WO2020230252A1 - 編隊飛行制御装置、観測衛星、地上局、編隊飛行システム、砂観測システム、編隊飛行制御方法、及びプログラム - Google Patents

編隊飛行制御装置、観測衛星、地上局、編隊飛行システム、砂観測システム、編隊飛行制御方法、及びプログラム Download PDF

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celestial body
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昌典 河村
修 高原
英二 横山
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三菱電機株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a formation flight control device, an observation satellite, a ground station, a formation flight system, a sand observation system, a formation flight control method, and a program.
  • Synthetic Aperture Radar which is mounted on aircraft, artificial satellites, etc. and generates observation images of the ground surface by transmitting and receiving microwaves, as a means of observing the ground surface of celestial bodies over a wide area and acquiring the images. There is.
  • the resolution of the composite aperture radar is improved, the received power per pixel is lowered, so that the signal-to-noise ratio (SNR) of the observed image is deteriorated.
  • SNR signal-to-noise ratio
  • it is sufficient to increase the transmission power but it is difficult to significantly increase the transmission power when the power source depends on the power generated by the solar cell like an artificial satellite. Is.
  • Patent Document 1 equally widens the bandwidth of the transmission frequency by synthesizing the frequency spectra obtained by observing the same target at different angles of incidence by each of the synthetic aperture radars mounted on a plurality of artificial satellites. It discloses a technique for increasing the resolution of observed images by the proportion of the widened width.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and an object of the present invention is to improve the signal-to-noise ratio of the observed image.
  • the orbital flight control device controls orbit control information that controls observation satellites constituting a group of observation satellites that orbit the celestial body and sequentially observe the ground surface of the celestial body at intervals of observation. It is a formation flight control device that generates and outputs an orbit, and includes an orbit information acquisition means, an orbit control information generation means, and an orbit control information output means.
  • the orbit information acquisition means acquires the observation time observed by the previous forward observation satellite one before the observation order and the orbit information indicating the orbit of the previous forward observation satellite at the observation time.
  • the orbit control information generating means flies vertically above the intersection of the straight line connecting the forward observation satellite and the earth's center of the celestial body at the observation time and the ground surface, and the orbit and phase when the observation interval time elapses. Generates orbit control information indicating.
  • the orbit control information output means outputs the orbit control information.
  • the formation flight control device provides orbit control information indicating the orbit and phase of flying vertically above the intersection of the straight line connecting the forward observation satellite and the earth's center of the celestial body and the ground surface when the observation interval time elapses. Generate and output. Therefore, according to the present invention, all the observation satellites constituting the observation satellite group can observe the same observation region at the same observation angle, and the signal-to-noise ratio of the observation image can be improved.
  • Block diagram showing the configuration of the formation flight system according to the first embodiment of the present invention Diagram for explaining the orbits of multiple observation satellites that make up the observation satellite group A diagram showing how an observation satellite observes a celestial body using a synthetic aperture radar. Diagram showing the observation geometry of an observation satellite Block diagram showing an example of the functional configuration of an observation satellite Diagram to explain the parameters contained in the orbital elements Block diagram showing an example of hardware configuration of formation flight control device Flowchart showing the flow of trajectory control information generation processing The figure for demonstrating the orbit of a plurality of observation satellites constituting the observation satellite group which concerns on Embodiment 2 of this invention. Block diagram showing the configuration of the formation flight system according to the third embodiment of the present invention.
  • Block diagram showing an example of the functional configuration of a ground station Block diagram showing an example of the functional configuration of an observation satellite
  • Diagram to illustrate other communication methods between observation satellites and between observation satellites and ground stations Block diagram showing the configuration of the sand observation system according to the fifth embodiment of the present invention.
  • the formation flight system 1 includes 100 ground stations communicating with the observation satellite group 200G and N (N is a natural number of 2 or more) equipped with a synthetic aperture radar.
  • N is a natural number of 2 or more
  • the observation satellite group 200G composed of observation satellites 200-1, 200-2, 200-3, ..., 200-N.
  • observation satellite 200 when each of the N observation satellites 200-1, 200-2, 200-3, ..., 200-N is not particularly distinguished, it may be referred to as "observation satellite 200".
  • the ground station 100, the observation satellite group 200G, and the adjacent observation satellites 200 in the observation satellite group 200G are connected to each other by wireless communication according to the satellite communication protocol.
  • the ground station 100 communicates with the observation satellite 200 included in the observation satellite group 200G.
  • the ground station 100 transmits the observation instruction information for instructing the observation to the observation satellite 200-1 in the observation satellite group 200G, and is transmitted while being sequentially updated by the observation satellite 200 in the observation satellite group 200G.
  • the observation information indicating the observation contents is received from the observation satellite 200-N.
  • the observation instruction information and the observation information will be described later.
  • the observation satellite group 200G consists of N observation satellites 200 that fly in different orbits adjacent to each other in the order of observation satellites 200-1, 200-2, 200-3, ..., And observation satellites 200-N at regular intervals. including. Further, the observation satellite 200 includes a formation flight control device 210 that generates orbit control information based on the observation information acquired from the forward observation satellite 200F.
  • the observation satellite 200 is an artificial satellite that observes the condition of the ground surface of the celestial body 5 while orbiting around the celestial body 5 to be observed.
  • Observation satellites 200-1, 200-2, 200-3, ..., 200-N fly sequentially in different orbits at regular intervals.
  • the observation satellites 200-1, 200-2, 200-3, ..., 200-N cross the rotation axis AR and pass over or near the north and south poles of celestial body 5, respectively. It goes around -1, PO-2, PO-3, ..., PO-N.
  • polar orbit PO when each of the N polar orbits PO-1, PO-2, PO-3, ..., PO-N is not particularly distinguished, it may be referred to as "polar orbit PO".
  • the observation satellite 200 to be explained is the self-observation satellite 200S, and the observation satellite 200 whose flight order and observation order is one before the self-observation satellite 200S is the forward observation satellite 200F and the self-observation satellite 200S is the flight order and observation.
  • the observation satellite 200 that is one order behind is called the backward observation satellite 200B.
  • the observation satellite 200-2 is the self-observation satellite 200S
  • the observation satellite 200-1 becomes the forward observation satellite 200F
  • the observation satellite 200-3 becomes the backward observation satellite 200B.
  • the observation satellite 200 is equipped with a synthetic aperture radar, and as shown in FIG. 3, irradiates microwaves diagonally downward toward the ground surface of the celestial body 5 at an incident angle of ⁇ 0 , and a radio wave irradiation region irradiated with microwaves.
  • the condition of the ground surface of the celestial body 5 is observed.
  • the celestial body 5 is specifically a planet or satellite such as the earth, Mars, or the moon.
  • the angle formed by the vertical DV from the earth center of the celestial body 5 toward the center of the radio wave irradiation region RD and the incident direction DI of the microwave irradiated from the observation satellite 200 is the incident angle ⁇ 0 .
  • the observation satellite 200-1 orbits the polar orbit PO-1 around the celestial body 5
  • the observation satellite 200-2 orbits the polar orbit PO-2 around the celestial body 5.
  • the intersection of the straight line SL1 connecting the observation satellite 200-1 and the earth center of the celestial body 5 at the observation time of the observation satellite 200-1 and the ground surface is defined as the observation ground surface point PG.
  • the observation ground surface point PG moves due to the rotation of the celestial body 5.
  • the observation satellite 200-2 when the observation interval time elapses from the observation time of the observation satellite 200-1 in the previous order, the straight line SL2 connecting the observation satellite 200-2 in the rear order and the earth center of the celestial body 5 and the ground surface
  • the observation satellite 200-2 is orbit-controlled by its own formation flight control device 210 and orbit control unit 230 so that the intersection points coincide with the observation ground surface point PG.
  • the time when the observation interval time has elapsed from the observation time of the previous forward observation satellite 200F may be simply referred to as "the time when the observation interval time has elapsed".
  • the observation satellite 200 includes an orbit information acquisition unit 211, an orbit control information generation unit 212, an orbit control information output unit 213, and a reception unit 220 and an orbit control unit 230 of the formation flight control device 210. It includes an attitude control unit 240, an observation unit 250, an observation image analysis unit 260, and a transmission unit 270.
  • the orbital information acquisition unit 211 indicates observation area information, observation angle information, observation interval time information, and observation time information indicating the observation time of the forward observation satellite 200F from the observation information acquired from the forward observation satellite 200F via the reception unit 220. , Acquires the orbit information of the forward observation satellite 200F at the observation time of the forward observation satellite 200F and supplies it to the orbit control information generation unit 212.
  • the orbit information acquisition unit 211 is an example of the orbit information acquisition means of the present invention.
  • the orbit control information generation unit 212 uses various information acquired from the orbit information acquisition unit 211 to obtain a straight line connecting the forward observation satellite 200F and the celestial body 5 at the observation time of the forward observation satellite 200F and the ground surface of the celestial body 5. Orbit control information indicating the orbit and phase for the self-observation satellite 200S to fly vertically above the intersection with the self-observation satellite 200S is generated when the observation interval time elapses from the observation time of the forward observation satellite 200F.
  • the trajectory control information generation unit 212 supplies the generated trajectory control information to the trajectory control information output unit 213.
  • the orbit control information generation unit 212 is an example of the orbit control information generation means of the present invention.
  • the orbit control information output unit 213 outputs the orbit control information acquired from the orbit control information generation unit 212 to the orbit control unit 230.
  • the trajectory control information output unit 213 is an example of the trajectory control information output means of the present invention.
  • the receiving unit 220 is realized by a receiving antenna that receives a radio signal, a receiving processing circuit that executes reception processing such as analog-to-digital conversion, demodulation, and decoding of the received radio signal, and is an observation transmitted from the ground station 100.
  • the instruction information and the observation information transmitted from the forward observation satellite 200F are received, and the received observation instruction information and the observation information are subjected to reception processing and output.
  • the receiving unit 220 receives the observation instruction information transmitted from the ground station 100, that is, when it receives the observation instruction information to be transmitted to the observation satellite 200-1 having the earliest flight order and observation order. Shall supply observation instruction information to components other than the formation flight control device 210.
  • the receiving unit 220 is an example of the receiving means of the present invention.
  • Observation instruction information includes, for example, observation area information, observation angle information, and observation interval time information.
  • the observation area information is information indicating the observation area to be observed. Based on this observation area information, the observation satellite 200 irradiates the observation area with microwaves by a synthetic aperture radar.
  • the observation angle information is information indicating the observation angle with respect to the observation area. The observation angle is specifically the angle of incidence of the microwave with respect to the observation region.
  • the observation satellite 200 irradiates the observation region with microwaves by a synthetic aperture radar at an incident angle corresponding to the observation angle information.
  • the observation interval time information is information indicating the interval time for each of the observation satellites 200 to observe the observation area. That is, the observation interval time information is the time from when the forward observation satellite 200F observes the observation area to when the self-observation satellite 200S observes the same observation area.
  • the observation information includes the above-mentioned observation instruction information, the observation time of the observation satellite 200, the orbit information of the observation satellite 200 at the observation time, and the composite image.
  • the orbit information is represented by, for example, orbital elements indicating the orbit and motion of the observation satellite 200.
  • the orbital elements include parameters such as orbital length radius a, eccentricity e, orbit inclination angle i, ascension node RA ⁇ , argument of periapsis ⁇ , and argument of periapsis T.
  • the semimajor axis a is half the length of the long axis of the orbit O.
  • the eccentricity e is a parameter that defines the absolute shape of the orbit O, and represents how flat the orbit O is.
  • the orbit O becomes closer to a circular orbit when the eccentricity e is small, and becomes an elongated elliptical orbit as the eccentricity increases.
  • the orbit inclination angle i is the angle formed by the equatorial plane and the orbital plane of the celestial body 5.
  • the right ascension ⁇ is the right ascension of the ascension node where the orbit O crosses the equatorial plane of the celestial body 5 from the south side to the north side, and how much the ascension node rotates in the rotation direction of the celestial body 5 from the reference position represented by the vernal equinox. Represents Taka.
  • the argument ⁇ ascends the angle formed by the ascending node and the near point where the center of gravity of the celestial body 5 and the orbit O are closest to each other along the rotation direction of the celestial body 5 when viewed from the center of gravity of the celestial body 5. It is measured from the intersection.
  • the perigee passage time T is the time when the celestial body 5 passes the perigee.
  • the composite image is an image synthesized by sequentially pixel-integrating the observation images acquired by each of the observation satellites 200 included in the observation satellite group 200G.
  • the orbit control unit 230 controls the orbit of the observation satellite 200 based on the observation instruction information input from the reception unit 220 or the orbit control information input from the orbit control information output unit 213 of the formation flight control device 210.
