JPH11325951A - Method and device for determining orbit with attitude sensor of space navigating object - Google Patents
Method and device for determining orbit with attitude sensor of space navigating objectInfo
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- JPH11325951A JPH11325951A JP12922498A JP12922498A JPH11325951A JP H11325951 A JPH11325951 A JP H11325951A JP 12922498 A JP12922498 A JP 12922498A JP 12922498 A JP12922498 A JP 12922498A JP H11325951 A JPH11325951 A JP H11325951A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ロケットや人工衛
星などの宇宙航行体の軌道決定方法に関する。地上から
のトラッキングによる軌道決定方法やＧＰＳ（global
positioning system）による軌道決定方法とは異な
り、地上トラッキング局やＮＡＶＳＴＡＲ（navigation
satellite time and ranging global positionin
g system ）等の軌道決定インフラストラクチャを必
要とすることのない自律的な軌道決定方法に関する。The present invention relates to a method for determining the trajectory of a spacecraft such as a rocket or an artificial satellite. Orbit determination method by tracking from the ground and GPS (global
Unlike the orbit determination method by the positioning system, the ground tracking station and NAVSTAR (navigation)
satellite time and ranging global positionin
g system), which is an autonomous orbit determination method that does not require an orbit determination infrastructure.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来の宇宙航行体の軌道決定方法では、
地上における追跡局において、大型のトラッキングアン
テナを用いて宇宙航行体までの距離および方向角を測定
し、そのデータをオフラインで処理することにより、宇
宙航行体の軌道決定値を算出していた。また、従来の別
の軌道決定方法では、ＧＰＳ等の宇宙インフラストラク
チャを利用するものがある。2. Description of the Related Art In a conventional method for determining the orbit of a spacecraft,
At a tracking station on the ground, the distance and direction angle to the spacecraft were measured using a large tracking antenna, and the data were processed off-line to calculate the orbit determination value of the spacecraft. Another conventional orbit determination method uses a space infrastructure such as GPS.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上述し
た従来のシステムでは、次のような問題がある。第１の
問題点は、宇宙航行体に軌道決定専用の装置が必要なこ
とである。その理由は、地上の追跡局を用いた軌道決定
方法の場合には、地上局に電波を送出する装置が、ま
た、ＧＰＳ等による軌道決定方法の場合には、ＧＰＳ受
信機等が必要になるためである。However, the above-mentioned conventional system has the following problems. The first problem is that the spacecraft needs a dedicated device for orbit determination. The reason is that, in the case of the orbit determination method using a tracking station on the ground, a device for transmitting radio waves to the ground station is required, and in the case of the orbit determination method by GPS or the like, a GPS receiver or the like is required. That's why.
【０００４】第２の問題点は、自律的な軌道決定ができ
ないということである。その理由は、地上での追跡局を
用いた軌道決定方法にせよ、ＧＰＳ等の宇宙インフラス
トラクチャを用いた軌道決定方法にせよ、宇宙航行体以
外の軌道決定に必要なシステムが必要である。地上での
追跡局やＧＰＳ等におけるＮＡＶＳＴＡＲまたはＮＡＶ
ＳＴＡＲの地上運用設備がこれにあたる。A second problem is that autonomous orbit determination cannot be performed. The reason is that whether the orbit determination method using a tracking station on the ground or the orbit determination method using space infrastructure such as GPS, a system required for orbit determination other than a space vehicle is required. NAVSTAR or NAV for tracking stations on the ground, GPS, etc.
This is STAR's ground operation equipment.
【０００５】第３の問題点は、オンボードかつ実時間で
軌道決定値を得ることができないという欠点がある。そ
の理由は、地上での追跡局を用いた軌道決定方法の場合
には、オフライン処理を含むためである。さらに、この
軌道データをオンボードで利用する場合には、地上から
宇宙航行体に対して軌道決定値を伝達する必要がある
が、瞬時の伝達ができないことから実時間性が実現でき
ないためである。A third problem is that it is not possible to obtain a trajectory determination value on-board and in real time. The reason is that the orbit determination method using a tracking station on the ground includes an off-line process. Furthermore, when using this orbit data on-board, it is necessary to transmit the orbit determination value from the ground to the spacecraft, but real-time performance cannot be realized because instantaneous transmission is not possible. .
