WO2018088230A1 - レーダ装置及び航空機 - Google Patents

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antenna
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rotation mechanism
control unit
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恒憲 種村
卓哉 小山
康之 木俣
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a radar apparatus and an aircraft.
  • the gimbal mechanism changes the direction of the antenna in order to expand the radar coverage.
  • a gimbal mechanism for example, there is one in which two axes are orthogonal to each other.
  • a gimbal ring for each axis is arranged.
  • the antenna is arranged in a state of protruding from the gimbal mechanism so that the gimbal ring does not cover the antenna.
  • the radar apparatus using the gimbal mechanism is increased in volume and weight.
  • the radar apparatus includes an antenna having an antenna surface that emits radio waves having a predetermined plane of polarization, and a normal direction that is connected to the antenna and orthogonal to the antenna surface is defined as an axial direction of the second rotation axis.
  • a second rotation mechanism that rotates the antenna around the second rotation axis, and a direction that is connected to the second rotation mechanism and that is inclined with respect to the second rotation axis is an axial direction of the first rotation axis, and And a first rotation mechanism for rotating the antenna and the second rotation mechanism about a first rotation axis.
  • the direction of the antenna that is, the radiation direction of the radio wave can be changed. For this reason, the coverage of the radar apparatus can be wide.
  • the direction of the antenna is changed by the first rotation mechanism, the direction of the polarization plane of the antenna is also changed. Therefore, the antenna is rotated in the antenna plane around the second rotation axis by the second rotation mechanism.
  • the direction of the polarization plane can be set to a predetermined direction. For this reason, the polarization plane of the antenna can be set to a predetermined direction suitable for the operation of the radar apparatus.
  • the antenna when the antenna is provided in the radome, it is possible to suppress deterioration in detection performance due to a change in radome characteristics by setting the direction of the polarization plane to a fixed direction. Then, the first rotating mechanism is connected to the second rotating mechanism, the second rotating mechanism is connected to the antenna, and these rotating mechanisms perform a rotating operation without providing a mechanism having a large volume such as a gimbal mechanism. Since the direction of the antenna can be easily changed with a simple configuration, a compact configuration can be achieved.
  • the first rotation axis is a roll axis of a body on which the antenna is mounted.
  • a control unit that controls the first rotation mechanism and the second rotation mechanism is further provided, a reference polarization plane serving as a reference is preset, and the control unit is configured so that the polarization plane of the antenna is It is preferable to control the first rotation mechanism and the second rotation mechanism so as to be a reference polarization plane.
  • the polarization plane of the antenna can be maintained at the reference polarization plane, so that deterioration in detection performance can be suppressed.
  • control unit controls the rotation direction of the second rotation mechanism to the reverse rotation direction when the rotation direction of the first rotation mechanism is controlled to the normal rotation direction.
  • the direction of the polarization plane of the antenna that changes in the forward rotation direction by the rotation of the first rotation mechanism can be canceled (cancelled) by the rotation in the reverse rotation direction of the second rotation mechanism.
  • the polarization plane of the antenna can be easily maintained at the reference polarization plane.
  • the reference polarization plane is a polarization plane fixed with reference to an airframe coordinate system of an airframe on which the antenna is mounted.
  • the direction of the polarization plane can be made constant. Degradation of performance can be suppressed.
  • the reference polarization plane is preferably a polarization plane fixed with respect to the ground coordinate system.
  • the polarization plane fixed with respect to the ground coordinate system is, for example, a polarization plane of vertical polarization.
  • control unit obtains posture information that is information related to a posture angle of a body on which the antenna is mounted, and based on the posture information, the polarization plane of the antenna is based on a ground coordinate system. It is preferable to control the first rotation mechanism and the second rotation mechanism so that the reference polarization plane is fixed.
  • the antenna polarization plane can be maintained at the reference polarization plane fixed with respect to the ground, so that deterioration in detection performance is suppressed. Can do.
  • a polarization plane fuselage fixing mode for fixing the reference polarization plane with reference to the fuselage coordinate system of the aircraft on which the antenna is mounted and a polarization plane ground fixed mode for fixing the reference polarization plane with reference to the ground coordinate system are prepared in advance, and it is preferable that the control unit includes a switching circuit that switches between the polarization plane body fixing mode and the polarization plane ground fixed mode.
  • the polarization plane body fixing mode and the polarization plane ground fixed mode can be switched as appropriate, so that versatility can be enhanced.
  • control unit individually controls the first rotation mechanism and the second rotation mechanism, and inputs a first angle command signal to the first rotation mechanism, and inputs the first angle command signal to the second rotation mechanism. It is preferable that the second angle command signal is input to control the first rotation mechanism and the second rotation mechanism simultaneously.
  • the first rotating mechanism and the second rotating mechanism can be quickly controlled by individually controlling the first rotating mechanism and the second rotating mechanism at the same time, the time lag can be suppressed. Can be detected quickly with high accuracy.
  • a direction that is provided on the second rotation shaft and is orthogonal to the second rotation shaft is defined as an axial direction of the third rotation shaft, and the first rotation shaft is centered on the third rotation shaft. It is preferable to further include a third rotation mechanism that inclines the two rotation axes.
  • the inclination angle of the second rotation shaft with respect to the first rotation shaft can be set to an appropriate angle by the third rotation mechanism, for example, the antenna surface is raised toward the detected target, that is, the target and In the direction facing the antenna surface, the second rotation axis can be inclined with respect to the first rotation axis so that the area of the antenna surface is maximized. For this reason, since the loss of the radio wave radiated from the antenna surface can be suppressed, the detection distance can be increased, and a farther target can be detected. Further, for example, by covering the antenna surface, that is, by increasing the inclination angle of the second rotation axis with respect to the first rotation axis, the coverage area can be made wider. From the above, it is possible to further increase the versatility by inclining the second rotation axis with respect to the first rotation axis by the third rotation mechanism.
  • An aircraft according to the present invention includes the above-described radar device and an airframe on which the radar device is mounted on the nose.
  • the target can be suitably detected by a compact radar device having a wide coverage area.
  • FIG. 1 is a perspective view schematically showing an aircraft provided with a radar apparatus according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is a perspective view schematically showing the radar apparatus according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram relating to a coverage area of the radar apparatus according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is an explanatory diagram regarding a control unit of the radar apparatus according to the first embodiment.
  • FIG. 5 is a perspective view schematically showing a radar apparatus according to the second embodiment.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram relating to the coverage area of the radar apparatus according to the second embodiment.
  • FIG. 7 is an explanatory diagram relating to a control unit of the radar apparatus according to the second embodiment.
