＊｜φA −φB ｜＊π/180 rad
ＮA ≒ＮB とすると、
ｃ＝ＮA cos φA * θ
ｃ＝ＮA cos φA ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(10)
となる。
【００３３】
ステップ４で算出されたＡ地点，Ｂ地点間の距離ＬABは、この矩形の対角線の距離となる。
このステップ５が矩形辺距離算出手段に相当する。
ステップ６では、図11に示すように、矩形の内角θを余弦定理により算出し、さらに内角θA ，θB を算出する。
【００３４】
このステップ６が内角算出手段に相当する。
ステップ７では、Ａ地点からＢ地点をみたときの方位角αA ，Ｂ地点からＡ地点をみたときの方位角αB を演算する。
例えば、図11では、Ａ地点における経度線に対する対角線ＬABの角度(1/2×π＋θA ）が方位角αA 、Ｂ地点における経度線に対する対角線ＬABの角度θB が方位角αB となる。但し、高度を同一とする。
【００３５】
このＡ地点、Ｂ地点の方位角αA ，αB を、場合分けして算出する。
(1) 緯度φA ＞φB かつ経度λA ≦λB の場合（図11参照）
(1-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA
b2＝c2＋ＬAB 2 −2cＬABcos(π−αA ）
より、
αA ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(11)
（１−２） Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB
a2 ＝c2＋ＬAB 2 −2cＬABcos(２π−αB ）
より
αB ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・(12)
（２） 緯度φA ＞φB かつ経度λA ＞λB の場合（図12参照）
(2-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA
αA ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(13)
（２−２） Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB
αB ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・・・(14)
（３） 緯度φA ≦φB かつ経度λA ≦λB の場合（図13参照）
(3-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA
αA ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)2c ＬAB) ・・・・・・・・・・(15)
（３−２） Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB
αB ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(16)
（４） 緯度φA ≦φB かつ経度λA ＜λB の場合（図14参照）
(4-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA
αA ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・(17)
（４−２） Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB
αB ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(18)
このステップ７が方位角演算手段に相当する。
【００３６】
ステップ８では、移動体の附仰角を算出する。
ここでは、Ａ地点からのＢ地点に対する附仰角について考える。
(1) ｈB ＞Ｈの時は仰角となる（図15参照）。
この仰角は、次式に基づいて演算される。
(2) ｈB ≦Ｈの時は附角となる（図18参照）。
【００３７】
この附角は、次式に基づいて演算される。
このステップ８が附仰角演算手段に相当する。
【００３８】
装置の傾きの調整を行う必要がなければ、ここでこのルーチンを終了させる。
装置の傾きの調整を行う必要があるときは、ステップ９→10に進む。
ステップ10では、アンテナの方位角及び附仰角の基準となる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出する。
【００３９】
例えば図17において、移動体位置での真北をベースとする方位座標系の座標軸（Ｘ0 ，Ｙ0 ，Ｚ0 ）を定義し、ヘリコプタ１の左右方向、前後方向、垂直方向の座標軸を、夫々、移動体座標系の座標軸（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）として定義する。方位座標系に対する移動体座標系の回転角の検出には、前述の傾斜センサを用いる。尚、ヘリコプタ１の基本姿勢は、移動体座標系の座標軸（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）が方位座標系の座標軸（Ｘ0 ，Ｙ0 ，Ｚ0 ）に一致しているときである。
【００４０】
ステップ11では、移動体座標系の座標を、方位座標系の座標で表す回転マトリックスを計算する。
このヘリコプタ１の基本姿勢に対し、Ｚ0 軸回りの回転１（図18参照）と、ヘリコプタ１の前後方向の傾斜に係る回転２（図19参照）と、ヘリコプタ１の左右方向の傾斜に係る回転３（図20参照）と、に分けて考え、ヘリコプタ１を回転１，２，３の順に回転させたときの回転マトリクスを計算する。但し、この回転順に限定されるものではない。
(1) 回転１による移動体座標の回転
最初は、図17に示すように、方位座標系と移動体座標系とが一致しているので、各軸の方向余弦は以下の通りとなる。
【００４１】
Ｘ1 軸→（１、０、０）
Ｙ1 軸→（０、１、０）
Ｚ1 軸→（０、０、１）
図18に示すように、Ｚ0 軸回りに角度θだけ回転させたとき、このときの座標ｒ1 は、回転前の座標ｒ0 から次式(21)によって算出される。
【００４２】
【数１】
となる。また、変換後の座標軸（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）は、以下の通りである。
Ｘ1 軸→（ cosθ, -sinθ, ０）
Ｙ1 軸→（+sinθ, cosθ, ０)
Ｚ1 軸→（ ０, ０ , １）
(2) 回転２による移動体座標の回転
この回転２は、図19に示すように、ヘリコプタ１の前後方向の傾斜であるから、前記変換されたＸ1 軸回りの回転となる。
【００４３】
ここで、任意の単位ベクトルを（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）として、単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）に平行で、かつ原点を通る直線を軸として角度Θだけ回転させる回転マトリクスＭR は、次式(22)によって表される。
