JP2013257562A - 特に宇宙望遠鏡に対する、熱弾性効果を修正するための方法及び装置と、そのような装置を備える望遠鏡 - Google Patents

Abstract

【課題】特に宇宙望遠鏡に対する、熱弾性効果を修正するための方法及び装置と、そのような装置を備える望遠鏡を提供する。
【解決手段】宇宙衛星に搭載された望遠鏡１の性能パラメータに対する熱弾性効果を修正するための方法は、軌道規模における熱弾性効果の変動の従前モデル２６と宇宙衛星のプログラミング・データ４１により供給される、修正を決定するためのアルゴリズム２５とを用いて、熱弾性効果の修正を先験的に決定することにある、人工衛星の飛行に先立つ第一ステップと、前記望遠鏡１の性能パラメータを修正するための修正手段３０の制御メッセージを確立することにある、先験的に決定された修正に基づく、飛行中の第二ステップとを含む。
【選択図】図６

Description

本発明は、特に宇宙望遠鏡に対する熱弾性効果を修正するための方法及び装置と、そのような装置を備える望遠鏡に関する。本発明はとりわけ宇宙衛星に搭載された望遠鏡に適用される。

次世代の高解像度の観察機器との関連で、それらの体積を低減しながら解像度及びそれに結びついた性能を向上させる必要性が存在する。関係する画像品質の性能は、一般に頭字語「ＭＴＦ」（ｍｏｄｕｌａｔｉｏｎ ｔｒａｎｓｆｅｒ ｆｕｎｃｔｉｏｎ）で表わされる変調伝達関数及び位置である。本明細書の残り部分に対して、用語「機器」（“ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔｓ”）は、宇宙望遠鏡を形成する全ての装置、すなわち望遠鏡自体と、少なくとも１つの焦点面及び光学機械装置、或いは特定の測定装置を意味する。

ＭＴＦは機器によって生み出される画像の品質を表わし、それを改善することは修正を必要とする。位置は、人工衛星の座標系における目標点の座標を決定するための、機器の能力を表わす。位置を改善することは、単純にその位置に関する良好な知識を必要とする。

解像度を改善することは、より大きな直径のミラーを伴うより大きな望遠鏡の瞳を作り出すことを必要とする。実際は、用いられるミラーは、相対的薄さが次第に薄くなりますます敏感になっており、その結果より不安定である。それと並行して、経済性のために、打ち上げは常により小規模になる必要があり、機器はますますコンパクトになる必要がある。この現象は機器の敏感さをさらに増加させる。

機器の増加した敏感さは、それらの性能をとりわけ長期間にわたって変動させ、一般的に性能が飛行中に再調整可能でなければならないことを意味する。さらに、機器の増加した敏感さによって、機器は軌道規模における熱流束の変動を受けやすくなり、特にＭＴＦ及び位置に関して、機器に大きな性能の不安定性をもたらす。熱弾性的変動は、望遠鏡の空洞が受けるものに従う、地球、宇宙、又は太陽に起因する望遠鏡の空洞が受ける流束の変動から生じる。画像品質の性能に対するこれらの影響のインパクトは、とりわけレンズ間距離が短縮されたコンパクトな望遠鏡か、或いは展開可能な望遠鏡に対して、そのより大きな構造的不安定性のために非常に強くなり得る。

既知の技術によれば、機器は−体積のゆえに−割り当てられた不安定性と両立する敏感さを持つように設計され得る。

性能を向上させながら、打ち上げ費用を低減するために機器をよりコンパクトにする目的で、既知の技術はまた衛星が軌道にあるときに、不具合を修正することを可能にする。これらの技術は「能動的」（“ａｃｔｉｖｅ”）として知られる機器において用いられる。能動機器は一般に欠陥を測定する装置、ミラーを動かす装置のような修正装置、又は光学面の変形を測定する装置を含む。修正の周期は欠陥物の交換の頻度に依存する。

重力と関連する影響又は打ち上げ荷重と関連する影響のような、地上と飛行との間の環境変化に関係する不具合は、軌道寿命の最初に修正されるべきである。特に放射線の現象及び経年劣化に起因する、飛行中の長期間にわたる変化に関連する不具合は、長い、一般的に年に一度の周期にわたって修正されるべきである。

