JP7324679B2 - 位置推定システム及び位置推定方法 - Google Patents

Description

本発明は、位置推定システム及び位置推定方法に関する。

従来から、衛星への接近制御、衛星周囲の周回制御等の実施に必要な、目標衛星、接近宇宙機間の相対位置、相対速度計測値を得ることができる衛星観測装置が知られている（例えば特許文献１参照）。

この衛星観測装置は、目標衛星に対し接近する宇宙機に設けられ、接近目標対象となる衛星を観測し目標衛星画像を定期的に取得するレンズ倍率の一定な単一の画像センサと、この画像センサの出力から周囲に比べ輝度の高い目標衛星部分を抽出する２値化処理手段と、目標衛星部分に相当する２値化画像の面積及び、接近目標衛星の大きさ、レンズ倍率を基に観測画像上の衛星２値化画像の面積より画像センサに対する目標衛星迄の距離を計算する手段とを具備している。これによって、目標衛星、接近宇宙機間の距離を得ることができる。

特開２００１－１８０６００号公報

しかし、特許文献１に記載の衛星観測装置は、接近対象がスペースデブリ等の小さい物体である場合や、接近対象との距離が大きい場合、画像の接近対象部分の面積が実質的に１ピクセルとなり、画像上の面積から接近対象との距離を計算することが困難な場合があった。

上記課題を解決するため、本発明のある態様に係る位置推定システムは、時系列に連続して画像を撮影する宇宙機に設けられた光学センサと、制御部と、を備え、惑星の周囲を周回する軌道を回る前記宇宙機に対する前記惑星の周囲を周回する軌道を回るターゲットの相対的な位置を推定する位置推定システムであって、前記制御部は、前記惑星によって太陽光が遮られる日陰領域と前記惑星によって太陽光が遮られない日照領域との境界面の向きを取得する境界面方向取得部と、連続する複数の前記画像から得られる前記ターゲット部分の明るさの変化に基づき、前記ターゲットが前記境界面に到達したか否かを判定し、前記ターゲットが前記境界面に到達した時刻である第１時刻を取得する第１時刻取得部と、前記第１時刻における前記宇宙機から前記ターゲットに向かう視線角を取得する視線角取得部と、前記宇宙機に入射する太陽光の光量の変化に基づき、前記宇宙機が前記境界面に到達したか否かを判定し、前記宇宙機が前記境界面に到達した第２時刻を取得する第２時刻取得部と、前記第１時刻と前記第２時刻との間の前記宇宙機の移動距離である宇宙機移動距離を取得する宇宙機移動距離取得部と、前記境界面の向き、前記視線角、及び前記宇宙機移動距離に基づいて、前記第１時刻における前記宇宙機に対する前記ターゲットの相対的な位置を推定する、第１ターゲット相対位置推定部と、を含む。

この構成によれば、専用の距離計測用のレーダ等のセンサを用いることなく、宇宙機と非協力ターゲットとの相対的な距離を推定することができる。これによって、位置推定システムの構成を簡素化することができる。また、宇宙機のコストを低減することができる。更に、距離計測用のレーダ等のセンサの故障時においても、ターゲットの位置を推定することができる。

前記制御部は、前記宇宙機に対する前記ターゲットの相対的な位置に基づいて、前記ターゲットの相対的な速度を推定するターゲット相対速度推定部を更に含んでいてもよい。

この構成によれば、宇宙機と非協力ターゲットとの相対的な速度を適切に推定することができる。

前記制御部は、前記ターゲットの相対的な位置及び前記ターゲットの相対的な速度に基づき、任意の時刻における前記宇宙機に対する前記ターゲットの相対的な位置を推定する第２ターゲット相対位置推定部を更に含んでいてもよい。

