JP6722982B2 - 衛星追尾装置 - Google Patents
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Description
図1は、本発明の実施の形態に係る衛星追尾装置の構成例を示すブロック図である。アンテナ1は、AZ/ELマウントまたはX/Yマウントで、その向きが変位可能に支持される。アンテナ1のマウントは地上のある地点に固定、または移動体に搭載される。衛星追尾装置10は、目的の衛星(図示せず)の予測軌道に基づいて、アンテナ1をその衛星に正対させるように、自動追尾させる。衛星追尾装置10は、アンテナ駆動部2、追尾制御部5および追尾受信機7を備える。追尾受信機7を備えない場合もある。
Prog y=bt+c
Real y’=b(t−Δt)+c
Δy=y’−y=−b・Δt
とおく。
ΔAZ=−bAZ・Δt+DAZ ΔEL=−bEL・Δt+DEL
とおいて変形する。
DAZ=ΔAZ+bAZ・Δt DEL=ΔEL+bEL・Δt
そして、DAZ2+DEL2が最小になるΔt=ΔTを計算する。結果は、
ΔT=−(bAZ・ΔAZ+bEL・ΔEL)/(bAZ 2+bEL 2) (1)
ΔX=−bX・Δt+DX ΔY=−bY・Δt+DY
とおいて変形する。
DX=ΔX+bX・Δt DY=ΔY+bY・Δt
そして、DX2+DY2が最小になるΔt=ΔTを計算する。結果は、
ΔT=−(bX・ΔX+bY・ΔY)/(bX 2+bY 2) (2)
実施の形態2では、狭いビーム半値幅を持つアンテナ1に対応できる精度にするために、軌道予測値4を2次近似としてオフセット時間を推定する。実施の形態2に係る衛星追尾装置10は、図1に記載の構成と同様であるが、追尾制御部5は2次近似でオフセット時間を計算する。
Prog y=at2+bt+c
Real y’=a(t−Δt)2+b(t−Δt)+c
とおく。3つの時刻t0<t1<t2において、
t=t0:y=y0、 t=t1:y=y1、 t=t2:y=y2
として軌道データを3個使いa,b,cを求めると、
a=(t2(y1−y0)−t1(y2−y0))/(t1 2t2−t1t2 2)
b=(t1 2(y2−y0)−t2 2(y1−y0))/(t1 2t2−t1t2 2)
c=y0
これを使って整理すると、
Δy=y’−y
=aΔt2−(2at+b)Δt
ここでt=t1のときのΔyを使用する(中央の値なのでバランスがよい)。
Δy=aΔt2−(2at1+b)Δt
ΔAZ=aAZΔt2−(2aAZt1+bAZ)Δt+DAZ
ΔEL=aELΔt2−(2aELt1+bEL)Δt+DEL
変形して、
DAZ=ΔAZ−aAZΔt2+(2aAZt1+bAZ)Δt
DEL=ΔEL−aELΔt2+(2aELt1+bEL)Δt
を得る。DAZ2+DEL2が最小になるようにΔtで微分してそのときのΔTを求める。
ΔX=aXΔt2−(2aXt1+bX)Δt+DX
ΔY=aYΔt2−(2aYt1+bY)Δt+DY
変形して、
DX=ΔX−aXΔt2+(2aXt1+bX)Δt
DY=ΔY−aYΔt2+(2aYt1+bY)Δt
を得る。DX2+DY2が最小になるようにΔtで微分してそのときのΔTを求める。
A・ΔT3+B・ΔT2+C・ΔT+D=0 (3)
と記述できる。
A=2(aAZ 2+aEL 2)
B=−3[aAZ(2aAZt1+bAZ)+aEL(2aEL+bEL)]
C=−2(ΔAZaAZ+ΔELaEL)+(2aELt1+bAZ)2+(2aELt1+bEL)2
D=ΔAZ(2aAZt1+bAZ)+ΔEL(2aELt1+bEL))
である。
A=2(aX 2+aY 2)
B=−3[aX(2aXt1+bX)+aY(2aYt1+bY)]
C=−2(ΔXaX+ΔYaY)+(2aXt1+bX)2+(2aYt1+bY)2
D=ΔX(2aXt1+bX)+ΔY(2aYt1+bY)
である。
f(ΔT)=AΔT3+BΔT2+CΔT+D
f’(ΔT)=3AΔT2+2BΔT+C
ΔTn+1=ΔTn−f(ΔTn)/f’(ΔTn)
この計算を10回も繰り返せば十分収束する。
(i)y0,y1,y2を慣性座標系に変換する。
t=t1のΔyを使うので、y1を基準にして、
y0をt1秒未来に地球回転する。
y2をt2−t1秒過去に地球回転する。
y1はそのまま使用する(回転させない)。
(ii)このy0,y1,y2を用いてa,b,cを求める。
地球表面座標系におけるt=t1の
(アンテナ実角度)−(軌道予測値)=Δy
を計算する。この値に追尾誤差8を加算すると精度が向上する。
図5は、模擬の具体例に使用した衛星軌道を示す図である。図5に示す衛星軌道は、高度約500km、最大仰角(EL)87°である。横軸は衛星追尾時間、縦軸は方位角(AZ)および仰角(EL)を示す。方位角(AZ)は、衛星追尾時間350秒付近で約15度から180度に変化する。また、仰角(EL)は、衛星追尾時間350秒付近で最大仰角になる。
Claims (3)
- 衛星の軌道予測値および前記衛星を追尾するアンテナ実角度を取得し、予定した時刻における前記軌道予測値と前記アンテナ実角度との時刻ずれを補正するオフセット時間を、3つの時刻における3点の前記軌道予測値を時間の2次式で近似して求め、前記予定した時刻を前記オフセット時間で変更した時刻での前記軌道予測値に基づきアンテナ指令値を計算する追尾制御部と、
前記追尾制御部で計算したアンテナ指令値に基づいて、アンテナの姿勢を制御するアンテナ駆動部と、
を備え、
前記追尾制御部は、前記軌道予測値および前記アンテナ実角度を、前記軌道予測値の3つの時刻の内の基準時間からの相対時間差だけ地球回転を考慮し、慣性座標系に変換して、前記慣性座標系で前記オフセット時間を求める衛星追尾装置。 - 前記追尾制御部は、前記軌道予測値がAZ/ELマウントの極点を含む定めた範囲内である場合は、前記軌道予測値および前記アンテナ実角度をX/Yマウントの座標に変換し、前記軌道予測値がX/Yマウントの極点を含む定めた範囲内にある場合は、前記軌道予測値および前記アンテナ実角度をAZ/ELマウントの座標に変換して、それぞれ変換した座標で前記オフセット時間を求める、請求項1に記載の衛星追尾装置。
- 前記アンテナからの自動追尾誤差信号を受信して追尾誤差を出力する追尾受信機を備え、
前記追尾制御部は、前記軌道予測値と前記アンテナ実角度の角度差に自動追尾中の前記追尾誤差を重畳して、前記オフセット時間を求める、請求項1又は2に記載の衛星追尾装置。
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