JPH06286700A - 惑星面観測装置 - Google Patents
惑星面観測装置Info
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- JPH06286700A JPH06286700A JP7271493A JP7271493A JPH06286700A JP H06286700 A JPH06286700 A JP H06286700A JP 7271493 A JP7271493 A JP 7271493A JP 7271493 A JP7271493 A JP 7271493A JP H06286700 A JPH06286700 A JP H06286700A
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- light
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 惑星の赤道上空に静止、または惑星周辺の軌
道を周回してスピン回転する衛星に搭載され、衛星のス
ピン回転を利用して惑星面を走査する惑星面観測装置に
関し、走査効率を高めることを目的とする。 【構成】 衛星２がスピン回転している間に、衛星２に
搭載された光案内手段４が、衛星２のスピン回転方向と
は反対方向に相対的に回転する。したがって、光案内手
段４は、衛星２のスピン回転速度と自身の相対的回転速
度との差の回転速度で、スピン回転方向の走査を行うこ
とになる。この差の回転速度が、スピン回転速度よりも
低くなるように設定することにより、視野を走査する時
間が長くなって走査効率が高くなり、したがって、惑星
面の画像をより鮮明に得ることが可能となる。
道を周回してスピン回転する衛星に搭載され、衛星のス
ピン回転を利用して惑星面を走査する惑星面観測装置に
関し、走査効率を高めることを目的とする。 【構成】 衛星２がスピン回転している間に、衛星２に
搭載された光案内手段４が、衛星２のスピン回転方向と
は反対方向に相対的に回転する。したがって、光案内手
段４は、衛星２のスピン回転速度と自身の相対的回転速
度との差の回転速度で、スピン回転方向の走査を行うこ
とになる。この差の回転速度が、スピン回転速度よりも
低くなるように設定することにより、視野を走査する時
間が長くなって走査効率が高くなり、したがって、惑星
面の画像をより鮮明に得ることが可能となる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、惑星の赤道上空に静止
してスピン回転する衛星に搭載された惑星面観測装置に
関し、特に衛星のスピン回転を利用して惑星面を走査す
る惑星面観測装置に関する。
してスピン回転する衛星に搭載された惑星面観測装置に
関し、特に衛星のスピン回転を利用して惑星面を走査す
る惑星面観測装置に関する。
【０００２】地球の気象観測等を目的に地球表面の撮影
を行う人工衛星は、通常、赤道上空３６，０００ｋｍの
軌道に静止されて、そこから撮影した画像を約２５分に
１枚ずつ地上に送信している。
を行う人工衛星は、通常、赤道上空３６，０００ｋｍの
軌道に静止されて、そこから撮影した画像を約２５分に
１枚ずつ地上に送信している。
【０００３】
【従来の技術】図７は従来の静止気象衛星の概略構造を
示す図である。すなわち、衛星１０１は、光学集光系、
光電変換装置等からなる観測機器１０２や、入射口１０
１ａを通して地球から入射した光を反射する走査鏡１０
３等を有している。観測機器１０２内の光電変換装置は
単素子またはリニアアレイ状に並べられた複数の素子か
ら構成されて、後述の方法により走査鏡１０３が走査動
作を行なうことにより、この光電変換装置に地球表面の
各部からの光が入力する。観測機器１０２では、結像部
を含んだ光電変換装置に入力された信号を走査鏡１０３
の走査動作に合わせて２次元信号として地上に送信す
る。
示す図である。すなわち、衛星１０１は、光学集光系、
光電変換装置等からなる観測機器１０２や、入射口１０
１ａを通して地球から入射した光を反射する走査鏡１０
３等を有している。観測機器１０２内の光電変換装置は
単素子またはリニアアレイ状に並べられた複数の素子か
ら構成されて、後述の方法により走査鏡１０３が走査動
作を行なうことにより、この光電変換装置に地球表面の
各部からの光が入力する。観測機器１０２では、結像部
を含んだ光電変換装置に入力された信号を走査鏡１０３
の走査動作に合わせて２次元信号として地上に送信す
る。
【０００４】走査鏡１０３を走査動作させるには、軸１
０３ａまたは軸１０３ｂを中心にして走査鏡１０３を回
転または振動（往復運動）させて東西方向に走査する方
式では、この東西方向の１回の走査終了毎に、軸１０３
ｃを中心にして走査鏡１０３を僅か回転させて、南北方
向に走査する。ただし、ここで、軸１０３ａが地球の南