この構成によれば、任意の時刻における宇宙機と非協力ターゲットとの相対的な位置を適切に推定することができる。

上記課題を解決するため、本発明のある態様に係る位置推定方法は、惑星の周囲を周回する軌道を回る宇宙機に対する前記惑星の周囲を周回する軌道を回るターゲットの相対的な位置を推定する位置推定方法であって、前記惑星によって太陽光が遮られる日陰領域と前記惑星によって太陽光が遮られない日照領域との境界面の向きを取得する境界面方向取得ステップと、前記宇宙機に設けられた光学センサにより時系列に連続して撮影された画像から得られる前記ターゲット部分の明るさの変化に基づき、前記ターゲットが前記境界面に到達したか否かを判定し、前記ターゲットが前記境界面に到達した時刻である第１時刻を取得する第１時刻取得ステップと、前記第１時刻における前記宇宙機から前記ターゲットに向かう視線角を取得する視線角取得ステップと、前記宇宙機に入射する太陽光の光量の変化に基づき、前記宇宙機が前記境界面に到達したか否かを判定し、前記宇宙機が前記境界面に到達した第２時刻を取得する第２時刻取得ステップと、前記第１時刻と前記第２時刻との間の前記宇宙機の移動距離である宇宙機移動距離を取得する宇宙機移動距離取得ステップと、前記境界面の向き、前記視線角、及び前記宇宙機移動距離に基づいて、前記第１時刻における前記宇宙機に対する前記ターゲットの相対的な位置を推定する、第１ターゲット相対位置推定ステップと、を含む。

この構成によれば、専用の距離計測用のレーダ等のセンサを用いることなく、宇宙機と非協力ターゲットとの相対的な距離を推定することができる。これによって、位置推定方法を実施する位置推定システムの構成を簡素化することができる。また、宇宙機のコストを低減することができる。更に、距離計測用のレーダ等のセンサの故障時においても、ターゲットとの距離を推定することができる。

本発明は、位置推定システムの構成を簡素化することができるという効果を奏する。

本発明の実施の形態に係る位置推定システムに係る宇宙機及びターゲットの軌道と、日照領域及び日陰領域との関係を概略的に示す図である。 図１の位置推定システムの制御系統の構成例を概略的に示すブロック図である。 図１の位置推定システムの動作例１を示すフローチャートである。 図１の位置推定システムの動作例１に係る宇宙機及びターゲットの軌道と、日照領域及び日陰領域との関係を概略的に示す図である。 図１の位置推定システムの動作例２に係る宇宙機及びターゲットの軌道と、日照領域及び日陰領域との関係を概略的に示す図である。

以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。なお、本実施の形態によって本発明が限定されるものではない。また、以下では、全ての図を通じて、同一又は相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。

図１は、本発明の実施の形態に係る位置推定システム１００（図２参照）に係る宇宙機（チェイサー）Ｃｈ及びターゲットＴｇの軌道と、日陰領域Ａ１及び日照領域Ａ２の関係を概略的に示す図である。

図１に示すように、位置推定システム１００は、地球周回軌道上の宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な位置を推定するシステムである。なお、位置推定システム１００は地球周回軌道以外の周回軌道上の宇宙機Ｃｈ及びターゲットＴｇとの距離を推定するシステムに適用してもよい。

ターゲットＴｇは、例えば、スペースデブリ、故障等により通信手段を喪失した衛星等の非協力ターゲットであってもよい。このような、非協力ターゲットの位置は宇宙機Ｃｈが一方的に推定する必要がある。また、比較的小さな（例えば数十センチメートル四方程度）ターゲットは、宇宙機Ｃｈがターゲットに接近する過程の大部分において、カメラで撮影した画像において、１ピクセルの領域を占める物体としか記録されないことも多く、画像上の大きさからターゲットの距離を推定し、これに基づき位置を推定することは困難である。位置推定システム１００は、このような非協力ターゲットとの相対距離の測定に有用なシステムである。