  • FIG. 1 is a perspective view schematically showing an aircraft provided with the radar apparatus according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is a perspective view schematically showing the radar apparatus according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram relating to a coverage area of the radar apparatus according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is an explanatory diagram regarding a control unit of the radar apparatus according to the first embodiment.
  • the direction connecting the nose and the tail is the axial direction of the roll axis
  • the direction connecting the left wing and the right wing orthogonal to the roll axis is the axial direction of the pitch axis.
  • the direction perpendicular to the roll axis and the pitch axis is the axial direction of the yaw axis.
  • the aircraft 1 is provided with an attitude detection sensor 7 for detecting the attitude of the airframe 5 (see FIG. 2), and is electrically connected to a control unit 24 of the radar apparatus 10 described later.
  • a gyro sensor is applied to the posture detection sensor 7, and posture information that is information related to the posture angle ⁇ ⁇ b> 2 of the body 5 is output to the control unit 24.
  • the attitude angle ⁇ 2 of the machine body 5 is an inclination angle when the machine body 5 is tilted from the horizontal state with the roll axis as the center.
  • the radar apparatus 10 will be described with reference to FIGS. 1 and 2.
  • the radar device 10 is provided inside a radome provided at the nose of the airframe 5.
  • the radar apparatus 10 includes a first rotation mechanism 21, a second rotation mechanism 22, an antenna 23, and a control unit 24.
  • the first rotation mechanism 21 changes the coverage of the antenna 23 by changing the direction of the antenna 23.
  • the first rotating mechanism 21 is fixed to a frame (not shown) of the body 5.
  • the first rotation mechanism 21 has a first rotation axis I 1, and the axial direction of the first rotation axis I 1 is the same as the roll axis of the aircraft 1.
  • the fixed side of the first rotating shaft I1 is the base end side (machine tail side), and the distal end side (nose side) of the first rotating shaft I1 is the rotating side.
  • the control unit 24 is electrically connected to the first rotation mechanism 21, and the rotation operation is controlled by the control unit 24.
  • the first rotation mechanism 21 has a second rotation mechanism 22 connected to the rotation side. Then, the first rotation mechanism 21 rotates the connected second rotation mechanism 22 so as to have a predetermined rotation angle around the first rotation axis I1.
  • the second rotating mechanism 22 changes the direction of the polarization plane of the antenna 23.
  • the second rotation mechanism 22 is connected to the first rotation mechanism 21 at the base end side (machine tail side).
  • the second rotation mechanism 22 has a second rotation axis I2, and the axial direction of the second rotation axis I2 is an axis inclined with respect to the first rotation axis I1.
  • the inclination angle of the second rotation axis I2 with respect to the first rotation axis I1 is defined as the antenna inclination angle ⁇ (see FIG. 3).
  • the base end side (machine tail side) of the second rotating shaft I2 is the connection side with the first rotating mechanism 21, and the tip end side (nose side) of the second rotating shaft I2. ) Is the rotation side.
  • the second rotation mechanism 22 is electrically connected to the control unit 24, and the rotation operation is controlled by the control unit 24.
  • the second rotation mechanism 22 has an antenna 23 connected to the rotation side. Then, the second rotation mechanism 22 rotates the connected antenna 23 around the second rotation axis I2 so that a predetermined rotation angle is obtained.
  • the antenna 23 is an antenna capable of radiating directional radio waves.
  • a phased array antenna in which a plurality of antenna elements are arranged in an array is applied.
  • the antenna 23 has an antenna surface 28 that emits radio waves having a predetermined plane of polarization, and the antenna surface 28 is a flat surface.
  • the antenna surface 28 is formed in a circular shape.
  • Such a coverage area of the antenna 23 is a predetermined antenna coverage area E that is a region radially extending outward from the antenna surface 28 around the second rotation axis I2 (see FIG. 3).
  • the plane of polarization of the radio wave radiated from the antenna 23 is a plane including the vibration of the electric field in the radio wave and the propagation direction of the radio wave, and is a plane orthogonal to the antenna plane 28.
  • the polarization plane of the radio wave radiated from the antenna surface 28 is maintained to be a preset reference polarization plane.
  • the control unit 24 can individually control the first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22.
  • the control unit 24 inputs the first angle command signal to the first rotation mechanism 21, whereby the first rotation mechanism 21 has the first rotation axis I1 so that the predetermined rotation angle is based on the first angle command signal. Rotate around.
  • the control unit 24 inputs the second angle command signal to the second rotation mechanism 22, so that the second rotation mechanism 22 performs the second rotation so as to have a predetermined rotation angle based on the second angle command signal. Rotate about axis I2.
  • the control unit 24 controls the first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22 so that the polarization plane of the antenna 23 becomes the reference polarization plane.
  • two reference polarization planes are prepared, and there are a polarization plane fixed with respect to the ground coordinate system on the ground and a polarization plane fixed with reference to the body coordinate system of the body 5.
  • the polarization plane fixed with respect to the ground coordinate system on the ground is a polarization plane of vertical polarization perpendicular to the ground.
  • the polarization plane of vertical polarization is used.
  • the polarization plane of horizontal polarization may be used according to the operation of the radar apparatus 10.
  • the plane of polarization fixed with respect to the body coordinate system of the body 5 is, for example, a plane of polarization that is a plane including the roll axis and the yaw axis of the body 5.
  • the plane of polarization including the roll axis and the yaw axis of the airframe 5 is used, but the plane of polarization according to the characteristics of the radome may be used, and is not particularly limited.
  • the control unit 24 includes a switching circuit 31 that switches between a polarization plane body fixing mode that is fixed based on the body coordinate system and a polarization plane ground fixed mode that is fixed based on the ground coordinate system.
  • the switching circuit 31 is in an OFF state in which attitude information is not input when the polarization plane body fixing mode is executed, and is in an ON state in which attitude information is input when the polarization plane ground fixed mode is executed. That is, the control unit 24 enters the polarization plane ground fixed mode by setting the switching circuit 31 to the ON state, and enters the polarization plane body fixing mode by setting the switching circuit 31 to the OFF state.
  • the control unit 24 controls the first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22 so that the polarization plane of the antenna 23 becomes a predetermined reference polarization plane fixed in the body coordinate system in the polarization plane body fixing mode. . Since the switching circuit 31 is in the OFF state, the control unit 24 does not receive posture information, and the requested antenna direction, that is, the direction in which the antenna coverage area E is desired to be expanded (coverage area expansion direction). Based on such a rotation angle ⁇ 1, the first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22 are rotated.
