JPH11278400A - 衛星位置観測装置 - Google Patents
衛星位置観測装置Info
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- JPH11278400A JPH11278400A JP10078811A JP7881198A JPH11278400A JP H11278400 A JPH11278400 A JP H11278400A JP 10078811 A JP10078811 A JP 10078811A JP 7881198 A JP7881198 A JP 7881198A JP H11278400 A JPH11278400 A JP H11278400A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 目標衛星に対する、接近する宇宙機からの距
離、相対位置、見込み角を計測することを目的とする。 【解決手段】 画像センサ６、画像前処理部１１、画像
計測処理部１２により構成され、画像センサ６の撮像画
像を２値化し、画像面積、重心より目標衛星９間との距
離、見込み角を計測する。更に、ＧＰＳを搭載した２つ
の接近宇宙機１４、１５に搭載し、相対位置、絶対位置
を計測する。
離、相対位置、見込み角を計測することを目的とする。 【解決手段】 画像センサ６、画像前処理部１１、画像
計測処理部１２により構成され、画像センサ６の撮像画
像を２値化し、画像面積、重心より目標衛星９間との距
離、見込み角を計測する。更に、ＧＰＳを搭載した２つ
の接近宇宙機１４、１５に搭載し、相対位置、絶対位置
を計測する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、例えば宇宙機に
搭載され、搭載機器、燃料等の貨物の輸送、または故障
箇所のインスペクション、修理等を目的とし、軌道上を
周回する一般衛星、故障した衛星近傍への接近後、衛星
周囲の周回制御、衛星への接近制御を実施する際に必要
となる、目標衛星間との距離、相対位置、見込み角、及
び目標衛星の絶対位置を計測するための衛星位置観測装
置に関するものである。
搭載され、搭載機器、燃料等の貨物の輸送、または故障
箇所のインスペクション、修理等を目的とし、軌道上を
周回する一般衛星、故障した衛星近傍への接近後、衛星
周囲の周回制御、衛星への接近制御を実施する際に必要
となる、目標衛星間との距離、相対位置、見込み角、及
び目標衛星の絶対位置を計測するための衛星位置観測装
置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】まず、従来のこの種の衛星位置観測装置
について説明する。図７は、従来の衛星位置観測装置を
示す図で、図において１は衛星位置観測装置を示し、衛
星位置観測装置１は目標衛星９に装備されるターゲット
リフレクタ２と、接近する宇宙機１４に装備される観測
装置ヘッド部３、観測装置電子回路部４より構成されて
いる。ここで、ターゲットリフレクタ２は光の入射方向
と同一方向に光を反射する再帰反射特性を有するコーナ
キューブレフレクタであり、観測対象となる目標衛星９
に事前に装着することが必要である。また、観測装置ヘ
ッド部３は、ターゲフトリフレクタ２を照射するための
レーザ光照射装置５、及びターゲットリフレクタ２から
のレーザ反射光より距離、見込み角を求めるための画像
センサ６、位相計測装置７より構成されている。レーザ
光照射装置５より照射されたレーザ光８はターゲットリ
フレクタ２により反射され、反射光は画像センサ６、位
相計測装置７により観測される。距離の計測はレーザ光
照射装置５より照射した変調信号の送信時の位相とター
ゲットリフレクタ２による反射光の受信時の位相との差
を位相計測装置７にて計測することにより実施する。見
込み角の測定はレーザ光照射装置５より照射したレーザ
の反射光を画像センサ６の画像センサ撮像面１０にて観
測し、観測視野内の位置、即ち見込み角に相当する画像
位置を観測装置電子回路部４にて計算し、出力する。観
測装置ヘッド部３の動作は、観測装置電子回路部４にて
制御され、観測装置ヘッド部３に対する、ターゲットリ
フレクタ２の距離、見込み角が出力される。観測装置電
子回路部４より出力された距離、見込み角の情報は、宇
宙機１４の姿勢制御装置２０に送られ、宇宙機１４と目
標衛星９間の相対距離、相対姿勢の制御に使用される。
について説明する。図７は、従来の衛星位置観測装置を
示す図で、図において１は衛星位置観測装置を示し、衛
星位置観測装置１は目標衛星９に装備されるターゲット
リフレクタ２と、接近する宇宙機１４に装備される観測
装置ヘッド部３、観測装置電子回路部４より構成されて
いる。ここで、ターゲットリフレクタ２は光の入射方向
と同一方向に光を反射する再帰反射特性を有するコーナ
キューブレフレクタであり、観測対象となる目標衛星９
に事前に装着することが必要である。また、観測装置ヘ