  • the orbit control unit 230 controls the orbit of the self-observation satellite 200S by, for example, radiating a thrust to the thruster according to the orbit control information to obtain a propulsive force.
  • the orbit control unit 230 outputs an orbit control completion signal for notifying the fact to the observation unit 250.
  • the trajectory control unit 230 is an example of the trajectory control means of the present invention.
  • the attitude control unit 240 controls the attitude of the observation satellite 200 based on the observation instruction information or the observation information acquired via the reception unit 220. More specifically, the attitude control unit 240 extracts the astronomical object 5 at the observation time of the forward observation satellite 200F based on the observation information acquired from the forward observation satellite 200F (extracts the observation time information of the forward observation satellite 200F). The relative attitude of the forward observation satellite 200F with respect to is calculated. Then, the attitude control unit 240 controls the reaction wheel, the control moment gyro (CMG), the thruster, and the like so that the self-observation satellite 200S takes the same relative attitude as the calculated relative attitude when the observation interval time elapses. The attitude of the self-observation satellite 200S is controlled. When the attitude control of the self-observation satellite 200S is completed, the attitude control unit 240 outputs an attitude control completion signal for notifying the fact to the observation unit 250.
  • the attitude control unit 240 is an example of the attitude control means of the present invention.
  • the observation unit 250 is realized by, for example, a synthetic aperture radar, and observes the observation area of the celestial body 5. After inputting the orbit control completion signal from the orbit control unit 230 and the attitude control completion signal from the attitude control unit 240, the observation unit 250 targets at the timing when the observation interval time elapses from the observation time of the forward observation satellite 200F. By irradiating the area with microwaves and receiving the reflected waves, an observation image that captures the situation of the observation area is generated. The observation unit 250 outputs the generated observation image to the observation image analysis unit 260.
  • the observation unit 250 is an example of the observation means of the present invention.
  • the observation image analysis unit 260 pixel-integrates the composite image generated by the forward observation satellite 200F and the observation image generated by the observation unit 250 included in the observation information acquired from the forward observation satellite 200F to generate a new composite image. Generate.
  • the observation image analysis unit 260 outputs the generated composite image to the transmission unit 270.
  • the observation image analysis unit 260 is an example of the observation image analysis means of the present invention.
  • the transmission unit 270 encodes the composite image input from the observation image analysis unit 260, the observation time of the self-observation satellite 200S, the orbital information of the self-observation satellite 200S at the observation time, and the observation instruction information input from the reception unit 220. , Modulation, reception processing circuit that executes transmission processing such as digital-analog conversion, transmission antenna that transmits radio signals, and so on.
  • the transmission unit 270 performs transmission processing on the composite image, observation time, orbit information, and observation instruction information, and transmits the observation information to the ground station 100 or the backward observation satellite 200B.
  • the transmission unit 270 is an example of the transmission means of the present invention.
  • the formation flight control device 210 includes a processor 214, a ROM (Read Only Memory) 215, a RAM (Random Access Memory) 216, an auxiliary storage device 217, an input device 218, and an output device 219. To be equipped. Each of these parts is electrically connected to each other via a bus line BL.
  • ROM Read Only Memory
  • RAM Random Access Memory
  • the processor 214 is, for example, an arithmetic unit such as a CPU (Central Processing Unit), and various functions of the formation flight control device 210 are executed by reading programs and data from the ROM 215 and the auxiliary storage device 217 onto the RAM 216 and executing the programs and data. To realize.
  • a CPU Central Processing Unit
  • ROM 215 is a non-volatile memory that stores a program executed by the processor 214, data used when executing the program, and the like.
  • the ROM 215 stores, for example, a program and data related to the trajectory control information generation process described later.
  • the RAM 216 is a volatile memory that temporarily holds programs and data read from the ROM 215 and the auxiliary storage device 217, and is used as a work area of the processor 214.
  • the auxiliary storage device 217 is a non-volatile storage device such as an HDD (Hard Disk Drive) or SSD (Solid State Drive) whose storage contents can be rewritten.
  • the auxiliary storage device 217 stores, for example, a program executed by the processor 214, data used when executing the program, and data generated by executing the program.
  • the input device 218 is an input interface for taking various information from the outside into the formation flight control device 210, and for example, the reception unit 220 inputs the observation information received.
  • the output device 219 is an output interface for outputting various information to the outside of the formation flight control device 210.
  • the orbit control information is output to the orbit control unit 230.
  • the orbit information acquisition unit 211 shown in FIG. 5 is realized by, for example, a processor 214, a ROM 215, a RAM 216, and an input device 218.
  • the orbit control information generation unit 212 is realized by, for example, a processor 214, a ROM 215, and a RAM 216.
  • the trajectory control information output unit 213 is realized by, for example, an output device 219.
  • This orbit control information generation process is a process of generating orbit control information for observing the observation region observed by the forward observation satellite 200F at the same observation angle based on the observation information of the forward observation satellite 200F.
  • the orbit control information generation unit 212 starts the orbit control information generation process in response to the acquisition of the observation information of the forward observation satellite 200F from the reception unit 220.
  • the orbit control information generation unit 212 When the orbit control information generation process is started, the orbit control information generation unit 212 first obtains observation interval time information and observation time information of the forward observation satellite 200F from the observation information of the forward observation satellite 200F acquired via the input device 218. , Acquire the orbit information at the observation time of the forward observation satellite 200F (step S101).
  • the orbit control information generation unit 212 calculates the direction of the celestial body 5 with respect to the forward observation satellite 200F at the observation time of the forward observation satellite 200F (step S102).
  • the orbit control information generation unit 212 may represent the orientation of the celestial body 5 at the observation time of the forward observation satellite 200F based on the orientation of a fixed coordinate system such as a horizontal coordinate system or an equatorial coordinate system.
  • a fixed coordinate system such as a horizontal coordinate system or an equatorial coordinate system.
  • the orientation of the celestial body 5 can be represented by longitude and latitude.
  • the orbit control information generation unit 212 calculates the position of the observation ground surface point PG at the observation time of the forward observation satellite 200F (step S103).
  • the orbit control information generation unit 212 calculates the position of the observation ground surface point PG at the intersection of the straight line SL1 connecting the forward observation satellite 200F and the earth center of the celestial body 5 at the observation time of the forward observation satellite 200F and the ground surface. (See FIG. 3).
  • the orbit control information generation unit 212 calculates the position of the observation ground surface point PG when the observation interval time elapses (step S104).
  • the orbit control information generation unit 212 calculates the position of the observation ground surface point PG at the intersection of the straight line SL2 connecting the self-observation satellite 200S and the earth center of the celestial body 5 and the ground surface when the observation interval time elapses (see FIG. 4). ).
  • the orbit control information generation unit 212 calculates the target orbit and the transition orbit of the self-observation satellite 200S (step S105).
  • the target orbit of the self-observation satellite 200S is an orbit for the self-observation satellite 200S to pass vertically above the observation surface point PG calculated in step S104 when the observation interval time elapses.
  • a degree of freedom remains in the altitude of the self-observation satellite 200S vertically above the observation surface point PG.
  • the altitude of the self-observation satellite 200S in the target orbit for example, the altitude of the self-observation satellite 200S currently in flight, the altitude when the forward observation satellite 200F passes vertically above the observation surface point PG, the ground station 100, and the like. It is conceivable to use the altitude etc. input from the external device.
  • the velocity vector in the target orbit the relative velocity vector with respect to the celestial body 5 when the forward observation satellite 200F passes vertically above the observation surface point PG may be used.
  • the orbit control information generation unit 212 calculates the transition orbit of the self-observation satellite 200S from the current orbit to the target orbit.
  • the orbit control information generation unit 212 uses, for example, a particle swarm optimization (PSO), which is one of the optimization methods that applies the swarm behavior of animals to the search method, and the amount of propellant consumed. Calculate the transition orbit as much as possible.
  • PSO particle swarm optimization
  • the trajectory control information generation unit 212 After executing the process of step S105, the trajectory control information generation unit 212 generates trajectory control information indicating the target trajectory and the transition trajectory, supplies the trajectory control information to the trajectory control information output unit 213 (step S106), and generates the trajectory control information. End the process.
  • the formation flight control device 210 calculates the position of the observation ground surface point PG at the observation time of the forward observation satellite 200F and the position of the observation ground surface point PG when the observation interval time elapses. Then, when the observation interval time elapses, the self-observation satellite 200S generates orbit control information indicating the target orbit and the transition orbit for passing vertically above the observation ground surface point PG when the observation interval time elapses. The self-observation satellite 200S is orbit-controlled based on the generated orbit control information. As a result, all the observation satellites 200 constituting the observation satellite group 200G can observe the same observation area at the same observation angle. The signal-to-noise ratio of the observed images can be improved by generating a composite image in which the observed images acquired by each observation satellite 200 are sequentially pixel-integrated.
  • the observation satellite 200 included in the observation satellite group 200G has been described as flying in a polar orbit PO that passes over or near the north and south poles of the celestial body 5.
  • the polar region of the celestial body 5 may not be the observation target. Therefore, in the second embodiment, an example in which the observation satellite 200 orbits a non-polar orbit that does not pass through the polar region of the celestial body 5 will be described. In order to avoid duplication of description, only the differences from the first embodiment will be described below.
  • the observation satellites 200-1, 200-2, ..., 200-N do not pass over or near the North Pole and the South Pole without intersecting with the rotation axis AR of the celestial body 5. It orbits the non-polar orbits NPO-1, NPO-2, ..., NPO-N, respectively.
  • all the observation satellites 200 included in the observation satellite group 200G can observe the same observation region at the same observation angle, and each observation satellite 200 acquires it. It is possible to improve the signal-to-noise ratio of the composite image obtained by sequentially pixel-integrating the observed images.
  • the formation flight system 1 according to the present embodiment is particularly effective when the observation target is in a low latitude region.
  • the ground station 100 transmits observation instruction information to the observation satellite 200-1 having the earliest flight order and observation order in the observation satellite group 200G, and observes in the observation satellite group 200G. It has been described that the observation information transmitted while being sequentially updated by the satellite 200 is received from the observation satellite 200-N having the latest flight order and observation order.
  • the third embodiment an example in which each of the observation satellites 200 constituting the observation satellite group 200G communicates with the ground station 100 will be described. In the following, only the differences from the first embodiment and the second embodiment will be described.
  • the formation flight system 1 is based on the ground station 100 communicating with each of the observation satellites 200 constituting the observation satellite group 200G and the observation instruction information received from the ground station 100.
  • a group of observation satellites consisting of N observation satellites 200-1, 200-2, 200-3, ..., 200-N that observe the observation area specified by the above and transmit the observation information including the observation image to the ground station 100. Includes 200G.
  • the formation flight system 1 according to the third embodiment is different from the first embodiment and the second embodiment, and the ground station 100 is equipped with the formation flight control device 110 as shown in FIG. 11, while the observation satellite.
  • the formation flight control device 210 is not mounted on each of the observation satellites 200 constituting the group 200G.
  • the ground station 100 functionally includes an orbit information acquisition unit 111, an orbit control information generation unit 112, and an orbit control information output unit 113 included in the formation flight control device 110. It also includes a ground transmission unit 120, a ground reception unit 130, an observation image storage unit 140, and an observation image analysis unit 150.
  • the orbit information acquisition unit 111 externally observes the observation area information, the observation angle information, the observation interval time information, the observation time information indicating the observation time of the previous forward observation satellite 200F, and the previous forward observation satellite 200F at the observation time of the previous forward observation satellite 200F.
  • the orbital information of the above is acquired and supplied to the orbital control information generation unit 112.
  • the orbit control information generation unit 112 uses various information acquired from the orbit information acquisition unit 111 to obtain a straight line connecting the forward observation satellite 200F and the celestial body 5 at the observation time of the forward observation satellite 200F and the ground surface of the celestial body 5. It generates orbit control information indicating the orbit and phase for the self-observation satellite 200S to fly vertically above the intersection with the observation interval time.
  • the trajectory control information generation unit 112 supplies the generated trajectory control information to the trajectory control information output unit 113 together with various information acquired from the trajectory information acquisition unit 111.
  • the orbit control information output unit 213 outputs various information including the orbit control information acquired from the orbit control information generation unit 212 to the ground transmission unit 120.
  • the ground transmission unit 120 transmits the orbit control information input from the orbit control information output unit 213, the observation area information, the observation angle information, and the observation interval time information acquired by the orbit information acquisition unit 111 to the observation satellite 200 as observation instruction information. ..
  • the terrestrial transmission unit 120 is an example of the terrestrial transmission means of the present invention.
  • the ground receiving unit 130 receives the observation information transmitted from the observation satellite 200 as a response to the observation instruction information transmitted from the ground transmitting unit 120.
