JP4081942B2 - Orbit determination device - Google Patents
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Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
この発明は、人工衛星および宇宙機などのいわゆる宇宙航行体において、宇宙航行体同士が相対飛行を行う場合に必要となる両者の相対的な軌道決定を行うための装置に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
図22は従来の軌道決定装置を示す図であり、図22において1は広域測位衛星からの無線信号により測位するための受信機を搭載した軌道上を航行している第1の宇宙航行体(以下、基準宇宙航行体という)、2は第2の宇宙航行体(以下、基準宇宙航行体と言う)との相対位置ベクトルを測定しながら接近する追尾宇宙航行体、3−1,3−2,3−3…,3−nは広域測位を行うためのn個の広域測位衛星、4は基準宇宙航行体1の構造体、5は基準宇宙航行体1のエネルギーである電力を太陽光から変換するための太陽電池パドル、6−1,6−2,6−3…,6−nは基準宇宙航行体で受信するn個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−nと基準宇宙航行体1との間の無線信号、7はn個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−nからのn個の無線信号6−1,6−2,6−3…,6−nを受信するためのアンテナ、8はアンテナ7で受けたn個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−nから受けた無線信号から基準宇宙航行体1の位置と速度を測定するための広域測位衛星受信機、9は広域測位衛星受信機8からの位置と速度のデータを無線信号に変換するためのデータ編集を行うための送信用データプロセッサ、10は送信用データプロセッサ9からの送信データを無線信号に変換するための送信器、11は送信器10から送信した無線信号を追尾宇宙航行体2へ送信するためのアンテナ、12は基準宇宙航行体1から追尾宇宙航行体2との間を結ぶ無線信号、13はアンテナ11から送信された無線信号12を受信するためのアンテナ、14は受信した無線信号をベースバンド信号に復調するための受信器、15は復調されたベースバンド信号から基準宇宙航行体1の位置と速度データを取り出すための受信用データプロセッサ、16−1,16−2,16−3…,16−nは追尾宇宙航行体で受信するn個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−nからの無線信号、17はn個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−nからのn個の無線信号16−1,16−2,16−3…,16−nを受信するためのアンテナ、18はアンテナ17で受信したn個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−nからの無線信号から位置と速度を測定するための広域測位衛星受信機、19は追尾宇宙航行体2の構造体、20は追尾宇宙航行体2のエネルギーである電力を太陽光から変換するための太陽電池パドル、21は広域測位衛星受信機18とデータプロセッサ15の両方から出力される追尾宇宙航行体2および基準宇宙航行体1の位置と速度データより追尾宇宙航行体2と基準宇宙航行体1との相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルの決定を行うための軌道計算器、22は軌道計算器21からの相対位置ベクトルと相対速度ベクトルにより追尾宇宙航行体2の軌道制御を行う軌道制御装置である。
【0003】
次に動作について説明する。アンテナ7には同時にn個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−nからn個の無線信号が入ってくる。この無線信号には各広域測位衛星固有のコードが使用されており、広域測位衛星受信機8ではそれぞれの広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−n間の無線信号の到着する時間のずれより広域測位衛星の軌道座標系を基準とした位置と速度の測定を行う。この位置データと速度データを送信用データプロセッサ9で無線信号として送信するためのデータの編集を行い、送信器10により送信するためのデータを無線信号に変調し、アンテナ11から無線信号として送信する。
アンテナ13ではアンテナ11から送信された無線信号12を受信した後、受信器14で無線信号をベースバンド信号へ復調し、受信用データプロセッサ15で復調されたベースバンド信号の中から、広域測位衛星受信機8で測定した位置と速度データを取り出し、軌道計算器21に入力する。
これとは別にアンテナ17でもほぼ同時刻に広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−nからの無線信号が入ってくる。広域測位衛星受信機18ではそれぞれの広域測位衛星3−1,3−2,3−3…,3−n間の無線信号の到着する時間的なずれより広域測位衛星の軌道座標系を基準とした位置と速度の測定を行い軌道計算器21へ位置データと速度データを入力する。
軌道計算器21では空間的に隔たった広域測位衛星受信機8と広域測位衛星受信機18からの異なった位置データと速度データにより基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2の2者の相対位置ベクトルと相対速度ベクトルの決定を行う。決定された相対位置ベクトルと相対速度ベクトルは追尾宇宙航行体2の軌道制御装置22に送信され追尾宇宙航行体の軌道制御に使用される。
【0004】
このように、従来の基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対航行においてはこの両者の広域測位衛星受信機が測定した位置と速度データに基づいた軌道決定が行われていた。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
従来の軌道計算器には基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の広域測位衛星受信機からの位置と速度データが常時必要であるが、広域測位衛星からの無線信号が基準宇宙航行体または追尾宇宙航行体の構造物または太陽電池パドルなどに遮蔽されてしまうと測位ができず、その結果として基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体間の相対位置および相対速度が分からなくなり、両宇宙航行体が衝突する危険性が高くなるという問題があった。
【0006】
この発明は、上記の問題点を解消するためになされたものであり、基準宇宙航行体または追尾宇宙航行体の広域測位衛星受信機で所定の信号が受信されない場合、若しくは広域測位衛星受信機が故障した場合でも軌道決定を行うことができる軌道決定装置を提供するものである。
【0007】
【課題を解決するための手段】
第1の発明による軌道決定装置は、基準宇宙航行体と同一軌道面を飛行する追尾宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の2点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離と相対速度を測定し、それらの測定した相対距離および相対速度から相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算する手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0008】
また、第2の発明による軌道決定装置は、基準宇宙航行体と同一軌道面を飛行する追尾宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の2点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離と相対速度を測定し、それらの測定した相対距離および相対速度から相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらのデータを追尾宇宙航行体へ送信する手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0009】
また、第3の発明による軌道決定装置は、追尾宇宙航行体と同一軌道面を飛行する基準宇宙航行体からの無線信号を追尾宇宙航行体に配置した2点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、それらの測定した相対距離および相対速度から相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算する手段を追尾宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0010】
また、第4の発明による軌道決定装置は、追尾宇宙航行体と同一軌道面を飛行する基準宇宙航行体からの無線信号を追尾宇宙航行体上の2点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、それらの測定した相対距離および相対速度から相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらのデータを基準宇宙航行体へ送信する手段を追尾宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0011】
また、第5の発明による軌道決定装置は、同一軌道面を飛行する基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により進行方向またはそれと垂直な方向のいずれかの成分しか出力できなくなった場合に、追尾宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の1点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算する手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0012】
また、第6の発明による軌道決定装置は、同一軌道面を飛行する基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により進行方向またはそれと垂直な方向のいずれかの成分しか出力できなくなった場合に、追尾宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の1点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらのデータを追尾宇宙航行体へ送信するようにする手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0013】
また、第7の発明による軌道決定装置は、同一軌道面を飛行する基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により進行方向またはそれと垂直な方向のいずれかの成分しか出力できなくなった場合に、基準宇宙航行体からの無線信号を追尾宇宙航行体上の1点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算する手段を追尾宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0014】
また、第8の発明による軌道決定装置は、同一軌道面を飛行する基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により進行方向またはそれと垂直な方向のいずれかの成分しか出力できなくなった場合に、基準宇宙航行体からの無線信号を追尾宇宙航行体上の1点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらのデータを基準宇宙航行体へ送信する手段を追尾宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0015】
また、第9の発明による軌道決定装置は、追尾宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の3点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した相対距離および相対速度から三次元の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算する手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0016】
また、第10の発明による軌道決定装置は、追尾宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の3点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した相対距離および相対速度から三次元の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらのデータを追尾宇宙航行体へ送信する手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0017】
また、第11の発明による軌道決定装置は、基準宇宙航行体からの無線信号を追尾宇宙航行体上の3点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した相対距離および相対速度から三次元の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算する手段を追尾宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0018】
また、第12の発明による軌道決定装置は、基準宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の3点で受信し、その受信した無線信号より基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した相対距離および相対速度から三次元の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらのデータを追尾宇宙航行体へ送信する手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0019】
また、第13の発明による軌道決定装置は追尾宇宙航行体と相対飛行をする基準宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により三次元の座標データのいずれか1つ以上の成分しか出力できなくなった場合に、追尾宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の2点で受信し、その受信した無線信号により基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから三次元の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算する手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0020】
また、第14の発明による軌道決定装置は、追尾宇宙航行体と相対飛行をする基準宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により三次元の座標データのいずれか1つ以上の成分しか出力できなくなった場合に、追尾宇宙航行体からの無線信号を基準宇宙航行体上の2点で受信し、その受信した無線信号により基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから三次元の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらの値を追尾宇宙航行体へ送信する手段を基準宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0021】
また、第15の発明による軌道決定装置は、基準宇宙航行体と相対飛行をする追尾宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により三次元の座標データのいずれか1つ以上の成分しか出力できなくなった場合に、基準宇宙航行体からの無線信号を追尾宇宙航行体上の2点で受信し、その受信した無線信号により基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから三次元の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算する手段を追尾宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0022】
また、第16の発明による軌道決定装置は、基準宇宙航行体と相対飛行をする追尾宇宙航行体の従来の広域測位衛星受信機が故障により三次元の座標データのいずれか1つ以上の成分しか出力できなくなった場合に、基準宇宙航行体からの無線信号を追尾宇宙航行体上の2点で受信し、その受信した無線信号により基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから三次元の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルデータを計算し、これらのデータを基準宇宙航行体へ送信する手段を設けたようにしたものである。
【0023】
また、第17の発明による軌道決定装置は、基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の間の無線通信を用いて測定した相対位置および相対速度から相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルの計算を行う際の判定に必要な座標極性データを基準宇宙航行体と追尾宇宙航行体の受信しているアンテナの向きから判別し、そのアンテナの情報に基づき座標極性を判定する手段を無線信号を受信している何れかの基準宇宙航行体または追尾宇宙航行体に設けるようにしたものである。
【0024】
【発明の実施の形態】
実施の形態1.
