WO2019039514A1 - 制御装置 - Google Patents

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WO2019039514A1
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正伸 堀本
文義 村瀬
山口　誠
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三菱電機株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to an apparatus for controlling an antenna device installed on the ground that receives and tracks radio waves from a moving object such as a satellite.
  • a radio wave (signal) transmitted from a mobile satellite is received by an antenna, and a sum signal and a difference signal are derived from the received signal.
  • the sum signal and the difference signal are derived from an auxiliary feed system provided in a feed circuit of the antenna.
  • Methods of deriving the sum signal and the difference signal include a multi-horn method, a high-order mode method, a combination method, and the like.
  • the sum signal is a signal obtained by adding the signals received at each part of the antenna, and exhibits a maximum value when the main beam axis of the antenna coincides with the mobile satellite.
  • the difference signal is a signal for which the signal difference received at each part of the antenna is obtained, and indicates the minimum value when the main beam axis of the antenna coincides with the mobile satellite.
  • the absolute value of the magnitude of the difference signal represents the magnitude of the deviation of the main beam axis.
  • the phase difference between the sum signal and the difference signal represents the direction on the celestial sphere of the deviation of the main beam axis.
  • the sum signal and the difference signal are out of phase with each other.
  • the phase shift is caused because the sum signal and the difference signal are processed by a low noise amplifier, a complex circuit such as a frequency converter, and there is a difference in line length. If the phase difference between the sum signal and the difference signal is not correct, even if the main beam axis is controlled by the angle measurement error signal generated based on the phase difference, the main beam axis should be directed in the direction in which the mobile satellite's radio waves arrive. Can not. Therefore, before performing the automatic tracking, the phase of the angle measurement error signal is adjusted so that the angle measurement error signal is directed to the direction on the celestial sphere of the deviation of the main beam axis.
  • a method of adjusting the phase of the angle measurement error signal there is a method of adjusting the phase by tracking radio waves received by the sun and tracking the sun (see Patent Document 2). Also, before starting the automatic tracking, a first vector representing the difference between the direction of the command value of the main beam axis and the actual direction, and a second vector representing the deviation of the main beam axis obtained from the sum signal and the difference signal. There are methods of adjusting the phase of the angle measurement error signal so that the difference vectors of the first vector and the second vector become the same at two different points in time (see Patent Document 3).
  • JP 11-38112 A Patent No. 3678154 Patent No. 6004896
  • the frequency used by satellites varies from satellite to satellite, and the phase shift changes with the frequency of radio waves.
  • the half width of the antenna beam is smaller than the visual diameter of the sun, the output of the angle measurement error signal decreases or is not output. Therefore, in the case of an antenna having a small antenna beam half width, the method of tracking the sun and adjusting the phase can not be used.
  • Patent document 3 is a document regarding a method of adjusting the phase when tracking a satellite without using the sun.
  • the algorithm described in Patent Document 3 when the radio wave intensity is weak, in other words, when the signal-to-noise ratio is bad, the calculation accuracy of the phase to be adjusted is deteriorated. If tracking control is performed using the angle measurement error signal whose phase has been adjusted incorrectly, the tracking accuracy deteriorates, and in the worst case, tracking can not be performed.
  • An object of the present invention is to be able to track a communication partner more accurately than in the past even when the signal-to-noise ratio of radio waves is poor.
  • the control device receives a radio wave from the other party of communication and receives the command value of the pointing direction in which the antenna generating the received signal is directed, and the pointing direction is set so that the difference with the command value approaches zero.
  • the antenna drive control unit that controls the antenna drive unit that changes the program control unit that generates a command value that changes in accordance with the determined change scenario and outputs the command value to the antenna drive control unit Arrival direction error that represents the difference between the arrival direction, which is the arrival direction of the radio wave, and the pointing direction, which is obtained from the signal, and the actual measurement of the pointing direction, which is the actual measurement value of the pointing direction From the error measurement data generation unit that generates error measurement data including values and at least three error measurement data obtained with different command values during operation of the program control unit A correction value calculation unit that calculates a phase correction value that is an angle by which the difference is rotated, and tracking control that outputs a value obtained by adding an arrival direction error corrected by the phase correction value to the directivity direction actual value as a
  • FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of an antenna control apparatus according to Embodiment 1.
  • FIG. 7 is a diagram showing an example of a locus for changing the pointing direction when the antenna control apparatus according to Embodiment 1 performs program tracking.
  • FIG. 7 is a diagram for explaining a process of correcting an angle measurement error vector using the phase correction value calculated by the antenna control device according to Embodiment 1 and the sensitivity coefficient.
  • FIG. 6 is a flowchart for describing a procedure in the case of tracking a moving object by the antenna control device according to Embodiment 1.
  • FIG. FIG. 6 is a diagram showing an example of an actual measurement value of the directivity direction measured when changing the directivity direction in order to calculate a correction parameter by the antenna control device according to Embodiment 1, and a locus of an angle measurement error signal. It is a figure which shows the time change of the measurement data in the case of FIG. In the case of FIG.
  • FIG. 8 it is a figure which shows the locus
  • FIG. 7 is a diagram showing another example of the actual value of the directivity direction measured when changing the directivity direction in order to calculate the correction parameter by the antenna control device according to the first embodiment and the locus of the angle measurement error signal. . It is a figure which shows the time change of the measurement data in the case of FIG.
  • FIG. 12 is a diagram showing a measured value of a pointing direction corrected by a phase correction value and a sensitivity coefficient and a locus of an angle measurement error signal in the case of FIG.
  • FIG. 17 is a diagram showing time change of a phase correction value and a sensitivity coefficient in the case shown in FIG. 16. It is a figure which shows the structure of the antenna system containing the antenna control apparatus which concerns on Embodiment 3 of this invention.
  • FIG. 7 is a block diagram showing the configuration of an antenna control apparatus according to Embodiment 2; It is a figure which shows the relationship between the drive axis of an antenna, and the detection axis of a tracking receiver.
  • FIG. 16 is a flowchart for explaining the operation of the antenna control device according to Embodiment 2.
  • FIG. 8 is a diagram showing the measured values of the directivity direction corrected by the orthogonality, phase correction value, AZ sensitivity coefficient, and EL sensitivity coefficient calculated by the antenna control device according to Embodiment 2 in the case of FIG. It is.
  • FIG. 11 is a diagram showing measured values of the directivity direction corrected by the orthogonality, phase correction value, AZ sensitivity coefficient, and EL sensitivity coefficient calculated by the antenna control device according to Embodiment 2 in the case of FIG. It is.
  • FIG. 16 is a diagram showing an example of an actual measurement value of the directivity direction measured when changing the directivity direction in order to calculate a correction parameter by the antenna control device according to the second embodiment and a locus of an angle measurement error signal. It is a figure which shows the time change of the measurement data in the case of FIG. In the case of FIG.
  • FIG. 24 it is a figure which shows the locus
  • FIG. 24 it is a figure which shows the locus
  • FIG. 16 is a block diagram of an antenna control device according to Embodiment 3.
  • FIG. 16 is a diagram showing an angle measurement error signal obtained when the antenna control apparatus according to Embodiment 3 changes the pointing direction on the U-axis to calculate a correction parameter.
  • FIG. 17 is a diagram showing an angle measurement error signal obtained when the antenna control apparatus according to Embodiment 3 changes the directivity direction on the V-axis to calculate a correction parameter.
  • FIG. 17 is a diagram showing an example of a time sequence for automatically driving an antenna in the antenna control device according to Embodiment 3. When an antenna is driven automatically as shown in FIG.
  • FIG. 33 it is a figure which shows the angle measurement error signal which a tracking receiver produces
  • FIG. 16 is a diagram showing an uncorrected angle measurement error signal obtained when the azimuth angle is changed in the antenna control device according to the third embodiment.
  • FIG. 17 is a diagram showing an uncorrected angular measurement error signal obtained when the elevation angle is changed in the antenna control device according to the third embodiment.
  • FIG. 17 is a view showing angle measurement error signals at four points used for correction in the antenna control device according to the third embodiment.
  • FIG. 16 is a diagram showing angle measurement error signals at four points corrected in the antenna control device according to the third embodiment.
  • FIG. 17 is a diagram showing a corrected angle measurement error signal obtained when the azimuth angle is changed in the antenna control device according to the third embodiment.
  • FIG. 17 is a diagram showing a corrected angle measurement error signal obtained when the elevation angle is changed in the antenna control device according to the third embodiment. It is a figure which shows the structure of the antenna system containing the antenna control apparatus which concerns on Embodiment 4 of this invention.
  • FIG. 16 is a diagram showing a configuration of an antenna control apparatus according to Embodiment 4.
  • FIG. 17 is a flowchart for explaining the operation of the antenna control device according to Embodiment 4.
  • FIG. It is a figure which shows the structure of the antenna system containing the antenna control apparatus which concerns on Embodiment 5 of this invention.
  • FIG. 16 is a block diagram showing the configuration of an antenna control apparatus according to Embodiment 5;
  • FIG. 20 is a flowchart for explaining the operation of the antenna control device according to the fifth embodiment.
  • FIG. 16 is a block diagram showing the configuration of an antenna control apparatus according to Embodiment 6;
  • FIG. 20 is a flowchart for explaining the operation of the antenna control apparatus according to Embodiment 6.
  • Embodiment 1 An antenna system including a control device according to Embodiment 1 of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 4.
  • the antenna system 100 includes an antenna 1, an antenna mount 2, an antenna drive unit 3, a feeding device 4, a sum signal amplification converter 5, a difference signal amplification converter 6, and signal reception
  • the apparatus mainly includes a device 7, a tracking receiver 8, and an antenna control device 9.
  • the antenna 1 receives radio waves 11 from a moving object 10 such as a satellite or rocket.
  • the antenna mount 2 supports the antenna 1 so that the pointing direction in which the antenna 1 is directed can be changed.
  • the antenna drive unit 3 drives the antenna mount 2 to change the directivity direction of the antenna 1.
  • the feeding device 4 amplifies the transmission signal and feeds it to the antenna 1, and generates a sum signal (SUM) and a difference signal (ERROR) from the reception signal received by the antenna 1 by its auxiliary feeding system.
  • the sum signal amplification converter 5 amplifies the sum signal and converts it to an intermediate frequency.
  • the difference signal amplification converter 6 amplifies the difference signal and converts it to an intermediate frequency.
  • the signal receiver 7 demodulates the sum signal to obtain data transmitted from the moving object 10.
  • the tracking receiver 8 generates angle measurement error signals X and Y for driving the antenna mount 2 from the sum signal and the difference signal.
  • the antenna control device 9 controls the antenna drive unit 3 so that the antenna 1 is directed in the arrival direction, which is the direction in which radio waves from the moving object 10 arrive.
  • the pointing direction of the antenna 1 is measured by the pointing direction measurement unit 12.
  • the antenna 1 can change the pointing direction by the antenna mount 2.
  • the pointing direction is expressed by azimuth angle and elevation angle.
  • the directional measurement unit 12 receives a signal output from an angle detection encoder (azimuth encoder and elevation encoder) attached to the antenna 1.
  • the pointing direction measurement unit 12 measures an actual azimuth angle (referred to as an AZ actual angle) of the main beam axis of the antenna 1 from the signal output from the azimuth encoder, and the main beam axis from the signal output by the elevation encoder.
  • Measure the measured value of the elevation angle of (referred to as EL actual angle).
  • the pointing direction measurement unit 12 outputs the AZ actual angle and the EL actual angle to the antenna control device 9.
  • the pointing direction is expressed by a horizontal coordinate system in combination of an azimuth angle with a north at zero degree and a clockwise angle as a positive angle, and an elevation angle at a horizontal line with
  • the antenna mount 2 has an elevation mount 13, an azimuth mount 14, and a base portion 15.
  • the elevation frame 13 supports the antenna 1.
  • the azimuth mount 14 rotatably supports the elevation mount 13 about a horizontal elevation axis (EL axis).
  • the base portion 15 rotatably supports the azimuth pedestal 14 about a vertical azimuthal axis (AZ axis).
  • the azimuth may be called AZ angle, AZ.
  • the elevation angle may be called EL angle, EL.
  • the antenna control device 9 can also be applied to the case of an X / Y antenna mount.
  • the antenna drive unit 3 has an elevation drive unit 16 and an azimuth drive unit 17.
  • the elevation driver 16 changes the elevation angle of the elevation frame 13 with respect to the azimuth frame 14.
  • the azimuth drive unit 17 changes the azimuth of the azimuth stand 14 with respect to the base 15.
  • the elevation drive unit 16 and the azimuth drive unit 17 each have a servo control system.
  • the feeding device 4 amplifies and feeds the transmission signal of the microwave frequency band to the antenna 1 up to a predetermined power. Further, a sum signal (SUM) and a difference signal (ERROR) are generated from the received signal received by the antenna 1 by the auxiliary feeding system.
  • the sum signal amplification converter 5 amplifies the sum signal and converts the frequency of the amplified sum signal to a lower frequency.
  • the difference signal amplification converter 6 amplifies the difference signal and converts the frequency of the amplified difference signal to a lower frequency.
  • the signal receiver 7 processes and demodulates the sum signal input from the sum signal amplification converter 5 as a modulated communication signal.
  • the sum signal and the difference signal are input to the tracking receiver 8.
  • FIG. 2 is a diagram showing an example of changes with respect to offset angles of the sum signal and the difference signal generated by the antenna 1 and input to the tracking receiver 8.
  • the sum signal is represented by a solid line
  • the difference signal is represented by a broken line.
  • the offset angle is an angle at which the pointing direction changes from the state of facing the moving object 10.
  • the offset angle is zero degrees when the pointing direction of the antenna 1 is directed to the moving object 10.
  • the offset angle is zero degrees, the signal strength of the sum signal is maximum and the signal strength of the difference signal is minimum.
  • the tracking receiver 8 generates angle measurement error signals X and Y for driving the antenna 1 from the input sum signal and difference signal, and outputs the angle measurement error signals X and Y to the antenna control device 9. If the phase difference between the sum signal and the difference signal is the phase difference that is actually generated, the angle measurement error signal X corresponds to the azimuth angle error of the pointing direction, and the angle measurement error signal Y is the elevation angle error of the pointing direction. Equivalent to.
  • the antenna control device 9 generates a drive signal for controlling the azimuth angle and elevation angle of the main beam axis of the antenna 1, and outputs the drive signal to the antenna drive unit 3.
  • the antenna control device 9 controls the azimuth angle and elevation angle of the main beam of the antenna 1 based on the angle measurement error signal. Controlling the angle measurement error signal to approach zero based on the angle measurement error signal is called automatic tracking.
  • the method of controlling the direction of the main beam of the antenna 1 according to a predetermined change scenario is called program tracking.
  • program tracking in addition to the trajectory prediction value of the moving object 10 input from the outside, control by a change scenario may be performed, and control may be performed only by a change scenario or only by the trajectory prediction value.
  • the trajectory prediction value is data representing the position of the moving object 10 at each determined time interval.
  • the position of the moving object 10 represents the direction on the celestial sphere when the moving object 10 is viewed from the determined observation point by the azimuth angle and the elevation angle.
  • the trajectory prediction value for example, every second that is input from the outside is interpolated by calculating a value with a fine time interval of, for example, 10 msec by interpolation calculation.
  • the antenna controller 9 uses the interpolated trajectory prediction value.
  • FIG. 3 is a block diagram showing the configuration of the tracking receiver.
  • the tracking receiver 8 includes a sum signal AGC circuit 18, a difference signal AGC circuit 19, a 90 degree phase shifter 20, an I signal detector 21, a Q signal detector 22, and data.
  • a storage unit 23, a coordinate conversion unit 24, and an interface unit 25 are provided.
  • AGC is an abbreviation of "Automatic Gain Control", that is, automatic gain control.
  • the sum signal AGC circuit 18 receives the sum signal output from the antenna 1 and amplifies the input sum signal.
  • the amplification factor of the sum signal AGC circuit 18 changes in accordance with the amplitude of the sum signal.
  • the sum signal AGC circuit 18 outputs the amplified sum signal to the 90 ° phase shifter 20 and the I signal detector 21. Also, the sum signal AGC circuit 18 outputs an amplification voltage that increases in proportion to the increase in amplification factor to the difference signal AGC circuit 19.
  • the difference signal output from the antenna 1 and the amplified voltage output from the sum signal AGC circuit 18 are input to the difference signal AGC circuit 19.
  • the difference signal AGC circuit 19 changes the amplification factor according to the value of the amplified voltage input from the sum signal AGC circuit 18, and amplifies the input difference signal. That is, the difference signal AGC circuit 19 amplifies the input difference signal at an amplification factor proportional to the amplification factor of the sum signal AGC circuit 18. Therefore, the amplified difference signal output from the difference signal AGC circuit 19 is amplified at an amplification factor proportional to the amplification factor of the amplified sum signal output from the sum signal AGC circuit 18.
  • the difference signal AGC circuit 19 outputs the amplified difference signal to the I signal detector 21 and the Q signal detector 22.
  • the 90-degree phase shifter 20 shifts (changes) the phase of the amplified sum signal output from the sum signal AGC circuit 18 by 90 degrees.
  • the 90-degree phase shifter 20 outputs the amplified sum signal whose phase is shifted by 90 degrees to the Q signal detector 22. Shifting the phase by 90 degrees means increasing the phase by 90 degrees.
  • the I signal detector 21 detects the difference signal output from the difference signal AGC circuit 19 with the sum signal (sum signal not phase-shifted) output from the sum signal AGC circuit 18. In other words, the I signal detector 21 outputs the product of the sum signal output from the sum signal AGC circuit 18 and the difference signal output from the difference signal AGC circuit 19.
  • the I signal detector 21 outputs the signal after detection (hereinafter referred to as “I signal”) to the coordinate conversion unit 24.
  • the axis that detects the I signal is called the I axis.
  • the Q signal detector 22 detects the difference signal output from the difference signal AGC circuit 19 from the sum signal output from the 90 ° phase shifter 20. In other words, the Q signal detector 22 outputs the product of the sum signal output from the 90 ° phase shifter 20 and the difference signal output from the difference signal AGC circuit 19.
  • the Q signal detector 22 outputs a signal after detection (hereinafter, referred to as “Q signal”) to the coordinate conversion unit 24.
  • the axis that detects the Q signal is called the Q axis.
  • the data storage unit 23 stores the phase correction value 51 and the sensitivity coefficient 52 used by the coordinate conversion unit 24.
  • the phase correction value 51 and the sensitivity coefficient 52 are calculated by the antenna controller 9.
  • the phase correction value 51 is a correction value for correcting the phase of the I axis and the Q axis.
  • the I axis in which the angle measurement error signal X is detected matches the U axis (described later) corresponding to the azimuth angle in the pointing direction
  • the Q axis in which the angle measurement error signal Y is detected is in the pointing direction. It is corrected to coincide with the V-axis (described later) corresponding to the elevation angle.
  • the sensitivity factor 52 is a proportionality factor between the magnitude of the angle measurement error signal and the absolute value of the error in the pointing direction.
  • the coordinate conversion unit 24 performs coordinate conversion of the I signal and the Q signal using the phase correction value 51 and the sensitivity coefficient 52, and outputs angle measurement error signals X and Y.
  • the coordinate conversion will be described later.
  • the angle measurement error signals X and Y become the output of the tracking receiver 8.
  • the signal strength (reception level) of the sum signal input to the sum signal AGC circuit 18 is also the output of the tracking receiver 8.
  • the angle measurement error signal is an arrival direction error representing the difference between the direction of arrival of the radio wave 11 and the pointing direction of the antenna 1.
  • the angle measurement error signal is generated from the sum signal and the difference signal of the received signal.
  • the tracking receiver 8 is an angle measurement processing unit that receives the sum signal and the difference signal of the reception signals and obtains an arrival direction error.
  • the interface unit 25 receives from the antenna control device 9 a monitoring signal indicating whether the antenna control device 9 is operating normally.
  • the interface unit 25 transmits to the antenna control device 9 a monitoring signal indicating whether the tracking receiver 8 is operating normally. Further, data such as the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K, and control signals are transmitted and received between the tracking receiver 8 and the antenna control device 9.
  • FIG. 4 is a block diagram showing the configuration of the antenna control apparatus according to the first embodiment.
  • the antenna control device 9 includes a trajectory prediction value data generation unit 26, an antenna drive control unit 27, a program control unit 28, a switch 29, a mode determination unit 30, an error measurement data generation unit 31, a correction value calculation unit 32, and a tracking control unit
  • a data storage unit 34, an interface unit 35, an oscillation detection unit 36, an oscillation cause determination unit 37, and a correction value update unit 38 are provided.
  • the trajectory prediction value data generation unit 26 generates trajectory prediction value data 53 obtained by interpolating the trajectory prediction value input from the outside, for example, every 1 second, for example, the value in finer time intervals such as 10 msec. And store them in the data storage unit 34.
  • the antenna drive control unit 27 generates a drive signal for driving the antenna drive unit 3 so that the difference between the input command value and the directivity direction of the antenna 1 approaches zero.
  • the antenna drive control unit 27 amplifies the power of the drive signal to a size required for the antenna drive unit 3.
  • the program control unit 28 generates a command value with reference to the trajectory predicted value data 53 and the change scenario 54 and outputs the command value to the antenna drive control unit 9.
  • An example of the change scenario 54 is shown in FIG.
  • the change scenario 54 represents the time transition of the pointing operation amount for changing the pointing direction from the trajectory prediction value represented by the trajectory prediction value data 53.
  • the pointing operation amount is an amount for changing the pointing direction from the trajectory prediction value.
  • the program control unit 28 outputs, as a command value, a pointing direction obtained by adding the pointing operation amount represented by the change scenario 54 to the position of the moving object 10 predicted for each time from the trajectory prediction value data 53.
  • the changeover switch 29 switches between program tracking and automatic tracking.
  • a command value output from the program control unit 28 is input to the antenna drive control unit 27.
  • the command value calculated by the tracking control unit 33 is input to the antenna drive control unit 27.
  • the state in which the command value output from the tracking control unit 33 is input to the antenna drive control unit 27 is referred to as the tracking control unit 33 in operation.
  • the state in which the command value output from the program control unit 28 is input to the antenna drive control unit 27 is referred to as the program control unit 28 in operation.
  • the mode determination unit 30 determines which of the program tracking mode and the automatic tracking mode operates. When the mode determination unit 30 determines that the mode needs to be changed, the mode determination unit 30 changes the mode switch 29 to the mode to be used. The mode switching of program tracking and automatic tracking can be changed by the user's instruction.
  • the error measurement data generation unit 31 generates the error measurement data 55 while the program control unit 28 is operating.
  • the error measurement data 55 includes the angle measurement error signal output from the tracking receiver 8 measured at the time of the command value in the same pointing direction, and the AZ actual angle and the EL actual angle measured by the pointing direction measurement unit 12. . That is, the error measurement data 55 includes the AZ actual angle and the EL actual angle, which are actual measurement values of the pointing direction when the reception signal (sum signal and difference signal) for which the angle measurement error signal is obtained is received, and the angle measurement error signal X And Y.
  • the generated error measurement data 55 is stored in the data storage unit 34.
  • the correction value calculation unit 32 calculates, from at least three pieces of error measurement data 55, a correction parameter capable of correcting the angle measurement error signal to make the difference between the pointing direction of the antenna 1 and the arrival direction close to zero.
  • Each of the at least three error measurement data 55 is generated at different command values during operation of the program control unit 28.
  • the correction parameters to be calculated are a phase correction value 51 which is an angle by which the angle measurement error signal is rotated, and a sensitivity coefficient 52 by which the angle measurement error signal is multiplied.
  • the calculated phase correction value 51 and sensitivity coefficient 52 are stored in the data storage unit 23 included in the data storage unit 34 and the tracking receiver 8. The method of calculating the phase correction value 51 and the sensitivity coefficient 52 by the correction value calculation unit 32 will be described later.
  • the tracking control unit 33 calculates a command value obtained by adding the variation due to the trajectory prediction value and the angle measurement error signal to the directivity direction actual measurement value. Note that, in the case of a communication partner where there is no trajectory prediction value, the change due to the trajectory prediction value is zero.
  • the interface unit 35 receives from the tracking receiver 8 a monitoring signal indicating whether the tracking receiver 8 is operating normally.
  • the interface unit 35 transmits to the tracking receiver 8 a monitoring signal indicating whether the antenna control device 9 is operating normally. Further, data such as the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K, and control signals are transmitted and received between the tracking receiver 8 and the antenna control device 9.
  • the oscillation detection unit 36 detects oscillation.
  • the oscillation is a phenomenon in which the pointing direction of the antenna 1 periodically changes during automatic tracking.
  • An example of the oscillated state is shown in FIG. 14 and FIG.
  • the oscillation detection unit 36 checks, for example, the directivity direction actual measurement value within a period of a determined length, and detects oscillation when there is a variation greater than or equal to the determined threshold value.
  • the oscillation cause determination unit 37 causes the error measurement data generation unit 31 and the correction value calculation unit 32 to operate a plurality of times.
  • the oscillation cause determining unit 37 determines the cause of oscillation from the plurality of phase correction values ⁇ and the sensitivity coefficient K.
  • the oscillation cause determination unit 37 determines a phase shift in which the phase of the angle measurement error signal has changed, or a sensitivity shift in which the sensitivity coefficient has changed, as a cause of oscillation.
  • the oscillation detection unit 36 may be omitted.
  • the correction value update unit 38 updates the phase correction value ⁇ when the cause of oscillation is a phase shift. If the cause of oscillation is the sensitivity factor, the sensitivity factor K is updated.
  • the updated phase correction value ⁇ new and the sensitivity coefficient Knew are stored in the data storage unit 33 and the data storage unit 23 of the tracking receiver 8.
  • the newly calculated phase correction value ⁇ now is determined from at least one of the phase correction values ⁇ calculated after the time of detection of oscillation. When determining from a plurality of ⁇ , it is determined by an appropriate method such as average or median.
  • the phase correction value ⁇ calculated after the time of detection of oscillation is ⁇ calculated to determine the cause of oscillation and ⁇ calculated after the cause of occurrence is found.
  • the newly calculated sensitivity coefficient Know is determined from at least one K of the sensitivity coefficients K calculated after the time of detection of oscillation. When deciding from multiple K, decide by an appropriate method such as average or median.
  • the sensitivity coefficient K calculated after the time of detection of oscillation is K calculated to determine the cause of oscillation and K calculated after the cause of occurrence is found.
  • FIG. 5 is a diagram showing an example of a locus for changing the pointing direction when the antenna control apparatus according to the first embodiment performs program tracking.
  • the trajectory changing with the trajectory prediction value is represented by one point G 0 on the celestial sphere in the horizon coordinate system.
  • G 0 the reference celestial sphere point.
