JPS62274801A - ３軸制御アンテナ装置 - Google Patents
３軸制御アンテナ装置Info
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- JPS62274801A JPS62274801A JP11778386A JP11778386A JPS62274801A JP S62274801 A JPS62274801 A JP S62274801A JP 11778386 A JP11778386 A JP 11778386A JP 11778386 A JP11778386 A JP 11778386A JP S62274801 A JPS62274801 A JP S62274801A
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- 230000003028 elevating effect Effects 0.000 abstract description 19
- 238000000034 method Methods 0.000 description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- VOVZXURTCKPRDQ-CQSZACIVSA-N n-[4-[chloro(difluoro)methoxy]phenyl]-6-[(3r)-3-hydroxypyrrolidin-1-yl]-5-(1h-pyrazol-5-yl)pyridine-3-carboxamide Chemical compound C1[C@H](O)CCN1C1=NC=C(C(=O)NC=2C=CC(OC(F)(F)Cl)=CC=2)C=C1C1=CC=NN1 VOVZXURTCKPRDQ-CQSZACIVSA-N 0.000 description 1
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
３、発明の詳細な説明
〔産業上の利用分野〕
本発明は３＠制御アンテナ装置に関し、特に方位軸、俯
仰４１＋および直交俯仰軸の３軸を備え、天頂付近全通
過する中島度衛星の追尾を容易に行える３軸制御アンテ
ナ装置に関する。
仰４１＋および直交俯仰軸の３軸を備え、天頂付近全通
過する中島度衛星の追尾を容易に行える３軸制御アンテ
ナ装置に関する。
全天指向型のアンテナの支持方法のうち、垂直に固定さ
れた方位軸（Ａｚ軸）のまわシに回転できる方位旋回台
の上に水平な俯仰軸（Ｅｉ軸）を設け、この俯仰軸のま
わシにアンテナを水平から天頂まで回転できるように取
付けたＡｚ−Ｅｌマウント方式は、構造的に最も有利で
あり広く実用されている。しかしながらこの方式は、天
頂付近を通過する衛星全追尾する場合に方位軸１わりの
Ｎ転角速度が非常に大きくなるという難点がある。
れた方位軸（Ａｚ軸）のまわシに回転できる方位旋回台
の上に水平な俯仰軸（Ｅｉ軸）を設け、この俯仰軸のま
わシにアンテナを水平から天頂まで回転できるように取
付けたＡｚ−Ｅｌマウント方式は、構造的に最も有利で
あり広く実用されている。しかしながらこの方式は、天
頂付近を通過する衛星全追尾する場合に方位軸１わりの
Ｎ転角速度が非常に大きくなるという難点がある。
これに対して、水平に固定された固定軸（Ｘ軸）と、こ
の固定軸のまわシに回転しこれと直交したｉｉｊ動軸（
Ｙ軸）とを備えたＸ−Ｙマウントは、天頂付近を通過す
る衛星の追尾には支障ないが、低仰角の衛星の追尾に難
点があるほか支持構造が大型となシ、特に直径の人きｌ
大型アンテナには不向さでわる。
の固定軸のまわシに回転しこれと直交したｉｉｊ動軸（
Ｙ軸）とを備えたＸ−Ｙマウントは、天頂付近を通過す
る衛星の追尾には支障ないが、低仰角の衛星の追尾に難
点があるほか支持構造が大型となシ、特に直径の人きｌ
大型アンテナには不向さでわる。
上記の問題を解決する一方法として、Ａｘ−Ｅｌマウン
トの上に俯仰軸と直交した直交俯仰軸を設け、この直交
俯仰軸のまわりにアンテナを限定された範囲だけ回転可
能とした３軸制御アンテナ装置から９、直交俯仰軸まわ
シの回転可能範囲を小さくできる駆動制御方法が特開昭
６０−２２８０３号公報に提案されている。この方法は
天頂付近を通過する衛星全追尾するとき、衛星が最大仰
角に達する以前にアンテナを方位軸まわ夛に先行して駆
動させることにより、先行駆動を行わない場合に比べて
直交俯仰軸まわシの回転可能範囲を半分以下に限定でき
るものでめる。
トの上に俯仰軸と直交した直交俯仰軸を設け、この直交
