JPH02309702A - 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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- JPH02309702A JPH02309702A JP13106489A JP13106489A JPH02309702A JP H02309702 A JPH02309702 A JP H02309702A JP 13106489 A JP13106489 A JP 13106489A JP 13106489 A JP13106489 A JP 13106489A JP H02309702 A JPH02309702 A JP H02309702A
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- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 22
- 230000009466 transformation Effects 0.000 claims description 41
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 22
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 19
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 abstract description 13
- 230000017105 transposition Effects 0.000 abstract description 4
- 230000010354 integration Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N (2s)-2-[[4-[2-(2,4-diaminoquinazolin-6-yl)ethyl]benzoyl]amino]-4-methylidenepentanedioic acid Chemical compound C1=CC2=NC(N)=NC(N)=C2C=C1CCC1=CC=C(C(=O)N[C@@H](CC(=C)C(O)=O)C(O)=O)C=C1 NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000005389 magnetism Effects 0.000 description 1
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 description 1
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- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
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。
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。
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ψ９とアンテナ俯仰角θ
いが入力される。
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ψ９とアンテナ俯仰角θ
いが入力される。
ここで、アンテナ方位角ψ９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θい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。
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θい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
すように元軸、東軸及び下方軸を有する固定直交座標で
ある。
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
すように元軸、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１０
０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。
リックスを［Ａ］Ｅとすれば、レゾルバ専用計算機１０
０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１０
０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１０
０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コ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。
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コ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］ ”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。 □゛・・・ （２） 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［Ｂ１０との積を乗算部１１０
で計算する。
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。 □゛・・・ （２） 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［Ｂ１０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］Ｅすれば、［Ａ］ １１は次
式で記述される。
もつマトリックスを［Ａ］Ｅすれば、［Ａ］ １１は次
式で記述される。
［Ａ］ 、＝ ［Ｂ］ ” ・ ［Ａ］ ｔ
・・・ （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］
Ｅ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ψ１、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θ８とすれば、次式で記述される。
・・・ （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］
Ｅ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ψ１、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θ８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］Ｅめ各
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１
１４．１１６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。
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１
１４．１１６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＜＜、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
。
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＜＜、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。
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、地球座標でのアンテナ指向方向を示す単
位ベクトルのマトリックス［Ａ］ ｔを、機体運動の検
出成分に基づいて算出される座標変換マトリックス［Ｂ
］ ”を使用して機体座標上でのアンテナ指向方向を示
す単位ベクトルのマトリックス［Ａ］ Ｂに変換し、該
マトリックス［Ａｌ１の要素成分により機体に搭載され
たアンテナを指向制御するテレビアンテナ指向装置を対
象とする。
位ベクトルのマトリックス［Ａ］ ｔを、機体運動の検
出成分に基づいて算出される座標変換マトリックス［Ｂ
］ ”を使用して機体座標上でのアンテナ指向方向を示
す単位ベクトルのマトリックス［Ａ］ Ｂに変換し、該
マトリックス［Ａｌ１の要素成分により機体に搭載され
たアンテナを指向制御するテレビアンテナ指向装置を対
象とする。
このようなテレビアンテナ指向装置につき本発明にあっ
ては、機体運動の角速度成分を検出する角速度検出手段
と；該角速度検出手段で検出された角速度成分の積分演
算により前記座標変換マトリックス［Ｂ］ Ｔを算出す
る演算手段と；を設けるようにしたものである。
ては、機体運動の角速度成分を検出する角速度検出手段
と；該角速度検出手段で検出された角速度成分の積分演
算により前記座標変換マトリックス［Ｂ］ Ｔを算出す
る演算手段と；を設けるようにしたものである。
また前記角速度検出手段及び座標変換マトリックスを算
出する演算手段に加え、更に、機体運動の加速度成分を
検出する加速度検出手段と；地磁気方位を検出する磁気
方位検出手段と；加速度検出手段及び磁気方位検出手段
の各検出出力に基づいて前記演算手段の積分演算で算出
される座標変換マトリックス［Ｂ］ ’のドリフト分を
除去するドリフト除去手段と；を設ける。
出する演算手段に加え、更に、機体運動の加速度成分を
検出する加速度検出手段と；地磁気方位を検出する磁気
方位検出手段と；加速度検出手段及び磁気方位検出手段
の各検出出力に基づいて前記演算手段の積分演算で算出
される座標変換マトリックス［Ｂ］ ’のドリフト分を
除去するドリフト除去手段と；を設ける。
［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］ ”が
直接束められる。
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］ ”が
直接束められる。
一方、設定されたアンテナ方位角ψ６と俯仰角θ９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］ ”
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］ ｅの要素成分を求
め、このマトリックス［Ａ］ ａ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］ ”
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］ ｅの要素成分を求
め、このマトリックス［Ａ］ ａ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］ ”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］ ”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。
よる座標変換マトリックス［Ｂ］ ”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］ ”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
。
。
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５
２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 ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ マ
トリックスであるマトリックス［ωコ８を計算する。即
ち、［ω］Ｂは次式で記述される。
２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 ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ マ
トリックスであるマトリックス［ωコ８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］Ｅ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［Ｂ］に等しい
。即ち、［Ｂ］ ＝ ［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］Ｅ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［Ｂ］に等しい
。即ち、［Ｂ］ ＝ ［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。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。
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。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。
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． ］Ｔの出力は加速時計入力インターフ
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。
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． ］Ｔの出力は加速時計入力インターフ
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。
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］Ｅ、、を算出す
る。
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． ］Ｔの検出加速度Ｘ。
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． ］Ｔの検出加速度Ｘ。
Ｙ、 ＺをＡＣＣＩ 、 Ａｃｃ７ 、 ＡＣＣＩ
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φ２、ピッチ角をθ、とすると加速度Ａｃｃｘ 、
Ａｃ、ｃ７ 。
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φ２、ピッチ角をθ、とすると加速度Ａｃｃｘ 、
Ａｃ、ｃ７ 。
Ａ ｃｃｚは次式で記述される。
この第（７）式より ｓｉｎθｔ＋ｃＱｓθ、、ｓｉｎ
φ、、ｃｏｓφ１を求めると、 ｓｉｎθ、 ＝Ａｔｔｔ ７ｇ Ｃ１ｌｌ ｅ１＝ −ｔｕ ｇ） ’１１ａφ、＝
−ＡｃＣ７／ｇ −Ａｃｔｔ ｇ ’ ・
・・（８）（６１φ、 ＝−Ａ（Ｃ！ ７ｇ −Ａｃ
ｕ ｇ ’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］Ｅ、では次式で表わされる。
φ、、ｃｏｓφ１を求めると、 ｓｉｎθ、 ＝Ａｔｔｔ ７ｇ Ｃ１ｌｌ ｅ１＝ −ｔｕ ｇ） ’１１ａφ、＝
−ＡｃＣ７／ｇ −Ａｃｔｔ ｇ ’ ・
・・（８）（６１φ、 ＝−Ａ（Ｃ！ ７ｇ −Ａｃ
ｕ ｇ ’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］Ｅ、では次式で表わされる。
［Ｂ］ ｍｇ＝
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でに倍された後、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
。
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でに倍された後、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。
微分方程式は次式で与えられる。
［Ｂ］電［Ｂ］［ω］論十Ｋ （［Ｂ］ 、、−［Ｂ］
） ・・・（１０）ここで、減算器１６と比例器１
７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］□−［Ｂ］）を一時的に切り離す。
） ・・・（１０）ここで、減算器１６と比例器１
７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］□−［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。
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］ ”は前記第（２）式で表わされる。
クス［Ｂ］ ”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ψ９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θ９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。
おけるアンテナ方位角ψ９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θ９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］。
は乗算器２３に与えられ、乗算器２３において演算器２
４で転置演算された座標変換マトリックス［Ｂ］ ”
（！：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］Ｅが計算される。
４で転置演算された座標変換マトリックス［Ｂ］ ”
（！：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］Ｅが計算される。
乗算器２３で乗算されたマトリックス［Ａ］ ｓは演算
器２５に与えられる。
器２５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ψ８と機体
前後軸と機体左右軸を含む面からの俯仰角θ、を考える
と、マトリックス［Ａ］３は次式となる。
体前後軸からの機体上下まわりの角度であるψ８と機体
前後軸と機体左右軸を含む面からの俯仰角θ、を考える
と、マトリックス［Ａ］３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］Ｅの
各要素をＡ Ｘ１ｌｌ Ａ ＹＢＩ Ａ ｚｌｌ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］３の要素成分に含まれるＣｏｇψ、、ｓｉｎψ
Ｂ、ｃｏｓθａ＋ｓｉｎθ８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Ａ Ｘ１ｌｌ Ａ ＹＢＩ Ａ ｚｌｌ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］３の要素成分に含まれるＣｏｇψ、、ｓｉｎψ