ッド部３は、ターゲフトリフレクタ２を照射するための
レーザ光照射装置５、及びターゲットリフレクタ２から
のレーザ反射光より距離、見込み角を求めるための画像
センサ６、位相計測装置７より構成されている。レーザ
光照射装置５より照射されたレーザ光８はターゲットリ
フレクタ２により反射され、反射光は画像センサ６、位
相計測装置７により観測される。距離の計測はレーザ光
照射装置５より照射した変調信号の送信時の位相とター
ゲットリフレクタ２による反射光の受信時の位相との差
を位相計測装置７にて計測することにより実施する。見
込み角の測定はレーザ光照射装置５より照射したレーザ
の反射光を画像センサ６の画像センサ撮像面１０にて観
測し、観測視野内の位置、即ち見込み角に相当する画像
位置を観測装置電子回路部４にて計算し、出力する。観
測装置ヘッド部３の動作は、観測装置電子回路部４にて
制御され、観測装置ヘッド部３に対する、ターゲットリ
フレクタ２の距離、見込み角が出力される。観測装置電
子回路部４より出力された距離、見込み角の情報は、宇
宙機１４の姿勢制御装置２０に送られ、宇宙機１４と目
標衛星９間の相対距離、相対姿勢の制御に使用される。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところで、一般の目標
衛星に対し、実験機材、燃料等の貨物の輸送、または故
障箇所のインスペクション、修理等を実施する場合、目
標衛星近傍への接近後、衛星周囲の周回制御、接近制御
等を実施することが必要となる。この場合、目標衛星自
体が必ずしもランデブによる接近を目的に開発されたも
のとは限らないこと、目標衛星故障時には姿勢制御が不
能となり、目標衛星が自然に回転している可能性がある
こと等の理由により、目標衛星に対し特別な装置の装着
を必要とせず、また、目標衛星の姿勢によらず衛星位置
観測装置を使用できることが望ましい。しかしながら、
従来の衛星位置観測装置には、次に述べるような問題点
がある。
衛星に対し、実験機材、燃料等の貨物の輸送、または故
障箇所のインスペクション、修理等を実施する場合、目
標衛星近傍への接近後、衛星周囲の周回制御、接近制御
等を実施することが必要となる。この場合、目標衛星自
体が必ずしもランデブによる接近を目的に開発されたも
のとは限らないこと、目標衛星故障時には姿勢制御が不
能となり、目標衛星が自然に回転している可能性がある
こと等の理由により、目標衛星に対し特別な装置の装着
を必要とせず、また、目標衛星の姿勢によらず衛星位置
観測装置を使用できることが望ましい。しかしながら、
従来の衛星位置観測装置には、次に述べるような問題点
がある。
【０００４】すなわち、従来の衛星位置観測装置１にお
いては、レーザ光照射装置５により照射されたレーザ光
８を目標衛星９上に装着されたターゲットリフレクタ２
により反射させることにより距離、見込み角を計測する
ため、目標衛星９上にターゲットリフレクタ２が装着さ
れていることが利用の前提となる。即ち、目標衛星に対
し特別な装置の装着が必要となり、一般の衛星への接近
に適用することは不可能である。また、レーザ光照射装
置５より照射されるレーザ光８のビーム幅、レーザ光８
を反射するターゲットリフレクタ２の反射可能角度範
囲、及びレーザ光８を観測するの画像センサ６のレンズ
視野範囲の制限より、目標衛星９上に装着されたターゲ
ットリフレクタ２に対し、あらかじめ規定された相対姿
勢、及び見込み角範囲内でのみ計測が可能となる。即
ち、目標衛星９の姿勢を把握し、ターゲットリフレクタ
２に対し、規定された角度範囲内より接近を行う必要が
あり、接近方向によらず従来の衛星位置観測装置１を使
用することは不可能である。
いては、レーザ光照射装置５により照射されたレーザ光
８を目標衛星９上に装着されたターゲットリフレクタ２
により反射させることにより距離、見込み角を計測する
ため、目標衛星９上にターゲットリフレクタ２が装着さ
れていることが利用の前提となる。即ち、目標衛星に対
し特別な装置の装着が必要となり、一般の衛星への接近
に適用することは不可能である。また、レーザ光照射装
置５より照射されるレーザ光８のビーム幅、レーザ光８
を反射するターゲットリフレクタ２の反射可能角度範
囲、及びレーザ光８を観測するの画像センサ６のレンズ
視野範囲の制限より、目標衛星９上に装着されたターゲ
ットリフレクタ２に対し、あらかじめ規定された相対姿
勢、及び見込み角範囲内でのみ計測が可能となる。即
ち、目標衛星９の姿勢を把握し、ターゲットリフレクタ
２に対し、規定された角度範囲内より接近を行う必要が
あり、接近方向によらず従来の衛星位置観測装置１を使
用することは不可能である。
【０００５】この発明は、このような従来の衛星位置観
測装置における課題を解決するためになされたものであ
り、以下に詳述する。
測装置における課題を解決するためになされたものであ
り、以下に詳述する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】第１の発明による衛星位
