天线控制装置及天线装置的制造方法
【专利摘要】对具有垂直轴、水平轴及正交水平轴的天线装置的指向方向进行控制的天线控制装置(2)包括获取天线(1)所追踪的目标物存在的方向即目标方向的方向获取部(20)；变换为包含在垂直轴的旋转范围内水平固定的Y轴和天顶方向在内的平面与目标方向间的角度即Y坐标、投影到该平面的目标方向与天顶方向间的角度即X坐标的坐标变换部(7)、以及控制天线的指向方向的运算处理部(4)。驱动指令值运算部(6)将Y坐标与系数相乘而得到的值指令作为垂直轴的旋转角。运算处理部(4)计算出水平轴和正交水平轴的指令值并进行指令，以使得天线(1)的指向方向与目标方向的差成为允许值以下。
【专利说明】
天线控制装置及天线装置
技术领域
[0001]本发明涉及用于对追踪目标物的同时进行通信的天线的指向方向进行控制的天线控制装置及天线装置。
【背景技术】
[0002]以往，使用预先获得的卫星的轨道预报值来控制天线的驱动轴，使天线的射束朝向的方向指向卫星，以跟踪卫星。作为对卫星通信地球站的天线(地面天线)进行姿态控制的方式，有时会使用以绕着垂直轴(AZ轴)和水平轴(EL轴)旋转的方式进行支承的AZ/EL座架。
[0003]在AZ/EL座架中，在目标物通过天顶时，有时需要使AZ轴瞬时旋转180°。将这种情况称为万向节死锁(gimbal lock)。专利文件I中记载了不会产生万向节死锁的天线装置。专利文献I的天线装置中，进行切换以使得在天线的射束方向为设定仰角以下时向单独受到驱动控制的垂直轴、水平轴及正交水平轴中的二轴的驱动输入提供输入，在天线的射束方向为设定仰角以上时向三轴的所有驱动输入提供输入。接着，在向三轴驱动进行切换之后，向三轴中特定的轴的驱动输入提供通过三轴的当前值运算而求得的该特定的轴的值。
[0004]此外，在卫星位于天顶附近的轨道上的情况下，若使用AZ/EL坐标进行插值处理，则与卫星位于天顶附近以外的轨道上时相比，每个用于控制天线的计算周期的各轴角度的变化率、即每△ t秒的各轴角度的变化率变大，所求得的程序指令角度的误差变大。为了避免这种情况，专利文献2的卫星追踪天线驱动控制方法中，基于卫星的轨道预测信息，每隔规定的时间间隔计算指向卫星的程序预测角度。接着，在根据程序预测角度而预测到卫星通过天顶附近的情况下，选择X/Y坐标来作为以比该程序预测角度要短的时间间隔计算指向卫星的程序指令角度的插值处理所使用的坐标。
现有技术文献专利文献
[0005]专利文献1:日本专利特开平7-202541号公报专利文献2:日本专利特开2001-237629号公报
【发明内容】
发明所要解决的技术问题
[0006]作为对卫星通信地球站的天线(地面天线)进行姿态控制的方式，使用以绕着垂直轴(AZ轴)和水平轴(EL轴)旋转的方式进行支承的AZ/EL座架。在对象卫星位于准天顶轨道，且从地面观察时地面天线位于看起来为8字的环绕轨道的8字环的内侧的情况下，由于对内部包含天顶的闭合曲线进行追踪，因此，若驱动AZ(Azimuth)轴和EL(Elevat1n)轴来控制天线的姿势(射束方向)，则AZ轴的旋转角度为360度以上。该情况下，对于不支持无限旋转的天线，需要进行使AZ轴向追踪方向的反方向旋转从而解开信号电缆的缠绕的操作(电缆重绕)等，由此在重绕期间将无法避免通信中断。
[0007]即使是使用垂直轴、水平轴、以及位于水平轴上且与其正交的正交水平轴的三轴座架的天线，也同样存在上述问题。另外，卫星轨道会因摄动而变动，因此，由于在准天顶轨道中地面天线的位置会在8字的内侧和外侧的情况间发生变化，因而需要进行与这两种情况相对应的控制。
[0008]作为对地面天线进行姿势控制的方式，使用以绕着水平固定于地面的X轴及在水平面内与X轴正交的Y轴旋转的方式进行支承的X/Y座架。在使用X/Y座架方式的情况下，即使地面天线位于8字环的内侧也不需要重绕电缆。但是，存在下述问题，S卩:天线的重心变高等机械上的重要条件变得严刻。
[0009]本发明是鉴于上述问题而完成的，其目的在于，即使在天线的驱动范围存在限制的情况下，也能对呈现为内部包含天顶的闭合曲线的轨道上的目标物进行追踪。
解决技术问题的技术方案
