JPH02156312A - 静止衛星のための自律軌道コントロール方法およびシステム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、人工衛星のような宇宙船の軌道をコントロ
ールすることに関し、かつより特別には静止軌道におけ
る宇宙船に向けられる（この場合、“位置保持“という
表現は通常、゛静止軌道コントロール”に対する同義語
として使用される）。

軌道内の人工衛星の位置と速度は、例えば以下のような
６個の軌道パラメータから形成された既知の状態ベクト
ル旦から推断され得る。

−通常ａで表わされる、軌道の主たる半軸、−その座標
により軌道の平面に定められた離心ベクトル、 ｅ＋＋＝ｅ、Ｃ０５Ｗ ｅ、＝ｅ、ｓｉｎ　　ｗ ′″′″７°”二〇軌道（７）　！ｌ　、口率（無次元
パラメーク　１゜）であり、＝は近地点の独立変数であ
る。：（−その座標で定められた軌道の傾斜ベクトル。

ｈ＝ｉ、ＣＯ８Ω ｉ、＝ｉ、ｓｉｎΩ ここでは上は傾角（度）、すなわち赤道に関する軌道の
平面の角度であり、Ωは、上昇交点の直角上昇である（
これは、任意の予め定められたイナーシア基準フレーム
に関する交点ラインの配向を示す）、 一中間経度１２ｍ。

人工衛星が、均質でかつ完全に球面の地球のづ力領域に
のみ露呈される場合、状態ベクトル旦の軌道パラメータ
の一定のままであり（ａ　＝　４２．１６４ｋ　ｍ　、
　ｅ　ｍ　＝　ｅ　ｙ　＝　０およびｉ　、＝ｉ　、＝
Ｏ１葵叉ｍ＝パーキングーまたは設定点−経度）、かつ
人工衛星は完全に地球静止軌道上に維持される。

しかしながら、特に地球の非球面形状、地球引力に非均
等性、太陽や月のような天体の引力、および太陽圧力に
よる妨害のために、軌道パラメータがゆっくりと変化す
る。

静止衛星の機能は、（典型的には０．０５から０．１度
の幅を有する）経度を緯度により、狭いウィンド内に保
持されることを事実上必要とする。これは、地上の１個
以上のコントロール定位置により、かつ地上のアンテナ
による測定に基づいて一般に計算され、人工衛星に送ら
れる修正（または゛位置保持）操縦を必要とする。

それゆえに、位置保持には今や、地上に永久的有人下部
構造が必要になり（１日２４時間、１年３６５日）、そ
の結果１人工衛星の作動費用が高くなる。この問題は、
コントロールセンターを建設するための適当な場所の入
手可能性、およびそれを完全に保つ必要性に関する起こ
りつる問題によって一層ひどくなる。

この発明の目的は、地上からの継続的援助を不要にし、
かつ地上のコントロールセンタをご（たまにしか必要と
しないですむように、軌道パラメータの人工衛星内の自
主的計算と位置保持操縦を実行し得ることである。

このために１本発明は、以下の点を特徴とする静止軌道
における人工衛星のための位置保持方法を提案する。

人工衛星−太陽方向、人工衛星−地球方向間の角度α、
と、人工衛星−北極星方向、人工衛星−地球方向間の角
度α２とが同時に決定される。

−以下の式により軌道パラメータ内の状態ベクトル旦が
そこから差引かれる。

Ｚ＝Ｈ，Ｅ＋Ｃ，Ｂ ここでは Ｚは、その構成要素が角度α１およびＣ２がら差引かれ
る測定ベクトルである。

Ｈは、ＩＩＩ定マトリックスである。

マトリックスであり、そこではｘ６は実質的に１日に等
しい期間に対応する項であり、Ｙ、は実質的に１年に等
しい期間に対応する項であり、かつＹ、は北極星の移動
の特性を示す項である。

Ｂは、測定されたベクトルＺと地上で得られた測定値と
の比較により、前もって決定されたバイアスベクトルで
ある。

一位置保持操縦が結果的に決定され、スラスタにより与
＾られる。

このように、本発明に従って、宇宙空間における人工衛
星の位置は、人工衛星から見られるように、太陽と北極
性の、地球に対する角度を特徴とする。

角度α、およびＣ２は、少な（とも１個の地球検出器、
複数個の太陽検出器および人工衛星の南−比軸に沿って
北に向けられた星検出器によりもたらされる測定値から
決定されるのが好ましく。

