JPH0715646B2 - 人工衛星の軌道決定方法 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は光学センサや電波センサを搭載して地球の映
像を取得する等のために利用する人工衛星の軌道決定方
法に関するものである。

〔従来の技術〕

従来より欧米におけるランドサット衛星，シーサット衛
星，スポット衛星，我が国における海洋観測衛星等の例
にみるように地球を広範囲に観測する有効な手段とし
て，あるいは米国のスカイラブやヨーロッパのユーレカ
のように微小重力環境を利用しての材料実験などを行う
のに人工衛星を利用することが行われている。第２図は
これらの例として従来の地球観測用人工衛星を示すもの
で図において（１）は地球軌道を周回する人工衛星，
（２）は地球の画像を取得する観測センサ，（３）は観
測センサ（２）で取得した画像を地上に伝送するための
映像データ伝送装置，（４）は観測センサの視野方向を
目標方向に向けるための駆動装置，（５）は人工衛星
（１）の姿勢を制御する姿勢制御装置，（６）はグロー
バルポジショニングシステム（GPS）受信機（９）より
復調された複数個のGPS用人工衛星の位置速度情報と受
信信号の位相，ドプラーシフトの測定からGPS用人工衛
星とGPS受信機を搭載した人工衛星の相対距離，相対速
度情報を得、これから人工衛星（１）の軌道を決定する
航法演算装置，（７）は人工衛星（１）に搭載した機器
の制御をするための地上からの指令信号を受信，解続，
記憶，送出するコマンド装置，（８）は姿勢制御装置
（５）からの姿勢情報と航法演算装置（６）からの軌道
情報とコマンド装置（７）よりの地上からの観測目標に
対する情報をもとに観測センサ（２）の視野目標と人工
衛星の軌道・姿勢関係を演算し，駆動装置（４）を制御
するセンサ指向演算装置である。（９）はグローバルポ
ジショニングシステムを利用するため（GPSとして配備
された測距用人工衛星からの電波を受信・復調する）GP
S受信機，（10）は人工衛星（１）の軌道を所定のフラ
イトパスに維持もしくは変換するためのガスジェット等
を用いた軌道変換装置である。なお，第２図では一般に
人工衛星を構成する他の装置，例えば電源装置，トラッ
キング・テレメトリ装置，熱制御装置，構体，計装系な
どについてはこの発明の説明のためには直接関係しない
ので省略してある。

このような人工衛星において，地球観測衛星の場合は，
軌道に変化があると例えば太陽同期軌道の場合回帰日
時，回帰数，オーバラップ率などひいては画像取得計画
に影響を与えるので第２図に示すようにGPS受信機
（９）と航法演算装置（６）によりグローバルポジショ
ニングシステムを用い人工衛星自身の軌道を計算し必要
に応じ軌道変換装置（10）によって所定の軌道パラメー
タの維持を行うこうして軌道維持をする一方で姿勢制御
装置（５）で自己の姿勢を制御，検出し，コマンド装置
（７）からの指令を受け上記姿勢と軌道情報を用いて画
像取得目標にセンサを指向させるようセンサ指向演算装
置（８）で計算し，駆動装置（４）により観測センサ
（２）を目標方向に指向させ所望の地表領域の映像を得
るのである。

また，ユーレカのように材料実験を行うような人工衛星
においても製造したものを地上に回収するのにスペース
シャトルやスペースステーションに会合する必要からや
はりGPS受信機（９）と航法演算装置（６）により軌道
情報の取得を行いつつ軌道変換装置（10）により自己の
軌道の維持や軌道の変更を行う。

〔発明が解決しようとする課題〕

すでに紹介した地球観測衛星の場合な一般に人工衛星の
軌道高度が低いほど観測センサによって得られる地表分
解能を良くすることが容易となる一方，ユーレカのよう
に材料実験の生成物回収のためスペースシャトルやスペ
ースステーションに会合する場合もエネルギー節約の点
からできるかぎり軌道高度は低い方が望ましい。

以上のような人工衛星では軌道高度が低いのが望ましい
面を持っているが逆に軌道高度が低くなると大気密度が
高くなり，大気の空力的抗力をうけ軌道長半径が減少す
る。すなわち，軌道長半径の変化率は次の式で表され
る。

ここで， a :軌道長半径 w :人工衛星の質量 p :大気の密度 v :衛星の速度 s :衛星の進行方向に向いた断面積 （衛星の本体や太陽電池パドルなどの断面積の総計） Cd:大気抵抗係数 である。大気抵抗係数Cdは大気の組成と衛星の形状によ
ってきまる数で一般の人工衛星の場合，大略2.5を用い
ている。

