JP5130965B2

JP5130965B2 - Medium-altitude satellite acquisition method and apparatus

Info

Publication number: JP5130965B2
Application number: JP2008064480A
Authority: JP
Inventors: 尋子青木
Original assignee: Fujitsu Ltd
Current assignee: Fujitsu Ltd
Priority date: 2008-03-13
Filing date: 2008-03-13
Publication date: 2013-01-30
Anticipated expiration: 2028-03-13
Also published as: JP2009220622A

Description

本発明は、ＧＰＳ（Global Positioning System）受信機を搭載した中高度人工衛星を地上のアンテナで捕捉するための技術に関する。 The present invention relates to a technique for capturing an intermediate altitude satellite equipped with a GPS (Global Positioning System) receiver with a ground antenna.

人工衛星をアンテナで追尾捕捉するためには、地上局から電波を使って衛星までの距離や方向を測定したデータを処理することによって衛星の運動を推定し（すなわち軌道決定）、さらに運動方程式に基づいて将来の運動を予測する（すなわち軌道予測)ことにより、アンテナを駆動させる情報（すなわちアンテナ予報値)を作成するという手順が必要となる。 In order to track and capture an artificial satellite with an antenna, the motion of the satellite is estimated by processing the data measured from the ground station to the satellite using radio waves (ie, orbit determination), and the equation of motion is Based on the prediction of future motion (ie, orbit prediction) based on this, a procedure of creating information (ie, antenna forecast value) for driving the antenna is required.

近年、高度５００−１０００kmの中高度人工衛星に、ＧＰＳ受信機が搭載され、オンボードで人工衛星位置が決定されるようになってきた。このオンボード決定値は、主に人工衛星の自律的な軌道・姿勢制御に使われる。また地球観測衛星の場合は、人工衛星の位置データをテレメトリデータとして地上にダウンロードし、地球観測データを処理するために使うこともある。 In recent years, GPS receivers are mounted on medium-altitude satellites with altitudes of 500-1000 km, and the positions of the satellites have been determined onboard. This on-board decision value is mainly used for autonomous orbit and attitude control of artificial satellites. In the case of an earth observation satellite, the position data of the artificial satellite may be downloaded to the ground as telemetry data and used to process the earth observation data.

例えば、日本特許３３４８８３５号公報には、飛行物体の追尾捕捉について、搭載ＧＰＳ受信機の位置情報を使う技術が開示されている。本公報では大気圏内を移動する物体（例えば飛行船）を追尾する方式であり、基本的にアンテナで捕捉追尾している時間が長く、追尾から外れた場合のみ、過去の位置データの平均変化率を適用して予測を行っている。人工衛星の運動は、地球を中心として周回する物体の運動方程式で記述され、地上アンテナの捕捉時間が短く、圧倒的に予測時間の方が長いという点が飛行船の状況と異なる。例えば、中高度人工衛星は１日に地球を１３−１５周するが、１つの地上局から可視となるのは４−５周回、可視時間は１周回あたり１０分程度である。従って、１つの局で捕捉後、同じ局で捕捉するためには少なくとも１０時間、場合によっては２０時間以上の軌道予測が必要となる。上記公報ではこのような状況に対応できない。
日本特許３３４８８３５号公報 For example, Japanese Patent No. 3348835 discloses a technique that uses position information of an on-board GPS receiver for tracking acquisition of a flying object. This publication is a method of tracking an object moving in the atmosphere (for example, an airship). Basically, it takes a long time to capture and track with an antenna, and the average rate of change of past position data is calculated only when it is out of tracking. Apply to make predictions. The movement of an artificial satellite is described by the equation of motion of an object orbiting around the earth, and is different from the situation of an airship in that the acquisition time of the ground antenna is short and the prediction time is overwhelmingly longer. For example, a medium-altitude artificial satellite orbits the earth 13-15 times a day, but it is 4-5 times visible from one ground station, and the visible time is about 10 minutes per circuit. Therefore, after capturing at one station, it is necessary to perform trajectory prediction of at least 10 hours and in some cases 20 hours or more in order to acquire at the same station. The above publication cannot cope with such a situation.
Japanese Patent No. 3348835

従来では、オンボード決定値を使ってそのままアンテナ予報値を生成することは、以下の理由により実施されていない。すなわち、アンテナ予報値生成には人工衛星の運動を予測することが必要である。オンボード決定値はカーナビゲーションと同じ原理なので、その瞬間の位置を数十ｍの精度で得ることはできるが、将来の運動を正確に予測することはできない。 Conventionally, generating an antenna forecast value as it is using an on-board decision value has not been performed for the following reason. In other words, it is necessary to predict the motion of the satellite to generate the antenna forecast value. Since the on-board decision value is the same principle as car navigation, the position at that moment can be obtained with an accuracy of several tens of meters, but the future motion cannot be accurately predicted.

したがって現状では、オンボード決定値の位置情報を数時間〜十数時間分テレメトリデータとしてダウンロードして、地上でそのデータを使って軌道推定を行っている。謂わば、オンボード決定値を軌道決定用の測定データとして使っている。軌道決定処理は最小２乗法に基づくイタレーションを行うので、処理自体も重く、発散等の可能性もあるため運用者の関与を完全に無しにすることが難しいという問題がある。 Therefore, at present, the position information of the onboard decision value is downloaded as telemetry data for several hours to several tens of hours, and the trajectory is estimated using the data on the ground. In other words, the onboard decision value is used as measurement data for orbit determination. Since the trajectory determination process is an iteration based on the method of least squares, there is a problem that it is difficult to completely eliminate the operator's involvement because the process itself is heavy and may diverge.

従って、本発明の目的は、中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機からのデータを有効活用して、当該中高度人工衛星を地上のアンテナで捕捉できるようにするための技術を提供することである。 Accordingly, an object of the present invention is to provide a technique for effectively utilizing data from a GPS receiver mounted on a medium-height satellite so that the medium-height satellite can be captured by a ground antenna. It is.

本発明の第１に態様に係る中高度人工衛星捕捉方法は、中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機から得られた当該中高度人工衛星の位置及び速度データから、ケプラー要素の値を算出するケプラー要素算出ステップと、中高度人工衛星から得られた軌道周期の複数の値から、ケプラー要素に含まれる軌道長半径の値を算出し、置換するステップと、軌道周期の複数の値から得られる平均運動の値を用いて平均軌道半径変化率を算出するステップと、平均軌道半径変化率と、大気密度と、軌道長半径とを用いて、大気抵抗係数を算出するステップと、ケプラー要素の値と、大気抵抗係数とを用いて、中高度人工衛星の軌道予測を実施すると共に、当該軌道予測結果に基づき、アンテナによる中高度人工衛星の捕捉に用いられるアンテナ予測値を算出するステップとを含む。 According to a first aspect of the present invention, there is provided a method for capturing an intermediate satellite from a position and velocity data of the intermediate satellite obtained from a GPS receiver mounted on the intermediate satellite. Calculating the value of the orbital length radius contained in the Kepler element from the multiple values of the orbital period obtained from the Kepler element and the step of substituting it, and replacing it with the multiple values of the orbital period Calculating an average orbit radius change rate using the average motion value obtained, calculating an atmospheric drag coefficient using the average orbit radius change rate, the atmospheric density, and the orbit length radius, and the Kepler element Value and atmospheric resistance coefficient are used to predict the orbit of the medium-height satellite, and based on the result of the orbit prediction, the antenna prediction value used for capturing the medium-height satellite by the antenna And calculating.

