JPH065171B2 - 宇宙船カメラ像整合装置 - Google Patents

宇宙船カメラ像整合装置

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JPH065171B2
JPH065171B2 JP61315938A JP31593886A JPH065171B2 JP H065171 B2 JPH065171 B2 JP H065171B2 JP 61315938 A JP61315938 A JP 61315938A JP 31593886 A JP31593886 A JP 31593886A JP H065171 B2 JPH065171 B2 JP H065171B2
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  • Photometry And Measurement Of Optical Pulse Characteristics (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 〔技術分野〕 本発明は、宇宙船カメラの同じ選択された撮像領域の反
復像の対応するピクセルの分離角度を予め選択された限
界内に維持する装置、すなわち宇宙船カメラ像整合装置
に関する。
〔従来技術〕
米国特許第3,９５2,１５１号は、例えば衛星搭載カメラ
により発生される像を、衛星の瞬時的姿勢変位を感知
し、この信号を使用して地上ステーションにおける像発
生ビームを調節することにより安定化する方法および装
置に関する。本発明は次の諸点でこの周知装置と異な
る。すなわち、(1)周知装置がオープンループ装置であ
るのに対し、本発明は閉鎖ループ装置である。(2)周知
装置により必要とされるジャイロスコープを必要としな
い。ジャイロスコープは重く、相当のパワを消費し、非
常に正確ではなく、安定性およびドリフトの問題を有
し、通常較正のため機上星追跡装置を必要とする。(3)
周知の装置は姿勢制御変動のみしか修正しないが、本発
明の装置は、姿勢制御変動のみならず、軌道および熱変
動を修正する。本発明は、カメラ１、２自体を使用して
誤差を自己修正するが、周知装置はそうではない。
他の関連特許としては、米国特許第3,２２3,７７７号、
第3,６７6,５８１号、第3,７１6,６６９号、第3,７６9,
７１０号、第3,８５9,４６０号、第4,０１2,０１８号お
よび第4,３０0,１５９号がある。
下記の３つの開示は、本発明の一部の理解を助けるもの
である。
(1)ミシガン州Enriromental Research Instituteの外界
の遠隔感知についての国際シンポジウム、１９８５年１
０月２１日、において同Institute所員を前にしてD.W.G
raul（本発明者の１人）によりポスターボードディスプ
レイを用いて行なわれた講演、(2)Aviation Week and S
pace Technology，１９８５年１２月２３日発行“New G
OES to Sharpen Severe Wether Traching”なる記事、
(3)National Oceanic and Atmos-pheric Administratio
n，１９８５年９月（２５、２６、２８、３２、３５、
３６頁）のSchwa（ｂの「Envirosat-2000 Report,GOES-
Next Overview）なる記事。
〔発明の開示〕
宇宙船搭載の１または複数のカメラで、地球上のような
宇宙船外の場面の像を発生する。宇宙船の軌道および姿
勢に関する長期間における運行の乱れが、作戦地上装置
（ＯＧＥ）の一部で決定される。係数（Ｋ，Ａ）の型の
この情報は、周期的に搭載コンピュータ（３８）に供給
され、そして該コンピュータは、像整合補償信号（６
０）を発生する。信号（６０）は、カメラミラー（３
３、３２）のサーボ制御ループ（８４、８８、９４、９
８）に供給される。さらに詳しく述べると、宇宙船上搭
載カメラは、例えば地球上の同じ予め選択された撮像領
域の反復像（イメージ）を撮像する。整合誤差の測定
は、撮像期間内における像ごとの整合角度の変動を観測
することに基づく。整合角度は、２本の線間に形成され
る角度である。第１の線は、衛星のカメラと、地球上に
投影される、像内の第１の予め選択されたピクセルの重
心とを結ぶ線である。第２の線は、衛星カメラと、地球
上に投影される、像内の第２の予め選択された第２のピ
クセルとを結ぶ線である。普通、整合角度の北／南およ
び東／西成分が測定される。
〔実施例の説明〕
本発明のこれらおよびその他の目的および特徴は、図面
