JP2000001200A - 宇宙機の姿勢を決定する改良された方法および装置 - Google Patents

宇宙機の姿勢を決定する改良された方法および装置

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マラーキー アラステア
Joseph Gore
ゴア ジョセフ
Anthony Sarto
サート アンソニー
Weiguo Chen
チェン ウエイゴ
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 宇宙機の姿勢の決定を改善し、衛星間リンク
の捕捉時間を改善するための方法および装置を提供す
る。 【解決手段】 予想リンクベクトルは、好ましくは、宇
宙機間の予想位置座標における相違を測定することによ
って、第１の宇宙機と第２の宇宙機との間で確立され
る。測定リンクベクトルは、宇宙機間に通信信号ビーム
を確立することによって得られる。予想リンクベクトル
と測定リンクベクトルとは比較され、第１の宇宙機にお
ける姿勢オフセットの量が決定される。この方法は、姿
勢センサに対して得られる姿勢データよりもより正確な
姿勢データを提供することができる。さらに、再び測定
リンクベクトルおよび予想リンクベクトルを用いて、捕
捉リンクベクトル発生は、宇宙機の動的な姿勢動きとは
独立され、それによって捕捉時間が改善される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、通信衛星などの宇
宙機用の姿勢感知およびインターサテライトリンク（以
下、「ＩＳＬ」と呼ぶ）捕捉（ａｃｑｕｉｓｉｔｉｏ
ｎ）の分野に向けられている。
【０００２】
【従来の技術】近年、宇宙ベースの通信システムにおい
て、静止軌道において協働的に動作しＩＳＬによりリン
クされた複数の衛星、すなわち「コンステレーション」
を提供する傾向がある。上記コンステレーションは、特
定の応用分野において必要とされるように、無線周波
数、マイクロ波、または光波長で動作し得る。Ｍｏｔｏ
ｒｏｌａ Ｉｎｃ．により製造されている「イリジウ
ム」システムは、現在軌道上で作動している、このよう
なシステムである。いくつかの他のシステム、例えば、
ＴｅｌｅｄｅｓｉｃおよびＣｅｌｅｓｔｒｉが開発中で
ある。これらの衛星コンステレーションにおいて、シス
テム内の各衛星は、ＩＳＬを用いて複数の他の衛星に通
信する。従って、各衛星は、そのＩＳＬターミナルを指
し示し（ポインティング）、同時に複数の他の衛星から
ＩＳＬ信号を捕捉することができなければならない。
【０００３】宇宙機上でのＩＳＬポインティングおよび
捕捉は、典型的には、宇宙機の姿勢オフセットと宇宙機
速度ベクトルに対するＩＳＬターミナルの整合とに関し
て補正された、宇宙機速度ベクトルに対して決定され
る。ＩＳＬポインティングにおいて、宇宙機の姿勢、す
なわち、宇宙機速度ベクトルに対する宇宙機のロール、
ピッチ、およびヨー（ｙａｗ）の回転角度を正確に知る
ことが非常に重要である。従来の典型的な適用におい
て、ＩＳＬビーム幅は、宇宙機の姿勢およびＩＳＬター
ミナルの整合の不明確さよりも有意に大きい。そのた
め、ＩＳＬポインティングは、「開ループ」モードで動
作され得る。この開ループモードにおいて、各宇宙機
は、純粋に予測であるデータ、すなわち、宇宙機の位置
に関して予測された知見、ＩＳＬビームがポインティン
グするターゲット宇宙機の予測された位置、および宇宙
機の変化する姿勢と標準座標基準に対するＩＳＬターミ
ナルの整合とに関して予測された知見に基づくデータを
用いて１以上のＩＳＬターミナルをポインティングす
る。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】これらの従来の適用に
おいて、宇宙機は、独立体として動作する。各宇宙機
は、太陽センサ、星センサ、および地球地平線（リム）
センサなどの搭載姿勢センサの使用により、それ自体の
姿勢を判定する。センサ位置における、各軸（ロール、
ピッチおよびヨー）に沿った０．１度までの姿勢に関す
る知見は、典型的には、高価ではあるが、これらのセン
サによって達成可能である。しかし、宇宙機の物理的歪
曲および運動が起こると、ＩＳＬポインティングに関す
る知見の不明確さは増大する。
【０００５】姿勢判定およびポインティングをより精密
にするためには、最新世代の衛星コンステレーションが
必要である。より高い通信データ速度に対する要望が増
大することにより、より短い動作波長および高利得（狭
ビーム）を有するＩＳＬが必要となっている。ポインテ
ィングの正確度を増大させることが、高利得ＩＳＬの可
能性を実現するための重要な考慮事項となり、ますます
精密な姿勢の評価が要求されている。姿勢に関する知見
の正確な評価は、より高価なセンサシステムを必要とす
る。このようなセンサは連続的に活性であり、宇宙機か
らパワーを引き出す。そのため、このようなセンサは、
搭載電力消費の増加を必要とする。さらに、ＩＳＬビー
ム幅が減少するにつれて、宇宙機の姿勢の不明確さがＩ
ＳＬビーム幅の重要な要素である点がある。これを超え
ると、宇宙機上のメカニズムおよび推力による宇宙機の
振動および運動の変化がＩＳＬポインティングにとって
重要な問題となる更なる点に到達する。
【０００６】これらの問題点は、ＩＳＬを確立するため
に光波長が用いられる際に特に懸念される。Ｔｅｌｅｄ
ｅｓｉｃおよびＣｅｌｅｓｔｒｉなどの次世代衛星コン
ステレーションは、コンステレーションにより確立され
た通信ネットワークに必要とされる高データレートを支
持するために、光波長ＩＳＬを必要とする（ＲＦ ＩＳ
Ｌを用いるイリジウムとは異なる）。光ＩＳＬは概し
て、０．０１度未満のビーム幅で動作する。従って、光
ＩＳＬは、「閉ループ」モード、すなわち、ＩＳＬター
ミナル内のトラッキング回路が入ってくる受信信号を追
跡し、送信および受信ビームの両方の方向を操作するた
めに、受信信号をポインティングコントローラに供給す
るモードで動作しなければならない。一旦２つのＩＳＬ
ターミナル間にリンクが確立されると、２つのＩＳＬタ
ーミナルは概してトラッキングシステムを用いてリンク
を維持し得る。このトラッキングシステムは、宇宙機の
姿勢を特に知ることなく、宇宙機プラットホーム妨害
（ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅ）を補償する。上記トラッキ
ングシステムは、プラットホーム間の相対運動の結果起
こる送信−受信ポインティングの差（すなわち、ポイン
トアヘッド情報）を補正するために、ターミナルが位置
する宇宙機間の関係に関する知見のみを必要とする。