図1はこの発明の実施の形態1を示すブロック図であり、図において1は基準宇宙航行体、2は追尾宇宙航行体、23は追尾宇宙航行体2に配置した送信器、24は送信器23からの無線を送信するためのアンテナ、25はアンテナ24から送信される無線信号、26は無線信号25を受信するためのアンテナA、27はアンテナ24から送信された無線信号がアンテナA26に到達するまでの時間と、アンテナ24から送信した無線信号25がアンテナA26で基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2の相対運動によりドップラーシフトした周波数を測定することにより基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度を測定することができ、かつ無線信号をベースバンド信号に復調することができる受信器A、28は基準宇宙航行体1のアンテナA26と異なった位置に配置したアンテナB、29はアンテナ24から送信された無線信号がアンテナB28に到達するまでの時間と、アンテナ24から送信した無線信号25がアンテナB28で基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2の相対運動によりドップラーシフトした周波数を測定することにより基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度を測定することができ、かつ無線信号をベースバンド信号に復調することができる受信器B、30は受信器A27および受信器B29で測定した基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度のデータを軌道計算器31に配信するための受信用データプロセッサ、31は受信用データプロセッサ30からの受信器Aおよび受信器Bで測定した基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度より軌道決定を行うための軌道計算器である。
また、図2は基準宇宙航行体1上の2点から測定した相対距離と相対位置ベクトルの関係を示しており、32はアンテナA26の座標位置(Xa,Za)、33はアンテナB28の座標位置(Xb,Zb)、34はアンテナ24の座標位置(X1,Z1)であり、35はアンテナ24とアンテナ26間の相対距離LA、36はアンテナ24とアンテナ28間の相対距離LB、37は測定した相対距離LAおよび相対距離LBとアンテナ24の位置の関係を表した相対位置ベクトル関係式である。
また、図3は基準宇宙航行体1上の2点から測定した相対速度と相対速度ベクトルの関係を示しており、32,33,34は図1と同様、38はアンテナA26において測定した相対速度V1(Xv1,Zv1)、39はアンテナB28において測定した相対速度V2(Xv2,Zv2)、40は相対速度ベクトルV(Xv,Zv)、41は相対速度V1および相対速度V2と相対速度ベクトルVの関係を表した相対速度ベクトル関係式である。
【0025】
次に動作について説明する。基準宇宙航行体1と同一軌道面内を航行する追尾宇宙航行体2について、送信器23と受信器A27との間で無線信号25により無線信号の確立を行う。またこれと同時に送信器23と受信器B29との間で同様に無線信号25により無線信号を確立する。この確立した無線信号を用いてアンテナ24から送信された無線信号がアンテナ26Aおよびアンテナ28Bにおいて受信されるまでの時間と、アンテナ26Aおよびアンテナ28Bで受信した周波数とアンテナ24で送信された周波数の差より受信器27Aおよび受信器29Bにおいてそれぞれ個別に基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との間の相対距離と相対速度の測定を行う。受信器27Aおよび受信器29Bで個別に測定したそれぞれの相対位置および相対速度は受信用データプロセッサ30を経由して軌道計算器31に取り込まれる。取り込まれたそれぞれ測定した相対距離および相対速度のデータは初めに相対位置のデータより相対位置ベクトル関係式37を解くことにより相対ベクトルが算出する。次にその相対位置ベクトルの結果を用いて測定した相対速度ベクトルの値を各座標ベクトル値に分解し、その座標ベクトル値を用いて相対速度ベクトル関係式41を解くことにより相対速度ベクトルを算出する。
ただし、相対位置ベクトル関係式37および相対速度ベクトル関係式41は座標極性の異なる2つの解が存在するため、一例として逐次過去の相対位置ベクトルの情報に基づき選択する値を判定する方法とか、初期情報としてコマンドにより設定する方法および広域測位衛星受信機からのデータを使用する方法等により判別を行う。
【0026】
実施の形態2.
図4はこの発明の実施の形態2を示すブロック図であり、図において1,2,25,28,29は実施の形態1と同様、42は実施の形態1の送信器23の機能に加え基準宇宙航行体1からの無線信号12をベースバンド信号に復調することができる送受信器、43は実施の形態1のアンテナ24の機能に加え基準宇宙航行体1からの無線信号12を受信するためのアンテナ、12は基準宇宙航行体1から送信される無線信号、44は実施の形態1のアンテナA26に加え追尾宇宙航行体2への無線信号25の送信を行うためのアンテナ、45は実施の形態1の受信器27の機能に加えベースバンド信号を無線信号に変調することができる送受信器、46は実施の形態1の受信用データプロセッサの機能に加え軌道計算器47からのデータを送信データに編集し送受信器45に配信することができる送受用データプロセッサ、47は実施の形態1の軌道計算器31の機能に加え、追尾宇宙航行体2に軌道決定値を送信するために送受用データプロセッサに軌道決定データを送信することができる軌道計算器、15は送受信器42で復調したベースバンドの中から基準宇宙航行体1からの軌道決定データを軌道制御装置22に配信するための受信用データプロセッサ、22は受信用データプロセッサ15から配信された軌道決定データに基づき追尾宇宙航行体2の軌道制御を行うための軌道制御装置である。
【0027】
次に動作について説明する。追尾宇宙航行体2からの無線信号25により基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2間の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルの決定を行う動作は実施の形態1と同様である。実施の形態2については実施の形態1に加え、軌道計算器47で決定を行った相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを送受用データプロセッサ46で送信データの編集を行い、送受信器45で無線信号12へ変調を行った後、アンテナ44を経由し追尾宇宙航行体2へ送信する。追尾宇宙航行体2では基準宇宙航行体1からの無線信号12を送受信器42で復調し受信用データプロセッサ15で軌道決定データを取り出し、軌道制御装置22に取り込み追尾宇宙航行体2の軌道制御を行う。
【0028】
実施の形態3.
図5はこの発明の実施の形態3を示すブロック図であり、図において1は基準宇宙航行体、2は追尾宇宙航行体、48は基準宇宙航行体に配置した送信器、49は送信器48からの無線を送信するためのアンテナ、12はアンテナ49から送信される無線信号、50は無線信号12を受信するためのアンテナA、51はアンテナ49から送信された無線信号がアンテナA50に到達するまでの時間と、アンテナ49から送信した無線信号12がアンテナA50で基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2の相対運動によりドップラーシフトした周波数を測定することにより基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度を測定することができ、かつ無線信号をベースバンド信号に復調することができる受信器A、52は追尾宇宙航行体2のアンテナA50と異なった位置に配置したアンテナB、53はアンテナ49から送信された無線信号がアンテナB52に到達するまでの時間と、アンテナ49から送信した無線信号12がアンテナB52で基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2の相対運動によりドップラーシフトした周波数を測定することにより基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度を測定することができ、かつ無線信号をベースバンド信号に復調することができる受信器B、54は受信器A51および受信器B53で測定した基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度のデータを軌道計算器55に配信するための受信用データプロセッサ、55は受信用データプロセッサ54からの受信器A51および受信器B53で測定した基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度より軌道決定を行うための軌道計算器、22は軌道計算器55で軌道決定したデータに基づき追尾宇宙航行体2の軌道制御を行うための軌道制御装置である。
【0029】
次に動作について説明する。実施の形態3における基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度の軌道決定までの動作は、実施の形態1の動作の基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2を入れ替えた動作である。軌道計算器55は軌道決定後に軌道決定データを軌道制御装置22へ送信し、軌道制御装置22はその軌道決定データに基づき軌道制御を行う。
【0030】
実施の形態4.
図6はこの発明の実施の形態4を示すブロック図であり、図において1,2,12,22,52,53は実施の形態3と同様、56は実施の形態3の受信器48の機能に加え追尾宇宙航行体2からの無線信号25をベースバンド信号に復調することができる送受信器、57は実施の形態3のアンテナ49の機能に加え追尾宇宙航行体2からの無線信号25を受信することができるアンテナ、25は追尾宇宙航行体2から基準宇宙航行体1へ送信される無線信号、58は実施の形態3のアンテナA50の機能に加え基準宇宙航行体1へ無線信号を送信できるアンテナ、59は実施の形態3の受信器A51の機能に加えベースバンド信号を無線信号へ変調することができる送受信器、60は実施の形態3の受信用データプロセッサ54の機能に加え軌道計算器61からのデータを送信データに編集し送受信器59に配信することができる送受用データプロセッサ、61は実施の形態3の軌道計算器55の機能に加え、基準宇宙航行体1に軌道決定値を送信するために送信用データプロセッサ60に軌道決定データを送信することができる軌道計算器である。
【0031】
次に動作について説明する。基準宇宙航行体1からの無線信号12により基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2間の相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルの決定を行う動作は実施の形態3と同様である。実施の形態4については実施の形態3に加え、軌道計算器61で決定を行った相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトル送受用データプロセッサ60で送信データの編集を行い、送受信器59で無線信号へ変調を行った後、アンテナ58を経由し基準宇宙航行体1へ送信する。基準宇宙航行体1では追尾宇宙航行体2からの無線信号25を送受信器56で受信する。
【0032】
実施の形態5.