  • the observation information includes an observation image acquired by the observation satellite 200 that has received the observation instruction information.
  • the ground receiving unit 130 supplies the observation information received from the observation satellite 200 to the observation image storage unit 140.
  • the observation image storage unit 140 stores the observation image included in the observation information acquired from the ground reception unit 130, and supplies the observation image to the observation image analysis unit 150.
  • the observation image analysis unit 150 sequentially pixel-integrates the observation images that capture the same observation area acquired from the observation image storage unit 140 to generate a composite image.
  • the observation satellite 200 functionally includes a receiving unit 220, an orbit control unit 230, an attitude control unit 240, an observation unit 250, and a transmitting unit 270.
  • the receiving unit 220 receives the observation instruction information transmitted from the ground station 100 and supplies it to each constituent part.
  • the orbit control unit 230 controls the orbit of the self-observation satellite 200S based on the orbit control information included in the observation instruction information acquired from the reception unit 220, for example, by radiating a thrust to the thruster to obtain propulsive force. To do.
  • the orbit control unit 230 outputs an orbit control completion signal to the observation unit 250.
  • the attitude control unit 240 calculates the relative attitude of the forward observation satellite 200F with respect to the celestial body 5 at the observation time of the forward observation satellite 200F based on the observation instruction information. Then, the attitude control unit 240 controls the attitude of the self-observation satellite 200S so that the self-observation satellite 200S takes the same relative attitude as the calculated relative attitude when the observation interval time elapses. When the attitude control of the self-observation satellite 200S is completed, the attitude control unit 240 outputs an attitude control completion signal to the observation unit 250.
  • the observation unit 250 After inputting the orbit control completion signal from the orbit control unit 230 and the attitude control completion signal from the attitude control unit 240, the observation unit 250 irradiates the observation region of the celestial body 5 with microwaves when the observation interval time elapses. By receiving the reflected wave, an observation image that captures the situation in the observation area is generated. The observation unit 250 outputs the generated observation image to the transmission unit 270.
  • the transmission unit 270 transmits a reception processing circuit that executes transmission processing such as coding, modulation, and digital-to-analog conversion with respect to the observation image input from the observation unit 250 and the observation instruction information input from the reception unit 220, and a radio signal. It is realized by a transmitting antenna or the like.
  • the transmission unit 270 performs transmission processing on the observation image and the observation instruction information, and transmits the observation information to the ground station 100.
  • the formation flight system 1 according to the third embodiment is equipped with the formation flight control device 110 on the ground station 100, and provides orbit control information to each of the observation satellites 200.
  • Send observation instruction information including.
  • the ground station 100 receives the observation information transmitted from the observation satellite 200 in response to the observation instruction information, and sequentially pixel-integrates the observation images included in the observation information to generate a composite image. Therefore, even in the formation flight system 1 according to the third embodiment, all the observation satellites 200 included in the observation satellite group 200G can observe the same observation region at the same observation angle, and the ground station 100 has acquired it. It is possible to improve the signal-to-noise ratio of the composite image obtained by sequentially pixel-integrating the observed images.
  • the observation instruction information and the observation information are directly transmitted and received between the ground station 100 and the observation satellite 200 or between the observation satellite 200, but each information is transmitted and received via the relay device. May be good.
  • the formation flight system 1 according to the fourth embodiment revolves in the same cycle as the rotation cycle of the celestial body 5, and transmits / receives data between the ground station 100 and the observation satellite 200 or between the observation satellite 200.
  • a stationary relay satellite 300 for relaying is provided.
  • the positions of the two satellites are largely separated and communication is not possible.
  • observation information can be transmitted and received by the stationary relay satellite 300.
  • data transmission / reception between the observation satellites 200-1 and the observation satellites 200-2 may be performed via a single or a plurality of ground stations 100 installed in the celestial body 5.
  • all the observation satellites 200 included in the observation satellite group 200G can observe the same observation region at the same observation angle, and the observation images are sequentially pixel-integrated.
  • the signal-to-noise ratio of the obtained composite image can be improved.
  • the formation flight system 1 according to the above-described first to fourth embodiments may be applied to a sand observation system for observing the condition of sand covering the ground surface of the celestial body 5.
  • the sand observation system 2 includes a formation flight system 1, a change detection unit 410, a ground surface information storage unit 420, and an output interface 430 according to the above-described first to fourth embodiments. ..
  • the ground surface information stored in the ground surface information storage unit 420 can include, for example, an image of observing the ground surface and numerical data associated with the position of the ground surface.
  • the ground surface information storage unit 420 is an example of the ground surface information storage means of the present invention. In the present embodiment, an example in which the ground surface information is a composite image obtained by the formation flight system 1 will be described.
  • the formation flight system 1 supplies a composite image obtained by pixel integration by any of the methods 1 to 4 to the change detection unit 410.
  • the change detection unit 410 extracts the past composite image obtained by observing the same area as the composite image acquired from the formation flight system 1 from the ground surface information storage unit 420, and the composite image acquired from the formation flight system 1 and the ground surface information storage unit 420. The difference is detected by comparing with the composite image extracted from, and the changed portion is supplied to the output interface 430. Further, the composite image acquired from the formation flight system 1 is stored in the ground surface information storage unit 420.
  • the change detection unit 410 is an example of the change detection means of the present invention.
  • all the observation satellites 200 included in the observation satellite group 200G can observe the same observation region at the same observation angle, and the observation images are sequentially pixel-integrated.
  • the signal-to-noise ratio of the obtained composite image can be improved.
  • the sand observation system 2 that estimates the shape of the sand mountains existing in the celestial body 5 will be described.
  • the sand observation system 2 according to the sixth embodiment has the formation flight system 1, the input interface 510, the composite image storage unit 520, the image reference unit 530, and the three-dimensional topography according to the first to fourth embodiments. It includes an estimation unit 540, a soil information determination unit 550, a soil information storage unit 560, and an output interface 570.
  • the estimation target information that specifies the sand mountain to be estimated is acquired by the input interface 510. Any method can be adopted as the method of designating the sand ridge in the input interface 510.
  • the method of designating the sand mountain may be, for example, a format in which a map is displayed and a figure on the map or a rectangle including the figure is designated as the target area, or a format in which the target area is designated by latitude and longitude.
  • the input interface 510 supplies the estimated target information indicating the target area to the image reference unit 530 and the soil information determination unit 550.
  • the formation flight system 1 stores the composite image obtained by pixel integration by any of the methods 1 to 4 in the composite image storage unit 520.
  • the image reference unit 530 extracts a composite image including the region of the estimation target indicated by the estimation target information acquired via the input interface 510 from the composite image storage unit 520, and supplies the composite image to the three-dimensional terrain estimation unit 540. It is assumed that the composite image includes radio wave irradiation direction information indicating the radio wave irradiation direction represented by microwaves, which is the observation direction of the observation satellite 200 equipped with the synthetic aperture radar.
  • the composite image storage unit 520 is an example of the composite image storage means of the present invention.
  • the image reference unit 530 is an example of the image reference means of the present invention.
  • the soil information determination unit 550 extracts the soil information of the sand mountain to be estimated indicated by the estimation target information supplied from the input interface 510 from the soil information stored in the soil information storage unit 560, and the three-dimensional topography estimation unit 540. Supply to.
  • the soil information storage unit 560 may store all the soil information on the celestial body 5 in advance, or may appropriately acquire the necessary soil information via the Internet. Further, the soil information is, for example, information such as whether the soil of the sandy mountain is sand or gravel.
  • the three-dimensional terrain estimation unit 540 uses the composite image, radio wave incident direction information, and soil information to generate three-dimensional terrain estimation information indicating the estimation result of the three-dimensional terrain of the estimation target obtained by performing image processing on the composite image. And supply it to the output interface 570.
  • the three-dimensional terrain estimation unit 540 is an example of the three-dimensional terrain estimation means of the present invention.
  • the three-dimensional terrain estimation unit 540 includes, for example, a terrain determination unit 541, a mountain height estimation unit 542, and a terrain estimation unit 543.
  • the terrain determination unit 541 determines that the brightness in the composite image is caused by the conical peaks based on the brightness and darkness of the pixel values of the composite image acquired from the image reference unit 530 and the radio wave irradiation direction information included in the composite image. ..
  • the terrain determination unit 541 holds, for example, a three-dimensional terrain model that models a plane, a cone, and a light irradiation direction inside, and automatically represents a composite image acquired from the image reference unit 530 with the three-dimensional terrain model. To do.
  • the terrain determination unit 541 may more accurately determine the shape caused by light and darkness in the composite image by modeling the shape of the mountain not only with a cone but also with, for example, a quadrangular pyramid. Further, the radio wave irradiation direction information does not need to be included in the composite image in advance if it can be automatically generated from the composite image.
  • the terrain determination unit 541 determines that the light and darkness in the composite image is caused by the mountain
  • the terrain determination unit 541 calculates the bottom radius R of the cone based on the size of the region of the cone forming the light and darkness, and the mountain height estimation unit 542.
  • the mountain height estimation unit 542 calculates the height H of the cone based on the bottom radius R of the cone acquired from the terrain determination unit 541 and the angle of repose ⁇ R determined according to the type of soil indicated by the soil information to be estimated. It is supplied to the terrain estimation unit 543.
  • the angle of repose ⁇ R is the maximum angle formed by the slope and the horizontal plane when the sand hill is stable without collapsing, and is determined according to the size of the particles, the shape of the particles, and the like. Further, the terrain determination unit 541 supplies the terrain estimation unit 543 with coordinate information indicating the center coordinates of the bottom surface of the cone, the bottom radius R, and the like.
  • the terrain estimation unit 543 estimates the conical terrain based on various information acquired from the terrain determination unit 541, the height H of the cone acquired from the mountain height estimation unit 542, and the bottom radius R. In this way, the terrain estimation unit 543 generates three-dimensional terrain estimation information in which the region determined by the terrain determination unit 541 as a mountain is modeled by a cone located on a plane, and supplies it to the output interface 570.
  • FIG. 18 is a composite image supplied to the terrain determination unit 541 and an image showing an example of the actual terrain.
  • the relationship between the incident angle ⁇ 0 and the angle of repose ⁇ R is ⁇ R ⁇ 0 .
  • the upper view of FIG. 18 is a composite image
  • the lower view of FIG. 18 is a cross-sectional view showing a cross-sectional SC of an actual terrain corresponding to an X1-X2 cross section in the composite image.
  • the composite image in the above figure is divided into a bright part PB, an intermediate part PI, and a dark part PD, and is represented by three gradations of brightness.
  • the terrain determination unit 541 determines that the intermediate portion PI is a flat portion, and determines the region including the fan-shaped bright portion PB as a cone based on the radio wave irradiation direction and the fan-shaped bright portion PB.
  • the dark area PD is a so-called radar shadow area, which is a region where the ground surface cannot be observed due to the shadow of the irradiation radar. In the cross section SC in the figure below, it is an unmeasurable region.
  • the peak of the highest altitude is moving to the radio wave irradiation source side due to the fore shortening phenomenon.
  • the position information in the vertical direction of the radio wave irradiation direction on the plane does not change.
  • the mountain height estimation unit 542 measures the maximum width of the fan-shaped bright portion PB, which is the radio wave irradiation region, as the bottom diameter D of the cone, and sets the half value as the bottom radius R of the cone. Further, the terrain determination unit 541 assumes that the apex of the cone exists on the line segment Y1-Y2 in which the fan-shaped bright portion PB has the maximum width in the vertical direction in the radio wave irradiation direction.
  • FIG. 19 is a schematic view of a model recognized as a cone by the terrain estimation unit 543.
  • This schematic diagram shows the relationship between the bottom radius R of the cone, the angle of repose ⁇ R, and the height H of the cone.
  • the lower figure of FIG. 19 shows a cross section SC including a conical apex.
  • the bright part PB is modified to have a fan shape with a radius R whose apex is located on the X1-X2 line in the upper figure of FIG. This corrects the fore shortening.
  • the dark portion PDa is modified as a sector with radius R whose apex is located on the X1-X2 line.
  • the dark part PDc is recognized as a part of the dark part PD belonging to the intermediate part PI, and is expressed as a region having a brightness different from that of the dark part PDa.
  • the dark portion PDb is a boundary line between the dark portion PDa and the dark portion PDc, and the fan-shaped arc of the bright portion PB and the dark portion PDb form a circle having a radius R.
  • FIG. 20 is a diagram showing an example of a composite image acquired by the terrain determination unit 541 and the actual terrain.
  • the relationship between the incident angle ⁇ 0 and the angle of repose ⁇ R is ⁇ R > ⁇ 0 .
