JPH01484A - 静止軌道上のスピン衛星による地球走査方式 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は、静止軌道上を運行するスピン衛星による地
球走査方式に関するものである。

〔従来の技術〕

静止軌道上を運行する衛星から地球を微細な瞬時視野角
を通じて走査する方式としては、従来衣のような３つの
方式が使用されている。

第１の方式は、ＧＣ）ＥＳ（米国）あるいはＧＭＳ（日
本）と称される気象衛星で用いられている走査方式で、
この方式は第５図に示すように、回転走査部を光学系の
対物側の一部である平面鏡２１で構成し、該平面ａ２１
を静止衛星のスピン軸２２と直交する軸２３の回りに１
０度の幅で回転するようにし、図示しないサンシェード
を通過した入射光２４を平面鏡２１でスピン軸２２方向
に導き、望遠鏡部２５を介して図示しない検出器で、走
査用回転平面鏡２１による地球走査領域の状態を検出す
るように構成している。この場合、走査平面鏡２１の回
転につれて、それによる視線方向の軌跡は、衛星のスピ
ンを止めて考えた場合、天球上の大円の一部を描くよう
になり、スピンと組み合わせれば地球の走査が可能なよ
うになっている。なお第５図において、２２ａはスピン
ベクトルを示し、２３ａは走査部回転ベクトルを示して
いる。

第２の方式は、ＭＥＴＥＯ３ＡＴ　（欧州宇宙機関）と
称される気象衛星で用いられている方式で、第６図に示
すように、回転走査部２６は、光学系の対物側の一部で
ある、−次反射鏡２７．二次反射鏡２８、プリズム２９
を一体化した望遠鏡で構成され、スピン軸２２と直交す
る軸３０の回りに２０度の幅で回転するように構成され
ている。そして入射光２４は集光された上、スピン軸２
２方向へ導かれるようになっている。なお３０ａは走査
部回転ヘクトルを示している。

第３の方式は、Ｉ　Ｎ　Ｓ　ＡＴ（米国）と称される衛
星で用いられている方式であり、この衛星の場合は、衛
星自体が３軸安定でスピンしていないものであるため、
走査部はスピン衛星のスピンに対応する回転と、更にそ
のスピン回転に直交する軸の回りに約１０度の幅で回転
する形態をとっているものである。

これらの第２及び第３の走査方式においても、衛星のス
ピンあるいはそれに対応する回転を止めて考えた場合、
走査部の回転につれて、それによる視線方向の天球上の
軌跡はすべて大円の一部を１ｉ＜ようになっている。

〔発明が解決しようとする問題点〕

ところで、上記現用の走査方式における共通する問題点
としては、回転走査部を、限られた回転角度範囲内にお
いて微細に分割した角度位置の各々に正確に保持させる
こと、及びその各角度位置に順次ステップさせることの
困難性があげられる。

すなわち、例えばＧＭＳの場合では、１０度の角度範囲
を２５００ステツプに分割してステップ動作させている
ため、非常に微細な角度読み取り精度を必要としている
が、角度読み取り機構（エンコーダ）による読み取り誤
りに起因する走査用平面鏡の角度保持の異常及びステッ
プの異常が発生した。

また走査用平面鏡の回転角度範囲が１０度という狭い範
囲なので、軸受けの固体潤滑剤の摩耗に偏りが生じ、可
動範囲が所定の角度範囲１０度より狭まってしまうとい
う異常も発生した。

これらの異常状態の発生は、ＧＯＢＳや０ＭＳシリーズ
の観測衛星が軌道上において寿命が尽きる原因となって
いる。従来からこれらの異常発生を阻止すべく種々の改
善の努力がなされているが、未だ満足すべき方法が、軌
道上において実証されていない状態である。

本発明は、従来の静止衛星からの地球走査方式における
上記問題点を解決するためになされたもので、走査密度
を維持しながら角度読み取り精度を大幅に緩和し、且つ
固体潤滑剤の偏りの発生しない静止軌道上のスピン衛星
による地球走査方式を提供することを目的とする。

