JP2598820Y2 - カメラ搭載人工衛星のイメージ航法支援装置 - Google Patents

Description

【考案の詳細な説明】 【０００１】 【産業上の利用分野】本考案は、イメージ（画像）航法
（イメージナビゲーション）を行うために人工衛星搭載
計器を利用する分野に関する。ここで、イメージ航法と
は、人工衛星が軌道運動している天体上の緯度および経
度で、衛星搭載計器により発生される画像内の任意のピ
クセル（画素）の探知もしくは位置決定を行う方法であ
る。 【０００２】 【従来技術、考案の課題】「The journal of the Astron
autical Sciences」 Vol.32、No.2、 (1984年４月−６
月）、頁189-196 に掲載されているランデッカ（Landec
ker)の論文「OperationalSpacecraft Attitude Determin
ation Using Data from a Spinning Sensor」 には、自
転している衛星が地球に面しなくなるつど、星を検知す
る搭載ラジオメータを用いて、地球を中心に軌道運動し
ている自転衛星の姿勢決定を行う仮説的方法が記述され
ている。これに対し、本考案では、イメージ航法を行う
ために３軸で安定化される衛星に搭載された衛星計器が
用いられる。上述の文献に記載される装置の欠点等を、
本願考案との対比において以下に列挙する。 【０００３】１．上記文献の場合には、ラジオメータが
衛星を安定化させるプラットフォーム上に設けられてい
るので、ラジオメータは非常に迅速に約１００ｒｐｍで
回転する。したがって、ラジオメータは、毎分３６００
０゜の速度で慣性的に固定されている恒星を通過する。
これに対し、本考案においては、この通過速度は毎分
０．２５゜である。したがって、本考案によれば、極め
て優れたＳＮ比が得られる。 【０００４】２．上記文献の技術では、ラジオメータの
光学系は一つの次元においてのみ段階的に走査されるに
過ぎない。その結果、小領域の走査（地球全体よりも小
さい走査）の場合、上記の文献に記載の技術は、狭い視
野内の星の探索に制限される。本考案では、特定の目標
の星に対し正確にホーム位置に設定するために二つの直
交次元における回転を制御する。かくして、本考案は上
記のような制限を受けない。 【０００５】３．上記文献の技術は、姿勢および制御の
決定にしか用いられない。本考案は、長期間にわたる計
器姿勢パラメータおよび衛星軌道パラメータを求め、画
像整合装置において補償されるイメージ航法システムの
一部として用いられる。 【０００６】４．上記文献のシステムでは、その機能を
実施するに当り観察中の星の等級の情報が必要とされ
る。他方、本考案は、等級に関係なく（計器１、２の感
度限界内で）予め選択された星を探索する。 【０００７】５．上記文献に記載のシステムでは、（地
球から離れる方向の）戻り走査中に星の探索が行われる
が、本考案では衛星が軌道運動している地球または他の
天体の縁を丁度越える星の探索が行われる。それゆえ、
ジンバルの精巧さを低減できる利点がある。 【０００８】以下に掲げる４つの引例が一般的な仕方で
本考案に部分的な係りを持つ。１)１９８５年１０月２
１日に開催されたシンポジウム「International Sympos
iumon Remote Sensing of the Environment」における
「Environmental Research Institute of Michigan」で
行われた資料表示を伴ったグロウル「Graul」の講演、
２) １９８５年９月に「National Oceanic and Atmesph
eric Administration 発行のシュバルブ（Schwalb ）の
「Envirosat −2000 Report ；ＧＯＥＳ−Next Overvie
w」、３) １９８６年１月１３日ないし１６日フロリダ州
マイアミで開催された「American Meteorological Seci
ety Conference」で頒布されたケーニッヒ（Koenig）の
「The ＧＯＥＳ−Next Imager and Sounder」、および
４) １９８６年５月１２日ないし１６日にバージニア州
ウィリアムズバーグで開催された「ＡＭＳ Second Conf
evence on Meteorology ／Remote Sensing and Applica
tion」で頒布されたジュアレズ（Juarez）およびケーニ
ッヒ（Koenig）の論文「Infrared Imaging and Soundin
g from a Geostationary Body Stapilized Spacecraft」
。 【０００９】二次的な参考文献として、米国特許第３，
９５２，１５５号および第４，３００，１５９号明細書
がある。 【００１０】 【課題を解決するための手段】本考案は、イメージ航法
の重要な機能を達成する上の支援として、３軸で安定化
される衛星に搭載されている計器（１、２）により星を
検知する装置にある。３軸で安定化された衛星は、地球
のような天体の周りを軌道運動する。衛星に搭載された
計器（１、２）は天体のシーン（場面）の画像を発生す
る。天体の縁を丁度越える星を検出するために、手段
（６４）で計器の光学系（３３、３２）は２つの直交す
る次元で回動ないし回転せしめられる。測定された星の
位置を発生するために、星の検出に応答して計器（１、
２）により発生する信号を処理する手段（６２）が設け
られる。更に、測定された星の位置でイメージ航法装置
を更新する手段（６０）が設けられる。 【００１１】本考案の上に述べた目的および特徴ならび
に他の詳細な特定的な目的および特徴は、本考案の実施
例を示す添付図面を参照し以下の詳細な説明から一層明
瞭に理解されよう。 【００１２】 【考案を実施するための最良の態様】本考案は、地球静
止軌道または他の天体を取巻く軌道の人工衛星であれ任
意の型の人工衛星に適用することができるが、本明細書
においては図７に示した人工衛星と関連して説明するこ