  • FIG. 20 The upper view of FIG. 20 is a composite image, and the lower figure of FIG. 20 is a cross-sectional view showing a cross-sectional SC of an actual terrain corresponding to an X1-X2 cross section in the composite image.
  • the terrain determination unit 541 determines the intermediate portion PI as a flat portion, and determines the region including the crescent-shaped bright portion PB as a cone based on the radio wave irradiation direction and the crescent-shaped bright portion PB.
  • the bright part PB is a so-called layover part, which is a region where the image is crushed white and the ground surface cannot be observed because the region having a high altitude with respect to the observation satellite 200 is closer than the plane portion.
  • the top PT indicated by the white circle which has the highest altitude due to the layover phenomenon, moves to the radio wave irradiation source side.
  • the characteristic is that the top PT moves to a flat portion deviating from the conical region on the screen.
  • the mountain height estimation unit 542 sets the maximum width of the crescent-shaped bright part PB, which is the radio wave irradiation region, as the bottom diameter D of the cone, and the half value thereof as the bottom radius R of the cone.
  • the mountain height estimation unit 542 measures the diameter of the dark portion PD, and sets the half value as the bottom radius R of the cone.
  • the terrain determination unit 541 assumes that the apex of the cone exists on the Y1-Y2 line, which is the maximum width in the vertical direction of the crescent-shaped bright part PB in the radio wave irradiation direction.
  • the terrain determination unit 541 assumes that the center of the circular dark portion PD is the apex of the cone.
  • FIG. 21 is a schematic view of a model recognized as a cone by the terrain estimation unit 543.
  • This schematic diagram shows the relationship between the bottom radius R of the cone, the angle of repose ⁇ R, and the height H of the cone.
  • the lower figure of FIG. 21 shows a cross section SC including a conical apex.
  • the bright part PB is modified into a fan shape having a radius R whose apex is located on the X1-X2 line in the upper figure of FIG. This corrects the layover.
  • the dark portion PD is modified as a sector with radius R whose vertices are on the line X1-X2.
  • the terrain estimation unit 543 generates three-dimensional terrain estimation information after making such a modification.
  • the sand observation system 2 uses the three-dimensional topographic estimation information generated based on the composite image acquired before mining and the mining. The difference may be used as the mining amount by comparing with the three-dimensional topography estimation information generated based on the composite image acquired later.
  • the sand observation system 2 can also estimate the mining weight when the composition and specific gravity of the soil to be mined are known in advance.
  • the sand observation system 2 includes the formation flight system 1 according to the first to fourth embodiments, and all the observation satellites 200 included in the observation satellite group 200G are the same.
  • the observation area can be observed at the same observation angle, and the signal-to-noise ratio of the composite image obtained by sequentially pixel-integrating the observed images can be improved.
  • the sand observation system 2 generates terrain estimation information close to the actual terrain by the three-dimensional terrain estimation unit 540 even when a characteristic phenomenon occurs in the observation image due to the radio wave irradiation direction. Is possible.
  • the observation satellite 200 observed the ground surface on the celestial body 5 to be observed by using the synthetic aperture radar.
  • the observation satellite 200 may observe the ground surface of the celestial body 5 in place of the synthetic aperture radar or by mounting a high-resolution optical sensor in combination with the synthetic aperture radar.
  • the program related to the trajectory control information generation process executed by the trajectory control information generation unit 212 of the formation flight control device 210 is stored in ROM 215 in advance.
  • the present invention is not limited to this, and relates to the above-described embodiment by implementing an operation program for executing the above-mentioned various processes on an existing general-purpose computer, framework, workstation, or the like. It may function as a device corresponding to the formation flight control device 210.
  • the method of providing such a program is arbitrary, and for example, it is stored and distributed on a computer-readable recording medium (flexible disk, CD (Compact Disc) -ROM, DVD (Digital Versatile Disc) -ROM) or the like.
  • a computer-readable recording medium flexible disk, CD (Compact Disc) -ROM, DVD (Digital Versatile Disc) -ROM
  • the program may be stored in a storage on a network such as the Internet and provided by downloading the program.
  • the above processing is executed by the division of the OS (Operating System) and the application program or the cooperation between the OS and the application program, only the application program may be stored in the recording medium or the storage. It is also possible to superimpose a program on a carrier wave and distribute it via a network. For example, the above program may be posted on a bulletin board system (Bulletin Board System: BBS) on the network, and the program may be distributed via the network. Then, the program may be designed to execute the above processing by starting this program and executing it in the same manner as other application programs under the control of the OS.
  • BBS bulletin board System
  • Orbit control information generation unit 213 ... Orbit control Information output unit, 214 ... processor, 215 ... ROM, 216 ... RAM, 217 ... auxiliary storage device, 218 ... input device, 219 ... output device, 220 ... receiver unit, 230 ... orbit control unit, 240 ... attitude control unit, 250 ... Observation unit, 260 ... Observation image analysis unit, 270 ... Transmission unit, 300 ... Static relay satellite, 410 ... Change detection unit, 420 ... Ground surface information storage unit, 430 ... Output interface, 510 ... Input interface, 520 ... Synthetic image storage Department, 530 ... Image reference part, 540 ... Three-dimensional terrain estimation part, 541 ...