図7はこの発明の実施の形態5を示すブロック図であり、図において1は基準宇宙航行体、2は追尾宇宙航行体、3−1,3−2,3−3,…3−nはn個の広域測位衛星、7および17は広域測位衛星用の受信アンテナ、8および18は広域測位衛星用からの無線信号から測位を行うための広域測位衛星受信器、62は追尾宇宙航行体2で受信した広域測位衛星3からの信号を基準宇宙航行体1に送信するためにデータ編集を行うための送信用データプロセッサ、63は実施の形態1の送信器23の機能に加え広域測位衛星データを無線信号に変調するための送信器、24,25,26,27は実施の形態1と同じ、64は受信器A27で復調したベースバンド信号から追尾宇宙航行体2で受信した広域測位衛星3からの信号を取り出し、軌道計算器65に配信することができる受信用データプロセッサ、65は基準宇宙航行体1の広域測位衛星受信機8または追尾宇宙航行体2の広域測位衛星受信機18が進行方向または進行方向と垂直な方向のいずれか1つの成分しか出力でできなくなったことを検知し、使用可能な一方のデータと受信器A27で測定した相対距離データおよび相対速度データより、実施の形態1の相対位置ベクトル関係式および相対速度ベクトル関係式を解くことにより相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを決定することができる軌道計算器である。
【0033】
次に動作について説明する。n個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3,…3−nからの信号を広域測位衛星用の受信アンテナ7と受信アンテナ17で受信された信号より広域測位受信機8および広域測位受信機18で基準宇宙航行体1および追尾宇宙航行体2の測位を行う。追尾宇宙航行体2では測位した軌道データを送信器63で無線変調し、無線信号により基準宇宙航行体1へ送信する。基準宇宙航行体1では受信器A27により追尾宇宙航行体2の広域測位衛星受信機18で測位した軌道データを取り出し、軌道計算器65へ取り込む。広域測位衛星受信機8で測位した軌道データは軌道計算器65へ取り込まれ、これとは別にアンテナ24から送信された無線信号25により、受信器A27で無線信号25により相対距離データおよび相対速度データを測定し、これら測定値を受信用データプロセッサ64を経由し軌道計算器65へ入力する。軌道計算器65では基準宇宙航行体1の広域測位衛星受信機8または追尾宇宙航行体2の広域測位衛星受信機18が進行方向または進行方向と垂直な方向のいずれか1つの成分しか出力できなくなったことを測位データより検知し、使用可能なデータと受信器A27で測定した相対位置データおよび相対速度データより実施の形態1の相対位置ベクトル関係式および相対速度ベクトル関係式を解くことにより相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを決定する。
【0034】
実施の形態6.
図8はこの発明の実施の形態6を示すブロック図であり、図において1,2,3−1,3−2,3−3,…3−n,7,8,17,18,25は実施の形態5と同様、12,43,44,45は実施の形態2と同様、59は実施の形態4と同様、68は軌道計算器65の機能に加え決定した軌道データを追尾宇宙航行体2へ送信するために送受用データプロセッサ67に送信することができる軌道計算器、67は受信用データプロセッサ64の機能に加え軌道計算器68からの軌道決定データを送信のためのデータ編集を行い送信器A45に送信することができる送受用データプロセッサ、66は基準宇宙航行体1から送信された軌道決定データを無線信号からベースバンド信号に復調されたデータから取り出し、軌道制御装置69へ配信することができる送受信用データプロセッサ、69は送受信用データプロセッサ66より配信された軌道決定データにより追尾宇宙航行体2の軌道制御を行うことができる軌道制御装置である。
【0035】
次に動作について説明する。基準宇宙航行体1および追尾宇宙航行体2の広域測位衛星受信機18および広域測位衛星受信機8からの軌道データと、無線信号25からの相対距離データおよび相対速度データを測定を使用した軌道決定については実施の形態5と同じである。
実施の形態6は実施の形態5に加え、軌道計算器68で決定を行った相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを送受用データプロセッサ67で送信データの編集を行い、送受信器45で無線信号12へ変調を行った後、アンテナ44を経由し追尾宇宙航行体2へ送信する。追尾宇宙航行体2では基準宇宙航行体1からの無線信号12を送受信器59で復調し送受信用データプロセッサ66で軌道決定データを取り出し、軌道制御装置69に配信し追尾宇宙航行体2の軌道制御を行う。
【0036】
実施の形態7.
図9は実施の形態7を示すブロック図であり、図において1,2,3−1,3−2,3−3,…3−n,7,8,17,18,25は実施の形態5と同様、22は実施の形態2と同様、12,48,49,50,51は実施の形態3と同様、70は広域測位衛星受信機8で測位した基準宇宙航行体1の測位データを追尾宇宙航行体2へ送信するためにデータ編集を行う送信用データプロセッサ、71は受信器51で復調したベースバンドから広域測位衛星受信機8が出力した軌道測位データを取り出し、軌道計算器72へ配信するための受信用データプロセッサ、72は広域測位衛星受信機8および広域測位衛星受信機18からの測位データと受信器51で測定した相対距離データおよび相対速度データより軌道決定を行い、決定した軌道データを軌道制御装置22へ配信する軌道計算器である。
【0037】
次に動作について説明する。軌道計算器72で軌道決定を行うまでの動作は実施の形態6の基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2を逆にした形態と同様である。実施の形態7では実施の形態6に加えて軌道計算器72で決定した軌道データを直に軌道制御装置22へ送信し追尾宇宙航行体の軌道制御を行う。
【0038】
実施の形態8.
図10は実施の形態8を示すブロック図であり、図において1,2,3−1,3−2,3−3,…3−n,7,8,12,17,18,22は実施の形態7と同様、25,56,57,58,59,60は実施の形態4と同様、67は実施の形態6と同様、73は実施の形態7の軌道計算器72の機能に加え決定した軌道データを基準宇宙航行体1に送信するために送受信用データプロセッサ60に軌道決定データを配信することができる軌道計算器。
【0039】
次に動作について説明する。軌道計算器73で軌道決定を行うまでの動作は実施の形態7と同じである。実施の形態8では実施の形態7の軌道計算器の動作に加えて軌道計算器73で決定した軌道データを基準宇宙航行体1に送信するために送受信用データプロセッサ60に軌道決定データの送信を行う。送受信器59では軌道計算器73からの軌道決定データを基準宇宙航行体1へ送信するためのデータ編集を行い、送受信器59からアンテナ58を経由して送信する。
【0040】
実施の形態9.
図11はこの発明の実施の形態9を示すブロック図であり、図において1,2,23,24,25,26,27,28,29,30は実施の形態1と同じ、74は基準宇宙航行体上の第3のアンテナC、75はアンテナ24から送信された無線信号がアンテナC74に到達するまでの時間と、アンテナ24から送信した無線信号25がアンテナC74で基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2の相対運動によりドップラーシフトした周波数を測定することにより基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度を測定することができ、かつ無線信号をベースバンド信号に復調することができる受信器C、76は受信器A27と受信器B29と受信器C75で測定した基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度を三次元で軌道決定を行うための軌道計算器である。
また、図12は、基準宇宙航行体1上の3点から測定した相対距離と相対位置ベクトルの関係を示しており、77はアンテナA26の三次元での座標位置(Xa,Ya,Za)、78はアンテナB28の三次元での座標位置(Xb,Yb,Zb)、79はアンテナC74の三次元での座標位置(Xc,Yc,Zc)、34はアンテナ24の三次元での座標位置、81はアンテナ24とアンテナA26間の相対距離La、82はアンテナ24とアンテナB28間の相対距離Lb、83はアンテナ24とアンテナC74間の相対距離Lc、84は測定した相対距離Laと相対距離Lbと相対距離Lcのこれの測定した相対距離アンテナ24の位置の関係を表した相対位置ベクトル関係式である。
また、図13では基準宇宙航行体1上の3点から測定した相対速度と相対速度ベクトルの関係を示しており、77,78,79,80は図12と同様、85はアンテナA26において測定した相対速度V1、86はアンテナB28において測定した相対速度V2、87はアンテナC74において測定した相対速度、88は相対速度ベクトルV、89は相対速度V1と相対速度V2と相対速度V3とこれらの測定した相対速度と相対速度ベクトルVの関係を表した相対速度ベクトル関係式である。
【0041】
次に動作について説明する。実施の形態9の動作については実施の形態1において基準宇宙航行体上の2点からの計測を3点に増やし、軌道計算器76の処理を三次元に拡張した動作である。
【0042】
実施の形態10.
