JP2002513464A

JP2002513464A - 地球エッジ及びランドマーク測定による衛星カメラ姿勢決定及び撮像ナビゲーション

Info

Publication number: JP2002513464A
Application number: JP51850298A
Authority: JP
Inventors: アフメッドエイ．カメル; クォックエム．オング
Original assignee: スペースシステムズ／ローラルインコーポレイテッド
Priority date: 1996-10-16
Filing date: 1997-10-14
Publication date: 2002-05-08
Also published as: EP0934657A1; US6023291A; WO1998017060A1; EP0934657A4

Abstract

(57)【要約】典型的には地球である天体上の物体を軌道周回する衛星で以て、該物体を撮像する方法とシステムを開示している。該方法は、(a)衛星に搭載された撮像器(10)を操作して、天体上の物体の画像を描くデータを生成するステップと、(b)画像データを処理して、画像中の所定のランドマークの少なくとも１つの位置と、画像中の天体上の物体のエッジの位置とを導出するステップと、(c)該検出された位置を処理し、撮像器の姿勢を得るステップとを含んでいる。

Description

【発明の詳細な説明】地球エッジ及びランドマーク測定による衛星カメラ姿勢決定及び撮像ナビゲーション係属中の仮出願からの優先度の請求 96年10月16日に提出されたカメル(A.A．Kamel）及びオング(K.M．Ong)による「Satellite Camera Attitude Determination and Image Navigation by Means of Earth Edge and Landmark Measurement」と題された係属中の仮出願第60/028 ,872号から35米国特許法119条e項に基づいて、優先権が請求されている。この仮出願の開示は本明細書の一部を構成する。発明の属する技術分野本発明は衛星撮像技術に関し、特にオンボード撮像システムの出力を使用した衛星撮像器の姿勢決定及び撮像ナビゲーションに関する。本発明の背景当技術分野において、撮像システムを有するタイプの衛星が提供されていることは周知である。三軸姿勢制御された静止軌道上の気象衛星がこのタイプの例である。該撮像システムは、画像フレームを作り上げる画素列を提供するCCDカメラ又は他のタイプの撮像器を含み得る。撮像さるべき地球のような天体の緯度経度に対して、衛星カメラ画像内の画像が精確に位置決めされ得ることもまた知られている。例えば、カメル他(A.A．Ka mel et al)に付与された「Satellite Camera Image Navigation」と題する米国特許第4,688,092号は、地上設置のコンピュータが衛星の軌道及び姿勢モデルを生成することを教示している。該軌道モデルは、衛星カメラにより得られる星及びランドマークの測定から、追跡局により得られる測距データにより生成される。姿勢モデルは、カメラから得られる星の測定に基づいてなされる。測定データは、逐次改良最小二乗法アルゴリズムを用いて該モデルに適合せしめられる。この点につき、カメル他(A.A．Kamel et al)による「Star Sightings by Satellite for Image Naviga tion」と題する米国特許第4,746,976号が参照になる。ドロハン他(W.A．Drohan et al.)による「Space Vehicle System for Determi ning Earth's Ultraviolet Radiation Limb」と題する米国特許第3,715,594号も関連がある。この特許では、放射基準格子線を有するセンサが用いられ、これは地球の紫外線(ＵＶ)放射線を検出する。検出されたＵＶ放射線の縁は、地球と宇宙空間との境界基準として用いられ、宇宙航行体のナビゲーション制御システムに用いられる位置情報を導出する。本発明の目的本発明の第１の目的は、星のような他の天体上の物体の画像を得ることを要求しない改良された撮像システムを提供することである。本発明の更なる目的は、衛星撮像システムであって、地球のエッジの画像を用いて、撮像システムの姿勢を得るランドマークの画像を補う撮像システムを提起することである。本発明の概要本発明の目的は、本発明による実施例による方法と装置により実現され得るものであり、この実施例においては、典型的には地球である天体物体を周回する衛星において該天体物体を撮像する方法とシステムが開示されている。該方法は次のステップからなる。すなわち、(a)衛星に搭載された撮像器を操作し、天体物体の画像を表すデータを生成するステップ、(b)画像中の少なくとも１つの所定のランドマークの画素位置、及び画像中の２つの緯度に対応した少なくとも２つのスキャンラインにおける天体物体のエッジの画素位置を画像データにより得るステップ、(c)得られたデータ位置を処理して撮像器の姿勢を得るステップの各ステップである。好ましい緯度は、北緯約４５度及び南緯約４５度のような最も高感度を得る緯度である。本発明による方法は、画像と撮像器の姿勢を少なくとも１つの画像エンドユーザに画像を出力するステップと、及び／又は、少なくとも１つの画像エンドユーザに画像を出力する以前に、撮像器の姿勢を用いて該画像を改定するステップとを更に含んでいる。生成されたデータは、半フレーム画像を描くのが好ましく、処理のステップは半フレーム毎に生じる。処理ステップは、基準(nominal)の撮像器ランドマークスキャン角を入力するステップを含み、さらに姿勢係数のアプリオリ情報 (先験情報)を新しい観測データの処理に適用し、撮像器の現在の姿勢を決定するステップを含む。画像データを処理して画像中の天体物体のエッジの位置を導出するステップは、球形地球モデルにより動作するので、妥当な非球形地球モデルを取り込む修正項を適用するステップをさらに含む。画像中の天体対象物のエッジの位置を導出する目的の画像データ処理のステップは、地球エッジオブザーバブル(observable)を得る初期ステップを含み、これは、撮像器の東西（以下E/Wで表す）方向スキャンにおける視線（Line-of-sight 、以下LOSと称する）スキャン角を、LOSが地球の水平線に入り且つ出る際に、測定することによりなされる。好ましい実施例においては、地球エッジオブザーバブルが結合され、半和分及び半差分疑似オブザーバブルが構成され、半和分疑似オブザーバブル(以下H_sで表す)は、所与の撮像器のN/Sスキャンラインに対応した２つの測定された地球エッジを結んだ１つの線の中間点の東西(以下E/Wで表す)座標として解釈され得て、半差オブザーバブル（以下H_dで表す）は、２つの測定された地球エッジを結んだ線の半弦長の基準値(nominal value)からの偏差として解釈される。 H_sは、近似的に幾何学的因子cosNで重み付けられ負のピッチ角−θと、対応する南北(以下N/Sで表す)スキャン角におけるE/Wアライメント誤差補償項δE_maとからなる。そして、H_dは、近似的にロール及びN/Sアライメント誤差項からなり、E/W及びN/Sスキャンラインの両方に依存した幾何学的因子で重み付けられたロールアライメント誤差及びピッチアライメント誤差の関数である。ランドマーク及び地球エッジの両方の測定は観測モデルにフィッティングされ、最小二乗法を用いて姿勢係数を決定する。