このように大気抵抗によって軌道が変化をうけると地球
観測衛星では地表のアーストレースがずれる。

すでに述べたようにこのアーストレースのずれをグロー
バルポジショニングシステムからの軌道情報によって軌
道修正が理論的には可能であるが，現状のシステムにお
いてはGPS用の人工衛星の数が不十分であり，軌道決定
できる時間帯が限定されている。すなわち,GPSによる軌
道情報が得られない期間に大気抵抗によって軌道が変化
をうけて軌道誤差が大きくなりひいては観測地点が目標
と異なることになってしまう。

この大気抵抗の影響は，大略高度500Km程度から大きく
受けはじめ，大気密度が昼夜の変化，日変化，季節変化
をともないかつ高度が低くなるに従つて大略指数関数的
に増大するため軌道高度を低くとるほどこの問題の影響
が大きくなる。また，前述のユーレカの例のようにスペ
ースシャトルに会合するときは高度を例えば300Kmまで
低下させねばならぬが，この時は大気抗力の影響を大き
く受けGPSによる軌道情報が欠落する期間の軌道予測に
誤差を与え軌道修正が最適に行えないという問題があ
る。

この発明はかかる問題点を解決するめになされたもので
あり，人工衛星の軌道が大気抵抗の影響を受ける場合に
おいてもGPSによる軌道情報が得られない期間の軌道の
変化を予測，更新できるようにして軌道修正を最適に行
える人工衛星の軌道決定方法を得ることを目的とする。

〔課題を解決するための手段〕

この発明に係る人工衛星の軌道決定方法は人工衛星の軌
道に影響を与える地表高度数数百Kmにおける大気密度が
太陽活動と相関があることに着目し，太陽活動の程度を
太陽電波の強度によりモニタし，その太陽電波の強度の
時系列測定結果を統計的に処理し，大気密度を逐次的に
推定予測して前述の軌道長半径変化率を推定しGPSによ
る軌道決定ができない期間の軌道推定を行うようにした
ものである。

〔作用〕

この発明においては太陽電波の強度モニタにより人工衛
星の軌道近傍における大気密度が推定でき，この大気密
度から人工衛星の空力的抗力によつて影響を受ける｛式
（１）参照｝軌道長半径変化率を同定することができ
る。したがって,GPSによる軌道決定が間欠的にしか行わ
れない場合に対しても軌道の推定ないしは変化の予測が
行える。さらに,GPSによる軌道決定が行われていること
においてもカルマンフィルタ等の推定機構を用いれば軌
道を決定する力学系の誤差及び計測誤差のフイルタリン
グが可能となる。

〔実施例〕

第１図はこの発明を地球観測用人工衛星に適用した場合
の実施例であり，図において（１）は人工衛星，（２）
は観測センサ，（３）は映像データ伝送装置（４）は駆
動装置，（５）は姿勢制御装置，（６）は航法演算装
置，（７）はコマンド装置，（８）はセンサ指向演算装
置，（９）はGPS受信機，（10）は軌道変換装置（11）
は太陽電波受信装置，（12）は太陽電波受信装置の出力
である太陽電波強度レベル，（13）は太陽電波強度レベ
ル（12）の計測結果から人工衛星（１）の軌道における
大気密度を計算する大気密度演算装置である。

なお，第１図においても一般に人工衛星を構成する他の
装置，例えば電源装置，太陽電波パドルトラッキングテ
レメイトリ装置，構体，熱制御系計装系などについては
この発明の説明のためには直接関係しないので省略して
ある。

前述のように地球上層大気は太陽活動の影響を受け，太
陽活動の程度をマイクロ波帯の電波の強度として計測す
ることによって逆に人工衛星の軌道上の大気密度を推定
する。この実施例においてはＳバンド帯のアンテナと受
信機より太陽電波受信装置（11）を構成し，人工衛星
（１）の軌道上でのＳバンド帯を用いた太陽電波の強度
レベル（12）を得る。なお，太陽電波受信装置（11）の
人工衛星（１）に対する搭載位置に特に制限はないが，
例えば太陽電波パドル上に搭載すれば常時アンテナを太
陽方向に指向させることが容易となる。Ｓバンド帯を用
いた理由は，例えば約3GHzの太陽電波強度と大気密度の
相関が良く，この関数関係のデータが得られているため
である。このようにして得た太陽電波の強度の時系列的
データを大気密度演算装置（13）により数学モデル，例
えばARモデル（autoregresive model）を仮定し，最小
２乗法により適当な次数のAR数学モデルを作成し，この
モデルのパラメータを逐次測定データにより更新してい
くことにより大気密度推定機構が得られる。さらにカル
マンフィルタを用いれば大気密度の将来予測値も与える
ことができる。

