JPS62263408A - 衛星カメライメージ内のピクセルを位置決めする装置 - Google Patents

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】 〈産業上の利用分管〉 本発明は衛星（サテライト）カメラのイメージ（像）内
の各ピクセルを地球の緯度および経度によって位置決め
する分野に関する。

〈従来の技術〉 次の３つの開示は本発明の一部分の理解を助けるもので
ある。

（１）１９８５年１０月２１日に環境の遠隔感知に閃す
る国際シンポジウムにおいて「エンピロンメンタル・リ
サーチ・インステイチュード・オプ・ミシガン」の前で
ディー・ダブリュー・グロール（Ｄ、　Ｗ、　Ｇｒａｉ
ｌ　）　（本発明者の１人）がポスターボード・ディス
プレイを用いて行なった講演、（２）１９８５年１２月
２３日発行の「アビエイジョン・ウィーク・アンド・ス
ペース・チクノロシイ」の「ニュー・ＧＯＥＳ・ツウ−
・シャーブン・シビャー・ウェザ−・トラッキング」と
題する記事、（３）１９８５年９月発行の「ナショナル
・オーシャニック・アンド・アトモスフェリツク・アト
ミニストレージョン」のエイ・シュワルブ（Ａ。

５ｅｈｖａｌｂ　）の「エンビロサットー２０００レポ
ート、ＧＯＥＳネクスト・オーバービュー」と題する記
事（第２５．２６．２８．３２．３５．３６頁）。

１９８４年４月−６月発行の「ジャーナル・オブ・アス
トロノーチカル・サイエンス」第５２巻第２号の第１８
９〜１９８頁のビイ−・ディー・ランデツカ−（Ｐ、　
Ｄ、　Ｌａｎｄｅｃｋａｒ　）の［オペレーターミネー
ション・ユーシング・データ・フロム・ア・スピニング
・センサ」と題する記事には星の感知を使用するスピン
安定化衛星の姿勢決定に関する記載がある。

本発明に関連する他の文献として米国特許第３、２２５
．７７７号、第３．６７６．５８１号、第３．７１ベロ
６９号、第３．７６９．７１０号、第３、８５９．４６
０号、第４９５２，１５１号、第４．０１２，０１８号
および第４．３００．１５９号がある。

〈発明の概要〉 本発明は衛星に搭載したカメラ（１，２）括弧内の参照
番号は後述する実施例の参照番号を示す）によって撮ら
れたイメージ（像）のナビゲーション（航法）を達成す
るための装置からなる。この衛星は地球あるいは他の天
体の周囲の軌道にあり、その天体の風景（シーン）のイ
メージを作成する。

各イメージは複数のピクセルに分割される。

カメラ（１，２）は撮影し、測定値をモデル作はそれに
応答して衛星の軌道および姿勢の推定値をそれぞれ発生
する。そデル作成手段（６０）によって提供される情報
を使用して、変換手段（６６）はカメラ（１，２）によ
って決定されたピクセルのロケーションをその天体に関
する緯度および経度に変換する。

〈実施例〉 以下、本発明の好ましい実施例について詳細に説明する
。

本発明は任意の形式の衛星に対して有用性を有するけれ
ど、特に第２図に示した衛星、すなわち、Ｎ　ＯＡ　Ａ
　（アメリカ国家海洋・大気気象層）により後援され、
ＮＡＳＡ（アメリカ航空宇宙局）により契約された３軸
安定化地球静止軌道形ＧＯＥＳＩＪＫＬＭ気象衛星の１
つ、に関して本発明を説明する。第２図に示された衛星
はソーラーアレイ１１、Ｘ線センサ１２、磁力計１３、
Ｓ−７＜　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、ソーラーセイル２４および２台のカメラ、すなわ
ち撮像装置（イメージヤ）１およびサウンダ２とを含な
。撮像装置１は、冷却装置１７、アパーチャ２３および
ミラー３３を備える。サウンダ２は、冷却装置２１、ア
パーチャ２２およびミラー３２を備える。

ミラー５３．３２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を直交する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
とも称し得る。

各ミラー５５．３２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の放射測定的撮
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
光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３Ｓは、地球上の東／西路に沿って８キｐメー
タの経度方向区画（スウオース）をスイープし、全チャ
ンネルから観察されたシーンの互いに整合されたデータ
を同時に供給する。走査される領域の位τおよび大きさ
は都合により制御される。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Ｉ　ＫｍＸ　Ｉ　Ｋｍはどの小ささである。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サブセット（小部分
）である。

走査フレームは全地球走査に対しては２２分で走査され
、「領域走査」（地球上の部分）についてはこれより短
い。受動放射冷却装置１７は低い温度での動作で感度の
上昇を可能にする。宇宙空間および内部黒体ターゲット
へのミラー（３３）の周期的な旋回により放射測定較正
が行なわれる。