【０００６】本発明は、このような背景の下になされた
もので、宇宙航行体以外に他のシステムを必要としない
自律的な軌道決定方法により、軌道決定値を提供するこ
とにある。また、この軌道決定方法をオンボードで実現
することにより、実時間かつオンボードで利用できる軌
道決定値を提供することにある。The present invention has been made under such a background, and an object of the present invention is to provide an orbit determination value by an autonomous orbit determination method that does not require any other system besides a spacecraft. Another object of the present invention is to provide a trajectory determination value that can be used in real time and onboard by realizing this trajectory determination method on-board.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】請求項１に記載の発明
は、宇宙航行体の軌道決定方法において、宇宙航行体に
搭載された姿勢センサにより取得される地球に対する情
報を、宇宙航行体の姿勢決定値により宇宙航行体の機体
座標系から慣性座標系に座標変換し、かくして変換され
たセンサ値を観測ベクトルとして、フィルタ処理を行っ
て、軌道決定値を求め、座標変換された後のセンサの値
を予測する観測モデルにより軌道決定値を修正し、地球
の回りを飛翔する宇宙航行体の軌道力学モデルにより軌
道決定値を修正することを特徴とするカルマンフィルタ
による宇宙航行体の軌道決定方法である。According to a first aspect of the present invention, in the method for determining the trajectory of a spacecraft, information on the earth acquired by a posture sensor mounted on the spacecraft is used. The coordinates are converted from the body coordinate system of the spacecraft to the inertial coordinate system based on the determined value, and the sensor value converted in this way is used as an observation vector, and a filter process is performed to determine a trajectory determined value. An orbit determination method for a spacecraft using a Kalman filter, characterized in that the orbit determination value is corrected by an observation model that predicts the value and the orbit determination value is corrected by an orbital dynamics model of the spacecraft flying around the earth. .
【０００８】請求項２に記載の発明は、請求項１に記載
の宇宙航行体の軌道決定方法において、前記の宇宙航行
体の軌道決定方法は、宇宙航行体に搭載された機器以外
の他の機器を必要とせず、自律的に軌道を決定すること
を特徴としている。According to a second aspect of the present invention, in the trajectory determining method for a spacecraft according to the first aspect, the trajectory determining method for the spacecraft includes a method for determining a trajectory other than the equipment mounted on the spacecraft. It is characterized by the autonomous determination of the orbit without the need for equipment.
【０００９】請求項３に記載の発明は、請求項１に記載
の宇宙航行体の軌道決定方法において、前記の宇宙航行
体の軌道決定方法は、前記の姿勢決定値を得る処理と、
姿勢センサに対応した観測モデルによる演算処理と、地
球の回りを飛翔する宇宙航行体の軌道力学モデルによる
演算処理と、カルマンフィルタの演算処理と、を実行す
るコンピュタを搭載することにより、オンボードで軌道
決定値を出力することができることを特徴としている。According to a third aspect of the present invention, in the trajectory determining method for a spacecraft according to the first aspect, the trajectory determining method for the spacecraft includes a process of obtaining the attitude determination value;
Equipped with a computer that performs arithmetic processing by an observation model corresponding to the attitude sensor, arithmetic processing by an orbital dynamics model of a spacecraft flying around the earth, and arithmetic processing by a Kalman filter, the It is characterized in that a determined value can be output.
【００１０】請求項４に記載の発明は、請求項３に記載
の宇宙航行体の軌道決定方法において、前記の宇宙航行
体の軌道決定方法は、必要な処理を実時間で処理するこ
とにより、実時間で軌道決定値を出力することができる
ことを特徴としている。According to a fourth aspect of the present invention, in the trajectory determining method for a spacecraft according to the third aspect, the trajectory determining method for the spacecraft performs necessary processing in real time. The feature is that the trajectory determination value can be output in real time.