【０００７】しかし、捕捉段階において、２つの宇宙機
間にリンクが初期に確立されると、姿勢および宇宙機間
の関係に関するデータが重要である。なぜなら、ＩＳＬ
ターミナルは、リンクが確立されるまで、開ループで制
御されるからである。多くの場合、この捕捉段階は、不
明確さのフィールド（「ＦＯＵ」）に亘ってビームを走
査することにより実行される。ＦＯＵは、宇宙機の不明
確さを含み且つ通常これに支配されるサーチ領域であ
る。捕捉時間（すなわち、２つの宇宙機間のリンクを確
立するための時間）は、最小でも、ＦＯＵの領域に対し
て線形に増大する。さらに、捕捉プロセス中に姿勢が変
化した場合、または宇宙機の振動または移動が送信ビー
ム幅に対して有意である場合、リンクを捕捉する可能性
は低下するか、または少なくとも捕捉時間が有意に増大
する。多くの適用において、捕捉の可能性および時間
は、特に宇宙機リンクが多くの宇宙機間で急速に大幅に
変化する条件を含むコンステレーションにおいて重要で
ある。従って、上昇するＩＳＬポインティングの正確度
に関する問題は、スペースネットワークの機能性にとっ
て最も重要になりつつある。
【０００８】これらの新しいコンステレーションにおけ
る宇宙機の姿勢に関する知見は、主要宇宙機通信アンテ
ナ（地球上の地上局と通信する）のポインティングにお
いても重要である。これらの宇宙機に提案されている大
容量のデータ伝送を実行するために、主要通信アンテナ
は、多くの狭い高利得ビームを生成し、それにより、周
波数の再使用および費用効果性の良好なユーザ（地上）
ターミナルを可能にする。姿勢に関する知見のエラーは
さらに、これらの狭いビームのポインティングに影響を
与える。
【０００９】従来のシステムに関連する上述の問題およ
び欠点などにより、宇宙機のための非常に正確かつ安定
した飛行姿勢データを提供する方法が必要である。
【００１０】また、一次通信のより狭いビームも必要で
ある。
【００１１】また、宇宙機本体またはアンテナプラット
フォームの改善された安定処理および／あるいは安定処
理の改善された知識が必要である。
【００１２】また、船上飛行姿勢センサの依存度を低減
させる必要もある。
【００１３】また、ＩＳＬ信号捕捉の間に飛行姿勢のド
リフト、過渡(transient)、および振動に非常に鈍感な
スキームも必要である。
【００１４】また、ＩＳＬ信号捕捉中に宇宙機からの飛
行姿勢データを減少させる必要もある。
【００１５】また、ＩＳＬにリンクされた宇宙機のコン
ステレーション内のＩＳＬに対する捕捉時間を減少させ
る必要もある。
【００１６】
【課題を解決するための手段】以上の必要性などは、宇
宙機の飛行姿勢を決定するための本発明の方法および装
置によって満たされる。第１の宇宙機と他の任意の宇宙
機の間の第１のＩＳＬリンクは、宇宙機の飛行姿勢を決
定する船上飛行姿勢センサを有する宇宙機のための予想
軌道データを用いて開ループ方法で確立される。リンク
ベクトルは、第１の飛行船上のＩＳＬターミナルおよび
開ループの予想ベクトルによって形成された差異によっ
て測定され、第１の宇宙機の飛行姿勢のより正確な測定
値を提供する。第１の宇宙機から第２のリンクを確立す
るために、宇宙機はこの測定値を利用し、飛行姿勢セン
サーからのデータを向上させることにより、飛行姿勢の
エラー、ＦＯＵ、よって、第２のリンクならびにそれに
続くリンクの捕捉時間を減少する。第２のリンクが確立
された後に第１の宇宙機から形成される任意の後のリン
クは、宇宙機飛行姿勢エラーが確立されたリンク上で測
定されたデータを用いて完全に補償され得るので、セン
サからの宇宙機飛行姿勢データを必要としない。更に、
宇宙機から複数のリンクが確立された場合、各リンクの
予想ポインティングと実際ポインティングとを比較する
ことによって決定された飛行姿勢データは、非常に正確
な飛行姿勢データを宇宙機に提供するために利用され
る。
【００１７】本発明の第１の宇宙機の姿勢を決定する方
法は、該第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の予想リン
クベクトルを計算するステップと、該第１の宇宙機と該
第２の宇宙機とを接続するリンクから測定リンクベクト
ルを得るステップと、該予想リンクベクトルおよび該測
定リンクベクトルにおける差を比較して、該第１の宇宙
機の姿勢を決定するステップと、を包含し、このことに
より、上記の目的が達成される。
【００１８】前記予想リンクベクトルを確立するステッ
プが、前記第１の宇宙機と少なくとも１つの他の宇宙機
との間の予想位置座標における差を決定することを含ん
でもよい。
【００１９】リンクされた宇宙機からの位置データを前
記第１の宇宙機に与え、前記予想位置座標を決定するス
テップをさらに含んでもよい。
【００２０】前記予想リンクベクトルを前記第１の宇宙
機の宇宙機座標系に参照させるステップをさらに含んで
もよい。
【００２１】前記宇宙機座標系が、宇宙機速度ベクトル
に対して既知の配列状態にあると仮定され、前記参照さ
せるステップが、前記リンクベクトルを軌道位置座標系
から該宇宙機座標系に変換することを含んでもよい。
【００２２】前記予想リンクベクトルが、前記第２の宇
宙機の範囲、アジマス、および高さを前記第１の宇宙機
に関連づける座標を有する変換関数を用いて変換されて
もよい。
【００２３】前記比較するステップが、前記予想リンク
ベクトルと前記測定リンクベクトルとの間のアジマスお
よび高さの差を測定することを含んでもよい。
【００２４】複数のそれぞれの宇宙機間で複数の予想お
よび測定リンクベクトルを確立し、該それぞれの予想お
よび測定リンクベクトルを比較して、前記第１の宇宙機
における姿勢オフセットの量を決定することをさらに含
んでもよい。
【００２５】本発明の第１の宇宙機から第２の宇宙機へ
の開ループポインティングを確立する方法は、該第１の
宇宙機と該第２の宇宙機との間の一次予想リンクベクト
ルを計算するステップであって、該一次予想リンクベク
トルが、該第１の宇宙機と少なくとも１つのそれぞれの
他の宇宙機との間の少なくとも１つの二次予想リンクベ
クトルに関連して定義される、ステップと、該第１の宇
宙機と該少なくとも１つのそれぞれの他の宇宙機との間
の少なくとも１つの測定リンクベクトルを得るステップ
と、該一次予想リンクベクトルおよび該少なくとも１つ
の測定リンクベクトルを用いることによって、該第１の
宇宙機と該第２の宇宙機との間のＩＳＬリンクのための
開ループポインティングを確立するステップと、を包含
し、このことにより、上記の目的が達成される。
【００２６】前記一次予想リンクベクトルを確立するス
テップが、前記第１の宇宙機と前記少なくとも１つの他
の宇宙機との間の予想位置座標における差を決定するこ