  • Topography determination part 542 ... Mountain height estimation part, 543 ... Topography estimation part, 550 ... Soil information determination part, 560 ... Soil information storage part, 570 ... output interface, a ... orbital long radius, b ... orbital short radius, i ... orbital tilt angle, ⁇ ... ascending intersection red meridian, ⁇ ... near point argument, ⁇ 0 ... incident angle, ⁇ R ... rest angle, AR ... rotation Axis, BL ... Bus line, DI ... Incident direction, D ... Conical bottom diameter, DV ... Vertical direction, H ... Conical height, NPO-1, NPO-2, NPO-N ... Non-polar orbit, O ...
  • Orbit PO-1, PO-2, PO-3, PO-N ... polar orbit, PG ... observation ground surface point, PB ... bright part, PI ... middle part, PD, PDa, PDb, PDc ... dark part, PT ... top, R ... Conical bottom radius, RD ... Radio irradiation area, SC ... Topographical cross section, SL1, SL2 ... Straight line.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

編隊飛行制御装置（２１０）は、天体を周回し観測間隔時間を空けて天体の地表面を順次観測する観測衛星群を構成する観測衛星（２００）を制御する軌道制御情報を生成し出力する編隊飛行制御装置（２１０）であって、軌道情報取得部（２１１）と、軌道制御情報生成部（２１２）と、軌道制御情報出力部（２１３）とを備える。軌道情報取得部（２１１）は、観測順序が１つ前の前順観測衛星（２００Ｆ）が観測した観測時刻、および、観測時刻における前順観測衛星（２００Ｆ）の軌道を示す軌道情報を取得する。軌道制御情報生成部（２１２）は、軌道情報に基づいて、観測時刻における前順観測衛星（２００Ｆ）と天体の地心とを結ぶ直線と地表面との交点の鉛直上方を観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する。軌道制御情報出力部（２１３）は、軌道制御情報を出力する。

Description

編隊飛行制御装置、観測衛星、地上局、編隊飛行システム、砂観測システム、編隊飛行制御方法、及びプログラム
　本発明は、編隊飛行制御装置、観測衛星、地上局、編隊飛行システム、砂観測システム、編隊飛行制御方法、及びプログラムに関する。
　天体の地表面を広域にわたって観測し、その画像を取得する手段として、航空機、人工衛星等に搭載され、マイクロ波の送受信により地表面の観測画像を生成する合成開口レーダ（Synthetic Aperture Radar：ＳＡＲ）がある。合成開口レーダは、分解能を向上させると、画素あたりの受信電力が低下するため、観測画像の信号雑音比（Signal to Noise ratio：ＳＮＲ）が劣化する。信号雑音比を向上させるためには、送信電力を大きくすればよいが、人工衛星のように電源を太陽電池により発電された電力に依存する場合には、送信電力を大幅に増加させることは困難である。
　そこで、特許文献１は、複数の人工衛星に搭載された合成開口レーダの各々が同一ターゲットを異なる入射角で観測した周波数スペクトルを合成することにより、等価的に送信周波数の帯域幅を広げ、帯域幅が広げられた割合だけ観測画像を高分解能化する技術を開示している。
特開２０００－２３５０７４号公報
　しかし、特許文献１が開示する、擬似的に周波数の帯域幅を広げる技術では、画素あたりの受信電力を低下させずに分解能を高めることができても、観測画像の信号雑音比を向上させることは困難である。
　本発明は、上述のような事情に鑑みてなされたものであり、観測画像の信号雑音比を向上させることを目的とする。
　上記の目的を達成するため、本発明に係る編隊飛行制御装置は、天体を周回し観測間隔時間を空けて天体の地表面を順次観測する観測衛星群を構成する観測衛星を制御する軌道制御情報を生成し出力する編隊飛行制御装置であって、軌道情報取得手段と、軌道制御情報生成手段と、軌道制御情報出力手段とを備える。軌道情報取得手段は、観測順序が１つ前の前順観測衛星が観測した観測時刻、および、観測時刻における前順観測衛星の軌道を示す軌道情報を取得する。軌道制御情報生成手段は、軌道情報に基づいて、観測時刻における前順観測衛星と天体の地心とを結ぶ直線と地表面との交点の鉛直上方を観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する。軌道制御情報出力手段は、軌道制御情報を出力する。
　本発明に係る編隊飛行制御装置は、前順観測衛星と天体の地心とを結ぶ直線と地表面との交点の鉛直上方を観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成し出力する。したがって、本発明によれば、観測衛星群を構成する全ての観測衛星が同一の観測領域を同一の観測角度で観測することができ、観測画像の信号雑音比を向上させることができる。
本発明の実施の形態１に係る編隊飛行システムの構成を示すブロック図 観測衛星群を構成する複数の観測衛星の軌道を説明するための図 観測衛星が合成開口レーダを用いて天体を観測する様子を示す図 観測衛星の観測ジオメトリを示す図 観測衛星の機能構成の一例を示すブロック図 軌道要素に含まれるパラメータを説明するための図 編隊飛行制御装置のハードウェア構成の一例を示すブロック図 軌道制御情報生成処理の流れを示すフローチャート 本発明の実施の形態２に係る観測衛星群を構成する複数の観測衛星の軌道を説明するための図 本発明の実施の形態３に係る編隊飛行システムの構成を示すブロック図 地上局の機能構成の一例を示すブロック図 観測衛星の機能構成の一例を示すブロック図 本発明の実施の形態４に係る観測衛星間および観測衛星と地上局との間の通信方式を説明するための図 観測衛星間および観測衛星と地上局との間の他の通信方式を説明するための図 本発明の実施の形態５に係る砂観測システムの構成を示すブロック図 本発明の実施の形態６に係る砂観測システムの構成を示すブロック図 三次元地形推定部の機能構成の一例を示すブロック図 合成画像と実際の地形の一例を示す図 地形推定部が円錐を認識したモデルの模式図 合成画像と実際の地形の一例を示す図 地形推定部が円錐を認識したモデルの模式図
　以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら詳細に説明する。
（実施の形態１）
　本発明の実施の形態１に係る編隊飛行システム１は、図１に示すように、観測衛星群２００Ｇと通信する地上局１００と、合成開口レーダを搭載したＮ（Ｎは２以上の自然数）個の観測衛星２００－１，２００－２，２００－３，…，２００－Ｎにより構成される観測衛星群２００Ｇとを含む。以下、Ｎ個の観測衛星２００－１，２００－２，２００－３，…，２００－Ｎの各々を特に区別しない場合には、「観測衛星２００」と称することがある。地上局１００と観測衛星群２００Ｇ、および観測衛星群２００Ｇ内の隣接する観測衛星２００同士は、衛星通信プロトコルに従って無線通信可能に接続されている。
　地上局１００は、観測衛星群２００Ｇに含まれる観測衛星２００と通信する。本実施の形態において、地上局１００は、観測衛星群２００Ｇ内の観測衛星２００－１に観測を指示する観測指示情報を送信し、観測衛星群２００Ｇ内の観測衛星２００により順次更新されながら伝達された観測内容を示す観測情報を観測衛星２００－Ｎから受信する。観測指示情報および観測情報については後述する。
　観測衛星群２００Ｇは、観測衛星２００－１、２００－２、２００－３，…、観測衛星２００－Ｎの順に隣接する異なる軌道上を一定の間隔を保持して飛行するＮ個の観測衛星２００を含む。また、観測衛星２００は、前順観測衛星２００Ｆから取得した観測情報に基づいて軌道制御情報を生成する編隊飛行制御装置２１０を備える。
　観測衛星２００は、図２に示すように、観測対象である天体５の周囲の軌道上を周回しながら、天体５の地表面の状況を観測する人工衛星である。観測衛星２００－１，２００－２，２００－３，…，２００－Ｎは、異なる軌道上を一定の間隔を保持して順次飛行する。具体的には、観測衛星２００－１，２００－２，２００－３，…，２００－Ｎは、それぞれ、自転軸ＡＲと交叉し天体５の北極および南極の上空やその付近を通る極軌道ＰＯ－１，ＰＯ－２，ＰＯ－３，…，ＰＯ－Ｎを周回する。以下、Ｎ個の極軌道ＰＯ－１，ＰＯ－２，ＰＯ－３，…，ＰＯ－Ｎの各々を特に区別しない場合には、「極軌道ＰＯ」と称することがある。また、説明の対象となる観測衛星２００を自観測衛星２００Ｓ、自観測衛星２００Ｓにとって飛行順序および観測順序が１つ前の観測衛星２００を前順観測衛星２００Ｆ、自観測衛星２００Ｓにとって飛行順序および観測順序が１つ後ろの観測衛星２００を後順観測衛星２００Ｂと称する。例えば、図２において、観測衛星２００－２が自観測衛星２００Ｓである場合、観測衛星２００－１が前順観測衛星２００Ｆとなり、観測衛星２００－３が後順観測衛星２００Ｂとなる。
　観測衛星２００は、合成開口レーダを搭載し、図３に示すように、天体５の地表面に向けてマイクロ波を斜め下方に入射角θ０で照射し、マイクロ波が照射された電波照射領域ＲＤからの反射波をとらえることにより天体５の地表面の状況を観測する。ここで、天体５は、具体的には、地球、火星、月等の惑星または衛星である。また、天体５の地心から電波照射領域ＲＤの中心に向かう鉛直方向ＤＶと観測衛星２００から照射されたマイクロ波の入射方向ＤＩとのなす角度が入射角θ０である。
　ここで、図４を参照して、本実施の形態における観測ジオメトリについて説明する。例えば、図４に示すように、観測衛星２００－１が天体５の周囲の極軌道ＰＯ－１を周回し、観測衛星２００－２が天体５の周囲の極軌道ＰＯ－２を周回する。観測衛星２００－１の観測時刻における観測衛星２００－１と天体５の地心とを結ぶ直線ＳＬ１と地表面との交点を観測地表点ＰＧとする。観測地表点ＰＧは、天体５の自転によって移動する。観測衛星２００－２にとって前順の観測衛星２００－１の観測時刻から観測間隔時間が経過した時に、後順の観測衛星２００－２と天体５の地心とを結ぶ直線ＳＬ２と地表面との交点が観測地表点ＰＧと一致するべく、観測衛星２００－２は、自己が備える編隊飛行制御装置２１０および軌道制御部２３０により軌道制御される。以下、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻から観測間隔時間が経過した時を、単に「観測間隔時間経過時」ということがある。
　次に、観測衛星２００の機能構成について説明する。観測衛星２００は、図５に示すように、編隊飛行制御装置２１０が有する軌道情報取得部２１１、軌道制御情報生成部２１２、軌道制御情報出力部２１３、および、受信部２２０、軌道制御部２３０、姿勢制御部２４０、観測部２５０、観測画像解析部２６０、送信部２７０を備える。
　軌道情報取得部２１１は、受信部２２０を介して前順観測衛星２００Ｆから取得した観測情報から観測領域情報、観測角度情報、観測間隔時間情報、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻を示す観測時刻情報、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における前順観測衛星２００Ｆの軌道情報を取得し、軌道制御情報生成部２１２に供給する。軌道情報取得部２１１は、本発明の軌道情報取得手段の一例である。
　軌道制御情報生成部２１２は、軌道情報取得部２１１から取得した各種情報から、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における前順観測衛星２００Ｆと天体５の地心とを結ぶ直線と天体５の地表面との交点の鉛直上方を前順観測衛星２００Ｆの観測時刻から観測間隔時間の経過時に自観測衛星２００Ｓが飛行するための軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する。軌道制御情報生成部２１２は、生成した軌道制御情報を軌道制御情報出力部２１３に供給する。軌道制御情報生成部２１２は、本発明の軌道制御情報生成手段の一例である。
　軌道制御情報出力部２１３は、軌道制御情報生成部２１２から取得した軌道制御情報を軌道制御部２３０に出力する。軌道制御情報出力部２１３は、本発明の軌道制御情報出力手段の一例である。
　受信部２２０は、無線信号を受信する受信アンテナ、受信した無線信号に対してアナログデジタル変換、復調、復号等の受信処理を実行する受信処理回路等により実現され、地上局１００から送信された観測指示情報や前順観測衛星２００Ｆから送信された観測情報を受信し、受信した観測指示情報および観測情報に受信処理を施して出力する。なお、受信部２２０は、地上局１００から送信された観測指示情報を受信した場合、すなわち、飛行順序および観測順序が最も早い観測衛星２００－１に送信されるべき観測指示情報を受信した場合には、編隊飛行制御装置２１０以外の構成部位に観測指示情報を供給するものとする。受信部２２０は、本発明の受信手段の一例である。
　観測指示情報は、例えば、観測領域情報、観測角度情報、観測間隔時間情報を含む。観測領域情報は、観測対象である観測領域を示す情報である。観測衛星２００は、この観測領域情報に基づいて、合成開口レーダにより観測領域にマイクロ波を照射する。観測角度情報は、観測領域に対する観測角度を示す情報である。観測角度は、具体的には、観測領域に対するマイクロ波の入射角である。観測衛星２００は、この観測角度情報に応じた入射角度で、合成開口レーダによりマイクロ波を観測領域に対して照射する。観測間隔時間情報は、観測衛星２００の各々が観測領域を観測する間隔時間を示す情報である。すなわち、観測間隔時間情報は、前順観測衛星２００Ｆが観測領域を観測した後、自観測衛星２００Ｓが同一の観測領域を観測するまでの時間である。
