JPH0719100U - カメラ搭載人工衛星のイメージ航法支援装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 イメージ航法を補助する目的で人工衛星上に
搭載された機器を利用する衛星のイメージ航法支援装置
に関する。 【構成】 本考案の衛星のイメージ航法支援装置は、天
体の周りを軌道運動する３軸安定化される衛星、天体上
のシーン（場面）からデータを集めるために衛星に搭載
された少なくとも第１のカメラ、天体の縁を丁度越えて
現れる予め選択された星を検出するためにカメラの光学
要素を２つの直交する次元において動かすように指令す
る手段、前記カメラに結合されて、前記の選択された星
の検出に応答しカメラにより発生される信号を処理しこ
の選択された星の位置の測定データを発生する手段、前
記処理手段に結合されて、前記の測定された星の位置の
測定データをイメージ航法装置に供給する手段等を備え
る。本考案に従うと、衛星が軌道運動している地球また
はその他の天体の縁を丁度越える星の探索が行われる。

Description

【考案の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】

本考案は、イメージ（画像）航法（イメージナビゲーション）を行うために人 工衛星搭載計器を利用する分野に関する。ここで、イメージ航法とは、人工衛星 が軌道運動している天体上の緯度および経度で、衛星搭載計器により発生される 画像内の任意のピクセル（画素）の探知もしくは位置決定を行う方法である。

【０００２】

【従来技術、考案の課題】「 The journal of the Astronautical Sciences」 Vol.32、No.2、 (1984年４月−６ 月）、頁189-196 に掲載されているランデッカ（Landecker)の論文「Operational Spacecraft Attitude Determination Using Data from a Spinning Sensor」 に は、自転している衛星が地球に面しなくなるつど、星を検知する搭載ラジオメー タを用いて、地球を中心に軌道運動している自転衛星の姿勢決定を行う仮説的方 法が記述されている。これに対し、本考案では、イメージ航法を行うために３軸 で安定化される衛星に搭載された衛星計器が用いられる。上述の文献に記載され る装置の欠点等を、本願考案との対比において以下に列挙する。

【０００３】 １．上記文献の場合には、ラジオメータが衛星を安定化させるプラットフォーム 上に設けられているので、ラジオメータは非常に迅速に約100rpmで回転する。し たがって、ラジオメータは、毎分 36000°の速度で完成的に固定されている構成 を通過する。これに対し、本考案においては、この通過速度は毎分0.25°である 。したがって、本考案によれば、極めて優れたＳＮ比が得られる。

【０００４】 ２．上記文献の技術では、ラジオメータの光学系は一つの次元においてのみ段階 的に走査されるに過ぎない。その結果、小領域の走査（地球全体よりも小さい走 査）の場合、上記の文献に記載の技術は、狭い視野内の星の探索に制限される。 本考案では、特定の目標の星に対し正確にホーム位置に設定するために二つの直 交次元における回転を制御する。かくして、本考案は上記のような制限を受けな い。

【０００５】 ３．上記文献の技術は、姿勢および制御の決定にしか用いられない。本考案は、 長期間にわたる計器姿勢パラメータおよび衛星軌道パラメータを求め、画像整合 装置において補償されるイメージ航法システムの一部として用いられる。

【０００６】 ４．上記文献のシステムでは、その機能を実施するに当り観察中の星の等級の情 報が必要とされる。他方、本考案は、等級に関係なく（計器１、２の感度限界内 で）予め選択された星を探索する。

【０００７】 ５．上記文献に記載のシステムでは、（地球から離れる方向の）戻り走査中に星 の探索が行われるが、本考案では衛星が軌道運動している地球または他の天体の 縁を丁度越える星の探索が行われる。それゆえ、ジンバルの精巧さを低減できる 利点がある。

【０００８】 以下に掲げる４つの引例が一般的な仕方で本考案に部分的な係りを持つ。１) １９８５年１０月２１日に開催されたシンポジウム「International Symposium on Remote Sensing of the Environment」における「Environmental Research I nstitute of Michigan」で行われた資料表示を伴ったグロウル「Graul」の講演、 ２) １９８５年９月に「National Oceanic and Atmespheric Administration 発 行のシュバルブ（Schwalb ）の「Envirosat −2000 Report ；ＧＯＥＳ−Next O verview」、３) １９８６年１月１３日ないし１６日フロリダ州マイアミで開催さ れた「American Meteorological Seciety Conference」で頒布されたケーニッヒ （Koenig）の「The ＧＯＥＳ−Next Imager and Sounder」、および４) １９８６ 年５月１２日ないし１６日にバージニア州ウィリアムズバーグで開催された「Ａ ＭＳ Second Confevence on Meteorology ／Remote Sensing and Application」 で頒布されたジュアレズ（Juarez）およびケーニッヒ（Koenig）の論文「Infrar ed Imaging and Sounding from a Geostationary Body Stapilized Spacecraft 」 。

【０００９】 二次的な参考文献として、米国特許第３，９５２，１５５号および第４，３０ ０，１５９号明細書がある。

【００１０】

【課題を解決するための手段】

本考案は、イメージ航法の重要な機能を達成する上の支援として、３軸で安定 化される衛星に搭載されている計器（１、２）により星を検知する装置にある。 ３軸で安定化された衛星は、地球のような天体の周りを軌道運動する。衛星に搭 載された計器（１、２）は天体のシーン（場面）の画像を発生する。天体の縁を 丁度越える星を検出するために、手段（６４）で計器の光学系（３３、３２）は ２つの直交する次元で回転せしめられる。測定された星の位置を発生するために 、星の検出に応答して計器（１、２）により発生する信号を処理する手段（６２ ）が設けられる。更に、測定された星の位置でイメージ航法装置を更新する手段 （６０）が設けられる。

【００１１】 本考案の上に述べた目的および特徴ならびに他の詳細な特定的な目的および特 徴は、本考案の実施例を示す添付図面を参照し以下の詳細な説明から一層明瞭に 理解されよう。

