JP4081942B2 - Orbit determination device - Google Patents
Orbit determination device Download PDFInfo
- Publication number
- JP4081942B2 JP4081942B2 JP30861699A JP30861699A JP4081942B2 JP 4081942 B2 JP4081942 B2 JP 4081942B2 JP 30861699 A JP30861699 A JP 30861699A JP 30861699 A JP30861699 A JP 30861699A JP 4081942 B2 JP4081942 B2 JP 4081942B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spacecraft
- relative
- trajectory
- received
- data
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
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 .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30861699A JP4081942B2 (en) | 1999-10-29 | 1999-10-29 | Orbit determination device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30861699A JP4081942B2 (en) | 1999-10-29 | 1999-10-29 | Orbit determination device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001122198A JP2001122198A (en) | 2001-05-08 |
| JP4081942B2 true JP4081942B2 (en) | 2008-04-30 |
Family
ID=17983201
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP30861699A Expired - Fee Related JP4081942B2 (en) | 1999-10-29 | 1999-10-29 | Orbit determination device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4081942B2 (en) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2407817T3 (en) * | 2006-01-19 | 2013-06-14 | Thales | Relative position control device (s) by means of signal power measurements, for a space ingenuity of a group of spacecraft in formation |
| KR102015107B1 (en) * | 2012-06-07 | 2019-08-27 | 한국전자통신연구원 | Apparatus and method for controlling geostationary orbit satellite |
-
1999
- 1999-10-29 JP JP30861699A patent/JP4081942B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2001122198A (en) | 2001-05-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2021129068A1 (en) | Moon navigation system based on earth gnss and moon navigation enhancement satellite | |
| US4652884A (en) | Satellite navigational system and method | |
| US5969674A (en) | Method and system for determining a position of a target vehicle utilizing two-way ranging | |
| US6785553B2 (en) | Position location of multiple transponding platforms and users using two-way ranging as a calibration reference for GPS | |
| CN112909551B (en) | Wave beam control system of communication-in-moving phased array antenna | |
| CN109786966A (en) | The tracking device and its application method of low orbit satellite earth station antenna | |
| CN102323597B (en) | GPS (Global Positioning System)-based inter-satellite baseline measurement method for flight of formed array around satellite | |
| NO300248B1 (en) | Method and system for dual satellite navigation | |
| US20190066504A1 (en) | System for automatically determining the position and velocity of objects | |
| CN102680953B (en) | Ground phase-correcting method for double-channel tracking system | |
| JPH05180925A (en) | Vehicle tracking syste using global positioning system (gps) | |
| CN101561493A (en) | Double flying robot-based method and double flying robot-based system for positioning active target | |
| CN101916908A (en) | Electronic-control variable polarization system and method of moving communication panel antenna | |
| CN103546211A (en) | Space division and time division intersatellite link rapid building method based on space-time prior link building information | |
| CN112382844A (en) | Antenna servo motor control method and system of low-earth-orbit satellite communication system | |
| CN201773322U (en) | Dual-beam pseudo-monopulse tracking system for communication in moving | |
| US20220322033A1 (en) | System for automatically determining the position and velocity of objects | |
| JP4081942B2 (en) | Orbit determination device | |
| CN109459016B (en) | Micro-nano satellite cluster relative positioning method based on position fingerprints | |
| Xie et al. | Engineering innovation and the development of the BDS-3 navigation constellation | |
| JP2012252005A (en) | System for geographical position measurement of radio signal transmitter positioned on surface and relevant distributed interference method | |
| Magno et al. | Combining LoRa and RTK to achieve a high precision self-sustaining geo-localization system | |
| JPH1048317A (en) | Detecting system for position | |
| CN102736077B (en) | Microwave measurement and communication system and method for rendezvous and docking | |
| CN205248448U (en) | Remove satellite antenna detection and control system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RD01 | Notification of change of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7421 Effective date: 20040628 |
|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20041028 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20061026 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20061121 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20070118 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20071009 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20071207 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20080122 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080204 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110222 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120222 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130222 Year of fee payment: 5 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |