JPH09289413A - アンテナ指向制御装置 - Google Patents
アンテナ指向制御装置Info
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- JPH09289413A JPH09289413A JP10141196A JP10141196A JPH09289413A JP H09289413 A JPH09289413 A JP H09289413A JP 10141196 A JP10141196 A JP 10141196A JP 10141196 A JP10141196 A JP 10141196A JP H09289413 A JPH09289413 A JP H09289413A
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- Radio Relay Systems (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】軌道要素の頻繁な変更を不要としかつ自己およ
び相手先の衛星の位置情報により自動的にアンテナビー
ムの指向制御の計算精度を高める。 【解決手段】アンテナ７はビーコン信号３を受ける。追
尾受信機８はアンテナ７からの信号を受信しアンテナ方
向測定値２１を出力する。姿勢検出部１２は姿勢制御装
置５からの姿勢データ３１を入力し姿勢検出値１１を出
力する。搭載計算機９は姿勢検出値１１とアンテナ方向
測定値２１とからアンテナ制御データ３２を計算し出力
する。アンテナジンバル駆動機器１０はアンテナ制御デ
ータ３２によりアンテナの角度制御を行なう。
び相手先の衛星の位置情報により自動的にアンテナビー
ムの指向制御の計算精度を高める。 【解決手段】アンテナ７はビーコン信号３を受ける。追
尾受信機８はアンテナ７からの信号を受信しアンテナ方
向測定値２１を出力する。姿勢検出部１２は姿勢制御装
置５からの姿勢データ３１を入力し姿勢検出値１１を出
力する。搭載計算機９は姿勢検出値１１とアンテナ方向
測定値２１とからアンテナ制御データ３２を計算し出力
する。アンテナジンバル駆動機器１０はアンテナ制御デ
ータ３２によりアンテナの角度制御を行なう。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はアンテナ指向制御装
置に関し、特に人工衛星と宇宙機との間で衛星間通信を
行なう人工衛星搭載用のアンテナ指向制御装置に関す
る。
置に関し、特に人工衛星と宇宙機との間で衛星間通信を
行なう人工衛星搭載用のアンテナ指向制御装置に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】一般に、人工衛星（以下、衛星と記す）
の姿勢は種々の外乱により姿勢誤差を生じる。この姿勢
誤差により、衛星に搭載したアンテナのビームにも指向
誤差が生じる。また、衛星の軌道も予測不可能な外乱を
受けてその軌道が時々刻々と変化する。
の姿勢は種々の外乱により姿勢誤差を生じる。この姿勢
誤差により、衛星に搭載したアンテナのビームにも指向
誤差が生じる。また、衛星の軌道も予測不可能な外乱を
受けてその軌道が時々刻々と変化する。
【０００３】例えば、地球を周回する衛星と静止衛星と
の間で衛星間通信を行なう場合、周回衛星は周回毎に地
球の陰に隠れるためその間衛星間通信はできなくなるの
で、周回衛星が静止衛星の視野内に再度出現したきには
迅速に周回衛星を捕足しなければならない。さらに、捕
足した後は上述の種々の外乱を受けても常に捕足し続け
る必要がある。
の間で衛星間通信を行なう場合、周回衛星は周回毎に地
球の陰に隠れるためその間衛星間通信はできなくなるの
で、周回衛星が静止衛星の視野内に再度出現したきには
迅速に周回衛星を捕足しなければならない。さらに、捕
足した後は上述の種々の外乱を受けても常に捕足し続け
る必要がある。
【０００４】周回衛星はビーコン信号を発生しており、
静止衛星の追尾受信機により周回衛星のビーコン信号を
検出し捕足する。従って、追尾受信機の視野範囲内に周
回衛星を捕足できるように、周回衛星と静止衛星との相
対的な位置を求める軌道計算の精度を高く保つことが要
求される。
静止衛星の追尾受信機により周回衛星のビーコン信号を
検出し捕足する。従って、追尾受信機の視野範囲内に周
回衛星を捕足できるように、周回衛星と静止衛星との相
対的な位置を求める軌道計算の精度を高く保つことが要
求される。
【０００５】軌道周期が短かい周回衛星の軌道計算で
は、軌道角速度の誤差が小さくても、これを積分した平
均近点角の計算誤差は時間と共に増加する。
は、軌道角速度の誤差が小さくても、これを積分した平
均近点角の計算誤差は時間と共に増加する。
【０００６】このため、軌道計算に使用する軌道要素を
１週間に１回程度は地上局の追跡管制設備から軌道要素
の更新を行なう必要がある。この理由は上述の通り、衛
星の軌道は予測不可能な外乱を受けて軌道が時々刻々と
変化しているためである。
１週間に１回程度は地上局の追跡管制設備から軌道要素
の更新を行なう必要がある。この理由は上述の通り、衛
星の軌道は予測不可能な外乱を受けて軌道が時々刻々と
変化しているためである。
【０００７】従って、衛星間通信を行なうためには、高
精度にアンテナビーム指向を制御できるアンテナビーム
指向制御装置が必要となる。
精度にアンテナビーム指向を制御できるアンテナビーム
指向制御装置が必要となる。
【０００８】このようなアンテナビーム指向制御装置の
一例として、特開平２−２９６４０４号公報記載の「人
工衛星のアンテナビーム指向制御装置」が知られてい
る。
一例として、特開平２−２９６４０４号公報記載の「人
工衛星のアンテナビーム指向制御装置」が知られてい
る。
【０００９】この公報では、姿勢制御に使用される姿勢
検出センサを利用して、制御装置とアンテナ指向機構と
で閉ループを構成し、姿勢誤差信号に基づいてアンテナ
ビーム指向を制御する技術が記載されている。
検出センサを利用して、制御装置とアンテナ指向機構と
で閉ループを構成し、姿勢誤差信号に基づいてアンテナ
ビーム指向を制御する技術が記載されている。
【００１０】また、実開平３−９４８１７号公報記載の
「人工衛星搭載アンテナ制御装置」では、自己およびタ
ーゲット衛星の軌道伝播装置および姿勢制御系からの出
力によりターゲット衛星の方位角度を計算しこれら出力
と追尾信号誤差出力とを比較するバイアス誤差処理装
置、アンテナ駆動制御機構に関する技術が記載されてい
る。
「人工衛星搭載アンテナ制御装置」では、自己およびタ
ーゲット衛星の軌道伝播装置および姿勢制御系からの出
力によりターゲット衛星の方位角度を計算しこれら出力
と追尾信号誤差出力とを比較するバイアス誤差処理装
置、アンテナ駆動制御機構に関する技術が記載されてい
る。
【００１１】図６は従来のアンテナ指向制御装置を示す
ブロック図である。
ブロック図である。
【００１２】従来のアンテナ指向制御装置は、衛星本体
４１と、これに取付けられた姿勢検出センサ４５と、姿
勢検出センサ４５の出力から予め定めた制御則により制
御量を算出する制御装置４６と、制御装置４６によりア
ンテナのビーム指向を制御するアンテナ指向機構４４
と、アンテナ４３とから構成されている。
４１と、これに取付けられた姿勢検出センサ４５と、姿
勢検出センサ４５の出力から予め定めた制御則により制
御量を算出する制御装置４６と、制御装置４６によりア
ンテナのビーム指向を制御するアンテナ指向機構４４
と、アンテナ４３とから構成されている。
【００１３】図６を参照すると、衛星本体４１が何らか
の外乱により姿勢誤差を生じると、この姿勢誤差角度を
姿勢検出センサ４５で検出し、この検出値を制御装置４
６に出力する。制御装置４６では予め定めた制御則に従
って制御量を計算し、アンテナ指向機構４４を介してア
ンテナ４３のビーム指向の制御を行なう。
の外乱により姿勢誤差を生じると、この姿勢誤差角度を
姿勢検出センサ４５で検出し、この検出値を制御装置４
６に出力する。制御装置４６では予め定めた制御則に従
って制御量を計算し、アンテナ指向機構４４を介してア
ンテナ４３のビーム指向の制御を行なう。
【００１４】
【発明が解決しようとする課題】上述した従来のアンテ
ナ指向制御装置は、自己の衛星の姿勢誤差量のみを考慮
し相手先の衛星の軌道誤差量を考慮せずにアンテナビー
ムの指向制御を実施するため、指向制御精度が低いとい
う欠点を有している。
ナ指向制御装置は、自己の衛星の姿勢誤差量のみを考慮
し相手先の衛星の軌道誤差量を考慮せずにアンテナビー
ムの指向制御を実施するため、指向制御精度が低いとい
う欠点を有している。
【００１５】また、相手先の衛星の方位角度のみの計算
で衛星の位置情報を考慮していないため、指向制御精度
が低いという欠点を有している。
で衛星の位置情報を考慮していないため、指向制御精度
が低いという欠点を有している。
【００１６】さらに、指向制御の計算精度を高めるた
め、相手先の衛星の軌道計算に使用する軌道要素を頻繁
に変更する必要があるという欠点を有している。
め、相手先の衛星の軌道計算に使用する軌道要素を頻繁
に変更する必要があるという欠点を有している。
【００１７】本発明の目的は、軌道要素の頻繁な変更を
不要としかつ自己および相手先の衛星の位置情報により
自動的にアンテナビームの指向制御精度を高めるアンテ
ナ指向制御装置を提供することにある。
不要としかつ自己および相手先の衛星の位置情報により
自動的にアンテナビームの指向制御精度を高めるアンテ
ナ指向制御装置を提供することにある。
【００１８】
【課題を解決するための手段】本発明のアンテナ指向制
御装置は、目標物体からのビーコン信号を検出する目標
検出手段と、自己の姿勢を検出する姿勢検出手段と、前
記目標検出手段が出力する第１の信号および前記姿勢検
出手段が出力する第２の信号により前記目標物体の軌道
計算誤差並びに自己の姿勢誤差を推定する計算手段と、
この計算手段が出力する第３の信号によりアンテナを前
記目標物体に指向させる駆動手段とを備えたことを特徴
としている。
御装置は、目標物体からのビーコン信号を検出する目標
検出手段と、自己の姿勢を検出する姿勢検出手段と、前
記目標検出手段が出力する第１の信号および前記姿勢検
出手段が出力する第２の信号により前記目標物体の軌道
計算誤差並びに自己の姿勢誤差を推定する計算手段と、
この計算手段が出力する第３の信号によりアンテナを前
記目標物体に指向させる駆動手段とを備えたことを特徴
としている。
【００１９】また、目標物体からのビーコン信号を受信
するアンテナと、このアンテナが出力する受信信号によ
り前記目標物体の方向を検出する追尾受信機と、人工衛
星の姿勢データを入力する姿勢検出部と、前記追尾受信
機が出力するアンテナ方向測定値および前記姿勢検出部
が出力する姿勢検出値により前記目標物体の軌道計算誤
差並びに前記人工衛星の姿勢誤差を推定する計算機と、
この計算機が出力するアンテナ制御データにより前記ア
ンテナを前記目標物体に指向させるアンテナ駆動機器と
を備えたことを特徴としている。
するアンテナと、このアンテナが出力する受信信号によ
り前記目標物体の方向を検出する追尾受信機と、人工衛
星の姿勢データを入力する姿勢検出部と、前記追尾受信
機が出力するアンテナ方向測定値および前記姿勢検出部
が出力する姿勢検出値により前記目標物体の軌道計算誤
差並びに前記人工衛星の姿勢誤差を推定する計算機と、
この計算機が出力するアンテナ制御データにより前記ア
ンテナを前記目標物体に指向させるアンテナ駆動機器と
を備えたことを特徴としている。
【００２０】前記計算機が、前記目標物体および前記人
工衛星の相対的位置計算を行ない相対位置計算値を出力
する相対位置計算部と、前記アンテナの方向を推定する
アンテナ方向推定部と、前記追尾受信機が出力する前記
アンテナ方向測定値から前記アンテナ方向推定部が出力
するアンテナ方向推定値を減算し観測誤差を出力する第
１の減算器と、前記観測誤差を所定のアルゴリズムに基
づき計算する観測計算部と、この観測計算部が出力する
計算出力に最小自乗法による計算を実施する最小自乗計
算部と、この最小自乗計算部が出力する姿勢誤差を前記
姿勢検出値から減算する第２の減算器と、前記最小自乗
計算部が出力する位置誤差を前記相対位置計算値から減
算する第３の減算器とを備えたことを特徴としている。
工衛星の相対的位置計算を行ない相対位置計算値を出力
する相対位置計算部と、前記アンテナの方向を推定する
アンテナ方向推定部と、前記追尾受信機が出力する前記
アンテナ方向測定値から前記アンテナ方向推定部が出力
するアンテナ方向推定値を減算し観測誤差を出力する第
１の減算器と、前記観測誤差を所定のアルゴリズムに基
づき計算する観測計算部と、この観測計算部が出力する
計算出力に最小自乗法による計算を実施する最小自乗計
算部と、この最小自乗計算部が出力する姿勢誤差を前記
姿勢検出値から減算する第２の減算器と、前記最小自乗
計算部が出力する位置誤差を前記相対位置計算値から減
算する第３の減算器とを備えたことを特徴としている。
【００２１】前記計算機が、地上局から送信される軌道
要素により前記目標物体および前記人工衛星の相対的位
置計算を行ない相対位置計算値を出力する相対位置計算
部と、前記アンテナの方向を推定するアンテナ方向推定
部と、前記追尾受信機が出力する前記アンテナ方向測定
値から前記アンテナ方向推定部が出力するアンテナ方向
推定値を減算し観測誤差を出力する第１の減算器と、前
記観測誤差を所定のアルゴリズムに基づき計算する観測
計算部と、この観測計算部が出力する計算出力に最小自
乗法による計算を実施する最小自乗計算部と、この最小
自乗計算部が出力する姿勢誤差を前記姿勢検出値から減
算する第２の減算器とを備えたことを特徴としている。
要素により前記目標物体および前記人工衛星の相対的位
置計算を行ない相対位置計算値を出力する相対位置計算
部と、前記アンテナの方向を推定するアンテナ方向推定
部と、前記追尾受信機が出力する前記アンテナ方向測定
値から前記アンテナ方向推定部が出力するアンテナ方向
推定値を減算し観測誤差を出力する第１の減算器と、前
記観測誤差を所定のアルゴリズムに基づき計算する観測
計算部と、この観測計算部が出力する計算出力に最小自
乗法による計算を実施する最小自乗計算部と、この最小
自乗計算部が出力する姿勢誤差を前記姿勢検出値から減
算する第２の減算器とを備えたことを特徴としている。
【００２２】また、前記計算機が有する機能を、前記人
工衛星に搭載された姿勢制御装置が備える計算機能によ
り行なうことを特徴としている。
工衛星に搭載された姿勢制御装置が備える計算機能によ
り行なうことを特徴としている。
【００２３】
【発明の実施の形態】次に、本発明の実施の形態につい
て図面を参照して説明する。
て図面を参照して説明する。
【００２４】図１は本発明のアンテナ指向制御装置を適
用した人工衛星の主要部の構成を示す図である。
用した人工衛星の主要部の構成を示す図である。
【００２５】図１を参照すると、衛星１は衛星間通信を
行なうために宇宙機２からのビーコン信号３を受け常に
アンテナを宇宙機２に向けて指向捕捉させるアンテナ指
向制御装置４と、衛星１の姿勢を計測する姿勢センサ６
と、姿勢センサ６からのセンサ出力により衛星１の姿勢
制御を行なうとともに姿勢データ３１をアンテナ指向制
御装置４に送出する姿勢制御装置５とから構成されてい
る。
行なうために宇宙機２からのビーコン信号３を受け常に
アンテナを宇宙機２に向けて指向捕捉させるアンテナ指
向制御装置４と、衛星１の姿勢を計測する姿勢センサ６
と、姿勢センサ６からのセンサ出力により衛星１の姿勢
制御を行なうとともに姿勢データ３１をアンテナ指向制
御装置４に送出する姿勢制御装置５とから構成されてい
る。
【００２６】ここで、宇宙機とは宇宙空間軌道上を航行
する飛翔体の総称であり、人工衛星、軌道間輸送機、ス
ペースプレーン、シャトル等のオービターを示す。
する飛翔体の総称であり、人工衛星、軌道間輸送機、ス
ペースプレーン、シャトル等のオービターを示す。
【００２７】また、衛星とは周回衛星を含むがここでは
特に静止衛星を対象とし、静止衛星から宇宙機を追尾す
る場合について説明する。
特に静止衛星を対象とし、静止衛星から宇宙機を追尾す
る場合について説明する。
【００２８】図２は本発明のアンテナ指向制御装置の実
施の形態を示すブロック図である。
施の形態を示すブロック図である。
【００２９】図２を参照すると、アンテナ指向制御装置
４は宇宙機２からのビーコン信号３を受けるアンテナ７
と、アンテナ７からの信号を受信しアンテナ方向測定値
２１を出力する追尾受信機８と、姿勢制御装置５からの
姿勢データ３１を入力し姿勢検出値１１を出力する姿勢
検出部１２と、姿勢検出値１１とアンテナ方向測定値２
１とを制御則により計算しアンテナ制御データ３２を出
力する搭載計算機９と、アンテナ制御データ３２により
アンテナの角度制御を行なうアンテナジンバル駆動機器
１０とから構成されている。
４は宇宙機２からのビーコン信号３を受けるアンテナ７
と、アンテナ７からの信号を受信しアンテナ方向測定値
２１を出力する追尾受信機８と、姿勢制御装置５からの
姿勢データ３１を入力し姿勢検出値１１を出力する姿勢
検出部１２と、姿勢検出値１１とアンテナ方向測定値２
１とを制御則により計算しアンテナ制御データ３２を出
力する搭載計算機９と、アンテナ制御データ３２により
アンテナの角度制御を行なうアンテナジンバル駆動機器
１０とから構成されている。
【００３０】搭載計算機９により、姿勢検出値１１およ
びアンテナ方向測定値２１の実測値に基づきアンテナの
指向制御を行なうため精度の高い追尾が可能となる。
びアンテナ方向測定値２１の実測値に基づきアンテナの
指向制御を行なうため精度の高い追尾が可能となる。
【００３１】図３は図２の搭載計算機の第１の機能構成
を示す詳細ブロック図である。
を示す詳細ブロック図である。
【００３２】図３を参照すると、搭載計算機９は宇宙機
２および衛星１の相対的位置計算を行ない相対位置計算
値１７を出力する相対位置計算部１３と、アンテナの方
向を推定するアンテナ方向推定部１４と、アンテナ方向
推定部１４が出力するアンテナ方向推定値２２をアンテ
ナ方向測定値２１から減算し観測誤差１８を出力する減
算器３６と、観測誤差１８を所定のアルゴリズムに基づ
き計算する観測計算部１５と、観測計算部１５の計算出
力３７を最小自乗法による計算を実施する最小自乗計算
部１６と、最小自乗計算部１６が出力する位置誤差１９
を相対位置計算値１７から減算する減算器３４と、最小
自乗計算部１６が出力する姿勢誤差２０を姿勢検出値１
１から減算する減算器３５とから構成されている。
２および衛星１の相対的位置計算を行ない相対位置計算
値１７を出力する相対位置計算部１３と、アンテナの方
向を推定するアンテナ方向推定部１４と、アンテナ方向
推定部１４が出力するアンテナ方向推定値２２をアンテ
ナ方向測定値２１から減算し観測誤差１８を出力する減
算器３６と、観測誤差１８を所定のアルゴリズムに基づ
き計算する観測計算部１５と、観測計算部１５の計算出
力３７を最小自乗法による計算を実施する最小自乗計算
部１６と、最小自乗計算部１６が出力する位置誤差１９
を相対位置計算値１７から減算する減算器３４と、最小
自乗計算部１６が出力する姿勢誤差２０を姿勢検出値１
１から減算する減算器３５とから構成されている。
【００３３】なお、図３において図２に示す構成要素に
対応するものは同一の参照数字または符号を付し、その
説明を省略する。
対応するものは同一の参照数字または符号を付し、その
説明を省略する。
【００３４】次に、図２および図３を参照して本実施の
形態の動作をより詳細に説明する。
形態の動作をより詳細に説明する。
【００３５】相対位置計算部１３は初期設定された宇宙
機２と衛星１との軌道要素からこれらの相対位置を計算
し相対位置計算値１７を出力する。
機２と衛星１との軌道要素からこれらの相対位置を計算
し相対位置計算値１７を出力する。
【００３６】相対位置計算値１７は減算器３４により位
置誤差１９が減算されアンテナ方向推定部１４に出力さ
れる。
置誤差１９が減算されアンテナ方向推定部１４に出力さ
れる。
【００３７】一方、姿勢制御装置５から姿勢検出部１２
を介して入力された姿勢検出値１１は減算器３５により
姿勢誤差２０が減算されアンテナ方向推定部１４に出力
される。
を介して入力された姿勢検出値１１は減算器３５により
姿勢誤差２０が減算されアンテナ方向推定部１４に出力
される。
【００３８】アンテナ方向推定部１４では相対位置計算
値１７から位置誤差１９を減算したデータを、姿勢検出
値１１から姿勢誤差２０を減算したデータに基づいた座
標変換行列により、衛星１を基準とした衛星座標に変換
し、この変換した衛星座標における宇宙機２および衛星
１の相対位置に基づき追尾受信機８の出力を予測しアン
テナ方向推定値２２を出力する。
値１７から位置誤差１９を減算したデータを、姿勢検出
値１１から姿勢誤差２０を減算したデータに基づいた座
標変換行列により、衛星１を基準とした衛星座標に変換
し、この変換した衛星座標における宇宙機２および衛星
１の相対位置に基づき追尾受信機８の出力を予測しアン
テナ方向推定値２２を出力する。
【００３９】減算器３６はアンテナ方向推定値２２を追
尾受信機８で実測したアンテナ方向測定値２１から減算
し、観測誤差１８を観測計算部１５に出力する。
尾受信機８で実測したアンテナ方向測定値２１から減算
し、観測誤差１８を観測計算部１５に出力する。
【００４０】観測計算部１５では種々の方程式に基づい
て計算出力３７を出力する。最小自乗計算部１６は計算
出力３７から誤差について最小自乗計算を実行し、位置
誤差１９および姿勢誤差２０を各々減算器３４，３５に
出力する。
て計算出力３７を出力する。最小自乗計算部１６は計算
出力３７から誤差について最小自乗計算を実行し、位置
誤差１９および姿勢誤差２０を各々減算器３４，３５に
出力する。
【００４１】図４は人工衛星の座標軸を説明する図であ
る。
る。
【００４２】衛星１を基準とした衛星座標系において、
姿勢決定誤差はロール軸２４（Ｘ軸）回りの姿勢誤差
と、ピッチ軸２５（Ｙ軸）回りの姿勢誤差と、ヨー軸２
６（Ｚ軸）回りの姿勢誤差とを有する。また、アンテナ
方向推定値２２はアンテナ７のアジマス角２７とエレベ
ーション角２８とから計算される。
姿勢決定誤差はロール軸２４（Ｘ軸）回りの姿勢誤差
と、ピッチ軸２５（Ｙ軸）回りの姿勢誤差と、ヨー軸２
６（Ｚ軸）回りの姿勢誤差とを有する。また、アンテナ
方向推定値２２はアンテナ７のアジマス角２７とエレベ
ーション角２８とから計算される。
【００４３】次に宇宙機２の軌道誤差を推定する観測計
算部１５の種々の観測方程式について説明する。
算部１５の種々の観測方程式について説明する。
【００４４】宇宙機２が円軌道上に在る場合、軌道長半
径、軌道傾斜角、昇降点赤経、平均近点角誤差、平均運
動および近地点通過経過時間から、宇宙機２の位置は式
（１）〜（５）で計算される。
径、軌道傾斜角、昇降点赤経、平均近点角誤差、平均運
動および近地点通過経過時間から、宇宙機２の位置は式
（１）〜（５）で計算される。
【００４５】
【００４６】次に、衛星１の軌道位置を軌道傾斜角０と
して、式（１）〜（５）により同様に計算する。ただ
し、静止衛星の場合、軌道位置での平均近点角誤差は０
とする。
して、式（１）〜（５）により同様に計算する。ただ
し、静止衛星の場合、軌道位置での平均近点角誤差は０
とする。
【００４７】アンテナ方向推定値２２は、相対位置計算
値１７を衛星座標に座標変換して求め、式（６）で計算
される。
値１７を衛星座標に座標変換して求め、式（６）で計算
される。
【００４８】
【００４９】なお、座標変換は式（７）で行なう。
【００５０】
【００５１】この変換に必要な座標変換行列は、衛星１
が理想的な方向を指向している目標姿勢変換行列と、ロ
ール軸２４回りの姿勢決定値と、ピッチ軸２５回りの姿
勢決定値と、ヨー軸２６回りの姿勢決定値と、ロール軸
２４回りの姿勢決定誤差と、ピッチ軸２５回りの姿勢決
定誤差と、ヨー軸２６回りの姿勢決定誤差とを用いて、
式（８），（９）で与えられる。
が理想的な方向を指向している目標姿勢変換行列と、ロ
ール軸２４回りの姿勢決定値と、ピッチ軸２５回りの姿
勢決定値と、ヨー軸２６回りの姿勢決定値と、ロール軸
２４回りの姿勢決定誤差と、ピッチ軸２５回りの姿勢決
定誤差と、ヨー軸２６回りの姿勢決定誤差とを用いて、
式（８），（９）で与えられる。
【００５２】
【００５３】アンテナ方向推定値２２をアンテナのアジ
マス角２７、エレベーション角２８を用いて式（１
０），（１１）で計算する。
マス角２７、エレベーション角２８を用いて式（１
０），（１１）で計算する。
【００５４】
【００５５】アンテナのアジマス角２７における観測誤
差１８は、ロール軸２４回りの姿勢決定誤差と、ピッチ
軸２５回りの姿勢決定誤差と、ヨー軸２６回りの姿勢決
定誤差と、相対位置計算値１７における平均近点角誤差
とを用いて式（１２）で計算される。
差１８は、ロール軸２４回りの姿勢決定誤差と、ピッチ
軸２５回りの姿勢決定誤差と、ヨー軸２６回りの姿勢決
定誤差と、相対位置計算値１７における平均近点角誤差
とを用いて式（１２）で計算される。
【００５６】
【００５７】あるいは簡略式として式（１３）〜（１
５）のように表される。
５）のように表される。
【００５８】
【００５９】なお、式（１５）は具体的には式（１６）
で表される。
で表される。
【００６０】
【００６１】また、アンテナのエレベーション角２８に
おける観測誤差１８は同様にして式（１７）で計算され
る。
おける観測誤差１８は同様にして式（１７）で計算され
る。
【００６２】
【００６３】あるいは簡略式として式（１８），（１
９）のように表される。
９）のように表される。
【００６４】
【００６５】なお、式（１９）は具体的には式（２０）
で表される。
で表される。
【００６６】
【００６７】上述の方程式の解は最小自乗法を使用して
求める。
求める。
【００６８】また、宇宙機２の軌道を円軌道とした場合
の方程式を例示したが、宇宙機が離心率の小さな楕円軌
道を周回している場合には、ケプラー方程式の近似解を
使用した観測方程式を用いて計算する。なお、ケプラー
方程式の近似解には離心率について展開した摂動解を適
用する。
の方程式を例示したが、宇宙機が離心率の小さな楕円軌
道を周回している場合には、ケプラー方程式の近似解を
使用した観測方程式を用いて計算する。なお、ケプラー
方程式の近似解には離心率について展開した摂動解を適
用する。
【００６９】図５は図２の搭載計算機の第２の機能構成
を示す詳細ブロック図である。
を示す詳細ブロック図である。
【００７０】図５を参照すると、搭載計算機９は宇宙機
２および衛星１の相対的位置計算を行ない相対位置計算
値１７を出力する相対位置計算部１３と、アンテナの方
向を推定するアンテナ方向推定部１４と、アンテナ方向
推定部１４が出力するアンテナ方向推定値２２とアンテ
ナ方向測定値２１とを減算し観測誤差１８を出力する減
算器３６と、観測誤差１８を所定のアルゴリズムに基づ
き計算する観測計算部１５と、観測計算部１５の計算出
力３７を最小自乗法による計算を実施する最小自乗計算
部１６と、最小自乗計算部１６が出力する姿勢誤差２０
を姿勢検出値１１から減算する減算器３５とから構成さ
れている。
２および衛星１の相対的位置計算を行ない相対位置計算
値１７を出力する相対位置計算部１３と、アンテナの方
向を推定するアンテナ方向推定部１４と、アンテナ方向
推定部１４が出力するアンテナ方向推定値２２とアンテ
ナ方向測定値２１とを減算し観測誤差１８を出力する減
算器３６と、観測誤差１８を所定のアルゴリズムに基づ
き計算する観測計算部１５と、観測計算部１５の計算出
力３７を最小自乗法による計算を実施する最小自乗計算
部１６と、最小自乗計算部１６が出力する姿勢誤差２０
を姿勢検出値１１から減算する減算器３５とから構成さ
れている。
【００７１】なお、図５において図３に示す構成要素に
対応するものは同一の参照数字または符号を付し、その
説明を省略する。
対応するものは同一の参照数字または符号を付し、その
説明を省略する。
【００７２】次に、図２および図５を参照して本実施の
形態の動作をより詳細に説明する。
形態の動作をより詳細に説明する。
【００７３】相対位置計算部１３は地上局から送信され
る宇宙機２と衛星１との軌道要素更新２３のデータか
ら、これらの相対位置を計算し相対位置計算値１７を出
力する。
る宇宙機２と衛星１との軌道要素更新２３のデータか
ら、これらの相対位置を計算し相対位置計算値１７を出
力する。
【００７４】ここでは、地上局で観測された宇宙機２お
よび衛星１の軌道要素が、軌道要素更新２３として地上
局から適時マニュアル操作または自動操作により衛星１
に送信され、データの更新が行なわれている。ただし、
姿勢誤差２０によるフィードバック制御ループを備えて
いるため、軌道要素更新の回数を減少させることができ
る。
よび衛星１の軌道要素が、軌道要素更新２３として地上
局から適時マニュアル操作または自動操作により衛星１
に送信され、データの更新が行なわれている。ただし、
姿勢誤差２０によるフィードバック制御ループを備えて
いるため、軌道要素更新の回数を減少させることができ
る。
【００７５】従って、最新の軌道要素が相対位置計算部
１３に常に入力されるため、図３に示す構成の相対位置
計算値１７と最小自乗計算部１６が出力する位置誤差１
９との差分をとる減算器３４およびこれらのフィードバ
ック制御ループが不用になり、構成の簡略化が行なえ
る。
１３に常に入力されるため、図３に示す構成の相対位置
計算値１７と最小自乗計算部１６が出力する位置誤差１
９との差分をとる減算器３４およびこれらのフィードバ
ック制御ループが不用になり、構成の簡略化が行なえ
る。
【００７６】最新の軌道要素更新２３により計算された
相対位置計算値１７は直接アンテナ方向推定部１４に出
力される。
相対位置計算値１７は直接アンテナ方向推定部１４に出
力される。
【００７７】一方、姿勢制御装置５から姿勢検出部１２
を介して入力された姿勢検出値１１は減算器３５により
姿勢誤差２０が減算されアンテナ方向推定部１４に出力
される。
を介して入力された姿勢検出値１１は減算器３５により
姿勢誤差２０が減算されアンテナ方向推定部１４に出力
される。
【００７８】アンテナ方向推定部１４では相対位置計算
値１７および姿勢検出値１１のデータから姿勢誤差２０
を減算したデータを、衛星１を基準とした衛星座標に変
換し、これらデータから衛星座標における宇宙機２およ
び衛星１の相対位置に基づき追尾受信機８の動作シミュ
レーションを行ないアンテナ方向推定値２２を出力す
る。
値１７および姿勢検出値１１のデータから姿勢誤差２０
を減算したデータを、衛星１を基準とした衛星座標に変
換し、これらデータから衛星座標における宇宙機２およ
び衛星１の相対位置に基づき追尾受信機８の動作シミュ
レーションを行ないアンテナ方向推定値２２を出力す
る。
【００７９】減算器３６はアンテナ方向推定値２２と追
尾受信機８で実測したアンテナ方向測定値２１とを減算
し、観測誤差１８を観測計算部１５に出力する。
尾受信機８で実測したアンテナ方向測定値２１とを減算
し、観測誤差１８を観測計算部１５に出力する。
【００８０】観測計算部１５では種々の方程式に基づい
て計算出力３７を出力する。最小自乗計算部１６は計算
出力３７から誤差について最小自乗計算を実行し、姿勢
誤差２０を減算器３５に出力する。
て計算出力３７を出力する。最小自乗計算部１６は計算