とを含んでもよい。
【００２７】リンクされた宇宙機からの位置データを前
記第１の宇宙機に与え、前記予想位置座標として用いる
ステップをさらに含んでもよい。
【００２８】前記開ループポインティングが、走査ビー
ムプロセスを用いて前記第２の宇宙機を捕捉することを
さらに含んでもよい。
【００２９】本発明の衛星間リンクを宇宙機間に提供す
るためのターミナルは、該ターミナルを宇宙機に接続
し、ポインティング角が参照できる座標系を提供するた
めの機械的インターフェースと、入ってくる受信ビーム
から通信データを、遠隔ターミナルを用いて衛星間リン
クに沿って回収するための受信ユニットと、通信データ
を出て行く送信ビームとして該衛星間リンクに沿って該
遠隔ターミナルに発するための送信ユニットと、該入っ
てくる受信ビームおよび出て行く送信ビームを該機械的
インターフェースに参照されたそれぞれの所望のポイン
ティング角で操作し、該衛星間リンクを維持するための
操作ユニットと、該入ってくる受信ビームの入射方向を
モニタするためのトラックユニットと、該機械的インタ
ーフェースに参照された該操作手段の実際のポインティ
ング角を正確に測定するための測定ユニットと、該測定
ユニットからデータを受信し、該データを該座標系と比
較して宇宙機の姿勢の変更を測定し、該操作ユニットを
制御し、該ポインティング角を補正して宇宙機の姿勢の
変更を補償し、該衛星間リンクを維持するための制御ユ
ニットと、を含み、このことにより、上記の目的が達成
される。
【００３０】最初に、前記遠隔ターミナルから入ってく
る受信ビーム信号を検出し、正しいポインティング角を
決定して衛星間リンクを確立するための捕捉ユニットを
さらに含んでもよい。
【００３１】前記宇宙機が、複数の前記ターミナルを含
み、該ターミナルのそれぞれが、互いにかつ前記宇宙機
座標系に位置的に関連してもよい。
【００３２】１つより多くの前記ターミナルが姿勢デー
タを提供するために用いられてもよい。
【００３３】前記制御ユニットがマイクロプロセッサ装
置を含んでもよい。
【００３４】前記操作ユニットが、前記送信および受信
ビームを操作するためのアクティブな光学素子を含んで
もよい。
【００３５】前記ターミナルが、前記宇宙機の姿勢を決
定するために用いられ得る姿勢データを該宇宙機に提供
してもよい。
【００３６】前記提供された姿勢データが、前記宇宙機
の姿勢を制御するために用いられてもよい。
【００３７】前記ターミナルが、宇宙機上の安定したプ
ラットフォームを制御するための姿勢データを提供して
もよい。
【００３８】理解されるように、本発明は本発明から逸
脱することなく、他のおよび別の実施形態も可能であ
り、多数の詳細は多くの点で改変が可能である。よっ
て、図面および説明は例示的ではなく、制限的ではない
とみなされるべきである。
【００３９】
【発明の実施の形態】本発明による閉ループ追跡ＩＳＬ
ターミナル１０を図１に示す。ターミナル１０は、好ま
しくはコンピュータまたは埋め込まれたマイクロプロセ
ッサ装置である制御ユニット１２を含む。この制御ユニ
ット１２は、ＥＰＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭ、またはフラッ
シュＲＯＭなどの不揮発性メモリ装置に好ましくは格納
されたプログラムされたコンピュータソフトウェア命令
を介してＩＳＬ機能を制御する。操作ユニット１４は、
メカニズム（例えば、活性光学）または他の手段を含ん
で提供され、それぞれの望ましいポインティング角度で
出て行く送信ビームおよび入ってくる受信ビームを操作
する。追跡ユニット１６は遠隔ターミナルからの入って
くる受信ビームの方向を監視し、ポインティング訂正を
操作メカニズムに提供するために用いられる。操作ユニ
ット１４および追跡ユニット１６は、測定ユニット１８
に連結される。測定ユニット１８は、ターミナル座標シ
ステムに参照されたターミナル１０の実際のポインティ
ング角度を測定する。送信ユニット２０は、追跡ユニッ
ト１６によって決定された入射の方向にリンクされた方
向にターミナル１０から通信データおよび捕捉／追跡光
学ビームを出て行く送信ビームとして発し、衛星間のリ
ンクを確立する。受信ユニット２２は、ＩＳＬターミナ
ル受信ビームによって受信されたＩＳＬに沿って入って
くる信号から通信データを回収する。捕捉ユニット２４
は、受信ビーム上に入ってくる信号を初めに検出し、且
つＩＳＬを確立するためにターミナル１０のための正確
なポインティング角度を決定するために用いられる。機
械インタフェース２６は、ターミナル１０を宇宙機３０
に接続するために用いられ、それにポインティング角度
が参照され得る。宇宙機３０は、複数のこのようなＩＳ
Ｌターミナル１０を支持し得る。ターミナル１０とそれ
らの機械インタフェース２６のそれぞれとの機械的な関
係は、宇宙機の位置情報を決定するための参照フレーム
を設けるように正確に知られる。本発明の１つの局面で
は、１つ以上のＩＳＬターミナルが飛行姿勢データを提
供するために用いられる。
【００４０】宇宙機の姿勢を正確に決定する方法が、本
発明によって提供される。本発明の方法を用いると、宇
宙機を他の宇宙機に接続するＩＳＬターミナルの実際の
ポインティング角度を測定し、そしてこれらの測定され
た角度を宇宙機間のリンクベクトルに対する予測された
ポインティング角度と比べることによって、宇宙機の姿
勢がわかる。宇宙機座標系で見た予測と実測のリンクベ
クトルの差は、宇宙機の姿勢のオフセットのより正確な
測定値を提供する。
【００４１】ＩＳＬターミナルによって提供される姿勢
データは、コンピュータで実施される工程によって決定
される。好ましくは、これらの工程は、ターミナル１２
または宇宙機自体などに搭載される、ソフトウェア制御
のオンボードコンピュータによって実行される。宇宙機
が、姿勢制御または一次通信アンテナの向きの変更など
の場合に定期的に発生し得るような、姿勢の決定を必要
とするとき、図７に示されるようなコンピュータシーケ
ンスが用いられる。このシーケンスは、例示であり、同
じ機能を満足する別のシーケンスは、本発明の範囲を超
えない。従来のシステムおよび本発明のシステムにおけ
る宇宙機についての第１のリンクの場合、パス７０に続
く。ここで、宇宙機は、複数のオンボード姿勢センサー
をコンピュータ処理することで姿勢データを得る。
【００４２】本発明の実施において、宇宙機が現時点で
１つのＩＳＬリンクを確立させている場合は、コンピュ
ータシーケンス７２に続く。オンボードセンサー７４か
ら姿勢データを得ることに加えて、コンピュータは、予
測リンクベクトル７６を計算し、そしてまたリンクを支
持するＩＳＬターミナルから実測リンクベクトル７８を
