JP6582924B2

JP6582924B2 - アンテナ切替え装置及びアンテナ切替え方法

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Publication number: JP6582924B2
Application number: JP2015231731A
Authority: JP
Inventors: 健彦棚町
Original assignee: NEC Corp
Current assignee: NEC Corp
Priority date: 2015-11-27
Filing date: 2015-11-27
Publication date: 2019-10-02
Anticipated expiration: 2035-11-27
Also published as: JP2017098880A

Description

本発明は、アンテナ切替え装置及びアンテナ切替え方法に関し、特に飛行体が地上局と通信するアンテナを切替えるアンテナ切り替え装置及びアンテナ切り替え方法に関する。

アンテナ切替え装置は、アンテナを複数、搭載する人工衛星、宇宙ステーション、ロケット等の宇宙機や旅客機等の飛行体が地上局と通信するアンテナを切替えるのに用いられる。例えば近年の宇宙機は、地上局との通信のため指向性の広いアンテナを複数台搭載し、姿勢を変えながら地表面や天体の観測を行うものもある。地上局では宇宙機の姿勢制御を計画し衛星に送信するといった煩雑な運用作業を行っており、宇宙機で、どのアンテナを使用して地上局と通信を行うか判断しアンテナの切替えを行うことが要請されている。

例えば特許文献１、２に、宇宙機でのアンテナ切替えに関連する技術が開示されている。

特許文献１に記載のアンテナ切替え技術は、通信予定時間内の刻み時間毎、予め設定された地上局の位置と衛星軌道情報に基づいて衛星に対する地上局の相対方向、および衛星と地上局間の距離を求める。特許文献１に記載のアンテナ切替え技術は、各送信アンテナの向きと衛星に対する地上局の相対方向と衛星の姿勢に基づいて送信アンテナから地上局を望む方向を求める。特許文献１に記載のアンテナ切替え技術は、送信アンテナ毎にデータベースから衛星送信アンテナ利得を取得する。そして衛星と地上局間の距離に基づいて衛星と地上局間の自由空間損失を演算する。特許文献１に記載のアンテナ切替え技術は、衛星送信電力、衛星送信アンテナ利得、衛星と地上局間の自由空間損失、地上局アンテナ利得に基づいて、地上局アンテナ端の受信レベルを求める。特許文献１に記載のアンテナ切替え技術は、求めた受信レベルと地上局受信限界レベルとの比較により、送信アンテナ毎に通信可否を判定する。特許文献１に記載のアンテナ切替え技術は、そして通信予定時間内に、一定時間以上通信可能となる通信可能期間を有した送信アンテナを、通信を行う送信アンテナとして選択し、切替え信号を生成する。

また特許文献２に記載のアンテナ切替え技術では、演算部で、地上局が第一のアンテナ側にあれば、第一のアンテナを、第二のアンテナ側にあれば第二のアンテナを使用可能と判断する。通信可能領域に入る前にアンテナ選択スイッチステータスを読み取り、アンテナ選択スイッチステータスと算出した使用可能なアンテナが異なる場合は、演算部がアンテナ切替えの指令信号を送出する。

特開２００９−０９４９３６号公報特開２０００−１８３８００号公報

特許文献１に記載の構成では、上述のように、通信予定時間内の刻み時間毎、また送信アンテナ毎に、地上局アンテナ端の受信レベルを求める必要がある。特許文献１には、簡易な処理で送信アンテナを選択する方法は開示されていない。また特許文献２には、どのようにして地上局が第一のアンテナ側、第二のアンテナ側にあると判断するか、具体的な手法が開示されておらず、特許文献２にも、簡易な処理で送信アンテナを選択する方法は開示されていない。

