JPS61503060A - 星を感知して姿勢を決定するサブシステムを組込んだ探査衛星 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 星を感知して姿勢を決定するサブシステムを組込んだ探査衛星 発明の背景 本発明は、天体の特徴をリモート感知するためのシステムに関し、特に星を感知 して姿勢を決定するサブシステムを組込んだシステムに関する。

地球を含めて、天体をリモート感知することにより、気象学、資源探査、天体図 、および側聞の分野での応用が広げられる。将来的には１人類が惑星、水星、小 惑星、他の自然な天体、および人工天体を探査し、監視するとき、リモート感知 は、かなり重要な役割を演することになるであろう。リモート感知システムは、 １つ以上の画像検出器と、画像表示のための少なくとも１つのリモートステーシ ョンとを有する衛星と、あるいは他の宇宙船で用いられる。

一般的に、リモート感知は探査されるべき光景を表わす座標系に個々の画像要素 （画素）を合せることを含む。例えば、特別の気象状況を位置決めするときに、 気象衛星は各画素に地球上の緯度と経度を指定する。このマツピングは２つの変 換からなる：画素と慣性座標に関係する姿勢変換と、慣性座標と地球座標に関係 する軌道変換である。

マツピングが妥当であるためには、両方の変換は正確になされなければならない 。地球座標への変換の正確さは、カメラあるいは他の画像装置の姿勢と位置の正 確さに依存する。

姿勢と位置に誤差があると、例えば、気象状況に位置のズレを生じる。複数の検 出器、例えば、別々の空間的感度およびスペクトラム感度を有する検出器を組込 んだ感知器が含まれる場合、別々の感知器のマツピングは、調和のとれた合成画 像を提供するように調整されな（プればならない。また、複数の感知器からのデ ータを共通に登録する方法がしばしば必殻とされる。

宇宙船が離れているとぎ、小さい角度誤差があると、それは先出の表面上におい て、かなりの変位になって現われるので、姿勢の決定は特に厳密である。例えば 、気象の分野で一般に使用される約３５，８００Ｋ　ｍ　ｗｉれた静止軌道上で は、２８０μＲＡＤの角度のズレは地上では１０Ｋ　Ｍのズレに相当する。例え ば、格子化、および風速の抽出のような地上の処理を確実に行なうときには、そ のような誤差は予報の精度に重大な影響を与えるので、それらの誤差を出来るだ け小さくすることが必要である。

格子化の要求は分野によって異なる。ＮＡＳＡ／ＧＳＦＣ（アメリカ航空宇宙局 ／ゴダード宇宙管制センタ）は２Ｋｍの精度で地表を網目状に分ける記録の必要 性を指摘し、アメリカ気象ザービス（ｔｈｅ　Ｎａｔｉｏｎａｌ　Ｗｅａｔｈｅ ｒ　３ｅｒｖｉｃｅ）は１Ｋｍの精度を要求する。

ユーザはＮ０ＡＡ／ＮＥＳＤ　Ｉｓ　（Ｎａｔｉｏｎａｌ　Ｑｃｅａｎｉｃａｎ ｄ　ｌ　ｒ＋４ｏｒｍａｔｉｏｎ　Ｓ　ｅｒｖｉｃｅ／　Ｎ　ａｔｉｏｎａｌ　 Ｅ　ａｒｔｈＳａｔｅｌｌｉｔｅ　Ｄａｔａａｎｄ　Ｉｎｒｏｒｎａｔｉｏｎ　 ５ｅｒｖｉｃｅ）による基盤の目は５０Ｋ　ｍ程度であり幾分正確ではないとい うことを知った。また、普通１０％以上の宇宙船の操縦の不確定さのため、操縦 後の予想される軌道上の姿勢の状態は不正確となる。

従って、宇宙船軌′ｌｉ操縦の後、約８時間の間には、網目の精度は５０Ｋ　ｍ より時々悪くなる。

このため、詳細なマツピング、すなわち一致のために必要な精度を１！′７るこ とは非常に難しい。例えば、宇宙船の姿勢の不確かさにより、風向ベクトルの積 の正確さと同様に、地球の基ＩＩとされる綱目を決定するときの精度と、気象衛 星の画像の精度とは制限される。これにより、気象予報の結果的な精度は、その 時間と位置に関して、あるいは一方に関して精度が悪くなる。