  • the reference sky point G 0 is a prediction direction which is a pointing direction predicted from the trajectory prediction value.
  • the reference sky point is, for example, the pointing direction of the trajectory prediction value at one time point in the change scenario 54 appropriately determined such as the start time point, the middle time point or the end time point of the change scenario 54 or the gravity center of the trajectory prediction value during the period.
  • the orientation of the reference celestial point G 0, and (azimuth, elevation) (u0, v0).
  • the celestial sphere point for creating the error measurement data 55 and the reference celestial sphere point G 0 are represented by white circles.
  • the vertical direction in the figure is referred to as the V direction.
  • the V direction is a direction to become a great circle changing the elevation angle on the celestial sphere.
  • the direction of the great circle orthogonal to the V direction on the celestial sphere is called the U direction.
  • the U direction is the left and right direction in the figure.
  • the trajectory on the celestial sphere that changes the azimuth angle by making the elevation angle constant is a small circle, so it differs from the U direction strictly. If the change is small, the difference between the trajectory on the celestial sphere that changes the azimuth angle and the U direction can be ignored.
  • the great circle in the U direction passing through the reference celestial sphere is called the U axis.
  • the great circle in the V direction passing through the reference celestial point is called the V axis.
  • the offset angle is ⁇
  • the frequency for rotating the program command value is f
  • the elapsed time from the start of the modification scenario 54 is t.
  • the offset angle ⁇ is an angle serving as a reference of the angle for changing the pointing direction.
  • Equation (3) and (4) is programmed value is a command value of the directivity direction (Delta] u, Delta] v) the angular difference from the reference celestial point G 0 is calculated to be in the range of less than the offset angle ⁇ It means that.
  • the offset angle ⁇ is a determined maximum angular difference with respect to the angular difference between the reference sky point G 0 and the command value in the pointing direction.
  • the program command value is moved so that the locus thereof is a circle on the celestial sphere of radius ⁇ from G 0 .
  • ⁇ is a small value of about 1/10 or less of the half width of the antenna 1.
  • a command value represented by a set of azimuth angle and elevation angle is input to the antenna mount 2.
  • the azimuth and elevation command values corresponding to the sky point G are (AZ0 (t), EL0 (t))
  • the following is obtained.
  • the frequency f is set to about 1 Hz to shorten the time during which the pointing direction of the antenna device 1 is changed. If the frequency of the antenna servo loop does not allow the antenna device 1 to follow at 1 Hz, and the phase calculation accuracy is poor, the frequency may be smaller than 1 Hz according to the frequency band characteristics of the servo loop.
  • the offset angle ⁇ is a change reference angle serving as a reference for changing the command value in the change scenario.
  • the change range of the command value is proportional to the offset angle ⁇ .
  • the maximum angle difference which is the maximum value of the angle difference between the command value changed by the change scenario and the reference sky point, is determined by the offset angle ⁇ .
  • the pointing direction is expressed by a coordinate system of U axis and V axis having the reference celestial point G 0 as an origin.
  • the value in the U axis of the pointing direction is called U angle
  • the value in the V axis is called V angle.
  • Hj (Uj, Vj).
  • Angle measurement error signal X obtained from the sum signal and the difference signal at X j : G j
  • Vsj Angled error vector represented by angled error signals X and Y at G j .
  • Vsj (Xj, Yj).
  • P 0 Direction of arrival. The difference between the predicted trajectory value of the moving object 10 and the direction in which the radio wave actually comes.
  • P 0 (Du, Dv) Du: U angle of arrival direction P 0 .
  • Dv V angle of arrival direction P 0
  • Vhj vector representing the measured value error directed from the directional direction Found Hj to P 0.
  • Vhj (Du-Uj, Dv-Vj).
  • ⁇ Variable representing phase correction value 51
  • FIG. 6 is a diagram for explaining the process of correcting the angle measurement error vector using the phase correction value and the sensitivity coefficient calculated by the antenna control device according to the first embodiment.
  • FIG. 6 shows each variable at the program command value Gj.
  • FIG. 6A shows an actual measurement value error vector Vhj in the arrival direction determined from the actual measurement value Hj in the pointing direction, the arrival direction P 0 , and the actual measurement value Hj, and the angle measurement error vector Vsj obtained from the sum signal and the difference signal.
  • Vhj and Vsj are different in direction and magnitude.
  • FIG. 6B shows a vector Vgj obtained by rotating Vsj by the phase correction value ⁇ .
  • Vhj and Vgj turn in the same direction.
  • FIG. 6C shows a case where Vgj is divided by the sensitivity coefficient K. Vhj and Vgj / K have the same direction and magnitude.
  • the coordinate conversion unit 24 performs coordinate conversion using the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K, and outputs angle measurement error signals X and Y.
  • the angle measurement error signal before correction is represented by variables Xb and Yb.
  • Equations (14) and (15) are respectively squared and summed in order to eliminate the term of ⁇ .
  • (U2 - U1) 2 + ( V2 - V1) 2 K 2 * ((X1 - X2) 2 + (Y1 - Y2) 2)
  • Equation (16) is transformed by Lh and Ls, the equation for calculating K is as follows.
  • the correction value calculation unit 32 uses the error measurement data 55 generated with N (at least 3) program command values Gj to calculate the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K while reducing the influence of noise. .
  • N at least 3 program command values Gj
  • Xfj Angle measurement error signal X corrected by assumed Du, Dv, ⁇ , K.
  • Yfj Angle measurement error signal Y corrected with Du, Dv, ⁇ , K assumed.
  • Xfj and Yfj can be calculated by the following equation.
  • the correction value calculator 32 determines ⁇ and K such that the following error function E is minimized.
  • E (((Xj-Xfj) 2 + (Yj-Yfj) 2 ) (29)
  • the error function E is an incoming direction error (Xfj, Yfj) obtained by correcting the actual value error (Du-Uj, Dv-Vj) with a correction parameter including a phase correction value, and an input from the tracking receiver 8 The sum of the squares of the post-correction residuals, which is the difference between the arrival direction errors (Xj, Yj) to be calculated, for the error measurement data 55.
  • ⁇ tan -1 ((f0-e0) / (d0 + g0)) (36)
  • the method can calculate predicted value error (Du, Dv) even if the predicted orbit value and satellite position are deviated, and the phase is not affected by predicted value error
  • the correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K can be calculated.
  • the corrected values for Uj and Vj may be calculated as follows: Ufj: A corrected value of Uj calculated using Du, Dv, ⁇ , and K. Vfj: Corrected value of Vj calculated by assumed Du, Dv, ⁇ , K.
  • the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K are calculated.
  • E2 K 2 * (((Ufj-Uj) 2 + (Vfj-Vj) 2 ) (40)
  • the error function E2 is an actual measurement value error (Du-Ufj, Dv-Vfj) and an actual measurement value error (Du-Uj, Dv-Vj) obtained by correcting the arrival direction error using a correction parameter including the phase correction value ⁇ . ) Is the sum of the squares of the post-correction residuals, which is the difference between
  • the error function E2 is the same as the error function E. Even when the error function E2 is minimized, the same phase difference correction value ⁇ and sensitivity coefficient K as in the case of minimizing the error function E can be calculated.
  • phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K calculated by the correction value calculation unit 32 are stored in the data storage unit 23 of the data storage unit 34 and the tracking receiver 8.
  • the value to be stored is not the calculated value as it is, but is set by correcting the value which has been set before the update as shown in the equations (1) and (2).
  • FIG. 7 is a flowchart for explaining the procedure for tracking a moving object by the antenna control device according to the first embodiment.
  • step S01 a reception frequency, an orbit prediction value, and the like are set in accordance with the moving object 10 which is a communication partner such as a satellite to be tracked.
  • step S02 program tracking is started.
  • the mode determination unit 30 sets the changeover switch 29 to the program tracking side.
  • step S03 the mode determination unit 30 checks whether the reception level S output from the tracking receiver 8 has risen to the lower limit value Smin or more. If the reception level S is equal to or higher than the lower limit value Smin (YES in S03), it is determined that the radio wave 11 from the moving object 10 has been captured, and the process proceeds to step S04. If the reception level S is less than the lower limit value Smin (NO in S03), S03 is repeatedly executed in the determined cycle.
  • step S04 it is checked whether phase adjustment is set to be performed each time. If it is not performed every time, it is checked in step S05 whether a phase correction value ⁇ or the like at a frequency used in the current tracking has been calculated. If it has been performed each time in S04, or if it has not been calculated in S05, step S06 is executed.
  • the program tracking unit 28 changes the command value of the pointing direction of the antenna device 1 according to a predetermined change scenario.
  • the error measurement data generation unit 31 generates the error measurement data 55 at a determined time interval and stores it in the data storage unit 34.
  • step S07 the correction value calculation unit 32 calculates the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K, and stores them in the data storage unit 34.
  • Two examples are shown for implementing the modification scenario 54 to calculate the phase correction value ⁇ and the sensitivity factor K.
  • the program control unit 28 changes the command value of the pointing direction according to the change scenario 54 to generate three or more error measurement data 55.
  • the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K are calculated from the generated error measurement data 55.
  • the frequency f for moving the command value in the pointing direction circularly at a minute angle is 1 Hz
  • the number N of error measurement data 55 is ten
  • the antenna beam half width (beam width) is 0.
  • the offset angle ⁇ is 0.02 °, 2 °.
  • the moving object 10 is assumed to be an artificial satellite orbiting at an orbital altitude of 500 km.
  • the elevation angle is about 5 degrees.
  • the noise to be superimposed on the angle measurement error signal is approximated by Gaussian random numbers, and the magnitude thereof is 0.003 rms (root mean square) as an effective value.
  • the noise of the actual measurement value of the pointing direction of the antenna 1 is approximated by a Gaussian random number, and its magnitude is 0.003 rms.
  • the first example is shown in FIGS.
  • FIG. 8 shows the actual measurement value Hj of the pointing direction of the antenna 1 and the locus of the angle measurement error vector Vsj calculated from the sum signal and the difference signal when the trajectory prediction value is represented by points on one celestial sphere.
  • the pointing direction actual value Hj is represented by a solid line with white circles.
  • the angle measurement error vector Vsj is represented by a white diamond-shaped broken line.
  • a circle of 50% of the half width of the antenna 1 is also displayed as a dotted line. Note that since the lead-in range is 70% of the half width, all the ranges shown in the figure are within the lead-in range.
  • FIG. 9 is a diagram showing a time change of measurement data in the case of FIG. The pointing direction is changed from 2 seconds to 3 seconds after the start of the simulation.
  • FIG. 9A shows temporal changes in the measured value 81 of the azimuth angle and the tracking error 82 of the servo system.
  • FIG. 9B shows temporal changes in the measured value 83 of the elevation angle and the tracking error 84 of the servo system.
  • FIG. 9C shows a time change of the signal strength of the sum signal.
  • FIG. 9D shows temporal changes in the measured value Uj of the azimuth angle and the angle measurement error signal Xj.
  • FIG. 9E shows temporal changes of the measured value of elevation angle Vj and the angle measurement error signal Yj.
  • the trajectories of the corrected angle measurement error vector Vaj corrected with the angle measurement error vector Vsj using ⁇ , K, Du, and Dv and the angle measurement error vector Vsj are shown in FIG.
  • the angle measurement error vector Vaj after correction is represented by an alternate long and short dash line with a black triangle.
  • the measured value Hj of the pointing direction is not shown in order to make the figure easy to see.
  • FIGS. The second example is shown in FIGS.
  • the simulation conditions are as follows. 11 to 13 are expressed in the same manner as in FIGS. 8 to 10.
  • FIG. 13 also shows an actual measurement value Hj of the pointing direction.
  • Phase correction value ⁇ 40 °
  • phase correction value ⁇ 41.26 °
  • Sensitivity factor K 0.978
  • U direction predicted value error Du 0.04730 °
  • V direction predicted value error Dv 0.03306 °
  • step S09 After the execution of S08, or when ⁇ is calculated in S05, automatic tracking is started in step S09, and the changeover switch 29 is set to the automatic tracking side.
  • step S10 the tracking control unit 33 calculates a command value obtained by adding the angle measurement error signals X and Y to the trajectory prediction value, and outputs the command value to the antenna drive control unit 27.
  • the oscillation detection unit 36 periodically checks in step S11 whether or not the automatic tracking is oscillating.
  • the oscillation means a phenomenon in which the pointing direction changes periodically as shown in FIG. 14 or FIG.
  • the azimuth angle or elevation angle it is determined that oscillation occurs when the difference between the trajectory prediction value and the directivity direction actual measurement value is equal to or greater than a predetermined threshold value.
  • the oscillation may be detected in another way.
  • the oscillation may be detected by any method as long as it can be determined that the azimuth or elevation varies with respect to the trajectory prediction value.
  • step S12 the oscillation cause determination unit 37 operates the error measurement data generation unit 31 and the correction value calculation unit 32 a plurality of times to calculate a plurality of phase correction values ⁇ and sensitivity coefficients K. Do.
  • step S13 it is checked whether the oscillation is caused by the phase shift.
  • the phase shift is a state in which the phase of the angle measurement error signal is shifted due to the oscillation, and the phase correction value ⁇ can not be properly corrected.
  • the conditions for determining that the oscillation is caused by the phase shift may be, for example, a condition that the plurality of calculated phase correction values ⁇ fall within a predetermined range not including the zero degree.
  • the oscillation cause determination unit 37 determines that the phase shift is generated when the plurality of phase correction values ⁇ calculated while the tracking control unit is in operation are within the determined width range not including zero. Phase shift detection unit.
  • the frequency is within a predetermined range not including zero degrees, it is determined that oscillation is occurring due to phase shift. If the plurality of phase correction values ⁇ is within a predetermined range including the zero degree, it means that the phase correction values ⁇ are not shifted. Further, when the phase correction value ⁇ fluctuates beyond the determined width, it is considered that oscillation occurs due to other factors, and the phase correction value ⁇ fluctuates due to the influence of the oscillation.
  • the correction value updating unit 38 updates the phase correction value ⁇ as shown in equation (1) in step S14, and the phase correction value ⁇ new
  • the data storage unit 34 and the data storage unit 23 are stored.
  • the correction value update unit 38 is a phase correction value update unit that updates the phase correction value when the oscillation cause determination unit 37 detects a phase shift.
  • the sensitivity deviation is a state in which the sensitivity coefficient of the angle measurement error signal changes so that the sensitivity coefficient K can not be properly corrected.
  • the condition for determining that the oscillation is caused by the sensitivity deviation is, for example, a condition that the plurality of calculated sensitivity coefficients K fall within a predetermined range not including one. When it is in the range which does not include 1 within the decided range, it is judged that oscillation has occurred by sensitivity gap. If the plurality of sensitivity factors K are within a predetermined range including one, it means that the sensitivity factors K are not shifted.
  • the oscillation cause determination unit 37 is a sensitivity deviation detection unit that detects a sensitivity deviation when the plurality of sensitivity coefficients K calculated while the tracking control unit is in operation are within the determined width range not including one. .
  • the correction value updating unit 38 updates the sensitivity coefficient K as shown in equation (2) in step S16, and stores the sensitivity coefficient Knew as a data storage.
  • the unit 34 and the data storage unit 23 are stored.
  • the correction value update unit 38 is a sensitivity coefficient update unit that updates the sensitivity coefficient when the oscillation cause determination unit 37 detects a sensitivity deviation.
  • step S17 If it is not determined that the oscillation is caused by the sensitivity deviation (NO in S15), the cause is unknown, and the program tracking is changed in step S17.
  • the influence on the communication quality caused by the deviation between the moving object 10 and the pointing direction in program tracking depends on the accuracy of the trajectory prediction value and the pointing accuracy inherent to the antenna 1.
  • the communication quality is determined, for example, when a bit error rate generated in the signal receiver 7 satisfies a required standard.
  • the automatic tracking may be resumed using the correction parameter.
  • the stored correction parameter is set in the data storage unit 34 and the data storage unit 23. If the moving object 10 can be captured, the changeover switch 29 is switched to the automatic tracking side.
  • FIG. 14 and FIG. 15 show simulation results in the case of oscillation due to phase shift.
  • FIG. 14 is a diagram showing time change of measured values of azimuth angle and elevation angle.
  • the azimuth angle (AZ) is indicated by a solid line and a black circle.
  • the elevation angle (EL) is represented by a one-dot chain line and a white triangle.
  • FIG. 15 is a view showing temporal changes of the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K.
  • FIG. 15A shows the time change of the phase correction value ⁇ .
  • the time change of the sensitivity coefficient K is shown in FIG.
  • the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K calculated by the present invention are shown by black circles and solid lines.
  • the phase correction value ⁇ w and the sensitivity coefficient Kw calculated in Patent Document 3 are shown by white diamonds and dotted lines.
  • the method of Patent Document 3 can calculate the phase correction value ⁇ w from 5 seconds.
  • the phase correction value ⁇ is smaller in fluctuation than the phase correction value ⁇ w and can be calculated more accurately. Assuming that the determined width for detecting that the phase correction value ⁇ is fluctuating is 5 degrees, it can be determined that the phase correction value ⁇ is not fluctuating. However, it is determined that the phase correction value ⁇ w calculated by the method of Patent Document 3 is fluctuating.
  • the sensitivity coefficient K has a slightly larger fluctuation than the sensitivity coefficient Kw.
  • FIG. 16 and FIG. 17 show simulation results in the case where oscillation occurs because the sensitivity coefficient K deviates.
  • FIG. 16 is similar to FIG.
  • FIG. 17 shows temporal changes in the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K.
  • FIG. 17A is a diagram showing a time change of the phase correction value.
  • FIG. 17B is a diagram showing a time change of the sensitivity coefficient K.
  • the phase correction value ⁇ is smaller in fluctuation than the phase correction value ⁇ w and can be calculated more accurately.
  • the sensitivity coefficient K also has smaller fluctuation than the sensitivity coefficient Kw.
  • the phase correction value ⁇ is in the range of 5 degrees including all calculated phase correction values ⁇ . It can be determined that the phase correction value ⁇ does not deviate.
  • the phase correction value ⁇ w fluctuates by more than 20 degrees. Even when the phase correction value ⁇ w is used, it can not be determined that oscillation has occurred because the phase correction value ⁇ w has shifted.
  • the sensitivity coefficient K is in the range of about 2.0 to about 2.5.
  • the sensitivity coefficient Kw resulting from the method of Patent Document 3 is in the range of about 1.9 to about 3.0. It is called a fluctuation range that the calculated maximum value of the sensitivity coefficient is a multiple of the minimum value.
  • the threshold value for the fluctuation range such as 1.3 times is determined in advance.
  • the sensitivity coefficient Kw calculated by the method of Patent Document 3 is determined to be fluctuating.
  • the fluctuation range may be a value obtained by dividing the maximum value by the average value of the calculated sensitivity coefficients. Alternatively, the average value of the calculated sensitivity coefficients may be divided by the minimum value.
  • the fluctuation range may be calculated in any way as long as the magnitude of the fluctuation of the sensitivity coefficient can be expressed.
  • phase adjustment and sensitivity adjustment can be automatically performed before tracking of a moving object is started. Erroneous operation by a person can be prevented and work efficiency can be improved.
  • the phase correction value and the sensitivity coefficient can be calculated more accurately even in the case where the signal-to-noise ratio of the difference signal is worse in the present invention than in the method disclosed in Patent Document 3.
  • it can be determined whether oscillation is caused by phase shift or sensitivity shift, and if the phase shift is caused, the oscillation can be canceled by updating the phase correction value.
  • the sensitivity deviation is the cause, the oscillation can be eliminated by updating the sensitivity coefficient.
  • the phase correction value and the sensitivity coefficient can be accurately calculated even when the signal-to-noise ratio of the difference signal is poor. Therefore, the angle measurement error signal can be appropriately corrected to track the communication partner more accurately than before.
  • phase correction value ⁇ the phase correction value ⁇
  • the sensitivity coefficient K uses a preset value or 1.
  • the error function E is the sum of error measurement data of the square of the corrected residual, which is the difference between the corrected actual value error and the arrival direction error after correcting the actual value error with the phase correction value and the sensitivity coefficient. is there.
  • the error function E2 is the sum of error measurement data of the square of the corrected residual, which is the difference between the corrected direction of arrival error and the measured value error after correcting the direction of arrival error with the phase correction value and the sensitivity coefficient. is there.
  • the actual value error is corrected by the phase correction value
  • the incoming direction error is corrected by the sensitivity coefficient
  • one of the actual value error and the incoming direction error is corrected by the phase correction value and the sensitivity coefficient, respectively.
  • the phase correction value and sensitivity coefficient can be determined by minimizing the sum of the error measurement data of the square of the corrected residual, which is the difference between the actual value error after correction using the value and sensitivity coefficient and the arrival direction error. Good.
  • the phase correction value and the sensitivity coefficient may be corrected using another correction parameter.
  • another correction parameter it may be considered that the orthogonality degree and the sensitivity coefficient have different values in the azimuth direction and the elevation direction.
  • the orthogonality indicates how much the phase difference between the I axis and the Q axis that generates the angle measurement error signals X and Y from the sum signal and the difference signal is from 90 degrees. The above applies to the other embodiments.
  • the second embodiment takes into account the case where the detection axes for orthogonally detecting the angle measurement error signals X and Y are not orthogonal, and also takes into account the case where the sensitivity coefficient is different between AZ and EL. It is a case of changing.
  • the coordinate conversion unit 24 of the tracking receiver 8 substantially does not perform coordinate conversion.
  • the second embodiment is applicable even to a tracking receiver that does not have a coordinate conversion unit.
  • FIG. 18 is a diagram showing a configuration of an antenna system including an antenna control apparatus according to Embodiment 2 of the present invention.
  • FIG. 19 is a block diagram showing the configuration of the antenna control apparatus according to the second embodiment.
  • the antenna control device 9A included in the antenna system 100A adds an angle measurement error correction unit 39, and changes the correction value calculation unit 32A, the tracking control unit 33A, and the data storage unit 34A.
  • the angle measurement error correction unit 39 performs instead the correction of the angle measurement error signal that the coordinate conversion unit 24 of the tracking receiver 8 is implementing. Therefore, the phase correction value ⁇ is set to zero degree and the sensitivity coefficient K is set to 1 in the data storage unit 23 of the tracking receiver 8. Such setting can be equivalent to the coordinate conversion unit 24 doing nothing.
  • the antenna control device 9A does not have to set and change the phase correction value ⁇ and the sensitivity coefficient K in the data storage unit 23. If the coordinate conversion unit 24 can perform conversion similar to the angle measurement error correction unit 39, the coordinate storage unit 23 may be stored in the data storage unit 23 so that the antenna control device 7A does not have the angle measurement error correction unit 39. .
  • the data storage unit 34A stores the AZ sensitivity coefficient 52A and the EL sensitivity coefficient 52B instead of the sensitivity coefficient 52, and stores the degree of orthogonality 56.
  • the AZ sensitivity coefficient 52A is an azimuth sensitivity coefficient which is a sensitivity coefficient in the azimuth direction.
  • the EL sensitivity coefficient 52B is an elevation sensitivity coefficient which is a sensitivity coefficient in the elevation direction.
  • the degree of orthogonality 56 represents how much the phase difference between the I axis and the Q axis that generates the angle measurement error signals X and Y from the sum signal and the difference signal is from 90 degrees.
  • the degree of orthogonality 56 represents a difference of 90 degrees between an angle between the I axis and the Q axis which is two axes for orthogonal detection of the angle measurement error signals X and Y.
  • the AZ sensitivity coefficient 52A and the EL sensitivity coefficient 52B it can also be expressed that the radiation pattern of the main lobe of the radio wave received by the antenna 1 is determined by different parameters for the azimuth angle and the elevation angle.
  • ⁇ Variable representing orthogonality. It is 1/2 of the value obtained by subtracting the angle difference between the I axis and the Q axis from 90 degrees.
  • ⁇ 1 Rotation angle of the I axis with respect to the U axis.
  • ⁇ 2 ⁇ - ⁇ Ku: A variable representing an AZ sensitivity factor.
  • Kv A variable representing an EL sensitivity factor.
  • FIG. 20A shows the case where the degree of orthogonality ⁇ is changed between the IQ axis and the UV axis. If 45 °> ⁇ > 0 °, in the first quadrant, the I axis is above the U axis and the Q axis is on the right of the V axis.
  • a state where only the phase correction value ⁇ is rotated from FIG. 20 (A) is FIG. 20 (B).
  • Formulas for calculating Xfj and Yfj using orthogonality ⁇ , phase correction value ⁇ , AZ sensitivity coefficient Ku, and EL sensitivity coefficient Kv are as follows.
  • the angle measurement error correction unit 39 corrects the angle measurement error signal using the correction parameters ⁇ , ⁇ , Ku and Kv.
  • Xm angle measurement error signal X corrected by the angle measurement error correction unit 39
  • Ym angle measurement error signal Y corrected by the angle measurement error correction unit 39
  • the angle measurement error correction unit 39 corrects the angle measurement error signal as expressed by the following equation.
  • the tracking control unit 33A calculates a command value obtained by adding the variation due to the trajectory prediction value and the angle measurement error signals Xm and Ym corrected by the angle measurement error correction unit 39 to the directivity direction actual measurement value.
  • the correction value calculation unit 32A calculates Xfj and Yfj by equation (41), and the correction parameters ( ⁇ , ⁇ , Ku, Kv, Du, and so on) so that the error function E defined by equation (29) is minimized. Determine Dv). Since the number of correction parameters is six, the number N of error measurement data 55 is four or more. The larger the value of N, the better the calculation accuracy of the correction parameter.
  • Equation (41) is substituted into the equation (30), and the following is obtained.
  • E ⁇ (X j 2 + Y j 2 ) -2 * Ku * cos -1 (2 ⁇ ) * ((Du-U j) * (X j * cos ( ⁇ + ⁇ )-Y j * sin ( ⁇ + ⁇ )) -2 * Kv * cos -1 (2 ⁇ ) * ⁇ (Dv-Vj) * (Xj * sin ( ⁇ - ⁇ ) + Yj * cos ( ⁇ - ⁇ )) + (1 + sin (2 ⁇ ) * sin ( 2 ⁇ )) * Ku 2 * ((Du-U j) 2 + (1-sin (2 ⁇ ) * sin (2 ⁇ )) * Kv 2 * ((Dv-Vj) 2 -2 * sin (2 ⁇ ) * Ku * Kv * ⁇ (Du-Uj) * (Dv-Vj) * cos- 2 (2 ⁇ ) (44)
  • Equation (44) ⁇ (X j 2 + Y j 2 ) -2 * Ku * ((Du-U j) * (X j * cos ( ⁇ + ⁇ )-Y j * sin ( ⁇ + ⁇ )) -2 * Kv * .SIGMA. (Dv-Vj) * (Xj * sin (.gamma .-. Omega.) + Yj * cos (.gamma .-.
