JPH026005B2 - - Google Patents
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- JPH026005B2 JPH026005B2 JP59249706A JP24970684A JPH026005B2 JP H026005 B2 JPH026005 B2 JP H026005B2 JP 59249706 A JP59249706 A JP 59249706A JP 24970684 A JP24970684 A JP 24970684A JP H026005 B2 JPH026005 B2 JP H026005B2
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Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
- G01S3/78—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using electromagnetic waves other than radio waves
- G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
- G01S3/785—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system
- G01S3/786—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system the desired condition being maintained automatically
- G01S3/7867—Star trackers
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Navigation (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
この発明は、ロケツトや人工衛星等の宇宙航行
体の姿勢制御に用いる三軸スターセンサに関す
る。
体の姿勢制御に用いる三軸スターセンサに関す
る。
宇宙航行体、例えば人工衛星のシステムは、衛
星の機能維持に必要な電力を制御する電源系、衛
星構体内部の温度を制御する熱制御系、衛星のロ
ール、ピツチ、ヨーの各軸やアンテナ等を所定方
向に指向させるための姿勢制御系、地上局からコ
マンド信号を受信し地上局へデータを送信するテ
レメトリ・コマンド系、通信機器、観測装置等の
ミツシヨン系から構成されている。
星の機能維持に必要な電力を制御する電源系、衛
星構体内部の温度を制御する熱制御系、衛星のロ
ール、ピツチ、ヨーの各軸やアンテナ等を所定方
向に指向させるための姿勢制御系、地上局からコ
マンド信号を受信し地上局へデータを送信するテ
レメトリ・コマンド系、通信機器、観測装置等の
ミツシヨン系から構成されている。
このように構成されている人工衛星やロケツト
等の宇宙航行体（以下衛星という）の姿勢制御
は、搭載されているミツシヨン機器のアンテナや
撮像装置を地球などへ指向させ、その指向安定度
を維持することを目的としており、その制御方法
には、スピン制御方式と三軸制御がある。
等の宇宙航行体（以下衛星という）の姿勢制御
は、搭載されているミツシヨン機器のアンテナや
撮像装置を地球などへ指向させ、その指向安定度
を維持することを目的としており、その制御方法
には、スピン制御方式と三軸制御がある。
ところで、宇宙環境には、衛星の姿勢を乱す外
乱トルクとして、空気力、重力傾度、地磁気、太
陽放射圧などがあり、これらの外乱トルクによつ
て衛星の指向方向に大きな誤差が生じたり、姿勢
の安定性が乱れたりする。このため、地球セン
サ、太陽センサ、スターセンサなどの姿勢制御用
センサを用いて指向方向と指向安定度を検出し、
誤差を修正することによつて姿勢制御を行なつて
いる。
乱トルクとして、空気力、重力傾度、地磁気、太