多くの衛星には、姿勢を決定するための感知器サブシステムが組込まれている。

例えば、回転する宇宙船の方位状態は普通、地球、太陽、あるいは、および星感 知器によって決定される。

しかしながら、組込まれた姿勢検出器と、基本となる画像ペイロードとの一致と いう問題がある。姿勢および画像の感知器の相対的な物理的位置を変える衛星打 ち上げ時の応力の観点から、打上げ前のキャリブレーションは信頼性がない。

さらに、軌道上における熱擾乱により検出器の相対的なアライメントは時間の関 数としてかなり変化する。

基本探査感知器に加えて、星、太陽、地球の縁を感知して姿勢を決定するサブシ ステムには、感知器が組込まれているので、コストが高くなり、またＩｍになる という欠点がある。

例えば、星感知器は百方ドルかがり、５０ボンドの重さがあり、５０ワツトの電 力を消費する。衛星は比較的修理が難しいので、普通２あるいは３個の感知器が 冗長性と同様に精度のために必要とされる。付加的な電力、型出、および複雑さ により、衛星の設計、製造、および打上げコストを比例的以上に増加させる。

静止気象衛星の厳密な精度の必要性により、姿勢を決定するための基本画像感知 器が採用された。今日まで２つのそのような方法が使用されてきた。すなわち、 地上の印を追尾することと、地平線あるいは地球のへりを追尾すること。

現在の気象照星の効率によって示されるように、地球の様相は一般に姿勢を正確 に決定するためには余り十分とは言えず、雲によるあいまいさがある。さらに、 姿勢と同様に、衛星の位置を決定するために同じ様相が使用される場合、不確か さは２つの変数を分離するように導入される。さらに、その分離は複雑なアリゴ リズムを有するコンピュータシステムを必要とし、時間とコスト的に処理電力を 無駄使いする。

ときどき太陽を指向する感知器が考えられた。しかしながら、部分的には“ジッ ター°′、たとえば、電子的感知器あるいは太陽の変化により、高分解能の太陽 感知器を製造することが困難であることが証明された。さらに、太陽はただ１つ の慣性基準であって、姿勢を決定するためには、少なくとも２つの慣性基準が必 要である。

星感知器は、地球感知器や太陽感知器と比べて、それらの星は予測できる振幅の 放射点源であるという点で長所を有する。しかしながら、星感知システムは別々 の姿勢感知器を利用している。その結果、星（あるいは別々の太陽感知器）のデ ータと探査感知器の間のＰト標には■）間の関数としての相対的なアライメン］ への不確かさが入り込む。これは部分的には、最初からのミスアライメントど、 打らＦげ時の応力にょる機械的擾乱と、およびゃ／１道上にＪハノる時間の関数 としＣの熱的擾乱とによる。

Ｃ，ｉ、ブリスター（Ｂｒｉｓｔｏｒ）編集による１９７５年の゛ＮＯ△△デク ニカル・メモランダム・ネス６４″（ＮＯＡＡ　ｌ’ｅｃｈｎｉｃａｌ　ｔｖｌ ｅｍｏｒａｎｄｕｍＮＦｓｓ　６４）（７）２６ページから３２ページにある、 ドーリトル（ＤＯＯｌ　ｉ　ｔ　ｔ　Ｉ　ｅ）らによる、”　Ｓ　Ｍ　Ｓ　／　 Ｇ　ＯＥ　Ｓ衛星の姿勢決定支持″（△ｔｔｉｔｕｄｅ　［）ｅｔｅｒｍｉｎａ ｔｉｏｎ　３ｕｐｐｏｒｔｆｏｒ　Ｓ　Ｍ　Ｓ　／　Ｇ　Ｏ［三３　３ａｔｅｌ ｌｉｔｅｓ　）　！、：ｉｌへラレルヨウに、Ｖ本探査感知器の動作視野内にお ける、地球の縁の直ぐ上にある明るい星がときどき観測される。しかしながら、 使用される大きさの星が、地球の縁の上の、例えば２０°Ｘ２０゜のル−ムの中 に現われる確率は約２％なので、姿勢を決定づるどきに、そのような星情報だけ をしばしば使用することは不可能であった。

