JP7499975B2 - 測位方法 - Google Patents
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Description
前記飛翔体は、測位信号受信装置を具備する。前記地上局は、指向方向制御機能付き測位信号送信装置を具備し、地球固定座標系における位置座標が既知である。
前記飛翔体は、地上局から送信される測位信号を、同時に4か所の地上局から受信して、地球固定座標系における位置座標を計測する。
***構成の説明***
図1は、本実施の形態に係る測位システム800の構成例を示す図である。
図2は、本実施の形態に係る飛翔体500の機能構成例を示す図である。
地上局100は、測位信号送信装置10により、遠方を飛翔する飛翔体500に向けて指向性を有する狭域ビームで測位信号21を送信する。
飛翔体500は、測位信号受信装置501を具備する。また、飛翔体500は、計測装置502を具備する。
測位信号受信装置501は、測位信号21を受信する。
計測装置502は、測位信号受信装置501が受信した測位信号21により、飛翔体500の位置座標を計測する。
図3は、本実施の形態に係る測位方法の例1を示す図である。
測位方法の例1は、測位システム800により実現される。
測位方法の例1では、測位システム800は、地球70の地上に設置された4か所の地上局100を備える。
具体的には、飛翔体500は、測位信号受信装置501により、地上局100の測位信号送信装置10から飛翔体500に向けて指向性を有する狭域ビームで送信された測位信号21を受信する。測位信号受信装置501は、同時に4か所の地上局100から測位信号21を受信する。
そして、飛翔体500は、計測装置502により、同時に4か所の地上局100から受信した測位信号21を用いて、飛翔体500の地球固定座標系における位置座標を計測する。
位置座標が既知の点を見わたす立体角が大きいほど測位精度が向上するので、地上局100は南北方向と東西方向に分散した状態で測位をすると精度向上に寄与する。
本実施の形態では、主に、実施の形態1に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態1と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
実施の形態1では、同時に4か所の地上局100から測位信号21を受信することにより、飛翔体500の位置座標を計測した。
本実施の形態では、各種の衛星30から測位信号21を受信することにより、飛翔体500の位置座標を計測する態様について説明する。
衛星30は、衛星制御装置31と衛星通信装置32と推進装置33と姿勢制御装置34と電源装置35とを備える。その他、各種の機能を実現する構成要素を備えるが、図4では、衛星制御装置31と衛星通信装置32と推進装置33と姿勢制御装置34と電源装置35について説明する。
衛星通信装置32は、地上設備と通信する装置である。具体的には、衛星通信装置32は、自衛星に関する各種データを地上設備へ送信する。また、衛星通信装置32は、地上設備から送信される各種コマンドを受信する。
推進装置33は、衛星30に推進力を与える装置であり、衛星30の速度を変化させる。具体的には、推進装置33は電気推進機である。具体的には、推進装置33は、イオンエンジンまたはホールスラスタである。
姿勢制御装置34は、衛星30の姿勢と衛星30の角速度と視線方向(Line Of
Sight)といった姿勢要素を制御するための装置である。姿勢制御装置34は、各姿勢要素を所望の方向に変化させる。もしくは、姿勢制御装置34は、各姿勢要素を所望の方向に維持する。姿勢制御装置34は、姿勢センサとアクチュエータとコントローラとを備える。姿勢センサは、ジャイロスコープ、地球センサ、太陽センサ、スター・トラッカ、スラスタおよび磁気センサといった装置である。アクチュエータは、姿勢制御スラスタ、モーメンタムホイール、リアクションホイールおよびコントロール・モーメント・ジャイロといった装置である。コントローラは、姿勢センサの計測データまたは地上設備からの各種コマンドにしたがって、アクチュエータを制御する。
電源装置35は、太陽電池、バッテリおよび電力制御装置といった機器を備え、衛星30に搭載される各機器に電力を供給する。
処理回路は、専用のハードウェアであってもよいし、メモリに格納されるプログラムを実行するプロセッサであってもよい。
処理回路において、一部の機能が専用のハードウェアで実現されて、残りの機能がソフトウェアまたはファームウェアで実現されてもよい。つまり、処理回路は、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェアまたはこれらの組み合わせで実現することができる。
専用のハードウェアは、具体的には、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ASIC、FPGAまたはこれらの組み合わせである。