  • the control unit 24 inputs the rotation angle ⁇ 1 as the first angle command signal to the first rotation mechanism 21.
  • the control unit 24 rotates the first rotation mechanism 21 in the forward rotation direction to the rotation angle ⁇ 1
  • the direction of the polarization plane is changed to the forward rotation direction together with the direction of the antenna 23. Is done. Therefore, the control unit 24 rotates the rotation direction of the second rotation mechanism 22 in the reverse rotation direction by the same angle as the rotation angle ⁇ 1. That is, the control unit 24 inputs the rotation angle ⁇ 1 as the second angle command signal to the second rotation mechanism 22.
  • control unit 24 can cancel the rotation of the polarization plane in the forward rotation direction by the first rotation mechanism 21 by the rotation of the polarization plane in the reverse rotation direction by the second rotation mechanism 22, so that the polarization plane is the reference polarization.
  • the wavefront can be maintained.
  • the first rotation mechanism 21 may be set in the reverse rotation direction
  • the second rotation mechanism 22 may be set in the normal rotation direction.
  • the control unit 24 controls the first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22 so that the polarization plane of the antenna 23 becomes a predetermined reference polarization plane fixed to the ground coordinate system. . Since the switching circuit 31 is in the ON state, the control unit 24 receives posture information (information on the posture angle ⁇ 2), so that the input posture information and the required antenna coverage E are obtained. The first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22 are rotated based on the correct rotation angle ⁇ 1.
  • the control unit 24 inputs the rotation angle ⁇ 1 as the first angle command signal to the first rotation mechanism 21.
  • the direction of the polarization plane is set in the positive rotation direction together with the direction of the antenna 23.
  • the direction of the polarization plane is also changed by the attitude angle ⁇ 2 of the body 5.
  • the control unit 24 rotates the rotation direction of the second rotation mechanism 22 in the reverse rotation direction by the same angle as the rotation angle ⁇ 1 and is the same as the attitude angle ⁇ 2 of the airframe 5 detected by the attitude detection sensor 7.
  • the rotation direction of the second rotation mechanism 22 is rotated in the reverse rotation direction by the angle. That is, the control unit 24 inputs a value obtained by adding the rotation angle ⁇ 1 and the posture angle ⁇ 2 to the second rotation mechanism 22 as the second angle command signal. For this reason, the control unit 24 can cancel the rotation of the polarization plane in the forward rotation direction by the first rotation mechanism 21 by the rotation of the polarization plane in the reverse rotation direction by the second rotation mechanism 22, and the attitude of the airframe 5. Since the rotation of the polarization plane due to the change in phase can be offset by the rotation by the second rotation mechanism 22, the polarization plane can be maintained at the reference polarization plane. Note that the forward rotation direction of the first rotation mechanism 21 may be either clockwise or counterclockwise. Similarly, the reverse rotation direction of the second rotation mechanism 22 is the forward rotation direction of the first rotation mechanism 21. Any reverse rotation direction may be used.
  • control unit 24 individually controls the first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22, and inputs the first angle command signal toward the first rotation mechanism 21, and the second rotation mechanism. In order to input the second angle command signal toward the motor 22, the first rotating mechanism 21 and the second rotating mechanism 22 are simultaneously controlled.
  • the antenna 23 is centered on the first rotation axis I1 by the first rotation mechanism 21.
  • the direction of the antenna 23 that is, the radiation direction of the radio wave can be changed. For this reason, the coverage area of the radar apparatus 10 can be wide.
  • the second rotation mechanism 22 causes the antenna surface 28 to be centered around the second rotation axis I 2.
  • the direction of the polarization plane can be set to a predetermined direction.
  • the polarization plane of the antenna 23 can be set to a predetermined direction suitable for the operation of the radar apparatus 10. Then, the first rotating mechanism 21 is connected to the second rotating mechanism 22, the second rotating mechanism 22 is connected to the antenna 23, and these rotating mechanisms 21 and 22 perform a rotating operation, so that the volume of the gimbal mechanism or the like can be obtained. Since the direction of the antenna 23 can be easily changed with a simple configuration without providing a large mechanism, a compact configuration can be achieved.
  • the coverage area around the roll axis of the body 5 can be expanded.
  • the polarization plane of the antenna 23 can be maintained at the reference polarization plane, so that deterioration in detection performance can be suppressed.
  • the direction of the polarization plane of the antenna 23 that changes in the forward rotation direction by the rotation of the first rotation mechanism 21 is canceled (offset) by the rotation of the second rotation mechanism 22 in the reverse rotation direction. Therefore, the polarization plane of the antenna 23 can be easily maintained at the reference polarization plane.
  • the direction of the polarization plane is constant. Therefore, it is possible to suppress deterioration in detection performance due to a change in radome characteristics.
  • the attitude of the airframe 5 on which the antenna 23 is mounted is changed by fixing the reference polarization plane with respect to the ground in the polarization plane fixed mode, Since the direction of the polarization plane in the space can be made constant, deterioration in detection performance due to a change in the attitude of the body 5 can be suppressed.
  • the polarization plane airframe fixed mode and the polarization plane ground fixed mode can be appropriately switched by the switching circuit 31, so that the versatility of the radar apparatus 10 can be enhanced.
  • the first rotating mechanism 21 and the second rotating mechanism 22 can be quickly controlled by individually controlling the first rotating mechanism 21 and the second rotating mechanism 22 at the same time.
  • the time lag can be suppressed, and accurate and quick detection can be performed.
  • the target can be suitably detected by the compact radar device 10 having a wide coverage area.
  • FIG. 5 is a perspective view schematically showing a radar apparatus according to the second embodiment.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram relating to the coverage area of the radar apparatus according to the second embodiment.
  • FIG. 7 is an explanatory diagram relating to a control unit of the radar apparatus according to the second embodiment.
  • the radar apparatus 50 according to the second embodiment further includes a third rotation mechanism 53 in addition to the radar apparatus 10 according to the first embodiment.
  • the third rotation mechanism 53 changes the direction of the antenna 23 to change the coverage area of the antenna 23.
  • the third rotation mechanism 53 is provided between the first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22.
  • the third rotating mechanism 53 has a third rotating shaft I3 provided on the second rotating shaft I2, and the axial direction of the third rotating shaft I3 is a direction orthogonal to the second rotating shaft I2. .
  • the third rotating mechanism 53 has the first rotating mechanism 21 connected to the nose side and the second rotating mechanism 22 connected to the nose side.
  • the third rotation mechanism 53 is electrically connected to the control unit 24, and the rotation operation is controlled by the control unit 24.