[0010]为了达到上述目的，本发明所涉及的天线控制装置对由经玮台式架台驱动的天线装置的天线的指向方向进行控制，该天线装置包括:固定的基部;相对于基部进行旋转的旋转轴即垂直于水平面的垂直轴；驱动垂直轴并使其旋转的垂直轴驱动部；利用垂直轴进行旋转移动的方位角架台；相对于方位角架台进行旋转的旋转轴即水平的水平轴;驱动水平轴并使其旋转的水平轴驱动部;利用水平轴进行旋转移动的仰角架台；相对于仰角架台进行旋转的旋转轴即垂直于水平轴的正交水平轴;驱动正交水平轴并使其旋转的正交水平轴驱动部；以及利用正交水平轴进行旋转移动的天线。方向获取部获取天线所追踪的目标物的存在方向即目标方向。坐标变换部关于在垂直轴的旋转范围内被固定为水平的Y轴、垂直于Y轴且固定为水平的X轴、以及垂直于X轴和Y轴的Z轴，将被变换的方向即被变换方向变换为投影到包含Y轴和Z轴的平面即YZ平面的被变换方向与Z轴间的角度即X坐标、以及YZ平面与被变换方向间的角度即Y坐标。控制部计算出用于使垂直轴在旋转范围内旋转的对垂直轴驱动部进行指令的指令值，以使得在水平面内与水平轴垂直的方向与Y轴之间的角度即架台方位角成为利用坐标变换部对目标方向进行变换后得到的Y坐标与系数相乘而得到的角度即方位旋转角，并计算出对水平轴驱动部及正交水平轴驱动部进行指令的指令值，以使得指向方向与目标方向之差成为允许值以下。
发明效果
[0011]根据本发明，即使在天线的驱动范围存在限制的情况下，也能够对呈现为内部包含天顶的封闭曲线的轨道上的目标物进行追踪。
【附图说明】
[0012]图1是表示本发明的实施方式I所涉及的天线控制装置及天线装置的结构例的框图。
图2是表示实施方式所涉及的天线装置即三轴控制天线的座架的相互关系的概念图。 图3是表示天线的各轴的相互关系的概念图。
图4是表示作为追踪目标的卫星轨道的示例的图。
图5是表示AZ/EL座架的坐标和正交坐标的关系的图。
图6是表不X/Y座架的坐标和正交坐标的关系的图。
图7是表示实施方式中为了计算AZ角而设想的坐标系的旋转的图。 图8是表示实施方式I所涉及的天线驱动控制的动作的一个示例的流程图。
图9是表示本发明的实施方式2所涉及的天线驱动控制的动作的一个示例的流程图。
图10是表示本发明的实施方式3所涉及的天线驱动控制的动作的一个示例的流程图。 图11是表示AZ轴固定的情况与实施方式I的EL轴及C-EL轴的动作的示例的图。
图12是表示实施方式I的具体例的AZ角的变化的图。
图13是表示实施方式I的具体例的EL角的变化的图。
图14是表示实施方式I的具体例的C-EL角的变化的图。
【具体实施方式】
[0013]在下述说明中，将垂直轴称为AZ(Azimuth)轴，水平轴称为EL(Elevat1n)轴，正交水平轴称为^1^((>0 88416￥&1:;[011)轴。此外，将AZ轴的角度称为AZ角，EL轴的角度称为EL角，C-EL轴的角度称为C-EL角。
[0014]实施方式1.图1是表示本发明的实施方式I所涉及的天线控制装置及天线装置的结构例的框图。基于来自目标物的信号等，天线控制装置2驱动三轴控制天线即天线I的各轴，以使得天线I的射束方向指向目标物。将射束方向即天线I所朝向的方向称为天线的指向方向。天线控制装置2包括运算处理部4、追踪接收机8、预报值获取部9、检测值获取部10、以及各轴的伺服控制部。伺服控制部包括分别对应于控制天线I的姿势的垂直轴(AZ轴)驱动部14、水平轴(EL轴)驱动部15以及正交水平轴(C-EL轴)驱动部16的垂直轴(AZ轴)伺服控制部11、水平轴(EL轴)伺服控制部12以及正交水平轴(C-EL轴)伺服控制部13。
[0015]供电装置3根据天线I接收到的卫星发射的信号生成SUM信号和ERR信号，并传输给追踪接收机8。追踪接收机8根据SUM信号和ERR信号进行解调检波，基于ERR信号相对于SUM信号的相位差和振幅比，输出二轴角度误差信号△ X、△ Y。追踪接收机8是根据作为目标物的卫星所发射且由天线I接收的信号，来生成天线I的水平轴及正交水平轴的角度误差信号即二轴角度误差信号的接收部。
[0016]预报值获取部9获取根据从未图示的卫星管制装置等获得的轨道预报值来决定的卫星存在的方向的方位角分量即PAZ和仰角分量即PEL。角度PAZ、PEL也称为轨道预报值。检测值获取部10从各轴的驱动部获取各驱动轴的角度的检测值。追踪接收机8、预报值获取部9以及检测值获取部10构成获取天线所追踪的目标物(卫星)存在的方向即目标方向的方向获取部20。未必一定要设置全部追踪接收机8、预报值获取部9及检测值获取部10。天线控制装置2至少具备追踪接收机8或预报值获取部9即可。实施方式I中不需要设置检测值获取部