置観測装置は、接近する宇宙機側に搭載されたレンズ倍
率の一定な単一の画像センサにより、接近目標となる衛
星を観測し、目標衛星画像を定期的に取得し、画像セン
サによる観測画像取得後、２値化処理を実施し、周囲に
比べ輝度の高い、目標衛星部分を抽出し、その後、目標
衛星部分に相当する２値化画像の面積及び、面積重心位
置を計算し、実際の衛星の大きさ、レンズ倍率を基に観
測画像上の衛星２値化画像の面積より画像センサに対す
る目標衛星の距離を計算すると共に、計算された面積重
心位置を基に、画像センサに対する目標衛星の見込み角
（アジマス、エレベーション角）を計算し、出力する機
能を有するものである。
置観測装置は、接近する宇宙機側に搭載されたレンズ倍
率の一定な単一の画像センサにより、接近目標となる衛
星を観測し、目標衛星画像を定期的に取得し、画像セン
サによる観測画像取得後、２値化処理を実施し、周囲に
比べ輝度の高い、目標衛星部分を抽出し、その後、目標
衛星部分に相当する２値化画像の面積及び、面積重心位
置を計算し、実際の衛星の大きさ、レンズ倍率を基に観
測画像上の衛星２値化画像の面積より画像センサに対す
る目標衛星の距離を計算すると共に、計算された面積重
心位置を基に、画像センサに対する目標衛星の見込み角
（アジマス、エレベーション角）を計算し、出力する機
能を有するものである。
【０００７】第２の発明による衛星位置観測装置は、第
１の発明による衛星位置観測装置を、目標衛星に対し接
近する、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎ
ｇＳｙｓｔｅｍ）を有する２つの宇宙機に搭載し、目標
衛星を観測し、ＧＰＳによる絶対航法（地球固定座標系
に対する宇宙機の位置、速度を計測する）、及び相対航
法（自機に対する他宇宙機の相対位置、速度を計測す
る）により計測される、接近する２つの宇宙機の絶対位
置情報、２つの宇宙機間の相対位置情報、及び衛星位置
観測装置により計測された２つの宇宙機から見た目標衛
星の見込み角情報を基に、ステレオ視の原理を基に、接
近する２つの宇宙機に対する目標衛星の相対位置及び、
地球固定座標系における目標衛星の絶対位置を計測する
機能を有するようにしたものである。
１の発明による衛星位置観測装置を、目標衛星に対し接
近する、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎ
ｇＳｙｓｔｅｍ）を有する２つの宇宙機に搭載し、目標
衛星を観測し、ＧＰＳによる絶対航法（地球固定座標系
に対する宇宙機の位置、速度を計測する）、及び相対航
法（自機に対する他宇宙機の相対位置、速度を計測す
る）により計測される、接近する２つの宇宙機の絶対位
置情報、２つの宇宙機間の相対位置情報、及び衛星位置
観測装置により計測された２つの宇宙機から見た目標衛
星の見込み角情報を基に、ステレオ視の原理を基に、接
近する２つの宇宙機に対する目標衛星の相対位置及び、
地球固定座標系における目標衛星の絶対位置を計測する
機能を有するようにしたものである。
【０００８】第３の発明による衛星位置観測装置は、第
１の発明による衛星位置観測装置において画像センサ部
における、レンズ倍率を可変とし、目標衛星画像の画像
センサ画像平面上における面積を一定とするようレンズ
倍率を変化させることにより、目標衛星間との距離にか
かわらず、計測精度を一定に保ち、目標衛星に対する距
離、相対位置、絶対位置、見込み角を計算し、出力する
機能を有するようにしたものである。
１の発明による衛星位置観測装置において画像センサ部
における、レンズ倍率を可変とし、目標衛星画像の画像
センサ画像平面上における面積を一定とするようレンズ
倍率を変化させることにより、目標衛星間との距離にか
かわらず、計測精度を一定に保ち、目標衛星に対する距
離、相対位置、絶対位置、見込み角を計算し、出力する
機能を有するようにしたものである。
【０００９】第４の発明による衛星位置観測装置は、第
２の発明による衛星位置観測装置において画像センサ部
における、レンズ倍率を可変とし、目標衛星画像の画像
センサ画像平面上における面積を一定とするようレンズ
倍率を変化させることにより、目標衛星間との距離にか
かわらず、計測精度を一定に保ち、目標衛星に対する距
離、相対位置、絶対位置、見込み角を計算し、出力する
機能を有するようにしたものである。
２の発明による衛星位置観測装置において画像センサ部
における、レンズ倍率を可変とし、目標衛星画像の画像
センサ画像平面上における面積を一定とするようレンズ
倍率を変化させることにより、目標衛星間との距離にか
かわらず、計測精度を一定に保ち、目標衛星に対する距
離、相対位置、絶対位置、見込み角を計算し、出力する
機能を有するようにしたものである。
【００１０】
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１は、この発明