俯仰軸のまわりにアンテナを限定された範囲だけ回転可
能とした３軸制御アンテナ装置から９、直交俯仰軸まわ
シの回転可能範囲を小さくできる駆動制御方法が特開昭
６０−２２８０３号公報に提案されている。この方法は
天頂付近を通過する衛星全追尾するとき、衛星が最大仰
角に達する以前にアンテナを方位軸まわ夛に先行して駆
動させることにより、先行駆動を行わない場合に比べて
直交俯仰軸まわシの回転可能範囲を半分以下に限定でき
るものでめる。
しかしながら、上述した駆動制御方法によっても、直交
俯仰軸１わシの回転に要求される最大回転角速度は、詳
しくは後述するようにアンテナから衛星を見た視線角速
度以上となるという問題点が、残されている。
俯仰軸１わシの回転に要求される最大回転角速度は、詳
しくは後述するようにアンテナから衛星を見た視線角速
度以上となるという問題点が、残されている。
本発明の目的は、アンテナを俯仰軸まわシに俯仰角９０
°（本明細蕾においては、俯仰軸１わりの回転角度表示
を俯仰角として通常の仰角と区別して使用し、直交俯仰
軸まわ夛の（ロ）転角度がＯのときアンテナが天頂を指
向する状態を俯仰角９０とする）を越えてほぼ１８０°
まで回転可能とし、上述した直交俯仰軸まわシの最大回
転角速度を視線角速度以下に制限することができる３軸
制御アンテナ装置全提供することでおる。
°（本明細蕾においては、俯仰軸１わりの回転角度表示
を俯仰角として通常の仰角と区別して使用し、直交俯仰
軸まわ夛の（ロ）転角度がＯのときアンテナが天頂を指
向する状態を俯仰角９０とする）を越えてほぼ１８０°
まで回転可能とし、上述した直交俯仰軸まわシの最大回
転角速度を視線角速度以下に制限することができる３軸
制御アンテナ装置全提供することでおる。
本発明の３軸制御アンテナ装置は、垂直に固定された方
位軸のまわルに回転できる方位旋回台と、この方位旋回
台上に水平に設けられた俯仰軸のまわシにほぼ１８０°
回転可能な俯仰回転架台と、この俯仰回転架台に前記俯
仰軸と直交する直交俯仰軸のまわりに限定された角度範
囲内で回転できるように取付けられた指向性アンテナと
を備え、めらかじめ足められた一定の仰角以上の天頂領
域會通過する衛星は前記俯仰軸まわりの回転を仰仰角９
０゜を越えて連続的に行って追尾するよう構成されてい
る。
位軸のまわルに回転できる方位旋回台と、この方位旋回
台上に水平に設けられた俯仰軸のまわシにほぼ１８０°
回転可能な俯仰回転架台と、この俯仰回転架台に前記俯
仰軸と直交する直交俯仰軸のまわりに限定された角度範
囲内で回転できるように取付けられた指向性アンテナと
を備え、めらかじめ足められた一定の仰角以上の天頂領
域會通過する衛星は前記俯仰軸まわりの回転を仰仰角９
０゜を越えて連続的に行って追尾するよう構成されてい
る。
次に図面を径照して本発明の詳細な説明する。
第１図（ａ）及び（ｂ）は天頂付近を通過する衛星に対
する直交俯仰軸まわりの回転角の変化を示すベクトル図
である。第１図（ａ）は方位角０°方向から１８０゜方
向に視線角速度１．５６／猷で天頂を通過する衛星を追
尾する場合を示し、図中の黒丸は１秒ごとの衛星の位置
を示している。この衛星を俯仰角の可動範囲が９０°程
度までの従来の３軸制御アンテナ装置を用い、特開昭６
０−２２８０３号公報記載の先行駆動方式で追尾する場
合には、衛星が天頂点に達したとき方位角が９０となる
ように、天頂点に達する９秒前から方位軸まわシに最大
の角速度ｌＯ°／＝で先行駆動させて追尾を行うが、こ
のときのアンテナ方位角および俯仰角の軌跡は破線とな
り、直交俯仰軸まわ９の回転角は矢印のベクトルの長さ
で示される。これから衛星が天頂点を通過するとき、視
線角速度とはは同速度で直交俯仰軸まわ９に回転させる
必要があることが分かる。
する直交俯仰軸まわりの回転角の変化を示すベクトル図
である。第１図（ａ）は方位角０°方向から１８０゜方
向に視線角速度１．５６／猷で天頂を通過する衛星を追
尾する場合を示し、図中の黒丸は１秒ごとの衛星の位置
を示している。この衛星を俯仰角の可動範囲が９０°程
度までの従来の３軸制御アンテナ装置を用い、特開昭６
０−２２８０３号公報記載の先行駆動方式で追尾する場
合には、衛星が天頂点に達したとき方位角が９０となる
ように、天頂点に達する９秒前から方位軸まわシに最大
の角速度ｌＯ°／＝で先行駆動させて追尾を行うが、こ
のときのアンテナ方位角および俯仰角の軌跡は破線とな
り、直交俯仰軸まわ９の回転角は矢印のベクトルの長さ
で示される。これから衛星が天頂点を通過するとき、視
線角速度とはは同速度で直交俯仰軸まわ９に回転させる