これらの検出器からの測定値は、全く同じ全面的時間遅
延（検出器真性時間遅延にフィルタ時間遅延を加＾たも
の）をこれらの測定値に対して得るように、別個にフィ
ルタリングされる。

本発明はまた、位置保持システムも提案し、位置保持シ
ステムは、 一全面的時間遅延（検出器真性時間遅延にフィルタ時間
遅延を加＾たもの）が予め定められた値を有するような
時間遅延を発生するように適合されるフィルタが設けら
れた少なくとも１個の地球検出器と、 一全面的に時間遅延が前記予め定められた値に等しくな
るような時間遅延を発生するように適合されるフィルタ
が設けられた複数個の太陽検出器と、 一全面的時間遅延が前記予め定められた値に等しくなる
ような時間遅延を発生するように適合されたフィルタが
設けられた人工衛星の南−比軸に沿って北に向けられた
少なくとも１個の星検出器と、 −これらのフィルタに接続され、かつ前記検出器からの
フィルタリングされた測定値から、人工面間の角度ａ、
とを推断するように適合された位置計算ユニットと、 一位置計算ユニットの出力に接続され、かつ以下の式、
すなわち Ｚ＝Ｈ，Ｅ＋Ｃ，Ｂ により、軌道パラメータから生じられる人工衛星の状態
ベクトルＥを決定するように適合された軌道パラメータ
計算ユニットと、 一位置計算ユニットの出力と、地上と通じるテレメトリ
ユニットに接続され、その出力が、軌道パラメータ計算
ユニットに接続され、地上からの対応する測定値とベク
トルＥを比較してバイアスベクトルＢを決定し、かつ記
憶するように適合されたバイアス計算補助ユニットと、 −位置保持スラスタに接続されたコントロールユニット
とを備える。

好ましい特徴によれば、 一姿勢決定ユニットは、地球、太陽および星検出器の出
力と、軌道パラメータ計算ユニットの出力に接続され、 一軌道パラメータ計算ユニットは、ＫＡＬＭＡＮフィル
タであり、 一バイアス計算補助ユニットは、ＦＲＩＥＤＬＡＮＤ・
フィルタである。

本発明の目的、特性および利点は、添付の図面のみを１
％　照し、非制限的例として与えられた以下の説明から
明らかになる。

一第１図は、本発明に従って自律軌道コントロールシス
テムが取付けられた人工衛星の概略図であり、 一第２図は、この自律静止軌道コントロールシステムの
簡単な概略図であり、かつ −第３図は、この種の人工衛星の経路の１年にわたるシ
１ミレージョンを示す。

第１回は、地球の回りの軌道２における人工衛星ｌを略
図で示す。

人工衛星ｌは、基準フレームＸ、Ｙ、Ｚに従来通り関連
し、そこではＸ軸は軌道２に接し、軌道が移動される方
向（西から東）に向けられ、かつＺ軸は地球に向けられ
る（地心軸）。

人工衛星は、太陽パネル３１反射鏡４および任意の適当
な既知の型式の推進スラスタを保持するプラットホーム
を備＾る。

同様に既知の方法では、この人工衛星のブラットホーム
は、東に向けられ、かつＴ１で概略的に示された少なく
とも１個の地球センサと、ＸおよびＺ軸の平面に対して
平行な平面に配分され、かつ人工衛星がその軌道を完了
すると連続して太陽に向かうように適合される複数個の
太陽検出器とを備える。　ｆ！Ｊ々の形状が知られてい
る０例として、この場合３個の太陽検出器Ｓ、、Ｓ、、
Ｓ、があり、１個のセンサＳ、は地球に向かう側に配置
され、かつ他の２個のセンサＳ１とＳ、はこれと反対側
のエツジに配置される。

本発明に従って、人工衛星のプラットホームもまた、こ
の場合その北側（Ｙ軸の反対側に設けられ、任意の適当
な既知の型式の星検出器Ｐが南−比軸に沿って北に向け
られる。これは１例えば５ＯＤＥＲＮまたはＧＡＬ　Ｉ
　ＬＥＯ範囲から選択された検出器である。

