JP2000159200A - 宇宙航行体の航法システム及び航法方法 - Google Patents
宇宙航行体の航法システム及び航法方法Info
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- JP2000159200A JP2000159200A JP10340101A JP34010198A JP2000159200A JP 2000159200 A JP2000159200 A JP 2000159200A JP 10340101 A JP10340101 A JP 10340101A JP 34010198 A JP34010198 A JP 34010198A JP 2000159200 A JP2000159200 A JP 2000159200A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 従来、ターゲット宇宙機が任意の姿勢をとる
場合や、姿勢変動がある場合、さらにチェーサー宇宙機
が任意の向きから接近する場合などは適用できないとい
う課題があった。 【解決手段】 概ね回転対称の構造を有するターゲット
宇宙機を撮像するＴＶカメラ１と、取得された画像から
画像上でのターゲット宇宙機の回転軸を検出し、前記回
転軸まわりの直径を算出し、前記算出した直径と前記タ
ーゲット宇宙機の実際の直径とを比較することによりチ
ェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離を
算出し、前記相対距離の算出を複数の時間において行う
ことにより相対速度を算出するコンピュータ装置３を備
えた。 【効果】 ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても直
接、相対距離と相対速度を求めることができる。
場合や、姿勢変動がある場合、さらにチェーサー宇宙機
が任意の向きから接近する場合などは適用できないとい
う課題があった。 【解決手段】 概ね回転対称の構造を有するターゲット
宇宙機を撮像するＴＶカメラ１と、取得された画像から
画像上でのターゲット宇宙機の回転軸を検出し、前記回
転軸まわりの直径を算出し、前記算出した直径と前記タ
ーゲット宇宙機の実際の直径とを比較することによりチ
ェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離を
算出し、前記相対距離の算出を複数の時間において行う
ことにより相対速度を算出するコンピュータ装置３を備
えた。 【効果】 ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても直
接、相対距離と相対速度を求めることができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、ターゲット宇宙
機を保守、点検する際に、軌道保持するための宇宙航行
体（チェーサー宇宙機）の航法システム及び航法方法に
関するものである。
機を保守、点検する際に、軌道保持するための宇宙航行
体（チェーサー宇宙機）の航法システム及び航法方法に
関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来から、このような軌道保持のために
軌道上チェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相
対位置や相対速度を画像から求める方法や装置が提案さ
れてきた。
軌道上チェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相
対位置や相対速度を画像から求める方法や装置が提案さ
れてきた。
【０００３】従来の宇宙航行体の航法システムについて
図面を参照しながら説明する。図７及び図８は、例えば
特開平６−１６１９６号公報に示された従来の宇宙航行
体の航法システムにより画像からターゲット宇宙機の相
対位置を決める方法を示す図、及びこの方法の原理を説
明するための図である。
図面を参照しながら説明する。図７及び図８は、例えば
特開平６−１６１９６号公報に示された従来の宇宙航行
体の航法システムにより画像からターゲット宇宙機の相
対位置を決める方法を示す図、及びこの方法の原理を説
明するための図である。
【０００４】図７及び図８において、１００はターゲッ
ト宇宙機、１０１はターゲット宇宙機１００の軌道、１
０２は太陽電池パドルである。また、２００はチェーサ
ー宇宙機、２０１はチェーサー宇宙機２００の軌道であ
る。
ト宇宙機、１０１はターゲット宇宙機１００の軌道、１
０２は太陽電池パドルである。また、２００はチェーサ
ー宇宙機、２０１はチェーサー宇宙機２００の軌道であ
る。
【０００５】つぎに、前述した従来の宇宙航行体の航法
システムの動作について図面を参照しながら説明する。
システムの動作について図面を参照しながら説明する。
【０００６】図７において、ターゲット宇宙機１００に
固定された座標系Ｏ−ＸＹＺのＸ軸は、正確に軌道１０
１の接線上にあり、Ｚ軸は正確に地球中心に向かってい
る。また、ターゲット宇宙機１００に取り付けられた太
陽電池パドル１０２はＹ軸の方向に伸びている。
固定された座標系Ｏ−ＸＹＺのＸ軸は、正確に軌道１０
１の接線上にあり、Ｚ軸は正確に地球中心に向かってい
る。また、ターゲット宇宙機１００に取り付けられた太
陽電池パドル１０２はＹ軸の方向に伸びている。