軌道規模における短期間の影響は、実質的にリアルタイムの閉ループ制御を行なう、複雑で速い修正ループを必要とする。この速い修正ループは、画像を取得することにある望遠鏡の計画通りの任務を実施しながら、数十秒のうちに欠陥を測定し、適用されるべき修正を計算し、そして欠陥を修正しなければならない。

短期間の影響は本質的に熱弾性に起因する。

本発明の１つの目的は、ＭＴＦのみならず有利なことに位置に対しても、すなわち照準線上での安定性に対しても、軌道規模における熱弾性ドリフトの影響を考慮した方法を提案することにより、少なくとも前述の欠点を軽減することである。

従って、本発明の主題は、軌道規模における熱弾性効果の変動の従前モデルと宇宙衛星のプログラミング・データにより供給される、修正を決定するためのアルゴリズムとを用いて、熱弾性効果の修正を先験的に決定することにある、人工衛星の飛行に先立つ第一ステップと、先験的に決定された修正に基づいて、前記望遠鏡の性能パラメータを修正するための修正手段の制御メッセージを確立することにある、飛行中の第二修正ステップとを含む、宇宙衛星に搭載された望遠鏡の性能パラメータに対する熱弾性効果を修正するための方法である。

本発明の１つの実施形態において、修正方法は飛行中に望遠鏡の性能パラメータを測定すること、及び取得された測定値に応じて熱弾性効果の変動の従前モデルのリセットを行なうことにある、飛行中の第三のリセット・ステップもまた含み得る。リセットは従前モデルにおける性能パラメータと、測定値から生じた対応する性能パラメータとの間の差に基づいて行われる。

本発明の１つの実施形態において、前記性能パラメータは望遠鏡の焦点調節を含み得る。

本発明の１つの実施形態において、熱弾性効果の変動の従前モデルは周期的な予測モデルである。

本発明の１つの実施形態において、前記性能パラメータは望遠鏡の照準線の安定性を含み得る。

本発明の１つの実施形態において、前記測定値は少なくとも１つのＺｅｒｎｉｋｅ（ゼルニケ）パラメータの測定を含み得る。

本発明の１つの実施形態において、前記測定値は衛星の各軌道の期間中に取得され得る。

本発明の１つの実施形態において、前記測定値は衛星の前半軌道の期間中に取得され得る。そして熱弾性効果における変動の従前モデルのリセットは、衛星の後半軌道の期間中に行われ得る。

本発明の１つの実施形態において、前記測定値は所定の期間にわたって取得され得る。

本発明の更なる主題は、衛星に搭載された宇宙望遠鏡の性能パラメータに対する熱弾性効果を修正する装置であり、本装置は与えられた実施形態のいずれか１つによる修正方法の使用のために構成される。

本発明の１つの実施形態において、修正装置は熱弾性効果の変動の従前モデルと宇宙衛星のプログラミング・データにより供給される修正を決定するためのアルゴリズムとを含む計算手段と、望遠鏡に作用する性能パラメータを修正するための修正手段とを備え得る。

本発明の１つの実施形態において、修正装置は望遠鏡の性能パラメータを測定するための、飛行中の測定手段もまた備え得る。

本発明の１つの実施形態において、修正手段は前記少なくとも１つのミラーの移動及び／又は方向づけを確実にするよう設計された、望遠鏡の少なくとも１つのミラーを動かすための手段を備え得る。

本発明の１つの実施形態において、修正手段は、望遠鏡の少なくとも１つのミラーを変形させる手段を備え得る。

本発明の更なる主題は、与えられた実施形態のいずれか１つによる修正装置を備える、宇宙衛星用の望遠鏡である。

本発明のその他の特徴及び利点は、添付図に関してなされる、一例として与えられている記述を読むことにより明らかになるであろう。

本発明との関連で機器の構造を概観で例示している図である。 地球の周りの人工衛星の姿勢変化の一例を例示している図である。 衛星の軌道上の焦点変動を表わしている曲線の一例である。 衛星の複数の軌道にわたる焦点変動を表わしている曲線の一例である。 本発明の１つの例示的実施形態による、修正方法の原理を概観で例示している図である。 本発明による、軌道当たり１回の焦点変動の従前モデルをリセットしている一例である。 本発明による、熱弾性効果を修正するための装置のブロック線図である。