ASICは、Application Specific Integrated Circuitの略称である。FPGAは、Field Programmable Gate Arrayの略称である。
図5は、本実施の形態に係る測位方法の例2を示す図である。
図6は、本実施の形態に係る静止衛星200の機能構成例を示す図である。
図7は、本実施の形態に係る準天頂衛星300の機能構成例を示す図である。
測位方法の例2では、測位システム800は、静止衛星200ないし準天頂衛星300を備える。
静止衛星200は、地球固定座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星300は、図4の構成に加え、測位信号送信装置10の機能を有する。
準天頂衛星300は、地球固定座標系における位置座標が既知である。
静止衛星200または準天頂衛星300が備える測位信号送信装置10は、指向方向制御機能付き測位信号送信装置であってもよいし、指向方向制御機能付き測位信号送信装置でなくてもよい。
なお、測位方法の例2では、測位信号送信装置10が指向方向制御機能付き測位信号送信装置ではない場合でも以下のような効果がある。
位置座標が既知の点を見わたす立体角を大きいほど測位精度が向上するので、東西方向に離れた2機の静止衛星200と、東西方向に離れた2機の準天頂衛星300から測位信号21を受信すると、測位精度向上に寄与する。
飛翔体500の飛翔位置が遠距離になると、通常の測位信号送信機から送信した測位信号がノイズに埋もれて計測できなくなるという課題がある。
そこで、地球固定座標系における位置座標が既知の静止衛星200または準天頂衛星300から、遠方を飛翔する飛翔体500に向けて指向性を有する狭域ビームで測位信号21を送信する。これにより、有意な信号強度で測位信号を送信でき、飛翔体500の地球固定座標系における位置計測が可能となる。
図8は、本実施の形態に係る測位方法の例3を示す図である。
図9は、本実施の形態に係る測位方法の例3における飛翔体500の機能構成例を示す図である。
高精度時計503の具体例は、原子時計あるいは光格子時計といった高精度の時計である。
なお、静止衛星200または準天頂衛星300が指向方向制御機能付き測位信号送信装置を具備すれば、より遠方の飛翔体でも位置計測が可能となることは測位方法の例2と同様である。
測位方法の例4では、飛翔体500は、測位信号受信装置501と計測装置502を具備する。飛翔体500は、高精度時計503を具備していてもよいし、具備していなくてもよい。
静止衛星200は、測位信号送信装置10を具備し、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知であるものとする。
準天頂衛星300は、測位信号送信装置10を具備し、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知であるものとする。
高精度時計503を具備する飛翔体500であれば、飛翔体500は、3機の静止衛星200または準天頂衛星300からの測位信号21を受信して位置座標の計測ができる。
一方、高精度時計503を具備しない飛翔体500であれば、飛翔体500は、4機の静止衛星200または準天頂衛星300からの測位信号21を受信して位置座標の計測ができる。
本実施の形態では、主に、実施の形態1,2に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態1,2と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
図10は、本実施の形態に係る測位方法の例5を示す図である。
図11は、本実施の形態に係る第1の飛翔体510の構成例を示す図である。
測位方法の例5では、測位システム800は、第1の飛翔体510と、静止衛星200と、準天頂衛星300とにより構成される。
第2の飛翔体520は、測位信号受信装置501を具備する飛翔体である。また、第2の飛翔体520は、計測装置502も具備する。
静止衛星200は、測位信号送信装置10を具備し、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星300は、測位信号送信装置10を具備し、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知である。
第2の飛翔体520は、同時に第1の飛翔体510と、3機の静止衛星200または準天頂衛星300から測位信号21を受信して、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標を計測する。