サウンダ２は、１ピクセルずつの基準で地球の大気内の
湿気含有量および温度を測定する。サラン４ｆ２け、１
９チヤン木ルＣ１８の去外嫡お上び１可視光線チヤンネ
ル）の別個のフィルタホイールラジオメータ（放射計）
を含む。サウンダの２軸ジンバル支持走査ミラー３２は
、１０ｈの増分で東／西路を横切って４０ＫＩｎの経度
方向区画（スウオース）をステップ走査する。公称ピク
セル寸法（地球上）は１０ＫｍＸ１０にである。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。受動的な放射冷却装ｒＲ２
１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、低い温度での動作で感度の増大を可能にする。

宇宙空間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）期間として知られる時間の間にわたり独立
にかつ同時に動作する。この期間は、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、
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（ダンピング）の目的のためスラス
タを点火できる。

本明細書で記載するイメージ航行（ナビゲーション）シ
ステムはサブ衛星点から１７Ｋｍ内のかつ６００の中心
地球角からＳ、０ＫｆｆＩ内の個々の撮像装置１および
サウンダ２のピクセルを位置決めする。

このピクセルの位置決め精度は例示されたＧＯＥＳＩＪ
ＫＩＪｉｍＭの撮伶装置１およびサウンダ２に対する要
件よりも３乃至６倍良い。この精度は次の理由によって
可能になる。

（１）各機器１．２が可視光検出器アレイを使用して４
＠目の大きさの足を感知することができる。

（２）　　レンジデータ（高度）と星および陸標観察デ
ータ（角度）との組合せだけが軌道モデル４０を作成す
るために使用される。軌道のモデルが形成されると、凪
のデータ（角度）のみが姿勢モデル５０を作成するため
に使用される。

−（３）星および陸標データは機器１．２それ自体によ
り撮られる。それ故、あらゆる長期間の摂動の影響は雰
になる。すなわち、この影響は地球イメージにおける各
ピクセルに対して、星および陸標イメージに存在するも
のと同じである。別個の星追跡器が使用された場合には
、その指示位置は軌道中での衛星の熱的構造歪みによっ
て生じる衛星取付けの不整列および変動により機器１．
２の指示位ひと同一ではなくなる。

星および陸標の測定は本来の撮像および探測の使命を妨
害しない。

星の測定はここに例示したＧＯＥＳ　　ＩＪＫＬＭのよ
うな衛星の静かな運動学的環境のために、ＧＯＥＳ　　
ＩＪＫＬＭのような３軸安定化衛星を使用すると容易に
なる。

軌道の決定は衛星の高度、経度、および緯度を時間の関
数として決定するプロセスである。経度および緯度はサ
ブ衛星点で、すなわち、Ｚ軸が地球の表面と交差する点
（第１図参照）で測定される。Ｚ軸（ヨー軸）は衛星の
質量中心と地球の質量中心を接読する。Ｚ軸は軌道面に
ある。Ｙ軸（ピッチ軸）は衛星の″ｉｔ量中心を通りか
つ軌道面に直交する。Ｘ軸（ロール軸）はＹおよびＺ軸
のそれぞれと直交する。Ｘ軸は衛星の速度ベクトルの横
方向成分に沿っている。Ｘ軸は、軌道が完全、に円形で
あるならば、衛星の速度ベクトルに沿うことになる。し
かしながら、地球静止軌道にある衛星であっても、その
軌道は正確には円形でない。

姿勢の決定は基準軌道＆Ｉｌ腺（Ｘ　％　Ｙ　％　Ｚ　
）に関する一組の互いに直交する基準光学軸線（１％７
％２）の向き、位置（ロール、ピッチ、およびヨー偏差
）を決定するプロセスである。基準光学軸線ｘ１ｙ１ｚ
は撮像装置１およびサウンダ２のそれぞれのミラー３６
および３２のナル（ゼロ）位置（地球命令によって決め
られる）に対応するこれら撮像装置１およびサウンダ２
のそれぞれの固定部分に関してとられる。姿勢の誤りが
ない場合には、ｘ、ｙ、ｚｉ！ＡＩ＋ＭはＸ、Ｙ、Ｚ軸
線と一致する。

姿勢モデル５０の決定は基準軌道軸線Ｘ、Ｙ、Ｚに関す
る基準光学軸線Ｘ％　１％　Ｚの長期間のロール、ピッ
チ、およびヨー角度の計算（すべてが時間に関するもの
である）を必要とする。

勅宿（１″ｒ督の３つの成分（広庁、経度、高度）は軌
道パラメータＰとして知られており、撮像装置１の星お
よび陸標の測定によっておよびオペレーションズ・グラ
ウンド・エクイプメント（ＯＧＥ）６５を使用するレン
ジ測定によって決定される。