【００４４】
【数２】
Ｘ1 軸回りに角度φだけ回転させたときの回転マトリクスを算出するには、この単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）に、Ｚ1 軸回りの角度θの回転(cosθ,sinθ,0) を代入し、角度Θに角度φを代入して回転マトリクスＭR を演算する。結果として算出される回転マトリクスＭR1は、以下の通りである。
【００４５】
【数３】
従って、Ｘ1 軸の回りに角度φだけ回転させたときの座標ｒ2 は、回転前の座標ｒ1 から次式(24)によって算出される。
ｒ2 ＝ ＭR1 ｒ1 ・・・・・・・・・・・・(24)
また、変換後の座標軸（Ｘ2 ，Ｙ2 ，Ｚ2 ）は、以下の通りである。
【００４６】
Ｘ2 →（+cosθ ，-sinθ , 0 )
Ｙ2 →（+sinθ*sinθ, cosθ*cosφ, sinφ)
Ｚ2 →（-sinθ*sinφ, -cosθ*sinφ, cosφ)
（３） 回転３による移動体座標の回転
この回転３は、図20に示すように、ヘリコプタ１の左右方向の傾斜であるから、前記変換されたＹ2 軸の回りの回転となる。
【００４７】
Ｙ2 軸の回りに角度ψだけ回転させたときの回転マトリクスを算出するには、単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）に、Ｙ2 軸の回りに角度φだけ回転したときの値（+sinθ*cosφ,cosθ*cosφ,sinφ) を代入し、式(22)によって表される回転マトリクスＭR の角度Θに角度ψを代入して回転マトリクスＭR を演算する。結果として算出された回転マトリクスＭR2は、以下の通りである。
【００４８】
【数４】
従って、Ｙ2 軸の回りに角度ψだけ回転させたときの座標ｒ3 は、回転前の座標ｒ2 から次式(25)によって算出される。
ｒ3 ＝ ＭR2 ｒ2 ・・・・・・・・・・・・(26)
また、変換後の座標軸（Ｘ3 ，Ｙ3 ，Ｚ3 ）は、以下の通りである。
【００４９】
【数５】
このステップ11が回転マトリクス演算手段に相当する。
ステップ12では、方位座標系における方位角ベクトル、仰角ベクトルを移動体座標系に座標変換する。
例えば、ある直交座標系O-x0y0z0の単位ベクトルを、原点を同一とする他の直交座標系O-x1y1z1の単位ベクトルに変換することを考える。
【００５０】
直交座標系O-x0y0z0の各々の座標軸x0，y0，z0上の単位ベクトルを、ｅ1 ，ｅ2 ，ｅ3 とし、直交座標系O-x1y1z1の各々の座標軸x1，y1，z1上の単位ベクトルをｅ11，ｅ12，ｅ13とし、単位ベクトルｅ1iのO-x0y0z0に関する方向余弦を（ｌi ，ｍi ，ｎi ）とすると、単位ベクトルｅ11，ｅ12，ｅ13は、次式によって表される。
【００５１】
【数６】
一般に、直交座標系O-x1y1z1上の座標(x1,y1,z1)を、直交座標系O-x0y0z0の座標(x0,y0,z0)から変換するマトリクスは、次式(27)によって表される。
【００５２】
【数７】
また、方位座標系における方位角ベクトル、仰角ベクトルを、移動体座標系の方位角ベクトル、仰角ベクトルに変換するマトリクスＭR3は、次式(28)によって表される。
【００５３】
【数８】
図21に示すように、方位座標系を前述の座標系O-x0y0z0として、その合成ベクトルＰ(x0,y0,z0)を、方位角α0 、仰角β0 で表すと、合成ベクトルＰ(x0,y0,z0)は式(28)より以下のように表される。
【００５４】
Ｐ(x0,y0,z0)＝(sinα0 *cosβ0 ,cosα0 *cosβ0 ,sinβ0 )
また、図22に示すように、移動体座標系を前述の座標系O-x1y1z1として、上記のマトリクスで変換した移動体座標系の合成ベクトルＰ(x1,y1,z1)は、以下のようになる。
(1) 方位角α1
(1-1) x1≧０かつy1≧０のとき第１象限
α1 ＝1/2*π−arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(29)
（１−２） ｘ１≧０かつy1＜０のとき第２象限
α1 ＝1/2*π＋arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(30)
（１−３） ｘ１≧０かつy1≧０のとき第３象限
α1 ＝3/2*π−arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(31)
（１−４） ｘ１＜０かつy1＜０のとき第４象限
α1 ＝3/2*π＋arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(32)
（２） 仰角β1
β1 ＝arcsin(z1) ・・・・・・・・・・・・・・・(33)
となる。
【００５５】
このステップ12が座標変換手段に相当する。
かかる構成によれば、ＧＰＳ衛星から受信した電波に基づいて、２つのアンテナの緯度、経度、及び高さを検出し、これらの緯度線及び経度線に囲まれた地球表面上の矩形の二辺及び対角線の距離を算出し、余弦定理に基づいて台形の内角、方位角を算出し、前記検出された高さデータに基づいて仰角又は附角を演算することにより、アンテナの正確な指向方向を素早く決定し、アンテナの指向方向を確立させることができる。
【００５６】
また、移動体の姿勢を検出し、方位座標系を移動体座標系に、又は移動体座標系を方位座標系に座標変換してアンテナの方位角、仰角を決定するようにしたので、移動体の姿勢にかかわらず、正確にアンテナの指向方向を決定することができる。
【００５７】
【発明の効果】
以上説明したように、請求項１にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算された方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタイムで演算処理を行うことができる。また、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を高精度に演算することができる。
請求項２にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、双方アンテナの方位角を高精度に演算することができる。
【００５８】
請求項３にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、しかもリアルタイムで演算処理することができる。
【００５９】
請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(19)〜(20)を用いることにより、アンテナの附仰角を高精度に演算することができる。
請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に演算することができる。
【００６０】
請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、アンテナの方位角を、極めて高精度に、しかもリアルタイムで制御することが可能となる。また、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を高精度に制御することができる。