の実施の形態１を説明するブロック図であり、１、３、
４、６、９、１０は図７と同じものである。１１が画像
前処理部、１２、１３は画像メモリである。
の実施の形態１を説明するブロック図であり、１、３、
４、６、９、１０は図７と同じものである。１１が画像
前処理部、１２、１３は画像メモリである。
【００１１】画像前処理部１１においては、画像センサ
６により取得した画像を画像メモリ１２に転送する。図
６に画像前処理部１１内の画像メモリ１２の状態を示
す。画像メモリ１２上の画像データは輝度に対応した数
値にて記録されるが、図６（ａ）に示す通り、目標衛星
９への接近を日照時に選ぶことにより、太陽により照射
されている目標衛星９の撮像部分に対応する画像データ
は周囲の宇宙空間に対し、高輝度を有することとなる。
このため、図６（ｂ）に示す通り、画像前処理部１１に
おいて、一定の閾値以上の輝度を有する画像メモリ１２
上の画素データを１、その他を０とする２値化処理を実
施することにより、目標衛星９の撮像画像部分を抽出す
ることができる。即ち、２値化処理により抽出された目
標衛星９の部分は１、その他の部分は０となる。ここ
で、画像メモリ１２上の１の個数を合計することにより
目標衛星９の撮像面上の面積を求めることができる。こ
の面積をＳ１とする。また、画像メモリ１２上のデータ
配列を図４の通りとすると、２値画像データより数１に
より、目標衛星９の像の面積重心位置（ＸＳ０、ＹＳ
０）を求めることができる。ここで、図４は画像メモリ
１２の構成を表すものである。画像メモリ１２中の各画
素は、画像メモリ１２の中央を原点とするｘ−ｙ平面上
の点として表現され、画素はｘ方向には正負方向共にｌ
ｘｎ画素、ｙ方向には正負方向共、ｌｙｍ画素より構成
されるものとする。また、焦点位置Ｆから見たｘ、ｙ方
向の画像面の広がり（視野角）は各々、Ｈ０度、Ｖ０度
とする。同様に、焦点位置Ｆからみた物体の見込み角
（アジマス：Ａｚ、エレベーション：Ｅｌ）は物体の画
像メモリ１２上の投影位置を基に、図４の通り定義され
る。また、焦点距離はｆとする。
６により取得した画像を画像メモリ１２に転送する。図
６に画像前処理部１１内の画像メモリ１２の状態を示
す。画像メモリ１２上の画像データは輝度に対応した数
値にて記録されるが、図６（ａ）に示す通り、目標衛星
９への接近を日照時に選ぶことにより、太陽により照射
されている目標衛星９の撮像部分に対応する画像データ
は周囲の宇宙空間に対し、高輝度を有することとなる。
このため、図６（ｂ）に示す通り、画像前処理部１１に
おいて、一定の閾値以上の輝度を有する画像メモリ１２
上の画素データを１、その他を０とする２値化処理を実
施することにより、目標衛星９の撮像画像部分を抽出す
ることができる。即ち、２値化処理により抽出された目
標衛星９の部分は１、その他の部分は０となる。ここ
で、画像メモリ１２上の１の個数を合計することにより
目標衛星９の撮像面上の面積を求めることができる。こ
の面積をＳ１とする。また、画像メモリ１２上のデータ
配列を図４の通りとすると、２値画像データより数１に
より、目標衛星９の像の面積重心位置（ＸＳ０、ＹＳ
０）を求めることができる。ここで、図４は画像メモリ
１２の構成を表すものである。画像メモリ１２中の各画
素は、画像メモリ１２の中央を原点とするｘ−ｙ平面上
の点として表現され、画素はｘ方向には正負方向共にｌ
ｘｎ画素、ｙ方向には正負方向共、ｌｙｍ画素より構成
されるものとする。また、焦点位置Ｆから見たｘ、ｙ方
向の画像面の広がり（視野角）は各々、Ｈ０度、Ｖ０度
とする。同様に、焦点位置Ｆからみた物体の見込み角
（アジマス：Ａｚ、エレベーション：Ｅｌ）は物体の画
像メモリ１２上の投影位置を基に、図４の通り定義され
る。また、焦点距離はｆとする。
【００１２】
【数１】
【００１３】ここで、目標衛星９を画像センサ６により
規定距離Ｘ０ｍ離れた点より観測した場合の画像センサ
６の画像メモリ１２上における平均的投影面積をＳ０と
すると、目標衛星９の撮像面上の面積がＳ１である場合
の目標衛星９間との距離Ｒは数２の通りとなる。
規定距離Ｘ０ｍ離れた点より観測した場合の画像センサ
６の画像メモリ１２上における平均的投影面積をＳ０と
すると、目標衛星９の撮像面上の面積がＳ１である場合
の目標衛星９間との距離Ｒは数２の通りとなる。
【００１４】
【数２】
【００１５】また、画像センサ６の視野角を図４の通
り、横方向±Ｈ０度、縦方向±Ｖ０度とすると、画像セ
ンサ６の視野中央を原点とした場合の目標衛星９の見込
み角、即ちエレベーション角Ａｚ、アジマス角Ｅｌは数
３の通りとなる。
り、横方向±Ｈ０度、縦方向±Ｖ０度とすると、画像セ
ンサ６の視野中央を原点とした場合の目標衛星９の見込
み角、即ちエレベーション角Ａｚ、アジマス角Ｅｌは数
３の通りとなる。
【００１６】
【数３】
【００１７】即ち、数２、３に従った演算を画像計測処
理部１２により実施することにより、目標衛星９に対す
る、距離、見込み角を計測、出力することができる。
