JPH05172562A - 姿勢センサ装置 - Google Patents
姿勢センサ装置Info
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- JPH05172562A JPH05172562A JP3356189A JP35618991A JPH05172562A JP H05172562 A JPH05172562 A JP H05172562A JP 3356189 A JP3356189 A JP 3356189A JP 35618991 A JP35618991 A JP 35618991A JP H05172562 A JPH05172562 A JP H05172562A
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- Japan
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- scanning mirror
- angle
- attitude
- earth
- sensor
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- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
- G01S3/78—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using electromagnetic waves other than radio waves
- G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
- G01S3/785—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system
- G01S3/786—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system the desired condition being maintained automatically
- G01S3/7867—Star trackers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 遠距離での宇宙飛翔体のロール及びピッチの
姿勢角の計測を有効になし得る姿勢センサ装置を提供す
ること。 【構成】 走査鏡と該走査鏡でとらえた信号を検出する
２個の検出器１１，１２とを有し、地球又は惑星及びそ
の大気から放射される赤外線を入力として、宇宙飛翔体
のロール姿勢角又はピッチ姿勢角を検出する姿勢センサ
装置において、走査鏡に入力される赤外線の入射光路を
一定角度だけ曲げるための光学プリズム２を走査鏡１０
の前面に装備したこと。
姿勢角の計測を有効になし得る姿勢センサ装置を提供す
ること。 【構成】 走査鏡と該走査鏡でとらえた信号を検出する
２個の検出器１１，１２とを有し、地球又は惑星及びそ
の大気から放射される赤外線を入力として、宇宙飛翔体
のロール姿勢角又はピッチ姿勢角を検出する姿勢センサ
装置において、走査鏡に入力される赤外線の入射光路を
一定角度だけ曲げるための光学プリズム２を走査鏡１０
の前面に装備したこと。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙飛翔体の地球又は
惑星に対する姿勢を検出する姿勢センサ装置に関する。
惑星に対する姿勢を検出する姿勢センサ装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の姿勢センサ、例えば、静止三軸衛
星用地球センサは、図３に示すように衛星がゼロ姿勢角
の状態で、地球の南・北緯２７°又は４５°線上の赤外
線を検出するため東西に走査する機能としての走査鏡１
０と、赤道上を基準として２個の赤外線検出素子を「±
３．８２°又は±６．０７°」に傾けて取り付けた赤外
線検出器１２，１３と、信号処理回路及び電源などを有
している（例えば、ＮＥＣ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ａｎｄ
Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ Ｎｏ．９７，ｐｐ３５−４
２，Ａｐｒｉｌ １９９０）。
星用地球センサは、図３に示すように衛星がゼロ姿勢角
の状態で、地球の南・北緯２７°又は４５°線上の赤外
線を検出するため東西に走査する機能としての走査鏡１
０と、赤道上を基準として２個の赤外線検出素子を「±
３．８２°又は±６．０７°」に傾けて取り付けた赤外
線検出器１２，１３と、信号処理回路及び電源などを有
している（例えば、ＮＥＣ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ａｎｄ
Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ Ｎｏ．９７，ｐｐ３５−４
２，Ａｐｒｉｌ １９９０）。
【０００３】次に、この姿勢センサの誤差角検出ロジッ
クについて図３を用いて説明する。
クについて図３を用いて説明する。
【０００４】走査鏡が一定周波数で且つ一定振幅で「宇
宙→地球→宇宙」「宇宙→地球→宇宙」と往復振動する
時、検出器１２，１３の受光形状及び光学特性で決まる