図14は実施の形態10を示すブロック図であり、1,2,12,25,28,29,42,43,44,45は実施の形態2と同じ、74,75は実施の形態9と同じ、90は実施の形態9の受信用データプロセッサ30の機能に加えて軌道計算器91からの軌道決定データを追尾宇宙航行体2へ送信するためのデータ編集を行う送受信用データプロセッサ、91は実施の形態9の軌道計算器76の機能に加えて追尾宇宙航行体2への軌道決定データの送信を行うために送受信用データプロセッサへ軌道決定データを送信することができる軌道計算器、92は基準宇宙航行体1から送信された軌道決定データを取り出し軌道制御装置93へ配信する受信用データプロセッサ、93は基準宇宙航行体1から送信された軌道決定データにより追尾宇宙航行体2の軌道制御を行うための軌道制御装置である。
【0043】
次に動作について説明する。軌道計算器91での三次元の軌道決定にいたる動作は実施の形態9と同様である。軌道決定後の追尾宇宙航行体2への軌道決定データの伝送については実施の形態2と同様である。
【0044】
実施の形態11.
図15は実施の形態11を示すブロック図であり、1,2,12,48,49,50,51,52,53は実施の形態3と同じ、93は実施の形態10の軌道制御装置と同じ、94はアンテナ49からの無線信号12を受ける追尾宇宙航行体2上に配置した第3の測定点のアンテナ、95はアンテナ49から送信された無線信号12がアンテナC94に到達するまでの時間と、アンテナ49から送信した無線信号12がアンテナC94で基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2の相対運動によりドップラーシフトした周波数を測定することにより基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2との相対距離および相対速度を測定することができ、かつ無線信号をベースバンド信号に復調することができる受信器C、96は受信器A51と受信器B53と受信器C95でそれぞれ測定した相対距離および相対速度を軌道計算器97へ配信するための受信用データプロセッサである。
【0045】
次に動作について説明する。軌道計算器97での三次元の軌道決定にいたる動作は実施の形態9と同様である。軌道決定後の追尾宇宙航行体2への軌道決定データの伝送については実施の形態3と同様である。
【0046】
実施の形態12.
図16は実施の形態12を示すブロック図であり、1,2,12,25,52,53,56,57,58,59は実施の形態4と同じ、93,94,95は実施の形態11と同じ、98は実施の形態11の送受信用データプロセッサ96の機能に加えて軌道計算器99からの軌道決定データを基準宇宙航行体1へ送信するためのデータ編集を行う送受信用データプロセッサ、99は実施の形態11の軌道計算器97の機能に加えて基準宇宙航行体1への軌道決定データの送信を行うために送受信用データプロセッサ98へ軌道決定データを送信することができる軌道計算器である。
【0047】
次に動作について説明する。軌道計算器99での三次元の軌道決定にいたる動作は実施の形態11と同様である。軌道決定後の基準宇宙航行体1への軌道決定データの伝送については実施の形態4と同様である。
【0048】
実施の形態13.
図17は実施の形態13を示すブロック図であり、1,2,3−1,3−2,3−3,…3−n,7,8,17,18,24,25,26,27,62,63は実施の形態5と同じ、28,29は実施の形態1と同じ、100は実施の形態5の受信用データプロセッサ64の機能に加えて受信器B29で測定した相対距離データおよび相対速度データを軌道計算器101へ配信することができる受信用データプロセッサ、101は実施の形態5の軌道計算器65の機能に加え受信器B29で測定した相対距離データおよび相対速度データより、実施の形態9の相対位置ベクトル関係式および相対速度ベクトル関係式を解くことにより三次元の相対位置ベクトルおよび三次元の相対速度ベクトルを決定することができる軌道計算器である。
【0049】
次に動作について説明する。n個の広域測位衛星3−1,3−2,3−3,…3−nからの信号を広域測位衛星用の受信アンテナ7と受信アンテナ17で受信された信号より広域測位受信機8および広域測位受信機18で基準宇宙航行体1および追尾宇宙航行体2の測位を行う。追尾宇宙航行体2では測位した軌道データを送信器63で無線変調し、無線信号25により基準宇宙航行体1へ送信する。基準宇宙航行体1では受信器A27により追尾宇宙航行体2の広域測位衛星受信機18で測位した軌道データを取り出し、軌道計算器101へ取り込む。広域測位衛星受信機8で測位した軌道データは軌道計算器101へ取り込まれる。これとは別にアンテナ24から送信された無線信号25により、実施の形態1の受信器A27および受信器B29でそれぞれ無線信号25により相対距離データおよび相対速度データを測定し、これら測定値を受信用データプロセッサ100を経由し軌道計算器101へ入力する。軌道計算器101では基準宇宙航行体1の広域測位衛星受信機8または追尾宇宙航行体2の広域測位衛星受信機18が進行方向または進行方向と垂直な方向のいずれか1つの成分しか出力できなくなったことを測位データより検知し、使用可能なデータと受信器A27および受信器B29で測定した2つの相対位置データおよび相対速度データより実施の形態1の相対位置ベクトル関係式および相対速度ベクトル関係式を解くことにより相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを決定する。
【0050】
実施の形態14.
図18は実施の形態14を示すブロック図であり、1,2,3−1,3−2,3−3,…3−n,7,8,17,18,25,28,29は実施の形態13と同じ、12,43,44,45,59は実施の形態6と同じ、93は実施の形態10と同じ、102は実施の形態13の受信用データプロセッサ100の機能に加えて軌道計算器101からの軌道決定データを追尾宇宙航行体2へ送信するためのデータ編集を行う送受信用データプロセッサ、103は実施の形態9の軌道計算器101の機能に加えて追尾宇宙航行体2への軌道決定データの送信を行うために送受信用データプロセッサ102へ軌道決定データを送信することができる軌道計算器、104は基準宇宙航行体1から送信された軌道決定データを取り出し軌道制御装置93へ配信する送受信用データプロセッサである。
【0051】
次に動作について説明する。軌道計算器103で三次元の軌道決定にいたる動作は実施の形態13と同様である。軌道決定後の追尾宇宙航行体2への軌道決定データの伝送については実施の形態10と同様である。
【0052】
実施の形態15.
図19は実施の形態15を示すブロック図であり、図において1,2,3−1,3−2,3−3,…3−n,7,8,12,17,18,22,48,49,50,51,52,53,70は実施の形態7と同じ、52,53,54は実施の形態3と同じ、105は実施の形態7の軌道計算器72の機能に加え三次元での軌道決定を行うための軌道計算器である。
【0053】
次に動作について説明する。軌道計算器105で軌道決定を行うまでの動作は実施の形態13の基準宇宙航行体1と追尾宇宙航行体2を逆にした形態と同様である。実施の形態15では実施の形態13に加えて軌道計算器105で決定した軌道データを直に軌道制御装置22へ送信し追尾宇宙航行体2の軌道制御を行う。
【0054】
実施の形態16.
図20は実施の形態16を示すブロック図であり、図において1,2,3−1,3−2,3−3,…3−n,7,8,12,17,18,22,52,53は実施の形態15と同じ、25,56,57,58,59は実施の形態8と同じ、108は実施の形態15の軌道計算器105の機能に加え基準宇宙航行体1へ軌道決定データを送信するための送受信用データプロセッサ107に軌道決定データを送信することができる軌道計算器、107は実施の形態15の受信用データプロセッサ54の機能に加え軌道計算器108からの三次元の軌道決定データを基準宇宙航行体1へ送信するためのデータ編集を行うことができる送受信用データプロセッサ、106は実施の形態15の送信用データプロセッサ70の機能に加えて追尾宇宙航行体2から送信された三次元の軌道決定データを送受信器38で復調したベースバンド信号から取り出すことができる送受信用データプロセッサである。
【0055】
次に動作について説明する。軌道計算器108で軌道決定を行うまでの動作は実施の形態15と同じである。実施の形態16では実施の形態15の軌道計算器の動作に加えて軌道計算器108で決定した軌道データを基準宇宙航行体1に送信するために送受信用データプロセッサ107に軌道決定データの送信を行う。送受信データプロセッサ107では軌道計算器108からの軌道決定データを基準宇宙航行体1へ送信するためのデータ編集を行い、送受信器59からアンテナ58を経由して送信する。
【0056】
実施の形態17.