既知のように、たと＾それらがすべて光学検出器であっ
ても、上記３つの型式の検出器間に一般に重要な違いが
ある。

第１に、太陽検出器Ｓ、ないしＳ３、地球検出器Ｔ１お
よび星検出器Ｐは、入射パワーを減じることにより、こ
の順で分類される。

また、これらの既知の検出器は、異なる放射スペクトル
に感応し、地球検出器は地球からの赤外線放射に感応し
、太陽検出器は光電管から形成され、かつ星検出器は電
荷転送素子（ＣＣＤ）の行またはアレイに基づく。

最後に、これらの検出器は、異なる時間遅延を導入する
統合フィルタを従来通り備＾る。

本発明は、北極星が、人工衛星の北側に据え付けられた
星検出器の視野に常に存在するような大きさの唯一の星
であるので、認識が高性能ソフトウェアを必要としない
という事実を利用する。

地球検出器Ｔ　＋　、太陽検出器Ｓ＋ないしＳ、および
星検出器Ｐは、いかなる時にも、人工衛星に関連する基
準フレームにおける地球、太陽および北極星の角配向を
決定するのを可能にする。

第２図は、自律静止軌道コントロールシステムの構造を
示す。

フィルタおよび周期装置における並列フィルタユニット
１Ｏ１１１および１２が、検出器Ｔ１、ＳｌないしＳ、
およびＰに関連し、その出力は、その後に軌道パラメー
タ計算ユニット１４が続く位置計算ユニット１３に接続
され、同様に位置計算ユニット１３に接続され、かつ地
上と通じるテレメトリユニット１６に接続された較正補
助ユニット１５がそれに関連する。軌道パラメータ計算
ユニットの出力は、位置保持スラスタ１８をコントロー
ルする計算およびコマンドユニット１７に接続される。

姿勢決定ユニット１９は、検出器Ｔ１、ＳｌないしＳ、
およびＰのフィルタリングされていない出力と、軌道パ
ラメータ計算ユニット１４の出力とに接続される。実際
、ユニット２０は、ユニット１４により計算された軌道
パラメータを記憶するために計算ユニット１４に関連す
る実際、計算ユニット１３．１４．１５．１７゜１８は
人工衛星のオンボードコンピュータ内に集積されてもよ
い。

本発明に従って、宇宙空間の人工衛星の位置は、人工衛
星から見られる太陽と地球の間および北極星と地球の間
のそれぞれの角オフセットα、およびａ２を同時に測定
することを特徴とする。

その計算が計算ユニット１３により行なわれる、角（Ｉ
ｌｌおよびａ２を計算する方法は、当業者の通常の能力
は範囲内である。

概略では、これらの計算は以下のように要約されてもよ
い、ここではＲ□、Ｒ３およびＲ，はそれぞれ、地球検
出器、太陽検出器および星検出器に関連する基準フレー
ムを示す、基準フレームＲｓおよびＲ１から基準フレー
ムＲｔに通過するためのマトリックスＰｓおよびＰ、を
定める方法は知られている。太陽および星検出器がらの
測定は、人工衛星から太陽または北極星に向けられたユ
ニットベクトルＸ５またはＸｐから成る。

これらのベクトルの各々は、基準フレームＲｔで示され
てもよく、 ｃｏｓ　　　ａ＋＝Ｘ＊−Ｘｔ ｃｏ、ｓ　　　ａｚ＝Ｘ、−Ｘｒ 実際、測定された角度α１とＯ２を全く同時に得るため
に、本発明は、適当な予め定められた残余の騒音レベル
を得るだけでなく、一方の検出器とは異なる時間遅延を
他方に加＾るように、さらに各検出器（または同種類の
検出器のグループ）に関連する全体的時間遅延、すなわ
ち各検出器に固有の時間遅延と、関連のフィルタ１Ｏ１
１１または１２により誘起される付加的時間遅延との合
計が、測定値すべてに対して同じになるように、第１の
段階中に（１０，１１および１２で）種々の検出器から
の生の測定値を異なるようにフィルタリングすることを
提案する。これは姿勢に及ぼすその影響を失くす測定値
を同期させ、それは非常に速くなり得る変化を受ける。