【０００７】一方、チェーサー宇宙機２００に固定され
た座標系ｏ−ｘｙｚのｘ軸は、正確に軌道２０１の接線
上にあり、ｚ軸は正確に地球中心に向かっている。
た座標系ｏ−ｘｙｚのｘ軸は、正確に軌道２０１の接線
上にあり、ｚ軸は正確に地球中心に向かっている。
【０００８】図８は、チェーサー宇宙機２００からＴＶ
カメラで撮影されたターゲット宇宙機１００の画像であ
る。
カメラで撮影されたターゲット宇宙機１００の画像であ
る。
【０００９】図８において、ｓはチェーサー宇宙機２０
０からのターゲット宇宙機１００の高さを表わし、ａｇ
とａｄは太陽電池パドル１０２のそれぞれ左端と右端の
方位を表わす。
０からのターゲット宇宙機１００の高さを表わし、ａｇ
とａｄは太陽電池パドル１０２のそれぞれ左端と右端の
方位を表わす。
【００１０】太陽電池パドル１０２の実際の長さと、ａ
ｇとａｄの和との比較から、ターゲット宇宙機１００ま
での距離が算出される。また、ｓ、ａｇ、ａｄからター
ゲット宇宙機１００の画像上での位置が表わされるが、
これから両宇宙機の相対的な軌道のずれが算出できる。
ｇとａｄの和との比較から、ターゲット宇宙機１００ま
での距離が算出される。また、ｓ、ａｇ、ａｄからター
ゲット宇宙機１００の画像上での位置が表わされるが、
これから両宇宙機の相対的な軌道のずれが算出できる。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】上述したような従来の
宇宙航行体の航法システムでは、画像からターゲット宇
宙機１００の相対位置を決める方法において、ターゲッ
ト宇宙機１００が安定して一定の既知の姿勢を維持して
いることを前提としているので、ターゲット宇宙機１０
０が任意の姿勢をとる場合や、姿勢変動がある場合、さ
らにチェーサー宇宙機が任意の向きから接近する場合な
どは適用できないという問題点があった。
宇宙航行体の航法システムでは、画像からターゲット宇
宙機１００の相対位置を決める方法において、ターゲッ
ト宇宙機１００が安定して一定の既知の姿勢を維持して
いることを前提としているので、ターゲット宇宙機１０
０が任意の姿勢をとる場合や、姿勢変動がある場合、さ
らにチェーサー宇宙機が任意の向きから接近する場合な
どは適用できないという問題点があった。
【００１２】この発明は、前述した問題点を解決するた
めになされたもので、ターゲット宇宙機が概ね回転対称
の構造をしている場合に、その構造を利用して高速で簡
便なターゲット宇宙機の相対位置と相対速度を求めるこ
とができる宇宙航行体の航法システム及び航行方法を得
ることを目的とする。
めになされたもので、ターゲット宇宙機が概ね回転対称
の構造をしている場合に、その構造を利用して高速で簡
便なターゲット宇宙機の相対位置と相対速度を求めるこ
とができる宇宙航行体の航法システム及び航行方法を得
ることを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】この発明に係る宇宙航行
体の航法システムは、概ね回転対称の構造を有するター
ゲット宇宙機を撮像する撮像手段と、取得された画像か
ら画像上でのターゲット宇宙機の回転軸を検出し、前記
回転軸まわりの直径を算出し、前記算出した直径と前記
ターゲット宇宙機の実際の直径とを比較することにより
チェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離
を算出し、前記相対距離の算出を複数の時間において行
うことにより相対速度を算出する画像処理手段とを備え
たものである。
体の航法システムは、概ね回転対称の構造を有するター
ゲット宇宙機を撮像する撮像手段と、取得された画像か
ら画像上でのターゲット宇宙機の回転軸を検出し、前記
回転軸まわりの直径を算出し、前記算出した直径と前記
ターゲット宇宙機の実際の直径とを比較することにより
チェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離
を算出し、前記相対距離の算出を複数の時間において行
うことにより相対速度を算出する画像処理手段とを備え
たものである。
【００１４】また、この発明に係る宇宙航行体の航法シ
ステムは、前記画像処理手段が、前記撮像手段により撮
像された画像を所定のしきい値を用いて２値化しノイズ
を除去する２値化演算部と、前記２値化された画像上で
ターゲット宇宙機の回転軸を検出する回転軸検出演算部
と、前記回転軸まわりの画像上での直径を算出する直径
算出演算部と、前記算出した直径と前記ターゲット宇宙
機の実際の直径とを比較することによりチェーサー宇宙
機からターゲット宇宙機までの相対距離を算出する相対
距離算出演算部と、前記相対距離の算出を複数の時間に
おいて行うことにより相対速度を算出する相対速度算出
演算部とを有するものである。
ステムは、前記画像処理手段が、前記撮像手段により撮
像された画像を所定のしきい値を用いて２値化しノイズ
を除去する２値化演算部と、前記２値化された画像上で
ターゲット宇宙機の回転軸を検出する回転軸検出演算部
と、前記回転軸まわりの画像上での直径を算出する直径
算出演算部と、前記算出した直径と前記ターゲット宇宙
機の実際の直径とを比較することによりチェーサー宇宙
機からターゲット宇宙機までの相対距離を算出する相対
距離算出演算部と、前記相対距離の算出を複数の時間に
おいて行うことにより相対速度を算出する相対速度算出
演算部とを有するものである。
