JPH08327716A - アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置 - Google Patents
アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置Info
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- JPH08327716A JPH08327716A JP7135330A JP13533095A JPH08327716A JP H08327716 A JPH08327716 A JP H08327716A JP 7135330 A JP7135330 A JP 7135330A JP 13533095 A JP13533095 A JP 13533095A JP H08327716 A JPH08327716 A JP H08327716A
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- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】アンテナの方向を素早く確立することができる
ようにアンテナの方位角・仰角を演算する。 【構成】ＧＰＳ衛星より電波を受信し、双方のアンテナ
の緯度、経度、及び高さを検出し（ステップ１，２）、
双方のアンテナ位置の直交座標変換を行い（ステップ
３）、Ａ，Ｂ地点間の距離ＬABを算出し、矩形の各辺の
距離ａ，ｂ，ｃを算出し（ステップ５）、余弦定理に基
づいて矩形の内角を算出し（ステップ６）、双方アンテ
ナの方位角α、附仰角βを演算し（ステップ７，８）、
移動体の場合には、移動体の回転角を検出し（ステップ
10）、方位座標系における方位角ベクトル、仰角ベクト
ルの座標変換を行う（ステップ11，12）。
ようにアンテナの方位角・仰角を演算する。 【構成】ＧＰＳ衛星より電波を受信し、双方のアンテナ
の緯度、経度、及び高さを検出し（ステップ１，２）、
双方のアンテナ位置の直交座標変換を行い（ステップ
３）、Ａ，Ｂ地点間の距離ＬABを算出し、矩形の各辺の
距離ａ，ｂ，ｃを算出し（ステップ５）、余弦定理に基
づいて矩形の内角を算出し（ステップ６）、双方アンテ
ナの方位角α、附仰角βを演算し（ステップ７，８）、
移動体の場合には、移動体の回転角を検出し（ステップ
10）、方位座標系における方位角ベクトル、仰角ベクト
ルの座標変換を行う（ステップ11，12）。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、アンテナ指向方向演算
方法及びアンテナ指向方向制御装置に関する。
方法及びアンテナ指向方向制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】例えば、放送用中継車に使用するフィー
ルド・ピック・アップ（以後、「ＦＰＵ」と記す）装置
のアンテナでは、鋭い指向性を必要とする。従来は、現
在の中継車の位置を地図上で確認し、地図上の位置から
現在位置でのアンテナの方位を確認し、電波の強弱、即
ち、受信レベルが最大となるようにアンテナを回転し、
アンテナの向きを定めていた。
ルド・ピック・アップ（以後、「ＦＰＵ」と記す）装置
のアンテナでは、鋭い指向性を必要とする。従来は、現
在の中継車の位置を地図上で確認し、地図上の位置から
現在位置でのアンテナの方位を確認し、電波の強弱、即
ち、受信レベルが最大となるようにアンテナを回転し、
アンテナの向きを定めていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、従来の
アンテナ指向方向制御装置では、アンテナの設置には時
間がかかる。特に、報道番組等の取材のような緊急性を
要するときに、空中線の確立を迅速に行えないと、番組
の視聴率にも影響を及ぼしてくる。一方、アンテナの方
位角・附仰角（附角又は仰角）を演算するシステムとし
て、例えばナビゲーションシステム、衛星捕捉システ
ム、マイクロ波空中線制御システム等があるが、かかる
システムでは、方位角・附仰角の演算を衛星の位置を基
準として行っている。
アンテナ指向方向制御装置では、アンテナの設置には時
間がかかる。特に、報道番組等の取材のような緊急性を
要するときに、空中線の確立を迅速に行えないと、番組
の視聴率にも影響を及ぼしてくる。一方、アンテナの方
位角・附仰角（附角又は仰角）を演算するシステムとし
て、例えばナビゲーションシステム、衛星捕捉システ
ム、マイクロ波空中線制御システム等があるが、かかる
システムでは、方位角・附仰角の演算を衛星の位置を基
準として行っている。
【０００４】本発明はこのような従来の課題に鑑みてな
されたもので、アンテナの方向を素早く確立することが
できるようなアンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指
向方向制御装置を提供することを目的とする。
されたもので、アンテナの方向を素早く確立することが
できるようなアンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指
向方向制御装置を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】このため、請求項１にか
かる発明のアンテナ指向方向演算方法では、航法衛星か
らの電波を受信し、該電波に基づいて、互いに指向させ
る２つのアンテナの緯度、経度を検出し、検出された双
方のアンテナの緯度、経度、及びその地表面上における
曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出し、
双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によっ
て囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアン
テナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出し、算
出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内
角を算出し、演算された該矩形の内角に基づいて、互い
に指向させる双方アンテナの方位角を演算するようにし
た。
かる発明のアンテナ指向方向演算方法では、航法衛星か
らの電波を受信し、該電波に基づいて、互いに指向させ
る２つのアンテナの緯度、経度を検出し、検出された双
方のアンテナの緯度、経度、及びその地表面上における
曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出し、
双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によっ
て囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアン
テナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出し、算
出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内
角を算出し、演算された該矩形の内角に基づいて、互い
に指向させる双方アンテナの方位角を演算するようにし
た。
【０００６】請求項２にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法では、前記双方アンテナの方位角を、式(11)〜
(18)に基づいて演算するようにした。請求項３にかかる
発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記演算された
アンテナの方位角の基準となる方位座標系、及びアンテ
ナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座
標系を定義し、前記方位座標系に対する移動体座標系の
回転角を検出し、該回転角に基づいて方位座標系に対す
る移動体座標系の回転マトリクスを演算し、演算された
回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテ
ナの方位角を移動体座標系に座標変換するようにした。
演算方法では、前記双方アンテナの方位角を、式(11)〜
(18)に基づいて演算するようにした。請求項３にかかる
発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記演算された
アンテナの方位角の基準となる方位座標系、及びアンテ
ナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動体座
標系を定義し、前記方位座標系に対する移動体座標系の
回転角を検出し、該回転角に基づいて方位座標系に対す
る移動体座標系の回転マトリクスを演算し、演算された
回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるアンテ
ナの方位角を移動体座標系に座標変換するようにした。
【０００７】請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法では、前記航法衛星から受信した電波に基づい
て、互いに指向させる２つのアンテナの地表面上からの
高度を検出し、双方アンテナの高度差及び双方アンテナ
間の距離に基づいて、一方のアンテナの高度を基準とし
て、該アンテナをもう一方のアンテナに指向させるとき
の附仰角を演算するようにした。
演算方法では、前記航法衛星から受信した電波に基づい
て、互いに指向させる２つのアンテナの地表面上からの
高度を検出し、双方アンテナの高度差及び双方アンテナ
間の距離に基づいて、一方のアンテナの高度を基準とし
て、該アンテナをもう一方のアンテナに指向させるとき
の附仰角を演算するようにした。
【０００８】請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法では、前記双方アンテナの附仰角を、式(19)又
は式(20)に基づいて演算するようにした。請求項６にか
かる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記演算さ
れたアンテナの附仰角の基準となる方位座標系、及びア
ンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動
