JPH02122308A

JPH02122308A - 人工衛星の軌道決定方法

Info

Publication number: JPH02122308A
Application number: JP63276404A
Authority: JP
Inventors: Koitaro Kasai; 笠井　鯉太郎; Masami Noguchi; 野口　雅美
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1988-11-01
Filing date: 1988-11-01
Publication date: 1990-05-10
Anticipated expiration: 2010-02-22
Also published as: JPH0715646B2

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】〔産業上の利用分野〕この発明は光学センサや電波センサを搭載して地球の映
像を取得する等のために利用する人口衛星の軌道決定方
法に関するものである。

〔従来の技術〕

従来より欧米におけるランドサット衛星、シーサノト衛
星、スポット衛星、我が国における海洋観測衛星等の例
にみるように地球を広範囲に観測する有効な手段として
、あるいは米国のスカイラブやヨーロッパのユーレカの
ように微小重力環境を利用しての材料実験などを行うの
に人工衛星を利用することが行われている。第２図はこ
れらの例として従来の地球観測用人工衛星を示すもので
図において（１）は地球軌道を周回する人工衛星。

（２）は地球の画像を取得する観測センサ、（３）は観
測センサ（２）で取得した画像を地上に伝送するための
映像データ伝送装置、（４）は観測センサの視野方向を
目標方向に向けるための駆動装置、（５）は人工衛星（
１）の姿勢を制御する姿勢制御装置、（６）はグローバ
ルポジショニングシステム（ＧＰＳ）受信機（９）より
復調された複数個のＧＰＳ用人工衛星の位置速度情報と
受信信号の位相、ドプラーシフトの測定からＧＰＳ用人
工衛星とＧＰＳ受信機を搭載した人工衛星の相対距離、
相対速度情報を得、これから人工衛星（１）の軌道を決
定する航法演算装置、（７）は人工衛星（１）に搭載し
た機器の制御をするための地上からの指令信号を受信、
解読、記憶、送出するコマンド装置、（８）は姿勢制御
装置（５）からの姿勢情報と航法演算装置（６）からの
軌道情報とコマンド装置（７）よりの地上からの観測目
標に対する情報をもとに観測センサ（２）の視野目標と
人工衛星の軌道・姿勢関係を演算し、駆動装置（４）を
制御するセンサ指向演算装置である。（９）はグローバ
ルポジショニングシステムを利用するため（ＧＰＳとし
て配備された測距用人工衛星からの電波を受信・復調す
る）ＧＰＳ受信機、（１０）は人工衛星（１）の軌道を
所定のフライトパスに維持もしくは変換するためのガス
ジェット等を用いた軌道変換装置である。

なお、第２図では一般に人工衛星を構成する他の装置９
例えば電源装置、トラッキング・テレメトリ装置、熱制
御装置、構体、計装系などについてはこの発明の説明の
ためには直接関係しないので省略しである。

このような人工衛星において、地球観測衛星の場合は、
軌道に変化があると例えば太陽同期軌道の場合回帰日時
２回帰数、オーバラップ率などひいては画像取得計画に
影響を与えるので第２図に示すようにＧＰＳ受信機（９
）と航法演算装置（６）によりグローバルポジショニン
グシステムを用い人工衛星自身の軌道を計算し必要に応
じ軌道変換装置（１０）によって所定の軌道パラメータ
の維持を行うこうして軌道維持をする一方で姿勢制御装
置（５）で自己の姿勢を制御、検出し、コマンド装置（
７）からの指令を受は上記姿勢と軌道情報を用いて画像
取得目標にセンサを指向させるようセンサ指向演算装置
（８）で計算し、駆動装置（４）により観測センサ（２
）を目標方向に指向させ所望の地表領域の映像を得るの
である。

また、ユーレカのように材料実験を行うような人工衛星
においても製造したものを地トに回収するのにスペース
シャトルやスペースステーションに会合する必要からや
はりＧＰＳ受信機（９）と航法演算装置（６）により軌
道情報の取得を行いつつ軌道変換装置（１０）により自
己の軌道の維持や軌道の変更を行う。