【００１５】また、この発明に係る宇宙航行体の航法シ
ステムは、前記直径算出演算部が、前記回転軸まわりの
最大直径を算出し、前記相対距離算出演算部が、前記算
出した最大直径と前記ターゲット宇宙機の実際の最大直
径とを比較することによりチェーサー宇宙機からターゲ
ット宇宙機までの相対距離を算出するものである。
ステムは、前記直径算出演算部が、前記回転軸まわりの
最大直径を算出し、前記相対距離算出演算部が、前記算
出した最大直径と前記ターゲット宇宙機の実際の最大直
径とを比較することによりチェーサー宇宙機からターゲ
ット宇宙機までの相対距離を算出するものである。
【００１６】さらに、この発明に係る宇宙航行体の航法
システムは、前記直径算出演算部が、光源の入射方向が
斜めからでターゲット宇宙機の像に陰を生じ見かけの直
径が短くなるのを、光源の入射方向が既知であることを
利用して前記算出した直径を補正するものである。
システムは、前記直径算出演算部が、光源の入射方向が
斜めからでターゲット宇宙機の像に陰を生じ見かけの直
径が短くなるのを、光源の入射方向が既知であることを
利用して前記算出した直径を補正するものである。
【００１７】この発明に係る宇宙航行体の航法方法は、
概ね回転対称の構造を有するターゲット宇宙機を撮像す
る撮像ステップと、取得された画像から画像上でのター
ゲット宇宙機の回転軸を検出する回転軸検出ステップ
と、前記回転軸まわりの直径を算出する直径算出ステッ
プと、前記算出した直径と前記ターゲット宇宙機の実際
の直径とを比較することによりチェーサー宇宙機からタ
ーゲット宇宙機までの相対距離を算出する相対距離算出
ステップと、前記相対距離の算出を複数の時間において
行うことにより相対速度を算出する相対速度算出ステッ
プとを含むものである。
概ね回転対称の構造を有するターゲット宇宙機を撮像す
る撮像ステップと、取得された画像から画像上でのター
ゲット宇宙機の回転軸を検出する回転軸検出ステップ
と、前記回転軸まわりの直径を算出する直径算出ステッ
プと、前記算出した直径と前記ターゲット宇宙機の実際
の直径とを比較することによりチェーサー宇宙機からタ
ーゲット宇宙機までの相対距離を算出する相対距離算出
ステップと、前記相対距離の算出を複数の時間において
行うことにより相対速度を算出する相対速度算出ステッ
プとを含むものである。
【００１８】また、この発明に係る宇宙航行体の航法方
法は、前記直径算出ステップでは、前記回転軸まわりの
最大直径を算出し、前記相対距離算出ステップでは、前
記算出した最大直径と前記ターゲット宇宙機の実際の最
大直径とを比較することによりチェーサー宇宙機からタ
ーゲット宇宙機までの相対距離を算出するものである。
法は、前記直径算出ステップでは、前記回転軸まわりの
最大直径を算出し、前記相対距離算出ステップでは、前
記算出した最大直径と前記ターゲット宇宙機の実際の最
大直径とを比較することによりチェーサー宇宙機からタ
ーゲット宇宙機までの相対距離を算出するものである。
【００１９】さらに、この発明に係る宇宙航行体の航法
方法は、前記直径算出ステップでは、光源の入射方向が
斜めからでターゲット宇宙機の像に陰を生じ見かけの直
径が短くなるのを、光源の入射方向が既知であることを
利用して前記算出した直径を補正するものである。
方法は、前記直径算出ステップでは、光源の入射方向が
斜めからでターゲット宇宙機の像に陰を生じ見かけの直
径が短くなるのを、光源の入射方向が既知であることを
利用して前記算出した直径を補正するものである。
【００２０】
【発明の実施の形態】実施の形態１．この発明の実施の
形態１に係る宇宙航行体の航法システムについて図面を
参照しながら説明する。図１は、この発明の実施の形態
１に係る宇宙航行体（チェーサー宇宙機）の航法システ
ムの構成を示す図である。
形態１に係る宇宙航行体の航法システムについて図面を
参照しながら説明する。図１は、この発明の実施の形態
１に係る宇宙航行体（チェーサー宇宙機）の航法システ
ムの構成を示す図である。
【００２１】図１において、１はＴＶカメラ（撮像手
段）、２はディジタル画像データ、３はコンピュータ装
置（画像処理手段）である。また、４は２値化演算部、
５は回転軸検出演算部、６は直径算出演算部、７は相対
距離算出演算部、８は相対速度算出演算部である。
段）、２はディジタル画像データ、３はコンピュータ装
置（画像処理手段）である。また、４は２値化演算部、
５は回転軸検出演算部、６は直径算出演算部、７は相対
距離算出演算部、８は相対速度算出演算部である。
【００２２】つぎに、前述した実施の形態１に係る宇宙
航行体の航法システムの動作について図面を参照しなが
ら説明する。図２は、この実施の形態１に係る宇宙航行
体の航法システムにおける、ターゲット宇宙機の画像上
での回転軸まわりの最大直径を説明するための図であ
る。また、図３は、この実施の形態１に係る宇宙航行体
の航法システムにおいて、ターゲット宇宙機の画像の例
を用いて、最大直径算出処理を実行した結果を示す図で
ある。さらに、図４は、この実施の形態１に係る宇宙航
行体の航法システムにおいて、ターゲット宇宙機の画像
の例を用いて、相対速度算出処理を実行した結果を示す
図である。なお、各図中、同一符号は同一又は相当部分
を示す。また、図によっては宇宙機の画像例として、円
筒物体を描いている。
航行体の航法システムの動作について図面を参照しなが
ら説明する。図２は、この実施の形態１に係る宇宙航行
