JPS62280611A - カメラ搭載人工衛星の影像航法支援装置 - 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】 技術分野 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
ノ七４クセル（画素）の探知もしくは位置決定を行う方
法である。

背景技術 ｒ　Ｔｈｅ　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　ｔｈｅ　Ａｓ’ｔ
ｒｏｎａｎｔｌｃａｌＳｅｌｅｎｅｓｓ　ｊ　Ｖｏｌ　
、　５２　、Ａ　２、（１９８４年４月−６月）、頁１
８９１９６に掲載されているランデツカ（Ｌａｎｄｅｃ
ｋｅｒの論文ｒ　０ｐｅｒａｔｉｏｎａｌＳｐａｃｅｃ
ｒａｆｔ　Ａｔｔｉｔｕｄｅ　Ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉ
ｏｎ　Ｕｓｉｎｇ　Ｄａｔａｆｒｏｍ　ａ　Ｓｐｉｎｎ
ｉｎｇ　Ｓ＠ｎ５ｏｎＪには、自転している衛星が地球
に面しなくなる都度、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
発明では、影像航法を行うために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
載のものと比較して本発明の相違は次の点にある。

ｔ　上記の文献の場合には、ラジオメータが衛星に対し
安定を行うプラットホーム上に設けられているので、ラ
ジオメータは非常に早く約１１００ｒｐで回転する。従
って、ラジオメータは、毎分３６０００°の速度で慣性
的に固定している恒星を通過することになる。これに対
して、本発明においては、この通過速度は毎分α２５°
である。従って、本発明によれば、極めて優れたＳＮ比
が得られる。

２　本発明では、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２つの直交次元における回転を制御
するが、他方、上記文献の技術では、ラジオメータの光
学系は１つの次元においてのみ段階的に操作されるに過
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、上記文献に記載の技術は、狭し）視野
内の星の探索に制限される。本発明はこのような制約を
受番すない〇 五　本発明は、長期間に亘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、画像聾な装置において補償
される影像航法システムの一部として用いられる。これ
に対し、上書己文献のもの番ま、姿勢および軌道の決定
にしか用しＡられなｔ／１゜本　上記文献のシステムで
は、その機倉ヒを実施するに当り観察中の星の等級の情
報が必要とされろ。

他方、本発明は、等級に関係なく（計器１．２の感度限
界内で）予め選択された里を探索する。

５、　上記文献に記載のシステムで（マ、（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、本発
明では、衛星が軌道運動してｌ／）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０ 以下に掲げる４つの引例が一般的な仕方で本発明に部分
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［Ｉｎｔ＊ｒｎａｔｌｏｎａｌＳｙｍ
ｐｏｓｉｕｍ　ｏｎ　Ｒ＊ｍｏｔ＠　Ｓｅｎｓｌｎｇ　
　ｏｆ　　ｔｈｅ　Ｅｎｖｉｒｏｎ　−ｍ＠ｎｔ　Ｊに
おける「Ｅｎｖｌｒｏｎｍ＠ｎｔａｌ　Ｒ＊ａ＊ａｒｅ
ｈＩｎｓｔｉｔｕｔ＠ｏｆ　Ｍｉｅｈｉｇａｎ　Ｊで行
われた資料表示を伴ったグロウルｒ　Ｇｒａａｌ　Ｊの
講演、２）１９１３５年９月にｒ　Ｎａｔｉｏｎａｌ　
Ｏｃ＠ａｎｉｃ　ａｎｄ　Ａｔｍｏｓｐｈ＠ｒｉｃＡｄ
ｍｉｎｉｓｔｒａｔ１ｏｎ　　発行のシュパルプ（Ｓｃ
ｈｗａｌｂ　）のｒ　Ｅｎｖｉｒｏｓａｔ　−２０００
Ｒ＠ｐｏｒｔ　；　ＧＯＥＳ−ＮｅｘｔＯｖ＋ｅｒｖｉ
＊ｖｊ、５）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「Ａｍ＊ｒｉｅａｎＭ＠ｔｅ
ｏｒｏｌｏｚ１ｅａｌ　５ｏｃｉｅｔｙ　Ｃｏｎｆｅｒ
ｅｎｃｅ　ｊで頒布されたケーニッヒ（Ｋｏ＠ｎ１ｇ　
）の「Ｔｈ＠ＧＯＥＳ　−Ｎｅｘｔ　Ｉｍａｇｅｒ　ａ
ｎｄ　５ｏｕｎｄ＠ｒ　Ｊ　、および４）　１９８６年
５月１２日ないし１６日にバージニア州つィリアムズパ
ーグで開催された「ＡＭＳ　５ｅｃｏｎｄＣｏｎｆｅｖ
ｅｎｃｅ　ｏｎ　Ｍｅｔｅｏｒｏｌｏｇｙ　／　Ｒｅｍ
ｏｔｅ　Ｓｅｎｓｉｎｇａｎｄ　Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏ
ｎ　Ｊで頒布されたジュアレズ（Ｊｕａｒｅｚ　）およ
びケーニッヒ（Ｋｏｅｎｌｇ　）の論文ｒ　　Ｉｎｆｒ
ａｒ＠ｄ　　Ｉｍａｇｉｎｇ　　ａｎｄ　　Ｓｏｕｎｄ
ｉｎｇ　　ｆｒｏｍ　　ａＧ＊ｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙ
　Ｂｏｄｙ　５ｔａｐｉ１１ｚｅｄ　Ｓ＃１ａｃｅｃｒ
ａｆｔ　Ｊ−ｈ　＾〜　すｓｔｍ　　本　−一　禽為　
Ｌ　　Ｉ　　　−ｒ　　　　　ｍ、Ｆ＋珂　ル辷　齢　
舶Ｔ　！　＾　Ｃ＾　ａｅｅ号および第４．３０Ｑ、１
５９号明細書がある。