北方向を向いているものとする。以下の説明でも、これ
を前提にして説明する。
０３ａまたは軸１０３ｂを中心にして走査鏡１０３を回
転または振動（往復運動）させて東西方向に走査する方
式では、この東西方向の１回の走査終了毎に、軸１０３
ｃを中心にして走査鏡１０３を僅か回転させて、南北方
向に走査する。ただし、ここで、軸１０３ａが地球の南
北方向を向いているものとする。以下の説明でも、これ
を前提にして説明する。
【０００５】なお、静止衛星でなく低軌道衛星の場合、
軸１０３ｃを中心にした走査鏡１０３の回転は行わず、
衛星の進行方向を、図の場合ならば南北方向にすること
により、南北方向の走査を行うこともあり、また、特定
の地点を観測したりするために軸１０３ｃの回転角度を
指定制御することもある。さらに、上記走査において、
軸１０３ａと軸１０３ｃとを入れ替えた状態で走査する
こともある。
軸１０３ｃを中心にした走査鏡１０３の回転は行わず、
衛星の進行方向を、図の場合ならば南北方向にすること
により、南北方向の走査を行うこともあり、また、特定
の地点を観測したりするために軸１０３ｃの回転角度を
指定制御することもある。さらに、上記走査において、
軸１０３ａと軸１０３ｃとを入れ替えた状態で走査する
こともある。
【０００６】このように、走査鏡１０３を地球表面に対
して２次元走査するべく操作制御することにより地球画
像を得ている。一方、以上の所謂３軸安定型衛星に比
し、姿勢精度や姿勢安定度が良いことから、スピン安定
型衛星が静止気象衛星として用いられることが多い。ス
ピン衛星は、１分間に１００回転位のスピン回転をする
ようになっている。こうしたスピン衛星の場合は、上記
の軸１０３ａまたは軸１０３ｂを中心にした走査鏡１０
３の回転または振動は行わず、代わりに観測機器および
走査鏡を衛星のスピン軸上に配置して衛星自体のスピン
回転を利用して東西方向の走査を行うようにしている。
して２次元走査するべく操作制御することにより地球画
像を得ている。一方、以上の所謂３軸安定型衛星に比
し、姿勢精度や姿勢安定度が良いことから、スピン安定
型衛星が静止気象衛星として用いられることが多い。ス
ピン衛星は、１分間に１００回転位のスピン回転をする
ようになっている。こうしたスピン衛星の場合は、上記
の軸１０３ａまたは軸１０３ｂを中心にした走査鏡１０
３の回転または振動は行わず、代わりに観測機器および
走査鏡を衛星のスピン軸上に配置して衛星自体のスピン
回転を利用して東西方向の走査を行うようにしている。
【０００７】こうした走査をスピン走査と呼ぶ。ここで
走査とは、地表の瞬時視野（ＩＦＯＶ；instantenous f
ield of view）から放射された光が観測機器に入射する
が、その入射の次には隣接の瞬時視野からの放射光が入
射するようにして、目的とする視野（ＦＯＶ；field of
view ）を全部嘗め尽くすことをいう。
走査とは、地表の瞬時視野（ＩＦＯＶ；instantenous f
ield of view）から放射された光が観測機器に入射する
が、その入射の次には隣接の瞬時視野からの放射光が入
射するようにして、目的とする視野（ＦＯＶ；field of
view ）を全部嘗め尽くすことをいう。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかし、従来のような
スピン走査では、走査鏡の東西方向の走査速度は、衛星
のスピン回転速度と同じであるから、衛星が１回転する
間に視野を走査する時間比率は僅かである。例えば、静
止衛星の場合、地球の視野は約２０度であるから、走査
効率は約１／１８（＝２０／３６０）である。この走査
効率とは、衛星が１回スピンするに要する時間に対す
る、その間に行われる視野走査の時間の比率である。
スピン走査では、走査鏡の東西方向の走査速度は、衛星
のスピン回転速度と同じであるから、衛星が１回転する
間に視野を走査する時間比率は僅かである。例えば、静
止衛星の場合、地球の視野は約２０度であるから、走査
効率は約１／１８（＝２０／３６０）である。この走査
効率とは、衛星が１回スピンするに要する時間に対す
る、その間に行われる視野走査の時間の比率である。
【０００９】観測装置が地球画像をより鮮明に得るため
には、この走査効率を高めることが有効な対策となる。
本発明はこのような点に鑑みてなされたものであり、走
査効率を高めた惑星面観測装置を提供することを目的と
する。
には、この走査効率を高めることが有効な対策となる。
本発明はこのような点に鑑みてなされたものであり、走
査効率を高めた惑星面観測装置を提供することを目的と
する。
【００１０】
【課題を解決するための手段】図１は、上記目的を達成
するために提案された本発明の原理を説明する図であ
る。図中、惑星１の赤道上空に静止、または惑星１の周
辺の軌道を周回してスピン回転する衛星２に搭載された