１９８０年に英国のパーガモン出版社（Ｐ　ｅｒｇａｍｏｎ　Ｐ　ｒｅｓｓＬｔ ｄ、）から出版された゛アクタ・アストロノーチカ゛′（ＡＣ［ａ　ＡＳｔｒＯ ｎａＵｔｉＣａ　）の巻７の１３７ページから　１５４ページにある、マツキン タイア（Ｍｅ　Ｉ　ｎｔｙｒｅ　）らにょる゛静止気象１！ｔｉ　！ｉＮでなさ れた星スキトン、／姿勢決定の実験″（△　Ｓ　ｔａｒ　Ｓ　ｃａｎ　／　Ａ　 ｔｔｉｔｕｄｅ　Ｄ　ｅｔｅｒｉｉｎａｔｉｏｎＥ　Ｘｐｅｌ’ｉｍＱｎｔ　Ｃ ０ｎｄＵＣｔ（！ｄ　Ｏｎ　ｔｈｅ　Ｇ　ｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙＭｅｔｅｏ ｒｏｌｏｇｉｃａｌ　５ａｔｅｌｌｉｊｅ）に開示さレテいルヨウニ、回転安定 化宇宙船のロータ上に置かれた地球探査検知器は、特別のバックスキャン試験の 間に星からの姿勢データを提供する。著者は姿勢決定のために、普通に見ること ができ、また利用することができる４あるいは５個の星を検出することがでさた 。著者はまた、気象衛星の環データから宇宙船の姿勢を決定するためのアルゴリ ズムも開示した。

マツキンタイアらは、彼等の姿勢決定の方法では感知器の基本的な気象観測の視 野で受入れられないほど影響を受けたことを知らせている。これら部分的には、 必要な吊の環データを集めるときの時間による。開示されたシステムでは、星感 知を行なうと１時間以上地球の観測ができない。この不可能になることにより、 地球の気象データの多数のフレームが失われことになる。この多数の損失は、普 通の動作モードとして受入れることはできない。

発明の概要 画像システムは、交互に惑星を探査し、姿勢を決定するために星の視野をスキャ ンするように機能する感知器を有する衛星、あるいは他の宇宙船を有する。シス テムは電子装置、あるいは惑星探査データを処理し分析するための他の手段を有 する。星の視野データは、星の視野の選択された部分だけに渡って、例えばスレ ッシュホールドによって、あるいはスキャンによって、圧縮される。圧縮された データは感知器姿勢決定をできるように分析される。

本発明は感知器の位置と姿勢を決定することである。位置ど姿勢の情報は探査シ スｊムの正確な網の目止を１９るために使用される。発明は星感知姿？Ａ決定に 応答して姿勢を補正す本発明の他の実施例は複数の感知器を有する。１つの例で は、回転安定化宇宙船は複数の回転感知器をイアする。本発明の他の実施例では 、回転安定化宇宙船は回転感知器と一定の怒１を指向感知器を有する。どちらの 実施例でも、複数の感知器によって時々星を感知することは、全ての感知器のた めに定期的な姿勢決定が単一の回転感知器によってなされる間に、正確なアライ メントを提供する。

本発明の池の実施例では、姿勢決定は＃＃参地球感知器を定期的にＷの視野に向 けることによって３軸安定化宇宙船に提供される。３軸宇宙船が多数の感知器を 有する場合、複数の感知器をときどき星の視野の方に指向させることによって７ ライメントがなされる。従って、姿勢の決定はただ１つの感知器を定期的に使用 して得られることができる。

本発明は使用されている衛星と比べて、いくつかの長所を提供づる。点放射源を 使用するので、開示された姿勢決定リブシステムは、部分的には非常に正確であ る。さらに、そのザブシステムでは、別々の感知器を使用することによるミスア ライメントの問題のいくつがも避けられる。

姿勢決定は、気象Ｗ１舅において基本データの損失がほとんど、あるいは全くお こらないように十分早く行われる。さらに、鼠には地」二の印の様に、雲による あいまいさはない。また、外部感知器と付加的な重量、大きさ、および電力消費 の代わりに、現在のシステムに使用されている感知器電子装置に少し追加するだ けである。

実際の例では、星は無限に離れていて、慣性的に固定されているので、その軌道 の宇宙船の方位は独立に決められる。

すなわち。姿勢と軌道は別々に処理される。最後に、姿勢状簡単である。

データは正確に更新づるために右方向の赤経に広げられなければならないので、 他の方法ではどこでも６時間から２４時間データを収集し処理することが必要な のに対し、星スキャンはほとんど直ぐに正確に姿勢を更新することができる。星 に関して、宇宙船の回転動作とスキャンミラーのステッピングによって数分だけ 右方向の赤経の広がりが与えられる。一方、地球データは静止軌道に２４時間周 期を有する衛星の軌道動作からその右方向の赤経の広がりを受取る。このように して、宇宙船の操縦に続く第１のいくらかの画像は、地球の縁あるいは地上の印 を利用して更新するよりも環データを利用する姿勢更新を使用してさらに正確に 処理される。マツキンタイアによって議論された、状態ムク１〜ルの５つ全ての パラメータが、環データから十分正確に決定される。