次に、ターゲットＴｇの軌道Ｂ１及び宇宙機Ｃｈの軌道Ｂ２について説明する。地球Ｅの周りの空間には、地球Ｅによって太陽光が遮られる日陰領域Ａ１（図１において平行斜線を付して表す領域）と、地球Ｅによって太陽光が遮られない日照領域Ａ２とが形成される。日陰領域Ａ１は、地球から太陽と逆の方向に向かって延びる略円柱形の領域である。なお、日陰領域Ａ１は厳密には円錐形状であるが、地球周回軌道上の宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な位置を推定する上では近似的に円柱形と見做すことができる。そして、日陰領域Ａ１と日照領域Ａ２との間に略円筒形の境界面Ｓが形成される。ターゲットＴｇの軌道Ｂ１及び宇宙機Ｃｈの軌道Ｂ２は、それぞれ境界面Ｓの内部に位置する区間と、境界面Ｓの外部に位置する区間とを有し、両区間の境界点Ｐ２，Ｐ３において、軌道上を周回するターゲットＴｇ及び宇宙機Ｃｈが太陽光に直接照らされている状態と太陽光に直接照らされていない状態との間で状態が切り替わる。

なお、厳密には、地球Ｅによって太陽光が部分的に遮られる領域が存在し、この領域を境界面Ｓに含めるならば、境界面Ｓの地球近傍（例えば地球低軌道（LEO）が位置する領域）における形状は、所定の厚みを有する円筒形となる。つまり、このような境界面Ｓの領域に位置する対象物は、領域の厚み方向への移動に伴って、対象物に入射する太陽光の光量が徐々に変化する。この場合、後述する光学センサ１１によって検知される対象物の明るさが所定の閾値以下になった点を境界面Ｓ上の点としてもよい。

図２は、位置推定システム１００の制御系統の構成例を概略的に示すブロック図である。

図２に示すように、位置推定システム１００は、光学センサ１１と、太陽センサ１２と、制御部１３を有する制御器１４とを備える。

光学センサ１１は、例えばビデオカメラであり、宇宙機Ｃｈに設けられている。そして、光学センサ１１は、時系列に連続して画像を撮影し、時系列に連続する画像データを出力する。出力された画像情報は、後述する記憶部１５に格納される。光学センサ１１は、宇宙機Ｃｈの一部が光学センサ１１の視野に含まれるように設置されている。また、複数の光学センサ１１を宇宙機Ｃｈに設け、少なくとも１つの光学センサ１１が宇宙機Ｃｈを視野に含めるように光学センサ１１を設置してもよい。

太陽センサ１２は、宇宙機Ｃｈの姿勢制御に用いられる周知のセンサであり、太陽光の入射方向を検知することができる。

光学センサ１１及び太陽センサ１２は、位置推定システム１００が宇宙機ＣｈとターゲットＴｇとの距離を推定する用途以外にも用いることができる汎用のセンサであってもよい。このように汎用のセンサを用いることによって、宇宙機Ｃｈの構成を簡素なものとすることができる。

また、宇宙機Ｃｈは、ＧＰＳ（Global Positioning System）受信機１０を備え、宇宙機Ｃｈの地球固定座標系における宇宙機Ｃｈの絶対位置を取得することができるようになっている。

制御器１４は、例えば、例えばマイクロコントローラ、ＣＰＵ、ＭＰＵ、論理回路、ＰＬＣ等の演算器を有する制御部１３と、ＲＯＭ及びＲＡＭ等のメモリを有する記憶部１５とを備えている。制御器１４は、集中制御する単独の制御器で構成されていてもよく、互いに協働して分散制御する複数の制御器で構成されてもよい。本実施の形態において、制御器１４は、宇宙機Ｃｈに設けられている。しかし、これに限られるものではなく、これに代えて、宇宙機Ｃｈを管制する地上局に設けられていてもよい。

制御部１３は、宇宙機位置情報取得部２１、境界面方向取得部２２と、第１時刻取得部２３と、視線角取得部２４と、第２時刻取得部２５と、宇宙機移動距離取得部２６と、第１ターゲット相対位置推定部２７と、第１ターゲット相対速度推定部２８と、第２ターゲット相対位置推定部２９と、第２ターゲット相対速度推定部３０を含む。これらの機能部２１～３０は、記憶部１５に格納された所定の制御プログラムを制御部１３が実行することにより実現される機能ブロックである。

［動作例１］
次に、位置推定システム１００の動作例１を説明する。図３は、位置推定システム１００の動作例１を示すフローチャートである。図４は、動作例１に係る軌道Ｂ１，Ｂ２と、日陰領域Ａ１及び日照領域Ａ２関係を概略的に示す図である。