〔発明が解決しようとする課題〕

すでに紹介した地球観測衛星の場合は一般に人工衛星の
軌道高度が低いほど観測センサによって得られる地表分
解能を良くすることが容易となる一方、ユーレカのよう
に材料実験の生成物回収のためスペースシャトルやスペ
ースステーションに会合する場合もエネルギー節約の点
からできるかぎり軌道高度は低い方が望ましい。

以上のような人工衛星では軌道高度が低いのが望ましい
面を持っているが逆に軌道高度が低くなると大気密度が
高くなり、大気の空力的抗力をうけ軌道長半径が減少す
る。すなわち、軌道長半径の変化率は次の式で表される
。

ｄａ　　　　　　　　Ｓここで。

ａ：軌道長半径Ｗ：人し］衛星の質量ｐ：大気の密度Ｖ：衛星の速度Ｓ：衛星の進行方向に向いた断面積（衛星の本体や太陽電池パドルなどの断面積の総計）ｃｄ二大気抵抗係数である。大気抵抗係数Ｃｄは大気の組成と衛星の形状に
よってきまる数で一般の人工衛星の場合、大略２．５を
用いている。

このように大気抵抗によって軌道が変化をうけると地球
観測衛星では地表のアーストレースがずれる。

すでに述べたようにこのアーストレースのずれをグロー
バルポジショニングシステムからの軌道情報によって軌
道修正が理論的には可能であるが。

現状のシステムにおいてはＧＰＳ用の人工衛星の数が不
十分であり、軌道決定できる時間帯が限定されている。

すなわち、ＧＰＳによる軌道情報が得られない期間に大
気抵抗によって軌道が変化をうけて軌道誤差が大きくな
りひいては観測地点が目標と異なることになってしまう
。

この大気抵抗の影響は、大略高度５００Ｋｍ程度から大
きく受けはじめ、大気密度が昼夜の変化１日変化、季節
変化をともないかつ高度が低くなるに従って大略関数的
に増大するため軌道高度を低（とるほどこの問題の影響
が大きくなる。また、前述のユーレカの例のようにスペ
ースシャトルに会合するときは高度を例えば３００Ｋｍ
まで低下させねばならぬが、この時は大気抗力の影響を
大きく受けＧＰＳによる軌道情報が欠落する期間の軌道
予測に誤差を与え軌道修正が最適に行えないという問題
がある。

この発明はかかる問題点を解決するためになされたもの
であり９人工衛星の軌道が大気抵抗の影響を受ける場合
においてもＧＰＳによる軌道情報が得られない期間の軌
道の変化を子側、更新できるようにして軌道修正を最適
に行える人工衛星の軌道決定方法を得ることを目的とす
る。

〔課題を解決するための手段〕

この発明に係る人工衛星の軌道決定方法は人工衛星の軌
道に影響を与える地表高度数数百Ｋｍにおける大気密度
が太陽活動と相関があることに着目し、太陽活動の程度
を太陽電波の強度によりモニタし、その太陽電波の強度
の時系列測定結果を統計的に処理し、大気密度を逐次的
に推定予測して前述の軌道長半径変化率を推定しＧＰＳ
による軌道決定ができない期間の軌道推定を行うように
したものである。

〔作用〕

この発明においては太陽電波の強度モニタにより人工衛
星の軌道近傍における大気密度が推定でき、この大気密
度から人工衛星の空力的抗力によって影響を受ける（式
（１）参照）　軌道長半径変化率を同定することができ
る。したがって、　ＧＰＳによる軌道決定が間欠的にし
か行われない場合に対しても軌道の推定ないしは変化の
予測が行える。

さらに、ＧＰＳによる軌道決定が行われていることにお
いてもカルマンフィルタ等の推定機構を用いれば軌道を
決定する力学系の誤差及び計測誤差のフィルタリングが
可能となる。