【００１２】

【考案を実施するための最良の態様】

本考案は、地球静止軌道または他の天体を取巻く軌道の人工衛星であれ任意の 型の人工衛星に適用することができるが、本明細書においては図７に示した人工 衛星と関連して説明することにする。この人工衛星は、ＮＡＳＡ（National Aer onautics and Space Administration ）との契約によりＮＯＡＡ（National Oce anic and Atmospheric Administration ）により打上げられた本考案が適用され ている地球静止軌道の「ＧＯＥＳＩＪＫＬＭ」気象衛星の１つである。図７に示 してある要素には、太陽電池アレイ１１、Ｘ線センサ１２、磁力計１３、Ｓ−帯 域送信アンテナ１４、探索（サーチ）およびレスキュアンテナ１５、ＵＨＦアン テナ１６、遠隔測定／指令アンテナ１８、地球センサ１９、Ｓ−帯域受信アンテ ナ２０、ソラーセイル２４、および２つのラジオメータ、即ち撮像装置（imager ）１およびサウンダ（soumder ）２が含まれる。撮像装置もしくはイメージャ１ は、クーラ１７、絞り（アパーチャ）２３およびミラー３３から構成される。サ ウンダ（sounder ）は、クーラ２１、絞り２３およびミラー３２を備えている。

【００１３】 ミラー３２、３３は、それぞれ、２軸ジンバルに取付けられており、該ジンバ ルは、直交ｘ軸線およびｙ軸線に対してミラー３３、３２を選択的に位置付ける 。結像ミラー３３は、毎秒多くの相続く位置で非常に早い速度で運動する。サウ ンダのミラー３２は、遅い速度で段階的に走査する。共通のｘ軸はまた、横転、 北／南または仰角軸とも称することができる。各ミラー３３、３２のためのｙ軸 もまた、ピッチ、東／西または方位角軸とも称することができる。

【００１４】 撮像装置１は、例えば、横方向の雲の速度を測定する上で有用な地球表面の多 重スペクトル放射測定撮像を行う。撮像装置１は５つのチャンネル、即ち４つの 赤外線チャンネルと１つの可視光線チャンネルとを有している。２軸でジンバル 支持された走査ミラー３３は、地球上の東／西軌跡を横切る８kmの縦方向区分（ 北／南に配列された８個の個々の１kmピクセルもしくは画素を含む）を掃引して 、全てのチャンネルから同時に観察した場面もしくはシーンの同時登録データを 供給する。走査される領域の位置および大きさは、撮像装置１と組合わせて設け られている走査論理回路からの指令により制御される。撮像装置１の視野は、そ れぞれが多数のピクセルもしくは画素からなる１組の並行な東西走査線に分割さ れている。（地球上の）ピクセルの大きさは、チャンネルの１つ（可視チャンネ ル）に対しては、１km×１km程度に小さい（多数の走査線からなる）走査フレー ムは、走査すべく指示される可能な全視野の部分集合である。走査フレームは、 全地球走査の場合には２２分で走査され、「領域走査」（地球の部分）の場合に はそれより短い時間で走査される。受動放射クーラ１７により、ＩＲチャンネル は低い温度で大きい感度で走査することができる。放射測定較正は、宇宙および 内部黒体ターゲットに向けられる周期ミラー３３により行われる。

【００１５】 サウンダ（sounder ）２はピクセルもしくは画素ベースで地球の大気内の種々 なガス成分の湿度および温度を測定するサウンダ２は、１９チャンネル（そのう ち１８チャンネルが赤外線チャンネルで１チャンネルが可視チャンネル）のラジ オメータである。一度に１つのＩＲチャンネルが離散フィルターホイールにより 選択される。そうでない場合には、可視チャンネルが選択される。サウンダ２の ２軸でジンバル支持された走査ミラー３２は、１０kmの増分で東／西軌跡を横切 る地球の４０km縦方向区画を効果的に段階走査する。（地球上の）公称画素寸法 は１０km×１０kmである。（多数の走査線からなる）走査フレームは、全地球走 査の場合には約３時間で走査され、領域走査の場合にはそれより少ない時間で走 査される。受動放射クーラ２１は、ＩＲ検出器アッセンブリの温度を制御する。 これにより、低温で大きい感度での動作が可能となる。放射測定較正は、宇宙お よび内部黒体ターゲットに面する周期ミラー３２によって行われる。

【００１６】 撮像装置１およびサウンダ２は、「イメージングまたはサウンゲィング区間」 として知られている期間に渡り独立に且つ同時に作動する。この区間は、少なく とも８５分に特定されている。この区間中、幾つかのフレームが走査され幾つか の画像が形成される。区間の終時に、宇宙船は５分間のハウスキーピングモード に入り、例えば姿勢制御或いはモーメント発生の目的でスラスターを点火する。

【００１７】 星の測定は、静止環境からして、図示のＧＯＥＳＩＪＫＬＭのような３軸で安 定化された人工衛星を用いれば容易になる。星の測定では、計器のアパーチャ２ ３、２２の視野を横切る星の見掛けのドリフト（移動）が用いられる。このドリ フトは、地球を中心とする衛星の（０．２５°／分の速度での）軌道回転により 生ぜさしめられるピッチ（縦揺れ）レートで発生される。

【００１８】 イメージ航法に対する本考案の適用可能性については、本出願人の共有に係わ る１９８６年５月６日付けの米国特許願第８６０１４２号明細書で説明されてい る。また、画像登録もしくは記録に対する本考案の適用可能性は、本出願人の共 有に係わる１９８６年５月６日付けの米国特許願第８６０３７３号明細書で取扱 われている。画像登録は、選択された同じ撮像領域（フレーム）の（計器１、２ により撮像された）反復画像の対応のパイクセルもしくは画素の（相互間におけ る）角度分類に際しての誤差を特定の予め選択された限界内に制限するプロセス である。

【００１９】 星の観察は、互に直交する基準光軸ｘ、ｙ、ｚの指向方向に関する正確な実時 間知識を維持するのに必要な情報の主情報源である。２つの計器１、２間に起り 得るアラインメント（整合）のシフトもしくは遷移および熱歪を許容するために 、星の観察は２つの計器１、２により別々に行われる。