　また、観測情報は、上述した観測指示情報、観測衛星２００の観測時刻、その観測時刻における観測衛星２００の軌道情報、合成画像を含む。軌道情報は、例えば、観測衛星２００の軌道および運動を示す軌道要素で表される。軌道要素は、軌道長半径ａ、離心率ｅ、軌道傾斜角ｉ、昇交点赤経Ω、近点引数ω、近点通過時刻Ｔのパラメータ等を含む。
　ここで、図６に示すように、観測衛星２００が周回する軌道Ｏが楕円軌道である場合、軌道長半径ａは、軌道Ｏの長軸の半分の長さである。また、離心率ｅは、軌道Ｏの絶対的な形を定義するパラメータであり、軌道Ｏがどれくらい扁平かを表す。軌道Ｏは、離心率ｅが小さければ円軌道に近く、離心率が大きくなるほど細長い楕円軌道になる。離心率ｅは、軌道Ｏの短軸の半分の長さを軌道短半径ｂとして、ｅ＝√（１－（ｂ／ａ）２）で定義される。
　軌道傾斜角ｉは、天体５の赤道面と軌道面とがなす角度である。昇交点赤経Ωは、軌道Ｏが天体５の赤道面を南側から北側に横切る昇交点の赤経であり、昇交点が春分点に代表される基準となる位置から天体５の自転方向にどれくらい回ったかを表す。近点引数ωは、天体５の重心から見たときに、昇交点と、天体５の重心と軌道Ｏが最も接近する位置である近点とがなす角度を天体５の自転方向に沿って昇交点から計ったものである。近点通過時刻Ｔは、天体５が近点を通過する時刻である。
　合成画像は、観測衛星群２００Ｇに含まれる観測衛星２００の各々が取得した観測画像を順次画素積分して合成された画像である。
　軌道制御部２３０は、受信部２２０から入力した観測指示情報、または、編隊飛行制御装置２１０の軌道制御情報出力部２１３から入力した軌道制御情報に基づいて、観測衛星２００の軌道を制御する。軌道制御部２３０は、例えば、軌道制御情報に応じてスラスタに推薬を放射させて推進力を得ることにより、自観測衛星２００Ｓの軌道を制御する。軌道制御部２３０は、自観測衛星２００Ｓの軌道制御が完了すると、その旨を通知するための軌道制御完了信号を観測部２５０に出力する。軌道制御部２３０は、本発明の軌道制御手段の一例である。
　姿勢制御部２４０は、受信部２２０を介して取得した観測指示情報または観測情報に基づいて、観測衛星２００の姿勢を制御する。詳述すると、姿勢制御部２４０は、前順観測衛星２００Ｆから取得した観測情報（から前順観測衛星２００Ｆの観測時刻情報を抽出し）に基づいて、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における天体５に対する前順観測衛星２００Ｆの相対姿勢を算出する。そして、姿勢制御部２４０は、算出した相対姿勢と同一の相対姿勢を観測間隔時間経過時に自観測衛星２００Ｓが取るべく、リアクションホイール、コントロールモーメントジャイロ（Control Moment Gyro：ＣＭＧ）、スラスタ等を制御して、自観測衛星２００Ｓの姿勢を制御する。姿勢制御部２４０は、自観測衛星２００Ｓの姿勢制御が完了すると、その旨を通知するための姿勢制御完了信号を観測部２５０に出力する。姿勢制御部２４０は、本発明の姿勢制御手段の一例である。
　観測部２５０は、例えば、合成開口レーダにより実現され、天体５の観測領域を観測する。観測部２５０は、軌道制御部２３０からの軌道制御完了信号および姿勢制御部２４０からの姿勢制御完了信号を入力した後、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻から観測間隔時間が経過したタイミングで、対象領域にマイクロ波を照射し、その反射波を受信することにより、観測領域の状況をとらえた観測画像を生成する。観測部２５０は、生成した観測画像を観測画像解析部２６０に出力する。観測部２５０は、本発明の観測手段の一例である。
　観測画像解析部２６０は、前順観測衛星２００Ｆから取得した観測情報に含まれる前順観測衛星２００Ｆが生成した合成画像と観測部２５０が生成した観測画像とを画素積分して新たな合成画像を生成する。観測画像解析部２６０は、生成した合成画像を送信部２７０に出力する。観測画像解析部２６０は、本発明の観測画像解析手段の一例である。
　送信部２７０は、観測画像解析部２６０から入力した合成画像、自観測衛星２００Ｓの観測時刻、その観測時刻における自観測衛星２００Ｓの軌道情報、受信部２２０から入力した観測指示情報に対して符号化、変調、デジタルアナログ変換等の送信処理を実行する受信処理回路、無線信号を送信する送信アンテナ等により実現される。送信部２７０は、合成画像、観測時刻、軌道情報、観測指示情報に送信処理を施して観測情報として地上局１００または後順観測衛星２００Ｂに送信する。送信部２７０は、本発明の送信手段の一例である。
　次に、編隊飛行制御装置２１０のハードウェア構成について説明する。編隊飛行制御装置２１０は、物理的には、図７に示すように、プロセッサ２１４、ＲＯＭ（Read Only Memory）２１５、ＲＡＭ（Random Access Memory）２１６、補助記憶装置２１７、入力装置２１８、出力装置２１９を備える。これらの各部は、バスラインＢＬを介して相互に電気的に接続されている。
　プロセッサ２１４は、例えば、ＣＰＵ（Central Processing Unit）をはじめとする演算装置であり、ＲＯＭ２１５や補助記憶装置２１７からプログラムおよびデータをＲＡＭ２１６上に読み出して実行することにより、編隊飛行制御装置２１０の各種機能を実現する。
　ＲＯＭ２１５は、プロセッサ２１４が実行するプログラムやプログラム実行の際に使用するデータ等を記憶する不揮発性メモリである。ＲＯＭ２１５は、例えば、後述する軌道制御情報生成処理に係るプログラムおよびデータを記憶する。
　ＲＡＭ２１６は、ＲＯＭ２１５および補助記憶装置２１７から読み出されたプログラムやデータを一時的に保持する揮発性メモリであり、プロセッサ２１４の作業領域として使用される。
　補助記憶装置２１７は、ＨＤＤ（Hard Disk Drive）、ＳＳＤ（Solid State Drive）等の記憶内容が書き換え可能な不揮発性の記憶装置である。補助記憶装置２１７は、例えば、プロセッサ２１４が実行するプログラム、そのプログラム実行の際に用いられるデータ、そのプログラム実行により生成されたデータを記憶する。
　入力装置２１８は、各種情報を外部から編隊飛行制御装置２１０に取り込むための入力インタフェースであり、例えば、受信部２２０が受信した観測情報を入力する。
　出力装置２１９は、各種情報を編隊飛行制御装置２１０の外部に出力するための出力インタフェースであり、例えば、軌道制御情報を軌道制御部２３０に出力する。
　ここで、図５に示す軌道情報取得部２１１は、例えば、プロセッサ２１４、ＲＯＭ２１５、ＲＡＭ２１６、入力装置２１８により実現される。また、軌道制御情報生成部２１２は、例えば、プロセッサ２１４、ＲＯＭ２１５、ＲＡＭ２１６により実現される。軌道制御情報出力部２１３は、例えば、出力装置２１９により実現される。
　次に、図８に示すフローチャートを参照して、編隊飛行制御装置２１０の軌道制御情報生成部２１２が実行する軌道制御情報生成処理について説明する。この軌道制御情報生成処理は、前順観測衛星２００Ｆの観測情報に基づいて、前順観測衛星２００Ｆが観測した観測領域を同一の観測角度で観測するための軌道制御情報を生成する処理である。軌道制御情報生成部２１２は、受信部２２０から前順観測衛星２００Ｆの観測情報を取得したことに応答して、軌道制御情報生成処理を開始する。
　軌道制御情報生成処理を開始すると、まず、軌道制御情報生成部２１２は、入力装置２１８を介して取得した前順観測衛星２００Ｆの観測情報から観測間隔時間情報、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻情報、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における軌道情報を取得する（ステップＳ１０１）。
　次に、軌道制御情報生成部２１２は、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における前順観測衛星２００Ｆに対する天体５の向きを算出する（ステップＳ１０２）。例えば、軌道制御情報生成部２１２は、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における天体５の向きを、地平座標系、赤道座標系等の固定座標系の向きに基づいて表してもよい。なお、観測対象の天体５が地球である場合、天体５の向きを経度および緯度で表すことができる。
　次に、軌道制御情報生成部２１２は、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における観測地表点ＰＧの位置を算出する（ステップＳ１０３）。軌道制御情報生成部２１２は、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における前順観測衛星２００Ｆと天体５の地心とを結ぶ直線ＳＬ１と地表面との交点を観測地表点ＰＧとしてその位置を算出する（図３参照）。
　続いて、軌道制御情報生成部２１２は、観測間隔時間経過時における観測地表点ＰＧの位置を算出する（ステップＳ１０４）。軌道制御情報生成部２１２は、観測間隔時間経過時における自観測衛星２００Ｓと天体５の地心とを結ぶ直線ＳＬ２と地表面との交点を観測地表点ＰＧとしてその位置を算出する（図４参照）。
　次に、軌道制御情報生成部２１２は、自観測衛星２００Ｓの目標軌道および遷移軌道を算出する（ステップＳ１０５）。自観測衛星２００Ｓの目標軌道は、自観測衛星２００Ｓが観測間隔時間経過時にステップＳ１０４で算出した観測地表点ＰＧの鉛直上方を通過するための軌道である。ここで、目標軌道の算出において、観測地表点ＰＧの鉛直上方における自観測衛星２００Ｓの高度には自由度が残されている。目標軌道における自観測衛星２００Ｓの高度については、例えば、自観測衛星２００Ｓの現在飛行中の高度、前順観測衛星２００Ｆが観測地表点ＰＧの鉛直上方を通過した際の高度、地上局１００をはじめとする外部装置から入力した高度等を用いることが考えられる。また、目標軌道における速度ベクトルは、前順観測衛星２００Ｆが観測地表点ＰＧの鉛直上方を通過した際の天体５に対する相対速度ベクトルが用いられてもよい。
　続いて、軌道制御情報生成部２１２は、自観測衛星２００Ｓを現在の軌道から目標軌道に至るまでの遷移軌道を算出する。軌道制御情報生成部２１２は、例えば、動物の群行動を探索手法に応用した最適化手法の一つである粒子群最適化法（Particle Swarm Optimization：ＰＳＯ）を用いて、消費される推薬量が最小となるべく遷移軌道を算出する。
　軌道制御情報生成部２１２は、ステップＳ１０５の処理を実行した後、目標軌道および遷移軌道を示す軌道制御情報を生成し、軌道制御情報出力部２１３に供給して（ステップＳ１０６）、軌道制御情報生成処理を終了する。
　以上に述べたように、本実施の形態に係る編隊飛行制御装置２１０は、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における観測地表点ＰＧの位置および観測間隔時間経過時の観測地表点ＰＧの位置を算出し、観測間隔時間経過時において自観測衛星２００Ｓが観測間隔時間経過時の観測地表点ＰＧの鉛直上方を通過するための目標軌道および遷移軌道を示す軌道制御情報を生成する。自観測衛星２００Ｓは、生成された軌道制御情報に基づいて軌道制御される。これにより、観測衛星群２００Ｇを構成する全ての観測衛星２００が同一の観測領域を同一の観測角度で観測することができる。各観測衛星２００が取得した観測画像を順次画素積分した合成画像を生成することにより、観測画像の信号雑音比を向上させることができる。
（実施の形態２）
　上述した実施の形態１では、観測衛星群２００Ｇに含まれる観測衛星２００は、天体５の北極および南極の上空やその付近を通る極軌道ＰＯを飛行するものとして説明した。しかし、実際の運用では、天体５の極域を観測対象としない場合がある。そこで、実施の形態２では、観測衛星２００が天体５の極域を通らない非極軌道を周回する例について説明する。なお、説明の重複を避けるため、以下では実施の形態１との相違点のみを説明する。
　本実施の形態では、図９に示すように、観測衛星２００－１，２００－２，…，２００－Ｎは、天体５の自転軸ＡＲと交わらず北極および南極の上空やその付近を通らない非極軌道ＮＰＯ－１，ＮＰＯ－２，…，ＮＰＯ－Ｎをそれぞれ周回する。
　以上、実施の形態２に係る編隊飛行システム１においても、観測衛星群２００Ｇに含まれる全ての観測衛星２００は同一の観測領域を同一の観測角度で観測することができ、各観測衛星２００が取得した観測画像を順次画素積分して得られる合成画像の信号雑音比を向上させることができる。本実施の形態に係る編隊飛行システム１は、観測対象が低緯度領域である場合には特に有効である。
（実施の形態３）
　実施の形態１および実施の形態２では、地上局１００は、観測衛星群２００Ｇ内の飛行順序および観測順序が最も早い観測衛星２００－１に観測指示情報を送信し、観測衛星群２００Ｇ内の観測衛星２００により順次更新されながら伝達された観測情報を飛行順序および観測順序が最も遅い観測衛星２００－Ｎから受信するものとして説明した。しかし、実施の形態３では、観測衛星群２００Ｇを構成する観測衛星２００の各々が地上局１００と通信する例を説明する。なお、以下では実施の形態１および実施の形態２との相違点のみを説明する。
　実施の形態３に係る編隊飛行システム１は、図１０に示すように、観測衛星群２００Ｇを構成する観測衛星２００の各々と通信する地上局１００と、地上局１００から受信した観測指示情報に基づいて指示された観測領域を観測し、観測画像を含む観測情報を地上局１００に送信するＮ個の観測衛星２００－１，２００－２，２００－３，…，２００－Ｎからなる観測衛星群２００Ｇとを含む。
　実施の形態３に係る編隊飛行システム１は、実施の形態１および実施の形態２とは異なり、地上局１００には、図１１に示すように編隊飛行制御装置１１０が搭載される一方、観測衛星群２００Ｇを構成する観測衛星２００の各々には、編隊飛行制御装置２１０が搭載されない。
　実施の形態３に係る地上局１００は、図１１に示すように、機能的には、編隊飛行制御装置１１０が有する軌道情報取得部１１１、軌道制御情報生成部１１２、軌道制御情報出力部１１３、および、地上送信部１２０、地上受信部１３０、観測画像記憶部１４０、観測画像解析部１５０を備える。
　軌道情報取得部１１１は、外部から観測領域情報、観測角度情報、観測間隔時間情報、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻を示す観測時刻情報、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における前順観測衛星２００Ｆの軌道情報を取得し、軌道制御情報生成部１１２に供給する。