〔実施例〕

第１図はこの発明を地球観測用人工衛星に適用した場合
の実施例であり２図において（１）は人工衛星、（２）
は観測センサ、（３）は映像データ伝送装置（４）は駆
動装置、（５）は姿勢制御装置、（６）は航法演算装置
、（７）はコマンド装置、（８）はセンサ指向演算装置
、（９）はＧＰＳ受信機、　（１０）は軌道変換装置（
１１）は太陽電波受信装置、　（１２）は太陽電波受信
装置の出力である太陽電波強度レベル、　（１３）は太
陽電波強度レベル（１２）の計測結果から人口衛星（１
）の軌道における大気密度を計算する大気密度演算装置
である。

なお、第１図においても一般に人工衛星を構成する他の
装置２例えば電源装置、太陽電池パドルトラッキングテ
レメイトリ装置、構体、熱制御系計装系などについては
この発明の説明のためには直接関係しないので省略しで
ある。

前述のように地球り層大気は太陽活動の影響を受け、太
陽活動の程度をマイクロ波帯の電波の強度として計測す
ることによって逆に人工衛星の軌道トの大気密度を推定
する。この実施例においてはＳバンド帯のアンテナと受
信機より太陽電波受信装置（１１）を構成し２人工衛星
（１）の軌道」−でのＳバンド帯を用いた太陽電波の強
度レベル（１２）を得る。なお、太陽電波受信装置（１
１）の人工衛星（１）に対する搭載位置に特に制限はな
いが２例えば太陽電池パドル上に搭載すれば常時アンテ
ナを太陽方向に指向させることが容易となる。Ｓバンド
帯を用いた理由は２例えば約３ＧＨｚの太陽電波強度と
大気密度の相関が良く、この関数関係のデータが得られ
ているためである。このようにして得た太陽電波の強度
の時系列的データを大気密度演算装置（１３）により数
学モデル、例えばＡＲモデル（ａｕｔｏｒｅｇｒｃｓｉ
ｖｅ　ｍｏｄｅｌ）を仮定し、最小２乗法により適当な
次数の＾Ｒ数学モデルを作成し、このモデルのパラメー
タを逐次測定データにより更新していくことにより大気
密度推定機構が得られる。さらにカルマンフィルタを用
いれば大気密度の将来予測値も与えることができる。

具体的な最も簡＋４１１なＡＲモデルは次式で示される
。

ｐ（ｔ＋１）＝ａｐ（ｔ）＋ｂρ（ｔ−１）＋ω−−−
　−−−（２）ここで。

ρ　：大気密度を表す関数（ｔは時間）ａ、　ｂ　：観
測値から最小２乗法により得られる最適係数（時間的に
変化しうる。） ω　：観測等価雑音である。

このような簡単なモデルでも太陽電波強度の日変化は比
較的よくモデル化できる。したがって１人工衛星の一周
分の大気変化モデル（例えばＪａｃｃｉａ’ｓ　ｍｏｄ
ｅｌ）と組み合わせれば１人工衛星の軌道周回の数分〜
数日間の大気密度モデルを得ることができる。より精密
なモデルが必要な場合は、上記ρ（１）のモデルの次数
を増加させたりＡＲＭＡなどを用いることもできる。な
お、これらの計算は大気密度演算装置（１３）で計算す
る。

こうして大気モデルが決定されると、すでに述べた軌道
長半径変化の式（１）のρが与えられ２人工衛星の質量
、衛星の速度、断面積はほぼ一定値として与えることが
でき、また大気抵抗係数は軌道長半径の実際の観測値が
得られるときに同定することもできるので、結局ある時
刻で軌道長半径の初期値が与えられたとき、その後の軌
道長半径の時間的変化を予測することができることにな
る。