  • the third rotation mechanism 53 performs the second rotation of the second rotation mechanism 22 with respect to the first rotation axis I1 of the first rotation mechanism 21 so as to have a predetermined antenna inclination angle ⁇ around the third rotation axis I3.
  • the axis I2 is tilted.
  • the control unit 24 can individually control the third rotation mechanism 53 in addition to the first rotation mechanism 21 and the second rotation mechanism 22.
  • the control unit 24 inputs a signal having a predetermined antenna inclination angle ⁇ to the third rotation mechanism 53, so that the third rotation mechanism 53 has a third antenna inclination angle ⁇ based on the signal. It rotates around the rotation axis I3.
  • the control unit 24 based on the antenna inclination angle (necessary coverage angle) ⁇ 1 necessary for obtaining the required coverage, and the angle (antenna coverage angle) ⁇ 2 of the antenna coverage E,
  • the antenna coverage angle ⁇ 2 is the maximum beam swing angle of the radio wave that the antenna 23 can radiate.
  • the minimum antenna inclination angle ⁇ is the minimum antenna inclination angle ⁇ allowed when the target is not in front (in the roll axis direction).
  • the control unit 24 calculates the minimum antenna inclination angle ⁇ based on the necessary coverage angle ⁇ 1 and the antenna coverage angle ⁇ 2.
  • the control unit 24 calculates the minimum antenna inclination angle ⁇ , and if the minimum antenna inclination angle ⁇ is smaller than zero ( ⁇ ⁇ 0), the rotation by the third rotation mechanism 53 is executed assuming that the minimum antenna inclination angle ⁇ is zero. do not do.
  • the control unit 24 calculates the minimum antenna inclination angle ⁇ , and performs rotation by the third rotation mechanism 53 so that the minimum antenna inclination angle ⁇ is equal to or greater than zero when the minimum antenna inclination angle ⁇ is equal to or greater than zero.
  • the third rotation mechanism 53 can set the inclination angle of the second rotation axis I2 with respect to the first rotation axis I1 to an appropriate angle. For example, toward the detected target object.
  • the second rotation axis I2 may be inclined with respect to the first rotation axis I1 so that the antenna surface 28 stands up, that is, the area of the antenna surface 28 is maximized in the direction in which the target and the antenna surface 28 face each other. it can. For this reason, since the loss of the electric wave radiated
  • the coverage area can be made wider.
  • the third rotating mechanism 53 can be made more versatile by inclining the second rotating shaft I2 with respect to the first rotating shaft I1.

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Abstract

所定の偏波面となる電波を放射するアンテナ面２８を有するアンテナ２３と、アンテナ２３に接続され、アンテナ面２８に直交する法線方向を第２回転軸Ｉ２の軸方向とし、第２回転軸Ｉ２を中心に、アンテナ２３を回転させる第２回転機構２２と、第２回転機構２２に接続され、第２回転軸Ｉ２に対して傾斜する方向を第１回転軸Ｉ１の軸方向とし、第１回転軸Ｉ１を中心に、アンテナ２３及び第２回転機構２２を回転させる第１回転機構２１と、を備える。

Description

レーダ装置及び航空機
　本発明は、レーダ装置及び航空機に関するものである。
　従来、レーダ装置として、ジンバル機構によりアンテナの向きを変化させて、電波ビームを放射するものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
特開平０７－０９１８９６号公報
