WO2022249429A1 - 宇宙物体測距装置 - Google Patents
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G3/00—Observing or tracking cosmonautic vehicles
Definitions
- the technology disclosed herein relates to a space object ranging device.
- Patent Literature 1 discloses a technique for scanning an irradiation beam using prior observation information of a space object by another system, and measuring and observing the space object.
- the distance measurement of space objects is so weak that the reflected light can be expressed in units of photons. That is, high-energy light rays are required for ranging of space objects.
- Lasers commonly used for range finding of space objects include, for example, those that use flash lamps to excite high-energy pulsed lasers.
- the flash lamp does not have a high repetition frequency. Therefore, prior art ranging of space objects suffers from the problem that it takes time to collect enough photon detection events for statistical processing. This is a big problem, especially for low-earth orbit objects with short observable times.
- a space object ranging apparatus includes a light source unit 2 (a first wavelength light source unit 2a, a second wavelength light source unit 2b, . . . ) that outputs optical signals of two or more wavelengths;
- a filter controller that determines a transmission wavelength band while synchronizing with the oscillation timing of the light source unit 2 (the light source unit 2a of the first wavelength, the light source unit 2b of the second wavelength, . . . ) by adding an offset time ( T_offset ) to the oscillation timing 16 and a tunable filter 12 that is dynamically controlled by the filter controller 16 and is characteristic of the transmission wavelength band.
- the space object ranging device Since the space object ranging device according to the disclosed technique has the above configuration, it is possible to artificially increase the repetition frequency of the high-energy pulse laser. This action allows the space object ranging device according to the disclosed technique to shorten the time required to collect sufficient photon detection events for statistical processing.
- FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of a space object ranging apparatus according to Embodiment 1.
- FIG. FIG. 2 is an example of a timing chart showing events on the time axis of the space object ranging apparatus according to the first embodiment.
- FIG. 3 is a schematic diagram showing an example of transmission wavelength setting of the wavelength tunable filter 12.
- FIG. 4 is a graph showing an image of a photon detection event in the space object ranging apparatus according to Embodiment 1.
- FIG. FIG. 5 is a block diagram showing the configuration of the space object ranging device according to the second embodiment.
- FIG. 6 is a schematic diagram showing the irradiation range of the space object ranging apparatus according to the second embodiment.
- FIG. 7 is an example of a histogram of photon detection events by wavelength of the space object ranging apparatus according to the second embodiment.
- FIG. 8 is a schematic diagram showing the action of a plurality of space object ranging apparatuses according to the third embodiment.
- FIG. 9 is a schematic diagram for explaining wavelengths adopted by a plurality of space object ranging apparatuses according to the third embodiment.
- FIG. 10 is an example of a histogram of photon detection events by wavelength of the space object ranging device (61) according to the third embodiment.
- FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of a space object ranging apparatus 1 according to Embodiment 1.
- the space object ranging apparatus 1 according to the first embodiment includes a light source unit 2 (first wavelength light source unit 2a, second wavelength light source unit 2b, third wavelength light source unit 2c, ...), a light source unit controller 3, a multiplexer 4, a transmission telescope 5, a reception telescope 11, a wavelength tunable filter 12, a photodetector 13, a gate controller 14, an event timer 15, It includes a filter controller 16 , a distance information processing section 21 , a trajectory information storage section 51 , and a pointing direction controller 52 .
- the light source unit 2 (first wavelength light source unit 2a, second wavelength light source unit 2b, third wavelength light source unit 2c, . . . ) may be specifically a pulse laser.
- the action of each component of the space object ranging device 1 will become clear from the following description.
- L be the distance from the space object ranging device 1 to the space object (31).
- the pulse repetition interval of the light source section 2 (first wavelength light source section 2a, second wavelength light source section 2b, and third wavelength light source section 2c) is T rep .
- the wavelength of the light source unit 2a with the first wavelength is ⁇ a
- the wavelength of the light source unit 2 b with the second wavelength is ⁇ b
- the wavelength of the light source unit 2 c with the third wavelength is ⁇ c .
- ⁇ a , ⁇ b , and ⁇ c may be different wavelengths within a range of, for example, approximately 1 to 10 [nm].
- the space object ranging device 1 shown in FIG. 1 shows a first wavelength light source unit 2a, a second wavelength light source unit 2b, and a third wavelength light source unit 2c. is not limited to three.
- the number of light source units 2 of the space object ranging device 1 according to the technology disclosed herein may be two or more.
- the light source section 2 is controlled by the light source section controller 3 .
- FIG. 2 is an example of a timing chart showing events on the time axis of the space object ranging apparatus 1 according to the first embodiment.
- the first wavelength light source section 2a, the second wavelength light source section 2b, and the third wavelength light source section 2c are all oscillated at the pulse repetition interval (T rep ).
- the first wavelength light source section 2a, the second wavelength light source section 2b, and the third wavelength light source section 2c are oscillated at different timings.
- the oscillation timing of the light source unit 2b of the second wavelength is controlled to be delayed by ⁇ from the oscillation of the light source unit 2a of the first wavelength.
- the oscillation timing of the light source section 2c for the third wavelength is controlled to be delayed by ⁇ from the oscillation of the light source section 2b for the second wavelength.
- the oscillation timing delay ⁇ is set shorter than the pulse repetition interval (T rep ).
- the light source unit controller 3 controls the light source unit 2 (the first wavelength light source unit 2a, the second wavelength light source unit 2b, the third wavelength light source unit 2c, . . . ).