【００２０】 星の測定は、星捕捉コンピュータ６４（図８参照）により発生される地上指令 により開始される。撮像装置１による星の観察の場合には、撮像装置１は指令を 実行する前に現在の走査線を終了する。星を横切るように８個の検出器からなる アレイ３の視線を走査するのではなく、ミラー３３を揺動してアレイ３が星の僅 か東を見るようにし、次いでミラー３３の運動を停止する。西から東への検出器 による星の見掛け上の運動は、地球を中心とする軌道運動中、地球指向姿勢を維 持する際の衛星のピッチ（縦揺れ）運動から生ずるものである。毎秒３画素の速 度（０．２５°／分の速度）で運動している星は、０．３秒内で静止検出器アレ イ３を横切る。検出器アレイ３は、典型的には、北／南（仰角）方向に整列され た８個の素子４からなり、可視波長で動作可能であって、２２４マイクロラジア ン（検出器４毎に２８マイクロラジアン）の全仰角を包摂する線形検出器アレイ ３である。図６を参照されたい。

【００２１】 ミラー３３が停在している間、検出器４の出力は、毎秒約２００００のレート で標本化されて、下向リンク６９を介しＯＧＥ（地上オペレーション設備）６５ 内の星信号処理コンピュータ６２に送られる。ミラー３３の星の位置への動きが 開始される際に、下向リンク６９のフォーマットには特殊な舵取りビットが挿入 され、それにより、コンピュータ６２は適切な星のデータの経路および処理パス を設定することができる。測定後、ミラー３３は次の走査線を開始する位置へと 戻されてオフに切換えられる。通常の星検出操作は約１０秒続く。

【００２２】 サウンダ（sounder ）２における別個の星検出能力（撮像装置もしくはイメー ジャ１のものと本質的に同じ検出器アレイ３を用いた星検出能力）で、サウンダ ２は姿勢判定を行うことができ、従って、イメージャもしくは撮像装置１に対す るサウンダ２の正確なアラインメントの必要性は排除される。これ等計器１、２ における星検出能力はまた、地球センサ１９に対する各計器１、２の正確なアラ インメントの必要性を排除する。

【００２３】 検出器アレイ３の視線の絶対指向方向における不確実性が、基準光軸ｘ、ｙ、 ｚを中心とする計器１、２の姿勢における不確実性ならびに計器１、２の走査制 御反復性における小さい変動から生ずる。通常の軌道上モード中、これ等３つの 源全てからの仰角（Ｎ−Ｓ）方向における全不確実性は、約２９マイクロラジア ンである。検出器アレイ３は、±１１２マイクロラジアンの全仰角を包摂するの で、ミラー３３、３２の１つの位置付けで星の検出を確保するのに十分である。 方位角（Ｅ−Ｗ）方向における不確実性も同程度のものであり、この不確実性は 、視線を、包囲方向の不確実性を補償するのに十分な量だけ星の位置から包囲方 向において東向きに位置付け、次いで、星が検出器アレイ３の視野を通過してい る間ミラー３３、３２を静止状態に保持することにより補償される。

【００２４】 画像処理コンピュータ６２は、下向リンク６９を介して計器１、２から原画像 を受ける。これら原画像は、２つの計器１、２からの通常運行画像、撮像装置も しくはイメージャの陸標像ならびに星像を全てディジタルフォーマットを含んで いる。星探索モードで得られるデータは、時間の関数として検出器４の各々から の振幅ならびに位置に関する各検出器４の識別情報を含んでいる。コンピュータ ６２は、現在の時刻から既知の一定の伝播遅延を減算することにより星の検出時 刻を決定する。コンピュータ６２は、この時刻情報を、計器１、２の光軸ｘ、ｙ に対する検出された星の方位角情報に変換する。コンピュータ６２は、全ての検 出器４からの振幅情報を比較して、検出された星の計器１、２の光軸ｘ、ｙに対 する仰角を発生する。２つの隣接する検出器４からの信号が等しいかまたは殆ん ど等しい場合には、コンピュータ６２は応分に補間を行う。この方法によれば、 １画素当り１／２より良好な精度が達成される（１画素は２８マイクロラジアン に等しい）。

【００２５】 コンピュータ６２はまた、通常の運行画像を処理し、生成データ送信装置３９ 、上向リンク（アップリンク）７１および下向リンク（ダウンリンク）７２を介 し１つまたは２つ以上の地球基地使用者モジュール７０に再伝送する。星観察デ ータは、コンピュータ６２によりオンラインで処理されて、検出された星の方位 ／仰角座標が発生され、実時間で軌道／姿勢決定コンピュータ６０に入力される 。コンピュータ６０は、測定された方位／仰角座標を、コンピュータ６４内に格 納されている星座と同じである内部記憶されている星座（例えば図２に示す星座 ）から予測される星の座標と比較する。

【００２６】 陸標データは、生成データモニタ（ＰＭ）６３およびディスクを使用してオフ ラインで処理され、陸標座標が発生され、これら陸標座標は生成データモニタも しくはＰＭ６３によりコンピュータ６０に入力される。陸標データならびに測距 データは軌道の計算に用いられる。

【００２７】 測距データはモニタ６３によりオフラインで処理される。処理された測距デー タは、利用可能な状態になるに伴いＰＭもしくはモニタ６３によりコンピュータ ６０に入力される。 コンピュータ６０は、星、陸標および距離（範囲）測定量を、内部記憶モデル ４０、５０により予測される値と比較する。軌道モデル４０は、時間の関数とし て緩りと移動する軌道パラメータＰ（衛星の姿勢ならびに地上衛星点における衛 星の緯度および経度）を与える。軌道モデル４０における係数Ｋは元期における ６つのケプラー（軌道）要素である。姿勢モデル５０は、緩り変化する三角関数 に依存し計器１、２の各々に対するｘ、ｙ、ｚ軸の運動を与える。モデル４０の 係数Ａ（調和項の振幅である）は、片揺れに対する太陽放射圧効果、構造の熱歪 ならびに地球センサ１９の熱ドリフトに起因する日々の変化を表わす。係数Ｋ、 Ａは、モデル４０、５０により予測される値と、星、陸標および距離測定結果と の比較を基にして更新される。