撮像装置の姿勢の３つの成分Ｘｌ、ｙｌｓＪは撮像装置
１の星の測定によって決定される。サウンダ２による別
個の里の測定によりサウンダ２の基準光学軸線Ｘ　　Ｎ
　７　ＳＺ　　の長期間のロール、ビｍ　　　　　　Ｓ
　　　　　　Ｓ ッチ、およびヨー角度が決定される。

本発明は不整列、ドリフト、エージング、および任意の
他の長期間の姿勢の変動を、これらの影響を個々に測定
することなしに補償し、そしてこれら影響の大きには比
較的不感知である。

星と陸地間の角度は宇宙船の軌道位置の変化によっての
み影響を受ける。姿勢の変化はいかなる変化も生じさせ
ない。それ故、軌道データは事実上姿勢データからデカ
ップルされ、軌道モデル４０および姿勢モデル５０は別
々に決定できる。

いったん軌道モデル４０が決定されると、一連の少なく
とも２つの星の測定が姿勢係数Ａを決定する。

実際の使命の動作において、昌の測定間の短かい時間（
代表的には約３０分）中の小さな姿勢の変化のために姿
勢と軌道データ間に僅’ｂ−な結合が生じる。この結合
は軌道および姿勢決定プ四セスを単一の大きな軌道／姿
勢モデル４０．５０と組合せることによって補償できる
。このモデル４０゜５０は、例えば既知の再帰的フィル
タまたは「ウオーキング・リースト・スクエアズ・フイ
ツト（ｗａｌｋｉｎｇ　１ｅａｓｔ　５ｑｕａｒｅｓ　
ｆｉｔ　）　Ｊとして知られたアルゴリズムを使用して
、その係数に、Ａを同時に求めることができる。

軌道モデル４０はゆっくりと移動する時間の関数として
軌道パラメータＰ（ｗｌ星の高度、およびサブ衛星点に
おけるその緯度および経度）を与える。軌道モデル４０
における係数はエポックにおける６つのケプラーの（軌
道の）要素である。

「エポック」とはモデルが形成されている軌道および姿
勢の変化の始まりをいう。６つのケプラー要素は半長径
、離心率、傾斜（角）、近地点での偏角、昇交点の赤経
、および平均近点角であ、る。

軌道モデル４０はＮＡＳＡあるいは衛星の全加速度の他
のモデルに基づいている。モデルの全加速度は第１２調
波までの地球重力場の非球面性、太陽および月の重力（
引力）、および衛星表面への直接の太陽放射線圧力によ
る摂動的影替を含み得る。適当な軌道モデルはジャーナ
ル・オブ・ジ　・オフイジカル・リサーチ第８４巻１９
７９年７月の第５８９７〜５９１６頁のラーチ（Ｌｅｒ
ｃｈ　）等の［グラビテイ・モデル・インプルーブメン
ト・３−−シ＞　り・ＧＥＯ３３（ＧＥＭ９　・７　ン
ト・ＧＥＭｌｏ）Ｊに記載されている。

地球の回転軸の運動は歳差連動、単動、および極移動に
より軌道の決定（４０）に誤差を尋人する。

歳差連動および単動は決定論的であり、コンピュータ６
０でα０１角度秒まで補償される。これに対し、極移動
は完全には予測できないが、しかし影響の大きさく１５
メートル）は小さく、無視できる。

姿勢篭デル５０は機器１．２のそれぞれに対するＸ、７
．！軸線の移動をゆっくりと移動する時間の三角関数（
調和関数）として与える。例えば、ｘ、＝　Ａ（１＋　
Ａｔ　５ｌｎｓｔ　＋　Ａｌ　ｃｏｓｓｔ’＋　Ａ３　
ｓｉｎ　２ｓｔ＋　Ａ４　ｃｏｓ　２ωｔ ωｔは衛星に関する太陽の１日の視運動の角度位置を表
わし、ωは衛星に関する太陽の視運動の角速度であり、
ｔは時間である。この式は例示の実施例では十分である
第２調波までの項を含む。しかしながら、もつと少ない
あるいはもつと多い調波の項を所望とする精度によって
モデルに挿入することができる。定数項Ａ、は、存在す
る場合には、固定の機械的整列バイアスを表わす。調波
の振幅（係数Ａ１乃至Ａ４によって与えられる）はヨー
、熱的構造歪み、および地球センサ１９の熱的ドリフト
に関する太陽放射線圧力の影響による１日の変化を表わ
す。これらすべての乱れ（摂動）は周期的であり、衛星
に関する太陽の１日の視運動から生ずる。これら乱れは
周期的であるのでモデル５０に対して調和級数が使用さ
れる。三角間：％　　Ｆ＋　　工　ｘ！　　ｎ−１→　
頒　ｉ１’ｉ　　−７％　　ｋ　　ｈ　　　　Ｍ！　Ｈ
Ｂ　　６’ｔ　　’ｉ’／　　％ｌｒ　　＆ｂ　　Ｌ−
土ｍｄ／　　−日々の変化の源は別々に決定されず、そ
れらの集合的影春が係数Ａによって特徴付けられる。係
数Ａは日によって変化し、太陽の赤緯の変化によるヨー
、熱的歪み、および地球センサ１９のドリフトの季節的
変化を表わす。