- Laser light oscillated by the light source unit 2 (first wavelength light source unit 2a, second wavelength light source unit 2b, third wavelength light source unit 2c, . . . ) is output to the multiplexer 4.
- FIG. The laser beams oscillated by the light source unit 2 are indicated by thick arrows in FIG. 1 indicating that they are optical signals.
- the multiplexer 4 multiplexes the laser beams output from the light source units 2 (first wavelength light source unit 2a, second wavelength light source unit 2b, third wavelength light source unit 2c, . . . ).
- the combined laser light is output to the transmission telescope 5 .
- the transmission telescope 5 irradiates the space object (31) with the multiplexed laser light as transmission light (41).
- the transmitted light (41) is represented by a thick arrow in FIG. 1 indicating that it is an optical signal.
- the fourth row from the top of FIG. 2 shows the transmission light (41) emitted by the transmission telescope 5 on the time axis.
- the transmitted light (41) emitted by the space object ranging apparatus 1 according to the first embodiment has an apparent pulse repetition period of is short.
- Space objects (31) are specifically assumed to be geostationary orbit satellites, low earth orbit satellites, space debris, and the like.
- the orbital information storage unit 51 stores orbital information about the space object (31).
- the trajectory information may be in the form of TLE (Two-Line Elements), for example.
- Orbital information is information of the past and present orbits of the space object (31).
- the prediction of the future trajectory of the space object (31) is called trajectory prediction information to distinguish it from trajectory information.
- Trajectory prediction information is used to track space objects (31).
- the orbit prediction information of the target space object (31) is transferred from the orbit information storage unit 51 to the pointing direction controller 52.
- the pointing direction controller 52 drives and controls the telescope drive system 53 based on the passed orbit prediction information.
- a transmission telescope 5 and a reception telescope 11 are mounted on the telescope drive system 53 .
- the transmitted light (41) is reflected according to the surface properties of the space object (31) resulting in reflected light (42).
- the reflectivity of the laser may be high.
- a corner cube retroreflector (CCR) having a mirror surface or retroreflection characteristics may be provided.
- the space object (31) assumed by the technique of the present disclosure does not have a mirror surface or the like, and the reflectance is not high. It is estimated that when an object having a CCR with a diameter of several meters is compared with an object having a similar diameter without a CCR, the reflection characteristics differ by about five to six orders of magnitude.
- the optical cross section is narrower than that of a satellite. Therefore, in the case of space debris, the intensity of the reflected light (42) is weaker than that of the satellite. For this reason as well, the laser beam used in the space object ranging apparatus 1 is required to have high pulse energy.
- the receiving telescope 11 receives the reflected light (42) reflected by the space object (31).
- FIG. 3 is a schematic diagram showing an example of transmission wavelength setting of the wavelength tunable filter 12.
- the wavelength tunable filter 12 filters the optical signal received by the receiving telescope 11 .
- the wavelength tunable filter 12 has a plurality of transmission wavelength bands dynamically switch-controlled by a filter controller 16 .
- the plurality of transmission wavelength bands includes a wavelength band including ⁇ a , a wavelength band including ⁇ b , and a wavelength band including ⁇ c .
- the transmission wavelength band starts to be set after T_offset from the time when the transmission light (41) is irradiated, and continues to be set for T_gate .
- T_offset is determined based on the expected TOF.
- T_gate is determined based on the oscillation timing delay ⁇ .
- T_offset is called the offset time and T_gate is called the gate time. The details of the method of determining the offset time ( T_offset ) and the gate time ( T_gate ) will become clear from the description below.
- the space object ranging apparatus 1 can obtain the desired reflected light (42) and the transmitted light (41) as noise. backscattered light (44) can be separated.
- the details of the effect of having the wavelength tunable filter 12 and the filter controller 16 will become clear from the description below.
- the reflected light ( 42 ) that has passed through the wavelength tunable filter 12 is received by the photodetector 13 .
- the photodetector 13 is required to receive weak light that can be expressed in units of the number of photons. Therefore, the photodetector 13 may be composed of, for example, a SPAD (Single Photon Avalanche Diode).
- the photodetector 13 may operate only when a gate signal from the outside is ON (hereinafter referred to as "gate operation").
- FIG. 1 shows a configuration in which the photodetector 13 is gated by a gate controller 14 .
- the photodetector 13 outputs an event signal to the event timer 15 when it receives an optical signal during operation.
- the event signal may have a fast rise time or fast fall time, and may be an electrical pulse signal, for example.
- the event timer 15 receives an event signal from the photodetector 13, as well as from the light source unit 2 (first wavelength light source unit 2a, second wavelength light source unit 2b, third wavelength light source unit 2c, ). event signal (see FIG. 1).
- the event timer 15 can accurately measure the time when the input event signal is input.
- the event timer 15 tags the input event signal with time.
- the information of the event signal tagged with the time is output to the distance measurement information processing section 21 .
- the distance measurement information processing section 21 is roughly divided into two parts. One is for event accumulation and the other is for ranging information extraction. Information from the event timer 15 is accumulated in the event accumulation portion of the distance measurement information processing section 21 . The ranging information extraction part of the ranging information processing unit 21 calculates the TOF based on the accumulated information and calculates the distance to the space object (31).
- the reflected light (42) dealt with in this technical field is a weak light of about the number of photons. Therefore, it is noted that the signal detection process in the art is probabilistic.