マツキンタイアの方法の強い点を共有しながら、本システムは処理時間と通信帯 域をほとんど必要としない。これらの長所により、宇宙船の基本画像／探査／音 声の送信に重大な干渉なくして、姿勢を決定することができる。

図面の簡単な説明 第１図は、本発明による衛星の部分断面斜視図であり、第２図は、第１図の衛星 で使用される感知器の断面図であり、 第３図は、第１図の衛星の感知器と電子装置のブロックダイアグラムであり、 第１図は、第２図の感知器サブシステムによって検出可能な星を示す天体図であ り、 第５図は、本発明による、回転感知器と逆回転感知器とを有づるｔ！ｉｉ星の他 の実施例の部分断面斜視図であり、第６図は、本発明による、寺＃訃地球をむい た感知器を有づる３軸衛星の立面図である。

実施例 回転安定化衛星１００は、第１図に示されるように、回転部分、１なわち゛ロー タ”１０２と、逆回転、ずなわち゛ブラン１−フ４−ム°゛１０４から構成され る。気象画像感知器１０６はロータ１０２に取付けられていて、地球についての 画像データを周ＩＩＩ的に提供する。地球を向いた通信ペイロード１０８は画像 ｆ−夕を地球に転送し７、地球から指示を受取る。また推進チューブ１１０　、 ？ｆｆ進タンク１１２、およびベアリングとパワー転送アッセンブリ１１４は明 らかである。

衛星１００には、前述の検出器１０６と同様の第２の検出器１１６が設けられて いて、互いに独立した感知動作を行なうことができ、冗長性を有する。各感知器 １０６と１１６は日除け１１８と１１７と放射冷却機１６０と１６２を有する。

感知器１０６と１１６は同様であるので、第１の感知器１０６についての以下の 詳細な記述は、第２の感知器１１６についても、その必須部分は同様に適用され る。

感知器１０６は可視光および赤外線回転スキャンラジオメータであり、第２図に 示されるように、周囲に日除け１１８を有する絞りと、ミラー空洞２２０と、検 出器面２２２と、および放射冷ｒＡｎ　ｉｅｏを有する。ミラー空洞２２０には 一次ミラー２２６と、二次ミラー２２８と、スキャンミラー２３０がある。−次 ミラー２２６は、ミラー空洞２２０に画像を出力することができるための絞り２ ３２を有する。

検出器面２２２は、いくつかの可視光検出器と、いくつかの赤外線検出器（図示 せず）が集められている。星感知に使用される可視光検出器は０．５μｍから０ ．８μｍの幅の放（ト）に応答し、サブ衛星の点で地上で１Ｋｍの分解能に相当 する共通の視野を有する。これらの検出器は、いくつかの輝く星を検出するため に十分低い実効値の振幅を有する。

星感知で使用される検出器はまた地球感知にも使用さるので、特別な検出器が感 度を増加させるために検出器面２２２に含まれることができる。他の実施例にお いては、特別な検出器は、フォトンの波長バンドパスを最適化することによって 、星の信号対雑音比を増加させる。他の実施例では、特別の２次元検出器が使用 され、より素早く、および、あるいは、より正確に星の位置が決定される。

描かれた実施例には、星感知のための８個のシリコンフォトダイオードからなる 可視光検出器が組込まれている。フオトマルチプライア管（ＰＭ　Ｔ　）は他の 方法である。電荷結合素子（ＣＣＤ　”）は時間遅延積分モードで使用されるこ とができ、連続的に変化する振幅のパルスを生じる。一方、ＣＯＤとＰ　Ｍ　Ｔ は連続的に変化する波形を発生する。

駆動モータ（図示せず）は一連の緯度を通るようにスキャンミラー２３０を段階 的に駆動し、各緯度はロータ１０２の回転動作によって影響される東西方向のス キセンを特徴とする。

光学式エンコーダ（図示せず）は、時間の関数としてスキャンミラーの方位を監 視する。光学式エンコーダは、スキャンミラー２３０が感知器１０６の名目的な 光学軸を向くように決定づる。決定の結果、方位と位置は関連ずけられ、地表の 視野の地理位置を決定する。