とにする。この人工衛星は、ＮＡＳＡ（National Aeron
autics and Space Administration ）との契約によりＮ
ＯＡＡ（National Oceanic and Atmospheric Administr
ation ）により打上げられた本考案が適用されている地
球静止軌道の「ＧＯＥＳＩＪＫＬＭ」気象衛星の１つで
ある。図７に示してある要素には、太陽電池アレイ１
１、Ｘ線センサ１２、磁力計１３、Ｓ−帯域送信アンテ
ナ１４、探索（サーチ）およびレスキュアンテナ１５、
ＵＨＦアンテナ１６、遠隔測定／指令アンテナ１８、地
球センサ１９、Ｓ−帯域受信アンテナ２０、ソラーセイ
ル２４、および２つのラジオメータ、即ち撮像装置（im
ager）１およびサウンダ（soumder ）２が含まれる。撮
像装置もしくはイメージャ１は、クーラ１７、絞り（ア
パーチャ）２３およびミラー３３から構成される。サウ
ンダ（sounder ）は、クーラ２１、絞り２３およびミラ
ー３２を備えている。 【００１３】ミラー３２、３３は、それぞれ、２軸ジン
バルに取付けられており、該ジンバルは、直交ｘ軸線お
よびｙ軸線に対してミラー３３、３２を選択的に位置付
ける。結像ミラー３３は、毎秒多くの相続く位置で非常
に早い速度で運動する。サウンダのミラー３２は、遅い
速度で段階的に走査する。共通のｘ軸はまた、横転、北
／南または仰角軸とも称することができる。各ミラー３
３、３２のためのｙ軸もまた、ピッチ、東／西または方
位角軸とも称することができる。 【００１４】撮像装置１は、例えば、横方向の雲の速度
を測定する上で有用な地球表面の多重スペクトル放射測
定撮像を行う。撮像装置１は５つのチャンネル、即ち４
つの赤外線チャンネルと１つの可視光線チャンネルとを
有している。２軸でジンバル支持された走査ミラー３３
は、地球上の東／西軌跡を横切る８ｋｍの縦方向区分
（北／南に配列された８個の個々の１ｋｍピクセルもし
くは画素を含む）を掃引して、全てのチャンネルから同
時に観察した場面もしくはシーンの同時整合データを供
給する。走査される領域の位置および大きさは、撮像装
置１と組合わせて設けられている走査論理回路からの指
令により制御される。撮像装置１の視野は、それぞれが
多数のピクセルもしくは画素からなる１組の並行な東西
走査線に分割されている。（地球上の）ピクセルの大き
さは、チャンネルの１つ（可視チャンネル）に対して
は、１ｋｍ×１ｋｍ程度に小さい（多数の走査線からな
る）走査フレームは、走査すべく指示される可能な全視
野の部分集合である。走査フレームは、全地球走査の場
合には２２分で走査され、「領域走査」（地球の部分）
の場合にはそれより短い時間で走査される。受動放射ク
ーラ１７により、ＩＲチャンネルは低い温度で大きい感
度で走査することができる。放射測定較正は、宇宙およ
び内部黒体ターゲットに向けられる周期ミラー３３によ
り行われる。 【００１５】サウンダ（sounder ）２はピクセルもしく
は画素ベースで地球の大気内の種々なガス成分の湿度お
よび温度を測定するサウンダ２は、１９チャンネル（そ
のうち１８チャンネルが赤外線チャンネルで１チャンネ
ルが可視チャンネル）のラジオメータである。一度に１
つのＩＲチャンネルが離散フィルターホイールにより選
択される。そうでない場合には、可視チャンネルが選択
される。サウンダ２の２軸でジンバル支持された走査ミ
ラー３２は、１０kmの増分で東／西軌跡を横切る地球の
４０km縦方向区画を効果的に段階走査する。（地球上
の）公称画素寸法は１０km×１０kmである。（多数の走
査線からなる）走査フレームは、全地球走査の場合には
約３時間で走査され、領域走査の場合にはそれより少な
い時間で走査される。受動放射クーラ２１は、ＩＲ検出
器アッセンブリの温度を制御する。これにより、低温で
大きい感度での動作が可能となる。放射測定較正は、宇
宙および内部黒体ターゲットに面する周期ミラー３２に
よって行われる。 【００１６】撮像装置１およびサウンダ２は、「イメー
ジングまたはサウンゲィング区間」として知られている
期間に渡り独立に且つ同時に作動する。この区間は、少
なくとも８５分に特定されている。この区間中、幾つか
のフレームが走査され幾つかの画像が形成される。区間
の終時に、宇宙船は５分間のハウスキーピングモードに
入り、例えば姿勢制御或いはモーメント発生の目的でス
ラスターを点火する。 【００１７】星の測定は、静止環境からして、図示のＧ
ＯＥＳＩＪＫＬＭのような３軸で安定化された人工衛星
を用いれば容易になる。星の測定では、計器のアパーチ
ャ２３、２２の視野を横切る星の見掛けのドリフト（移
動）が用いられる。このドリフトは、地球を中心とする
衛星の（０．２５°／分の速度での）軌道回転により生
ぜさしめられるピッチ（縦揺れ）レートで発生される。 【００１８】イメージ航法に対する本考案の適用可能性
については、本出願人の共有に係わる１９８６年５月６
日付けの米国特許願第８６０１４２号明細書で説明され
ている。また、画像整合に対する本考案の適用可能性
は、本出願人の共有に係わる１９８６年５月６日付けの
米国特許願第８６０３７３号明細書で取扱われている。
画像整合は、選択された同じ撮像領域（フレーム）の
（計器１、２により撮像された）反復画像の対応のピク
セルもしくは画素の（相互間における）角度分類に際し
ての誤差を特定の予め選択された限界内に制限するプロ
セスである。 【００１９】星の観察は、互に直交する基準光軸ｘ、
ｙ、ｚの指向方向に関する正確な実時間知識を維持する
のに必要な情報の主情報源である。２つの計器１、２間
に起り得るアラインメントのシフトもしくは遷移および
熱歪を許容するために、星の観察は２つの計器１、２に
より別々に行われる。 【００２０】星の測定は、星捕捉コンピュータ６４（図
８参照）により発生される地上指令により開始される。
撮像装置１による星の観察の場合には、撮像装置１は指
令を実行する前に現在の走査線を終了する。星を横切る
ように８個の検出器からなるアレイ３の視線を走査する