　ジンバル機構は、レーダの覆域を拡大させるために、アンテナの向きを変化させている。ここで、ジンバル機構としては、例えば、２つの軸が直交するものがある。このようなジンバル機構は、各軸のジンバルリングを配置することになる。ジンバルリングを配置する場合、ジンバルリングがアンテナを覆わないように、アンテナは、ジンバル機構から突き出した状態で配置されることになる。このとき、アンテナを突き出して配置することから、ジンバル機構には、アンテナのカウンターウェイトを設ける必要が生じる。このため、ジンバル機構を用いたレーダ装置は、そのボリュームが大きくなり、重量が増大してしまう。よって、重量制限が厳しい機体に対して、ジンバル機構を有するレーダ装置を搭載することは困難となる。一方、ジンバル機構を用いずに、レーダの覆域を拡大する場合、アンテナを複数設けることが考えられるが、この場合も、レーダ装置のボリュームが大きくなってしまう。
　そこで、本発明は、覆域を広域なものとしつつ、コンパクトな構成とすることができるレーダ装置及び航空機を提供することを課題とする。
　本発明のレーダ装置は、所定の偏波面となる電波を放射するアンテナ面を有するアンテナと、前記アンテナに接続され、前記アンテナ面に直交する法線方向を第２回転軸の軸方向とし、前記第２回転軸を中心に、前記アンテナを回転させる第２回転機構と、前記第２回転機構に接続され、前記第２回転軸に対して傾斜する方向を第１回転軸の軸方向とし、前記第１回転軸を中心に、前記アンテナ及び前記第２回転機構を回転させる第１回転機構と、を備えることを特徴とする。
　この構成によれば、第２回転軸に対して第１回転軸が傾斜していることから、第１回転機構により第１回転軸を中心に、アンテナ及び第２回転機構を回転させることで、アンテナの向き、すなわち、電波の放射方向を変化させることができる。このため、レーダ装置の覆域を広域なものとすることができる。このとき、第１回転機構によりアンテナの向きを変えると、アンテナの偏波面の向きも変更されることから、第２回転機構により第２回転軸を中心に、アンテナ面内においてアンテナを回転させることで、偏波面の向きを所定の向きとすることができる。このため、アンテナの偏波面を、レーダ装置の運用に適した所定の向きとすることができる。特に、アンテナがレドーム内に設けられる場合には、偏波面の向きを一定の向きとすることで、レドーム特性の変化による探知性能の劣化を抑制することができる。そして、第１回転機構が第２回転機構に接続され、第２回転機構がアンテナに接続されて、これらの回転機構が回転動作を行うことで、ジンバル機構等のボリュームの大きい機構を設けることなく、アンテナの向きを簡易な構成で容易に変化させることができることから、コンパクトな構成とすることができる。
　また、前記第１回転軸は、前記アンテナが搭載される機体のロール軸であることが、好ましい。
　この構成によれば、機体のロール軸を中心に、アンテナの向きを変更することができるため、機体のロール軸を中心とした覆域の拡大を図ることができる。
　また、前記第１回転機構及び前記第２回転機構を制御する制御部を、さらに備え、基準となる基準偏波面が予め設定されており、前記制御部は、前記アンテナの前記偏波面が、前記基準偏波面となるように、前記第１回転機構及び前記第２回転機構を制御することが、好ましい。
　この構成によれば、アンテナの向きを変更しても、アンテナの偏波面を基準偏波面に維持することができるため、探知性能の劣化を抑制することができる。
　また、前記制御部は、前記第１回転機構の回転方向を正回転方向に制御する場合、前記第２回転機構の回転方向を逆回転方向に制御することが、好ましい。
　この構成によれば、第１回転機構の回転により正回転方向に変化するアンテナの偏波面の向きを、第２回転機構の逆回転方向への回転によって、キャンセル（相殺）することができるため、アンテナの偏波面を基準偏波面に容易に維持することができる。
　また、前記基準偏波面は、前記アンテナが搭載される機体の機体座標系を基準として固定される偏波面であることが、好ましい。
　この構成によれば、機体に対して基準偏波面を固定することにより、例えば、アンテナがレドーム内に設けられる場合には、偏波面の向きを一定の向きにできるため、レドーム特性の変化による探知性能の劣化を抑制することができる。
　また、前記基準偏波面は、地上座標系を基準として固定される偏波面であることが、好ましい。
　この構成によれば、地上に対して基準偏波面を固定することにより、アンテナが搭載される機体の姿勢が変化する場合であっても、地上の空間における偏波面の向きを一定の向きにできるため、機体の姿勢の変化による探知性能の劣化を抑制することができる。なお、地上座標系を基準として固定される偏波面としては、例えば、垂直偏波の偏波面である。
　また、前記制御部は、前記アンテナが搭載される機体の姿勢角に関する情報である姿勢情報を取得しており、前記姿勢情報に基づいて、前記アンテナの前記偏波面が、地上座標系を基準として固定される前記基準偏波面となるように、前記第１回転機構及び前記第２回転機構を制御することが、好ましい。
　この構成によれば、機体の姿勢が変化する場合であっても、アンテナの偏波面を、地上に対して固定された基準偏波面に維持することができるため、探知性能の劣化を抑制することができる。
　また、前記基準偏波面を、前記アンテナが搭載される機体の機体座標系を基準として固定する偏波面機体固定モードと、前記基準偏波面を、地上座標系を基準として固定する偏波面地上固定モードと、が予め用意されており、前記制御部は、前記偏波面機体固定モードと、前記偏波面地上固定モードとを切り替える切替回路を有することが、好ましい。
　この構成によれば、偏波面機体固定モードと偏波面地上固定モードとを適宜切り替えることができるため、汎用性を高いものとすることができる。
　また、前記制御部は、前記第１回転機構と前記第２回転機構とを個別に制御しており、前記第１回転機構に向けて第１角度指令信号を入力し、前記第２回転機構に向けて第２角度指令信号を入力して、前記第１回転機構と前記第２回転機構とを同時に制御することが、好ましい。
　この構成によれば、第１回転機構と第２回転機構とを同時に個別制御することで、第１回転機構と第２回転機構とを迅速に制御することができるため、タイムラグを抑制することができ、精度のよい迅速な探知を行うことができる。
　また、前記第２回転軸上に設けられると共に前記第２回転軸に直交する方向を第３回転軸の軸方向とし、前記第３回転軸を中心に、前記第１回転軸に対して前記第２回転軸を傾斜させる第３回転機構を、さらに備えることが、好ましい。
　この構成によれば、第３回転機構により、第１回転軸に対する第２回転軸の傾斜角度を適切な角度にできるため、例えば、探知した目標物に向かってアンテナ面を立てる、つまり目標物とアンテナ面とが対向する方向において、アンテナ面の面積が最大となるように、第１回転軸に対して第２回転軸を傾斜させることができる。このため、アンテナ面から放射される電波の損失を抑えることができるため、探知距離を長くすることができ、より遠くの目標物を探知することが可能となる。また、例えば、アンテナ面を寝かす、つまり、第１回転軸に対する第２回転軸の傾斜角度を大きくすることで、覆域をより広範囲なものにすることができる。以上から、第３回転機構により、第１回転軸に対して第２回転軸を傾斜させることで、より汎用性を高いものとすることができる。