図１は、本発明との関連で機器の代表的な構造を概観で例示している図である。

一般的に、機器は一次ミラー１０１、二次ミラー１０３を含む望遠鏡１を備え、一次ミラー１０１は実質的に前方空洞１０５又は「望遠鏡の空洞」の後方に設置される。望遠鏡１はまた、実質的にその上部に太陽バッフル１０７を備える。望遠鏡１はまた、一次ミラー１０１を支持する構造を形成し、そしてその下部に、図示されていない別の光学要素を含む、光学ベンチ１０９も備える。一次ミラー１０１と二次ミラー１０３の構成は、そこに光が集束する画像の焦点Ｆを定義し、画像の焦点Ｆは一般的にその下部に位置する。

図１において、宇宙から及び望遠鏡の空洞から内部的に発生する、様々な熱流束がジグザグの線によって表わされている。

上述のように、熱ドリフトは望遠鏡１の前方空洞１０５の内側の流束変動に起因する。後者は主として衛星の姿勢、すなわち前方空洞１０５が見る方向に依存する。地球中心の指向において、すなわち人工衛星１０が地球の方へ向くとき、前方空洞１０５は「アルベド・フラックス」（“ａｌｂｅｄｏ ｆｌｕｘ”）と呼ばれる、地表における太陽光線の反射から由来する流束と、地球の熱流束とを受ける。太陽中心の指向において、すなわち衛星１０がその太陽発電機を太陽Ｓの方へ向けるとき、前方空洞１０５は「宇宙フラックス」と呼ばれる流束を受ける。衛星は日中アースゾーン及び夜間アースゾーンにわたり、連続的に移動する。

可視の場面は、極地以外で日中である半軌道上で生じる。一般的に２つの場面の間で、太陽エネルギーの捕捉を最大限にするために、衛星は太陽中心の構成に再配置される。

図２は地球の周りの衛星の姿勢における変化の一例を例示し、主に地球中心の指向状態にある軌道の間、文字Ｇと共に図２に示される衛星は時々、文字Ｈで表わされる太陽中心の指向状態にある。図２ａは衛星の完全な軌道上での焦点における変化を例示する。

本発明との関連で、前方空洞１０５の内側での流束における変動の影響は、衛星の姿勢を定義する期間、すなわち衛星のプログラミング計画に依存する。

焦点調整は、最も影響を有し、ＭＴＦ性能において最も敏感な光学パラメータの１つであることが観察されるべきである。

図２及び２ａに関連して、Ｙ軸上に示されメートル（ｍ）で表わされる焦点調整は、衛星の軌道上において全体的に周期的なやり方で、Ｘ軸上で示される時間の関数として変化する。最初の夜間の周期２１において、衛星が太陽中心の指向に切り替わる、衛星の第一の切り替え点２１０に至るまで集束は連続的に減少し、この切り替えは実質的に最初の日中の周期２２の始まりに一致する。最初の日中の周期２２の間、第一の地球中心の切り替え２２０の後に、衛星が再び太陽中心の指向に切り替わる、衛星の第二の切り替え点２３０に至るまで集束は連続的に増加し、この切り替えは実質的に第二の夜間の周期２３の始まりに一致する。第二の夜間の周期２３の始まりにおいて、地球中心の切り替え２４０の後に、衛星が再び太陽中心の指向に切り替わる、衛星の第三の切り替え点２５０に至るまで集束は連続的に減少し、この切り替えは実質的に第二の日中の周期２４の始まりに一致する。第二の日中の周期２４の間、そのサイクルは繰り返される。４つの周期２１、２２、２３、２４は、観察衛星の軌道姿勢の一例において、２つの連続的な軌道を例示する。

記述されている実施形態は、一般に頭字語ＬＥＯによって知られるタイプの低い衛星軌道に適用されることに注意されたい。本発明はまた一般に頭字語ＧＥＯ或いは頭字語ＭＥＯによって知られるタイプの、高い軌道に沿って移動する衛星にも適用され得ることが特に理解されるため、これらは本発明の制限されない例である。言い換えれば、本発明は移動衛星又は静止衛星として知られる人工衛星に適用できる。