必要があることが分かる。
これに対して、俯仰軸まわシにはは１８０回転可能な本
発明の３軸制御アンテナ装置で同じ衛星會追尾する場合
は、方位角をθ°に固足したまま俯仰軸まわシのみに俯
仰角９０を越えて回転させればよく、方位軸および直交
俯仰軸まわ夛の回転を行わずに追尾することができる。
発明の３軸制御アンテナ装置で同じ衛星會追尾する場合
は、方位角をθ°に固足したまま俯仰軸まわシのみに俯
仰角９０を越えて回転させればよく、方位軸および直交
俯仰軸まわ夛の回転を行わずに追尾することができる。
第１図（ｂ）は方位角が９０°の方向で最大仰角８７゜
を通過する衛星を本発明の３軸制御アンテナ装置で追尾
する一例でメジ、方位角がｌＯｏに達するまでの低仰角
では方位軸と俯仰軸とで通常の追尾を行い、方位角がｌ
Ｏｏに達したとき方位角を固足して俯仰軸と直交俯仰軸
とによシ追尾し、衛星位置が最大仰角に達する２秒前か
ら２秒後までの４秒間に方位軸まわシに最大角速度のｌ
／２に相当する５°／５１１Ｃで負方向に回転し、方位
角が一１０’に達したとき再び方位角を固足して追尾す
る場合を示している。この図から明らかなように、直交
俯仰軸まわシの回転角は徐々に増加し、衛星が最大仰角
を通過すると再び徐々に減少する。従りて、直交俯仰軸
まわ９の回転角速度は衛星の視線角速度に比べて小さく
てよいことが分かる。なお、衛星を捕捉するときから直
交俯仰角まわシの回転角を傾けておけは、この回転角の
変化は更に遅くてもよく、主に俯仰軸まわシの回転で追
尾することができる。
を通過する衛星を本発明の３軸制御アンテナ装置で追尾
する一例でメジ、方位角がｌＯｏに達するまでの低仰角
では方位軸と俯仰軸とで通常の追尾を行い、方位角がｌ
Ｏｏに達したとき方位角を固足して俯仰軸と直交俯仰軸
とによシ追尾し、衛星位置が最大仰角に達する２秒前か
ら２秒後までの４秒間に方位軸まわシに最大角速度のｌ
／２に相当する５°／５１１Ｃで負方向に回転し、方位
角が一１０’に達したとき再び方位角を固足して追尾す
る場合を示している。この図から明らかなように、直交
俯仰軸まわシの回転角は徐々に増加し、衛星が最大仰角
を通過すると再び徐々に減少する。従りて、直交俯仰軸
まわ９の回転角速度は衛星の視線角速度に比べて小さく
てよいことが分かる。なお、衛星を捕捉するときから直
交俯仰角まわシの回転角を傾けておけは、この回転角の
変化は更に遅くてもよく、主に俯仰軸まわシの回転で追
尾することができる。
以上の説明によシ、３軸制御アンテナ装置において俯仰
軸まわ９の回転可能範囲をｔ’ＪｔＹ１８０°とするこ
とにより、直交俯仰軸まわシの最大回転角速度は衛星の
視線角速度よシも小さく設定できることが明らかである
。
軸まわ９の回転可能範囲をｔ’ＪｔＹ１８０°とするこ
とにより、直交俯仰軸まわシの最大回転角速度は衛星の
視線角速度よシも小さく設定できることが明らかである
。
第２図（ａｌ及び（ｂ）は本発明の一実施例の俯仰角θ
。
。
の状態の側面図および俯仰角９０°の状態の正面図であ
る。第１図ｔａ＋及び（ｂ）において、ｌは地上に固定
された支持塔、２は支持塔ｌに支持され垂面な方位軸３
のまわシに±２７０°回転ロ■能な方位旋回台、４ｔｉ
方位旋回台２の上に水平に設けられている俯仰軸５のま
わシに１８０°Ｉｇ１転可能で水平方向から逆の水平方
向筐でアンテナを指向できる俯仰回転架台、６はこの俯
仰回転架台４の上に俯仰軸５に直交して設けられた直交
俯仰軸７のまわシに±５８同転可能に取付けられたアン
テナである。方位旋回および俯仰回転はそれぞれ支持塔
ｌに固定された大歯車８及び俯仰回転架台４に取付けら
れた半円状の大歯車９を介して行われるが、直交俯仰軸
１わシの回転は直線上で伸縮するスクリュージヤツキ１
０によシ行われる。
る。第１図ｔａ＋及び（ｂ）において、ｌは地上に固定
された支持塔、２は支持塔ｌに支持され垂面な方位軸３
のまわシに±２７０°回転ロ■能な方位旋回台、４ｔｉ
方位旋回台２の上に水平に設けられている俯仰軸５のま
わシに１８０°Ｉｇ１転可能で水平方向から逆の水平方
向筐でアンテナを指向できる俯仰回転架台、６はこの俯
仰回転架台４の上に俯仰軸５に直交して設けられた直交
俯仰軸７のまわシに±５８同転可能に取付けられたアン
テナである。方位旋回および俯仰回転はそれぞれ支持塔
ｌに固定された大歯車８及び俯仰回転架台４に取付けら
れた半円状の大歯車９を介して行われるが、直交俯仰軸
１わシの回転は直線上で伸縮するスクリュージヤツキ１
０によシ行われる。
方位旋回の最大角速度全ｌＯ°／式、俯仰回転の最大角
速度を５°／ｌｅｃとすると、視線角速度１．５°／弐