　本発明の航空機は、上記のレーダ装置と、前記レーダ装置を機首に搭載する機体と、を備えることを特徴とする。
　この構成によれば、覆域が広域となるコンパクトなレーダ装置により、目標物を好適に探知することができる。
図１は、実施形態１に係るレーダ装置が設けられる航空機を模式的に示す斜視図である。 図２は、実施形態１に係るレーダ装置を模式的に示す斜視図である。 図３は、実施形態１に係るレーダ装置の覆域に関する説明図である。 図４は、実施形態１に係るレーダ装置の制御部に関する説明図である。 図５は、実施形態２に係るレーダ装置を模式的に示す斜視図である。 図６は、実施形態２に係るレーダ装置の覆域に関する説明図である。 図７は、実施形態２に係るレーダ装置の制御部に関する説明図である。
　以下に、本発明に係る実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能であり、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせることも可能である。
［実施形態１］
　実施形態１に係るレーダ装置１０は、例えば、図１に示すように、航空機１の機体５の機首に搭載されるものであり、目標物を探知するものとなっている。ここで、図１は、実施形態１に係るレーダ装置が設けられる航空機を模式的に示す斜視図である。図２は、実施形態１に係るレーダ装置を模式的に示す斜視図である。図３は、実施形態１に係るレーダ装置の覆域に関する説明図である。図４は、実施形態１に係るレーダ装置の制御部に関する説明図である。
　図１に示すように、航空機１は、機首と機尾とを結ぶ方向がロール軸の軸方向となっており、ロール軸に直交する左翼と右翼とを結ぶ方向がピッチ軸の軸方向となっており、ロール軸及びピッチ軸に直交する方向がヨー軸の軸方向となっている。航空機１は、機体５の姿勢を検出する姿勢検出センサ７が設けられており（図２参照）、後述するレーダ装置１０の制御部２４に電気的に接続されている。姿勢検出センサ７は、例えば、ジャイロセンサが適用され、機体５の姿勢角θ２に関する情報である姿勢情報を制御部２４へ向けて出力している。ここで、機体５の姿勢角θ２は、ロール軸を中心として、機体５が水平状態から傾斜したときの傾斜角度である。
　次に、図１及び図２を参照して、レーダ装置１０について説明する。レーダ装置１０は、図１に示すように、機体５の機首に設けられるレドームの内部に設けられている。このレーダ装置１０は、第１回転機構２１と、第２回転機構２２と、アンテナ２３と、制御部２４とを備えている。
　第１回転機構２１は、アンテナ２３の向きを変更して、アンテナ２３の覆域を変更するものである。第１回転機構２１は、機体５の図示しないフレームに固定されている。第１回転機構２１は、第１回転軸Ｉ１を有しており、第１回転軸Ｉ１の軸方向は、航空機１のロール軸と同じ方向となっている。そして、第１回転機構２１は、第１回転軸Ｉ１の固定側が基端側（機尾側）となっており、第１回転軸Ｉ１の先端側（機首側）が回転側となっている。第１回転機構２１は、制御部２４が電気的に接続されており、制御部２４により回転動作が制御されている。第１回転機構２１は、その回転側に、第２回転機構２２が接続されている。そして、第１回転機構２１は、第１回転軸Ｉ１を中心に、所定の回転角となるように、接続される第２回転機構２２を回転させる。
　第２回転機構２２は、アンテナ２３の偏波面の向きを変更するものである。第２回転機構２２は、その基端側（機尾側）が、第１回転機構２１に接続されている。第２回転機構２２は、第２回転軸Ｉ２を有しており、第２回転軸Ｉ２の軸方向は、第１回転軸Ｉ１に対して傾斜する軸となっている。第１回転軸Ｉ１に対する第２回転軸Ｉ２の傾斜角度は、アンテナ傾斜角φとして規定される（図３参照）。そして、第２回転機構２２は、第２回転軸Ｉ２の基端側（機尾側）が第１回転機構２１との接続側となっており、第２回転軸Ｉ２の先端側（機首側）が回転側となっている。第２回転機構２２は、制御部２４が電気的に接続されており、制御部２４により回転動作が制御されている。第２回転機構２２は、その回転側に、アンテナ２３が接続されている。そして、第２回転機構２２は、第２回転軸Ｉ２を中心に、所定の回転角となるように、接続されるアンテナ２３を回転させる。
　アンテナ２３は、指向性を有する電波を放射可能なアンテナとなっており、例えば、複数のアンテナ素子がアレイ状に配置されたフェーズドアレイアンテナが適用されている。アンテナ２３は、所定の偏波面となる電波を放射するアンテナ面２８を有しており、アンテナ面２８は、平坦な面となっている。また、アンテナ面２８は、円形状に形成されている。このようなアンテナ２３の覆域は、第２回転軸Ｉ２を中心として、アンテナ面２８から外側に放射状に広がる領域である所定のアンテナ覆域Ｅとなっている（図３参照）。
　また、このアンテナ２３から放射される電波の偏波面は、電波における電界の振動と電波の伝搬方向とを含む面となっており、アンテナ面２８に対して直交する面となっている。詳細は後述するが、アンテナ面２８から放射される電波の偏波面は、予め設定された基準偏波面となるように維持される。
　制御部２４は、第１回転機構２１及び第２回転機構２２を個別に制御可能となっている。制御部２４は、第１回転機構２１へ第１角度指令信号を入力することにより、第１回転機構２１は、第１角度指令信号に基づく所定の回転角となるように、第１回転軸Ｉ１を中心に回転する。また、制御部２４は、第２回転機構２２へ第２角度指令信号を入力することにより、第２回転機構２２は、第２角度指令信号に基づく所定の回転角となるように、第２回転軸Ｉ２を中心に回転する。
　具体的に、制御部２４は、アンテナ２３の偏波面が、基準偏波面となるように、第１回転機構２１及び第２回転機構２２を制御する。ここで、基準偏波面は、２つ用意されており、地上の地上座標系を基準として固定される偏波面と、機体５の機体座標系を基準として固定される偏波面とがある。地上の地上座標系を基準として固定される偏波面は、地上に対して垂直となる垂直偏波の偏波面である。なお、実施形態１では、垂直偏波の偏波面としたが、レーダ装置１０の運用に応じて、水平偏波の偏波面としてもよい。また、機体５の機体座標系を基準として固定される偏波面は、例えば、機体５のロール軸とヨー軸とを含む面となる偏波面である。なお、実施形態１では、機体５のロール軸とヨー軸とを含む偏波面としたが、レドームの特性に応じた偏波面としてもよく、特に限定されない。
　そして、制御部２４は、図４に示すように、機体座標系を基準として固定する偏波面機体固定モードと、地上座標系を基準として固定する偏波面地上固定モードと、を切り替える切替回路３１を有している。切替回路３１は、偏波面機体固定モードの実行時において、姿勢情報が入力されないＯＦＦ状態となる一方で、偏波面地上固定モードの実行時において、姿勢情報が入力されるＯＮ状態となる。つまり、制御部２４は、切替回路３１をＯＮ状態とすることで、偏波面地上固定モードとなり、切替回路３１をＯＦＦ状態とすることで、偏波面機体固定モードとなる。