得る。次に、これらのリンクベクトルを比較し残差姿勢
誤差の推定値を得る。次に、この残差姿勢誤差は、より
正確な姿勢推定値８０を提供するために使用される。
【００４３】本発明のさらなる実施において、宇宙機が
現時点で１つ以上のＩＳＬリンクを確立させている場
合、コンピュータシーケンス８２に続く。このシーケン
スに対し、オンボードセンサーから姿勢データを得そし
て使用することは、選択自由であり、そして好ましい実
施においては実行されない。コンピュータは、確立され
たリンクの各々について予測リンクベクトル８４を計算
し、そしてまたリンクを支持するＩＳＬターミナルから
実測リンクベクトル８６を得る。次に、実測および予測
リンクベクトルの各対は、姿勢の推定値を得るために比
較される。次に、これらの姿勢の推定値は、組み合わさ
れて、より正確な姿勢推定値８８を生成する。
【００４４】コンピュータにより実施される本発明の方
法の派生は、本明細書に従う。図２は、地球の回りを周
回する２つの宇宙機３０および３２を例示する。各宇宙
機３０および３２は、実際にある瞬間時刻ｔに、リモー
ト座標参照を参照するカーテシアン座標系（＾ｘ，＾
ｙ，＾ｚ）（通常地球中心３４）で定義されるある位置
→Ｐiに位置づけられる。各宇宙機はまた、同じ座標系
で定義された、同じ瞬間時刻の速度ベクトル→Ｖi３６
に沿って移動している。なお、本明細書において
【数１】 を（＾ｘ，＾ｙ，＾ｚ）と記載し、
【数２】 を→Ｖと記載することがある。ここで、 →Ｐi＝Ｐ（ｘi，ｙi，ｚi，ｔ）
【数３】 すなわち、位置の時間微分 宇宙機３０から宇宙機３２への実際のポインティングベ
クトルは、同じ座標系においてリンクベクトル→Ｌ21３
８で記述される： →Ｌ21＝→Ｐ2−→Ｐ1 図３に示されるように、各宇宙機３０および３２は一般
に、自分の物理座標（＾ｘs，＾ｙs，＾ｚs）を参照す
る自分自身の座標系を維持する。この物理座標をＩＳＬ
ターミナルの機械的インターフェース２６が参照する。
各宇宙機は、時間経過とともに自分の物理座標を宇宙機
姿勢センサースイート（ｓｕｉｔｅ）によって決定され
るある誤差範囲内で正しい方向に置き、宇宙機速度ベク
トル３６と既知の配置関係（自分の姿勢）にあるように
自分の座標系を維持する。誤差がない場合は、リンクベ
クトルは、宇宙機３０の座標系４０において以下のよう
に再定義される： →Ｓ21＝Ａ・Ｓ・→Ｌ21 Ｓ＝ｆ（→Ｖ1） Ａ＝ｇ（Ａｔｔ1） ここで：→Ｓ21は、宇宙機３０の座標系４０において定
義されるリンクベクトル→Ｌ21を逆にした形である。
【００４５】Ｓは、姿勢オフセットなしに地球中心座標
系３４を理想的な宇宙機３０座標系へ変換する直交変換
行列であり、そして宇宙機３０の速度ベクトル→Ｖ1の
関数である。
【００４６】Ａは、理想的な宇宙機座標系を真の宇宙機
３０座標系４０へ変換する直交変換行列であり、宇宙機
３０姿勢オフセットＡｔｔ1の関数である。
【００４７】リンクベクトルは、図３に示すように、宇
宙機デカルト座標（＾ｘS、＾ｙS、＾ｚS）または宇宙
機球面座標（ＲS、θS、φS）のいずれでも表すことが
できる。但し、ＲSは、宇宙機３０および３２間の有効
距離(range)（距離(distance)）であり、θSは、方位
角、即ち、速度ベクトル→Ｖ1（名目上の宇宙機ｘ軸）
と、速度ベクトルおよび軌道平面に対する法線の両方を
含む平面にリンクベクトル→Ｌ21を投射したものとの間
の角度であり、φSは、仰角、即ち、リンクベクトル→
Ｌ21と、速度ベクトルおよび軌道平面に対する法線の両
方を含む平面にリンクベクトル→Ｌ21を投射したものと
の間の角度である。
【００４８】宇宙機座標系に加えて、各ＩＳＬターミナ
ル１０は、一般に、宇宙機との機械的インターフェース
２６に対して参照される自身の球面座標系を有する。Ｉ
ＳＬターミナル座標系における宇宙機３０上のＩＳＬタ
ーミナル１０のポインティングベクトルと、宇宙機座標
系において規定される２つの宇宙機３０および３２を互
いに関係付けるリンクベクトルとの間の関係は、以下の
式によって与えられる。 →Ｔ21＝Ｂ・→Ｓ21 但し、→Ｔ21は、ＩＳＬターミナル座標系において規定
されるＩＳＬターミナルポインティングベクトルであ
り、Ｂは、宇宙機３０座標系４０からＩＳＬターミナル
１０座標系への変換を行うための直交変換行列である。
【００４９】従って、ターミナル座標系におけるＩＳＬ
ターミナル１０ポインティングベクトルと地球中心座標
系におけるリンクベクトルとの間には、以下に示す既知
の関係がある。
【００５０】→Ｔ21＝Ｂ・Ａ・Ｓ・→Ｌ21 変換行列は直交行列であるので、ＩＳＬターミナルポイ
ンティングベクトル→Ｔ21が既知であれば、上記の関係
を用いて、以下のように、Ａひいては宇宙機姿勢を求め
ることができる。
【００５１】→Ｘ＝Ａ・→Ｙの形を持つ（Ｂ-1・→
Ｔ21）＝Ａ・（Ｓ・→Ｌ21） ｇ-1（Ａ）＝Ａｔｔ1 前記の式は、理想的な誤差の無い系を仮定している。し
かし、姿勢センサをベースにした従来の開ループＩＳＬ
ポインティングでは、ＩＳＬポインティングベクトルの
予測に以下の誤差が生じる。
【００５２】１．２つの宇宙機の位置が宇宙機３０によ
って正確には予測されないので、リンクベクトル→Ｌ21
の予測に誤差Δ→Ｌ21が生じる。
【００５３】２．宇宙機３０は、その真の速度ベクトル
を正確には知らないので、速度誤差Δ→Ｖ1が生じ、ひ
いては、変換行列Ｓの予測に誤差ΔＳが生じる。
【００５４】３．宇宙機３０は、姿勢センサの姿勢誤差
ΔＡｔｔ1のために、予測された速度ベクトルに対する
座標軸整合を正確には知らないので、変換行列Ａの予測
に誤差ΔＡが生じる。
【００５５】４．宇宙機３０座標系４０とターミナル機
械的インターフェース２６との間の関係が、構造的歪み
に起因して誤差を有し、これにより、変換行列Ｂの予測
に誤差ΔＢが生じ得る。
【００５６】５．内部の機械および測定効果(internal
mechanical and measurement effects)に起因して、Ｉ
ＳＬターミナル１０は、搭載インターフェース２６に対
して、ポインティングベクトル命令と比較した場合に、
得られたポインティングベクトルに内部誤差を有し、こ
れにより、命令されたポインティングベクトルに対する
実際のポインティングベクトルΔ→Ｔ21に誤差を生じ得
る。
【００５７】従って、開ループ命令によって得られるポ
インティングベクトル→ＴΔ21は、以下の式によって与
えられる。
【００５８】→ＴΔ21＝（Ｂ＋ΔＢ）・（Ａ＋ΔＡ）・
（Ｓ＋ΔＳ）・（→Ｌ21＋Δ→Ｌ21）＋Δ→Ｔ21 得られたポインティングベクトル→ＴΔ21と必要なポイ
ンティングベクトル→Ｔ21との間の主要誤差項(dominan