これらの軌道計算は航法演算装置（６）で計算する。

前記人工衛星の質量、衛星の速度、断面積等の定数はコ
マンド装置（７）を経由し地上より与えることができ、
前記軌道長半径の初期値はＧＰＳ受信機（９）を用いて
算出する場合と、地−ヒからコマンド装置（７）を経由
して航法演算装置（６）に入力する場合のいずれも可能
である。

なお、太陽７ｕ波の強度をモニタし大気密度を推定し軌
道計算することをどの範囲までオンボード処理すなわち
人工衛星内で装備するかは色々の変形があり、地上で太
陽電波強度をモニタし、その結果をオンボード処理する
方式、軌道長半径及び変化率まで地上で算出しそれ以降
をオンボード処理する方式、実施例のように太陽電波受
信装置をオンボード装備する方式などを人工衛星の規模
に応じて適用する。

このようにして大気密度の影響によって軌道高度の変化
が予測できると軌道が所定のアーストレース範囲である
かどうかを判断できるから、高度低下が許容範囲をこえ
たときは軌道変換装置（ｌＯ）により人工衛星に推力を
与え所定軌道高度を維持することができる。なお、軌道
変換装置（１０）としてはヒドラジンモノプロペラント
方式やＮ、０．７ＭＭ＋（等によるバイプロペラント方
式など化学推進剤を用いたガスジェット方式が一般に用
いられている次にこのように軌道範囲の維持と常時正確
な軌道情報を得られる人工衛星を地球観測用に利用する
場合について説明する。

第１図で地上側観測センサ（２）で映像を取得すべき目
標位置がコマンド装置（７）経由センサ指向演算装置（
８）に入力されるとその目標位置と人口衛星（１）の相
対位置関係を航法演算装置（６）の人工衛星（【）に関
する軌道情報をもとに時間関数として計算する。一方２
人工衛星の姿勢は姿勢制御装置（５）により決定されて
いるから観測センサ（２）の映像取得目標位置方向を人
工衛星（１）に固定した座標系を基準にした角度として
算出することができる。以−ヒの演算をセンサ指向演算
装置（８）で実施し観測センサ（２）の視野方向を一ヒ
紀人工衛星座標系を基準にした目標位置の角［’Ｚとな
るように駆動装置（４）を制御すれば、地りから指令さ
れる任意の時刻に任意の目標位置の映像を取得し映像デ
ータ伝送装置（３）により取得した映像を地−ヒに伝送
することができる。ｈ記実施例では観測センサを特定し
ていないが具体的には各種波長帯を有する光学センサ、
合成間ロレーダ、マイクロ波放Ｑ＝１計電波高度計、レ
ーザレーダなどがあり、さらにこのような波動センサに
かぎらずオンボードで軌道情報を常時必要とする人工衛
星に適用できる。

なお前記において、大気密度演算装置（１３）と航法演
算装置（６）、センサ指向演算装置（８）の３つの装置
に区分したが、これは説明のための便宜的な区分であり
それぞれ個別のハードウェアでもよいし一部共通又はす
べてを共通のハードウェア及びソフトウェア体系であっ
てもこの発明の本質に影響しない。

〔発明の効果〕以上のようにこの発明においては人工衛星の軌道が大気
抵抗の影響を受ける場合においても太陽電波の強度を観
測することによりＧＰＳを用いたオンボード軌道決定が
不司能な期間における軌道の■化を予測、更新できるか
ら、特に地球観測用衛星においては観測範囲が正確に予
測でき画像の欠けなどを生じる確率を少なくすることが
できる。

