JPH02242114A - 初期捕捉方式 - 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】 〔概　　要〕 宇宙光通信衛星間の初期捕捉方式に関し、光通信衛星間
において確実に初期光捕捉ができる方式を実現すること
を目的とし、 自衛星と目標衛星との推定軌道誤差、姿勢誤差、及び光
アンテナの方位誤差を考慮して両衛星の視野が空間的に
オーバラップするよう自己の捕捉視野を定めるステップ
と、該捕捉視野の中心を、目標衛星の推定軌道と速度か
ら算出された角速度で該目標衛星を追尾し自衛星との相
対角速度を零にするステップと、該目標衛星に推定角速
度で追尾していく該捕捉視野内を捕捉瞬時視野で周期的
に走査し且つその走査速度を互いに異ならせることによ
って捕捉するステップとで構成する。

〔産業上の利用分野〕

本発明は初期捕捉方式に関し、特に宇宙光通信衛星間の
初期捕捉方式に関するものである。

通信衛星には地球に対する円軌道を周回して相射的に静
止している静止軌道衛星（以下、ＧＥＯと略称する）の
他に低軌道衛星（以下、ＬＥＯと略称する）等が用いら
れるが、これら二つの衛星間だけを見ると、地球が影に
なって互いに光通信を行うことができない期間があり、
その期間を過ぎて再度通信が可能な状態になったときに
は互いに相手衛星からのビーコン光をまず捕捉する必要
がある。

宇宙光通信における捕捉技術とは、望遠鏡に例えると、
光通信の相手である目標衛星の発する信号光を自分の視
野内に捉える技術であり、極めて狭い視野の中に初めて
目標衛星を捕捉する「初期光捕捉」は、宇宙空間での光
回線形成の初期段階において不可欠な重要な技術の一つ
である。

〔従来の技術と課題〕

従来より、この初期捕捉の技術もいくつか提案されて来
ている。しかしながら、宇宙光通信そのものがまだ研究
段階にあるため、初期捕捉技術の実証はもとより、確実
に初期捕捉ができる方式も未だ具体的には提案されるに
至っていない。

従って、本発明は、光通信衛星間において確実に初期捕
捉ができる方式を実現することを目的とする。

〔課題を解決するための手段〕

上記の目的を達成するため、本発明に係る初期捕捉方式
は、自衛星と目標衛星との推定軌道誤差、姿勢誤差、及
び光アンテナの方位誤差を考慮して両衛星の視野が空間
的にオーバラップするよう自己の捕捉視野を定めるステ
ップと、該捕捉視野の中心を、目標衛星の推定軌道と速
度から算出された角速度で該目標衛星を追尾し自衛星と
の相対角速度を零にするステップと、該目標衛星に推定
角速度で追尾していく該捕捉視野内を捕捉瞬時視野で周
期的に走査し且つその走査速度を互いに異ならせること
によって捕捉するステップと、で構成されている。

〔作　　　用〕

本発明による初期捕捉方式を同一軌道面内にあるＬＥＯ
（受信側とする）と（：、ＥＯ（送信側とする）を例に
とって以下に説明する。

■捕捉視野の設定ステップ（第１図参照）（１）　Ｌ　
Ｅ　ＯがＧＥＯを捕捉できるためには、ＧＥＯの光アン
テナの方位（展開）角（α゛、β。

Ｔ″　）は、ＬＥＯの方位角（α、β、ｒ）の捕捉視野
円錐（立体角）Ｃｕｒ。９内にあり、且つＧＥＯビーム
円錐ＣＧ、がＬＥＯの推定軌道の誤差を示す誤差円Ｅ０
内になければならない、これらの方位角及び誤差円の中
心位置は推定軌道から与えられる。

（２）　Ｌ　Ｅ　Ｏの捕捉視野円錐ＣＬＦＯＶには、Ｌ
ＥＯ自身の姿勢誤差とＧＥＯビーム円錐Ｃ１の光アンテ
ナの方位誤差とを加味する。

（３）　Ｇ　Ｅ　Ｏの走査円錐Ｃ１、即ちＧＥＯの捕捉
視野円錐ｃａｒｏｖは、ＧＥＯ自身に（２）項を適用す
れば定められる。

このようにして、（２）、（３）項により、推定軌道か
ら決められた成る時刻の両衛星の捕捉視野円錐は、空間
的にオーバーラツプしたものとなる。

■角速度による追尾ステップ（第２図乃至第５図参照） 衛星の軌道上の移動に伴う光アンテナの相対方位角の変
化は、バイアス分として移動ボインティング（指向）補
正して行く必要がある。