t error term)は、名目上ΔＡである（即ち、宇宙機姿
勢知識誤差(spacecraft attitude knowledge error)か
ら）ことに留意されたい。
【００５９】本発明の姿勢決定局面を実施する場合、実
際のＩＳＬリンク（即ち、通信ビーム）が２つの宇宙機
３０および３２を接続し、宇宙機３０上のＩＳＬターミ
ナル１０を使用して宇宙機３０との機械的インターフェ
ース２６に対する実際のリンクについてのポインティン
グ角を測定し、これにより、幾分測定誤差を伴う真のポ
インティングベクトル→Ｔ21を提供する。これを用いて
宇宙機の姿勢を求める場合には、前の予測誤差の一部も
適用される。関係する誤差は以下に示す１〜４である。
【００６０】１．２つの宇宙機の位置が宇宙機３０によ
って正確には予測されないので、リンクベクトル→Ｌ21
の予測に誤差Δ→Ｌ21が生じる。
【００６１】２．宇宙機３０は、その真の速度ベクトル
を正確には知らないので、速度誤差Δ→Ｖ1が生じ、ひ
いては、変換行列Ｓの予測に誤差ΔＳが生じる。
【００６２】３．宇宙機３０座標系４０とターミナル機
械的インターフェース２６との間の関係が、構造的歪み
に起因して誤差を有し、これにより、変換行列Ｂの予測
に誤差ΔＢが生じ得る。
【００６３】４．内部の機械および測定効果に起因し
て、ＩＳＬターミナル１０は、搭載インターフェース２
６に対して、得られたポインティングベクトルの測定に
内部誤差を有し、これにより、実際のベクトル→Ｔ21に
対して測定ポインティングベクトルΔΨ→Ｔ21に誤差を
生じ得る。
【００６４】従って、あるエラーΔΨＡｔｔ1を含む姿
勢の概算値は、
【００６５】
【数４】
【００６６】である。
【００６７】この式におけるエラーコントリビュータ
は、通常、オンボード姿勢センサからのエラーよりも小
さいので、得られた姿勢概算値はより正確であり、つま
りΔΨＡｔｔ1＜ΔＡｔｔ1となる。
【００６８】従って、宇宙機の姿勢オフセットの測定と
同様に、宇宙機３０から宇宙機３２までのポインティン
グ角度を測定し、その測定値を宇宙機３０によって規定
される座標系４０と関連付けられたベクトルに変換し、
宇宙機３０によって決定される予測されたベクトルとこ
の座標系４０内の測定されたベクトルとを比較すること
によって姿勢が求められる。オンボード姿勢センサから
のデータの姿勢の精度を上げるために姿勢データを用い
得、１つ以上のＩＳＬリンクが構築されている場合に
は、宇宙機に他の姿勢センサをオフさせるまたは一度Ｉ
ＳＬリンクが構築されると精度の低いセンサで動作させ
る。次に、向上した姿勢情報が狭ビーム主要通信アンテ
ナ(narrower beam primary communication antenna)の
使用を認め、宇宙機全体またはアンテナプラットフォー
ムの安定性を向上させる。
【００６９】通常、姿勢を概算する際の上記エラーコン
トリビュータの変化速度は、姿勢の動き、特に太陽電池
の動作等の宇宙機での過渡的な事象(transient event)
に起因する姿勢の動きと比較して遅い。更に、主要な残
差エラー期間は、当初、宇宙機の軌道ダイナミクスおよ
び宇宙機軌道情報に関係づけられた期間となり、これは
時間を超えて低減され得る。対照的に、姿勢制御および
姿勢情報は、姿勢センサの性能が任務寿命期間内に劣化
しているので、時間の経過と共に劣化する。更に、本発
明により提供される姿勢の精度は、宇宙機３０および３
２がＧＰＳ等の位置決定センサまたは正確なグラウンド
トラッキングデータを有する場合に、更に向上され得
る。ＩＳＬを横断する(across)位置データを共有するこ
とにより、エラーΔ→Ｌ21およびΔ→Ｖ1が最小化され
得る。更に、宇宙機３０が宇宙機３２以外の宇宙機につ
いての他のＩＳＬリンクを有する場合、姿勢（Ａｔｔ1
＋ΔΨＡｔｔ1）について利用可能な複数の概算値があ
ることが分かる。そして、これらの複数の概算値を結合
することにより、得られる姿勢の概算値に付随するエラ
ーは低減される。
【００７０】本発明の別の局面では、コンピュータシー
ケンスを図８に示すが、宇宙機３０からのＩＳＬリンク
が複数存在するために、捕捉プロセスは、低い周波数の
振動および過渡を含む、時間の経過と共に変化する宇宙
機の姿勢のオフセット、エラーおよび姿勢に対する感度
が低くなる。図４に示すように、宇宙機４２は、複数の
宇宙機４４および４６を有するＩＳＬリンク５０および
５２を有し、新たなＩＳＬリンクを以前に連結されたこ
とのない宇宙機４８で初期化することを必要とする。名
目上、宇宙機４８へのリンクはベクトル５４上にある。
捕捉プロセスは、好適には、図５に示すような走査プロ
セスであり、ここで第１の宇宙機上の１つのＩＳＬター
ミナル６０は、別の宇宙機上のＩＳＬターミナル６６に
よって検知されることを意図して、不確実性の領域(the
field of uncertainty)６４上のビーム６２を走査す
る。ＩＳＬターミナル６０および６６の両方が不確実性
の領域６４と同じまたはそれよりも大きな捕捉領域を有
する。
【００７１】従来のシステムでは、このプロセスは捕捉
を命令するシステムが、ＩＳＬターミナル６０を同じ宇
宙機上の他のＩＳＬターミナルから独立して動作する必
要があり、システムは、上述のように宇宙機の速度ベク
トルについて決定され、ＩＳＬターミナル実装インター
フェースと宇宙機速度ベクトルとの公知の関係および宇
宙機姿勢センサによって測定された宇宙機の姿勢につい
て修正された概算された開ループポインティングベクト
ルを提供する。しかし宇宙機の姿勢は小さな振動および
過渡によって動力学的にかき乱され(purturbed)、姿勢
情報内にエラーを生成する。また、宇宙機の速度ベクト
ルに対するターミナル配列(terminal alignment)の情報
は、特に宇宙機に歪みが生じた際にエラーとなり得る。
このプロセスでは、不確実性の領域が(i)姿勢情報つま
り速度ベクトルと宇宙機の座標系との関係におけるエラ
ー、(ii)宇宙機座標系へのターミナル配列エラーの情報
におけるエラー、(iii)地球中心座標系(earth centered
coordinate system)内の宇宙機速度ベクトルの情報に
おけるエラー、(iv)地球中心座標系内の宇宙機位置の情
報におけるエラー、および(v)実装インターフェースに
関するターミナル内のエラーを包む必要がある。
【００７２】結果として、走査ビームの幅および走査パ
ターンは、少なくとも、姿勢分析能(attitude resoluti
on)および利用可能な精度、真の姿勢からのエラーにお
ける力学的変化、振動および過渡のレベル、および宇宙
機の歪みの変化について考慮せねばならない。これらの
結果として、捕捉走査ビームの幅およびパターンを抑制