好ましい実施例においては、フィッティングのステップは次の各ステップからなる。即ち、半フレーム各々の画像データに対して、現在の軌道及び姿勢情報を用いて観測E/W及びN/Sスキャン角を非球形地球モデルに従って修正して修正観測データを得るステップと、シーケンシャルバッチフィルタを用いて該修正観測データを球形の地球数学モデルにフィッティングするステップとを含む。得られたパラメータは、５つの姿勢角度のフーリエ級数及び多項式の係数である。すなわち、オイラ角ロール、ピッチ、及びヨーとして特徴付けられる衛星の姿勢を表す３つの角度と、衛星本体に対する撮像器の姿勢状態であり、衛星本体の軸に対する撮像器光軸のアライメント誤差を示すものとして、ロールアライメント誤差（ φ_ma）及びピッチアライメント偏差（θ_ma）を表す２つの角度として表記されている。本発明の好ましい実施例においては、すべての係数のアプリオリ情報は、撮像以前に特別のイペントが発生しないケースにおいて、現在の姿勢推定値及びその全共分散行列を決定すべく用いられる。図の簡単な説明本発明の上述及び他の特徴は、後述の本発明の詳細の説明において添付の図面を参照することにより明らかとなる。図面は以下から成る。図１は、本発明による撮像ナビゲーション(IN)システムのブロック図であり、このINシステムは、衛星に設置された撮像器と、本発明の方法を遂行するナビゲーションアルゴリズムを実行するナビゲーションプロセッサとを含んでいる。図２Ａは、例示的撮像器の地球円盤の視野を示す図であり、なんら姿勢誤差の無い状態のものを示している。図２Ｂは、例示的撮像器の地球円盤の視野を示す図であり、姿勢誤差を含む状態のものを示している。図３Ａ−３Ｃはグラフであり、種々のN/S撮像スキャン角に対する地球エッジ疑似オブザーバブルのための修正項を示している。図４は、図１のナビゲーションプロセッサにおける入出力(I/O)インタフェースのブロック図である。図５Ａは、本発明を具現化するに適した衛星の拡大図である。図５Ｂは、図５Ａの衛星のペイロードの一部を形成する撮像器スキャンアセンブリの拡大図である。図５Ｃは、図５Ｂの撮像器スキャンアセンブリを含む撮像器ペイロードの拡大分解図であり、更に衛星軸及び撮像器軸を示している。図５Ｄは、図５Ｃにおける撮像器の撮像器座標系を示している図である。発明の詳細な説明以下の記述は、図１に示す３軸安定静止撮像衛星２に対する現時好ましいナビゲーションアルゴリズムの数学的基礎を提供している。撮像ナビゲーション(IN) システム１は、オンボードの放射計器、すなわち撮像器10から帰ってくるデジタル画像に対する地上設置の処理により、時間変化する衛星の姿勢が近リアルタイムにナビゲーションされ得る方法を提供している。撮像器10は、CCD方式のカメラ、すなわち画像を描く画像要素(以下画素と称する)を生成する能力のある適当な撮像装置を含む。画素は１行づつ、すなわちスキャンラインフォーマットにてカメラから出力され得る。本発明の１つの特徴によれば、なんら星の測定は必要とはされない。その代わり、画像中の地球エッジの測定がランドマーク画像の補助として用いられる。ダウンリンクされたデジタル画像は、最初に地上サブシステム(画像プロセッサ12)により処理され、認識可能なランドマーク及び選択された地球エッジの画素座標(機器のスキャン角)を生ぜしめる。これらの画素座標は、撮像器10の姿勢を決定するナビゲーションプロセッサ14のナビゲーションアルゴリズム14Aに入力されるオブザーバブルを含む。該画像により得られた姿勢解は、製品送信ユニット16により衛星を介してエンドユーザコンピュータ18へ送信されるか、又はエンドユーザコンピュータ18への送信前に改良画像を得んがため画像修正のためにイメージプロセッサ12への帰還のいずれかがなされ得る。衛星２の実施例をより詳細に示す図５Ａ−５Ｄを参照する。衛星２はバス2Aを含み、そこから、テレメトリ及びコントロール(T&C)アンテナ2B、磁力計2C、地球センサ2C'、及び撮像器10ペイロードの入射開口部2Dが突き出ている。また、バス2Aには、ソーラパネル2Eが取り付けられ、傾斜補助翼(トリムタブ)2F及びソーラ翼2Gを支持している。図5Bは、搭載撮像器10の一部、特にスキャンミラー2H とその接続部品の一部分を示している。図5Cは、より詳細に搭載撮像器10を示し、スキャンミラーアセンブリとスキャンミラー2Hの光学的開口に対する配向を図示すると共に、同様にテレスコープ21 及びマルチ画素画像検出器に対する配向を図示している。種々衛星及び撮像器の軸配置もまた示されている。図5Dは、画像検出器2Jの座標系を示しているし、検出器上に重畳表示された地球の例示的イメージを示している。他に地上システム中にある軌道決定機能20により独立に決定された衛星の軌道状態は、観測スパン間の全ての時刻において十分な精度にて既知のものである。300mを超えない軌道誤差では、1. 5μrad以下の姿勢ナビゲーション誤差の原因になることは示され得る。この理由で、軌道要素及び変動パラメータ(例えば、輻射圧定数、噴射パラメータ等)は、ナビゲーションアルゴリズム14Aによっては推定されず、衛星の姿勢状態(ロール、ピッチ、ヨー)及び衛星本体軸に対する撮像器10の光軸のアライメント誤差を特定する２つのパラメータのみが推定される。ナビゲーションアルゴリズム14Aの１つの重要な特徴は、ランドマーク観測を補う星視認データに代えて、リアルタイムな地球エッジデータを使用する点にある。ランドマーク及び地球エッジの両データタイプは、姿勢推定プロセスにおいてオブザーバブルとして扱われる。地球エッジオブザーバブルは、撮像器姿勢評価を提供することに対する新規なアプローチであり、その使用についての総合的理論が以下に説明される。ナビゲーションアルゴリズム14Aのもう１つの重要な特徴としては、準リアルタイムに地上ベースの画像毎のナビゲーションを達成するその能力である。基本設計において、撮像器の姿勢が決定され、半フーム毎に戻り画像が修正される。この場合の半レームとは、約15分間隔の半球の地球スキャンであると定義される。このプロセスは、姿勢が高速に決定され、改良された画像がユーザにタイムリーな形で提供されることを確実にしている。姿勢決定日毎の姿勢状態はゆっくりと変化することから、アプリオリ(先験)情報利用の技術、すなわちシーケンシャルバッチ最小二乗フィルタを介して、連続する画像フレームを処理することが可能である。画像データは、最初にイメージプロセッサ12により処理され、時刻タグを付けられた情報、すなわち撮像器10のLOS(line -of-sight)におけるE/W及びN/Sスキャン角が与えられる。ナビゲーションアルゴリズム14Aの入力は、ランドマーク及び地球エッジスキャン角である。所望の出力は撮像器の姿勢情報である。しかし、姿勢角自身は、推定プロセスにとって好ましい求解パラメータ(solve-for parameter)ではない。これは、姿勢角はデータ収集及び処理行程の間において広範囲に変化する傾向があるからである。従って、各姿勢角は一定の係数のセットで以て時間の関数としてモデル化されるのが好ましい。これらの一定係数は、推定プロセスの求解パラメータとなるものである。これらのパラメータが決定されれば、姿勢はそのモデルの時間関数から再構築され得る。姿勢モデリングオンボードの撮像器10と衛星２との結合した姿勢は、オイラー角、すなわちロール(φ)，ビッチ(θ），及びヨー(ψ)により特徴づけられる。