　軌道制御情報生成部１１２は、軌道情報取得部１１１から取得した各種情報から、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における前順観測衛星２００Ｆと天体５の地心とを結ぶ直線と天体５の地表面との交点の鉛直上方を観測間隔時間経過時に自観測衛星２００Ｓが飛行するための軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する。軌道制御情報生成部１１２は、生成した軌道制御情報を軌道情報取得部１１１から取得した各種情報とともに軌道制御情報出力部１１３に供給する。
　軌道制御情報出力部２１３は、軌道制御情報生成部２１２から取得した軌道制御情報を含む各種情報を地上送信部１２０に出力する。
　地上送信部１２０は、軌道制御情報出力部２１３から入力した軌道制御情報および軌道情報取得部１１１が取得した観測領域情報、観測角度情報、観測間隔時間情報を観測指示情報として観測衛星２００に送信する。地上送信部１２０は、本発明の地上送信手段の一例である。
　地上受信部１３０は、地上送信部１２０から送信された観測指示情報の応答として観測衛星２００から送信された観測情報を受信する。観測情報は、観測指示情報を受信した観測衛星２００が取得した観測画像を含む。地上受信部１３０は、観測衛星２００から受信した観測情報を観測画像記憶部１４０に供給する。
　観測画像記憶部１４０は、地上受信部１３０から取得した観測情報に含まれる観測画像を記憶し、その観測画像を観測画像解析部１５０に供給する。
　観測画像解析部１５０は、観測画像記憶部１４０から取得した同一の観測領域をとらえた観測画像を順次画素積分して合成画像を生成する。
　実施の形態３に係る観測衛星２００は、図１２に示すように、機能的には、受信部２２０、軌道制御部２３０、姿勢制御部２４０、観測部２５０、送信部２７０を備える。
　受信部２２０は、地上局１００から送信された観測指示情報を受信し、各構成部位に供給する。
　軌道制御部２３０は、受信部２２０から取得した観測指示情報に含まれる軌道制御情報に基づいて、例えば、スラスタに推薬を放射させて推進力を得ることにより、自観測衛星２００Ｓの軌道を制御する。軌道制御部２３０は、自観測衛星２００Ｓの軌道制御が完了すると、軌道制御完了信号を観測部２５０に出力する。
　姿勢制御部２４０は、観測指示情報に基づいて、前順観測衛星２００Ｆの観測時刻における天体５に対する前順観測衛星２００Ｆの相対姿勢を算出する。そして、姿勢制御部２４０は、算出した相対姿勢と同一の相対姿勢を観測間隔時間経過時に自観測衛星２００Ｓが取るべく、自観測衛星２００Ｓの姿勢を制御する。姿勢制御部２４０は、自観測衛星２００Ｓの姿勢制御が完了すると、姿勢制御完了信号を観測部２５０に出力する。
　観測部２５０は、軌道制御部２３０からの軌道制御完了信号および姿勢制御部２４０からの姿勢制御完了信号を入力した後、観測間隔時間経過時に、天体５の観測領域にマイクロ波を照射し、その反射波を受信することにより、観測領域の状況をとらえた観測画像を生成する。観測部２５０は、生成した観測画像を送信部２７０に出力する。
　送信部２７０は、観測部２５０から入力した観測画像および受信部２２０から入力した観測指示情報に対して符号化、変調、デジタルアナログ変換等の送信処理を実行する受信処理回路、無線信号を送信する送信アンテナ等により実現される。送信部２７０は、観測画像および観測指示情報に送信処理を施して観測情報として地上局１００に送信する。
　以上、実施の形態３に係る編隊飛行システム１は、実施の形態１および実施の形態２とは異なり、地上局１００に編隊飛行制御装置１１０が搭載され、観測衛星２００の各々に軌道制御情報を含む観測指示情報を送信する。地上局１００は、この観測指示情報に応答して観測衛星２００から送信された観測情報を受信し、この観測情報に含まれる観測画像を順次画素積分することにより合成画像を生成する。したがって、実施の形態３に係る編隊飛行システム１においても、観測衛星群２００Ｇに含まれる全ての観測衛星２００は同一の観測領域を同一の観測角度で観測することができ、地上局１００が取得した観測画像を順次画素積分して得られる合成画像の信号雑音比を向上させることができる。
（実施の形態４）
　実施の形態１～３では、観測指示情報や観測情報を、地上局１００と観測衛星２００との間または観測衛星２００間で直接送受信しているが、中継機器を介して各情報を送受信してもよい。
　実施の形態４に係る編隊飛行システム１は、図１３に示すように、天体５の自転周期と同じ周期で公転し、地上局１００と観測衛星２００との間または観測衛星２００間のデータ送受信を中継する静止中継衛星３００を備える。実施の形態４に係る編隊飛行システム１によれば、例えば、図１３に示す観測衛星２００－１と観測衛星２００－２のように、両衛星の位置が大きく隔たり通信不能である場合であっても、静止中継衛星３００により観測情報の送受信が可能となる。
　また、図１４に示すように、観測衛星２００－１と観測衛星２００－２との間のデータ送受信を天体５に設置された単一または複数の地上局１００を介して行ってもよい。
　実施の形態４に係る編隊飛行システム１においても、観測衛星群２００Ｇに含まれる全ての観測衛星２００は同一の観測領域を同一の観測角度で観測することができ、観測画像を順次画素積分して得られる合成画像の信号雑音比を向上させることができる。
（実施の形態５）
　上記の実施の形態１～４に係る編隊飛行システム１を、天体５の地表面を覆う砂の状況を観測する砂観測システムに適用してもよい。
　実施の形態５に係る砂観測システム２は、図１５に示すように、上記の実施の形態１～４に係る編隊飛行システム１、変化検出部４１０、地表情報記憶部４２０、出力インタフェース４３０を備える。
　地表情報記憶部４２０に記憶される地表情報には、例えば、地表を観測した画像や地表の位置に関連付けられた数値データを含めることができる。地表情報記憶部４２０は、本発明の地表情報記憶手段の一例である。本実施の形態では、地表情報を編隊飛行システム１によって得られる合成画像とした例について説明する。
　編隊飛行システム１は、実施の形態１～４のいずれかの方法によって画素積分を行った合成画像を変化検出部４１０に供給する。変化検出部４１０は、編隊飛行システム１から取得した合成画像と同じ領域を観測した過去の合成画像を地表情報記憶部４２０から抽出し、編隊飛行システム１から取得した合成画像と地表情報記憶部４２０から抽出した合成画像とを比較して差分を検出し、変化のあった箇所を出力インタフェース４３０に供給する。また、編隊飛行システム１から取得した合成画像は、地表情報記憶部４２０により記憶される。変化検出部４１０は、本発明の変化検出手段の一例である。
　実施の形態５に係る砂観測システム２においても、観測衛星群２００Ｇに含まれる全ての観測衛星２００は同一の観測領域を同一の観測角度で観測することができ、観測画像を順次画素積分して得られる合成画像の信号雑音比を向上させることができる。
（実施の形態６）
　次に、天体５に存在する砂山の形状を推定する砂観測システム２について説明する。実施の形態６に係る砂観測システム２は、図１６に示すように、実施の形態１～４に係る編隊飛行システム１、入力インタフェース５１０、合成画像記憶部５２０、画像参照部５３０、三次元地形推定部５４０、土壌情報判別部５５０、土壌情報記憶部５６０、出力インタフェース５７０、を備える。
　推定対象の砂山を指定する推定対象情報は、入力インタフェース５１０によって取得される。入力インタフェース５１０における砂山の指定方法としては、任意の方法を採用し得る。砂山の指定方法は、例えば、地図を表示し、地図上の図形またはその図形を含む矩形を対象領域として指定する形式でもよいし、緯度および経度によって対象領域を指定する形式でもよい。入力インタフェース５１０は、対象領域を示す推定対象情報を画像参照部５３０および土壌情報判別部５５０に供給する。
　編隊飛行システム１は、実施の形態１～４のいずれかの方法によって画素積分を行った合成画像を合成画像記憶部５２０に格納する。画像参照部５３０は、入力インタフェース５１０を介して取得した推定対象情報が示す推定対象の領域が含まれる合成画像を合成画像記憶部５２０から抽出し、三次元地形推定部５４０に供給する。合成画像には、合成開口レーダを搭載する観測衛星２００の観測方向であるマイクロ波に代表される電波の照射方向を示す電波照射方向情報が含まれているものとする。合成画像記憶部５２０は、本発明の合成画像記憶手段の一例である。また、画像参照部５３０は、本発明の画像参照手段の一例である。
　土壌情報判別部５５０は、土壌情報記憶部５６０に記憶されている土壌情報から、入力インタフェース５１０から供給された推定対象情報が示す推定対象の砂山の土壌情報を抽出し、三次元地形推定部５４０に供給する。なお、土壌情報記憶部５６０は、天体５上のすべての土壌情報を予め記憶していてもよいし、インターネットを介して必要な土壌情報を適宜取得してもよい。また、土壌情報は、例えば、砂山の土壌が砂であるとか砂利であるとかの情報である。
　三次元地形推定部５４０は、合成画像、電波入射方向情報、土壌情報を用い、合成画像に画像処理を施して得られた推定対象の三次元地形の推定結果を示す三次元地形推定情報を生成し、出力インタフェース５７０に供給する。三次元地形推定部５４０は、本発明の三次元地形推定手段の一例である。
　三次元地形推定部５４０は、例えば、図１７に示すように、地形判定部５４１、山高さ推定部５４２、地形推定部５４３を備える。
　地形判定部５４１は、画像参照部５３０から取得した合成画像の画素値の明暗および合成画像に含まれる電波照射方向情報に基づいて、合成画像における明暗が円錐形状の山に起因するものと判定する。地形判定部５４１は、例えば、平面と円錐と光照射方向をモデル化した三次元地形モデルを内部に保持しており、画像参照部５３０から取得した合成画像を三次元地形モデルで自動的に表現する。なお、地形判定部５４１は、山の形状を円錐だけでなく、例えば四角錐でモデル化することにより、合成画像における明暗に起因する形状をより精密に判定してもよい。また、電波照射方向情報は、合成画像から自動的に生成することができれば、合成画像に予め含まれている必要はない。
　地形判定部５４１は、合成画像における明暗が山に起因するものと判定した場合、明暗を形成している円錐の領域の大きさに基づいて円錐の底面半径Ｒを算出し、山高さ推定部５４２に供給する。山高さ推定部５４２は、地形判定部５４１から取得した円錐の底面半径Ｒと推定対象の土壌情報が示す土壌の種類に応じて定まる安息角θＲに基づいて円錐の高さＨを算出し、地形推定部５４３に供給する。安息角θＲは、砂山が崩れないで安定しているときの斜面と水平面とのなす最大角度であり、粒子の大きさ、粒子の形状等に応じて決まる。さらに、地形判定部５４１は、円錐底面の中心座標、底面半径Ｒ等を示す座標情報を地形推定部５４３に供給する。
　地形推定部５４３は、地形判定部５４１から取得した各種情報と、山高さ推定部５４２から取得した円錐の高さＨと底面半径Ｒとに基づいて円錐地形を推定する。このように、地形推定部５４３は、地形判定部５４１が山と判定した領域を平面上に位置する円錐でモデル化した三次元地形推定情報を生成し、出力インタフェース５７０に供給する。
　図１８は、地形判定部５４１に供給される合成画像と実際の地形の一例を示す画像である。この例では、入射角θ０と安息角θＲとの関係は、θＲ＜θ０となる。
　この場合、山が実際の平面位置よりも観測衛星２００に近い位置に表示されるフォアショートニング現象とマイクロ波の照射源側と反対側の斜面が印影部となるレーダシャドウ現象が発生する。図１８の上図は、合成画像であり、図１８の下図は、合成画像におけるＸ１－Ｘ２断面に相当する実際の地形の断面ＳＣを示す断面図である。上図の合成画像は、明部ＰＢ、中間部ＰＩ、暗部ＰＤに区分され、３階調の明度で表現されている。地形判定部５４１は、中間部ＰＩを平面部と判定し、電波照射方向および扇形の明部ＰＢに基づいて、扇形の明部ＰＢを含む領域を円錐と判定する。暗部ＰＤは、いわゆるレーダシャドウ部で、照射レーダの影となって地表面を観測できない領域である。下図の断面ＳＣでは、測定不能領域となる。明部ＰＢは、フォアショートニング現象によって、最も標高が高い山頂が電波照射源側に移動している。一方、平面上の電波照射方向の鉛直方向の位置情報は変化しない。そこで、山高さ推定部５４２は、電波照射領域である扇形の明部ＰＢの最大幅を円錐の底面直径Ｄと測定し、その半値を円錐の底面半径Ｒとする。また、地形判定部５４１は、扇形の明部ＰＢが電波照射方向の鉛直方向の最大幅となる線分Ｙ１－Ｙ２上に円錐の頂点が存在すると仮定する。
　図１９は、地形推定部５４３が円錐と認識したモデルの模式図である。この模式図は、円錐の底面半径Ｒと安息角θＲと円錐の高さＨの関係を示している。図１９の下図は、円錐頂点を含む断面ＳＣを示す。山高さ推定部５４２は、円錐の高さＨを、数式Ｈ＝Ｒ×ｔａｎθＲにより算出し、地形推定部５４３に供給する。
　明部ＰＢは、頂点が図１９の上図のＸ１－Ｘ２線上に位置する半径Ｒの扇形に修正される。これにより、フォアショートニングが修正される。同様に、暗部ＰＤａは、その頂点がＸ１－Ｘ２線上に位置する半径Ｒの扇形として修正される。また、暗部ＰＤｃは、中間部ＰＩに属する一部の暗部ＰＤとして認識され、暗部ＰＤａとは明度が異なる領域として表現される。暗部ＰＤｂは、暗部ＰＤａと暗部ＰＤｃの境界線であり、明部ＰＢの扇型の弧と暗部ＰＤｂとにより半径Ｒの円となる。これにより、従来測定が出来なかったレーダシャドウ部の地形情報を得ることができる。
　図２０は、地形判定部５４１が取得する合成画像と実際の地形の一例を示す図である。この例では、入射角θ０と安息角θＲとの関係は、θＲ＞θ０となる。
　この場合、観測画像上で上下が反転し白くつぶれるレイオーバ現象が発生する。図２０の上図は、合成画像であり、図２０の下図は、合成画像におけるＸ１－Ｘ２断面に相当する実際の地形の断面ＳＣを示す断面図である。
　地形判定部５４１は、中間部ＰＩを平面部と判定し、電波照射方向および三日月形の明部ＰＢに基づいて、三日月形の明部ＰＢを含む領域を円錐と判定する。明部ＰＢは、いわゆるレイオーバ部で、観測衛星２００に対し標高が高い領域が平面部よりも近くなるために画像が白くつぶれて地表面を観測できない領域である。明部ＰＢは、レイオーバ現象によって最も標高が高い、白丸で示された頂上ＰＴが電波照射源側に移動する。特徴的なのは、頂上ＰＴが画面上では円錐領域を逸脱した平面部まで移動することにある。一方、平面上の電波照射方向の鉛直方向の位置情報は変化しない。そこで、山高さ推定部５４２は、電波照射領域である三日月形の明部ＰＢの最大幅を円錐の底面直径Ｄとし、その半値を円錐の底面半径Ｒとする。あるいは、山高さ推定部５４２は、暗部ＰＤの直径を計測し、その半値を円錐の底面半径Ｒとする。なお、地形判定部５４１は、三日月形の明部ＰＢの電波照射方向の鉛直方向の最大幅となるＹ１－Ｙ２線上に円錐の頂点が存在すると仮定する。あるいは、地形判定部５４１は、円形の暗部ＰＤの中心を円錐の頂点と仮定する。
