JPH0441957B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0441957B2 JPH0441957B2 JP62154450A JP15445087A JPH0441957B2 JP H0441957 B2 JPH0441957 B2 JP H0441957B2 JP 62154450 A JP62154450 A JP 62154450A JP 15445087 A JP15445087 A JP 15445087A JP H0441957 B2 JPH0441957 B2 JP H0441957B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- scanning
- line
- angle
- axis
- plane mirror
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
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Landscapes
- Photometry And Measurement Of Optical Pulse Characteristics (AREA)
- Radiation Pyrometers (AREA)
- Geophysics And Detection Of Objects (AREA)
- Transforming Light Signals Into Electric Signals (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は、静止軌道上を運行するスピン衛星
による地球走査方式に関するものである。
による地球走査方式に関するものである。
静止軌道上を運行する衛星から地球を微細な瞬
時視野角を通じて走査する方式としては、従来次
のような３つの方式が使用されている。
時視野角を通じて走査する方式としては、従来次
のような３つの方式が使用されている。
第１の方式は、GOES（米国）あるいはGMS
（日本）と称される気象衛星で用いられている走
査方式で、この方式は第５図に示すように、回転
走査部を光学系の対物側の一部である平面鏡２１
で構成し、該平面鏡２１を静止衛星のスピン軸２
２と直交する軸２３の回りに10度の幅で回転する
ようにし、図示しないサンシエードを通過した入
射光２４を平面鏡２１でスピン軸２２方向に導
き、望遠鏡部２５を介して図示しない検出器で、
走査用回転平面鏡２１による地球走査領域の状態
を検出するように構成している。この場合、走査
平面鏡２１の回転につれて、それによる視線方向
の軌跡は、衛星のスピンを止めて考えた場合、天
球上の大円の一部を描くようになり、スピンと組
み合わせれば地球の走査が可能なようになつてい
る。なお第５図において、２２ａはスピンベクト
ルを示し、２３ａは走査部回転ベクトルを示して
いる。
（日本）と称される気象衛星で用いられている走
査方式で、この方式は第５図に示すように、回転
走査部を光学系の対物側の一部である平面鏡２１
で構成し、該平面鏡２１を静止衛星のスピン軸２
２と直交する軸２３の回りに10度の幅で回転する
ようにし、図示しないサンシエードを通過した入
射光２４を平面鏡２１でスピン軸２２方向に導
き、望遠鏡部２５を介して図示しない検出器で、
走査用回転平面鏡２１による地球走査領域の状態
を検出するように構成している。この場合、走査
平面鏡２１の回転につれて、それによる視線方向
の軌跡は、衛星のスピンを止めて考えた場合、天
球上の大円の一部を描くようになり、スピンと組
み合わせれば地球の走査が可能なようになつてい
る。なお第５図において、２２ａはスピンベクト
ルを示し、２３ａは走査部回転ベクトルを示して
いる。
第２の方式は、METEOSAT（欧州宇宙機関）
と称される気象衛星で用いられている方式で、第
６図に示すように、回転走査部２６は、光学系の
対物側の一部である、一次反射鏡２７、二次反射
鏡２８、プリズム２９を一体化した望遠鏡で構成
され、スピン軸２２と直交する軸３０の回りに20
度の幅で回転するように構成されている。そして
入射光２４は集光された上、スピン軸２２方向へ
導かれるようになつている。なお３０ａは走査部
回転ベクトルを示している。
と称される気象衛星で用いられている方式で、第