具体的な最も簡単なARモデルは次式で示される。

ｐ（ｔ＋１）＝ap（ｔ）＋ｂρ（ｔ−１）＋ω……
（２） ここで， ρ :大気密度を表す関数（ｔは時間） a,b:観測値から最小２乗法により得られる最適係数（時
間的に変化しうる。） ω :観測等価雑音 である。

このような簡単なモデルでも太陽電波強度の日変化は比
較的よくモデル化できる。したがって，人工衛星の一周
分の大気変化モデル（例えばJaccia's model）と組み合
わせれば，人工衛星の軌道周回の数分〜数日間の大気密
度モデルを得ることができる。より精密なモデルが必要
な場合は，上記ρ（ｔ）のモデルの次数を増加させたり
ARMAなどを用いることもできる。なお，これらの計算は
大気密度演算装置（13）で計算する。

こうして大気モデルが決定されると，すでに述べた軌道
長半径変化の式（１）のρが与えられ，人工衛星の質
量，衛星の速度，断面積はほぼ一定値として与えること
ができ，また大気抵抗係数は軌道長半径の実際の観測値
が得られるときに同定することもできるので，結局ある
時刻で軌道長半径の初期値が与えられたとき，その後の
軌道長半径の時間的化を予測することができることにな
る。これらの軌道計算は航法演算装置（６）で計算す
る。前記人工衛星の質量，衛星の速度，断面積等の定数
はコマンド装置（７）を経由し地上より与えることがで
き，前記軌道長半径の初期値はGPS受信機（９）を用い
て算出する場合と，地上からコマンド装置（７）を経由
して航法演算装置（６）に入力する場合のいずれも可能
である。

なお，太陽電波の強度をモニタし大気密度を推定し軌道
計算することをどの範囲までオンボード処理すなわち人
工衛星内で装備するかは色々の変形があり，地上で太陽
電波強度をモニタし，その結果をオンボード処理する方
式，軌道長半径及び変化率まで地上で算出しそれ以降を
オンボード処理する方式，実施例のように太陽電波受信
装置をオンボード装備する方式などを人工衛星の規模に
応じて適用する。

このようにして大気密度の影響によって軌道高度の変化
が予測できると軌道が所定のアーストレース範囲である
かどうかを判断できるから，高度低下が許容範囲をこえ
たときは軌道変換装置（10）により人工衛星に推力を与
え所定軌道高度を維持することができる。なお，軌道変
換装置（10）としてはヒドラジンモノプロペラント方式
やN₂O₄/MMH等によるバイプロペラント方式など化学推進
剤を用いたガスジェット方式が一般に用いられている。

次にこのように軌道範囲の維持と常時正確な軌道情報を
得られる人工衛星を地球観測用に利用する場合について
説明する。

第１図で地上側観測センサ（２）で映像を取得すべき目
標位置がコマンド装置（７）経由センサ指向演算装置
（８）に入力されるとその目標位置と人工衛星（１）の
相対位置関係を航法演算装置（６）の人工衛星（１）に
関する軌道情報をもとに時間関数として計算する。一
方，人工衛星の姿勢は姿勢制御装置（５）により決定さ
れているから観測センサ（２）の映像取得目標位置方向
を人工衛星（１）に固定した座標系を基準にした角度と
して算出することができる。以上の演算をセンサ指向演
算装置（８）で実施し観測センサ（２）の視野方向を上
記人工衛星座標系を基準にした目標位置の角度となるよ
うに駆動装置（４）を制御すれば，地上から指令される
任意の時刻に任意の目標位置の映像を取得し映像データ
伝送装置（３）により取得した映像を地上に伝送するこ
とができる。上記実施例では観測センサを特定していな
いが具体的には各種波長帯を有する光学センサ，合成開
口レーダ，マイクロ波放射計電波高度計，レーザレーダ
などがあり，さらにこのような波動センサにかぎらずオ
ンボードで軌道情報を常時必要とする人工衛星に適用で
きる。

なお前記において，大気密度演算装置（13）と航法演算
装置（６），センサ指令演算装置（８）の３つの装置に
区分したが，これは説明のための便宜的な区分でありそ
れぞれ個別のハードウェアでもよいし一部共通又はすべ
てを共通のハードウェア及びソフトウェア体系であって
もこの発明の本質に影響しない。