を参照して行なった以下の説明から明らかとなろう。
像整合は、同じ選択された撮像領域（フレーム）の反復
像の対応するピクセルの（相互に関する）角度的分離の
誤差を特定された予め選択された限界（例えば第１表）
内に制限するプロセスである。像は、宇宙船上の１また
は複数のカメラ１、２で撮影される。
本発明は、任意の形式の宇宙船に実用性を有するが、特
に、第１図に示される宇宙船、すなわち、ＮＯＡＡ（Na
tional Oceanic and Atmospheric Administration）に
より後援され、ＮＡＳＡ（National Aeronautics and S
pace Administration）により契約された地球上静止型G
OES IJKLM気象衛星に関して例示される。第１図に示さ
れる装置は、ソラーアレイ１１、Ｘ線センサ１２、磁力
計１３、Ｓ−バンド伝送アンテナ１４、探索および救助
アンテナ１５、ＵＨＦアンテナ１６、遠隔測定および命
令アンテナ１８、地球センサ１９、Ｓ−バンド受信アン
テナ２０、ソラーセイル２４および２台のカメラ、すな
わち撮像装置（イメージャ）１およびサウンダ２とを含
む。撮像装置は、冷却装置１７、アパチャー２３および
ミラー３３を備える。サウンダ２は、冷却装置２１、ア
パチャ２２およびミラー３２を備える。
ミラー３３、３２は、各々２軸ジンバル上に取り付けら
れるが、該ジンバルは、１秒あたり多くの逐次位置を走
査する非常に迅速なステップ走査速度で、ミラー３３、
３２を直交軸ｘおよびｙ軸に関して選択的に位置づけ
る。外見上共通のｘ軸は、ロール、北／南または仰角軸
と称し得る。各ミラー３３、３２に対するｙ軸は、ピッ
チ、東／西、または方位角軸とも称し得る。
撮像装置１は、地球表面の多スペクトル放射測定式の撮
像を可能にするが、これは例えば横断方向の雲速度の測
定に役立てることができる。撮像装置１は、５つのチャ
ンネル、すなわち４つの赤外線チャンネルと１つの可視
チャンネルを有する。撮像装置の２軸ジンバル支持走査
ミラー３３は、地球上の東／西路に沿って８キロメータ
の経度方向区画（スウォース）をスィープし、全チャン
ネルから観察されるシーンの整合されたデータを同時に
供給する。走査される領域の位置および寸法は、走査論
理装置８３、８７（第８図）からの命令により制御され
る。撮像装置１の視野は、各々多くのピクセルを含む１
組の平行な走査線に分割される。ピクセルの寸法（地球
上の）は、チャンネルの１つに対して１Km×１Kmほどの
小ささである。１走査フレーム（多くの走査線を含む）
は、可能な全視野のうちの走査されることを命令される
集合体である。走査フレームは、「相関時間」として知
られる時間量で走査されるが、この相関時間は、全地球
走査に対して２２分であり、「領域走査」（地球上の部
分）についてはこれより短い。スペースおよび内部黒体
ターゲットへの周期的ミラー（３３）の旋回により放射
測定式の較正が行なわれる。
サウンダ２は、ピクセル×ピクセル式に地球上の大気内
の湿度含有量および温度を測定する。サウンダ２は、１
９チャンネル（１８の赤外線および１可視光線チャンネ
ル）の別個のフィルタホイールラジオメータを含む。サ
ウンダの２軸ジンバル支持走査ミラー３２は、１０Km増
分ずつ東／西路を横切って４０Kmの経度方向区画（スウ
ォース）をステップ走査する。公称ピクセル寸法（地球
上）は１０Km×１０Kmである。１走査フレーム（多くの
走査線を含む）は、相関時間として知られる時間量で走
査される。受動的な放射線冷却装置２１は、フィルタホ
イールアセンブリの温度を制御する。これは、増大され
た感度に対して低温度で動作することを可能にする。ス
ペースおよび内部黒体ターゲットへの周期的なミラー
（３２）の旋回により放射測定式の較正が行なわれる。
撮像装置１およびサウンダ２は、撮像または探測（サウ
ンディング）間隔として知られる期間にわたり独立かつ
同時に動作する。この間隔は、少なくとも８５分に特定
され、１２時間程とし得る。１期間中、数フレームが走
査され、数個の像が作られる。期間の終了時に、機器１
および２はターンオフされ、宇宙船は例えばハウスキー
ピングモードに入り、姿勢制御または運動量放出の目的
のためスラスタを点弧できる。
総ピクセル整合誤差は、撮影または探測期間内の逐次の
像に対する対応するピクセルの重心間のＮ−ＳおよびＥ
−Ｗ分離角度の和である。言うまでもなく、ピクセル整
合誤差が小さければ小さい程、機器１、２から発する像
の品質はより高くなる。
本発明は、GOES IJKLMの像整合精度の必要条件（第１表
に示される）を限界内で達成する。