する姿勢の精度および宇宙機の安定性について厳しい要
求がなされる。更にこのような従来のシステムでは、Ｉ
ＳＬ開ループポインティングベクトルが振動および過渡
に起因する時間を超える予測不可能な関数である宇宙機
４２の現在の姿勢に依存するので、宇宙機４８へのＩＳ
Ｌポインティングベクトルは、捕捉の間にリアルタイム
で更新されねばならない。従来のシステムがこれらの要
求に対して適当でないのに対して、本発明はこれらの要
求を取り扱うのに適している。
【００７３】本発明の方法を用いると、必要とされるポ
インティングベクトルは、宇宙機４８への予測ベクトル
と、既に宇宙機４２にリンクされている宇宙機４４およ
び４６への予測ベクトルとの間の関係として規定され
る。従って、新しいベクトル５４は、現存するリンク５
０、５２によって規定されるリンク座標系に関連して予
測される。リンク間の関係は、地球中心座標系内で、す
なわち宇宙機の姿勢についての知識を必要とせずに予測
され得る。次に、宇宙機４４、４６へのリンク５０、５
２に対する宇宙機４２からの実際のリンクベクトルが、
ＩＳＬ端末によって測定され、宇宙機座標系、またはす
べてのＩＳＬ端末に共通である他の基準座標系に変換さ
れ、リンク座標系と基準座標系とを関連付けるために使
用される。次に、既知の（予測された）関係を真の（測
定された）ポインティングベクトルに適用することによ
って、端末６０に対するポインティング命令が基準座標
系内で決定される。地球中心座標系からこの基準座標系
への変換は、回転（直交マトリックス変換）を含むだけ
であるため、このような変換後もリンクベクトル間の角
度関係は維持される。すなわちリンク座標系内での関係
は影響を受けない。好適なリンク座標系は、図６に示さ
れるように規定される。図６では、宇宙機４８へのリン
クベクトル６２（ベクトル５４から引き出される）は、
現存するリンクベクトル６４、６６（リンクベクトル５
０、５２から引き出される）の両方が存在する面に関連
して規定される。好適なゼロ角度ベクトル→Ｖ0６８
は、２つのリンクベクトル６４、６６間の中ほどに存在
するベクトルとして面内に規定される。
【００７４】座標系内のリンクベクトルを予測リンクベ
クトルに対して規定したため、測定リンクベクトルを用
いることによって作成される座標系は、以下のエラーに
依存する。
【００７５】１．宇宙機４４、４６の位置は宇宙機４２
によって正確に予測されていないため、リンクベクトル
→Ｌ21および→Ｌ31５０、５２の予測にエラーが生じ
る。
【００７６】２．ＩＳＬ端末座標系間の関係についての
知識は、構造的な歪みによりエラーとなり得、この結
果、リンク５０、５２のための測定データの訂正にエラ
ーが生じ得る。
【００７７】３．ＩＳＬ端末は、それぞれの実際のポイ
ンティングベクトルを搭載インタフェース２６に対して
測定するとき、内部の機械的なおよび測定上の影響によ
り内部エラーを有し得、この結果、リンク５０、５２に
対するポインティングベクトルの測定にエラーが生じ得
る。
【００７８】リンクされる予定のＩＳＬ端末に続いて送
られる命令は、さらに以下の別のエラーを有し得る。
【００７９】４．宇宙機４８の位置は宇宙機４２によっ
て正確に予測されていないため、リンクベクトル→Ｌ41
５４の予測にエラーが生じる。
【００８０】５．ＩＳＬ端末座標系間の関係についての
知識は、構造的な歪みによりエラーとなり得、この結
果、リンク５４に対して使用されるＩＳＬ端末へのポイ
ンティング命令の変換にエラーが生じ得る。
【００８１】６．ＩＳＬ端末は、その実際のポインティ
ングベクトルを搭載インタフェース２６に対して制御す
るとき、内部の機械的なおよび測定上の影響により内部
エラーを有し得、この結果、リンク５４に対して実現さ
れたポインティングベクトルにエラーが生じ得る。
【００８２】これらのエラー状態のいずれも急速に変化
するエラーではなく、姿勢のオフセット、振動または過
渡に対しても、宇宙機の速度ベクトルについての知識に
対しても顕著に敏感ではない。従って、新しい座標系の
作成は、姿勢の正確な測定を必要とせずに姿勢および速
度を経時に追跡する正確な手段である。
【００８３】従って、新しい座標系は、捕捉プロセス中
は安定し得る。よって、捕捉走査ビーム幅およびパター
ンについての、さらに宇宙機から必要とされる姿勢精
度、ならびに振動および過渡の許容レベルについての要
件は、本発明の方法では実質的に緩められる。
【００８４】宇宙機４２のＩＳＬ端末間の機械的な関係
が既知であり一定である場合は、これらの搭載インタフ
ェースと宇宙機座標基準との間の関係についての知識の
精度は重要ではなく、このため宇宙機の歪みの衝撃が除
去される。従って、ＩＳＬ端末は宇宙機との共通の機械
的インタフェース２６を共有し得、すべてがこの共通イ
ンタフェースに堅固に取り付けられ得る。インタフェー
スはさらに、宇宙機に柔軟に取り付けられ得、これによ
り高周波マイクロ振動を宇宙機から受動的に減衰隔離す
ることができ、ＩＳＬ端末での追跡の制約が減少する。
【００８５】本発明では、不確実性の分野に属する多数
のエラーは、特に姿勢の不確実性のほとんどの部分は、
宇宙機４２に対して除去されている。従って、走査パタ
ーンに必要とされるサーチ領域が減少し、これにより、
捕捉プロセスのほとんどの期間がＦＯＵを横断する開ル
ープ走査に必要とされる時間であるため、捕捉時間が改
善される。さらに、上記の関係は姿勢についての正確な
知識に依存しないため、ポインティングデータは予め計
算され得るか、またはＩＳＬ端末コントローラ内で伝達
され得る関係を規定する式として表され得る。これによ
り、宇宙機のコンピュータならびに飛行姿勢および位置
センサへの制約が実質的に低減される。すべての宇宙機
が、ＧＰＳなどの位置決定センサを有するか、または正
確な地面追跡データを有するならば、不確実性はさらに
低減され得る。既に確立されているＩＳＬリンクにわた
って軌道データを共有することによって、位置および速
度エラーによる不確実性は最小限にされ得る。
【００８６】上記に加え、宇宙機４８は、常に不確実領
域全体を調査しているので、捕捉されるためにＩＳＬ接
続を確立する必要がないことにさらに留意されたい。従
って、コンステレーション中の少数の（２〜３）の宇宙
機がＩＳＬリンクを確立すれば、これらの宇宙機は常
に、上記の捕捉ポインティングデータの提供方法を用い
て次の宇宙機に対する捕捉プロセスにおいて、走査モー
ドで用いられ得る。このようにして、コンステレーショ
ン中の最初の少数の接続された宇宙機は、従来のアプロ
ーチによる開ループ捕捉を必要とする。捕捉時間はコン
ステレーションを提供する(populate)初期フェーズにお
いては一般に重要でないため、これらの初期接続には、