感知器１０６の出力は、第３図に示される感知器電子モジュール３３２に供給さ れる。感知器とモジュールは装置３２８を形成する。感知器電子モジュール３３ ２は信号を増幅し、感知器１０６の動作を制御する、例えば、スキャンミラー２ ３０を導き、感知器のどの検出器が動作すべきであるかを選択し、感知器キャリ ブレーションモードを確立し、装置の温度と電圧を監視する。感知器電子モジュ ール３３２は、太陽角インデックス発生器３４６からのパルスデータに応答して 、感知器スキャンの座標を決め、衛星ロータ１０２の回転位相に関連して地球の 角度位置を５１算することができる。

感知器電子モジュール３３２の増幅された出力はデジタルマルチプレクサ３３４ に導かれ、それは、中央地上局に転送する前に、アナログ信号をフィルタし、デ ジタル化し、信号プロセッサ３３６でフォーマットする。

本実施例では、デジタルマルチプレクサ３３４はまた、８ｇのフィルタ３４０と 、８＠の可変スレッシュボールド、すなわち可変ゲイン星検出器３４２と、およ び星データバッファ３４４とから構成される星検出サブシステムを有する。可視 光検出器の信号はフィルタ３４０を通して平滑され、星パルスの特性的でない信 号成分、例えば、ショットタイプの雑音、安定状態成分、および高周波数雑音パ ルスが除去され、あるいは減少させられる。

描かれた検出器面２２２は連続波を作り出すので、フィルタ３４０は星パルス検 出用に作られたフィルタである。ＴＤＩモードにおけるＣＣＤｊ！ｉ１ｇ！素子 によって作られるパルス信号のためには、簡単なローパスフィルタがより適して いる。他の実施例では、特別のゲインプログラマブル増幅器が固定スレッシュホ ールド装置と共に使用され、星検出の搭載された感度を増加させている。

フィルタを通された星信号は可変スレッシュホールド検出器３４２に供給され、 その検出器３４２はプログラマブル・スレッシュホールドレベル以上の信号を選 択する。スレッシュホールドの判定は、固定ゲインと、搭載されたプログラマブ ル最少パルスハイド回路とを使用することによりなされる。他の実施例では、搭 載されたプログラマブル星信号増幅器と固定最少パルスハイドスレッシュホール ドを使用して行われる。

プログラミングは、星検出の数を最適にするように地上からの指示（３４８で示 される）によってなされる。スレッシュボールドレベルが高過ぎると星検出に失 敗する。スレッシュホールドが低過ぎるとニセの検出の可能性を増加させ、星デ ータバッファ’３４４は意味のないｆ−タＣ一杯になる。スレッシュホールドは 、１回のスキャンあたりの星検出の数がバッフ？内のレジスタの数より少なくな るように設定される。図示されるバッファ３４４は１６個のレジスタを有してい る。

信呂がプログラムされたスレッシュホールドを越えるとき、可視光検出器の数と 、感知器スキャンライン数と、感知器のアジマス角と、検出されたパルスの高さ とが星データバッファ３４４に供給され格納される。星アジマス角は太陽角イン デックス発生器３４６にＪ：って提供される。検出器数とパルスバイトはスレッ シュホールド検出器３４２から（Ｈられ、スキャンライン数はパス３５０経由で 感知器１０６から直）ａ得られる。バッファ３４４は入力される星データを受付 け、衛星の回転サイクルの都合のよいときに地上局にデータを転送する。

バッファ３４４の飽和を避けるために、プログラマブル星検出器３４２には、太 陽および月ブロック回路（図示せず）が採用されている。他の実施例では、バラ ノアは２つの１／２に分割される。第１の半分は、地球を見た後、最初の星検出 で満たされ、第２の半分は、地球を見る直前の星検出で満たされる。この第２の システムはまた、非常に多くの太陽と局検出のデータが星データバッファ３４４ を飽和させることを防ぐ。

飽和を防ぐための第３の方法は、プログラマブルウィンドウを使用することであ る。これらのウィンドウは、姿勢基準Ｖの予想される位置を中心として、予め決 められた領域内で起さるごとに近い出来事に検出を制限するように使用される。

この方法によれば、記録される雑音パルスの数は非常に少ない。このようにして 、プログラマブル・スレッシュホールドは、星データバッファ３４４の容最が越 されるまえに、低い信号雑音比でより多くの星を検出Ｊるように減少させられる ことができる。