以下に記述されている図３は、衛星の複数の軌道にわたる焦点の変動を例示している。

図３に関連して、Ｙ軸上に示されメートル（ｍ）で表わされる焦点調整は、Ｘ軸上に示される時間と共に変化する。焦点の変動は、別々にローディングされた、すなわち実行されるプログラミングに応じて変化する多数のＧ／Ｈ遷移を有する、複数の軌道にわたって一般に周期的である。これらの軌道の各々において、焦点調整は図２ａに示される軌道にわたる変化と同様のやり方で周期的に変化する。重ね合わされている低周波数の変化は、太陽中心の指向と地球中心の指向との間の相対的な累積の継続期間における変化に起因する。これらの全ての変化は予測可能であり、衛星のプログラミング・パラメータに依存する。

本発明は、とりわけ焦点調整パラメータに対して修正がなされることを提案し、修正は時間にわたる焦点調整の変化に基づいている。焦点調整における、又は望遠鏡の別の画像品質パラメータにおける変化の曲線は、既知の熱的に結合した、機械的に結合した、及び光学的に結合したモデル化ツールを用いて、衛星の任務の知識に基づき、精度を持って明確に生成されることができる。衛星の任務の知識は、日付の関数としての衛星の−通常、頭字語ＰＳＯとして知られる−軌道内の位置の知識と、衛星の傾き角度の知識とを含む。これらのデータは、熱弾性効果の修正を先験的に決定するためのアルゴリズムに供給できる、衛星のプログラミング・データに変換され得る。

本発明による修正方法は、以下に記述される図４により例示されている。

図４に関連して、１つの修正方法は衛星の飛行に先立つ、上記に紹介されているような修正−決定アルゴリズム２５を用いて、熱弾性効果の修正を先験的に決定するステップ４０１を含み得る。決定アルゴリズム２５は、入力として衛星のプログラミング・データ４１を受け取り、軌道規模において熱弾性変動のモデル２６の、事前の定義の適用を可能にする。修正方法はまた、機器の修正用の制御手段３０のためのメッセージを確立する、飛行中の修正ステップ４０３を含む。修正手段３０は、上述の図１に関連して、例えば望遠鏡１の複数のミラーを互いに対して動かす手段、例えば望遠鏡１の二次ミラー１０３を動かすための手段を含み得る。修正手段３０はまた、一次ミラー１０１、又は任意の別の光学要素を変形させるための手段も備え得る。

従って、修正方法は、例えば地上からの飛行に先立って、衛星のプログラミング・データ４１の知識に基づき、望遠鏡１に修正が適用されるのを決定することにあるステップにおいて、先験的に定義されることができ、そして焦点調整のような、望遠鏡の性能パラメータに対する熱弾性ドリフトの影響は、飛行に先立つステップにおいて入力されるプログラミング・データ４１に基づいて、飛行中に常に修正され得る。

有利なことに、同じプログラミング・データ４１に基づいて、修正方法はまた照準線に対する、すなわち位置の安定性に対する、熱弾性ドリフトの効果の予測も可能にすることができる。

有利なことに、修正方法は、前もって確立されたデータに対する、予測の不確かさを軽減するために、修正アルゴリズムをリセットするための飛行中のリセット・ステップ４３もまた含み得る。リセット・ステップ４３は、適切な測定手段４０によって取得される測定値に応じて、又はより正確には、熱弾性変動の従前モデル２６における性能パラメータと、測定手段４０によって取得される測定値から生じた対応する性能パラメータとの間の差に応じて、熱弾性効果の変動の従前モデル２６をリセットすることにある。

例えば、ＭＴＦに関する変動の従前モデルは、集束の測定値によって、そしてより一般的には全てのＺｅｒｎｉｋｅ（ゼルニケ）係数を元の状態に戻すことを可能にする、特定の測定値によってリセットされ得る。位置に関する変動の従前モデルは、照準線同士の間の差、「機器」と呼ばれる照準線と、例えば星の捕捉によるスター・センサーの照準線との間の差の測定値に基づいてリセットされることができる。