このようにすれば、地上における計算負荷をあまり大きくすることなく、ＧＰＳ受信機からのデータを用いて、中高度人工衛星捕捉のために地上におけるアンテナの制御を適切に実施することができるようになる。 In this way, it is possible to appropriately control the antenna on the ground for acquiring the medium-altitude satellite using the data from the GPS receiver without increasing the calculation load on the ground. Become.

なお、上で述べたケプラー要素算出ステップが、中高度人工衛星の位置及び速度データを、赤道面座標系における位置及び速度データに変換するステップと、赤道面座標系における位置及び速度データから、ケプラー要素の値を算出するステップとを含むようにしてもよい。 The Kepler element calculation step described above includes the steps of converting the position and velocity data of the medium altitude satellite into position and velocity data in the equatorial plane coordinate system, and the position and velocity data in the equatorial plane coordinate system. A step of calculating a value of the element.

なお、上記方法は、コンピュータと当該コンピュータによって実行されるプログラムとの組み合わせにて実行される場合があり、当該プログラムは、例えばフレキシブルディスク、ＣＤ−ＲＯＭ、光磁気ディスク、半導体メモリ、ハードディスク等の記憶媒体又は記憶装置に格納される。また、ネットワークなどを介してデジタル信号として配信される場合もある。尚、中間的な処理結果はメインメモリ等の記憶装置に一時保管される。 The above method may be executed by a combination of a computer and a program executed by the computer, and the program is stored in, for example, a flexible disk, a CD-ROM, a magneto-optical disk, a semiconductor memory, a hard disk, or the like. Stored in a medium or storage device. Moreover, it may be distributed as a digital signal via a network or the like. The intermediate processing result is temporarily stored in a storage device such as a main memory.

本発明によれば、中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機からのデータを有効活用して、当該中高度人工衛星を地上のアンテナで捕捉できるようになる。 According to the present invention, data from a GPS receiver mounted on a medium-altitude artificial satellite can be effectively used to capture the medium-high-level artificial satellite with a ground antenna.

図１に本発明の一実施の形態に係るシステム概要図を示す。中高度人工衛星１は、ＧＰＳ受信機を備えており、例えば今回、位置１ａで地上のアンテナ３において可視であるものとする。中高度人工衛星１は、ＧＰＳ受信機で取得された位置及び速度データ並びに軌道１周回毎に計測される軌道周期Ｐi（ｉ＝１乃至ｍ）のデータを、テレメトリデータとしてアンテナ３に送信する機能も有する。 FIG. 1 shows a system outline diagram according to an embodiment of the present invention. The medium-altitude artificial satellite 1 includes a GPS receiver, and is assumed to be visible on the antenna 3 on the ground at the position 1a, for example. The medium-altitude artificial satellite 1 has a function of transmitting the position and velocity data acquired by the GPS receiver and the data of the orbital period Pi (i = 1 to m) measured every orbit to the antenna 3 as telemetry data. Also have.

地上では、アンテナ３は、可視となった中高度人工衛星１から受信したテレメトリデータを処理する既知のテレメトリ処理装置５と接続されており、テレメトリ処理装置５は、テレメトリデータから、ＧＰＳ受信機による位置及び速度データと軌道周期Ｐiのデータとを抽出する。テレメトリ処理装置５は、本実施の形態における主要部であるアンテナ予報値生成装置７と接続されており、ＧＰＳ受信機による位置及び速度データと軌道周期Ｐiのデータとをアンテナ予報値生成装置７に出力する。アンテナ予報値生成装置７は、以下で詳細に述べる処理を実施してアンテナ予報値を生成する。アンテナ予報値生成装置７は、既知のアンテナ駆動装置９に接続されており、アンテナ駆動装置９にアンテナ予報値を出力する。アンテナ駆動装置９は、アンテナ３に接続されており、アンテナ予報値に基づき、中高度人工衛星１の次回の可視位置１ｂで当該中高度人工衛星を捕捉できるように、アンテナ３を制御する。 On the ground, the antenna 3 is connected to a known telemetry processing device 5 that processes telemetry data received from the medium-altitude artificial satellite 1 that has become visible. The telemetry processing device 5 uses a GPS receiver from the telemetry data. Position / velocity data and orbital period Pi data are extracted. The telemetry processing device 5 is connected to the antenna forecast value generation device 7 which is the main part in the present embodiment, and the position and velocity data by the GPS receiver and the data of the orbital period Pi are supplied to the antenna forecast value generation device 7. Output. The antenna forecast value generation device 7 performs the process described in detail below to generate an antenna forecast value. The antenna forecast value generation device 7 is connected to a known antenna drive device 9 and outputs an antenna forecast value to the antenna drive device 9. The antenna driving device 9 is connected to the antenna 3 and controls the antenna 3 based on the antenna prediction value so that the medium-height satellite can be captured at the next visible position 1b of the medium-height satellite 1.