例示の調和級数の係数Ａの数は合計で５０の係数に対し
て、撮像装置１およびサウンダ２のそれぞれの各姿勢成
分（”７％Ｚ）に対しては５つである。係数Ａはエポッ
ク（Ｋ）における６つの軌道１’　Ｘと一緒に、あるい
は別個に得ることができ、その後連続的に更新できる。

モデル５ｏの精度は東−西または北−南のいずれの方向
においても約±１８マイクロラジアン（３シグマ）であ
ることが分析により分る。

姿勢モデル５０はまた、衛星位置の変化の場合にも使用
される。そデル５ｏでの三角級数の偏角は衛星に閃する
太陽の赤経により表わされる。従って、この七デルは衛
星の経度とは無関係である。

動作位置間のドリフト段階中、別個のモデルは必要でか
い− ある時間に（例えば、食またはステーションキーピング
の後の最初の２時間内に）、三角係数モデル５０はｂｌ
なる熱の影響のため実際の衛星の姿勢行為を表わさない
。この場合には、２次的姿勢モデルが姿勢決定のために
使用される。ステーションキーピングの後で、この２次
的姿勢モデルは特開的に２次の級数からなる。食の後で
、この２次的モデルは指数関数からなる。

第３し：：は軌道／姿勢決定測定プロ七スを示す。

０ＧＥ（オペレーションズ・グラウンド・エクィブメン
ト）６５内のイメージ処理コンピュータ６２はダウンリ
ンク６９を介してカメラ１．２から生の（未処理の）イ
メージを受信する。これら生のイメージは通常の動作（
オペレーションズ）イメージ、撮像装置１からの陸標イ
メージ、および両カメラ１．２からの星のイメージを含
む。コンピュータ６２は積伝送ユニット３９、アップリ
ンク７１、およびダウンリンク７２を通じて１つまたは
それ以上の地球に基地を置く使用者モジュール７０に再
伝送するために通常の動作イメージを処理する。陸標デ
ータは陸標ピクセル座標を作成するために積モニタ（Ｐ
Ｍ）６３およびディスクを使用してオフライン処理され
、そしてそれらが利用できるようになるとＰＭ６３によ
って軌道／姿勢決定コンピュータ６０に入力される。里
の観察データはコンピュータ６２によってオンライン処
理され（星のピクセル座標を作成するために）、そして
実時間でコンピュータ６０に入力される。

レンジ（距離）データはＰＭ６３によってオフライン処
理される。処理されたレンジデータはそれらが利用でき
るようになるとＰＭ６５によりコンピュータ６０に入力
される。

コンピュータ６０は里、陸標、およびレンジの測定値を
モデル４０．５０によって予測された値と比較する。係
数ＡおよびＫはこの比較に基づいて更新される。

コンピュータ６０によって使用される「ウオーキング・
リースト・スクエアズ・フイツト」アルゴリズムは第５
図に示されている。これはイメージ航行システムの連続
的エンドツウ−エンド較正、ならびにエージング、熱的
影響、および他のあらゆる長期間の影響の自己補償を行
なう。例示のウオーキング・リースＦ・スクエアズ・フ
ィツト・アルゴリズムは毎週、軌道係数Ｋを更新し、か
つ半時間（３０分）毎に姿勢係数Ａを更新するためにの
み行なわれる必要がある。係数Ａは係数にとは別個に、
独立に適合（フィツト）しても、あるいは両組の係数Ａ
、Ｋを一緒に適合してもよい。

コンピュータ６２およびＰＭ＜５３によってコンピュー
タ６０に送られる測定値は、星および陸標のピクセル座
標、レンジデータ、ならびにこれら測定が行なわれた時
間を含む。遷移軌道中に得られるレンジデータに基づい
てモデル４０．５０の初期設定のために係数におよびＡ
の最初の推測が使用される。このＩ＆初の推測にルづい
てそデル４０．５０は測定値、すなわち、軌道パラメー
タＰならびに、撮像装置１およびサウンダ２のそれぞれ
に対Ｔる１％７ＳＺ基準光羊軸線の位置、が求められる
。これら計算された測定値はコンピュータ６２およびＰ
　Ｍ　６３によって提供される観測値と比較される。「
測定剰余（誤差）」として知られた計算値と観測値との
差は、係数に、Ａに関する計算値の部分導関数（微分）
をまた、入力として使用するウオーキング・リースト・
スクエアズ・フイツト・アルゴリズムを受ける。その結
果は一組の見積りの係数に、Ａである。