　図２１は、地形推定部５４３が円錐と認識したモデルの模式図である。この模式図は、円錐の底面半径Ｒと安息角θＲと円錐高さＨの関係を示している。図２１の下図は、円錐頂点を含む断面ＳＣを示す。山高さ推定部５４２は、円錐の高さＨを、数式Ｈ＝Ｒ×ｔａｎθＲにより算出し、地形推定部５４３に供給する。
　また、明部ＰＢは、頂点が図２１の上図のＸ１－Ｘ２線上に位置する半径Ｒの扇形に修正される。これにより、レイオーバが修正される。同様に、暗部ＰＤは、頂点が図Ｘ１－Ｘ２線上となる半径Ｒの扇形として修正される。地形推定部５４３は、このような修正を施した後、三次元地形推定情報を生成する。
　上記の機能を用いた用途の一例として、土壌採掘現場の採掘量を把握したい場合は、砂観測システム２は、採掘前に取得した合成画像に基づいて生成された三次元地形推定情報と、採掘後に取得した合成画像に基づいて生成された三次元地形推定情報とを比較して、差分を採掘量とすればよい。また、砂観測システム２は、採掘する土壌の成分や比重などが予め分かっている場合には、採掘重量を推定することもできる。
　以上に述べたように、実施の形態６に係る砂観測システム２は、実施の形態１～４に係る編隊飛行システム１を備えており、観測衛星群２００Ｇに含まれる全ての観測衛星２００は同一の観測領域を同一の観測角度で観測することができ、観測画像を順次画素積分して得られる合成画像の信号雑音比を向上させることができる。さらに、砂観測システム２は、電波照射方向に起因する観測画像における特徴的な現象が発生した場合であっても、三次元地形推定部５４０により、実際の地形に近い地形推定情報を生成することが可能である。
　なお、本発明は、上記の実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲での種々の変形および応用が可能である。
　上記の実施の形態では、観測衛星２００は、合成開口レーダを用いて観測対象の天体５に地表面を観測した。しかし、観測衛星２００は、合成開口レーダに替えて、または、これと共に、高解像度の光学センサを搭載することにより、天体５の地表面を観測してもよい。
　上記の実施の形態において、例えば編隊飛行制御装置２１０の軌道制御情報生成部２１２が実行する軌道制御情報生成処理に係るプログラムは、あらかじめＲＯＭ２１５に記憶されていた。しかしながら、本発明は、これに限定されず、上記の各種処理を実行させるための動作プログラムを、既存の汎用コンピュータや、フレームワーク、ワークステーション等に実装することにより、上記の実施の形態に係る編隊飛行制御装置２１０に相当する装置として機能させてもよい。
　このようなプログラムの提供方法は任意であり、例えば、コンピュータが読取可能な記録媒体（フレキシブルディスク、ＣＤ（Compact Disc）－ＲＯＭ、ＤＶＤ（Digital Versatile Disc）－ＲＯＭ）等に格納して配布してもよいし、インターネットをはじめとするネットワーク上のストレージにプログラムを格納しておき、これをダウンロードさせることにより提供してもよい。
　また、上記の処理をＯＳ（Operating System）とアプリケーションプログラムとの分担、または、ＯＳとアプリケーションプログラムとの協働によって実行する場合には、アプリケーションプログラムのみを記録媒体やストレージに格納してもよい。また、搬送波にプログラムを重畳し、ネットワークを介して配信することも可能である。例えば、ネットワーク上の掲示板（Bulletin Board System：BBS）に上記プログラムを掲示し、ネットワークを介してプログラムを配信してもよい。そして、このプログラムを起動し、ＯＳの制御下で、他のアプリケーションプログラムと同様に実行することにより、上記の処理を実行するべく設計してもよい。
　本発明は、本発明の広義の精神と範囲を逸脱することなく、様々な実施の形態及び変形が可能とされるものである。また、上述した実施の形態は、本発明を説明するためのものであり、本発明の範囲を限定するものではない。つまり、本発明の範囲は、実施の形態ではなく、請求の範囲によって示される。そして、請求の範囲内及びそれと同等の発明の意義の範囲内で施される様々な変形が、本発明の範囲内とみなされる。
１…編隊飛行システム、２…砂観測システム、５…天体、１００…地上局、１１０…編隊飛行制御装置、１１１…軌道情報取得部、１１２…軌道制御情報生成部、１１３…軌道制御情報出力部、１２０…地上送信部、１３０…地上受信部、１４０…観測画像記憶部、１５０…観測画像解析部、２００，２００－１，２００－２，２００－３，２００－Ｎ…観測衛星、２００Ｂ…後順観測衛星、２００Ｆ…前順観測衛星、２００Ｓ…自観測衛星、２００Ｇ…観測衛星群、２１０…編隊飛行制御装置、２１１…軌道情報取得部、２１２…軌道制御情報生成部、２１３…軌道制御情報出力部、２１４…プロセッサ、２１５…ＲＯＭ、２１６…ＲＡＭ、２１７…補助記憶装置、２１８…入力装置、２１９…出力装置、２２０…受信部、２３０…軌道制御部、２４０…姿勢制御部、２５０…観測部、２６０…観測画像解析部、２７０…送信部、３００…静止中継衛星、４１０…変化検出部、４２０…地表情報記憶部、４３０…出力インタフェース、５１０…入力インタフェース、５２０…合成画像記憶部、５３０…画像参照部、５４０…三次元地形推定部、５４１…地形判定部、５４２…山高さ推定部、５４３…地形推定部、５５０…土壌情報判別部、５６０…土壌情報記憶部、５７０…出力インタフェース、ａ…軌道長半径、ｂ…軌道短半径、ｉ…軌道傾斜角、Ω…昇交点赤経、ω…近点引数、θ０…入射角、θＲ…安息角、ＡＲ…自転軸、ＢＬ…バスライン、ＤＩ…入射方向、Ｄ…円錐の底面直径、ＤＶ…鉛直方向、Ｈ…円錐の高さ、ＮＰＯ－１，ＮＰＯ－２，ＮＰＯ－Ｎ…非極軌道、Ｏ…軌道、ＰＯ－１，ＰＯ－２，ＰＯ－３，ＰＯ－Ｎ…極軌道、ＰＧ…観測地表点、ＰＢ…明部、ＰＩ…中間部、ＰＤ，ＰＤａ，ＰＤｂ，ＰＤｃ…暗部、ＰＴ…頂上、Ｒ…円錐の底面半径、ＲＤ…電波照射領域、ＳＣ…地形の断面、ＳＬ１，ＳＬ２…直線。

Claims (13)

  1. 　天体を周回し観測間隔時間を空けて前記天体の地表面を順次観測する観測衛星群を構成する観測衛星を制御する軌道制御情報を生成し出力する編隊飛行制御装置であって、
    　観測順序が１つ前の前順観測衛星が観測した観測時刻、および、前記観測時刻における前記前順観測衛星の軌道を示す軌道情報を取得する軌道情報取得手段と、
    　前記軌道情報に基づいて、前記観測時刻における前記前順観測衛星と前記天体の地心とを結ぶ直線と前記地表面との交点の鉛直上方を前記観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す前記軌道制御情報を生成する軌道制御情報生成手段と、
    　前記軌道制御情報を出力する軌道制御情報出力手段と、を備える、
    　編隊飛行制御装置。
  2. 　前記軌道制御情報生成手段は、前記天体の北極および南極の付近を通る極軌道を飛行する前記観測衛星の前記軌道制御情報を生成する、
    　請求項１に記載の編隊飛行制御装置。
  3. 　前記軌道制御情報生成手段は、前記天体の北極および南極の付近を通らない非極軌道を飛行する前記観測衛星の前記軌道制御情報を生成する、
    　請求項１に記載の編隊飛行制御装置。
  4. 　請求項１から３のいずれか１項に記載の編隊飛行制御装置と、
    　前記前順観測衛星から観測内容を示す観測情報を受信する受信手段と、
    　前記軌道制御情報に基づいて、軌道を制御する軌道制御手段と、
    　前記観測情報に基づいて、前記観測時刻における前記前順観測衛星の前記天体に対する相対姿勢を算出し、前記観測間隔時間の経過時に前記前順観測衛星の前記相対姿勢と同一の姿勢を取るべく制御する姿勢制御手段と、
    　前記観測間隔時間の経過時に、前記前順観測衛星と同一の前記天体における観測対象を観測する観測手段と、
    　前記観測手段による観測内容を含む観測情報を観測順序が１つ後の後順観測衛星に送信する送信手段と、を備える、
    　観測衛星。
  5. 　前記観測衛星は、合成開口レーダを有し、
    　前記観測手段は、前記合成開口レーダを用いて前記観測対象を観測する、
    　請求項４に記載の観測衛星。
  6. 　天体を周回し観測間隔時間を空けて前記天体の地表面を順次観測する観測衛星群を構成する複数の観測衛星の各々に観測を指示する観測指示情報を送信する地上局であって、
    　観測順序が１つ前の前順観測衛星に送信した観測指示情報から前記前順観測衛星が観測する観測時刻、および、前記観測時刻における前記前順観測衛星の軌道を示す軌道情報を算出し、前記観測時刻における前記前順観測衛星と前記天体の地心とを結ぶ直線と前記地表面との交点の鉛直上方を前記観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する編隊飛行制御装置と、
    　前記軌道制御情報を含む観測指示情報を観測順序が１つ後の後順観測衛星に送信する地上送信手段と、を備える、
    　地上局。
  7. 　天体を周回し観測間隔時間を空けて前記天体の地表面を順次観測し、観測内容を示す観測情報を伝送する複数の衛星から構成される観測衛星群と、
    　観測を指示する観測指示情報を送信し、前記衛星から観測内容を示す観測情報を受信する地上局と、を含む編隊飛行システムであって、
    　前記衛星または前記地上局は、観測順序が１つ前の前順観測衛星に送信した観測指示情報から前記前順観測衛星が観測する観測時刻、および、前記観測時刻における前記前順観測衛星の軌道を示す軌道情報を算出し、前記観測時刻における前記前順観測衛星と前記天体の地心とを結ぶ直線と前記地表面との交点の鉛直上方を前記観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する編隊飛行制御装置を備える、
    　編隊飛行システム。
  8. 　前記複数の衛星の間、または、前記衛星と前記地上局との間の通信を中継する静止中継衛星を含む、
    　請求項７に記載の編隊飛行システム。
  9. 　前記複数の衛星が取得した観測画像を画素積分して合成画像を生成する観測画像解析手段を含む、
    　請求項７または８に記載の編隊飛行システム。
  10. 　天体を周回し観測間隔時間を空けて前記天体の地表面を順次観測し、観測内容を示す観測情報を伝送する複数の衛星から構成される観測衛星群と、観測を指示する観測指示情報を送信し、前記衛星から観測内容を示す観測情報を受信する地上局と、観測順序が１つ前の前順観測衛星に送信した観測指示情報から前記前順観測衛星が観測する観測時刻、および、前記観測時刻における前記前順観測衛星の軌道を示す軌道情報を算出し、前記観測時刻における前記前順観測衛星と前記天体の地心とを結ぶ直線と前記地表面との交点の鉛直上方を前記観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する編隊飛行制御装置と、を含む編隊飛行システムと、
    　前記天体の地表情報を記憶する地表情報記憶手段と、
    　前記編隊飛行システムから供給される、前記複数の衛星が取得した観測画像を画素積分して生成された合成画像と、前記地表情報記憶手段が記憶する前記合成画像と同じ領域の地表情報を比較し、変化があった箇所を検出する変化検出手段と、
    　前記変化があった箇所を出力する出力インタフェースと、を備える、
    　砂観測システム。
  11. 　天体を周回し観測間隔時間を空けて前記天体の地表面を順次観測し、観測内容を示す観測情報を伝送する複数の衛星から構成される観測衛星群と、観測を指示する観測指示情報を送信し、前記衛星から観測内容を示す観測情報を受信する地上局と、観測順序が１つ前の前順観測衛星に送信した観測指示情報から前記前順観測衛星が観測する観測時刻、および、前記観測時刻における前記前順観測衛星の軌道を示す軌道情報を算出し、前記観測時刻における前記前順観測衛星と前記天体の地心とを結ぶ直線と前記地表面との交点の鉛直上方を前記観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する編隊飛行制御装置と、を含む編隊飛行システムと、
    　前記複数の衛星が取得した観測画像を画素積分して生成された合成画像を記憶する合成画像記憶手段と、
    　推定対象の砂山を指定する推定対象情報を入力する入力インタフェースと、
    　前記推定対象情報に応じて、前記合成画像記憶手段から前記砂山が含まれる合成画像を抽出する画像参照手段と、
    　前記画像参照手段により抽出された合成画像を画像処理して前記砂山を識別し、前記砂山の三次元地形推定情報を生成する三次元地形推定手段と、
    　前記三次元地形推定情報を出力する出力インタフェースと、を含む、
    　砂観測システム。
  12. 　天体を周回し観測間隔時間を空けて前記天体の地表面を順次観測する観測衛星群を構成する観測衛星を制御する軌道制御情報を生成し出力する編隊飛行制御方法であって、
    　前記天体を周回し前記観測間隔時間を空けて前記天体の地表面を順次観測する前記観測衛星群を構成する複数の前記観測衛星のうち、観測順序が１つ前の前順観測衛星が観測した観測時刻、および、前記観測時刻における前記前順観測衛星の軌道を示す軌道情報を取得し、
    　前記軌道情報に基づいて、前記観測時刻における前記前順観測衛星と前記天体の地心とを結ぶ直線と前記地表面との交点の鉛直上方を前記観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する、
    　編隊飛行制御方法。
  13. 　コンピュータを、
    　天体を周回し観測間隔時間を空けて前記天体の地表面を順次観測する観測衛星群を構成する複数の観測衛星のうち、観測順序が１つ前の前順観測衛星が観測した観測時刻、および、前記観測時刻における前記前順観測衛星の軌道を示す軌道情報を取得する軌道情報取得手段、
    　前記軌道情報に基づいて、前記観測時刻における前記前順観測衛星と前記天体の地心とを結ぶ直線と前記地表面との交点の鉛直上方を前記観測間隔時間の経過時に飛行する軌道および位相を示す軌道制御情報を生成する軌道制御情報生成手段、
    　前記軌道制御情報を出力する軌道制御情報出力手段、として機能させる、
    　プログラム。
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