全体的時間遅延は、例えば１０秒に等しくなるように選
択される。

それゆえに、わずかに適度な期間で、典型的には１０分
毎に、１対の航行角度を１３で処理するのが可能であり
、それはオンボードコンピュータに対するロードの重要
な増を表わしていない。

Ｚを、航行角度α１およびＯ２から構成された測定ベク
トルにする。

計算ユニット１４は、以下の形式の式から、軌道パラメ
ータを組み合わせる状態ベクトルＥを推断するように適
合される。

Ｚ＝Ｈ，Ｅ＋Ｃ，Ｂ ここではＨは測定マトリックス、 Ｂはバイアスベクトル、 Ｃは、以下の形式のバイアス感度 マトリックスである。

ここではＸ、は、はぼ１日の期間に対応する項であり、
Ｙ、は、はぼ１年の期間を表わす項であり、かつＹＰは
、北極星の明白な移動に近い期間を表わす項である６ 測定マトリックスＨの構成要素の決定は、ベクトルＺお
よびＥに対して選択された定義の場合、当業者の通常の
能力の範囲内にある。

マトリックスＣの構成要素に対しても同様である。

以下の例では、ベクトルＺおよびＥに対して、上記とは
わずかに異なる定義が選択されている。

Ｚ”　（ＣＯ５Ｘ　＋−ＣＯ８Ｘｌｍｙｎ、　Ｘ２Ｘｉ
　ａｙｎ　）　Ｔ ここでは、下付き”ｓｙｎ　”は、理想的な非妨害静止
軌道内にあると仮定された人工衛星に対するパラメータ
ｘ１またはｘ２の値に関連し、かつここでは上付きＴ”
はベクトルまたはマトリックス移項を示す。

Ｅ”　　（ｎ−、ｅｘ、　ｅｙ、　ｌ　　ｇ、　　１　
　ｙ）’ここではｒＪ　＝　ａ　−ａ　ｇｙｎ　　＝Ω
＋、＋Ｍ−１゜ｅ、＝ｅ、　　ｃｏｓ　　（Ω＋Ｗ） ｅｙ＝ｅ、　　ｓｉｎ　　（Ω＋、） １＋＋＝１．ＣＯ８Ω ｉ、＝ｉ、　　ｓｉｎΩ Ｍは、平均近点距離を示し、 一マトリックスＨはその時、旦ユで示される。

）（＋：＝　［ｏ、　Ｘｌ、　ｓｉｎ　　ｌ−ｙ＋、　
ＣＯ５１、（１−ｃｏｓ　　２１）、Ｘｌ−５ｉｎ　　
２１．３’＋、−Ｘｌ、ｓｉｎ　　２１＋　（１＋ｃｏ
ｓ２１）、ｙ＋＋　　　ｚｌ、ｓｉｎ　　１．２＋、Ｃ
Ｏ８１］ および Ｈ，＝１［０，ｘ、・　ｓｉｎ　　　１＝ｙ　２　・ｃ
。

ｎｓ　　１．（１−ｃｏｓ　　２１）、）ｌｚ−ｓｉｎ
２１、　：Ｊ　ｚ　Ｓ　ｉｎＸｉｇｙｎＸ２．ｓｉｎ　
　２１＋　（１＋ｃｏｓ　　２１）。

ｙ２．−ｚｌ、ｓｉｎ　　１．Ｚ２．ＣＯ５１］ここで
はβ＝Ｃ１（パーキング経度）十〇（恒星時）、 （Ｘ＋、　　ｙ＋、Ｚ＋）は、単位ベクトルであり（地
球−太陽センタ）、がっ （Ｘｉ、ｙ２、ｚ、）は、単位ベクトルである（地球−
北極星センタ）。

マトリックスＣのパラメータＸ３、Ｙ、およびＹｐは、
前の表示を変＾て、これらの座標を太陽に対して（Ｘｘ
、Ｙｓ、Ｚ、ｒｒ）、北極星に対して（Ｘ、、Ｙ２、ｚ
ｐ）で示す場合、この単位ベクトルの座標に対応する。

既に説明されたように、Ｈの形式は、ＺおよびＥに対し
て選択された正確な形式に依存する。

バイアスベクトルＢの目的は、内部エラーと検出器位置
合わせエラーを考慮することである。

たと＾、これらのエラーが地上が注意深く較正されたと
しても、環境と発射過程がそれらを変えると思われる。

同様に、これらのバイアスまたはオフセットが観測され
得ないために、飛行中にそれらを個別に較正することが
不可能であることが一般に認識されている。

それにもかかわらず、本発明の文脈において、上記型式
のバイアス感度マトリックスにより、２つの航行角度上
のこれらのバイアスすべての全体的効果を評価するのが
可能であるということが注目されている。