体の航法システムにおける、ターゲット宇宙機の画像上
での回転軸まわりの最大直径を説明するための図であ
る。また、図３は、この実施の形態１に係る宇宙航行体
の航法システムにおいて、ターゲット宇宙機の画像の例
を用いて、最大直径算出処理を実行した結果を示す図で
ある。さらに、図４は、この実施の形態１に係る宇宙航
行体の航法システムにおいて、ターゲット宇宙機の画像
の例を用いて、相対速度算出処理を実行した結果を示す
図である。なお、各図中、同一符号は同一又は相当部分
を示す。また、図によっては宇宙機の画像例として、円
筒物体を描いている。
【００２３】宇宙航行体の航法システムは、ＴＶカメラ
（撮像手段）１及びコンピュータ装置（画像処理手段）
３から構成される。ＴＶカメラ１は、概ね回転対称の形
状をもつターゲット宇宙機を含む周辺の画像を撮像し、
ディジタル画像データ２を出力する。このディジタル画
像データ２は、コンピュータ装置３へ入力される。
（撮像手段）１及びコンピュータ装置（画像処理手段）
３から構成される。ＴＶカメラ１は、概ね回転対称の形
状をもつターゲット宇宙機を含む周辺の画像を撮像し、
ディジタル画像データ２を出力する。このディジタル画
像データ２は、コンピュータ装置３へ入力される。
【００２４】コンピュータ装置３では、まず、２値化演
算部４で適当なしきい値を用いて２値化されノイズの除
去が行われる。次いで、回転軸検出演算部５でターゲッ
ト宇宙機の画像上での回転軸の算出が行われる。この算
出の方法としては、例えば平面上で重心と慣性モーメン
トを求めて、２つの主軸の方向の１つを選ぶようにすれ
ば良い。
算部４で適当なしきい値を用いて２値化されノイズの除
去が行われる。次いで、回転軸検出演算部５でターゲッ
ト宇宙機の画像上での回転軸の算出が行われる。この算
出の方法としては、例えば平面上で重心と慣性モーメン
トを求めて、２つの主軸の方向の１つを選ぶようにすれ
ば良い。
【００２５】次に、直径算出演算部６では回転軸まわり
の画像上での最大直径の算出が行われる。この最大直径
と実際の最大直径との比較から、相対距離算出演算部７
で相対距離の算出が行われる。すなわち、実際の最大直
径をＬ［ｍ］、ＴＶカメラ１の視野角をφ［度］、画素
数をＭ×Ｍ、画像上での最大直径をＤ［画素］とする
と、相対距離ｘ［ｍ］は次の式１により求められる。
の画像上での最大直径の算出が行われる。この最大直径
と実際の最大直径との比較から、相対距離算出演算部７
で相対距離の算出が行われる。すなわち、実際の最大直
径をＬ［ｍ］、ＴＶカメラ１の視野角をφ［度］、画素
数をＭ×Ｍ、画像上での最大直径をＤ［画素］とする
と、相対距離ｘ［ｍ］は次の式１により求められる。
【００２６】 ｘ＝（Ｌ／Ｄ）×（１８０／π）×（Ｍ／φ） ・・・式１
【００２７】次に、相対速度算出演算部８では複数の時
間における相対距離を蓄積しておいて、それらから相対
速度の算出が行われる。この相対速度の算出には、例え
ば最小２乗法を用いることができる。
間における相対距離を蓄積しておいて、それらから相対
速度の算出が行われる。この相対速度の算出には、例え
ば最小２乗法を用いることができる。
【００２８】図２には、画像上でターゲット宇宙機の回
転軸まわりの最大直径を算出する一つの方法を示す。こ
こでは、回転軸の両側でそれぞれ回転軸からの距離の最
大値Ｄ１とＤ２を求め、両者を加算して最大直径の推定
値（Ｄ＝Ｄ１＋Ｄ２）としている。
転軸まわりの最大直径を算出する一つの方法を示す。こ
こでは、回転軸の両側でそれぞれ回転軸からの距離の最
大値Ｄ１とＤ２を求め、両者を加算して最大直径の推定
値（Ｄ＝Ｄ１＋Ｄ２）としている。
【００２９】図３には、直径算出演算部６で得られる、
最大直径の算出結果の例を示す。図３において、（ａ）
は入力画像、（ｂ）は２値化してのちノイズの除去され
た画像をそれぞれ示す。また、（ｃ）は慣性モーメント
の主軸の計算から得られた回転軸を示すが、同時に慣性
モーメントに対応する楕円も重ね書きしてある。さら
に、（ｄ）は回転軸まわりの最大直径の算出結果を示
す。
最大直径の算出結果の例を示す。図３において、（ａ）
は入力画像、（ｂ）は２値化してのちノイズの除去され
た画像をそれぞれ示す。また、（ｃ）は慣性モーメント
の主軸の計算から得られた回転軸を示すが、同時に慣性
モーメントに対応する楕円も重ね書きしてある。さら
に、（ｄ）は回転軸まわりの最大直径の算出結果を示
す。
【００３０】図４には、相対速度算出演算部８で得られ
る相対速度の算出結果を示す。図４において、横軸は蓄
積された相対距離の個数（frame number）を、縦軸は
速度を表わす。図中、四角（□）のシンボルでプロット
してある点が算出された相対速度を表わす。また、図４
には、理論的な推定限界を表わす「Ｃｒａｍｅｒ−Ｒａ
ｏ」の下界σの３倍のレベルも同時にプロットしてあ
る。この図４から明らかなように、相対速度の推定値と
しては極めて良好な特性をもつことがわかる。
る相対速度の算出結果を示す。図４において、横軸は蓄
積された相対距離の個数（frame number）を、縦軸は
速度を表わす。図中、四角（□）のシンボルでプロット
してある点が算出された相対速度を表わす。また、図４
には、理論的な推定限界を表わす「Ｃｒａｍｅｒ−Ｒａ
ｏ」の下界σの３倍のレベルも同時にプロットしてあ
る。この図４から明らかなように、相対速度の推定値と
しては極めて良好な特性をもつことがわかる。
【００３１】以上のように、この実施の形態１に係る宇