本発明の惑星面観測装置は、入射する光画像信号を電気
信号に変換する、結像部を含んだ光電変換手段３と、衛
星２のスピン回転軸と同一線上に回転軸を有し、惑星１
の表面からの入射光を反射して光電変換手段３へ導く光
案内手段４と、光案内手段４を、光案内手段４の回転軸
を中心に衛星２のスピン回転方向と反対方向へ回転させ
る回転駆動手段５とを備える。
するために提案された本発明の原理を説明する図であ
る。図中、惑星１の赤道上空に静止、または惑星１の周
辺の軌道を周回してスピン回転する衛星２に搭載された
本発明の惑星面観測装置は、入射する光画像信号を電気
信号に変換する、結像部を含んだ光電変換手段３と、衛
星２のスピン回転軸と同一線上に回転軸を有し、惑星１
の表面からの入射光を反射して光電変換手段３へ導く光
案内手段４と、光案内手段４を、光案内手段４の回転軸
を中心に衛星２のスピン回転方向と反対方向へ回転させ
る回転駆動手段５とを備える。
【００１１】
【作用】以上の構成により、図１において、衛星２がス
ピン回転している間に、衛星２に搭載された光案内手段
４が、衛星２のスピン回転方向とは反対方向に相対的に
回転する。したがって、光案内手段４は、衛星２のスピ
ン回転速度と自身の相対的回転速度との差の回転速度
で、スピン回転方向の走査を行うことになる。この差の
回転速度が、スピン回転速度よりも低くなるように設定
することにより、視野を走査する時間が長くなって走査
効率が高くなり、したがって、惑星面の画像をより鮮明
に得ることが可能となる。
ピン回転している間に、衛星２に搭載された光案内手段
４が、衛星２のスピン回転方向とは反対方向に相対的に
回転する。したがって、光案内手段４は、衛星２のスピ
ン回転速度と自身の相対的回転速度との差の回転速度
で、スピン回転方向の走査を行うことになる。この差の
回転速度が、スピン回転速度よりも低くなるように設定
することにより、視野を走査する時間が長くなって走査
効率が高くなり、したがって、惑星面の画像をより鮮明
に得ることが可能となる。
【００１２】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面に基づいて説明
する。まず、図２は、スピン回転をする静止気象衛星の
外観図である。衛星は、太陽電池パネル１１で覆われた
本体部、Ｓバンドパラボラアンテナ１２、ＵＨＦヘリカ
ルアンテナ１３、ＵＳＢオムニアンテナ１４等から構成
されるとともに、地球からの光信号を入射するための入
射口１５を備えている。
する。まず、図２は、スピン回転をする静止気象衛星の
外観図である。衛星は、太陽電池パネル１１で覆われた
本体部、Ｓバンドパラボラアンテナ１２、ＵＨＦヘリカ
ルアンテナ１３、ＵＳＢオムニアンテナ１４等から構成
されるとともに、地球からの光信号を入射するための入
射口１５を備えている。
【００１３】図３は、こうした静止気象衛星に搭載され
る本発明の第１の実施例装置の構成を示す図である。す
なわち、回転角速度ωでスピン回転する衛星本体２０の
スピン回転軸２０ａ上の位置に、光学集光系、光電変換
装置等からなる観測機器２１を設置する。観測機器２１
の光学集光系の光軸がスピン回転軸２０ａと一致するよ
うに配置し、その光軸上に光電変換装置を配置する。光
電変換装置は単素子またはリニアアレイ状に並べられた
複数の素子から構成される。なお、衛星本体２０は、ス
ピン回転軸２０ａが地球の南北方向を向くように姿勢制
御され、また地球に対し静止した位置に保持される。
る本発明の第１の実施例装置の構成を示す図である。す
なわち、回転角速度ωでスピン回転する衛星本体２０の
スピン回転軸２０ａ上の位置に、光学集光系、光電変換
装置等からなる観測機器２１を設置する。観測機器２１
の光学集光系の光軸がスピン回転軸２０ａと一致するよ
うに配置し、その光軸上に光電変換装置を配置する。光
電変換装置は単素子またはリニアアレイ状に並べられた
複数の素子から構成される。なお、衛星本体２０は、ス
ピン回転軸２０ａが地球の南北方向を向くように姿勢制
御され、また地球に対し静止した位置に保持される。
【００１４】さらに、衛星本体２０のスピン回転軸２０
ａの上に走査鏡２２を配置する。走査鏡２２は、衛星本
体２０の入射口２０ｂから入射する光を反射して観測機
器２１へ導くためのものであり、スピン回転軸２０ａと
同一線上に回転軸２３ａを有する回転駆動装置２３によ
って回転されるようになっている。回転駆動装置２３は
衛星本体２０に固定され、図示しない制御装置により駆
動制御される。回転駆動装置２３の回転駆動力は連結支
持棒２４を介して走査鏡２２に伝達される。なお、図示
を省略したが、走査鏡２２は、連結支持棒２４の先端部
を軸にして、地球からの入射光の光軸に平行な平面で回
転（矢印２２ａ方向）できるように構成されており、こ
れにより、走査鏡２２は南北方向に回転可能であり、走