【００１１】請求項５に記載の発明は、宇宙航行体の軌
道決定装置において、地球に対する情報を検出すること
を目的とした姿勢センサと、その情報を宇宙航行体の機
体座標系から慣性座標系に座標変換する座標変換処理装
置と、変換されたセンサ値と、座標変換された後のセン
サの値を予測する観測モデルと、地球の回りを飛翔する
宇宙航行体の軌道力学モデルと、をフィルタ処理するカ
ルマンフィルタ装置とから構成されている宇宙航行体の
軌道決定装置である。According to a fifth aspect of the present invention, in the orbit determination device for a spacecraft, an attitude sensor for detecting information on the earth, and the information is converted from the body coordinate system of the spacecraft to the inertial coordinate system. A coordinate transformation processing device that transforms the coordinates into a coordinate, a converted sensor value, an observation model that predicts the value of the sensor after the coordinate transformation, and an orbital dynamics model of a spacecraft flying around the earth. And a Kalman filter device for processing.
【００１２】請求項６に記載の発明は、請求項５に記載
の宇宙航行体の軌道決定装置において、前記の宇宙航行
体の軌道決定装置は、地球に対する情報を検出する姿勢
センサとして、宇宙航行体の機体座標系に対する地球の
地心方向を検出する地球センサを用いることを特徴とし
ている。According to a sixth aspect of the present invention, in the trajectory determining device for a spacecraft according to the fifth aspect, the trajectory determining device for the spacecraft includes a space navigation device as an attitude sensor for detecting information on the earth. It is characterized by using an earth sensor for detecting the direction of the earth's center of gravity with respect to the body's body coordinate system.
【００１３】請求項７に記載の発明は、請求項５に記載
の宇宙航行体の軌道決定装置において、前記の宇宙航行
体の軌道決定装置は、地球に対する情報を検出する姿勢
センサとして、宇宙航行体の機体座標系に対する地球磁
場ベクトルを検出する地磁気センサを用い、座標変換さ
れた後のセンサの値を予測する観測モデルとして、地磁
気ポテンシャルから得られる地磁気モデルを用いること
を特徴としている。According to a seventh aspect of the present invention, in the trajectory determining apparatus for a spacecraft according to the fifth aspect, the trajectory determining apparatus for a spacecraft includes a spacecraft as an attitude sensor for detecting information on the earth. It is characterized by using a geomagnetic sensor that detects an earth magnetic field vector with respect to the body's body coordinate system, and using a geomagnetic model obtained from a geomagnetic potential as an observation model that predicts the value of the sensor after coordinate conversion.
【００１４】[0014]
【発明の実施の形態】次に、本発明の実施の形態につい
て図面を参照して詳細に説明する。図１は本発明の一実
施の形態としての軌道決定方法の機能ブロック図を示
す。図において、地球センサ８は、地球の方向を観測す
ることにより、宇宙航行体の機体座標系における地心方
向ベクトル９を出力する。この出力を、別途、姿勢決定
系５によって得られている慣性座標系から機体座標系に
対する姿勢決定値６をもとに、座標変換７によって機体
座標系から慣性座標系に座標変換を行い、慣性座標系に
おける地心方向ベクトル１０を算出する。これをカルマ
ンフィルタ１における観測ベクトルとすることにより、
フィルタ処理２によって、慣性座標系における軌道決定
値４が得られる。なお、フィルタ処理２においては、推
定された軌道決定値４と地球方向モデル１１とにより、
慣性座標系における地心方向の予測値を計算し、これを
実際の慣性座標系における地心方向ベクトルと比較する
ことにより、慣性座標系における軌道決定値４の修正を
行うことができる。また、過去に決定された軌道決定値
をもとに、軌道力学モデル３を用いて、将来の軌道決定
値の予測値を求め、これと実際の軌道決定値を比較する
ことにより、慣性座標系における軌道決定値４の修正を
行うことができる。また、カルマンフィルタ１には、シ
ーケンシャルカルマンフィルタを採用しておりフィルタ
に対する入力としての慣性座標系における地心方向ベク
トル１０が更新される度に軌道決定値４を実時間で計算
することができる。以上詳細に実施例の構成を述べた
が、図のカルマンフィルタ１は、当業者にとってよく知
られているので、その詳細な構成は省略する。Next, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. FIG. 1 shows a functional block diagram of a trajectory determination method as one embodiment of the present invention. In the figure, an earth sensor 8 outputs a geocentric vector 9 in the body coordinate system of a spacecraft by observing the direction of the earth. This output is separately subjected to coordinate transformation from the body coordinate system to the inertial coordinate system by coordinate transformation 7 based on the posture determination value 6 with respect to the body coordinate system from the inertial coordinate system obtained by the posture determination system 5, The ground-center direction vector 10 in the coordinate system is calculated. By using this as the observation vector in the Kalman filter 1,