10。在实施方式2中使用检测值获取部10。
[0017]天线控制装置2的运算处理部4基于来自追踪接收机8的二轴角度误差信号ΔΧ、ΔY、以及预报值获取部9所获取到的轨道预报值PAZ、PEL，来运算天线I的驱动指令值。运算处理部4包括误差信号处理部5、驱动指令值运算部6以及坐标变换部7。误差信号处理部5对二轴角度误差信号A Χ、Δ Y进行变换处理，以适合天线I的驱动。坐标变换部7将轨道预报值PAZ、PEL变换成适合驱动指令值运算的坐标系。驱动指令值运算部6是计算用于将天线的各轴的驱动量抑制在限制范围内、且使射束方向指向目标物的驱动指令值的控制部。
[0018]在实施方式2中将进行说明，坐标变换部7也能够输入检测值获取部10所获取的各驱动轴的角度的检测值。图1中，坐标变换部7的输入侧所图示的切换开关示出了该情况。
[0019]图2是表示实施方式所涉及的天线装置即三轴控制天线的座架的相互关系的概念图。三轴控制天线具备垂直轴24、水平轴25以及垂直水平轴26这三轴。垂直轴24由基部23支承，能够相对于基部23绕着垂直线转动。垂直轴24主要承担天线I的方位角追踪的作用。水平轴25与垂直轴24—起旋转，天线I以能够从地平线起通过天顶并指向至相反侧的地平线为止的方式大致可转动180°。水平轴25主要承担仰角追踪的作用。
[0020]正交水平轴26与水平轴25—起旋转，能够绕着与水平轴25正交的直线在某一角度范围内进行转动。通常，正交水平轴26的转动角度范围比水平轴25的旋转角度范围要小。天线I固定于正交水平轴26。利用垂直轴24、水平轴25及正交水平轴26能够使天线I的射束方向19朝向任意的所希望的方向。天线控制装置2通过对这些轴进行控制，从而能够使天线的射束方向追踪目标物。
[0021]天线装置由经玮台式架台(AZ/EL座架)来驱动。天线装置包括:水平固定的基部23、相对于基部23旋转的旋转轴即与水平面垂直的垂直轴24、驱动垂直轴24使其旋转的垂直轴驱动部14、利用垂直轴24进行旋转移动的方位角架台、相对于方位角架台旋转的旋转轴即水平的水平轴25、驱动水平轴25使其旋转的水平轴驱动部15、利用水平轴25进行旋转移动的仰角架台、相对于仰角架台旋转的旋转轴即与水平轴垂直的正交水平轴26、驱动正交水平轴26使其旋转的正交水平轴驱动部16、以及利用正交水平轴26进行旋转移动的天线
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[0022]方位角架台朝向水平面内与水平轴25垂直的方向。方位角架台朝向的方向与作为方位基准的方向间的角度称为架台方位角。仰角架台朝向包含平行于水平轴25的方向和正交水平轴26在内的平面的法线即仰角架台法线的方向。仰角架台法线与水平面间的角度称为架台仰角。若正交水平轴26不旋转，则架台方位角成为天线I的指向方向的方位角，架台仰角成为天线I的指向方向的仰角。
[0023]图3是表示天线的各轴的相互关系的概念图。图3所示的Xant-Yant坐标系固定于主反射镜。Xant轴对应于EL轴，Yant轴对应于C-EL轴。误差信号处理部5对表不Xant轴及Yant轴的角度误差的信号即二轴角度误差信号A Χ、Δ Y进行变换处理以使其适合天线驱动，然后向水平轴(EL轴)伺服控制部12和正交水平轴(C-EL轴)伺服控制部13输出驱动指令，对天线I进行驱动。误差信号处理部5是计算对水平轴驱动部15和正交水平轴驱动部16进行指令的指令值的控制部，以使得天线I的指向方向与目标方向的差成为允许值以下。
[0024]实施方式3中将要进行说明，作为对水平轴驱动部15和正交水平轴驱动部16进行指令的指令值，也可以使用驱动指令值运算部6计算得到的指令值。图1中所示的在水平轴(EL轴)伺服控制部12和正交水平轴(C-EL轴)伺服控制部13的输入侧所图示的两个切换开关示出了该情况。