第１表 GOES IJKLMの 像整合の必要条件マイクロラジアン（3sigma） 85分の撮像／ ２つの連続する撮像／ 探測期間 探測期間の間 撮像装置１ 東−西 ４２ ３３６ 北−南 ４２ ３３６ サウンダ２ 東−西 ６６ ３３６ 北−南 ６６ ３３６ 本発明は、ミラー３３、３２に直接作用する機上像移動
補償システムおよび地球上に配置された軌道および姿勢
移動モデルを使用して、閉鎖ループ実時間様式で長期間
の運行の像整合に及ぼす決定論的影響を取り除く。本発
明は使用者に平明である。ミラー３３、３２の通常の動
きは、補償システムコンピュータ３８が有効なＥ−Ｗ
（方位角）およびＮ−Ｓ（仰角）補正を同時に適用する
のに十分緩やかである。
本発明に依り補償される長期間の運行の影響は、軌道の
傾斜および軌道偏心（軌道の影響）、ならびにヨー誤
差、構造的熱的歪および地球センサ１９の熱的変動（姿
勢の影響）を含む。
第２図は、軌道／姿勢の乱れに起因するピクセルのシフ
トを伴なう場合とこれを伴なわない場合に、撮像装置１
またはサウンダ２によりトレースされる地球のメルカト
ール投影図に関する走査線を示す。図において、シフト
は例示のため誇張されている。走査線は水平であること
が望まれる。実際には、地球の彎曲に起因して、これを
遂行するため弧状路にしたがう。地球の彎曲の他の結果
は、地球上のピクセルの寸法が変わることである。
第２図に画かれるピクセルシフトを伴なう走査線は、仰
角および方位角の両方において傾斜せしめられる。しか
しながら、走査線の通常の動きは水平であるから、第２
図を見ただけでは方位角の傾斜は検出できない。機上の
補償は、ミラー３３、３２が走査線を発生している間方
位角および仰角サーボ制御ループ８８、９８、８４、９
４（第８図）に供給される逐次の一連の増分的な調節
（ΔＡＺ、ΔＥＬ）を含む。補正信号６０は、ミラー３
３、３２の望ましくないオフセットと反対の方向に加え
られる。第２図に示される例において、補正（ΔＡＺ、
ΔＥＬ）は、ミラー３３、３２の反対の動き（西−北）
を補償するため東−南方向に加えられる。この補正信号
６０は、走査線に沿って６４ミリ秒ごとに更新される。
使用者が補償された走査線を見ると、ピクセルシフトを
伴わない走査線に非常に類似して見える。
補償の詳細な図は第７図に例示されている。点６２は、
各６４msec補償周期の始点および終点を画定している。
各周期中、コンピュータ３８は、ΔＡＺ，ΔＥＬ補正信
号６０を計算する。信号６０は、アナログ形式に変換さ
れ、フィルタ８１、８５、９１、９５により低域濾波さ
れ、補償信号を第７図に画かれる破線形式６３に平滑化
する。この平滑化信号６３は、２つの機器１、２の各々
の２軸線ｘ、ｙに対応する４つの独立の成分６３Ａ、
Ｂ、Ｃ、Ｄでサーボループ８４、８８、９４、９８に供
給される。各ローパスフィルタ８１、８５、９１、９５
の時定数は、各平滑セグメント６３(n)の誤差が入力ス
テップ寸法ΔＥＬ(n)の約１０％であるように選択され
る。こゝでｎは正の整数である。ｎは、全走査線をカバ
ーするように１〜１４の範囲で変わる。第７図にはｎが
１〜９の範囲で示されている。
撮像装置１の場合、補償後の最大の残留誤差は２マイク
ロラジアン以下である。サウンダ２の場合、ミラー３３
に比較してミラー３２のステップ速度はより緩やかであ
るから、残留誤差は一層小さい。
次に、軌道傾斜の乱れについて説明する。他の長期間の
像のシフトも同様である。0.１°の傾斜に起因する宇宙
船の地上追跡（赤緯）線が第３図に示されている。第４
〜６図は、第３図に示される宇宙船地球上追跡線に沿
い、種々の時点Ｔ（時間）において２つの仰角（０°、
８°）にて、0.１°に傾斜がピクセルシフトに及ぼす影
響を示している。０°仰角に対する東−西ピクセルシフ
トは、０であるから図示されていない。８°は極限の仰
角角度と考えられる。何故ならば、機器１、２が地球に
指し向けられるとき、その最大仰角は、１7.４°の全仰
角範囲の場合いずれの方向にも8.７°だからである。
（機器１、２が星に向けられるとき、その最大仰角範囲
は２１°である）。
第４〜６図には単一の６時間追跡線のみが示されてい
る。残りの６時間追跡線は、子午線または赤道に関する
例示の６時間追跡線の境像だからである。第４〜６図に
おいて、符号Ｔの後の負および正記号は、それぞれ８５
分撮像および探測期間の始点および終点におけるシフト
を指示する。
第５図に示される一定のＥ−Ｗシフトは、各走査線の始
点において固定バイアスを信号６０に挿入することによ
り比較的簡単に修正できる。第４および６図のＮ−Ｓシ
フトのごときより複雑なシフトは、第７図に示されるよ
うに、各６４msecに１度の割合で（撮像装置に対して1.