The trajectory determination value 4 in the inertial coordinate system is obtained by the filtering process 2. In the filtering process 2, the estimated orbit determination value 4 and the earth direction model 11
By calculating the predicted value of the geocentric direction in the inertial coordinate system and comparing this with the geocentric direction vector in the actual inertial coordinate system, the trajectory determination value 4 in the inertial coordinate system can be corrected. Further, based on the orbit determination value determined in the past, a predicted value of the future orbit determination value is obtained by using the orbit dynamic model 3, and this is compared with the actual orbit determination value to obtain the inertial coordinate system. Can be corrected. The Kalman filter 1 employs a sequential Kalman filter, and can calculate the orbit determination value 4 in real time every time the earth-centered vector 10 in the inertial coordinate system as an input to the filter is updated. Although the configuration of the embodiment has been described in detail above, the detailed configuration of the Kalman filter 1 in the figure is omitted because it is well known to those skilled in the art.
【００１５】次に図１の軌道決定方法の一実施例におけ
る動作を図２および図３に示す。図において、図２
（ａ）〜（ｃ）は、軌道決定のうち、位置決定誤差のＸ
／Ｙ／Ｚ成分を示す。ここにいうＸ／Ｙ／Ｚは、地心方
向をＺ、宇宙航行体の軌道面垂直方向で宇宙航行体が地
球に対して有する角運動量ベクトルと反対向きをＹ、Ｙ
とＺとの直交方向で右手系で規定される方向をＸとして
定義しており、この座標系を軌道座標系と称することに
する。また、同様に、図３（ａ）〜（ｃ）は、軌道決定
のうち、速度決定誤差のＸ／Ｙ／Ｚ成分を示す。これら
の誤差は、地球センサの出力に含まれる誤差として１
［ｄｅｇ］を想定したものである。図から明らかなよう
に、位置決定誤差として２０［ｋｍ］程度、速度決定誤
差として４０［ｍ／ｓ］程度を実現している。これによ
り、地球センサの出力を姿勢決定値により座標変換して
カルマンフィルタ処理をすることで、軌道決定値が得ら
れることが確認された。即ち、宇宙航行体に搭載された
機器以外の他のシステムを必要としない意味での自律的
な軌道決定方法の有効性が確認された。Next, the operation of one embodiment of the trajectory determination method shown in FIG. 1 is shown in FIGS. In the figure, FIG.
(A) to (c) show the position determination error X in the trajectory determination.
/ Y / Z component. Here, X / Y / Z means Z for the earth-center direction, and Y and Y for the directions perpendicular to the orbital plane of the spacecraft with respect to the angular momentum vector of the spacecraft with respect to the earth.
The direction defined by the right-handed system in the direction orthogonal to Z and Z is defined as X, and this coordinate system will be referred to as a trajectory coordinate system. Similarly, FIGS. 3A to 3C show the X / Y / Z components of the speed determination error in the trajectory determination. These errors are 1 as errors contained in the output of the earth sensor.
[Deg]. As is clear from the figure, a position determination error of about 20 [km] and a speed determination error of about 40 [m / s] are realized. Thereby, it was confirmed that the orbit determination value can be obtained by performing the Kalman filter processing by performing coordinate conversion on the output of the earth sensor based on the attitude determination value. That is, the effectiveness of the autonomous orbit determination method in the sense that no other system other than the equipment mounted on the spacecraft is required was confirmed.