請求項７にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、アンテナの方位角が高精度に制御される。
【００６１】
請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、しかもリアルタイムに制御することができる。
請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に制御することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の構成を示すクレーム対応図。
【図２】中継システム例を示す図。
【図３】本発明の一実施例を示すブロック図。
【図４】図２のヘリコプタから電波を送信する一例を示す説明図。
【図５】図２の可搬送信装置等に使用される簡易装置の構成をブロック図。
【図６】図２及び図５のコンピュータの演算処理を示すフローチャート。
【図７】図６の演算処理の説明図。
【図８】同上説明図。
【図９】同上説明図。
【図１０】同上説明図。
【図１１】同上説明図。
【図１２】同上説明図。
【図１３】同上説明図。
【図１４】同上説明図。
【図１５】同上説明図。
【図１６】同上説明図。
【図１７】同上説明図。
【図１８】同上説明図。
【図１９】同上説明図。
【図２０】同上説明図。
【図２１】同上説明図。
【図２２】同上説明図。
【符号の説明】
１ ヘリコプタ
２，３ カメラ
４ 中継車
５ 可搬送信装置
６ 中継基地局
７ 本部
【産業上の利用分野】
本発明は、アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
例えば、放送用中継車に使用するフィールド・ピック・アップ（以後、「ＦＰＵ」と記す）装置のアンテナでは、鋭い指向性を必要とする。
従来は、現在の中継車の位置を地図上で確認し、地図上の位置から現在位置でのアンテナの方位を確認し、電波の強弱、即ち、受信レベルが最大となるようにアンテナを回転し、アンテナの向きを定めていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、従来のアンテナ指向方向制御装置では、アンテナの設置には時間がかかる。特に、報道番組等の取材のような緊急性を要するときに、空中線の確立を迅速に行えないと、番組の視聴率にも影響を及ぼしてくる。
一方、アンテナの方位角・附仰角（附角又は仰角）を演算するシステムとして、例えばナビゲーションシステム、衛星捕捉システム、マイクロ波空中線制御システム等があるが、かかるシステムでは、方位角・附仰角の演算を衛星の位置を基準として行っている。
【０００４】
本発明はこのような従来の課題に鑑みてなされたもので、アンテナの方向を素早く確立することができるようなアンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
このため、請求項１にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、航法衛星からの電波を受信し、該電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度、経度を検出し、
検出された双方のアンテナの緯度、経度、及びその地表面上における曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出し、
双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によって囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアンテナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出し、
算出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内角を算出し、
演算された該矩形の内角に基づいて、互いに指向させる双方アンテナの方位角を演算し、
前記演算されたアンテナの方位角の基準となる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、
前記方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出し、
該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算し、
演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの方位角を移動体座標系に座標変換するようにした。
【０００６】
請求項２にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記双方アンテナの方位角を、式(11)〜(18)に基づいて演算するようにした。
【０００７】
請求項３にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記航法衛星から受信した電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの地表面上からの高度を検出し、双方アンテナの高度差及び双方アンテナ間の距離に基づいて、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナをもう一方のアンテナに指向させるときの附仰角を演算するようにした。
【０００８】
請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記双方アンテナの附仰角を、式(19)又は式(20)に基づいて演算するようにした。
請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記演算されたアンテナの附仰角の基準となる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、前記方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出し、該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算し、演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換するようにした。
【０００９】
請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置では、図１の実線で示すように、
送受信用の２つのアンテナが互いに指向するように移動体に取り付けられたアンテナの方位角及び附仰角を演算し、制御するアンテナ指向方向制御装置において、 航法衛星からの電波を受信し、該電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度及び経度を検出する位置検出手段と、