【００２８】 係数Ｋ、Ａを更新するために、コンピュータ６０により、公知の回帰フィルタ 或いは「生きている最小自乗当嵌め（walking least squares fit ）」として知 られているようなアルゴリズムが用いられる。これにより、影像航法システムの 連続した全体に亘る較正ならびに経年変化、熱効果ならびに他の全ての長期間効 果の自己補償が行われる。生きている最小自乗当嵌めは、軌道係数Ｋを更新する ためには週毎に行う必要があり、また、姿勢係数Ａを更新するためには３０分毎 に行う必要がある。係数Ａは係数Ｋとは別に独立して合化することができるし、 また、別法として係数ＡおよびＫの両集合を一緒に適合化することができる。

【００２９】 以下には、生きている最小自乗当嵌め（walking least square fit）のアルゴ リズムにより係数Ｋ、Ａが共に求められる事例を説明する。コンピュータ６２お よびモニタＰＭ６３によってコンピュータ６０に送られる測定データには、星お よび陸標の座標、距離データならびにこれら測定が行われた時間が含まれる。モ デル４０、５０の初期設定に係数ＫおよびＡの初期推定値が用いられる。この初 期推定値に基づいて、モデル４０、５０を用い、「測定量」即ち、距離検出され た星の方位角および仰角並びに検出された陸標の方位角および仰角が計算される 。これら算出された測定量はコンピュータ６２およびモニタＰＭ６３により与え られる観察された測定量と比較される。算出された測定量と観察された測定量と の間の差は、「測定残差」として知られている。各星の観察に対する測定残差は 、（コンピュータ６０内の星座と測定した星の位置との比較に基づき）個別に計 算されて、次いで、先行の２４時間中に得られた全ての他の残差（星、陸標およ び測距に関する残差）に加算される。次いで、係数Ｋ、Ａを、最小自乗当嵌めア ルゴリズムを用いて同時に更新する。このアルゴリズムではまた、入力として座 標Ｋ、Ａに対する算出測定量の偏微分が用いられる。その結果として推定係数Ｋ 、Ａの集合が得られる。

【００３０】 推定係数Ｋ、Ａの集合の内予め選択された幾つかの集合が収斂している場合に は、プロセスは成功したと見做され、これら推定係数Ｋ、Ａはコンピュータ６０ により星捕捉コンピュータ６４、生成データ送信ユニット３９ならびに変換コン ピュータ６６に出力される係数Ｋ、Ａとなる。他方、推定係数Ｋ、Ａが収斂して いない場合には、係数Ｋ、Ａの初期予想値を、推定された係数値Ｋ、Ａの最後の 繰返しで得られた値で置換して更に「生きている最小自乗当嵌め」アルゴリズム を繰返し実行する。

【００３１】 係数Ｋ、Ａは各使用者モジュールに対する生成データ送信装置３９、上向リン ク７１ならびに１つの処理データリンク７２を介して使用者モジュール７０に送 られる像データおよびサウンダのデータの文書化に取入れられる。上向リンク７ １および各処理データリンク７２はまた撮像装置１の予め選択された画像ピクセ ルの地球緯度および経度座標ならびにサウンダ２の全てのピクセル（画素）の地 球緯度および経度を含む。リンク７１および７２はまた、各撮像装置の１走査線 における第１番目のピクセル（画素）の位置ならびにピクセル数として与えられ る所与の地上位置に対する格子点をも含み、従って、使用者のディスプレイ６７ に表示される画像上には国境地図を重畳することができる。ディスプレイ６７は 、ハードコピーとすることができるし、また、商用テレビジョン局等を介して配 給してＣＲＴに画像を発生することも可能である。

【００３２】 ＯＧＥ６５内の変換コンピュータ６６は、コンピュータ６２から各走査線（Ｉ ）ならびに各走査線内の最初のピクセル（Ｊ１）の座標を受ける。コンピュータ ６６はこれらＩ、Ｊ１ピクセル座標を３つの変換Ｔ₁ 、Ｔ₂ およびＴ₃ にかける 。Ｔ₁ は、Ｉ、Ｊ１を、ミラー３３、３２の既知の走査レート特性に基づき各ピ クセルのＡＺ、ＥＬ（それぞれｙおよびｘ軸に対する対応のミラー３３、３２の 角度位置）に変換する。なお、これら既知の特性量は、コンピュータ６６内に記 憶されている。Ｔ₂ は、各ＡＺ、ＥＬを軌道から見た場合のピクセル（画素）角 度に変換する姿勢変換である。Ｔ₂ では、姿勢モデル５０からのｘ、ｙ、ｚ軸の 横転、縦揺れおよび片揺れ偏差が入力として用いられる。これらデータを計算す るための情報は、係数Ａの形でコンピュータ６０からコンピュータ６６に与えら れる。最後に、Ｔ₃ は、軌道から見た場合のピクセル角を、軌道パラメータＰを 用いて地球の緯度および経度に変換する。これらパラメータＰを計算するための 情報は、コンピュータ６０からコンピュータ６６に与えられる軌道係数Ｋに含ま れている。

【００３３】 任意変換コンピュータ６６が各使用者のモジュール７０に存在する。その目的 は、ＯＧＥ６５内の変換コンピュータ６６が上述の地球緯度および経度を計算す るピクセルの内の予め定められたピクセルではなく、撮像装置（imager）１から の全てのピクセルに対し地球緯度および経度を計算することである。モジュール ７０内の変換コンピュータ６６は、それに対する全ての入力情報（Ｉ、Ｊ１、Ｋ 、Ａ）が処理データ下向リンク７２によって与えられる点を除き、ＯＧＥ６５内 の変換コンピュータ６６と同じように動作する。

【００３４】 画像フレーム中、ならびに画像フレーム間で星の観察の機会を可能にするため に、撮像装置１は、その通常の撮像動作に取って代る優先星検出指令により指令 される。観察が必要とされ、そして星捕捉コンピュータ６４内に格納されている 既述の星座により求められる適当な星が存在する場合には、星検出指令が、上向 リンク６８を介して衛星に送られる。撮像装置１は、この指令を受信すると、現 在の走査線を完了し、現在の走査位置をメモリに記憶し、そのミラー３３を星が 現われる指令された位置に向け、「指令滞在時間もしくはドエル時間」または「 指令滞在期間もしくはドエル期間」として知られている時間長に亘り停在させる と言う自動過程を実行する。指令ドエル時間の経時に、撮像装置１は、メモリに 記憶された走査場所を検索して、ミラー３３を適切な位置に戻し、最後の走査線 を掃引して次の走査線の走査を回復すると言う自動プロセスを完了する。