【００１６】本発明の他の実施例として、その基本的構
成は上記の通りであるが、地球センサの代わりに地磁気
センサを用いることも可能である。その構成を図４に示
す。本図において、地磁気センサ１２によって計測され
た機体座標系における地磁気ベクトル１３は、前述と同
様に座標変換７により慣性座標系における地磁気ベクト
ル１４に座標変換される。この座標変換後の値をカルマ
ンフィルタ１におけるフィルタ処理２を行うことで、慣
性座標系における軌道決定値４が得られる。なお、カル
マンフィルタにおける観測方程式としては、地磁気モデ
ル１５を適用し、このモデルと慣性座標系における軌道
決定値の予測値にとから計算される地磁気ベクトルの予
測値と実際の慣性座標系における地磁気ベクトル１４と
を比較することにより、姿勢決定値４を補正する。In another embodiment of the present invention, the basic configuration is as described above, but a geomagnetic sensor may be used instead of the earth sensor. The configuration is shown in FIG. In the figure, the geomagnetic vector 13 in the body coordinate system measured by the geomagnetic sensor 12 is coordinate-transformed into the geomagnetic vector 14 in the inertial coordinate system by the coordinate conversion 7 as described above. By performing the filter processing 2 in the Kalman filter 1 on the value after the coordinate conversion, a trajectory determination value 4 in the inertial coordinate system is obtained. As an observation equation in the Kalman filter, a geomagnetic model 15 is applied, and a predicted value of a geomagnetic vector calculated from the model and a predicted value of an orbit determination value in an inertial coordinate system and a geomagnetic vector 14 in an actual inertial coordinate system are used. To correct the posture determination value 4.
【００１７】次に、この図４に示す他の実施例としての
軌道決定方法の動作を図５および図６に示す。図５
（ａ）〜（ｃ）および図６（ａ）〜（ｃ）の記号の意味
は、それぞれ図２（ａ）〜（ｃ）および図３（ａ）〜
（ｃ）におけるそれらと同様である。図からわかる通
り、位置決定誤差として１５００［ｋｍ］程度、速度決
定誤差として１５００［ｍ／ｓ］を実現している。但
し、この場合の地磁気モデルとしては、最も単純なダイ
ポールモデルを使用している。さらに精度の高い地磁気
モデルを使用することにより、軌道決定値の誤差を小さ
くすることが可能である。Next, the operation of the trajectory determination method as another embodiment shown in FIG. 4 is shown in FIGS. FIG.
The meanings of the symbols in (a) to (c) and FIGS. 6 (a) to (c) are shown in FIGS. 2 (a) to (c) and FIGS.
The same as those in (c). As can be seen from the drawing, a position determination error of about 1500 [km] and a speed determination error of 1500 [m / s] are realized. However, the simplest dipole model is used as the geomagnetic model in this case. By using a more accurate geomagnetic model, it is possible to reduce the error of the orbit determination value.
【００１８】[0018]
【発明の効果】以上説明したように、本発明において
は、次のような効果を奏する。第１の効果は、宇宙航行
体以外の他のシステムを必要としないで自律的に宇宙航
行体の軌道決定ができることにある。その理由は、本発
明で利用する機器は、宇宙航行体に搭載されたものだけ
であるためである。As described above, the present invention has the following effects. The first effect is that the trajectory of the spacecraft can be determined autonomously without requiring any other system other than the spacecraft. The reason is that the devices used in the present invention are only those mounted on the spacecraft.
【００１９】第２の効果は、オンボードでの軌道決定が
できることにある。その理由は、本発明で利用する機器
が宇宙航行体に搭載されたものに限られていることであ
る。The second effect is that the trajectory can be determined on-board. The reason is that the devices used in the present invention are limited to those mounted on a spacecraft.
【００２０】第３の効果は、実時間で宇宙航行体の軌道
決定ができることにある。その理由は、実時間の処理が
可能なフィルタ処理としてシーケンシャルカルマンフィ
ルタを採用していることである。A third effect is that the orbit of the spacecraft can be determined in real time. The reason is that a sequential Kalman filter is used as a filter process capable of real-time processing.
