踪模式来进行追踪时，也基于 追踪对象卫星的轨道信息，利用垂直轴指令角运算部17使垂直轴1旋转成与轨道并行的方 位角θ 1P。运算控制部14从程序控制装置19接收程序指令角度（θ ΑΖ、Θ EL)，在运算控 制部14中的程序指令角运算部16中，运算垂直轴1、水平轴2及正交水平轴3的驱动角度 来作为各轴的指令角度。接着，将与各轴的实际角度Θ 1R、Θ 2R、Θ 3R的误差分别提供给垂 直轴伺服控制部11、水平轴伺服控制部12及正交水平轴伺服控制部13,控制驱动部以使得 波束轴指向所希望角度。
[0034] 此时，垂直轴指令角度Θ 1C、水平轴指令角度Θ 2C及正交水平轴指令角度Θ 3C由 程序指令角度（ΘΑΖ、0EL)和垂直轴实际角度Θ 1R来表示为下述式（1)~（3)。
这里，Θ 1R是垂直轴1的实际角度。
[0035] 下面，对三轴控制模式下利用程序追踪模式来进行追踪控制时的动作进行说明。 运算控制部14从程序控制装置19接收程序指令角度（θ ΑΖ、Θ EL)，在运算控制部14中的 程序指令角运算部16中，运算垂直轴1、水平轴2及正交水平轴3的驱动角度来作为各轴的 指令角度。接着，将与各轴的实际角度Θ 1R、Θ 2R、Θ 3R的误差分别提供给各轴的伺服控制 部11、12、13，控制驱动部以使得波束轴指向所希望角度。
[0036] 此时，垂直轴指令角度Θ 1C、水平轴指令角度Θ 2C及正交水平轴指令角度Θ 3C由 程序指令角度（θ ΑΖ、Θ EL)和垂直轴实际角度Θ 1R及水平轴实际角度Θ 2R来表示为下述 式⑷~（6)。
这里，Θ 1R是垂直轴1的实际角度，Θ 2R是水平轴2的实际角度。
[0037] 即使在程序追踪模式下，在连续进行的一次追踪中，若在对象卫星的轨道中，天线 8的最大仰角为设定仰角以上，则选择两轴控制模式，使垂直轴1旋转成与轨道并行的方位 角θ 1Ρ。因此，能够减小垂直轴1的所需最大角速度。其结果是，在追踪进行环绕的卫星的 三轴控制天线装置中，能够将电动机尺寸和电源容量抑制得较小。
[0038] 如上所述，无论是自动追踪模式还是程序追踪模式，两轴控制模式和三轴控制模 式的控制不同点仅在于向垂直轴伺服控制部11提供误差信号的方式上，对于水平轴伺服 控制部12、正交水平轴伺服控制部13均进行完全相同的控制。因此，便于实现运算算法。
[0039] 另外，在三轴控制模式下，也可以按下述方式进行控制。从程序控制装置19接收 程序指令角度（θ ΑΖ)，在运算控制部14中的程序指令角运算部16中，运算垂直轴1的驱动 角度来作为各轴的指令角度，并将与垂直轴1的实际角度的误差提供给垂直轴伺服控制部 11。 因此，将由追踪接收机10进行解调检波的角度误差信号ΔΥ提供给水平轴伺服控制部 12, 将角度误差信号ΔΧ提供给正交水平轴伺服控制部13。水平轴伺服控制部12和正交水 平轴伺服控制部13分别对水平轴2和正交水平轴3进行控制以消除误差。通过按如上所 述那样进行控制来消除误差，从而也能够进行追踪。
[0040] 实施方式2 实施方式2中，在采用上述两轴控制模式进行控制的情况下，当使垂直轴1旋转成水平 轴2的旋转方向与追踪对象卫星的轨道相平行的方位角θ 1Ρ时，利用刹车等制动部来保持 垂直轴1相对于基部23的角度。
[0041] 图6是表示本发明的实施方式2所涉及的三轴控制天线装置的结构例的框图。实 施方式2的三轴控制天线装置中，在实施方式1的结构的基础上，还包括刹车解除信号生成 部20、模式切换部21及制动部22。