本実施の形態における主要な処理を実施するアンテナ予報値生成装置７の機能ブロック図を図２に示す。アンテナ予報値生成装置７は、テレメトリ処理装置５からＧＰＳ受信機による位置及び速度データと軌道周期Ｐiのデータを受信するデータ取得部７１と、データ取得部７１によって取得されたデータを格納する取得データ格納部７２と、取得データ格納部７２に格納されているデータに対して座標変換処理を実施する座標変換部７３と、座標変換部７３の処理結果を格納する赤道面座標系データ格納部７４と、赤道面座標系データ格納部７４に格納されたデータを用いてケプラー要素（平均要素とも呼ぶ）の値を算出する平均要素生成部７５と、平均要素生成部７５の処理結果を格納する平均要素データ格納部７６と、取得データ格納部７２に格納されたデータを用いて軌道長半径を算出する処理を実施し、平均要素データ格納部７６に上書き保存する軌道長半径算出部７７と、軌道長半径算出部７７の処理途中のデータを格納する平均運動データ格納部７８と、取得データ格納部７２に格納されているデータ及び平均運動データ格納部７８に格納されているデータを用いて軌道長半径変化率を算出する軌道長半径変化率算出部７９と、軌道長半径変化率算出部７９によって算出された軌道長半径変化率の値を格納する軌道長半径変化率格納部８０と、大気密度モデルデータを格納する大気密度モデルデータ格納部８１と、大気密度モデルデータ格納部８１に格納されているデータを用いて大気密度の値を算出する大気密度算出部８２と、大気密度算出部８２によって算出された大気密度の値を格納する大気密度格納部８３と、平均要素データ格納部７６と大気密度格納部８３と軌道長半径変化率格納部８０とに格納されているデータを用いて大気抵抗係数を算出する大気抵抗係数算出部８４と、大気抵抗係数算出部８４によって算出された大気抵抗係数の値を格納する大気抵抗係数格納部８５と、平均要素データ格納部７６と大気抵抗係数格納部８５とに格納されているデータを用いて一般摂動法によって軌道予測を実施する軌道予測部８６と、軌道予測部８６によって生成された軌道予測データを格納する軌道予測データ格納部８７と、軌道予測データ格納部８７に格納されているデータを用いてアンテナ予報値を算出するアンテナ予報値算出部８８とを有する。 FIG. 2 shows a functional block diagram of the antenna predicted value generation apparatus 7 that performs the main processing in the present embodiment. The antenna forecast value generation device 7 includes a data acquisition unit 71 that receives position and velocity data and data of the orbital period Pi by the GPS receiver from the telemetry processing device 5, and acquisition data that stores data acquired by the data acquisition unit 71. A storage unit 72; a coordinate conversion unit 73 that performs a coordinate conversion process on the data stored in the acquired data storage unit 72; an equatorial plane coordinate system data storage unit 74 that stores a processing result of the coordinate conversion unit 73; An average element generation unit 75 that calculates a value of a Kepler element (also referred to as an average element) using data stored in the equatorial plane coordinate system data storage unit 74, and an average element that stores a processing result of the average element generation unit 75 The data storage unit 76 and the data stored in the acquired data storage unit 72 are used to calculate the trajectory length radius, and the average element data storage unit 76 is overwritten. The trajectory length radius calculation unit 77 to be stored, the average motion data storage unit 78 for storing data in the process of the trajectory length radius calculation unit 77, the data stored in the acquired data storage unit 72 and the average motion data storage unit The trajectory length radius change rate calculation unit 79 that calculates the trajectory length radius change rate using the data stored in 78, and the trajectory length radius change rate value calculated by the trajectory length radius change rate calculation unit 79 are stored. An orbital length radius change rate storage unit 80, an atmospheric density model data storage unit 81 that stores atmospheric density model data, and an atmosphere that calculates the value of the atmospheric density using data stored in the atmospheric density model data storage unit 81 A density calculation unit 82, an atmospheric density storage unit 83 that stores the value of the atmospheric density calculated by the atmospheric density calculation unit 82, an average element data storage unit 76, an atmospheric density storage unit 83, and a gauge An atmospheric resistance coefficient calculation unit 84 that calculates an atmospheric resistance coefficient using data stored in the long radius change rate storage unit 80, and an atmosphere that stores the value of the atmospheric resistance coefficient calculated by the atmospheric resistance coefficient calculation unit 84 A trajectory prediction unit 86 that performs trajectory prediction by a general perturbation method using data stored in the resistance coefficient storage unit 85, the average element data storage unit 76, and the atmospheric resistance coefficient storage unit 85, and a trajectory prediction unit 86 A trajectory prediction data storage unit 87 that stores the generated trajectory prediction data, and an antenna prediction value calculation unit 88 that calculates an antenna prediction value using data stored in the trajectory prediction data storage unit 87.

次に、図２で示したアンテナ予報値生成装置７の処理内容を図３乃至図６を用いて説明する。まず、データ取得部７１は、テレメトリ処理装置５からＧＰＳ計測値（位置及び速度データ）及び軌道周期データを受信し、取得データ格納部７２に格納する（ステップＳ１）。次に、座標変換部７３は、取得データ格納部７２に格納されている、ＷＧＳ８４系のＧＰＳ計測値を赤道面座標系の値に変換し、変換後のデータを赤道面座標系データ格納部７４に格納する（ステップＳ３）。ＷＧＳ８４系は、地球固定座標系であり、図４に示すように、赤道面とグリニジ子午線との交点と地球重心を通過する直線をＸ軸（ＸＲ）とし、国際報時局が定義する極運動の慣用国際原点の方向に平行の軸をＺ軸（ＺＲ）とし、Ｚ軸とＸ軸と右手直交系をなすＹ軸（ＹＲ）とで定義される。ＷＧＳ８４系のように地球固定座標系は、地球と共に回転する座標系であるから、運動方程式を扱うには慣性座標系に変換する必要がある。通常人工衛星では赤道面座標系という慣性座標系が用いられるので、この座標系に変換する。赤道面座標系は、図４に示すように、赤道面において春分点方向をＸ軸（ＸＩ）とし、赤道面に垂直な方向をＺ軸（ＺＩ）とし、Ｘ軸とＺ軸と垂直な方向をＹ軸（ＹＩ）とで定義される。なお、このような座標変換処理は周知であり、例えば「航空宇宙における誘導と制御」社団法人計測自動制御学会発行１９９５年などに開示されている。 Next, processing contents of the antenna forecast value generation device 7 shown in FIG. 2 will be described with reference to FIGS. First, the data acquisition unit 71 receives GPS measurement values (position and velocity data) and orbit period data from the telemetry processing device 5, and stores them in the acquisition data storage unit 72 (step S1). Next, the coordinate conversion unit 73 converts the GPS measurement value of the WGS 84 system stored in the acquired data storage unit 72 into a value of the equatorial plane coordinate system, and the converted data is the equatorial plane coordinate system data storage unit 74. (Step S3). The WGS84 system is a fixed earth coordinate system. As shown in Fig. 4, the X axis (XR) is a straight line passing through the intersection of the equatorial plane and the Greenwich meridian and the Earth's center of gravity. The axis parallel to the direction of the conventional international origin is defined as the Z axis (ZR), and the Z axis, the X axis, and the Y axis (YR) forming a right-handed orthogonal system are defined. Since the fixed earth coordinate system such as the WGS84 system is a coordinate system that rotates with the earth, it is necessary to convert it to an inertial coordinate system in order to handle the equation of motion. Usually, an artificial satellite uses an inertial coordinate system called an equatorial plane coordinate system, and is converted to this coordinate system. In the equatorial plane coordinate system, as shown in FIG. 4, the equatorial plane direction on the equator plane is the X axis (XI), the direction perpendicular to the equator plane is the Z axis (ZI), and the direction perpendicular to the X axis and the Z axis is It is defined by the Y axis (YI). Such coordinate transformation processing is well known, and is disclosed, for example, in “Aerospace Guidance and Control” published by the Society of Instrument and Control Engineers 1995.