最後のあらかじめ選択された数組の見積り係数ＫＸＡが
収れんしている場合には、このプロセスは成功したとみ
なされ、これら見積り係数ＫＳＡはコンピュータ６０に
よって星捕そくフンピユータ６４、積伝送ユニット３９
、ならびに変換コンピュータ６６に出力される係数に、
Ａとなる。これに反し、見積り係数に、Ａが収れんしな
い場合には、最初の推測の係数に、Ａを見積り係数に１
Ａの反復の最新のものと置き換えることによってウオー
キング・リースト・スクエアズ・フイツト・アルゴリズ
ムの別の反復が取り入れられる。

係数に、Ａは檀伝送ユニット３９、アップリンク７１、
および各使用者モジュール７ｏに対する１つの処理デー
タリンク７２を介して使用者モジニール７０に送られる
撮像およびサウンディングデータの文書化（ドキュメン
テーション）において組み入れられる。アップリンク７
１および各処理データリンク７２はまた、撮像装置１の
あらかじめ選択されたイメージピクセルの地球緯度およ
び経度座標、ならびにサウンダ２のすべてのピクセルの
地球緯度および経度を含む。リンク７１および７２はま
た、各撮像装置１走査線における第１のピクセルのロケ
ーション、およびピクセル番号として与えられる所定の
地上四ケーションに対するグリッド点を含み、その結果
政策上の境界マツプが使用者ディスプレイ６７に表示さ
れるイメージに重畳できる。ディスプレイ６７はハード
フビイであっても、商用テレビジョンステーションを通
じて分配するために送られたＣＲＴ上のイメージであっ
ても、その他のものであってもよい。

第６図に例示されているように、ｏＧＥ６５内の変換コ
ンピュータ６６はコンピュータ６２から各走査線（１）
および各走査線内の第１のピクセル（Ｊｌ）の座標を受
信する。コンピュータ６６はこれらＩ、Ｊ１ピクセル座
標に３つの変換Ｔ１１Ｔ、　、およびＴ３を受けさせる
。Ｔ１は！、Ｊｌをぐラー３３．３２の既知の走査速度
特性に基づいて各ピクセルに対するＡＺ、ＥＬ（対応す
るミラー５５．５２のそのｙおよびＸ軸に関するそれぞ
れの角度位置）に変換する。これら既知の特性はコンピ
ュータ６６内に記憶される。Ｔ２は姿勢変換であり、各
ＡＺ、ＥＬを軌道から見たピクセル角度に変換する。Ｔ
２はＸ５ｌｚＺ軸の姿勢モデル５０からのロール、ピッ
チ、およびヨー偏差を入力として使用する。これらデー
タを計算すべき情報は係数Ａの形式においてコンピュー
タ６ｏからコンピュータ６６へ提供される。終りに、Ｔ
３は軌道パラメータＰを使用して、軌道から見たピクセ
ル角度を地球緯度および経度に変換する。これらパラメ
ータＰを計算すべき情報はフンピユータ６０からコンピ
ュータ６６に提供された軌道係数に中にある。

撮像装置１からのピクセルであってかっ０ＧＥ６５内の
変換フンピユータ６６が前記地球緯度および経度を計算
する前記ピクセルのあらかじめ選択されたものではない
ピクセルの全部に対する地球緯度および経度を計算する
目的のために、随意の変換コンピュータ６６が各使用者
モジュール７０に存在する。モジュール７０内の変換フ
ンピユータ６６はそのすべての入力情報（ＬＪｌ、Ｋ。

Ａ）が処理データダウンリンク７２によって提供される
ということを除き、０ＧＥ６５内の変換コンピュータ６
６と同じに動作する。

レンジは任意のアップリンクおよびダウンリンクで測定
できる。ＧＯＥＳ　　ＩＪＫＬＭに対しては、アップリ
ンク７１とあたかも使用者であるかのようにＰＭ６３に
送られるダウンリンク７２を使用する。ＰＭ６５はアッ
プリンク７１対ダウンリンク７２におけるフレーム・ヘ
ッダー同期パターンの発生間の経過時間を渥定する。既
知の固定の衛昌および地上システムの遅延を減算した後
、残りの時間はレンジに正比例する２方向過渡時間であ
る。比例定数は既知の光の速度である。それ故、ン態様
でレンジ情報をコンピュータ６ｏに送る。