　次に、偏波面機体固定モードの場合における、制御部２４の第１回転機構２１及び第２回転機構２２の制御について説明する。制御部２４は、偏波面機体固定モードにおいて、アンテナ２３の偏波面が、機体座標系に固定された所定の基準偏波面となるように、第１回転機構２１及び第２回転機構２２を制御する。制御部２４は、切替回路３１がＯＦＦ状態となっていることから、姿勢情報が入力されず、要求されるアンテナの向き、すなわち、アンテナ覆域Ｅを拡大させたい方向（覆域拡大方向）となるような回転角θ１に基づいて、第１回転機構２１及び第２回転機構２２を回転させる。
　具体的に、制御部２４は、第１回転機構２１に対して第１角度指令信号として、回転角θ１を入力する。ここで、偏波面機体固定モードにおいて、制御部２４は、第１回転機構２１を正回転方向に回転させて回転角θ１とする場合、アンテナ２３の向きと共に偏波面の向きも正回転方向に変更される。このため、制御部２４は、回転角θ１と同じ角度分だけ、第２回転機構２２の回転方向を逆回転方向に回転させる。つまり、制御部２４は、第２回転機構２２に対して第２角度指令信号として、回転角－θ１を入力する。このため、制御部２４は、第１回転機構２１による偏波面の正回転方向への回転を、第２回転機構２２による偏波面の逆回転方向への回転により相殺できることから、偏波面を基準偏波面に維持させることができる。なお、第１回転機構２１を逆回転方向とし、第２回転機構２２を正回転方向としてもよい。
　次に、偏波面地上固定モードの場合における、制御部２４の第１回転機構２１及び第２回転機構２２の制御について説明する。制御部２４は、偏波面地上固定モードにおいて、アンテナ２３の偏波面が、地上座標系に固定された所定の基準偏波面となるように、第１回転機構２１及び第２回転機構２２を制御する。制御部２４は、切替回路３１がＯＮ状態となっていることから、姿勢情報（姿勢角θ２の情報）が入力されるため、入力された姿勢情報と、要求されるアンテナ覆域Ｅとなるような回転角θ１とに基づいて、第１回転機構２１及び第２回転機構２２を回転させる。
　具体的に、制御部２４は、第１回転機構２１に対して第１角度指令信号として、回転角θ１を入力する。ここで、偏波面地上固定モードにおいても、制御部２４は、第１回転機構２１を正回転方向に回転させて回転角θ１とする場合、アンテナ２３の向きと共に偏波面の向きも正回転方向に変更され、加えて、機体５の姿勢角θ２によっても偏波面の向きが変更される。このため、制御部２４は、回転角θ１と同じ角度分だけ、第２回転機構２２の回転方向を逆回転方向に回転させると共に、姿勢検出センサ７により検出された機体５の姿勢角θ２と同じ角度分だけ、第２回転機構２２の回転方向を逆回転方向に回転させる。つまり、制御部２４は、第２回転機構２２に対して第２角度指令信号として、回転角－θ１と、姿勢角－θ２とを合算させた値を入力する。このため、制御部２４は、第１回転機構２１による偏波面の正回転方向への回転を、第２回転機構２２による偏波面の逆回転方向への回転により相殺でき、また、機体５の姿勢の変化による偏波面の回転を、第２回転機構２２による回転により相殺できることから、偏波面を基準偏波面に維持させることができる。なお、第１回転機構２１の正回転方向は、右回りまたは左回りのいずれであってもよく、同様に、第２回転機構２２の逆回転方向は、第１回転機構２１の正回転方向の逆の回転方向であればいずれであってもよい。
　このように、制御部２４は、第１回転機構２１と第２回転機構２２とを個別に制御しており、第１回転機構２１に向けて第１角度指令信号を入力し、第２回転機構２２に向けて第２角度指令信号を入力するため、第１回転機構２１と第２回転機構２２とを同時に制御する。
　以上のように、実施形態１によれば、第２回転軸Ｉ２に対して第１回転軸Ｉ１が傾斜していることから、第１回転機構２１により第１回転軸Ｉ１を中心に、アンテナ２３及び第２回転機構２２を回転させることで、アンテナ２３の向き、すなわち、電波の放射方向を変化させることができる。このため、レーダ装置１０の覆域を広域なものとすることができる。このとき、第１回転機構２１によりアンテナ２３の向きを変えると、アンテナ２３の偏波面の向きも変更されることから、第２回転機構２２により第２回転軸Ｉ２を中心に、アンテナ面２８内においてアンテナ２３を回転させることで、偏波面の向きを所定の向きとすることができる。このため、アンテナ２３の偏波面を、レーダ装置１０の運用に適した所定の向きとすることができる。そして、第１回転機構２１が第２回転機構２２に接続され、第２回転機構２２がアンテナ２３に接続されて、これらの回転機構２１，２２が回転動作を行うことで、ジンバル機構等のボリュームの大きい機構を設けることなく、アンテナ２３の向きを簡易な構成で容易に変化させることができることから、コンパクトな構成とすることができる。
　また、実施形態１によれば、機体５のロール軸を中心に、アンテナ２３の向きを変更することができるため、機体５のロール軸を中心とした覆域の拡大を図ることができる。
　また、実施形態１によれば、アンテナ２３の向きを変更しても、アンテナ２３の偏波面を基準偏波面に維持することができるため、探知性能の劣化を抑制することができる。
　また、実施形態１によれば、第１回転機構２１の回転により正回転方向に変化するアンテナ２３の偏波面の向きを、第２回転機構２２の逆回転方向への回転によって、キャンセル（相殺）することができるため、アンテナ２３の偏波面を基準偏波面に容易に維持することができる。
　また、実施形態１によれば、偏波面機体固定モードにおいて、機体５に対して基準偏波面を固定することにより、例えば、アンテナ２３がレドーム内に設けられる場合には、偏波面の向きを一定の向きにできるため、レドーム特性の変化による探知性能の劣化を抑制することができる。
　また、実施形態１によれば、偏波面地上固定モードにおいて、地上に対して基準偏波面を固定することにより、アンテナ２３が搭載される機体５の姿勢が変化する場合であっても、地上の空間における偏波面の向きを一定の向きにできるため、機体５の姿勢の変化による探知性能の劣化を抑制することができる。
　また、実施形態１によれば、切替回路３１により偏波面機体固定モードと偏波面地上固定モードとを適宜切り替えることができるため、レーダ装置１０の汎用性を高いものとすることができる。
　また、実施形態１によれば、第１回転機構２１と第２回転機構２２とを同時に個別制御することで、第１回転機構２１と第２回転機構２２とを迅速に制御することができるため、タイムラグを抑制することができ、精度のよい迅速な探知を行うことができる。
　また、実施形態１によれば、覆域が広域となるコンパクトなレーダ装置１０により、目標物を好適に探知することができる。
［実施形態２］
　次に、図５から図７を参照して、実施形態２に係るレーダ装置５０について説明する。なお、実施形態２では、重複した記載を避けるべく、実施形態１と異なる部分について説明し、実施形態１と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図５は、実施形態２に係るレーダ装置を模式的に示す斜視図である。図６は、実施形態２に係るレーダ装置の覆域に関する説明図である。図７は、実施形態２に係るレーダ装置の制御部に関する説明図である。