理部１２により実施することにより、目標衛星９に対す
る、距離、見込み角を計測、出力することができる。
【００１８】実施の形態２．実施の形態２による衛星位
置観測装置１は、前項の実施の形態１による衛星位置観
測装置１を図２に示すように、目標衛星９に対し接近す
る２つの宇宙機１４、宇宙機１５上に搭載する。図２に
示した、２つの接近する宇宙機１４、宇宙機１５にはＧ
ＰＳ受信機１６、ＧＰＳ受信機１７が搭載されており、
各々の地球固定座標系における絶対位置（（ＸＡ、Ｙ
Ａ、ＺＡ）、（ＸＢ、ＹＢ、ＺＢ）とする）を計測す
る。また、２つの接近する宇宙機１４、宇宙機１５に搭
載された宇宙機間通信装置１８、宇宙機間通信装置１９
により地球固定座標系における宇宙機１４、宇宙機１５
の絶対位置を相互通信し、その差分をとることにより２
つの宇宙機間の相対位置（Ｘｒ、Ｙｒ、Ｚｒ）を計測す
ることができる。２つの接近する宇宙機１４、宇宙機１
５は姿勢制御装置２０、姿勢制御装置２１を有してお
り、常に地球指向方向に制御されているものとする。
置観測装置１は、前項の実施の形態１による衛星位置観
測装置１を図２に示すように、目標衛星９に対し接近す
る２つの宇宙機１４、宇宙機１５上に搭載する。図２に
示した、２つの接近する宇宙機１４、宇宙機１５にはＧ
ＰＳ受信機１６、ＧＰＳ受信機１７が搭載されており、
各々の地球固定座標系における絶対位置（（ＸＡ、Ｙ
Ａ、ＺＡ）、（ＸＢ、ＹＢ、ＺＢ）とする）を計測す
る。また、２つの接近する宇宙機１４、宇宙機１５に搭
載された宇宙機間通信装置１８、宇宙機間通信装置１９
により地球固定座標系における宇宙機１４、宇宙機１５
の絶対位置を相互通信し、その差分をとることにより２
つの宇宙機間の相対位置（Ｘｒ、Ｙｒ、Ｚｒ）を計測す
ることができる。２つの接近する宇宙機１４、宇宙機１
５は姿勢制御装置２０、姿勢制御装置２１を有してお
り、常に地球指向方向に制御されているものとする。
【００１９】ここで、実施形態１による衛星位置観測装
置１にて目標衛星９を２つの接近する宇宙機１４、宇宙
機１５から観測する。この場合、２つの接近する宇宙機
１４、宇宙機１５間の相対位置（Ｘｒ、Ｙｒ、Ｚｒ）は
上記手法により計測されているため、２つの接近する宇
宙機１４、宇宙機１５にて観測した目標衛星９の重心位
置の画像メモリ１２上の位置より、図５に示すようなス
テレオ視の原理を使用し、数４により、宇宙機１４、宇
宙機１５に対する目標衛星９の相対位置を計測すること
ができる。図５において、宇宙機１４、宇宙機１５上各
々に搭載された衛星位置観測装置１により求められた目
標衛星９の像の面積重心位置を各々（ＸＬ、ＹＬ）、
（ＸＲ、ＹＲ）、数４に基づき求められる目標衛星９の
重心位置を（Ｘ、Ｙ、Ｚ）とする。
置１にて目標衛星９を２つの接近する宇宙機１４、宇宙
機１５から観測する。この場合、２つの接近する宇宙機
１４、宇宙機１５間の相対位置（Ｘｒ、Ｙｒ、Ｚｒ）は
上記手法により計測されているため、２つの接近する宇
宙機１４、宇宙機１５にて観測した目標衛星９の重心位
置の画像メモリ１２上の位置より、図５に示すようなス
テレオ視の原理を使用し、数４により、宇宙機１４、宇
宙機１５に対する目標衛星９の相対位置を計測すること
ができる。図５において、宇宙機１４、宇宙機１５上各
々に搭載された衛星位置観測装置１により求められた目
標衛星９の像の面積重心位置を各々（ＸＬ、ＹＬ）、
（ＸＲ、ＹＲ）、数４に基づき求められる目標衛星９の
重心位置を（Ｘ、Ｙ、Ｚ）とする。
【００２０】
【数４】
【００２１】上式により、接近する宇宙機１４、宇宙機
１５に対する目標衛星９の相対位置を計測することがで
きるが、接近する宇宙機１４、１５の地球固定座標系に
おける絶対位置はＧＰＳにより別途計測されている。こ
のため、目標衛星９の地球固定座標系における絶対位置
も、接近する宇宙機１４、宇宙機１５の地球固定座標系
における絶対位置と、２つの宇宙機と目標衛星９間の相
対位置の和をとることにより求めることができる。
１５に対する目標衛星９の相対位置を計測することがで
きるが、接近する宇宙機１４、１５の地球固定座標系に
おける絶対位置はＧＰＳにより別途計測されている。こ
のため、目標衛星９の地球固定座標系における絶対位置
も、接近する宇宙機１４、宇宙機１５の地球固定座標系
における絶対位置と、２つの宇宙機と目標衛星９間の相
対位置の和をとることにより求めることができる。
【００２２】実施の形態３．この発明の実施の形態３に
よる衛星位置観測装置１は、図３に示すようにズームレ
ンズ２２を有しており、画像センサ視野は可変である。
画像メモリ１２上の１の個数を合計することにより目標
衛星９の撮像面上の面積を求め、この面積が常に一定と
なるよう、画像センサ６のズームレンズ２２の視野角を
ズームレンズ制御装置２３により制御することにより、
常に、一定の観測条件にて目標衛星９の画像を取得する
ことが可能となる。即ち、目標衛星９間との距離にかか
わらず、一定計測精度にて目標衛星９に対する距離、相