周期的なレンジの測定はいかなるオペレータの介入をも
必要とすることなく、０ＧＥ６５内で行なえる。レンジ
測定プロセスはアクティブ・データリンク７１．７２を
必要とする以外には他のいかなる動作にも影響を与えな
い。僅かなレンジの誤差は再伝送される通信リンク７１
．７２がディジタルであるという事実に基づいており、
過渡時間は１ビツトのほんの一部分内だけで決定できる
。

陸標の識別はＰＭ６３において実行される。地球上の陸
標（サンフランシスコ湾またはバハ・カリフォルニアの
ような）の撮像装置１による観測値はダウンリンク６９
を介してコンピュータ６２に遠隔伝送され、ＰＭ６５に
関連するコンピュータディスクからオフラインで取出さ
れ、ＰＭ６５に関連するＣＲＴに表示される。これらイ
メージはたまたま陸標を含む通常動作のｖＡ察像である
。

オペレータは陸標の上にカーソルを位置決めする。

ＰＭ６３は撮像装置１から送られる陸標の座標を陸鰐の
叫翰／ｌ’＋柚砒苧（小待僻りル納１−＾総調也−・ピ
ユータ６０に送って軌道見積り（４０）を更新する。勿
論、地上の使用者が知る程度の僅かな誤差があり、従っ
てＰＭ６３を陸標の正確な座標でプログラムすることが
できる。

撮憬装置１が、イメージデータ座標をそのデータベース
に記憶された陸標領域座標と比較することによって決定
される識別可能な陸標を含む領域を走査しているという
ことをＰＭ６５が検出すると、ＰＭ６５はこの陸標を取
囲む小さな領域からのデータを引続く陸標の識別のため
に磁気ディスクに記憶する。各陸標の識別はデータが取
り入れられるときごとに１回行なっても、あるいはオペ
レータの都合に合うように、−日全体のデータを記憶し
た後でいくつかの陸標の識別を逐次に行なってもよい。

第４図は代表的なレンジ、陸標、および星の訓電頻度を
示す。

必要な陸標の最小数を決定するために、最小自乗法（リ
ースト・スクエアズ）見積り技術に基づいて軌道および
姿勢決定誤差分析が行なわれた。

見積りは以下のスケジュールに従って２４時間の期間に
わたって集めた測定データを使用した。

３０分ごとの星の観測（４８の観測）。

１時間ごとのレンジの測定（２４の測定）。

初めの１２時間中の等分された陸標の観測。

この分析は非常に控え目である。何故ならば、引続く７
日の期間がいかなる形式の追加の測定なしにモデル化さ
れたからであり、実際にはレンジの測定および星の観測
は最後の陸標の観察に絖く全期間の間続けられるからで
ある。

約１２時間の時間をおいて２回程度の少ない陸標の観測
を行なうことにより追加の陸標の観測が必要とされる前
に少なくとも２日の期間が経過することを確実にすると
いうことを決定した。１２時間の陸標観測間隔は臨界的
なものではなく、航行および整合性能に何等重大な影徘
を与えることなしに少なくとも１時間だけ変えることが
できる３（イメージの整合についての詳しい情報につい
ては本出願人の同日出願である米国特許出願「宇宙船カ
メラ像整合装置」を参照。）２つの風景は同じ陸標を有
する必要はなく、異なるローカル衛星時間において日中
にある陸標の選択を可能にする。

また、１２時間の期間に７回の陸標の観測を行なうこと
により陸標の観測を必要としない期間を７日間に延長で
きることを決定した。これは通常の走査動作に最小の影
響しか与えないように陸標の観測のスケジュールを立て
る際に相当な融通性を与える。

軌道見積りプロセスは撮像装置１のデータの可視帯域に
おける陸標の識別を使用する。陸標識別データの収集の
スケジュールを立てる際に、また陸標を識別する実際の
プロセスのスケジュールを立てる際に、かなりの融通性
がある。何故ならば、これらデータの目的は予測できる
態様で時間的に非常にゆっくりと変化する軌道パラメー
タＰの決定にあるからである。

軌道パラメータＰを決定するためにのみこれらデータは
使用されるから、陸標の観測は星の観測よりも非常に少
ない類度でよい。一般に、１２時間の１ｈ斯−７°１行
ｆＰ　わわ　六沈１１のｂ１歪１（名１ハ乙今　ｙ宙ｈ
コはより正確に決定され、陸標の観測が再び必要となる
前の時間がより長くなる。軌道誤差は徐々に増大し、初
めは殆んど分らない程度であり、また航行の精度の低下
はゆっくりと増大するから、陸標データを得るために日
日を１８延ばすことは受は入れられることである。

スケジュールの融通性の他に、陸標データを集めるのに
必要な時間が少なくてよいということは通常の撮像動作
に対する影響を最小眼にすることを支援する。陸標を含
む５０ｋＸ３０Ｋｍという小さな領域の走査は、１０秒
以下で完了するので、通常の動作のシナリオに容易に挿
入することができる。