[0042] 实施方式1中，说明了在采用两轴控制模式进行控制时，通过作为误差信号将0提 供给垂直轴伺服控制部11从而固定垂直轴1的情况。在两轴控制模式下，利用天线8对波 束轴进行的追踪通过水平轴2和正交水平轴3的控制来进行，因此，在垂直轴1朝向所希望 的方向之后，停止向垂直轴伺服控制部11提供电动机驱动电力，通过刹车等来保持垂直轴 1相对于基部23的角度。
[0043] 在由判定部15判定为进行两轴控制模式的情况下，在使垂直轴1旋转成水平轴2 的旋转方向与追踪对象卫星的轨道相平行的方位角Θ IP时，切换模式切换部21，切断向制 动部22发送刹车解除信号，通过施加刹车动作来保持垂直轴1相对于基部23的角度。与 此同时，切断向垂直轴1提供电动机驱动电力。
[0044] 在由判定部15判定为进行三轴模式的情况下，将模式切换部21切换为刹车解除 信号生成部20 -侧，向制动部22发送刹车解除信号，由此来解除垂直轴1的刹车。与此同 时，向垂直轴1提供电动机驱动电力。在两轴控制模式下，可以采用自动追踪模式或是程序 追踪模式。水平轴2和正交水平轴3的动作与实施方式1相同。三轴控制模式的动作与实 施方式1相同。
[0045] 在两轴控制模式下，由于使垂直轴1旋转成水平轴2的旋转方向与追踪对象卫星 的轨道相平行的方位角Θ 1P，因此，在追踪动作过程中无需使垂直轴1移动，仅通过水平轴 2和正交水平轴3的动作就能够进行追踪。根据实施方式2,在两轴控制模式下无需向垂直 轴1提供电动机驱动电力，因此，能够相应地削减这部分的耗电。
[0046] 下面，示出对卫星高度为400km时各轴所需的驱动速度进行计算后得到的结果。 这里，对下述情况下的示例进行了计算，即：水平轴2的角速度为2° /秒（s)，正交水平轴 3的角速度为1.5° /秒（s)，正交水平轴3的可驱动范围为±10°。伺服控制部假设为一 般所使用的结构。
[0047] 比较例 图7A是表示比较例中卫星追踪的各轴的驱动角度的计算结果的图。图7B是表示比较 例中卫星追踪的各轴的驱动角速度的计算结果的图。比较例是最大仰角为87. 5°左右时采 用一般的三轴驱动控制的情况下的计算结果。
[0048] 根据图7A可以观察到，垂直轴1的实际角度的变化率（倾斜度）在天顶附近（实 际角度=90°附近）较大，根据图7B可以观察到，垂直轴1的最大角速度约为6° /秒。 [0049] 具体例 图8A是表示实施方式1的具体例中卫星追踪的各轴的驱动角度的计算结果的图。图 8B是表示比较例中卫星追踪的各轴的驱动角速度的计算结果的图。具体例是在实施方式1 的三轴控制模式的情况下，最大仰角为80°左右时的计算结果。本例中，由于在最大仰角超 过80°时为两轴控制模式，因此，在三轴控制模式下最大仰角为80°左右时，垂直轴1的角 速度变为最大。
[0050] 由图8A可以观察到，在最大仰角为80°时，即使采用三轴控制模式，垂直轴1的实 际角度的变化率（倾斜度）也比图7A要小。由图8B可以观察到，垂直轴1的最大角速度 约为3° /秒。当最大仰角超过80°时，由于为两轴控制模式，因此可以认为约3° /秒即 为垂直轴1的角速度的最大值。因此，根据实施方式可知，与比较例相比，能够大幅减小垂 直轴1的最大角速度。
[0051] 本发明中，在不脱离本发明的广义精神与范