Ｃ問題点を解決するための手段及び作用〕上記問題点を
解決するため、本発明は、静止軌道上において軌道面に
垂直な軸の回りにスピンする静止衛星から微細な瞬時視
野角を通じて地球を走査する方式において、走査部が一
軸の回りに回転可能に配置され、該軸の回りに回転させ
た際の走査部による視線の軌跡が該視線を母線とする円
錐面の一部を描くように構成するものである。

このようにして走査部で走査を行うことにより、上下走
査角範囲に対応する走査部の回転角を大きくとることが
できるため、走査密度を維持しながら角度読み取り精度
を大幅に緩和することが可能となる。また走査部回転角
を大きくとれるため、軸受けにおいてもボールに接触し
ないレース部分がなくなり、したがって固体潤滑剤の偏
りが発生しなくなり、長寿命化を計ることができる。

〔実施例〕

以下実施例について説明する。第１図は、本発明に係る
地球走査方式をＧＭＳに適用した構成例を示す図である
０図において、１は回転する走査部を構成する平面鏡で
、該平面鏡１の回転軸２は衛星のスピン軸３と約４５度
の角度で配置されており、平面鏡ｌは回転軸２に固定さ
れている。そして走査平面鏡１の回転軸２と平面鏡面ベ
クトル４とは５度以上の角度をなすように配置されてい
る。

なお５は望遠鏡部、２ａは走査部回転ベクトル、３ａは
スピンベクトルをそれぞれ示している。

このように配置した走査平面鏡１を、その回転軸２の回
りに回転することにより、走査平面鏡による視線の軌跡
は、これを母線とする円錐面を描くことになる。

次にこのように走査平面鏡による視線の軌跡が円錐面を
描くように該走査平面鏡を回転させることにより、如何
にして従来の問題点を解決することができるかについて
、具体的な角度値をもった例に基づいて説明する。

第１図において、 視線方向ベクトル二Ａ 走査部回転ベクトル：Ｂ 望遠鏡光軸ベクトル：σ 走査鏡面ベクトル：Ｄ 回転角基準ベクトル：Ｅ 回転角二〇 回転軸と走査鏡面ベクトルのなす角；δとした場合、Ｂ
、Ｃ，Ｅ、　　θ、δが与えられると、が成立するので
、これから走査鏡面ベクトル５を求めることができる。

なお上記回転角基準ベクトル百は、回転角θが零のとき
の、ＭｘＢ方向の単位ベクトルである。

次に、この求められた走査鏡面ベクトルＤを用いて、 から視線方向ベクトル八を求めることができる。

ここで具体例として、走査部回転ベクトル（回転軸方向
）がスピンベクトルと４５．６３度の角をなし、走査平
面鏡の面ベクトル（走査鏡の裏向きを正とする）が走査
部回転軸と９，８９度の角をなすように構成した場合、 π＝　（−ｓｉｎ４５．６３°、　　Ｏ，ｃｏｓ４５．
６３°）Ｃ＝　（０，Ｏ，−１） Ｅ　＝　（ｃｏｓ４５．６３　’　、　　０　、５ｉｎ
４５．６３　”　）δ−９，８９゜ と表される。そこで平面鏡回転角θを１０度おきに変え
て、走査平面鏡１０回転につれて視線方向の動く軌跡を
求めると、第２図の■印で示すように長円形になる。■
印の間隔は平面鏡の回転角１０度に対応する。

平面鏡１による視線方向の軌跡が長円形になることは、
走査平面鏡ｌの面ベクトルは回転軸２の回りに回転する
と円形の軌跡を描くが、平面鏡面ベクトルが円形の軌跡
を描く場合、走査平面鏡１により反射される光が望遠鏡
５の光軸方向を向くような入射光の軌跡は、鏡の性質か
ら走査平面鏡１の面ベクトルと方位は変わらないが、上
下方向は反射角に入射角が足される結果、角度が２倍と
なることからも理解されるところである。

実際に地球を走査する場合に必要な上下角範囲は±１０
度であるから、第２図に示した具体例では、Ａ、Ｂ、Ｃ
を結ぶ範囲を使えばよく、この範囲はＯ印間隔数（６間
隔）かられかるように、走査平面鏡１の回転角６０度に
対応する。従来は１０度の範囲を２５００ステツプで走
査していたのに比べると、この具体例では６０凌の回転
角範囲を２５００ステンブさせればよいことになるから
、角崩読み取り細かさは大幅に緩和される。