【００３５】 星の観察は、撮像装置１の可視検出器アレイ３と実質的に同一である特別の検 出器アレイ３によりサウンダ２内で達成される。このアレイ３は、星の観察以外 の機能は有していない。サウンダ２もまた優先星検出指令により起動される。こ の指令の受信に応答してのサウンダ２の動作は、起動されたサウンダが、現在の 走査線の終時ではなく、現在の動作位置で中断される点を除いて撮像装置１の動 作と同じである。（サウンダ２は各位置に０．０７５秒留まる。）星検出指令ド エル時間の終時に、サウンダ２は自動的に次の位置における活動を復旧する。

【００３６】 通常の軌道上モードにおいて、撮像装置１の基準光軸ｘ、ｙの指向方向は仰角 および方位角双方において経験的に約±０．００２５°である。検出器３を、予 想される星の位置の東に正確に０．００２５°位置付けて、衛星の縦揺れ運動（ ０．２５／分）を待ち、星が、アレイ３を通過して０．００２５°を越える位置 になるようにすることができるならば、所要の遷移時間は１．２０秒となろう。 検出器を星の位置の東に０．００４５８°で位置付け星が該検出器を通過して等 しい角度だけ越えるのを待つようにすれば、第２のマージンが得られる。「星探 索ウインドウ」と称するこの調整された遷移時間は２．２０秒であり、図１に黒 く塗り潰したバーで示されている。星探索ウインドウにおける余剰の時間には、 姿勢不確実性に対する要因ならびに付加的な小さい安全マージンが含まれる。

【００３７】 星探索指令は、実時間での送出に対し時間タッグ（付加時間）で前以ってコン ピュータ６４により作成されるので、指令の送出時点で、コンピュータ６４が指 令実行時点における星の位置に対するミラー３３の位置を知っているものと指令 作成時点で想定するのは実際的ではない。従って、ミラー３３は、所要の指令ド エル期間の開始に対し、２．０秒である最大距離回転時間にミラー３３の定着を 考慮した追加の進み時間である０．２秒を加えた時間量だけ先立って星の位置へ の回転を開始しなければならない（図１参照）。既に述べたように、撮像装置１ が星観察指令を実行する場合には、該撮像装置は、星の位置への回転前に現在の 走査線を完了する。最大長の走査線即ち走査を始めたばかりの線は完了するのに ０．９秒を要する。従って、線走査完了および回転に、回転の終時にミラー３３ が定着するのに付加時間０．２秒を加えさらに指令が上向リンク６８を介し衛星 に達した後に撮像装置１に入るのに要する付加時間０．１秒を考慮して、コンピ ュータ６４により指令実行は、所要の指令ドエル期間より３．２秒前に行わなけ ればならない。

【００３８】 撮像装置１と関連して設けられている搭載ドエル時間計（タイマー）は、ミラ ー３３が所要の位置に達した時に起動される。この指令ドエル時間は図１に、単 一の方向に傾いているハッチング線を有するバーとして示してある。

【００３９】 指令実行時点（指令が上向リンク６８を伝播した後に衛星に達する時刻）は、 時刻「０」であると定義する。図１、図９および図１０において、時刻ｎは、円 内に示されており、そしてｎは、動作段階を表わす正の整数である。尚、図９は 、図１の左側の部分（撮像装置１に対する最大観察時間）と関連して参照すべき である。

【００４０】 指令は、撮像装置１に０．１秒で達する（時刻１）。現在の走査線は１．０秒 で完了し（時刻２）、ミラー３３が回転し始める。３．０秒（時刻３）で、ミラ ー３３は所要の位置に達し、ミラー３３と関連して設けられているドエルタイマ ーもしくはドエル時間計がミラー３３に対し休止（視線を合せること）を指令す る。星探索ウインドウは、３．２秒（時刻４′）で始まり、それにより、ミラー ３３が定着するのに０．２秒が割当てられる。

【００４１】 走査線が指令実行時に始まったばかりであり、然も星の位置に達するのに最大 距離の回転が要求される場合には、指令ドエル時間は、ミラー３３が星の位置に 達した時点から測定して、星探索ウインドウの持続期間（２．２秒）に等しくな り、ミラー３３は指令実行時刻に５．４秒を加えた時点で次の画像線を開始する ために戻り回転を始めることになろう。しかしながらまた、所要の星の位置が、 指令実行時に丁度完了したばかりの現在の走査線の終端に位置する場合もあり得 る。この場合には、ミラー３３の到達時刻は、２．９秒早くなり、指令ドエル期 間を増加しないとすれば、ミラー３３は２．９秒だけ早い時点で戻り回転を行い 、星を見失ってしまう可能性がある。これら２つの極端な事例間における全範囲 に包摂するようにするために、ドエル時間には常に２．９秒が付加えられ、それ により指令ドエル時間は常に５．１秒となる。

【００４２】 最大距離回転の場合には、指令ドエル時間が５．１秒で一定であるとすると、 ミラー３３は、指令実行（時刻６）から８．３秒で戻り回転をし始める。１０． ３秒（時刻７）で、戻り回転は完了し、（電子系が単純である場合には）前の走 査線が掃引される。この「無効な」走査線は１１．３秒までに（時刻８）完全に 再掃引され、通常の走査が再び行われる。従って、指令実行時から通常の走査の 復旧までにおいて星の観察を行うための最大時間は１１．３秒となる。また、星 の位置が現在の走査線の終端に位置しており、然も現在の走査線が完了したばか りである時の最小時間は６．４秒である。この模様は、図１の右端の時間線にグ ラフで図解されている。