査鏡２２を後述のように東西方向に走査する度に南北方
向に僅か回転して南北方向の走査が行われる。また、衛
星本体２０の入射口２０ｂは東西方向に長い開口となる
ように構成される。
ａの上に走査鏡２２を配置する。走査鏡２２は、衛星本
体２０の入射口２０ｂから入射する光を反射して観測機
器２１へ導くためのものであり、スピン回転軸２０ａと
同一線上に回転軸２３ａを有する回転駆動装置２３によ
って回転されるようになっている。回転駆動装置２３は
衛星本体２０に固定され、図示しない制御装置により駆
動制御される。回転駆動装置２３の回転駆動力は連結支
持棒２４を介して走査鏡２２に伝達される。なお、図示
を省略したが、走査鏡２２は、連結支持棒２４の先端部
を軸にして、地球からの入射光の光軸に平行な平面で回
転（矢印２２ａ方向）できるように構成されており、こ
れにより、走査鏡２２は南北方向に回転可能であり、走
査鏡２２を後述のように東西方向に走査する度に南北方
向に僅か回転して南北方向の走査が行われる。また、衛
星本体２０の入射口２０ｂは東西方向に長い開口となる
ように構成される。
【００１５】つぎに、回転駆動装置２３による走査鏡２
２の回転駆動について説明する。回転駆動装置２３は、
衛星本体２０に対する相対的回転を、スピン回転と反対
方向に回転角速度ωM で行う。これにより、走査鏡２２
の絶対的回転速度、即ち走査鏡２２の東西方向の走査回
転角速度は（ω−ωM ）となる。すなわち、衛星本体２
０が回転角速度ωでスピン回転しながら、走査（東西方
向）だけは角速度（ω−ωM ）で行なっていることにな
り、走査効率が向上する。
２の回転駆動について説明する。回転駆動装置２３は、
衛星本体２０に対する相対的回転を、スピン回転と反対
方向に回転角速度ωM で行う。これにより、走査鏡２２
の絶対的回転速度、即ち走査鏡２２の東西方向の走査回
転角速度は（ω−ωM ）となる。すなわち、衛星本体２
０が回転角速度ωでスピン回転しながら、走査（東西方
向）だけは角速度（ω−ωM ）で行なっていることにな
り、走査効率が向上する。
【００１６】この場合の走査効率を算出してみる。ま
ず、衛星の視野角度をθとしたときに、１回のスピンの
間に走査が行われ得る時間Ｔは、次式（１）で表され
る。
ず、衛星の視野角度をθとしたときに、１回のスピンの
間に走査が行われ得る時間Ｔは、次式（１）で表され
る。
【００１７】
【数１】 Ｔ＝θ／（ω−ωM ） ・・・（１） 一方、衛星本体２０が１回のスピンを行うに要する時間
Ｔｏは、次式（２）で表される。
Ｔｏは、次式（２）で表される。
【００１８】
【数２】 Ｔｏ＝２π／ω ・・・（２） したがって、Ｔ／Ｔｏである走査効率ηは、次式（３）
のようになる。
のようになる。
【００１９】
【数３】 η＝（θ／２π）〔ω／（ω−ωM ）〕 ・・・（３） ここで、ωM ＝０、即ち走査鏡が衛星と一体に回転する
従来装置の場合、の走査効率をηo とすると、ηo ＝θ
／２πであるから、上記式（３）は次のようになる。
従来装置の場合、の走査効率をηo とすると、ηo ＝θ
／２πであるから、上記式（３）は次のようになる。
【００２０】
【数４】 η＝ηo ／〔１−（ωM ／ω）〕 ・・・（４） この式において、例えばηo ＝１／１８（θ＝０．３４
９ｒａｄ＝２０°），ωM ＝（７／９）ωとすると、η
＝１／４となり、走査効率は従来の１／１８よりも格段
と高まることになる。
９ｒａｄ＝２０°），ωM ＝（７／９）ωとすると、η
＝１／４となり、走査効率は従来の１／１８よりも格段
と高まることになる。
【００２１】なお、回転駆動装置２３による上記反対方
向への相対角速度ωM の回転は、衛星本体２０がスピン
回転して、入射口２０ｂの進行側の端が地球輪郭の一方
に向く直前から開始され、それによって東西方向の走査
が行われる。そして、この東西方向の走査が地球輪郭の
他方に至ると、回転駆動装置２３は今までと同じ方向に
高速回転して走査鏡２２を一周させて所定回転位置まで
回転させ、そこで次の東西方向の走査開始に同期させる
ようにする。あるいは、東西方向の走査が地球輪郭の他
方に至ると、回転駆動装置２３は反対方向、即ちスピン
回転と同じ方向に回転して（往復運動）、走査鏡２２を
所定回転位置まで回転させ、そこで次の東西方向の走査
開始に同期させるようにする。このようにして、衛星本
体２０が回転角速度ωでスピン回転しながら、走査鏡２
２による東西方向の走査だけは角速度（ω−ωM ）で行
なうことができる。
向への相対角速度ωM の回転は、衛星本体２０がスピン
回転して、入射口２０ｂの進行側の端が地球輪郭の一方
に向く直前から開始され、それによって東西方向の走査
が行われる。そして、この東西方向の走査が地球輪郭の
他方に至ると、回転駆動装置２３は今までと同じ方向に
高速回転して走査鏡２２を一周させて所定回転位置まで