問題を明確にするために、（＋）ＬＥＯ，ＧＥＯとも固
定ボインティングの場合、及び（２）　Ｌ　Ｅ　Ｏ固定
ポインティング十〇ＥＯ移動補正ボインティングの場合
、そして最後に（３）ＬＥＯ，ＧＥＯとも移動補正ボイ
ンティングの場合の順に述べる。

（１）ＬＥＯ，Ｃ，ＥＯ固定ボインティングこの場合の
ＬＥＯｌＧＥＯのボインティングの相対関係は第２図（
ａ）、（ロ）に示すようになる。

従って、ＬＥＯの走査は少なくともその中心０が、ＧＥ
Ｏの走査円錐ＣＧ！内にある間に終了しなければならな
い。後述する最大相対角速度ＭＡＸ（ω、　）　−０，
０１２＠／　Ｓであるから、光アンテナによる捕捉瞬時
視野ＣＬＩＦＯＶをｌ　ｔｓｒａｄとすれば、ｌ　ＣＬ
ＩＦＯＶ当たり６０ｍｓ弱の早い応答性が求められるこ
とになり、好ましい方式とはいえない。

（２）　Ｌ　Ｅ　Ｏ固定ボインティング千〇ＥＯ移動補
正ボインティング この場合は、第３図に示すように、ＧＥＯの走査円錐Ｃ
１が　角速度ω、゛（ω、”〈　ωｒ）で移動している
ことに相当する。従って、ＬＥＯの走査時間は上記の（
１）の場合より余裕が出ることになるが、所定の時間に
必ず捕捉できるとは限らない。

（３）　Ｌ　Ｅ　０５ＧＥＯ共に移動補正ボインティン
グこの場合は、第４図に示したように衛星の移動に伴う
光アンテナの相対方位角の変化を、推定軌道に基づきキ
ャンセルして行くものである。従って、捕捉視野ｃｔｙ
。１、走査円錐（捕捉視野）Ｃ，。

の中心は共に相対的に静止した状態（相対角速度−〇）
となる。

従って、求めた各捕捉視野の中心を、目標衛星の推定軌
道と速度から算出された角速度で、即ち相対角速度−〇
で目標衛星を追尾させることになるが、この場合の角速
度は次のようになる。

公知のように、第５図に示すＧＥＯとＬＥＯの地球に対
する軌道上の速度は、各々次の近似式で与えられる。

ＶＧ＝　　　ｕ／（ｒ＋ｈｔ、）　　　　：ＧＥＯｖ、
＝５フユ７「肩ゴ　：ＬＥＯ ココニ、重力定数ｕ　＝３９８．６０３ｋｍ３／Ｓｚ、
地球半径ｒ　＝６，３７８に＋ｍである。

上式に基づき、ＧＥＯ，ＬＥＯの軌道に関する値は、お
およそ次のようになる。

は、 ＣＯ３ω、ΔＬ＝ （（ｒ＋ｈｒ、）−（ｒ＋ｈＬ）ＣＯＳ（ωｔ　−ωＧ
）　Δ　ｔ　）÷［（（ｒ＋ｈａ）　”＋　（ｒ＋ｈＬ
）　”−２（ｒ＋ｈｃ）（ｒ＋ｈＬ）ＣＯ５（ωｔ　−
ωＧ）Δｔ）］Ｉ／２で与えられる。尚、最大相対角速
度は、Ｍａ　ｘ　　（ωｒ　　）　”＝０．　０１２　
　（ｄｅｇ／Ｓ　）＋ｈ　　Ｌ　　−１，０００ｋｍ となる。

従って、捕捉視野中心はこの相対角速度ω１が“０”に
なるように目標衛星を追尾させて行く。

尚、このステップ■と上記のステップ■とは逆の順序で
行ってもよい。

■捕捉視野内での捕捉瞬時視野の走査ステップ（第６図
参照） ＬＥＯの捕捉瞬時視野Ｃ０ｒｅｖは同捕捉視野ＣＬＦＯ
Ｖ内を走査する。また、ＧＥＯビーム円錐ＣＧ１１も同
走査円錐Ｃ１内を走査する。この場合の走査方式はラス
ク走査やら旋状走査等がある。

問題は、両衛星が定められた領域を走査移動する時、Ｌ
ＥＯの光アンテナからのビーコン光のビーム幅に相当す
る捕捉瞬時視野Ｃ１１，。１内に、やはりＧＥＯの光ア
ンテナからのビーコン光のビーム幅に相当するＧＥＯの
ビーム円！ＩＣＧ、を捕捉できるか、ということである
。

