JPH05126525A - 光学センサの軌道上アライメント計測装置 - Google Patents
光学センサの軌道上アライメント計測装置Info
- Publication number
- JPH05126525A JPH05126525A JP31367191A JP31367191A JPH05126525A JP H05126525 A JPH05126525 A JP H05126525A JP 31367191 A JP31367191 A JP 31367191A JP 31367191 A JP31367191 A JP 31367191A JP H05126525 A JPH05126525 A JP H05126525A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- optical sensor
- laser light
- alignment
- light
- spacecraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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Landscapes
- Length Measuring Devices By Optical Means (AREA)
- Testing Of Optical Devices Or Fibers (AREA)
- Geophysics And Detection Of Objects (AREA)
- Mounting And Adjusting Of Optical Elements (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 軌道上で、光学センサと宇宙飛翔体間のアラ
イメント変動を連続的、かつ高精度で検出する。 【構成】 光学センサ２側にレーザ光出射部３を、宇宙
飛翔体側にアライメントミラー４およびミラー反射光を
受光する受光素子部５を設ける。レーザ出射方向は２方
向で、ミラー４，受光素子部５は、各２個よりなる。
イメント変動を連続的、かつ高精度で検出する。 【構成】 光学センサ２側にレーザ光出射部３を、宇宙
飛翔体側にアライメントミラー４およびミラー反射光を
受光する受光素子部５を設ける。レーザ出射方向は２方
向で、ミラー４，受光素子部５は、各２個よりなる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、光学センサの軌道上ア
ライメント計測装置に関し、特に宇宙飛翔体に搭載され
た光学センサの宇宙飛翔体に対するアライメントを光学
的に計測する装置に関する。
ライメント計測装置に関し、特に宇宙飛翔体に搭載され
た光学センサの宇宙飛翔体に対するアライメントを光学
的に計測する装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】宇宙飛翔体光学センサは、ユーザニーズ
である高空間分解能・高波長分解能・高精度化・多機能
化を実現するため、ますます大型化の傾向と同時に、前
述の高性能を実現するため、光学的アライメントの保持
が重要となってきている。光学センサが搭載される宇宙
飛翔体の地球に対する姿勢は、地球センサ・太陽センサ
・恒星センサ等により、一定の精度で検出可能である。
である高空間分解能・高波長分解能・高精度化・多機能
化を実現するため、ますます大型化の傾向と同時に、前
述の高性能を実現するため、光学的アライメントの保持
が重要となってきている。光学センサが搭載される宇宙
飛翔体の地球に対する姿勢は、地球センサ・太陽センサ
・恒星センサ等により、一定の精度で検出可能である。
【０００３】宇宙飛翔体と光学センサ間のアライメント
（ポインティング角）は、打上げ前に測定後、打上時の
機械環境によるオフセット変動，軌道上の熱環境による
歪が想定されるが、一般的には軌道上での計測は行われ
ていない。
（ポインティング角）は、打上げ前に測定後、打上時の
機械環境によるオフセット変動，軌道上の熱環境による
歪が想定されるが、一般的には軌道上での計測は行われ
ていない。
【０００４】宇宙飛翔体／光学センサの地球に対するポ
インティング角の変動は、イメージングセンサの場合、
オフセット（バイアス誤差）であれば、地上のグランド
トルースを用いた画像補正処理により補正可能である。
インティング角の変動は、イメージングセンサの場合、
オフセット（バイアス誤差）であれば、地上のグランド
トルースを用いた画像補正処理により補正可能である。
【０００５】しかし大気観測用のスペクトロメータの場
合は、グランドトルースの選択が難しく、また前述の変
動がランダムであったり、サイクル的である場合は、補
正が困難である。
合は、グランドトルースの選択が難しく、また前述の変
動がランダムであったり、サイクル的である場合は、補
正が困難である。
【０００６】以上より、軌道上での光学センサの地球等
に対するポインティング角の検出は重要であり、計測方
法として、宇宙飛翔体と同様に、光学センサ内に恒星セ
ンサを設置し、光学センサと恒星間のポインティング角
を秒角オーダで検出することにより、地球等に対する光
学センサのポインティングの変動角を検出する方式の提
案がなされている。
に対するポインティング角の検出は重要であり、計測方
法として、宇宙飛翔体と同様に、光学センサ内に恒星セ
ンサを設置し、光学センサと恒星間のポインティング角
を秒角オーダで検出することにより、地球等に対する光
学センサのポインティングの変動角を検出する方式の提
案がなされている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】したがって、従来方式
は、宇宙飛翔体のポインティング精度に依存し、宇宙飛
翔体と光学センサ間のアライメント変動のオフセット分
のみをグランドトルースで補正する方式は、前述したよ