対位置、絶対位置、見込み角計測値を得ることができ
る。
よる衛星位置観測装置１は、図３に示すようにズームレ
ンズ２２を有しており、画像センサ視野は可変である。
画像メモリ１２上の１の個数を合計することにより目標
衛星９の撮像面上の面積を求め、この面積が常に一定と
なるよう、画像センサ６のズームレンズ２２の視野角を
ズームレンズ制御装置２３により制御することにより、
常に、一定の観測条件にて目標衛星９の画像を取得する
ことが可能となる。即ち、目標衛星９間との距離にかか
わらず、一定計測精度にて目標衛星９に対する距離、相
対位置、絶対位置、見込み角計測値を得ることができ
る。
【００２３】実施の形態４．この発明の実施の形態４に
よる衛星位置観測装置１は、図３に示すようにズームレ
ンズ２２を有しており、画像センサ視野は可変である。
画像メモリ１２上の１の個数を合計することにより目標
衛星９の撮像面上の面積を求め、この面積が常に一定と
なるよう、画像センサ６のズームレンズ２２の視野角を
ズームレンズ制御装置２３により制御することにより、
常に、一定の観測条件にて目標衛星９の画像を取得する
ことが可能となる。実施形態４による衛星位置観測装置
１を図２における接近する宇宙機１４、宇宙機１５に搭
載することにより、目標衛星９間との距離にかかわら
ず、一定計測精度にて目標衛星９に対する距離、相対位
置、絶対位置、見込み角計測値を得ることができる。
よる衛星位置観測装置１は、図３に示すようにズームレ
ンズ２２を有しており、画像センサ視野は可変である。
画像メモリ１２上の１の個数を合計することにより目標
衛星９の撮像面上の面積を求め、この面積が常に一定と
なるよう、画像センサ６のズームレンズ２２の視野角を
ズームレンズ制御装置２３により制御することにより、
常に、一定の観測条件にて目標衛星９の画像を取得する
ことが可能となる。実施形態４による衛星位置観測装置
１を図２における接近する宇宙機１４、宇宙機１５に搭
載することにより、目標衛星９間との距離にかかわら
ず、一定計測精度にて目標衛星９に対する距離、相対位
置、絶対位置、見込み角計測値を得ることができる。
【００２４】
【発明の効果】第１の発明によれば、目標衛星に対し特
別なリフレクタを装着することなく、また、目標衛星に
対する接近方向に制限を設けることなく、衛星周囲の周
回制御、接近制御等の実施に必要な、目標衛星、接近宇
宙機間の距離、見込み計測値を得ることができる。
別なリフレクタを装着することなく、また、目標衛星に
対する接近方向に制限を設けることなく、衛星周囲の周
回制御、接近制御等の実施に必要な、目標衛星、接近宇
宙機間の距離、見込み計測値を得ることができる。
【００２５】第２の発明によれば、目標衛星に対し特別
なリフレクタを装着することなく、また、目標衛星に対
する接近方向に制限を設けることなく、二機の接近宇宙
機側にＧＰＳを搭載し、接近宇宙機間の相対位置、接近
宇宙機の絶対位置情報をＧＰＳにより取得することによ
り、衛星周囲の周回制御、接近制御等の実施に必要な、
目標衛星、接近宇宙機間の相対位置、目標衛星の絶対位
置計測値を得ることができる。
なリフレクタを装着することなく、また、目標衛星に対
する接近方向に制限を設けることなく、二機の接近宇宙
機側にＧＰＳを搭載し、接近宇宙機間の相対位置、接近
宇宙機の絶対位置情報をＧＰＳにより取得することによ
り、衛星周囲の周回制御、接近制御等の実施に必要な、
目標衛星、接近宇宙機間の相対位置、目標衛星の絶対位
置計測値を得ることができる。
【００２６】第３の発明によれば、画像センサ部におけ
る、レンズ倍率を可変とし、目標衛星画像の画像センサ
画像平面上における面積を一定とするようレンズ倍率を
変化させることにより、目標衛星間との距離にかかわら
ず、一定計測精度の目標衛星に対する距離、相対位置、
絶対位置、見込み角計測値を得ることができる。
る、レンズ倍率を可変とし、目標衛星画像の画像センサ
画像平面上における面積を一定とするようレンズ倍率を
変化させることにより、目標衛星間との距離にかかわら
ず、一定計測精度の目標衛星に対する距離、相対位置、
絶対位置、見込み角計測値を得ることができる。
【００２７】第４の発明によれば、画像センサ部におけ
る、レンズ倍率を可変とし、目標衛星画像の画像センサ
画像平面上における面積を一定とするようレンズ倍率を
変化させることにより、目標衛星間との距離にかかわら
ず、２つの宇宙機より一定計測精度の目標衛星に対する
距離、相対位置、絶対位置、見込み角計測値を得ること
ができる。
る、レンズ倍率を可変とし、目標衛星画像の画像センサ
画像平面上における面積を一定とするようレンズ倍率を
変化させることにより、目標衛星間との距離にかかわら
ず、２つの宇宙機より一定計測精度の目標衛星に対する
距離、相対位置、絶対位置、見込み角計測値を得ること
ができる。
【図１】 この発明による衛星位置観測装置の実施の形
態１を示すブロック図である。
態１を示すブロック図である。