２５°当り１度）走査線に沿って段階的に修正すること
により修正できる。
第８図は、本発明のＩＭＣＳ部を含むハードウェアを示
す。ＡＯＣＥ（姿勢および軌道制御電子装置）プロセッ
サ３８は、宇宙船上に搭載されており、撮像装置および
サウンダ１、２の各々の２軸線ｘ、ｙに対応する４つの
独立の成分６０Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄで、方位角および仰角修
正信号６０を両機器に供給し、そして信号６０の大きさ
を、各走査線の始点および終点、各走査線の方向、各ミ
ラー３３、３２の位置（ＡＺ、ＥＬ）および各カメラ
１、２の動作モードを指示する実時間情報９９と同期さ
せる。
方位角修正信号６０Ｂ、６０Ｄおよび仰角補正信号６０
Ａ、６０Ｃは、各々、ミラー３３、３２の位置（ＡＺ、
ＥＬ）、１組の軌道／姿勢補償係数K、A、および同期デ
ータ９９の関数である。係数Ｋ、Ａは、像航行システム
の地上部分と関連する命令装置３９により日々プロセッ
サ３８に対して更新される。適当な像航行システムは、
「衛星カメライメージ航行」と題する特許出願（特開昭
62-263408）により詳しく説明されている。
日々に更新結合される係数Ｋ、Ａは、７つの軌道係数Ｋ
（６つの軌道要素および１つのエポック時間（特定の軌
道／姿勢変動の始点）および２５の姿勢係数Ａ（撮像装
置１およびサウンダ２のロール、ピッチおよびヨーの各
々＋各エポック時間に対して４）である。
軌道係数Ａの１組の６要素は、係数更新間における軌道
位置の予測を得るのに使用される。姿勢係数Ａは、単に
軌道に関する機器１、２のロール、ピッチ、およびヨー
の瞬間的予測値ではなく、追って詳細に説明するように
姿勢モデルパラメータの予測値である。
追加の１２の係数Ｋ、Ａが、姿勢モデルとしてそれぞれ
時間に関する二次級数指数関数を使用して、各ステーシ
ョンキーピングまたは食の後の最初の撮像および探測期
間中地上命令装置３９を介して更新結合される。
補償信号６０は、１０ビットＤ／Ａコンバータ４１、４
５、５１、５５によりアナログ形式に変換され、ついで
ローパスフィルタ８１、８５、９１、９５により濾波さ
れる。得られたアナログ信号６３において、２１マイク
ロラジアンが１ボルトに対応する。この信号６３は±１
０ボルトの最大値を有するが、これは８５分の撮像また
は探測期間中すべての必要な補償に十分である。もしも
信号６３が２１０マイクロラジアンでなく６０００マイ
クロラジアンの動的範囲を有するならば、固定的な格子
化が可能となろう。すなわち、ピクセルは、無限に長い
（ほんの８５分でなく）撮像および探測期間に対して同
じ地理学的座表を有することになろう。
好ましくは、プロセッサ３８およびD/Aコンバータ４
１、４５、５１、５５をそれぞれバックアップするため
に、重複のコンピュータおよびD/Aコンバータが設けら
れるのがよい。
ミラーサーボ４４、４８、５４、５８は、インダクトシ
ンより構成し得るが、このミラーサーボは、各走査線の
始点および終点、各走査線の方向、各ミラー３３、３２
の位置（ＡＺ、ＥＬ）、各カメラ１、２の動作モード
（ノーマル、スター感知、領域走査、スペースまたは黒
体較正）を指示する実時間情報を同期データバッファ６
１に供給する。この情報は、補償信号６０を同期させる
目的で、データバッファ６１からプロセッサ３８へディ
ジタル形式９９で戻される。例えば、フィードバック信
号のＡＺ／ＥＬ部分は、各ミラー３３、３２に対して３
２ビットを使用する。
補償信号を計算するため、コンピュータ３８内に存在す
るアルゴリズムは、下記のごとくである。