宙航行体の航法システムによれば、対象とするターゲッ
ト宇宙機を概ね回転対称の物体に制限することで、姿勢
角を求めなくても直接、相対距離や相対速度を求めるこ
とができ、相対距離と速度の情報が重要な衝突防止のた
めの軌道保持計画に適している。
宙航行体の航法システムによれば、対象とするターゲッ
ト宇宙機を概ね回転対称の物体に制限することで、姿勢
角を求めなくても直接、相対距離や相対速度を求めるこ
とができ、相対距離と速度の情報が重要な衝突防止のた
めの軌道保持計画に適している。
【００３２】実施の形態２．上記の実施の形態１では、
ターゲット宇宙機までの相対距離を求めるのに、ターゲ
ット宇宙機の回転軸まわりでの最大直径を用いていた
が、最大直径の代わりに、回転軸に沿ったある位置での
直径を用いるようにしても良く、同様の効果が期待でき
る。
ターゲット宇宙機までの相対距離を求めるのに、ターゲ
ット宇宙機の回転軸まわりでの最大直径を用いていた
が、最大直径の代わりに、回転軸に沿ったある位置での
直径を用いるようにしても良く、同様の効果が期待でき
る。
【００３３】実施の形態３．この発明の実施の形態３に
係る宇宙航行体の航法システムについて図面を参照しな
がら説明する。図５は、この実施の形態３に係る宇宙航
行体の航法システムにおいて、光源の向きが斜めである
場合の見かけの回転半径を示す図である。また、図６
は、この実施の形態３に係る宇宙航行体の航法システム
において、光源の向きが斜めである場合に、ターゲット
宇宙機の例を用いて、直径算出処理を実行した結果を示
す図である。
係る宇宙航行体の航法システムについて図面を参照しな
がら説明する。図５は、この実施の形態３に係る宇宙航
行体の航法システムにおいて、光源の向きが斜めである
場合の見かけの回転半径を示す図である。また、図６
は、この実施の形態３に係る宇宙航行体の航法システム
において、光源の向きが斜めである場合に、ターゲット
宇宙機の例を用いて、直径算出処理を実行した結果を示
す図である。
【００３４】上記の実施の形態１及び２では、ターゲッ
ト宇宙機の全体が撮像されることを前提として相対距離
と相対速度の算出していたが、光源が斜めからでターゲ
ット宇宙機の一部が陰になって見かけ上の回転軸まわり
の直径が小さくなる場合がある。
ト宇宙機の全体が撮像されることを前提として相対距離
と相対速度の算出していたが、光源が斜めからでターゲ
ット宇宙機の一部が陰になって見かけ上の回転軸まわり
の直径が小さくなる場合がある。
【００３５】図５には、この場合の見かけの直径が縮小
している様子を示す。図５の中の各図は、図３と同様で
ある。さらに、図６には、この見かけの縮小分を、光源
の方向が既知であることを利用して補正する方法を示
す。
している様子を示す。図５の中の各図は、図３と同様で
ある。さらに、図６には、この見かけの縮小分を、光源
の方向が既知であることを利用して補正する方法を示
す。
【００３６】すなわち、図６に示すように、光源（太
陽）の入射方向と視線方向のなす角をθとしたとき、見
かけの直径Ｄは次の式２で補正してＤ’を直径の推定値
として用いることにより、上記の実施の形態１及び２と
同様の相対距離と相対速度の算出を行うことができる。
陽）の入射方向と視線方向のなす角をθとしたとき、見
かけの直径Ｄは次の式２で補正してＤ’を直径の推定値
として用いることにより、上記の実施の形態１及び２と
同様の相対距離と相対速度の算出を行うことができる。
【００３７】 Ｄ’＝２Ｄ／（１＋ｃｏｓθ） ・・・式２
【００３８】上記の実施の形態１及び２と同様に、ター
ゲット宇宙機の相対位置と相対速度を決める方法におい
ては、対象の形状を回転対称の物体に制限することで、
ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても直接、相対距
離と相対速度を求めることができる。
ゲット宇宙機の相対位置と相対速度を決める方法におい
ては、対象の形状を回転対称の物体に制限することで、
ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても直接、相対距
離と相対速度を求めることができる。
【００３９】
【発明の効果】この発明に係る宇宙航行体の航法システ
ムは、以上説明したとおり、概ね回転対称の構造を有す
るターゲット宇宙機を撮像する撮像手段と、取得された
画像から画像上でのターゲット宇宙機の回転軸を検出
し、前記回転軸まわりの直径を算出し、前記算出した直
径と前記ターゲット宇宙機の実際の直径とを比較するこ
とによりチェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの
相対距離を算出し、前記相対距離の算出を複数の時間に
おいて行うことにより相対速度を算出する画像処理手段
とを備えたので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなく
ても直接、相対距離と相対速度を求めることができると
いう効果を奏する。
ムは、以上説明したとおり、概ね回転対称の構造を有す
るターゲット宇宙機を撮像する撮像手段と、取得された
画像から画像上でのターゲット宇宙機の回転軸を検出
し、前記回転軸まわりの直径を算出し、前記算出した直
径と前記ターゲット宇宙機の実際の直径とを比較するこ
とによりチェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの
相対距離を算出し、前記相対距離の算出を複数の時間に
おいて行うことにより相対速度を算出する画像処理手段
とを備えたので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなく
ても直接、相対距離と相対速度を求めることができると
いう効果を奏する。
【００４０】また、この発明に係る宇宙航行体の航法シ
ステムは、以上説明したとおり、前記画像処理手段が、
前記撮像手段により撮像された画像を所定のしきい値を
用いて２値化しノイズを除去する２値化演算部と、前記
２値化された画像上でターゲット宇宙機の回転軸を検出
する回転軸検出演算部と、前記回転軸まわりの画像上で
の直径を算出する直径算出演算部と、前記算出した直径
と前記ターゲット宇宙機の実際の直径とを比較すること
によりチェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相
対距離を算出する相対距離算出演算部と、前記相対距離
の算出を複数の時間において行うことにより相対速度を
算出する相対速度算出演算部とを有するので、ターゲッ
ト宇宙機の姿勢角を求めなくても直接、相対距離と相対
速度を求めることができるという効果を奏する。
ステムは、以上説明したとおり、前記画像処理手段が、
前記撮像手段により撮像された画像を所定のしきい値を
用いて２値化しノイズを除去する２値化演算部と、前記
２値化された画像上でターゲット宇宙機の回転軸を検出
する回転軸検出演算部と、前記回転軸まわりの画像上で
の直径を算出する直径算出演算部と、前記算出した直径
と前記ターゲット宇宙機の実際の直径とを比較すること
によりチェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相
対距離を算出する相対距離算出演算部と、前記相対距離
の算出を複数の時間において行うことにより相対速度を
算出する相対速度算出演算部とを有するので、ターゲッ
ト宇宙機の姿勢角を求めなくても直接、相対距離と相対
速度を求めることができるという効果を奏する。
【００４１】また、この発明に係る宇宙航行体の航法シ
ステムは、以上説明したとおり、前記直径算出演算部
が、前記回転軸まわりの最大直径を算出し、前記相対距
離算出演算部が、前記算出した最大直径と前記ターゲッ
ト宇宙機の実際の最大直径とを比較することによりチェ
ーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離を算
出するので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても
直接、相対距離と相対速度を求めることができるという
効果を奏する。
ステムは、以上説明したとおり、前記直径算出演算部
が、前記回転軸まわりの最大直径を算出し、前記相対距
離算出演算部が、前記算出した最大直径と前記ターゲッ
ト宇宙機の実際の最大直径とを比較することによりチェ
ーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離を算
出するので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても
直接、相対距離と相対速度を求めることができるという
効果を奏する。
【００４２】さらに、この発明に係る宇宙航行体の航法
システムは、以上説明したとおり、前記直径算出演算部
が、光源の入射方向が斜めからでターゲット宇宙機の像
に陰を生じ見かけの直径が短くなるのを、光源の入射方
向が既知であることを利用して前記算出した直径を補正
するので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても直
接、相対距離と相対速度を求めることができるという効
果を奏する。
システムは、以上説明したとおり、前記直径算出演算部
が、光源の入射方向が斜めからでターゲット宇宙機の像
に陰を生じ見かけの直径が短くなるのを、光源の入射方
向が既知であることを利用して前記算出した直径を補正
するので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても直
接、相対距離と相対速度を求めることができるという効
果を奏する。
【００４３】この発明に係る宇宙航行体の航法方法は、
以上説明したとおり、概ね回転対称の構造を有するター
ゲット宇宙機を撮像する撮像ステップと、取得された画
像から画像上でのターゲット宇宙機の回転軸を検出する
回転軸検出ステップと、前記回転軸まわりの直径を算出
する直径算出ステップと、前記算出した直径と前記ター
ゲット宇宙機の実際の直径とを比較することによりチェ
ーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離を算
出する相対距離算出ステップと、前記相対距離の算出を
複数の時間において行うことにより相対速度を算出する
相対速度算出ステップとを含むので、ターゲット宇宙機
の姿勢角を求めなくても直接、相対距離と相対速度を求
めることができるという効果を奏する。
以上説明したとおり、概ね回転対称の構造を有するター
ゲット宇宙機を撮像する撮像ステップと、取得された画
像から画像上でのターゲット宇宙機の回転軸を検出する
回転軸検出ステップと、前記回転軸まわりの直径を算出
する直径算出ステップと、前記算出した直径と前記ター
ゲット宇宙機の実際の直径とを比較することによりチェ
ーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離を算
出する相対距離算出ステップと、前記相対距離の算出を
複数の時間において行うことにより相対速度を算出する
相対速度算出ステップとを含むので、ターゲット宇宙機
の姿勢角を求めなくても直接、相対距離と相対速度を求
めることができるという効果を奏する。
【００４４】また、この発明に係る宇宙航行体の航法方
法は、以上説明したとおり、前記直径算出ステップで
は、前記回転軸まわりの最大直径を算出し、前記相対距
離算出ステップでは、前記算出した最大直径と前記ター
ゲット宇宙機の実際の最大直径とを比較することにより
チェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離
を算出するので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなく
ても直接、相対距離と相対速度を求めることができると
いう効果を奏する。
法は、以上説明したとおり、前記直径算出ステップで
は、前記回転軸まわりの最大直径を算出し、前記相対距
離算出ステップでは、前記算出した最大直径と前記ター
ゲット宇宙機の実際の最大直径とを比較することにより
チェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相対距離
を算出するので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなく
ても直接、相対距離と相対速度を求めることができると
いう効果を奏する。
【００４５】さらに、この発明に係る宇宙航行体の航法
方法は、以上説明したとおり、前記直径算出ステップで
は、光源の入射方向が斜めからでターゲット宇宙機の像
に陰を生じ見かけの直径が短くなるのを、光源の入射方
向が既知であることを利用して前記算出した直径を補正
するので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても直
接、相対距離と相対速度を求めることができるという効
果を奏する。
方法は、以上説明したとおり、前記直径算出ステップで
は、光源の入射方向が斜めからでターゲット宇宙機の像
に陰を生じ見かけの直径が短くなるのを、光源の入射方
向が既知であることを利用して前記算出した直径を補正
するので、ターゲット宇宙機の姿勢角を求めなくても直
接、相対距離と相対速度を求めることができるという効
果を奏する。
【図１】 この発明の実施の形態１に係る宇宙航行体の
航法システムの構成を示す図である。
航法システムの構成を示す図である。
【図２】 この発明の実施の形態１に係る宇宙航行体の
航法システムにおいてターゲット宇宙機の画像上での回
転軸まわりの最大直径を説明するための図である。
航法システムにおいてターゲット宇宙機の画像上での回
転軸まわりの最大直径を説明するための図である。
【図３】 この発明の実施の形態１に係る宇宙航行体の
航法システムにおいて、ターゲット宇宙機の画像の例を
用いて、最大直径算出処理を実行した結果を示す図であ
る。
航法システムにおいて、ターゲット宇宙機の画像の例を
用いて、最大直径算出処理を実行した結果を示す図であ
る。
【図４】 この発明の実施の形態１に係る宇宙航行体の
航法システムにおいて、ターゲット宇宙機の画像の例を
用いて、相対速度算出処理を実行した結果を示す図であ
る。
航法システムにおいて、ターゲット宇宙機の画像の例を
用いて、相対速度算出処理を実行した結果を示す図であ
る。
【図５】 この発明の実施の形態３に係る宇宙航行体の
航法システムにおいて、光源の向きが斜めである場合の
見かけの回転半径を示す図である。
航法システムにおいて、光源の向きが斜めである場合の
見かけの回転半径を示す図である。
【図６】 この発明の実施の形態３に係る宇宙航行体の
航法システムにおいて、光源の向きが斜めである場合
に、ターゲット宇宙機の例を用いて、直径算出処理を実
行した結果を示す図である。
航法システムにおいて、光源の向きが斜めである場合
に、ターゲット宇宙機の例を用いて、直径算出処理を実
行した結果を示す図である。
【図７】 従来のターゲット宇宙機の相対位置を決める
方法の一つの例を示す図である。
方法の一つの例を示す図である。
【図８】 従来のターゲット宇宙機の相対位置を決める
方法の原理を説明する図である。
方法の原理を説明する図である。
１ ＴＶカメラ、２ ディジタル画像データ、３ コン
ピュータ装置、４ ２値化演算部、５ 回転軸検出演算
部、６ 直径算出演算部、７ 相対距離算出演算部、８
相対速度算出演算部。
ピュータ装置、４ ２値化演算部、５ 回転軸検出演算
部、６ 直径算出演算部、７ 相対距離算出演算部、８
相対速度算出演算部。
Claims (7)
- 【請求項１】 概ね回転対称の構造を有するターゲット
宇宙機を撮像する撮像手段と、 取得された画像から画像上でのターゲット宇宙機の回転
軸を検出し、前記回転軸まわりの直径を算出し、前記算
出した直径と前記ターゲット宇宙機の実際の直径とを比
較することによりチェーサー宇宙機からターゲット宇宙
機までの相対距離を算出し、前記相対距離の算出を複数
の時間において行うことにより相対速度を算出する画像
処理手段とを備えたことを特徴とする宇宙航行体の航法
システム。 - 【請求項２】 前記画像処理手段は、 前記撮像手段により撮像された画像を所定のしきい値を