図21は発明の実施の形態17を示すブロック図であり、図において1,2,23,24,25,26,27,28,29,30は実施の形態1と同じ、109はアンテナA26と異なるアンテナ視野を持つアンテナa、110はアンテナA26とアンテナa109を切替えるためのスイッチA、111はアンテナB28と異なるアンテナ視野を持つアンテナb、112はアンテナB28とアンテナb111を切替えるためのスイッチB、113は実施の形態1の軌道計算器31の機能に加え受信器A27と受信器B29の無線信号のロックステータスとスイッチA110とスイッチB112の切替ポジション検知し、受信器A27および受信器B29で測定した相対距離データおよび相対速度データから相対距離ベクトルと相対速度ベクトルの座標極性を判断することができる軌道計算器である。
【0057】
動作としては実施の形態1と同様であるが、軌道計算器113は実施の形態1の軌道計算器31に加え、図2の式と解として出てくるプラス、マイナスの座標極性をスイッチA110およびスイッチB112の選択状態と受信器A27および受信器B29の無線信号ロックステータスにより自動的に使用しているアンテナを判定し、使用しているアンテナ情報に基づき軌道計算器113で相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルの座標極性を自動的に処理する。
【0058】
【発明の効果】
第1の発明によれば宇宙航行体の相対航行において必要となる相対位置ベクトルと相対速度ベクトルを広域測位衛星受信機を使用せずに求めることができ、広域測位衛星との通信の視野性を考慮した運用計画を立てる必要が無くなるため、運用計画を立てる上で柔軟性が高まり、特に複雑で大型の形状をしている宇宙航行体に対する相対航行が容易になる効果がある。
【0059】
また、第2の発明によれば、第1の発明の効果に加え、相対航行する追尾宇宙航行体へ軌道決定を行った相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルのデータを送信するため追尾宇宙航行体で軌道決定を行わなくてもよくなるという効果がある。
【0060】
また、第3の発明によれば、第1の発明の効果に加え基準宇宙航行体に相対航行する追尾宇宙航行体へ基準宇宙航行体から軌道決定を行った相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルのデータを送信しなくてよくなるという効果がある。
【0061】
また、第4の発明によれば、第1の発明および第3の発明に加え相対航行する基準宇宙航行体へ軌道決定を行った相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルのデータを送信するため基準宇宙航行体で軌道決定を行わなくてもよくなるという効果がある。
【0062】
また、第5の発明によれば、従来の広域測位衛星受信機および従来の軌道計算器が故障した場合に基準宇宙航行体で軌道決定ができるという効果がある。
【0063】
また、第6の発明によれば、第1の発明および第5の発明に加え追尾宇宙航行体で軌道決定を行わなくてもよくなるという効果がある。
【0064】
また、第7の発明によれば、従来の広域測位衛星受信機および従来の軌道計算器が故障した場合に追尾宇宙航行体で軌道決定ができるという効果がある。
【0065】
また、第8の発明によれば、第7の発明に加え基準宇宙航行体で軌道決定を行わなくてもよくなるという効果がある。
【0066】
また、第9の発明によれば、第1の発明の効果に加え、基準宇宙航行体で同一の軌道面内にない追尾宇宙航行体の軌道決定ができるという効果がある。
【0067】
また、第10の発明によれば、第9の発明の効果に加え、追尾宇宙航行体で同一の軌道面内にない基準宇宙航行体の軌道決定を行わなくてもよいという効果がある。
【0068】
また、第11の発明によれば、第1の発明の効果に加え、追尾宇宙航行体で同一の軌道面内にない基準宇宙航行体の軌道決定ができるという効果がある。
【0069】
また、第12の発明によれば、第11の発明の効果に加え、基準宇宙航行体で同一の軌道面内にない追尾宇宙航行体の軌道決定を行わなくてもよいという効果がある。
【0070】
また、第13の発明によれば、第5の発明に加え基準宇宙航行体で同一の軌道面内にない追尾宇宙航行体の軌道決定ができるという効果がある。
【0071】
また、第14の発明によれば、第6の発明および第13の発明に加え追尾宇宙航行体で軌道決定を行わなくてもよいという効果がある。
【0072】
また、第15の発明によれば、第7の発明に加え追尾宇宙航行体で同一の軌道面内にない追尾宇宙航行体の軌道決定ができるという効果がある。
【0073】
また、第16の発明によれば、第1の発明および第7の発明および第15の発明に加え基準宇宙航行体で軌道決定を行わなくてもよいという効果がある。
【0074】
また、第17の発明によれば、第1の発明から第15の発明の効果に加え、基準宇宙航行体で相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを決定するにあたり、過去の軌道位置に関する情報が不要になるという効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図1】 この発明による軌道決定装置の実施の形態1を示す図である。
【図2】 この発明による相対距離と相対位置ベクトルの関係を説明するための図である。
【図3】 この発明による相対位置ベクトル、相対速度と相対速度ベクトルを説明するための図である。
【図4】 この発明による軌道決定装置の実施の形態2を示す図である。
【図5】 この発明による軌道決定装置の実施の形態3を示す図である。
【図6】 この発明による軌道決定装置の実施の形態4を示す図である。
【図7】 この発明による軌道決定装置の実施の形態5を示す図である。
【図8】 この発明による軌道決定装置の実施の形態6を示す図である。
【図9】 この発明による軌道決定装置の実施の形態7を示す図である。
【図10】 この発明による軌道決定装置の実施の形態8を示す図である。
【図11】 この発明による軌道決定装置の実施の形態9を示す図である。
【図12】 この発明による相対距離と相対位置ベクトルの関係を説明するための図である。
【図13】 この発明による相対位置ベクトル、相対速度と相対速度ベクトルを説明するための図である。
【図14】 この発明による軌道決定装置の実施の形態10を示す図である。
【図15】 この発明による軌道決定装置の実施の形態11を示す図である。
【図16】 この発明による軌道決定装置の実施の形態12を示す図である。
【図17】 この発明による軌道決定装置の実施の形態13を示す図である。
【図18】 この発明による軌道決定装置の実施の形態14を示す図である。
【図19】 この発明による軌道決定装置の実施の形態15を示す図である。
【図20】 この発明による軌道決定装置の実施の形態16を示す図である。
【図21】 この発明による軌道決定装置の実施の形態17を示す図である。
【図22】 従来の軌道決定装置を示す図である。
【符号の説明】
1 基準宇宙航行体、2 追尾宇宙航行体、3 広域測位衛星、4 構造体、5 太陽電池パドル、6 無線信号、7 アンテナ、8 広域測位衛星受信機、9 送信用データプロセッサ、10 送信器、11 アンテナ、12 無線信号、13 アンテナ、14 受信器、15 受信用データプロセッサ、16 無線信号、17 アンテナ、18 広域測位衛星受信機、19 構造体、20 太陽電池パドル、21 軌道計算器、22 軌道制御装置、23 送信器、24 アンテナ、25 無線信号、26 アンテナA、27 受信器A、28 アンテナB、29 受信器B、30 受信用データプロセッサ、42 受信器、43 アンテナ、44 アンテナ、45 送受信器、46 送信用データプロセッサ、47 軌道計算器、48 送信器、49 アンテナ、50 アンテナA、51 受信器A、52 アンテナB、53 受信器B、54 受信用データプロセッサ、55 軌道計算器、56 送受信器、57 アンテナ、58 アンテナB、59送受信器、60 送信用データプロセッサ、61 軌道計算器、62 送信用データプロセッサ、63 送信器、64 受信用データプロセッサ、65 軌道計算器、66 送受信データプロセッサ、67 送受信データプロセッサ、68軌道計算器、69 軌道制御装置、70 送信用データプロセッサ、71 受信用データプロセッサ、72 軌道計算器、73 軌道計算器、74 アンテナC、75 受信器C、76 軌道計算器、90 受信用データプロセッサ、91軌道計算器、92 受信用データプロセッサ、93 軌道制御装置、94 アンテナC、95 受信器C、96 受信用データプロセッサ、97 軌道計算器、98 受信用データプロセッサ、99 軌道計算器、100 受信用データプロセッサ、101 軌道計算器、102 送受信用データプロセッサ、103 軌道計算器、104 送受信用データプロセッサ、105 軌道計算器、106送受信用データプロセッサ、107 送受信用データプロセッサ、108 軌道計算器、109 アンテナa、110 スイッチA、111 アンテナb、112 スイッチB、113 軌道計算器。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to an apparatus for determining the relative orbits of so-called spacecrafts such as artificial satellites and spacecraft, which are necessary when the spacecrafts perform relative flight.
[0002]
[Prior art]
FIG. 22 is a diagram showing a conventional orbit determination device. In FIG. 22,
[0003]
Next, the operation will be described. The
The
Apart from this, radio signals from the wide-range positioning satellites 3-1, 3-2, 3-3,. The wide-range
In the
[0004]
As described above, in the relative navigation of the conventional reference spacecraft and the tracking spacecraft, orbit determination is performed based on the position and velocity data measured by both of the wide-range positioning satellite receivers.
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
Conventional orbital calculators always require the position and velocity data of the reference spacecraft and tracking spacecraft from the wide-range positioning satellite receiver, but the radio signals from the wide-range positioning satellite are used as reference spacecraft or tracking space. If it is shielded by the structure of the navigation vehicle or solar battery paddle, positioning cannot be performed, and as a result, the relative position and relative speed between the reference spacecraft and the tracking spacecraft will not be known, and both spacecraft will collide. There was a problem that the risk of being increased.
[0006]
The present invention has been made to solve the above-described problems, and when a predetermined signal is not received by the wide-range positioning satellite receiver of the reference spacecraft or the tracking spacecraft, or when the wide-range positioning satellite receiver is The present invention provides a trajectory determination device that can perform trajectory determination even when a failure occurs.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
An orbit determination apparatus according to a first aspect of the present invention receives a radio signal from a tracking spacecraft flying in the same orbital plane as a reference spacecraft at two points on the reference spacecraft, and uses the received radio signal as a reference space. The reference spacecraft is provided with means to measure the relative distance and relative velocity between the navigation vehicle and the tracking spacecraft and calculate the relative position vector and relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity. is there.
[0008]
The orbit determination apparatus according to the second aspect of the invention receives a radio signal from a tracking spacecraft flying in the same orbital plane as the reference spacecraft at two points on the reference spacecraft, and from the received radio signal Measure the relative distance and relative velocity of the reference spacecraft and the tracking spacecraft, calculate the relative position vector and relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity, and send these data to the tracking spacecraft The means for carrying out is provided in the reference spacecraft.