- FIG. 1 not only the reflected light (42) but also the background light (43) and the backscattered light (44) are incident on the receiving telescope 11.
- FIG. Background light (43) occurs both during the day and at night.
- the background light (43) that occurs during the day is mainly sunlight scattered in the atmosphere.
- the background light (43) that occurs at night is due to city lights and other celestial bodies.
- the background light (43) has a larger amount of light during the daytime than at nighttime.
- the background light (43) has the property that it does not fluctuate much over time.
- the background light (43) has no bias or peak when viewed from a wavelength range of 1 to 10 [nm]. That is, the background light (43) has the property of not having much wavelength dependence.
- the backscattered light (44) is the transmitted light (41) scattered in the atmosphere.
- the amount of backscattered light (44) is highest immediately after the transmitted light (41) is output, and then decreases exponentially.
- the transmitted light (41), reflected light (42), and backscattered light (44) for one light source have the same wavelength.
- the transmitted light (41), the reflected light (42), and the backscattered light (44) for one light source are generated at different times.
- the schematic diagram shown in the fifth row from the top of FIG. 2 shows this.
- the wavelength tunable filter 12 according to Embodiment 1 changes the transmission wavelength band at the timing shown in the sixth row from the top in FIG. 2 by the filter controller 16 .
- the wavelength tunable filter 12 has a transmission wavelength band that transmits only ⁇ Block such backscattered light (44).
- the wavelength tunable filter 12 operates similarly at the timing of receiving the reflected light (42) from the second wavelength light source section 2b and the third wavelength light source section 2c. Due to this action, the space object ranging apparatus 1 according to Embodiment 1 can reduce the backscattered light (44), which becomes noise, and receive the reflected light (42) with a high S/N ratio.
- the signal line of the photodetector 13 may be superimposed with detector noise (45) caused by dark current or the like.
- detector noise 45
- the space object ranging device 1 according to the technology of the present disclosure may also be appropriately designed to reduce the detector noise (45).
- the ranging information processing unit 21 determines offset times ( T_offset ) and gate times ( T_gate ) for a plurality of transmission wavelength bands switched by the filter controller 16.
- the offset time ( T_offset ) is determined based on the expected TOF.
- the TOF prediction may use, for example, orbital information and orbital prediction information stored in the orbital information storage unit 51 .
- the trajectory prediction information is indicated by dotted line arrows indicating that it is information.
- the gate time ( T_gate ) is determined based on the oscillation timing delay ⁇ .
- the gate time ( T_gate ) cannot be longer than the oscillation timing delay ⁇ .
- the gate time ( T_gate ) should satisfy T rep > ⁇ + T_gate /2 in relation to the expected TOF. Note that ⁇ here represents the expected TOF.
- FIG. 4 is a graph showing an image of a photon detection event in the space object ranging device 1 according to the first embodiment.
- the horizontal axis of the graph represents event accumulation time.
- the event accumulation time is described in units of gate time ( T_gate ).
- the vertical axis of the graph represents event information recorded by the event timer 15 .
- the event information is specifically the time from the pulse transmission time to the photon reception time.
- Figure 4 shows that there is a distribution in the photon detection results. That is, the detection of photons in this technical field indicates that stochastic statistical processing is necessary. The reason why the photon detection result has a spread distribution is that the light is weak and the presence of background light (43), backscattered light (44), and detector noise (45). Conceivable.
- the ranging information processing unit 21 of the space object ranging device 1 according to Embodiment 1 performs statistical processing on the accumulated event information. More specifically, the distance measurement information processing section 21 calculates the frequency distribution of event information and estimates the flight time ( ⁇ ) of the plausible signal light.
- the space object ranging apparatus 1 may be configured to change the gate time ( T_gate ) depending on the situation. As the amount of accumulated event information increases, the accuracy of time-of-flight ( ⁇ ) estimation improves. In other words, the time-of-flight ( ⁇ ) estimation error decreases as the accumulated event information increases. Therefore, the space object ranging apparatus 1 may be configured to sequentially shorten the oscillation timing delay ⁇ , the gate time ( T_gate ), and the pulse repetition interval ( Trep ). Shortening the gate time ( T_gate ) has the effect of reducing the ranging time.
- the space object ranging apparatus 1 obtains orbit information based on ranging information calculated from the estimated flight time ( ⁇ ) and the azimuth of pointing when tracking the space object (31).
- a configuration may be adopted in which the trajectory information stored in the storage unit 51 is updated. Adding the calculated ranging information is expected to improve the accuracy of the trajectory information.
- FIG. 1 illustrates a configuration using a single transmit telescope 5
- the number of transmitting telescopes 5 of the space object ranging device 1 according to the technology disclosed herein corresponds to each of the light source units 2 (the first wavelength light source unit 2a, the second wavelength light source unit 2b, . . . ).
- the transmission telescope 5 may be composed of a first transmission telescope 5a corresponding to the light source unit 2a of the first wavelength, a second transmission telescope 5b corresponding to the light source unit 2b of the second wavelength, and the like.
- each of the transmission telescopes 5 (first transmission telescope 5a, second transmission telescope 5b, . .
- the configuration may be the same for any wavelength.
- FIG. 1 shows a configuration in which the transmitting telescope 5 and the receiving telescope 11 are separated
- the space object ranging device 1 according to the technology disclosed herein is not limited to this. Since the transmitting telescope 5 and the receiving telescope 11 only need to point to the space object (31), they may be integrated.