さらに、オンボードの撮像器10の衛星本体に対する姿勢状態は、衛星本体軸に関するその光軸アライメント誤差により記述される。結局、２つの付け加えられた角度、すなわちロールアライメント誤差(φ_ma)及びピッチアライメント誤差（θ_ma）が導入され、この効果を記述している。従って、撮像器10の姿勢状態は、５つの角度によって定義される。衛星本体及び撮像器10のマウント構造は、太陽に起因する日周的な熱的歪みにさらされている。加えて、衛星の姿勢もまた、地球センサの放射勾配、雲、及び地磁気の変化に起因する非周期的な効果にさらされている。従って、衛星のロール、ピッチ、ヨーは周期的及び非周期的効果の両方の成分を含んでおり、それは、フーリエ級数項及び多項式項の結合形式としてモデル化され得るものである。他方、アライメント誤差角は、日周期的熱効果のみにより影響されると考えられ、フーリエ級数項のみによりモデル化される。姿勢ベクトルとしてまとめて参照されるこれらの級数として表現され得る。この場合、アライメント誤差角に対する多項式係数はゼロであると理解される。上述の方程式において、βⁱ,i=1,…,５は、ｉ番目の姿勢角であり、n_f及びn_pは、フーリエ級数 ωは太陽日速度である。フーリエ級数及び多項式の係数は、姿勢決定における推定プロセスの求解パラメータである。更に、太陽角の変化が１日から１日において非常にゆっくりとしている故に、姿勢係数が推定プロセスにおいてアプリオリパラメータとして扱うことができる。観測モデリングナビゲーションプロセッサ14により実行されるナビゲーションアルゴリズム14 Aは、衛星２から戻るダウンリンクデジタル信号の画像処理を介して得られるスキャン角データを処理する。２つのデータタイプが考えられる。即ち、ランドマークデータタイプ及び地球エッジタイプである。両方のデータタイプは、撮像器10のE/W及びN/Sスキャン角として自分自身を証している。それらの明らかな類似性に関わらず、これら２つのデータタイプの間には微妙な差異が存在する。これらの差異は、ランドマークが一意に識別可能であり、一方、地球エッジがただ「輪郭形状」でしか認識し得ないという事実に依存する。地球の輪郭が非常に円に近い故、エッジの測定は、ヨー軸周りの回転に感応しないのである。図2Aは、姿勢誤差の無い理想的な撮像器の視野(field-of-view、以下FOVで表す)を示している。ここでは、地球の円盤は完全に中心に位置し、点A及びBは、代表的ランドマークである。これらのランドマークに対応したスキャン座標を（L1，P1）及び(L2，P2)とする。地球エッジ観測が、ラィンL3において、E/NVエッジ座標で以て各々(L3,PE3)及び(L 3，PW3)として実行されるとし、E及びWをこれら座標に関連した地表上の物理的点とする。図2Bは、姿勢誤差が存在する場合の強調した撮像器のFOVである。地球中心はオフセットされ、その見かけ上の自転軸は絶対(ライン、画素)基準系に対して自転する。ランドマークA及びBは、理想的スキャン座標とは異なるスキャン座標（ LF'，P1'）及び(L2'，P2')各々において観測される。しかし、元々のエッジ点E 及びWの動きを追従する方法は無い、というのはそれらが識別不可能であり、地球の裏側に消失するかもしれないからである。その代わり、同じライン番号L3において実行される地球エッジの観測が異なる接触点を有する。この新しいエッジ座標を、各々（L3,PE3'）及び(L3,PW3')とする。ランドマークオブザーバブル既知の地理学的座標で以てランドマーク位置の非常に精確なデータベースが与えられていると仮定される。衛星エフェメリスがいつの時点においても既知であると仮定される故、衛星２から該ランドマークへの基準LOSベクトルは予測し得るのものである。それら予測ベクトルから観測LOSスキャン角との偏差は姿勢の感度関数であり、これにより、ナビゲーションアルゴリズム14Aに対するプライマリオブザーバブルを構成する。各ランドマークはその地理学的座標で以て識別される。すなわち、経度(λ)、測地学的緯度(φ_g)、及び世界測地システム84(WGS-84）より得られる地球の基準楕円モデルからの高さで示される高度(H)である。結局、その位置ベク精確に予測し得る。ここで、θ_gはグリニッジ恒星時であり、r_eは地球の赤道半径であり、eは地球の離心率である。る。従って、衛星２から注目のランドマークを指示するLOS ランドマークスキャン角に対する数学モデルは以下のように要約できる。ここで、Eは、撮像器10がランドマークを指向した際のE/Wスキャン角であり、 Nは同様にN/Sスキャン角であルである。δE_ma，δN_maは、アライメント誤差に起因する各々のスキャン角への修正量であり、次のように表現される。衛星本体座標系におけるLOS単位ベクトルの成分は、次のオイラー回転行列M_E によって軌道面座標系における成分に関係づけられる。ここで、オイラー行例は、ロール、ピッチ、及びヨー軸廻りの各々の３つ連続する基本回転の積として考えることができる。この基本回転の次数は任意であり、本発明の発明者は、1-2-3の次数を使用した。すなわち、x軸廻りのφの回転、新しい(本体)y軸廻りθの回転が続き、最後にz軸廻りψ回転である。基本回転のこの次数表記を前提としてオイラー行列は次のような形をとる。軌道面座標において、単位ベクトルは、衛星２の位置及び速度ベクトルによって与えられる。オイラー行例M_Eの要素は、M_ijとして表記され、その３つの行ベクトルはm₁,m₂ ,m₃と表記される。スキャン角オブザーバブルの全部の衛星姿勢依存性は、M_Eの行列要素、すなわち単位ベクトルm_jの成分の中に含まれるということを注意すべきである。アライメント誤差依存性は、方程式中のδE_ma及びδN_maの項の中に含まれている。地球エッジオブザーバブル−球形地球モデル本発明の特徴によれは、地球エッジオブザーバブルは、LOSが地球の水平線に入り且つ出る際におけるE/Wスキャンの間に撮像器のLOSスキャン角を測定することにより得られる。この節において、地球エッジオブザバーブルは、地球が完全な球体であるという仮定の下になされている。地球の扁球性に起因する完全球形モデルへの修正は次節において考察する。球形地球の仮定の下で、スキャン角空間における点(E,N)は、地球のエッジに在るという状態は、瞬間的な最大中心角（LOSと衛星位置-地球中心を結んだ線との角）の不変性と等価である。すなわち、量α_mは、衛星２の位置に依存し、次のように与えられる。ここで、R_cは地球の赤道半径であり、R_sは地心から衛星２までの瞬間的な半径方向距離である。R_sは衛星２の軌道に依存することに注意を要する。式(6)及び(7)と、どの座標系においても単位ベクトル成分の二乗和が１にしかならないという事実から、次の式を書くことができる。状態式(17)は，次のように書き換えることができる。ここで以下を定義する。式(21)は次のように書き換えられる。ここで、次の式により補助的量D，ζ，γ，を定義する。量ζは次の式から決定されることに注意を要する。上記の定義は式(25)と結合して次の式を与える。すなわち、これは次の解を導く。ここにおいて、正又は負の符号はE又はWエッジに各々対応する。 EエッジE_e及びWエッジE_wは、(33)式に(23)式を代入することにより与えられる。エッジオブザーバブルは結合され、半和分H_s及び半差分H_d疑似オブザーバブルが次のように構成される。ここにおいて、 E₀は、所与のN/Sスキャン角に対する理想的なEエッジ角である。物理的に、半和分疑似オブザーバブルH_sは、所与のN/S スキャンラインに対応した２つの測定された地球エッジを結んだ線の中間点のE/ W座標として解釈され得る。