本発明は、影像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固りを軌道運動する
。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（３５，５２
）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影像航法装
置を更新する手段（６０）が設けられる。

本発明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、本発明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。

発明を実施するための最良の態様 本発明は、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第７図に示した人工＃星と
関連して説明することにする。この人工衛星は、ＮＡＳ
Ａ（ＮａｔｉｏｎａｌＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　ｍａｄ
　５ｐａｃ＠Ａｄｍｌｎｉｉｔｒａｔｉｏｎ　）との契
約によりＮ０ＡＡ（Ｎａｔｉｏｎａｌ　０ｅｅａｎ１ｃ
　ａｎｄＡｔｍｏｓｐｈ−ｒｌｅ　Ａｄｍｉｎｉｓｔｒ
ａｔｌｏｎ　）により打上げられた本発明が適用されて
いる地球静止軌道の「ＧＯＥＳＩＪＫＬＭＪ気象衛星の
１つである。第７図に示しである要素には、太陽電池ア
レイ１１、Ｘ線センサ１２、磁力計１５、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、Ｍ隔測定／指令アンテナ１
８、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（ｉｍａｙ・ｒ）１およびサウンダ（ｓｏｕｍｄ＠ｒ
　）　２が含まれる。撮像装置もしくはイメージヤ１は
、クーラ４７、絞り（アパーチャ）２３およびミラー３
３から構成される。サウンダ（５ｏｕｎｄ＠ｒ　）は、
クーラ２１、絞り２３およびミラー３２を備えている。

ミラー５２．５５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５５．３２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。

撮像装置！１は、例えば、横方向の雲の速度を測定する
上で有用な地球表向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８１ｃｍの縦方向区分（北／南に
配列された８個の個々の１　ｋｍｍバックルもしくは画
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、それぞれが多数のバイ
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
分明されている。（地球上の）バイクセルの大きさは、
チャンネルの１つ（可視チャンネル）に対しては、１ｂ
Ｘ１−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。

サウンダ（＠ｏｕｎｄ＠ｒ　）２はバイクセル本しくは
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チヤンネル（その
うち１８チヤンネルが赤外線チャンネルで１チヤンネル
が可視チャンネＡ／）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４０ＫＨ１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１０ＫｍＸ１０Ｋｍ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
ゲットに而する周期ミラー５２によって行われる。

撮像装ｆ［ｔｌおよびサウンダ２は、「イメージングま
たはサウンディング区間」として知られている期間に渡
り独立に且つ同時に動作する。この区間は、少なくとも
８５分に特定されている０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。区間の経時に
、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−
を点火する。

星の測定は、静止環境からして、図示のＧＯＥＳＩＪＫ
ＬＭのような３軸で安定化された人工衛凰を用いれば容
易になる。鳳の測定では、計器のアパーチャ２３．２２
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昌の（１２
５′／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。

影像航法に対する本発明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発明の適用可能性は、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８６０３７５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）反復画像の対応のバイクセルも
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ルセスで
ある。

墨の観察は、互に直交する基準光軸Ｘ、７．Ｚの指向方
向に関する正確な実時間知顔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。

星の測定は、鳳捕捉コンピュータ６４（第８図参照）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。屋を横切るように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５５を揺動してアレイ３が墨の僅か東を見るよ
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は上の運動は、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１１８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（１２５°／分の速度）で運動している品は、
１３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、２
２４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。