検出された双方のアンテナの緯度、経度、及びその地表面上における曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出するアンテナ間距離算出手段と、
双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によって囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアンテナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出する矩形辺距離算出手段と、
算出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内角を算出する内角算出手段と、
演算された該矩形の内角に基づいて、互いに指向させる双方アンテナの方位角を演算する方位角演算手段と、
該演算された方位角に基づいてアンテナの方位角を制御する方位角制御手段と、
を備え、
前記方位角演算手段は、
前記演算されたアンテナの方位角の基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検出する移動体姿勢検出手段と、
該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算する回転マトリクス演算手段と、
該演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの方位角を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、
を備えるようにした。
【００１０】
請求項７にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置では、前記方位角演算手段は、双方アンテナの方位角を、式(11)〜(18)に基づいて演算するようにした。
【００１１】
請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置では、図１の破線で示すように、前記航法衛星からの電波に基づいて、地表面からの高度を検出する高度検出手段と、双方アンテナの高度差及び距離に基づいて、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナをもう一方のアンテナに指向させたときの附仰角を演算する附仰角演算手段と、該演算された附仰角に基づいてアンテナの附仰角を制御する附仰角制御手段と、を備えるようにした。
【００１２】
請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置では、前記附仰角演算手段は、前記演算されたアンテナの附仰角の基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検出する移動体姿勢検出手段と、該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算する回転マトリクス演算手段と、該演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、を備えるようにした。
【００１３】
【作用】
上記、請求項１にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、航法衛星からの電波に基づいて、地球の物理的特質を考慮して地球物理の諸値を使用し、方位角を演算しているので、演算された方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタイムで演算処理を行うことが可能となる。また、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を高精度に演算することが可能となる。
【００１４】
請求項２にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、双方アンテナの方位角が演算される。
【００１５】
請求項３にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、しかもリアルタイムで演算処理することが可能となる。
請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(19)〜(20)を用いることにより、アンテナの附仰角が演算される。
【００１６】
請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に演算することが可能となる。
請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、航法衛星からの電波によって緯度及び経度を検出し、地球の物理的特質を考慮して地球物理の諸値を使用し、方位角を演算しているので、演算された方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタイムでアンテナの方位角を制御することが可能となる。また、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を高精度に制御することが可能となる。
【００１７】
請求項７にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、双方アンテナの方位角を高精度に制御することが可能となる。
【００１８】
請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、しかもリアルタイムに制御することが可能となる。
請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に制御することが可能となる。
【００１９】
【実施例】
以下、本発明の一実施例を図２〜図23に基づいて説明する。
図２は、アンテナ指向方向演算装置を用いた中継システム例を示す。
図２に示すように、現地の映像は、ヘリコプタ１に取り付けられたカメラ（図示せず）、カメラ２、あるいは、中継車４にケーブルで接続されたカメラ３によって撮影される。ヘリコプタ１、カメラ２からの映像信号を送信する可搬送信装置５、中継車４、中継基地局６、本部７には、映像信号送受信用のアンテナが備えられ、ヘリコプタ１、カメラ２、３からの映像信号は中継車４で中継された後、可搬送受信装置を備えた中継基地局６を介して本部７へと送信される。
【００２０】
空中線を送受信するときは、これらのアンテナを互いに正対させる必要があり、ヘリコプタ１、中継車４、可搬送信装置５、中継基地局６、本部７には、アンテナ指向方向演算装置が備えられている。
また、図３は、移動体としてのヘリコプタ１、あるいは中継車４に搭載されるアンテナ指向方向制御装置を示し、このアンテナ指向方向制御装置は、位置検出手段としてのＧＰＳ受信機11と、コンピュータ12と、光ジャイロ13と、回転台14と、によって構成され、空中線の方位角（ヨー角）・附仰角（ピッチ角）を算出し、移動体マイクロ機器空中線を自動的に相手先アンテナに正対させる。
【００２１】
尚、ヘリコプタ１には、移動体姿勢検出手段としての傾斜センサ（図示せず）が備えられている。