[0025]预报值获取部9获取卫星位置的预测值即轨道预报值PAZ、PEL，并传输给坐标变换部7。图4是表示作为追踪目标的卫星轨道的示例的图。图4示出从固定于地表的观测点所能观察到的准天顶卫星的轨道以作为卫星在成为天顶方向时的地球表面的位置轨迹。对于准天顶卫星，若从固定于地表的观测点(例如，天线I的设置地点)观察，则可绘制出例如南北较长的8字轨道。
[0026]坐标变换部7中将AZ-EL坐标系变换成用于进行驱动指令值运算的X-Y坐标系之后，传输给驱动指令值运算部6。驱动指令值运算部6中基于输入的轨道预报值对驱动指令值进行运算，并输出至各轴的伺服控制部。以下示出驱动指令值运算部6和坐标变换部7中的处理例。
[0027]图5是表示AZ/EL座架的坐标和正交坐标的关系的图。考虑以地表的某一点作为原点的坐标系。正交坐标系中，将垂直于水平面的方向即天顶方向设为z轴，将水平面的南设为X轴的正方向，水平面的东设为y轴的正方向。AZ/EL座架的坐标、S卩AZ-EL坐标系中，将北设为作为方位基准的方向，ΑΖ = 0°，从天顶观察按顺时针取AZ角，从水平面起的仰角设为EL角。南的方位为180° (或-180° )。水平为EL = 0°，天顶为EL = 90°。将AZ-EL坐标系的矢径设为R，表示相同点的正交坐标系(x、y、z)与AZ-EL坐标系(R、AZ、EL)的关系由下式表示。
X= -R.cos EL.cos AZ (I)y = R.cos EL.sin AZ (2)z = R.sin EL (3)
[0028]图6是表示X/Y座架的坐标和正交坐标的关系的图。正交坐标与图5相同。X/Y座架的坐标、即X-Y坐标系以天顶方向作为原点(0° )，绕东西方向上水平固定的X轴(正交坐标的y轴)向北旋转的方向的角度设为角度X。即，将从东观察天顶方向时从天顶起顺时针旋转得到角度X。接着，将包含南北方向上水平固定的Y轴(正交坐标的X轴)和作为天顶方向的Z轴在内的YZ平面中垂直于角度X的方向作为旋转轴，向东旋转的方向的角度设为角度Y。天顶方向为X = 0°、Y = 0°。角度X在朝北的情况下为X = 90°，朝南的情况下为X = _90°。角度Y在朝东的情况下为Y=90°，朝西的情况下为Υ=_90°。
[0029]将X-Y坐标系的矢径设为R，表示相同点的正交坐标系(X、y、ζ)与X-Y坐标系(R、X、Y)的关系由下式表示。
X = -R.cos Y.sin X (4)y = R.sin Y (5)z = R.cos Y.cos X (6)
[0030]X轴和Y轴均为水平，彼此正交。将垂直于X轴和Y轴的天顶方向设为Z轴。投影到包含Y轴和Z轴的平面即YZ平面的被变换的方向即被变换方向与Z轴之间的角度成为X坐标。YZ平面与被变换方向间的角度为Y坐标。
[0031 ]这里，能够按下式对AZ-EL坐标系和X-Y坐标系进行相互的变换。 tan AZ = tan Y/sin X (7) sin EL = Cos X.cos Y (8) tan X = Cos AZ/tan EL (9) sin Y = sin AZ.cos EL (10)
坐标变换部7使用上述变换式等，对AZ-EL坐标或其他的坐标系与X-Y坐标进行相互变换。
[0032]图7是表示实施方式中为了计算AZ角而设想的坐标系的旋转的图。图7示出从天顶观察地面时使坐标系绕AZ轴(ζ轴)顺时针旋转角度AZl的情况。
[0033]考虑从天顶观察地面时，使X/Y座架的X-Y坐标系绕AZ轴顺时针旋转AZl后得到的X1-Y1坐标、及AZ-EL坐标的变换式。若认为角度AZ变为角度(AZ-AZl)，则变换式如下所示。
tan(AZ_AZl) = tan Yl/sin Xl (11)sin EL = Cos Xl.cos Yl (12)tan Xl = cos(AZ_AZl)/tan EL (13)sin Yl = sin(AZ-AZl).cos EL (14)
另外，也可以考虑将使目标方向绕AZ轴旋转而得到的方位角变更后目标方向变换为X-Y坐标。
[0034]角度AZ和角度EL可由角度AZl及角度Xl、角度Yl来表示。
AZ = tan—Htan Yl/sin Xl)+ΑΖ1 (15)
EL = Sirf1(CC)S Xl.cos Yl) (16)
角度Xl和角度Yl可由角度AZ、角度EL及角度AZl来表示。
Xl= tan_1(cos(AZ-AZl)/tan EL) (17)