陽放射圧などがあり、これらの外乱トルクによつ
て衛星の指向方向に大きな誤差が生じたり、姿勢
の安定性が乱れたりする。このため、地球セン
サ、太陽センサ、スターセンサなどの姿勢制御用
センサを用いて指向方向と指向安定度を検出し、
誤差を修正することによつて姿勢制御を行なつて
いる。
姿勢制御用センサの中、スターセンサは姿勢の
基準として恒星を利用するもので、超精密制御に
は不可欠なものであり、大別するとスタースキヤ
ナと、恒星トラツカとがある。
基準として恒星を利用するもので、超精密制御に
は不可欠なものであり、大別するとスタースキヤ
ナと、恒星トラツカとがある。
スタースキヤナは、スターマツパとも呼ばれ、
スピン安定衛星、スロースピン衛星等に用いられ
るもので、衛星自体のスピン又は軌道角速度によ
り天球をスキヤンし、Ｖ字型等のスリツトを配置
した受光部による恒温検出のタイミングにより恒
星方向を検出して、衛星の姿勢を検出するもので
ある。
スピン安定衛星、スロースピン衛星等に用いられ
るもので、衛星自体のスピン又は軌道角速度によ
り天球をスキヤンし、Ｖ字型等のスリツトを配置
した受光部による恒温検出のタイミングにより恒
星方向を検出して、衛星の姿勢を検出するもので
ある。
恒星トラツカは、衛星の姿勢が天球に対して非
常にゆつくりとした動きしかしない場合、例え
ば、高度数100Km以上の地球指向三軸安定衛星、
天体観測衛星、深宇宙探査衛星等に用いられるも
ので、動作モードから単一星センサと固定ヘツド
型恒星トラツカなどの２種類に大別される。
常にゆつくりとした動きしかしない場合、例え
ば、高度数100Km以上の地球指向三軸安定衛星、
天体観測衛星、深宇宙探査衛星等に用いられるも
ので、動作モードから単一星センサと固定ヘツド
型恒星トラツカなどの２種類に大別される。
単一星センサは、特定の恒星、例えばポラリス
とかカノーパスのように比較的明るくて独立した
星を常時トラツキングすることにより、衛星の姿
勢変動を高精度に検出し制御系をコントロールす
るものである。一方、固定ヘツド型恒星トラツカ
は、固定した視野内の複数の恒星の検出信号から
恒星の同定、パターン認識を行ない、衛星姿勢を
高精度に検出するものである。
とかカノーパスのように比較的明るくて独立した
星を常時トラツキングすることにより、衛星の姿
勢変動を高精度に検出し制御系をコントロールす
るものである。一方、固定ヘツド型恒星トラツカ
は、固定した視野内の複数の恒星の検出信号から
恒星の同定、パターン認識を行ない、衛星姿勢を
高精度に検出するものである。
これらの恒星トラツカは、いずれの場合も二次
元的な位置情報しか有していないため、二軸の姿
勢検出のみ可能であり、しかもスターカタログを
用いた大規模ソフトウエアを必要とし、更に衛星
の三軸の姿勢制御を行なうためには、もう一系統
（通常は直交方向に設ける）にスターセンサを設
けなければならないという問題点があつた。
元的な位置情報しか有していないため、二軸の姿
勢検出のみ可能であり、しかもスターカタログを
用いた大規模ソフトウエアを必要とし、更に衛星
の三軸の姿勢制御を行なうためには、もう一系統
（通常は直交方向に設ける）にスターセンサを設
けなければならないという問題点があつた。
本発明は、従来の恒星トラツカ等のスターセン
サの上記問題点を解消すべくなされたもので、一
個のスターセンサで衛星の三軸の姿勢決定を行な
うことができ、且つ高圧電源等を必要とせず簡単
な構成で長寿命の三軸スターセンサを提供するこ
とを目的とするものである。
サの上記問題点を解消すべくなされたもので、一
個のスターセンサで衛星の三軸の姿勢決定を行な
うことができ、且つ高圧電源等を必要とせず簡単
な構成で長寿命の三軸スターセンサを提供するこ
とを目的とするものである。
本発明は、異方向の２個以上の恒星の星像を二
次元CCD撮像素子上に結像させるための２眼光
学系と、該光学系をその光学軸を軸として回転さ
せる駆動系とを備え、二次元CCD撮像素子上に
おける星像の位置情報と駆動系の回転角情報に基
づいて容易に衛星の三軸姿勢検出を行なえるよう
にし、センサの長寿命化と構成の簡略化を計るも