【図２】 この発明による衛星位置観測装置の実施の形
態２を示すブロック図である。
態２を示すブロック図である。
【図３】 この発明による衛星位置観測装置の実施の形
態３、４を示すブロック図である。
態３、４を示すブロック図である。
【図４】 画像センサの視野角を示す図である。
【図５】 ステレオ視による計測原理を示す図である。
【図６】 画像メモリの構成を示す図である。
【図７】 従来の衛星位置観測装置を示す図である。
１ 衛星位置観測装置、２ ターゲットリフレクタ、３
観測装置ヘッド部、４ 観測装置電子回路部、５ レ
ーザ光照射装置、６ 画像センサ、７ 位相計測装置、
８ レーザ光、９ 目標衛星、１０ 画像センサ撮像
面、１１ 画像前処理部、１２ 画像メモリ、１３ 画
像計測処理部、１４ 宇宙機、１５ 宇宙機、１６ Ｇ
ＰＳ受信機、１７ ＧＰＳ受信機、１８ 宇宙機間通信
装置、１９宇宙機間通信装置、２０ 姿勢制御装置、２
１ 姿勢制御装置、２２ ズームレンズ、２３ ズーム
レンズ制御装置。
観測装置ヘッド部、４ 観測装置電子回路部、５ レ
ーザ光照射装置、６ 画像センサ、７ 位相計測装置、
８ レーザ光、９ 目標衛星、１０ 画像センサ撮像
面、１１ 画像前処理部、１２ 画像メモリ、１３ 画
像計測処理部、１４ 宇宙機、１５ 宇宙機、１６ Ｇ
ＰＳ受信機、１７ ＧＰＳ受信機、１８ 宇宙機間通信
装置、１９宇宙機間通信装置、２０ 姿勢制御装置、２
１ 姿勢制御装置、２２ ズームレンズ、２３ ズーム
レンズ制御装置。
Claims (4)
- 【請求項１】 目標衛星に対し接近する宇宙機に設けら
れ、接近目標対象となる衛星を観測し目標衛星画像を定
期的に取得するレンズ倍率の一定な単一の画像センサ
と、画像センサの出力から周囲に比べ輝度の高い目標衛
星部分を抽出する２値化処理手段と、目標衛星部分に相
当する２値化画像の面積及び、面積重心位置、接近目標
衛星の大きさ、レンズ倍率を基に観測画像上の衛星２値
化画像の面積より画像センサに対する目標衛星の距離を
計算する手段と、計算された面積重心位置を基に、画像
センサに対する目標衛星の見込み角を計算し、出力する
手段を具備したことを特徴とする衛星位置観測装置。 - 【請求項２】 上記宇宙機はＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐ
ｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）を有する２つの
宇宙機であって、上記２つの宇宙機はＧＰＳによる相対
航法、及び絶対航法により接近する２つの宇宙機間の相
対位置、２つの宇宙機の絶対位置を検出する手段と、衛
星位置観測装置により計測された２つの宇宙機から見た
目標衛星の見込み角情報とＧＰＳによる２つの宇宙機間
の相対位置情報よりステレオ視の原理を基に、接近する
２つの宇宙機に対する目標衛星の相対位置を計測する手
段と、接近する２つの宇宙機に対する目標衛星の相対位
置及びＧＰＳによる２つの宇宙機の絶対位置情報を基に
地球固定座標系における目標衛星の絶対位置を計測する
手段とを具備したことを特徴とする請求項１記載の衛星
位置観測装置。 - 【請求項３】 目標衛星に対し接近する宇宙機に設けら
れ、接近目標対象となる衛星を観測し目標衛星画像を定
期的に取得するレンズ倍率の可変な画像センサ部と、画
像センサの出力から周囲に比べ輝度の高い目標衛星部分
を抽出する２値化処理手段と、目標衛星部分に相当する
２値化画像の面積及び、面積重心位置、接近目標衛星の
大きさ、現在のレンズ倍率を基に観測画像上の衛星２値
化画像の面積より画像センサに対する目標衛星の距離を
計算する手段と、計算された面積重心位置を基に、画像
センサに対する目標衛星の見込み角を計算し、出力する
手段と、目標衛星画像の画像センサ画像平面上における
面積を一定にするようレンズ倍率を変化させる手段を具
備したことを特徴とする衛星位置観測装置。 - 【請求項４】 上記宇宙機はＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐ
ｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）を有する２つの
宇宙機であって、上記２つの宇宙機はＧＰＳによる相対
航法、及び絶対航法により接近する２つの宇宙機間の相
対位置、２つの宇宙機の絶対位置を検出する手段と、衛
星位置観測装置により計測された２つの宇宙機から見た
目標衛星の見込み角情報とＧＰＳによる２つの宇宙機間
の相対位置情報よりステレオ視の原理を基に、接近する
２つの宇宙機に対する目標衛星の相対位置を計測する手
段と、接近する２つの宇宙機に対する目標衛星の相対位
置及びＧＰＳによる２つの宇宙機の絶対位置情報を基に
地球固定座標系における目標衛星の絶対位置を計測する
手段と、レンズ倍率の可変な画像センサ部と目標衛星画
像の画像センサ画像平面上における面積を一定にするよ
うレンズ倍率を変化させる手段を具備したことを特徴と