　実施形態２のレーダ装置５０は、実施形態１のレーダ装置１０に加え、第３回転機構５３をさらに備えたものとなっている。
　第３回転機構５３は、アンテナ２３の向きを変更して、アンテナ２３の覆域を変更するものである。第３回転機構５３は、第１回転機構２１と第２回転機構２２との間に設けられている。第３回転機構５３は、第２回転軸Ｉ２上に設けられる第３回転軸Ｉ３を有しており、第３回転軸Ｉ３の軸方向は、第２回転軸Ｉ２に直交する方向となっている。そして、第３回転機構５３は、その機尾側に第１回転機構２１が接続され、その機首側に第２回転機構２２が接続されている。第３回転機構５３は、制御部２４が電気的に接続されており、制御部２４により回転動作が制御されている。第３回転機構５３は、第３回転軸Ｉ３を中心に、所定のアンテナ傾斜角φとなるように、第１回転機構２１の第１回転軸Ｉ１に対して第２回転機構２２の第２回転軸Ｉ２を傾斜させる。
　制御部２４は、第１回転機構２１及び第２回転機構２２に加え、第３回転機構５３を個別に制御可能となっている。制御部２４は、第３回転機構５３へ所定のアンテナ傾斜角φとなる信号を入力することにより、第３回転機構５３は、当該信号に基づく所定のアンテナ傾斜角φとなるように、第３回転軸Ｉ３を中心に回転する。
　具体的に、制御部２４は、要求された覆域とするために必要なアンテナ傾斜角（必要覆域角度）φ１と、アンテナ覆域Ｅの角度（アンテナ覆域角度）φ２とに基づいて、最小となるアンテナ傾斜角（最小アンテナ傾斜角）φとなるように、第３回転機構５３を制御する。つまり、最小アンテナ傾斜角φは、必要覆域角度φ１から、アンテナ覆域角度φ２を引いたものであり、「φ＝φ１－φ２」となる。ここで、アンテナ覆域角度φ２は、アンテナ２３が放射可能な電波の最大ビーム振り角度である。また、最小アンテナ傾斜角φは、目標物が正面に（ロール軸方向）にいない場合に許容される最小のアンテナ傾斜角φとなっている。
　制御部２４は、必要覆域角度φ１及びアンテナ覆域角度φ２を取得すると、必要覆域角度φ１及びアンテナ覆域角度φ２に基づいて、最小アンテナ傾斜角φを算出する。制御部２４は、最小アンテナ傾斜角φを算出し、最小アンテナ傾斜角φがゼロより小さい場合（φ＜０）、最小アンテナ傾斜角φがゼロであるとして、第３回転機構５３による回転を実行しない。一方で、制御部２４は、最小アンテナ傾斜角φを算出し、最小アンテナ傾斜角φがゼロ以上である場合、最小アンテナ傾斜角φとなるように、第３回転機構５３による回転を実行する。
　以上のように、実施形態２によれば、第３回転機構５３により、第１回転軸Ｉ１に対する第２回転軸Ｉ２の傾斜角度を適切な角度にできるため、例えば、探知した目標物に向かってアンテナ面２８を立てる、つまり目標物とアンテナ面２８とが対向する方向において、アンテナ面２８の面積が最大となるように、第１回転軸Ｉ１に対して第２回転軸Ｉ２を傾斜させることができる。このため、アンテナ面２８から放射される電波の損失を抑えることができるため、探知距離を長くすることができ、より遠くの目標物を探知することが可能となる。また、例えば、アンテナ面２８を寝かす、つまり、第１回転軸Ｉ１に対する第２回転軸Ｉ２の傾斜角度を大きくすることで、覆域をより広範囲なものにすることができる。以上から、第３回転機構５３により、第１回転軸Ｉ１に対して第２回転軸Ｉ２を傾斜させることで、より汎用性を高いものとすることができる。
　１　航空機
　５　機体
　７　姿勢検出センサ
　１０　レーダ装置
　２１　第１回転機構
　２２　第２回転機構
　２３　アンテナ
　２４　制御部
　２８　アンテナ面
　３１　切替回路
　５０　レーダ装置（実施形態２）
　５３　第３回転機構
　Ｉ１　第１回転軸
　Ｉ２　第２回転軸
　Ｉ３　第３回転軸
　φ　アンテナ傾斜角
　φ１　必要覆域角度
　φ２　アンテナ覆域角度
　Ｅ　アンテナ覆域

Claims (11)

  1. 　所定の偏波面となる電波を放射するアンテナ面を有するアンテナと、
    　前記アンテナに接続され、前記アンテナ面に直交する法線方向を第２回転軸の軸方向とし、前記第２回転軸を中心に、前記アンテナを回転させる第２回転機構と、
    　前記第２回転機構に接続され、前記第２回転軸に対して傾斜する方向を第１回転軸の軸方向とし、前記第１回転軸を中心に、前記アンテナ及び前記第２回転機構を回転させる第１回転機構と、を備えることを特徴とするレーダ装置。
  2. 　前記第１回転軸は、前記アンテナが搭載される機体のロール軸であることを特徴とする請求項１に記載のレーダ装置。
  3. 　前記第１回転機構及び前記第２回転機構を制御する制御部を、さらに備え、
    　基準となる基準偏波面が予め設定されており、
    　前記制御部は、前記アンテナの前記偏波面が、前記基準偏波面となるように、前記第１回転機構及び前記第２回転機構を制御することを特徴とする請求項１または２に記載のレーダ装置。
  4. 　前記制御部は、前記第１回転機構の回転方向を正回転方向に制御する場合、前記第２回転機構の回転方向を逆回転方向に制御することを特徴とする請求項３に記載のレーダ装置。
  5. 　前記基準偏波面は、前記アンテナが搭載される機体の機体座標系を基準として固定される偏波面であることを特徴とする請求項３または４に記載のレーダ装置。
  6. 　前記基準偏波面は、地上座標系を基準として固定される偏波面であることを特徴とする請求項３から５のいずれか１項に記載のレーダ装置。
  7. 　前記制御部は、前記アンテナが搭載される機体の姿勢角に関する情報である姿勢情報を取得しており、前記姿勢情報に基づいて、前記アンテナの前記偏波面が、地上座標系を基準として固定される前記基準偏波面となるように、前記第１回転機構及び前記第２回転機構を制御することを特徴とする請求項６に記載のレーダ装置。
  8. 　前記基準偏波面を、前記アンテナが搭載される機体の機体座標系を基準として固定する偏波面機体固定モードと、
    　前記基準偏波面を、地上座標系を基準として固定する偏波面地上固定モードと、が予め用意されており、
    　前記制御部は、前記偏波面機体固定モードと、前記偏波面地上固定モードとを切り替える切替回路を有することを特徴とする請求項３から７のいずれか１項に記載のレーダ装置。
  9. 　前記制御部は、前記第１回転機構と前記第２回転機構とを個別に制御しており、前記第１回転機構に向けて第１角度指令信号を入力し、前記第２回転機構に向けて第２角度指令信号を入力して、前記第１回転機構と前記第２回転機構とを同時に制御することを特徴とする請求項３から８のいずれか１項に記載のレーダ装置。
  10. 　前記第２回転軸上に設けられると共に前記第２回転軸に直交する方向を第３回転軸の軸方向とし、前記第３回転軸を中心に、前記第１回転軸に対して前記第２回転軸を傾斜させる第３回転機構を、さらに備えることを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載のレーダ装置。
  11. 　請求項１から１０のいずれか１項に記載のレーダ装置と、
    　前記レーダ装置を機首に搭載する機体と、を備えることを特徴とする航空機。
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