軌道／姿勢モデル作成プロセスは任意の陸標を受は入れ
、特定の陸標に制約されない。目標とする陸標が雲でお
おわれている勘合には、他の陸標使用できる。すべての
利用可能な陸標が１週７日間の闇雲によっておおわれて
いるという偶然は殆んどない。

星の測定は星捕そくコンピュータ６４によって発せられ
る指示命令６８によって開始される。星の測定が撮像装
置１によって行なわれる場合には、この撮像装置１は命
令６８を実行する前に現在の走査線を終了する。走査線
の終端で、撮像装置ミラー３３は東方へ移動する星を途
中で捕そくするために、撮像装置の８つの検出器アレイ
の中心を予測される星の位置の東へ向けるように旋回さ
れる。８つの検出器素子はスペクトルの可視部分におい
て動作可能であり、北−南（高さ）方向に整列される。

８つの検出器素子は２２４マイクｐラジアンの合計の仰
角（１つの検出器肖り２８マイクロラジアン）を取囲む
。西から東への検出器を介しての星の視運動は衛星が地
球のまわりをまわっている間にその地球に向いた姿勢を
維持しているときの衛星のピッチ運動から生じる。毎秒
３ピクセル（０，２５°／分）の速度で移動する星は静
止した検出器アレイをα３秒で横切る。

ミラー３３が静止している間に、検出器素子の出力はサ
ンプルされ、ダウンリンク６９を介して地球に送られ、
イメージ処理コンピュータ６２に至る。特別のステアリ
ングビットが、星の位置へのミラー３３の旋回が始まる
ときに、ダウンリンク６９のフォーマットに挿入され、
その結果コンピュータ６２は適当な星データルーチング
および処理経路を設定することができる。星は観測され
た眺めをコンピュータ６２内に存在する星のあらかじめ
選択されたマツプと比較することによってコンピュータ
６２内で識別される。

測定の後、ミラー３３は元の位置に旋回され、それが始
まったところから次の走査線を開始する。

星感知マヌーバはほぼ１０秒間続く。

検出器アレイの視線の絶対指示方向への不確かさが基準
光学軸Ｘ％７１１Ｚに関する撮像装置１の姿勢の不確か
さからおよび撮像装置１の走査制御の反復性の小さな変
動から生じる。通常の軌道上のモード中、これらすべて
の源からの高さくＮ−５）方向の全体の不確かさは２９
マイクロラジアンである。検出器アレイは合計２２４マ
イクロラジアンの仰角にわたっているから、ミラー３３
の１つの位置決めは里が検出されることを確実にするの
に十分である。方位（Ｅ−Ｗ）方向の不確かさは同じ程
度であり、方位の不確かさを捕なうのに十分な量だけ星
の位置から方位において東方へ視線を位置付けし、次い
で星が検出器アレイの視野を通過する間ミラー３３を静
止状態に保持することによって順応できる。

別個の、実質的に同一の星感知能力がサウンダ２に設け
られている。これは別個の、独立のサウンダ２の姿勢の
決定を可能にし、従って撮像装置１に関してサウンダ２
が正確に整列する必要をなくしている。（撮像装置１と
サウンダ２間の不整列は熱的歪みによって生じ得る。）
これら機器１．２の星感知能力は地球センサ１９に関し
て各機器１．２が正確に整列する必要がないという追加
の利点をもたらす。

陸標および星位置の合計誤差は互いに独立にランダムで
ある。ピクセル位置に対するこれら誤差の影蕾は軌道／
姿勢決定（４０，５０）において使用される多数の測定
値のために大いに減ぜられ上記記載は本発明の好ましい
実施例の動作を例示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。本発明の範囲は特許請求の
範囲によってのみ限定されるべきである。本発明の精神
および範囲内にある多くの変形、変更がこの分野の技術
者には明らかであろう。例えば、コンピュータ６０．６
２．６４および６６は１つの大型コンピュータの一部分
であってもよい。

第１図は本発明を説明するのに使用される軌道パラメー
タのいくつかを示す地球の概略図、第２図は本発明を有
益に使用できるＧＯＥＳ　　ＩＪＫＬＭ衛星の正面図、
第３図は本発明の主要な構成要素を示す機能的ブロック
図、第４図は本発明において使用されるレンジ、陸標、
および星の測定に対する適当な頻度を示す説明図、第５
図は軌道および姿勢係数に、Ａを発生するためにウオー
キング・リースト・スクエアズ・フイツト・アルゴリズ
り図、第６図は変換フンピユータ６６によって実行され
る変換（ＴＩ　、Ｔ２　、Ｔｓ　）を示す機能的ブロッ
ク図である。