図示された実施例では、１つの検出器による記録される検出データの数をレジス タの２０−３０％にυ１限する回路（図示せず）を有する。これは各検出器のス レッシュホールド値を個々に調整することにＪ：り影響される。従って、雑音性 の検出器のためにニセのデータで星データバッファが飽和プることは避けられる 。

第１図の衛星１００では、感知器１０６と１１６は回転ロータ１０２上において １８０”離れて買かれる。はじめに、両方の感知器１０６と１１６は星の視野を スキャンする。認識された星の視野を比較することにより、感知器の相対的なア ライメントを決定するためのデータが提供される。時間の関数としてのアライメ ントが一度決定されると、第２の感知器１１６は電力と、データのスルーブツト と、および転送の帯域を節約するために、そのバックスキャンの間にスイッチオ フされる。代わりに、第２の感知器１１６からのバックスキャンデータは第１の 感知器１０６によって提供される姿勢決定を証明するために使用される。

第４図は天体の（赤道の）座標の１００個の最も輝く星を示している。赤道面を 中心として２０゛の赤緯の１６個の最も輝く星が明るさを減少させる順番に番号 が付けられている。星１−１９と１１は赤ＩＱ１８°に有る。この実施例では、 これらの星は０．５５０から０．７２５μｍの波長以外ではＯパーセントの効率 で、１７０Ｋ　ＨＺの等価帯戚の電子フィルタと共に、容易に使用できるシリコ ンフォトダイオード、ＣＯＤ、あるいはＰＭＴを使用して観察されることができ る。それらの明るさのために、これらのｌ（および、それらの１０−”ＷＣｍ　 を単位として東スレッシュホールド）は：ベテルギウス（Ｂｅｔｅｌｇｅｕｓｅ ）１　（１８，３）、リゲル（Ｒｉｑｅｌ）２　（９，１）、プロジオン（Ｐｒ ｏｃｙｏｎ）３　（８，９＞、アルティア（Ａｌｔａｉｒ）４　（５，４）、ア ルファード（Ａｌｐｈａｒｄ＞５　＜２．９）、ベラ１−リックス（Ｂｅｌａｔ ｒｉｘ）６　（２，２）、ミラ（Ｍｉｒａ）７（Ｒ大輝度で２．２）、メン力＝ （Ｍｅｎｋａｒ）８（２，２＞、アルニラム（△ｌｎｉｌａｍ）９　（２，１） 、Ｊ３よびアルニタック（Ａｌｎｉｔａｋ）１１　（２，０）である。２０”の 赤緯帯が使用される場合には、エニフ（Ｅｎ　ｉ　ｆ）１０　（２，０＞が利用 でき、アルニタツク１１の明るさの直ぐ上である。

検出器の感度を２倍にづることによって、（星検出の信号対Ｍｉｓ比を増加させ 、あるいは代わりに、いくつかの明るい星の予想される位置の近くの領域に星探 査をルリ限して）姿勢決定のために、さらに５個の星を利用することができる。

すなわら、イエド　ブライア（Ｙｅｄ　ｐｒｉｏｕｒ）１２（１，７）、ウヌカ ルハイ（Ｕｎｕｋａ　ｌ　ｈａ　ｉ　）　１３（１，４＞、ミラタカ（Ｍｉｎｔ ａｋａ）１４　（１，３）、シェリブ（Ｃｈｅｆｅｂ）１５　（１，２）、およ びサダルメリック（Ｓａｄａ　１ｍｅ　ｌ　ｉ　ｋ）１６　（１，０）である。

これらの基準点を追加することで、アルタイア４があいまいである場合に、多く のバックアップが提供される。しかしながら、以下の議論は、控え目に赤緯１８ °帯内の１０個の最も明るい星だけの検出能力に依存する。

これらの星の１つ、あるいは他の出来事がプログラムされたスレッシュホールド 以上で起きるとぎ、感知器スキャンライン数の１２ビツトと、可視光検出器数の ３ビツトと、太陽角の画素アジマス位ｌの２２ビツトと、およびパルス振幅情報 の６ビツトとがバッファレジスタに格納される。１０分間で約１００回の出来事 の割合で、１回の出来事につぎ４３ビツトが使用される星ハウスキーピングデー タの毎秒７ビツトにだけ対応するので、非常に少ない平均データ速度になる。