体座標系を定義し、前記方位座標系に対する移動体座標
系の回転角を検出し、該回転角に基づいて方位座標系に
対する移動体座標系の回転マトリクスを演算し、演算さ
れた回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるア
ンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換するようにし
た。
演算方法では、前記双方アンテナの附仰角を、式(19)又
は式(20)に基づいて演算するようにした。請求項６にか
かる発明のアンテナ指向方向演算方法では、前記演算さ
れたアンテナの附仰角の基準となる方位座標系、及びア
ンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基準とする移動
体座標系を定義し、前記方位座標系に対する移動体座標
系の回転角を検出し、該回転角に基づいて方位座標系に
対する移動体座標系の回転マトリクスを演算し、演算さ
れた回転マトリクスに基づいて、方位座標系におけるア
ンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換するようにし
た。
【０００９】請求項７にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置では、図１の実線で示すように、送受信用の２
つのアンテナが互いに指向するように双方アンテナの方
位角及び附仰角を演算し、制御するアンテナ指向方向制
御装置において、航法衛星からの電波を受信し、該電波
に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度及
び経度を検出する位置検出手段と、検出された双方のア
ンテナの緯度、経度、及びその地表面上における曲率半
径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出するアンテ
ナ間距離算出手段と、双方のアンテナの位置における緯
度線及び経度線によって囲まれた地表面上の矩形の各辺
の距離を、双方のアンテナの緯度、経度、及び曲率半径
に基づいて算出する矩形辺距離算出手段と、算出された
矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内角を算出
する内角算出手段と、演算された該矩形の内角に基づい
て、互いに指向させる双方アンテナの方位角を演算する
方位角演算手段と、該演算された方位角に基づいてアン
テナの方位角を制御する方位角制御手段と、を備える。
制御装置では、図１の実線で示すように、送受信用の２
つのアンテナが互いに指向するように双方アンテナの方
位角及び附仰角を演算し、制御するアンテナ指向方向制
御装置において、航法衛星からの電波を受信し、該電波
に基づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度及
び経度を検出する位置検出手段と、検出された双方のア
ンテナの緯度、経度、及びその地表面上における曲率半
径に基づいて、双方アンテナ間の距離を算出するアンテ
ナ間距離算出手段と、双方のアンテナの位置における緯
度線及び経度線によって囲まれた地表面上の矩形の各辺
の距離を、双方のアンテナの緯度、経度、及び曲率半径
に基づいて算出する矩形辺距離算出手段と、算出された
矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の内角を算出
する内角算出手段と、演算された該矩形の内角に基づい
て、互いに指向させる双方アンテナの方位角を演算する
方位角演算手段と、該演算された方位角に基づいてアン
テナの方位角を制御する方位角制御手段と、を備える。
【００１０】請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置では、前記方位角演算手段は、双方アンテナの
方位角を、式(11)〜(18)に基づいて演算するように構成
されている。請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置では、移動体に取り付けられたアンテナの方位
角を制御するアンテナ指向方向制御装置であって、前記
方位角演算手段は、前記演算されたアンテナの方位角の
基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移
動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検
出する移動体姿勢検出手段と、該回転角に基づいて方位
座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算す
る回転マトリクス演算手段と、該演算された回転マトリ
クスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの方位角
を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、を備え
るように構成されている。
制御装置では、前記方位角演算手段は、双方アンテナの
方位角を、式(11)〜(18)に基づいて演算するように構成
されている。請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置では、移動体に取り付けられたアンテナの方位
角を制御するアンテナ指向方向制御装置であって、前記
方位角演算手段は、前記演算されたアンテナの方位角の
基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移
動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検
出する移動体姿勢検出手段と、該回転角に基づいて方位
座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算す
る回転マトリクス演算手段と、該演算された回転マトリ
クスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの方位角
を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、を備え
るように構成されている。
【００１１】請求項10にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置では、図１の破線で示すように、前記航法衛星
からの電波に基づいて、地表面からの高度を検出する高
度検出手段と、双方アンテナの高度差及び距離に基づい
て、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナを
もう一方のアンテナに指向させたときの附仰角を演算す
る附仰角演算手段と、該演算された附仰角に基づいてア
ンテナの附仰角を制御する附仰角制御手段と、を備えて
いる。
制御装置では、図１の破線で示すように、前記航法衛星
からの電波に基づいて、地表面からの高度を検出する高
度検出手段と、双方アンテナの高度差及び距離に基づい
て、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナを
もう一方のアンテナに指向させたときの附仰角を演算す
る附仰角演算手段と、該演算された附仰角に基づいてア
ンテナの附仰角を制御する附仰角制御手段と、を備えて
いる。
【００１２】請求項11にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置では、移動体に取り付けられたアンテナの附仰
角を制御するアンテナ指向方向制御装置であって、前記
附仰角演算手段は、前記演算されたアンテナの附仰角の
基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移
動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検
出する移動体姿勢検出手段と、該回転角に基づいて方位
座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算す
る回転マトリクス演算手段と、該演算された回転マトリ
クスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの附仰角
を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、を備え
るように構成されている。
制御装置では、移動体に取り付けられたアンテナの附仰
角を制御するアンテナ指向方向制御装置であって、前記
附仰角演算手段は、前記演算されたアンテナの附仰角の
基準となる方位座標系に対し、アンテナを取り付けた移
動体の基本姿勢を基準とする移動体座標系の回転角を検
出する移動体姿勢検出手段と、該回転角に基づいて方位
座標系に対する移動体座標系の回転マトリクスを演算す
る回転マトリクス演算手段と、該演算された回転マトリ
クスに基づいて、方位座標系におけるアンテナの附仰角
を移動体座標系に座標変換する座標変換手段と、を備え
るように構成されている。
【００１３】
【作用】上記、請求項１にかかる発明のアンテナ指向方
向演算方法によれば、航法衛星からの電波に基づいて、
地球の物理的特質を考慮して地球物理の諸値を使用し、
方位角を演算しているので、演算された方位角の演算精
度が極めて高く、しかもリアルタイムで演算処理を行う
ことが可能となる。
向演算方法によれば、航法衛星からの電波に基づいて、
地球の物理的特質を考慮して地球物理の諸値を使用し、
方位角を演算しているので、演算された方位角の演算精
度が極めて高く、しかもリアルタイムで演算処理を行う
ことが可能となる。
【００１４】請求項２にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法によれば、演算式(11)〜(18)を用いることによ
り、双方アンテナの方位角が演算される。請求項３にか
かる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、移動体
の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの
方位角を高精度に演算することが可能となる。
演算方法によれば、演算式(11)〜(18)を用いることによ