のではなく、ミラー３３を回転してアレイ３が星の僅か
東を見るようにし、次いでミラー３３の運動を停止す
る。西から東への検出器による星の見掛け上の運動は、
地球を中心とする軌道運動中、地球指向姿勢を維持する
際の衛星のピッチ（縦揺れ）運動から生ずるものであ
る。毎秒３画素の速度（０．２５゜／分の速度）で運動
している星は、０．３秒内で静止検出器アレイ３を横切
る。検出器アレイ３は、典型的には、北／南（仰角）方
向に整列された８個の素子４からなり、可視波長で動作
可能であって、２２４マイクロラジアン（検出器４毎に
２８マイクロラジアン）の全仰角を包摂する線形検出器
アレイ３である。図６を参照されたい。 【００２１】ミラー３３が停在している間、検出器４の
出力は、毎秒約２００００のレートで標本化されて、下
向リンク６９を介しＯＧＥ（地上オペレーション設備）
６５内の星信号処理コンピュータ６２に送られる。ミラ
ー３３の星の位置への動きが開始される際に、下向リン
ク６９のフォーマットには特殊な舵取りビットが挿入さ
れ、それにより、コンピュータ６２は適切な星のデータ
の経路および処理パスを設定することができる。測定
後、ミラー３３は次の走査線を開始する位置へと戻され
てオフに切換えられる。通常の星検出操作は約１０秒続
く。 【００２２】サウンダ（sounder ）２における別個の星
検出能力（撮像装置もしくはイメージャ１のものと本質
的に同じ検出器アレイ３を用いた星検出能力）で、サウ
ンダ２は姿勢判定を行うことができ、従って、イメージ
ャもしくは撮像装置１に対するサウンダ２の正確なアラ
インメントの必要性は排除される。これ等計器１、２に
おける星検出能力はまた、地球センサ１９に対する各計
器１、２の正確なアラインメントの必要性を排除する。 【００２３】検出器アレイ３の視線の絶対指向方向にお
ける不確実性が、基準光軸ｘ、ｙ、ｚを中心とする計器
１、２の姿勢における不確実性ならびに計器１、２の走
査制御反復性における小さい変動から生ずる。通常の軌
道上モード中、これ等３つの源全てからの仰角（Ｎ−
Ｓ）方向における全不確実性は、約２９マイクロラジア
ンである。検出器アレイ３は、±１１２マイクロラジア
ンの全仰角を包摂するので、ミラー３３、３２の１つの
位置付けで星の検出を確保するのに十分である。方位角
（Ｅ−Ｗ）方向における不確実性も同程度のものであ
り、この不確実性は、視線を、包囲方向の不確実性を補
償するのに十分な量だけ星の位置から包囲方向において
東向きに位置付け、次いで、星が検出器アレイ３の視野
を通過している間ミラー３３、３２を静止状態に保持す
ることにより補償される。 【００２４】画像処理コンピュータ６２は、下向リンク
６９を介して計器１、２から原画像を受ける。これら原
画像は、２つの計器１、２からの通常運行画像、撮像装
置もしくはイメージャの陸標像ならびに星像を全てディ
ジタルフォーマットを含んでいる。星探索モードで得ら
れるデータは、時間の関数として検出器４の各々からの
振幅ならびに位置に関する各検出器４の識別情報を含ん
でいる。コンピュータ６２は、現在の時刻から既知の一
定の伝播遅延を減算することにより星の検出時刻を決定
する。コンピュータ６２は、この時刻情報を、計器１、
２の光軸ｘ、ｙに対する検出された星の方位角情報に変
換する。コンピュータ６２は、全ての検出器４からの振
幅情報を比較して、検出された星の計器１、２の光軸
ｘ、ｙに対する仰角を発生する。２つの隣接する検出器
４からの信号が等しいかまたは殆んど等しい場合には、
コンピュータ６２は応分に補間を行う。この方法によれ
ば、１画素当り１／２より良好な精度が達成される（１
画素は２８マイクロラジアンに等しい）。 【００２５】コンピュータ６２はまた、通常の運行画像
を処理し、生成データ送信装置３９、上向リンク（アッ
プリンク）７１および下向リンク（ダウンリンク）７２
を介し１つまたは２つ以上の地球基地使用者モジュール
７０に再伝送する。星観察データは、コンピュータ６２
によりオンラインで処理されて、検出された星の方位／
仰角座標が発生され、実時間で軌道／姿勢決定コンピュ
ータ６０に入力される。コンピュータ６０は、測定され
た方位／仰角座標を、コンピュータ６４内に格納されて
いる星座と同じである内部記憶されている星座（例えば
図２に示す星座）から予測される星の座標と比較する。 【００２６】陸標データは、生成データモニタ（ＰＭ）
６３およびディスクを使用してオフラインで処理され、
陸標座標が発生され、これら陸標座標は生成データモニ
タもしくはＰＭ６３によりコンピュータ６０に入力され
る。陸標データならびに測距データは軌道の計算に用い
られる。 【００２７】測距データはモニタ６３によりオフライン
で処理される。処理された測距データは、利用可能な状
態になるに伴いＰＭもしくはモニタ６３によりコンピュ
ータ６０に入力される。コンピュータ６０は、星、陸標
および距離（範囲）測定量を、内部記憶モデル４０、５
０により予測される値と比較する。軌道モデル４０は、
時間の関数として緩りと移動する軌道パラメータＰ（衛
星の姿勢ならびに地上衛星点における衛星の緯度および
経度）を与える。軌道モデル４０における係数Ｋは元期
における６つのケプラー（軌道）要素である。姿勢モデ
ル５０は、緩り変化する三角関数に依存し計器１、２の
各々に対するｘ、ｙ、ｚ軸の運動を与える。モデル４０
の係数Ａ（調和項の振幅である）は、片揺れに対する太
陽放射圧効果、構造の熱歪ならびに地球センサ１９の熱
ドリフトに起因する日々の変化を表わす。係数Ｋ、Ａ
は、モデル４０、５０により予測される値と、星、陸標
および距離測定結果との比較を基にして更新される。 【００２８】係数Ｋ、Ａを更新するために、コンピュー
タ６０により、公知の回帰フィルタ或いは「ウォーキン
グ最小自乗当嵌め（ｗａｌｋｉｎｇ ｌｅａｓｔ ｓｑ
ｕａｒｅｓ ｆｉｔ）」として知られているようなアル
ゴリズムが用いられる。これにより、影像航法システム
の連続した全体に亘る較正ならびに経年変化、熱効果な
らびに他の全ての長期間効果の自己補償が行われる。生