まず、制御部１３は、ターゲットＴｇを設定する（ステップＳ１１）。ターゲットＴｇは、予め設定されてもよく、また、光学センサ１１に記録された画像に撮影されたスペースデブリ等をターゲットＴｇとして設定してもよい。ターゲットＴｇは、宇宙機Ｃｈの近傍に位置する物体であり、光学センサ１１によって撮影可能なサイズの物体である。すなわち、ターゲットＴｇは、光学センサ１１が撮影した画像において、少なくとも１ピクセルの領域を占める物体として記録されるサイズの物体である。

次に、第１時刻取得部２３は、光学センサ１１が撮影した連続する複数の画像から得られるターゲットＴｇ部分の明るさの変化に基づき、ターゲットＴｇが境界面Ｓに到達したか否かを判定し、ターゲットＴｇが境界面Ｓに到達したと判定すると、ターゲットＴｇが境界面Ｓに到達した時刻である第１時刻Ｔ１を取得する（ステップＳ１２）。すなわち、ターゲットＴｇが日陰領域Ａ１から日照領域Ａ２に向かって移動している場合、境界面Ｓにおいて、ターゲットＴｇが太陽光に照らされる。その結果、光学センサ１１が撮影した画像において、ターゲットＴｇ部分の明るさが急激に増大する。そして、第１時刻取得部２３は、画像に記録されたターゲットＴｇの明るさが閾値を超えると、ターゲットＴｇが境界面Ｓに到達したと判定し、その第１時刻Ｔ１を取得する。

そして、視線角取得部２４は、ターゲットＴｇが境界面Ｓに到達した第１時刻Ｔ１における宇宙機ＣｈからターゲットＴｇまでの視線角（line of sight angle， ＬＯＳ角）θを取得する。視線角θは、例えば、宇宙機Ｃｈと共に軌道Ｂ２を動く回転座標系（以下、ローカル座標系ともいう）の基準軸に対する宇宙機ＣｈからターゲットＴｇに向かう方向の角度である。また、宇宙機位置情報取得部２１は、ＧＰＳ受信機１０から取得した宇宙機Ｃｈの絶対位置に基づき、第１時刻Ｔ１における宇宙機Ｃｈの位置Ｐ１を取得する。そして、制御部１３は、視線角θ、位置Ｐ１、及び第１時刻Ｔ１の情報を互いに関連付けて記憶部１５に格納する（ステップＳ１３）。

また、制御部１３は、ステップＳ１２，Ｓ１３と並行して、以下のステップＳ１４，Ｓ１５を実行する。なお、ターゲットＴｇが宇宙機Ｃｈに先行する場合、ステップＳ１２，Ｓ１３は、Ｓ１４，Ｓ１５よりも先に実行される。また、宇宙機ＣｈがターゲットＴｇに先行する場合、ステップＳ１２，Ｓ１３は、Ｓ１４，Ｓ１５よりも後に実行される。

ステップＳ１４において、第２時刻取得部２５は、宇宙機Ｃｈに入射する太陽光の光量の変化に基づき宇宙機Ｃｈが境界面Ｓに到達したか否かを判定し、宇宙機Ｃｈが境界面Ｓに到達したと判定すると、宇宙機Ｃｈが境界面Ｓに到達した時刻である第２時刻Ｔ２を取得する。第２時刻取得部２５は、例えば、光学センサ１１が撮影した連続する複数の画像から得られる宇宙機Ｃｈ部分の明るさの変化に基づき、宇宙機Ｃｈが境界面Ｓに到達したか否かを判定する。また、これに代えて、第２時刻取得部２５は、宇宙機Ｃｈに搭載された光学センサ１１又は太陽センサ１２が、センサに入射する太陽光の光量を直接検知し、これに基づいて宇宙機Ｃｈが境界面Ｓに到達したか否かを判定してもよい。