出力３７から誤差について最小自乗計算を実行し、姿勢
誤差２０を減算器３５に出力する。
【００８１】宇宙機２の軌道誤差を推定する観測計算部
１５の種々の観測方程式については図３による構成で記
述した内容と同一なので、ここでは説明を省略する。
１５の種々の観測方程式については図３による構成で記
述した内容と同一なので、ここでは説明を省略する。
【００８２】なお、本発明の構成は図２に限定されるも
のではなく、例えば搭載計算機９の代りに姿勢制御装置
５に内蔵されている計算機を使用することも可能であ
る。
のではなく、例えば搭載計算機９の代りに姿勢制御装置
５に内蔵されている計算機を使用することも可能であ
る。
【００８３】アンテナ指向制御精度の改善については、
従来技術で衛星姿勢検出誤差によるアンテナ指向誤差は
０．０２ｄｅｇ、宇宙機位置誤差によるアンテナ指向誤
差は０．０４ｄｅｇが見込まれるが、本発明ではこれら
誤差を追尾受信機による実測データに基づいて推定し補
償するため、従来技術のアンテナ指向制御精度の１０倍
程度の高精度が達成できる。
従来技術で衛星姿勢検出誤差によるアンテナ指向誤差は
０．０２ｄｅｇ、宇宙機位置誤差によるアンテナ指向誤
差は０．０４ｄｅｇが見込まれるが、本発明ではこれら
誤差を追尾受信機による実測データに基づいて推定し補
償するため、従来技術のアンテナ指向制御精度の１０倍
程度の高精度が達成できる。
【００８４】
【発明の効果】以上説明したように、本発明のアンテナ
指向制御装置は、目標物体としての宇宙機を追尾してい
る追尾受信機からの実測値に基づいて宇宙機の軌道を推
定できるので、宇宙機の軌道要素を一度設定しておくと
外乱により摂動を受けても、軌道要素の誤差推定機能に
より自動的に宇宙機の軌道要素を更新するため軌道要素
の送信が不要でありかつアンテナ指向精度の高精度化が
達成できるという効果を有している。
指向制御装置は、目標物体としての宇宙機を追尾してい
る追尾受信機からの実測値に基づいて宇宙機の軌道を推
定できるので、宇宙機の軌道要素を一度設定しておくと
外乱により摂動を受けても、軌道要素の誤差推定機能に
より自動的に宇宙機の軌道要素を更新するため軌道要素
の送信が不要でありかつアンテナ指向精度の高精度化が
達成できるという効果を有している。
【００８５】また、地上局側で観測した最新の軌道要素
を頻繁に送信することなく適時送信することにより衛星
側での運用を簡略化するという効果を有している。
を頻繁に送信することなく適時送信することにより衛星
側での運用を簡略化するという効果を有している。
【図１】本発明のアンテナ指向制御装置を適用した人工
衛星の主要部の構成を示す図である。
衛星の主要部の構成を示す図である。
【図２】本発明のアンテナ指向制御装置の実施の形態を
示すブロック図である。
示すブロック図である。
【図３】図２の搭載計算機の第１の機能構成を示す詳細
ブロック図である。
ブロック図である。
【図４】人工衛星の座標軸を説明する図である。
【図５】図２の搭載計算機の第２の機能構成を示す詳細
ブロック図である。
ブロック図である。
【図６】従来のアンテナ指向制御装置を示すブロック図
である。
である。
１ 衛星 ２ 宇宙機 ３ ビーコン信号 ４ アンテナ指向制御装置 ５ 姿勢制御装置 ６ 姿勢センサ ７ アンテナ ８ 追尾受信機 ９ 搭載計算機 １０ アンテナジンバル駆動機器 １１ 姿勢検出値 １２ 姿勢検出部 １３ 相対位置計算部 １４ アンテナ方向推定部 １５ 観測計算部 １６ 最小自乗計算部 １７ 相対位置計算値 １８ 観測誤差 １９ 位置誤差 ２０ 姿勢誤差 ２１ アンテナ方向測定値 ２２ アンテナ方向推定値 ２３ 軌道要素更新 ２４ ロール軸 ２５ ピッチ軸 ２６ ヨー軸 ２７ アジマス角 ２８ エレベーション角 ３１ 姿勢データ ３２ アンテナ制御データ ３４，３５，３６ 減算器 ３７ 計算出力 ４１ 衛星本体 ４３ アンテナ ４４ アンテナ指向機構 ４５ 姿勢検出センサ ４６ 制御装置
Claims (5)
- 【請求項１】 目標物体からのビーコン信号を検出する
目標検出手段と、自己の姿勢を検出する姿勢検出手段
と、前記目標検出手段が出力する第１の信号および前記
姿勢検出手段が出力する第２の信号により前記目標物体
の軌道計算誤差並びに自己の姿勢誤差を推定する計算手
段と、この計算手段が出力する第３の信号によりアンテ
ナを前記目標物体に指向させる駆動手段とを備えたこと
を特徴とするアンテナ指向制御装置。 - 【請求項２】 目標物体からのビーコン信号を受信する
アンテナと、このアンテナが出力する受信信号により前
記目標物体の方向を検出する追尾受信機と、人工衛星の
姿勢データを入力する姿勢検出部と、前記追尾受信機が
出力するアンテナ方向測定値および前記姿勢検出部が出
力する姿勢検出値により前記目標物体の軌道計算誤差並
びに前記人工衛星の姿勢誤差を推定する計算機と、この
計算機が出力するアンテナ制御データにより前記アンテ
ナを前記目標物体に指向させるアンテナ駆動機器とを備
えたことを特徴とするアンテナ指向制御装置。 - 【請求項３】 前記計算機が、前記目標物体および前記
人工衛星の相対的位置計算を行ない相対位置計算値を出
力する相対位置計算部と、前記アンテナの方向を推定す