ΔＡＺ＝−Ａ（Ｑ）ＡＺΔＲｓ−Ｂ（Ｑ）ΔＨｓ−ＥＬ（ｚ−Ｗｓ）−ｙ ΔＥＬ＝−Ａ（Ｑ）ＥＬΔＲｓ−Ｂ（Ｑ）ΔＬｓ−ＡＺ（ｚ−Ｗｓ）−ｘ A(Q)＝〔cosQ-C(Q)〕-1 B(Q)＝Ａ（Ｑ）Ｃ（Ｑ） C(Q)＝〔cos2Q-1+(Re/Rs)2〕1/2 cosＱ＝cosAZcosEL （スター観測に対してA(Q)０、B(Q)＝−１） Re＝地球の半径＝6378.16Km Rs＝地球上静止半径＝42164.4Km、 （ΔＡＺ、ΔＥＬ）＝ピクセル位置補償信号６０の成分
（方位角、仰角） (AZ、EL)＝ミラー３３、３２の位置（方位角、仰角） ΔRs＝地球上静止半径からの標準化半径偏位 ＝ｅ（sinM-sinMI） ΔＨｓ＝近地点からの経度方向偏位＝2e(sinM-sinMI) ΔＬｓ＝衛星緯度＝ｉ（sinG-sinGI） Ws＝衛星軌道回転＝ｉ（cosG-cosG1） ｉ＝軌道傾斜 Ｇ＝緯度の偏角＝Ｍ＋Ｗ Ｗ＝近地点の偏角 Ｍ＝平均近点角＝ｎ（ｔ−to）＋Mo MI＝撮像／探測期間の中点における平均近点角 ＝ｎ（ｔ−tI）＋Mo ｅ＝偏心度 ｎ＝平均移動 ｔ＝時間 to＝エポックにおける時間 tI＝期間の中点の時間 Mo＝エポックにおける平均近点角 ｘ、ｙ、ｚ＝撮像／探測期間の中点に関する機器１、２
の基準光学軸線（ロール、ピッチ、ヨー） 上述のアルゴリズムに対する変数は、プロセッサ内のＲ
ＡＭに記憶される。
ｘ、ｙ、ｚの値は、各々時間に関する三角（調和）級数
としてモデル化される。例えば、 Ｘ＝A1sinwt+A2coswt+A3sin2wt+A4cos2wt-(A1sinwtI+A2coswtI+A3sin2wtI+A4cos
2wtI) これらの姿勢モデルは、各機器１、２に対するロール、
ピッチおよびヨーにおける第２調波までの項を含む。ｗ
ｔは、宇宙船の回りの太陽の見掛けの日々の動きを表わ
す。定数項は、もし存在するならば、固定のアライメン
トバイアスを表わす。調波の大きさ（上記例において係
数A1〜A4で与えられる）は、ヨーに及ぼす太陽放射圧の
影響、構造的な熱歪および地球センサ１９の熱的ドリフ
トに起因する日々の変動を表わす。すべてのこれらの乱
れは、周期的であり、宇宙船の回りの太陽の日々の見掛
けの動きから生ずる。補償されつゝある作用は周期的で
あるから、調和級数は補償アルゴリズムをモデル化する
のに使用される。これらの日々の変動源は別々に決定さ
れるのでなく、これらの集合的作用が、三角級数の係数
Ａにより特徴づけられる。
例示のGOES IJKLM衛星の場合、軌道／姿勢の作用は、機
上におけるスターおよびランドマーク感知および距離情
報により測定される。衛星の姿勢は、公称上、磁気トル
カ、地球センサ１９および運動量ホイールの使用により
制御される。
ベースラインＩＭＣＳディジタル論理装置は、最下位ビ
ット（ＬＳＢ）当り0.４１マイクロラジアンの解像度
で、±２１０マイクロラジアンの直線範囲を有する。Ｌ
ＳＢは、ディジタル−アナログコンバータ４１、４５、
５１、５５の解像度で定められる。
全宇宙船寿命にわたる全ＩＭＣＳ回路の予測される反復
性誤差は、0.６２マイクロラジアンより小さい。この0.
６２マイクロラジアンの反復性誤差は、Ｄ／Ａ回路４
１、４５、５１、５５、ローパスフィルタ８１、８５、
９１、９５およびバッファ増幅器４２、４６、５２、５
６から発する。補償アルゴリズムは、プロセッサ３８内
にディジタル形式で埋め込まれており、それゆえ、回路
のこの部分は反復的であり、エージングに起因するドリ
フト作用を有さない。各Ｄ／Ａ回路４１、４５、５１、
５５の非直線性は、全入力範囲にわたり最大±0.０５％
より小さい。１ＬＳＢ＝フルスケールの１／1024（約0.
１％）であるから、±0.０５％は、±0.５ＬＳＢ＝±0.