きている最小自乗当嵌めは、軌道係数Ｋを更新するため
には週毎に行う必要があり、また、姿勢係数Ａを更新す
るためには３０分毎に行う必要がある。係数Ａは係数Ｋ
とは別に独立して合化することができるし、また、別法
として係数ＡおよびＫの両集合を一緒に適合化すること
ができる。 【００２９】以下には、ウォーキング最小自乗当嵌め
（ｗａｌｋｉｎｇ ｌｅａｓｔ ｓｑｕａｒｅ ｆｉ
ｔ）のアルゴリズムにより係数Ｋ、Ａが共に求められる
事例を説明する。コンピュータ６２およびモニタＰＭ６
３によってコンピュータ６０に送られる測定データに
は、星および陸標の座標、距離データならびにこれら測
定が行われた時間が含まれる。モデル４０、５０の初期
設定に係数ＫおよびＡの初期推定値が用いられる。この
初期推定値に基づいて、モデル４０、５０を用い、「測
定量」即ち、距離検出された星の方位角および仰角並び
に検出された陸標の方位角および仰角が計算される。こ
れら算出された測定量はコンピュータ６２およびモニタ
ＰＭ６３により与えられる観察された測定量と比較され
る。算出された測定量と観察された測定量との間の差
は、「測定残差」として知られている。各星の観察に対
する測定残差は、（コンピュータ６０内の星座と測定し
た星の位置との比較に基づき）個別に計算されて、次い
で、先行の２４時間中に得られた全ての他の残差（星、
陸標および測距に関する残差）に加算される。次いで、
係数Ｋ、Ａを、最小自乗当嵌めアルゴリズムを用いて同
時に更新する。このアルゴリズムではまた、入力として
座標Ｋ、Ａに対する算出測定量の偏微分が用いられる。
その結果として推定係数Ｋ、Ａの集合が得られる。 【００３０】推定係数Ｋ、Ａの集合の内予め選択された
幾つかの集合が収斂している場合には、プロセスは成功
したと見做され、これら推定係数Ｋ、Ａはコンピュータ
６０により星捕捉コンピュータ６４、生成データ送信ユ
ニット３９ならびに変換コンピュータ６６に出力される
係数Ｋ、Ａとなる。他方、推定係数Ｋ、Ａが収斂してい
ない場合には、係数Ｋ、Ａの初期予想値を、推定された
係数値Ｋ、Ａの最後の繰返しで得られた値で置換して更
に「生きている最小自乗当嵌め」アルゴリズムを繰返し
実行する。 【００３１】係数Ｋ、Ａは各使用者モジュールに対する
生成データ送信装置３９、上向リンク７１ならびに１つ
の処理データリンク７２を介して使用者モジュール７０
に送られる像データおよびサウンダのデータの文書化に
取入れられる。上向リンク７１および各処理データリン
ク７２はまた撮像装置１の予め選択された画像ピクセル
の地球緯度および経度座標ならびにサウンダ２の全ての
ピクセル（画素）の地球緯度および経度を含む。リンク
７１および７２はまた、各撮像装置の１走査線における
第１番目のピクセル（画素）の位置ならびにピクセル数
として与えられる所与の地上位置に対する格子点をも含
み、従って、使用者のディスプレイ６７に表示される画
像上には国境地図を重畳することができる。ディスプレ
イ６７は、ハードコピーとすることができるし、また、
商用テレビジョン局等を介して配給してＣＲＴに画像を
発生することも可能である。 【００３２】ＯＧＥ６５内の変換コンピュータ６６は、
コンピュータ６２から各走査線（Ｉ）ならびに各走査線
内の最初のピクセル（Ｊ１）の座標を受ける。コンピュ
ータ６６はこれらＩ、Ｊ１ピクセル座標を３つの変換Ｔ
₁ 、Ｔ₂ およびＴ₃ にかける。Ｔ₁ は、Ｉ、Ｊ１を、ミ
ラー３３、３２の既知の走査レート特性に基づき各ピク
セルのＡＺ、ＥＬ（それぞれｙおよびｘ軸に対する対応
のミラー３３、３２の角度位置）に変換する。なお、こ
れら既知の特性量は、コンピュータ６６内に記憶されて
いる。Ｔ₂ は、各ＡＺ、ＥＬを軌道から見た場合のピク
セル（画素）角度に変換する姿勢変換である。Ｔ₂ で
は、姿勢モデル５０からのｘ、ｙ、ｚ軸の横転、縦揺れ
および片揺れ偏差が入力として用いられる。これらデー
タを計算するための情報は、係数Ａの形でコンピュータ
６０からコンピュータ６６に与えられる。最後に、Ｔ₃
は、軌道から見た場合のピクセル角を、軌道パラメータ
Ｐを用いて地球の緯度および経度に変換する。これらパ
ラメータＰを計算するための情報は、コンピュータ６０
からコンピュータ６６に与えられる軌道係数Ｋに含まれ
ている。 【００３３】任意変換コンピュータ６６が各使用者のモ
ジュール７０に存在する。その目的は、ＯＧＥ６５内の
変換コンピュータ６６が上述の地球緯度および経度を計
算するピクセルの内の予め定められたピクセルではな
く、撮像装置（imager）１からの全てのピクセルに対し
地球緯度および経度を計算することである。モジュール
７０内の変換コンピュータ６６は、それに対する全ての
入力情報（Ｉ、Ｊ１、Ｋ、Ａ）が処理データ下向リンク
７２によって与えられる点を除き、ＯＧＥ６５内の変換
コンピュータ６６と同じように動作する。 【００３４】画像フレーム中、ならびに画像フレーム間
で星の観察の機会を可能にするために、撮像装置１は、
その通常の撮像動作に取って代る優先星検出指令により
指令される。観察が必要とされ、そして星捕捉コンピュ
ータ６４内に格納されている既述の星座により求められ
る適当な星が存在する場合には、星検出指令が、上向リ
ンク６８を介して衛星に送られる。撮像装置１は、この
指令を受信すると、現在の走査線を完了し、現在の走査
位置をメモリに記憶し、そのミラー３３を星が現われる
指令された位置に向け、「指令滞在時間もしくはドエル
時間」または「指令滞在期間もしくはドエル期間」とし
て知られている時間長に亘り停在させると言う自動過程
を実行する。指令ドエル時間の経時に、撮像装置１は、
メモリに記憶された走査場所を検索して、ミラー３３を
適切な位置に戻し、最後の走査線を掃引して次の走査線
の走査を回復すると言う自動プロセスを完了する。 【００３５】星の観察は、撮像装置１の可視検出器アレ
イ３と実質的に同一である特別の検出器アレイ３により
サウンダ２内で達成される。このアレイ３は、星の観察
以外の機能は有していない。サウンダ２もまた優先星検