宇宙機およびターミナルの要求を制約させない。
【００８７】さらに本発明の方法により、いったん初期
リンクが確立されると宇宙機４２上のＩＳＬターミナル
については不確実領域が実質的に減少するため、捕捉プ
ロセスを改変してＩＳＬターミナルの複雑さを減少させ
るようにする可能性も考えられる。上述の捕捉プロセス
のこの改変バージョンにおいて、第１の宇宙機上のＩＳ
Ｌターミナルは、不確実領域上を複数回ビームで走査す
る。第２の宇宙機上のＩＳＬターミナルは、不確実領域
より小さい視野領域を有しており、第１のＩＳＬターミ
ナルが不確実領域全体を走査する度毎に一回動くよう
に、この視野領域を不確実領域に対してステップしてい
く。受信視野領域は、同じ宇宙機上において他のＩＳＬ
リンクが確立されていないときのみに、すなわち初期の
捕捉についてのみステップされるだけでよいようなサイ
ズにされ得る。視野の減少により、光学系および捕捉検
出器のサイズおよび複雑さに関する制約が緩和される。
【００８８】本発明のさらなる局面において、複数の
（３以上）リンクを用いて、ターミナル座標系と宇宙機
座標系との間の関係の知識の精度を改善し得る。これに
より、ターミナルのうちいずれかがリンク接続を変更し
なければならない場合において捕捉ポインティング知識
が改善される。
【００８９】この本発明の局面において、システムが本
発明による姿勢決定局面を実施する際、コントローラは
まず、本発明の第１の局面において説明したように、全
ての既存のリンクおよび用いられていればその他のセン
サの測定に基づいて更新された、姿勢変換行列Ａを決定
する。次にコントローラは、この決定された変換行列Ａ
を用いてこれらの既存のリンクの全てについてターミナ
ルポインティングベクトルを再予測し、これらの予測値
を実際に測定されたターミナルポインティングベクトル
と比較する。次に比較差を用いて、ターミナル座標系と
宇宙機座標系との間の関係の推定値を訂正する。
【００９０】同様にして、システムが本発明によるリン
ク座標系局面を実施する際、コントローラはリンク座標
系および、全ての接続されたリンクベクトルと予測され
たゼロ角度参照ベクトル→Ｖ0との間の予測された関係
を決定する。コントローラはまた、搭載された参照座標
系中において実際のゼロ角度ベクトルを決定することに
より、測定されたリンクベクトルデータを用いてリンク
座標系をこの搭載座標系に対し参照する(reference)。
次にコントローラは、測定されたリンクベクトルと実際
のゼロ角度ベクトルとの間の角度を決定する。次にこれ
らの角度を予測された角度に対して比較する。次に比較
差を用いてターミナル座標系間の関係の推定値を訂正す
る。
【００９１】
【発明の効果】従って本発明は、複数のＩＳＬおよび宇
宙機をコンステレーション状に用い、宇宙機の軌道パラ
メータの正確な知識を提供し、ＩＳＬポインティングベ
クトルを動的に測定する能力を提供することにより、高
精度かつ安定な姿勢データをＩＳＬターミナルから宇宙
機に提供することを可能にする。これによって、より狭
いビームの通信アンテナを用いること、宇宙機全体また
はアンテナプラットホームの安定化、およびＩＳＬがア
クティブである間において宇宙機上の他の姿勢センサの
利用を無くすかあるいは減らすことが可能になることに
より、電力の温存および／または宇宙機姿勢データの信
頼性を高めることが可能になる。本発明はまた、捕捉プ
ロセス中の宇宙機の姿勢のドリフトや変異および振動に
対する高い許容度を提供し、捕捉したい宇宙機からの姿
勢知識を得るためのＩＳＬ要求が減少させ、ＩＳＬによ
ってリンクされた複数の宇宙機を含むシステム中におけ
るＩＳＬの捕捉時間を減少させ、捕捉用のＩＳＬターミ
ナルの複雑さを減少させる。
【００９２】本発明を低地球軌道通信コンステレーショ
ンに関して説明したが、このタイプの宇宙機に限定され
ない。観察プラットホームの安定化および付随する効果
のため、および通信リンクと天文的観察または地球上観
察とを用いた複数使用宇宙機などのための、２つ以上の
宇宙機、静止コンステレーション、地球資源宇宙機を用
いる長距離ベースライン無線または光学的天文学など
の、その他の場合にも応用可能である。
【００９３】上記のように、本発明は以前のシステムに
関連する多くの問題を解決し、改善された能力、効率、
および信頼性を提供する。しかし、付属の請求項で表現
される本発明の原則および範囲内において、当業者は本
発明の性質を説明するために本明細書において記載し例
示した部材の詳細、材料および構成の様々な変更をなし
得ることが、理解される。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による単一のＩＳＬターミナルを示すブ
ロック図である。
【図２】本発明によるＩＳＬによってリンクされた軌道
上の２つの宇宙機の位置関係を示す図である。
【図３】本発明によって実施される座標変換関係を示す
図である。
【図４】本発明によるＩＳＬ信号捕捉に対する宇宙機の
関係を示す図である。
【図５】ＩＳＬ捕捉段階に対するビームと視野との関係
を示す。
【図６】改善された捕捉のために本発明によって得られ
た新しい座標システムである。
【図７】本発明による宇宙機の飛行姿勢決定のためのＩ
ＳＬターミナルを利用するコンピュータ実行型方法の工
程を示すフローチャートである。
【図８】本発明による捕捉段階にあるＩＳＬターミナル
を制御するコンピュータ実行型方法の工程を示すフロー
チャートである。
【符号の説明】
１０ ＩＳＬターミナル １２ 制御ユニット １４ 操作ユニット １６ 追跡ユニット １８ 測定ユニット ２０ 送信ユニット ２２ 受信ユニット ２４ 捕捉ユニット ２６ 機械インタフェース ３０ 宇宙機
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 599050343 1600 Ｃｏｍｍｅｒｃｅ Ｓｔｒｅｅｔ, Ｂｏｕｌｄｅｒ， Ｃｏｌｏｒａｄｏ 80301， Ｕ．Ｓ．Ａ. (72)発明者 ジョセフ ゴア カナダ国 エヌ１ティー １エム３ オン タリオ， ケンブリッジ， チャンバーレ イン ドライブ 51 (72)発明者 アンソニー サート アメリカ合衆国 コロラド 80303， ボ ルダー， タントラ ドライブ 662 (72)発明者 ウエイゴ チェン カナダ国 エヌ１ティー １ジー２ オン タリオ， ケンブリッジ， ベン ドライ ブ 28

Claims (21)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 第１の宇宙機の姿勢を決定する方法であ
    って、 該第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の予想リンクベク