１；撮像装置（カメラ） ２：サウンダ（カメラ） １１：ソーラーアレイ １２：Ｘ線センサ １３：磁力計 １４：Ｓ−バンド伝送アンテナ １５：探索および救助アンテナ １６　：　ＵＨＦアンテナ １７：冷却装置 １８：連間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 ２１：冷却装置 ２２．２３ニアパーチヤ ２４：ソーラーセイル ５２　　、　５５：　　　ミ　ラ　− ３９：積伝送ユニット ４０：軌道モデル ５０：姿勢モデル ６０：軌道／姿勢コンピュータ ６２：イメージ処理コンピュータ ６３：積モニタ（Ｐ　Ｍ　） ６４：星捕そくコンピュータ ６５：オペレーションズ・グラウンド・エクイプメント
（ＯＧＥ） ６６：変換フンピユータ ６７：ディスプレイ ６Ｂ＝指示命令 ６９：ダウンリンク ７０：使用者モジュール ７１ニアツブリンク ７２：ダウンリンク（処理データリンク）、）Ｈ−：、
１７　’＝。

代理人の氏名　　倉　内　基　弘、　−′　　−ユ ゝ１、ソ ＦＩＧ、Ｉ ＦＩＧ、　６

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. （１）衛星カメライメージ内の任意のピクセルを緯度お
   よび経度によつて位置決めする装置において、天体のま
   わりの軌道にある衛星と、 各イメージが複数のピクセルに分割される前記天体の風
   景のイメージを撮るための衛星に搭載された撮像カメラ
   と、 該カメラによつて撮られた測定値を使用して前記衛星の
   軌道の見積りおよび前記カメラの姿勢の見積りを発生す
   るモデル作成手段と、 該モデル作成手段に結合され、前記カメラによつて報知
   されたピクセル位置を前記天体に関する緯度および経度
   座標に変換するための変換手段とを具備することを特徴
   とする位置決め装置。
2. （２）前記衛星の軌道の見積りが前記カメラによつて撮
   られた星および天体の陸標の測定からおよび前記天体の
   上部の衛星の高度の測定によつて発生される特許請求の
   範囲第１項記載の装置。
3. （３）前記天体が地球であり、前記モデル作成手段およ
   び変換手段が地球上に位置付けされており、前記衛星の
   高度の測定値が地球から衛星へ信号を送りかつ地球に戻
   すことによつて得られる特許請求の範囲第２項記載の装
   置。
4. （４）前記モデル作成手段が衛星の外部に位置付けされ
   ており、前記衛星の軌道および姿勢の見積りがゆつくり
   と移動する時間の関数であり、前記軌道および姿勢の見
   積りが前記カメラによつて撮られ、かつ前記モデル作成
   手段に遠隔伝送される測定値によつて周期的に更新され
   る特許請求の範囲第１項記載の装置。
5. （５）前記軌道の見積りが最初に発生され、次に姿勢の
   見積りが発生され、この姿勢の見積りが前記カメラによ
   つてなされた星の観測にのみ基づいている特許請求の範
   囲第１項記載の装置。
6. （６）前記モデル作成手段が前記衛星の軌道およびカメ
   ラの姿勢の見積りを同時に発生する特許請求の範囲第１
   項記載の装置。
7. （７）前記モデル作成手段が前記衛星の軌道の見積り、
   前記カメラの姿勢の見積り、および第２の機器の姿勢の
   見積りを発生する特許請求の範囲第１項記載の装置。
8. （８）前記姿勢の見積りが一組の互いに直交する基準軸
   の三角級数としての時間での運動の式である特許請求の
   範囲第１項記載の装置。
9. （９）前記軌道の見積りがエポツクにおける６つのケプ
   ラーの要素である係数を含む、前記衛星のサブ衛星点に
   おける緯度および経度、ならびに前記衛星の高度の時間
   の関数としての式であり、前記エポツクにおけるケプラ
   ーの要素が前記カメラによつて測定され、かつ前記モデ
   ル作成手段に遠隔伝送された星および天体の陸標の位置
   データに基づいてウオーキング・リースト・スクエアズ
   ・フイツトを使用して見積りされる特許請求の範囲第１
   項記載の装置。
10. （１０）前記変換手段が次の順序で次の３つの変換、す
    なわち、 前記カメラによつて決定されたピクセル座標を前記カメ
    ラに関連した走査ミラーの指示座標に変換するミラー変
    換、 前記指示座標を軌道に基づいた指示角度に変換する前記
    姿勢の見積りを考慮に入れた姿勢変換、および 前記軌道に基づいた指示角度を前記天体の緯度および経
    度に変換する前記軌道の見積りを考慮に入れた軌道変換 を実行する特許請求の範囲第１項記載の装置。