- the space object ranging device 1 according to Embodiment 1 has the above configuration, the repetition frequency of the high-energy pulse laser can be artificially increased. Due to this action, the space object ranging device 1 according to the technique of the present disclosure can shorten the time required to collect sufficient photon detection events for performing statistical processing.
- FIG. 5 is a block diagram showing the configuration of the space object ranging device 1 according to the second embodiment.
- the reference numerals used in the second embodiment are the same as those in the first embodiment unless otherwise specified. Further, in the second embodiment, explanations overlapping those of the first embodiment are omitted as appropriate.
- the space object ranging device 1 according to the second embodiment includes an optical switch 6 instead of the multiplexer 4 of the first embodiment.
- the space object ranging apparatus 1 according to Embodiment 2 includes a plurality of transmission telescopes 5 (first transmission telescope 5a, second transmission telescope 5b, third transmission telescope 5c).
- the number of transmitting telescopes 5 (the first transmitting telescope 5a, the second transmitting telescope 5b, and the third transmitting telescope 5c) in FIG. 5 is three, the technology disclosed herein is not limited to this.
- a plurality of transmission telescopes 5 (a first transmission telescope 5a, a second transmission telescope 5b, and a third transmission telescope 5c) irradiate a plurality of transmission lights (41a, 41b, 41c) toward a space object (31). do.
- the space object ranging apparatus 1 according to Embodiment 2 uses the transmission telescopes 5 (the first transmission telescope 5a, the second transmission telescope 5a, the second transmission A telescope 5b, a third transmission telescope 5c) may be configured.
- a plurality of optical signals are input to the optical switch 6 from the light source section 2 (the first wavelength light source section 2a, the second wavelength light source section 2b, and the third wavelength light source section 2c).
- the optical switch 6 selectively switches paths of a plurality of input optical signals and transmits them to the transmission telescopes 5 (the first transmission telescope 5a, the second transmission telescope 5b, and the third transmission telescope 5c).
- the space object ranging apparatus 1 according to Embodiment 2 may be configured to select a route based on the ranging information from the ranging information processing section 21 .
- the plurality of transmission telescopes 5 (the first transmission telescope 5a, the second transmission telescope 5b, the third transmission telescope 5c), in the initial state, the irradiation range of the plurality of transmission lights (41a, 41b, 41c)
- the directivity direction may be set so that each has a different field of view.
- Space object (31) trajectory information and trajectory prediction information is available, for example, in TLE format, as described above. That is, the azimuth and elevation angles of the space object (31) at a specific time can be estimated to some extent. However, the actual trajectory of the space object (31) may deviate from the estimated value due to effects such as atmospheric friction of the earth. Setting the irradiation ranges of the plurality of transmission lights (41a, 41b, 41c) to different fields of view has the effect that the space object (31) can be tracked even when the actual orbit deviates from the estimated orbit.
- FIG. 6 is a schematic diagram showing the irradiation range of the space object ranging device 1 according to the second embodiment.
- the left side of FIG. 6 shows the initial irradiation range of the space object ranging apparatus 1 according to the second embodiment.
- the right side of FIG. 6 shows the modified illumination range after the position of the space object (31) has been estimated based on the reflected light (42).
- the space object ranging apparatus 1 according to the second embodiment may be configured to change the aspect of the irradiation range depending on the situation.
- a space object ranging device 1 includes a tunable filter 12 and a filter controller 16 .
- the space object ranging apparatus 1 according to Embodiment 2 performs statistical processing of events, and the space object (31) is detected by a plurality of transmission telescopes 5 (first transmission telescope 5a, second transmission telescope 5). 5b, it can be determined in which field of view of the third transmitting telescope 5c).
- FIG. 7 is an example of a histogram of photon detection events by wavelength of the space object ranging apparatus 1 according to the second embodiment.
- FIG. 7 shows an example in which a space object (31) exists within the irradiation range of the transmitted light (41a) with a wavelength of ⁇ a .
- the histogram of wavelength ⁇ a has a peak in the center. This peak appears in the flight time ( ⁇ ) of the transmitted light (41a).
- ⁇ b flight time
- the space object ranging apparatus 1 When a space object (31) exists in the irradiation range of the transmission light (41a) having a wavelength of ⁇ a , the space object ranging apparatus 1 according to the second embodiment transmits an optical signal of any wavelength to the first transmission telescope. 5a.
- the optical switch 6 according to Embodiment 2 may be configured to select a route based on the route control signal from the distance measurement information processing section 21 .
- the space object ranging apparatus 1 since the space object ranging apparatus 1 according to the second embodiment has the above configuration, in addition to the effects shown in the first embodiment, the space object (31) whose position cannot be specified can be detected from a wide range by the telescope. There is an effect that detection can be performed without relying on fine beam scanning by the drive system 53 .
- FIG. 8 is a schematic diagram showing the action of a plurality of space object ranging devices (space object ranging device 61, space object ranging device 62) according to the third embodiment.
- the reference numerals used in the third embodiment are the same as those in the previous embodiments unless otherwise specified. Further, in Embodiment 3, explanations that overlap those of the previous embodiments are omitted as appropriate.
- Embodiment 3 is a mode in which a plurality of devices function cooperatively, and the space object ranging device 61 and the space object ranging device 62 function cooperatively.
- Each of the space object ranging device 61 and the space object ranging device 62 may have the same configuration as the space object ranging device 1 according to either one of the first and second embodiments.