Yl = sin_1(sin(AZ-AZl).cos EL) (18)
[0035]这里，若考虑将AZ轴旋转角度AZl，则角度Xl和角度Yl相当于EL轴和C-EL轴的旋转角度的指令值。驱动指令值运算部6中，根据上述变换式，计算驱动指令值Xl和Y1。
[0036]本实施方式中，用[a，b]来表示从a到b的闭区间，将AZ轴的旋转范围设为[-180°，180° ]。即，设为从旋转范围的中心起旋转不超过土 180°。旋转范围的中心为ΑΖ = 0°即北方向。这里，将AZ轴的旋转角AZI设为相对于在AZ轴的旋转范围的中心方向上水平固定的Y轴的旋转角度即Y坐标与系数_k相乘后的值AZl = -kY ^Zl是使AZ轴旋转的方位旋转角。这里，设为-k的理由是因为在对准天顶轨道上的卫星进行追踪的情况下，若卫星存在于南，则正交水平轴的旋转角变大，因此，通过使AZ轴旋转，可减小正交水平轴的旋转角。系数k可以根据X坐标的值而变化。
[0037]Y坐标是天线的目标方向上相对于包含天顶方向和Y轴在内的平面的角度，因此，Y坐标的范围为[-90°，90°]。天线电缆的重绕成为问题的是看起来环绕内部包含天顶的闭合曲线的轨道。该情况下，Y坐标在[-90°，90°]所包含的范围往复，因此，例如，若设定为一
k彡1(条件I)的范围，则角度AZl不会超出[-180°，180°]外。另外，若AZl在[-180°，180°]的范围内，则k的绝对值可以大于I。
[0038]此外，关于使AZ轴旋转角度AZl后的针对EL轴和C-EL轴的驱动指令值Xl和Yl，在EL轴的可动范围为[-Ex，Ex]、C-EL轴的可动范围为[_Cx，Cx]的情况下，将系数k设定为满足下述条件2和3的值。角度Xl是使EL轴旋转后的仰角架台法线与天顶方向间的角度即水平轴旋转角。角度Yl是使C-EL轴旋转后的天线的指向方向与仰角架台法线间的角度即正交水平轴旋转角。
另外，在EL轴的可动范围为[-90°，90°]，C-EL轴的可动范围为[-90°，90°]的情况下，只要满足条件I，则也满足条件2和条件3。
[0039]为了设为-ExOCl 彡 Ex
根据tan Xl = cos(AZ-AZl )/tan EL由于正切函数tan为奇函数，
因此，-tan Ex^；cos(AZ-AZl)/tan EL^itan Ex (19)
。设AZI = -kY，得到下述条件2。
条件2:
(1/Y).(cos—H-tan Ex.tan EL)-AZXk<(1/Y)(cos—1I^tan Ex.tan EL)-AZ) Y= O的情况下，系数k不确定，但该情况下，由于可使AZl = O，因此可认为k = O。
[0040]为了设为-Cx 彡 Yl SCx，
根据sin Yl = sin(AZ-AZl).cos EL
由于正弦函数sin为奇函数，因此
-sin Cx^isin(AZ-AZl).cos EL^isin Cx (20)
。设AZI = -kY，得到下述条件3。
条件3:
(1/Y).(-sin—Hsin Cx/cos EL)-AZXk<(1/Y).(sin—Hsin Cx/cos EL)-AZ)
[0041]设定满足上述条件1、条件2及条件3的系数k，将AZ轴的旋转角设为AZl=_kY。由此，即使在天线的目标方向环绕内部包含天顶的闭合曲线的情况下，也不会发生天线重绕的情况，能在EL轴和C-EL轴的可动范围内对其进行驱动。这里，根据AZ轴、EL轴及C-EL轴的可动范围，预先设定满足上述条件I至3的系数k，决定AZ轴的旋转角即可。对于追踪对象的卫星的轨道，例如确定为准天顶卫星，若能够限定设置天线的地表上的范围，则设置天线时AZ轴的旋转范围的中心的方向例如可限定为南北方向，可将系数k设定为最大值。
[0042]图8是表示实施方式I所涉及的天线驱动控制的动作的一个示例的流程图。预报值获取部9获取轨道预报值PAZ、PEL作为目标方向(步骤Sll)。坐标变换部7根据轨道预报值PAZ、PEL变换为X/Y座架的X-Y坐标值(步骤S12)。驱动指令值运算部6使用预先设定为满足上述条件的系数k，根据变换后的X-Y坐标值计算AZ轴的驱动量AZI = -kY(步骤S13)。在旋转角AZl=-kY下，驱动AZ轴(步骤S14)。