  • approximate solutions are calculated by giving correction values ⁇ , ⁇ , Ku, Kv, Du and Dv to initial values and correcting them by iterative calculation.
  • X1j Xfj which can be calculated at that time.
  • Y1j Yfj calculated at that time.
  • ⁇ xxj X1j error at that time.
  • ⁇ xxj Xj-X1j.
  • ⁇ yyj X1j error at that time.
  • ⁇ yy j Y j-Y 1 j.
  • ⁇ G / ⁇ ⁇ 2 ⁇ (( ⁇ xxj ⁇ xj) ⁇ xj / ⁇ + ( ⁇ yyj ⁇ yj) ⁇ yj / ⁇ ) (47)
  • ⁇ xj ( ⁇ xj / ⁇ ) ⁇ + ( ⁇ xj / ⁇ ) ⁇ + ( ⁇ xj / ⁇ Ku) ⁇ Ku + ( ⁇ ⁇ x j / ⁇ K v) ⁇ K v + ( ⁇ ⁇ x j / ⁇ Du) ⁇ Du + ( ⁇ ⁇ x j / ⁇ D v) ⁇ D v (49)
  • ⁇ yj ( ⁇ yj / ⁇ ) ⁇ + ( ⁇ yj / ⁇ ) ⁇ + ( ⁇ yj / ⁇ Ku) ⁇ Ku + ( ⁇ yj / ⁇ Kv) ⁇ Kv + ( ⁇ yj / ⁇ Du) ⁇ Du + ( ⁇ yj / ⁇ Dv) ⁇ Dv (50)
  • Equation (56) For six variables of unknown ( ⁇ , ⁇ , ⁇ Ku, ⁇ Kv, ⁇ Du, ⁇ Dv), six linear expressions of equation (56) are obtained from equations (51). By solving the simultaneous equations of Equations (51) to (56), ( ⁇ , ⁇ , ⁇ Ku, ⁇ Kv, ⁇ Du, ⁇ Dv) can be calculated.
  • Equation (45) and Equation (46) When Ku and Kv are converted by Equation (45) and Equation (46), Equations (45) and (46) are applied in reverse to calculate Ku and Kv.
  • Expression (59) is as follows if it is an expression not including ⁇ .
  • E N * (xs0 + ys0) -2N * Ku * ((Du-u0) * r0 * cos ([phi] + [gamma]) + d0 * cos [gamma]-e0 * sin [gamma]) -2N * Kv * ((Dv-v0) * r0 * sin ([phi] + [gamma]) + f0 * sin [gamma] + g0 * cos [gamma]) + N * (Ku 2 * ((Du-u0) 2 + us 0) + Kv 2 * ((Dv-v 0) 2 + vs 0)) (59A)
  • m0 (e0 2 -g0 2 ) / vs 0 + 2 * d0 * f0 / us0
  • n0 (d0 2 -f0 2 ) / us 0-2 * e0 * g0 / vs0
  • ( ⁇ , Ku, Kv, Du, Dv) can be calculated as follows.
  • ⁇ (1/2) * tan -1 (n0 / m0)
  • Ku (d0 * cos ⁇ -f0 * sin ⁇ ) / us0
  • E ⁇ (X j 2 + Y j 2 ) -2 * K * .SIGMA. (Du-Uj) * (Xj * cos (.gamma. +. Omega.)-Yj * sin (.gamma. +. Omega.)) -2 * K * .SIGMA. (Dv-Vj) * (Xj * sin (.gamma .-. Omega.) + Yj * cos (.gamma .-.
  • Expression (62) is as follows if it is an expression not including ⁇ .
  • E N * (xs0 + ys0) -2N * K * ((Du-u0) * r0 * cos ( ⁇ + ⁇ + ⁇ ) + d0 * cos ( ⁇ + ⁇ )-e0 * sin ( ⁇ + ⁇ )) -2N * K * ((Dv-v0) * r0 * sin ([phi] + [gamma]-[omega]) + f0 * sin ([gamma]-[omega]) + g0 * cos ([gamma]-[omega])) + N * K 2 * ((1 + sin (2 ⁇ ) * sin ( 2 ⁇ )) * ((Du-u 0) 2 + us 0) + (1-sin (2 ⁇ ) * sin ( 2 ⁇ )) * ((D v-v 0) 2 + vs 0) -2 * sin (2 ⁇ ) * ((Du-u0) * (
  • Equation (62A) is slightly simpler than equation (44B) but can not be solved analytically. As in the case of ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ 0 and Ku ⁇ Kv, it is necessary to solve by iterative calculation.
  • the error function E2 represented by Ufj and Vfj with Xj and Yj corrected may be minimized.
  • Xj and Yj and Ufj and Vfj there is the following relation between Xj and Yj and Ufj and Vfj.
  • Equation (65A) ⁇ (Xj * Yj) / N
  • Equation (65A) is as follows.
  • E2 N * Ku 2 * ((Du-u0) 2 + us 0) + N * Kv 2 * ((Dv-v0) 2 + vs 0) -2 N * Ku * ((Du-u 0) * r 0 * cos ( ⁇ + ⁇ - ⁇ ) + d 0 * cos ( ⁇ - ⁇ )-e 0 * sin ( ⁇ - ⁇ )) -2 N * K v * ((Dv-v 0) * r 0 * sin ( ⁇ + ⁇ + ⁇ ) + f 0 * sin ( ⁇ + ⁇ ) + g 0 * cos ( ⁇ + ⁇ )) + N * (1 + sin (2 ⁇ ) * sin (2 ⁇ )) * xs0 + N * (1-sin (2 ⁇ ) * sin (2 ⁇ )) * ys 0
  • the approximate solution is calculated by giving initial values to ⁇ , ⁇ , Ku, Kv, Du and Dv, and correcting by iterative calculation.
  • the degree of orthogonality ⁇ , the phase correction value ⁇ , the AZ sensitivity coefficient Ku, and the EL sensitivity coefficient Kv may be calculated by minimizing the error function E3 described below.
  • E3 (((Ufj-Uj) 2 + (Vfj-Vj) 2 ) (66)
  • the error function E3 is a difference between the arrival direction error (Du ⁇ Ufj, Dv ⁇ Vfj) corrected by the correction parameter including the phase correction value ⁇ and the actual value error (Du ⁇ Uj, Dv ⁇ Vj) The sum of the squares of the post residuals for the error measurement data 55.
  • the actual measurement value error may be corrected with some correction parameters among the degree of orthogonality ⁇ , the phase correction value ⁇ , the AZ sensitivity coefficient Ku, and the EL sensitivity coefficient Kv.
  • One of the actual value error and the arrival direction error is corrected by each of the correction parameters, and the corrected residuals, which are differences between the actual value error and the arrival direction error after correction using all the correction parameters, are summed for the measurement error data
  • a correction parameter may be calculated so as to minimize the sum.
  • the correction parameter calculated by the correction value calculation unit 32A is stored in the data storage unit 34A.
  • the value to be stored is the calculated value as it is.
  • FIG. 21 is a flowchart for explaining the operation of the antenna control apparatus according to the second embodiment. Points different from FIG. 7 in the case of the first embodiment will be described.
  • the correction value calculation unit 32A calculates the phase correction value ⁇ , the degree of orthogonality ⁇ , the AZ sensitivity coefficient Ku, and the EL sensitivity coefficient Kv, and stores them in the data storage unit 34A.
  • the calculated ⁇ , ⁇ , Ku, Kv are stored in the data storage unit 34A. Since the coordinate conversion unit 24 of the tracking receiver 8 can not perform correction in consideration of the orthogonality ⁇ or using the sensitivity coefficients Ku and Kv different in the azimuth direction and the elevation direction, the data storage unit 23 of the tracking receiver 8 I do not remember it.
  • the angle measurement error correction unit 39 corrects the angle measurement error signals X and Y in consideration of the phase correction value ⁇ , the degree of orthogonality ⁇ , the AZ sensitivity coefficient Ku, and the EL sensitivity coefficient Kv to obtain the angle measurement error signal Xm. And Ym are output.
  • the tracking control unit 33A calculates a command value obtained by adding the angle measurement error signals Xm and Ym to the trajectory prediction value, and outputs the command value to the antenna drive control unit 27.
  • phase correction value ⁇ to be updated the newly calculated value is stored as it is in the data storage unit 34A.
  • the values stored in the data storage unit 23 of the tracking receiver 8 are not changed.
  • the oscillation cause determination unit 37A operates the error measurement data generation unit 31 and the correction value calculation unit 32A multiple times to calculate a plurality of phase correction values ⁇ , an AZ sensitivity coefficient Ku, and an EL sensitivity coefficient Kv.
  • the condition for determining oscillation as caused by phase shift is, for example, a range within a predetermined range in which a value obtained by subtracting ⁇ used by the angle measurement error correction unit 39 from a plurality of calculated phase correction values ⁇ does not include zero degrees. Whether or not
  • the correction value update unit 38A stores the newly calculated phase correction value ⁇ in the data storage unit 34.
  • the phase correction value ⁇ calculated by the correction value calculation unit 32A may be stored as it is.
  • the conditions for determining oscillation due to sensitivity deviation are, for example, a range of values obtained by dividing a plurality of calculated AZ sensitivity coefficients Ku by Ku used in the angle measurement error correction unit 39 not including 1 within a determined width In some cases, the value obtained by dividing the calculated plurality of EL sensitivity coefficients Kv by Kv used in the angle measurement error correction unit 39 is within a predetermined range not including one.
  • step S16A the correction value update unit 38A stores the newly calculated AZ sensitivity coefficient Ku and EL sensitivity coefficient Kv in the data storage unit 34.
  • the correction value calculation unit 32A calculates a correction parameter that makes the orthogonality ⁇ and the sensitivity coefficient different between the azimuth direction and the elevation direction.
  • the correction parameters calculated by the correction value calculation unit 32A will be described using three examples.
  • a corrected angle measurement error vector Vaj obtained by correcting the angle measurement error vector Vsj using the correction parameters ( ⁇ , ⁇ , Ku, Kv, Du, Dv) is shown in FIG. Vaj is closer to Vsj than Vaj shown in FIG.
  • Vaj is closer to Vsj than Vaj shown in FIG.
  • FIG. 24 to FIG. the simulation conditions are as follows.
  • FIGS. 24 to 26 are expressed similarly to FIGS. 8 to 10.
  • Orthogonality ⁇ -10 °
  • Phase correction value ⁇ 180 °
  • AZ sensitivity factor Ku 1
  • EL sensitivity factor Kv 1
  • FIG. 27 is a diagram showing a locus of an angle measurement error signal corrected by the phase correction value and the sensitivity coefficient calculated by the antenna control device according to the first embodiment as a comparative example. Since the orthogonality is not considered, Vaj and Vsj are slightly separated from each other as compared with FIG.
  • the degree of orthogonality, the AZ sensitivity coefficient, and the EL sensitivity coefficient are also taken into consideration, it is possible to calculate a correction parameter for correcting the angle measurement error signal more accurately than in the first embodiment.
  • the phase correction value and the sensitivity coefficient can be accurately calculated even when the signal-to-noise ratio of the difference signal is bad. Therefore, the angle error signal is properly corrected to track the communication partner more accurately than in the prior art. it can.
  • the correction value calculation unit 32A calculates the correction parameters ( ⁇ , ⁇ , Ku, Kv), but may calculate one to three correction parameters including ⁇ .
  • the sensitivity factors Ku and Kv use preset values or 1. The above applies to the other embodiments.
  • the third embodiment is the case where the phase and sensitivity are adjusted in advance using a calibration tower (collimation). By doing so, it is possible to track even when there is no trajectory predicted value of the moving object when tracking a moving object such as a rocket or when the accuracy of the trajectory predicted value is poor.
  • FIG. 28 is a diagram showing a configuration of an antenna system including an antenna control apparatus according to Embodiment 3 of the present invention.
  • FIG. 29 is a block diagram showing the configuration of the antenna control apparatus according to the third embodiment.
  • the antenna system 100B has a calibration tower 71.
  • the calibration tower 71 emits radio waves 11B of a determined frequency.
  • the calibration tower 71 is installed at a position where the antenna 1 can receive the radio wave 11B emitted by the calibration tower 71.
  • the calibration tower 71 is a test radio wave source installed on the ground at a predetermined position with respect to the antenna 1 and emitting radio waves.
  • the calibration tower 71 is a temporary communication counterpart during program tracking to obtain error measurement data for calculating correction parameters.
  • the antenna control device 9B does not have the predicted trajectory value data generation unit 26.
  • the program control unit 28B and the correction value calculation unit 32B are changed.
  • the data storage unit 34B has a change scenario 54B.
  • the change scenario 54B is a scenario in which the pointing direction of the antenna 1 is changed so as to be different from the first embodiment.
  • FIG. 30 is a diagram showing an example of a locus for changing the pointing direction when the antenna control apparatus according to Embodiment 3 performs program tracking.
  • the offset angle ⁇ is determined such that the sensitivity coefficient is present in a linear region.
  • the linear region is a region in which
  • the offset angle ⁇ in the U direction may be used as it is as a change in the command value of the azimuth.
  • the correction value calculation unit 32B calculates the phase correction value ⁇ , the AZ sensitivity coefficient Ku, the EL sensitivity coefficient Kv, and the orthogonality ⁇ as follows.
  • Ku ⁇ ((X 1 ⁇ X 2) 2 + (Y 1 ⁇ Y 2) 2 ) * cos (2 ⁇ ) / 2 / ⁇ (71)
  • Kv ⁇ ((X3 ⁇ X4) 2 + (Y3 ⁇ Y4) 2 ) * cos (2 ⁇ ) / 2 / ⁇ (72)
  • Du -((X1 + X2 + X3 + X4) * cos ( ⁇ - ⁇ ) + (Y1 + Y2 + Y3 + Y4) * sin ( ⁇ - ⁇ )) / 4 / Ku (73)
  • Dv -((X1 + X2 + X3 + X4) * sin ( ⁇ + ⁇ ) +
  • U and V axes based on the reference celestial point G 0, which is the first direction and a second direction perpendicular to the sky.
  • the two celestial point G 1 and G 2 in the U-axis is a first direction, the directivity direction by time determined is stationary.
  • the second V 2 pieces of celestial points on the axis G 3 and G 4 is the direction, orientation only time determined is stationary.
  • Correction value calculation unit 32B at least using the equation between the error measurement data measured by the celestial sphere points G 1 and G 2, the equation between the error measurement data measured by the celestial sphere point G 3 and G 4
  • the phase correction value ⁇ is calculated.
  • FIG. 1 An example of a time sequence for automatically driving the antenna is shown in FIG.
  • the time for which the antenna 1 points to one celestial point is 7 seconds
  • the data acquisition time is 3 seconds
  • the data sampling time is 0.1 seconds.
  • the data acquisition period is 3 seconds until the end of the 7 second period pointing to one sky point.
  • the correction parameters ( ⁇ , ⁇ , Ku, Kv, Du, Dv) are calculated by the method shown in equations (71) to (76) with respect to the value obtained by averaging the data acquired in the data acquisition time of 3 seconds .
  • FIG. 34 shows the simulation results of the angle measurement error signals X and Y.
  • the angle measurement error signal X is represented by a thick solid line
  • the angle measurement error signal Y is represented by a solid line.
  • the result calculated by the correction value calculation unit 32B is as follows. Since no noise is present, a value equal to the set condition has been calculated correctly. The same result is obtained in the correction value calculator 32A of the second embodiment.
  • the correction value calculation unit 32A uses all the data in the period including the time when the pointing direction of the antenna is changing.
  • the initial value in the correction value calculation unit 32A is the correction parameter calculated by the correction value calculation unit 32B.
  • Orthogonality ⁇ -5.00 °
  • EL sensitivity factor Kv 0.850
  • FIG. 35 shows a simulation result of the angle measurement error signal when noise superimposed on the angle measurement error signal is approximated by a Gaussian random number and the magnitude thereof is 0.01 rms as an effective value. Noise is not superimposed on the measured value of the directivity direction of the antenna 1. In FIG. 35, the noise is about 18% of the offset angle.
  • Both the correction value calculation unit 32B and the correction value calculation unit 32A can calculate the phase correction value ⁇ and the like fairly accurately even in the presence of noise.
  • the simulation result of the angle measurement error signal when the noise magnitude is 0.1 ° rms is shown in FIG. In FIG. 36, the noise is about 180% of the offset angle ⁇ .
  • the noise is 10 times that of FIG.
  • the correction value calculation unit 32B and the correction value calculation unit 32A both calculate the correction parameter that the antenna servo system does not oscillate, and it can be said that this method is resistant to noise.
  • phase adjustment and sensitivity adjustment can be performed automatically by the calibration tower (collimation). Erroneous operation by a person can be prevented and work efficiency can be improved.
  • FIG. 37 shows an angle measurement error signal which is not corrected by a correction parameter such as a phase correction value when the azimuth angle is changed.
  • FIG. 38 is a diagram showing an uncorrected angle measurement error signal when the elevation angle is changed.
  • FIG. 39 is a diagram showing four angle measurement error signals in a linear range used for correction.
  • FIG. 41 shows a corrected angle measurement error signal when the azimuth angle is changed.
  • FIG. 42 is a diagram showing a corrected angle measurement error signal when the elevation angle is changed. It can be seen that correction can be made almost accurately even in the non-linear region.
  • the simulation results shown in FIG. 41 and FIG. 42 can be corrected including the non-linear region using the phase, orthogonality and sensitivity coefficient calculated at four points, and automatic adjustment using a calibration tower (collimation) is data of four points It shows that it is enough.
  • the correction value calculation unit 32C of such a modified example calculates, for example, as follows.
  • a celestial point that generates error measurement data 55 more than three points may be set on the U axis, and ⁇ 1 or the like may be determined so as to minimize the sum of squares of corrected residuals as in the first embodiment.
  • a celestial point that generates error measurement data 55 more than three points may be set on the V axis, and ⁇ 2 or the like may be determined so as to minimize the sum of squares of corrected residuals as in the first embodiment.
  • the celestial point that generates the error measurement data 55 is set at a location that is not on the U axis or the V axis, and ⁇ , ⁇ are simultaneously taken into consideration simultaneously with all celestial points that generate the error measurement data 55 as in the first embodiment. Etc. may be calculated.
  • the phase correction value and the sensitivity coefficient can be calculated accurately even when the signal-to-noise ratio of the difference signal is bad. Therefore, the angle error signal is properly corrected to track the communication partner more accurately than in the prior art. it can.
  • FIG. 43 is a diagram showing a configuration of an antenna system including an antenna control apparatus according to Embodiment 4 of the present invention.
  • the tracking receiver 8C also outputs the signal strength (difference signal level R) of the difference signal.
  • FIG. 44 is a block diagram showing the configuration of the antenna control apparatus according to the fourth embodiment. Points different from FIG. 19 in the case of the second embodiment will be described.
  • the antenna control device 9C included in the antenna system 100C includes an offset angle calculation unit 40.
  • the offset angle calculation unit 40 changes the offset angle ⁇ in accordance with the difference signal level R. When the difference signal level R is small, the offset angle ⁇ is increased so that the signal strength equal to or higher than the lower limit value can be obtained.
  • the data storage unit 34C is also changed.
  • the data storage unit 34C is also modified to have a standard offset angle 57 and an offset angle 58.
  • the change scenario 54E is a scenario in which the command value of the pointing direction is changed using the offset angle 58.
  • the program control unit 28C performs program control with a variable offset angle ⁇ .
  • the standard offset angle 57 is an angle used as the offset angle ⁇ when the difference signal level R is sufficiently large.
  • the offset angle 58 is an offset angle calculated by the offset angle calculation unit 40 according to the difference signal level R.
  • ⁇ 0 Standard offset angle.
  • ⁇ max Upper limit value of offset angle ⁇ . For example, it is about 60% of the half width of the antenna 1.
  • R Difference signal level.
  • Rmin Lower limit value for the difference signal level R.
  • S Reception level.
  • Smin Lower limit value for reception level S.
  • fr ( ⁇ , R) A function to predict the difference signal level R with respect to the offset angle ⁇ . R increases with an increase in ⁇ .
  • fs ( ⁇ , S) A function to predict the reception level S with respect to the offset angle ⁇ . S decreases with the increase of ⁇ .
  • fr ( ⁇ , R) and fs ( ⁇ , S) are functions derived by approximating the antenna pattern with, for example, a Gaussian function.
  • the standard offset angle ⁇ 0 is determined such that the calculation accuracy of the correction parameter calculated from the N pieces of error measurement data is equal to or higher than the required accuracy when the difference signal level R is the lower limit value Rmin.
  • the offset angle calculation unit 40 calculates an offset angle as follows according to the difference signal level R and the reception level S.
  • S ⁇ Smin, ⁇ ⁇ 0. The reception level S is bad, and it is not acceptable to further reduce the reception level.
  • R ⁇ Rmin and S> Smin determine ⁇ that satisfies SSSmin, RSRmin, and ⁇ ⁇ ⁇ max. If the condition is satisfied, it is desirable that ⁇ be smaller. If .DELTA..theta.
  • S.gtoreq.S min is given the highest priority, and .DELTA..theta. Is determined so as to satisfy as many conditions as possible with the priorities of .DELTA..theta..ltoreq..DELTA..theta.
  • the minimum ⁇ may be determined within the range.
  • the difference signal level R and the reception level S may be divided into a plurality of ranges, and ⁇ determined so as to satisfy the conditions in each range may be used.
  • FIG. 45 is a flowchart for explaining the operation of the antenna control apparatus according to the fourth embodiment. Points different from FIG. 7 in the case of the first embodiment will be described.
  • Step S21 is added before step S06C.
  • the offset angle calculation unit 40 determines the offset angle ⁇ based on the reception level S and the difference signal level R.
  • the pointing direction of the antenna is changed according to the change scenario 54C using the offset angle ⁇ .
  • the phase correction value .gamma. Etc. can be obtained in a state where the signal strength of the difference signal is larger than that of the second embodiment without lowering the reception level S more than necessary. Correction parameters can be calculated.
  • Determining the offset angle ⁇ based on the difference signal level R is equivalent to determining the offset angle ⁇ according to the signal-to-noise ratio (SN ratio) if the noise level is constant.
  • the offset angle ⁇ may be determined based on the SN ratio of the difference signal instead of the difference signal level R.
  • the offset angle calculation unit is a change reference angle determination unit that determines the offset angle ⁇ such that the signal strength or the signal to noise ratio of the difference signal becomes equal to or more than the lower limit value.
  • Embodiment 5 the SN ratio of the difference signal is input to the antenna control device, and the length of the program tracking period is changed according to the SN ratio of the difference signal.
  • FIG. 46 is a diagram showing the configuration of an antenna system including an antenna control apparatus according to Embodiment 5 of the present invention.
  • the tracking receiver 8D outputs the SN ratio Z of the difference signal to the antenna control device 9D.
  • FIG. 47 is a block diagram showing the configuration of the antenna control apparatus according to the fifth embodiment. Points different from FIG. 19 in the case of the second embodiment will be described.
  • the antenna control device 9D of the antenna system 100D has a program operation period setting unit 41.
  • the program operation period is a period in which the pointing value is changed in accordance with the change scenario.
  • the program operation period setting unit 41 changes the length of the program operation period according to the SN ratio of the difference signal.
  • the program operation period setting unit 41 lengthens the program operation period when the SN ratio of the difference signal is equal to or less than the lower limit value.
  • the program control unit 28D performs program control with variable program operation time.
  • the program operation period is set such that the calculation accuracy of the correction parameter calculated by the correction value calculation unit 32A is equal to or higher than the determined accuracy.
  • the reason is that the value that minimizes the average of the signal with error improves the signal-to-noise ratio more than the original signal.
  • the signal-to-noise ratio of the original signal is Z
  • the signal-to-noise ratio of the average value of the ⁇ signals is Z * ⁇ ( ⁇ ).
  • the value at which the squared error is the smallest for 1 variable ⁇ data is the average value of ⁇ data.
  • the SN ratio of variable values that minimize the multivariate squared error is also considered to be Z * (( ⁇ ).
  • the data storage unit 34D is also changed.
  • the data storage unit 34D also has a standard program operation time 59 and a program operation time 60.
  • the change scenario 54D is a scenario in which the program operation time 60 is used to change the command value of the pointing direction.
  • the standard program operation time 59 is a length (program operation time) of a program tracking period according to the change scenario 54D when the difference signal level R is sufficiently large.
  • the program operation time 60 is a program operation time set by the program operation period setting unit 41.
  • the error measurement data 53 is generated at time intervals determined during operation according to the change scenario 54D.
  • Ts Program operation time.
  • Ts0 Standard program operation time.
  • Tmax Upper limit of program operation time.
  • Z SN ratio of difference signal.
  • Zmin Lower limit value to the SN ratio of the difference signal.
  • the number N of error measurement data at the standard program operation time Ts0 is higher than the accuracy required for calculation accuracy of the correction parameter calculated from N error measurement data. It is decided to become.
  • the program operation time Ts may be set for each range of the SN ratio of the difference signal. Ts for each range may be determined so that the calculation accuracy of the correction parameter becomes equal to or greater than the determined accuracy, and monotonically non-decreasing with the increase of the SN ratio.
  • FIG. 48 is a flowchart for explaining the operation of the antenna control apparatus according to the fifth embodiment. Points different from FIG. 45 in the case of the fourth embodiment will be described.
  • step S21D the program operation period setting unit 41 sets the program operation time Ts based on the SN ratio Z of the difference signal.
  • step S06D the command value of the pointing direction of the antenna is changed according to the change scenario using the program operation time Ts.
  • the program operation time Ts is determined in accordance with the SN ratio Z of the difference signal, it is possible to calculate the correction parameter such as the phase correction value ⁇ with the accuracy at which the calculation accuracy of the correction parameter is determined.
  • the program operation time Ts may be determined if the signal strength, not the SN ratio of the difference signal, is less than the lower limit value.
  • the program operation period setting unit determines the program operation time so as to be monotonically non-decreasing with respect to the reduction of the signal strength or the signal to noise ratio when the signal strength or the signal to noise ratio of the difference signal is lower than a threshold. It is a decision part.
  • the difference signal level is input to the antenna control device, and the offset angle and the length of the program tracking period are changed according to the difference signal level.
  • the offset angle and the length of the program tracking period are changed according to the difference signal level.
  • the antenna control device 9E included in the antenna system 100E includes a program operation period setting unit 41E.
  • the program operation period setting unit 41E changes the length of the program operation period according to the difference signal level R. When the difference signal level R is equal to or less than the lower limit value, the program operation period setting unit 41E extends the program operation period so that the difference signal level R becomes equal to or more than the lower limit value.
  • the data storage unit 34E also has a standard program operation time 59 and a program operation time 60.