出指令により起動される。この指令の受信に応答しての
サウンダ２の動作は、起動されたサウンダが、現在の走
査線の終時ではなく、現在の動作位置で中断される点を
除いて撮像装置１の動作と同じである。（サウンダ２は
各位置に０．０７５秒留まる。）星検出指令ドエル時間
の終時に、サウンダ２は自動的に次の位置における活動
を復旧する。 【００３６】通常の軌道上モードにおいて、撮像装置１
の基準光軸ｘ、ｙの指向方向は仰角および方位角双方に
おいて経験的に約±０．００２５°である。検出器３
を、予想される星の位置の東に正確に０．００２５°位
置付けて、衛星の縦揺れ運動（０．２５／分）を待ち、
星が、アレイ３を通過して０．００２５°を越える位置
になるようにすることができるならば、所要の遷移時間
は１．２０秒となろう。検出器を星の位置の東に０．０
０４５８°で位置付け星が該検出器を通過して等しい角
度だけ越えるのを待つようにすれば、第２のマージンが
得られる。「星探索ウインドウ」と称するこの調整され
た遷移時間は２．２０秒であり、図１に黒く塗り潰した
バーで示されている。星探索ウインドウにおける余剰の
時間には、姿勢不確実性に対する要因ならびに付加的な
小さい安全マージンが含まれる。 【００３７】星探索指令は、実時間での送出に対し時間
タッグ（付加時間）で前以ってコンピュータ６４により
作成されるので、指令の送出時点で、コンピュータ６４
が指令実行時点における星の位置に対するミラー３３の
位置を知っているものと指令作成時点で想定するのは実
際的ではない。従って、ミラー３３は、所要の指令ドエ
ル期間の開始に対し、２．０秒である最大距離回転時間
にミラー３３の定着を考慮した追加の進み時間である
０．２秒を加えた時間量だけ先立って星の位置への回転
を開始しなければならない（図１参照）。既に述べたよ
うに、撮像装置１が星観察指令を実行する場合には、該
撮像装置は、星の位置への回転前に現在の走査線を完了
する。最大長の走査線即ち走査を始めたばかりの線は完
了するのに０．９秒を要する。従って、線走査完了およ
び回転に、回転の終時にミラー３３が定着するのに付加
時間０．２秒を加えさらに指令が上向リンク６８を介し
衛星に達した後に撮像装置１に入るのに要する付加時間
０．１秒を考慮して、コンピュータ６４により指令実行
は、所要の指令ドエル期間より３．２秒前に行わなけれ
ばならない。 【００３８】撮像装置１と関連して設けられている搭載
ドエル時間計（タイマー）は、ミラー３３が所要の位置
に達した時に起動される。この指令ドエル時間は図１
に、単一の方向に傾いているハッチング線を有するバー
として示してある。 【００３９】指令実行時点（指令が上向リンク６８を伝
播した後に衛星に達する時刻）は、時刻「０」であると
定義する。図１、図９および図１０において、時刻ｎ
は、円内に示されており、そしてｎは、動作段階を表わ
す正の整数である。尚、図９は、図１の左側の部分（撮
像装置１に対する最大観察時間）と関連して参照すべき
である。 【００４０】指令は、撮像装置１に０．１秒で達する
（時刻１）。現在の走査線は１．０秒で完了し（時刻
２）、ミラー３３が回転し始める。３．０秒（時刻３）
で、ミラー３３は所要の位置に達し、ミラー３３と関連
して設けられているドエルタイマーもしくはドエル時間
計がミラー３３に対し休止（視線を合せること）を指令
する。星探索ウインドウは、３．２秒（時刻４′）で始
まり、それにより、ミラー３３が定着するのに０．２秒
が割当てられる。 【００４１】走査線が指令実行時に始まったばかりであ
り、然も星の位置に達するのに最大距離の回転が要求さ
れる場合には、指令ドエル時間は、ミラー３３が星の位
置に達した時点から測定して、星探索ウインドウの持続
期間（２．２秒）に等しくなり、ミラー３３は指令実行
時刻に５．４秒を加えた時点で次の画像線を開始するた
めに戻り回転を始めることになろう。しかしながらま
た、所要の星の位置が、指令実行時に丁度完了したばか
りの現在の走査線の終端に位置する場合もあり得る。こ
の場合には、ミラー３３の到達時刻は、２．９秒早くな
り、指令ドエル期間を増加しないとすれば、ミラー３３
は２．９秒だけ早い時点で戻り回転を行い、星を見失っ
てしまう可能性がある。これら２つの極端な事例間にお
ける全範囲に包摂するようにするために、ドエル時間に
は常に２．９秒が付加えられ、それにより指令ドエル時
間は常に５．１秒となる。 【００４２】最大距離回転の場合には、指令ドエル時間
が５．１秒で一定であるとすると、ミラー３３は、指令
実行（時刻６）から８．３秒で戻り回転をし始める。１
０．３秒（時刻７）で、戻り回転は完了し、（電子系が
単純である場合には）前の走査線が掃引される。この
「無効な」走査線は１１．３秒までに（時刻８）完全に
再掃引され、通常の走査が再び行われる。従って、指令
実行時から通常の走査の復旧までにおいて星の観察を行
うための最大時間は１１．３秒となる。また、星の位置
が現在の走査線の終端に位置しており、然も現在の走査
線が完了したばかりである時の最小時間は６．４秒であ
る。この模様は、図１の右端の時間線にグラフで図解さ
れている。 【００４３】サウンダ２による星の観察（図１０に示し
てある）は、１つの重要な相違を除いて、撮像装置１に
よる星の観察と同じである。サウンダ２が優先星観察指
令を実行する場合には、指令の受信からミラー３２の回
転開始までの最大時間は、現在のサウンド動作位置を完
了するのに要する最大時間、即ち０．１秒である。従っ
て、ミラー３２に対する指令ドエル時間は５．１秒では
なく、４．３秒に設定される。その結果、サウンダ２が
星を検知するのに要する最大時間は、この４．３秒に、
指令伝送時間である０．１秒ならびにサウンド動作の完
了に要する０．１秒、ミラー３２が回転するのに要する
時間２．０秒、ミラー３２が定着するのに要する時間
０．２秒およびミラー３２が戻り回転を行うのに要する
時間２．０秒を加えた時間、合計８．７秒である。（撮
像装置１の場合のように「無効線」繰返し操作は無
い。）また、サウンダ２が星の観察を行うのに要する最