のである。
次元CCD撮像素子上に結像させるための２眼光
学系と、該光学系をその光学軸を軸として回転さ
せる駆動系とを備え、二次元CCD撮像素子上に
おける星像の位置情報と駆動系の回転角情報に基
づいて容易に衛星の三軸姿勢検出を行なえるよう
にし、センサの長寿命化と構成の簡略化を計るも
のである。
本発明の実施例の説明に先立ち、まず本発明の
原理について説明する。
原理について説明する。
第１図は本発明に係る三軸スターセンサの原理
を説明するための説明図で、１は２眼光学系で、
一方の恒星Ｘ、例えばポラリスからの光線を導入
するための鏡胴２と、該鏡胴２に導入された入射
光線を二次元CCD撮像素子３へ結像させるため
のレンズ４と、他方の目標となる恒星Ｙからの光
線を導入するため前記鏡胴２に対して所定角度傾
斜して配設した分岐鏡胴５と、恒星Ｙからの入射
光線を前記レンズ４を介してCCD撮像素子３へ
結像させるための半反射ミラー６又は全反射ミラ
ー６′とで構成されている。
を説明するための説明図で、１は２眼光学系で、
一方の恒星Ｘ、例えばポラリスからの光線を導入
するための鏡胴２と、該鏡胴２に導入された入射
光線を二次元CCD撮像素子３へ結像させるため
のレンズ４と、他方の目標となる恒星Ｙからの光
線を導入するため前記鏡胴２に対して所定角度傾
斜して配設した分岐鏡胴５と、恒星Ｙからの入射
光線を前記レンズ４を介してCCD撮像素子３へ
結像させるための半反射ミラー６又は全反射ミラ
ー６′とで構成されている。
そして、地球指向の三軸安定衛星の場合は、地
球の自転にともなつて24時間で１回転し、一方恒
星は慣性空間で固定されているので、上記２眼光
学系の視野内に常時特定の２つの恒星を入れてお
くために、回転駆動系で光学軸を軸として、衛星
と逆方向に回転させるように構成する。この回転
制御はCCD撮像素子上の星像の位置のずれが、
あるレベルを越えた場合に１パルスあたり一定角
の回転をなすステツピングモータ等に指令を与え
ることによつて行われる。そして、このように２
眼光学系１を回転させながら二次元CCD撮像素
子３上に２個の恒星Ｘ，Ｙの星像を結像させて、
該星像のCCD撮像素子３上の位置情報と駆動系
の回転角情報に基づいて三軸姿勢検出を行なうも
のである。
球の自転にともなつて24時間で１回転し、一方恒
星は慣性空間で固定されているので、上記２眼光
学系の視野内に常時特定の２つの恒星を入れてお
くために、回転駆動系で光学軸を軸として、衛星
と逆方向に回転させるように構成する。この回転
制御はCCD撮像素子上の星像の位置のずれが、
あるレベルを越えた場合に１パルスあたり一定角
の回転をなすステツピングモータ等に指令を与え
ることによつて行われる。そして、このように２
眼光学系１を回転させながら二次元CCD撮像素
子３上に２個の恒星Ｘ，Ｙの星像を結像させて、
該星像のCCD撮像素子３上の位置情報と駆動系
の回転角情報に基づいて三軸姿勢検出を行なうも
のである。
２眼光学系は、第２図に示すように、２個の恒
星Ｘ，Ｙからの光線の入射方向を、光学系の光学
軸に対して、いずれも傾斜させるように、２つの
分岐鏡胴７，８と２個の反射ミラー９，１０を配
設して構成しても、全く同様な動作をさせること
ができる。なお、分岐鏡胴７，８の傾斜角α，β
は、目標とする恒星Ｘ，Ｙに対応して設定される
ものである。
星Ｘ，Ｙからの光線の入射方向を、光学系の光学
軸に対して、いずれも傾斜させるように、２つの
分岐鏡胴７，８と２個の反射ミラー９，１０を配
設して構成しても、全く同様な動作をさせること
ができる。なお、分岐鏡胴７，８の傾斜角α，β
は、目標とする恒星Ｘ，Ｙに対応して設定される
ものである。
次に、第３図に示した本発明の具体的構成例に
ついて説明する。第３図において、１１は第１図
の原理説明図で示したものと同様な構成の２眼光
学系で、レンズ１２を配置した恒星Ｘからの光線
を導入するための鏡胴１３と、恒星Ｙからの光線
を分岐鏡胴１４を介しレンズ１２に入射させるた
めの半反射ミラー１５とで構成されている。な
お、１６，１７は鏡胴１３及び分岐鏡胴１４の先