[0043]此时，通过AZ轴的驱动在目标物与天线的射束方向之间产生角度误差。于是，误差信号处理部5从追踪接收机8获取角度误差信号△ X、△ Y(步骤S15)。此时的天线I的指向方向加上角度误差信号A X、Δ Y而得到的方向成为目标方向。误差信号处理部5计算EL轴和C-EL轴的指令值以使得二轴角度误差信号△ X、△ Y变小(步骤S16)，以指令值驱动EL轴和C-EL轴(步骤S17)。运算处理部4返回步骤Sll，从下一次轨道预报值获取开始，反复进行上述处理。
[0044]实施方式I中，说明了将AZ轴的旋转范围的中心方向和Y轴配置于北的情况。也可以将AZ轴的旋转范围的中心方向和Y轴的任一个或双方配置为不朝北。即使将AZ轴的旋转范围的中心设置为任意的方位，只要使Y轴处于AZ轴的旋转范围内，使X轴成为在水平面内与Y轴正交的方向，计算变换式及条件I?3即可。接着，将从Y轴起的旋转角AZl设为Y坐标与系数_k相乘后的值。
[0045]在利用天线I进行追踪的目标为准天顶卫星的情况下，如图4所示，轨道南北较大东西较小。在对准天顶卫星进行追踪的情况下，若将AZ轴的旋转范围的中心设置为北或南，Y轴为南北方向，则能够减小AZ轴的旋转角度。
[0046]实施方式2.实施方式2所涉及的天线控制装置的结构与实施方式I所涉及的天线控制装置的结构相同，但作为运算处理部4中的驱动指令值运算部6的输入，使用天线I的AZ轴的检测角度RAZ、EL轴的检测角度REL、以及C-EL轴的检测角度RC-EL。坐标变换部7从检测值获取部10输入检测角度RAZ、REL及RC-EL进行坐标变换。即，相当于在图1的天线控制装置2中，将预报值获取部9及检测值获取部10与坐标变换部7之间的开关设定到检测值获取部9 一侧。
[0047]该情况下，即使C-EL轴的检测角度RC-EL不为0°，天线的射束方向也唯一确定，因此能够计算出X-Y坐标值。在上述示出的式(15)和式(16)中，通过代入AZl =RAZ、X1=REL、Y1 = RC — EL，能够求出该时刻的天线I的指向方向的方位角分量AZ和仰角分量EL。将AZ-EL坐标变换为X-Y坐标。驱动指令值运算部6根据变换后的X-Y坐标值，使用系数k可计算出AZ轴的旋转角。运算处理部4基于来自追踪接收机8的二轴角度误差信号ΔΧ、Δ Y来驱动EL轴和C-EL轴。驱动EL轴和C-EL轴的结果反映到REL和RC-EL，因此，相应地反馈到AZ轴的驱动。通过使用了该反馈环的驱动指令值运算，可得到与实施方式I相同的效果。该实施方式2中，天线I能够大致准确地捕捉目标物，将决定各时刻的天线I的垂直轴、水平轴及正交水平轴的检测角度的方向处理作为目标方向来求得垂直轴的旋转角。使用天线I的垂直轴、水平轴及正交水平轴的检测角度生成目标方向。
[0048]图9是表示本发明的实施方式2所涉及的天线驱动控制的动作的一个示例的流程图。在初始捕捉追踪目标物(步骤S21)之后，利用检测值获取部10获取检测角度RAZ、REL及RC-EL(步骤S22)。坐标变换部7根据RAZ、REL及RC-EL变换为X/Y座架的X-Y坐标值(步骤S23)。驱动指令值运算部6使用预先设定为满足上述条件的系数k，根据变换后的X-Y坐标值计算AZ轴的驱动量AZl =-kY(步骤S24)。在AZl =-kY下，驱动AZ轴(步骤S25)。
[0049]此时，通过AZ轴的驱动在目标物与天线的射束方向之间产生角度误差。于是，误差信号处理部5从追踪接收机8获取二轴角度误差信号ΔΧ、Δ Y(步骤S26)。误差信号处理部5计算EL轴和C-EL轴的指令值以使得二轴角度误差信号△ X、△ Y变小(步骤S27)，以指令值驱动EL轴和C-EL轴(步骤S28)。运算处理部4返回步骤S22，从下一次检测值获取开始反复进行上述处理。
[0050]如上所述，实施方式2中，不需要从外部获取轨道预报值。实施方式2中不需要设置预报值获取部9。
[0051 ]实施方式3.实施方式3所涉及的天线控制装置的结构与实施方式I所涉及的天线控制装置的结构相同，但在本实施方式的天线控制装置2所具备的两个动作模式中，使用基于轨道预报值控制天线I的程序追踪(PROG)模式。该情况下，不使用来自目标物的信号，而使天线I的射束方向19指向从预报值获取部9获得的轨道预报值的方向。