小時間は４．６秒である。 【００４４】コンピュータ６４は、その内部に記憶され
ている星の位置のカタログもしくは座標ならびにコンピ
ュータ６０から供給される軌道および姿勢に関する現在
のモデル４０、５０を用いて、星を観察する機会を決定
する。星の方位角および仰角ならびに星の探索ウインド
ウを計算した後にコンピュータ６４は、星の探索ウイン
ドウ（サウンダ２の場合には２．４秒）の開始から３．
２秒を減算して、指令実行時点に達する。 【００４５】図９および図１０から明らかなように、撮
像装置１およびサウンダ２に対する通常の撮像視野は、
Ｎ／Ｓ（北／南）において２１°であり、Ｅ／Ｗ（東／
西）において２３°である。地球の辺（２００kmの高さ
まで）の外側に位置する星は、地球の大気圏により不明
瞭にされる。従って、１７．９°の直径を有する円は星
の観察に利用できない。この円の外側において、２１°
×２３°ＦＯＶの残余部分は星の観察に利用可能であ
る。 【００４６】±１０．５°の赤道帯に位置する４．０等
星或いはそれより明るく従って撮像装置１およびサウン
ダ２によって見ることができる５０個の星のカタログを
編集した。図２には、これ等星の位置が示されている。
（図２において、右側の昇行軸は、赤道軸に対し係数
「１２」だけ圧縮されている。従って、星は実際の場合
よりも互いに相当に接近して現れている。） 【００４７】各計器１、２の２１°×２３°の視野は、
それぞれ、±１０．５°の偏角ならびに１．５時間の右
側昇行に対応する。この視野は１日に１回ずつ星座を横
切る。（第１番目の星は、移動している視野の西端で観
察され、最後の星は、移動している視野の東端で観察さ
れる。） 【００４８】宇宙船の軌道の傾きは、ステーション保持
（ステーションキーピング）操作により０．１°に維持
される。この傾きは、星の観察には影響を与えない。と
言うのは、映像航法に際して観察される星の数に顕著な
影響を与えることなく幾つかの度数が許容されるからで
ある。１°の宇宙船の傾きは、計器１、２の視野に対す
る星座の±１°のＮ−Ｓ（偏角）シフトに対応する。何
度かのシフトがあっても、映像航法が妨害されることは
ない。と言うのは計器１、２の視野は常に、図２の原点
近傍領域を除き、常に幾つかの星を含んでいるからであ
る。この場合、傾きが０．５°よりも大きいとすると、
視野は、０．５と３との間の２．５時間の右側昇行期間
内に星を含まないことになる。このギャップは１日に１
回起り、少なくとも１時間に１回星の観察を行うことに
より克服される。 【００４９】図３は、計器１または２のいずれかの視野
内にあり地球の縁からの見掛け上の変位が少なくとも２
００kmである４等星またはそれより明るい星の数が（軌
道位置角度の関数として）グラフで示してある。次表１
には、このデータが、零個、１個、２個または３個以上
の星が見える１日全体の百分率として示されている。ま
た表１には、（１日の内で）星が全然見えない最長連続
期間が示してある。表１においては次の２つの条件が考
慮されている。(1) 太陽または月の干渉がないと言う条
件および(2) 最悪の太陽／月の干渉があると言う条件、
即ち太陽角＝３°または月の角度＝１°であって満月で
あると言う条件が考慮されている。このような干渉は、
春には６日間に亘って生じ、そして秋には６日間と２０
日間の期間に亘って起り得る。月の干渉は希であり、１
年に２時間を越えることはない。 【表１】 【００５０】図４および図５は、秋および春における最
悪の干渉状態を図解する図である。８０分の右昇行は、
大まかに、２３°の東／西ＦＯＶに対応する。図示の２
０°北／南ＦＯＶは実際の２１°北／南ＦＯＶより僅か
に小さい。数字が記入してある円は星座内の星および対
応の等級を表わす。図４および図５は、地球の人工衛星
とは反対側における赤道面を太陽が通る際の黄道（地球
が太陽を中心に回転する面）に沿う太陽の動きを示す。
黄道に平行な破線で示した太陽の干渉線は、黄道の各側
において３°である。太陽が星から３°にある時には、
この星は計器１、２の光学的制約により見ることはでき
ない。３．８５等星がこの３°の領域内にあって見るこ
とができない期間は秋には６日間である。また、残りの
３つの星の内の１つがこの帯域内にあり見ることができ
ない秋の期間は２０日間である。太陽の干渉が存在する
のは常に夜間の局地（衛星）時間である。この時刻に
は、ＩＲチャンネルだけが動作しており、画像の正確性
に関する要件は軽減される。 【００５１】黄道に平行な実線は、５°の限界を表わし
月による干渉を受ける可能性のある星を判別する。月は
常に黄道から５°の範囲内にある。月の干渉があるのは
局地時間（衛星時間）で正午である。月の干渉はどの季
節でも起り得る。しかしながら希である。月の干渉は、
１年を通して２時間を越えることはない。 【００５２】図５は、春における黄道に沿う太陽の軌跡
を示す。３．７４等星が黄道（破線で示す）から３°内
にあって見ることができない春の期間は６日間である。
この制約は運行に悪影響を与えることはない。と言うの
は、１日に１回しか起らないからである。１日の残りの
期間は、少なくとも３０分毎に１つの星の割合で見るこ
とができる。 【００５３】コンピュータ６４には、太陽および月の天
体暦データがプログラムされている。コンピュータ６４
は更に天体暦データから太陽または月の干渉が存在する
場合に、計器１、２に対し星観察指令を発生するのを抑
止する手段を備えている。本考案による星の観察は、等
級により星間の識別が可能であることに依存するもので
はなく、５０の星座の各々の予想される領域に唯１つの
星が検出されるか非かに依存する。本考案で用いられる
星座においては、他の星による潜在的干渉が存在しない
ことを確証するために、５０個の星の各々を取巻く０．
１７°×０．１７°の領域について、他の星が存在する
か否かを探索した。この探索における基準としては、
９．０等星まで完全である（約２５万個の星を含む）Sm
iphsonion Astrophysical Observatory （ＳＡＯ）カタ