端に取付けられたフードである。鏡胴１３は円筒
状の回転シヤフト１８の内側に一体に固定されて
おり、該回転シヤフト１８は、軸受１９を介し
て、本体２０に一体に突出形成された円筒状シヤ
フト支持部２１の内側に回転自在に支持されてい
る。２２は２眼光学系１１の回転用の駆動モータ
（アジマス駆動部）で、鏡胴１３の下端部と歯車
等を介して係合している。２３は２眼光学系１１
の回転角を検出するヌルデイテクタ（アジマス検
出部）である。
ついて説明する。第３図において、１１は第１図
の原理説明図で示したものと同様な構成の２眼光
学系で、レンズ１２を配置した恒星Ｘからの光線
を導入するための鏡胴１３と、恒星Ｙからの光線
を分岐鏡胴１４を介しレンズ１２に入射させるた
めの半反射ミラー１５とで構成されている。な
お、１６，１７は鏡胴１３及び分岐鏡胴１４の先
端に取付けられたフードである。鏡胴１３は円筒
状の回転シヤフト１８の内側に一体に固定されて
おり、該回転シヤフト１８は、軸受１９を介し
て、本体２０に一体に突出形成された円筒状シヤ
フト支持部２１の内側に回転自在に支持されてい
る。２２は２眼光学系１１の回転用の駆動モータ
（アジマス駆動部）で、鏡胴１３の下端部と歯車
等を介して係合している。２３は２眼光学系１１
の回転角を検出するヌルデイテクタ（アジマス検
出部）である。
２眼光学系１１の焦点面には、２つの恒星Ｘ及
びＹの星像を結像する二次元CCD撮像素子２４
が配設されている。２５は該CCD撮像素子の駆
動・制御を行ない、恒星検出信号のＡ／Ｄ変換等
を行なう電子回路であり、２６はCCD撮像素子
２４を冷却し、その暗電流を減少させるためのク
ーラーである。２７はシヤツタ機構で、光輝物体
センサ２８の検出信号に基づきシヤツタ２９を閉
じ、前記CCD撮像素子２４を保護するためのも
のである。３０は信号処理部で、前記電子回路２
５からの恒星位置データやヌルデイテクタ２３か
らのヌル信号を受けて、姿勢角又は座標変換行列
（方向余弦行列）を出力し、また、捕捉コマンド
を受けて駆動モータ２２に回転コマンドを出力す
るものである。
びＹの星像を結像する二次元CCD撮像素子２４
が配設されている。２５は該CCD撮像素子の駆
動・制御を行ない、恒星検出信号のＡ／Ｄ変換等
を行なう電子回路であり、２６はCCD撮像素子
２４を冷却し、その暗電流を減少させるためのク
ーラーである。２７はシヤツタ機構で、光輝物体
センサ２８の検出信号に基づきシヤツタ２９を閉
じ、前記CCD撮像素子２４を保護するためのも
のである。３０は信号処理部で、前記電子回路２
５からの恒星位置データやヌルデイテクタ２３か
らのヌル信号を受けて、姿勢角又は座標変換行列
（方向余弦行列）を出力し、また、捕捉コマンド
を受けて駆動モータ２２に回転コマンドを出力す
るものである。
次に、このように構成されている三軸スターセ
ンサの動作を、第４図に示した信号系統図を参照
しながら説明する。
ンサの動作を、第４図に示した信号系統図を参照
しながら説明する。
第３図に示した構成例は、地球指向の三軸安定
衛星用の三軸ポラリスセンサを示したものである
が、先に述べたように、このような衛星は地球の
自転にともなつて回転するので、それに用いるス
ターセンサの視野に常時特定の２つの恒星を入れ
ておくためには、光学系を衛星と逆方向に回転さ
せる必要がある。この構成例では、あらかじめ設
定された捕捉コマンドに基づいて信号処理部３０
から回転コマンド（アジマス駆動コマンド）が出
力され、恒星Ｙを捕捉するために駆動モータ２２
が回転される。そして、ヌルデイテクタ２３によ
つてその回転角度が検出され、回転角度情報たる
ヌル信号が信号処理部３０に入力される。
衛星用の三軸ポラリスセンサを示したものである
が、先に述べたように、このような衛星は地球の
自転にともなつて回転するので、それに用いるス
ターセンサの視野に常時特定の２つの恒星を入れ
ておくためには、光学系を衛星と逆方向に回転さ
せる必要がある。この構成例では、あらかじめ設
定された捕捉コマンドに基づいて信号処理部３０
から回転コマンド（アジマス駆動コマンド）が出