７成分の状態ベクトル（マクインクイン、アイビド（ＭｃＪｎｔｙｎｅ、１ｂｉ ｄ）を見よ）を使用して回転状態を僅かに更新する場合には、回転軸の歳差運動 を含めて、１日当り０．０３°の歳差運動の速度を検出するために、時間当り１ つか２つの星だけ検出する必要がある。従って、この僅かな動作の場合、ときど ぎ星検出をすることだけが必要とされる。

操縦に続六私衛星の姿勢はあまり知られていない、そして３つの星の最少値が５ 成分の状態ベクトルを決定するために必要とされる。操則に１％　匡１ｉｌ−賄 ｌよ姿菊史斬のためにｉよ、これらの星が各々右方向の赤経と赤緯にＪ）いて、 少なくとも】００°ａ＞よび１５°だけ離されるべきて゛ある。

この実施例では、星検出スレッシツーホールドは公式に従ってに！定される： １’＝　［Ｆ［３′（１５０ＫＨｚ　）　］”　Ｘ　（２，５／５Ｎ）ｘ　（２ ，８ｘ　１０−”Ｗｃｍ−’／　Ｓ　Ｆ　）ここでＦ　［３１，ｔ　Ｋ　ｌ−１ ｚ　１１位のフィルタの帯域であり、ＳＮは感知器が地球へ見るときの名目上の 信号対雑音比仕様であり、Ｓ　Ｆはシリコン７４１〜ダイオード対フオトマルチ プライアの太陽スベクｔ−ラムに関する相対的な１３号対雑音比、すなわち、太 陽因子である。

第４図から、赤緯１８°帯内での１０個の最も明るい星の検出が右方向の赤経の よい広がりとなり、姿勢が正確になるということは明らかである。最も明るい星 の位置データを使用しで、正確に宇宙船の姿勢を決定することができ、網の目を 可視光検出器の微少部に、同時幾何学的視野（ＩＧＦＯＶ）、あるいは２８μラ ジアン以下に十分にすることができる。これは現在使用されている地上の印、地 球の縁、あるいは太陽感知方法よりさらに正確である。

はとんどの、あるいは全てのこれらの星に対する位置データは、１６分の標準画 像フレーム時間で記録される。地上の印を使用して右方向の赤経の相当するスイ ープはほとんど２４時間かかる。特に宇宙船の操縦に続樗ミ姿勢の不確かさは、 地球感知よりむしろ星感知を使用してさらに素早く分解されろ。

本方法の付加的な長所は：地上標識が雲によってあいまいになることがない：申 越しに点放射源：別々の星感知器に関してハードウェアのミスアライメントがな い：姿勢計締の簡素化（姿勢と位ｄの分離により）：姿勢決定のために別々の星 感知器を必要とＬノないこと；である。さらに、これらの長所は気象データに関 して無視できるほどにしか損失を生じない。

第５図に示される実施例では、照星、５００は回転感知器５０６例に関して、こ の衛星５００は、ロータ５０２、ブラフ１ヘフオーム５０４、通信ペイロード５ ０８、推進用のタンク５１２、推力チューブ５１０とを有する。各感知器５０６ と５１６は太陽光遮蔽５１８と５１７と放射冷却機５６０と５６２を有する。

以上議論したように、回転感知器５０６は地球を観察しながら気象データを記録 し、バックスキャンの間に星データを記録する。逆回転感知器５１６は地球の縁 の上の星データを記録する。このようにして、逆回転感知器５１６５１６による まれな星検出はアライメントのために使用されることができ、回転感知器５０６ による周期的な星検出は両方の感知器５０６と５１６のための進行中の姿勢決定 のために使用されることができる。

他に、逆回転感知器５１６は初期アライメントを行なうために一次的に回転され ることができ、その結果システムは地球フレームの中に出現する星に依存しなく なる。

本発明による３軸安−′Ｌ：（ヒｌ！ｌｉ星６０Ｑは、第６図に示されるように 、本体６０２と、外に広がる太陽パネル６０４を有する。通信アンテナ６０８と 、２つの感知器θ０６と６１６は、本体６０２と接続されていて、２つの感知器 ６０６と６１６は、各々放射冷′ＩＪ１礪６６０ど６６２を右づる。

２つの！ｆ１知器６０６と６１６の各々は２軸ミラースキヤンシステムと角度位 置エンコーダ〈図示せず〉を使用して、地球の各部分に向けられている。、１つ の感知器６０６は姿勢監視のために星視野の方に定期的に向けられる。他の感知 器６１６はアライメントのための星データを時々集める。