の衛星に対しては、最大仰角が約８０以下の場合は通常
のＡ ｚ −Ｅ Ｌマウントの場合と同様に直交俯仰軸
まわりの回転なしで追尾することができる。一方、最大
仰角が８５°を越える衛星については前述したようにｏ
−ｔｓｏｏの俯仰回転を行えは追尾可能でおシ、８０〜
８５°の衛星に前述の特開昭６０−２２８０３号公報記
載の追尾方式を採用するとすれは直交俯仰軸まわシの最
大回転角速度は視線角速度の約半分の０．８°／截で充
分追尾できる（第１図に最大仰角８５￥ｒ通過する衛星
の最大仰角通過１秒前の位置會書けは容易に分かる）こ
ととなシ、機禍設計および駆動装置の設計上の利点は大
きい。
速度を５°／ｌｅｃとすると、視線角速度１．５°／弐
の衛星に対しては、最大仰角が約８０以下の場合は通常
のＡ ｚ −Ｅ Ｌマウントの場合と同様に直交俯仰軸
まわりの回転なしで追尾することができる。一方、最大
仰角が８５°を越える衛星については前述したようにｏ
−ｔｓｏｏの俯仰回転を行えは追尾可能でおシ、８０〜
８５°の衛星に前述の特開昭６０−２２８０３号公報記
載の追尾方式を採用するとすれは直交俯仰軸まわシの最
大回転角速度は視線角速度の約半分の０．８°／截で充
分追尾できる（第１図に最大仰角８５￥ｒ通過する衛星
の最大仰角通過１秒前の位置會書けは容易に分かる）こ
ととなシ、機禍設計および駆動装置の設計上の利点は大
きい。
上記の実施例は方位旋回台を地上に固定した支持塔に軸
受を介して取付けた場合を示しているが、方位旋（ロ）
合音地上に敷設した円形レール上車輪全弁して設置され
る台形の骨組構造とすることもできる。又、直交俯仰軸
まわりの回転可能範囲を±５°に設定し、特開昭６０−
２２８０３号公報記載の先行駆動方式を採用した例を示
したが、回転可能範囲を±１０°として先行駆動方式を
併用しなくても差支えない。
受を介して取付けた場合を示しているが、方位旋（ロ）
合音地上に敷設した円形レール上車輪全弁して設置され
る台形の骨組構造とすることもできる。又、直交俯仰軸
まわりの回転可能範囲を±５°に設定し、特開昭６０−
２２８０３号公報記載の先行駆動方式を採用した例を示
したが、回転可能範囲を±１０°として先行駆動方式を
併用しなくても差支えない。
以上詳細に説明したように、本発明の３軸制御アンテナ
装置によれば、直交俯仰軸まわシの回転ｈ」能範囲を限
定し、その回転角速度を衛星の視線角速度よりも低く設
定できる効果があり、構造体および駆動装置の設計上有
オ０となる。
装置によれば、直交俯仰軸まわシの回転ｈ」能範囲を限
定し、その回転角速度を衛星の視線角速度よりも低く設
定できる効果があり、構造体および駆動装置の設計上有
オ０となる。
第１図（ａ）及び（ｂｌは天頂付近ケ通過する衛星ケ追
尾する場合の直交俯仰４１４１わシの回転角の変化を示
すベクトル図、第２図（８）及び（ｂｌは本発明の一実
−９＝ 施例の側面図および正面図である。 ｌ・・・・・・支持塔、２・・・・・・方位旋回台、３
・・・・・・方位軸、４・・・・・・俯仰回転架台、訃
・・・・・俯仰軸、６・・・・・・アンテナ、７・・・
・・・直交俯仰軸、８．９・・・・・・大歯車、ＩＯ・
・・・・・スクリュージヤツキ。 ＝ｌＯ−
尾する場合の直交俯仰４１４１わシの回転角の変化を示
すベクトル図、第２図（８）及び（ｂｌは本発明の一実
−９＝ 施例の側面図および正面図である。 ｌ・・・・・・支持塔、２・・・・・・方位旋回台、３
・・・・・・方位軸、４・・・・・・俯仰回転架台、訃
・・・・・俯仰軸、６・・・・・・アンテナ、７・・・
・・・直交俯仰軸、８．９・・・・・・大歯車、ＩＯ・
・・・・・スクリュージヤツキ。 ＝ｌＯ−
Claims (1)
- 垂直に固定された方位軸のまわりに回転できる方位旋回
台と、この方位旋回台上に水平に設けられた俯仰軸のま
わりにほぼ１８０°回転可能な俯仰回転架台と、この俯
仰回転架台に前記俯仰軸と直交する直交俯仰軸のまわり
に限定された角度範囲内で回転できるように取付けられ
た指向性アンテナとを備え、あらかじめ定められた一定
の仰角以上の天頂領域を通過する衛星は前記俯仰軸まわ
りの回転を俯仰角９０°を越えて連続的に行って追尾す
ることを特徴とする３軸制御アンテナ装置。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61117783A JPH0758853B2 (ja) | 1986-05-21 | 1986-05-21 | ３軸制御アンテナ装置 |