  • the change scenario 54E is a scenario that uses the offset angle 58 and the program operation time 60 to change the pointing value of the pointing direction.
  • the offset angle calculation unit 40E is also changed.
  • the program control unit 28E performs program control at a variable offset angle ⁇ with a variable program operation time Ts.
  • the number N of error measurement data at the standard offset angle ⁇ 0 and the standard program operation time Ts0 requires the calculation accuracy of the correction parameter calculated from the N error measurement data when the difference signal level R is the lower limit value Rmin. It is decided to be more than accuracy.
  • the program operation in the program operation period setting unit 41E is performed in the case where the longer the program operation time Ts is preferentially applied and the offset angle ⁇ is changed when the calculation accuracy of the correction parameter can not be made higher than the determined accuracy.
  • the method of determining the time Ts will be described. Since prolonging the program operation time Ts does not entail a drop in the reception level S, it is desirable to process the prolongation of the program operation time Ts first if priority is not given to reducing the reception level S.
  • the offset angle calculation unit 40E operates in the same manner as the offset angle calculation unit 40, where R * ⁇ (Ts / Ts0) is R.
  • the offset angle calculation unit 40E When the offset angle ⁇ is determined in advance, the offset angle calculation unit 40E operates in the same manner as the offset angle calculation unit 40.
  • the program operation period setting unit 41E operates in the same manner as in the case of previously determining the program operation time Ts using R predicted by fr ( ⁇ , R).
  • FIG. 51 is a flowchart for explaining the operation of the antenna control apparatus according to the fifth embodiment. Points different from FIG. 48 in the case of the fifth embodiment will be described.
  • step S21E the program operation period setting unit 41E sets the program operation time Ts based on the difference signal level R, and the offset angle calculation unit 40E determines the offset angle ⁇ based on the reception level S and the difference signal level R.
  • the difference signal level R is a value in consideration of the program operation time Ts.
  • the command value of the pointing direction of the antenna is changed according to the change scenario using the offset angle ⁇ and the program operation time Ts.
  • the phase of the phase is performed with the difference signal having a better SN ratio than that of the second embodiment, without lowering the reception level S more than necessary.
  • Correction parameters such as the correction value ⁇ can be calculated.
  • 100, 100A, 100B, 100C, 100D, 100E antenna system

Abstract

測角誤差信号を補正する補正値を電波の信号対雑音比が悪い場合でも従来よりも精度よく求め、通信相手を従来よりも精度よく追尾する。　決められた変更シナリオ５４にしたがって変化するアンテナ１の指向方向の指令値を生成して、アンテナ駆動制御部２７に出力するプログラム制御部２８と、受信信号の和信号と差信号から求められる、電波が到来する方向である到来方向と指向方向との差を表す到来方向誤差と、到来方向誤差を求めた時の指向方向の実測値である指向方向実測値とを含む少なくとも３個の誤差計測データ５５から、到来方向誤差を回転させる角度である位相補正値γを算出する補正値算出部３２と、位相補正値γにより補正した到来方向誤差を指向方向実測値に加えた値を指令値としてアンテナ駆動制御部２７に出力する追尾制御部３３とを備えた。

Description

制御装置
　この発明は、人工衛星などの移動物体からの電波を受信して追尾する地上に設置されたアンテナ装置を制御する装置に関する。
　地球局に設けられたアンテナの設置位置から地球を周回する移動衛星に向かう方向と、アンテナの主鏡が向く方向（主ビーム軸と呼ぶ）とのずれを求め、このずれをゼロに近づけるようにアンテナの主ビーム軸を制御して、アンテナを移動衛星に向ける自動追尾を実施する制御装置がある（特許文献１参照）。
　特許文献１に記載された追尾装置では、移動衛星から送信された電波（信号）をアンテナで受信し、受信した信号から和信号および差信号を導出する。和信号および差信号は、アンテナの給電回路に設けた補助給電系が導出する。和信号および差信号を導出する方法は、マルチホーン方式、高次モード方式、組み合わせ方式などがある。和信号は、アンテナの各部分で受信された信号を加え合わせた信号であり、アンテナの主ビーム軸が移動衛星に一致したときに最大値を示す。差信号は、アンテナの各部分で受信された信号差を求めた信号であり、アンテナの主ビーム軸が移動衛星に一致したときに最小値を示す。差信号の大きさの絶対値が、主ビーム軸のずれの大きさを表す。和信号と差信号の位相差が、主ビーム軸のずれの天球上での方向を表す。
　ここで、和信号と差信号とは、互いの位相がずれる。位相がずれる原因は、和信号と差信号は、低雑音増幅器や、周波数変換器などの複雑な回路で処理され、線路長の差などが存在するためである。和信号と差信号の位相差が正しくないと、位相差を基に生成した測角誤差信号により主ビーム軸を制御しても、主ビーム軸を移動衛星の電波が到来する方向に向けることはできない。そのため、自動追尾を実施する前に、測角誤差信号が主ビーム軸のずれの天球上での方向を向くように測角誤差信号の位相を調整する。
　測角誤差信号の位相を調整する方法として、太陽が放射する電波を受信して太陽を追尾することで位相を調整する方法がある（特許文献２参照）。また、自動追尾を開始する前に、主ビーム軸の指令値の方向と実際の方向との差を表す第１ベクトルと、和信号および差信号から求めた主ビーム軸のずれを表す第２ベクトルとを異なる２時点で求め、第１ベクトルと第２ベクトルのそれぞれの差ベクトルが同じになるように測角誤差信号の位相を調整する方法がある（特許文献３参照）。
特開平１１－３８１１２号公報 特許第３６７８１５４号 特許第６００４８９６号
　衛星が使用する周波数は衛星ごとに異なり、位相のずれは電波の周波数により変化する。特許文献２に記載の方法では、異なる衛星を追尾するごとに、太陽を追尾して位相を調整する必要がある。また、太陽の視直径に比較してアンテナビーム半値幅が小さい場合は測角誤差信号の出力が低下するか、または出力されなくなる。そのため、アンテナビーム半値幅が小さいアンテナの場合には、太陽を追尾して位相を調整する方法は使用できない。
　特許文献３は、太陽を使用しないで衛星を追尾する際に位相を調整する方法に関する文献である。特許文献３に記載されたアルゴリズムは、電波強度が弱い場合に、言い換えれば信号対雑音比が悪い場合に、調整すべき位相の算出精度が悪くなる。不正確に位相を調整された測角誤差信号により追尾制御すると、追尾の精度が悪くなり、最悪、追尾できなくなってしまう。この発明は、電波の信号対雑音比が悪い場合でも従来よりも精度よく通信相手を追尾できることを目的とする。
　この発明に係る制御装置は、通信相手からの電波を受信して受信信号を生成するアンテナが向く方向である指向方向の指令値が入力され、指令値との差がゼロに近づくように指向方向を変更するアンテナ駆動部を制御するアンテナ駆動制御部と、決められた変更シナリオにしたがって変化する指令値を生成して、アンテナ駆動制御部に出力するプログラム制御部と、受信信号の和信号と差信号から求められる、電波が到来する方向である到来方向と指向方向との差を表す到来方向誤差と、到来方向誤差を求めた受信信号を受信した時の指向方向の実測値である指向方向実測値とを含む誤差計測データを生成する誤差計測データ生成部と、プログラム制御部が動作中の異なる指令値で得られた少なくとも３個の誤差計測データから、到来方向誤差を回転させる角度である位相補正値を算出する補正値算出部と、位相補正値により補正した到来方向誤差を指向方向実測値に加えた値を指令値としてアンテナ駆動制御部に出力する追尾制御部とを備えたものである。
　この発明によれば、電波の信号対雑音比が悪い場合でも従来よりも精度よく通信相手を追尾できる。
この発明の実施の形態１に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。 アンテナが生成し追尾受信機に入力する和信号と差信号のオフセット角度に対する変化の例を示す図である。 追尾受信機の構成を示すブロック図である。 実施の形態１に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図である。 実施の形態１に係るアンテナ制御装置がプログラム追尾する際の指向方向を変化させる軌跡の１例を示す図である。 実施の形態１に係るアンテナ制御装置で算出する位相補正値と感度係数により測角誤差ベクトルを補正する過程を説明する図である。 実施の形態１に係るアンテナ制御装置で移動物体を追尾する場合の手順を説明するフローチャートである。 実施の形態１に係るアンテナ制御装置で補正パラメータを計算するために指向方向を変化させた際に計測された指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡の１例を示す図である。 図８の場合の計測データの時間変化を示す図である。 図８の場合に、位相補正値と感度係数で補正した指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡を示す図である。 実施の形態１に係るアンテナ制御装置で補正パラメータを計算するために指向方向を変化させた際に計測された指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡の別の１例を示す図である。 図１１の場合の計測データの時間変化を示す図である。 図１１の場合に、位相補正値と感度係数で補正した指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡を示す図である。 自動追尾時に測角誤差信号の位相がずれたことに起因する方位角および仰角の実測値の時間変化を示す図である。 図１４に示す場合で位相補正値および感度係数の時間変化を示す図である。 自動追尾時の測角誤差信号の感度係数がずれたことに起因する方位角および仰角の実測値の時間変化を示す図である。 図１６に示す場合で位相補正値および感度係数の時間変化を示す図である。 この発明の実施の形態３に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。 実施の形態２に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図である。 アンテナの駆動軸と追尾受信機の検波軸との関係を示す図である。 実施の形態２に係るアンテナ制御装置の動作を説明するフローチャートである。 図８の場合に、実施の形態２に係るアンテナ制御装置で算出した直交度、位相補正値、ＡＺ感度係数およびＥＬ感度係数で補正した指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡を示す図である。 図１１の場合に、実施の形態２に係るアンテナ制御装置で算出した直交度、位相補正値、ＡＺ感度係数およびＥＬ感度係数で補正した指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡を示す図である。 実施の形態２に係るアンテナ制御装置で補正パラメータを計算するために指向方向を変化させた際に計測された指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡の１例を示す図である。 図２４の場合の計測データの時間変化を示す図である。 図２４の場合に、直交度、位相補正値、ＡＺ感度係数およびＥＬ感度係数で補正した指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡を示す図である。 図２４の場合に、比較例として、実施の１に係るアンテナ制御装置で算出した位相補正値および感度係数で補正した指向方向の実測値と測角誤差信号の軌跡を示す図である。 この発明の実施の形態３に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置のブロック図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置がプログラム追尾する際の指向方向を変化させる軌跡の１例を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置が補正パラメータを算出するためにＵ軸上で指向方向を変更した場合に得られる測角誤差信号を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置が補正パラメータを算出するためにＶ軸上で指向方向を変更した場合に得られる測角誤差信号を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置においてアンテナを自動駆動するタイムシーケンス例を示す図である。 図３３に示すようにアンテナを自動駆動した場合で、追尾受信機が生成する、ノイズが重畳しない測角誤差信号を示す図である。 図３３に示すようにアンテナを自動駆動した場合で、追尾受信機が生成する、ノイズが重畳する測角誤差信号の１例を示す図である。 図３３に示すようにアンテナを自動駆動した場合で、追尾受信機が生成する、ノイズが重畳する測角誤差信号の別の１例を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置において方位角を変化させた場合に得られる補正していない測角誤差信号を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置において仰角を変化させた場合に得られる補正していない測角誤差信号を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置において補正に使用する４点での測角誤差信号を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置において補正された４点での測角誤差信号を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置において方位角を変化させた場合に得られる補正した測角誤差信号を示す図である。 実施の形態３に係るアンテナ制御装置において仰角を変化させた場合に得られる補正した測角誤差信号を示す図である。 この発明の実施の形態４に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。 実施の形態４に係るアンテナ制御装置の構成を示す図である。 実施の形態４に係るアンテナ制御装置の動作を説明するフローチャートである。 この発明の実施の形態５に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。 実施の形態５に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図ある。 実施の形態５に係るアンテナ制御装置の動作を説明するフローチャートである。 この発明の実施の形態６に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。 実施の形態６に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図ある。 実施の形態６に係るアンテナ制御装置の動作を説明するフローチャートである。
　実施の形態１．
　この発明の実施の形態１に係る制御装置を含むアンテナシステムを、図１から図４を参照して説明する。アンテナシステム１００は、図１に示すように、アンテナ１と、アンテナ架台２と、アンテナ駆動部３と、給電装置４と、和信号増幅変換器５と、差信号増幅変換器６と、信号受信機７と、追尾受信機８と、アンテナ制御装置９とを主に含んで構成される。
　アンテナ１は、衛星やロケットなどの移動物体１０からの電波１１を受信する。アンテナ架台２は、アンテナ１が向く方向である指向方向を変更可能に、アンテナ１を支持する。アンテナ駆動部３は、アンテナ架台２を駆動してアンテナ１の指向方向を変更する。給電装置４は、送信信号を増幅してアンテナ１に給電し、アンテナ１が受信した受信信号からその補助給電系により和信号(SUM)および差信号(ERROR)を生成する。和信号増幅変換器５は、和信号を増幅して中間周波数に変換する。差信号増幅変換器６は、差信号を増幅して中間周波数に変換する。信号受信機７は、和信号を復調して移動物体１０から送信されたデータを取得する。追尾受信機８は、和信号と差信号から、アンテナ架台２を駆動するための測角誤差信号ＸおよびＹを生成する。アンテナ制御装置９は、移動物体１０からの電波が到来する方向である到来方向にアンテナ１が向くようにアンテナ駆動部３を制御する。
　アンテナ１の指向方向は、指向方向計測部１２により計測される。アンテナ１は、指向方向をアンテナ架台２により変更できる。指向方向は、方位角および仰角で表現する。指向方向計測部１２は、アンテナ１に取り付けられた角度検出エンコーダ（方位角用エンコーダおよび仰角用エンコーダ）から出力される信号を受信する。指向方向計測部１２は、方位角用エンコーダが出力する信号からアンテナ１の主ビーム軸の方位角の実測値（ＡＺ実角度と呼ぶ）を計測し、仰角用エンコーダが出力する信号から主ビーム軸の仰角の実測値（ＥＬ実角度と呼ぶ）を計測する。指向方向計測部１２は、ＡＺ実角度およびＥＬ実角度を、アンテナ制御装置９に出力する。指向方向は、北をゼロ度とし時計回りの角度を正とする方位角と水平線に向く場合をゼロ度とする仰角の組合せによる地平座標系で表す。
　アンテナ架台２は、仰角架台１３と、方位角架台１４と、基礎部１５とを有する。仰角架台１３は、アンテナ１を支持する。方位角架台１４は、仰角架台１３を水平な仰角軸(ＥＬ軸)の回りに回転可能に支持する。基礎部１５は、方位角架台１４を鉛直な方位角軸(ＡＺ軸)の回りに回転可能に支持する。方位角をＡＺ角、ＡＺと呼ぶ場合がある。仰角をＥＬ角、ＥＬと呼ぶ場合がある。アンテナ制御装置９は、Ｘ／Ｙ方式のアンテナ架台の場合にも適用できる。
　アンテナ駆動部３は、仰角駆動部１６と、方位角駆動部１７とを有する。仰角駆動部１６は、方位角架台１４に対する仰角架台１３の仰角を変更する。方位角駆動部１７は、基礎部１５に対する方位角架台１４の方位角を変更する。仰角駆動部１６および方位角駆動部１７は、それぞれサーボ制御系を有する。
　給電装置４は、アンテナ１にマイクロ波の周波数帯域の送信信号を決められた電力まで増幅して給電する。さらに、アンテナ１が受信した受信信号からその補助給電系により和信号(SUM)および差信号(ERROR)を生成する。和信号増幅変換器５は、和信号を増幅し、増幅した和信号の周波数を低い周波数に変換する。差信号増幅変換器６は、差信号を増幅し、増幅した差信号の周波数を低い周波数に変換する。信号受信機７は、和信号増幅変換器５から入力される和信号を変調された通信信号として処理し復調する。和信号と差信号は、追尾受信機８に入力される。
　図２は、アンテナ１が生成し追尾受信機８に入力する和信号と差信号のオフセット角度に対する変化の例を示す図である。図２では、和信号を実線で表し、差信号を破線で表す。オフセット角度は、移動物体１０に向いている状態から指向方向が変化する角度である。オフセット角度は、アンテナ１の指向方向が移動物体１０に向いている状態がゼロ度である。オフセット角度がゼロ度の場合に和信号の信号強度は最大になり、差信号の信号強度は最小になる。
　追尾受信機８は、入力される和信号と差信号から、アンテナ１を駆動するための測角誤差信号ＸおよびＹを生成して、アンテナ制御装置９に出力する。和信号と差信号の位相差が実際に発生する位相差そのままである場合には、測角誤差信号Ｘは指向方向の方位角誤差に相当し、測角誤差信号Ｙは指向方向の仰角誤差に相当する。
　アンテナ制御装置９は、アンテナ１の主ビーム軸の方位角および仰角を制御するための駆動信号を生成して、駆動信号をアンテナ駆動部３に出力する。アンテナ制御装置９は、測角誤差信号に基づきアンテナ１の主ビームの方位角および仰角を制御する。測角誤差信号に基づき、測角誤差信号がゼロに近づくように制御することを自動追尾と呼ぶ。
　予め決められた変更シナリオにしたがってアンテナ１の主ビームの方向を制御する方法を、プログラム追尾と呼ぶ。プログラム追尾では、外部から入力される移動物体１０の軌道予測値に加えて変更シナリオによる制御をする場合と、変更シナリオだけあるいは軌道予測値だけで制御する場合がある。軌道予測値は、決められた刻み幅の時刻ごとに移動物体１０の位置を表すデータである。移動物体１０の位置は、決められた観測地点から移動物体１０を見た場合の天球上の方向を方位角および仰角で表す。外部から入力される例えば１秒ごとの軌道予測値は、例えば１０msecなどの細かい時間の刻み幅での値を内挿計算で求めて補間する。アンテナ制御装置９は、補間した軌道予測値を使用する。
　追尾受信機８の構成を、図３を参照して説明する。図３は、追尾受信機の構成を示すブロック図である。追尾受信機８は、図３に示すように、和信号ＡＧＣ回路１８と、差信号ＡＧＣ回路１９と、９０度移相器２０と、Ｉ信号検波器２１と、Ｑ信号検波器２２と、データ記憶部２３と、座標変換部２４と、インタフェース部２５とを備えている。なお、ＡＧＣとは、"Automatic Gain Control"すなわち自動増幅率制御の略である。
　和信号ＡＧＣ回路１８は、アンテナ１が出力する和信号が入力されて、入力された和信号を増幅する。和信号ＡＧＣ回路１８での増幅率は、和信号の振幅に応じて変化する。和信号ＡＧＣ回路１８は、増幅後の和信号を、９０度移相器２０およびＩ信号検波器２１に出力する。また、和信号ＡＧＣ回路１８は、増幅率の増加に比例して増加する増幅電圧を、差信号ＡＧＣ回路１９に出力する。
　差信号ＡＧＣ回路１９には、アンテナ１が出力する差信号および和信号ＡＧＣ回路１８が出力する増幅電圧が入力される。差信号ＡＧＣ回路１９は、和信号ＡＧＣ回路１８から入力される増幅電圧の値に応じて増幅率を変化させて、入力された差信号を増幅する。すなわち、差信号ＡＧＣ回路１９は、和信号ＡＧＣ回路１８の増幅率に比例した増幅率で、入力された差信号を増幅する。よって、差信号ＡＧＣ回路１９から出力される増幅後の差信号は、和信号ＡＧＣ回路１８から出力される増幅後の和信号の増幅率に比例した増幅率で増幅されている。差信号ＡＧＣ回路１９は、増幅後の差信号を、Ｉ信号検波器２１およびＱ信号検波器２２に出力する。
　９０度移相器２０は、和信号ＡＧＣ回路１８から出力される増幅後の和信号の位相を９０度シフト（変化）させる。９０度移相器２０は、位相を９０度シフトさせた増幅後の和信号を、Ｑ信号検波器２２に出力する。位相を９０度シフトさせるとは、９０度だけ位相を増加させることである。
　Ｉ信号検波器２１は、和信号ＡＧＣ回路１８から出力される和信号（位相がシフトされていない和信号）で、差信号ＡＧＣ回路１９から出力される差信号を検波する。言い換えれば、Ｉ信号検波器２１は、和信号ＡＧＣ回路１８から出力される和信号と、差信号ＡＧＣ回路１９から出力される差信号との積を出力する。Ｉ信号検波器２１は、検波後の信号（以後、「Ｉ信号」と称する）を、座標変換部２４に出力する。Ｉ信号を検波する軸をＩ軸と呼ぶ。
　Ｑ信号検波器２２は、９０度移相器２０から出力される和信号で、差信号ＡＧＣ回路１９から出力される差信号を検波する。言い換えれば、Ｑ信号検波器２２は、９０度移相器２０から出力される和信号と、差信号ＡＧＣ回路１９から出力される差信号との積を出力する。Ｑ信号検波器２２は、検波後の信号（以後、「Ｑ信号」と称する）を、座標変換部２４に出力する。Ｑ信号を検波する軸をＱ軸と呼ぶ。
　データ記憶部２３には、座標変換部２４で使用する位相補正値５１と感度係数５２とを記憶する。位相補正値５１と感度係数５２は、アンテナ制御装置９で計算される。位相補正値５１は、Ｉ軸およびＱ軸の位相を補正する補正値である。位相補正値５１により、測角誤差信号Ｘが検波されるＩ軸が指向方向の方位角に相当するＵ軸（後述）と一致し、測角誤差信号Ｙが検波されるＱ軸が指向方向の仰角に相当するＶ軸（後述）と一致するように補正する。感度係数５２は、測角誤差信号の大きさと指向方向の誤差の絶対値との間の比例係数である。
　座標変換部２４は、Ｉ信号とＱ信号を位相補正値５１と感度係数５２を用いて座標変換して、測角誤差信号ＸおよびＹを出力する。座標変換に関しては、後で説明する。測角誤差信号ＸおよびＹは、追尾受信機８の出力になる。和信号ＡＧＣ回路１８に入力される和信号の信号強度（受信レベル）も、追尾受信機８の出力になる。