本発明によれば、バイアスを較正するための手順は以下
の通りである１人工衛星の位置とその軌道パラメータは
、地上で規則的に決定され（例えば、人工衛星が軌道内
に配置された後、かつその後は１年に１回）、かつこれ
らの軌道パラメータおよび／または関連の航行角度はそ
の後、テレメトリユニット１６により人工衛星にアップ
ローディングされる。パラメータはそれから、バイアス
ベクトルＢの新しい値をそれらから推断する補助計算ユ
ニット１５により、検出器がらの測定値がら推断される
値Ｚとともに処理される。バイアスベクトルは、はぼ１
０日間のｊＨ＆にいったん評価されると、次の較正まで
ユニット１５内に記憶される。ユニット１５の計ｘｍ能
はそれから、オンボードコンピュータを不必要にローデ
ィングしないように不活性にされてもよい。

計算ユニット１４は実際、軌道評価フィルタ。

例λばＫＡＬＭＡＮフィルタ内にあり、それに対する方
程式は当業者に周知のものである。

計算補助ユニット１５は実際にはフィルタ、例えばＦＲ
Ｉ　ＥＤＬＡＮＤ型式のフィルタであり、その方程式も
また周知である。それらによって、いくつかの測定値か
ら、Ｂを評価することが可能になる。

一年以上行なわれるシュミュレーションは、軌道パラメ
ータに対する以下の精度（中間標準偏差の３倍）で、こ
のように人工衛星を、経度と緯度における０、０５度の
ウィンド（第３図参照）内に維持するのを可能にするこ
とを確かめるのを可能にした。

ａ：　　　　５０ｍ ｅ　　ｗ　　：　　　３．５　　１　０−’ｅ、：　　
　３．５　　１０−’ ｉｘおよびｉ、：　　０．００１度 経度：　　０．００５度 （フィルタリング前の、かつそれゆ＾にわずかに異なる
時間に対応する）検出器からの生の測定値は、ユニット
１４により与＾られた軌道パラメータから、かつそれゆ
＾に自主的に、人工衛星の３つの姿勢角度（偏揺れ、横
揺れ、縦揺れ）を決定するようにユニット１８により使
用されてもよい（検出器内に集積されたフィルタの時間
定数は通常、太陽検出器に対してはおよそ数１０分の１
秒、地球検出器に対しては０．５秒および星検出器に対
しては０．１ないし０．５秒である）。

それゆえに、第２回のシステムは、軌道と姿勢を決定す
るための全く自主的なシステムを構成する。

上記説明が非制限的例としてのみを与太られ、かつ特に
太陽検出器の配置に関して、本発明の範囲を逸脱するこ
となく、当業者により様々な変更がそれに提案されても
よいことは言うまでもない

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明に従って自律軌道コントロールシステ
ムが取付けられた人工衛星の概略図であり、 第２図は、この自律静止軌道コントロールシステムの簡
単な概略図であり、かつ 第３図は、この種の人工衛星の経路の１年にわたるシュ
ミレーションを示す。 トリエル