そして、境界面方向取得部２２は、第２時刻Ｔ２における日陰領域Ａ１と日照領域Ａ２との境界面Ｓの向きを取得する（ステップＳ１５）。上述の通り、境界面Ｓは略円筒形の領域であり、その向きは、その場所によって異なる。境界面方向取得部２２は、宇宙機Ｃｈ及びターゲットＴｇが位置する局所的な空間領域における境界面Ｓの向きを太陽センサ１２が検知した太陽光の入射方向に基づいて算出する。本実施例において、宇宙機Ｃｈが位置する局所的な空間領域における境界面Ｓの形状を平面に近似して取り扱い、ターゲットＴｇも同平面上に位置するものとして取り扱う。しかし、境界面Ｓの形状を、その実際の形状に即して曲面として取り扱ってもよい。制御部１３は、取得した境界面Ｓの向きに係る情報を、第２時刻Ｔ２の情報と互いに関連付けて記憶部１５に格納する。

なお、本実施の形態において、境界面方向取得部２２は境界面Ｓの向きを第２時刻Ｔ２において取得しているがこれに限られるものではない。これに代えて、境界面方向取得部２２は境界面Ｓの向きを第１時刻Ｔ１等のターゲットＴｇ及び宇宙機Ｃｈが境界面Ｓを通過する時間帯における適切なタイミングで取得してもよい。また、本実施の形態において、境界面方向取得部２２は、宇宙機Ｃｈ及びターゲットＴｇが位置する局所的な空間領域における境界面Ｓの向きを太陽センサ１２が検知した太陽光の入射方向に基づいて算出しているがこれに限られるものではない。これに代えて、境界面方向取得部２２は、ＧＰＳ受信機１０から取得される宇宙機Ｃｈの地球固定座標系における宇宙機Ｃｈの絶対位置と暦（天体暦）に基づいて、宇宙機Ｃｈ及びターゲットＴｇが位置する局所的な空間領域における境界面Ｓの向きを算出してもよい。

そして、第１時刻Ｔ１及び第２時刻Ｔ２の取得が完了すると、次に、宇宙機移動距離取得部２６は、第１時刻Ｔ１と第２時刻Ｔ２との間の宇宙機Ｃｈの移動距離である宇宙機移動距離Ｄ１を取得する（ステップＳ１６）。すなわち、宇宙機移動距離取得部２６は、例えば以下の式（１）に従って算出する。なお、式（１）の宇宙機Ｃｈの速度Ｖは、宇宙機Ｃｈが有する自身の軌道情報に基づいて算出してもよい。また、これに代えて、ＧＰＳ受信機１０から受信した信号に基づき算出してもよい。

次に、第１ターゲット相対位置推定部２７は、境界面Ｓの向き、視線角θ、及び宇宙機移動距離Ｄ１に基づいて、第１時刻Ｔ１における宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な距離を推定し、更に相対的な位置を推定する（ステップＳ１７）。すなわち、第１ターゲット相対位置推定部２７は、第１時刻Ｔ１における宇宙機Ｃｈが位置する点Ｐ１、第１時刻Ｔ１におけるターゲットＴｇが位置する点Ｐ２、第２時刻Ｔ２における宇宙機Ｃｈが位置する点Ｐ３を通る平面Ｐｔ上における、境界面Ｓと宇宙機Ｃｈの軌道Ｂ２とが成す角θａを算出する。なお、平面Ｐｔは、点Ｐ１及び点Ｐ３を含み、視線角θに対応する方向ベクトルに直交する法線ベクトルを有する平面としても定義できる。また、視線角θに基づき、平面Ｐｔ上における、第１時刻Ｔ１における宇宙機ＣｈからターゲットＴｇに向かう方向と宇宙機Ｃｈの軌道Ｂ２とが成す角θｂを算出する。そして、距離Ｄ１、角θａ、及び角θｂに基づき、例えば正弦定理を用いて、第１時刻Ｔ１における宇宙機ＣｈとターゲットＴｇとの距離、すなわち点Ｐ１と点Ｐ２の距離Ｄ２を算出する。そして、第１ターゲット相対位置推定部２７は、位置Ｐ１、距離Ｄ２、視線角θに基づき、第１時刻Ｔ１における、ターゲットＴｇの位置を推定する。このターゲットＴｇの位置（及び後述する速度）は、ローカル座標系におけるターゲットＴｇの位置であるが、地球固定座標系におけるターゲットＴｇの位置であってもよい。