ＧＰＳ受信機11は、例えばＧＰＳ（Global Positioning System)衛星１〜３からの電波を図示しないＧＰＳアンテナで受信し、地球上の緯度、経度、及び高度データを算出する。
【００２２】
光ファイバージャイロ13は、ＧＰＳ衛星１〜３の電波の遮断中の方位角を補間するためのものである。光ファイバージャイロは、元々、アンテナの相対的な角度差を決定する相対方位計測機器であるが、角速度の積分を行う方式であるため、時間経過とともにベースドリフトが累計され、前記電波遮断中の方位角の補間のように、短時間経過後の絶対方位角測定には有利である。
【００２３】
コンピュータ12は、ＧＰＳ受信機11から緯度データ及び経度データを入力して、アンテナの方位角、附仰角を決定する。この演算処理については後述する。
回転台14は、コンピュータ12からの演算結果に基づいてアンテナ15を回転させ、アンテナ15の指向方向を制御する。この回転台14が方位角制御手段、附仰角演算手段に相当する。
【００２４】
また、図４に示すように、ヘリコプタ１から基地局８を介して本部７に電波を送信する場合、ヘリコプタ１の位置データを無線機等により本部７へ伝送し、本部７から遠隔制御回線等により基地局８のアンテナをヘリコプタ１のアンテナに正対するように遠隔制御する。
図５は、可搬送信装置５、中継基地局６等に搭載された簡易型のアンテナ指向方向演算装置を示す。この装置は、ＧＰＳアンテナ21と、ＧＰＳ受信機22と、キーボード23、ディスプレイ24、ＣＰＵ25を有するハンディなコンピュータ26と、ＧＰＳデータインサータ27と、ＦＰＵ送信機28と、ＦＰＵアンテナ29と、を備えているが、簡易型であるため、回転台を装備せず、ディスプレイ24に方位角等を表示して手動調整により、ＦＰＵアンテナ29の方向合わせを行おうとするものである。尚、ＧＰＳデータインサータ27は、自己の位置を示すＧＰＳデータを映像信号に多重化するものであり、ＧＰＳデータは、ＦＰＵ送信機28、ＦＰＵアンテナ29を介して本部７等に送信される。
【００２５】
次にコンピュータ12の演算処理を図６のフローチャートに基づいて説明する。まず、ステップ（図中では「Ｓ」と記してあり、以下同様とする）１では、自己のアンテナの地球上の緯度、経度、及び高度データをＧＰＳ受信機11から入力する。
尚、前述のように、緯度、経度、及び高度データは、ＧＰＳ衛星１〜３から受信した電波に基づいてＧＰＳ受信機11によって検出される。
【００２６】
ステップ２では、相手先アンテナの緯度、経度、及び高度データを入力する。自己のアンテナを正対させるためには、相手の緯度、経度、及び高度データを予め既知としておく必要がある。相手先アンテナが本部７のように設置位置が固定されているときは、予めその位置を登録しておけばよいが、ヘリコプタ１のような移動体の場合には、ＧＰＳデータインサータ27を用いて緯度等の位置データをヘリコプタ１から中継車４又は本部７に送信するか、あるいは、無線等を用いて送信する。
【００２７】
ステップ３では、入力した自己及び相手先アンテナの緯度、経度、及び高さデータを、直交座標に変換する。
例えば、中継車４の位置をＡ地点，本部７の位置をＢ地点としてＡ地点，Ｂ地点の極座標を、夫々、Ａ（φA ，λA ，ｈA ）、Ｂ（φB ，λB 、ｈB ）とし、Ａ地点，Ｂ地点の直交座標を、夫々、Ａ（ＵA ，ＶA ，ＷA ）、Ｂ（ＵB ，ＶB ，ＷB ）として、極座標から直交座標に変換すると、Ａ地点，Ｂ地点の座標は、以下のように表される。
【００２８】
ＵA ＝（ＮA ＋ｈA ）cos φA cos λA ・・・・・・・・・・・(1)
ＶA ＝（ＮA ＋ｈA ）cos φA sin λA ・・・・・・・・・・・(2)
ＷA ＝（ＮA （１−ｅ2)＋ｈA ）sin φA ・・・・・・・・・・・(3)
ＵB ＝（ＮA ＋ｈB ）cos φB cos λB ・・・・・・・・・・・(4)
ＶB ＝（ＮA ＋ｈB ）cos φB sin λB ・・・・・・・・・・・(5)
ＷB ＝（ＮA （１−ｅ2)＋ｈB ）sin φB ・・・・・・・・・・・(6)
但し、ＮA ：Ａ地点における東西線曲率半径（図７参照）
ＮB ：Ｂ地点における東西線曲率半径（図７参照）
ｅ：離心率（ｅ2 ＝0.006674372230614)
緯度、経度の単位：度
高度の単位 ：km
ステップ４では、Ａ地点，Ｂ地点間の距離を求める。
【００２９】
Ａ地点，Ｂ地点間の距離ＬABは、次式(7) によって算出される。
ＬAB＝((ＵA −ＵB )2＋（ＶA −ＶB )2＋（ＷA −ＷB )2)1/2 ・・・(7)
ＮA ＝Ｒ0 ／（１−ｅ2 sin2φA )1/2
ＮB ＝Ｒ0 ／（１−ｅ2 sin2φB )1/2
但し、Ｒ0 ：赤道半径（Ｒ0 ＝6377.397155km)
このステップ４がアンテナ間距離算出手段に相当する。
【００３０】
ステップ５では、図８に示すように、Ａ地点の緯度線と経度線、及びＢ地点の緯度線と経度線に囲まれた外形を矩形とみなし、矩形の辺の距離ａ、ｂ、ｃを算出する。
この矩形は、例えば、赤道近辺では、長方形となるが、日本国のように赤道から離れると、極側の一辺が赤道側の一辺より短い台形とみなすことができる。
【００３１】
図７は、子午線を含む面での地球の断面を示す。この図において、地表面上のＨ地点から、北極と南極を結ぶＰ−Ｐ′軸上への垂線Ｈ−Ｈ1 の距離をＭとする。また、図９は、地球の斜視図、図10は、地球のＰ−Ｐ′矢視図を示す。
Ｍ＝ＮA *cosφであるから、距離ａ、ｂは、夫々、次式(8),(9) によって算出される。
【００３２】
ａ＝ＮA cos φA ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(8)
ｂ＝ＮB cos φB ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(9)
距離ｃについては、図９及び図10に示すように地表面上の距離ｃは、
ｃ＝ρ＊φ
であるから、
ｃ＝（ＮA ＋ＮB ）／２＊｜φA −φB ｜＊π/180 rad
ＮA ≒ＮB とすると、
ｃ＝ＮA cos φA * θ
ｃ＝ＮA cos φA ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(10)
となる。
【００３３】
ステップ４で算出されたＡ地点，Ｂ地点間の距離ＬABは、この矩形の対角線の距離となる。
このステップ５が矩形辺距離算出手段に相当する。
ステップ６では、図11に示すように、矩形の内角θを余弦定理により算出し、さらに内角θA ，θB を算出する。
【００３４】
このステップ６が内角算出手段に相当する。
ステップ７では、Ａ地点からＢ地点をみたときの方位角αA ，Ｂ地点からＡ地点をみたときの方位角αB を演算する。
例えば、図11では、Ａ地点における経度線に対する対角線ＬABの角度(1/2×π＋θA ）が方位角αA 、Ｂ地点における経度線に対する対角線ＬABの角度θB が方位角αB となる。但し、高度を同一とする。
【００３５】
このＡ地点、Ｂ地点の方位角αA ，αB を、場合分けして算出する。
(1) 緯度φA ＞φB かつ経度λA ≦λB の場合（図11参照）