〔発明の効果〕

以上のようにこの発明においては人工衛星の軌道が大気
抵抗の影響を受ける場合においても太陽電波の強度を観
測することによりGPSを用いたオンボード軌道決定が不
可能な期間における軌道の変化を予測，更新できるか
ら，特に地球観測用衛星においては観測範囲が正確に予
測でき画像の欠けなどを生じる確率を少なくすることが
できる。また，ユーレカのように材料実験を行ってその
生成物をスペースシャトルで回収するためスペースシャ
トル軌道に会合する軌道への変換を行うときマヌーバ中
のすべての期間において大気抵抗による軌道変化も考慮
に入れて軌道決定できるから目標軌道に対する誤差及び
分散を少なくすることができると同時に推葉消費が少な
くなり，それだけミッション重量に転嫁でき経済的とな
る。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明を地球観測用人工衛星に適用した場合
の実施例を説明する図，第２図は従来の地球観測用人工
衛星を説明するための図である。 図において，（１）は人工衛星，（２）は観測センサ
（３）は像データ伝送装置，（４）は駆動装置，（５）
は姿勢制御装置，（６）は航法演算装置，（７）はコマ
ンド装置，（８）はセンサ指向演算装置，（９）はGPS
受信機，（10）は軌道変換装置，（11）は太陽電波受信
装置，（12）は太陽電波受信装置の出力である太陽電波
強度レベル，（13）は大気密度演算装置である なお，図中同一あるいは相当部分には同一符号を付して
示してある。

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】グローバルポジショニングシステム（GP
   S）として配備された測距用人工衛星からの電波を受信
   ・復調するGPS受信機とこのGPS受信機より復調された複
   数個のGPS用人工衛星の位置・速度情報と受信信号の位
   相，ドプラーシフトの測定からGPS用人工衛星とGPS受信
   機を搭載した人工衛星の相対距離，相対速度情報を得，
   これから人工衛星の軌道を決定する航法演算装置と地上
   からの指令信号を受信・復調・解続するコマンド装置と
   上記航法演算装置の決定した人工衛星の絶対位置と速度
   が上記コマンド装置を経由して得た目標フライトパスに
   近づくよう人工衛星の軌道を変化させ得る軌道変換装置
   とを搭載した人工衛星において，太陽から輻射される太
   陽電波を受信し太陽電波の強度レベルを送出する太陽電
   波受信装置と太陽電波の強度レベルの時系列変化から人
   工衛星の飛翔する地上数百Kmにおける大気密度を推定す
   る大気密度演算装置を備え，推定した大気密度から上記
   航法演算装置にて人工衛星の大気によって受ける抗力を
   計算してさらにGPSによる軌道決定に並用して用いるこ
   とにより人工衛星の軌道変化（例えば，軌道長半径の低
   下率）を算出し，間欠的にしか軌道決定結果が得られな
   いGPS軌道決定の補間あるいは軌道の変化予測を行うこ
   とや人工衛星の軌道が設定された許容範囲をこえること
   が予測される場合，軌道変換装置により地上の介入もし
   くは自動的に人工衛星に推力を与え，軌道が所定誤差に
   （目標フライトパス）とどまるようにしたことを特徴と
   する人工衛星の軌道決定方法。
2. 【請求項２】グローバルポジショニングシステム（GP
   S）として配備された測距用人工衛星からの電波を受信
   ・復調するGPS受信機とこのGPS受信機より復調された複
   数個のGPS用人工衛星の位置・速度情報と受信信号の位
   相，ドプラーシフトの測定からGPS用人工衛星とGPS受信
   機を搭載した人工衛星の相対距離，相対速度情報を得，
   これから人工衛星の軌道を決定する航法演算装置と地上
   からの指令信号を受信・復調・解続するコマンド装置と
   上記航法演算装置の決定した人工衛星の絶対位置と速度
   が上記コマンド装置を経由して得た目標フライトパスに
   近づくよう人工衛星の軌道を変化させ得る軌道変換装置
   とを搭載した人工衛星において，太陽から輻射される太
   陽電波を受信し太陽電波の強度レベルを送出する太陽電
   波受信装置と太陽電波の強度レベルの時系列変化から人
   工衛星の飛翔する地上数百Kmにおける大気密度を推定す
   る大気密度演算装置とを地上に設置し，地上において人
   工衛星が受ける大気抗力を数分後〜数日間後まで予測し
   この予測データをコマンド装置を経由して航法演算装置
   に入力しGPSによる軌道決定結果の軌道パラメータから
   大気抗力による軌道高度低下率を予測し，目標フライト
   パスのGPS軌道決定の補間もしくは推定誤差の減少もし
   くは軌道変化の将来予測を行うことを特徴とする人工衛
   星の軌道決定方法。