力され、恒星Ｙを捕捉するために駆動モータ２２
が回転される。そして、ヌルデイテクタ２３によ
つてその回転角度が検出され、回転角度情報たる
ヌル信号が信号処理部３０に入力される。
一方、恒星Ｘ及びＹの星像はCCD撮像素子２
４上に結像され、光電変換作用により、その明る
さと二次元座標を与える恒星検出信号（画像デー
タ）が電子回路２５を介して信号処理部３０へ入
力される。
４上に結像され、光電変換作用により、その明る
さと二次元座標を与える恒星検出信号（画像デー
タ）が電子回路２５を介して信号処理部３０へ入
力される。
このようにして得られた恒星検出信号により、
予め設定したターゲツト恒星であるか否かの識別
を行なつて恒星の同定を行ない、次いで、ヌルデ
イテクタ２３からの回転角度情報（ヌル信号）と
二次元CCD撮像素子２４からの画像情報に基づ
き、信号処理部３０において後述のアルゴリズム
によつて姿勢角又は座標変換行列（方向余弦行
列）を求め、三軸姿勢検出を行なうものである。
予め設定したターゲツト恒星であるか否かの識別
を行なつて恒星の同定を行ない、次いで、ヌルデ
イテクタ２３からの回転角度情報（ヌル信号）と
二次元CCD撮像素子２４からの画像情報に基づ
き、信号処理部３０において後述のアルゴリズム
によつて姿勢角又は座標変換行列（方向余弦行
列）を求め、三軸姿勢検出を行なうものである。
次に姿勢検出のための座標マトリクス〓B Iの算
出のアルゴリズムについて、第５図のフローチヤ
ートを参照しながら説明する。
出のアルゴリズムについて、第５図のフローチヤ
ートを参照しながら説明する。
(1) まず最初に、計測の対象である次式で示され
る恒星の方向ベクトル〓1，〓2を入力し、初期
設定を行なう。但しｉ，ｊ，ｋは天体を基準と
する直交単位ベクトルである。
る恒星の方向ベクトル〓1，〓2を入力し、初期
設定を行なう。但しｉ，ｊ，ｋは天体を基準と
する直交単位ベクトルである。
〓1＝S11i＋S12j＋S13k
〓2＝S21i＋S22j＋S23k
S11 2＋S12 2＋S11 2＝１
S21 2＋S22 2＋S23 2＝１
(2) 半反射ミラー１５の回転光軸に対する傾射角
αより、機体（三軸スターセンサを搭載してい
る衛星）とミラーを関係付ける変換行列〓M Bの
一要素である行列〓〓1を求める。
αより、機体（三軸スターセンサを搭載してい
る衛星）とミラーを関係付ける変換行列〓M Bの
一要素である行列〓〓1を求める。
〓〓1＝１
０
０ ０
cosα
−sinα ０
sinα
cosα
(3) 光学軸の回転角（アジマス角）βを読み取
り、機体とミラーを関係付ける変換行列〓M Bを
次式にしたがつて算出する。
り、機体とミラーを関係付ける変換行列〓M Bを
次式にしたがつて算出する。
〓M B＝〓〓1〓〓2，〓〓2＝cosβ
０
sinβ ０
１
０ −sinβ
０
cosβ
(4) CCD撮像素子面上に重なつて投影された２
つの恒星像の位置を読み取り、方向ベクトル
b1，b2に正規化する。但し、ｌ，ｍ，ｎはCCD
撮像素子の測定軸を基準とする直交単位ベクト
ルである。
つの恒星像の位置を読み取り、方向ベクトル
b1，b2に正規化する。但し、ｌ，ｍ，ｎはCCD
撮像素子の測定軸を基準とする直交単位ベクト
ルである。
b1＝b11l＋b12m＋b13n
b2＝b21l＋b22m＋b23n
b11 2＋b12 2＋b13 2＝１
b21 2＋b22 2＋b23 2＝１
(5) ミラーによつて屈折された恒星Ｙの方向ベク
トルb2より、ｌ，ｍ，ｎ座標に対する恒星Ｙの
実際の方向ベクトルb2′を次式により算出する。
トルb2より、ｌ，ｍ，ｎ座標に対する恒星Ｙの
実際の方向ベクトルb2′を次式により算出する。
b2′＝〓b2
〓＝〓B M〓〓M B，〓＝１
０
０ ０
１
０ ０
０
−１
(6) ｉ，ｊ，ｋ座標に対する恒星の方向ベクトル
〓1，〓2と、ｌ，ｍ，ｎ座標に対するそれらの
測定方向ベクトルb1，b2′より、次式にしたが
つて、慣性座標から計測座標を得るための座標
変換行列〓B Iを求める。
〓1，〓2と、ｌ，ｍ，ｎ座標に対するそれらの