２１マイクロラジアンに等しい。この非直線性の作用
は、本発明により補償されない非熱的なランダム現象で
ある。
走査制御ループ８４、８８、９４、９８は、ミラー位置
命令装置８２、８６、９２、９６から発する命令により
駆動されるサーボ補正装置である。これらの命令は、走
査制御論理装置８３、８７、９３、９７によりなされる
論理的決定に基づいて、ミラー３３、３２にそれらがと
るべき位置を報知する。フィードバック増幅器４３、４
７、５３、５７は、高安定抵抗回路を含んでおり、そし
てこれら増幅器の全寿命期間中にわたる利得の変動は、
１ＬＳＢ（0.４１マイクロラジアン）より小さい。
走査ループ８４、８８、９４、９８のレスポンスは、下
記の諸要素に基づき決定される。すなわち、加算増幅器
４３、４７、５３、５７に対する入力信号の情報、走査
ループ伝達関数（入力関数として応答）の情報、補償ず
みのスターおよびランドマーク位置を補償なしのそれら
の位置と比較のため始動動作の一部として行なわれる飛
行中試験、および全走査ループ較正の一部として行なわ
れるＩＭＣＳの連続的な飛行中較正である。走査ループ
８４、８８、９４、９８における残りの誤差は、走査ル
ープのレスポンスから走査ループに対する入力を減じた
ものにより定められる。
カメラ１、２内における総体的な日々の熱的誤差は、0.
７４１マイクロラジアンより小さい。これは周期的な姿
勢測定作用であり、本発明により補償される。
ＩＭＣＳ回路は、ドリフト変動について−１５℃〜＋４
０℃の容認試験温度について試験された。ドリフト変動
は１ＬＳＢ以下であることが示された。Ｄ／Ａコンバー
タ４１、４５、５１、５５の温度係数は、１５ppm／℃
（最大）以下となるように特定されている。Ｄ／Ａコン
バータ４１、４５、５１、５５の日々の熱的変動は±５
℃（日）以下と予測されるから、温度に起因するＤ／Ａ
のドリフト変動は、１５×１０-6×５＝0.００７５％で
あり、これは0.０７５ＬＳＢ＝0.０３１マイクロラジア
ンに等価である。
濾波されたアナログ補償信号６３を受信する撮像装置１
／サウンダ２のバッファ増幅器４２、４６、５２、５６
は、各々１の利得を有する共通モード除去増幅器であ
り、各々高安定性の（４ピコラジアン／℃）のアナログ
加算増幅器４３、４７、５３、５７を伴なう。日々のサ
イクル中これらの増幅回路にかゝる外部温度変動は、±
５℃以下であると予測される。増幅器利得および安定性
は、偏位を補償後偏位を0.７１マイクロラジアン（ピー
ク）以下に維持するように設定される。
上述の外部から引き起こされる周期的な熱的な誤差は小
さいが、本発明は、これらの作用を全長期間補償ループ
の一部として補償する。これは、スターおよび地球基準
ランドマークの観測が、機器１、２それ自体により直接
なされるから可能となる。スター観測は普通３０分ごと
になされ、ランドマークの観測は昼間２時間ごとになさ
れる。これらの観測の結果、地上に配置された装置によ
りなされる距離測定値とともに、衛星軌道および機器
１、２の姿勢を決定するのに使用され、地上命令装置３
９によりプロセッサ３８に送られる係数Ｋ、Ａに対して
周期的な変更をなすのに使用される。かくして、衛星の
軌道／姿勢の作用は補償ループにより補償される。
軌道および姿勢の乱れが日毎に同一であれば、一度決定
された１組の係数Ｋ、Ａは宇宙船の寿命中有効に留ま
り、機器１、２は周期的なスターおよびランドマーク観
測をなす必要はなくなる。しかしながら、これらの乱れ
には日々小変化がある。これらの変化は、ヨーの季節変
化、熱的歪および太陽の赤緯の変化に起因する地球セン
サ１９の変動から、また、サーボ制御ループ電圧、サー
ボ利得および部品劣化のようなエージング作用に起因す
るミラー（３３、３２）走査システム性能の鏡像的ドリ
フトから生ずる。
機上のスターおよびランドマーク観測を通じてモデル係
数Ｋ、Ａを連続的に更新することにより、これらの全作
用が合体され、ミラー３３、３２の補償の連続的較正を
もたらす。この較正は、機器１、２の如何なる通常の動
作も中断しない。
操作地上装置（ＯＧＥ）は、予測されるランドマーク位
置およびスター位置および「測定残余」を計算する軌道
および姿勢予測ソフトウェアを含む。測定残余は、ＯＧ
Ｅにより予測されるランドマーク位置およびスター位置
と、カメラ１、２により測定されるランドマーク位置お
よびスター位置間の差である。測定残分の計算は、プロ
セッサ３８が像移動補償信号６０を発生するのに使用す
るのと同じモデルおよびパラメータを使用し、残分が、