うに光学センサの大型化に伴う軌道上での熱環境の変動
によるランダム又はサイクリックな熱歪によるアライメ
ント変動の補正が困難であった。
は、宇宙飛翔体のポインティング精度に依存し、宇宙飛
翔体と光学センサ間のアライメント変動のオフセット分
のみをグランドトルースで補正する方式は、前述したよ
うに光学センサの大型化に伴う軌道上での熱環境の変動
によるランダム又はサイクリックな熱歪によるアライメ
ント変動の補正が困難であった。
【０００８】また、従来の恒星センサを光学センサ内に
設置する方式では、基準となる恒星を連続的に捕捉する
ためには、極軌道衛星では、宇宙空間方向，静止衛星で
は、極方向の視野確保が必要であり、特に地球観測用極
軌道プラットフォームのように、数多くの地球観測用光
学センサ，電波センサが搭載され、各センサ，衛星バス
機器ともに放熱視野として宇宙空間方向の視野をとりあ
う状況においては、視野干渉の問題があり、これが制約
となっていた。
設置する方式では、基準となる恒星を連続的に捕捉する
ためには、極軌道衛星では、宇宙空間方向，静止衛星で
は、極方向の視野確保が必要であり、特に地球観測用極
軌道プラットフォームのように、数多くの地球観測用光
学センサ，電波センサが搭載され、各センサ，衛星バス
機器ともに放熱視野として宇宙空間方向の視野をとりあ
う状況においては、視野干渉の問題があり、これが制約
となっていた。
【０００９】本発明の目的は、軌道上で光学センサと宇
宙飛翔体間のアライメント変動を連続的、かつ高精度に
検出する光学センサの軌道上アライメント計測装置を提
供することにある。
宙飛翔体間のアライメント変動を連続的、かつ高精度に
検出する光学センサの軌道上アライメント計測装置を提
供することにある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明による光学センサの軌道上アライメント計測
装置においては、宇宙飛翔体搭載光学センサのレーザ光
源と、光学センサ内に設置され、前記レーザ光を光学的
に分割して光学センサの外部の２方向へ出射するレーザ
光出射部と、宇宙飛翔体側に設置され、前記レーザ光出
射部から出射された２方向のレーザ光を、それぞれ反射
する２個のアライメントミラーと、前記アライメントミ
ラーで反射されたレーザ光を受光する２個の受光素子部
と、前記受光素子部の信号を処理し、光学センサと宇宙
飛翔体の相対的アライメントデータを送出する回路部と
を備えるものである。
め、本発明による光学センサの軌道上アライメント計測
装置においては、宇宙飛翔体搭載光学センサのレーザ光
源と、光学センサ内に設置され、前記レーザ光を光学的
に分割して光学センサの外部の２方向へ出射するレーザ
光出射部と、宇宙飛翔体側に設置され、前記レーザ光出
射部から出射された２方向のレーザ光を、それぞれ反射
する２個のアライメントミラーと、前記アライメントミ
ラーで反射されたレーザ光を受光する２個の受光素子部
と、前記受光素子部の信号を処理し、光学センサと宇宙
飛翔体の相対的アライメントデータを送出する回路部と
を備えるものである。
【００１１】また、受光素子部は、４分割された光ダイ
オードであり、受光したレーザビーム径の位置に対応し
て４分割された光ダイオードのそれぞれの出力変化から
反射光の角度変化を検出するものである。
オードであり、受光したレーザビーム径の位置に対応し
て４分割された光ダイオードのそれぞれの出力変化から
反射光の角度変化を検出するものである。
【００１２】
【作用】上記の光学センサと宇宙飛翔体間のアライメン
トデータにより宇宙飛翔体側の姿勢センサによる地球等
に対するポテンティング角度からの光学センサのポテン
ティング変動を検出する。
トデータにより宇宙飛翔体側の姿勢センサによる地球等
に対するポテンティング角度からの光学センサのポテン
ティング変動を検出する。
【００１３】
【実施例】次に本発明の実施例について図面を参照して
説明する。図１は、本発明の計測装置が衛星１に搭載さ
れた一実施例の概念図を示す。衛星（構体）１に取付け
られた光学センサ２において、光学センサ２側に設置さ
れたレーザ光出射部３から２方向に出射されたレーザ光
は、衛星側に設置された２個のアライメントミラー４に
それぞれ反射される。
説明する。図１は、本発明の計測装置が衛星１に搭載さ
れた一実施例の概念図を示す。衛星（構体）１に取付け
られた光学センサ２において、光学センサ２側に設置さ
れたレーザ光出射部３から２方向に出射されたレーザ光
は、衛星側に設置された２個のアライメントミラー４に
それぞれ反射される。
【００１４】反射光は、この実施例の場合、光学センサ
側に設置された受光素子部５により検出される。受光素
子部５は、図３に示すように、本実施例では、円周上を
（イ）〜（ハ）に４分割された光ダイオードであり、受
光したレーザビーム径６の位置に対応して４分割された
光ダイオードのそれぞれの出力の変化から反射光の角度
変化を検出する。
側に設置された受光素子部５により検出される。受光素
子部５は、図３に示すように、本実施例では、円周上を
（イ）〜（ハ）に４分割された光ダイオードであり、受
光したレーザビーム径６の位置に対応して４分割された
光ダイオードのそれぞれの出力の変化から反射光の角度
変化を検出する。
【００１５】図２は、本実施例の機能ブロック図であ
り、図３に示した４分割ダイオードの出力からの反射レ
ーザビームの位置検出演算、２個の受光素子部の信号か
らの衛星対光学センサ間の相対角度変動データの算出の
演算等は、回路部７にて処理される。
り、図３に示した４分割ダイオードの出力からの反射レ
ーザビームの位置検出演算、２個の受光素子部の信号か
らの衛星対光学センサ間の相対角度変動データの算出の
演算等は、回路部７にて処理される。
【００１６】またレーザ光源８から導かれたレーザ光
は、レーザ光出射部３内のハーフミラーにより２分割さ
れ、２方向へ出射される。角度変動検出精度は、秒角オ
ーダの実現ができる。