さらに、平均要素生成部７５は、赤道面座標系データ格納部７４に格納されている赤道面座標系の値をケプラー要素（即ち平均要素）に変換して、変換後のデータを平均要素データ格納部７６に格納する（ステップＳ５）。ＧＰＳ計測値には、人工衛星に作用する摂動の周期的変動が含まれる。摂動とは、現実の人工衛星の運動に作用する力の内、２体近似（人工衛星と地球をそれぞれ質点とみなして扱う理想的なモデル）から外れた部分を表し、摂動の原因としては、（ａ）地球形状が完全に球でないこと（特に偏平である要因が大きい）、（ｂ）太陽／月引力、（ｃ）大気抵抗（中高度衛星では継続的に作用する力として無視できない）、（ｄ）太陽輻射圧がある。中高度人工衛星の場合、周期的変動の最大寄与は地球偏平による影響（Ｊ２項という）なので、この分を差し引いた平均要素を生成する。この平均要素については、図５及び図６に示すように、人工衛星の軌道を単純な楕円軌道として近似した際の各種パラメータである。図５に示すように、地球１０００の中心を通り且つ軌道１００２上の２点を結ぶ線分であってその長さが最大となる線分の端点のうち地球１０００に近い方の点をペリジ点と呼び、遠い方の点をアポジ点と呼ぶ。地球１０００の中心とペリジ点との距離はペリジ半径と呼ばれ、地球１０００の中心とアポジ点との距離はアポジ半径と呼ばれる。また、軌道長半径ａは上記線分の長さの半分である。すなわち、上記線分の長さは軌道長半径ａの２倍となっている。さらに、離心率をｅとすると、アポジ半径はａ×（１＋ｅ）で算出され、ペリジ半径はａ×（１−ｅ）で算出される。なお、地球１０００の中心からペリジ点に向かう長さｅのベクトルをｅベクトルと呼ぶ。 Further, the average element generation unit 75 converts the values of the equatorial plane coordinate system stored in the equatorial plane coordinate system data storage unit 74 into Kepler elements (ie, average elements), and stores the converted data as average element data. The data is stored in the unit 76 (step S5). The GPS measurement value includes a periodic fluctuation of perturbation acting on the artificial satellite. Perturbation refers to the part of the forces acting on the actual movement of an artificial satellite that deviates from the two-body approximation (an ideal model that treats the satellite and the earth as mass points). (A) Earth shape is not a perfect sphere (particularly flat factor is large), (b) Sun / moon attractive force, (c) Atmospheric resistance (cannot be ignored as a force acting continuously on medium altitude satellites), (D) There is solar radiation pressure. In the case of medium-altitude satellites, the maximum contribution of periodic fluctuations is the effect of earth flatness (referred to as J2 term), so an average element is generated by subtracting this amount. As shown in FIGS. 5 and 6, these average elements are various parameters when the orbit of the artificial satellite is approximated as a simple elliptical orbit. As shown in FIG. 5, among the end points of a line segment that passes through the center of the earth 1000 and connects two points on the orbit 1002 and has the maximum length, a point closer to the earth 1000 is a peripheral point. The farther point is called the apogee point. The distance between the center of the Earth 1000 and the Perige point is called the Perige radius, and the distance between the center of the Earth 1000 and the Apogee point is called the Apogee radius. The track length radius a is half the length of the line segment. That is, the length of the line segment is twice the track length radius a. Furthermore, when the eccentricity is e, the apogee radius is calculated as a × (1 + e), and the periphery radius is calculated as a × (1−e). A vector having a length e from the center of the earth 1000 toward the peripheral point is referred to as an e vector.

また、図６に３次元的に示すように、人工衛星が地球１０００の赤道面を下から上に突き抜ける点を昇交点と呼び、軌道１００２の面と赤道面とが成す角度を軌道傾斜角ｉと呼ぶ。また、地球１０００の春分点を基準として、地球１０００の中心と昇交点とを結ぶ直線の角度を昇交点赤経Ωと呼ぶ。また、地球１０００の中心と昇交点とを結ぶ直線とｅベクトルとが成す角度を近地点引数ωと呼ぶ。さらにｅベクトルと、人工衛星と地球１０００の中心を結ぶ直線とが成す角度を真近点離角ｆと呼ぶ。 As shown three-dimensionally in FIG. 6, the point where the artificial satellite penetrates the equatorial plane of the earth 1000 from the bottom to the top is called the ascending intersection, and the angle formed by the plane of the orbit 1002 and the equatorial plane is the orbital inclination angle i. Call it. In addition, the angle of a straight line connecting the center of the earth 1000 and the ascending intersection with the equinox of the earth 1000 as a reference is called ascending intersection red meridian Ω. In addition, an angle formed by a straight line connecting the center of the earth 1000 and the rising intersection and the e vector is referred to as a near point argument ω. Further, an angle formed by the e vector and a straight line connecting the artificial satellite and the center of the earth 1000 is referred to as a near point separation angle f.

このように示した平均要素を算出する。具体的な算出方法は、周知であって、例えば上で述べた文献や、「人工衛星の軌道」古在由秀、宇宙開発事業団、中央追跡管制所発行、昭和５４年発行などに開示されており、これ以上の説明は省略する。 The average element shown in this way is calculated. The specific calculation method is well known, and is disclosed in, for example, the above-mentioned literature, “Artificial Satellite Orbit”, Yoshihide Kozai, Space Development Agency, Central Tracking Control Center, and 1979. Further explanation is omitted.

次に、軌道長半径算出部７７は、取得データ格納部７２に格納されている軌道周期Ｐi（ｉ＝１乃至ｍ）から平均運動ｎiを算出すると共に、ｎiの平均値から軌道長半径ａを算出し、ステップＳ５で算出した平均要素における軌道長半径を置換するように平均要素データ格納部７６に上書き保存する（ステップＳ７）。軌道周期Ｐiについては、人工衛星において昇交点となるタイミングで軌道周期をカウントしておき、例えば１００周回分程度のデータを蓄積して、テレメトリデータとしてダウンロードして本処理に用いる。 Next, the trajectory length radius calculation unit 77 calculates the average motion ni from the trajectory period Pi (i = 1 to m) stored in the acquired data storage unit 72, and calculates the trajectory length radius a from the average value of ni. Calculated and overwritten and saved in the average element data storage unit 76 so as to replace the orbital length radius in the average element calculated in step S5 (step S7). For the orbital period Pi, the orbital period is counted at the timing of the ascending intersection in the artificial satellite, for example, data of about 100 laps is accumulated, downloaded as telemetry data, and used for this processing.