り、双方アンテナの方位角が演算される。請求項３にか
かる発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、移動体
の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの
方位角を高精度に演算することが可能となる。
【００１５】請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰
角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、
しかもリアルタイムで演算処理することが可能となる。
請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によ
れば、演算式(19)〜(20)を用いることにより、アンテナ
の附仰角が演算される。
演算方法によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰
角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、
しかもリアルタイムで演算処理することが可能となる。
請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法によ
れば、演算式(19)〜(20)を用いることにより、アンテナ
の附仰角が演算される。
【００１６】請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に
取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に演算するこ
とが可能となる。請求項７にかかる発明のアンテナ指向
方向制御装置によれば、航法衛星からの電波によって緯
度及び経度を検出し、地球の物理的特質を考慮して地球
物理の諸値を使用し、方位角を演算しているので、演算
された方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタ
イムでアンテナの方位角を制御することが可能となる。
演算方法によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に
取り付けられたアンテナの附仰角を高精度に演算するこ
とが可能となる。請求項７にかかる発明のアンテナ指向
方向制御装置によれば、航法衛星からの電波によって緯
度及び経度を検出し、地球の物理的特質を考慮して地球
物理の諸値を使用し、方位角を演算しているので、演算
された方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタ
イムでアンテナの方位角を制御することが可能となる。
【００１７】請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置によれば、演算式(11)〜(18)を用いることによ
り、双方アンテナの方位角を高精度に制御することが可
能となる。請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向制
御装置によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取
り付けられたアンテナの方位角を高精度に制御すること
が可能となる。
制御装置によれば、演算式(11)〜(18)を用いることによ
り、双方アンテナの方位角を高精度に制御することが可
能となる。請求項９にかかる発明のアンテナ指向方向制
御装置によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取
り付けられたアンテナの方位角を高精度に制御すること
が可能となる。
【００１８】請求項10にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰
角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、
しかもリアルタイムに制御することが可能となる。請求
項11にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれ
ば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられた
アンテナの附仰角を高精度に制御することが可能とな
る。
制御装置によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰
角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、
しかもリアルタイムに制御することが可能となる。請求
項11にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれ
ば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられた
アンテナの附仰角を高精度に制御することが可能とな
る。
【００１９】
【実施例】以下、本発明の一実施例を図２〜図23に基づ
いて説明する。図２は、アンテナ指向方向演算装置を用
いた中継システム例を示す。図２に示すように、現地の
映像は、ヘリコプタ１に取り付けられたカメラ（図示せ
ず）、カメラ２、あるいは、中継車４にケーブルで接続
されたカメラ３によって撮影される。ヘリコプタ１、カ
メラ２からの映像信号を送信する可搬送信装置５、中継
車４、中継基地局６、本部７には、映像信号送受信用の
アンテナが備えられ、ヘリコプタ１、カメラ２、３から
の映像信号は中継車４で中継された後、可搬送受信装置
を備えた中継基地局６を介して本部７へと送信される。
いて説明する。図２は、アンテナ指向方向演算装置を用
いた中継システム例を示す。図２に示すように、現地の
映像は、ヘリコプタ１に取り付けられたカメラ（図示せ
ず）、カメラ２、あるいは、中継車４にケーブルで接続
されたカメラ３によって撮影される。ヘリコプタ１、カ
メラ２からの映像信号を送信する可搬送信装置５、中継
車４、中継基地局６、本部７には、映像信号送受信用の
アンテナが備えられ、ヘリコプタ１、カメラ２、３から
の映像信号は中継車４で中継された後、可搬送受信装置
を備えた中継基地局６を介して本部７へと送信される。
【００２０】空中線を送受信するときは、これらのアン
テナを互いに正対させる必要があり、ヘリコプタ１、中
継車４、可搬送信装置５、中継基地局６、本部７には、
アンテナ指向方向演算装置が備えられている。また、図
３は、移動体としてのヘリコプタ１、あるいは中継車４
に搭載されるアンテナ指向方向制御装置を示し、このア
ンテナ指向方向制御装置は、位置検出手段としてのＧＰ
Ｓ受信機11と、コンピュータ12と、光ジャイロ13と、回
転台14と、によって構成され、空中線の方位角（ヨー
角）・附仰角（ピッチ角）を算出し、移動体マイクロ機
器空中線を自動的に相手先アンテナに正対させる。
テナを互いに正対させる必要があり、ヘリコプタ１、中
継車４、可搬送信装置５、中継基地局６、本部７には、
アンテナ指向方向演算装置が備えられている。また、図
３は、移動体としてのヘリコプタ１、あるいは中継車４
に搭載されるアンテナ指向方向制御装置を示し、このア
ンテナ指向方向制御装置は、位置検出手段としてのＧＰ
Ｓ受信機11と、コンピュータ12と、光ジャイロ13と、回
転台14と、によって構成され、空中線の方位角（ヨー
角）・附仰角（ピッチ角）を算出し、移動体マイクロ機
器空中線を自動的に相手先アンテナに正対させる。
【００２１】尚、ヘリコプタ１には、移動体姿勢検出手
段としての傾斜センサ（図示せず）が備えられている。
ＧＰＳ受信機11は、例えばＧＰＳ（Global Positioning
System)衛星１〜３からの電波を図示しないＧＰＳアン
テナで受信し、地球上の緯度、経度、及び高度データを
算出する。
段としての傾斜センサ（図示せず）が備えられている。
ＧＰＳ受信機11は、例えばＧＰＳ（Global Positioning
System)衛星１〜３からの電波を図示しないＧＰＳアン
テナで受信し、地球上の緯度、経度、及び高度データを
算出する。
【００２２】光ファイバージャイロ13は、ＧＰＳ衛星１
〜３の電波の遮断中の方位角を補間するためのものであ
る。光ファイバージャイロは、元々、アンテナの相対的
な角度差を決定する相対方位計測機器であるが、角速度
の積分を行う方式であるため、時間経過とともにベース
ドリフトが累計され、前記電波遮断中の方位角の補間の
ように、短時間経過後の絶対方位角測定には有利であ
る。
〜３の電波の遮断中の方位角を補間するためのものであ
る。光ファイバージャイロは、元々、アンテナの相対的
な角度差を決定する相対方位計測機器であるが、角速度
の積分を行う方式であるため、時間経過とともにベース
ドリフトが累計され、前記電波遮断中の方位角の補間の
ように、短時間経過後の絶対方位角測定には有利であ
る。
【００２３】コンピュータ12は、ＧＰＳ受信機11から緯
度データ及び経度データを入力して、アンテナの方位
角、附仰角を決定する。この演算処理については後述す
る。回転台14は、コンピュータ12からの演算結果に基づ
いてアンテナ15を回転させ、アンテナ15の指向方向を制
御する。この回転台14が方位角制御手段、附仰角演算手
段に相当する。
度データ及び経度データを入力して、アンテナの方位
角、附仰角を決定する。この演算処理については後述す
る。回転台14は、コンピュータ12からの演算結果に基づ
いてアンテナ15を回転させ、アンテナ15の指向方向を制
御する。この回転台14が方位角制御手段、附仰角演算手
段に相当する。
【００２４】また、図４に示すように、ヘリコプタ１か
ら基地局８を介して本部７に電波を送信する場合、ヘリ
コプタ１の位置データを無線機等により本部７へ伝送
し、本部７から遠隔制御回線等により基地局８のアンテ
ナをヘリコプタ１のアンテナに正対するように遠隔制御
する。図５は、可搬送信装置５、中継基地局６等に搭載
された簡易型のアンテナ指向方向演算装置を示す。この
装置は、ＧＰＳアンテナ21と、ＧＰＳ受信機22と、キー
ボード23、ディスプレイ24、ＣＰＵ25を有するハンディ
なコンピュータ26と、ＧＰＳデータインサータ27と、Ｆ
ＰＵ送信機28と、ＦＰＵアンテナ29と、を備えている
が、簡易型であるため、回転台を装備せず、ディスプレ
イ24に方位角等を表示して手動調整により、ＦＰＵアン