回転させ、そこで次の東西方向の走査開始に同期させる
ようにする。あるいは、東西方向の走査が地球輪郭の他
方に至ると、回転駆動装置２３は反対方向、即ちスピン
回転と同じ方向に回転して（往復運動）、走査鏡２２を
所定回転位置まで回転させ、そこで次の東西方向の走査
開始に同期させるようにする。このようにして、衛星本
体２０が回転角速度ωでスピン回転しながら、走査鏡２
２による東西方向の走査だけは角速度（ω−ωM ）で行
なうことができる。
【００２２】図４は、図２の静止気象衛星に搭載される
本発明の第２の実施例装置の構成を示す図である。すな
わち、回転角速度ωでスピン回転する衛星本体３０のス
ピン回転軸３０ａの位置に、光学集光系、光電変換装置
等からなる観測機器３１を設置する。観測機器３１の光
学集光系の光軸がスピン回転軸３０ａと一致するように
配置し、その光軸上に光電変換装置を配置する。光電変
換装置は単素子またはリニアアレイ状に並べられた複数
の素子から構成される。なお、衛星本体３０は、スピン
回転軸３０ａが地球の南北方向を向くように姿勢制御さ
れ、また地球に対し静止した位置に保持される。
本発明の第２の実施例装置の構成を示す図である。すな
わち、回転角速度ωでスピン回転する衛星本体３０のス
ピン回転軸３０ａの位置に、光学集光系、光電変換装置
等からなる観測機器３１を設置する。観測機器３１の光
学集光系の光軸がスピン回転軸３０ａと一致するように
配置し、その光軸上に光電変換装置を配置する。光電変
換装置は単素子またはリニアアレイ状に並べられた複数
の素子から構成される。なお、衛星本体３０は、スピン
回転軸３０ａが地球の南北方向を向くように姿勢制御さ
れ、また地球に対し静止した位置に保持される。
【００２３】さらに、衛星本体３０のスピン回転軸３０
ａの上に、後述の第２の走査鏡３３から入射する光を反
射して観測機器３１へ導くための第１の走査鏡３２を配
置する。第１の走査鏡３２は、図示を省略したが、地球
からの入射光の光軸に平行な平面上で回転（矢印３２ａ
方向）できるように構成されており、これにより、東西
方向に回転可能であり、第２の走査鏡３３を後述のよう
に東西方向に走査する度に南北方向に僅か回転して南北
方向の走査が行われる。なお、この第１の走査鏡３２は
スピン回転軸３０ａを中心とした回転はできず、衛星本
体３０に固定された状態になっており、衛星本体３０と
一体にスピン回転をする。
ａの上に、後述の第２の走査鏡３３から入射する光を反
射して観測機器３１へ導くための第１の走査鏡３２を配
置する。第１の走査鏡３２は、図示を省略したが、地球
からの入射光の光軸に平行な平面上で回転（矢印３２ａ
方向）できるように構成されており、これにより、東西
方向に回転可能であり、第２の走査鏡３３を後述のよう
に東西方向に走査する度に南北方向に僅か回転して南北
方向の走査が行われる。なお、この第１の走査鏡３２は
スピン回転軸３０ａを中心とした回転はできず、衛星本
体３０に固定された状態になっており、衛星本体３０と
一体にスピン回転をする。
【００２４】一方、第２の走査鏡３３は、衛星本体３０
の入射口３０ｂから入射する光を反射して第１の走査鏡
３２へ導くための鏡であり、両面鏡となっている。この
第２の走査鏡３３は、スピン回転軸３０ａに平行な回転
軸３３ａを中心に、回転駆動装置３４によって回転され
る。回転軸３３ａはスピン回転軸３０ａから離れた位置
にあり、衛星本体３０に固定されている。回転駆動装置
３４は衛星本体３０に固定され、図示しない制御装置に
より駆動制御される。なお、衛星本体３０の入射口３０
ｂは東西方向に長い開口となるように構成される。
の入射口３０ｂから入射する光を反射して第１の走査鏡
３２へ導くための鏡であり、両面鏡となっている。この
第２の走査鏡３３は、スピン回転軸３０ａに平行な回転
軸３３ａを中心に、回転駆動装置３４によって回転され
る。回転軸３３ａはスピン回転軸３０ａから離れた位置
にあり、衛星本体３０に固定されている。回転駆動装置
３４は衛星本体３０に固定され、図示しない制御装置に
より駆動制御される。なお、衛星本体３０の入射口３０
ｂは東西方向に長い開口となるように構成される。
【００２５】つぎに、回転駆動装置３４による第２の走
査鏡３３の回転駆動について説明する。回転駆動装置３
４は衛星本体３０に対する相対的回転を、スピン回転と
反対方向に回転角速度ωM ／２で行う。この回転による
第２の走査鏡３３の位置姿勢を図５を参照して説明す
る。
査鏡３３の回転駆動について説明する。回転駆動装置３
４は衛星本体３０に対する相対的回転を、スピン回転と
反対方向に回転角速度ωM ／２で行う。この回転による
第２の走査鏡３３の位置姿勢を図５を参照して説明す
る。
【００２６】図５は走査鏡３３の回転と衛星本体３０の
スピン回転との関係を示す図であり、図４の矢印３５方
向から見た図である。図中、例えば、回転位置（３０