６図に示すように、回転走査部２６は、光学系の
対物側の一部である、一次反射鏡２７、二次反射
鏡２８、プリズム２９を一体化した望遠鏡で構成
され、スピン軸２２と直交する軸３０の回りに20
度の幅で回転するように構成されている。そして
入射光２４は集光された上、スピン軸２２方向へ
導かれるようになつている。なお３０ａは走査部
回転ベクトルを示している。
第３の方式は、INSAT（米国）と称される衛
星で用いられている方式であり、この衛星の場合
は、衛星自体が３軸安定でスピンしていないもの
であるため、走査部はスピン衛星のスピンに対応
する回転と、更にそのスピン回転に直交する軸の
回りに約10度の幅で回転する形態をとつているも
のである。
星で用いられている方式であり、この衛星の場合
は、衛星自体が３軸安定でスピンしていないもの
であるため、走査部はスピン衛星のスピンに対応
する回転と、更にそのスピン回転に直交する軸の
回りに約10度の幅で回転する形態をとつているも
のである。
これらの第２及び第３の走査方式においても、
衛星のスピンあるいはそれに対応する回転を止め
て考えた場合、走査部の回転につれて、それによ
る視線方向の天球上の軌跡はすべて大円の一部を
描くようになつている。
衛星のスピンあるいはそれに対応する回転を止め
て考えた場合、走査部の回転につれて、それによ
る視線方向の天球上の軌跡はすべて大円の一部を
描くようになつている。
ところで、上記現用の走査方式における共通す
る問題点としては、回転走査部を、限られた回転
角度範囲内において微細に分割した角度位置の
各々に正確に保持させること、及びその各角度位
置に順次ステツプさせることの困難性があげられ
る。
る問題点としては、回転走査部を、限られた回転
角度範囲内において微細に分割した角度位置の
各々に正確に保持させること、及びその各角度位
置に順次ステツプさせることの困難性があげられ
る。
すなわち、例えばGMSの場合では、10度の角
度範囲を2500ステツプに分割してステツプ動作さ
せているため、非常に微細な角度読み取り精度を
必要としているが、角度読み取り機構（エンコー
ダ）による読み取り誤りに起因する走査用平面鏡
の角度保持の異常及びステツプの異常が発生し
た。また走査用平面鏡の回転角度範囲が10度とい
う狭い範囲なので、軸受けの固体潤滑剤の摩耗に
偏りが生じ、可動範囲が所定の角度範囲10度より
狭まつてしまうという異常も発生した。
度範囲を2500ステツプに分割してステツプ動作さ
せているため、非常に微細な角度読み取り精度を
必要としているが、角度読み取り機構（エンコー
ダ）による読み取り誤りに起因する走査用平面鏡
の角度保持の異常及びステツプの異常が発生し
た。また走査用平面鏡の回転角度範囲が10度とい
う狭い範囲なので、軸受けの固体潤滑剤の摩耗に
偏りが生じ、可動範囲が所定の角度範囲10度より
狭まつてしまうという異常も発生した。
これらの異常状態の発生は、GOESやGMSシ
リーズの観測衛星が軌道上において寿命が尽きる
原因となつている。従来からこれらの異常発生を
阻止すべく種々の改善の努力がなされているが、
未だ満足すべき方法が、軌道上において実証され
ていない状態である。
リーズの観測衛星が軌道上において寿命が尽きる
原因となつている。従来からこれらの異常発生を
阻止すべく種々の改善の努力がなされているが、
未だ満足すべき方法が、軌道上において実証され
ていない状態である。
本発明は、従来の静止衛星からの地球走査方式
における上記問題点を解決するためになされたも
ので、走査密度を維持しながら角度読み取り精度
を大幅に緩和し、且つ固体潤滑剤の偏りの発生し
ない静止軌道上のスピン衛星による地球走査方式
を提供することを目的とする。
における上記問題点を解決するためになされたも
ので、走査密度を維持しながら角度読み取り精度
を大幅に緩和し、且つ固体潤滑剤の偏りの発生し
ない静止軌道上のスピン衛星による地球走査方式
を提供することを目的とする。
上記問題点を解決するため、本発明は、静止軌
道上において軌道面に垂直な軸の回りにスピンす
る静止衛星から微細な瞬時視野角を通じて、静止
衛星のスピンによる掃引によりライン走査を行い
走査部により走査ラインのステツプ移行を行わせ
地球を走査する方式において、走査部が一軸の回
りに回転可能に配置され、該軸の回りに回転させ
た際の走査部による視線の軌跡が該視線を母線と