[0009]
The orbit determination apparatus according to the third invention receives a radio signal from a reference spacecraft that flies on the same orbital plane as the tracking spacecraft at two points arranged on the tracking spacecraft, and the received wireless signal. Measure the relative distance and relative velocity of the reference spacecraft and the tracking spacecraft, and provide the tracking spacecraft with means to calculate the relative position vector and relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity. It is a thing.
[0010]
According to a fourth aspect of the present invention, a trajectory determination device receives a radio signal from a reference spacecraft flying on the same orbital plane as a tracking spacecraft at two points on the tracking spacecraft, and from the received radio signal. Measure the relative distance and relative velocity of the reference spacecraft and the tracking spacecraft, calculate the relative position vector and relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity, and send these data to the reference spacecraft The tracking spacecraft is provided with means to do this.
[0011]
In addition, the orbit determination apparatus according to the fifth aspect of the invention outputs only the component in either the direction of travel or the direction perpendicular to the wide-range positioning satellite receiver of the reference spacecraft and the tracking spacecraft flying in the same orbital plane. When it becomes impossible, a radio signal from the tracking spacecraft is received at one point on the reference spacecraft, and the relative distance and relative speed between the reference spacecraft and the tracking spacecraft are measured from the received wireless signal. The reference spacecraft is provided with means for calculating the relative position vector and the relative velocity vector from the measured value and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver.
[0012]
In addition, the orbit determination apparatus according to the sixth aspect of the invention outputs only the component in the direction of travel or the direction perpendicular to the wide-range positioning satellite receiver of the reference spacecraft and the tracking spacecraft flying in the same orbital plane due to a failure. When it becomes impossible, a radio signal from the tracking spacecraft is received at one point on the reference spacecraft, and the relative distance and relative speed between the reference spacecraft and the tracking spacecraft are measured from the received wireless signal. The reference space navigation is a means for calculating the relative position vector and the relative velocity vector from the measured values and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver and transmitting these data to the tracking spacecraft. It is intended to be provided on the body.
[0013]
In addition, the orbit determination apparatus according to the seventh aspect of the invention outputs only the component in either the direction of travel or the direction perpendicular to the wide-range positioning satellite receiver of the reference spacecraft and the tracking spacecraft flying in the same orbital plane. When it becomes impossible, a radio signal from the reference spacecraft is received at one point on the tracking spacecraft, and the relative distance and relative velocity between the reference spacecraft and the tracking spacecraft are measured from the received radio signal. The tracking spacecraft is provided with means for calculating a relative position vector and a relative velocity vector from the measured values and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver.
[0014]
In addition, the orbit determination apparatus according to the eighth aspect of the invention outputs only the component in either the direction of travel or the direction perpendicular thereto due to a failure of the reference positioning vehicle and the tracking spacecraft of the tracking spacecraft that fly in the same orbital plane. When it becomes impossible, a radio signal from the reference spacecraft is received at one point on the tracking spacecraft, and the relative distance and relative velocity between the reference spacecraft and the tracking spacecraft are measured from the received radio signal. The tracking spacecraft is provided with means for calculating the relative position vector and the relative velocity vector from the measured values and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver and transmitting these data to the reference spacecraft. It is what I did.
[0015]
The orbit determination apparatus according to the ninth aspect of the invention receives a radio signal from the tracking spacecraft at three points on the reference spacecraft, and based on the received wireless signal, relative to the reference spacecraft and the tracking spacecraft. Means for measuring the distance and relative velocity and calculating a three-dimensional relative position vector and relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity are provided in the reference spacecraft.
[0016]
The orbit determination apparatus according to the tenth invention receives radio signals from the tracking spacecraft at three points on the reference spacecraft, and based on the received radio signals, the relative space between the reference spacecraft and the tracking spacecraft. Measure distance and relative velocity, calculate 3D relative position vector and relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity, and provide the reference spacecraft with means to send these data to the tracking spacecraft It is what I did.
[0017]
The orbit determination apparatus according to the eleventh aspect of the invention receives a radio signal from the reference spacecraft at three points on the tracking spacecraft, and based on the received radio signal, relative to the reference spacecraft and the tracking spacecraft. The tracking spacecraft is provided with means for measuring the distance and relative velocity and calculating a three-dimensional relative position vector and relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity.
[0018]
The orbit determination device according to the twelfth aspect of the invention receives a radio signal from the reference spacecraft at three points on the reference spacecraft, and based on the received radio signal, relative to the reference spacecraft and the tracking spacecraft. Measure distance and relative velocity, calculate 3D relative position vector and relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity, and provide the reference spacecraft with means to send these data to the tracking spacecraft It is what I did.
[0019]
In addition, the orbit determination apparatus according to the thirteenth invention can output only one or more components of the three-dimensional coordinate data due to a failure of the wide-range positioning satellite receiver of the reference spacecraft that makes relative flight with the tracking spacecraft. In this case, radio signals from the tracking spacecraft are received at two points on the reference spacecraft, and the relative distance and relative speed between the reference spacecraft and the tracking spacecraft are measured by the received wireless signals, Means for calculating a three-dimensional relative position vector and a relative velocity vector from the measured value and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver are provided in the reference spacecraft.
[0020]
The orbit determination apparatus according to the fourteenth aspect of the invention can output only one or more components of three-dimensional coordinate data due to a failure of a wide-range positioning satellite receiver of a reference spacecraft that makes a relative flight with a tracking spacecraft. If there is no radio wave, the radio signals from the tracking spacecraft are received at two points on the reference spacecraft, and the relative distance and relative speed between the reference spacecraft and the tracking spacecraft are measured using the received radio signals. The reference spacecraft is a means of calculating the three-dimensional relative position vector and relative velocity vector from the measured values and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver and transmitting these values to the tracking spacecraft. It is intended to be provided.
[0021]
The orbit determination apparatus according to the fifteenth aspect of the invention can output only one or more components of the three-dimensional coordinate data due to a failure of the tracking satellite receiver of the tracking spacecraft that makes a relative flight with the reference spacecraft. If there is no radio wave, the radio signal from the reference spacecraft is received at two points on the tracking spacecraft, and the relative distance and relative velocity between the reference spacecraft and the tracking spacecraft are measured using the received radio signals. The tracking spacecraft is provided with means for calculating a three-dimensional relative position vector and a relative velocity vector from the measured values and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver.
[0022]
According to a sixteenth aspect of the present invention, there is provided a trajectory determination apparatus that includes a conventional space-positioning satellite receiver of a tracking spacecraft that makes a relative flight with a reference spacecraft, and that has only one or more components of three-dimensional coordinate data due to failure. When it becomes impossible to output, the radio signal from the reference spacecraft is received at two points on the tracking spacecraft, and the relative distance and relative speed between the reference spacecraft and the tracking spacecraft are determined by the received radio signals. A means is provided for measuring, calculating the three-dimensional relative position vector and relative velocity vector data from the measured values and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver, and transmitting these data to the reference spacecraft. It was something like that.
[0023]
The orbit determination apparatus according to the seventeenth aspect of the invention is a method for calculating a relative position vector and a relative velocity vector from a relative position and a relative velocity measured using wireless communication between a reference spacecraft and a tracking spacecraft. The coordinate polarity data necessary for the determination is determined from the direction of the antenna received by the reference spacecraft and the tracking spacecraft, and a means for determining the coordinate polarity based on the information of the antenna is receiving any radio signal. The reference spacecraft or the tracking spacecraft is provided.
[0024]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
1 is a block
FIG. 2 shows the relationship between the relative distance measured from two points on the
3 shows the relationship between the relative velocity measured from two points on the
[0025]
Next, the operation will be described. With respect to the tracking
However, since there are two solutions with different coordinate polarities in the relative position vector
[0026]
FIG. 4 is a block diagram showing the second embodiment of the present invention. In the figure, 1, 2, 25, 28 and 29 are the same as in the first embodiment, and 42 is the function of the
[0027]
Next, the operation will be described. The operation of determining the relative position vector and the relative velocity vector between the
[0028]
FIG. 5 is a block
[0029]
Next, the operation will be described. The operations up to orbit determination of the relative distance and relative speed between the
[0030]
Embodiment 4 FIG.
FIG. 6 is a block diagram showing the fourth embodiment of the present invention. In the figure, 1, 2, 12, 22, 52 and 53 are the same as in the third embodiment, and 56 is the function of the
[0031]
Next, the operation will be described. The operation of determining the relative position vector and the relative velocity vector between the
[0032]
Embodiment 5. FIG.
FIG. 7 is a block diagram showing Embodiment 5 of the present invention, in which 1 is a reference spacecraft, 2 is a tracking spacecraft, 3-1, 3-2, 3-3,. n wide positioning satellites, 7 and 17 are receiving antennas for wide positioning satellites, 8 and 18 are wide positioning satellite receivers for positioning from radio signals from the wide positioning satellite, and 62 is a tracking
[0033]
Next, the operation will be described. Signals from n wide-range positioning satellites 3-1, 3-2, 3-3,..., 3-n are received by the wide-
[0034]
Embodiment 6 FIG.