Ａ）において−１０度方向のからの入射光が第２の走査
鏡３３で反射され、４５度方向に変換されて第１の走査
鏡３２へ入るとする。
スピン回転との関係を示す図であり、図４の矢印３５方
向から見た図である。図中、例えば、回転位置（３０
Ａ）において−１０度方向のからの入射光が第２の走査
鏡３３で反射され、４５度方向に変換されて第１の走査
鏡３２へ入るとする。
【００２７】次に、衛星本体３０がスピン回転角速度ω
で回転して回転位置（３０Ｂ）に行くと、その間に第２
の走査鏡３３がスピン回転と反対方向に回転角速度ωM
／２で回転するから、第２の走査鏡３３は破線３３ｂで
示した位置から実線３３ｃで示した位置へ回転する。回
転位置（３０Ｂ）では、ＮＡＤＩＲ方向（地球の中心方
向）からの入射光が第２の走査鏡３３で反射され、９０
度方向に変換されて第１の走査鏡３２へ入る。さらに、
衛星本体３０および第２の走査鏡３３の同様の回転によ
り、回転位置（３０Ｃ）に行くと、１０度方向からの入
射光が第２の走査鏡３３で反射され、１３５度方向に変
換されて第１の走査鏡３２へ入る。
で回転して回転位置（３０Ｂ）に行くと、その間に第２
の走査鏡３３がスピン回転と反対方向に回転角速度ωM
／２で回転するから、第２の走査鏡３３は破線３３ｂで
示した位置から実線３３ｃで示した位置へ回転する。回
転位置（３０Ｂ）では、ＮＡＤＩＲ方向（地球の中心方
向）からの入射光が第２の走査鏡３３で反射され、９０
度方向に変換されて第１の走査鏡３２へ入る。さらに、
衛星本体３０および第２の走査鏡３３の同様の回転によ
り、回転位置（３０Ｃ）に行くと、１０度方向からの入
射光が第２の走査鏡３３で反射され、１３５度方向に変
換されて第１の走査鏡３２へ入る。
【００２８】また、回転位置（３０Ｄ）に行くと、−１
０度方向からの入射光が、第２の走査鏡３３の今までと
反対側の面で反射されて第１の走査鏡３２へ入る。同様
にして、回転位置（３０Ｅ）では０度方向のからの入射
光が、回転位置（３０Ｆ）では１０度方向のからの入射
光が第１の走査鏡３２へ入る。
０度方向からの入射光が、第２の走査鏡３３の今までと
反対側の面で反射されて第１の走査鏡３２へ入る。同様
にして、回転位置（３０Ｅ）では０度方向のからの入射
光が、回転位置（３０Ｆ）では１０度方向のからの入射
光が第１の走査鏡３２へ入る。
【００２９】以上のように第２の走査鏡３３の両面を用
いることにより、第２の実施例装置の走査効率ηは２倍
となる。この第２の実施例装置の走査効率ηを次式
（５）で示す。
いることにより、第２の実施例装置の走査効率ηは２倍
となる。この第２の実施例装置の走査効率ηを次式
（５）で示す。
【００３０】
【数５】 η＝２ηo ／〔１−（ωM ／ω）〕 ・・・（５） このように、第２の実施例では、第１の実施例に比べ、
走査効率ηが２倍になるが、それ以外に、電気信号に変
換された画像に捩じれが生じないという特徴がある。す
なわち、観測機器３１の光電変換装置において、複数の
光電変換素子を走査方向に直角になるように配列して入
力光信号を効率よく検出することを行なった場合に、第
１の実施例のような、スピン軸に対し傾斜した走査鏡２
２を回転させて走査する装置で同様な複数素子による検
出を行なった場合では、配列された素子の端に行く程、
入射画像が歪められて電気信号として出力されてしまう
のに対し、第２の実施例では、第２の走査鏡３３がスピ
ン軸に対し平行であるので、入射画像が歪められること
なく電気信号として出力される。
走査効率ηが２倍になるが、それ以外に、電気信号に変
換された画像に捩じれが生じないという特徴がある。す
なわち、観測機器３１の光電変換装置において、複数の
光電変換素子を走査方向に直角になるように配列して入
力光信号を効率よく検出することを行なった場合に、第
１の実施例のような、スピン軸に対し傾斜した走査鏡２
２を回転させて走査する装置で同様な複数素子による検
出を行なった場合では、配列された素子の端に行く程、
入射画像が歪められて電気信号として出力されてしまう
のに対し、第２の実施例では、第２の走査鏡３３がスピ
ン軸に対し平行であるので、入射画像が歪められること
なく電気信号として出力される。
【００３１】なお、第２の実施例において、第１の走査
鏡３２の設置位置と第２の走査鏡３３の設置位置とを入
れ替えてもよい。すなわち、地球からの入射光を、スピ
ン回転軸上に位置してスピン回転と反対方向に回転する
第２の走査鏡に導き、反射した光をスピン回転軸から離
れた位置に固定された第１の走査鏡に導き、そして、同
様にスピン回転軸から離れた位置に固定された観測機器
に導くようにしてもよい。
鏡３２の設置位置と第２の走査鏡３３の設置位置とを入
れ替えてもよい。すなわち、地球からの入射光を、スピ
ン回転軸上に位置してスピン回転と反対方向に回転する
第２の走査鏡に導き、反射した光をスピン回転軸から離