なお、第１ターゲット相対位置推定部２７は、距離Ｄ２に加えて、第２時刻Ｔ２における宇宙機Ｃｈと第１時刻Ｔ１におけるターゲットＴｇとの距離、すなわち点Ｐ２と点Ｐ３との距離Ｄ３を算出してもよい。

次に、第１ターゲット相対速度推定部２８は、宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な位置に基づいて、第１時刻Ｔ１におけるターゲットＴｇの相対的な速度を推定する（ステップＳ１８）。第１ターゲット相対速度推定部２８は、第１時刻Ｔ１とは異なる他の時刻における宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な位置を取得し、これに基づいて、ターゲットＴｇの相対的な速度を推定してもよい。この場合、第１ターゲット相対速度推定部２８は、例えば、第２時刻以降の視線角計測値を使って、以下の式（２）に示す誤差ベクトルｆがｆ＝０となる第１時刻Ｔ１におけるターゲットＴｇの相対的な速度を収束計算によって算出する。

次に、第２ターゲット相対位置推定部２９は、第１時刻Ｔ１におけるターゲットＴｇの相対的な位置及びターゲットＴｇの相対的な速度に基づき、任意の時刻における宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な位置を推定する（ステップＳ１９）。この推定は、例えば周知のヒル方程式（Hill's equations）又はＣＷ（Clohessy-Wiltshire）解を用いて行うことができる。

次に、第２ターゲット相対速度推定部３０は、第１時刻Ｔ１におけるターゲットＴｇの相対的な位置及びターゲットＴｇの相対的な速度に基づき、任意の時刻における宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な速度を推定する（ステップＳ２０）。この推定は、例えば周知のヒル方程式又はＣＷ解を用いて行うことができる。

第２ターゲット相対位置推定部２９及び第２ターゲット相対速度推定部３０は、τ秒後のターゲットとの宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な位置及び速度を以下の式（３）を用いて推定してもよい。

なお、上記動作例においては、ターゲットＴｇ及び宇宙機Ｃｈが日陰領域Ａ１から日照領域Ａ２に向かって移動している局面における推定動作を述べたが、ターゲットＴｇ及び宇宙機Ｃｈが日照領域Ａ２から日陰領域Ａ１に向かって移動している局面において推定動作を行ってもよい。この場合、第１時刻取得部２３は、ターゲットＴｇの明るさが閾値以下になると、ターゲットＴｇが境界面Ｓに到達したと判定し、その第１時刻Ｔ１を取得してもよい。また、第２時刻取得部２５は、宇宙機Ｃｈの明るさが閾値以下になると、ターゲットＴｇが境界面Ｓに到達したと判定し、その第１時刻Ｔ１を取得してもよい。

［動作例２］
次に、位置推定システム１００の動作例２を説明する。図５は、動作例２に係る軌道Ｂ１，Ｂ２と、日陰領域Ａ１及び日照領域Ａ２関係を概略的に示す図である。

動作例２においては、動作例１と第１ターゲット相対位置推定部２７の処理が異なる。

すなわち、本動作例において、第１ターゲット相対位置推定部２７は、ステップＳ１７において、以下の式（４）に基づいてαの値を算出することにより、第１時刻Ｔ１における、宇宙機Ｃｈに対するターゲットＴｇの相対的な位置を推定する。

このように、本実施の形態において、位置推定システム１００は、専用の距離計測用のレーダ等のセンサを用いることなく、小さな非協力ターゲットとの距離を推定することができ、位置推定システム１００の構成を簡素化することができる。よって、宇宙機のコストを低減することができる。また、距離計測用のレーダ等のセンサの故障時においても、ターゲットの位置を推定することができる。

上記説明から、当業者にとっては、本発明の多くの改良や他の実施形態が明らかである。従って、上記説明は、例示としてのみ解釈されるべきであり、本発明を実行する最良の態様を当業者に教示する目的で提供されたものである。本発明の精神を逸脱することなく、その構造及び／又は機能の詳細を実質的に変更できる。