- the third embodiment may have a configuration in which the space object ranging device 61 and the space object ranging device 62 are arranged at separate points, and the ranging device control station 63 is provided.
- Space object ranging device 61 and space object ranging device 62 may share observation information via ranging device control station 63 .
- the space object ranging device 61 and the space object ranging device 62 share information about which wavelength is selected via the ranging device control station 63 (hereinafter referred to as "wavelength selection information"). You can do
- FIG. 8 shows a mode in which two units function in cooperation
- the technology disclosed herein is not limited to this number.
- the technology disclosed herein may be configured in such a manner that two or more devices cooperate with each other.
- the technology disclosed herein may be in a mode in which the roles to be taken are different when a plurality of devices cooperate and function.
- the space object ranging device 61 may search a wide range, and the space object ranging device 62 may measure a specific target with high accuracy. Further, it is desirable that the space object ranging device 61 and the space object ranging device 62 have characteristics according to the role they are in charge of.
- FIG. 9 is a schematic diagram illustrating wavelengths employed by a plurality of space object ranging devices (space object ranging device 61 and space object ranging device 62) according to the third embodiment.
- a space object ranging device 61 that searches a wide range may include a light source unit 2 with a wide wavelength range.
- the wavelengths of the light source unit 2 (first wavelength light source unit 2a, second wavelength light source unit 2b, and third wavelength light source unit 2c) of the space object ranging device 61 are ⁇ a′ and ⁇ b , respectively. ' , and ⁇ c ' .
- ⁇ a′ , ⁇ b′ , and ⁇ c′ may be determined, for example, so that the distance between them is 100 [nm] or more.
- ⁇ a′ , ⁇ b′ and ⁇ c′ may be determined according to the properties of the range object.
- the reflection characteristics of the surface are an especially important factor. Reflection characteristics generally have wavelength dependence.
- the surface of the geodetic satellite is provided with a mirror surface or CCR.
- the surface of a general satellite is provided with a heat insulating material such as MLI (Multi-Layer-Insulation) and a radiator such as OSR (Optical Solar Reflector).
- MLI Multi-Layer-Insulation
- OSR Optical Solar Reflector
- the surface of a general satellite may be equipped with SAP (Solar Array Panel). Space debris has a wide variety of base materials and various surface characteristics.
- ⁇ a' , ⁇ b' , and ⁇ c' may be determined in consideration of loss during spatial propagation.
- the loss during spatial propagation has wavelength dependence, for example, in the atmosphere. It is known that atmospheric absorption has good transmittance in the 0.8 [ ⁇ m] band, 1.0 [ ⁇ m] band, and 1.5 [ ⁇ m] band. It is also generally known that the shorter the wavelength, the greater the loss due to atmospheric disturbances.
- a space object ranging device 62 that measures the distance to a specific target with high accuracy may include a light source unit 2 that can select one set from a plurality of sets consisting of narrow wavelength ranges.
- the wavelengths in any pair may be determined such that the distance between them is, for example, 10 [nm] or less. Details of the wavelength range determined for the light source unit 2 of the space object ranging device 62 will become clear from the description along FIG. 10 below.
- FIG. 10 is an example of a histogram of photon detection events by wavelength of the space object ranging device 61 according to the third embodiment.
- FIG. 10 shows that the reflected light (42a') for the transmitted light (41a') with wavelength ⁇ a' has the highest intensity. That is, FIG. 10 shows that the wavelength suitable for distance measurement is in the vicinity of ⁇ a' .
- the information about wavelengths suitable for distance measurement is the aforementioned wavelength selection information.
- the space object ranging device 62 determines the wavelength range based on the wavelength selection information shared via the ranging device control station 63 .
- the wavelength range may be determined by the space object ranging device 62 or the ranging device control station 63 . More specifically, the wavelength of the optical signal output from the light source unit 2 of the space object ranging device 62 is determined as a set of ⁇ a'a , ⁇ a'b and ⁇ a'c .
- ⁇ a′a , ⁇ a′b , and ⁇ a′c are the wavelengths in the neighborhood of ⁇ a′ .
- ⁇ a′a , ⁇ a′b , and ⁇ a′c may be determined so that the distance between them is 10 [nm] or less. Any one of ⁇ a'a , ⁇ a'b , and ⁇ a'c may be equal to ⁇ a' .
- the wavelength of the optical signal output by the light source section 2 need not be continuously variable.
- the light source unit 2 of the space object ranging device 61 may be implemented, for example, by a set of pulsed lasers whose wavelengths are spaced over a wide band.
- the light source unit 2 of the space object ranging device 62 may be realized by, for example, providing a plurality of sets of pulsed lasers whose wavelengths are spaced in narrow bands.
- the space object ranging device 61 and the space object ranging device 62 according to Embodiment 3 have the above configuration, in addition to the effects shown in Embodiments 1 and 2, a plurality of wavelengths suitable for ranging can be obtained. An effect of being able to select from among the set is produced.
- the space object ranging device (1, 61, 62) can be used as a device for observing space objects such as space debris and artificial satellites, and has industrial applicability.
- 1 space object ranging device 2 (2a, 2b, 2c) light source unit, 3 light source unit controller, 4 multiplexer, 5 (5a, 5b, 5c) transmitting telescope, 6 optical switch, 11 receiving telescope, 12 wavelength variable filter, 13 photodetector, 14 gate controller, 15 event timer, 16 filter controller, 21 ranging information processing unit, 51 trajectory information storage unit, 52 orientation controller, 53 telescope drive system, 61, 62 space Object ranging device, 63 ranging device control station.