(1-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA
b2＝c2＋ＬAB 2 −2cＬABcos(π−αA ）
より、
αA ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(11)
（１−２） Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB
a2 ＝c2＋ＬAB 2 −2cＬABcos(２π−αB ）
より
αB ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・(12)
（２） 緯度φA ＞φB かつ経度λA ＞λB の場合（図12参照）
(2-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA
αA ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(13)
（２−２） Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB
αB ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・・・(14)
（３） 緯度φA ≦φB かつ経度λA ≦λB の場合（図13参照）
(3-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA
αA ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)2c ＬAB) ・・・・・・・・・・(15)
（３−２） Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB
αB ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(16)
（４） 緯度φA ≦φB かつ経度λA ＜λB の場合（図14参照）
(4-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA
αA ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・(17)
（４−２） Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB
αB ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(18)
このステップ７が方位角演算手段に相当する。
【００３６】
ステップ８では、移動体の附仰角を算出する。
ここでは、Ａ地点からのＢ地点に対する附仰角について考える。
(1) ｈB ＞Ｈの時は仰角となる（図15参照）。
この仰角は、次式に基づいて演算される。
【００３７】
この附角は、次式に基づいて演算される。
【００３８】
装置の傾きの調整を行う必要がなければ、ここでこのルーチンを終了させる。
装置の傾きの調整を行う必要があるときは、ステップ９→10に進む。
ステップ10では、アンテナの方位角及び附仰角の基準となる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出する。
【００３９】
例えば図17において、移動体位置での真北をベースとする方位座標系の座標軸（Ｘ0 ，Ｙ0 ，Ｚ0 ）を定義し、ヘリコプタ１の左右方向、前後方向、垂直方向の座標軸を、夫々、移動体座標系の座標軸（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）として定義する。方位座標系に対する移動体座標系の回転角の検出には、前述の傾斜センサを用いる。尚、ヘリコプタ１の基本姿勢は、移動体座標系の座標軸（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）が方位座標系の座標軸（Ｘ0 ，Ｙ0 ，Ｚ0 ）に一致しているときである。
【００４０】
ステップ11では、移動体座標系の座標を、方位座標系の座標で表す回転マトリックスを計算する。
このヘリコプタ１の基本姿勢に対し、Ｚ0 軸回りの回転１（図18参照）と、ヘリコプタ１の前後方向の傾斜に係る回転２（図19参照）と、ヘリコプタ１の左右方向の傾斜に係る回転３（図20参照）と、に分けて考え、ヘリコプタ１を回転１，２，３の順に回転させたときの回転マトリクスを計算する。但し、この回転順に限定されるものではない。
(1) 回転１による移動体座標の回転
最初は、図17に示すように、方位座標系と移動体座標系とが一致しているので、各軸の方向余弦は以下の通りとなる。
【００４１】
Ｘ1 軸→（１、０、０）
Ｙ1 軸→（０、１、０）
Ｚ1 軸→（０、０、１）
図18に示すように、Ｚ0 軸回りに角度θだけ回転させたとき、このときの座標ｒ1 は、回転前の座標ｒ0 から次式(21)によって算出される。
【００４２】
【数１】
Ｘ1 軸→（ cosθ, -sinθ, ０）
Ｙ1 軸→（+sinθ, cosθ, ０)
Ｚ1 軸→（ ０, ０ , １）
(2) 回転２による移動体座標の回転
この回転２は、図19に示すように、ヘリコプタ１の前後方向の傾斜であるから、前記変換されたＸ1 軸回りの回転となる。
【００４３】
ここで、任意の単位ベクトルを（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）として、単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）に平行で、かつ原点を通る直線を軸として角度Θだけ回転させる回転マトリクスＭR は、次式(22)によって表される。
【００４４】
【数２】
【００４５】
【数３】
ｒ2 ＝ ＭR1 ｒ1 ・・・・・・・・・・・・(24)
また、変換後の座標軸（Ｘ2 ，Ｙ2 ，Ｚ2 ）は、以下の通りである。
【００４６】
Ｘ2 →（+cosθ ，-sinθ , 0 )
Ｙ2 →（+sinθ*sinθ, cosθ*cosφ, sinφ)
Ｚ2 →（-sinθ*sinφ, -cosθ*sinφ, cosφ)
（３） 回転３による移動体座標の回転
この回転３は、図20に示すように、ヘリコプタ１の左右方向の傾斜であるから、前記変換されたＹ2 軸の回りの回転となる。
【００４７】
Ｙ2 軸の回りに角度ψだけ回転させたときの回転マトリクスを算出するには、単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）に、Ｙ2 軸の回りに角度φだけ回転したときの値（+sinθ*cosφ,cosθ*cosφ,sinφ) を代入し、式(22)によって表される回転マトリクスＭR の角度Θに角度ψを代入して回転マトリクスＭR を演算する。結果として算出された回転マトリクスＭR2は、以下の通りである。
【００４８】
【数４】
ｒ3 ＝ ＭR2 ｒ2 ・・・・・・・・・・・・(26)
また、変換後の座標軸（Ｘ3 ，Ｙ3 ，Ｚ3 ）は、以下の通りである。
【００４９】
【数５】
ステップ12では、方位座標系における方位角ベクトル、仰角ベクトルを移動体座標系に座標変換する。