する円錐面の一部を描くように構成するものであ
る。
道上において軌道面に垂直な軸の回りにスピンす
る静止衛星から微細な瞬時視野角を通じて、静止
衛星のスピンによる掃引によりライン走査を行い
走査部により走査ラインのステツプ移行を行わせ
地球を走査する方式において、走査部が一軸の回
りに回転可能に配置され、該軸の回りに回転させ
た際の走査部による視線の軌跡が該視線を母線と
する円錐面の一部を描くように構成するものであ
る。
このようにして走査部で走査を行うことによ
り、上下走査角範囲に対応する走査部の回転角を
大きくとることができるため、走査密度を維持し
ながら角度読み取り精度を大幅に緩和することが
可能となる。また走査部回転角を大きくとれるた
め、軸受けにおいてもボールに接触しないレース
部分がなくなり、したがつて固体潤滑剤の偏りが
発生しなくなり、長寿命化を計ることができる。
り、上下走査角範囲に対応する走査部の回転角を
大きくとることができるため、走査密度を維持し
ながら角度読み取り精度を大幅に緩和することが
可能となる。また走査部回転角を大きくとれるた
め、軸受けにおいてもボールに接触しないレース
部分がなくなり、したがつて固体潤滑剤の偏りが
発生しなくなり、長寿命化を計ることができる。
以下実施例について説明する。第１図は、本発
明に係る地球走査方式をGMSに適用した構成例
を示す図である。図において、１は回転する走査
部を構成する平面鏡で、該平面鏡１の回転軸２
は、衛星のスピン軸３と約45度の角度で配置され
ており、平面鏡１は回転軸２に固定されている。
そして走査平面鏡１の回転軸２と平面鏡面ベクト
ル４とは５度以上の角度をなすように配置されて
いる。なお５は望遠鏡部、２ａは走査部回転ベク
トル、３ａはスピンベクトルをそれぞれ示してい
る。
明に係る地球走査方式をGMSに適用した構成例
を示す図である。図において、１は回転する走査
部を構成する平面鏡で、該平面鏡１の回転軸２
は、衛星のスピン軸３と約45度の角度で配置され
ており、平面鏡１は回転軸２に固定されている。
そして走査平面鏡１の回転軸２と平面鏡面ベクト
ル４とは５度以上の角度をなすように配置されて
いる。なお５は望遠鏡部、２ａは走査部回転ベク
トル、３ａはスピンベクトルをそれぞれ示してい
る。
このように配置した走査平面鏡１を、その回転
軸２の回りに回転することにより、走査平面鏡に
よる視線の軌跡は、これを母線とする円錐面を描
くことになる。
軸２の回りに回転することにより、走査平面鏡に
よる視線の軌跡は、これを母線とする円錐面を描
くことになる。
次にこのように走査平面鏡による視線の軌跡が
円錐面を描くように該走査平面鏡を回転させるこ
とにより、如何にして従来の問題点を解決するこ
とができるかについて、具体的な角度値をもつた
例に基づいて説明する。
円錐面を描くように該走査平面鏡を回転させるこ
とにより、如何にして従来の問題点を解決するこ
とができるかについて、具体的な角度値をもつた
例に基づいて説明する。
第１図において、
視線方向ベクトＡ→
走査部回転ベクトル：Ｂ→
望遠鏡光軸ベクトル；Ｃ→
走査鏡面ベクトル：Ｄ→
回転角基準ベクトル：Ｅ→
回転角：θ
回転軸と走査鏡面ベクトルのなす角：δ
とした場合、Ｂ→，Ｃ→，Ｅ→，θ，δが与えられる
と、 〓Ｂ→・Ｄ→＝cosδ Ｄ／→×Ｂ／→／sinδ・Ｅ→＝cosθ が成立するので、これから走査鏡面ベクトルＤ→を
求めることができる。なお上記回転角基準ベクト
ルＥ→は、回転角θが零のときの、Ｄ→×Ｂ→方向の単
位ベクトルである。
と、 〓Ｂ→・Ｄ→＝cosδ Ｄ／→×Ｂ／→／sinδ・Ｅ→＝cosθ が成立するので、これから走査鏡面ベクトルＤ→を
求めることができる。なお上記回転角基準ベクト
ルＥ→は、回転角θが零のときの、Ｄ→×Ｂ→方向の単
位ベクトルである。
次に、この求められた走査鏡面ベクトルＤ→を用
いて、 〓Ａ→・Ｄ→＝Ｃ→・Ｄ→ Ｃ→×Ｄ→＝Ｄ→×Ａ→ から視線方向ベクトルＡ→を求めることができる。
いて、 〓Ａ→・Ｄ→＝Ｃ→・Ｄ→ Ｃ→×Ｄ→＝Ｄ→×Ａ→ から視線方向ベクトルＡ→を求めることができる。
ここで具体例として、走査部回転ベクトル（回
転軸方向）がスピンベクトルと、45.63度の角を
なし、走査平面鏡の面ベクトル（走査鏡の裏向き
を正とする）が走査部回転軸と9.89度の角をなす