センサの瞬時視野（ＩＦＯＶという）は、±３．８２°
（又は±６．０７゜）離れた同一緯度線上を東西に往復
振動する。それらを、「北側スキャン」「南側スキャ
ン」と定義すると、「宇宙→地球→宇宙」と瞬時視野が
動く時、各々宇宙と地球との赤外線量の差で、２カ所往
復で４カ所の地（水）平線位置を検出する。従って、
「北側スキャン」「南側スキャン」から、図３に示すよ
うな２つの地球コード幅（ＣＷN，ＣＷS）が得られる。
宙→地球→宇宙」「宇宙→地球→宇宙」と往復振動する
時、検出器１２，１３の受光形状及び光学特性で決まる
センサの瞬時視野（ＩＦＯＶという）は、±３．８２°
（又は±６．０７゜）離れた同一緯度線上を東西に往復
振動する。それらを、「北側スキャン」「南側スキャ
ン」と定義すると、「宇宙→地球→宇宙」と瞬時視野が
動く時、各々宇宙と地球との赤外線量の差で、２カ所往
復で４カ所の地（水）平線位置を検出する。従って、
「北側スキャン」「南側スキャン」から、図３に示すよ
うな２つの地球コード幅（ＣＷN，ＣＷS）が得られる。
【０００５】一方、走査鏡１０の中心を衛星のピッチ角
中心基準に選び、西側地（水）平線から走査鏡１０の中
心位置までの角度距離をａ，走査鏡中心から東側地
（水）平線までの角度距離をｂとして、これらの角度を
走査鏡１０と共に一緒に動く角度エンコーダで計測する
ことによって、衛星の地球中心に対するロール姿勢角及
びピッチ姿勢角は、以下の計測論理式によって計測でき
る。
中心基準に選び、西側地（水）平線から走査鏡１０の中
心位置までの角度距離をａ，走査鏡中心から東側地
（水）平線までの角度距離をｂとして、これらの角度を
走査鏡１０と共に一緒に動く角度エンコーダで計測する
ことによって、衛星の地球中心に対するロール姿勢角及
びピッチ姿勢角は、以下の計測論理式によって計測でき
る。
【０００６】「△θR（ロール姿勢角）＝ＫR（定数）・
（ＣＷS−ＣＷN）」，「△θP（ピッチ姿勢角）＝Ｋ
P（定数）・（ａ−ｂ）」
（ＣＷS−ＣＷN）」，「△θP（ピッチ姿勢角）＝Ｋ
P（定数）・（ａ−ｂ）」
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】この従来の姿勢センサ
では、２個の赤外線検出器の赤道面に対する傾き角（キ
ャント角という）が、「±３．８２°又は±６．０７
°」と固定されているため、衛星高度が極めて高くなる
と、例えばキャント角が「±３．８２°」の場合、地球
ディスクの大きさが約４°の半径（高度約８５０００ｋ
ｍ）以下に小さくなると、ゼロ姿勢角状態で、北側スキ
ャン南側スキャン共に地球ディスクの外側を走査するこ
とになり、センサの出力としてロール姿勢角が原理的に
得られなくなるという欠点があった。
では、２個の赤外線検出器の赤道面に対する傾き角（キ
ャント角という）が、「±３．８２°又は±６．０７
°」と固定されているため、衛星高度が極めて高くなる
と、例えばキャント角が「±３．８２°」の場合、地球
ディスクの大きさが約４°の半径（高度約８５０００ｋ
ｍ）以下に小さくなると、ゼロ姿勢角状態で、北側スキ
ャン南側スキャン共に地球ディスクの外側を走査するこ
とになり、センサの出力としてロール姿勢角が原理的に
得られなくなるという欠点があった。
【０００８】
【発明の目的】本発明は、かかる従来例の有する不都合
を改善し、とくに遠距離での宇宙飛翔体のロール及びピ
ッチの姿勢角の計測を有効になし得る姿勢センサ装置を
提供することを、その目的とする。
を改善し、とくに遠距離での宇宙飛翔体のロール及びピ
ッチの姿勢角の計測を有効になし得る姿勢センサ装置を
提供することを、その目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明では、軌道高度が
高くなって地球（又は惑星）の大きさが小さくなった時
でも、地球（又は惑星）から放射される赤外線をセンサ
に入力することができように、光路を一定角度曲げる効
果を有する光学プリズムをセンサの開口部に備えてい
る、という構成を採っている。これによって前述した目
的を達成しようとするものである。
高くなって地球（又は惑星）の大きさが小さくなった時
でも、地球（又は惑星）から放射される赤外線をセンサ
に入力することができように、光路を一定角度曲げる効
果を有する光学プリズムをセンサの開口部に備えてい
る、という構成を採っている。これによって前述した目
的を達成しようとするものである。
【００１０】
【実施例】以下本発明の一実施例を図１ないし図２に基
づいて説明する。ここで、前述した従来例と同一の構成
部材については同一の符号を用いるものとする。この図
１ないし図２に示すに示す姿勢センサ装置は、走査鏡１
０と該走査鏡１０でとらえた信号を検出する２個の検出
器１１，１２とを有し、地球又は惑星及びその大気から
放射される赤外線を入力として、宇宙飛翔体のロール姿
勢角又はピッチ姿勢角を検出し得るようになっている。
そして、走査鏡１０に入力される赤外線の入射光路を一
定角度だけ曲げるための光学プリズム２が走査鏡１０の
前面に装備されている。
づいて説明する。ここで、前述した従来例と同一の構成
部材については同一の符号を用いるものとする。この図
１ないし図２に示すに示す姿勢センサ装置は、走査鏡１
０と該走査鏡１０でとらえた信号を検出する２個の検出
器１１，１２とを有し、地球又は惑星及びその大気から
放射される赤外線を入力として、宇宙飛翔体のロール姿
勢角又はピッチ姿勢角を検出し得るようになっている。
そして、走査鏡１０に入力される赤外線の入射光路を一