【００４３】 サウンダ２による星の観察（図１０に示してある）は、１つの重要な相違を除 いて、撮像装置１による星の観察と同じである。サウンダ２が優先星観察指令を 実行する場合には、指令の受信からミラー３２の回転開始までの最大時間は、現 在のサウンド動作位置を完了するのに要する最大時間、即ち０．１秒である。従 って、ミラー３２に対する指令ドエル時間は５．１秒ではなく、４．３秒に設定 される。その結果、サウンダ２が星を検知するのに要する最大時間は、この４． ３秒に、指令伝送時間である０．１秒ならびにサウンド動作の完了に要する０． １秒、ミラー３２が回転するのに要する時間２．０秒、ミラー３２が定着するの に要する時間０．２秒およびミラー３２が戻り回転を行うのに要する時間２．０ 秒を加えた時間、合計８．７秒である。（撮像装置１の場合のように「無効線」 繰返し操作は無い。）また、サウンダ２が星の観察を行うのに要する最小時間は ４．６秒である。

【００４４】 コンピュータ６４は、その内部に記憶されている星の位置のカタログもしくは 座標ならびにコンピュータ６０から供給される軌道および姿勢に関する現在のモ デル４０、５０を用いて、星を観察する機会を決定する。星の方位角および仰角 ならびに星の探索ウインドウを計算した後にコンピュータ６４は、星の探索ウイ ンドウ（サウンダ２の場合には２．４秒）の開始から３．２秒を減算して、指令 実行時点に達する。

【００４５】 図９および図１０から明らかなように、撮像装置１およびサウンダ２に対する 通常の撮像視野は、Ｎ／Ｓ（北／南）において２１°であり、Ｅ／Ｗ（東／西） において２３°である。地球の辺（２００kmの高さまで）の外側に位置する星は 、地球の大気圏により不明瞭にされる。従って、１７．９°の直径を有する円は 星の観察に利用できない。この円の外側において、２１°×２３°ＦＯＶの残余 部分は星の観察に利用可能である。

【００４６】 ±１０．５°の赤道帯に位置する４．０等星或いはそれより明るく従って撮像 装置１およびサウンダ２によって見ることができる５０個の星のカタログを編集 した。図２には、これ等星の位置が示されている。（図２において、右側の昇行 軸は、赤道軸に対し係数「１２」だけ圧縮されている。従って、星は実際の場合 よりも互いに相当に接近して現れている。）

【００４７】 各計器１、２の２１°×２３°の視野は、それぞれ、±１０．５°の偏角なら びに１．５時間の右側昇行に対応する。この視野は１日に１回ずつ星座を横切る 。（第１番目の星は、移動している視野の西端で観察され、最後の星は、移動し ている視野の東端で観察される。）

【００４８】 宇宙船の軌道の傾きは、ステーション保持（ステーションキーピング）操作に より０．１°に維持される。この傾きは、星の観察には影響を与えない。と言う のは、映像航法に際して観察される星の数に顕著な影響を与えることなく幾つか の度数が許容されるからである。１°の宇宙船の傾きは、計器１、２の視野に対 する星座の±１°のＮ−Ｓ（偏角）シフトに対応する。何度かのシフトがあって も、映像航法が妨害されることはない。と言うのは計器１、２の視野は常に、図 ２の原点近傍領域を除き、常に幾つかの星を含んでいるからである。この場合、 傾きが０．５°よりも大きいとすると、視野は、０．５と３との間の２．５時間 の右側昇行期間内に星を含まないことになる。このギャップは１日に１回起り、 少なくとも１時間に１回星の観察を行うことにより克服される。

【００４９】 図３は、計器１または２のいずれかの視野内にあり地球の縁からの見掛け上の 変位が少なくとも２００kmである４等星またはそれより明るい星の数が（軌道位 置角度の関数として）グラフで示してある。次表１には、このデータが、零個、 １個、２個または３個以上の星が見える１日全体の百分率として示されている。 また表１には、（１日の内で）星が全然見えない最長連続期間が示してある。表 １においては次の２つの条件が考慮されている。(1) 太陽または月の干渉がない と言う条件および(2) 最悪の太陽／月の干渉があると言う条件、即ち太陽角＝３ °または月の角度＝１°であって満月であると言う条件が考慮されている。この ような干渉は、春には６日間に亘って生じ、そして秋には６日間と２０日間の期 間に亘って起り得る。月の干渉は希であり、１年に２時間を越えることはない。

【表１】

【００５０】 図４および図５は、秋および春における最悪の干渉状態を図解する図である。 ８０分の右昇行は、大まかに、２３°の東／西ＦＯＶに対応する。図示の２０° 北／南ＦＯＶは実際の２１°北／南ＦＯＶより僅かに小さい。数字が記入してあ る円は星座内の星および対応の等級を表わす。図４および図５は、地球の人工衛 星とは反対側における赤道面を太陽が通る際の黄道（地球が太陽を中心に回転す る面）に沿う太陽の動きを示す。黄道に平行な破線で示した太陽の干渉線は、黄 道の各側において３°である。太陽が星から３°にある時には、この星は計器１ 、２の光学的制約により見ることはできない。３．８５等星がこの３°の領域内 にあって見ることができない期間は秋には６日間である。また、残りの３つの星 の内の１つがこの帯域内にあり見ることができない秋の期間は２０日間である。 太陽の干渉が存在するのは常に夜間の局地（衛星）時間である。この時刻には、 ＩＲチャンネルだけが動作しており、画像の正確性に関する要件は軽減される。

【００５１】 黄道に平行な実線は、５°の限界を表わし月による干渉を受ける可能性のある 星を判別する。月は常に黄道から５°の範囲内にある。月の干渉があるのは局地 時間（衛星時間）で正午である。月の干渉はどの季節でも起り得る。しかしなが ら希である。月の干渉は、１年を通して２時間を越えることはない。

【００５２】 図５は、春における黄道に沿う太陽の軌跡を示す。３．７４等星が黄道（破線 で示す）から３°内にあって見ることができない春の期間は６日間である。この 制約は運行に悪影響を与えることはない。と言うのは、１日に１回しか起らない からである。１日の残りの期間は、少なくとも３０分毎に１つの星の割合で見る ことができる。