　測角誤差信号は、電波１１が到来する方向である到来方向とアンテナ１の指向方向との差を表す到来方向誤差である。測角誤差信号は、受信信号の和信号と差信号から生成される。追尾受信機８は、受信信号の和信号と差信号が入力され、到来方向誤差を求める測角処理部である。
　インタフェース部２５は、アンテナ制御装置９が正常に動作しているかどうかを表す監視信号を、アンテナ制御装置９から受信する。インタフェース部２５は、追尾受信機８が正常に動作しているかどうかを表す監視信号を、アンテナ制御装置９に送信する。また、追尾受信機８とアンテナ制御装置９との間で、位相補正値γと感度係数Ｋなどのデータや、制御信号を送受信する。
　アンテナ制御装置９の構成を、図４を参照して説明する。図４は、実施の形態１に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図である。アンテナ制御装置９は、軌道予測値データ生成部２６、アンテナ駆動制御部２７、プログラム制御部２８、切替スイッチ２９、モード判定部３０、誤差計測データ生成部３１、補正値算出部３２、追尾制御部３３、データ記憶部３４、インタフェース部３５、発振検出部３６、発振原因決定部３７および補正値更新部３８を有する。
　軌道予測値データ生成部２６は、外部から入力さる例えば１秒ごとの軌道予測値を、例えば１０msecなどのより細かい時間の刻み幅での値を内挿計算で求めた軌道予測値データ５３を生成して、データ記憶部３４に記憶させる。
　アンテナ駆動制御部２７は、入力される指令値とアンテナ１の指向方向との差をゼロに近づけるように、アンテナ駆動部３を駆動する駆動信号を生成する。アンテナ駆動制御部２７では、アンテナ駆動部３に必要な大きさに駆動信号の電力を増幅する。
　プログラム制御部２８は、軌道予測値データ５３と変更シナリオ５４とを参照して、指令値を生成してアンテナ駆動制御部９に出力する。変更シナリオ５４の例を、図５に示す。変更シナリオ５４は、軌道予測値データ５３で表される軌道予測値から指向方向を変化させる指向操作量の時間推移を表す。指向操作量とは、軌道予測値から指向方向を変更させる量である。プログラム制御部２８は、軌道予測値データ５３から時刻ごとに予測される移動物体１０の位置に、変更シナリオ５４で表される指向操作量を加えた指向方向を指令値として出力する。
　切替スイッチ２９は、プログラム追尾と自動追尾を切替えるものである。切替スイッチ２９がプログラム追尾の側である場合に、プログラム制御部２８が出力する指令値がアンテナ駆動制御部２７に入力される。切替スイッチ２９が自動追尾の側である場合に、追尾制御部３３が算出した指令値がアンテナ駆動制御部２７に入力される。追尾制御部３３が出力する指令値がアンテナ駆動制御部２７に入力される状態を、追尾制御部３３が動作中と呼ぶ。プログラム制御部２８が出力する指令値がアンテナ駆動制御部２７に入力される状態を、プログラム制御部２８が動作中と呼ぶ。
　モード判定部３０は、プログラム追尾と自動追尾のどちらのモードで動作するかを判断する。モード判定部３０は、モードを変更する必要があると判断した場合は、モード切替スイッチ２９を使用すべきモードの側に変更する。プログラム追尾および自動追尾のモード切替は、ユーザの指示でも変更可能である。
　誤差計測データ生成部３１は、プログラム制御部２８が動作している間に、誤差計測データ５５を生成する。誤差計測データ５５は、同じ指向方向の指令値の時に計測された、追尾受信機８が出力する測角誤差信号と、指向方向計測部１２により計測されたＡＺ実角度およびＥＬ実角度とを含む。つまり、誤差計測データ５５は、測角誤差信号を求めた受信信号(和信号と差信号)を受信した時の指向方向の実測値であるＡＺ実角度およびＥＬ実角度と、測角誤差信号ＸおよびＹを含む。生成された誤差計測データ５５は、データ記憶部３４に格納される。
　補正値算出部３２は、少なくとも３個の誤差計測データ５５から、測角誤差信号を補正してアンテナ１の指向方向と到来方向の差をゼロに近づけることができる補正パラメータを算出する。少なくとも３個の誤差計測データ５５のそれぞれは、プログラム制御部２８が動作中の異なる指令値で生成される。算出する補正パラメータは、測角誤差信号を回転させる角度である位相補正値５１と、測角誤差信号に乗算する感度係数５２とである。算出された位相補正値５１と感度係数５２は、データ記憶部３４と追尾受信機８が有するデータ記憶部２３に格納される。補正値算出部３２が位相補正値５１と感度係数５２を算出する方法は、後で説明する。
　追尾制御部３３は、軌道予測値に起因する変化分と、測角誤差信号とを指向方向実測値に加算した指令値を算出する。なお、軌道予測値が存在しない通信相手の場合は、軌道予測値に起因する変化分はゼロとする。
　インタフェース部３５は、追尾受信機８が正常に動作しているかどうかを表す監視信号を、追尾受信機８から受信する。インタフェース部３５は、アンテナ制御装置９が正常に動作しているかどうかを表す監視信号を、追尾受信機８に送信する。また、追尾受信機８とアンテナ制御装置９との間で、位相補正値γと感度係数Ｋなどのデータや、制御信号を送受信する。
　発振検出部３６は、発振を検出する。発振とは、自動追尾中にアンテナ１の指向方向が周期的に変動する現象である。発振した状態の例を図１４と図１６に示す。発振検出部３６は、例えば決められた長さの期間内での指向方向実測値をチェックして、決められた閾値以上の変動がある場合に発振を検出する。
　発振検出部３６が発振を検出した場合は、発振原因決定部３７が、誤差計測データ生成部３１および補正値算出部３２を複数回動作させる。複数の位相補正値γと感度係数Ｋから、発振原因決定部３７は発振の原因を決定する。発振原因決定部３７は、測角誤差信号の位相が変化した位相ずれ、あるいは、感度係数が変化した感度ずれを、発振の原因として決定する。
　自動追尾中に、常に誤差計測データ生成部３１および補正値算出部３２を周期的に動作させる場合は、発振検出部３６は無くてもよい。
　補正値更新部３８は、発振の原因が位相ずれである場合は、位相補正値γを更新する。発振の原因が感度係数である場合は、感度係数Ｋを更新する。更新後の位相補正値γnewと感度係数Ｋnewは、データ記憶部３３と追尾受信機８のデータ記憶部２３に記憶させる。
　更新後の位相補正値γnewは、それまで使用していた位相補正値γoldに新たに計算した位相補正値γnowを加算した値とする。つまり、以下の式のように計算する。
　　γnew＝γold+γnow　　　　　　　　　　　　　(1)
　新たに計算した位相補正値γnowは、発振を検出した時点以降に計算した位相補正値γの中の少なくとも１個のγから決める。複数のγから決める場合は、平均や中央値など適切な方法で決める。発振を検出した時点以降に計算した位相補正値γは、発振原因を決定するために計算したγ、および発生原因が判明した後に計算したγである。
　更新後の感度係数Ｋnewは、それまで使用していた感度係数Ｋoldに新たに計算した感度係数Ｋnowを乗算した値とする。つまり、以下の式のように計算する。
　　Ｋnew＝Ｋold*Ｋnow　　　　　　　　　　　　　(2)
　新たに計算した感度係数Ｋnowは、発振を検出した時点以降に計算した感度係数Ｋの中の少なくとも１個のＫから決める。複数のＫから決める場合は、平均や中央値など適切な方法で決める。発振を検出した時点以降に計算した感度係数Ｋは、発振原因を決定するために計算したＫ、および発生原因が判明した後に計算したＫである。
　図５は、実施の形態１に係るアンテナ制御装置がプログラム追尾する際の指向方向を変化させる軌跡の１例を示す図である。図５では、軌道予測値で変化する軌跡を地平座標系での天球上の１個の点Ｇ０で表している。Ｇ０を基準天球点と呼ぶ。基準天球点Ｇ０は、軌道予測値から予測される指向方向である予測方向である。基準天球点は、変更シナリオ５４の開始時点、中間時点または終了時点など適切に決めた変更シナリオ５４中の１時点での軌道予測値の指向方向あるいは期間中の軌道予測値の重心などである。基準天球点Ｇ０の指向方向を、(方位角,仰角)＝(ｕ0,ｖ0)とする。図５では、誤差計測データ５５を作成する天球点と基準天球点Ｇ０を白丸で表現する。
　図５において、図における上下方向をＶ方向と呼ぶ。Ｖ方向は、天球上で仰角を変更する大円になる方向である。天球上でＶ方向と直交する大円の方向をＵ方向と呼ぶ。Ｕ方向は、図における左右方向である。仰角を一定にして方位角を変更する天球上の軌跡は小円なので、厳密にはＵ方向とは異なる。変化が微小な範囲では方位角を変更する天球上の軌跡とＵ方向との差は無視できる。基準天球点を通るＵ方向の大円をＵ軸と呼ぶ。基準天球点を通るＶ方向の大円をＶ軸と呼ぶ。
　基準天球点Ｇ０を、Ｕ軸とＶ軸の原点とする。すなわち、Ｇ０＝(0,0)とする。また、Ｕ軸とＶ軸の座標系で、プログラム指令値を表す天球点Ｇ＝(Δu, Δv)とする。変更シナリオ５４で、オフセット角度をΔθとし、プログラム指令値を回転させる周波数をｆすなわち角速度をω＝２πｆとし、変更シナリオ５４を開始してからの経過時間をｔとする。オフセット角度Δθは、指向方向を変更する角度の基準となる角度である。天球点Ｇは、以下のように表せる。
　　Δu＝Δθ*cos(ω*t)　　　　　　　　　　　     (3)
　　Δv＝Δθ*sin(ω*t)　　　　　　　　　　　     (4)
　式(3)および式(4)は、指向方向の指令値であるプログラム指令値(Δu, Δv)を、基準天球点Ｇ０からの角度差がオフセット角度Δθ以下の範囲になるように算出することを意味する。オフセット角度Δθは、基準天球点Ｇ０と指向方向の指令値の角度差に対する、決められた最大角度差である。
　プログラム指令値は、その軌跡がＧ０から半径Δθの天球上の円になるように移動する。Δθは、アンテナ１の半値幅の１／１０程度以下の小さい値とする。これにより予測値誤差がほとんど無い場合（移動物体１０の軌道予測値が正確なとき）は、プログラム指令値にしたがって円運動する際の受信レベルの低下はアンテナ１の制御応答誤差を含んで約０．３ｄＢ未満になる。プログラム追尾中に１０個程度以上の天球点Ｇｊで、誤差計測データ５５を生成する。
　アンテナ架台２には、方位角と仰角の組で表された指令値が入力される。天球点Ｇに対応する方位角と仰角の指令値を(AZ0(t), EL0(t))とすると、以下のようになる。
　　AZ0(t)＝u0＋Δu/cos(v0)＝u0＋(Δθ/cos(v0))*cos(ω*t)    (5)
　　EL0(t)＝v0＋Δv＝v0＋Δθ*sin(ω*t)                      (6)
　周波数ｆは約１Ｈｚ程度に設定して、アンテナ装置１の指向方向を変更している時間を短くする。またアンテナサーボループの周波数帯域特性により１Ｈｚではアンテナ装置１が追従できず、位相の算出精度が悪い場合は、サーボループの周波数帯域特性に応じて周波数を１Ｈｚよりも小さくしてもよい。
　四角形や格子状など円運動以外で指向方向の指令値を変更するようにしてもよい。オフセット角度Δθは、変更シナリオにおいて指令値を変化させる基準となる変更基準角度である。指令値の変化範囲はオフセット角度Δθに比例する。変更シナリオにより変化する指令値の基準天球点との角度差の最大値である最大角度差は、オフセット角度Δθにより決まる。
　補正値算出部３２が、位相補正値５１と感度係数５２を算出する方法を説明する。以下の変数を定義する。なお、指向方向は、基準天球点Ｇ０を原点とするＵ軸とＶ軸による座標系で表現する。指向方向のＵ軸での値をＵ角と呼び、Ｖ軸での値をＶ角と呼ぶ。
　　Ｇj：ｊ番目のプログラム指令値
　　Puj：ＧjでのＵ角
　　Pvj：ＧjでのＶ角
　　Uj：Ｇjの時の指向方向の実測値のＵ角
　　Vj：Ｇjの時の指向方向の実測値のＶ角
　　Ｈj：Ｇjの時の指向方向の実測値を表す天球上の点。Ｈj＝(Uj, Vj)。
　　Ｘj：Ｇjの時の和信号と差信号から求められる測角誤差信号Ｘ
　　Ｙj：Ｇjの時の和信号と差信号から求められる測角誤差信号Ｙ
　　Ｖsj：Ｇjの時の測角誤差信号ＸおよびＹが表す測角誤差ベクトル。
　　　　　Ｖsj＝(Ｘj,Ｙj)。
　　Ｐ0：到来方向。移動物体１０の軌道予測値と実際に電波が来る方向との差。
　　　　Ｐ0＝(Du, Dv)
　　Ｄu：到来方向Ｐ0のＵ角。
　　Ｄv：到来方向Ｐ0のＶ角。
　　Ｖhj：指向方向実測値ＨjからＰ０に向かう実測値誤差を表すベクトル。
　　　　　Ｖhj＝(Du - Uj, Dv -Vj)。
　　γ：位相補正値５１を表す変数
　　Ｋ：感度係数５２を表す変数。Ｋ＝|Ｖsj|/|Ｖhj|。
　これらの変数の関係について、図６を使用して説明する。図６は、実施の形態１に係るアンテナ制御装置で算出する位相補正値と感度係数により測角誤差ベクトルを補正する過程を説明する図である。図６には、プログラム指令値Ｇjの時の各変数を図示する。図６(A)には、指向方向の実測値Ｈj、到来方向Ｐ0、実測値Ｈjから決まる到来方向の実測値誤差ベクトルＶhj、和信号と差信号から求められる測角誤差ベクトルＶsjを示す。ＶhjとＶsjは方向も大きさも異なっている。図６(B)には、Ｖsjを位相補正値γだけ回転させたベクトルＶgjを示す。ＶhjとＶgjは、同じ方向を向く。図６(C)には、Ｖgjを感度係数Ｋで除算した場合を示す。ＶhjとＶgj/Ｋは、方向と大きさが一致する。
　図６に示す内容を式で表すと以下のようになる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
　座標変換部２４では、位相補正値γと感度係数Ｋを用いて座標変換して、測角誤差信号ＸおよびＹを出力する。ここで、補正前の測角誤差信号を変数ＸbおよびＹbで表す。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
　位相補正値γと感度係数Ｋが正しく設定されておりノイズがなければ、測角誤差ベクトルＶs＝(X,Y)が実測値誤差ベクトルＶh＝(Du-u, Dv-v)と一致する。
　１個のプログラム指令値Ｇjに対して２個の等式ができる。変数の数は４個なので、２個のＧjに対して誤差計測データ５５を生成すれば、４個の変数の値を算出できる。Ｇjが２個の場合は、以下のような式が得られる。
　　Du - U1＝Ｋ*(X1*cosγ - Y1*sinγ) 　　　　　　　　(10)
　　Dv - V1＝Ｋ*(X1*sinγ + Y1*cosγ) 　　　　　　　　(11)
　　Du - U2＝Ｋ*(X2*cosγ - Y2*sinγ) 　　　　　　　　(12)
　　Dv - V2＝Ｋ*(X2*sinγ + Y2*cosγ) 　　　　　　　　(13)
　式(10)から式(11)を引いて、Duを消去すると以下となる。
　　U2 - U1＝Ｋ*((X1 - X2)*cosγ - (Y1 - Y2)*sinγ)　　(14)
　式(12)から式(13)を引いて、Dvを消去すると以下となる。
　　V2 - V1＝Ｋ*((X1 - X2)*sinγ + (Y1 - Y2)*cosγ)　　(15)
　γの項を消去するために、式(14)および式(15)をそれぞれ２乗して和をとる。
　　(U2 - U1)2 + (V2 - V1)2＝Ｋ2*((X1 - X2)2 + (Y1 - Y2)2)　　(16)
　ここで、以下の変数を定義する。
　　Ｌh＝√((U2 - U1)2 + (V2 - V1)2)　　　　　　　　(17)
　　θh＝sin-1((V2 - V1)/Ｌh)　　　　　　 　　　　　(18)
　　Ｌs＝√((X1 - X2)2 + (Y1 - Y2)2)　　　　　　　　(19)
　　θs＝sin-1((Y1 - Y2)/Ｌs)　　　　　　　　　　　 (20)
　ＬhとＬsにより式(16)を変形すると、Ｋを算出する式は、以下のようになる。
　　Ｋ＝√(((X1-X2)2 + (Y1-Y2)2)/((U2-U1)2 + (V2-V1)2))＝Ｌs/Ｌh  (21)
　式(18),(20),(21)を式(14),(15)に代入すると、以下となる。
　　cosθh＝cosθs*cosγ - sinθs*sinγ 　　　　　 (22)
　　sinθh＝cosθs*sinγ + sinθs*cosγ 　　　　　 (23)
　三角関数の公式より、式(22)と式(23)は、以下のようになる。
　　cosθh＝cos(θs+γ) 　　　　　　　　　　　　　 (24)
　　sinθh＝sin(θs+γ) 　　　　　　　　　　　　　 (25)
　式(24)と式(25)より、γは以下の式で計算できる。
　　γ＝θh - θs　　　　　　　　　　　　　　　　　(26)
　式(26)により位相補正値γを算出するのが、特許文献３の方法である。２個のプログラム指令値Ｇ1,Ｇ2での誤差計測データ５５だけで計算できるが、指向方向実測値Ｈj=(Uj, Vj)と測角誤差XjおよびYjには計測誤差（ノイズ）が含まれるので、ノイズの影響を大きく受けるという欠点がある。
　補正値算出部３２は、Ｎ個（少なくとも３個）のプログラム指令値Ｇjで生成された誤差計測データ５５を使用して、ノイズの影響を少なくして位相補正値γと感度係数Ｋを計算する。追加で、以下の変数を定義する。
　　Ｘfj：仮定したDu,Dv,γ,Ｋで補正後の測角誤差信号Ｘ。
　　Ｙfj：仮定したDu,Dv,γ,Ｋで補正後の測角誤差信号Ｙ。
　　Ｖaj：ＸfjおよびＹfjが表す補正後測角誤差ベクトル。Ｖaj＝(xfj,Yfj)
　XfjとYfjは、以下の式で計算できる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000005
　補正値算出部３２は、以下の誤差関数Ｅが最少になるようにγおよびＫを決める。
　　Ｅ＝Σ((Xj - Xfj)2 + (Yj - Yfj)2)　　　(29)
　この明細書では、Σは、j＝1,2,…,Nの整数について和をとることを意味する。
　ここで、誤差関数Ｅは、位相補正値を含む補正パラメータで実測値誤差(Du-Uj, Dv-Vj)を補正して得た到来方向誤差(Xfj,Yfj)と、追尾受信機８から入力される到来方向誤差(Xj,Yj)の差である補正後残差の二乗を誤差計測データ５５について合計した和である。
　式(29)を変形すると、以下のようになる。
　　Ｅ＝Σ((Xj - Xfj)2 + (Yj - Yfj)2)
　　　＝Σ(Xj2+Yj2)-2*Σ(Xj*Xfj)-2*Σ(Yj*Yfj)+Σ(Xfj2+Yfj2)   (30)
　式(30)に、式(27)を代入して、以下となる。
　　Ｅ＝Σ(Xj2 + Yj2) 
　　　　　- 2*Ｋ*Σ(Du - Uj)*(Xj*cosγ - Yj*sinγ)
　　　　　- 2*Ｋ*Σ(Dv - Vj)*(Xj*sinγ + Yj*cosγ)
　　　　　+ Ｋ2*Σ((Du - Uj)2 + (Dv - Vj)2) 　　　　　　　　(31)
　ここで、Σを使用しない式に式(31)を変換するため、以下の変数を定義する。
　　u0＝ΣUj/N
　　v0＝ΣVj/N
　　x0＝ΣXj/N
　　y0＝ΣYj/N
　　us0＝Σ(Uj2- u02)/N
　　vs0＝Σ(Vj2- v02)/N
　　xs0＝ΣXj2/N
　　ys0＝ΣYj2/N
　　d0＝Σ(u0*x0 - Uj*Xj)/N
　　e0＝Σ(u0*y0 - Uj*Yj)/N
　　f0＝Σ(v0*x0 - Vj*Xj)/N
　　g0＝Σ(v0*y0 - Vj*Yj)/N
　これらの変数を使用して、式(31)は、以下のようになる。
　　Ｅ＝N*(xs0+ys0)
　　　　 - 2N*K*((Du-u0)*(x0*cosγ - y0*sinγ) + d0*cosγ - e0*sinγ)
　　　　 - 2N*K*((Dv-v0)*(x0*sinγ + y0*cosγ) + f0*sinγ + g0*cosγ)
　　　　 + N*K2*((Du-u0)2 +(Du-v0)2 + us0 + vs0)　　(31A)
　Ｅを最小にするγ、Ｋ、Du、Dvでは、それぞれの偏微分がゼロになる。∂Ｅ/∂γ＝０より、以下となる。
　　  ((Du-u0)*x0 + d0 + (Dv-v0)*y0 + g0)*sinγ
　　＝(-(Du-u0)*y0 - e0 + (Dv-v0)*x0 + f0)*cosγ　　　　(32)
　∂Ｅ/∂Du＝０より、以下となる。
　　Du＝u0+(x0*cosγ-y0*sinγ)/K　　　　　　　　　　　　(33)
　∂Ｅ/∂Dv＝０より、以下となる。
　　Dv＝v0+(x0*sinγ+y0*cosγ)/K　　　　　　　　　　　　(34)
　式(33)と式(34)を式(32)に代入して、以下となる。
　　(d0 + g0)*sinγ＝(f0 - e0)*cosγ　　　　　　　　　　(35)
　式(35)より、γは以下のように計算できる。
　　γ＝tan-1((f0 - e0)/(d0 + g0)) 　　　　　　　　　　　(36)
　∂Ｅ/∂K＝０より、以下となる。
　　K＝√((d0 + g0)2 + (f0 - e0)2)/(us0 + vs0) 　　　　　(37)
　式(37)を、式(33)と式(34)に代入して、以下となる。
　Du＝u0+(us0+vs0)*(x0*(d0+g0)-y0*(f0-e0))/((d0+g0)2+(f0-e0)2) (33A)
　Dv＝v0+(us0+vs0)*(x0*(f0-e0)+y0*(d0+g0))/((d0+g0)2+(f0-e0)2) (34A)
　式(36)および式(37)から分るように、本方法は、軌道予測値と衛星位置がずれていても予測値誤差(Du, Dv)を算出でき、かつ予測値誤差に影響されない位相補正値γと感度係数Ｋを算出できる特長がある。
　ここで、以下のようにUjおよびVjに対する補正後値を計算してもよい
　　Ufj：仮定したDu,Dv,γ,Ｋで計算されるUjの補正後値。
　　Vfj：仮定したDu,Dv,γ,Ｋで計算されるVjの補正後値。
　UfjおよびVfjとXjおよびYjの間には、以下の関係がある。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000006
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000007
　UfjおよびVfjで表される誤差関数Ｅ２を最小にすることで、位相補正値γと感度係数Ｋを算出する。
　　Ｅ２＝Ｋ2*Σ((Ufj - Uj)2 + (Vfj - Vj)2)　　　　　　　　　(40)
　ここで、誤差関数Ｅ２は、位相補正値γを含む補正パラメータで到来方向誤差を補正して得た実測値誤差(Du-Ufj,Dv-Vfj)と実測値誤差(Du-Uj,Dv-Vj)との差である補正後残差の二乗を誤差計測データ５５について合計した和である。
　導出過程は省略するが、誤差関数Ｅ２は誤差関数Ｅと同じになる。誤差関数Ｅ２を最小にする場合でも、誤差関数Ｅを最小化する場合と同じ相差補正値γと感度係数Ｋを算出できる。
　補正値算出部３２が算出した位相補正値γと感度係数Ｋは、データ記憶部３４と追尾受信機８が有するデータ記憶部２３に記憶させる。記憶させる値は、計算した値そのままではなく、式(1)および式(2)で示されるように、更新前に設定されていた値を修正して設定する。
　動作を説明する。図７は、実施の形態１に係るアンテナ制御装置で移動物体を追尾する場合の手順を説明するフローチャートである。
　ステップＳ０１で、追尾する衛星などの通信相手である移動物体１０に合わせて、受信周波数、軌道予測値などを設定する。位相補正値γ＝０°、感度係数Ｋ＝１として、データ記憶部３４とデータ記憶部２３に記憶させる。ステップＳ０２で、プログラム追尾を開始する。モード判断部３０が、切替スイッチ２９をプログラム追尾側に設定する。ステップＳ０３で、モード判断部３０が、追尾受信機８が出力する受信レベルＳが下限値Ｓmin以上に上昇したかチェックする。受信レベルＳが下限値Ｓmin以上である（Ｓ０３でＹＥＳ）場合は、移動物体１０からの電波１１を捕捉できたとして、ステップＳ０４に進む。受信レベルＳが下限値Ｓmin未満である（Ｓ０３でＮＯ）場合は、決められた周期でＳ０３を繰り返し実行する。
　ステップＳ０４で、位相調整を毎回実施に設定されているかチェックする。毎回実施でない場合は、ステップＳ０５で、今回の追尾で使用する周波数での位相補正値γなどが計算済かチェックする。Ｓ０４で毎回実施の場合、またはＳ０５で計算済でない場合は、ステップＳ０６を実行する。Ｓ０６では、プログラム追尾部２８がアンテナ装置１の指向方向の指令値を予め決められた変更シナリオにしたがい変化させる。変更シナリオにしたがい変化させる間に、決められた時間間隔で誤差計測データ生成部３１が誤差計測データ５５を生成し、データ記憶部３４に記憶する。ステップＳ０７で、補正値算出部３２が位相補正値γと感度係数Ｋを計算し、データ記憶部３４に記憶する。
　変更シナリオ５４を実行して、位相補正値γと感度係数Ｋを計算する２つの例を示す。変更シナリオ５４を実行する際には、プログラム制御部２８で変更シナリオ５４にしたがって指向方向の指令値を変化させて３個以上の誤差計測データ５５を生成する。生成された誤差計測データ５５から位相補正値γと感度係数Ｋを計算する。これらの２つの例では、変更シナリオ５４で指向方向の指令値を微小角度で円運動させる周波数ｆを１Ｈｚ、誤差計測データ５５の個数Ｎを１０個、アンテナビーム半値幅（ビーム幅）を０．２°、オフセット角度Δθを０．０２°とする。移動物体１０は、軌道高度５００ｋｍを周回する人工衛星を想定する。仰角は、５度程度である。測角誤差信号に重畳するノイズをガウス乱数で近似し、その大きさは実効値で０．００３°rms(root mean square)とする。アンテナ１の指向方向の実測値のノイズをガウス乱数で近似し、その大きさは０．００３°rmsとする。
　１つ目の例を、図８から図１０に示す。１つ目の例では、シミュレーション条件は以下であるとする。
　　位相補正値γ＝４０°
　　感度係数Ｋ＝１
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝０°
　図８に、軌道予測値を１個の天球上の点で表した場合の、アンテナ１の指向方向の実測値Ｈjと、和信号と差信号から計算した測角誤差ベクトルＶsjの軌跡を示す。図では、指向方向実測値Ｈjを、白丸を付けた実線で表す。測角誤差ベクトルＶsjを、白ひし形を付けた破線で表す。アンテナ１の半値幅の５０％の円も点線で表示する。なお、引き込み可能範囲は半値幅の７０％なので、図に示す範囲内はすべて引き込み可能範囲内である。
　図９は、図８の場合の計測データの時間変化を示す図である。シミュレーション開始から２秒後から３秒後までに、指向方向を変化させている。図９(A)に方位角の実測値８１とサーボ系の追従誤差８２の時間変化を示す。図９(B)に仰角の実測値８３とサーボ系の追従誤差８４の時間変化を示す。図９(C)に、和信号の信号強度の時間変化を示す。図９(D)に、方位角の実測値Ｕjおよび測角誤差信号Ｘjの時間変化を示す。図９(E)に、仰角の実測値Ｖjと測角誤差信号Ｙjの時間変化を示す。
　補正値算出部３２が算出する結果は、以下のようになる。
　　位相補正値γ＝３９．７０°
　　感度係数Ｋ＝０．９７５
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝－０．００２６９°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝０．００２５５°
　γ、Ｋ、Ｄu、Ｄvを用いて測角誤差ベクトルＶsjから補正した補正後測角誤差ベクトルＶajと測角誤差ベクトルＶsjとの軌跡を図１０に示す。補正後測角誤差ベクトルＶajを、黒三角を付けた一点鎖線で表す。図１０では、図を見やすくするため、指向方向の実測値Ｈjを示さない。
　２つ目の例を、図１１から図１３に示す。２つ目の例では、シミュレーション条件は以下であるとする。図１１から図１３は、図８から図１０と同様に表現する。図１３には、指向方向の実測値Ｈjも示す。
　　位相補正値γ＝４０°
　　感度係数Ｋ＝１
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０５°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝０．０３°