ように構成した場合、 Ｂ→＝（−sin45.63°，０，cos45.63°） Ｃ→＝（０，０，−１） Ｅ→＝（cos45.63°，０，sin45.63°） δ＝9.89° と表される。そこで平面鏡回転角θを10度おきに
変えて、走査平面鏡１の回転につれて視線方向の
動く軌跡を求めると、第２図の○・印で示すように
長円形になる。○・印の間隔は平面鏡の回転角10度
に対応する。
転軸方向）がスピンベクトルと、45.63度の角を
なし、走査平面鏡の面ベクトル（走査鏡の裏向き
を正とする）が走査部回転軸と9.89度の角をなす
ように構成した場合、 Ｂ→＝（−sin45.63°，０，cos45.63°） Ｃ→＝（０，０，−１） Ｅ→＝（cos45.63°，０，sin45.63°） δ＝9.89° と表される。そこで平面鏡回転角θを10度おきに
変えて、走査平面鏡１の回転につれて視線方向の
動く軌跡を求めると、第２図の○・印で示すように
長円形になる。○・印の間隔は平面鏡の回転角10度
に対応する。
平面鏡１による視線方向の軌跡が長円形になる
ことは、走査平面鏡１の面ベクトルは回転軸２の
回りに回転すると円形の軌跡を描くが、平面鏡面
ベクトルが円形の軌跡を描く場合、走査平面鏡１
により反射される光が望遠鏡５の光軸方向を向く
ような入射光の軌跡は、鏡の性質から走査平面鏡
１の面ベクトルと方位は変わらないが、上下方向
は反射角に入射角が足される結果、角度が２倍と
なることからも理解されるところである。
ことは、走査平面鏡１の面ベクトルは回転軸２の
回りに回転すると円形の軌跡を描くが、平面鏡面
ベクトルが円形の軌跡を描く場合、走査平面鏡１
により反射される光が望遠鏡５の光軸方向を向く
ような入射光の軌跡は、鏡の性質から走査平面鏡
１の面ベクトルと方位は変わらないが、上下方向
は反射角に入射角が足される結果、角度が２倍と
なることからも理解されるところである。
実際に地球を走査する場合に必要な上下角範囲
は±10度であるから、第２図に示した具体例で
は、Ａ，Ｂ，Ｃを結ぶ範囲を使えばよく、この範
囲は○・印間隔数（６間隔）からわかるように、走
査平面鏡１の回転角60度に対応する。従来は10度
の範囲を2500ステツプで走査していたのに比べる
と、この具体例では60度の回転角範囲を2500ステ
ツプさせればよいことになるから、角度読み取り
細かさは大幅に緩和される。
は±10度であるから、第２図に示した具体例で
は、Ａ，Ｂ，Ｃを結ぶ範囲を使えばよく、この範
囲は○・印間隔数（６間隔）からわかるように、走
査平面鏡１の回転角60度に対応する。従来は10度
の範囲を2500ステツプで走査していたのに比べる
と、この具体例では60度の回転角範囲を2500ステ
ツプさせればよいことになるから、角度読み取り
細かさは大幅に緩和される。
また、このように60度の角度範囲に亘つて平面
鏡１を回転させるため、軸受けにおいてもボール
が接しないレース部分がなくなり、固体潤滑剤が
均等に摩耗するので偏りの発生がなくなる。
鏡１を回転させるため、軸受けにおいてもボール
が接しないレース部分がなくなり、固体潤滑剤が
均等に摩耗するので偏りの発生がなくなる。
第２図において、ａ，ｂ，ｃで示した円は、円
筒形のスピン衛星において、望遠鏡の口径と衛星
の直径の比が、約0.2の場合において、入射光が
衛星の円筒部をよぎる範囲を示しており、それぞ
れ視線方向がＡ，Ｂ，Ｃである場合に対応してい
る。そしてこの場合、衛星外周におけるサンシエ
ード開口形状は、ほぼ円ａ，ｂ，ｃで包絡する、
第３図において６で示すような開口形状となる。
筒形のスピン衛星において、望遠鏡の口径と衛星
の直径の比が、約0.2の場合において、入射光が
衛星の円筒部をよぎる範囲を示しており、それぞ
れ視線方向がＡ，Ｂ，Ｃである場合に対応してい
る。そしてこの場合、衛星外周におけるサンシエ
ード開口形状は、ほぼ円ａ，ｂ，ｃで包絡する、
第３図において６で示すような開口形状となる。
また、本発明の如く走査平面鏡を回転させた
時、その平面鏡による視線の軌跡が円錐面を描く
ように構成した場合、地球を走査する範囲外の視
野を、衛星の構成部分により容易に遮るように構
成することができる。この地球走査範囲外の視野
方向は、第２図で例示するとＤの角度位置であ
り、第３図に示した衛星においては、７で示す部
分が視野を遮る部分を構成している。そしてこの
遮蔽部分７に、第２図においてほぼｄで示された
円形状の赤外校正用黒体ターゲツトを設けること