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、静止軌道における人工衛星のための位置保持方法で
   あって、 −人工衛星−太陽方向と人工衛星−地球方向の間の角度
   α＿１と、人工衛星−北極星方向と人工衛星−地球方向
   の間の角度α＿２とを同時に決定する段階と、 −以下の式により軌道パラメータにある状態ベクトルＥ
   をそこから推断する段階とから成り、Ｚ＝Ｈ．Ｅ＋Ｃ．
   Ｂ ここでは、 Ｚは、その構成要素が角度α＿１およびα＿２から推断
   される測定ベクトルであり、 Ｈは、測定マトリックスであり、 Ｃは、以下の形式のバイアス感度マトリッ クスであり、 ▲数式、化学式、表等があります▼ここではＸ＿Ｂは、
   実質的に１日 に等しい期間に対応する項であり、Ｙ＿Ｓは、実質的に
   １年に等しい期間に対応する項であり、かつＹ＿Ｐは、
   北極星の移動の特性を示す項であり、Ｂは、測定された
   ベクトルＺと、地上で得 られた測定値とを比較することにより前もって決定され
   たバイアスベクトルであり、さらに 一位置保持操縦をベクトルＥから決定し、かつスラスタ
   によりそれを適用させる段階から成る、位置保持方法。 ２、前に角度α＿１、とα＿２が、少なくとも１個の地
   球検出器、複数個の太陽検出器および人工衛星の南−北
   軸に沿って北に向けられた星検出器により行なわれた測
   定から決定され、これらの検出器からの前記測定値が、
   これらの測定値に対して、全く同じ全体的時間遅延（検
   出器真性時間遅延にフィルタ時間遅延を加えたもの）を
   得るように、別個にフィルタリングされる、請求項１記
   載の方法。 ３、位置保持システムであって、 −全体的時間遅延（検出器真性時間遅延にフィルタ時間
   遅延を加えたもの）が、予め定められた値を有するよう
   な時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設けら
   れた少なくとも１個の地球検出器と、 −全体的時間遅延が、前記予め定められた値に等しくな
   るような時間遅延を生じるように適合されたフィルタが
   設けられた複数個の太陽検出器と、−全体的時間遅延が
   、前記予め定められた値に等しくなるような時間遅延を
   生じるように適合されたフィルタが設けられた人工衛星
   の南−北軸に沿って北に向けられた少なくとも１個の星
   検出器と−これらのフィルタに接続され、かつ前記検出
   器からのフィルタリングされた測定値から、人工衛星−
   太陽方向と人工衛星−地球方向間の角度α＿１と、人工
   衛星−北極星方向と人工衛星−地球方向の間の角度α＿
   ２とを推断するように適合された位置計算ユニットと、 −位置計算ユニットの出力に接続され、かつ以下の式に
   より軌道パラメータから成る人工衛星の状態ベクトルＥ
   を決定するように適合された軌道パラメータ計算ユニッ
   トとを備え、 Ｚ＝Ｈ．Ｅ＋Ｃ．Ｂ ここでは、 Ｚは、その構成要素が角度α＿１およびα＿２から推断
   される測定ベクトルであり、 Ｈは、測定マトリックスであり、 Ｃは、以下の形式のバイアス感度マトリッ クスであり、 ▲数式、化学式、表等があります▼ここではＸ＿Ｂ、実
   質的に１日 に等しい期間に対応する項であり、Ｙ＿Ｓは、実質的に
   １年に等しい期間に対応する期間であり、かつＹ＿Ｐは
   、北極星の移動の特性を示す項であり、Ｂは、測定され
   たベクトルＺと、地上で行 なわれた測定との比較により、前もって、決定されたバ
   イアスベクトルであり、さらに −位置計算ユニットの出力と、地上と通じるテレメトリ
   ユニットに接続され、かつその出力が、軌道パラメータ
   計算ユニットに接続され、地上からの対応する測定値と
   ベクトルＥを比較することによりバイアスベクトルＢを
   決定し、かつ記憶するように適合されたバイアス計算補
   助ユニットと、−位置保持スラスタに接続されたコント
   ロールユニットとを備える位置保持システム。 ４、地球、太陽および星検出器の出力と、軌道パラメー
   タ計算ユニットの出力とに接続された姿勢決定ユニット
   をさらに含む、請求項３に記載のシステム。 ５、前記軌道パラメータ計算ユニットが、ＫＡＬＭＡＮ
   フィルタである、請求項３記載のシステム。 ６、前記バイアス計算補助ユニットが、ＦＲＩＥＤＬＡ
   ＮＤフィルタである、請求項３記載のシステム。 ７、前記軌道パラメータ計算ユニットが、ＫＡＬＭＡＮ
   フィルタである、請求項４記載のシステム。 ８、前記バイアス計算補助ユニットが、ＦＲＩＥＤＬＡ
   ＮＤフィルタである、請求項４記載のシステム。 ９、前記バイアス計算補助ユニットが、ＦＲＩＥＤＬＡ
   ＮＤフィルタである、請求項５記載のシステム。 １０、前記バイアス計算補助ユニットが、ＦＲＩＥＤＬ
   ＡＮＤフィルタである、請求項７記載のシステム。