[0052]实施方式I或实施方式2中，使用基于来自目标物的信号来控制天线I的姿势的自动追踪(AUTO)模式。即，利用误差信号处理部5处理追踪接收机8输出的二轴角度误差信号，并驱动C-EL轴和EL轴以使得角度误差变小。实施方式2中基于天线的检测角度驱动AZ轴。与此相对地，实施方式3所涉及的PROG模式中，根据预报值PAZ、PEL计算EL轴和C-EL轴的指令值(X1、Y1)。
[0053]坐标变换部7根据预报值获取部9获取到的轨道预报值PAZ、PEL来变换为X-Y坐标值。驱动指令值运算部6在根据变换后的X-Y坐标值计算出AZ轴的旋转角AZl的同时，根据X-
Y坐标值计算出EL轴和C-EL轴的指令值Xl、Y1。接着，以指令值AZl、X1及Yl驱动AZ轴、EL轴及C-EL轴。实施方式3中，将图1的天线控制装置2中，误差信号处理部5及驱动指令值运算部6与水平轴伺服控制部12及正交水平轴伺服控制部13之间的开关设定为PROG—侧。
[0054]图10是表示本发明的实施方式3所涉及的天线驱动控制的动作的一个示例的流程图。从轨道预报值获取的步骤S31到以AZl驱动AZ轴的步骤S34为止的动作与图8的步骤Sll到步骤S14相同。实施方式3中，不使用二轴角度误差信号，而根据轨道预报值计算EL轴和C-EL轴的指令值(步骤S35)，以指令值驱动EL轴和C-EL轴(步骤S36)。运算处理部4返回步骤S31，从下一次轨道预报值获取开始，反复进行上述处理。
[0055]实施方式3所涉及的天线控制装置2通过基于轨道预报值进行AZ轴、EL轴、C-EL轴的驱动指令值运算，可获得与实施方式I相同的效果。实施方式3中，可以没有追踪接收机8和误差信号处理部5。
[0056]具体例.图11是表示AZ轴固定的情况与实施方式I的EL轴及C-EL轴的动作的示例的图。横轴为EL轴的角度(X)，纵轴为C-EL轴的角度(Y)。图11示出下述情况作为具体例，S卩:在对准天顶轨道的卫星进行追踪的情况下，在地面天线的设置位置位于准天顶卫星轨道的8字的内侧，准天顶轨道可视为内部包含天顶的闭合曲线的天线装置中，将AZ轴固定为0°的情况、以及使用实施方式I的结构的情况。图11的示例中，示出在将C-EL轴的驱动范围设为[-10°，10°]的情况下EL角(X角)及C-EL角(Y角)的变化。
[0057]在现有的将AZ轴固定为0°位置的情况下，C-EL角(Y角)的绝对值超过10°，由于变为天线的驱动范围外从而无法应对。另一方面，如实施方式I所示那样在设为AZl = — kY(k=1)的情况下，C-EL角(Y角)可抑制为在[-10°，10°]的范围内变化。
[0058]图12是表示实施方式I的具体例的AZ角的变化的图。图13是表示实施方式I的具体例的EL角的变化的图。图14是表示实施方式I的具体例的C-EL角的变化的图。分别示出图11的实施方式I的具体例。横轴为时间(单位:秒)，纵轴为天线的各轴的检测角度(单位:度)。可知AZ轴的变化可抑制在[-20°，20° ]的范围内，不需要进行重绕。
[0059]本发明中，在不脱离本发明的广义精神与范围的情况下，能够提出各种实施方式以及变形。另外，上述实施方式仅用来对本发明进行说明，而不对本发明的范围进行限定。本发明的范围由权利要求的范围来表示，而不是由实施方式来表示。并且，在权利要求的范围内及与其同等发明意义的范围内实施的各种变形也视为在本发明的范围内。
[0060]本申请基于2014年I月17日提出申请的包含说明书、权利要求书、附图以及摘要的日本专利申请2014-6482号主张优先权。日本专利申请2014-6482号的公开内容通过援引整体包含于本申请中。
标号说明
[0061]I天线，2天线控制装置，3供电装置，4运算处理部，5误差信号处理部(控制部)，6驱动指令值运算部(控制部)，7坐标变换部，8追踪接收机(接收部)，9预报值获取部，10检测值获取部，11垂直轴(AZ轴)伺服控制部，12水平轴(EL轴)伺服控制部，13正交水平轴(C-EL轴)伺服控制部，14垂直轴(AZ轴)驱动部，15水平轴(EL轴)驱动部，16正交水平轴(C-EL轴)驱动部，19射束方向，20方向获取部，23基部，24垂直轴，25水平轴，26正交水平轴。
【主权项】