ができる。
時、その平面鏡による視線の軌跡が円錐面を描く
ように構成した場合、地球を走査する範囲外の視
野を、衛星の構成部分により容易に遮るように構
成することができる。この地球走査範囲外の視野
方向は、第２図で例示するとＤの角度位置であ
り、第３図に示した衛星においては、７で示す部
分が視野を遮る部分を構成している。そしてこの
遮蔽部分７に、第２図においてほぼｄで示された
円形状の赤外校正用黒体ターゲツトを設けること
ができる。
第４図は、本発明に係る走査方式を
METEOSATに適用した実施例を示す図である。
この実施例では、回転走査部を構成する一次反射
鏡、二次反射鏡等からなる望遠鏡８は、その回転
軸９がスピン軸３とほぼ直交するように配置さ
れ、該望遠鏡８は回転軸９に固定されて回転する
ようになつており、そして走査望遠鏡８の光軸１
０と走査回転軸９とは約10度以上の角をなすよう
に構成されている。なお９ａは走査部回転ベクト
ルである。
METEOSATに適用した実施例を示す図である。
この実施例では、回転走査部を構成する一次反射
鏡、二次反射鏡等からなる望遠鏡８は、その回転
軸９がスピン軸３とほぼ直交するように配置さ
れ、該望遠鏡８は回転軸９に固定されて回転する
ようになつており、そして走査望遠鏡８の光軸１
０と走査回転軸９とは約10度以上の角をなすよう
に構成されている。なお９ａは走査部回転ベクト
ルである。
この実施例の場合も、走査望遠鏡８を回転軸９
の回りに回転させることにより、走査望遠鏡８に
よる視線の軌跡が円錐面を描くようになり、第１
の実施例と同様な作用効果が得られる。なおこの
実施例における入射光１１は一次反射鏡１２によ
り二次反射鏡１３に入射され、二次反射鏡１３か
らの光は、走査部に取り付けられた反射鏡又はプ
リズム１４により一旦回転軸９と一致する方向に
導かれる。次いで本体に取り付けられた反射鏡又
はプリズム１５により必要とされる方向に導かれ
るようになつている。
の回りに回転させることにより、走査望遠鏡８に
よる視線の軌跡が円錐面を描くようになり、第１
の実施例と同様な作用効果が得られる。なおこの
実施例における入射光１１は一次反射鏡１２によ
り二次反射鏡１３に入射され、二次反射鏡１３か
らの光は、走査部に取り付けられた反射鏡又はプ
リズム１４により一旦回転軸９と一致する方向に
導かれる。次いで本体に取り付けられた反射鏡又
はプリズム１５により必要とされる方向に導かれ
るようになつている。
以上実施例に基づいて説明したように、本発明
によれば、走査部をその回転軸の回りに回転させ
た際、走査部による視線の軌跡が該視線を母線と
する円錐面の一部を描くように構成したので、上
下走査角範囲に対応する走査部の回転角を大きく
とることができ、走査密度を維持しながら角度読
み取り精度を大幅に緩和することができる。また
走査部回転角を大きくとれるため、軸受けの固体
潤滑剤の偏り発生が阻止され、長寿命化を計るこ
とができる。
によれば、走査部をその回転軸の回りに回転させ
た際、走査部による視線の軌跡が該視線を母線と
する円錐面の一部を描くように構成したので、上
下走査角範囲に対応する走査部の回転角を大きく
とることができ、走査密度を維持しながら角度読
み取り精度を大幅に緩和することができる。また
走査部回転角を大きくとれるため、軸受けの固体
潤滑剤の偏り発生が阻止され、長寿命化を計るこ
とができる。
第１図は、本発明に係る地球走査方式の第１実
施例を示す概略構成図、第２図は、第１実施例に
おける視線方向の軌跡を示す図、第３図は、本発
明を適用した円筒形スピン衛星の外観を示す図、
第４図は、本発明の第２実施例を示す概略構成
図、第５図及び第６図は、それぞれ従来の地球走
査方式を示す概略構成図である。 図において、１は走査平面鏡、２は回転軸、３
はスピン軸、４は平面鏡面ベクトル、５は望遠鏡
部、６はサンシエード、７は遮蔽部分、８は走査
望遠鏡、９は回転軸、１０は望遠鏡光軸を示す。
施例を示す概略構成図、第２図は、第１実施例に
おける視線方向の軌跡を示す図、第３図は、本発
明を適用した円筒形スピン衛星の外観を示す図、
第４図は、本発明の第２実施例を示す概略構成
図、第５図及び第６図は、それぞれ従来の地球走
査方式を示す概略構成図である。 図において、１は走査平面鏡、２は回転軸、３
はスピン軸、４は平面鏡面ベクトル、５は望遠鏡
部、６はサンシエード、７は遮蔽部分、８は走査