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Abstract
本開示技術に係る宇宙物体測距装置は、2種以上の波長の光信号を出力する光源部(2a、2b、…)と、前記光源部(2a、2b、…)の発振タイミングにオフセット時間(T_offset)を付与して同期しながら透過波長帯域を決定するフィルタ制御器(16)と、前記フィルタ制御器(16)により動的に制御され、前記透過波長帯域の特性となる波長可変フィルタ(12)と、を含む。
Description
本開示技術は、宇宙物体測距装置に関する。
スペースデブリ及び人工衛星等の宇宙物体を、レーザ光を用いて観測する技術が開示されている。例えば特許文献1には、他のシステムによる宇宙物体の事前観測情報を用いて照射ビームを走査し、宇宙物体を測距し観測する技術が開示されている。
宇宙物体の測距は、反射光が光子数単位で表現できるほど微弱である。すなわち宇宙物体の測距には、高エネルギーの光線が必要となる。一般に宇宙物体の測距に用いられるレーザは、例えばフラッシュランプを用いて高エネルギーのパルスレーザを励起するものが挙げられる。
フラッシュランプは、繰返し周波数が高くない。このため従来技術に係る宇宙物体の測距は、統計的処理を行うのに十分な光子検出イベントを収集するためには時間を要するという課題がある。これは、特に可観測時間の短い低軌道物体では大きな問題となる。
本開示技術に係る宇宙物体測距装置は、2種以上の波長の光信号を出力する光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、…)と、前記光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、…)の発振タイミングにオフセット時間(T_offset)を付与して同期しながら透過波長帯域を決定するフィルタ制御器16と、前記フィルタ制御器16により動的に制御され、前記透過波長帯域の特性となる波長可変フィルタ12と、を含む。
本開示技術に係る宇宙物体測距装置は上記構成を備えるため、高エネルギーのパルスレーザの繰り返し周波数を疑似的に上げることができる。この作用により本開示技術に係る宇宙物体測距装置は、統計的処理を行うのに十分な光子検出イベントを収集するための時間を短くできる。
実施の形態1.
図1は、実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1の構成を示すブロック図である。図1が示すとおり実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1は、光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c、…)と、光源部制御器3と、合波器4と、送信望遠鏡5と、受信望遠鏡11と、波長可変フィルタ12と、光検出器13と、ゲート制御器14と、イベントタイマ15と、フィルタ制御器16と、測距情報処理部21と、軌道情報格納部51と、指向方向制御器52と、を含む。
図1は、実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1の構成を示すブロック図である。図1が示すとおり実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1は、光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c、…)と、光源部制御器3と、合波器4と、送信望遠鏡5と、受信望遠鏡11と、波長可変フィルタ12と、光検出器13と、ゲート制御器14と、イベントタイマ15と、フィルタ制御器16と、測距情報処理部21と、軌道情報格納部51と、指向方向制御器52と、を含む。
光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c、…)は、具体的にはパルスレーザであってよい。
宇宙物体測距装置1の各構成要素の作用は、以降の説明により明らかになる。ここで、宇宙物体測距装置1から宇宙物体(31)までの距離はLとする。光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c)のパルス繰返し間隔はTrepとする。第1の波長の光源部2aの波長はλa、第2の波長の光源部2bの波長はλb、第3の波長の光源部2cの波長はλc、とする。λa、λb、及びλcは、例えばおよそ1~10[nm]の範囲の中のお互いに異なった波長としてよい。
図1に示される宇宙物体測距装置1には、第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2cが示されているが、本開示技術に係る宇宙物体測距装置1の光源部2の個数は3に限定されない。本開示技術に係る宇宙物体測距装置1の光源部2の個数は2以上であればよい。
光源部2は、光源部制御器3により制御される。
図2は、実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1の時間軸でのイベントを示すタイミングチャートの例である。図2が示すとおり第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2cのそれぞれは、すべてパルス繰返し間隔(Trep)で発振される。また第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2cは、異なるタイミングで発振される。具体的には、第2の波長の光源部2bの発振タイミングは、第1の波長の光源部2aの発振よりΔだけ遅れるように制御される。同様に第3の波長の光源部2cの発振タイミングは、第2の波長の光源部2bの発振よりΔだけ遅れるように制御される。発振タイミング遅れΔは、パルス繰返し間隔(Trep)よりも短く設定される。
光源部制御器3は、図2で例示されるタイミングでレーザ光が発振されるよう、光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c、…)を制御する。光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c、…)で発振されたレーザ光は、合波器4へ出力される。光源部2で発振されたレーザ光は、図1では光信号であることを示す太い矢印で表されている。