高精度時計を具備しない第2の飛翔体520は、同時に位置座標が既知の4か所から測位信号21を受信すれば時刻の不確定性も含めて位置座標を計測できる。よって、高精度時計を具備しない第2の飛翔体520は、第1の飛翔体510と、3機の静止衛星200または準天頂衛星300から測位信号21を受信すれば位置座標を計測可能となる。
なお、第1の飛翔体510が測位信号21を受信する受信元の静止衛星200ないし準天頂衛星300は、第2の飛翔体520が測位信号21を受信する受信元の静止衛星200ないし準天頂衛星300と別の衛星であってもよい。
本実施の形態では、主に、実施の形態1から3に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態1から3と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
図12は、本実施の形態に係る測位方法の例6を示す図である。
測位方法の例6では、測位システム800は、第1の飛翔体510と、静止衛星200と、準天頂衛星300とにより構成される。
第1の飛翔体510は、月71を周回する。第1の飛翔体510は、測位信号送信装置10を具備して月71を周回し、月固定座標系または慣性座標系の位置座標が既知である。
静止衛星200は、測位信号送信装置10を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星300は、測位信号送信装置10を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
第2の飛翔体520は、同時に第1の飛翔体510と、3機の静止衛星200または準天頂衛星300から測位信号21を受信して、慣性座標系における位置座標を計測する。
月の重心を原点とし、経度、緯度に高度を加えた3次元座標系として月固定座標系を定義することが可能である。
月の軌道面(地球に対する公転面)は黄道に対して5.15°傾いており、月の自転軸は黄道垂線から6.69°傾いている。自転軸が黄道垂線から23.4°傾斜している地球において、地球固定座標系と慣性座標系の座標変換ができるのと同様に、月固定座標系と慣性座標系の座標変換が可能である。
LOP-Gは、Lunar Orbital Platform-Gatewayの略語である。NRHOは、Near Rectilinear Halo Orbitの略語である。
月を周回する第1の飛翔体510を含めて測位することにより、地球と月の間を飛翔する第2の飛翔体520の地球からの距離計測精度が向上するという効果がある。
またゲートウェイがNRHOを飛翔する場合には、黄道面から75000km程度まで南方に移動するので、第2の飛翔体520からみて立体角の大きな測位が可能となり、測位精度が向上するという効果がある。
図13は、本実施の形態に係る測位方法の例7を示す図である。
図14は、本実施の形態に係る月面局550の構成例を示す図である。
測位方法の例7では、測位システム800は、月面局550と、静止衛星200と、準天頂衛星300とから構成される。
月面局550は、月面に設置され、高精度時計503と、測位信号送信装置10を具備する。
静止衛星200は、測位信号送信装置10を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星300は、測位信号送信装置10を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
図15は、本実施の形態に係る測位方法の例8を示す図である。
測位方法の例8では、測位システム800は、月面局550と、第1の飛翔体510と、静止衛星200と、準天頂衛星300とにより構成される。
第1の飛翔体510は、月を周回する。第1の飛翔体510は、測位信号送信装置10を具備して月を周回し、月固定座標系または慣性座標系の位置座標が既知である。
静止衛星200は、測位信号送信装置10を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星300は、測位信号送信装置10を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
第2の飛翔体520は、同時に月面局550と、第1の飛翔体510と、2機の静止衛星200または準天頂衛星300から測位信号21を受信して、慣性座標系における位置座標を計測する。
また地球からみて月より遠方を飛翔する惑星探査衛星といった第2の飛翔体520の位置座標の計測が可能となるという効果がある。
本実施の形態では、主に、実施の形態1から4に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態1から4と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
図17は、本実施の形態に係る第3の飛翔体530の構成例を示す図である。
月面局550は、月面に設置され、高精度時計503と測位信号送信装置10を具備し、月固定座標系の位置座標が既知である。