また、ユーレカのように材料実験を行ってその生成物を
スペースシャトルで回収するためスペースシャトル軌道
に会合する軌道への変換を行うときマヌーバ中のすべて
の期間において大気抵抗による軌道変化も考慮に入れて
軌道決定できるから目標軌道に対する誤差及び分散を少
なくすることができると同時に推葉消費が少なくなり、
それだけミッション重量に転嫁でき経済的となる。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明を地球観測用人工衛星に適用した場合
の実施例を説明する図、第２図は従来の地球観測用人工
衛星を説明するための図である。図において、（１）は入玉衛星、（２）は観測センサ（
３）は映像データ伝送装置、（４）は駆動装置、（５）
は姿勢制御装置、（６）は航法演算装置、（７）はコマ
ンド装置、（８）はセンサ指向演算装置、（９）はＧＰ
Ｓ受信機、　（１０）は軌道変換装置、　（１１）は太
陽電波受信装置、　（＋２）は太陽電波受信装置の出力
である太陽電波強度レベル、　（１３）は大気密度演算
装置であるなお９図中同一あるいは相当部分には同一符
号を付して示しである。

Claims

【特許請求の範囲】

（１）グローバルポジショニングシステム（ＧＰＳ）と
して配備された測距用人工衛星からの電波を受信・復調
するＧＰＳ受信機とこのＧＰＳ受信機より復調された複
数個のＧＰＳ用人工衛星の位置・速度情報と受信信号の
位相、ドプラーシフトの測定からＧＰＳ用人工衛星とＧ
ＰＳ受信機を搭載した人工衛星の相対距離、相対速度情
報を得、これから人工衛星の軌道を決定する航法演算装
置と地上からの指令信号を受信・復調・解読するコマン
ド装置と上記航法演算装置の決定した人工衛星の絶対位
置と速度が上記コマンド装置を経由して得た目標フライ
トパスに近づくよう人工衛星の軌道を変化させ得る軌道
変換装置とを搭載した人工衛星において、太陽から輻射
される太陽電波を受信し太陽電波の強度レベルを送出す
る太陽電波受信装置と太陽電波の強度レベルの時系列変
化から人工衛星の飛翔する地上数百Ｋｍにおける大気密
度を推定する大気密度演算装置を備え、推定した大気密
度から上記航法演算装置にて人工衛星の大気によって受
ける抗力を計算してさらにＧＰＳによる軌道決定に並用
して用いることにより人工衛星の軌道変化（例えば、軌
道長半径の低下率）を算出し、間欠的にしか軌道決定結
果が得られないＧＰＳ軌道決定の補間あるいは軌道の変
化予測を行うことや人工衛星の軌道が設定された許容範
囲をこえることが予測される場合、軌道変換装置により
地上の介入もしくは自動的に人工衛星に推力を与え、軌
道が所定誤差に（目標フライトパス）とどまるようにし
たことを特徴とする人工衛星の軌道決定方法。
（２）グローバルポジショニングシステム（ＧＰＳ）と
して配備された測距用人工衛星からの電波を受信・復調
するＧＰＳ受信機とこのＧＰＳ受信機より復調された複
数個のＧＰＳ用人工衛星の位置・速度情報と受信信号の
位相、ドプラーシフトの測定からＧＰＳ用人工衛星とＧ
ＰＳ受信機を搭載した人工衛星の相対距離、相対速度情
報を得、これから人工衛星の軌道を決定する航法演算装
置と地上からの指令信号を受信・復調・解読するコマン
ド装置と上記航法演算装置の決定した人口衛星の絶対位
置と速度が上記コマンド装置を経由して得た目標フライ
トパスに近づくよう人工衛星の軌道を変化させ得る軌道
変換装置とを搭載した人工衛星において、太陽から輻射
される太陽電波を受信し太陽電波の強度レベルを送出す
る太陽電波受信装置と太陽電波の強度レベルの時系列変
化から人工衛星の飛翔する地上数百にＫｍにおける大気
密度を推定する大気密度演算装置とを地上に設置し、地
上において人工衛星が受ける大気抗力を数分後〜数日間
後まで予測しこの予測データをコマンド装置を経由して
航法演算装置に入力しＧＰＳによる軌道決定結果の軌道
パラメータから大気抗力による軌道高度低下率を予測し
、目標フライトパスのＧＰＳ軌道決定の補間もしくは推
定誤差の減少もしくは軌道変化の将来予測を行うことを
特徴とする人工衛星の軌道決定方法。