　補正値算出部３２が算出する結果は、以下のようになる。
　　位相補正値γ＝４１．２６°
　　感度係数Ｋ＝０．９７８
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０４７３０°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝０．０３３０６°
　図１１では、予測値誤差が存在するので、指向方向実測値Ｈjの軌跡と測角誤差ベクトルＶsjの軌跡が離れている。図１３では、ＶajがＶsjに近くなっている。
　Ｓ０８の実行後、またはＳ０５でγが計算済である場合は、ステップＳ０９で、自動追尾を開始し、切替スイッチ２９を自動追尾側に設定する。ステップＳ１０で、追尾制御部３３が、測角誤差信号ＸおよびＹを軌道予測値に加えた指令値を算出して、アンテナ駆動制御部２７に出力する。
　追尾制御部３３が動作中の場合すなわち自動追尾中に、周期的にステップＳ１１で、自動追尾が発振しているかどうかを、発振検出部３６がチェックする。発振とは、図１４または図１６に示すように、指向方向が周期的に変化する現象を意味する。例えば、方位角または仰角に関して、軌道予測値と指向方向実測値との差が決められた閾値以上である場合を、発振していると判断する。別の方法で、発振を検出してもよい。発振を検出する方法は、方位角または仰角が軌道予測値に対して変動していると判断できる方法であれば、どのような方法でもよい。
　発振を検出した場合は、ステップＳ１２で、発振原因決定部３７が、誤差計測データ生成部３１および補正値算出部３２を複数回動作させて、複数個の位相補正値γと感度係数Ｋを計算する。ステップＳ１３で、位相ずれに起因する発振かどうかをチェックする。位相ずれとは、発振の原因が測角誤差信号の位相がずれて位相補正値γでは適切に補正できなくなる状態である。位相ずれに起因する発振と判断する条件は、例えば、計算した複数の位相補正値γがゼロ度を含まない決められた幅以内の範囲にあるという条件とする。発振原因決定部３７は、追尾制御部が動作中に算出された複数個の位相補正値γが、ゼロを含まない決められた幅の範囲内にある場合に位相ずれが発生していると判断する位相ずれ検出部である。
　ゼロ度を含まない決められた幅以内の範囲にある場合は、位相ずれにより発振が発生していると判断する。複数の位相補正値γがゼロ度を含む決められた幅以内の範囲にある場合は、位相補正値γがずれていないことになる。また、位相補正値γが決められた幅を超えて変動する場合は、他の要因により発振が発生し、位相補正値γが発振の影響により変動していると考えられる。
　位相ずれに起因する発振と判断する（Ｓ１３でＹＥＳ）場合は、ステップＳ１４で、補正値更新部３８が、式(1)で示すように位相補正値γを更新して、位相補正値γnewをデータ記憶部３４とデータ記憶部２３に記憶させる。補正値更新部３８は、発振原因決定部３７が位相ずれを検出した場合に、位相補正値を更新する位相補正値更新部である。
　位相ずれに起因する発振と判断しない（Ｓ１３でＮＯ）場合は、ステップＳ１５で、発振の原因が感度ずれに起因する発振かどうかをチェックする。感度ずれとは、測角誤差信号の感度係数が変化して感度係数Ｋでは適切に補正できなくなる状態である。感度ずれに起因する発振と判断する条件は、例えば、計算した複数の感度係数Ｋが１を含まない決められた幅以内の範囲にあるという条件とする。１を含まない決められた幅以内の範囲にある場合は、感度ずれにより発振が発生していると判断する。複数の感度係数Ｋが１を含む決められた幅以内の範囲にある場合は、感度係数Ｋがずれていないことになる。また、感度係数Ｋが決められた幅を超えて変動する場合は、他の要因により発振が発生し、感度係数Ｋが発振の影響により変動していると考えられる。発振原因決定部３７が、追尾制御部が動作中に算出された複数個の感度係数Ｋが１を含まない決められた幅の範囲内にある場合に感度ずれを検出する感度ずれ検出部である。
　感度ずれに起因する発振と判断する（Ｓ１５でＹＥＳ）場合は、ステップＳ１６で、補正値更新部３８が、式(2)で示すように感度係数Ｋを更新して、感度係数Ｋnewをデータ記憶部３４とデータ記憶部２３に記憶させる。補正値更新部３８は、発振原因決定部３７が感度ずれを検出した場合に、感度係数を更新する感度係数更新部である。
　感度ずれに起因する発振と判断しない（Ｓ１５でＮＯ）場合は、原因不明であり、ステップＳ１７で、プログラム追尾に変更する。プログラム追尾での移動物体１０と指向方向とのずれに起因する通信品質への影響は、軌道予測値の精度とアンテナ１に固有の指向精度によることになる。通信品質は、例えば信号受信機７で発生するビットエラーレートが要求基準を満足することなどで判断する。ステップＳ１７の後を終了としているが、発振が発生した場合の処理がプログラム追尾に設定することで終了するという意味である。追尾は継続する。
　また、現在、使用している周波数での追尾中の移動物体１０を追尾した際の補正パラメータが保存されている場合は、その補正パラメータを使用して自動追尾を再開してもよい。保存されている補正パラメータを使用する場合は、保存されている補正パラメータをデータ記憶部３４とデータ記憶部２３に設定する。移動物体１０を捕捉できれば、切替スイッチ２９を自動追尾側に切り替える。
　図１４および図１５に、位相がずれたために発振した場合のシミュレーション結果を示す。図１４は、方位角と仰角の実測値の時間変化を示す図である。方位角（ＡＺ）は実線と黒丸で表す。仰角（ＥＬ）は、一点鎖線と白三角で表す。図１５は、位相補正値γと感度係数Ｋの時間変化を示す図である。図１５(A)に位相補正値γの時間変化を示す。図１５(B)に感度係数Ｋの時間変化を示す。この発明で計算した位相補正値γと感度係数Ｋを、黒丸と実線で示す。特許文献３で計算した位相補正値γwと感度係数Ｋwを、白ひし形と点線で示す。
　シミュレーションでの時間で５秒に発振を検出し、０．１秒周期でアンテナ１の指向方向の実測値を計測する。サンプル数Ｎ＝１０としているので、５．９秒から位相補正値γが計算できる。特許文献３の方法は、５秒から位相補正値γwを計算できる。位相補正値γの方が位相補正値γwよりも変動が小さく、より正確に計算できている。位相補正値γが変動していることを検出する決められた幅を５度とすると、位相補正値γは変動していないと判断できる。しかし、特許文献３の方法で算出する位相補正値γwは変動していると判断される。感度係数Ｋは、感度係数Ｋwよりも変動が少し大きい。
　図１６および図１７に、感度係数Ｋがずれたために発振した場合のシミュレーション結果を示す。図１６は、図１４と同様である。図１７には、位相補正値γと感度係数Ｋの時間変化を示す。図１７(A)は、位相補正値の時間変化を示す図である。図１７(B)は、感度係数Ｋの時間変化を示す図である。位相補正値γの方が位相補正値γwよりも変動が小さく、より正確に計算できている。感度係数Ｋも、感度係数Ｋwよりも変動が小さい。
　位相補正値γは、計算したすべての位相補正値γが０度を含む５度の範囲内に入っている。位相補正値γはずれていないと判断できる。位相補正値γwは、２０度を超えて変動している。位相補正値γwを使用する場合でも、位相補正値γwがずれたために発振したとは判断できない。
　感度係数Ｋは、２．０程度から２．５程度の範囲にある。特許文献３の方法に起因する感度係数Ｋwは、１．９程度から３．０程度の範囲にある。計算された感度係数の最大値が最小値の何倍であるかを、変動幅と呼ぶ。感度係数Ｋが変動していることを、変動幅が例えば１．３倍以上という条件で判断する場合には、感度係数Ｋは変動していないと判断できる。なお、１．３倍などの変動幅に対する閾値は、予め決めておく。特許文献３の方法で算出する感度係数Ｋwでは、変動していると判断される。変動幅は、計算された感度係数の平均値で最大値を除算した値としてもよい。あるいは、計算された感度係数の平均値を最小値で除算した値としてもよい。感度係数の変動の大きさを表現することができれば、変動幅はどのように計算してもよい。
　実施の形態１では、移動物体の追尾を開始する前に、自動的に位相調整および感度調整ができる。人による誤操作を防止でき、作業効率を向上させることができる。
　この発明の方が特許文献３に示された方法よりも、差信号の信号対雑音比が悪い場合でも正確に位相補正値や感度係数を計算できることが分る。発振が発生した場合に、発振の原因が位相ずれ、あるいは感度ずれに起因する発振かどうかを決定でき、位相ずれが原因である場合は、位相補正値を更新することで、発振を解消できる。感度ずれが原因である場合は、感度係数を更新することで、発振を解消できる。
　この発明では、差信号の信号対雑音比が悪い場合でも正確に位相補正値や感度係数を計算できるので、測角誤差信号を適切に補正して従来よりも精度よく通信相手を追尾できる。
　位相補正値γと感度係数Ｋの両方を算出したが、位相補正値γだけを算出してもよい。位相補正値γだけを算出する場合は、感度係数Ｋは予め設定されている値または１を使用する。
　誤差関数Ｅは、位相補正値と感度係数で実測値誤差を補正して、補正後の実測値誤差と到来方向誤差との差である補正後残差の二乗の誤差計測データについて合計した和である。誤差関数Ｅ２は、位相補正値と感度係数で到来方向誤差を補正して、補正後の到来方向誤差と実測値誤差との差である補正後残差の二乗の誤差計測データについて合計した和である。例えば、実測値誤差を位相補正値で補正し、到来方向誤差を感度係数で補正して、位相補正値および感度係数のそれぞれにより実測値誤差と到来方向誤差のうちで一方を補正し、位相補正値および感度係数による補正後の実測値誤差と到来方向誤差の差である補正後残差の二乗の誤差計測データについて合計した和を最小化することで、位相補正値と感度係数を求めてもよい。
　位相補正値と感度係数とは別の補正パラメータで補正するようにしてもよい。別の補正パラメータとしては、直交度や感度係数を方位角方向と仰角方向で別の値とする場合などが考えられる。直交度とは、和信号と差信号から測角誤差信号ＸおよびＹを生成するＩ軸とＱ軸の位相差が９０度からどれだけ差があるかを表す。
　以上のことは、他の実施の形態でもあてはまる。
　実施の形態２．
　実施の形態２は、測角誤差信号ＸおよびＹを直交検波する検波軸が直交しない場合も考慮し、感度係数がＡＺとＥＬとで異なる値である場合も考慮するように実施の形態１を変更した場合である。また、追尾受信機８の座標変換部２４が実質的に座標変換しないようにしている。座標変換部を有しない追尾受信機でも、実施の形態２は適用できる。図１８は、この発明の実施の形態２に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。図１９は、実施の形態２に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図である。アンテナシステム１００Ａが有するアンテナ制御装置９Ａは、測角誤差補正部３９を追加し、補正値算出部３２Ａ、追尾制御部３３Ａ、データ記憶部３４Ａを変更している。
　測角誤差補正部３９は、追尾受信機８が有する座標変換部２４が実施していた測角誤差信号の補正を、替わりに実施する。そのため、追尾受信機８が有するデータ記憶部２３には、位相補正値γをゼロ度に、感度係数Ｋには１を設定する。そう設定することで、座標変換部２４が何もしないのと同等にできる。アンテナ制御装置９Ａが、位相補正値γおよび感度係数Ｋをデータ記憶部２３に設定および変更しなくてよくなる。座標変換部２４が、測角誤差補正部３９と同様な変換ができる場合は、データ記憶部２３に記憶させて、アンテナ制御装置７Ａが測角誤差補正部３９を有さないようにしてもよい。
　データ記憶部３４Ａは、感度係数５２の替わりにＡＺ感度係数５２ＡとＥＬ感度係数５２Ｂを記憶し、直交度５６を記憶する。ＡＺ感度係数５２Ａは、方位角方向での感度係数である方位角感度係数である。ＥＬ感度係数５２Ｂは、仰角方向での感度係数である仰角感度係数である。直交度５６は、和信号と差信号から測角誤差信号ＸおよびＹを生成するＩ軸とＱ軸の位相差が９０度からどれだけ差があるかを表す。すなわち、直交度５６は、測角誤差信号ＸおよびＹを直交検波する２軸であるＩ軸とＱ軸の間の角度と９０度との差を表す。ＡＺ感度係数５２ＡとＥＬ感度係数５２Ｂを使用することで、アンテナ１が受信する電波のメインローブの放射パターンが方位角と仰角とで異なるパラメータで決まる場合も表現できる。
　ＡＺ感度係数５２Ａ、ＥＬ感度係数５２Ｂおよび直交度５６を表す変数として、以下を定義する。
　　ω：直交度を表す変数。９０度からＩ軸とＱ軸の角度差を引いた値の1/2とする。
　　α1：Ｉ軸のＵ軸に対する回転角度。α1＝γ＋ω
　　α2：Ｑ軸のＶ軸に対する回転角度。α2＝γ－ω
　　Ｋu:ＡＺ感度係数を表す変数。
　　Ｋv:ＥＬ感度係数を表す変数。
　直交度ωと位相補正値γによる座標変換について、図２０に示す。図２０(A)が、ＩＱ軸とＵＶ軸との間で直交度ωを変更した場合を示す。４５°＞ω＞０°である場合は、第１象限ではＩ軸がＵ軸の上側に存在し、Ｑ軸がＶ軸の右に存在する。図２０(A)から位相補正値γだけ回転した状態が図２０(B)である。
　直交度ω、位相補正値γ、ＡＺ感度係数Ｋu、ＥＬ感度係数Ｋvを使用した、XfjとYfjの計算式は以下のようになる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000008
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000009
　測角誤差補正部３９は、補正パラメータγ、ω、ＫuおよびＫvを用いて、測角誤差信号を補正する。測角誤差補正部３９の動作を説明するために、以下の変数を定義する。
　　Ｘm：測角誤差補正部３９で補正された測角誤差信号Ｘ。
　　Ｙm：測角誤差補正部３９で補正された測角誤差信号Ｙ。
　測角誤差補正部３９は、以下の式で表現されるように測角誤差信号を補正する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000010
　追尾制御部３３Ａは、軌道予測値に起因する変化分と、測角誤差補正部３９が補正した測角誤差信号ＸmおよびＹmとを指向方向実測値に加算した指令値を算出する。
　補正値算出部３２Ａは、XfjとYfjを式(41)で計算して、式(29)で定義される誤差関数Ｅが最少になるように補正パラメータ(γ,ω,Ｋu,Ｋv,Ｄｕ,Ｄｖ)を決める。補正パラメータの数が６個なので、誤差計測データ５５の数Ｎは４個以上とする。なお、Ｎは大きい方が補正パラメータの算出精度がよくなる。
　式(30)に、式(41)を代入して、以下となる。
　　Ｅ＝Σ(Xj2 + Yj2) 
　　　　- 2*Ku*cos-1(2ω)*Σ(Du - Uj)*(Xj*cos(γ+ω) - Yj*sin(γ+ω))
　　　　- 2*Kv*cos-1(2ω)*Σ(Dv - Vj)*(Xj*sin(γ-ω) + Yj*cos(γ-ω))
　　　　+ (1+sin(2γ)*sin(2ω))*Ku2*Σ(Du - Uj)2 
　　　　+ (1-sin(2γ)*sin(2ω))*Kv2*Σ(Dv - Vj)2 
　　　　   - 2*sin(2ω)*Ku*Kv*Σ(Du - Uj)*(Dv - Vj))*cos-2(2ω)　(44)
　式を簡単にするため、ＫuとＫvを以下のように置換する。
　　Ｋu＝Ｋu/cos(2ω)　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　(45)
　　Ｋv＝Ｋv/cos(2ω)　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　(46)
　式(45)と式(46)を、式(44)に代入して以下のようになる。なお、式(45)と式(46)を適用しない式(44)を使用してもよい。
　　Ｅ＝Σ(Xj2 + Yj2) 
　　　　　- 2*Ku*Σ(Du - Uj)*(Xj*cos(γ+ω) - Yj*sin(γ+ω))
　　　　　- 2*Kv*Σ(Dv - Vj)*(Xj*sin(γ-ω) + Yj*cos(γ-ω))
　　　　　+ (1+sin(2γ)*sin(2ω))*Ku2*Σ(Du - Uj)2 
　　　　　+ (1-sin(2γ)*sin(2ω))*Kv2*Σ(Dv - Vj)2 
　　　　　- 2*sin(2ω)*Ku*Kv*Σ(Du - Uj)*(Dv - Vj)　　　　　　(44A)
　Σを含まない式で式(44A)を表現するために、追加で以下の変数を定義する。
　　r0＝√(x02+y02)
　　φ＝sin-1(y0/r0)
　　ws0＝Σ(uj*vj - u0*v0)/N
　式(44A)は、以下のようになる。
　　Ｅ＝N*(xs0+ys0)
　　　 - 2N*Ku*((Du-u0)*r0*cos(φ+γ+ω)+d0*cos(γ+ω)-e0*sin(γ+ω))
　　　 - 2N*Kv*((Dv-v0)*r0*sin(φ+γ-ω)+f0*sin(γ-ω)+g0*cos(γ-ω))
　　　 + N*Ku2*((Du-u0)2+us0)*(1+sin(2γ)*sin(2ω))
　　　 + N*Kv2*((Dv-v0)2+vs0)*(1-sin(2γ)*sin(2ω))
　　　 - 2*N*Ku*Kv*((Du-u0)*(Dv-v0)+ws0)*sin(2ω)       　　　(44B)
　式(44B)は、式(31A)と比較して複雑であり、∂Ｅ/∂γ＝０などの式から解析的に解くことはできない。ω≠０およびKu≠Kvの場合には、補正パラメータγ、ω、Ｋu、Ｋv、ＤｕおよびＤｖに初期値を与えて、繰り返し計算により修正することで、近似解を計算する。
　以下のように、変数を定義する。
　　X1j:その時点で計算できているXfj。
　　Y1j:その時点で計算できているYfj。
　　Δxxj：その時点でのX1jの誤差。定数として扱う。Δxxj＝Xj - X1j。
　　Δyyj：その時点でのX1jの誤差。定数として扱う。Δyyj＝Yj - Y1j。
　　(Δω,Δγ,ΔKu,ΔKv,ΔDu,ΔDv)：今回、計算する補正パラメータの変化分
　　Δxj：補正パラメータの変化によるXfjの変化。
　　Δyj：補正パラメータの変化によるYfjの変化。
　　ΔＧ：補正パラメータの変化分を決めるための誤差関数。
　　　　　　ΔＧ＝Σ((Δxxj-Δxj)2+(Δyyj-Δyj)2)
　ωについてΔＧを偏微分した式は、以下となる。
　 ∂ΔＧ/∂ω＝-2Σ((Δxxj-Δxj)∂Δxj/∂ω+(Δyyj-Δyj)∂Δyj/∂ω) (47)
　ここで、∂ΔXj/∂ω＝∂Xfj/∂ωなどが成立する。
　∂ΔＧ/∂ω＝0から、以下となる。
　　Σ((Δxj)∂Δxj/∂ω+(Δyj)∂Δyj/∂ω)
　＝Σ((Δxxj)∂Δxj/∂ω+(Δyyj)∂Δyj/∂ω)　　　　　　　　　(48)
　ここで、ΔxjおよびΔyjに関して、以下が成立する。
　Δxj＝(∂Δxj/∂ω)Δω+(∂Δxj/∂γ)Δγ+(∂Δxj/∂Ku)ΔKu
　　　　+(∂Δxj/∂Kv)ΔKv+(∂Δxj/∂Du)ΔDu+(∂Δxj/∂Dv)ΔDv  (49)
　Δyj＝(∂Δyj/∂ω)Δω+(∂Δyj/∂γ)Δγ+(∂Δyj/∂Ku)ΔKu
　　　　+(∂Δyj/∂Kv)ΔKv+(∂Δyj/∂Du)ΔDu+(∂Δyj/∂Dv)ΔDv  (50)
　式(49)および式(50)を式(48)の左辺に代入すると、以下となる。
　　ΔωΣ((∂Δxj/∂ω)2+(∂Δyj/∂ω)2)
　 +ΔγΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂γ)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂γ))
　 +ΔKuΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂Ku)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂Ku))
　 +ΔKvΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂Kv)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂Kv))
　 +ΔDuΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂Du)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂Du))
　 +ΔDvΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂Dv))
　＝Σ((Δxxj)∂Δxj/∂ω+(Δyyj)∂Δyj/∂ω)                  (51)
　γに関しても同様に、∂ΔＧ/∂γ＝0から、以下の式が導出できる。
　　ΔωΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂γ)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂γ))
　 +ΔγΣ((∂Δxj/∂γ)2+(∂Δyj/∂γ)2)
　 +ΔKuΣ((∂Δxj/∂γ)(∂Δxj/∂Ku)+(∂Δyj/∂γ)(∂Δyj/∂Ku))
　 +ΔKvΣ((∂Δxj/∂γ)(∂Δxj/∂Kv)+(∂Δyj/∂γ)(∂Δyj/∂Kv))
　 +ΔDuΣ((∂Δxj/∂γ)(∂Δxj/∂Du)+(∂Δyj/∂γ)(∂Δyj/∂Du))
　 +ΔDvΣ((∂Δxj/∂γ)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂γ)(∂Δyj/∂Dv))
　＝Σ((Δxxj)∂Δxj/∂γ+(Δyyj)∂Δyj/∂γ)                   (52)
　Kuに関しても同様に、∂ΔＧ/∂Ku＝0から、以下の式が導出できる。
　　ΔωΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂Ku)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂Ku))
　 +ΔγΣ((∂Δxj/∂γ)(∂Δxj/∂Ku)+(∂Δyj/∂γ)(∂Δyj/∂Ku))
　 +ΔKuΣ((∂Δxj/∂Ku)2+(∂Δyj/∂Ku)2)
　 +ΔKvΣ((∂Δxj/∂Ku)(∂Δxj/∂Kv)+(∂Δyj/∂Ku)(∂Δyj/∂Kv))
　 +ΔDuΣ((∂Δxj/∂Ku)(∂Δxj/∂Du)+(∂Δyj/∂Ku)(∂Δxj/∂Du))
　 +ΔDvΣ((∂Δxj/∂Ku)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂Ku)(∂Δxj/∂Dv))
　＝Σ((Δxxj)∂Δxj/∂Ku+(Δyyj)∂Δyj/∂Ku)                   (53)
　Kvに関しても同様に、∂ΔＧ/∂Kv＝0から、以下の式が導出できる。
　　ΔωΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂Kv)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂Kv))
　 +ΔγΣ((∂Δxj/∂γ)(∂Δxj/∂Kv)+(∂Δyj/∂γ)(∂Δyj/∂Kv))
　 +ΔKuΣ((∂Δxj/∂Ku)(∂Δxj/∂Kv)+(∂Δyj/∂Ku)(∂Δyj/∂Kv))
　 +ΔKvΣ((∂Δxj/∂Kv)2+(∂Δyj/∂Kv)2)
　 +ΔDuΣ((∂Δxj/∂Kv)(∂Δxj/∂Du)+(∂Δyj/∂Kv)(∂Δxj/∂Du))
　 +ΔDvΣ((∂Δxj/∂Kv)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂Kv)(∂Δxj/∂Dv))
　＝Σ((Δxxj)∂Δxj/∂Kv+(Δyyj)∂Δyj/∂Kv)                   (54)
　Duに関しても同様に、∂ΔＧ/∂Du＝0から、以下の式が導出できる。
　　ΔωΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂Du)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂Du))
　 +ΔγΣ((∂Δxj/∂γ)(∂Δxj/∂Du)+(∂Δyj/∂γ)(∂Δyj/∂Du))
　 +ΔKuΣ((∂Δxj/∂Ku)(∂Δxj/∂Du)+(∂Δyj/∂Ku)(∂Δyj/∂Du))
　 +ΔKvΣ((∂Δxj/∂Kv)(∂Δxj/∂Du)+(∂Δyj/∂Kv)(∂Δxj/∂Du))
　 +ΔDuΣ((∂Δxj/∂Du)2+(∂Δyj/∂Du)2)
　 +ΔDvΣ((∂Δxj/∂Du)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂Du)(∂Δxj/∂Dv))
　＝Σ((Δxxj)∂Δxj/∂Du+(Δyyj)∂Δyj/∂Du)                   (55)
　Dvに関しても同様に、∂ΔＧ/∂Dv＝0から、以下の式が導出できる。
　　ΔωΣ((∂Δxj/∂ω)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂ω)(∂Δyj/∂Dv))
　 +ΔγΣ((∂Δxj/∂γ)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂γ)(∂Δyj/∂Dv))
　 +ΔKuΣ((∂Δxj/∂Ku)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂Ku)(∂Δyj/∂Dv))
　 +ΔKvΣ((∂Δxj/∂Kv)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂Kv)(∂Δxj/∂Dv))
　 +ΔDuΣ((∂Δxj/∂Du)(∂Δxj/∂Dv)+(∂Δyj/∂Du)(∂Δxj/∂Dv))
　 +ΔDvΣ((∂Δxj/∂Dv)2+(∂Δyj/∂Dv)2)
　＝Σ((Δxxj)∂Δxj/∂Dv+(Δyyj)∂Δyj/∂Dv)                   (56)
　未知の(Δω,Δγ,ΔKu,ΔKv,ΔDu,ΔDv)という６個の変数に対して、式(51)から式(56)という６個の１次式が求まった。式(51)から式(56)という連立方程式を解くことにより、(Δω,Δγ,ΔKu,ΔKv,ΔDu,ΔDv)を計算できる。
　以下のように、補正パラメータ(ω,γ,Ku,Kv,Du,Dv)を更新する。
　　ω＝ω+Δω
　　γ＝γ+Δγ
　　Ku＝Ku+ΔKu
　　Kv＝Kv+ΔKv
　　Du＝Du+ΔDu
　　Dv＝Dv+ΔDv
　新たな補正パラメータ(ω, γ, Ku, Kv, Du, Dv)で、(Xfj, Yfj)およびＥを計算する。ΔＧが決められた閾値以下になるまで、計算を繰り返す。
　式(45)と式(46)でＫuおよびＫvを変換している場合は、式(45)と式(46)を逆に適用してＫuとＫvを計算する。
　補正パラメータ(ω, γ, Ku, Kv, Du, Dv)の初期値は、決められた値を使用してもよいし、実施の形態１の方法で計算した補正パラメータ(γ0, K0, Du0, Dv0)から、以下のように計算してもよい。
　　(ω, γ, Ku, Kv, Du, Dv)＝(0, γ0, K0, K0, Du0, Dv0)
　ω＝０およびKu≠Kvの場合について検討する。(Xfj,Yfj)と(Du-Uj,Dv-Vj)の間には、以下の関係がある。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000011
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000012
　誤差関数Ｅは、以下のようになる。
　　Ｅ＝Σ(Xj2 + Yj2) - 2*Σ(Xj*Xfj) - 2*Σ(Yj*Yfj) + Σ(Xfj2 + Yfj2)
　　　＝Σ(Xj2 + Yj2) 
　　　　　- 2*Ku*Σ(Du - Uj)*(Xj*cosγ - Yj*sinγ)