ここで、各周回の平均運動ｎiは以下のように表される。なお、平均運動ｎiのデータは、平均運動データ格納部７８に格納される。
ｎi＝２π／Ｐi （ｉ＝１乃至ｍ）
さらに、平均運動の平均値は、以下のように表される。 Here, the average motion ni of each lap is expressed as follows. The average motion ni data is stored in the average motion data storage unit 78.
ni = 2π / Pi (i = 1 to m)
Further, the average value of the average motion is expressed as follows.

そして、平均運動の平均値を用いて軌道長半径は、以下のとおりに計算される。

The orbital length radius is calculated as follows using the average value of the average motion.

但し、μは地心重力定数である。このように算出した軌道長半径の方が精度が高いので、このようにして算出された軌道長半径ａを以下の処理では採用する。

Where μ is the geocentric gravity constant. Since the orbital length radius calculated in this way has higher accuracy, the orbital length radius a thus calculated is adopted in the following processing.

さらに、軌道長半径変化率算出部７９は、平均運動データ格納部７８に格納されている平均運動ｎiの変化率Δｎi等から平均軌道長半径変化率ａｄｏｔを算出し、軌道長半径変化率格納部８０に格納する（ステップＳ９）。 Further, the track length radius change rate calculation unit 79 calculates the average track length radius change rate adot from the change rate Δni of the average motion ni stored in the average motion data storage unit 78, and the track length radius change rate storage unit. It stores in 80 (step S9).

１周回毎の平均運動ｎiの変化率Δｎiは、以下のように算出される。
Δｎi＝ｎ_i+1−ｎ_i
また、１周回毎の軌道長半径は、以下のように算出される。 The rate of change Δni of the average motion ni for each turn is calculated as follows.
Δni = n _{i + 1} −n _i
Moreover, the orbital length radius for each round is calculated as follows.

また、１周回毎の軌道長半径変化に換算すると、以下のように表される。
Δａi＝−（２ａi／３ｎi）Δｎi （ｉ＝１乃至ｍ−１）
そして、平均の軌道長半径変化率は、以下のように表される。 Moreover, when converted into a change in the orbital length radius for each round, it is expressed as follows.
Δai = − (2ai / 3ni) Δni (i = 1 to m−1)
And the average orbital length radius change rate is expressed as follows.

一方、大気密度算出部８２は、大気密度モデルデータ格納部８１に格納されているデータを用いて、大気密度ρを算出し、大気密度格納部８３に格納する（ステップＳ１１）。この計算については周知であるからこれ以上の説明は省略する。詳細には、”ＭＳＩＳ−８６ＴＨＥＲＭＯＳＰＨＥＲＩＣＭＯＤＥＬ，” Ｈｅｄｉｎ．Ａ．Ｅ．，Journal of geophysical research, Vol.92, No. A5, 1987などを参照のこと。 On the other hand, the atmospheric density calculation unit 82 calculates the atmospheric density ρ using the data stored in the atmospheric density model data storage unit 81 and stores it in the atmospheric density storage unit 83 (step S11). Since this calculation is well known, further explanation is omitted. For details, see “MSIS-86 THERMOSPHERIC MODEL,” Hedin. A. E. , Journal of geophysical research, Vol.92, No. A5, 1987.

さらに、大気抵抗係数算出部８４は、軌道長半径変化率格納部８０と大気密度格納部８３と平均要素データ格納部７６とに格納されている平均軌道長半径変化率ａｄｏｔ、大気密度ρ、及び軌道長半径ａから大気抵抗係数を算出し、大気抵抗係数を大気抵抗係数格納部８５に格納する（ステップＳ１３）。 Further, the atmospheric resistance coefficient calculation unit 84 includes an average orbital length radius change rate adot, an atmospheric density ρ, and an orbital length radius change rate storage unit 80, an atmospheric density storage unit 83, and an average element data storage unit 76. An atmospheric resistance coefficient is calculated from the orbital length radius a, and the atmospheric resistance coefficient is stored in the atmospheric resistance coefficient storage unit 85 (step S13).

ここで、大気抵抗力による加速度は、以下の式で表される。
αｄｒａｇ＝Ｃ_DＳρＶ²／２Ｗ
ここで、Ｃ_Dは衛星の抵抗係数（表面特性による係数）であり、Ｓは、人工衛星の有効断面積であり、Ｗは衛星質量であり、Ｖ＝（μ／ａ）^1/2で、人工衛星の平均速度である。軌道長半径変化率と大気抵抗力加速度の関係から以下の式が成り立つ。
ａｄｏｔ＝Ｃ_DＳρＶａ／Ｗ
従って、大気抵抗係数Ｃ_DＳ／Ｗは、以下の式で表される。
Ｃ_DＳ／Ｗ＝ａｄｏｔ／（ρＶａ）＝ａｄｏｔ／（ρａ（μ／ａ）^1/2）
この式によって大気抵抗係数Ｃ_DＳ／Ｗを算出して、大気抵抗係数格納部８５に格納する。 Here, acceleration due to atmospheric resistance is expressed by the following equation.
αdrag = C _D SρV ² / 2W
Where C _D is the satellite resistance coefficient (coefficient due to surface characteristics), S is the effective cross-sectional area of the artificial satellite, W is the satellite mass, V = (μ / a) ^1/2 , The average speed of the satellite. From the relationship between the orbital length radius change rate and atmospheric resistance force acceleration, the following equation holds.
adot = C _D SρVa / W
Therefore, the atmospheric resistance coefficient C _D S / W is expressed by the following equation.
C _D S / W = adot / (ρVa) = adot / (ρa (μ / a) ^1/2 )
The atmospheric resistance coefficient C _D S / W is calculated by this equation and stored in the atmospheric resistance coefficient storage unit 85.

そして、軌道予測部８６は、平均要素データ格納部７６に格納されている平均要素の値と、大気抵抗係数格納部８５に格納されている大気抵抗係数とから、一般摂動法（例えばＳＧＰ４／ＳＤＰ４）による軌道予測を実施し、軌道予測結果を軌道予測データ格納部８７に格納する（ステップＳ１５）。一般摂動法による軌道予測は周知であり、例えば、http://www.celestrak.com/software/tskelso-sw.aspなどを参照のこと。 Then, the trajectory prediction unit 86 calculates a general perturbation method (for example, SGP4 / SDP4) from the value of the average element stored in the average element data storage unit 76 and the atmospheric resistance coefficient stored in the atmospheric resistance coefficient storage unit 85. ) Is performed, and the result of trajectory prediction is stored in the trajectory prediction data storage unit 87 (step S15). Orbit prediction by the general perturbation method is well known, for example, see http://www.celestrak.com/software/tskelso-sw.asp.