用いて２値化しノイズを除去する２値化演算部と、 前記２値化された画像上でターゲット宇宙機の回転軸を
検出する回転軸検出演算部と、 前記回転軸まわりの画像上での直径を算出する直径算出
演算部と、 前記算出した直径と前記ターゲット宇宙機の実際の直径
とを比較することによりチェーサー宇宙機からターゲッ
ト宇宙機までの相対距離を算出する相対距離算出演算部
と、 前記相対距離の算出を複数の時間において行うことによ
り相対速度を算出する相対速度算出演算部とを有するこ
とを特徴とする請求項１記載の宇宙航行体の航法システ
ム。 - 【請求項３】 前記直径算出演算部は、前記回転軸まわ
りの最大直径を算出し、 前記相対距離算出演算部は、前記算出した最大直径と前
記ターゲット宇宙機の実際の最大直径とを比較すること
によりチェーサー宇宙機からターゲット宇宙機までの相
対距離を算出することを特徴とする請求項２記載の宇宙
航行体の航法システム。 - 【請求項４】 前記直径算出演算部は、光源の入射方向
が斜めからでターゲット宇宙機の像に陰を生じ見かけの
直径が短くなるのを、光源の入射方向が既知であること
を利用して前記算出した直径を補正することを特徴とす
る請求項２又は３記載の宇宙航行体の航法システム。 - 【請求項５】 概ね回転対称の構造を有するターゲット
宇宙機を撮像する撮像ステップと、 取得された画像から画像上でのターゲット宇宙機の回転
軸を検出する回転軸検出ステップと、 前記回転軸まわりの直径を算出する直径算出ステップ
と、 前記算出した直径と前記ターゲット宇宙機の実際の直径
とを比較することによりチェーサー宇宙機からターゲッ
ト宇宙機までの相対距離を算出する相対距離算出ステッ
プと、 前記相対距離の算出を複数の時間において行うことによ
り相対速度を算出する相対速度算出ステップとを含むこ
とを特徴とする宇宙航行体の航法方法。 - 【請求項６】 前記直径算出ステップでは、前記回転軸
まわりの最大直径を算出し、 前記相対距離算出ステップでは、前記算出した最大直径
と前記ターゲット宇宙機の実際の最大直径とを比較する
ことによりチェーサー宇宙機からターゲット宇宙機まで
の相対距離を算出することを特徴とする請求項５記載の
宇宙航行体の航法方法。 - 【請求項７】 前記直径算出ステップでは、光源の入射
方向が斜めからでターゲット宇宙機の像に陰を生じ見か
けの直径が短くなるのを、光源の入射方向が既知である
ことを利用して前記算出した直径を補正することを特徴
とする請求項５又は６記載の宇宙航行体の航法方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10340101A JP2000159200A (ja) | 1998-11-30 | 1998-11-30 | 宇宙航行体の航法システム及び航法方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10340101A JP2000159200A (ja) | 1998-11-30 | 1998-11-30 | 宇宙航行体の航法システム及び航法方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000159200A true JP2000159200A (ja) | 2000-06-13 |
Family
ID=18333736
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10340101A Pending JP2000159200A (ja) | 1998-11-30 | 1998-11-30 | 宇宙航行体の航法システム及び航法方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000159200A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112577463A (zh) * | 2020-12-07 | 2021-03-30 | 中国西安卫星测控中心 | 姿态参数修正的航天器单目视觉测距方法 |
-
1998
- 1998-11-30 JP JP10340101A patent/JP2000159200A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112577463A (zh) * | 2020-12-07 | 2021-03-30 | 中国西安卫星测控中心 | 姿态参数修正的航天器单目视觉测距方法 |
| CN112577463B (zh) * | 2020-12-07 | 2022-08-02 | 中国西安卫星测控中心 | 姿态参数修正的航天器单目视觉测距方法 |
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| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20051220 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20051221 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20060919 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20070206 |