半差分疑似オブザーバブルH_dは、２つの地球エッジを結んだ線の半弦長の基準値からの偏差として解釈され得る。これらの疑似オブザーバブルの重要性は、それらの数学的モデルを姿勢角について１次のオーダまで展開することにより明らかにされ得て、次の式を得ることができる。２つの疑似オブザーバブルは、生のエッジオブザーバブルを使用することよりも単純である。その使用の唯一の欠点は、生の測定値の和分又は差分を構成することにおいて、誤差推定が自乗和の平方根の形式になることである。しかし、２分の１の係数が誤差を生データ測定の場合と同程度に戻すことを助けている。半和分疑似オブザーバブルH_sは、所与のN/Sスキャンラインに一致した２つの測定された地球エッジを結んだ線の中間点のE/W座標として解釈され得る。(39) 式を検証することから分かるように、H_sは、負のピッチ角−θと、対応するN/S スキャンラインにおけるE/Wアライメント誤差補償項δE_maとから作り上げられている。この観測から引き出される１つの結論は次のようなことである。すなわち、光学的アライメント誤差が無い場合には、２つの地球エッジを結んだ線の中心点のゼロからの偏差は、全くピッチに依存し、スキャン角からは独立であることである。従って、地球エッジの単一の測定は、原理的にピッチを決定し得るということである。半差分疑似オブザーバブルH_dは、同じスキャンラインに一致する２つの地球エッジを結んだ線の半弦長さの、姿勢に起因する基準値からの偏差として解釈され得る。（40）式を検証して知り得るように、H_dは、主にロール及びN/Sアライメント誤差項(それ自身はロールアライメント誤差及びピッチアライメント誤差の関数である)から作られている。しかし、半和分疑似オブザーバブルとは違い、スキャン角に依存する。アライメント誤差が無い場合において、H_d、の単一の測定は、測定値を基準値と比較することによりロールを決定することができる。実際上、光学軸アライメント誤差は無視し得る。それゆえ、ロール及びピッチを決定する上述した技術は、精確な結果へとは導かれない。瞬時の姿勢への良好な固定を得るためには、ロール、ピッチ、ロールアライメント誤差、及びピッチアライメント誤差の同時解は、異なるN/Sスキャン角において多重地球エッジ測定を実行することが好ましい。地球エッジオブザーバブル−非球形地球モデル前節において与えられた地球エッジオブザーバブルに対して与えられた式は、地表が完全な球であるとする仮定を基礎としている。実際の地球の形状が、完全な球というよりは扁球によってより近く近似し得ることから、スキャン角空間における実際の地球エッジの輪郭は、完全球体地球による予測とは異なる。地球エッジ定式化を一般化することが本節の目的であり、それにより地球の非球形性の効果は、ナビゲーションアルゴリズム14Aにより修正し得るのである。慣性空間における地球エッジ方程式の定式化において、地球の赤道半径をaとし、その極半径をbとする。地球の表面を表す式を、地心赤道座標系(ECIとして引用される地心慣性座標)を基準として、次のように書くことができる。ここで、瞬間的には(x₀，y₀，z₀）に位置する衛星２にとって有利な位置から見えるようなスキャン空間における地球エッジの輪郭が問題となる。三次元物理空間における地球エッジは地球表面における点（x，y，z）の軌跡として定義し得て、衛星の瞬間的な位置とこの点を結びつけた線は地表への接戦となる。この接線を定義する式は次のように書ける。ここで、α，β，γはLOSの方向余弦であり、kはLOSベクトルの大きさである。表記を単純にするために、次の量と定数を定義する。（41）式は以下を含意する。新しい変数(45)の形式により表現される(41)式乃至(44)式のkに関する式に変換され得る。ここにおいて、結局、地球エッジにおいて、該LOSはかろうじて地球の表面に接触している(接する)。(47)式の２つの平方根は、それゆえ１つにまとめられて、その判別式は消えるはずであることを意味している。すなわち、この式は、LOSの方向余弦α，β，γの形式で地球エッジを定義する式を導いている。(48)式から(50)式を(51)式に代入し、これを展開すると、以下の式を得る。ここにおいて、慣性方向余弦とスキャン角との関係ここで、LOS方向余弦をスキャン角に関係づける。スキャン角は衛星本体座標系で最も便利に表現されることから、ECIから本体座標系への変換が使用される。ECI座標系におけるLOS単位ベクトルは、次の式により本体座標系においてLOSが表現され得ることが示される。ここにおいて、ここで、E及びNは、E/W及びN/Sスキャン角であり、δE_ma，δN_maは撮像器10の光学軸アライメント誤差に起因するスキャン角偏差である。アライメント誤差の効果は、２つパラメータφ_ma，θ_maにより次の式により与えられるスキャン角偏差で以て特性づけられる。慣性座標系から本体座標系への変換は、軌道面座標系と呼ばれる中間的座標系により達成される。この軌道面座標系の軸は、ロール軸、ピッチ軸、及びヨー軸として一般的より、次のように与えられる。従って、軌道面座標系におけるベクトルの成分は、ECI座標系における同じベクトルの成分から回転行例により得られる。ここで、これは、ヒル(Hill)行列と呼ばれ、ここにおいて、x_si，y_si，は、ECI（地心慣性座標系）におけるx_si,y_si,z_si，からなる成分（i=1,2,3）である。他方、軌道面座標系におけるベクトルの成分は本体座標系における同じベクトルの成分からオイラー回転行列M_Eにより関係づけられる。ここで、であり、各々の軸廻りの回転の次数に依存した異なる形を取り、1-2-3の次数において次のように表現され得る。ここで、φ，θ，ψは、ロール、ピッチ、及びヨーの姿勢角である。回転の次数は、幾百μradオーダのロール、ピッチ、ヨーにとっては、重要ではない。ここで、ECI座標系における方向余弦を本体座標系へ次の式を介して関係づける。行列積M_EM_Hは、それ自身は回転行列であり、オイラーヒル行列として知られ、表記上の単純さから添え字EHを付け、オイラーヒル行列をM_EHで以て表す。上述の行列を逆行列にして得られる式は、成分の形式にて、これを書き直すと、従って、衛星軌道及び姿勢状態ベクトル(M_Hに位置と速度成分があり、M_Eの成分に姿勢角がある)、スキャン角E,N、及びアライメント誤差パラメータφ_ma，θ_ma (E'，N'の表現の中に暗に含まれている)の形式で慣性方向余弦α，β，γに対する解析的表現が得られたことになる。スキャン角空間における地球エッジ式スキャン角の形式による慣性方向余弦に対する表現が、(53)式に代入されたならば、スキャン角空間における地球エッジを画定する式が得られる。特に、N/S スキャン角の値を与えられた地球エッジに関するE/Wスキャン角を計算することを考える。これが如何になされかを知るために、上述の式(68)により与えられたα,β,γに対する表現を次のように書き換える。ここで、M_ijは行列Mの要素である。 μ_ijはE'から独立であることに注意し、次に、式(52)の左辺がα,β,γに関して二次の方程式あることから、(69)式に代入することにより、次の形に書き直し得る。ここで、さらに、次の三角関数の公式を用いて、式(71)は、ここで次のように書き換えられる。この式は、次の方法でE'について解くことができる。次の式により角度δ及びεを定義すると、そして、解へと導くとここで、正符号はEエッジに対応し、負符号はWエッジに対応する。