JPH08271280A - 宇宙航行体の高度測定装置 - Google Patents
宇宙航行体の高度測定装置Info
- Publication number
- JPH08271280A JPH08271280A JP7074875A JP7487595A JPH08271280A JP H08271280 A JPH08271280 A JP H08271280A JP 7074875 A JP7074875 A JP 7074875A JP 7487595 A JP7487595 A JP 7487595A JP H08271280 A JPH08271280 A JP H08271280A
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- Japan
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- earth
- spacecraft
- altitude
- edge position
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- Pending
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- Photometry And Measurement Of Optical Pulse Characteristics (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】この発明は、簡便にして、高精度な高度測定を
実現し得るようにすることにある。 【構成】コニカルスキャンタイプの地球センサ１０で地
球エッジ位置角を検出して、この地球エッジ位置角より
ロール姿勢角を算出し、このロール姿勢角に含まれる宇
宙航行体の高度情報を求めるように構成して、所期の目
的を達成したものである。
実現し得るようにすることにある。 【構成】コニカルスキャンタイプの地球センサ１０で地
球エッジ位置角を検出して、この地球エッジ位置角より
ロール姿勢角を算出し、このロール姿勢角に含まれる宇
宙航行体の高度情報を求めるように構成して、所期の目
的を達成したものである。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、例えば人工衛星等の
宇宙航行体の飛翔高度を測定するのに用いられる高度測
定装置に関する。
宇宙航行体の飛翔高度を測定するのに用いられる高度測
定装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、この種の高度測定装置として
は、地上局に電波送受信装置を設け、この電波送受信装
置で宇宙航行体に向けて電波を送信して、該宇宙航行体
で反射した電波を受信し、この受信電波に基づいて宇宙
航行体の高度を算出するように構成するものが知られて
いる。
は、地上局に電波送受信装置を設け、この電波送受信装
置で宇宙航行体に向けて電波を送信して、該宇宙航行体
で反射した電波を受信し、この受信電波に基づいて宇宙
航行体の高度を算出するように構成するものが知られて
いる。
【０００３】また、高度測定装置には、宇宙航行帯にＧ
ＰＳ受信機を搭載して、このＧＰＳ受信機でＧＰＳ衛星
からのＧＰＳ信号を取得して、高度情報を算出するよう
に構成するものがある。
ＰＳ受信機を搭載して、このＧＰＳ受信機でＧＰＳ衛星
からのＧＰＳ信号を取得して、高度情報を算出するよう
に構成するものがある。
【０００４】ところが、上記高度測定装置では、前者の
場合、地上局に電波送受信装置を備えなければならない
ために、そのシステムが非常に大掛かりとなり、その取
扱が非常に煩雑であるという問題を有する。
場合、地上局に電波送受信装置を備えなければならない
ために、そのシステムが非常に大掛かりとなり、その取
扱が非常に煩雑であるという問題を有する。
【０００５】また、後者では、ＧＰＳ受信機により、Ｇ
ＰＳ衛星からのＧＰＳ信号を取得して高度を検出する構
成上、ＧＰＳ衛星が必須要件となり、その測定動作に宇
宙航行体の運用上の制約を受けるために、その取扱が非
常に煩雑であるという問題を有する。
ＰＳ衛星からのＧＰＳ信号を取得して高度を検出する構
成上、ＧＰＳ衛星が必須要件となり、その測定動作に宇
宙航行体の運用上の制約を受けるために、その取扱が非
常に煩雑であるという問題を有する。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、従
来の宇宙航行体の高度測定装置では、その取扱が非常に
煩雑であるという問題を有する。この発明は上記の事情
に鑑みてなされたもので、構成簡易にして、高精度な高