1.一种天线的控制装置，对由经玮台式架台驱动的天线装置的天线的指向方向进行控制，该天线装置包括:固定的基部；相对于所述基部旋转的旋转轴即垂直于水平面的垂直轴;驱动所述垂直轴并使其旋转的垂直轴驱动部;利用所述垂直轴进行旋转移动的方位角架台；相对于所述方位角架台旋转的旋转轴即水平的水平轴;驱动所述水平轴并使其旋转的水平轴驱动部;利用所述水平轴进行旋转移动的仰角架台；相对于所述仰角架台旋转的旋转轴即垂直于所述水平轴的正交水平轴;驱动所述正交水平轴并使其旋转的正交水平轴驱动部；以及利用所述正交水平轴进行旋转移动的所述天线，该天线控制装置的特征在于，包括: 方向获取部，该方向获取部获取所述天线所追踪的目标物存在的方向即目标方向； 坐标变换部，该坐标变换部关于所述垂直轴的旋转范围内被固定为水平的Y轴、垂直于所述Y轴且固定为水平的X轴、以及垂直于所述X轴和所述Y轴的Z轴，将被变换的方向即被变换方向变换为投影到包含所述Y轴和所述Z轴在内的平面即YZ平面的所述被变换方向与所述Z轴间的角度即X坐标、以及所述YZ平面与所述被变换方向间的角度即Y坐标;以及 控制部，该控制部计算出用于使所述垂直轴在所述旋转范围内旋转的对所述垂直轴驱动部进行指令的指令值，以使得在水平面内与所述水平轴垂直的方向与所述Y轴之间的角度即架台方位角成为利用所述坐标变换部对所述目标方向进行变换后的所述Y坐标与系数相乘后的角度即方位旋转角，并计算出对所述水平轴驱动部及所述正交水平轴驱动部进行指令的指令值，以使得所述指向方向与所述目标方向的差成为允许值以下。2.权利要求1所述的天线控制装置，其特征在于， 以下述方式决定所述系数，即:在所述架台方位角为所述方位旋转角的情况下，使得由所述目标方向决定的所述水平轴及所述正交水平轴的角度分别进入所述水平轴及所述正交水平轴的可动范围。3.权利要求1或2所述的天线控制装置，其特征在于， 所述Y轴配置在所述垂直轴的旋转范围的中心。4.权利要求1至3的任一项所述的天线控制装置，其特征在于， 所述方向获取部包括获取所述目标物的轨道预报值的轨道预报获取部、以及根据所述目标物所辐射出且由所述天线接收的信号来生成所述天线的所述水平轴及所述正交水平轴的角度误差信号即二轴角度误差信号的接收部，所述方向获取部使用所述轨道预报值生成所述目标方向， 所述控制部根据所述二轴角度误差信号计算出所述水平轴及所述正交水平轴的指令值。5.权利要求1至3的任一项所述的天线控制装置，其特征在于， 所述方向获取部包括获取所述垂直轴、所述水平轴及所述正交水平轴的检测角度的检测部；以及根据所述目标物所辐射出且由所述天线接收的信号来生成所述天线的所述水平轴及所述正交水平轴的角度误差信号即二轴角度误差信号的接收部，所述方向获取部使用所述垂直轴、所述水平轴及所述正交水平轴的所述检测角度生成所述目标方向， 所述控制部根据所述二轴角度误差信号计算出所述水平轴及所述正交水平轴的指令值。6.权利要求1至3的任一项所述的天线控制装置，其特征在于， 所述方向获取部具有获取所述目标物的轨道预报值以作为所述目标方向的轨道预报获取部， 所述控制部基于利用所述坐标变换部对方位角变更后目标方向进行变换而得到的所述X坐标及所述Y坐标来计算对所述水平轴及所述正交水平轴进行指令的指令值，其中，所述方位角变更后目标方向是使所述目标方向绕所述垂直轴旋转所述方位旋转角后的方向。7.权利要求1至6的任一项所述的天线控制装置，其特征在于， 所述目标物为准天顶卫星， 所述垂直轴的旋转范围的中心是北或南，所述Y轴是南北方向。8.一种天线装置，其特征在于，包括: 固定的基部； 相对于所述基部旋转的旋转轴即垂直于水平面的垂直轴； 驱动所述垂直轴并使其旋转的垂直轴驱动部； 利用所述垂直轴进行旋转移动的方位角架台； 相对于所述方位角架台旋转的旋转轴即水平的水平轴； 驱动所述水平轴并使其旋转的水平轴驱动部； 利用所述水平轴进行旋转移动的仰角架台； 相对于所述仰角架台旋转的旋转轴即垂直于所述水平轴的正交水平轴； 驱动所述正交水平轴并使其旋转的正交水平轴驱动部； 利用所述正交水平轴进行旋转移动的天线；以及 控制所述天线的指向方向的权利要求1至7的任一项所述的天线控制装置。
【文档编号】H01Q3/02GK105934852SQ201580004777
【公开日】2016年9月7日
【申请日】2015年1月15日
【发明人】吉田幸司, 上乡直也, 酒井雄二, 堀本正伸
【申请人】三菱电机株式会社