さらに、アンテナ予報値算出部８８は、軌道予測データ格納部８７に格納されている軌道予測データを用いてアンテナ予報値（人工衛星捕捉に必要な方位角／仰角など）を算出し、アンテナ駆動装置９に出力する（ステップＳ１７）。このアンテナ予報値を算出する方法は周知であり、宇宙開発事業団、軌道決定プログラム、アルゴリズム仕様編、平成６年度発行を参照のこと。 Further, the antenna prediction value calculation unit 88 calculates an antenna prediction value (eg, an azimuth / elevation angle necessary for capturing an artificial satellite) using the orbit prediction data stored in the orbit prediction data storage unit 87, and the antenna driving device. 9 (step S17). The method of calculating the antenna forecast value is well known, see the Japan Aerospace Exploration Agency, orbit determination program, algorithm specifications, published in 1994.

そして、アンテナ駆動装置９は、アンテナ予報値から周知の方法でアンテナを駆動して、次回人工衛星が可視となるタイミングで当該人工衛星を捕捉するようにする。 Then, the antenna driving device 9 drives the antenna by a known method from the antenna forecast value so as to capture the artificial satellite at the timing when the next artificial satellite becomes visible.

以上のような処理を実施することによって、地上での軌道決定処理が不要となる。地上で行う処理は基本的に上で述べたような代数計算のみで発散等の懸念もないので、全自動化が可能となる。 By performing the processing as described above, the orbit determination processing on the ground becomes unnecessary. The processing performed on the ground is basically only algebraic calculation as described above, and there is no concern about divergence and the like, so that it can be fully automated.

また、従来では、ＧＰＳ受信機からのオンボード決定値を数時間以上に亘ってダウンロードする必要があり、テレメトリ処理の上でも負荷になっていたが、本実施の形態ではごくわずかのＧＰＳ受信機からのオンボード決定値と１００個程度の軌道周期情報で済むので、テレメトリ処理への負荷も軽減できる。また、全体的に人工衛星＋地上を合わせたシステム全体の処理負荷軽減となるので、小型人工衛星のように運用資源が限られている人工衛星に有効である。 Further, conventionally, it has been necessary to download an on-board determination value from a GPS receiver over several hours, which is a load in telemetry processing, but in this embodiment, only a few GPS receivers are used. Since the on-board decision value and about 100 orbit period information are sufficient, the load on the telemetry process can be reduced. In addition, since the processing load of the entire system combining artificial satellites and the ground is reduced as a whole, it is effective for artificial satellites with limited operational resources such as small artificial satellites.

以上本発明の実施の形態を説明したが、本発明はこれに限定されるものではない。例えば、アンテナ予報値生成装置７の機能ブロック図は一例であって、必ずしも実際のプログラム構成と一致するわけではない。 Although the embodiment of the present invention has been described above, the present invention is not limited to this. For example, the functional block diagram of the antenna forecast value generation device 7 is an example, and does not necessarily match the actual program configuration.

さらに、アンテナ予報値生成装置７は、コンピュータ装置であって、このコンピュータ装置においては、図７に示すように、メモリ２５０１（記憶部）とＣＰＵ２５０３（処理部）とハードディスク・ドライブ（ＨＤＤ）２５０５と表示装置２５０９に接続される表示制御部２５０７とリムーバブル・ディスク２５１１用のドライブ装置２５１３と入力装置２５１５とネットワークに接続するための通信制御部２５１７とがバス２５１９で接続されている。ＯＳ及びＷｅｂブラウザを含むアプリケーション・プログラムは、ＨＤＤ２５０５に格納されており、ＣＰＵ２５０３により実行される際にはＨＤＤ２５０５からメモリ２５０１に読み出される。必要に応じてＣＰＵ２５０３は、表示制御部２５０７、通信制御部２５１７、ドライブ装置２５１３を制御して、必要な動作を行わせる。また、処理途中のデータについては、メモリ２５０１に格納され、必要があればＨＤＤ２５０５に格納される。このようなコンピュータは、上で述べたＣＰＵ２５０３、メモリ２５０１などのハードウエアとＯＳ及び必要なアプリケーション・プログラムとが有機的に協働することにより、上で述べたような各種機能を実現する。 Further, the antenna forecast value generation device 7 is a computer device. In this computer device, as shown in FIG. 7, a memory 2501 (storage unit), a CPU 2503 (processing unit), a hard disk drive (HDD) 2505, A display control unit 2507 connected to the display device 2509, a drive device 2513 for a removable disk 2511, an input device 2515, and a communication control unit 2517 for connecting to a network are connected by a bus 2519. Application programs including the OS and the Web browser are stored in the HDD 2505, and are read from the HDD 2505 to the memory 2501 when executed by the CPU 2503. If necessary, the CPU 2503 controls the display control unit 2507, the communication control unit 2517, and the drive device 2513 to perform necessary operations. Further, data in the middle of processing is stored in the memory 2501 and stored in the HDD 2505 if necessary. Such a computer realizes various functions as described above by organically cooperating hardware such as the CPU 2503 and the memory 2501 described above with the OS and necessary application programs.

（付記１）
中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機から得られた当該中高度人工衛星の位置及び速度データから、ケプラー要素の値を算出するケプラー要素算出ステップと、
前記中高度人工衛星から得られた軌道周期の複数の値から、該中高度人工衛星の軌道長半径の値を算出し、前記ケプラー要素算出ステップで算出したケプラー要素の軌道長半径を該算出した軌道長半径に置換する軌道長半径算出ステップと、
前記軌道周期の複数の値から得られる平均運動の値を用いて平均軌道半径変化率を算出し、該平均軌道半径変化率と、大気密度と、前記軌道長半径算出ステップで算出した軌道長半径とを用いて、大気抵抗係数を算出するステップと、
前記軌道長半径を置換したケプラー要素の値と、前記大気抵抗係数とを用いて、前記中高度人工衛星の軌道予測を実施すると共に、当該軌道予測結果に基づき、アンテナによる前記中高度人工衛星の捕捉に用いられるアンテナ予測値を算出するステップと、
をコンピュータが実行する中高度人工衛星捕捉方法。 (Appendix 1)
A Kepler element calculation step for calculating a Kepler element value from the position and velocity data of the intermediate altitude satellite obtained from a GPS receiver mounted on the medium altitude satellite;
The value of the orbital length radius of the intermediate altitude satellite is calculated from a plurality of values of the orbital period obtained from the intermediate altitude artificial satellite, and the orbital length radius of the Kepler element calculated in the Kepler element calculating step is calculated. A trajectory length radius calculating step for replacing with a trajectory length radius;
An average orbit radius change rate is calculated using an average motion value obtained from a plurality of values of the orbit period, the average orbit radius change rate, the atmospheric density, and the orbit length radius calculated in the orbit length radius calculating step. And calculating the atmospheric resistance coefficient using
Using the Kepler element value with the orbital length radius replaced and the atmospheric resistance coefficient, orbit prediction of the medium-height satellite is performed, and based on the orbit prediction result, Calculating an antenna predicted value used for acquisition;
A computer-implemented method for capturing mid-satellite satellites.