【図１】 本発明の軌道決定方法の機能ブロック図であ
る。FIG. 1 is a functional block diagram of a trajectory determination method according to the present invention.
【図２】 図１に示す本発明の軌道決定方法を宇宙航行
体に適用した場合の動作例に関し、位置推定精度のＸ／
Ｙ／Ｚ成分を示す説明図である。FIG. 2 relates to an operation example when the orbit determination method of the present invention shown in FIG. 1 is applied to a spacecraft,
It is explanatory drawing which shows a Y / Z component.
【図３】 図１に示す本発明の軌道決定方法を宇宙航行
体に適用した場合の動作例に関し、速度推定精度のＸ／
Ｙ／Ｚ成分を示す説明図である。FIG. 3 relates to an operation example when the orbit determination method of the present invention shown in FIG. 1 is applied to a spacecraft,
It is explanatory drawing which shows a Y / Z component.
【図４】 本発明の他の実施例の軌道決定方法の機能ブ
ロック図である。FIG. 4 is a functional block diagram of a trajectory determination method according to another embodiment of the present invention.
【図５】 図４に示す本発明の他の実施例の軌道決定方
法を宇宙航行体に適用した場合の動作例に関し、位置推
定精度のＸ／Ｙ／Ｚ成分を示す説明図である。FIG. 5 is an explanatory diagram showing X / Y / Z components of position estimation accuracy in an operation example when the orbit determination method according to another embodiment of the present invention shown in FIG. 4 is applied to a spacecraft.
【図６】 図４に示す本発明の他の実施例の軌道決定方
法を宇宙航行体に適用した場合の動作例に関し、速度推
定精度のＸ／Ｙ／Ｚ成分を示す説明図である。FIG. 6 is an explanatory diagram showing X / Y / Z components of speed estimation accuracy in an operation example when the orbit determination method according to another embodiment of the present invention shown in FIG. 4 is applied to a spacecraft.
１ カルマンフィルタ ２ フィルタ処理 ３ 軌道力学モデル ４ 軌道決定値 ５ 姿勢決定系 ６ 姿勢決定値 ７ 座標変換 ８ 地球センサ ９ 機体座標系における地心方向ベクトル １０ 慣性座標系における地心方向ベクトル １１ 地球方向モデル Reference Signs List 1 Kalman filter 2 Filter processing 3 Orbital dynamic model 4 Orbit determination value 5 Attitude determination system 6 Attitude determination value 7 Coordinate transformation 8 Earth sensor 9 Geocentric vector in inertial coordinate system 10 Geocentric vector in inertial coordinate system 11 Earth direction model
Claims (7)
球に対する情報を、宇宙航行体の姿勢決定値により宇宙
航行体の機体座標系から慣性座標系に座標変換し、 変換されたセンサ値を観測ベクトルとして、フィルタ処
理を行って、軌道決定値を求め、 座標変換された後のセンサの値を予測する観測モデルに
より軌道決定値を修正し、 地球の回りを飛翔する宇宙航行体の軌道力学モデルによ
り軌道決定値を修正することを特徴とするカルマンフィ
ルタによる宇宙航行体の軌道決定方法。1. A method for determining the trajectory of a spacecraft, wherein information on the earth obtained by a posture sensor mounted on the spacecraft is converted from the body coordinate system of the spacecraft into inertial coordinates by the attitude determination value of the spacecraft. The coordinates are transformed into a system, the converted sensor values are used as observation vectors, and a filtering process is performed to determine the trajectory determination value.The trajectory determination value is corrected by an observation model that predicts the sensor value after the coordinate transformation, An orbit determination method for a spacecraft using a Kalman filter, wherein an orbit determination value is corrected by an orbital dynamics model of a spacecraft flying around the earth.