本発明は、簡易な計算で、地上局との通信に使用するアンテナを決定することができるアンテナ切替え装置及びアンテナ切替え方法を提供することを主な目的としている。

本発明のアンテナ切替え装置は、宇宙機の位置ベクトルと速度ベクトルを出力するＧＰＳ受信部と、予め地上局位置ベクトルを取得する地上局位置取得部と、前記宇宙機の位置ベクトル及び前記速度ベクトルの外積演算により前記宇宙機の軌道面垂直ベクトルを求め、前記軌道面垂直ベクトルと前記地上局位置ベクトルのなす角度を求める計算部と、前記角度に基づいて使用するアンテナを決定するアンテナ決定部を有する。

本発明のアンテナ切替え方法は、予め地上局位置ベクトルを取得し、宇宙機の位置ベクトルと速度ベクトルを取得し、前記宇宙機の位置ベクトル、及び前記速度ベクトルの外積演算により前記宇宙機の軌道面垂直ベクトルを求め、前記軌道面垂直ベクトルと前記地上局位置ベクトルのなす角度を求め、前記角度に基づいて使用するアンテナを決定する。

本発明によれば、簡易な計算で、地上局との通信に使用するアンテナを決定することができる。

図１は、第１の実施形態の構成を示すブロック図である。図２は、宇宙機のアンテナの選択を説明するための第１の説明図である。図３は、宇宙機のアンテナの選択を説明するための第２の説明図である。図４は、宇宙機の軌道面垂直ベクトルと地上局の位置ベクトルのなす角度を示す図である。図５は、図１のアンテナ切替えの動作を示すフローチャートである。図６は、第２の実施形態の構成を示すブロック図である。図７は、図６のアンテナ切替えの動作を示すフローチャートである。図８は、第３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の実施形態について説明する。本実施形態は、宇宙用ＧＰＳ（ＧｌｏｂａｌＰｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇＳｙｓｔｅｍ）受信機を搭載した低軌道周回衛星である宇宙機１を例として説明する。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に示すように、宇宙機１は、２系統のアンテナ１１、１２と、アンテナ切替え装置２０を備えている。図２は、宇宙機１のアンテナの選択を説明するための第１の説明図である。図２に示すように、２つのアンテナ１１、１２は、進行方向に対し宇宙機１の左右に配置されている。図３は、宇宙機１のアンテナの選択を説明するための第２の説明図である。図３に示すように右側のアンテナ１１の指向範囲は、地球３００上では宇宙機１の進行方向Ｄに向かって軌道１００の右側に広く、左側のアンテナ１２の指向範囲は、宇宙機１の進行方向Ｄに向かって軌道１００の左側に広い。したがって地球３００上において、宇宙機１の軌道１００の軌道直下点１０１より右側に設置されている地上局２０１及び地上局２０３との通信は右側のアンテナ１１を選択し、軌道直下点１０１より左側に設置されている地上局２０２との通信は左側のアンテナ１２を使用する。

また図１に示すように、アンテナ切替え装置２０は、ＧＰＳ受信部２１と、地上局位置取得部２２と、アンテナ選択のための計算を行う計算部２３と、地上局との通信に使用するアンテナを決定するアンテナ決定部２４を備えている。

ＧＰＳ受信部２１は、宇宙機１の位置ベクトルＸと速度ベクトルＶの、例えば１秒間隔の時系列データを出力する。ＧＰＳ受信部２１は、例えば、ＷＧＳ（ＷｏｒｌｄＧｅｏｄｅｔｉｃＳｙｓｔｅｍ）８４地球固定座標系での位置ベクトルＸと速度ベクトルＶの時系列データを出力する。

地上局位置取得部２２は、次の地上局の位置ベクトルを取得する。例えば、地上局は、周囲の地上局を含めた位置ベクトルリストを送信しておく。地上局位置取得部２２は、予め地上局から受信した位置ベクトルリストを記憶しておき、宇宙機１の進行方向にあるもっとも近い地上局を選択し、その位置情報から次の地上局の位置ベクトルを生成する。

また地上局位置取得部２２は、ＷＧＳ８４地球固定座標系で地上局の位置ベクトルＰ１、Ｐ２を取得する。地上局位置取得部２２がＷＧＳ８４地球固定座標系を用いることで、地上局の位置ベクトルＰ１、Ｐ２を既知の固定値として表現可能となる。