（付記２）
前記ケプラー要素算出ステップにおいて、
前記中高度人工衛星の位置及び速度データを、赤道面座標系における位置及び速度データに変換し、
前記赤道面座標系における位置及び速度データから、前記ケプラー要素の値を算出する、
付記１記載の中高度人工衛星捕捉方法。 (Appendix 2)
In the Kepler element calculation step,
Converting the medium altitude satellite position and velocity data into position and velocity data in the equatorial plane coordinate system;
From the position and velocity data in the equatorial plane coordinate system, the value of the Kepler element is calculated.
The method for capturing a medium-altitude satellite described in Appendix 1.

（付記３）
中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機から得られた当該中高度人工衛星の位置及び速度データから、ケプラー要素の値を算出するケプラー要素算出ステップと、
前記中高度人工衛星から得られた軌道周期の複数の値から、該中高度人工衛星の軌道長半径の値を算出し、前記ケプラー要素算出ステップで算出したケプラー要素の軌道長半径を該算出した軌道長半径に置換する軌道長半径算出ステップと、
前記軌道周期の複数の値から得られる平均運動の値を用いて平均軌道半径変化率を算出し、該平均軌道半径変化率と、大気密度と、前記軌道長半径算出ステップで算出した軌道長半径とを用いて、大気抵抗係数を算出するステップと、
前記軌道長半径を置換したケプラー要素の値と、前記大気抵抗係数とを用いて、前記中高度人工衛星の軌道予測を実施すると共に、当該軌道予測結果に基づき、アンテナによる前記中高度人工衛星の捕捉に用いられるアンテナ予測値を算出するステップと、
をコンピュータに実行させるための中高度人工衛星捕捉プログラム。 (Appendix 3)
A Kepler element calculation step for calculating a Kepler element value from the position and velocity data of the intermediate altitude satellite obtained from a GPS receiver mounted on the medium altitude satellite;
The value of the orbital length radius of the intermediate altitude satellite is calculated from a plurality of values of the orbital period obtained from the intermediate altitude artificial satellite, and the orbital length radius of the Kepler element calculated in the Kepler element calculating step is calculated. A trajectory length radius calculating step for replacing with a trajectory length radius;
An average orbit radius change rate is calculated using an average motion value obtained from a plurality of values of the orbit period, the average orbit radius change rate, the atmospheric density, and the orbit length radius calculated in the orbit length radius calculating step. And calculating the atmospheric resistance coefficient using
Using the Kepler element value with the orbital length radius replaced and the atmospheric resistance coefficient, orbit prediction of the medium-height satellite is performed, and based on the orbit prediction result, Calculating an antenna predicted value used for acquisition;
A medium-altitude satellite acquisition program to run a computer.

（付記４）
中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機から得られた当該中高度人工衛星の位置及び速度データから、ケプラー要素の値を算出するケプラー要素算出手段と、
前記中高度人工衛星から得られた軌道周期の複数の値から、該中高度人工衛星の軌道長半径の値を算出し、前記ケプラー要素算出ステップで算出したケプラー要素の軌道長半径を該算出した軌道長半径に置換する手段と、
前記軌道周期の複数の値から得られる平均運動の値を用いて平均軌道半径変化率を算出し、該平均軌道半径変化率と、大気密度と、前記軌道長半径算出ステップで算出した軌道長半径とを用いて、大気抵抗係数を算出する手段と、
前記軌道長半径を置換したケプラー要素の値と、前記大気抵抗係数とを用いて、前記中高度人工衛星の軌道予測を実施すると共に、当該軌道予測結果に基づき、アンテナによる前記中高度人工衛星の捕捉に用いられるアンテナ予測値を算出する手段と、
を有する中高度人工衛星捕捉装置。 (Appendix 4)
Kepler element calculation means for calculating the value of the Kepler element from the position and velocity data of the intermediate altitude satellite obtained from the GPS receiver mounted on the medium altitude satellite,
The value of the orbital length radius of the intermediate altitude satellite is calculated from a plurality of values of the orbital period obtained from the intermediate altitude artificial satellite, and the orbital length radius of the Kepler element calculated in the Kepler element calculating step is calculated. Means to replace the orbital length radius;
An average orbit radius change rate is calculated using an average motion value obtained from a plurality of values of the orbit period, the average orbit radius change rate, the atmospheric density, and the orbit length radius calculated in the orbit length radius calculating step. Means for calculating the atmospheric resistance coefficient using
Using the Kepler element value with the orbital length radius replaced and the atmospheric resistance coefficient, orbit prediction of the medium-height satellite is performed, and based on the orbit prediction result, Means for calculating an antenna predicted value used for acquisition;
A medium-altitude satellite capture device.

本発明の実施の形態に係るシステム概要図である。It is a system outline figure concerning an embodiment of the invention. アンテナ予報値生成装置の機能ブロック図である。It is a functional block diagram of an antenna forecast value generation device. 本発明の実施の形態におけるメインフローを示す図である。It is a figure which shows the main flow in embodiment of this invention. 座標変換を説明するための図である。It is a figure for demonstrating coordinate transformation. ケプラー要素を説明するための図である。It is a figure for demonstrating a Kepler element. ケプラー要素を説明するための図である。It is a figure for demonstrating a Kepler element. コンピュータの機能ブロック図である。It is a functional block diagram of a computer.

符号の説明Explanation of symbols

１人工衛星３アンテナ
５テレメトリ処理装置７アンテナ予報値生成装置
９アンテナ駆動装置
７１データ取得部７２取得データ格納部
７３座標変換部７４赤道面座標系データ格納部
７５平均要素生成部７６平均要素データ格納部
７７軌道長半径算出部７８平均運動データ格納部
７９軌道長半径変化率算出部８０軌道長半径変化率格納部
８１大気密度モデルデータ格納部
８２大気密度算出部８３大気密度格納部
８４大気抵抗係数算出部８５大気抵抗係数格納部
８６軌道予測部８７軌道予測データ格納部
８８アンテナ予報値算出部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Artificial satellite 3 Antenna 5 Telemetry processing apparatus 7 Antenna forecast value generation apparatus 9 Antenna drive apparatus 71 Data acquisition part 72 Acquisition data storage part 73 Coordinate conversion part 74 Equatorial plane coordinate system data storage part 75 Average element generation part 76 Average element data storage Unit 77 orbital length radius calculation unit 78 average motion data storage unit 79 orbital length radius change rate calculation unit 80 orbital length radius change rate storage unit 81 atmospheric density model data storage unit 82 atmospheric density calculation unit 83 atmospheric density storage unit 84 atmospheric resistance coefficient Calculation unit 85 Atmospheric resistance coefficient storage unit 86 Orbit prediction unit 87 Orbit prediction data storage unit 88 Antenna forecast value calculation unit