航行体に搭載された機器以外の他の機器を必要とせず、
宇宙航行体が自律的に軌道を決定することを特徴とする
請求項１記載の宇宙航行体の軌道決定方法。2. The method for determining the trajectory of a spacecraft does not require any equipment other than the equipment mounted on the spacecraft,
The orbit determination method for a spacecraft according to claim 1, wherein the spacecraft determines an orbit autonomously.
る演算処理と、 カルマンフィルタの演算処理とを実行するコンピュタを
搭載することにより、オンボードで軌道決定値を出力す
ることができることを特徴とする請求項１記載の宇宙航
行体の軌道決定方法。3. A method for determining the trajectory of a spacecraft, comprising: a process for obtaining a determined value of the attitude of the spacecraft; a calculation process using an observation model corresponding to a attitude sensor; and a spacecraft flying around the earth. 2. The spacecraft according to claim 1, wherein an orbit determination value can be output on-board by installing a computer that executes an arithmetic process using an orbital dynamic model of the body and an arithmetic process of a Kalman filter. Orbit determination method.
な処理を実時間で処理することにより、実時間で軌道決
定値を出力することができることを特徴とする請求項３
記載の宇宙航行体の軌道決定方法。4. The method according to claim 3, wherein the orbit determination method for the spacecraft can output the orbit determination value in real time by performing necessary processing in real time.
Orbit determination method for the spacecraft described.
決定装置において、 地球に対する情報を検出することを目的とした姿勢セン
サと、 その情報を宇宙航行体の機体座標系から慣性座標系に座
標変換する座標変換処理装置と、 変換されたセンサ値のフィルタ処理と、座標変換された
後のセンサの値を予測する観測モデルと、地球の回りを
飛翔する宇宙航行体の軌道力学モデルとを利用して演算
処理を行うカルマンフィルタとから構成されている宇宙
航行体の軌道決定装置。5. A trajectory determining device for a spacecraft mounted on a spacecraft, wherein the attitude sensor is for detecting information on the earth, and the information is converted from an airframe coordinate system of the spacecraft to an inertial coordinate system. A coordinate transformation processing device that transforms the coordinates into a coordinate, a filter processing of the converted sensor values, an observation model that predicts the values of the sensors after the coordinate transformation, and an orbital dynamics model of a spacecraft that flies around the earth. An orbit determination device for a spacecraft, comprising a Kalman filter that performs arithmetic processing by using a computer.
に対する情報を検出する姿勢センサとして、宇宙航行体
の機体座標系に対する地球の地心方向を検出する地球セ
ンサを用いたことを特徴とする請求項５に記載の宇宙航
行体の軌道決定装置。6. The orbit determination device for a spacecraft uses an earth sensor that detects a direction of the earth's center of gravity with respect to a body coordinate system of the spacecraft as a posture sensor for detecting information on the earth. The orbit determination device for a spacecraft according to claim 5, wherein
に対する情報を検出する姿勢センサとして、宇宙航行体
の機体座標系に対する地球磁場ベクトルを検出する地磁
気センサを用い、座標変換された後のセンサの値を予測
する観測モデルとして、地磁気ポテンシャルから得られ
る地磁気モデルを用いたことを特徴とする請求項５記載
の宇宙航行体の軌道決定装置。7. The orbit determination device for a spacecraft uses a geomagnetic sensor for detecting an earth magnetic field vector with respect to the body coordinate system of the spacecraft as a posture sensor for detecting information on the earth, and performs a coordinate conversion. The orbit determination device for a spacecraft according to claim 5, wherein a geomagnetic model obtained from a geomagnetic potential is used as an observation model for predicting the value of the sensor.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12922498A JPH11325951A (en) | 1998-05-12 | 1998-05-12 | Method and device for determining orbit with attitude sensor of space navigating object |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12922498A JPH11325951A (en) | 1998-05-12 | 1998-05-12 | Method and device for determining orbit with attitude sensor of space navigating object |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11325951A true JPH11325951A (en) | 1999-11-26 |
Family
ID=15004228
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12922498A Pending JPH11325951A (en) | 1998-05-12 | 1998-05-12 | Method and device for determining orbit with attitude sensor of space navigating object |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11325951A (en) |
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