する請求項３記載の衛星位置観測装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10078811A JPH11278400A (ja) | 1998-03-26 | 1998-03-26 | 衛星位置観測装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10078811A JPH11278400A (ja) | 1998-03-26 | 1998-03-26 | 衛星位置観測装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11278400A true JPH11278400A (ja) | 1999-10-12 |
Family
ID=13672240
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10078811A Pending JPH11278400A (ja) | 1998-03-26 | 1998-03-26 | 衛星位置観測装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11278400A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7283658B2 (en) | 2002-06-20 | 2007-10-16 | Ec Toshiba Space Systems, Ltd. | Topographic measurement using stereoscopic picture frames |
| JP2008039765A (ja) * | 2006-06-27 | 2008-02-21 | Thales | 横方向及び長手方向の計測学システム |
| JP2009216526A (ja) * | 2008-03-10 | 2009-09-24 | Nec Corp | 走査型測距測角センサ用データ処理装置 |
| CN103970145A (zh) * | 2014-05-12 | 2014-08-06 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种对空间失控目标的自主逼近方法 |
| CN104457569A (zh) * | 2014-11-27 | 2015-03-25 | 大连理工大学 | 一种大型复合板材几何参数视觉测量方法 |
| JP6313507B1 (ja) * | 2017-05-19 | 2018-04-18 | 株式会社アストロスケール | 航法システム、宇宙航行体及び光学マーカ |
| CN109541714A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-03-29 | 上海航天控制技术研究所 | 一种分布动态场景下的光学目标模拟方法 |
| CN113720298A (zh) * | 2021-07-14 | 2021-11-30 | 北京航空航天大学 | 一种编队飞行卫星间光学测距方法及计算机设备 |
-
1998
- 1998-03-26 JP JP10078811A patent/JPH11278400A/ja active Pending
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| US7508972B2 (en) | 2002-06-20 | 2009-03-24 | Nec Toshiba Space Systems Ltd. | Topographic measurement using stereoscopic picture frames |
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| JP6313507B1 (ja) * | 2017-05-19 | 2018-04-18 | 株式会社アストロスケール | 航法システム、宇宙航行体及び光学マーカ |
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| CN109541714A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-03-29 | 上海航天控制技术研究所 | 一种分布动态场景下的光学目标模拟方法 |
| CN113720298A (zh) * | 2021-07-14 | 2021-11-30 | 北京航空航天大学 | 一种编队飞行卫星间光学测距方法及计算机设备 |
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| A02 | Decision of refusal |
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