測定方向ベクトルb1，b2′より、次式にしたが
つて、慣性座標から計測座標を得るための座標
変換行列〓B Iを求める。
〓B I＝〓B S〓B I
〓B S＝〔b1〓b2′×b1〓b1×（b2′×b1）〕
〓S I＝〓1〓〓2×〓1／｜〓2×〓1｜〓〓1
×（〓2×〓1）T
(7) 上記(3)から(6)までの処理を繰り返すことによ
つて、座標変換行列〓B Iが更新される。
つて、座標変換行列〓B Iが更新される。
(8) この座標変換行列〓B Iの要素からオイラー角
（ロール角、ピツチ角、ヨー角）が解析的に求
められる。
（ロール角、ピツチ角、ヨー角）が解析的に求
められる。
すなわち、座標変換行列〓B Iの要素を
〓B I＝C11
C21
C31 C12
C22
C32 C13
C23
C33
としたとき、計測座標の慣性座標に対するオイラ
ー角は、回転角が微小な場合は、次の式によつて
決まる。
ー角は、回転角が微小な場合は、次の式によつて
決まる。
ピツチ角θ＝sin-1（−C31）−C31
ロール角φ＝sin-1（C32／cosθ）C32
ヨー角ψ＝sin-1（C21／cosθ）C21
以上のように本発明は、２眼光学系を光学軸の
周りに回転させ、同時に異方向の２個の恒星の動
きを追跡することにより、スターカタログを用い
た大規模ソフトウエアを必要とせず、若干のハー
ドウエアの増加だけで１個のスターセンサにより
三軸姿勢決定を可能にするものである。
周りに回転させ、同時に異方向の２個の恒星の動
きを追跡することにより、スターカタログを用い
た大規模ソフトウエアを必要とせず、若干のハー
ドウエアの増加だけで１個のスターセンサにより
三軸姿勢決定を可能にするものである。
本発明は、上記のように駆動部を有するもので
あるけれども、静止衛星用で１日あたり１回転、
周回衛星用でも１日あたり20回転程度であるか
ら、寿命や劣化に対しては、余り問題にならな
い。
あるけれども、静止衛星用で１日あたり１回転、
周回衛星用でも１日あたり20回転程度であるか
ら、寿命や劣化に対しては、余り問題にならな
い。
また、検出素子としてCCD撮像素子を用いて
いるため、デセクタチユーブの如く高圧電源を必
要とせず、画素数400×500のCCD撮像素子を用
いた場合は、視野角が±10゜となり、0.02゜の精度
（三軸とも）が達成可能であり、CCD撮像素子に
対するセントロイド処理により0.5×10-2degの分
解能が得られる。
いるため、デセクタチユーブの如く高圧電源を必
要とせず、画素数400×500のCCD撮像素子を用
いた場合は、視野角が±10゜となり、0.02゜の精度
（三軸とも）が達成可能であり、CCD撮像素子に
対するセントロイド処理により0.5×10-2degの分
解能が得られる。
また静止衛星用センサとしては三軸姿勢の連続
的計測が可能である。
的計測が可能である。
以上実施例に基づき説明したように、本発明
は、異方向の２個の恒星の星像を二次元CCD撮
像素子上に結像させるための２眼光学系と、該光
学系をその光学軸を軸として回転させる駆動系と
を備え、CCD撮像素子上における星像の位置情
報と駆動系の回転角情報に基づいて三軸姿勢検出
を行なうようにしたので、大規模ソフトウエアを
必要とせず、若干のハードウエアの増加のみで、
１個のスターセンサで三軸姿勢決定を行なうこと
ができる。また検出素子としてCCD撮像素子を
用いたので、高分解能が得られ、低電力で長寿命
のスターセンサが得られる。
は、異方向の２個の恒星の星像を二次元CCD撮
像素子上に結像させるための２眼光学系と、該光
学系をその光学軸を軸として回転させる駆動系と
を備え、CCD撮像素子上における星像の位置情
報と駆動系の回転角情報に基づいて三軸姿勢検出
を行なうようにしたので、大規模ソフトウエアを
必要とせず、若干のハードウエアの増加のみで、
１個のスターセンサで三軸姿勢決定を行なうこと
ができる。また検出素子としてCCD撮像素子を
用いたので、高分解能が得られ、低電力で長寿命
のスターセンサが得られる。
第１図は、本発明の原理を示す説明図、第２図
は、その変形例を示す説明図、第３図は、本発明