　　　　　- 2*Kv*Σ(Dv - Vj)*(Xj*sinγ + Yj*cosγ)
　　　　　+ Ku2*Σ(Du - Uj)2 + Kv2*Σ(Dv - Vj)2 　　　　　　　(59)
　式(59)は、Σを含まない式にすると、以下のようになる。
　　Ｅ＝N*(xs0+ys0)
　　　 - 2N*Ku*((Du-u0)*r0*cos(φ+γ)+d0*cosγ-e0*sinγ)
　　　 - 2N*Kv*((Dv-v0)*r0*sin(φ+γ)+f0*sinγ+g0*cosγ)
　　　 + N*(Ku2*((Du-u0)2+us0) + Kv2*((Dv-v0)2+vs0))       　　(59A)
　以下の変数を定義する。
　　m0＝(e02 - g02)/vs0 + 2*d0*f0/us0
　　n0＝(d02 - f02)/us0 - 2*e0*g0/vs0
　導出の過程は省略するが、(γ, Ku, Kv, Du, Dv)は、以下のように計算できる。
　　γ＝(1/2)*tan-1(n0/m0)
　　Ku＝(d0*cosγ-f0*sinγ)/us0
　　Kv＝(e0*sinγ+g0*cosγ)/vs0
　　Du＝u0+(x0*cosγ - y0*sinγ)/Ku
　　Dv＝v0+(y0*cosγ + x0*sinγ)/Kv
　ω≠０およびKu＝Kv＝Kの場合について検討する。(Xfj,Yfj)と(Du-Uj,Dv-Vj)の間には、以下の関係がある。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000013
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000014
　誤差関数Ｅは、以下のようになる。
　　Ｅ＝Σ(Xj2 + Yj2) 
　　　　　- 2*K*Σ(Du - Uj)*(Xj*cos(γ+ω) - Yj*sin(γ+ω))
　　　　　- 2*K*Σ(Dv - Vj)*(Xj*sin(γ-ω) + Yj*cos(γ-ω))
　　　　　+ K2*((1+sin(2γ)*sin(2ω))*Σ(Du - Uj)2
　　　　　    + (1-sin(2γ)*sin(2ω))*Σ(Dv - Vj)2*
　　　　　    - 2*sin(2ω)*Σ(Du - Uj)*(Dv - Vj))　　　　　　(62)
　ここで、式を簡単にするため、以下としている。
　　Ｋ＝Ｋ/cos(2ω)                    (cm)
　式(62)は、Σを含まない式にすると、以下のようになる。
　　Ｅ＝N*(xs0+ys0)
　　　 - 2N*K*((Du-u0)*r0*cos(φ+γ+ω)+d0*cos(γ+ω)-e0*sin(γ+ω))
　　　 - 2N*K*((Dv-v0)*r0*sin(φ+γ-ω)+f0*sin(γ-ω)+g0*cos(γ-ω))
　　　 + N*K2*((1+sin(2γ)*sin(2ω))*((Du-u0)2+us0)
　　　　　　 + (1-sin(2γ)*sin(2ω))*((Dv-v0)2+vs0)
　　　　　　 - 2*sin(2ω)*((Du-u0)*((Dv-v0)+ws0))       　　(62A)
　式(62A)は、式(44B)よりも少し簡単であるが、解析的に解くことはできない。ω≠０およびKu≠Kvの場合と同様に繰り返し計算で解く必要がある。
　実施の形態１の場合と同様に、XjおよびYjを補正したUfjおよびVfjで表される誤差関数Ｅ２を最小化するようにしてもよい。その場合には、XjおよびYjとUfjおよびVfjとの間には、以下の関係がある。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000015
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000016
　誤差関数Ｅ２を最小にすることで、直交度ω、位相補正値γ、ＡＺ感度係数ＫuおよびＥＬ感度係数Ｋvを算出する。
　　Ｅ２＝Σ(Ｋu2*(Ufj - Uj)2 + Ｋv2*(Vfj - Vj)2)　　　　　　　(65)
　式(65)を変形すると、以下となる。
　　Ｅ２＝Σ(Ku*(Du - Uj) - Xj*cos(γ-ω) + Yj*sin(γ-ω))2 
　　　　+ Σ(Kv*(Dv - Vj) - Xj*sin(γ+ω) - Yj*cos(γ+ω))2)
　　　　＝Ku2*Σ(Du - Uj)2 + Σ(Xj*cos(γ-ω) - Yj*sin(γ-ω))2
　　　　- 2*Ku*Σ(Du - Uj)*(Xj*cos(γ-ω) - Yj*sin(γ-ω))
　　　　+ Kv2*Σ(Dv - Vj)2 + Σ(Xj*sin(γ+ω) + Yj*cos(γ+ω))2)
　　　　- 2*Kv*Σ(Dv - Vj)*(Xj*sin(γ+ω) + Yj*cos(γ+ω))
　　　　＝Ku2*Σ(Du - Uj)2 + Kv2*Σ(Dv - Vj)2
　　　　-2*Ku*Σ(Du - Uj)*(Xj*cos(γ-ω) + Yj*sin(γ-ω))
　　　　-2*Kv*Σ(Dv - Vj)*(Xj*sin(γ+ω) + Yj*cos(γ+ω))
　　　　+ (1+sin(2γ)*sin(2ω))*ΣXj2
　　　　+ (1-sin(2γ)*sin(2ω))*ΣYj2
　　　　- 2*sin(2ω)*ΣXj*Yj　　　　　　　　　　　　　　　(65A)
　Σを使用しない形に式(65A)を変形するために、以下の変数を定義する。
　　zs0＝Σ(Xj*Yj)/N
　式(65A)は、以下のようになる。
　 Ｅ２＝N*Ku2*((Du-u0)2+us0) + N*Kv2*((Dv-v0)2+vs0)
　 　　-2N*Ku*((Du-u0)*r0*cos(φ+γ-ω)+d0*cos(γ-ω)-e0*sin(γ-ω))
　 　　-2N*Kv*((Dv-v0)*r0*sin(φ+γ+ω)+f0*sin(γ+ω)+g0*cos(γ+ω))
　 　　+N*(1+sin(2γ)*sin(2ω))*xs0
　 　　+N*(1-sin(2γ)*sin(2ω))*ys0
　 　　-2N*sin(2ω)*zs0　　　　　　　　　　　　　　　　(65B)
　式(65B)も、式(44B)と同様に∂Ｅ２/∂γ＝０などの式から解析的に解くことはできない。γ、ω、Ｋu、Ｋv、ＤｕおよびＤｖに初期値を与えて、繰り返し計算により修正することで、近似解を計算する。
　以下の誤差関数Ｅ３を最小にすることで、直交度ω、位相補正値γ、ＡＺ感度係数ＫuおよびＥＬ感度係数Ｋvを算出するようにしてもよい。
　　Ｅ３＝Σ((Ufj - Uj)2 + (Vfj - Vj)2)　　　　　　　　　　(66)
　ここで、誤差関数Ｅ３は、位相補正値γを含む補正パラメータで補正した到来方向誤差(Du-Ufj,Dv-Vfj)と実測値誤差(Du-Uj,Dv-Vj)との差である補正後残差の二乗を誤差計測データ５５について合計した和である。なお、直交度ω、位相補正値γ、ＡＺ感度係数ＫuおよびＥＬ感度係数Ｋvの中で一部の補正パラメータで実測値誤差を補正してもよい。補正パラメータのそれぞれにより実測値誤差および到来方向誤差のうちの一方を補正し、すべての補正パラメータによる補正後の実測値誤差および到来方向誤差の差である補正後残差を計測誤差データについて合計した和が最小になるような補正パラメータを算出すればよい。
　補正値算出部３２Ａが算出した補正パラメータは、データ記憶部３４Ａに記憶させる。記憶させる値は、計算した値そのままである。
　動作を説明する。図２１は、実施の形態２に係るアンテナ制御装置の動作を説明するフローチャートである。実施の形態１の場合の図７と異なる点を説明する。
　Ｓ０７Ａで、補正値算出部３２Ａが、位相補正値γ、直交度ω、ＡＺ感度係数Ｋu、ＥＬ感度係数Ｋvを計算し、データ記憶部３４Ａに記憶する。Ｓ０８Ａで、計算済のγ、ω、Ｋu、Ｋvを、データ記憶部３４Ａに記憶する。追尾受信機８の座標変換部２４では、直交度ωを考慮した補正、あるいは方位角方向と仰角方向で異なる感度係数Ｋu、Ｋvを用いた補正ができないため、追尾受信機８のデータ記憶部２３には記憶させない。
　Ｓ１０Ａで、測角誤差補正部３９が、位相補正値γ、直交度ω、ＡＺ感度係数Ｋu、ＥＬ感度係数Ｋvを考慮して、測角誤差信号ＸおよびＹを補正して測角誤差信号ＸmおよびＹmを出力する。追尾制御部３３Ａが、測角誤差信号ＸmおよびＹmを軌道予測値に加えた指令値を算出して、アンテナ駆動制御部２７に出力する。
　追尾動作中に発振が発生した場合の動作は、実施の形態１の場合と同様である。ただし、更新する位相補正値γなどは、新たに計算された値をそのままデータ記憶部３４Ａに格納する。追尾受信機８が有するデータ記憶部２３に格納されている値は、変更しない。
　Ｓ１２Ａで、発振原因決定部３７Ａが、誤差計測データ生成部３１および補正値算出部３２Ａを複数回動作させ、複数個の位相補正値γ、ＡＺ感度係数ＫuおよびＥＬ感度係数Ｋvを計算する。
　Ｓ１３Ａで、位相ずれに起因する発振かどうかをチェックする。位相ずれに起因する発振と判断する条件は、例えば、計算した複数の位相補正値γから測角誤差補正部３９で使用するγを減算した値がゼロ度を含まない決められた幅以内の範囲にあるかどうかとする。
　Ｓ１４Ａで、補正値更新部３８Ａが、新たに計算した位相補正値γをデータ記憶部３４に記憶させる。実施の形態２では追尾受信機８Ａが出力する測角誤差信号は位相補正値γにより補正されていないので、補正値算出部３２Ａが計算した位相補正値γをそのまま記憶させればよい。
　Ｓ１５Ａで、感度ずれに起因する発振かどうかをチェックする。感度ずれに起因する発振と判断する条件は、例えば、計算した複数のＡＺ感度係数Ｋuを測角誤差補正部３９で使用するＫuで除算した値が１を含まない決められた幅以内の範囲にある場合、または計算した複数のＥＬ感度係数Ｋvを測角誤差補正部３９で使用するＫvで除算した値が１を含まない決められた幅以内の範囲にある場合である。
　ステップＳ１６Ａで、補正値更新部３８Ａが、新たに計算したＡＺ感度係数ＫuとＥＬ感度係数Ｋｖをデータ記憶部３４に記憶させる。
　補正値算出部３２Ａは、直交度ωと感度係数を方位角方向と仰角方向とで異なるような補正パラメータを算出する。３個の例で、補正値算出部３２Ａが算出する補正パラメータについて説明する。
　１つ目の例は図８から図１０に示す場合で、補正値算出部３２Ａが算出する結果は、以下のようになる。
　　直交度ω＝０．２６°
　　位相補正値γ＝３９．６７°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝０．８９５
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝０．９８１
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝－０．００２７０°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝０．００２６０°
　補正パラメータ(ω,γ,Ｋu,Ｋv,Ｄu,Ｄv)を用いて測角誤差ベクトルＶsjを補正した補正後測角誤差ベクトルＶajを、図２２に示す。図１０に示すＶajよりも、ＶajがＶsjに近くなっている。
　２つ目の例は図１１から図１３に示す場合で、補正値算出部３２Ａが算出する結果は、以下のようになる。
　　直交度ω＝２．９５°
　　位相補正値γ＝４０．８８°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝０．９００
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝０．９７６
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０５３８３°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝０．０３５４０°
　補正パラメータ(ω,γ,Ｋu,Ｋv,Ｄu,Ｄv)を用いて測角誤差ベクトルＶsjを補正した補正後測角誤差ベクトルＶajを、図２３に示す。図１３に示すＶajよりも、ＶajがＶsjに近くなっている。
　３個目の例を、図２４から図２６に示す。３個目の例では、シミュレーション条件は以下であるとする。図２４から図２６は、図８から図１０と同様に表現する。
　　直交度ω＝－１０°
　　位相補正値γ＝１８０°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝１
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝１
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０５°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝０．０３°
　補正値算出部３２Ａが算出する結果は、以下のようになる。
　　直交度ω＝－１１．７８°
　　位相補正値γ＝１８１．０１°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝０．９６４
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝１．０４２
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０４３６８°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝０．０２１８１°
　図２４では、予測値誤差が存在するので、Ｈjの軌跡とＶsjの軌跡が離れている。補正後測角誤差ベクトルＶajはＶsjに近くなる。
　図２７は、比較例として、実施の１に係るアンテナ制御装置で算出した位相補正値および感度係数で補正した測角誤差信号の軌跡を示す図である。直交度を考慮していないため、ＶajとＶsjとが図２６よりも少し離れている。
　実施の形態２では、直交度、ＡＺ感度係数およびＥＬ感度係数も考慮するので、実施の形態１の場合よりもより精度よく測角誤差信号を補正する補正パラメータを算出できる。
　この実施の形態２でも、差信号の信号対雑音比が悪い場合でも正確に位相補正値や感度係数を計算できるので、測角誤差信号を適切に補正して従来よりも精度よく通信相手を追尾できる。
　補正値算出部３２Ａは、補正パラメータ(ω,γ,Ｋu,Ｋv)を算出したが、γを含む１個から３個までの補正パラメータを算出してもよい。なお、γとＫu＝Ｋv＝Ｋを算出する場合は、２個の補正パラメータを算出することになる。感度係数ＫuおよびＫvを算出しない場合は、感度係数ＫuおよびＫvは予め設定されている値または１を使用する。
　以上のことは、他の実施の形態にもあてはまる。
　実施の形態３．
　実施の形態３は、校正塔（コリメーション）を使用して予め位相・感度を調整しておく場合である。そうすることで、ロケットなどの移動物体を追尾する場合で移動物体の軌道予測値が無い、あるいは軌道予測値の精度が悪い場合にも追尾できるようになる。図２８は、この発明の実施の形態３に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。図２９は、実施の形態３に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図である。
　図２８および図２９について、実施の形態１の場合の図１および図４と異なる点を説明する。アンテナシステム１００Ｂは、校正塔７１を有する。校正塔７１は、決められた周波数の電波１１Ｂを放射する。校正塔７１が放射する電波１１Ｂをアンテナ１が受信できる位置に、校正塔７１は設置されている。校正塔７１は、アンテナ１に対して決められた位置の地上に設置された、電波を放射する試験電波源である。校正塔７１は、補正パラメータを算出する誤差計測データを取得するためにプログラム追尾する間の一時的な通信相手である。
　移動物体１０Ｂの軌道予測値は存在しない。そのため、アンテナ制御装置９Ｂは、軌道予測値データ生成部２６を有しない。プログラム制御部２８Ｂおよび補正値算出部３２Ｂを変更している。データ記憶部３４Ｂは変更シナリオ５４Ｂを有する。変更シナリオ５４Ｂは、実施の形態１とは異なるようにアンテナ１の指向方向を変更するシナリオである。
　プログラム制御部２８Ｂは、校正塔７１を基準にアンテナ１の指向方向を決められた最大角度差以内の範囲で変化させる。図３０は、実施の形態３に係るアンテナ制御装置がプログラム追尾する際の指向方向を変化させる軌跡の１例を示す図である。アンテナ１が校正塔７１と正対する方向を、基準天球点Ｇ０＝(0, 0)とする。アンテナ１の指向方向を、Ｕ方向に時計回りと反時計回りにオフセット角度Δθだけ変化させる。すなわち、Ｇ１＝(Δθ, 0)およびＧ２＝(-Δθ, 0)に指向方向を変更する。さらに、Ｖ方向に増加方向と減少方向にΔθだけ変化させる。すなわち、Ｇ３＝(0, Δθ)およびＧ４＝(0, -Δθ)に指向方向を変更する。Ｇｊ(j＝1,2,3,4)では、決められた時間以上は静止させる。オフセット角度Δθは、感度係数が線形の領域に存在するように決められる。線形の領域は、|Δθ|がアンテナビーム半値幅の例えば０．２５程度以下の領域とする。
　校正塔７１とアンテナ１は、どちらも地上に設置されるので、アンテナ１の仰角はゼロに近い状態でアンテナ１の指向方向が変更される。したがって、Ｕ方向のオフセット角度Δθをそのまま方位角の指令値の変化分としてよい。
　誤差計測データ生成部３１は、Ｇｊ(j＝1,2,3,4)に静止してアンテナ１の指向方向の実測値が指令値に一致した状態で、誤差計測データ５５を生成する。ここで、Ｇｊ(j＝1,2,3,4)に対して、測角誤差信号（Xj, Yj）が計測されるとする。
　補正値算出部３２Ｂが、位相補正値γ、ＡＺ感度係数Ｋu、ＥＬ感度係数Ｋvおよび直交度ωを、以下のように算出する。Ｕ軸上のＧ１とＧ２に対する測角誤差信号(X1,Y1)と(X2,Y2)との関係を図３１に示す。Ｖ軸上のＧ３とＧ４に対する測角誤差信号(X3,Y3)と(X4,Y4)との関係を図３２に示す。
　α1＝tan-1((Y1-Y2)/(X1-X2))　　　　　　　　　　　　　　　　　(67)
　α2＝tan-1((X3-X4)/(Y3-Y4))　　　　　　　　　　　　　　　　　(68)
　γ＝(α1+α2)/2　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　(69)
　ω＝(α1-α2)/2　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　(70)
　Ｋu＝√((X1-X2)2+(Y1-Y2)2)*cos(2ω)/2/Δθ　　　　　　　　　　(71)
　Ｋv＝√((X3-X4)2+(Y3-Y4)2)*cos(2ω)/2/Δθ　　　　　　　　　　(72)
　Du＝-((X1+X2+X3+X4)*cos(ω-γ)+(Y1+Y2+Y3+Y4)*sin(ω-γ))/4/Ku (73)
　Dv＝-((X1+X2+X3+X4)*sin(ω+γ)+(Y1+Y2+Y3+Y4)*cos(ω+γ))/4/Kv (74)
　Ｕ軸とＶ軸は、基準天球点Ｇ０を基準として、天球上の直交する第１の方向と第２の方向である。第１の方向であるＵ軸上の２個の天球点Ｇ１とＧ２には、決められた時間だけ指向方向が静止する。第２の方向であるＶ軸上の２個の天球点Ｇ３とＧ４には、決められた時間だけ指向方向が静止する。補正値算出部３２Ｂは、天球点Ｇ１とＧ２で計測された誤差計測データの間の式と、天球点Ｇ３とＧ４で計測された誤差計測データの間の式とを用いて少なくとも位相補正値γを算出する。
　動作を説明する。アンテナを自動駆動するタイムシーケンス例を図３３に示す。本例のようにオーバシュートをしないサーボ型のアンテナ駆動制御部２７を使用する場合には、データ取得が容易になる。本例では、１個の天球点にアンテナ１が指向する時間を７秒、データ取得時間を３秒、データサンプリング時間を０．１秒にしている。データを取得する期間は、１個の天球点を指向する７秒の期間の中の終了までの３秒である。３秒のデータ取得時間で取得したデータを平均化した値に対して、式(71)から式(76)に示す方法で補正パラメータ(ω, γ, Ku, Kv, Du, Dv)を算出する。
　図３４に、測角誤差信号ＸおよびＹのシミュレーション結果を示す。図３４では、各計測値にはノイズが重畳していないとする。測角誤差信号Ｘを太実線で表し、測角誤差信号Ｙを実線で表す。
　シミュレーション条件を以下とする。
　　アンテナビーム半値幅（ビーム幅）＝０．２°
　　オフセット角度Δθ＝０．０５５°
　　直交度ω＝－５°
　　位相補正値γ＝４３°
　　ＡＺ感度係数＝１．２
　　ＥＬ感度係数＝０．８５
　　Ｕ方向予測値誤差＝０．０５°
　　Ｖ方向予測値誤差を－０．０３°
　図３４の場合で、補正値算出部３２Ｂが算出する結果は、以下のようになる。ノイズが存在していないので、設定した条件に等しい値が正しく計算できている。実施の形態２の補正値計算部３２Ａでも同じ結果が得られる。なお、補正値計算部３２Ａでは、アンテナの指向方向が変化している時も含めた期間中の全データを使用する。補正値計算部３２Ａでの初期値は、補正値算出部３２Ｂが算出した補正パラメータとする。
　　直交度ω＝－５．００°
　　位相補正値γ＝４３．００°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝１．２００
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝０．８５０
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０５０００°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝―０．０３０００°
　測角誤差信号に重畳するノイズをガウス乱数で近似し、その大きさは実効値で０．０１°rmsとした場合での、測角誤差信号のシミュレーション結果を、図３５に示す。アンテナ１の指向方向の実測値には、ノイズを重畳させない。図３５では、ノイズがオフセット角度の１８％程度である。
　図３５の場合で、実施の形態３の補正値算出部３２Ｂが算出する結果は、以下のようになる。
（実施の形態３の補正値算出部３２Ｂの算出結果）
　　直交度ω＝－５．６２°
　　位相補正値γ＝４３．８０°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝１．１８８
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝０．８２０
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０４９９８°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝―０．０３０４７°
　実施の形態２の補正値算出部３２Ａが算出する結果は、以下のようになる。
（実施の形態２の補正値算出部３２Ａの算出結果）
　　直交度ω＝－５．５１°
　　位相補正値γ＝４３．９６°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝１．１９２
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝０．８４６
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０４９８１°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝―０．０２９１５°
　補正値算出部３２Ｂも補正値算出部３２Ａも、ノイズが存在する場合でも、かなり正確に位相補正値γなどを算出できている。
　ノイズの大きさを０．１°rmsとした場合での、測角誤差信号のシミュレーション結果を、図３６に示す。図３６では、ノイズがオフセット角度Δθの１８０％程度である。
　図３６の場合で、実施の形態３の補正値算出部３２Ｂが算出する結果は、以下のようになる。
（実施の形態３の補正値算出部３２Ｂの算出結果）
　　直交度ω＝－１３．７７°
　　位相補正値γ＝５３．７０°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝１．０１９
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝０．５５１
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０５１０１°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝―０．０３７０°
　実施の形態２の補正値算出部３２Ａが算出する結果は、以下のようになる。
（実施の形態２の補正値算出部３２Ａの算出結果）
　　直交度ω＝－１０．００°
　　位相補正値γ＝５２．６１°
　　ＡＺ感度係数Ｋu＝１．１０６
　　ＥＬ感度係数Ｋv＝０．８２５
　　Ｕ方向予測値誤差Ｄu＝０．０４６５９°
　　Ｖ方向予測値誤差Ｄv＝―０．０２１３５°
　図３６では図３５に比較してノイズが１０倍になっている。補正値算出部３２Ｂと補正値算出部３２Ａはどちらも、アンテナサーボ系が発振しない補正パラメータを算出しており、ノイズに強い方法といえる。
　実施の形態３では、校正塔（コリメーション）で自動的に位相調整および感度調整ができる。人による誤操作を防止でき、作業効率を向上させることができる。
　線形領域に存在する４点で算出した補正パラメータは、非線形領域でも有効に使用できる。図３７から図４２を使用して、そのことを説明する。図３７に、方位角を変更した場合の位相補正値などの補正パラメータで補正していない測角誤差信号を示す。図３８は、仰角を変更した場合の補正していない測角誤差信号を示す図である。図３９は、補正に使用する線形範囲にある４点の測角誤差信号を示す図である。
　図３９は、以下のような測定結果である場合である。
　　Δθ＝０．０５°、
　　Ｘ１＝０．０５６°、Ｙ１＝－０．０１３°
　　Ｘ２＝０．０４６°、Ｙ２＝０．０１３°
　　Ｘ３＝０．０１８°、Ｙ３＝０．０４６°
　　Ｘ４＝－０．０２１°、Ｙ４＝－０．０４５°
　補正値算出部３２Ｂは、以下のように算出する。
　　α1＝１４．５°
　　α2＝２３．２°
　　γ＝１８．８°
　　ω＝－４．４°
　　Ｋu＝１．０４
　　Ｋv＝０．９７
　　Du＝－０．００１６°
　　Dv＝－０．０００８°
　補正値算出部３２Ｂが算出したパラメータで補正すると、図４０に示すように４点の測角誤差信号が得られる。図４０では、測角誤差信号ＸがＵ軸上に存在し、測角誤差信号ＹがＶ軸上に存在する。正しく補正できていることが分る。
　図４１に、方位角を変更した場合の補正した測角誤差信号を示す。図４２は、仰角を変更した場合の補正した測角誤差信号を示す図である。非線形領域でもほぼ正確に補正できていることが分かる。図４１と図４２に示すシミュレーション結果は、４点で算出した位相、直交度、感度係数を使って非線形領域まで含めて補正でき、校正塔（コリメーション）を使う自動調整は、４点のデータで十分であることを示している。
　変形例として基準天球点Ｇ０でも誤差計測データ５５を生成し、Ｇｊ(j＝0,1,2,3,4)から位相補正値γなどを計算してもよい。そのような変形例の補正値算出部３２Ｃでは、例えば以下のようにして算出する。
　α1＝(1/2)*tan-1((Y1-Y2)/(X1-X2))
　　　　+(1/4)*tan-1((Y1-Y0)/(X1-X0))+(1/4)*tan-1((Y2-Y0)/(X2-X0))
　α2＝((1/2)*tan-1((X3-X4)/(Y3-Y4))
　　　　　+(1/4)*tan-1((Y3-Y0)/(X3-X0))+(1/4)*tan-1((Y4-Y0)/(X4-X0))
　γ＝(α1+α2)/2
　ω＝(α1-α2)/2
　Ｋu＝(cos(2ω)/4/Δθ)
　　　 *(√((X1-X2)2+(Y1-Y2)2)+√((X1-X0)2+(Y1-Y0)2)
　　　　　+√((X2-X0)2+(Y2-Y0)2))
　Ｋv＝(cos(2ω)/4/Δθ)
　　　 *(√((X3-X4)2+(Y3-Y4)2)+√((X3-X0)2+(Y3-Y0)2)