第3の飛翔体530は、月を周回する。第3の飛翔体530は、高精度時計503と測位信号送信装置10を具備して月を周回し、月固定座標系の位置座標が既知である。
月測位システム801は、月面局550と、第3の飛翔体530の両方または片方により構成され、月面局550と第3の飛翔体530の合計数が4以上である。
なお、図16では第3の飛翔体が同一軌道面を飛翔している例を示したが、第3の飛翔体が異なる軌道面を飛翔してもよいことは言うまでもない。
月面の移動体あるいは月近傍を飛翔する第2の飛翔体520について、月固定座標系が既知の4か所以上の月面局550ないし月周回衛星(第3の飛翔体530)から測位信号を受信すれば、地球上の測位衛星システムと同様に、月固定座標系における位置座標の計測が可能となる。
人類の月面進出が進展した場合、月面上の測位拠点を確保して、月固定座標系に対する測位システムを形成することは、月周回衛星の運用制御の利便性を高めるという効果がある。
月測位システムによれば、月面の移動体あるいは月近傍を飛翔する第2の飛翔体の月固定座標系における位置座標が計測可能になるという効果がある。
本実施の形態では、主に、実施の形態1から5に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態1から5と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
図19は、本実施の形態に係る測位衛星400を用いた測位信号21の送信例を示す図である。
測位衛星400では、衛星座標系のX軸を東面進行方向、Y軸を南方向、Z軸を地球方向とする。
測位衛星400は、太陽電池パドル401が北面(-Y)1翼構成である。また、測位衛星400は、南面(+Y)に測位信号送信装置10を搭載する。
測位衛星400は、南北軸(Y軸)回りに反地球方向(-Z軸)からAzimuth±170degを包含する測位信号送信視野、および、XZ面に対してElevation-25deg以上(北側)、Elevation36deg以上(南側)の測位信号送信視野を確保する。
地球の地軸は慣性空間に対して約23.4度傾斜しているため、冬至と夏至で±23.4度の指向方向の変動がある。
地球半径が約6400kmであるのに対して静止軌道半径は約42000kmと約7倍であり、地軸の傾斜があるため、季節によっては地球の陰が発生しない状況もありうる。
測位信号送信装置の駆動範囲として、360度以上の連続的回動ができない測位信号送信装置では、地球方向をデッドゾーンに充て、南面搭載時のAzimuth回転範囲として、反地球方向に対して±170degを包含する。±175degの測位信号送信装置は実在しており、広視野になるほど測位信号送信の途絶期間を短縮できる。
ゲートウェイでは有人活動も計画されており、人命の関わる船外活動といったイベントにおいて、長時間にわたり通信途絶することなく地上設備と通信できるという効果がある。
なおNRHOの近地点が月の南極側に設定される場合は、測位衛星も南北を入れ替えた配置にすることは言うまでもない。
また運用途中においてゲートウェイの軌道が変更になった場合であっても、測位衛星をZ軸回りに180度回転して南北を入れ替えた運用が可能であり、上記と同様の効果を得ることができる。
コンピュータは、プロセッサあるいは電子回路を備えるとともに、メモリ、補助記憶装置、入力インタフェース、出力インタフェース、および通信装置といった他のハードウェアを備える。プロセッサあるいは電子回路は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。
また、実施の形態1から6のうち、複数の部分あるいは実施例を組み合わせて実施しても構わない。あるいは、これらの実施の形態のうち、1つの部分あるいは実施例を実施しても構わない。その他、これらの実施の形態を、全体としてあるいは部分的に、どのように組み合わせて実施しても構わない。
すなわち、実施の形態1から6では、各実施の形態の自由な組み合わせ、あるいは各実施の形態の任意の構成要素の変形、もしくは各実施の形態において任意の構成要素の省略が可能である。
Claims (2)
- 地球から月または惑星に向かう宇宙空間ないし月または惑星の近傍を飛翔する飛翔体の位置座標を計測する測位方法であって、
前記飛翔体は、
測位信号受信装置を具備し、
測位信号送信装置を具備し、地球固定座標系における位置座標が既知である静止衛星から送信される測位信号と、測位信号送信装置を具備し、地球固定座標系における位置座標が既知である準天頂衛星から送信される測位信号とを、同時に4機の静止衛星ないし準天頂衛星から受信して、地球固定座標系における位置座標を計測する測位方法。 - 静止衛星または準天頂衛星が指向方向制御機能付き測位信号送信装置を具備する請求項1に記載の測位方法。
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