量δ、εは次の式から得られる。アライメント誤差が存在する実際の東及び西の地球エッジE_e,E_wは、それゆえ以下により与えられる。そして、疑似オブザーバブルH_s，H_dは次の式を介して計算される。ここで、E₀は球形地球モデルにおける理想的なEスキャン角であり、(75)式により与えられる。式(81)から式(84)は、球形地球モデルによって得られた式(34)から式(37)と比較し得るものである。非球形モデルの式は、球形地球モデルのξ、γに対応する量δ、εで以て、同様に構築されていることが分かる。非球形モデルから球形モデルへの修正項非球形地球モデルにおける任意の衛星の軌道と姿勢に対する地球エッジスキャン角を計算する式は、球形モデルの場合の対応する式に比べてより複雑である。このことは、もし、ナビゲーションアルゴリズム14Aが、非球形地球モデルのみを基礎とした場合には、偏導関数の計算を目的としたより複雑な方程式の集まりが要求される。他方、もし、ナビゲーションアルゴリズムが球形モデルを基礎とした場合には、地球の非球形性に起因したオブザーバブル誤差に対する修正が必要となる。後者のアプローチは、より複雑ではない偏導関数計算しか伴わないことから、より単純であって好ましいものである。修正項は、球形モデル及び非球形の両方に対して発展した式を用いて計算し得る。先に定義した疑似オブザーバブルH_s,H_dの形式において、修正項は次のように定義し得る。ここにおいて、上付きの添え字”sph”及び”nsph”は、”球形”及び”非球形”を各々を表記する。球形疑似オブザーバブルは、式(36)及び式(37により任意の軌道及び姿勢に対して計算さるべきものであるが、非球形モデルの相応する部分は、式(83)及び式(84)の助けにより得られる。 ”実際”の疑似オブザーバブル、すなわち地球エッジから導出される疑似オブザーバブルは、次のように”実際球形オブザーバブル”へと変形される。そして、これらの変形疑似オブザーバブルは、球形モデルを基礎とする推定アルゴリズムにより処理され得る。 1000μradのオーダにおける姿勢誤差に対して、数値検証では修正項ΔH_sが１ μrad以下であることが示されている。しかし、H_dに対する修正項は、高緯度N/S スキヤンラインに対して全く大きいはずである。推定器に対して地球エッジ観測が用いられる中緯度においてでさえ、20μrad 程度に高いばずであり、修正されるべきである。図3Aから図3Cは、種々のN/Sスキャンラインに対する疑似オブザーバブルの変化を示している。シーケンシャルバッチ推定器ランドマーク及びエッジ測定は、前節において得られた観測モデルにフィッティングされ、最小二乗法により姿勢係数を決定する。姿勢フーリエ係数はアプリオリ値として扱われ得るが、多項式係数は自由に決定されるべきである。従って、ランドマーク及び姿勢エッジ観測に基礎を置く姿勢係数の推定問題は、混成シーケンシャルバッチフィルタとして定式化し得る。アプリオリのフーリエ係数及びそれらの共分散行例は、24時間のランドマーク及び地球エッジの処理により最初に得られる。一度これが出来れば、ナビゲーションは、画像毎にシーケンシャルバッチアルゴリズムを用いて実行され得る。各半フレームに対して、現在の姿勢軌道及び姿勢情報を用いて、観測されたE/ W及びN/Sスキャン角が、非球形地球効果に対して最初に修正される。これらの修正観測(データ)は、(球形地球を基礎とした)数学モデルにシーケンシャルバッチフィルタを介してフィッティングされる。求解パラメータは、５つの姿勢角からなるフーリエ級数及び多項式の係数であり、これらの係数のアプリオリ情報は、次のように決定される。「通常画像」、すなわちこの画像の取得直前には何ら特別の変化が発生していない画像に対して、アプリオリ値は現在の解とその全共分散行列である。直後に生じるある姿勢外乱、例えば、モーメンタムホイール・アンロード、地球センサシングルコード運用、又は静止保持マヌーバを伴う画像に対しては、フーリエ係数のみがアプリオリ値として扱われるが、各姿勢角の定数、一次、及び二次の項は、アプリオリ値誤差より大きく変化することが許容される。アプリオリ値保持ファクタが使用され得て、新しいデータに関してアプリオリ情報の相対的重要性を調整なさしめる。シーケンシャルバッチ推定アルゴリズムの概要は以下のようである。各イタレーションに対して、基準解X₀で以てスタートする。姿勢の状態は係数 xのベクトルにより表記するとし、その共分散行列をΓで表記するとする。本アルゴリズムは、差分修正アプローチを用いた繰返し解法である。一般的に、収斂した解が確立するまでには、何回かのイタレーションが必要となる。最初のイタレーションに対する基準解は便宜的にアプリオリ値に等しいとして設定されてもよいが、それは必要でもない。何らかの初期推定が十分なものであれば、引き続く各イタレーションに対する基準解は、前回の修正された解から決定されるが、アプリオリ値は解は、差分修正プロセスにおいて変更されずにそのままである。各イタレーション対する基準解への差分修正は、次の公式を介して計算される。ここで、 xは求解パラメータ(全ての姿勢係数)を表す。 δ_xは求解パラメータに対する差分修正である。 x_aは、求解パラメータのアプリオリ値ベクトルである。 x₀は、基準の求解パラメータである。 Aは、求解パラメータに関する観測ベクトルの偏導関数行例であり、基準解において数値を求めたものである。 Wは、データ重み行列である。 f_aは、アプリオリ値調整ファクタである(値１は、アプリオリ値が現在データと同様の全ての重みを享受することを意味する)。 Λ_aは、アプリオリ情報行列(アプリオリ共分散マトリックスの逆行列)である。 δMは、観測ベクトルの残差である。行列Aは、前述において発展された対応するオブザーバブルの数学的モデルから解析的に計算され得て、偏導関数に対するチエインルールを用いて次のようになる。いて数値を求めた姿勢状態ベクトルである。行列Aの要素の計算は以下のように記述される。現在のイタレーションに対する解の共分散行例は、次式で与えられる。修正された解は、次のイタレーションに対する基準値(初期値)として使用される。このプロセスは、収斂が成立するまで、さもなければ解が容認されるか、又は他の判別基準により拒絶されるまで続けられる。もし次の判別基準の１つに合致するならば、解は収斂したと考えられる。判別基準1:正規化rms残差から予測rms残差への百分率変化が、データベースにて指定された許容値よりも小さい。予測残差は、現在のイタレーションの解から次の公式により計算される。ここにおいて、N_mは総観測数であり、Rは基準解に基づく正規化rms残差である。判別基準2:正規化rms残差から直前のイタレーションの正規化rms残差への百分率変化が、データベースにて指定された許容値よりも小さい。判別基準3:使用されるデータタイプ(ランドマーク、E/W及びN/Sスキャン角、地球エッジ半和分及び半差分疑似オブザーバブル)の全ての正規化rms残差が、これらについてのデータベース指定値より小さい。マニュアルモード運用において、収斂が成立した後には、解析者は現在の解及び蓄積された共分散行列ファイルを含む運用データベースを改定するか否かを判断する。自動又はバッチモードにおいては、もし、収斂せずにイタレーション回数の最大数に達した場合、又は解析者がその解を容認した場合には、該解と該共分散行列がテンポラリファイルに次の解析のために書かれる。