　　　　　+√((X4-X0)2+(Y4-Y0)2))
　Du＝-((4*X0+3*(X1+X2+X3+X4))*cos(ω-γ)
　　　 +(4*Y0+3*(Y1+Y2+Y3+Y4))*sin(ω-γ))/16/Ku
　Dv＝-((4*X0+3*(X1+X2+X3+X4))*sin(ω+γ)
　　　 +(4*Y0+3*(Y1+Y2+Y3+Y4))*cos(ω+γ))/16/Kv
　Ｕ軸上に３点よりも多く誤差計測データ５５を生成する天球点を設定し、実施の形態１と同様に補正後残差の二乗和が最小になるようにα1などを決めてもよい。Ｖ軸上に３点よりも多く誤差計測データ５５を生成する天球点を設定し、実施の形態１と同様に補正後残差の二乗和が最小になるようにα2などを決めてもよい。Ｕ軸上またはＶ軸上ではない箇所に誤差計測データ５５を生成する天球点を設定し、実施の形態１と同様に誤差計測データ５５を生成する全天球点を同時に考慮してγ、ωなどを計算してもよい。
　この実施の形態３でも、差信号の信号対雑音比が悪い場合でも正確に位相補正値や感度係数を計算できるので、測角誤差信号を適切に補正して従来よりも精度よく通信相手を追尾できる。
　実施の形態４．
　実施の形態４は、差信号の信号強度がアンテナ制御装置に入力され、差信号の信号強度に応じてオフセット角度Δθを変更する場合である。ここでは、実施の形態２を変更した場合を示すが、実施の形態１でも同様に適用できる。図４３は、この発明の実施の形態４に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。追尾受信機８Ｃは、差信号の信号強度（差信号レベルＲ）も出力する。
　図４４は、実施の形態４に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図である。実施の形態２の場合の図１９と異なる点を説明する。アンテナシステム１００Ｃが有するアンテナ制御装置９Ｃは、オフセット角度算出部４０を有する。オフセット角度算出部４０は、差信号レベルＲに応じてオフセット角度Δθを変更する。差信号レベルＲが小さい場合は、下限値以上の信号強度が得られるように、オフセット角度Δθを大きくする。データ記憶部３４Ｃも変更している。データ記憶部３４Ｃは、標準オフセット角度５７、オフセット角度５８も有するように変更している。変更シナリオ５４Ｅは、オフセット角度５８を使用して指向方向の指令値を変化させるシナリオである。プログラム制御部２８Ｃは、可変のオフセット角度Δθでプログラム制御する。
　標準オフセット角度５７は、差信号レベルＲが十分に大きい場合にオフセット角度Δθとして使用する角度である。オフセット角度５８は、差信号レベルＲに応じてオフセット角度算出部４０が算出したオフセット角度である。
　オフセット角度算出部４０の機能を説明するために、以下の変数を定義する。
　　Δθ0：標準オフセット角度。
　　Δθmax：オフセット角度Δθの上限値。例えば、アンテナ１の半値幅の６０％程度とする。
　　Ｒ：差信号レベル。
　　Ｒmin：差信号レベルＲに対する下限値。
　　Ｓ：受信レベル。
　　Ｓmin：受信レベルＳに対する下限値。
　　fr(Δθ,Ｒ)：オフセット角度Δθに対して差信号レベルＲを予測する関数。Δθの増加に対して、Ｒは増加する。
　　fs(Δθ,Ｓ)：オフセット角度Δθに対して受信レベルＳを予測する関数。Δθの増加に対して、Ｓは減少する。
　ここで、fr(Δθ,Ｒ)とfs(Δθ,Ｓ)は、アンテナパターンを例えばガウス関数で近似するなどして導出した関数である。標準オフセット角度Δθ0は、差信号レベルＲが下限値Ｒminである場合に、Ｎ個の誤差計測データから算出する補正パラメータの算出精度が必要な精度以上になるように決められる。
　オフセット角度算出部４０は、差信号レベＲおよび受信レベルＳに応じて、以下のようにオフセット角度を算出する。
　(a) Ｒ≧Ｒminである場合は、Δθ＝Δθ0とする。Δθ0で十分な差信号レベルＲが得られている。
　(b)Ｓ≦Ｓminである場合は、Δθ＝Δθ0とする。受信レベルＳが悪く、さらに受信レベルを低下させることが許容できない。
　(c) Ｒ＜Ｒmin、かつＳ＞Ｓminの場合は、Ｓ≧Ｓmin、かつＲ≧Ｒmin、かつΔθ≦Δθmaxを満足するΔθを決定する。なお、条件を満足する場合には、Δθは小さい方が望ましい。すべての条件を満足するΔθが求められない場合は、Ｓ≧Ｓminを最優先して、Δθ≦Δθmax、Ｒ≧Ｒminの優先順位で、できるだけ多くの条件を満足するようにΔθを決める。
　(c) Ｒ＜Ｒmin、かつＳ＞Ｓminの場合は、以下のようにさらに場合分けして決める。
　(c1) fs(Δθmax,Ｓ)≧Ｓmin、かつfr(Δθmax,Ｒ)＜Ｒminとなる場合は、Δθ＝Δθmaxと決める。受信レベルＳが十分に大きく、Δθ＝Δθmaxにできる。しかし、差信号レベルＲが悪く、Δθ＝ΔθmaxとしてもＲ＝Ｒminとすることはできない。できるだけＲが大きくなるようにΔθ＝Δθmaxとする。
　(c2) fs(Δθmax,Ｓ)≧Ｓmin、かつfr(Δθmax,Ｒ)≧Ｒminとなる場合は、fr(Δθ,Ｒ)≧ＲminとなるΔθをΔθrとして、Δθmax≧Δθ≧Δθrの範囲でΔθを決める。受信レベルＳが十分に大きく、差信号レベルＲが下限値Ｒmin以上になることだけを考慮してΔθを決める。
　(c3) fs(Δθ,Ｓ)＝ＳminとなるΔθ（ただし、Δθ＜Δθmax）をΔθsとして、fr(Δθs,Ｒ)≧Ｒminの場合は、fr(Δθ,Ｒ)＝ＲminとなるΔθをΔθrとして、Δθs≧Δθ≧Δθrの範囲内でΔθを決める。
　(c4) fr(Δθs,Ｒ)＜Ｒminの場合は、Δθ＝Δθsと決める。受信レベルＳが下限値以上の範囲で、差信号レベルＲをできるだけ大きくする。
　上記においてΔθに対して範囲を指定する場合では、範囲内で最小のΔθを決めるようにしてもよい。差信号レベルＲや受信レベルＳを複数の範囲に区切って、各範囲で条件を満足するように決めたΔθを使用するようにしてもよい。
　図４５を参照して、動作を説明する。図４５は、実施の形態４に係るアンテナ制御装置の動作を説明するフローチャートである。実施の形態１の場合の図７と異なる点を説明する。
　ステップＳ０６Ｃの前にステップＳ２１を追加している。Ｓ２１では、オフセット角度算出部４０が受信レベルＳと差信号レベルＲとに基づき、オフセット角度Δθを決定する。Ｓ０６Ｃでは、オフセット角度Δθを使用する変更シナリオ５４Ｃにしたがい、アンテナの指向方向を変化させる。
　差信号レベルＲに応じてオフセット角度Δθを決めるので、必要以上に受信レベルＳを低下させることなく、実施の形態２の場合よりも差信号の信号強度が大きい状態で、位相補正値γなどの補正パラメータを算出できる。
　差信号レベルＲに基づきオフセット角度Δθを決めることは、ノイズのレベルが一定であるならば、信号対雑音比（ＳＮ比）に応じてオフセット角度Δθを決めることと等価である。差信号レベルＲではなく、差信号のＳＮ比に基づきオフセット角度Δθを決めてもよい。オフセット角度算出部は、差信号の信号強度または信号対雑音比が下限値以上になるようにオフセット角度Δθを決める変更基準角決定部である。
　実施の形態５．
　実施の形態５は、差信号のＳＮ比がアンテナ制御装置に入力され、差信号のＳＮ比に応じてプログラム追尾する期間の長さを変更する場合である。図４６は、この発明の実施の形態５に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。追尾受信機８Ｄは、差信号のＳＮ比Ｚをアンテナ制御装置９Ｄに出力する。図４７は、実施の形態５に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図ある。実施の形態２の場合の図１９と異なる点を説明する。
　アンテナシステム１００Ｄが有するアンテナ制御装置９Ｄは、プログラム動作期間設定部４１を有する。プログラム動作期間とは、変更シナリオにしたがって指向方向の指令値を変化させる期間である。プログラム動作期間設定部４１は、差信号のＳＮ比に応じてプログラム動作期間の長さを変更する。プログラム動作期間設定部４１は、差信号のＳＮ比が下限値以下の場合に、プログラム動作期間を長くする。プログラム制御部２８Ｄは、可変のプログラム動作時間でプログラム制御する。
　プログラム動作期間は、補正値算出部３２Ａが算出する補正パラメータの算出精度が決められた精度以上になるように設定される。その理由は、誤差を有する信号の平均を最小にする値は、元の信号よりもＳＮ比が改善するからである。元の信号のＳＮ比をＺとすると、β個の信号の平均値のＳＮ比は、Ｚ*√(β)になる。１変数のβ個のデータに対して二乗誤差が最少になる値は、β個のデータの平均値である。多変数の二乗誤差を最少にする変数値のＳＮ比も、Ｚ*√(β)になると考えられる。
　データ記憶部３４Ｄも変更している。データ記憶部３４Ｄは、標準プログラム動作時間５９、プログラム動作時間６０も有する。変更シナリオ５４Ｄは、プログラム動作時間６０を使用して指向方向の指令値を変化させるシナリオである。標準プログラム動作時間５９は、差信号レベルＲが十分に大きい場合に変更シナリオ５４Ｄにしたがってプログラム追尾する期間の長さ（プログラム動作時間）である。プログラム動作時間６０は、プログラム動作期間設定部４１が設定したプログラム動作時間である。変更シナリオ５４Ｄにしたがって動作中に決められた時間間隔で誤差計測データ５３を生成する。変更シナリオ５４Ｄにしたがって動作中に生成される誤差計測データの数は、プログラム動作時間に比例することになる。プログラム動作時間を決めることは、補正値算出部で使用する誤差計測データの数Ｎを決めることになる。
　プログラム動作期間設定部４１の機能を説明するために、以下の変数を定義する。
　　Ｔs：プログラム動作時間。
　　Ｔs0：標準プログラム動作時間。
　　Ｔmax：プログラム動作時間の上限値。
　　Ｚ：差信号のＳＮ比。
　　Ｚmin：差信号のＳＮ比に対する下限値。
　標準プログラム動作時間Ｔs0での誤差計測データの数Ｎは、差信号のＳＮ比Ｚが下限値Ｚminである場合に、Ｎ個の誤差計測データから算出する補正パラメータの算出精度が必要な精度以上になるように決められる。
　プログラム動作期間設定部４１は、差信号のＳＮ比Ｚに応じて、以下のようにプログラム動作時間Ｔsを設定する。
　(a) Ｚ≧Ｚminである場合は、Ｔs＝Ｔs0とする。Ｔs0で十分な差信号のＳＮ比Ｚが得られている。
　(b) Ｚ＜Ｚminである場合は、Ｔs＝min(Ｔs0*√(Ｚmin/Ｚ), Ｔmax)とする。ただし、Ｔsを何１０分にすることは実際的でないので、上限Ｔmaxまでとする。
　差信号のＳＮ比の範囲ごとにプログラム動作時間Ｔsを設定してもよい。補正パラメータの算出精度が決められた精度以上になるようになるように、かつ、ＳＮ比の増加に対して単調非減少になるように範囲ごとのＴsを決めてもよい。
　図４８を参照して、動作を説明する。図４８は、実施の形態５に係るアンテナ制御装置の動作を説明するフローチャートである。実施の形態４の場合の図４５と異なる点を説明する。
　ステップＳ２１Ｄでは、プログラム動作期間設定部４１が差信号のＳＮ比Ｚに基づき、プログラム動作時間Ｔsを設定する。Ｓ０６Ｄでは、プログラム動作時間Ｔsを使用する変更シナリオにしたがい、アンテナの指向方向の指令値を変化させる。
　差信号のＳＮ比Ｚに応じてプログラム動作時間Ｔsを決めるので、補正パラメータの算出精度が決められた精度以上で、位相補正値γなどの補正パラメータを算出できる。
　差信号のＳＮ比ではなく信号強度が下限値未満の場合に、プログラム動作時間Ｔsを決めてもよい。プログラム動作期間設定部は、差信号の信号強度または信号対雑音比が閾値よりも低い場合に信号強度または信号対雑音比の減少に対して単調非減少になるようにプログラム動作時間を決めるデータ数決定部である。
　実施の形態６．
　実施の形態６は、差信号レベルがアンテナ制御装置に入力され、差信号レベルに応じてオフセット角度とプログラム追尾する期間の長さを変更する場合である。オフセット角度とプログラム追尾する期間の長さを変更することで、どちらか一方だけを変更する場合では補正値算出部３２Ａが算出する補正パラメータの算出精度が決められた精度以上にできない場合でも、決められた精度以上できるようになる。図４９は、この発明の実施の形態６に係るアンテナ制御装置を含むアンテナシステムの構成を示す図である。追尾受信機８Ｃは、差信号レベルＲをアンテナ制御装置９Ｄに出力する。図５０は、実施の形態６に係るアンテナ制御装置の構成を示すブロック図ある。実施の形態４の場合の図４４と異なる点を説明する。
　アンテナシステム１００Ｅが有するアンテナ制御装置９Ｅは、プログラム動作期間設定部４１Ｅを有する。プログラム動作期間設定部４１Ｅは、差信号レベルＲに応じてプログラム動作期間の長さを変更する。プログラム動作期間設定部４１Ｅは、差信号レベルＲが下限値以下の場合に、差信号レベルＲが下限値以上になるようにプログラム動作期間を長くする。データ記憶部３４Ｅは、標準プログラム動作時間５９、プログラム動作時間６０も有する。変更シナリオ５４Ｅは、オフセット角度５８およびプログラム動作時間６０を使用して指向方向の指令値を変化させるシナリオである。オフセット角度算出部４０Ｅも変更している。プログラム制御部２８Ｅは、可変のオフセット角度Δθで可変のプログラム動作時間Ｔsでプログラム制御する。
　標準オフセット角度Δθ0および標準プログラム動作時間Ｔs0での誤差計測データの数Ｎは、差信号レベルＲが下限値Ｒminである場合に、Ｎ個の誤差計測データから算出する補正パラメータの算出精度が必要な精度以上になるように決められる。
　プログラム動作時間Ｔsを長くすることを優先的に適用し、補正パラメータの算出精度が決められた精度以上にできない場合に、オフセット角度Δθを変更する場合で、プログラム動作期間設定部４１Ｅでのプログラム動作時間Ｔsの決め方を説明する。プログラム動作時間Ｔsを長くすることは、受信レベルＳの低下を伴わないので、受信レベルＳを低下させないことを優先する場合は、プログラム動作時間Ｔsを長くすることを先に処理することが望ましい。
　プログラム動作期間設定部４１Ｅは、差信号レベルＲに応じて、以下のようにプログラム動作時間Ｔsを設定する。
　(a) Ｒ≧Ｒminである場合は、Ｔs＝Ｔs0とする。Ｔs0で十分な差信号レベルＲが得られている。
　(b) Ｒ＜Ｒminである場合は、Ｔs＝min(Ｔs0*√(Ｒmin/Ｒ), Ｔmax)とする。
　Ｒ*√(Ｔs/Ｔs0)をＲとして、オフセット角度算出部４０Ｅは、オフセット角度算出部４０と同様に動作する。
　オフセット角度Δθを先に決める場合には、オフセット角度算出部４０Ｅは、オフセット角度算出部４０と同様に動作する。プログラム動作期間設定部４１Ｅは、fr(Δθ,Ｒ)で予測されるＲを使用して、プログラム動作時間Ｔsを先に決める場合と同様に動作する。
　オフセット角度Δθにより、差信号レベルＲ≧Ｒminとなる場合は、Ｔs＝Ｔs0とする。そうでない場合は、Ｔs＝min(Ｔs0*√(Ｒmin/Ｒ), Ｔmax)とする。
　図５１を参照して、動作を説明する。図５１は、実施の形態５に係るアンテナ制御装置の動作を説明するフローチャートである。実施の形態５の場合の図４８と異なる点を説明する。
　ステップＳ２１Ｅでは、プログラム動作期間設定部４１Ｅが差信号レベルＲに基づき、プログラム動作時間Ｔsを設定し、オフセット角度算出部４０Ｅが受信レベルＳと差信号レベルＲとに基づき、オフセット角度Δθを決定する。ただし、差信号レベルＲは、プログラム動作時間Ｔsを考慮した値とする。
　Ｓ０６Ｅでは、オフセット角度Δθとプログラム動作時間Ｔsを使用する変更シナリオにしたがい、アンテナの指向方向の指令値を変化させる。
　差信号レベルＲに応じてオフセット角度Δθとプログラム動作時間Ｔsを決めるので、必要以上に受信レベルＳを低下させることなく、実施の形態２の場合よりも差信号のＳＮ比がよい状態で、位相補正値γなどの補正パラメータを算出できる。
　本発明はその発明の精神の範囲内において各実施の形態の自由な組み合わせ、あるいは各実施の形態の変形や省略が可能である。
１００、１００Ａ、１００Ｂ、１００Ｃ、１００Ｄ、１００Ｅ：アンテナシステム、
　１：アンテナ、
　２：アンテナ架台、
　３：アンテナ駆動部、
　４：給電装置、
　５：和信号増幅変換器、
　６：差信号増幅変換器、
　７：信号受信機、
　８：追尾受信機（測角処理部）、
　９、９Ａ、９Ｂ、９Ｃ、９Ｄ、９Ｅ：アンテナ制御装置（制御装置）、
１０、１０Ｂ：移動物体、
１１、１１Ｂ：電波、
１２：指向方向計測部
１３：仰角架台
１４：方位角架台
１５：基礎部
１６：仰角駆動部
１７：方位角駆動部
１８：和信号ＡＧＣ回路、
１９：差信号ＡＧＣ回路、
２０：９０度移相器、
２１：Ｉ信号検波器、
２２：Ｑ信号検波器、
２３：データ記憶部、
２４：座標変換部、
２５：インタフェース部、
２６：軌道予測値データ生成部、
２７：アンテナ駆動制御部、
２８、２８Ｂ、２８Ｃ、２８Ｄ、２８Ｅ：プログラム制御部、
２９：切替スイッチ、
３０：モード判断部
３１：誤差計測データ生成部、
３２、３２Ａ、３２Ｂ、３２Ｃ：補正値算出部、
３３、３３Ａ、３３Ｂ：追尾制御部、
３４、３４Ａ、３４Ｃ、３４Ｄ、３４Ｅ：データ記憶部、
３５：インタフェース部、
３６：発振検出部、
３７、３７Ａ：発振原因決定部（位相ずれ検出部、感度ずれ検出部）、
３８：補正値更新部（位相補正値更新部、感度係数更新部）、
３９：測角誤差補正部、
４０、４０Ｅ：オフセット角度算出部、
４１、４１Ｅ：プログラム動作期間設定部

５１：位相補正値
５２：感度係数
５２Ａ：ＡＺ感度係数（方位角感度係数）
５２Ｂ：ＥＬ感度係数（仰角感度係数）
５３：軌道予測値データ
５４：変更シナリオ
５５：誤差計測データ
５６：直交度、
５７：標準オフセット角度
５８：オフセット角度（変更基準角）
５９：標準プログラム動作期間
６０：プログラム動作期間

７１：校正塔（試験電波源）

８１：方位角の実測値
８２：方位角のサーボ系の追従誤差
８３：仰角の実測値
８４：仰角のサーボ系の追従誤差

Claims (20)

  1. 　通信相手からの電波を受信して受信信号を生成するアンテナが向く方向である指向方向の指令値が入力され、前記指令値との差がゼロに近づくように前記指向方向を変更するアンテナ駆動部を制御するアンテナ駆動制御部と、
    　決められた変更シナリオにしたがって変化する前記指令値を生成して、前記アンテナ駆動制御部に出力するプログラム制御部と、
    　前記受信信号の和信号と差信号から求められる、前記電波が到来する方向である到来方向と前記指向方向との差を表す到来方向誤差と、前記到来方向誤差を求めた前記受信信号を受信した時の前記指向方向の実測値である前記指向方向実測値とを含む誤差計測データを生成する誤差計測データ生成部と、
    　前記プログラム制御部が動作中の異なる前記指令値で得られた少なくとも３個の前記誤差計測データから、前記到来方向誤差を回転させる角度である位相補正値を算出する補正値算出部と、
    　前記位相補正値により補正した前記到来方向誤差を前記指向方向実測値に加えた値を前記指令値として前記アンテナ駆動制御部に出力する追尾制御部とを備えた制御装置。
  2. 　前記補正値算出部は、前記到来方向および前記位相補正値を仮定し、前記到来方向と前記指向方向実測値との差である実測値誤差と前記到来方向誤差のうちの一方を前記位相補正値により補正した値と他方との差である補正後残差の二乗を前記誤差計測データについて合計した和が最少になるような前記位相補正値を算出する、請求項１に記載の制御装置。
  3. 　前記補正値算出部は、前記位相補正値と、前記到来方向と前記指向方向実測値との差である実測値誤差と前記到来方向誤差との比の値である感度係数とを求め、
    　前記追尾制御部は、前記位相補正値および前記感度係数で補正した前記到来方向誤差を前記指向方向実測値に加えた値を前記指令値として前記アンテナ駆動制御部に出力する、請求項１に記載の制御装置。
  4. 　前記補正値算出部は、前記到来方向、前記位相補正値および前記感度係数を仮定し、前記位相補正値および前記感度係数のそれぞれにより前記実測値誤差と前記到来方向誤差のうちの一方を補正し、前記位相補正値および前記感度係数による補正後の前記実測値誤差と前記到来方向誤差の差である補正後残差の二乗を前記誤差計測データについて合計した和が最少になるような前記位相補正値および前記感度係数を算出する、請求項３に記載の制御装置。
  5. 　前記補正値算出部は、異なる前記指令値での少なくとも４個の前記誤差計測データから、前記位相補正値と、方位角方向での前記感度係数である方位角感度係数と、仰角方向での前記感度係数である仰角感度係数とを求め、
    　前記追尾制御部は、前記位相補正値、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数で補正した前記到来方向誤差を前記指向方向実測値に加えた値を前記指令値として前記アンテナ駆動制御部に出力する、請求項３に記載の制御装置。
  6. 　前記補正値算出部は、前記到来方向、前記位相補正値、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数を仮定し、前記位相補正値、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数のそれぞれにより前記実測値誤差と前記到来方向誤差のうちの一方を補正し、前記位相補正値、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数による補正後の前記実測値誤差と前記到来方向誤差の差である補正後残差の二乗を前記誤差計測データについて合計した和が最少になるような前記位相補正値と前記方位角感度係数と前記仰角感度係数とを算出する、請求項５に記載の制御装置。
  7. 　前記補正値算出部は、異なる前記指令値での少なくとも４個の前記誤差計測データから、前記位相補正値と、前記和信号および前記差信号を直交検波する２軸の間の角度と９０度との差を表す直交度とを求め、
    　前記追尾制御部は、前記位相補正値および前記直交度で補正した前記到来方向誤差を前記指向方向実測値に加えた値を前記指令値として前記アンテナ駆動制御部に出力する、請求項１に記載の制御装置。
  8. 　前記補正値算出部は、前記到来方向、前記位相補正値および前記直交度を仮定し、前記位相補正値および前記直交度のそれぞれにより、前記到来方向と前記指向方向実測値との差である実測値誤差と前記到来方向誤差のうちの一方を補正し、前記位相補正値および前記直交度による補正後の前記実測値誤差と前記到来方向誤差の差である補正後残差の二乗を前記誤差計測データについて合計した和が最少になるような前記位相補正値および前記直交度を算出する、請求項７に記載の制御装置。
  9. 　前記補正値算出部は、異なる前記指令値での少なくとも４個の前記誤差計測データから、前記位相補正値と、前記和信号および前記差信号の２軸の間の角度と９０度との差を表す直交度と、前記感度係数とを求め、
    　前記追尾制御部は、前記位相補正値、前記直交度および前記感度係数で補正した前記到来方向誤差を前記指向方向実測値に加えた値を前記指令値として前記アンテナ駆動制御部に出力する、請求項３に記載の制御装置。
  10. 　前記補正値算出部は、前記到来方向、前記位相補正値、前記直交度および前記感度係数を仮定し、前記位相補正値、前記直交度および前記感度係数のそれぞれにより前記実測値誤差と前記到来方向誤差のうちの一方を補正し、前記位相補正値、前記直交度および前記感度係数による補正後の前記実測値誤差と前記到来方向誤差の差である補正後残差の二乗を前記誤差計測データについて合計した和が最少になるような前記位相補正値、前記直交度および前記感度係数を算出する、請求項９に記載の制御装置。
  11. 　前記補正値算出部は、前記位相補正値と、前記和信号および前記差信号を直交検波する２軸の間の角度と９０度との差を表す直交度と、前記方位角感度係数と、前記仰角感度係数とを求め、
    　前記追尾制御部は、前記位相補正値、前記直交度、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数で補正した前記到来方向誤差を前記指向方向実測値に加えた値を前記指令値として前記アンテナ駆動制御部に出力する、請求項５に記載の制御装置。
  12. 　前記補正値算出部は、前記到来方向、前記位相補正値、前記直交度、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数を仮定し、前記位相補正値、前記直交度、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数のそれぞれにより前記実測値誤差と前記到来方向誤差のうちの一方を補正し、前記位相補正値、前記直交度、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数による補正後の前記実測値誤差と前記到来方向誤差の差である補正後残差の二乗を前記誤差計測データについて合計した和が最少になるような前記位相補正値、前記直交度、前記方位角感度係数および前記仰角感度係数を算出する、請求項１１に記載の制御装置。
  13. 　前記通信相手の軌道予測値を取得する軌道予測値取得部をさらに備え、
    　前記プログラム制御部は、前記軌道予測値から予測される前記指向方向である予測方向との角度差が決められた最大角度差以下の範囲で前記指令値を生成する、請求項１から請求項１２の何れか１項に記載の制御装置。
  14. 　前記プログラム制御部は、前記予測方向を中心とする天球上の円となる前記指令値を生成する、請求項１３に記載の制御装置。
  15. 　前記プログラム制御部は、前記アンテナに対して決められた位置の地上に設置された、電波を放射する試験電波源を一時的な前記通信相手として、前記アンテナから前記試験電波源に向かう方向との角度差が決められた最大角度差以下の範囲で前記指令値を生成する、請求項１から請求項１２の何れか１項に記載の制御装置。
  16. 　前記プログラム制御部は、前記試験電波源に向かう方向を基準として天球上の直交する第１の方向と第２の方向のそれぞれで決められた角度差を有する少なくとも２個の天球上の点である天球点で決められた時間だけ前記指令値が静止する前記変更シナリオにしたがって変化する前記指令値を生成し、
    　前記誤差計測データ生成部は、少なくとも４個の静止する前記天球点で前記誤差計測データを生成し、
    　前記補正値算出部は、前記第１の方向の前記天球点で計測された前記誤差計測データの間の式と、前記第２の方向の前記天球点で計測された前記誤差計測データの間の式とを用いて前記位相補正値を算出する、請求項１５に記載の制御装置。
  17. 　前記追尾制御部が動作中に算出された複数個の前記感度係数が、１を含まない決められた幅の範囲内にある場合に感度ずれを検出する感度ずれ検出部と、
    　前記感度ずれ検出部が前記感度ずれを検出した場合に、前記感度係数を更新する感度係数更新部とをさらに備えた、請求項３から請求項５、請求項９から請求項１２の何れか１項に記載の制御装置。
  18. 　前記追尾制御部が動作中に算出された複数個の前記位相補正値が、ゼロを含まない決められた幅の範囲内にある場合に位相ずれが発生していると判断する位相ずれ検出部と、
    　前記位相ずれ検出部が前記位相ずれを検出した場合に、前記位相補正値を更新する位相補正値更新部とをさらに備えた、請求項１から請求項１７の何れか１項に記載の制御装置。
  19. 　前記差信号の信号強度または信号対雑音比が閾値よりも低い場合に、前記信号強度または前記信号対雑音比の減少に対して単調非減少になるように前記補正値算出部で使用する前記誤差計測データの数を決めるデータ数決定部をさらに備えた、請求項１から請求項１８の何れか１項に記載の制御装置。
  20. 　前記変更シナリオにおいて前記指令値を変化させる基準となる変更基準角度を、前記差信号の信号強度または信号対雑音比が下限値以上になるように決める変更基準角決定部をさらに備えた、請求項１から請求項１９の何れか１項に記載の制御装置。
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