計算部２３は、宇宙機１が次の地上局に最も接近する時刻である可視中心時刻を算出する。また計算部２３は、以下の式（１）により毎秒のＧＰＳ受信部２１の出力から軌道面垂直ベクトルＮを、ＷＧＳ８４地球固定座標系で求める。

ここで、式（１）における×は外積演算を示す。

軌道面とは、図４に示すように、宇宙機１の軌道の軌跡が含まれる平面であり、軌道面垂直ベクトルＮは、地心Ｏを起点として軌道面１００ａに垂直なベクトルである。

計算部２３は、以下の式（２）により軌道面垂直ベクトルＮと地上局位置ベクトルＰのなす角度θを求める。

アンテナ決定部２４は、角度θに基づいて次の地上局が右に見えるか左に見えるかを予想して、可視時間が有利な、つまり可使時間が長いアンテナに切り替える。軌道面垂直ベクトルＮと地上局位置ベクトルＰのなす角度θが、±９０ｄｅｇ以内、すなわちπ／２［ｒａｄ］以内であれば、衛星から見た地上局は衛星の左側を通過することになり、アンテナ１２を使用するよう決定する。アンテナ１１を使用していた場合、アンテナ決定部２４は、使用するアンテナをアンテナ１２に切替える。アンテナ決定部２４は、θが±９０ｄｅｇ以上、すなわちπ／２［ｒａｄ］以上であれば、衛星の右側を通過することになるのでアンテナ１１を使用するよう決定する。アンテナ１２を使用していた場合、アンテナ決定部２４は、使用するアンテナをアンテナ１１に切替える。

図４に示すように、次の地上局２０１の位置ベクトルＰ１と軌道面垂直ベクトルＮのなす角θ１が±９０ｄｅｇ以上であれば、アンテナ決定部２４は、アンテナ１１を使用するよう決定し、アンテナ１２を使用している場合は、使用するアンテナをアンテナ１１に切替える。地上局２０１を通過し次の地上局２０２の位置ベクトルＰ２と軌道面垂直ベクトルＮのなす角θ２が±９０ｄｅｇ以内であれば、アンテナ１２を使用するよう決定し、アンテナ１１を使用していた場合は使用するアンテナをアンテナ１２に切替える。

なお、ＷＧＳ８４地球固定座標系で表現された軌道面垂直ベクトルＮは、主に地球の自転と、衛星軌道面の慣性空間に対する回転により、衛星の進行に従って変動する。例えば、地球観測衛星での採用例が多い太陽同期軌道では１年間で３６０ｄｅｇ回転する。この変化量は容易に推定可能である。

軌道面垂直ベクトルＮの推定方法には、以下の２通りが考えられる。
（Ａ）可視中心時刻まで軌道伝搬を行って、可視中心時刻における軌道面垂直ベクトルＮを推定する。
（Ｂ）アンテナ切替え判断時刻において軌道面垂直ベクトルを算出し、算出した軌道面垂直ベクトルＮを慣性座標系に対する地球の自転レートと軌道面回転レートに基づいて回転させることにより、可視中心時刻における軌道面垂直ベクトルを推定する。

本実施形態は（Ａ）の推定方法を用いる。衛星によっては別の目的で軌道伝搬・予測を行っていて、短時間ならば未来の軌道暦予測値がオンボードで入手可能な場合が有る。その場合には上記（Ａ）は容易に実現可能である。

また（Ｂ）の方法でも、地球自転レートと、軌道面の回転レートを用いるだけで、アンテナ切り替えには問題とならない精度で軌道面垂直ベクトルＮの回転を推定することはできる。この推定方法を用いる構成は、後述の第２の実施形態で説明する。