望遠鏡、９は回転軸、１０は望遠鏡光軸を示す。
Claims (1)
- １ 静止軌道上において軌道面に垂直な軸の回り
にスピンする静止衛星から微細な瞬時視野角を通
じて、静止衛星のスピンによる掃引によりライン
走査を行い走査部により走査ラインのステツプ移
行を行わせ地球を走査する方式において、走査部
が一軸の回りに回転可能に配置され、該軸の回り
に回転させた際の走査部による視線の軌跡が該視
線を母線とする円錐面の一部を描くように構成し
たことを特徴とする地球走査方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62154450A JPS64484A (en) | 1987-06-23 | 1987-06-23 | Earth scanning system by spin satellite on geostationary orbit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62154450A JPS64484A (en) | 1987-06-23 | 1987-06-23 | Earth scanning system by spin satellite on geostationary orbit |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01484A JPH01484A (ja) | 1989-01-05 |
| JPS64484A JPS64484A (en) | 1989-01-05 |
| JPH0441957B2 true JPH0441957B2 (ja) | 1992-07-09 |
Family
ID=15584482
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62154450A Granted JPS64484A (en) | 1987-06-23 | 1987-06-23 | Earth scanning system by spin satellite on geostationary orbit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS64484A (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4485172A (en) * | 1981-01-19 | 1984-11-27 | Cpc International Inc. | Multistage process for the preparation of fats and oils |
| US4564594A (en) * | 1983-06-30 | 1986-01-14 | E. I. Du Pont De Nemours And Company | Fermentation process for production of carboxylic acids |
| US8640994B1 (en) * | 2010-09-27 | 2014-02-04 | The Boeing Company | Agile dedicated spacecraft for spinning microwave imagers and sounders |
| CN114200537B (zh) * | 2021-12-13 | 2023-12-22 | 北京环境特性研究所 | 一种卫星下视地球的探测边界确定方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4234789A (en) * | 1977-08-02 | 1980-11-18 | Organisation Europeenne De Recherches Spatiales | Observation optical apparatus |
-
1987
- 1987-06-23 JP JP62154450A patent/JPS64484A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS64484A (en) | 1989-01-05 |
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