軌道および姿勢の乱れの真の日々の変化を正しく反映す
ることを保証する。測定残分の生成は、スターおよびラ
ンドマーク観測ならびに地球の走査中補償信号６０が供
給されることを必要とする。スターまたはランドマーク
観測中、プロセッサ３８は、スターまたはランドマーク
観測の時点ｔおよび機器のアパチャ２３、２２内におけ
るその位置（ＡＺ、ＥＬ）に適当な補償電圧６０を供給
する。スターおよびランドマークは、全範囲の補償信号
６０の有意義な品質チェックとして作用するように、機
器１、２の全視野に十分に分配されるべきである。
ＯＧＥは、補償システムの継続的品質の監視を可能にす
る。適正な動作システムの場合、スターの観測および姿
勢モデルの更新は頻繁であるから、測定残分は通常小さ
い。これらの残分が制御可能な予め選択されたスレッシ
ョルドを越えて増加し続けると、警報信号が発生せしめ
られる。
ＯＧＥは、下記のように本発明のシステムについて追加
の連続的品質チェックを可能にする。地上に対して連続
的に遠隔伝送されるデータの一部として、補償信号６
０、各ミラー３３、３２のＡＬ、ＥＬ、および各サーボ
４４、４８、５４、５８を出る誤差（フィードバック）
信号が送られる。ＯＧＥコンピュータは、プロセッサ３
８内に埋め込まれている補償アルゴリズムの複写を記憶
している。この複写のアルゴリズムは、遠隔測定された
情報を取り入れ、ΔＡＺおよびΔＥＬを計算し、つい
で、ΔＡＺおよびΔＥＬのこれらの計算された値をΔＡ
ＺおよびΔＥＬの遠隔測定値と比較する。もしもシステ
ムが適正に動作していると、両者は一致するはずであ
る。
本発明は、像の整合に強い影響を与える長期間の誤差の
問題を処理する。長期間の安定性誤差も存在し、そして
これは２つのソースから生ずる。すなわち、宇宙船プラ
ットホームの安定性誤差と、走査反復性誤差である。宇
宙船プラットホーム安定性誤差は、３つのソースを有す
る。すなわち、地球センサ１９のノイズに起因する宇宙
船のピッチおよびロール運動（主誤差）、ミラー３３、
３２の動的相互作用から生ずる誤差、ソラーアレイ１１
の駆動動作の影響である。
走査反復性誤差は、インダクトシンサーボ４４、４８、
５４、５８の固定パターンノイズ、１サイクル誤差、si
ne／cosne不平衡、第２調波誤差、軸承ノイズ、軸承摩
擦、ワイヤの抗力およびサーボトランジェント誤差に起
因する。
ミラー３３、３２の相互作用誤差およびソラーアレイ
（１１）駆動作用誤差は、１９８５年９月３０日付で出
願され本発明と一緒に譲渡された米国特許出願に記載さ
れる「Pointing Compensation System for Spacecraft
Instruments」なる発明の技術で補償できる。この特許
の宇宙船運行補償論理装置２５は、本明細書のプロセッ
サ３８の一部として実施できる。
上述の説明は、好ましい具体例の動作を例示するために
包含されたものであり、本発明の技術思想を限定するこ
とを意味するものではない。当業者であれば、本発明の
技術思想から逸脱することなく種々の変更をなし得るこ
とは明らかである。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明を有利に採用できる衛星の斜視図、第２
図は本発明が像移動補償を達成する仕方を示すカメラ１
および２の視野の概略図、第３図は0.１度の傾斜を有す
る地球上静止型衛星の赤緯を示す線図、第４図は第３図
の衛星に対する０度の走査仰角に対して８５分の撮像ま
たは探測期間内のＮ−Ｓピクセルシフトを走査方位の関
数として示す線図、第５図は第３図の衛星の８°の走査
仰角に対して８５分の撮像または探測期間内のＥ−Ｗピ
クセルシフトを走査方位角の関数として示す線図、第６
図は第３図の衛星の８度の走査仰角に対して８５分の撮
像または探測内のＮ−Ｓピクセルシフトを走査方位角の
関数として示す線図、第７図は走査線を補償するために
本発明が機上ステップ補償を使用する仕方を示す線図、
第８図は本発明の像移動補償システム（ＩＭＣＳ）の機
能的ブロック図である。 １１：ソラーアレイ １２：Ｘ線センサ １３：磁力計 １４：アンテナ １５：探索および救助アンテナ １６：ＵＨＦアンテナ １７：冷却装置 １８：遠隔測定および命令アンテナ １９：地球センサ ２０：Ｓバンド受信アンテナ ２４：ソラーセイル ３２、３３：ミラー