    トルを計算するステップと、 該第１の宇宙機と該第２の宇宙機とを接続するリンクか
    ら測定リンクベクトルを得るステップと、 該予想リンクベクトルおよび該測定リンクベクトルにお
    ける差を比較して、該第１の宇宙機の姿勢を決定するス
    テップと、 を包含する方法。
  2. 【請求項２】 前記予想リンクベクトルを確立するステ
    ップが、前記第１の宇宙機と少なくとも１つの他の宇宙
    機との間の予想位置座標における差を決定することを含
    む、請求項１に記載の方法。
  3. 【請求項３】 リンクされた宇宙機からの位置データを
    前記第１の宇宙機に与え、前記予想位置座標を決定する
    ステップをさらに含む、請求項２に記載の方法。
  4. 【請求項４】 前記予想リンクベクトルを前記第１の宇
    宙機の宇宙機座標系に参照させるステップをさらに含
    む、請求項１に記載の方法。
  5. 【請求項５】 前記宇宙機座標系が、宇宙機速度ベクト
    ルに対して既知の配列状態にあると仮定され、前記参照
    させるステップが、前記リンクベクトルを軌道位置座標
    系から該宇宙機座標系に変換することを含む、請求項４
    に記載の方法。
  6. 【請求項６】 前記予想リンクベクトルが、前記第２の
    宇宙機の範囲、アジマス、および高さを前記第１の宇宙
    機に関連づける座標を有する変換関数を用いて変換され
    る、請求項４に記載の方法。
  7. 【請求項７】 前記比較するステップが、前記予想リン
    クベクトルと前記測定リンクベクトルとの間のアジマス
    および高さの差を測定することを含む、請求項６に記載
    の方法。
  8. 【請求項８】 複数のそれぞれの宇宙機間で複数の予想
    および測定リンクベクトルを確立し、該それぞれの予想
    および測定リンクベクトルを比較して、前記第１の宇宙
    機における姿勢オフセットの量を決定することをさらに
    含む、請求項１に記載の方法。
  9. 【請求項９】 第１の宇宙機から第２の宇宙機への開ル
    ープポインティングを確立する方法であって、 該第１の宇宙機と該第２の宇宙機との間の一次予想リン
    クベクトルを計算するステップであって、該一次予想リ
    ンクベクトルが、該第１の宇宙機と少なくとも１つのそ
    れぞれの他の宇宙機との間の少なくとも１つの二次予想
    リンクベクトルに関連して定義される、ステップと、 該第１の宇宙機と該少なくとも１つのそれぞれの他の宇
    宙機との間の少なくとも１つの測定リンクベクトルを得
    るステップと、 該一次予想リンクベクトルおよび該少なくとも１つの測
    定リンクベクトルを用いることによって、該第１の宇宙
    機と該第２の宇宙機との間のＩＳＬリンクのための開ル
    ープポインティングを確立するステップと、 を包含する方法。
  10. 【請求項１０】 前記一次予想リンクベクトルを確立す
    るステップが、前記第１の宇宙機と前記少なくとも１つ
    の他の宇宙機との間の予想位置座標における差を決定す
    ることを含む、請求項９に記載の方法。
  11. 【請求項１１】 リンクされた宇宙機からの位置データ
    を前記第１の宇宙機に与え、前記予想位置座標として用
    いるステップをさらに含む、請求項１０に記載の方法。
  12. 【請求項１２】 前記開ループポインティングが、走査
    ビームプロセスを用いて前記第２の宇宙機を捕捉する
    （ａｃｑｕｉｒｅ）ことをさらに含む、請求項９に記載
    の方法。
  13. 【請求項１３】 衛星間リンクを宇宙機間に提供するた
    めのターミナルであって、 該ターミナルを宇宙機に接続し、ポインティング角が参
    照できる座標系を提供するための機械的インターフェー
    スと、 入ってくる受信ビームから通信データを、遠隔ターミナ
    ルを用いて衛星間リンクに沿って回収するための受信ユ
    ニットと、 通信データを出て行く送信ビームとして該衛星間リンク
    に沿って該遠隔ターミナルに発するための送信ユニット
    と、 該入ってくる受信ビームおよび出て行く送信ビームを該
    機械的インターフェースに参照されたそれぞれの所望の
    ポインティング角で操作し、該衛星間リンクを維持する
    ための操作ユニットと、 該入ってくる受信ビームの入射方向をモニタするための
    トラックユニットと、該機械的インターフェースに参照
    された該操作手段の実際のポインティング角を正確に測
    定するための測定ユニットと、 該測定ユニットからデータを受信し、該データを該座標
    系と比較して宇宙機の姿勢の変更を測定し、該操作ユニ
    ットを制御し、該ポインティング角を補正して宇宙機の
    姿勢の変更を補償し、該衛星間リンクを維持するための
    制御ユニットと、 を含むターミナル。
  14. 【請求項１４】 最初に、前記遠隔ターミナルから入っ
    てくる受信ビーム信号を検出し、正しいポインティング
    角を決定して衛星間リンクを確立するための捕捉ユニッ
    トをさらに含む、請求項１３に記載のターミナル。
  15. 【請求項１５】 前記宇宙機が、複数の前記ターミナル
    を含み、該ターミナルのそれぞれが、互いにかつ前記宇
    宙機座標系に位置的に関連する、請求項１３に記載のタ
    ーミナル。
  16. 【請求項１６】 １つより多くの前記ターミナルが姿勢
    データを提供するために用いられる、請求項１５に記載
    のターミナル。
  17. 【請求項１７】 前記制御ユニットがマイクロプロセッ
    サ装置を含む、請求項１３に記載のターミナル。
  18. 【請求項１８】 前記操作ユニットが、前記送信および
    受信ビームを操作するためのアクティブな光学素子を含
    む、請求項１３に記載のターミナル。
  19. 【請求項１９】 前記ターミナルが、前記宇宙機の姿勢
    を決定するために用いられ得る姿勢データを該宇宙機に
    提供する、請求項１３に記載のターミナル。
  20. 【請求項２０】 前記提供された姿勢データが、前記宇
    宙機の姿勢を制御するために用いられる、請求項１９に
    記載のターミナル。
  21. 【請求項２１】 前記ターミナルが、宇宙機上の安定し
    たプラットフォームを制御するための姿勢データを提供
    する、請求項１３に記載のターミナル。
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