第６図を参照されたい。

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０ＧＥ（地上オペレーション設＠）６５内の墨信
号処理フンピユータ６２に送られる。ミラー３５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１Ｍ＝　Ｗｂ　　−Ｐ％　Ｉｈｈ　　Ｋｎ
　　ｈ　　ｌ／　　−Ｉ　　　Ｌ　　Ｊ、ｔ　　捕　１
１　　−ｖ　↓Ｍ　　　　　Ｊ−４ｑ　　ｋ−）　　ｈ
　　−Ｍ ンビュータ６２は適切な星のデータの経路および処理バ
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。

サウンダ（５ｏｕｎｄ・ｒ）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ヤ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、イメージヤもし
くは撮像装置１！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１余される。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。

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Ｘ５７ｓｌ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−３）方向におけ
る金工ａＳ性は、約２９マイクロラジアンである。検出
器アレイ３は、±１１２マイクフ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。

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′ＪＸ１．２からの通常運行画像、撮像装置もしく
はイメージヤの陸標像ならびに星像を全てディジタル７
オー！ツトを含んでいる。

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ｘＸｙに対する検出された
昌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、７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画素当り棒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）。

コンピュータ６２はまた、通常の運行ｌ像を処理し、生
成データ送信装Ｗ１３９、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
同じである内部気憶されている星座（例えば第２図に示
す星座）から干犯される昌の座標と比較する。

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Ｐ
Ｍ６３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。

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Ａ／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（ＷＩ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における係数には元期における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ＨＢに依存し計器１．２の各々に対するｘ、ｙ
。

翼軸の運動を与える。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
々の変化を輩わす。係数に１Ａ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。

係数に、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５嵌
め（ｗａｌｋｉｎｇ　１ｓａｓｔ　５ｑｕａｒｅｓｒｔ
ｔ）Ｊ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
５嵌めは、軌道係数Ｋを更新するためには過電に行う必
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は係数にとは別に独立して
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。

以下には、生きている最小自乗当嵌め（ｖａｌｋｌｎｇ
ｌｅａｓｔ　ａｑｔｓａｒｅ　ｆｌｔ　）のアルゴリズ
ムにより係数に１Ａが共に求められる事例を説明する。

コンピュータ６２およびモ巨夕ＰＭ”６５によってフン
ビー−−タ６０に送られる測定データには、里および陸
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。七デル４０．５０の初期設定に係数にお
よびＡの初期推定値が用いられる。この初期推定値に基
ずいて、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ＰＭ６５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内の一座と測定した星の位置との比
較に基ずき）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、係数に、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、入力として座標に、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
定係数に、Ａの集合が得られる。

推定係数に、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、これら推定係数に、Ａはフンピユータ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
らびに変換フンピユータ６６に出力される係数ＫＳＡと
なる。他方、推定係数に、Ａが収斂していない場合には
、係数ＫＸＡの初期予想値を、推定された係数値に、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。

係数に、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７１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バイクセルの地球緯度
および経度座標ならびにサウンダ２の全てのバイクセル
（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
のバイクセル（画素）の位置ならびにバイクセル数とし
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６
７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。

０ＧＥ６５内の変換フンピユータ６６は、フンピユータ
６２から各走査線（Ｉ）ならびに各走査フンピユータ６
６はこれらＩＪ１パイクセル座標を３つの変換Ｔ１　、
Ｔ２およびＴＩにかける。ＴＩは、）、Ｊｌを、ミラー
３３．３２の既知の走査レート特性に基ずき各パイクセ
ルのＡＺ、ＥＬ（それぞれｙおよびＸ軸に対する対応の
ミラー５５．５２の角変位りに変換する。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バイクセル
（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ＸＳ　７．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からフンピユータ６６に与えられる。最
後に、ＴＩは、軌道から見た場合めバイクセル角を、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に与えられる軌道体
ａＫに含まれている。

任音壷樟コンピユー々６６がａ使用者のモジュ−ル７０
に存在する。その目的は、０ＧＥ６５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バイク
七ルの内の予め定められたバイク七ルではなく、撮像装
＠　（１ｍｍｇ＊ｒ　）　１からの全てのバイクセルに
対し地球緯度および経度を計算することである。七ジュ
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（■、Ｊｌ、ＫＳＡ）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、０ＧＥ６５内の
変換コンピュータ６６と同じように動作する。

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態検出指令により指令される。

観察が必要とされ、そして屋捕捉フンピユータ６４内に
格納されている既述の昌座により求められる適当な里が
存在する場合には、星検出指令が、上向リンク６Ｂを介
して衛星に送られろ。撮像装ｆ１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。