の一実施例の概略構成図、第４図は、第３図に示
した実施例の信号処理系の信号系統図、第５図
は、座標変換行列を求めるアルゴリズムを示すフ
ローチヤートである。 図において、１１は２眼光学系、１２はレン
ズ、１３は鏡胴、１４は分岐鏡胴、１５は半反射
ミラー、１６，１７はフード、２２は駆動モー
タ、２３はヌルデイテクタ、２４は二次元CCD
撮像素子、２５は電子回路、２６はクーラー、２
７はシヤツタ機構、２８は光輝物体センサ、２９
はシヤツタ、３０は信号処理部を示す。
は、その変形例を示す説明図、第３図は、本発明
の一実施例の概略構成図、第４図は、第３図に示
した実施例の信号処理系の信号系統図、第５図
は、座標変換行列を求めるアルゴリズムを示すフ
ローチヤートである。 図において、１１は２眼光学系、１２はレン
ズ、１３は鏡胴、１４は分岐鏡胴、１５は半反射
ミラー、１６，１７はフード、２２は駆動モー
タ、２３はヌルデイテクタ、２４は二次元CCD
撮像素子、２５は電子回路、２６はクーラー、２
７はシヤツタ機構、２８は光輝物体センサ、２９
はシヤツタ、３０は信号処理部を示す。
Claims (1)
- １ 人工衛星等の宇宙航行体に搭載され、該航行
体の姿勢制御用センサとして用いられる三軸スタ
ーセンサにおいて、異方向の２個以上の恒星の星
像を二次元CCD撮像素子上に結像させるための
２眼光学系と、前記星像を前記二次元CCD撮像
素子上に維持させるため前記光学系をその光学軸
を軸として回転させる駆動系とを備え、前記二次
元CCD撮像素子上における星像の位置情報と駆
動系の回転角情報に基づいて三軸姿勢検出を行な
うように構成したことを特徴とする三軸スターセ
ンサ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59249706A JPS61129400A (ja) | 1984-11-28 | 1984-11-28 | 三軸スタ−センサ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59249706A JPS61129400A (ja) | 1984-11-28 | 1984-11-28 | 三軸スタ−センサ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61129400A JPS61129400A (ja) | 1986-06-17 |
| JPH026005B2 true JPH026005B2 (ja) | 1990-02-07 |
Family
ID=17196987
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59249706A Granted JPS61129400A (ja) | 1984-11-28 | 1984-11-28 | 三軸スタ−センサ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61129400A (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3537871A1 (de) * | 1985-10-24 | 1987-04-30 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Sternsensor-anordnung fuer einen satelliten |
| CN108535838B (zh) * | 2018-03-19 | 2020-06-26 | 长光卫星技术有限公司 | 基于联合消杂光的微纳化星敏感器光学系统 |
-
1984
- 1984-11-28 JP JP59249706A patent/JPS61129400A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS61129400A (ja) | 1986-06-17 |
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