度測定を実現し得、且つ、簡便な取扱を実現し得るよう
にした宇宙航行体の高度測定装置を提供することを目的
とする。
来の宇宙航行体の高度測定装置では、その取扱が非常に
煩雑であるという問題を有する。この発明は上記の事情
に鑑みてなされたもので、構成簡易にして、高精度な高
度測定を実現し得、且つ、簡便な取扱を実現し得るよう
にした宇宙航行体の高度測定装置を提供することを目的
とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この発明は、反射鏡を回
転走査して、前記反射鏡で宇宙空間と地球からの赤外線
を検出し、地球のエッジを取得して円上の複数の地球エ
ッジ位置角を検出する地球センサと、この地球センサで
検出した前記地球エッジ位置角よりロール姿勢角を算出
して、前記地球エッジ位置角及びロール姿勢角に基づい
て前記宇宙航行体の高度情報を求める演算手段とを備え
て宇宙航行体の高度測定装置を構成したものである。
転走査して、前記反射鏡で宇宙空間と地球からの赤外線
を検出し、地球のエッジを取得して円上の複数の地球エ
ッジ位置角を検出する地球センサと、この地球センサで
検出した前記地球エッジ位置角よりロール姿勢角を算出
して、前記地球エッジ位置角及びロール姿勢角に基づい
て前記宇宙航行体の高度情報を求める演算手段とを備え
て宇宙航行体の高度測定装置を構成したものである。
【０００８】
【作用】上記構成によれば、地球センサで検出した地球
エッジ位置角より、ロール姿勢角を求めて、このロール
姿勢角及び地球エッジ位置に基づいて、ロール姿勢角情
報に含まれる高度情報が算出される。これにより、地球
センサ及び演算手段を備えるだけの構成で、高精度な高
度情報の取得が可能となる。
エッジ位置角より、ロール姿勢角を求めて、このロール
姿勢角及び地球エッジ位置に基づいて、ロール姿勢角情
報に含まれる高度情報が算出される。これにより、地球
センサ及び演算手段を備えるだけの構成で、高精度な高
度情報の取得が可能となる。
【０００９】
【実施例】以下、この発明の実施例について、図面を参
照して詳細に説明する。第１図はこの発明の一実施例に
係る宇宙航行体の高度測定装置を示すもので、地球セン
サ１０は、図示しない回転走査自在な反射鏡及び赤外線
検出器を備えた周知のコニカルスキャンタイプで構成さ
れ、図示しない宇宙航行体に回転走査自在に搭載され
る。この地球センサ１０の出力端には、演算処理部１１
が接続される。
照して詳細に説明する。第１図はこの発明の一実施例に
係る宇宙航行体の高度測定装置を示すもので、地球セン
サ１０は、図示しない回転走査自在な反射鏡及び赤外線
検出器を備えた周知のコニカルスキャンタイプで構成さ
れ、図示しない宇宙航行体に回転走査自在に搭載され
る。この地球センサ１０の出力端には、演算処理部１１
が接続される。
【００１０】地球センサ１０は、その反射鏡が図２に示
すように空間に向けて円状に回転走査され、該反射鏡で
宇宙空間及び地球からの赤外線を赤外線検出器に取込
み、地球と宇宙空間の赤外線の強度の相違から地球のエ
ッジを検出して、この地球のエッジの円上の第１乃至第
４の地球エッジ位置角φ1 〜φ4 を取得し（図３参
照）、演算処理部１１に出力する。この地球センサ１０
の反射鏡は、例えば図４に示すＺーＹ軸平面スキャン軌
跡で回転走査される。
すように空間に向けて円状に回転走査され、該反射鏡で
宇宙空間及び地球からの赤外線を赤外線検出器に取込
み、地球と宇宙空間の赤外線の強度の相違から地球のエ
ッジを検出して、この地球のエッジの円上の第１乃至第
４の地球エッジ位置角φ1 〜φ4 を取得し（図３参
照）、演算処理部１１に出力する。この地球センサ１０
の反射鏡は、例えば図４に示すＺーＹ軸平面スキャン軌
跡で回転走査される。
【００１１】上記第１乃至第４の地球エッジ位置角φ1
〜φ4 は、θをピッチ姿勢角、φをロール姿勢角、φ0
を基準位置角とすると、 φ1 ＝φ0 −９０°＋θ＋ｃｏｓ-1Ａ2 …（１） φ2 ＝φ0 ＋２７０°＋θ−ｃｏｓ-1Ａ2 …（２） φ3 ＝φ0 ＋９０°−θ＋ｃｏｓ-1Ａ1 …（３） φ4 ＝φ0 ＋４５０°−θ−ｃｏｓ-1Ａ1 …（４） の式で表される。ここで、Ａ2 及びＡ1 は、宇宙航行体
の高度をＨ、地球半径をＲ、回転走査（スキャン）コー
ン角をα、地球見込みコーン角をαL ＝ｓｉｎ-1（２Ｒ
Ｈ＋Ｈ2 ）1/2 ／（Ｒ＋Ｈ）とすると、 Ａ1 ＝−（ｓｉｎαL ＋ｓｉｎφ・ｃｏｓα）／（ｃｏｓφ・ｓｉｎα） …（５） Ａ2 ＝−（ｓｉｎαL −ｓｉｎφ・ｃｏｓα）／（ｃｏｓφ・ｓｉｎα） …（６） で表される。ここで、（２）式−（１）式より、 Ａ2 ＝−ｃｏｓ（φ2 −φ1 ）／２ …（７） となり、（４）式−（３）式より、 Ａ1 ＝−ｃｏｓ（φ4 −φ3 ）／２ …（８） となる。そして、（５）（６）（７）（８）式より、Ａ