第１の実施形態の動作について説明する。図５は、図１のアンテナ切り替えの動作を示すフローチャートである。

まず地上局位置取得部２２は、次の地上局の位置を取得する（ステップＳ１）。そして計算部２３は、次の地上局の可視中心時刻を算出する（ステップＳ２）。

ＧＰＳ受信部２１は、アンテナ切り替え判断時刻までの宇宙機１の位置ベクトルと速度ベクトルの時系列データを計算部２３に出力する（ステップＳ３）。計算部２３は、現時点までの位置ベクトルと速度ベクトルの時系列データに基づき、例えば軌道伝搬アルゴリズムを用いて、地上局の可視中心時刻まで軌道伝搬する（ステップＳ４）。

そして計算部２３は、地上局の可視中心時刻における軌道面垂直ベクトルを推定する（ステップＳ５）。そして、計算部２３は、地上局の位置ベクトルＰと軌道面垂直ベクトルＮのなす角度θを算出する（ステップＳ６）。

そしてアンテナ決定部２４は、地上局の位置ベクトルＰと軌道面垂直ベクトルＮのなす角度θに基づいて地上局が衛星の左右どちら側を通過するか判断する（ステップＳ７）。

以上説明したように、本実施形態によれば、簡易な計算で、地上局との通信に選択すべき宇宙機の送信アンテナを決定することができる。

次に本発明の第２の実施形態について説明する。図６は本発明の第２の実施形態の構成を示すブロック図である。図６に示すように、本実施形態の宇宙機２のアンテナ切替え装置３０は、地球自転レートと、軌道面の回転レートを取得する軌道面回転情報取得部３１を備える点で第１の実施形態と異なる。例えば、軌道面回転情報取得部３１は、地球自転レートと、軌道面の回転レートを予めメモリに登録している。地球自転レートは固定値のパラメータである。軌道面の回転レートは宇宙機の軌道により異なるが、地球観測衛星等で用いられている太陽同期軌道の場合は、３６０°÷３６５．２４２５＝０．９８５６°／ｓｅｃである。

次に第２の実施形態の動作について説明する。図７は、図６のアンテナ切替えの動作を示すフローチャートである。

まず第１の実施形態と同様、まず地上局位置取得部２２は、次の地上局の位置を取得する（ステップＳ１）。そして計算部２３は、次の地上局の可視中心時刻を算出する（ステップＳ２）。

軌道面回転情報取得部３１は、例えば予め登録している慣性座標系に対する地球の自転レートと、軌道面回転レートをメモリから読み出して取得する（ステップＳ１１）。そして計算部２３は、アンテナ切り替え判断時刻にＧＰＳ受信部２１から取得した宇宙機２の位置ベクトル及び速度ベクトルを用いて、一旦、軌道面垂直ベクトルＮを算出する（ステップＳ１２）。

次に計算部２３は、ステップＳ１１で取得した慣性座標系に対する地球の自転レートと軌道面回転レートに基づきステップＳ１２で算出したＮを回転させて地上局への最接近時刻の軌道面垂直ベクトルＮを推定する（ステップＳ１３）。

そして、第１の実施形態と同様、計算部２３は、地上局の位置ベクトルＰと軌道面垂直ベクトルＮのなす角度θを算出し（ステップＳ６）、アンテナ決定部２４は、地上局が衛星の左右どちら側を通過するか判断する（ステップＳ７）。

以上説明した第２の実施形態によっても、第１の実施形態と同様、簡易な計算で、地上局との通信に選択すべき宇宙機の送信アンテナを決定することができる。

なお上述の第１の実施形態では、アンテナの指向性が広いことと、衛星の姿勢が概ね地心方向±４５ｄｅｇ程度の姿勢であることを前提としているので、衛星の姿勢については考慮していない。予め大きな姿勢変更が予測可能な場合には、姿勢情報を入力することにより、最適なアンテナ切替えをオンボードで自動的に実現することが可能である。