Ｂ、ｃｏｓθａ＋ｓｉｎθ８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）式の各位は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２８．２９．３０．３１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。
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２８．２９．３０．３１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ｃｏｓθｓ、ｓｉｎθ８は増幅器
３２．３３を介してスコツトトランス３６に入力され、
スコツトトランス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。
３２．３３を介してスコツトトランス３６に入力され、
スコツトトランス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
。
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ＣＯＳψ、、ｓｉｎψ８は
アンプ３４．３５を介してスコツトトランス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５０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。
アンプ３４．３５を介してスコツトトランス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５０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］Ｅ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。
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］Ｅ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るド
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］Ｅ、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［Ｂ１０を算出する。一方、設定
入力されたアンテナ方位角ψ６及びアンテナ俯仰角θ６
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［Ａｌｔ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］ ’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］ 、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］Ｅにつき機体前
後軸からの機体上下軸まわりの角度ψ８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。
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］Ｅ、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［Ｂ１０を算出する。一方、設定
入力されたアンテナ方位角ψ６及びアンテナ俯仰角θ６
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［Ａｌｔ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］ ’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］ 、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］Ｅにつき機体前
後軸からの機体上下軸まわりの角度ψ８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
号はスコツトトランス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４
４及び方位軸５０のそれぞれに連結された制御変圧器３
８，４６、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ψ６、アンテナ俯仰角θ、を指向するように制
御することができる。
号はスコツトトランス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４
４及び方位軸５０のそれぞれに連結された制御変圧器３
８，４６、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ψ６、アンテナ俯仰角θ、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ア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。
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ア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。
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。
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：スコツトトランス ３８．４６：制御変圧器 ３９、４０．４＋、 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
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：スコツトトランス ３８．４６：制御変圧器 ３９、４０．４＋、 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
Claims (2)
- （１）地球座標上でのアンテナ指向方向を示す単位ベク
トルのマトリックス［Ａ］＿Ｅを、機体運動の検出成分
に基づいて算出される座標変換マトリックス［Ｂ］＾Ｔ
を使用して機体座標上でのアンテナ指向方向を示す単位
ベクトルのマトリックス［Ａ］＿Ｅに変換し、該マトリ
ックス［Ａ］＿Ｅの要素成分に基づいて機体に搭載され
たアンテナを指向制御するテレビアンテナ指向装置に於
いて、機体運動の角速度成分を検出する角速度検出手段
と； 該角速度検出手段で検出された角速度成分の積分演算に
より前記座標変換マトリックス［Ｂ］＾Ｔを算出する演
算手段と； を備えたことを特徴とするテレビアンテナ指向装置。 - （２）請求項１記載のテレビアンテナ指向装置に於いて
、更に、 機体運動の加速度成分を検出する加速度検出手段と； 地磁気方位を検出する磁気方位検出手段と；前記加速度
検出手段及び磁気方位検出手段の検出出力に基づいて前
記演算手段で算出される座標変換マトリックス［Ｂ］＾
Ｔのドリフト分を除去するドリフト除去手段と； を設けた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 true JPH02309702A (ja) | 1990-12-25 |
| JP2878309B2 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 (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 |
| EP0658797A1 (en) * | 1993-12-14 | 1995-06-21 | Nikon Corporation | Image movement correction of camera |
| US5649237A (en) * | 1993-12-14 | 1997-07-15 | Nikon Corporation | Image movement correction of camera |
Families Citing this family (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 |
-
1989
- 1989-05-24 JP JP13106489A patent/JP2878309B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (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 |
| EP0658797A1 (en) * | 1993-12-14 | 1995-06-21 | Nikon Corporation | Image movement correction of camera |
| US5649237A (en) * | 1993-12-14 | 1997-07-15 | Nikon Corporation | Image movement correction of camera |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2878309B2 (ja) | 1999-04-05 |
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