は、レーザ光出射部３内のハーフミラーにより２分割さ
れ、２方向へ出射される。角度変動検出精度は、秒角オ
ーダの実現ができる。
【００１７】回路部７から出力された衛星，光学センサ
間のアライメント変動データ（２軸角度変動データ）よ
り、光学センサの地球ポインティング方向９の衛星基準
の地球法１０に対する変動量を検出することができる。
このデータは、地上へテレメトリデータとして伝送し、
光学センサデータの幾何的補正等のデータ処理に用いる
こともできるし、また光学センサ内に設けるオートアラ
イメント機能の制御信号に用いることもできる。
間のアライメント変動データ（２軸角度変動データ）よ
り、光学センサの地球ポインティング方向９の衛星基準
の地球法１０に対する変動量を検出することができる。
このデータは、地上へテレメトリデータとして伝送し、
光学センサデータの幾何的補正等のデータ処理に用いる
こともできるし、また光学センサ内に設けるオートアラ
イメント機能の制御信号に用いることもできる。
【００１８】
【発明の効果】以上説明したように本発明によれば、宇
宙飛翔体（衛星等）と光学センサ間のアライメント（角
度）変動をレーザ光，アライメントミラー，受光素子
部，回路部により、２軸について時間的に連続、かつ秒
角オーダの精度で検出でき、装置を構成する部品の設置
位置は、宇宙空間方向などの限定を設ける必要もないと
いう効果を有する。
宙飛翔体（衛星等）と光学センサ間のアライメント（角
度）変動をレーザ光，アライメントミラー，受光素子
部，回路部により、２軸について時間的に連続、かつ秒
角オーダの精度で検出でき、装置を構成する部品の設置
位置は、宇宙空間方向などの限定を設ける必要もないと
いう効果を有する。
【図１】本発明の一実施例を示す斜視図である。
【図２】本発明の機能ブロック図である。
【図３】受光素子部とその出力例を示す図である。
１ 衛星（構体） ２ 光学センサ ３ レーザ光出射部 ４ アライメントミラー ５ 受光素子部 ６ レーザビーム径 ７ 回路部 ８ レーザ光源 ９ 地球ポテンテイング方向（光学センサ） １０ 地球方向（衛星基準）
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.5 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｇ０２Ｂ 27/62 9120−2Ｋ
Claims (2)
- 【請求項１】 宇宙飛翔体搭載光学センサのレーザ光源
と、光学センサ内に設置され、前記レーザ光を光学的に
分割して光学センサの外部の２方向へ出射するレーザ光
出射部と、宇宙飛翔体側に設置され、前記レーザ光出射
部から出射された２方向のレーザ光を、それぞれ反射す
る２個のアライメントミラーと、前記アライメントミラ
ーで反射されたレーザ光を受光する２個の受光素子部
と、前記受光素子部の信号を処理し、光学センサと宇宙
飛翔体の相対的アライメントデータを送出する回路部と
を備えることを特徴とする光学センサの軌道上アライメ
ント計測装置。 - 【請求項２】 受光素子部は、４分割された光ダイオー
ドであり、受光したレーザビーム径の位置に対応して４
分割された光ダイオードのそれぞれの出力変化から反射
光の角度変化を検出するものである請求項１に記載の光
学センサの軌道上アライメント計測装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31367191A JPH05126525A (ja) | 1991-10-31 | 1991-10-31 | 光学センサの軌道上アライメント計測装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31367191A JPH05126525A (ja) | 1991-10-31 | 1991-10-31 | 光学センサの軌道上アライメント計測装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05126525A true JPH05126525A (ja) | 1993-05-21 |
Family
ID=18044111
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31367191A Pending JPH05126525A (ja) | 1991-10-31 | 1991-10-31 | 光学センサの軌道上アライメント計測装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05126525A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116296270A (zh) * | 2023-02-15 | 2023-06-23 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 靶带式激光烧蚀微推力器在轨工作状态监测方法及系统 |
-
1991
- 1991-10-31 JP JP31367191A patent/JPH05126525A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116296270A (zh) * | 2023-02-15 | 2023-06-23 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 靶带式激光烧蚀微推力器在轨工作状态监测方法及系统 |
| CN116296270B (zh) * | 2023-02-15 | 2024-04-26 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 靶带式激光烧蚀微推力器在轨工作状态监测方法及系统 |
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