2 ＋Ａ1 は、 ｓｉｎαL ＝（１／２）ｃｏｓφ・ｓｉｎα｛ｃｏｓ（φ2 −φ1 ）／２＋ ｃｏｓ（φ4 −φ3 ）／２｝ …（９） となり、この（９）式が、αL ＝ｓｉｎ-1（２ＲＨ＋Ｈ
2 ）1/2 ／（Ｒ＋Ｈ）であるから、 （２ＲＨ＋Ｈ2 ）1/2 ／（Ｒ＋Ｈ）＝（１／２）ｃｏｓφ・ｓｉｎα｛ｃｏ ｓ（φ2 −φ1 ）／２＋ｃｏｓ（φ4 −φ3 ）／２｝ …（１０） の宇宙航行体の高度Ｈの２次元方程式で表される。
〜φ4 は、θをピッチ姿勢角、φをロール姿勢角、φ0
を基準位置角とすると、 φ1 ＝φ0 −９０°＋θ＋ｃｏｓ-1Ａ2 …（１） φ2 ＝φ0 ＋２７０°＋θ−ｃｏｓ-1Ａ2 …（２） φ3 ＝φ0 ＋９０°−θ＋ｃｏｓ-1Ａ1 …（３） φ4 ＝φ0 ＋４５０°−θ−ｃｏｓ-1Ａ1 …（４） の式で表される。ここで、Ａ2 及びＡ1 は、宇宙航行体
の高度をＨ、地球半径をＲ、回転走査（スキャン）コー
ン角をα、地球見込みコーン角をαL ＝ｓｉｎ-1（２Ｒ
Ｈ＋Ｈ2 ）1/2 ／（Ｒ＋Ｈ）とすると、 Ａ1 ＝−（ｓｉｎαL ＋ｓｉｎφ・ｃｏｓα）／（ｃｏｓφ・ｓｉｎα） …（５） Ａ2 ＝−（ｓｉｎαL −ｓｉｎφ・ｃｏｓα）／（ｃｏｓφ・ｓｉｎα） …（６） で表される。ここで、（２）式−（１）式より、 Ａ2 ＝−ｃｏｓ（φ2 −φ1 ）／２ …（７） となり、（４）式−（３）式より、 Ａ1 ＝−ｃｏｓ（φ4 −φ3 ）／２ …（８） となる。そして、（５）（６）（７）（８）式より、Ａ
2 ＋Ａ1 は、 ｓｉｎαL ＝（１／２）ｃｏｓφ・ｓｉｎα｛ｃｏｓ（φ2 −φ1 ）／２＋ ｃｏｓ（φ4 −φ3 ）／２｝ …（９） となり、この（９）式が、αL ＝ｓｉｎ-1（２ＲＨ＋Ｈ
2 ）1/2 ／（Ｒ＋Ｈ）であるから、 （２ＲＨ＋Ｈ2 ）1/2 ／（Ｒ＋Ｈ）＝（１／２）ｃｏｓφ・ｓｉｎα｛ｃｏ ｓ（φ2 −φ1 ）／２＋ｃｏｓ（φ4 −φ3 ）／２｝ …（１０） の宇宙航行体の高度Ｈの２次元方程式で表される。
【００１２】上記構成において、地球センサ１０は、そ
の反射鏡が空間に向けて回転走査され、第１乃至第４の
地球エッジ位置角φ1 〜φ4 を取得して（図３参照）、
演算処理部１１に出力する。演算処理部１１は、入力し
た第１乃至第４の地球エッジ位置角φ1 〜φ4 に基づい
て Ａ2 −Ａ1 ＝ｔａｎφ／ｔａｎα の演算を実行してロール姿勢角φを求める。次に、演算
処理部１１は、ロール姿勢角φ及び第１乃至第４の地球
エッジ位置角φ1 〜φ4 、既知の地球半径Ｒ、スキャン
コーン角αに基づいて（１０）式の演算を実行して宇宙
航行体の高度Ｈを算出する。
の反射鏡が空間に向けて回転走査され、第１乃至第４の
地球エッジ位置角φ1 〜φ4 を取得して（図３参照）、
演算処理部１１に出力する。演算処理部１１は、入力し
た第１乃至第４の地球エッジ位置角φ1 〜φ4 に基づい
て Ａ2 −Ａ1 ＝ｔａｎφ／ｔａｎα の演算を実行してロール姿勢角φを求める。次に、演算
処理部１１は、ロール姿勢角φ及び第１乃至第４の地球
エッジ位置角φ1 〜φ4 、既知の地球半径Ｒ、スキャン
コーン角αに基づいて（１０）式の演算を実行して宇宙
航行体の高度Ｈを算出する。
【００１３】このように、上記宇宙航行体の高度測定装
置は、コニカルスキャンタイプの地球センサ１０を備え
て、該地球センサ１０で地球エッジ位置角を検出し、こ
の地球エッジ位置角よりロール姿勢角を算出して、この
ロール姿勢角に含まれる宇宙航行体の高度情報を求める
ように構成した。これによれば、地球センサ１０を宇宙
航行体に搭載するだけの簡易なシステム構成で、しか
も、地球センサ１０の検出データに基づく簡単な演算処
理を実行するだけで、高精度な宇宙航行体高度測定が実
現される。この結果、従来に比してシステムの簡略化が
図れると共に、その取扱の簡略化が図れる。
置は、コニカルスキャンタイプの地球センサ１０を備え
て、該地球センサ１０で地球エッジ位置角を検出し、こ
の地球エッジ位置角よりロール姿勢角を算出して、この
ロール姿勢角に含まれる宇宙航行体の高度情報を求める
ように構成した。これによれば、地球センサ１０を宇宙
航行体に搭載するだけの簡易なシステム構成で、しか
も、地球センサ１０の検出データに基づく簡単な演算処
理を実行するだけで、高精度な宇宙航行体高度測定が実
現される。この結果、従来に比してシステムの簡略化が
図れると共に、その取扱の簡略化が図れる。
【００１４】なお、上記実施例では、地球センサ１０で
地球のエッジの４箇所の地球エッジ位置角を検出して、
宇宙航行体の高度を求めるように構成した場合で説明し