機器のアライメント誤差パラメータを伴う衛星のロール及びピッチの組み合わせ、すなわち、これは、推定器において、ロールとロールアライメント誤差との間、及びピッチピッチアライメント誤差との間の高い相関を低減することが出来ることが見いだされる。従って、これらの修正ロール及び修正ピッチパラメータの形式により推定器を定式化すれば、これらのパラメータの決定においてより高い精度が達成され得る。修正パラメータ、φ_n、θ_nは、元々のパラメータφ、θが地心を基準としたものであるのに比して、撮像器10の天底を基準としたロール、ピッチ姿勢であると解釈されることが注意されるべきである。行列Aの計算シーケンシャルバッチ推定器の数学的定式化を計算するために、求解パラメータの各々に関するオブザーバブルの偏導関数が必要とされる。これらの偏導関数は、下記に示す姿勢推定方程式の感度行列(行列A)の要素を形成する。(90)式によれば、二種の偏導関数、すなわち、観測偏導関数及び状態偏導関数が必要とされる。観測偏導関数は(姿勢)状態ベクトルに関するオブザーハブル(スキャン角及び地球エッジ)の偏微分係数であり、以降のように考察される。状態偏導関数は状態ベクトルの求解パラメータ(姿勢係数)に関する偏導関数であり、これについても以降で考察される。ランドマーク観測偏導関数ランドマーク観測偏導関数は以下のように要約される。ロール、ピッチ、及びヨーに関するＥの偏導関数は、クトルである。ロール、ピッチ、及びヨーに関するNの偏導関数は、第２行ベクトルを表し、同様にこれらの行列の第３行ベクトルも添字３で以て対応する量により表される。アライメント誤差角に関するE,Nの偏導関数軌道及び姿勢状態ベクトルに関する１組の観測偏導関数を計算するために、アライメント誤差角に関するアライメント誤差項δE_ma，δN_maの偏導関数も要求される。これらは、地球エッジ観測偏導関数‐球形地球モデル地球エッジオブザーバブルE_e，E_w、すなわち疑似オブザーバブルH_s，H_dの偏導関数は、(34)式乃至(37)式の偏微分を取ることにより導出し得る。これには、(2 6)式乃至(30)式において定義される量ξ及びγの偏導関数を得ることを伴う。表記を単純にするために、姿勢ベクトルを２つの部分、すなわちν=［φ，θ ，ν］及びμ＝［φ_ma，θ_ma］に分ける。従って、次のように書ける。また、便宜上以下のように定義すると、ここで、オイラー行列要素ｍ_ijはνのみの関数であり、N'はμのみの関数である。姿勢角に関するN'の偏導関数は、以下により与えられる。そして、∂δN_ma/∂μが式57と式58から得られる。前述に基づいて、次の表現が姿勢に関するξの偏導関数から導出された。ここにおいて、νに関するm_ijの偏導関数は次のように与えられる。そして、姿勢に関するDの偏導関数は次により与えられる。姿勢状態ベクトルに関するγの偏導関数は、同様のやり方で計算され、以下のように要約される。最後に、姿勢状態ベクトルに関する半和分及び反差分疑似オブザーバブルの偏導関数が、既に導出された偏導関数の形式により表現され得る。状態偏導関数フーリエ級数及び多項式の姿勢係数に関する姿勢状態ベクトルβの偏導関数は、前出の姿勢モデルの式１を調べることにより、たやすく書き下せる。その結果は、ここで、次数i,jはｉ番目又はj番目の姿勢角である。特別イベントについての考慮特別イベントは、衛星の姿勢を大きな程度まで乱す可能性があり、アプリオリ情報としての存在する解(以前の画像フレームの解)の使用を無意味にする。考えられる特別イベントとしては、ヨー・アンロードピッチ・アンロード静止保持トリムタブ/ソーラアレイ調整スキャン禁止蝕マニュアルスラスタ噴射地球センサシングルコード(Single-Chord)運用がある。特別イベントログを監視することにより、特別イベントが検出された際には、該イベント直前の１又は２つの半フレームの画像データは、姿勢決定に使用されない。(南北静止保持イベントに対しては２つの半フレーム画像データが使用されない。)制御システムシミレーションを通して、特別イベント後の姿勢外乱は、ロール、ピッチ、ヨーにおいて、一定レベルの急激な変化として顕在化するが、フーリエ係数、すなわちアライメント誤差においては非常に僅かの変化しか現れない。従って、特別イベントからの出口にて、次の半フレームのデータ処理直前には、アプリオリ共分散行列は次のルールに従って修正される。ルール：ロール、ピッチ、及びヨーにおける定数項のアプリオリ標準偏差を所定数(μrad)だけ増加させる。これは、これらの項に対応するアプリオリ共分散行列の対角成分の値を、例えば10^-6(rad)²で以て、置き替えることを意味する。加えて、これらの項と他の項との間の交差項の全てをゼロにする。もし、衛星イベントに対して起こされる姿勢変化に異なる大きさが想定されるという理由が在るのならば、アプリオリ分散値はそれに従って修正されるべきである。アライメント誤差に対する係数と同様に、全ての角度に対するアプリオリ共分散行列のフーリエ級数部分は、不変を維持する。ナビゲーションプロセッサ14 ナビゲーションプロセッサ14は、次の機能を実行する地上処理システムの１つのコンポーネントである。機能としては以下のものがある。画像プロセッサ12により生成されるランドマーク及び地球エッジの入力機能。軌道決定機能20により提供されるエフェメリスの補間により、ランドマーク及び地球エッジに対応する時刻タグにおける衛星の位置と速度の決定機能。観測シナリオに従った予定時刻における姿勢決定の初期化機能。姿勢解を、引渡し予定に従ったユーザ18への引渡し及び画素操作による画像歪み修正を目的とした画像プロセッサ12への引渡し機能。ナビゲーションプロセッサ14のアーキテクチャは、その３つの階層的なコンポーネントの形式で示し得る。すなわち、入力、プロセス、及び出力である。前節において発展された式は、ナビゲーションプロセッサ14の”プロセス”コンポーネントとしてデータ処理アルゴリズム(ナビゲーションアルゴリズム14A)に変換される。入力及び出力コンポーネントについては次の節にて示される。入力仕様本節では、ナビゲーションプロセッサ14により要求される入力項目について説明する。ナビゲーションプロセッサ14に、種々の他のサブシステムにより提供されたデータで以て接続された外部インタフェースの全体的ロックダイヤグムが図４に示される。データベース15A入力ナビゲーションプロセッサ14は、効率的処理を目的としてメモリ上に常駐されるべき一定の多用されるパラメータを要求している。これらは、数学的定数π、度からラジアンへの変換ファクタ180/π、及び自然対数の底eを含んでいる。データベース15Aまた、物理定数、例えば、地球赤道半径(Km)、地球の極半径(Km) 、地球の公転速度(rad/sec)、理想静止半径(Km)、最大許容E/Wスキャン角(度)、及び最大許容N/Sスキャン角(度)を含んでいる。データベース15Aは、ランドマークのID(整数)、東経度、測地的北緯度、及びWGS-84扁球から高さ(Km)を保存している。ファイル入力ファイル入力は、衛星エフェメリスデータ15Bである。衛星エフェメリス(位置と速度の時間履歴)は、軌道決定システムから予測として生成される。エフェメリスデータは、True-of-Dateの直交座標における位置と速度との成分を時間順にした記録を持つファイルの形式であることが好ましい。このデータから、ナビゲーションプロセッサ14は、対象スパンのどの時点に対しても精確な値を補間し得る。ナビゲーションプロセッサ14内部において使用される全ての計算に対する座標系は、真時刻(True Equinox of Date、即ちTrue-of-Date)の真赤道座標系(True Equator)であることが好ましい。