定角度だけ曲げるための光学プリズム２が走査鏡１０の
前面に装備されている。
【００１１】これを更に詳述すると、図２は、本発明の
一実施例である姿勢センサの外観図を示す。この図２に
おいて符号１が従来のミラー振動型地球センサであり、
符号２が光学プリズムである。ここで、図３に、従来の
ミラー振動型地球センサの静止高度（３５７８６ｋｍ）
での赤外線入力とセンサの検出器１１，１２の関係を示
す。この図３にあって、キャント角は、±３．８２°あ
るいは±６．０７°の地球センサが知られている。図４
は、衛星高度が高くなり地球ディスクの大きさが小さく
なって、センサの瞬時視野が地球ディスクの外に出てし
まって、ロール角が計測不能の状態を示す。
一実施例である姿勢センサの外観図を示す。この図２に
おいて符号１が従来のミラー振動型地球センサであり、
符号２が光学プリズムである。ここで、図３に、従来の
ミラー振動型地球センサの静止高度（３５７８６ｋｍ）
での赤外線入力とセンサの検出器１１，１２の関係を示
す。この図３にあって、キャント角は、±３．８２°あ
るいは±６．０７°の地球センサが知られている。図４
は、衛星高度が高くなり地球ディスクの大きさが小さく
なって、センサの瞬時視野が地球ディスクの外に出てし
まって、ロール角が計測不能の状態を示す。
【００１２】これに対し、図２は、センサの開口部に頂
角δ°の光学プリズム２を設けた時の地球（又は惑星）
からの赤外線入力とキャント角の関係を示す。例えば衛
星高度が１５万［ｋｍ］の時、衛星から見た地球ディス
クの大きさは、半径が２．３°となり、明らかにキャン
ト角が±３．８２°のセンサでさえ、図４の走査状態と
なり地球中心に対する衛星のロール姿勢角を計測できな
い。
角δ°の光学プリズム２を設けた時の地球（又は惑星）
からの赤外線入力とキャント角の関係を示す。例えば衛
星高度が１５万［ｋｍ］の時、衛星から見た地球ディス
クの大きさは、半径が２．３°となり、明らかにキャン
ト角が±３．８２°のセンサでさえ、図４の走査状態と
なり地球中心に対する衛星のロール姿勢角を計測できな
い。
【００１３】しかし、センサ開口部に頂角δ，屈折率ｎ
の光学プリズム２を図２のように設置した場合、光線は
「ε≒（ｎ−１）δ」だけ曲げられる事になる。
の光学プリズム２を図２のように設置した場合、光線は
「ε≒（ｎ−１）δ」だけ曲げられる事になる。
【００１４】この場合、地球（又は惑星）の南・北緯４
５°線上を走査させたい場合、センサキャント角を６．
０７°とすれば、「ε＝６．０７°−１．１５°≒４．
９°」となり、光線を曲げる必要がある。従って、光学
プリズム２としてＧeを用いると、屈折率が４．００で
あることから、頂角δは、「δ＝４．０９°／（４−
１）≒１．６４°」となる。
５°線上を走査させたい場合、センサキャント角を６．
０７°とすれば、「ε＝６．０７°−１．１５°≒４．
９°」となり、光線を曲げる必要がある。従って、光学
プリズム２としてＧeを用いると、屈折率が４．００で
あることから、頂角δは、「δ＝４．０９°／（４−
１）≒１．６４°」となる。
【００１５】このように、軌道高度が高くなった場合で
も、高度に対応した頂角δ，屈折率ｎの光学プリズムを
用いることによって従来のセンサを何ら変更することな
く、姿勢センサとして使用することが可能となる。
も、高度に対応した頂角δ，屈折率ｎの光学プリズムを
用いることによって従来のセンサを何ら変更することな
く、姿勢センサとして使用することが可能となる。
【００１６】
【発明の効果】以上説明したように、本発明によると、
２個の赤外線検出器のキャント角（開き角）を光学プリ
ズムによって実効上、任意の高い軌道高度から見た時の
南・北緯２７°線上又は４５°線上を走査する姿勢セン
サとして使用することができ、従来の姿勢センサをその
まま使用し、開口部分に軌道高度に対応して決められる
適当な頂角をもつ光学プリズムを付加するだけで、高い
軌道高度での姿勢検出を可能にするという従来にない優
れた姿勢センサ装置を提供することができる。
２個の赤外線検出器のキャント角（開き角）を光学プリ
ズムによって実効上、任意の高い軌道高度から見た時の
南・北緯２７°線上又は４５°線上を走査する姿勢セン
サとして使用することができ、従来の姿勢センサをその
まま使用し、開口部分に軌道高度に対応して決められる
適当な頂角をもつ光学プリズムを付加するだけで、高い
軌道高度での姿勢検出を可能にするという従来にない優
れた姿勢センサ装置を提供することができる。
【図１】本発明の一実施例を示す説明図
【図２】図１に示す実施例の外観図
【図３】従来のミラー振動型地球センサの計測原理図
【図４】高い軌道高度での地球（又は惑星）ディスクと
赤外線入力の関係を示す説明図である。
赤外線入力の関係を示す説明図である。
１ 従来のミラー振動型地球センサ ２ 光学プリズム １０ 走査鏡 １１，１２ 検出器
Claims (1)
- 【請求項１】 走査鏡と該走査鏡でとらえた信号を検出
する２個の検出器とを有し、地球又は惑星及びその大気
から放射される赤外線を入力として、宇宙飛翔体のロー
ル姿勢角又はピッチ姿勢角を検出する姿勢センサ装置に
おいて、前記走査鏡に入力される赤外線の入射光路を一
定角度だけ曲げるための光学プリズムを前記走査鏡の前
面に装備したことを特徴とする姿勢センサ装置。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3356189A JPH05172562A (ja) | 1991-12-24 | 1991-12-24 | 姿勢センサ装置 |