るアンテナ方向推定部と、前記追尾受信機が出力する前
記アンテナ方向測定値から前記アンテナ方向推定部が出
力するアンテナ方向推定値を減算し観測誤差を出力する
第１の減算器と、前記観測誤差を所定のアルゴリズムに
基づき計算する観測計算部と、この観測計算部が出力す
る計算出力に最小自乗法による計算を実施する最小自乗
計算部と、この最小自乗計算部が出力する姿勢誤差を前
記姿勢検出値から減算する第２の減算器と、前記最小自
乗計算部が出力する位置誤差を前記相対位置計算値から
減算する第３の減算器とを備えたことを特徴とする請求
項２記載のアンテナ指向制御装。 - 【請求項４】 前記計算機が、地上局から送信される軌
道要素により前記目標物体および前記人工衛星の相対的
位置計算を行ない相対位置計算値を出力する相対位置計
算部と、前記アンテナの方向を推定するアンテナ方向推
定部と、前記追尾受信機が出力する前記アンテナ方向測
定値から前記アンテナ方向推定部が出力するアンテナ方
向推定値を減算し観測誤差を出力する第１の減算器と、
前記観測誤差を所定のアルゴリズムに基づき計算する観
測計算部と、この観測計算部が出力する計算出力に最小
自乗法による計算を実施する最小自乗計算部と、この最
小自乗計算部が出力する姿勢誤差を前記姿勢検出値から
減算する第２の減算器とを備えたことを特徴とする請求
項２記載のアンテナ指向制御装置。 - 【請求項５】 前記計算機が有する機能を、前記人工衛
星に搭載された姿勢制御装置が備える計算機能により行
なうことを特徴とする請求項２，３又は４記載のアンテ
ナ指向制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10141196A JPH09289413A (ja) | 1996-04-23 | 1996-04-23 | アンテナ指向制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10141196A JPH09289413A (ja) | 1996-04-23 | 1996-04-23 | アンテナ指向制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09289413A true JPH09289413A (ja) | 1997-11-04 |
Family
ID=14299975
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10141196A Pending JPH09289413A (ja) | 1996-04-23 | 1996-04-23 | アンテナ指向制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09289413A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001127682A (ja) * | 1999-10-25 | 2001-05-11 | Mitsubishi Electric Corp | 通信装置 |
| EP1661280A2 (en) * | 2003-09-03 | 2006-05-31 | Northrop Grumman Corporation | Communication satellite cellular coverage pointing correction using uplink beacon signal |
| CN101834643A (zh) * | 2009-03-13 | 2010-09-15 | 鲁库斯无线公司 | 利用位置传感器对辐射图的调整 |
-
1996
- 1996-04-23 JP JP10141196A patent/JPH09289413A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001127682A (ja) * | 1999-10-25 | 2001-05-11 | Mitsubishi Electric Corp | 通信装置 |
| EP1661280A2 (en) * | 2003-09-03 | 2006-05-31 | Northrop Grumman Corporation | Communication satellite cellular coverage pointing correction using uplink beacon signal |
| EP1661280A4 (en) * | 2003-09-03 | 2009-03-25 | Northrop Grumman Corp | CORRECTION CORRECTION CORRECTION OF A COMMUNICATION SATELLITE USING A RADIO SIGNAL |
| CN101834643A (zh) * | 2009-03-13 | 2010-09-15 | 鲁库斯无线公司 | 利用位置传感器对辐射图的调整 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20000215 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20000418 |