合波器4は、光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c、…)で出力されたレーザ光を合波する。合波されたレーザ光は送信望遠鏡5へ出力される。
送信望遠鏡5は、合波されたレーザ光を送信光(41)として宇宙物体(31)に向けて照射する。送信光(41)は、図1では光信号であることを示す太い矢印で表されている。
図2の上から4段目は、送信望遠鏡5が照射する送信光(41)を時間軸上で表したものである。この図2の4段目が示すとおり実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1が照射する送信光(41)は、単一のパルスレーザを用いる従来のものに比べて見かけのパルス繰返し周期が短い。
送信光(41)は宇宙空間を伝搬し、宇宙物体(31)に照射される。宇宙物体(31)は、具体的には静止軌道衛星、低軌道衛星、スペースデブリ等が想定される。
軌道情報格納部51は、宇宙物体(31)についての軌道情報を格納している。軌道情報は、例えばTLE(Two-Line Elements)の形式のものであってよい。軌道情報は、宇宙物体(31)の過去及び現在の軌道の情報である。宇宙物体(31)の未来の軌道の予測は、軌道情報と区別して軌道予測情報と称する。軌道予測情報は、宇宙物体(31)を追尾するために用いられる。宇宙物体(31)を追尾するとき、対象の宇宙物体(31)の軌道予測情報は、軌道情報格納部51から指向方向制御器52へ受け渡される。受け渡された軌道予測情報に基づいて指向方向制御器52は望遠鏡駆動系53を駆動制御する。望遠鏡駆動系53には送信望遠鏡5と受信望遠鏡11とが搭載されている。
送信光(41)は宇宙物体(31)の表面特性に応じて反射し、反射光(42)が生じる。
宇宙物体(31)の種類によっては、レーザの反射率が高い場合もある。例えば測地学などに活用される測地衛星の場合、鏡面、又は再帰反射特性を有するコーナーキューブリトロリフレクター(CCR)などが具備されていることもある。
本開示技術が想定している宇宙物体(31)は鏡面等を具備しないこともあり、反射率は高くない。なお、直径数m程度のCCRを有する物体とCCRを有さない同程度の物体とを比較すると、反射特性は5~6桁程度異なることが試算されている。
宇宙物体(31)の種類によっては、レーザの反射率が高い場合もある。例えば測地学などに活用される測地衛星の場合、鏡面、又は再帰反射特性を有するコーナーキューブリトロリフレクター(CCR)などが具備されていることもある。
本開示技術が想定している宇宙物体(31)は鏡面等を具備しないこともあり、反射率は高くない。なお、直径数m程度のCCRを有する物体とCCRを有さない同程度の物体とを比較すると、反射特性は5~6桁程度異なることが試算されている。
宇宙物体(31)がスペースデブリの場合、衛星と比較して光学断面積が狭い。このためスペースデブリの場合、衛星と比較して反射光(42)の強度が微弱となる。このことからも宇宙物体測距装置1で用いるレーザ光は、パルスエネルギーが高いことが求められる。
受信望遠鏡11は、宇宙物体(31)で反射された反射光(42)を受光する。実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1は、Time of Flight(以降、「TOF」と称する)によって、すなわち光の飛行時間に基づいて、宇宙物体(31)までの距離を測定できる。光の飛行時間をτ、宇宙物体測距装置1から宇宙物体(31)までの距離をL、光速をc、とするとτ=2L/Cの関係式が成り立つ。
図3は、波長可変フィルタ12の透過波長設定例を示す模式図である。波長可変フィルタ12は、受信望遠鏡11で受光した光信号に対してフィルタ処理を行う。波長可変フィルタ12は、複数の透過波長帯域が動的にフィルタ制御器16により切換え制御される。複数の透過波長帯域には、λaを含む波長帯域と、λbを含む波長帯域と、λcを含む波長帯域と、が含まれる。
図2の上から5段目から7段目に示されるように透過波長帯域は、送信光(41)が照射された時刻からT_offset後に設定開始され、T_gate間だけ設定され続ける。T_offsetは、予想されるTOFに基づいて決められる。またT_gateは、発振タイミング遅れΔに基づいて決められる。T_offsetは、オフセット時間と称され、T_gateは、ゲート時間と称される。オフセット時間(T_offset)とゲート時間(T_gate)の決定方法の詳細は、後述の説明により明らかとなる。
以上のように波長可変フィルタ12とフィルタ制御器16とを備えることにより実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1は、求めたい反射光(42)と、ノイズとなる送信光(41)の後方散乱光(44)と、を分離することができる。波長可変フィルタ12とフィルタ制御器16とを備える効果の詳細は、後述の説明により明らかとなる。
波長可変フィルタ12を透過した反射光(42)は、光検出器13で受光される。光検出器13は、光子数単位で表現できるような微弱光を受光することが求められる。よって光検出器13は、例えばSPAD(Single Photon Avalanche Diode)で構成されてよい。
光検出器13は、外部からのゲート信号がONとなっているときのみ動作する(以降、「ゲート動作する」と称する)ものであってよい。図1は、光検出器13がゲート制御器14によってゲート動作するよう制御されている構成を示している。
光検出器13は、動作中に光信号を受光するとイベント信号をイベントタイマ15へ出力する。イベント信号は立上り時間又は立下り時間が早いものがよく、例えば電気的なパルス信号でよい。
イベントタイマ15は、光検出器13からのイベント信号のほか、光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c、…)からのイベント信号も受け取る(図1参照)。イベントタイマ15は、入力されたイベント信号が入力された時刻を高精度に測定できる。イベントタイマ15は、入力されたイベント信号に対して時刻のタグ付けを行う。時刻がタグ付けされたイベント信号の情報は、測距情報処理部21へ出力される。