テナ29の方向合わせを行おうとするものである。尚、Ｇ
ＰＳデータインサータ27は、自己の位置を示すＧＰＳデ
ータを映像信号に多重化するものであり、ＧＰＳデータ
は、ＦＰＵ送信機28、ＦＰＵアンテナ29を介して本部７
等に送信される。
ら基地局８を介して本部７に電波を送信する場合、ヘリ
コプタ１の位置データを無線機等により本部７へ伝送
し、本部７から遠隔制御回線等により基地局８のアンテ
ナをヘリコプタ１のアンテナに正対するように遠隔制御
する。図５は、可搬送信装置５、中継基地局６等に搭載
された簡易型のアンテナ指向方向演算装置を示す。この
装置は、ＧＰＳアンテナ21と、ＧＰＳ受信機22と、キー
ボード23、ディスプレイ24、ＣＰＵ25を有するハンディ
なコンピュータ26と、ＧＰＳデータインサータ27と、Ｆ
ＰＵ送信機28と、ＦＰＵアンテナ29と、を備えている
が、簡易型であるため、回転台を装備せず、ディスプレ
イ24に方位角等を表示して手動調整により、ＦＰＵアン
テナ29の方向合わせを行おうとするものである。尚、Ｇ
ＰＳデータインサータ27は、自己の位置を示すＧＰＳデ
ータを映像信号に多重化するものであり、ＧＰＳデータ
は、ＦＰＵ送信機28、ＦＰＵアンテナ29を介して本部７
等に送信される。
【００２５】次にコンピュータ12の演算処理を図６のフ
ローチャートに基づいて説明する。まず、ステップ（図
中では「Ｓ」と記してあり、以下同様とする）１では、
自己のアンテナの地球上の緯度、経度、及び高度データ
をＧＰＳ受信機11から入力する。尚、前述のように、緯
度、経度、及び高度データは、ＧＰＳ衛星１〜３から受
信した電波に基づいてＧＰＳ受信機11によって検出され
る。
ローチャートに基づいて説明する。まず、ステップ（図
中では「Ｓ」と記してあり、以下同様とする）１では、
自己のアンテナの地球上の緯度、経度、及び高度データ
をＧＰＳ受信機11から入力する。尚、前述のように、緯
度、経度、及び高度データは、ＧＰＳ衛星１〜３から受
信した電波に基づいてＧＰＳ受信機11によって検出され
る。
【００２６】ステップ２では、相手先アンテナの緯度、
経度、及び高度データを入力する。自己のアンテナを正
対させるためには、相手の緯度、経度、及び高度データ
を予め既知としておく必要がある。相手先アンテナが本
部７のように設置位置が固定されているときは、予めそ
の位置を登録しておけばよいが、ヘリコプタ１のような
移動体の場合には、ＧＰＳデータインサータ27を用いて
緯度等の位置データをヘリコプタ１から中継車４又は本
部７に送信するか、あるいは、無線等を用いて送信す
る。
経度、及び高度データを入力する。自己のアンテナを正
対させるためには、相手の緯度、経度、及び高度データ
を予め既知としておく必要がある。相手先アンテナが本
部７のように設置位置が固定されているときは、予めそ
の位置を登録しておけばよいが、ヘリコプタ１のような
移動体の場合には、ＧＰＳデータインサータ27を用いて
緯度等の位置データをヘリコプタ１から中継車４又は本
部７に送信するか、あるいは、無線等を用いて送信す
る。
【００２７】ステップ３では、入力した自己及び相手先
アンテナの緯度、経度、及び高さデータを、直交座標に
変換する。例えば、中継車４の位置をＡ地点，本部７の
位置をＢ地点としてＡ地点，Ｂ地点の極座標を、夫々、
Ａ（φA ，λA ，ｈA ）、Ｂ（φB ，λB 、ｈB ）と
し、Ａ地点，Ｂ地点の直交座標を、夫々、Ａ（ＵA ，Ｖ
A ，ＷA ）、Ｂ（ＵB ，ＶB，ＷB ）として、極座標か
ら直交座標に変換すると、Ａ地点，Ｂ地点の座標は、以
下のように表される。
アンテナの緯度、経度、及び高さデータを、直交座標に
変換する。例えば、中継車４の位置をＡ地点，本部７の
位置をＢ地点としてＡ地点，Ｂ地点の極座標を、夫々、
Ａ（φA ，λA ，ｈA ）、Ｂ（φB ，λB 、ｈB ）と
し、Ａ地点，Ｂ地点の直交座標を、夫々、Ａ（ＵA ，Ｖ
A ，ＷA ）、Ｂ（ＵB ，ＶB，ＷB ）として、極座標か
ら直交座標に変換すると、Ａ地点，Ｂ地点の座標は、以
下のように表される。
【００２８】 ＵA ＝（ＮA ＋ｈA ）cos φA cos λA ・・・・・・・・・・・(1) ＶA ＝（ＮA ＋ｈA ）cos φA sin λA ・・・・・・・・・・・(2) ＷA ＝（ＮA （１−ｅ2)＋ｈA ）sin φA ・・・・・・・・・・・(3) ＵB ＝（ＮA ＋ｈB ）cos φB cos λB ・・・・・・・・・・・(4) ＶB ＝（ＮA ＋ｈB ）cos φB sin λB ・・・・・・・・・・・(5) ＷB ＝（ＮA （１−ｅ2)＋ｈB ）sin φB ・・・・・・・・・・・(6) 但し、ＮA ：Ａ地点における東西線曲率半径（図７参
照） ＮB ：Ｂ地点における東西線曲率半径（図７参照） ｅ：離心率（ｅ2 ＝0.006674372230614) 緯度、経度の単位：度 高度の単位 ：km ステップ４では、Ａ地点，Ｂ地点間の距離を求める。
照） ＮB ：Ｂ地点における東西線曲率半径（図７参照） ｅ：離心率（ｅ2 ＝0.006674372230614) 緯度、経度の単位：度 高度の単位 ：km ステップ４では、Ａ地点，Ｂ地点間の距離を求める。
【００２９】Ａ地点，Ｂ地点間の距離ＬABは、次式(7)
によって算出される。 ＬAB＝((ＵA −ＵB )2＋（ＶA −ＶB )2＋（ＷA −ＷB )2)1/2 ・・・(7) ＮA ＝Ｒ0 ／（１−ｅ2 sin2φA )1/2 ＮB ＝Ｒ0 ／（１−ｅ2 sin2φB )1/2 但し、Ｒ0 ：赤道半径（Ｒ0 ＝6377.397155km) このステップ４がアンテナ間距離算出手段に相当する。
によって算出される。 ＬAB＝((ＵA −ＵB )2＋（ＶA −ＶB )2＋（ＷA −ＷB )2)1/2 ・・・(7) ＮA ＝Ｒ0 ／（１−ｅ2 sin2φA )1/2 ＮB ＝Ｒ0 ／（１−ｅ2 sin2φB )1/2 但し、Ｒ0 ：赤道半径（Ｒ0 ＝6377.397155km) このステップ４がアンテナ間距離算出手段に相当する。
【００３０】ステップ５では、図８に示すように、Ａ地
点の緯度線と経度線、及びＢ地点の緯度線と経度線に囲
まれた外形を矩形とみなし、矩形の辺の距離ａ、ｂ、ｃ
を算出する。この矩形は、例えば、赤道近辺では、長方
形となるが、日本国のように赤道から離れると、極側の
一辺が赤道側の一辺より短い台形とみなすことができ
る。
点の緯度線と経度線、及びＢ地点の緯度線と経度線に囲
まれた外形を矩形とみなし、矩形の辺の距離ａ、ｂ、ｃ
を算出する。この矩形は、例えば、赤道近辺では、長方
形となるが、日本国のように赤道から離れると、極側の
一辺が赤道側の一辺より短い台形とみなすことができ
る。
【００３１】図７は、子午線を含む面での地球の断面を
示す。この図において、地表面上のＨ地点から、北極と
南極を結ぶＰ−Ｐ′軸上への垂線Ｈ−Ｈ1 の距離をＭと
する。また、図９は、地球の斜視図、図10は、地球のＰ
−Ｐ′矢視図を示す。Ｍ＝ＮA *cosφであるから、距離
ａ、ｂは、夫々、次式(8),(9) によって算出される。
示す。この図において、地表面上のＨ地点から、北極と
南極を結ぶＰ−Ｐ′軸上への垂線Ｈ−Ｈ1 の距離をＭと
する。また、図９は、地球の斜視図、図10は、地球のＰ
−Ｐ′矢視図を示す。Ｍ＝ＮA *cosφであるから、距離
ａ、ｂは、夫々、次式(8),(9) によって算出される。
【００３２】 ａ＝ＮA cos φA ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(8) ｂ＝ＮB cos φB ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(9) 距離ｃについては、図９及び図10に示すように地表面上
の距離ｃは、 ｃ＝ρ＊φ であるから、 ｃ＝（ＮA ＋ＮB ）／２＊｜φA −φB ｜＊π/180 rad ＮA ≒ＮB とすると、 ｃ＝ＮA cos φA * θ ｃ＝ＮA cos φA ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(10) となる。
の距離ｃは、 ｃ＝ρ＊φ であるから、 ｃ＝（ＮA ＋ＮB ）／２＊｜φA −φB ｜＊π/180 rad ＮA ≒ＮB とすると、 ｃ＝ＮA cos φA * θ ｃ＝ＮA cos φA ＊｜λA −λB ｜＊π／180 rad ・・・・・・(10) となる。
【００３３】ステップ４で算出されたＡ地点，Ｂ地点間
の距離ＬABは、この矩形の対角線の距離となる。このス
テップ５が矩形辺距離算出手段に相当する。ステップ６
では、図11に示すように、矩形の内角θを余弦定理によ
り算出し、さらに内角θA ，θB を算出する。
の距離ＬABは、この矩形の対角線の距離となる。このス
テップ５が矩形辺距離算出手段に相当する。ステップ６
では、図11に示すように、矩形の内角θを余弦定理によ
り算出し、さらに内角θA ，θB を算出する。
【００３４】このステップ６が内角算出手段に相当す
る。ステップ７では、Ａ地点からＢ地点をみたときの方
位角αA ，Ｂ地点からＡ地点をみたときの方位角αB を
演算する。例えば、図11では、Ａ地点における経度線に
対する対角線ＬABの角度(1/2×π＋θA ）が方位角
αA 、Ｂ地点における経度線に対する対角線ＬABの角度
θB が方位角αB となる。但し、高度を同一とする。
る。ステップ７では、Ａ地点からＢ地点をみたときの方
位角αA ，Ｂ地点からＡ地点をみたときの方位角αB を
演算する。例えば、図11では、Ａ地点における経度線に
対する対角線ＬABの角度(1/2×π＋θA ）が方位角
αA 、Ｂ地点における経度線に対する対角線ＬABの角度
θB が方位角αB となる。但し、高度を同一とする。
【００３５】このＡ地点、Ｂ地点の方位角αA ，α
B を、場合分けして算出する。 (1) 緯度φA ＞φB かつ経度λA ≦λB の場合（図11参
照） (1-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA b2＝c2＋ＬAB 2 −2cＬABcos(π−αA ） より、 αA ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(11) (1-2) Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB a2 ＝c2＋ＬAB 2 −2cＬABcos(２π−αB ） より αB ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・(12) (2) 緯度φA ＞φB かつ経度λA ＞λB の場合（図12参