たが、地球エッジ位置角の検出数としては、この数に限
ることなく、構成可能であり、略同様に宇宙航行体の高
度測定が可能である。よって、この発明は、上記実施例
に限ることなく、その他、この発明の要旨を逸脱しない
範囲で種々の変形を実施し得ることは勿論のことであ
る。
地球のエッジの４箇所の地球エッジ位置角を検出して、
宇宙航行体の高度を求めるように構成した場合で説明し
たが、地球エッジ位置角の検出数としては、この数に限
ることなく、構成可能であり、略同様に宇宙航行体の高
度測定が可能である。よって、この発明は、上記実施例
に限ることなく、その他、この発明の要旨を逸脱しない
範囲で種々の変形を実施し得ることは勿論のことであ
る。
【００１５】
【発明の効果】以上詳述したように、この発明によれ
ば、構成簡易にして、高精度な高度測定を実現し得、且
つ、簡便な取扱を実現し得るようにした宇宙航行体の高
度測定装置を提供することができる。
ば、構成簡易にして、高精度な高度測定を実現し得、且
つ、簡便な取扱を実現し得るようにした宇宙航行体の高
度測定装置を提供することができる。
【図１】この発明の一実施例に係る宇宙航行体の高度測
定装置を示した図。
定装置を示した図。
【図２】図１の地球センサのスキャン概念を示した図。
【図３】図１の地球センサで検出される地球エッジ位置
角を示した図。
角を示した図。
【図４】図１の地球センサのＺーＹ軸平面スキャン軌跡
を示した図。
を示した図。
１０…地球センサ。 １１…演算処理部。
Claims (1)
- 【請求項１】 反射鏡を回転走査して、前記反射鏡で宇
宙空間と地球からの赤外線を検出し、地球のエッジを取
得して円上の複数の地球エッジ位置角を検出する地球セ
ンサと、 この地球センサで検出した前記地球エッジ位置角よりロ
ール姿勢角を算出して、前記地球エッジ位置角及びロー
ル姿勢角に基づいて前記宇宙航行体の高度情報を求める
演算手段とを具備した宇宙航行体の高度測定装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7074875A JPH08271280A (ja) | 1995-03-31 | 1995-03-31 | 宇宙航行体の高度測定装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7074875A JPH08271280A (ja) | 1995-03-31 | 1995-03-31 | 宇宙航行体の高度測定装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08271280A true JPH08271280A (ja) | 1996-10-18 |
Family
ID=13559961
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7074875A Pending JPH08271280A (ja) | 1995-03-31 | 1995-03-31 | 宇宙航行体の高度測定装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08271280A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104482932A (zh) * | 2014-11-21 | 2015-04-01 | 北京控制工程研究所 | 一种微型圆锥扫描红外地球敏感器测量信息处理方法 |
| CN108225319A (zh) * | 2017-11-30 | 2018-06-29 | 上海航天控制技术研究所 | 基于目标特征的单目视觉快速相对位姿估计系统及方法 |
-
1995
- 1995-03-31 JP JP7074875A patent/JPH08271280A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104482932A (zh) * | 2014-11-21 | 2015-04-01 | 北京控制工程研究所 | 一种微型圆锥扫描红外地球敏感器测量信息处理方法 |
| CN108225319A (zh) * | 2017-11-30 | 2018-06-29 | 上海航天控制技术研究所 | 基于目标特征的单目视觉快速相对位姿估计系统及方法 |
| CN108225319B (zh) * | 2017-11-30 | 2021-09-07 | 上海航天控制技术研究所 | 基于目标特征的单目视觉快速相对位姿估计系统及方法 |
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