ログを用いた。５０個の星の内３つの星は上記のような
近接した星を伴っている。この隣接星の最大等級は７．
４であり、これは、撮像装置１またはサウンダ２により
検出するには暗過ぎる。 【００５４】姿勢係数Ａを更新するために、通常の撮像
期間中に行われる通常の星検出以外に３つの特殊な操作
が用いられる。これら特殊な操作の各々においては検出
器アレイ３０の実行視野が拡げられる。これら３つの特
殊な操作は、起動初期設定、星食後較正およびステーシ
ョンキーピング後の較正である。 【００５５】起動初期設定操作は、第１日目の軌道上撮
像およびサウンダ動作中に行われる。これにより、コン
ピュータ６０で起動の正確な決定がなされ、計器１、２
の静的なアラインメントが達成され、日周の熱変動の較
正が行われる。約±０．８５°の不確実性を指す仰角で
星の捕捉を確保するために、各計器１、２は、単一の星
に対して（１回の観察ではなく）１６回の観察を行うよ
うに指令される。相続く星の観察を方位角方向において
シフトすることにより衛星の軌道運動（０．２５°／
分）の効果が考慮される。 【００５６】図示を簡略にするために、図６には３つの
観察しか示されていない。即ち、撮像装置１またはサウ
ンダ２からの８つの検出器を有する検出器アレイ３の位
置が、時刻１、時刻２、時刻３で示してある。これら３
つの時刻においては、検出器アレイ３は３つの異なった
重ならない仰角（北／南）位置にある。これにより、仰
角方向における視野は実効的に３桁ほど増加される。方
位角方向における視野は比例的に、指令ドエル時間の星
探索ウインドウ成分を大きくすることにより増大するこ
とができる。 【００５７】１日後には、衛星は、充分な制御下にな
り、１つ星に対して１回の観察だけが行われる通常の軌
道上モードと関連して先に述べたように星の観察時間を
減少することができると期待される。緊急状態支援手順
として、通常の星探索モードにおいて８個の検出器４の
内のいずれにも星が検出されない場合に、起動初期設定
操作を実行することができる。 【００５８】第１回目の星食において、星食後較正が行
われる。これは、衛星の温度変形を補償する目的からで
ある。この星食後較正から得られる温度較正されたデー
タは残りの運行期間中、使用される。星食から脱出した
時の、人工衛星の僅かな熱変形で最悪の場合には、仰角
方向において約２７６マイクロラジアンの不確実性が起
り得る。これはいずれの計器１または２の検出器アレイ
３で包摂される角度よりも大きい。この状態では、単一
の星を捕捉するのに、検出器アレイ３を用いての４回の
観察が要求される。これらの観察のための指令ドエル時
間も増加する。と言うのは、方位角方向における指向不
確実性も約２７６マイクロラジアンであるからである。 【００５９】１時間（各計器１、２を用いての少なくと
も２回の観察）後、通常の軌道上モードが再び達成され
る。 【００６０】第１回目の東／西および北／南ステーショ
ンキーピング（姿勢保持）操作が実行された後に、事後
較正が行われる。この較正の結果として、姿勢係数Ａが
変えられる。これらの結果は、残りの期間中、その後に
行われるステーションキーピング操作（平均１０週間に
１回）で用いられる。と言うのは、各ステーションキー
ピング（姿勢保持）操作は一般に衛星に対し、そして特
に計器１、２に対し実質的に同じ効果を有すると仮定さ
れているからである。ステーションキーピング操作後に
おいては、指向不確実性は方位角方向および仰角方向双
方において約±０．０２°である。ステーションキーピ
ング後の較正の場合には、単一の星を検出するのに４回
の観察が要求される。９０分後に、再び通常の軌道上モ
ードに入る。 【００６１】上の記述は、好ましい実施例の動作を説明
するためのものであって、本考案の範囲を制限する意図
ではない。本考案の範囲は請求の範囲の記載によっての
み制限される。上の説明から、当該技術分野の専門家に
は、本考案の範囲および精神から逸脱することなく多く
の変更が可能であろう。例えば、コンピュータ６０、６
２、６４および６６は１つの大規模計算機の一部分とす
ることができよう。また、星の検出および陸標撮像は、
可視波長以外の波長で行うことが可能であろう。

【図面の簡単な説明】 【図１】星探索ウインドウおよび通常軌道上モードにお
ける撮像装置１による星観察のための指令ドエル時間を
表す１対の時刻線を示す図である。 【図２】コンピュータ６０および６４内に個別的に記憶
されている予め選択された星の星座を示す図である。 【図３】軌道位置角の関数として計数１、２の実行視野
内の星の数をグラフで示す図である。 【図４】秋における黄道に沿う太陽の軌跡を略示し太陽
および月の干渉帯を略示する図である。 【図５】春における黄道に沿う太陽の軌跡を略示し太陽
および月の干渉帯を示す図である。 【図６】初期設定または較正特殊操作中に仰角および方
位角方向においてどのようにして撮像装置１またはサウ
ンダ２の視野が拡大されるかを説明する略図である。 【図７】本考案を有利に用いることができる人工衛星の
立面図である。 【図８】本考案が重要な働きをなす例示的影像航法シス
テムにおける全体的動作を示す機能ブロックダイヤフラ
ムである。 【図９】撮像装置１の通常軌道上モードでの撮像視野を
示す略図であって、撮像装置１が星の観察をどのように
して行うかを図解する図である。 【図１０】サウンダ２の通常軌道上モードでの観察視野
の略図であって、サウンダ２が星の観察を行う仕方を図
解する図である。 【符号の説明】 １ 撮像装置 ２ サウンダ ３ 検出器アレイ ４ 検出器 １１ 太陽電池アレイ １２ Ｘ線センサ １３ 磁力計 １４ Ｓ−帯域送信アンテナ １５ 探索（サーチ）およびレスキュアンテナ １６ ＵＨＦアンテナ １７ 受動放射クーラ １８ 遠隔測定／指令アンテナ １９ 地球センサ ２０ Ｓ−帯域受信アンテナ ２１ 受動放射クーラ ２２、２３ 絞り（アパーチャ） ２４ ソラーセイル ３２ 走査ミラー ３３ 周期ミラー ３９ 積送信装置 ４０、５０ 内部記憶モデル ６０、６４、６６ コンピュータ ６２ 画像処理コンピュータ ６３ 生成データモニタ（ＰＭ） ６８ 上向リンク（アップリンク） ６９ 下向リンク（ダウンリンク） ７０ 地球基地使用者モジュール ７１ 上向リンク（アップリンク） ７２ 下向リンク（ダウンリンク）