これは、双方がその円錐内を周期的に走査し、かつＬＥ
Ｏの走査速度とＣＥＯの走査速度とが異なるようにすれ
ば確実に捕捉可能である。

即ち、簡単のために一次元の走査を考えると、第６図に
示すように、周期的な走査と走査速度の相違とによって
、捕捉視野のオーバランプした領域で視野の交差する点
が必ず生ずる。これは一定区間を往復する速度の違う二
つの列車は、必ず一方の列車に追い着く時があるという
ことと等価である。

このようにして第７図に示すように、捕捉瞬時視野ＣＬ
ＩＦＯＶ内にビーム円１ｆｆｌｃＧｓを捕捉することが
できる。

〔実　施　例］ 第８図には、本発明方式を実現する光学系の基本構成が
示されており、ｌはボインティング・ミラーであり、駆
動部２．３に光アンテナ（図示せず）の方位角（α、β
、γ）を地上局又は衛星搭載の処理系から与えることに
よりその方位が制御されるようになっている、４は両面
反射ミラー５は放物面鏡ビームエキスパンダー、６は地
上局又は衛星のオン・ボードからの制御信号により制御
されるトラッキング・ミラー、７〜１０はビームスプリ
ッタ−１１１〜１３は集光レンズ、１４は通信用光検出
器、１５は２次元ＣＣＤ、１６は反射ミラー、１７は４
象限光検出器、１Ｂはポイントアヘッド・ミラー、１９
及び２０はコリメータ・レンズ、２１はビーコン光を発
する半導体レーザ（ＬＤ）、２２は反射ミラー、２３は
通信用ＬＤである。尚、上記のトラッキング・ミラー６
、通信用光検出器１４．４象限光検出器１７、通信用Ｌ
Ｄ２３は本発明の初期捕捉方式に直接用いるものではな
く、初期捕捉後に用いられるものである。

第９図は第８図に示した光学系の制御系を示したもので
、３１は指令値偏差に対する補償器、３２は第８図の駆
動部２．３に相当するポインティング機構、３３はトラ
ッキング・ミラー６に対するトランキング機構、３４は
ボインティング機構又はトラッキング機構の制御出力を
符号化するエンコーダ、３５はトラッキング・センサと
しての４象限光検出器、３６はボインティング・センサ
としての２次元ＣＣＤ、３７は捕捉又は追尾に切り替え
るモード選択器、そして、３８は切替スイフチである。

尚、この制御系においても、トラッキング機構３３、ト
ラッキング・センサ３５、ボインティング・センサ３６
、モード選択切替３７は本発明に直接関係は無い。

以下、第８図及び第９図により本発明方式の実施例を第
１図を参照して説明する。

まず、ＬＥＯについて説明すると、地上局又は衛星搭載
の処理系から光アンテナの方位角（αβ、ｒ）に関する
指令値が与えられる。この指令値は衛星間の推定軌道誤
差（＠差円）、姿勢誤差、及び光アンテナの方位誤差を
加味してＧＥＯの走査円錐ＣＧＳとオーバーラツプする
捕捉視野円錐ＣＬＦＩＩを与えるように設定されている
。

ここで、衛星の軌道誤差は運用上１ｋｍ程度と見做すこ
とができ、また姿勢誤差には光アンテナの方位誤差も含
めてオフセット誤差とランダム誤差とがあるが、オフセ
ット誤差は校正により補正できるのでここでは対象に含
めない、ランダム誤差には衛星本体の姿勢制御、アンテ
ナプームの熱歪等様々な誤差要因が挙げられるが、トー
タルの誤差両は０．６度程度と推定されている。捕捉視
野は、これらの誤差をカバーし、確実に目標衛星を視野
内に捉えられるようにその円錐領域が設定される。

そして、ＬＥＯは、最初は切替スイッチ３日か初期捕捉
モード時に切り替えられているので、指令値と実際の方
位との差、即ち方位誤差は補償器３１を経由した後、ポ
インティング機構３２により駆動部２．３がボインティ
ング・ミラー１を駆動し、このボインティング・ミラー
１の移動角をエンコーダ３４で検出し、それをフィード
バックすることにより指令した方位に光アンテナを向け
る。

これと共に、ＬＥＯのビーコンＬＤ２１から発射された
ビーコン光はコリメータ・レンズ１９、ミラー１０．１
８．７．６及び４を経てボインティング・ミラーｌから
ＧＥＯに対して送られる。

このような動作はＧＥＯにおいても指令値（値自体はＬ
ＥＯとは異なることは言うまでもない）を受けて全く同
様にして走査円錐Ｃｐｓ　（受信する場合を考えると、
これはＧＥＯの捕捉受信視野でもある）の方位設定が行
われると共に、ビーコンＬＤ２１からのビーコン光がボ
インティング・ミラー１から出力されてＬＥＯに対して
送られる。

そして、目標衛星からのビーコン光ガ２次元ＣＣＤ１５
の所定領域（例えばｎＸｎ）で受光（捕）足）できると
オーバーラツプが確認されたこととなり、これが達成さ
れるまでポイントアヘッド・ミラー１８を制御し続ける
。

また、ＬＥＯ及びＧＥＯにおいては、上記の指令値に更
に捕捉視野の中心同士が相対的に角速度が“０″となる
角速度についてのボインティング機構制御値と、捕捉視
野内で光アンテナの捕捉瞬時視野を互いに異なる速度で
走査するためのボインティング機構制御値とが含まれて
おり、この角速度に沿ってボインティング・ミラー１の
相対的な制御がそれぞれ行われると共に、この相対角速
度を“０″にしながら更に走査を行って捕捉瞬時視野を
捕捉するためのボインティング・ミラーｌの制御が行わ
れる。

このようにしてボインティング・ミラーｌを走査するこ
とにより、目標衛星からのビーコン光が２次元ＣＣＤ１
５のｎＸｎのうちの更に所定の部分領域（１個でもよい
）で受光（捕捉）されたときには、初期捕捉が終了する
。

ここまでが、本発明方式で実行されることであるが、更
にこの初期捕捉の終了時には、２次元ＣＣＤ１５の光検
出によりモード選択器３７がボインティング・センサ３
６の出力を選択して切替スイッチ３日に与え、これによ
りスイッチ３８は初期捕捉モードから捕捉モードに切り
替える。

これにより、ボインティング機構３２からのθＬｏ３と
目標衛星からのθＴ、との差を求めて入力側にフィード
バックさせ、指令値との誤差信号ｅによりボインティン
グ機構３２を制御する。

θ、。、ζθ１．となると、トラッキング・センサ３５
としての４象限光検出器１７が目標衛星のビーコン光が
捕捉できることとなるので、この段階でモード選択器３
７はトランキング・センサ３５の方を選択し、そのモー
ド選択出力により切替スイッチ３８が追尾（トラッキン
グ）モードに切り替わる。この追尾モードは本発明の初
期捕捉時の追尾とは別にトラッキング機構３３によりト
ラッキング・ミラー６を高精度に制御するものである。

この後は、通信用光検出器１４が相手衛星からの光信号
を受信し、また相手衛星に対して通信用ＬＤ２３から光
送信信号を送出して、衛星間での光通信回線を形成する
。

〔発明の効果〕

以上のように、本発明の初期捕捉方式によれば、目標衛
星間で双方の視野がオーバーラツプするように自己の捕
捉視野を設定、更にこの捕捉視野同士が相対的に角速度
を持たないように追尾設定し、そして捕捉視野内を光ア
ンテナによる捕捉瞬時視野で周期的に然も互いに異なる
速度で走査することにより相手衛星のビーコン光を捕捉
するように構成したので、確実に初期捕捉が可能になる
と共に送受光学系を別々にする必要がなくなり、両者を
共用できるという効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明における捕捉視野の設定原理を説明する
ための図、 第２図乃至第４図は本発明における捕捉視野中心の追尾
原理を示す図、 第５図は衛星軌道の模式図、 第６図及び第７図は本発明における捕捉瞬時視野の捕捉
原理を示す図、 第８図は本発明方式を実現するための光学系統の構成図
、 第９図は本発明方式を実現するための制御系統の構成図
、である。 図において、 ＬＥＯ・・・低軌道衛星、 ＧＥＯ・・・静止衛星、 １・・・ボインティング・ミラー ２．３・・・駆動部、３２・・・ボインティング機構、
１５・・・２次元ＣＣＤ、３６・・・ボインティング・
センサ、 ２１・・・ビーコンＬＤ。 図中、同一符号は同−又は相当部分を示す。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 自衛星と目標衛星との推定軌道誤差、姿勢誤差、及び光
   アンテナの方位誤差を考慮して両衛星の視野が空間的に
   オーバラップするよう自己の捕捉視野を定めるステップ
   と、 該捕捉視野の中心を、目標衛星の推定軌道と速度から算
   出された角速度で該目標衛星を追尾し自衛星との相対角
   速度を零にするステップと、該目標衛星に推定角速度で
   追尾していく該捕捉視野内を捕捉瞬時視野で周期的に走
   査し且つその走査速度を互いに異ならせることによって
   捕捉するステップと、 を備えたことを特徴とする光通信衛星間の初期捕捉方式
   。