れた位置に固定された第１の走査鏡に導き、そして、同
様にスピン回転軸から離れた位置に固定された観測機器
に導くようにしてもよい。
【００３２】図６は各実施例装置において実現する走査
時間の例を示す図である。（Ａ）は衛星本体がスピン回
転を１回行う間の時間（周期）Ｔｏを示し、左から右へ
時間経過があるとする。また中央でＮＡＤＩＲ方向に走
査鏡が向くものとする。例えば衛星が１分間に１００回
転すると、時間Ｔｏは０．６秒である。
時間の例を示す図である。（Ａ）は衛星本体がスピン回
転を１回行う間の時間（周期）Ｔｏを示し、左から右へ
時間経過があるとする。また中央でＮＡＤＩＲ方向に走
査鏡が向くものとする。例えば衛星が１分間に１００回
転すると、時間Ｔｏは０．６秒である。
【００３３】（Ｂ）は、走査鏡が衛星と一体に回転する
従来装置における衛星のスピン回転１回当たりの走査時
間Ｔを示す。通常、Ｔｏの約１／１８である。これをＴ
１（＝Ｔｏ／１８）とする。
従来装置における衛星のスピン回転１回当たりの走査時
間Ｔを示す。通常、Ｔｏの約１／１８である。これをＴ
１（＝Ｔｏ／１８）とする。
【００３４】（Ｃ）は、第１の実施例における衛星のス
ピン回転１回当たりの走査時間Ｔを示す。例えば、ωM
＝（３／４）ωとすると、上記式（４）からη＝４ηo
となるから、Ｔ＝４Ｔ１である。
ピン回転１回当たりの走査時間Ｔを示す。例えば、ωM
＝（３／４）ωとすると、上記式（４）からη＝４ηo
となるから、Ｔ＝４Ｔ１である。
【００３５】（Ｄ）は、第２の実施例における衛星のス
ピン回転１回当たりの走査時間Ｔを示す。例えば、ωM
＝（７／９）ωとすると、上記式（５）からη＝９ηo
となるから、Ｔ＝９Ｔ１である。図中の３０Ａ〜３０Ｆ
で示す時点は図５の回転位置（３０Ａ）〜（３０Ｆ）に
対応する。
ピン回転１回当たりの走査時間Ｔを示す。例えば、ωM
＝（７／９）ωとすると、上記式（５）からη＝９ηo
となるから、Ｔ＝９Ｔ１である。図中の３０Ａ〜３０Ｆ
で示す時点は図５の回転位置（３０Ａ）〜（３０Ｆ）に
対応する。
【００３６】以上のように、第１の実施例、第２の実施
例とも、衛星のスピン回転１回当たりの走査時間Ｔが増
大し、走査効率ηが向上する。上記各実施例では、地球
の静止軌道上の衛星に搭載された観測装置を説明した
が、本発明は地球に限定されるものではなく、他の惑星
や月等の静止軌道上の衛星に搭載された観測装置に対し
ても適用可能である。
例とも、衛星のスピン回転１回当たりの走査時間Ｔが増
大し、走査効率ηが向上する。上記各実施例では、地球
の静止軌道上の衛星に搭載された観測装置を説明した
が、本発明は地球に限定されるものではなく、他の惑星
や月等の静止軌道上の衛星に搭載された観測装置に対し
ても適用可能である。
【００３７】
【発明の効果】以上説明したように本発明では、衛星の
スピン回転軸と同一線上に回転軸を有し、惑星の表面か
らの入射光を反射して光電変換手段へ導く光案内手段
を、光案内手段の回転軸を中心に衛星のスピン回転方向
と反対方向へ回転させるようにする。これにより、走査
効率が高くなり、したがって、惑星面の画像をより鮮明
に得ることが可能となる。
スピン回転軸と同一線上に回転軸を有し、惑星の表面か
らの入射光を反射して光電変換手段へ導く光案内手段
を、光案内手段の回転軸を中心に衛星のスピン回転方向
と反対方向へ回転させるようにする。これにより、走査
効率が高くなり、したがって、惑星面の画像をより鮮明
に得ることが可能となる。
【図１】本発明の原理説明図である。
【図２】スピン静止気象衛星の外観図である。
【図３】第１の実施例装置の構成を示す図である。
【図４】第２の実施例装置の構成を示す図である。
【図５】走査鏡と衛星本体との位置関係を示す図であ
る。
る。
【図６】各実施例において実現する走査時間を示す図で
ある。
ある。
【図７】従来の静止気象衛星の構造図である。
１ 惑星 ２ 衛星 ３ 光電変換手段 ４ 光案内手段 ５ 回転駆動手段
Claims (8)
- 【請求項１】 惑星（１）の赤道上空に静止、または惑
星（１）周辺の軌道を周回してスピン回転する衛星
（２）に搭載された惑星面観測装置において、 入射する光画像信号を電気信号に変換する、結像部を含
んだ光電変換手段（３）と、 衛星（２）のスピン回転軸と同一線上に回転軸を有し、
惑星（１）面からの入射光を反射して前記光電変換手段
（３）へ導く光案内手段（４）と、 前記光案内手段（４）を、前記光案内手段（４）の回転
軸を中心に前記衛星（２）のスピン回転方向と反対方向
へ回転させる回転駆動手段（５）と、 を有することを特徴とする惑星面観測装置。 - 【請求項２】 前記回転駆動手段（５）は、前記光案内
手段（４）の前記反対方向への回転を、前記光案内手段
（４）を経由して前記光電変換手段（３）に前記惑星
（１）から光が入射したときに行うように構成されるこ