FIG. 8 is a block diagram showing Embodiment 6 of the present invention. In the figure, 1, 2, 3-1, 3-2, 3-3,... 3-n, 7, 8, 17, 18, 25 As in the fifth embodiment, 12, 43, 44 and 45 are the same as in the second embodiment, 59 is the same as in the fourth embodiment, 68 is the function of the
[0035]
Next, the operation will be described. Orbit determination using measurements of the orbital data from the wide-range
In the sixth embodiment, in addition to the fifth embodiment, the transmission /
[0036]
FIG. 9 is a block diagram showing the seventh embodiment, and in the figure, 1, 2, 3-1, 3-2, 3-3,..., 3-n, 7, 8, 17, 18, 25 are the embodiments. Similar to 5, 22 is the same as in the second embodiment, 12, 48, 49, 50, 51 are the same as in the third embodiment, and 70 is the positioning data of the
[0037]
Next, the operation will be described. The operation until the trajectory determination is performed by the
[0038]
FIG. 10 is a block diagram showing the eighth embodiment, in which 1, 2, 3-1, 3-2, 3-3,..., 3-n, 7, 8, 12, 17, 18, and 22 are implemented. As in the seventh embodiment, 25, 56, 57, 58, 59 and 60 are the same as in the fourth embodiment, 67 is the same as in the sixth embodiment, and 73 is determined in addition to the function of the
[0039]
Next, the operation will be described. The operations until the
[0040]
FIG. 11 is a block diagram showing the ninth embodiment of the present invention. In the figure, 1, 2, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30 are the same as in the first embodiment, and 74 is a reference universe. The third antennas C and 75 on the navigation vehicle are the time until the radio signal transmitted from the
FIG. 12 shows the relationship between the relative distance measured from three points on the
FIG. 13 shows the relationship between the relative velocity measured from three points on the
[0041]
Next, the operation will be described. The operation of the ninth embodiment is an operation in which the measurement from two points on the reference spacecraft in the first embodiment is increased to three points, and the process of the
[0042]
FIG. 14 is a block diagram showing the tenth embodiment. 1, 2, 12, 25, 28, 29, 42, 43, 44 and 45 are the same as those in the second embodiment, and 74 and 75 are the same as those in the ninth embodiment. 90 is a data processor for transmission / reception that performs data editing for transmitting orbit determination data from the
[0043]
Next, the operation will be described. The operation to determine the three-dimensional trajectory in the
[0044]
FIG. 15 is a block diagram showing the eleventh embodiment. 1, 2, 12, 48, 49, 50, 51, 52, 53 are the same as those in the third embodiment, and 93 is the trajectory control apparatus in the tenth embodiment. The same 94 is the antenna of the third measurement point arranged on the tracking
[0045]
Next, the operation will be described. The operation to determine the three-dimensional trajectory in the
[0046]
FIG. 16 is a block diagram showing the twelfth embodiment. 1, 2, 12, 25, 52, 53, 56, 57, 58, 59 are the same as those in the fourth embodiment, and 93, 94, 95 are the embodiments. 11 is a transmission / reception data processor for editing data for transmitting orbit determination data from the
[0047]
Next, the operation will be described. The operation to determine the three-dimensional trajectory in the
[0048]
FIG. 17 is a block diagram showing the thirteenth embodiment. 1,2,3-1,3-2,3-3,..., 3-n, 7,8,17,18,24,25,26,27 , 62, 63 are the same as in the fifth embodiment, 28, 29 are the same as in the first embodiment, 100 is the relative distance data measured by the receiver B29 in addition to the function of the
[0049]
Next, the operation will be described. Signals from n wide-range positioning satellites 3-1, 3-2, 3-3,... 3-n are received by the wide-
[0050]
18 is a block diagram showing the fourteenth embodiment, and 1, 2, 3-1, 3-2, 3-3,..., 3-n, 7, 8, 17, 18, 25, 28, and 29 are implemented. 12, 43, 44, 45 and 59 are the same as in the sixth embodiment, 93 is the same as in the tenth embodiment, and 102 is a trajectory in addition to the function of the receiving
[0051]
Next, the operation will be described. The operation to determine the three-dimensional trajectory by the
[0052]
FIG. 19 is a block diagram showing the fifteenth embodiment. In the figure, 1,2,3-1,3-2,3-3,..., 3-n, 7,8,12,17,18,22,48 , 49, 50, 51, 52, 53, 70 are the same as in the seventh embodiment, 52, 53, 54 are the same as in the third embodiment, and 105 is a three-dimensional function in addition to the function of the
[0053]
Next, the operation will be described. The operation until the trajectory determination is performed by the
[0054]
Embodiment 16 FIG.
FIG. 20 is a block diagram showing the sixteenth embodiment. In the figure, 1,2,3-1, 3-2,3-3,..., 3-n, 7,8,12,17,18,22,52 , 53 are the same as those in the fifteenth embodiment, 25, 56, 57, 58, 59 are the same as those in the eighth embodiment, and 108 is the orbit determination to the
[0055]
Next, the operation will be described. The operation until the
[0056]
FIG. 21 is a block diagram showing a seventeenth embodiment of the present invention. In the figure, 1, 2, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30 are the same as in the first embodiment, and 109 is an antenna A26. Antennas a and 110 having different antenna fields of view are switches A and 111 for switching between the antennas A26 and a109, antennas b and 112 are antennas having different field of fields from the antenna B28, and switches 112 and 112 are switches B and 113 for switching between the antennas B28 and b111. In addition to the function of the
[0057]
Although the operation is the same as that of the first embodiment, the
[0058]
【The invention's effect】
According to the first invention, the relative position vector and the relative velocity vector required in the relative navigation of the spacecraft can be obtained without using the wide-range positioning satellite receiver, and the visibility of communication with the wide-range positioning satellite can be improved. Since there is no need to make an operation plan that takes into consideration, there is an effect that flexibility is increased in making an operation plan, and relative navigation with respect to a spacecraft having a particularly complicated and large shape is facilitated.
[0059]
Further, according to the second invention, in addition to the effect of the first invention, the tracking spacecraft is used to transmit the data of the relative position vector and the relative velocity vector for which the trajectory is determined to the tracking spacecraft performing relative navigation. There is an effect that it is not necessary to perform orbit determination.
[0060]
According to the third invention, in addition to the effects of the first invention, data on the relative position vector and the relative velocity vector obtained by performing trajectory determination from the reference spacecraft to the tracking spacecraft relative to the reference spacecraft. There is an effect that it becomes unnecessary to transmit.
[0061]
Further, according to the fourth invention, in addition to the first invention and the third invention, the reference space navigation for transmitting the data of the relative position vector and the relative velocity vector for which the orbit determination has been made to the reference space navigation object for relative navigation. There is an effect that it is not necessary to determine the trajectory with the body.
[0062]
Further, according to the fifth invention, there is an effect that the orbit determination can be performed by the reference spacecraft when the conventional wide-range positioning satellite receiver and the conventional orbit calculator fail.
[0063]
According to the sixth invention, in addition to the first invention and the fifth invention, there is an effect that it is not necessary to perform orbit determination with the tracking spacecraft.
[0064]
Further, according to the seventh aspect, there is an effect that the tracking spacecraft can determine the orbit when the conventional wide-range positioning satellite receiver and the conventional orbit calculator fail.
[0065]
Further, according to the eighth invention, in addition to the seventh invention, there is an effect that it is not necessary to perform orbit determination with the reference spacecraft.
[0066]
Further, according to the ninth invention, in addition to the effect of the first invention, there is an effect that the trajectory of the tracking spacecraft that is not in the same orbital plane as the reference spacecraft can be determined.
[0067]
According to the tenth invention, in addition to the effect of the ninth invention, there is an effect that it is not necessary to determine the trajectory of the reference spacecraft that is not in the same orbital plane as the tracking spacecraft.
[0068]
Further, according to the eleventh invention, in addition to the effect of the first invention, there is an effect that the tracking spacecraft can determine the trajectory of the reference spacecraft that is not in the same orbital plane.
[0069]
Further, according to the twelfth invention, in addition to the effect of the eleventh invention, there is an effect that it is not necessary to determine the trajectory of the tracking spacecraft that is not in the same orbital plane as the reference spacecraft.
[0070]
According to the thirteenth invention, in addition to the fifth invention, there is an effect that it is possible to determine the trajectory of the tracking spacecraft that is not in the same orbital plane as the reference spacecraft.
[0071]
Further, according to the fourteenth invention, in addition to the sixth and thirteenth inventions, there is an effect that it is not necessary to perform orbit determination with the tracking spacecraft.
[0072]
According to the fifteenth aspect of the invention, in addition to the seventh aspect of the invention, there is an effect that the tracking spacecraft that is not in the same orbital plane can be determined.
[0073]
According to the sixteenth invention, in addition to the first invention, the seventh invention, and the fifteenth invention, there is an effect that the orbit determination need not be performed by the reference spacecraft.
[0074]
Further, according to the seventeenth invention, in addition to the effects of the first to fifteenth inventions, in determining the relative position vector and the relative velocity vector with the reference spacecraft, information on the past orbital position is unnecessary. There is an effect of becoming.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a diagram showing a first embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 2 is a diagram for explaining a relationship between a relative distance and a relative position vector according to the present invention.
FIG. 3 is a diagram for explaining a relative position vector, a relative velocity and a relative velocity vector according to the present invention.