照） (2-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA αA ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(13) (2-2) Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB αB ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・・・(14) (3) 緯度φA ≦φB かつ経度λA ≦λB の場合（図13参
照） (3-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA αA ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)2c ＬAB) ・・・・・・・・・・(15) (3-2) Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB αB ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(16) (4) 緯度φA ≦φB かつ経度λA ＜λB の場合（図14参
照） (4-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA αA ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・(17) (4-2) Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB αB ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(18) このステップ７が方位角演算手段に相当する。
B を、場合分けして算出する。 (1) 緯度φA ＞φB かつ経度λA ≦λB の場合（図11参
照） (1-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA b2＝c2＋ＬAB 2 −2cＬABcos(π−αA ） より、 αA ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(11) (1-2) Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB a2 ＝c2＋ＬAB 2 −2cＬABcos(２π−αB ） より αB ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・(12) (2) 緯度φA ＞φB かつ経度λA ＞λB の場合（図12参
照） (2-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA αA ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(13) (2-2) Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB αB ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・・・(14) (3) 緯度φA ≦φB かつ経度λA ≦λB の場合（図13参
照） (3-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA αA ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)2c ＬAB) ・・・・・・・・・・(15) (3-2) Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB αB ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(16) (4) 緯度φA ≦φB かつ経度λA ＜λB の場合（図14参
照） (4-1) Ａ地点からＢ地点をみた場合の方位角αA αA ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・・(17) (4-2) Ｂ地点からＡ地点をみた場合の方位角αB αB ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・・・(18) このステップ７が方位角演算手段に相当する。
【００３６】ステップ８では、移動体の附仰角を算出す
る。ここでは、Ａ地点からのＢ地点に対する附仰角につ
いて考える。 (1) ｈB ＞Ｈの時は仰角となる（図15参照）。この仰角
は、次式に基づいて演算される。 sinβA ＝（ｈB −Ｈ）／ＬAB βA ≒arcsin((ｈB −Ｈ）／ＬAB) ≒sin -1((ｈB −ｈA ） ／((ＵA −ＵB )2＋（ＶA −ＶB )2＋（ＷA −ＷB )2)1/2 ・・・・・・・・・・(19) (2) ｈB ≦Ｈの時は附角となる（図18参照）。
る。ここでは、Ａ地点からのＢ地点に対する附仰角につ
いて考える。 (1) ｈB ＞Ｈの時は仰角となる（図15参照）。この仰角
は、次式に基づいて演算される。 sinβA ＝（ｈB −Ｈ）／ＬAB βA ≒arcsin((ｈB −Ｈ）／ＬAB) ≒sin -1((ｈB −ｈA ） ／((ＵA −ＵB )2＋（ＶA −ＶB )2＋（ＷA −ＷB )2)1/2 ・・・・・・・・・・(19) (2) ｈB ≦Ｈの時は附角となる（図18参照）。
【００３７】この附角は、次式に基づいて演算される。 sinβA ＝（Ｈ−ｈB ）／ＬAB βA ≒arcsin((Ｈ−ｈB ）／ＬAB) ≒sin -1((ｈA −ｈB ） ／((ＵA −ＵB )2＋（ＶA −ＶB )2＋（ＷA −ＷB )2)1/2 ・・・・・・・・・・(20) このステップ８が附仰角演算手段に相当する。
【００３８】装置の傾きの調整を行う必要がなければ、
ここでこのルーチンを終了させる。装置の傾きの調整を
行う必要があるときは、ステップ９→10に進む。ステッ
プ10では、アンテナの方位角及び附仰角の基準となる方
位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢
を基準とする移動体座標系を定義し、方位座標系に対す
る移動体座標系の回転角を検出する。
ここでこのルーチンを終了させる。装置の傾きの調整を
行う必要があるときは、ステップ９→10に進む。ステッ
プ10では、アンテナの方位角及び附仰角の基準となる方
位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基本姿勢
を基準とする移動体座標系を定義し、方位座標系に対す
る移動体座標系の回転角を検出する。
【００３９】例えば図17において、移動体位置での真北
をベースとする方位座標系の座標軸（Ｘ0 ，Ｙ0 ，
Ｚ0 ）を定義し、ヘリコプタ１の左右方向、前後方向、
垂直方向の座標軸を、夫々、移動体座標系の座標軸（Ｘ
1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）として定義する。方位座標系に対する
移動体座標系の回転角の検出には、前述の傾斜センサを
用いる。尚、ヘリコプタ１の基本姿勢は、移動体座標系
の座標軸（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ 1 ）が方位座標系の座標軸
（Ｘ0 ，Ｙ0 ，Ｚ0 ）に一致しているときである。
をベースとする方位座標系の座標軸（Ｘ0 ，Ｙ0 ，
Ｚ0 ）を定義し、ヘリコプタ１の左右方向、前後方向、
垂直方向の座標軸を、夫々、移動体座標系の座標軸（Ｘ
1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）として定義する。方位座標系に対する
移動体座標系の回転角の検出には、前述の傾斜センサを
用いる。尚、ヘリコプタ１の基本姿勢は、移動体座標系
の座標軸（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ 1 ）が方位座標系の座標軸
（Ｘ0 ，Ｙ0 ，Ｚ0 ）に一致しているときである。
【００４０】ステップ11では、移動体座標系の座標を、
方位座標系の座標で表す回転マトリックスを計算する。
このヘリコプタ１の基本姿勢に対し、Ｚ0 軸回りの回転
１（図18参照）と、ヘリコプタ１の前後方向の傾斜に係
る回転２（図19参照）と、ヘリコプタ１の左右方向の傾
斜に係る回転３（図20参照）と、に分けて考え、ヘリコ
プタ１を回転１，２，３の順に回転させたときの回転マ
トリクスを計算する。但し、この回転順に限定されるも
のではない。 (1) 回転１による移動体座標の回転 最初は、図17に示すように、方位座標系と移動体座標系
とが一致しているので、各軸の方向余弦は以下の通りと
なる。
方位座標系の座標で表す回転マトリックスを計算する。
このヘリコプタ１の基本姿勢に対し、Ｚ0 軸回りの回転
１（図18参照）と、ヘリコプタ１の前後方向の傾斜に係
る回転２（図19参照）と、ヘリコプタ１の左右方向の傾
斜に係る回転３（図20参照）と、に分けて考え、ヘリコ
プタ１を回転１，２，３の順に回転させたときの回転マ
トリクスを計算する。但し、この回転順に限定されるも
のではない。 (1) 回転１による移動体座標の回転 最初は、図17に示すように、方位座標系と移動体座標系
とが一致しているので、各軸の方向余弦は以下の通りと
なる。
【００４１】Ｘ1 軸→（１、０、０） Ｙ1 軸→（０、１、０） Ｚ1 軸→（０、０、１） 図18に示すように、Ｚ0 軸回りに角度θだけ回転させた
とき、このときの座標ｒ1 は、回転前の座標ｒ0 から次
式(21)によって算出される。
とき、このときの座標ｒ1 は、回転前の座標ｒ0 から次
式(21)によって算出される。
【００４２】
【数１】 ・・・・・・・・・・・・(21) となる。また、変換後の座標軸（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）
は、以下の通りである。 Ｘ1 軸→（ cosθ, -sinθ, ０） Ｙ1 軸→（+sinθ, cosθ, ０) Ｚ1 軸→（ ０, ０ , １） (2) 回転２による移動体座標の回転 この回転２は、図19に示すように、ヘリコプタ１の前後