とを特徴とする請求項１記載の惑星面観測装置。 - 【請求項３】 惑星の赤道上空に静止してスピン回転す
る衛星に搭載された惑星面観測装置において、 入射する光信号を電気信号に変換する光電変換手段と、 衛星のスピン回転軸上に位置して前記衛星と一体に回転
し、入射した光を反射して前記光電変換手段へ導く第１
の光案内手段と、 前記衛星のスピン回転軸から所定距離だけ離れた前記衛
星の所定位置に前記スピン回転軸と平行な回転軸を有
し、惑星面からの入射光を反射して前記第１の光案内手
段へ導く第２の光案内手段と、 前記第２の光案内手段を、前記第２の光案内手段の回転
軸を中心に前記衛星のスピン回転方向と反対方向へ回転
させる回転駆動手段と、 を有することを特徴とする惑星面観測装置。 - 【請求項４】 前記第２の光案内手段は、両面反射が可
能な鏡から構成されることを特徴とする請求項３記載の
惑星面観測装置。 - 【請求項５】 前記回転駆動手段は、前記第２の光案内
手段の前記反対方向への回転を、前記光第２の案内手段
に前記惑星から光が入射したときに行うように構成され
ることを特徴とする請求項３記載の惑星面観測装置。 - 【請求項６】 惑星の赤道上空に静止してスピン回転す
る衛星に搭載された惑星面観測装置において、 入射する光信号を電気信号に変換する光電変換手段と、 衛星のスピン回転軸から所定距離だけ離れた前記衛星の
所定位置に位置して前記衛星と一体に回転し、入射した
光を反射して前記光電変換手段へ導く第１の光案内手段
と、 前記衛星のスピン回転軸と同一線上に回転軸を有し、惑
星面からの入射光を反射して前記第１の光案内手段へ導
く第２の光案内手段と、 前記第２の光案内手段を、前記第２の光案内手段の回転
軸を中心に前記衛星のスピン回転方向と反対方向へ回転
させる回転駆動手段と、 を有することを特徴とする惑星面観測装置。 - 【請求項７】 前記第２の光案内手段は、両面反射が可
能な鏡から構成されることを特徴とする請求項６記載の
惑星面観測装置。 - 【請求項８】 前記回転駆動手段は、前記第２の光案内
手段の前記反対方向への回転を、前記光第２の案内手段
に前記惑星から光が入射したときに行うように構成され
ることを特徴とする請求項６記載の惑星面観測装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7271493A JPH06286700A (ja) | 1993-03-31 | 1993-03-31 | 惑星面観測装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7271493A JPH06286700A (ja) | 1993-03-31 | 1993-03-31 | 惑星面観測装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06286700A true JPH06286700A (ja) | 1994-10-11 |
Family
ID=13497305
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7271493A Withdrawn JPH06286700A (ja) | 1993-03-31 | 1993-03-31 | 惑星面観測装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06286700A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2022178098A (ja) * | 2021-05-19 | 2022-12-02 | 三菱電機株式会社 | 観測システム、観測衛星、地上設備およびプログラム |
| CN117346735A (zh) * | 2023-12-04 | 2024-01-05 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种行星表面勘测方法及系统 |
-
1993
- 1993-03-31 JP JP7271493A patent/JPH06286700A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2022178098A (ja) * | 2021-05-19 | 2022-12-02 | 三菱電機株式会社 | 観測システム、観測衛星、地上設備およびプログラム |
| CN117346735A (zh) * | 2023-12-04 | 2024-01-05 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种行星表面勘测方法及系统 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20000704 |