FIG. 4 is a diagram showing a second embodiment of the trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 5 is a diagram showing a third embodiment of the trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 6 is a diagram showing a fourth embodiment of the trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 7 is a diagram showing a fifth embodiment of the trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 8 is a diagram showing a sixth embodiment of the trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 9 is a diagram showing a seventh embodiment of the trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 10 is a diagram showing an eighth embodiment of the trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 11 is a diagram showing a ninth embodiment of the trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 12 is a diagram for explaining a relationship between a relative distance and a relative position vector according to the present invention.
FIG. 13 is a diagram for explaining a relative position vector, a relative speed, and a relative speed vector according to the present invention.
FIG. 14 is a diagram showing a tenth embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 15 is a diagram showing an eleventh embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 16 is a diagram showing a twelfth embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 17 is a diagram showing a thirteenth embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 18 is a diagram showing a fourteenth embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 19 is a diagram showing a fifteenth embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 20 is a diagram showing a sixteenth embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 21 is a diagram showing a seventeenth embodiment of a trajectory determining apparatus according to the present invention.
FIG. 22 is a diagram showing a conventional orbit determination device.
[Explanation of symbols]
1 reference spacecraft, 2 tracking spacecraft, 3 wide positioning satellite, 4 structure, 5 solar cell paddle, 6 radio signal, 7 antenna, 8 wide positioning satellite receiver, 9 data processor for transmission, 10 transmitter, 11 antenna, 12 radio signal, 13 antenna, 14 receiver, 15 reception data processor, 16 radio signal, 17 antenna, 18 wide-range positioning satellite receiver, 19 structure, 20 solar cell paddle, 21 orbit calculator, 22 orbit Control device, 23 transmitter, 24 antenna, 25 radio signal, 26 antenna A, 27 receiver A, 28 antenna B, 29 receiver B, 30 data processor for reception, 42 receiver, 43 antenna, 44 antenna, 45 transmission / reception , 46 Data processor for transmission, 47 Orbit calculator, 48 Transmitter, 49 Antenna, 50 Antenna A, 51 Reception A, 52 Antenna B, 53 Receiver B, 54 Reception data processor, 55 Orbit calculator, 56 Transmitter / receiver, 57 Antenna, 58 Antenna B, 59 Transmitter / receiver, 60 Transmit data processor, 61 Orbit calculator, 62 Data processor for transmission, 63 Transmitter, 64 Data processor for reception, 65 Orbit calculator, 66 Transmit / receive data processor, 67 Transmit / receive data processor, 68 Orbit calculator, 69 Orbit controller, 70 Transmit data processor, 71 Receive data Processor, 72 orbit calculator, 73 orbit calculator, 74 antenna C, 75 receiver C, 76 orbit calculator, 90 reception data processor, 91 orbit calculator, 92 reception data processor, 93 orbit controller, 94 antenna C, 95 Receiver C, 96 Receiving data processor, 97 orbit Calculator, 98 data processor for reception, 99 orbit calculator, 100 data processor for reception, 101 orbit calculator, 102 data processor for transmission / reception, 103 orbit calculator, 104 data processor for transmission / reception, 105 orbit calculator, 106 for transmission / reception Data processor, 107 Data processor for transmission / reception, 108 Trajectory calculator, 109 Antenna a, 110 Switch A, 111 Antenna b, 112 Switch B, 113 Trajectory calculator
Claims (4)
上記第1の宇宙航行体は、宇宙空間を飛翔する第1の宇宙航行体と第2の宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により進行方向またはそれと垂直な方向のいずれかの成分しか出力できなくなった場合に、上記第2の宇宙航行体からの無線信号を上記第1の宇宙航行体上の1点で受信し、その受信した無線信号より上記第1の宇宙航行体と第2の宇宙航行体間の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と上記広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算することを特徴とする軌道決定装置。Radio signals from the second spacecraft flying in the same orbital plane as the first spacecraft flying in outer space are received at two points on the first spacecraft, and from the received radio signals Means for measuring a relative distance and a relative speed between the first spacecraft and the second spacecraft and calculating a relative position vector and a relative speed vector from the measured relative distance and relative speed to determine a trajectory. And a wide-range positioning satellite receiver in the first spacecraft ,
The first spacecraft outputs only components in the direction of travel or the direction perpendicular to the wide-range positioning satellite receiver of the first spacecraft and the second spacecraft flying in outer space due to a failure. When it becomes impossible, a radio signal from the second spacecraft is received at one point on the first spacecraft, and the first spacecraft and the second spacecraft are received from the received radio signal. Orbit determination characterized by measuring relative distance and relative velocity between spacecrafts and calculating relative position vector and relative velocity vector from the measured value and the remaining normal output data of the above-mentioned wide-range positioning satellite receiver apparatus.
上記第1の宇宙航行体は、宇宙空間を飛翔する第1の宇宙航行体と第2の宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により進行方向またはそれと垂直な方向のいずれかの成分しか出力できなくなった場合に、上記第2の宇宙航行体からの無線信号を上記第1の宇宙航行体上の1点で受信し、その受信した無線信号より上記第1の宇宙航行体と第2の宇宙航行体間の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と上記広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらのデータを上記第2の宇宙航行体へ送信することを特徴とする軌道決定装置。Radio signals from the second spacecraft flying in the same orbital plane as the first spacecraft flying in outer space are received at two points on the first spacecraft, and from the received radio signals Measuring a relative distance and a relative velocity between the first spacecraft and the second spacecraft, calculating a relative position vector and a relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity, and determining a trajectory; A means for transmitting these data to a second spacecraft that performs orbit control and a wide-range positioning satellite receiver are provided in the first spacecraft ,
The first spacecraft outputs only components in the direction of travel or the direction perpendicular to the wide-range positioning satellite receiver of the first spacecraft and the second spacecraft flying in outer space due to a failure. When it becomes impossible, a radio signal from the second spacecraft is received at one point on the first spacecraft, and the first spacecraft and the second spacecraft are received from the received radio signal. The relative distance and relative velocity between the spacecrafts are measured, the relative position vector and the relative velocity vector are calculated from the measured values and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver. A trajectory determination device characterized by transmitting to two spacecrafts .
上記第2の宇宙航行体は、宇宙空間を飛翔する第1の宇宙航行体と第2の宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により進行方向またはそれと垂直な方向のいずれかの成分しか出力できなくなった場合に、上記第1の宇宙航行体からの無線信号を上記第2の宇宙航行体上の1点で受信し、その受信した無線信号より上記第1の宇宙航行体と第2の宇宙航行体間の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と上記広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算することを特徴とする軌道決定装置。Radio signals from the first spacecraft flying in the same orbital plane as the second spacecraft flying in outer space are received at two points on the second spacecraft, and from the received radio signals Measuring a relative distance and a relative velocity between the first spacecraft and the second spacecraft, calculating a relative position vector and a relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity, and determining a trajectory; A means for orbit control and a wide-range positioning satellite receiver are provided in the second spacecraft ;
The second spacecraft outputs only a component in the traveling direction or the direction perpendicular to the traveling direction satellite receiver of the first spacecraft and the second spacecraft flying in outer space due to a failure. When it becomes impossible, a radio signal from the first spacecraft is received at one point on the second spacecraft, and the first spacecraft and the second spacecraft are received from the received radio signal. Orbit determination characterized by measuring relative distance and relative velocity between spacecrafts and calculating relative position vector and relative velocity vector from the measured value and the remaining normal output data of the above-mentioned wide-range positioning satellite receiver apparatus.
上記第2の宇宙航行体は、宇宙空間を飛翔する第1の宇宙航行体と第2の宇宙航行体の広域測位衛星受信機が故障により進行方向またはそれと垂直な方向のいずれかの成分しか出力できなくなった場合に、上記第1の宇宙航行体からの無線信号を上記第2の宇宙航行体上の1点で受信し、その受信した無線信号より上記第1の宇宙航行体と第2の宇宙航行 体間の相対距離および相対速度を測定し、その測定した値と上記広域測位衛星受信機の残りの正常な出力データから相対位置ベクトルおよび相対速度ベクトルを計算し、これらのデータを上記第1の宇宙航行体へ送信することを特徴とする軌道決定装置。Radio signals from the first spacecraft flying in the same orbital plane as the second spacecraft flying in outer space are received at two points on the second spacecraft, and from the received radio signals Measuring a relative distance and a relative velocity between the first spacecraft and the second spacecraft, calculating a relative position vector and a relative velocity vector from the measured relative distance and relative velocity, and determining a trajectory; A means for transmitting these data to the first spacecraft and a wide-range positioning satellite receiver are provided in the second spacecraft for orbit control ,
The second spacecraft outputs only a component in the traveling direction or the direction perpendicular to the traveling direction satellite receiver of the first spacecraft and the second spacecraft flying in outer space due to a failure. When it becomes impossible, a radio signal from the first spacecraft is received at one point on the second spacecraft, and the first spacecraft and the second spacecraft are received from the received radio signal. The relative distance and relative velocity between the spacecrafts are measured, the relative position vector and the relative velocity vector are calculated from the measured values and the remaining normal output data of the wide-range positioning satellite receiver. A trajectory determination device, wherein the trajectory is transmitted to one spacecraft .
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