また、このように６０度の角度範囲に亘って平面鏡１を
回転させるため、軸受けにおいてもポールが接しないレ
ース部分がなくなり、固体潤滑剤が均等に摩耗するので
偏りの発生がなくなる。

第２図において、ａ、ｂ、ｃで示した円は、円筒形のス
ピン衛星において、望遠鏡の口径と衛星の直径の比が、
約０．２の場合において、入射光が衛星の円筒部をよぎ
る範囲を示しており、それぞれ視線方向がＡ、Ｂ、Ｃで
ある場合に対応している。そしてこの場合、衛星外周に
おけるサンシェード開口形状は、はぼ円ａ、ｂ、ｃで包
絡する、第３図において６で示すような開口形状となる
。

また、本発明の如く走査平面鏡を回転させた時、その平
面鏡による視線の軌跡が円錐面を描くように構成した場
合、地球を走査する範囲外の視野を、衛星の構成部分に
より容易に遮るように構成することができる。この地球
走査範囲外の視野方向は、第２図で例示するとＤの角度
位置であり、第３図に示した衛星においては、７で示す
部分が視野を遮る部分を構成している。そしてこの遮蔽
部分７に、第２図においてほぼｄで示された円形状の赤
外校正用黒体ターゲットを設けることができる。

第４図は、本発明に係る走査方式をＭＥＴＥＯ３ＡＴに
適用した実施例を示す図である。この実施例では、回転
走査部を構成する−次反射鏡、二火攻射鏡等からなる望
遠鏡８は、その回転軸９がスピン軸３とほぼ直交するよ
うに配置され、該望遠鏡８は回転軸９に固定されて回転
するようになっており、そして走査望遠鏡８の光軸１０
と走査回転軸９とは約１０度以上の角をなすように構成
されている。なお９ａは走査部回転ベクトルである。

この実施例の場合も、走査望遠鏡８を回転軸９の回りに
回転させることにより、走査望遠鏡８による視線の軌跡
が円錐面を描くようになり、第１の実施例と同様な作用
効果が得られる。なおこの実施例における入射光１１は
一次反射鏡１２により二次反射＠１３に入射され、二次
反射鏡１３からの光は走査部に取り付けられた反射鏡又
はプリズム１４により一旦回転軸９と一致する方向に導
かれる。次いで本体に取り付けられた反射鏡又はプリズ
ム１５により必要とされる方向に導かれるようになって
いる。

〔発明の効果〕

以上実施例に基づいて説明したように、本発明によれば
、走査部をその回転軸の回りに回転させた際、走査部に
よる視線の軌跡が該視線を母線とする円錐面の一部を描
くように構成したので、上下走査角範囲に対応する走査
部の回転角を大きくとることができ、走査密度を維持し
ながら角度読み取り精度を大幅に緩和することができる
。また走査部回転角を大きくとれるため、軸受けの固体
潤滑剤の偏り発生が阻止され、長寿命化を計るこ　　　
　゛とができる。

【図面の簡単な説明】 第１図は、本発明に係る地球走査方式の第１実施例を示
す概略構成図、第２図は、第１実施例における視線方向
の軌跡を示す図、第３図は、本発明を適用した円筒形ス
ピン衛星の外観を示す図、第４図は、本発明の第２実施
例を示す概略構成図、第５図及び第６図は、それぞれ従
来の地球走査方式を示す概略構成図である。 図において、ｌは走査平面鏡、２は回転軸、３はスピン
軸、４は平面鏡面ベクトル、５は望遠鏡部、６はサンシ
ェード、７は遮蔽部分、８は走査望遠鏡、９は回転軸、
１０は望遠鏡光軸を示す。 第１図 第４図 第２図 第６図 □

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 静止軌道上において軌道面に垂直な軸の回りにスピンす
   る静止衛星から微細な瞬時視野角を通じて地球を走査す
   る方式において、走査部が一軸の回りに回転可能に配置
   され、該軸の回りに回転させた際の走査部による視線の
   軌跡が該視線を母線とする円錐面の一部を描くように構
   成したことを特徴とする地球走査方式。