地球の歳差章動、極運動、及びUTI-UTCの修正をなされたJ2000.0平均時刻の平均赤道座標系(Mean Equato，and Mean Equinox of J2000.0)からTrue-of-Date座標系への変換は、ナビゲーションプロセッサ14 の外部で実行される。このやり方により、地球の瞬間的な配置は、単純にグリニッジ赤経(Greenwich Right Ascension)の値により指定され得る。ランドマーク観測ランドマーク観測15Dは、ランドマーク抽出機能15Cにより提供される。この機能は、図１の画像プロセッサ12の一部分をなす放射較正器15Eにより処理される画像データについて操作するランドマーク抽出機能15Cによって提出される。15 分のマーク毎に、時刻タグを付けられたランドマーク観測データレコードのブロックを含むファイルのナビゲーションプロセッサ14による読込みが、画像プロセッサ12により可能な状態にされている。このファイル内の情報としては、少なくとも、時刻タグ(UTC ０時からの秒数)と、ランドマークID(整数)と、E/Wスキャン角測定(rad)と、E/Wスキャン角ノイズ測定(μrad)と、N/Sスキャン角測定(rad )と、N/Sスキャン角ノイズ測定(μrad)とを含む。地球エッジ観測地球エッジ観測15Gは、放射較正器15Eにより処理された画像データの処理をもする地球エッジ検出機能15Fにより提供される。ランドマーク観測と同様に同じ1 5分マーク毎において、地球エッジ測定データブロックを含むファイルが画像プロセッサ12により提供される。このファイルは、少なくとも次の情報を含む。すなわち、時刻タグ(UTC ０時からの秒数)、北緯45度又は南緯45度を中心として0. 1度刻みのN/Sスキャン角における地球エッジスキャン角のペア(E,N)の指定複数組、赤道を中心とした0.1度刻みのN/Sスキャン角における地球エッジスキャン角のペア(E,N)のn組(例えば10組)、及び地球エッジ観測におけるノイズである。異なる緯度において測定数と刻みの組み合わせといった他の地球エッジ観測計画が採用し得ることが注意されるべきである。ナビゲーションプロセッサ14は、どのように地球エッジ観測が取得されたかについて知る必要はない。特別イベントログ15H 先に説明したように、特別イベントの発生は、衛星２の姿勢に影響を与え、ナビゲーションプロセッサ14は、何時これらのイベントが発生したか知る必要があり、ナビゲーションアルゴリズム14Aへの入力において調整をなす。イベントの時刻とタイプに関するログが他のサブシステムから戻る情報を基にして維持管理されることが好ましい。これらのイベントは、特別イベントログ15Hに保存される。運用ソフトウェアにとって、ランドマーク及び地球エッジ観測データは併合されて、画像プロセッサ12により非同期にナビゲーションプロセッサ14に送られる。すなわち、半フレーム画像による解が終了するたびに、外部メッセージとして送られるということである。そして、併合された外部メッセージから固有のランドマーク及び地球エッジ観測を抽出するのはナビゲーションプロセッサ14の役割である。出力仕様入力データの処理において、ナビゲーションプロセッサ14は、次の出力情報を生成する。第１のタイプの情報は、データベース改定として参照されるものであり、現在の姿勢係数(解が得られる毎に改定される)と、ナビゲーションパラメータ151(データベース指定の頻度で時刻タグされて表形式で保存される)とをを含んでいる。第２のタイプの情報は、ファイル出力てあり、例えば、姿勢特性及び各イタレーション毎の観測残差、各解セッションの終わりに自動的に生成されるものであるが、これらのデータ又はプロットファイル、及び対応するデータベースのおそらくASCII画像であるナビゲーションパラメータとを含んでいる。外部メッセージ出力通常間隔において、ナビゲーションプロセッサ14は、軌道及び姿勢パラメータのドキュメントをユーザに引渡しする。このドキュメントの内容は、５つの姿勢角及び軌道六要素を含む。各半フレームの終わりに、ナビゲーションプロセッサ 14は、また、画像歪み修正を目的として、姿勢係数の改定セットを画像プロセッサ12(DSP 15J)に引渡しする。すなわち、ナビゲーションパラメータ151が、特に姿勢係数がデジタル信号処理器(DSP)15Jへ、及び特に姿勢角と軌道状態が高解像度フォーマッタ15Kへ、周期的に提供される。最終の結果は、精確に処理された地球画像データの出力であり、図１に示したようにエンドユーザコピュータ18へ製品発信ユニット16を介して出力され、再フォーマットされたデータは衛星２にアップリンクされる。本発明が、好ましい実施例に関連して特に説明されたが、本発明の範囲と精神から逸脱することなく、形状或いは詳細についての改変がなし得ることは当業者であれば理解される。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＺ，ＵＧ，ＺＷ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＥ，ＧＨ，ＨＵ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＺ，ＶＮ，ＹＵ，ＺＷ (72)発明者オングクォックエム. アメリカ合衆国カリフォルニア州 94040 マウンテンビューオルテガアベニュー＃433550

Claims

【特許請求の範囲】１．天体物体を軌道周回する衛星によって、前記天体物体を撮像する方法であって、衛星に搭載された撮像器を操作し、前記天体物体の画像を表すデータを生成するステップと、前記画像データを処理し、該画像中の所定のランドマークの少なくとも１つの位置と、該画像中の前記天体物体のエッジの位置とを導出するステップと、該検出された位置を処理し、前記撮像器の姿勢を得るステップと、を含んでいることを特徴とする撮像する方法。２．請求項１に記載の方法であって、少なくとも１つの画像エンドユーザに対して画像及び撮像器の姿勢情報を出力するステップを更に含むことを特徴とする方法。３．請求項１に記載の方法であって、前記撮像器の姿勢情報を使用し、前記少なくとも１つの画像エンドユーザに前記画像を出力する以前に前記画像を修正するステップを更に含むことを特徴とする方法。４．請求項１に記載の方法であって、該生成されたデータが画像の２分の１フレームを描画し、前記処理ステップ及び前記更なる処理ステップが２分の１フレーム毎にてなされることを特徴とする方法。５．請求項１に記載の方法であって、前記処理ステップが撮像器スキャン角を入力するステップを含むことを特徴とする方法。６．請求項１に記載の方法であって、前記画像データを処理し画像中の前記天体物体のエッジを導出する前記ステップが、球形地球モデルに従って進行し、修正項を適用して非球形地球モデルを順応させるステップを更に含むことを特徴とする方法。７．請求項１に記載の方法であって、前記画像データを処理し前記画像中の前記天体物体のエッジの位置を導出する前記ステップが、視線(LOS:line-of-sight) が地球の水平線に入り且つ出る際のE/Wスキャンの間における撮像器LOSスキャン角を測定することにより、地球エッジオブザーバブルを得る初期ステップを含むことを特徴とする方法。８．