方向の傾斜であるから、前記変換されたＸ1 軸回りの回
転となる。
は、以下の通りである。 Ｘ1 軸→（ cosθ, -sinθ, ０） Ｙ1 軸→（+sinθ, cosθ, ０) Ｚ1 軸→（ ０, ０ , １） (2) 回転２による移動体座標の回転 この回転２は、図19に示すように、ヘリコプタ１の前後
方向の傾斜であるから、前記変換されたＸ1 軸回りの回
転となる。
【００４３】ここで、任意の単位ベクトルを（ｎ1 ，ｎ
2 ，ｎ3 ）として、単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）
に平行で、かつ原点を通る直線を軸として角度Θだけ回
転させる回転マトリクスＭR は、次式(22)によって表さ
れる。
2 ，ｎ3 ）として、単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）
に平行で、かつ原点を通る直線を軸として角度Θだけ回
転させる回転マトリクスＭR は、次式(22)によって表さ
れる。
【００４４】
【数２】 ・・・・・・・・・・・・(22) Ｘ1 軸回りに角度φだけ回転させたときの回転マトリク
スを算出するには、この単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ
3 ）に、Ｚ1 軸回りの角度θの回転(cosθ,sinθ,0) を
代入し、角度Θに角度φを代入して回転マトリクスＭR
を演算する。結果として算出される回転マトリクスＭR1
は、以下の通りである。
スを算出するには、この単位ベクトル（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ
3 ）に、Ｚ1 軸回りの角度θの回転(cosθ,sinθ,0) を
代入し、角度Θに角度φを代入して回転マトリクスＭR
を演算する。結果として算出される回転マトリクスＭR1
は、以下の通りである。
【００４５】
【数３】 ・・・・・・・・・・・・(23) 従って、Ｘ1 軸の回りに角度φだけ回転させたときの座
標ｒ2 は、回転前の座標ｒ1 から次式(24)によって算出
される。 ｒ2 ＝ ＭR1 ｒ1 ・・・・・・・・・・・・(24) また、変換後の座標軸（Ｘ2 ，Ｙ2 ，Ｚ2 ）は、以下の
通りである。
標ｒ2 は、回転前の座標ｒ1 から次式(24)によって算出
される。 ｒ2 ＝ ＭR1 ｒ1 ・・・・・・・・・・・・(24) また、変換後の座標軸（Ｘ2 ，Ｙ2 ，Ｚ2 ）は、以下の
通りである。
【００４６】 Ｘ2 →（+cosθ ，-sinθ , 0 ) Ｙ2 →（+sinθ*sinθ, cosθ*cosφ, sinφ) Ｚ2 →（-sinθ*sinφ, -cosθ*sinφ, cosφ) (3) 回転３による移動体座標の回転 この回転３は、図20に示すように、ヘリコプタ１の左右
方向の傾斜であるから、前記変換されたＹ2 軸の回りの
回転となる。
方向の傾斜であるから、前記変換されたＹ2 軸の回りの
回転となる。
【００４７】Ｙ2 軸の回りに角度ψだけ回転させたとき
の回転マトリクスを算出するには、単位ベクトル
（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）に、Ｙ2 軸の回りに角度φだけ回
転したときの値（+sinθ*cosφ,cosθ*cosφ,sinφ) を
代入し、式(22)によって表される回転マトリクスＭR の
角度Θに角度ψを代入して回転マトリクスＭR を演算す
る。結果として算出された回転マトリクスＭR2は、以下
の通りである。
の回転マトリクスを算出するには、単位ベクトル
（ｎ1 ，ｎ2 ，ｎ3 ）に、Ｙ2 軸の回りに角度φだけ回
転したときの値（+sinθ*cosφ,cosθ*cosφ,sinφ) を
代入し、式(22)によって表される回転マトリクスＭR の
角度Θに角度ψを代入して回転マトリクスＭR を演算す
る。結果として算出された回転マトリクスＭR2は、以下
の通りである。
【００４８】
【数４】 ・・・・・・・・・・・・(25) 従って、Ｙ2 軸の回りに角度ψだけ回転させたときの座
標ｒ3 は、回転前の座標ｒ2 から次式(25)によって算出
される。 ｒ3 ＝ ＭR2 ｒ2 ・・・・・・・・・・・・(26) また、変換後の座標軸（Ｘ3 ，Ｙ3 ，Ｚ3 ）は、以下の
通りである。
標ｒ3 は、回転前の座標ｒ2 から次式(25)によって算出
される。 ｒ3 ＝ ＭR2 ｒ2 ・・・・・・・・・・・・(26) また、変換後の座標軸（Ｘ3 ，Ｙ3 ，Ｚ3 ）は、以下の
通りである。
【００４９】
【数５】 このステップ11が回転マトリクス演算手段に相当する。
ステップ12では、方位座標系における方位角ベクトル、
仰角ベクトルを移動体座標系に座標変換する。例えば、
ある直交座標系O-x0y0z0の単位ベクトルを、原点を同一
とする他の直交座標系O-x1y1z1の単位ベクトルに変換す
ることを考える。
ステップ12では、方位座標系における方位角ベクトル、
仰角ベクトルを移動体座標系に座標変換する。例えば、
ある直交座標系O-x0y0z0の単位ベクトルを、原点を同一
とする他の直交座標系O-x1y1z1の単位ベクトルに変換す
ることを考える。
【００５０】直交座標系O-x0y0z0の各々の座標軸x0，
y0，z0上の単位ベクトルを、ｅ1 ，ｅ 2 ，ｅ3 とし、直
交座標系O-x1y1z1の各々の座標軸x1，y1，z1上の単位ベ
クトルをｅ11，ｅ12，ｅ13とし、単位ベクトルｅ1iのO-
x0y0z0に関する方向余弦を（ｌ i ，ｍi ，ｎi ）とする
と、単位ベクトルｅ11，ｅ12，ｅ13は、次式によって表
される。
y0，z0上の単位ベクトルを、ｅ1 ，ｅ 2 ，ｅ3 とし、直
交座標系O-x1y1z1の各々の座標軸x1，y1，z1上の単位ベ
クトルをｅ11，ｅ12，ｅ13とし、単位ベクトルｅ1iのO-
x0y0z0に関する方向余弦を（ｌ i ，ｍi ，ｎi ）とする
と、単位ベクトルｅ11，ｅ12，ｅ13は、次式によって表
される。
【００５１】
【数６】 一般に、直交座標系O-x1y1z1上の座標(x1,y1,z1)を、直
交座標系O-x0y0z0の座標(x0,y0,z0)から変換するマトリ
クスは、次式(27)によって表される。
交座標系O-x0y0z0の座標(x0,y0,z0)から変換するマトリ
クスは、次式(27)によって表される。
【００５２】
【数７】 ・・・・・・・・・・・・(27) また、方位座標系における方位角ベクトル、仰角ベクト
ルを、移動体座標系の方位角ベクトル、仰角ベクトルに
変換するマトリクスＭR3は、次式(28)によって表され
る。
ルを、移動体座標系の方位角ベクトル、仰角ベクトルに
変換するマトリクスＭR3は、次式(28)によって表され
る。
【００５３】
【数８】 ・・・・・・・・・・・・(28) 図21に示すように、方位座標系を前述の座標系O-x0y0z0
として、その合成ベクトルＰ(x0,y0,z0)を、方位角
α0 、仰角β0 で表すと、合成ベクトルＰ(x0,y0,z 0)は
式(28)より以下のように表される。
として、その合成ベクトルＰ(x0,y0,z0)を、方位角
α0 、仰角β0 で表すと、合成ベクトルＰ(x0,y0,z 0)は
式(28)より以下のように表される。
【００５４】 Ｐ(x0,y0,z0)＝(sinα0 *cosβ0 ,cosα0 *cosβ0 ,sinβ0 ) また、図22に示すように、移動体座標系を前述の座標系
O-x1y1z1として、上記のマトリクスで変換した移動体座
標系の合成ベクトルＰ(x1,y1,z1)は、以下のようにな
る。 (1) 方位角α1 (1-1) x1≧０かつy1≧０のとき第１象限 α1 ＝1/2*π−arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(29) (1-2) x1≧０かつy1＜０のとき第２象限 α1 ＝1/2*π＋arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(30) (1-3) x1≧０かつy1≧０のとき第３象限 α1 ＝3/2*π−arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(31) (1-4) x1＜０かつy1＜０のとき第４象限 α1 ＝3/2*π＋arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(32) (2) 仰角β1 β1 ＝arcsin(z1) ・・・・・・・・・・・・・・・(33) となる。
O-x1y1z1として、上記のマトリクスで変換した移動体座
標系の合成ベクトルＰ(x1,y1,z1)は、以下のようにな
る。 (1) 方位角α1 (1-1) x1≧０かつy1≧０のとき第１象限 α1 ＝1/2*π−arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(29) (1-2) x1≧０かつy1＜０のとき第２象限 α1 ＝1/2*π＋arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(30) (1-3) x1≧０かつy1≧０のとき第３象限 α1 ＝3/2*π−arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(31) (1-4) x1＜０かつy1＜０のとき第４象限 α1 ＝3/2*π＋arctan(x1/y1) ・・・・・・・・・・・(32) (2) 仰角β1 β1 ＝arcsin(z1) ・・・・・・・・・・・・・・・(33) となる。
【００５５】このステップ12が座標変換手段に相当す
る。かかる構成によれば、ＧＰＳ衛星から受信した電波
に基づいて、２つのアンテナの緯度、経度、及び高さを
検出し、これらの緯度線及び経度線に囲まれた地球表面
上の矩形の二辺及び対角線の距離を算出し、余弦定理に
基づいて台形の内角、方位角を算出し、前記検出された
高さデータに基づいて仰角又は附角を演算することによ
り、アンテナの正確な指向方向を素早く決定し、アンテ
ナの指向方向を確立させることができる。
る。かかる構成によれば、ＧＰＳ衛星から受信した電波
に基づいて、２つのアンテナの緯度、経度、及び高さを
検出し、これらの緯度線及び経度線に囲まれた地球表面
上の矩形の二辺及び対角線の距離を算出し、余弦定理に