図８は第３の実施形態の構成を示すブロック図である。図８に示されるように、宇宙機３のアンテナ切替え装置４０は、地心指向姿勢に対する宇宙機３の姿勢を出力する姿勢出力部４１を備えている。この構成では、ステップＳ１からステップＳ６までは第１の実施形態と同様であるが、本実施形態では太陽指向姿勢をとる場合や、ミッション観測時に左右のサイドルッキングを実施する場合等、宇宙機３が地心指向姿勢と異なる姿勢をとる場合は、姿勢出力部４１が宇宙機３の姿勢を計算部２３に出力する。

計算部２３は、軌道面垂直ベクトルＮを算出した後に、地心指向姿勢に対する宇宙機３の姿勢の姿勢回転に基づいて、算出した軌道面垂直ベクトルを回転させる。そしてアンテナ決定部２４は、地上局の位置ベクトルＰと、地心指向姿勢に対する姿勢回転に基づいて回転された軌道面垂直ベクトルＮのなす角度θに基づいて地上局が衛星の左右どちら側を通過するか判断する。

以上説明した第３の実施形態によれば、太陽指向姿勢をとる場合や、ミッション観測時に左右のサイドルッキングを実施する場合等、大きな姿勢変更がある場合でも、第１、第２の実施形態と同様、簡易な計算で、地上局との通信に選択すべき宇宙機の送信アンテナを決定することができる。

１、２、３宇宙機
１１、１２アンテナ
２０、３０、４０アンテナ切替え装置
２１ＧＰＳ受信部
２２地上局位置取得部
２３計算部
２４アンテナ決定部
３１軌道面回転情報取得部
４１姿勢出力部
１００軌道
１０１軌道直下点
２０１、２０２、２０３地上局
３００地球

Claims

宇宙機の位置ベクトルと速度ベクトルを出力するＧＰＳ受信部と、
予め地上局位置ベクトルを取得する地上局位置取得部と、
前記宇宙機の位置ベクトル及び前記速度ベクトルの外積演算により前記宇宙機の軌道面垂直ベクトルを求め、前記軌道面垂直ベクトルと前記地上局位置ベクトルのなす角度を求める計算部と、
前記角度に基づいて使用するアンテナを決定するアンテナ決定部と、
を有するアンテナ切り替え装置。
前記ＧＰＳ受信部は、地球固定座標系での前記位置ベクトルと前記速度ベクトルの時系列データを出力し、
前記地上局位置取得部は、地球固定座標系での前記地上局位置ベクトル取得する、請求項１に記載のアンテナ切り替え装置。
前記計算部は、現時点までの位置ベクトルと速度ベクトルの時系列データに基づき地上局への最接近時刻まで軌道伝搬して前記軌道面垂直ベクトル推定する、請求項１又は２に記載のアンテナ切り替え装置。
慣性座標系に対する地球の自転レートと、軌道面回転レートを取得する軌道面回転情報取得部を有する請求項１又は２に記載のアンテナ切り替え装置。
前記計算部は、アンテナ切り替え判断時刻に前記ＧＰＳ受信部から取得した位置ベクトル及び速度ベクトルを用いて、一旦算出した軌道面垂直ベクトルを前記慣性座標系に対する地球の自転レートと軌道面回転レートに基づき回転させて前記軌道面垂直ベクトル推定する、請求項４に記載のアンテナ切り替え装置。
前記宇宙機の姿勢を出力する姿勢出力部を有し、
前記計算部は、前記軌道面垂直ベクトルを前記姿勢に基づいて回転し、前記地上局の位置ベクトルとのなす角度を前記アンテナ決定部に出力する、請求項１から５のいずれかに記載のアンテナ切り替え装置。
予め地上局位置ベクトルを取得し、
宇宙機の位置ベクトルと速度ベクトルを取得し、
前記宇宙機の位置ベクトル及び前記速度ベクトルの外積演算により前記宇宙機の軌道面垂直ベクトルを求め、
前記軌道面垂直ベクトルと前記地上局位置ベクトルのなす角度を求め、
前記角度に基づいて使用するアンテナを決定する、
アンテナ切り替え方法。