例えば、ある直交座標系O-x0y0z0の単位ベクトルを、原点を同一とする他の直交座標系O-x1y1z1の単位ベクトルに変換することを考える。
【００５０】
直交座標系O-x0y0z0の各々の座標軸x0，y0，z0上の単位ベクトルを、ｅ1 ，ｅ2 ，ｅ3 とし、直交座標系O-x1y1z1の各々の座標軸x1，y1，z1上の単位ベクトルをｅ11，ｅ12，ｅ13とし、単位ベクトルｅ1iのO-x0y0z0に関する方向余弦を（ｌi ，ｍi ，ｎi ）とすると、単位ベクトルｅ11，ｅ12，ｅ13は、次式によって表される。
【００５１】
【数６】
【００５２】
【数７】
【００５３】
【数８】
【００５４】
Ｐ(x0,y0,z0)＝(sinα0 *cosβ0 ,cosα0 *cosβ0 ,sinβ0 )
また、図22に示すように、移動体座標系を前述の座標系O-x1y1z1として、上記のマトリクスで変換した移動体座標系の合成ベクトルＰ(x1,y1,z1)は、以下のようになる。
(1) 方位角α1
(1-1) x1≧０かつy1≧０のとき第１象限
α1 ＝1/2*π−arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(29)
（１−２） ｘ１≧０かつy1＜０のとき第２象限
α1 ＝1/2*π＋arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(30)
（１−３） ｘ１≧０かつy1≧０のとき第３象限
α1 ＝3/2*π−arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(31)
（１−４） ｘ１＜０かつy1＜０のとき第４象限
α1 ＝3/2*π＋arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(32)
（２） 仰角β1
β1 ＝arcsin(z1) ・・・・・・・・・・・・・・・(33)
となる。
【００５５】
このステップ12が座標変換手段に相当する。
かかる構成によれば、ＧＰＳ衛星から受信した電波に基づいて、２つのアンテナの緯度、経度、及び高さを検出し、これらの緯度線及び経度線に囲まれた地球表面上の矩形の二辺及び対角線の距離を算出し、余弦定理に基づいて台形の内角、方位角を算出し、前記検出された高さデータに基づいて仰角又は附角を演算することにより、アンテナの正確な指向方向を素早く決定し、アンテナの指向方向を確立させることができる。
【００５６】
また、移動体の姿勢を検出し、方位座標系を移動体座標系に、又は移動体座標系を方位座標系に座標変換してアンテナの方位角、仰角を決定するようにしたので、移動体の姿勢にかかわらず、正確にアンテナの指向方向を決定することができる。
【００５７】
【発明の効果】
以上説明したように、請求項１にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算された方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタイムで演算処理を行うことができる。また、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を高精度に演算することができる。
請求項２にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、双方アンテナの方位角を高精度に演算することができる。
【００５８】
請求項３にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、しかもリアルタイムで演算処理することができる。
【００５９】
請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(19)〜(20)を用いることにより、アンテナの附仰角を高精度に演算することができる。
請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に演算することができる。
【００６０】
請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、アンテナの方位角を、極めて高精度に、しかもリアルタイムで制御することが可能となる。また、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を高精度に制御することができる。
請求項７にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、アンテナの方位角が高精度に制御される。
【００６１】
請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、しかもリアルタイムに制御することができる。
請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に制御することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の構成を示すクレーム対応図。
【図２】中継システム例を示す図。
【図３】本発明の一実施例を示すブロック図。
【図４】図２のヘリコプタから電波を送信する一例を示す説明図。
【図５】図２の可搬送信装置等に使用される簡易装置の構成をブロック図。
【図６】図２及び図５のコンピュータの演算処理を示すフローチャート。
【図７】図６の演算処理の説明図。
【図８】同上説明図。
【図９】同上説明図。
【図１０】同上説明図。
【図１１】同上説明図。
【図１２】同上説明図。
【図１３】同上説明図。
【図１４】同上説明図。
【図１５】同上説明図。
【図１６】同上説明図。
【図１７】同上説明図。
【図１８】同上説明図。
【図１９】同上説明図。
【図２０】同上説明図。
【図２１】同上説明図。
【図２２】同上説明図。
【符号の説明】
１ ヘリコプタ
２，３ カメラ
４ 中継車
５ 可搬送信装置
６ 中継基地局
７ 本部
Claims (9)
- 航法衛星からの電波を受信し、該電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度、経度を検出し、
検出された双方のアンテナの緯度、経度、及びその地表面上における曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出し、
双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によって囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアンテナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出し、
算出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内角を算出し、
演算された該矩形の内角に基づいて、互いに指向させる双方アンテナの方位角を演算するアンテナ指向方向演算方法であって、
前記演算されたアンテナの方位角の基準となる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、