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、現在の走査線の経時で
はなく、現在の動作位置で中断される点を除て撮像装＠
１の動作と同じである。（サウンダ２は各位置に１０７
５秒留まる。）昌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。

通常の軌道上モードにおいて、撮像装置１の基準光軸１
ｓＹの指向方向は仰角および方位角双方において紅顔的
に約±１００２５°である。検出器３を、予想される星
の位置の東に正確にα００２５゜位置付けて、衛星の縦
揺れ運動（（Ｌ２５／分）を待ち、星が、アレイＳを通
過して１００２５°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１２０秒となろう。

検出器を星の位置の東にα００４５Ｂ°で位置付は星が
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。「星探索ウィン
ドウ」と称するこの調整された遷移時間は２．２０秒で
あり、第１図に黒く塗り漬したバーで示されている。星
探索ウィ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。

里観察指令は、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、コンビュｈｌＡＪイ憎ムψ舛帥
々１−ｂｌ今文巳小給螢り一錯するミラー５３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１２秒を
加えた時間量だけ先立って墨の位置への回転を開始しな
ければならない（第１図参照）。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１９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１１秒ヲ考慮して、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五
２秒前に行わなければならない。

撮像装置１１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第１図に、単一の
方向に傾いているハツチング線を有するバーとして示し
である。

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ｒｏＪであると定餞する。第
１図、第９図および第１０図において、時刻ｎは、円内
に示されており、モしてｎは、動作段階を表わす正の整
数である。尚、第９図は、第１図の左側の部分（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。

指令は、撮像装置１に１１秒で達する（時刻１）。

現在の走査線は１０秒で完了しく時刻２）、ミラー３３
が回転し始める。４０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５３に対
し休止（視線を合せること）を指令する。昌探索ウィン
ドウは、五２秒（時刻４′　）で始ま′す、それにより
、ミラー５５が定着するのに１２秒が割当てられる。

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が星の
位置に達した時点から測定して、星探索ウィンドウの持
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３５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。

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１３秒で戻り回転をし始める。１１３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
１１５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１
１３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４４秒である。この模様は、第１図の
右側の時間線にグラフで図解されている。

サウンダ２による星の輯察（第１０図に示しである）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、ｈ［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が凪を検知
するのに要する最大時間は、この４．３秒に、指令伝に
要する１１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開ＩＩＬ２
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＠
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α察を行うのに要する最小時間は４
．６秒である。

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、足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ィンドウを計算した
後にコンピュータ６４は、星の探索ウィンドウ（サウン
ダ２の場合には２．４秒）の開始から五２秒を減算して
、指令実行時点に達する。

第９図および第１０図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、（２００−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°の直経を有する円は皇の
観察に利用できない。この円の外側において、２１°Ｘ
２３°ＦＯＶの残余部分は星の観察に利用可能である。

±１Ｑ、５°の赤道帯に位置する４、　０等里或いはそ
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５０Ｍの星のカタログを編集した。

第２図には、これ郷星の位置が示されている。（第２図
において、右側の井桁軸は、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。） 各計器１．２の２１°×２３°の視野は、それぞれ、±
ＩＱ、５°の偏角ならびに１５時間の右側井桁に対応す
る。この視野は１日に１回ずつ嵐座を横切る。

（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。

） 宇宙船の軌道の傾きは、ステージミニ／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、影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−５（偏角）シフトに対応する。

何度かのシフトがあっても、影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、第２図の
原点近傍領域を除き、常に幾つかの里を含んでいるから
である。

この場合、傾きがα５°よりも大きいとすると、視野は
、Ｃｌ３と３との間の２．５時間の右側井桁期間内に星
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。

第３図は、計器１または２のいずれかの視野内にあり地
球の縁からの見掛は上の変位が少なくとも２００ｂであ
る４等里またはそれより明るい墨の数が（軌道位置角度
の関数として）グラフで示しである。次表１には、この
データが、零個、１個、２個または３個以上の昌が見丈
る１８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速読期間が示し
である。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７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。

第４図および第５図は、秋および春における最悪の干渉
様態を図解する図である。８０分の右井桁は、大まかに
、２３°の東／西ＦＯＶに対応する。

図示ノ２０°北／南Ｆ　ＯＶ　ハ実線ノ２１°北／南Ｆ
ＯＶより僅かに小さい。数字が記入しである円は星座内
の星および対応の等級を表わす。第４図および第５図は
、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、Ｍ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、この里は計器１．２の光学的制約によ
り見ることはできない。五８５等星かごの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（衛里時間）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。

第５図は、春における黄道に沿う太陽の軌跡を示す。１
７４等星郷里道（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。