リセット・ステップ４３の間に行われるリセットは、様々な方策に従ってなされ得る。例えば、長期サイクル・リセットと呼ばれる第一のリセット方策によれば、リセットは例えば年間ベースにおける飛行中の較正によって、決められた専用期間にわたって行われ得る。

短期サイクル・リセットと呼ばれる第二のリセット方策によれば、リセットは、例えば日中の半軌道の間に測定値を取得することにより、そして夜間の半軌道の間に新しいプログラミング・データの計算を行なうことにより、例えば軌道当たり１回行われ得る。

図５は軌道当たり１回の、焦点調整の変動の従前モデル２６をリセットする一例を例示している。その期間中の焦点調整の実質変動は実線で示されている。点線で示されている変動の従前モデルは、軌道の脈動を有する、例えば正弦曲線の周期的な理論的予測モデルである。そのモデルのリセットＰは、Ｎ個の軌道全てで行われることができ、ここでＮは１以上の整数であり、焦点を外れた測定が得られるとき、Ｎは探し求められた修正の精度に応じて選択される。

リセットの方策は、問題となっている望遠鏡の概念、及び探し求められた修正の精度に応じて選ばれ得る。

例えば、上述の第二のリセット方策、すなわち短期サイクルとの関連において、比較的頻繁な測定値が必要であり、それらは例えば波面アナライザのような、衛星に搭載されて設置された例えば特定の測定手段により取得され得る。

例えば、上述の第一のリセット方策、すなわち長期サイクルとの関連において、宇宙望遠鏡と関連する既知の機器内に通常搭載される測定装置に加えて、測定装置を持つ必要は無く、そしてとりわけ二次リセット方策のような波面アナライザの如き、特定の装置を持つ必要は無く、限定された数の補償器、例えば１台の焦点調整補償器で十分であり得る。

本発明の更なる主題は、上述の実施形態におけるものに類似の方法を用いて、図６に示すような、特に宇宙望遠鏡に対する熱弾性効果を修正するための装置である。修正アルゴリズム２５は、例えば、アクチュエータの制御と衛星の姿勢パラメータとの間の変化の法則を与える、例えばマッピング・テーブルを含み得る熱弾性効果の変動の従前モデルを含む、専用の計算手段２０において使用されても良く、その管理は専用コンピュータ又は衛星１０内に存在するコンピュータによって行われることができる。本発明による修正装置は、適切なインターフェース手段を介した計算手段２０と関連する修正手段３０もまた備え得る。本発明による修正装置はまた上述のような測定手段４０も含み得る。

本発明の更なる主題は、記述された実施形態のうちの１つによる修正装置を備える、例えば図１に関連して上述されているような、宇宙望遠鏡である。

本発明の１つの利点は、機器が飛行中にリセットされることを可能にする、単純な設計の熱弾性効果の修正アルゴリズムの使用を必要とすることである。

本発明の別の利点は、それが衛星の軌道にわたって、焦点調整のような画像品質パラメータの連続的修正を可能にすることである。

本発明の別の利点は、それが測定と修正との間の経過時間を増加させるのを可能にすることである。一般的に、この時間は前述の短期サイクル方策に照らして例えば３０分のオーダーで短く選ばれるか、或いは前述の長期サイクル方策に照らして例えば６ヶ月又は１年に至るオーダーで非常に長く選ばれ得る。

本発明の実施形態の幾つかによる本発明の別の利点は、それが照準線の安定性の優れた知識を可能にし、後者が非常に高い解像度の観察システムの使用との関連で決定因子となることである。

１ 望遠鏡
１０１ 一次ミラー
１０３ 二次ミラー
１０５ 前方空洞
１０７ 太陽バッフル
１０９ 光学ベンチ
１０ 人工衛星
２０ 計算手段
２１ 最初の夜間の周期
２２ 最初の日中の周期
２３ 第二の夜間の周期
２４ 第二の日中の周期
２１０ 衛星の第一の切り替え点
２２０ 第一の地球中心の切り替え
２３０ 衛星の第二の切り替え点
２４０ 地球中心の切り替え
２５０ 衛星の第三の切り替え点
２５ アルゴリズム
２６ モデル
３０ 修正手段
４０ 測定手段
４１ プログラミング・データ
４３ 飛行中のリセット・ステップ
４０１ 熱弾性効果の修正を先験的に決定するステップ
４０３ 飛行中の修正ステップ
Ｓ 太陽
Ｆ 画像の焦点
Ｇ 地球中心の指向状態にある衛星の姿勢
Ｈ 太陽中心の指向状態にある衛星の姿勢
Ｐ 予測モデルのリセット