前記方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出し、
該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算し、
演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの方位角を移動体座標系に座標変換することを特徴とするアンテナ指向方向演算方法。 - 前記双方アンテナの方位角は、式(11)〜(18)に基づいて演算されることを特徴とする請求項１に記載のアンテナ指向方向演算方法。
但し、αA ：一方のアンテナの方位角
φA ：一方のアンテナの緯度
λA ：一方のアンテナの経度
αB ：もう一方のアンテナの方位角
φB ：もう一方のアンテナの緯度
λB ：もう一方のアンテナの経度
ａ，ｂ：矩形の緯度線方向の地表面上の距離（ａ≦ｂ）
ｃ ：矩形の経度線の距離
ＬAB ：双方アンテナ間の距離 - 前記航法衛星から受信した電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの地表面上からの高度を検出し、
双方アンテナの高度差及び双方アンテナ間の距離に基づいて、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナをもう一方のアンテナに指向させるときの附仰角を演算することを特徴とする請求項１または請求項２に記載のアンテナ指向方向演算方法。 - 前記双方アンテナの附仰角は、式(19)又は式(20)に基づいて演算されることを特徴とする請求項３に記載のアンテナ指向方向演算方法。
但し、β ：一方のアンテナの附仰角
Ｈ ：一方のアンテナの地表面上からの高度
ｈB ：もう一方のアンテナの地表面上からの高度 - 前記演算されたアンテナの附仰角の基準となる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、
前記方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出し、
該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算し、
演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換することを特徴とする請求項３又は請求項４に記載のアンテナ指向方向演算方法。 - 送受信用の２つのアンテナが互いに指向するように移動体に取り付けられたアンテナの方位角及び附仰角を演算し、制御するアンテナ指向方向制御装置であって、
航法衛星からの電波を受信し、該電波に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度及び経度を検出する位置検出手段と、
検出された双方のアンテナの緯度、経度、及びその地表面上における曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出するアンテナ間距離算出手段と、
双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によって囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアンテナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出する矩形辺距離算出手段と、
算出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内角を算出する内角算出手段と、
演算された該矩形の内角に基づいて、互いに指向させる双方アンテナの方位角を演算する方位角演算手段と、
該演算された方位角に基づいてアンテナの方位角を制御する方位角制御手段と、
を備え、
前記方位角演算手段は、
前記演算されたアンテナの方位角の基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検出する移動体姿勢検出手段と、
該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算する回転マトリクス演算手段と、
該演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの方位角を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、
を備えたことを特徴とするアンテナ指向方向制御装置。 - 前記方位角演算手段は、双方アンテナの方位角を、式(11)〜(18)に基づいて演算するように構成されたことを特徴とする請求項６に記載のアンテナ指向方向制御装置。
但し、αA ：一方のアンテナの方位角
φA ：一方のアンテナの緯度
λA ：一方のアンテナの経度
αB ：もう一方のアンテナの方位角
φB ：もう一方のアンテナの緯度
λB ：もう一方のアンテナの経度
ａ，ｂ：矩形の緯度線方向の地表面上の距離（ａ≦ｂ）
ｃ ：矩形の経度線の距離
ＬAB ：双方アンテナ間の距離 - 前記航法衛星からの電波に基づいて、地表面からの高度を検出する高度検出手段と、
双方アンテナの高度差及び距離に基づいて、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナをもう一方のアンテナに指向させたときの附仰角を演算する附仰角演算手段と、
該演算された附仰角に基づいてアンテナの附仰角を制御する附仰角制御手段と、
を備えたことを特徴とする請求項６または請求項７に記載のアンテナ指向方向制御装置。 - 前記附仰角演算手段は、
前記演算されたアンテナの附仰角の基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検出する移動体姿勢検出手段と、
該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算する回転マトリクス演算手段と、
該演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、
を備えたことを特徴とする請求項８に記載のアンテナ指向方向制御装置。
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| JP13533095A JP3640433B2 (ja) | 1995-06-01 | 1995-06-01 | アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置 |
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| JP13533095A JP3640433B2 (ja) | 1995-06-01 | 1995-06-01 | アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置 |
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