| US07/994,716 US5337241A (en) | 1991-12-24 | 1992-12-22 | Spacecraft attitude sensor having an optical apparatus for increasing applications thereof |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3356189A JPH05172562A (ja) | 1991-12-24 | 1991-12-24 | 姿勢センサ装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05172562A true JPH05172562A (ja) | 1993-07-09 |
Family
ID=18447781
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3356189A Pending JPH05172562A (ja) | 1991-12-24 | 1991-12-24 | 姿勢センサ装置 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5337241A (ja) |
| JP (1) | JPH05172562A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102927983A (zh) * | 2012-10-31 | 2013-02-13 | 北京控制工程研究所 | 一种geo卫星俯仰偏置下地球敏感器探头保护方法 |
Families Citing this family (9)
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|---|---|---|---|---|
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| US6108593A (en) * | 1997-07-09 | 2000-08-22 | Hughes Electronics Corporation | Method and apparatus for estimating attitude sensor bias in a satellite |
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| EP1950540A1 (en) * | 2007-01-23 | 2008-07-30 | Oerlikon Space AG | Method and apparatus to determine a planet vector |
| US20110004405A1 (en) * | 2009-07-01 | 2011-01-06 | Optical Physics Company Inc. | Earth horizon sensor |
| CN102679945B (zh) * | 2012-06-05 | 2014-03-05 | 哈尔滨工业大学 | 基于三点反射合作的卫星指向与姿态测量方法与装置 |
| US10009101B2 (en) | 2015-03-17 | 2018-06-26 | The Boeing Company | Laser communications following an atmospheric event |
| US10313010B2 (en) * | 2015-03-17 | 2019-06-04 | The Boeing Company | Laser communications in super-geosynchronous earth orbit |
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| JPS6280200A (ja) * | 1985-10-03 | 1987-04-13 | 日本電気株式会社 | スキヤン型地球センサ |
| JPH03277918A (ja) * | 1990-03-28 | 1991-12-09 | Nec Corp | 突抜走査型地球センサ |
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1991
- 1991-12-24 JP JP3356189A patent/JPH05172562A/ja active Pending
-
1992
- 1992-12-22 US US07/994,716 patent/US5337241A/en not_active Expired - Fee Related
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| CN102927983A (zh) * | 2012-10-31 | 2013-02-13 | 北京控制工程研究所 | 一种geo卫星俯仰偏置下地球敏感器探头保护方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5337241A (en) | 1994-08-09 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19980414 |