基づいて台形の内角、方位角を算出し、前記検出された
高さデータに基づいて仰角又は附角を演算することによ
り、アンテナの正確な指向方向を素早く決定し、アンテ
ナの指向方向を確立させることができる。
【００５６】また、移動体の姿勢を検出し、方位座標系
を移動体座標系に、又は移動体座標系を方位座標系に座
標変換してアンテナの方位角、仰角を決定するようにし
たので、移動体の姿勢にかかわらず、正確にアンテナの
指向方向を決定することができる。
を移動体座標系に、又は移動体座標系を方位座標系に座
標変換してアンテナの方位角、仰角を決定するようにし
たので、移動体の姿勢にかかわらず、正確にアンテナの
指向方向を決定することができる。
【００５７】
【発明の効果】以上説明したように、請求項１にかかる
発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算された
方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタイムで
演算処理を行うことができる。請求項２にかかる発明の
アンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(11)〜(18)
を用いることにより、双方アンテナの方位角を高精度に
演算することができる。
発明のアンテナ指向方向演算方法によれば、演算された
方位角の演算精度が極めて高く、しかもリアルタイムで
演算処理を行うことができる。請求項２にかかる発明の
アンテナ指向方向演算方法によれば、演算式(11)〜(18)
を用いることにより、双方アンテナの方位角を高精度に
演算することができる。
【００５８】請求項３にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に
取り付けられたアンテナの方位角を高精度に演算するこ
とができる。請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰
角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、
しかもリアルタイムで演算処理することができる。
演算方法によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に
取り付けられたアンテナの方位角を高精度に演算するこ
とができる。請求項４にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰
角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、
しかもリアルタイムで演算処理することができる。
【００５９】請求項５にかかる発明のアンテナ指向方向
演算方法によれば、演算式(19)〜(20)を用いることによ
り、アンテナの附仰角を高精度に演算することができ
る。請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法
によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付け
られたアンテナの附仰角を高精度に演算することができ
る。
演算方法によれば、演算式(19)〜(20)を用いることによ
り、アンテナの附仰角を高精度に演算することができ
る。請求項６にかかる発明のアンテナ指向方向演算方法
によれば、移動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付け
られたアンテナの附仰角を高精度に演算することができ
る。
【００６０】請求項７にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置によれば、アンテナの方位角を、極めて高精度
に、しかもリアルタイムで制御することが可能となる。
請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によ
れば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、アンテナ
の方位角が高精度に制御される。請求項９にかかる発明
のアンテナ指向方向制御装置によれば、移動体の姿勢に
関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を
高精度に制御することができる。
制御装置によれば、アンテナの方位角を、極めて高精度
に、しかもリアルタイムで制御することが可能となる。
請求項８にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によ
れば、演算式(11)〜(18)を用いることにより、アンテナ
の方位角が高精度に制御される。請求項９にかかる発明
のアンテナ指向方向制御装置によれば、移動体の姿勢に
関わらず、移動体に取り付けられたアンテナの方位角を
高精度に制御することができる。
【００６１】請求項10にかかる発明のアンテナ指向方向
制御装置によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰
角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、
しかもリアルタイムに制御することができる。請求項11
にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、移
動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテ
ナの附仰角を高精度に制御することができる。
制御装置によれば、航法衛星を利用してアンテナの附仰
角を演算しているので、アンテナの附仰角を高精度に、
しかもリアルタイムに制御することができる。請求項11
にかかる発明のアンテナ指向方向制御装置によれば、移
動体の姿勢に関わらず、移動体に取り付けられたアンテ
ナの附仰角を高精度に制御することができる。
【図１】本発明の構成を示すクレーム対応図。
【図２】中継システム例を示す図。
【図３】本発明の一実施例を示すブロック図。
【図４】図２のヘリコプタから電波を送信する一例を示
す説明図。
す説明図。
【図５】図２の可搬送信装置等に使用される簡易装置の
構成をブロック図。
構成をブロック図。
【図６】図２及び図５のコンピュータの演算処理を示す
フローチャート。
フローチャート。
【図７】図６の演算処理の説明図。
【図８】同上説明図。
【図９】同上説明図。
【図10】同上説明図。
【図11】同上説明図。
【図12】同上説明図。
【図13】同上説明図。
【図14】同上説明図。
【図15】同上説明図。
【図16】同上説明図。
【図17】同上説明図。
【図18】同上説明図。
【図19】同上説明図。
【図20】同上説明図。
【図21】同上説明図。
【図22】同上説明図。
１ ヘリコプタ ２，３ カメラ ４ 中継車 ５ 可搬送信装置 ６ 中継基地局 ７ 本部
Claims (11)
- 【請求項１】航法衛星からの電波を受信し、該電波に基
づいて、互いに指向させる２つのアンテナの緯度、経度
を検出し、 検出された双方のアンテナの緯度、経度、及びその地表
面上における曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距
離を算出し、 双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によっ
て囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアン
テナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出し、 算出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の
内角を算出し、 演算された該矩形の内角に基づいて、互いに指向させる
双方アンテナの方位角を演算することを特徴とするアン
テナ指向方向演算方法。 - 【請求項２】前記双方アンテナの方位角は、式(11)〜(1
8)に基づいて演算されることを特徴とする請求項１にア
ンテナ指向方向演算方法。 (1) φA ＞φB かつλA ≦λB のとき、 αA ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・(11) αB ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(12) (2) φA ＞φB かつλA ＞λB のとき、 αA ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・(13) αB ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(14) (3) φA ≦φB かつλA ≦λB のとき、 αA ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(15) αB ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(16) (4) φA ≦φB かつλA ＞λB のとき、 αA ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(17) αB ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(18) 但し、αA ：一方のアンテナの方位角 φA ：一方のアンテナの緯度 λA ：一方のアンテナの経度 αB ：もう一方のアンテナの方位角 φB ：もう一方のアンテナの緯度 λB ：もう一方のアンテナの経度 ａ，ｂ：矩形の緯度線方向の地表面上の距離（ａ≦ｂ） ｃ ：矩形の経度線の距離 ＬAB ：双方アンテナ間の距離 - 【請求項３】前記演算されたアンテナの方位角の基準と
なる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基
本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、 前記方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出
し、 該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の