【００５３】 コンピュータ６４には、太陽および月の天体暦データがプログラムされている 。コンピュータ６４は更に天体暦データから太陽または月の干渉が存在する場合 に、計器１、２に対し星観察指令を発生するのを抑止する手段を備えている。 本考案による星の観察は、等級により星間の識別が可能であることに依存する ものではなく、５０の星座の各々の予想される領域に唯１つの星が検出されるか 非かに依存する。本考案で用いられる星座においては、他の星による潜在的干渉 が存在しないことを確証するために、５０個の星の各々を取巻く０．１７°×０ ．１７°の領域について、他の星が存在するか否かを探索した。この探索におけ る基準としては、９．０等星まで完全である（約２５万個の星を含む）Smiphson ion Astrophysical Observatory （ＳＡＯ）カタログを用いた。５０個の星の内 ３つの星は上記のような近接した星を伴っている。この隣接星の最大等級は７． ４であり、これは、撮像装置１またはサウンダ２により検出するには暗過ぎる。

【００５４】 姿勢係数Ａを更新するために、通常の撮像期間中に行われる通常の星検出以外 に３つの特殊な操作が用いられる。これら特殊な操作の各々においては検出器ア レイ３０の実行視野が拡げられる。これら３つの特殊な操作は、起動初期設定、 星食後較正およびステーションキーピング後の較正である。

【００５５】 起動初期設定操作は、第１日目の軌道上撮像およびサウンダ動作中に行われる 。これにより、コンピュータ６０で起動の正確な決定がなされ、計器１、２の静 的なアラインメントが達成され、日周の熱変動の較正が行われる。約±０．８５ °の不確実性を指す仰角で星の捕捉を確保するために、各計器１、２は、単一の 星に対して（１回の観察ではなく）１６回の観察を行うように指令される。相続 く星の観察を方位角方向においてシフトすることにより衛星の軌道運動（０．２ ５°／分）の効果が考慮される。

【００５６】 図示を簡略にするために、図６には３つの観察しか示されていない。即ち、撮 像装置１またはサウンダ２からの８つの検出器を有する検出器アレイ３の位置が 、時刻１、時刻２、時刻３で示してある。これら３つの時刻においては、検出器 アレイ３は３つの異なった重ならない仰角（北／南）位置にある。これにより、 仰角方向における視野は実効的に３桁ほど増加される。方位角方向における視野 は比例的に、指令ドエル時間の星探索ウインドウ成分を大きくすることにより増 大することができる。

【００５７】 １日後には、衛星は、充分な制御下になり、１つ星に対して１回の観察だけが 行われる通常の軌道上モードと関連して先に述べたように星の観察時間を減少す ることができると期待される。 緊急状態支援手順として、通常の星探索モードにおいて８個の検出器４の内の いずれにも星が検出されない場合に、起動初期設定操作を実行することができる 。

【００５８】 第１回目の星食において、星食後較正が行われる。これは、衛星の温度変形を 補償する目的からである。この星食後較正から得られる温度較正されたデータは 残りの運行期間中、使用される。星食から脱出した時の、人工衛星の僅かな熱変 形で最悪の場合には、仰角方向において約２７６マイクロラジアンの不確実性が 起り得る。これはいずれの計器１または２の検出器アレイ３で包摂される角度よ りも大きい。この状態では、単一の星を捕捉するのに、検出器アレイ３を用いて の４回の観察が要求される。これらの観察のための指令ドエル時間も増加する。 と言うのは、方位角方向における指向不確実性も約２７６マイクロラジアンであ るからである。

【００５９】 １時間（各計器１、２を用いての少なくとも２回の観察）後、通常の軌道上モ ードが再び達成される。

【００６０】 第１回目の東／西および北／南ステーションキーピング（姿勢保持）操作が実 行された後に、事後較正が行われる。この較正の結果として、姿勢係数Ａが変え られる。これらの結果は、残りの期間中、その後に行われるステーションキーピ ング操作（平均１０週間に１回）で用いられる。と言うのは、各ステーションキ ーピング（姿勢保持）操作は一般に衛星に対し、そして特に計器１、２に対し実 質的に同じ効果を有すると仮定されているからである。ステーションキーピング 操作後においては、指向不確実性は方位角方向および仰角方向双方において約± ０．０２°である。ステーションキーピング後の較正の場合には、単一の星を検 出するのに４回の観察が要求される。９０分後に、再び通常の軌道上モードに入 る。

【００６１】 上の記述は、好ましい実施例の動作を説明するためのものであって、本考案の 範囲を制限する意図ではない。本考案の範囲は請求の範囲の記載によってのみ制 限される。上の説明から、当該技術分野の専門家には、本考案の範囲および精神 から逸脱することなく多くの変更が可能であろう。例えば、コンピュータ６０、 ６２、６４および６６は１つの大規模計算機の一部分とすることができよう。ま た、星の検出および陸標撮像は、可視波長以外の波長で行うことが可能であろう 。