| EP87107347A EP0246635B1 (en) | 1986-05-21 | 1987-05-20 | Tracking controller for three-axis mount antenna systems |
| DE3789162T DE3789162T2 (de) | 1986-05-21 | 1987-05-20 | Nachführungssteuervorrichtung für dreiachsige Antennentragesysteme. |
| US07/324,951 US4994815A (en) | 1986-05-21 | 1989-03-16 | Tracking controller for three-axis mount antenna systems |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61117783A JPH0758853B2 (ja) | 1986-05-21 | 1986-05-21 | ３軸制御アンテナ装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62274801A true JPS62274801A (ja) | 1987-11-28 |
| JPH0758853B2 JPH0758853B2 (ja) | 1995-06-21 |
Family
ID=14720205
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61117783A Expired - Lifetime JPH0758853B2 (ja) | 1986-05-21 | 1986-05-21 | ３軸制御アンテナ装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0758853B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH07202541A (ja) * | 1993-12-28 | 1995-08-04 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | ３軸制御空中線装置 |
| CN106970363A (zh) * | 2017-05-11 | 2017-07-21 | 九江精密测试技术研究所 | 一种具有低反射特性的三轴天线测试转台*** |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5136854A (ja) * | 1974-09-25 | 1976-03-27 | Japan Radio Co Ltd | Senjoantenasochi |
| JPS6022803A (ja) * | 1983-07-19 | 1985-02-05 | Nec Corp | 衛星追尾空中線制御装置 |
-
1986
- 1986-05-21 JP JP61117783A patent/JPH0758853B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5136854A (ja) * | 1974-09-25 | 1976-03-27 | Japan Radio Co Ltd | Senjoantenasochi |
| JPS6022803A (ja) * | 1983-07-19 | 1985-02-05 | Nec Corp | 衛星追尾空中線制御装置 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH07202541A (ja) * | 1993-12-28 | 1995-08-04 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | ３軸制御空中線装置 |
| CN106970363A (zh) * | 2017-05-11 | 2017-07-21 | 九江精密测试技术研究所 | 一种具有低反射特性的三轴天线测试转台*** |
| CN106970363B (zh) * | 2017-05-11 | 2023-06-16 | 九江精密测试技术研究所 | 一种具有低反射特性的三轴天线测试转台*** |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0758853B2 (ja) | 1995-06-21 |
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