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に対し里観察指令を発生するのを抑止する
手段を備えている。

本発明による星の観察は、等級により墨量の識別が可能
であることに依存するものではなく、５０のＭ座の各々
の予想される領域に准１つの菰が検出されるか非かに依
存する。本発明で用いられる星座においては、他の里に
よる潜在的干渉が存在しないことを確証するために、５
０個の星の各々を取巻＜　１１７°Ｘ０１７°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郷里まで完全である（約
２５万個の里を含む）　Ｓｍ１ｐｈｓｏｎｌｏｎ　Ａｓ
ｔｒｏｐｈｙｍｌｃａｌＯｂｓｅｒｖａｔｏｒｙ　（Ｓ
　Ａ　Ｏ）カタログを用いた。５０個の星の内３つの里
は上記のような近接した星を伴っている。この書接星の
鏝大尋級はＺ４であり、これは、撮像装ｆａ１またはサ
ウンダ２により検出するには暗過ぎる。

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３
０の実効視野が拡げられる。

これら３つの特殊な操作は、起動初期設定、星食後較正
およびステーショ二ｌキーピング後の較正である。

起動初期設定操作は、第１８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±ＣＬ８５°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ｖＡ祭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（１２５°／分）の効果が考慮さ
れる。

図示を簡略にするために、第６図には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で示しである。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桁はど増加される。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ィン
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
。

１日後には、？に星は、充分な制御下になり、１つ足に
対して１回のム祭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。

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。この里
食＠校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＃
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、単一の里を捕捉す
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！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２
７６マイクロラジアンであるからである。

一時間（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。

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遇間に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
±１０２°である。ステージ薯ンキービング後の較正の
場合には、単一の里を検出するのに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。

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、本発明の範囲を制限する意図ではない。本
発明の範囲は特許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、本発
明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。

第１図は、星探索ウィンドウおよび通常軌道上モードに
おける撮像装置１による星観察のだめの指令ドエル時間
を表す１対の時刻線を示す図、第２図は、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、第３図は、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
、第４図は、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、第５図は、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、第６図は初期設定または較正特殊繰作中に
仰角および方位角方向においてどのようにして撮像装Ｗ
ｔ１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、第７図は、本発明を有利に用いることができる人
工衛星の立面図、第８図は、本発明が重要な勧きをなす
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
プ田ツクダイヤフラム、第９図は、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＠
１が星の観察をどのようにして行うかを図解する図、そ
して第１０図は、サウンダ２の通常軌道上モードでのｉ
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。

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
・・・ｔＪＨＦ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・・・内部気憶モデル 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）干、情（／ｌ） ＦＩＧ、６　　　、Ｌ−ｐｏｖ＋−ｘｈｉ　、ｐｒ！４
’ＪＬｉ ロー―−一−―−一−コ シｉ（

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 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軸で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動かす指令を行う手
   段と、 前記カメラに結合されて、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測定された星の位置を発生す
   るための手段と、 前記処理手段に結合されて、測定された星の位置を影像
   航法装置に供給する手段とを含む衛星の影像航法支援装
   置。 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特許請求の範囲第１項記
   載の衛星の影像航法支援装置。 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特
   許請求の範囲第１項記載の衛星の影像航法支援装置。 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特許請求の範
   囲第１項記載の衛星の影像航法支援装置。 ５、指令手段により光学要素が、軌道運動している衛星
   に対し或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、或る時間長に渡り、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察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
   ドウ時間を有する特許請求の範囲第１項記載の衛星の影
   像航法支援装置。 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特許
   請求の範囲第１項記載の衛星の影像航法支援装置。 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時に指
   令手段は、カメラに対し星を検出する指令を発生するこ
   とを禁止される特許請求の範囲第１項記載の衛星の影像
   航法支援装置。 ８、処理手段が、各検出された星毎にカメラによつて発
   生される星信号の多数の標本を処理する特許請求の範囲
   第１項記載の衛星の影像航法支援装置。 ９、指令手段が、光学要素に対して通常の軌道上運行の
   場合よりも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効星探索
   視野を拡大し、 前記指令手段は、更に、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特許請求の範囲第１
   項記載の衛星の影像航法支援装置。 １０、視野の拡大が、軌道運動中のカメラがシーンから
   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特許請求の範囲第９項記載の衛星
   の影像航法支援装置。 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特許請求の範囲第
   ９項記載の衛星の影像航法支援装置。 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
   操作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特許請求の範囲第９
   項記載の衛星の影像航法支援装置。 １３、測定された星の位置を検出された星の等級から独
   立して決定する特許請求の範囲第１項記載の衛星の影像
   航法支援装置。