【図面の簡単な説明】

【図１】星探索ウインドウおよび通常軌道上モードにお
ける撮像装置１による星観察のための指令ドエル時間を
表す１対の時刻線を示す図である。

【図２】コンピュータ６０および６４内に個別的に記憶
されている予め選択された星の星座を示す図である。

【図３】軌道位置角の関数として計数１、２の実行視野
内の星の数をグラフで示す図である。

【図４】秋における黄道に沿う太陽の軌跡を略示し太陽
および月の干渉帯を略示する図である。

【図５】春における黄道に沿う太陽の軌跡を略示し太陽
および月の干渉帯を示す図である。

【図６】初期設定または較正特殊操作中に仰角および方
位角方向においてどのようにして撮像装置１またはサウ
ンダ２の視野が拡大されるかを説明する略図である。

【図７】本考案を有利に用いることができる人工衛星の
立面図である。

【図８】本考案が重要な働きをなす例示的影像航法シス
テムにおける全体的動作を示す機能ブロックダイヤフラ
ムである。

【図９】撮像装置１の通常軌道上モードでの撮像視野を
示す略図であって、撮像装置１が星の観察をどのように
して行うかを図解する図である。

【図１０】サウンダ２の通常軌道上モードでの観察視野
の略図であって、サウンダ２が星の観察を行う仕方を図
解する図である。

【符号の説明】

１ 撮像装置 ２ サウンダ ３ 検出器アレイ ４ 検出器 １１ 太陽電池アレイ １２ Ｘ線センサ １３ 磁力計 １４ Ｓ−帯域送信アンテナ １５ 探索（サーチ）およびレスキュアンテナ １６ ＵＨＦアンテナ １７ 受動放射クーラ １８ 遠隔測定／指令アンテナ １９ 地球センサ ２０ Ｓ−帯域受信アンテナ ２１ 受動放射クーラ ２２、２３ 絞り（アパーチャ） ２４ ソラーセイル ３２ 走査ミラー ３３ 周期ミラー ３９ 積送信装置 ４０、５０ 内部記憶モデル ６０、６４、６６ コンピュータ ６２ 画像処理コンピュータ ６３ 生成データモニタ（ＰＭ） ６８ 上向リンク（アップリンク） ６９ 下向リンク（ダウンリンク） ７０ 地球基地使用者モジュール ７１ 上向リンク（アップリンク） ７２ 下向リンク（ダウンリンク）

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)考案者 ドナルド・イー・エクマン アメリカ合衆国カリフォルニア州サンタ・ クララ、ベリー・ウェイ3586 (72)考案者 ジェラルド・ジェイ・ズウィルン アメリカ合衆国カリフォルニア州マウンテ ン・ビュー、クエスタ・ドライブ736

Claims (13)

【実用新案登録請求の範囲】
1. 【請求項１】 カメラ搭載人工衛星の影像航法支援装置
   において、 天体の周りを軌道運動する３軸安定化される衛星と、 天体上のシーン（場面）からデータを集めるために衛星
   に搭載された少なくとも第１のカメラと、 天体の縁を丁度越えて現れる予め選択された星を検出す
   るためにカメラの光学要素を２つの直交する次元におい
   て動かすように指令する手段と、 前記カメラに結合されて、前記の選択された星の検出に
   応答しカメラにより発生される信号を処理しこの選択さ
   れた星の位置の測定データを発生する手段と、 前記処理手段に結合されて、前記の測定された星の位置
   の測定データをイメージ航法装置に供給する手段とを含
   む衛星のイメージ航法支援装置。
2. 【請求項２】 供給手段が、軌道および姿勢パラメータ
   のモデルと星座を具備し、 測定された星の位置が各検出された星のカメラの光軸に
   対する方位角および仰角を含む請求項１記載の衛星のイ
   メージ航法支援装置。
3. 【請求項３】 第２のカメラを備え、 第１および第２のカメラは互いに独立に星を検出し、 処理手段および供給手段により星の検出で求められた情
   報を利用して互いに独立に各カメラの姿勢を決定する請
   求項１記載の衛星のイメージ航法支援装置。
4. 【請求項４】 カメラが概略的に平行な一連の走査線を
   走査することによりデータを収集し、 特にカメラにより採取された星の測定データから前記供
   給手段により衛星の軌道の予測を発生する請求項１記載
   の衛星のイメージ航法支援装置。
5. 【請求項５】 指令手段により光学要素が、軌道運動し
   ている衛星に対してある角度配位で停在するように指令
   され、それにより、光学要素の視野が、ある時間長にわ
   たり、指令手段に記憶されている予め定められた星のカ
   タログから少なくとも１つの星を含むようにし、 現在の走査を完了し星観測位置に回転するのに光学的要
   素により要求される最大時間と、目標の星が光学的要素
   の視野を通過するのに要する時間に、カメラの正確な指
   向に関する情報の不確実性に等価な時間ならびに予め選
   択された誤差マージンを加えた時間を含む星探索ウィン
   ドゥ時間を有する請求項１記載の衛星のイメージ航法支
   援装置。
6. 【請求項６】 天体が地球であり、指令手段、処理手段
   および供給手段が地球上の指令ステーションに設けられ
   ている請求項１記載の衛星のイメージ航法支援装置。
7. 【請求項７】 天体が地球であり、 太陽および月の天体暦データが指令手段内に記憶され、
   天体暦データから太陽または月の干渉が存在するときに
   指令手段は、カメラに対し星を検出する指令を発生する
   ことを禁止される請求項１記載の衛星のイメージ航法支
   援装置。
8. 【請求項８】 処理手段が、各検出された星ごとにカメ
   ラによって発生される星信号の多数のサンプルを処理す
   る請求項１記載の衛星のイメージ航法支援装置。
9. 【請求項９】 指令手段が、光学要素に対して通常の軌
   道上運行の場合より多くの星を探すように光学要素に指
   令することにより第１の次元における前記光学要素の実
   行星探索視野を拡大し、 前記指令手段は、さらに、通常の軌道上運行と比較して
   光学要素の星探索指令停在時間（ドエル時間）を増加す
   ることにより第１の次元に対して直交する第２の次元に
   おける前記光学要素の視野を拡大する請求項１記載の衛
   星のイメージ航法支援装置。
10. 【請求項１０】 視野の拡大が、軌道運動中のカメラの
    シーンからデータを収集する第１日の内に行われる起動
    初期設定の一部として実施される請求項９記載の衛星の
    イメージ航法支援装置。
11. 【請求項１１】 視野の拡大が、軌道運動している衛星
    の第１回目の星食に続く星食後較正操作の一部として行
    われ、 前記操作から得られるデータを、前記第１回目の星食な
    らびに衛星の寿命中に生ずる事後の星食により生ずる熱
    的姿勢変形を補償するのに用いられる請求項９記載の衛
    星のイメージ航法支援装置。
12. 【請求項１２】 視野の拡大が、軌道運動している衛星
    により行われる第１回目のステーションキーピング操作
    に続く較正走査の一部として行われ、 前記操作から得られたデータは、前記第１回目のステー
    ションキーピング操作ならびに衛星の寿命中に行われる
    事後のステーションキーピング操作により生ぜしめられ
    る姿勢擾乱を補償するのに用いられる請求項９記載の衛
    星のイメージ航法支援装置。
13. 【請求項１３】 測定された星の位置を検出された星の
    等級から独立して決定する請求項１記載の衛星のイメー
    ジ航法支援装置。