Claims (15)

1. 宇宙衛星に搭載された望遠鏡（１）の性能パラメータに対する熱弾性効果を修正するための方法であって、軌道規模における前記熱弾性効果の変動の従前モデル（２６）と前記宇宙衛星のプログラミング・データ（４１）により供給される、修正を決定するためのアルゴリズム（２５）とを用いて、前記熱弾性効果の修正を先験的に決定することにある、人工衛星の飛行に先立つ第一ステップ（４０１）と、前記望遠鏡（１）の前記性能パラメータを修正するための修正手段（３０）の制御メッセージを確立することにある、前記先験的に決定された修正に基づく、飛行中の第二ステップ（４０３）とを含むことを特徴とする修正方法。
2. 飛行中に前記望遠鏡（１）の性能パラメータを測定すること、及び取得された測定値に応じて前記熱弾性効果の変動の従前モデルのリセットを行なうことにある、第三のステップ（４３）もまた含み、前記リセットが前記従前モデルにおける前記性能パラメータと、前記測定値から生じた対応する性能パラメータとの間の差に基づいて行われることを特徴とする、請求項１に記載の修正方法。
3. 前記性能パラメータが前記望遠鏡（１）の焦点調節を含むことを特徴とする、請求項２に記載の修正方法。
4. 前記熱弾性効果の変動の前記従前モデルが周期的な予測モデルであることを特徴とする、請求項３に記載の修正方法。
5. 前記性能パラメータが前記望遠鏡（１）の照準線の安定性を含むことを特徴とする、請求項２に記載の修正方法。
6. 前記測定値が少なくとも１つのＺｅｒｎｉｋｅ（ゼルニケ）パラメータの測定を含むことを特徴とする、請求項２に記載の修正方法。
7. 前記測定値が前記衛星の各軌道の期間中に取得されることを特徴とする、請求項２に記載の修正方法。
8. 前記測定値が前記衛星の前半軌道の期間中に取得され、そして前記熱弾性効果の変動の前記従前モデルのリセットが、前記衛星の後半軌道の期間中に行われることを特徴とする、請求項７に記載の修正方法。
9. 前記測定値が所定の期間にわたって取得されることを特徴とする、請求項２に記載の修正方法。
10. 衛星に搭載された宇宙望遠鏡（１）の性能パラメータに対する熱弾性効果を修正する装置であって、請求項１〜９のいずれか１項に記載された修正方法の使用のために構成されることを特徴とする装置。
11. 前記熱弾性効果の変動の従前モデル（２６）と前記宇宙衛星のプログラミング・データ（４１）により供給される、修正を決定するためのアルゴリズム（２５）とを含む計算手段（２０）と、前記望遠鏡（１）に作用する前記性能パラメータを修正するための修正手段（３０）とを備えることを特徴とする、請求項１０に記載の修正装置。
12. 前記望遠鏡（１）の前記性能パラメータを測定するための、飛行中の測定手段（４０）もまた備えることを特徴とする、請求項１１に記載の修正装置。
13. 前記修正手段が少なくとも１つのミラー（１０１、１０３）の移動及び／又は方向づけを確実にする、前記望遠鏡（１）の少なくとも１つのミラー（１０１、１０３）を動かすための手段を備えることを特徴とする、請求項１１に記載の修正装置。
14. 前記修正手段（３０）が、前記望遠鏡の少なくとも１つのミラー（１０１、１０３）を変形させる手段を備えることを特徴とする、請求項１２又は１３に記載の修正装置。
15. 請求項１０〜１４のいずれか一項に記載の修正装置を備えることを特徴とする、宇宙衛星用の望遠鏡（１）。

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