衛ＪＪ５００と６００の逆回転感知器５１６と、６０６と、および６１６の場合 には、感知器の姿勢決定のために星を空間的に選択するために、星視野の１ｌｉ ｌ＋限された部分に渡って特別の搭載されたスキャンシーケンスが使用される。

検出器の動きによって誘起される運動量のシフトを補償するように、惑星と星を 見る時間に感知器の動作は合せられる。衛星５００と６００の姿勢決定サブシス テムは衛星１００のための第３図に姿勢決定ザブシステムと同じであり、当該技 術分野の熟練者に明らかな点に関してのみ異なるだけである。

以上のように、現在のシステムと比べて、探査の正確さと、スピードと、経演性 において長所を備えた惑星の特徴を探査するためのシステムが提供される。本発 明は述べられた実施例に多くの他の変形例を提供づる。異なる目標、検出器、ス レッシュホールド、あるいは星スキャン電子ｖ装置が採用されることができる。

アライメントを提供するシステムでは、多数の感知器が特別の礪能を提供するよ うにおなしが、あるいｔま異なることができる。同様に、使用される検出器はこ となる空間的おにびスペクロラムの感度を有することができる。

本発明は可動宇宙船や静止していない衛星に応用できる。これらの、および他の 改造例や変形例は、以下の請求の範囲で定義されるように本発明の箱組にある。

泄 ふ 国際調査報告 Ａ、ＮＮＥＸ　Ｔｏ　−、ｒｌＥ　ＩＮＴＥ：’（ＮＡＴｒＯＮＡＬ　５ＥＡＲ ＣＨＲＥＰＯＲＴ　○ＮＵＳ−Ａ−３６７６５８１１１１０７／７２　Ｎｏｎａ ＢＥ−Ａ−８７４６９５０２１０７／７９　Ｎｏｎｅ

Claims (8)

【特許請求の範囲】
1. （１）宇宙船と、 源からの放射に応答して信号を作りだす感知器であって、ここにおいて、前記信 号の振幅は、前記感知器の所における放射束に対応し、前記感知器は前記宇宙船 に搭載されていて、 惑星の方と、予め決められた星の視野の方とに、交互に前記感知器を向けるため の手段と、 前記感知器が、探査情報を提供するように、前記惑星の方に向けられるときに、 前記感知器の信号を分析するための手段と、 前記感知器が前記星の視野に向けられているとき、プログラムされた基準に従っ て前記感知器からの信号を選択するための星視野データ圧縮手段であって、前記 圧縮手段は前記宇宙船に搭載されていて、および 感知器の姿勢情報を提供するように、前記選択された信号を分析するための手段 とを具備することを特徴とする惑星の特徴を探査するためのシステム。
2. （２）前記惑星に関する前記衛星の位置を識別するデータを提供するための宇宙 船位置決定手段と、前記惑星に関する前記感知器の指向を正確に決定するために 、前記位置情報と前記姿勢情報とを整合するための手段とを更に具備することを 特徴とする請求の範囲第１項に記載のシステム。
3. （３）前記姿勢情報に応答して前記宇宙船の姿勢を制御するための手段を更に具 備することを特徴とする請求の範囲第１項に記載のシステム。
4. （４）源によって生じられる束の感知器の所における束に対応する振幅の信号を 提供するための第２の感知手段と、および 前記第１の第２の感知器の相対的アライメントが決定されることができるように 、前記惑星の方と、星の視野の方に交互に前記第２の感知器を向けるための手段 とを更に具備することを特徴とする請求の範囲第１項に記載のシステム。
5. （５）前記宇宙船は回転が安定化され、ロータとプラットフォームを有し、前記 感知器は前記ロータの回転に連れて惑星と星の視野のデータを交互に記録するよ うに、前記感知器は前記ロータに組込まれていることを特徴とする請求の範囲第 １項に記載のシステム。
6. （６）前記宇宙船は３軸で安定化されることを特徴とする請求の範囲第１項に記 載のシステム。
7. （７）前記圧縮手段は、前記プログラムされた基準に従って、星検出だけを選択 するためのスレッシュホールド手段を有することを特徴とする請求の範囲第１項 に記載のシステム。
8. （８）前記圧縮手段は前記星の視野の制限された部分に渡って前記感知器をスキ ャンするための手段を有し、前記圧縮手段は前記宇宙船に搭載されていることを 特徴とする請求の範囲第１項に記載のシステム。