回転マトリクスを演算し、 演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系にお
けるアンテナの方位角を移動体座標系に座標変換するこ
とを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のアンテナ
指向方向演算方法。 - 【請求項４】前記航法衛星から受信した電波に基づい
て、互いに指向させる２つのアンテナの地表面上からの
高度を検出し、 双方アンテナの高度差及び双方アンテナ間の距離に基づ
いて、一方のアンテナの高度を基準として、該アンテナ
をもう一方のアンテナに指向させるときの附仰角を演算
することを特徴とする請求項１〜請求項３のいずれか１
つに記載のアンテナ指向方向演算方法。 - 【請求項５】前記双方アンテナの附仰角は、式(19)又は
式(20)に基づいて演算されることを特徴とする請求項４
に記載のアンテナ指向方向演算方法。 (1) ｈB ＞Ｈの時 β＝arcsin((ｈB −Ｈ）／ＬAB) ・・・・・・・・・・(19) (2) ｈB ≦Ｈの時 β＝arcsin((Ｈ−ｈB ）／ＬAB) ・・・・・・・・・・(20) 但し、β ：一方のアンテナの附仰角 Ｈ ：一方のアンテナの地表面上からの高度 ｈB ：もう一方のアンテナの地表面上からの高度 - 【請求項６】前記演算されたアンテナの附仰角の基準と
なる方位座標系、及びアンテナを取り付けた移動体の基
本姿勢を基準とする移動体座標系を定義し、 前記方位座標系に対する移動体座標系の回転角を検出
し、 該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の
回転マトリクスを演算し、 演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系にお
けるアンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換するこ
とを特徴とする請求項４又は請求項５に記載のアンテナ
指向方向演算方法。 - 【請求項７】送受信用の２つのアンテナが互いに指向す
るように双方アンテナの方位角及び附仰角を演算し、制
御するアンテナ指向方向制御装置において、 航法衛星からの電波を受信し、該電波に基づいて、互い
に指向させる２つのアンテナの緯度及び経度を検出する
位置検出手段と、 検出された双方のアンテナの緯度、経度、及びその地表
面上における曲率半径に基づいて、双方アンテナ間の距
離を算出するアンテナ間距離算出手段と、 双方のアンテナの位置における緯度線及び経度線によっ
て囲まれた地表面上の矩形の各辺の距離を、双方のアン
テナの緯度、経度、及び曲率半径に基づいて算出する矩
形辺距離算出手段と、 算出された矩形の各辺及び２点間距離に基づいて矩形の
内角を算出する内角算出手段と、 演算された該矩形の内角に基づいて、互いに指向させる
双方アンテナの方位角を演算する方位角演算手段と、 該演算された方位角に基づいてアンテナの方位角を制御
する方位角制御手段と、を備えたことを特徴とするアン
テナ指向方向制御装置。 - 【請求項８】前記方位角演算手段は、双方アンテナの方
位角を、式(11)〜(18)に基づいて演算するように構成さ
れたことを特徴とする請求項７にアンテナ指向方向制御
装置。 (1) φA ＞φB かつλA ≦λB のとき、 αA ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・(11) αB ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(12) (2) φA ＞φB かつλA ＞λB のとき、 αA ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −b2)/2cＬAB) ・・・・・・(13) αB ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(14) (3) φA ≦φB かつλA ≦λB のとき、 αA ＝arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(15) αB ＝π＋arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(16) (4) φA ≦φB かつλA ＞λB のとき、 αA ＝２π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(17) αB ＝π−arccos((c2＋ＬAB 2 −a2)/2cＬAB) ・・・・・・(18) 但し、αA ：一方のアンテナの方位角 φA ：一方のアンテナの緯度 λA ：一方のアンテナの経度 αB ：もう一方のアンテナの方位角 φB ：もう一方のアンテナの緯度 λB ：もう一方のアンテナの経度 ａ，ｂ：矩形の緯度線方向の地表面上の距離（ａ≦ｂ） ｃ ：矩形の経度線の距離 ＬAB ：双方アンテナ間の距離 - 【請求項９】移動体に取り付けられたアンテナの方位角
を制御するアンテナ指向方向制御装置であって、前記方
位角演算手段は、 前記演算されたアンテナの方位角の基準となる方位座標
系に対し、アンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基
準とする移動体座標系の回転角を検出する移動体姿勢検
出手段と、 該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の
回転マトリクスを演算する回転マトリクス演算手段と、 該演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系に
おけるアンテナの方位角を移動体座標系に座標変換する
座標変換手段と、を備えたことを特徴とする請求項７又
は請求項８に記載のアンテナ指向方向制御装置。 - 【請求項10】前記航法衛星からの電波に基づいて、地表
面からの高度を検出する高度検出手段と、 双方アンテナの高度差及び距離に基づいて、一方のアン
テナの高度を基準として、該アンテナをもう一方のアン
テナに指向させたときの附仰角を演算する附仰角演算手
段と、 該演算された附仰角に基づいてアンテナの附仰角を制御
する附仰角制御手段と、を備えたことを特徴とする請求
項７〜請求項９のいずれか１つに記載のアンテナ指向方
向制御装置。 - 【請求項11】移動体に取り付けられたアンテナの附仰角
を制御するアンテナ指向方向制御装置であって、前記附
仰角演算手段は、 前記演算されたアンテナの附仰角の基準となる方位座標
系に対し、アンテナを取り付けた移動体の基本姿勢を基
準とする移動体座標系の回転角を検出する移動体姿勢検
出手段と、 該回転角に基づいて方位座標系に対する移動体座標系の
回転マトリクスを演算する回転マトリクス演算手段と、 該演算された回転マトリクスに基づいて、方位座標系に
おけるアンテナの附仰角を移動体座標系に座標変換する
座標変換手段と、を備えたことを特徴とする請求項10に
記載のアンテナ指向方向制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13533095A JP3640433B2 (ja) | 1995-06-01 | 1995-06-01 | アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13533095A JP3640433B2 (ja) | 1995-06-01 | 1995-06-01 | アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08327716A true JPH08327716A (ja) | 1996-12-13 |
| JP3640433B2 JP3640433B2 (ja) | 2005-04-20 |
Family
ID=15149250
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13533095A Expired - Lifetime JP3640433B2 (ja) | 1995-06-01 | 1995-06-01 | アンテナ指向方向演算方法及びアンテナ指向方向制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3640433B2 (ja) |
Cited By (6)
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| KR100716400B1 (ko) * | 2004-07-13 | 2007-05-11 | 가부시키가이샤 히다치 고쿠사이 덴키 | 신호전송시스템 |
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| CN116248152A (zh) * | 2022-12-19 | 2023-06-09 | 成都中科微信息技术研究院有限公司 | 一种基于多阵面毫米波相控阵波束指向方法及系统 |
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-
1995
- 1995-06-01 JP JP13533095A patent/JP3640433B2/ja not_active Expired - Lifetime
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| CN116248152A (zh) * | 2022-12-19 | 2023-06-09 | 成都中科微信息技术研究院有限公司 | 一种基于多阵面毫米波相控阵波束指向方法及系统 |
| CN116800328A (zh) * | 2023-06-09 | 2023-09-22 | 武汉星伴通信设备有限责任公司 | 一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法 |
| CN116800328B (zh) * | 2023-06-09 | 2024-03-15 | 武汉星伴通信设备有限责任公司 | 一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3640433B2 (ja) | 2005-04-20 |
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