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)考案者 ドナルド・イー・エクマン アメリカ合衆国カリフォルニア州サン タ・クララ、ベリー・ウェイ3586 (72)考案者 ジェラルド・ジェイ・ズウィルン アメリカ合衆国カリフォルニア州マウン テン・ビュー、クエスタ・ドライブ736 (56)参考文献 特開 昭56−124599（ＪＰ，Ａ) 国際公開86／1593（ＷＯ，Ａ１) (58)調査した分野(Int.Cl.⁶，ＤＢ名) B64G 1/36 G01C 21/24 G06T 1/00

Claims (1)

1. (57)【実用新案登録請求の範囲】 １．カメラ搭載人工衛星のイメージ航法支援装置におい
   て、 天体の周りを軌道運動する３軸安定化される衛星と、 天体上のシーン（場面）からデータを集めるために衛星
   に搭載された少なくとも第１のカメラ（計器）と、 天体の縁および存在することがある気圏を丁度越えたと
   ころの予め選択された星を検出するためにカメラ（計
   器）のミラーを２つの直交する次元において回転するよ
   うに指令する星捕捉コンピュータと、 前記カメラ（計器）に結合されて、前記の選択された星
   の検出に応答しカメラ（計器）により発生される信号を
   処理しこの選択された星の位置の測定データを発生する
   星信号処理コンピュータと、 前記星信号処理コンピュータに結合されて、前記の測定
   された星の位置の測定データをイメージ航法装置に供給
   する軌道／姿勢決定コンピュータとを含み、 前記ミラーの視野が、ある時間長にわたり、星捕捉コン
   ピュータに記憶されている予め定められた星のカタログ
   から少なくとも１つの星を含むように、ミラーが、星捕
   捉コンピュータにより、軌道運動している衛星に対して
   ある角度配位で停在するように指令されることを特徴と
   する衛星のイメージ航法支援装置。 ２．軌道／姿勢決定コンピュータが、軌道および姿勢パ
   ラメータのモデルと星座を具備し、 測定された星の位置が各検出された星のカメラ（計器）
   の光軸に対する方位角および仰角を含む請求項１記載の
   衛星のイメージ航法支援装置。 ３．第２のカメラ（計器）を備え、 第１および第２のカメラ（計器）は互いに独立に星を検
   出し、星信号処理コンピュータ および軌道／姿勢決定コンピュ
   ータにより星の検出で求められた情報を利用して互いに
   独立に各カメラ（計器）の姿勢を決定する請求項１記載
   の衛星のイメージ航法支援装置。 ４．カメラ（計器）が概略的に平行な一連の走査線を走
   査することによりデータを収集し、 特にカメラ（計器）により採取された星の測定データか
   ら前記軌道／姿勢決定 コンピュータにより衛星の軌道の
   予測を発生する請求項１記載の衛星のイメージ航法支援
   装置。 ５．前記ある時間長が、現在の走査を完了し星観測位置
   に回転するのに光学的要素により要求される最大時間
   と、目標の星が光学的要素の視野を通過するのに要する
   時間に、カメラ（計器）の正確な指向に関する情報の不
   確実性に等価な時間ならびに予め選択された誤差マージ
   ンを加えた時間を含む星探索ウィンドゥ時間を含む請求
   項１記載の衛星のイメージ航法支援装置。 ６．天体が地球であり、星捕捉コンピュータ、星信号処
   理コンピュータおよび軌道／姿勢決定コンピュータが地
   球上の指令ステーションに設けられている請求項１記載
   の衛星のイメージ航法支援装置。 ７．天体が地球であり、太陽および月の天体暦データが
   星捕捉コンピュータ内に記憶され、天体暦データから太
   陽または月の干渉が存在するときに星捕捉コンピュータ
   は、カメラ（計器）に対し星を検出する指令を発生する
   ことを禁止される請求項１記載の衛星のイメージ航法支
   援装置。 ８．星信号処理コンピュータが、各検出された星ごとに
   カメラ（計器）によって発生される星信号の多数のサン
   プルを処理する請求項１記載の衛星のイメージ航法支援
   装置。 ９．星捕捉コンピュータが、ミラーに対して通常の軌道
   上運行の場合より多くの星を探すようにミラーに指令す
   ることにより第１の次元における前記ミラーの実行星探
   索視野を拡大し、 前記星捕捉コンピュータは、さらに、通常の軌道上運行
   と比較してミラーの星探索指令停在時間（ドエル時間）
   を増加することにより第１の次元に対して直交する第２
   の次元における前記ミラーの視野を拡大する請求項１記
   載の衛星のイメージ航法支援装置。 １０．視野の拡大が、軌道運動中のカメラ（計器）のシ
   ーンからデータを収集する第１日の内に行われる起動初
   期設定の一部として実施される請求項９記載の衛星のイ
   メージ航法支援装置。 １１．視野の拡大が、軌道運動している衛星の第１回目
   の星食に続く星食後較正操作の一部として行われ、 前記操作から得られるデータを、前記第１回目の星食な
   らびに衛星の寿命中に生ずる事後の星食により生ずる熱
   的姿勢変形を補償するのに用いられる請求項９記載の衛
   星のイメージ航法支援装置。 １２．視野の拡大が、軌道運動している衛星により行わ
   れる第１回目のステーションキーピング操作に続く較正
   走査の一部として行われ、 前記操作から得られたデータは、前記第１回目のステー
   ションキーピング操作ならびに衛星の寿命中に行われる
   事後のステーションキーピング操作により生ぜしめられ
   る姿勢擾乱を補償するのに用いられる請求項９記載の衛
   星のイメージ航法支援装置。 １３．測定された星の位置を検出された星の等級から独
   立して決定する請求項１記載の衛星のイメージ航法支援
   装置。