Ａ１ 日陰領域
Ａ２ 日照領域
Ｃｈ 宇宙機
Ｐ１ 位置
Ｓ 境界面
Ｔ１ 第１時刻
Ｔ２ 第２時刻
Ｔｇ ターゲット
１１ 光学センサ
１２ 太陽センサ
１３ 制御部
２１ 宇宙機位置情報取得部
２２ 境界面方向取得部
２３ 第１時刻取得部
２４ 視線角取得部
２５ 第２時刻取得部
２６ 宇宙機移動距離取得部
２７ 第１ターゲット相対位置推定部
１００ 位置推定システム

Claims (4)

1. 時系列に連続して画像を撮影する宇宙機に設けられた光学センサと、制御部と、を備え、惑星の周囲を周回する軌道を回る前記宇宙機に対する前記惑星の周囲を周回する軌道を回るターゲットの相対的な位置を推定する位置推定システムであって、
   前記制御部は、
   前記惑星によって太陽光が遮られる日陰領域と前記惑星によって太陽光が遮られない日照領域との境界面の向きを取得する境界面方向取得部と、
   連続する複数の前記画像から得られる前記ターゲット部分の明るさの変化に基づき、前記ターゲットが前記境界面に到達したか否かを判定し、前記ターゲットが前記境界面に到達した時刻である第１時刻を取得する第１時刻取得部と、
   前記第１時刻における前記宇宙機から前記ターゲットに向かう視線角を取得する視線角取得部と、
   前記宇宙機に入射する太陽光の光量の変化に基づき、前記宇宙機が前記境界面に到達したか否かを判定し、前記宇宙機が前記境界面に到達した第２時刻を取得する第２時刻取得部と、
   前記第１時刻と前記第２時刻との間の前記宇宙機の移動距離である宇宙機移動距離を取得する宇宙機移動距離取得部と、
   前記境界面の向き、前記視線角、及び前記宇宙機移動距離に基づいて、前記第１時刻における前記宇宙機に対する前記ターゲットの相対的な位置を推定する、第１ターゲット相対位置推定部と、を含む、位置推定システム。
2. 前記制御部は、前記宇宙機に対する前記ターゲットの相対的な位置に基づいて、前記ターゲットの相対的な速度を推定するターゲット相対速度推定部を更に含む、請求項１に記載の位置推定システム。
3. 前記制御部は、前記ターゲットの相対的な位置及び前記ターゲットの相対的な速度に基づき、任意の時刻における前記宇宙機に対する前記ターゲットの相対的な位置を推定する第２ターゲット相対位置推定部を更に含む、請求項２に記載の位置推定システム。
4. 惑星の周囲を周回する軌道を回る宇宙機に対する前記惑星の周囲を周回する軌道を回るターゲットの相対的な位置を推定する位置推定方法であって、
   前記惑星によって太陽光が遮られる日陰領域と前記惑星によって太陽光が遮られない日照領域との境界面の向きを取得する境界面方向取得ステップと、
   前記宇宙機に設けられた光学センサにより時系列に連続して撮影された画像から得られる前記ターゲット部分の明るさの変化に基づき、前記ターゲットが前記境界面に到達したか否かを判定し、前記ターゲットが前記境界面に到達した時刻である第１時刻を取得する第１時刻取得ステップと、
   前記第１時刻における前記宇宙機から前記ターゲットに向かう視線角を取得する視線角取得ステップと、
   前記宇宙機に入射する太陽光の光量の変化に基づき、前記宇宙機が前記境界面に到達したか否かを判定し、前記宇宙機が前記境界面に到達した第２時刻を取得する第２時刻取得ステップと、
   前記第１時刻と前記第２時刻との間の前記宇宙機の移動距離である宇宙機移動距離を取得する宇宙機移動距離取得ステップと、
   前記境界面の向き、前記視線角、及び前記宇宙機移動距離に基づいて、前記第１時刻における前記宇宙機に対する前記ターゲットの相対的な位置を推定する、第１ターゲット相対位置推定ステップと、を含む、位置推定方法。
   

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