フロントページの続き (72)発明者 ドナルド・ダブリユー・ギヤンブル 米国カリフオルニア州パロ・アルト、275 ホーソーン・ナンバー240 (56)参考文献 特開 昭53−9146（ＪＰ，Ａ) 特開 昭53−36900（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−124599（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−124600（ＪＰ，Ａ)

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】宇宙船カメラの同じ選択された撮像領域の
    反復像の対応するピクセルの分離角度（相互に関する）
    の誤差を予め選択された限界内に制限する宇宙船カメラ
    像整合装置において、宇宙船上にあって、カメラを宇宙
    船の外の場面に向ける指向手段と、宇宙船外部の位置に
    あって、宇宙船の軌道および姿勢についての長期間の運
    行の乱れを決定する手段と、該決定手段に結合され、後
    記宇宙船搭載コンピュータに前記の長期間の運行の乱れ
    の表示を周期的に通信する手段と、前記表示に応答して
    像整合補償信号を発生し、該補償信号を前記指向手段に
    送る宇宙船搭載コンピュータとを備えることを特徴とす
    る宇宙船カメラ像整合装置。
  2. 【請求項２】宇宙船が第２のカメラを備えており、補償
    信号が、該第２カメラの同じ選択された撮像領域の反復
    像の対応するピクセルの分離角度を予め選択された限界
    内に維持する特許請求の範囲第１項記載の宇宙船カメラ
    像整合装置。
  3. 【請求項３】補償される長期間の運行の乱れが、軌道傾
    斜、軌道偏心、ヨー誤差、構造的な熱的歪および地球セ
    ンサの熱変動を含む１組の乱れの少なくとも１つを含む
    特許請求の範囲第１項記載の宇宙船カメラ像整合装置。
  4. 【請求項４】前記指向手段が、前記外部場面に向くよう
    に配置されたミラーと、該ミラーを、２つの直交する軸
    線の各々に関して所望の方向に位置づけるジンバルと、
    該ジンバルを選択的に作動し、２軸線の各々の回りにミ
    ラーを部分的に枢動させるための駆動手段を備え、前記
    補償信号が前記駆動手段に供給される特許請求の範囲第
    １項記載の宇宙船カメラ像整合装置。
  5. 【請求項５】一連の走査線で撮像領域を横切って走査す
    るようにジンバルに命令する装置を備え、前記表示が１
    組の軌道および姿勢係数を含み、コンピュータが、補償
    信号を計算するとき、各走査線の始点および終点を指示
    する実時間情報、各走査線の方向、ミラー位置およびカ
    メラ動作モードを指示する実時間情報を考慮に入れる特
    許請求の範囲第４項記載の宇宙船カメラ像整合装置。
  6. 【請求項６】宇宙船が、外部位置に対して、補償信号、
    各軸線に関するミラー位置、駆動手段がジンバルを作動
    するサーボ信号を遠隔伝送し、外部位置装置が、コンピ
    ュータにより使用される手段と同一の手段を使って、遠
    隔伝送されたミラー位置およびサーボ信号に基づいて試
    験補償信号を計算し、外部位置装置が、装置上の品質チ
    ェックとして補償信号を試験補償信号と比較する特許請
    求の範囲第１項記載の宇宙船カメラ像整合装置。
  7. 【請求項７】前記表示が、宇宙船の回りの太陽の見掛け
    の回転の宇宙船姿勢および熱変動に及ぼす影響を表わす
    １組の係数を有する調和級数を含む特許請求の範囲第１
    項記載の宇宙船カメラ像整合装置。
  8. 【請求項８】カメラで周期的にスターおよびランドマー
    クを観測し、宇宙船が、スター位置およびランドマーク
    観測値を外部位置に遠隔伝送し、外部位置装置が、該観
    測値を長期間の運行の乱れの表示に合体する特許請求の
    範囲第１項記載の宇宙船カメラ像整合装置。
  9. 【請求項９】装置の品質をチェックするのに、外部位置
    に予測されたスターおよびランドマーク位置のモデルを
    発生し、外部位置にて、スターおよびランドマークの予
    測位置と、カメラにより測定され宇宙船により遠隔伝送
    される同じスターおよびランドマークの位置との間の差
    として定められる１組の測定残分を生成し、測定残分を
    予め選択された品質スレッショルドと比較する諸ステッ
    プが使用される特許請求の範囲第８項記載の宇宙船カメ
    ラ像整合装置。
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