Claims

中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機から得られた当該中高度人工衛星の位置及び速度データから、軌道長半径を含むケプラー要素の値を算出するケプラー要素算出ステップと、
前記中高度人工衛星から得られた軌道周期の複数の値から、該中高度人工衛星の軌道長半径を算出し、前記ケプラー要素算出ステップで算出したケプラー要素の値に含まれる軌道長半径を、該算出した軌道長半径に置換する軌道長半径算出ステップと、
前記軌道周期の複数の値から得られる平均運動の値を用いて平均軌道半径変化率を算出し、該平均軌道半径変化率と、大気密度と、前記軌道長半径算出ステップで算出した軌道長半径とを用いて、大気抵抗係数を算出するステップと、
前記軌道長半径を置換したケプラー要素の値と、前記大気抵抗係数とを用いて、前記中高度人工衛星の軌道予測を実施すると共に、当該軌道予測結果に基づき、アンテナによる前記中高度人工衛星の捕捉に用いられるアンテナ予測値を算出するステップと、
をコンピュータが実行する中高度人工衛星捕捉方法。 A Kepler element calculation step for calculating a value of a Kepler element including an orbital length radius from the position and velocity data of the intermediate altitude satellite obtained from a GPS receiver mounted on the medium altitude artificial satellite;
A plurality of values of the orbital period obtained from highly satellites in said calculates a semi-major axis of the middle altitude satellites, the semi-major axis in the value of the Kepler elements calculated by the Keplerian element calculation step, A trajectory length radius calculating step for replacing the calculated trajectory length radius;
An average orbit radius change rate is calculated using an average motion value obtained from a plurality of values of the orbit period, the average orbit radius change rate, the atmospheric density, and the orbit length radius calculated in the orbit length radius calculating step. And calculating the atmospheric resistance coefficient using
Using the Kepler element value with the orbital length radius replaced and the atmospheric resistance coefficient, orbit prediction of the medium-height satellite is performed, and based on the orbit prediction result, Calculating an antenna predicted value used for acquisition;
A computer-implemented method for capturing mid-satellite satellites.

前記ケプラー要素算出ステップにおいて、
前記中高度人工衛星の位置及び速度データを、赤道面座標系における位置及び速度データに変換し、
前記赤道面座標系における位置及び速度データから、前記ケプラー要素の値を算出する、
請求項１記載の中高度人工衛星捕捉方法。 In the Kepler element calculation step,
Converting the medium altitude satellite position and velocity data into position and velocity data in the equatorial plane coordinate system;
From the position and velocity data in the equatorial plane coordinate system, the value of the Kepler element is calculated.
A method for capturing a medium-altitude satellite according to claim 1.

中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機から得られた当該中高度人工衛星の位置及び速度データから、軌道長半径を含むケプラー要素の値を算出するケプラー要素算出ステップと、
前記中高度人工衛星から得られた軌道周期の複数の値から、該中高度人工衛星の軌道長半径を算出し、前記ケプラー要素算出ステップで算出したケプラー要素の値に含まれる軌道長半径を、該算出した軌道長半径に置換する軌道長半径算出ステップと、
前記軌道周期の複数の値から得られる平均運動の値を用いて平均軌道半径変化率を算出し、該平均軌道半径変化率と、大気密度と、前記軌道長半径算出ステップで算出した軌道長半径とを用いて、大気抵抗係数を算出するステップと、
前記軌道長半径を置換したケプラー要素の値と、前記大気抵抗係数とを用いて、前記中高度人工衛星の軌道予測を実施すると共に、当該軌道予測結果に基づき、アンテナによる前記中高度人工衛星の捕捉に用いられるアンテナ予測値を算出するステップと、
をコンピュータに実行させるための中高度人工衛星捕捉プログラム。 A Kepler element calculation step for calculating a value of a Kepler element including an orbital length radius from the position and velocity data of the intermediate altitude satellite obtained from a GPS receiver mounted on the medium altitude artificial satellite;
A plurality of values of the orbital period obtained from highly satellites in said calculates a semi-major axis of the middle altitude satellites, the semi-major axis in the value of the Kepler elements calculated by the Keplerian element calculation step, A trajectory length radius calculating step for replacing the calculated trajectory length radius;
An average orbit radius change rate is calculated using an average motion value obtained from a plurality of values of the orbit period, the average orbit radius change rate, the atmospheric density, and the orbit length radius calculated in the orbit length radius calculating step. And calculating the atmospheric resistance coefficient using
Using the Kepler element value with the orbital length radius replaced and the atmospheric resistance coefficient, orbit prediction of the medium-height satellite is performed, and based on the orbit prediction result, Calculating an antenna predicted value used for acquisition;
A medium-altitude satellite acquisition program to run a computer.

中高度人工衛星に搭載されたＧＰＳ受信機から得られた当該中高度人工衛星の位置及び速度データから、軌道長半径を含むケプラー要素の値を算出するケプラー要素算出手段と、
前記中高度人工衛星から得られた軌道周期の複数の値から、該中高度人工衛星の軌道長半径を算出し、前記ケプラー要素算出ステップで算出したケプラー要素の値に含まれる軌道長半径を、該算出した軌道長半径に置換する手段と、
前記軌道周期の複数の値から得られる平均運動の値を用いて平均軌道半径変化率を算出し、該平均軌道半径変化率と、大気密度と、前記軌道長半径算出ステップで算出した軌道長半径とを用いて、大気抵抗係数を算出する手段と、
前記軌道長半径を置換したケプラー要素の値と、前記大気抵抗係数とを用いて、前記中高度人工衛星の軌道予測を実施すると共に、当該軌道予測結果に基づき、アンテナによる前記中高度人工衛星の捕捉に用いられるアンテナ予測値を算出する手段と、
を有する中高度人工衛星捕捉装置。 Kepler element calculation means for calculating a value of a Kepler element including an orbital length radius from the position and velocity data of the intermediate altitude satellite obtained from a GPS receiver mounted on the medium altitude artificial satellite;
A plurality of values of the orbital period obtained from highly satellites in said calculates a semi-major axis of the middle altitude satellites, the semi-major axis in the value of the Kepler elements calculated by the Keplerian element calculation step, Means for replacing the calculated orbital length radius;
An average orbit radius change rate is calculated using an average motion value obtained from a plurality of values of the orbit period, the average orbit radius change rate, the atmospheric density, and the orbit length radius calculated in the orbit length radius calculating step. Means for calculating the atmospheric resistance coefficient using
Using the Kepler element value with the orbital length radius replaced and the atmospheric resistance coefficient, orbit prediction of the medium-height satellite is performed, and based on the orbit prediction result, Means for calculating an antenna predicted value used for acquisition;
A medium-altitude satellite capture device.