請求項７に記載の方法であって、地球エッジオブザーバブルが結合されて、半和分及び半差分疑似オブザーバブルを構成して、半和分疑似オブザーバブル(H_s )は、撮像器の所与のN/Sスキャンラインで一致した２つの測定地球エッジを結んだラインの中間点のE/W座標として解釈され得て、半差分疑似オブザーバブル( H_d)は、２つの測定地球エッジを結んだラインの半弦長の基準値からの偏差として解釈され得ることを特徴とする方法。９．請求項１に記載の方法であって、画像光学軸と衛星本体軸とのアライメント誤差を特定する複数パラメータ間の相関が、所定の態様により前記パラメータを結合することにより低減されることを特徴とする方法。 10．請求項１に記載の方法であって、ランドマーク及び地球エッジ測定が地球モデルにフィッティングされて、バッチシーケンシャル最小二乗法を用いて、姿勢係数を決定することを特徴とする方法。 11．請求項10に記載の方法であって、画像データの各半フレームに対するフィッテングをなす前記ステップが、現在の軌道及び姿勢のアプリオリ情報を使用し、非球形地球モデルに従った観測E/W及びN/Sスキャン角を修正して、修正された観測を提供するステップと、シーケンシャルバッチフィルタを用いて球形地球モデルに前記修正された観測をフィッティングするステップと、を含み、求解パラメータは、５つの姿勢角度からなるフーリエ級数及び多項式の係数であり、オイラ角ロール、ピッチ、及びヨーとして特徴付けられる衛星の姿勢を表す３つの角度と、衛星本体に対する撮像器の姿勢状態であり、衛星本体の軸に対する撮像器のアライメント誤差を示すものとして、ロールアライメント偏差及びピッチアライメント誤差を表す２つの角度であることを特徴とする方法。 12．請求項11に記載の方法であって、撮像直前になんら特別のイベントが発生しない場合に対しては、前記係数のアプリオリ情報が使用されて現在の姿勢解及びその全共分散行列を決定して、撮像以前に特別のイベントが発生する場合に対しては、フーリエ係数のアプリオリ情報が使用されることを特徴とする方法。 13．天体物体を軌道周回する衛星で以て、前記天体物体を撮像する方法であって、前記衛星に搭載された撮像器を操作し、前記天体物体の画像を表すスキャンラインデータを生成するステップと、前記スキャンラインデータを処理し、画像中の少なくとも１つの所定ランドマークの位置と画像中の少なくとも２つのスキャンラインに沿った前記天体物体のエッジの位置を導出するステップと、前記検出された位置情報を更に処理し、撮像器の姿勢を得るステップと、を含むことを特徴とする方法。 14．請求項13に記載の方法であって、前記少なくとも２つのスキャンラインが前記天体物体の２つの緯線に対応することを特徴とする方法。 15．請求項14に記載の方法であって、前記２つの緯線が、北緯約45度と南緯約45 度であることを特徴とする方法。 16．請求項13に記載の方法であって、前記画像の少なくとも１つのエンドユーザに対して、少なくとも前記画像と前記姿勢情報を出力するステップを更に含むことを特徴とする方法。 17．請求項16に記載の方法であって、前記撮像器の前記姿勢情報を使用し、前記画像の前記少なくとも１つのエンドユーザに対して前記画像を出力する以前に、前記画像を改定することを特徴とする方法。 18．請求項13に記載の方法であって、スキャンラインデータが画像の２分の１フレームを描画し、前記処理ステップ及び前記更なる処理ステップが、２分の１フレーム頻度にて発生することを特徴とする方法。 19．請求項13に記載の方法あって、前記処理ステップが撮像器スキャン角を入力するステップを含むことを特徴とする方法。 20．請求項13に記載の方法であって、前記画像データを処理し、画像中の前記天物物体のエッジの位置を改定する前記ステップが、球形地球モデルに従って動作し、修正項を適用し非球形地球モデルを取り込むステップを更に含むことを特徴とする方法。 21．請求項13に記載の方法であって、前記画像データを処理し、画像中の前記天物物体のエッジの位置を改定する前記ステップが、LOSが地球の水平線に入り且つ出る際のE/Wスキャンの間における撮像器LOSスキャン角を測定することにより、地球エッジオブザーバブルを得る初期ステップを含むことを特徴とする方法。 22．請求項21に記載の方法であって、地球エッジオブザーバブルが結合されて、半和分及び半差分疑似オブザーバブルを構成して、半和分疑似オブザーバブル(H_s )は、撮像器の所与のN/Sスキャンラインに一致した２つの測定地球エッジを結んだラインの中間点のE/W座標として解釈されて、半差分疑似オブザーバブル(H_d )は、２つの測定地球エッジを結んだラインの半弦長の基準値からの偏差として解釈され得ることを特徴とする方法。 23．請求項13に記載の方法であって、画像光学軸と衛星ロール及びピッチ軸とのアライメント誤差を特定する複数パラメータ間の相関が、特定の方式により前記パラメータを結合することにより低減されることを特徴とする方法。 24．請求項13に記載の方法であって、ランドマーク及び地球エッジ測定が地球モデルにフィッティングされて、バッチシーケンシャル最小二乗法を用いて、姿勢係数を決定せしめることを特徴とする方法。 25．請求項24に記載の方法であって、画像データの各半フレームに対するフィッティングの前記ステップが、現在の軌道及び姿勢のアプリオリ情報を使用して非球形地球モデルに従った観測E/W及びN/Sスキャン角を修正して、修正された観測を提供するステップと、シーケンシャルバッチフィルタを用いて球形地球モデルに前記修正された観測をフィッティングするステップと、を含み、求解パラメータは、５つの姿勢角度からなるフーリエ級数及び多項式の係数あり、オイラー角ロール、ピッチ、及びヨーとして特徴づけられる衛星の姿勢を表す３つの角度と、衛星本体に対する撮像器の姿勢状態であり、衛星本体の軸に対する撮像器のアライメント偏差を示すものとして、ロールアライメント誤差及びピッチアライメント誤差を表わす２つの角度であることを特徴とする方法。 26．請求項25に記載の方法であって、撮像直前になんら特別のイベントが発生しない場合に対しては、前記係数のアプリオリ情報が使用されて現在の姿勢解及びその全共分散行列を決定せしめて、撮像以前に特別のイベントが発生する場合に対してはフーリエ係数のアプリオリ情報が使用されることを特徴とする方法。 27．地球画像を得る観測システムであって、地球を軌道周回する衛星であり、前記衛星が地球の画像を取得するカメラを有する撮像器を含む衛星と、前記取得される画像データを受信する第１通信リンクを介して衛星とリンクされた地上データ処理システムであり、前記取得された画像データを処理し、画像中の少なくとも１つの所定ランドマークの位置情報と画像中の少なくとも２つのスキャンラインに沿った前記天体物体のエッジの位置情報を導出し、前記検出された位置情報を更に処理し、少なくとも前記撮像器の姿勢情報を得るデータ処理システムと、を含み、少なくとも１つの画像エンドユーザに少なくとも画像データを提供する手段を更に含むことを特徴とする地球画像を得る観測システム。 28．請求項27に記載のシステムであって、前記提供する手段が、前記少なくとも１つのエンドユーザに対して撮像器姿勢情報を提供することを更に含むことを特徴とするシステム。 29．請求項27に記載のシステムであって、前記データ処理システムが前記取得された画像データを用いて、前記少なくとも１つのエンドユーザに対して前記画像データを出力する以前に、前記画像データを修正することを特徴とするシステム。 30．請求項27に記載のシステムであって、前記提供手段が、第２通信リンクを介して、前記少なくとも１つのエンドユーザと接続され、前記第２通信リンクが前記衛星を含むことを特徴とするシステム。