図1に示されるとおり測距情報処理部21は、大きく2つの部分に分けられる。1つはイベント蓄積の部分であり、もう1つは測距情報抽出の部分である。イベントタイマ15からの情報は、測距情報処理部21のイベント蓄積の部分に蓄積される。測距情報処理部21の測距情報抽出の部分は、蓄積された情報に基づいてTOFを計算し、宇宙物体(31)までの距離を算出する。
前述のとおり、本技術分野が扱う反射光(42)は光子数単位程度の微弱光である。このため本技術分野において信号の検出過程は確率的なものであることに留意する。
図1に示されるとおり受信望遠鏡11には、反射光(42)のほか、背景光(43)及び後方散乱光(44)も入射されてしまう。
背景光(43)は、日中でも夜間でも生じる。日中に生じる背景光(43)は、主に太陽光が大気中で散乱したものである。夜間に生じる背景光(43)は、市街地の照明及び他の天体に起因するものである。背景光(43)は、夜間と比べて日中に光量が多い。背景光(43)は、時間的な変動があまりないという性質を有する。また背景光(43)は、波長の範囲を1~10[nm]としてみた場合、偏りもピークもない。すなわち背景光(43)は、波長依存性もあまりないという性質を有する。
後方散乱光(44)は、送信光(41)が大気中に散乱したものである。後方散乱光(44)の光量は、送信光(41)が出力された直後に最も多く、その後は指数関数的に減少する。
背景光(43)は、日中でも夜間でも生じる。日中に生じる背景光(43)は、主に太陽光が大気中で散乱したものである。夜間に生じる背景光(43)は、市街地の照明及び他の天体に起因するものである。背景光(43)は、夜間と比べて日中に光量が多い。背景光(43)は、時間的な変動があまりないという性質を有する。また背景光(43)は、波長の範囲を1~10[nm]としてみた場合、偏りもピークもない。すなわち背景光(43)は、波長依存性もあまりないという性質を有する。
後方散乱光(44)は、送信光(41)が大気中に散乱したものである。後方散乱光(44)の光量は、送信光(41)が出力された直後に最も多く、その後は指数関数的に減少する。
ここで、1つの光源についての送信光(41)、反射光(42)、及び後方散乱光(44)は、波長が同じである。一方、1つの光源についての送信光(41)、反射光(42)、及び後方散乱光(44)は、発生時刻にずれがある。図2の上から5段目に示された模式図は、このことを示している。
実施の形態1に係る波長可変フィルタ12は、フィルタ制御器16によって図2の上から6段目に示されたタイミングで、透過波長帯域が変化する。例えば波長可変フィルタ12は、第1の波長の光源部2aが発振した送信光(41)についての反射光(42)を受光するタイミングではλaのみを透過する透過波長帯域となり、他の光源に係る後方散乱光(44)をブロックする。第2の波長の光源部2b及び第3の波長の光源部2cについての反射光(42)を受光するタイミングにおいても、波長可変フィルタ12はそれぞれ同様に作用する。この作用により実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1は、ノイズとなる後方散乱光(44)を低減し、高いS/N比で反射光(42)を受光することができる。
図1に示されるとおり光検出器13の信号線には、暗電流等に起因する検出器雑音(45)が重畳されてしまうことがある。本技術分野において、検出器雑音(45)を低減するための工夫は、様々行われている。本開示技術に係る宇宙物体測距装置1も、検出器雑音(45)を低減するための設計が適宜なされていてよい。
測距情報処理部21は、フィルタ制御器16により切換えられる複数の透過波長帯域についてのオフセット時間(T_offset)とゲート時間(T_gate)とを決定する。
前述のとおりオフセット時間(T_offset)は、予想されるTOFに基づいて決められる。TOFの予想は、例えば軌道情報格納部51に格納された軌道情報及び軌道予測情報が用いられてよい。図1において軌道予測情報は、情報であることを示す点線矢印で示されている。
前述のとおりゲート時間(T_gate)は、発振タイミング遅れΔに基づいて決められる。図2の上から6段目のタイミングチャートが示すとおり、ゲート時間(T_gate)は、発振タイミング遅れΔより長くすることはできない。またゲート時間(T_gate)は、予想されるTOFとの関係においては、Trep>τ+T_gate÷2を満たすようにするとよい。なおここでのτは、予想されるTOFを表す。
前述のとおりオフセット時間(T_offset)は、予想されるTOFに基づいて決められる。TOFの予想は、例えば軌道情報格納部51に格納された軌道情報及び軌道予測情報が用いられてよい。図1において軌道予測情報は、情報であることを示す点線矢印で示されている。
前述のとおりゲート時間(T_gate)は、発振タイミング遅れΔに基づいて決められる。図2の上から6段目のタイミングチャートが示すとおり、ゲート時間(T_gate)は、発振タイミング遅れΔより長くすることはできない。またゲート時間(T_gate)は、予想されるTOFとの関係においては、Trep>τ+T_gate÷2を満たすようにするとよい。なおここでのτは、予想されるTOFを表す。
図4は、実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1における光子検出イベントのイメージを示すグラフである。グラフの横軸は、イベント蓄積時間を表す。イベント蓄積時間は、ゲート時間(T_gate)の単位で記述されている。グラフの縦軸は、イベントタイマ15で記録されるイベント情報を表す。イベント情報は、具体的にはパルス送信時刻から光子受信時刻までの時間である。
図4は、光子の検出結果には分布があることを示している。すなわちこの技術分野における光子の検出は、確率統計的な処理が必要であることを示している。光子の検出結果が広がりを持った分布となる要因は、光が微弱であることと、背景光(43)、後方散乱光(44)、及び検出器雑音(45)が存在することと、が考えられる。
実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1の測距情報処理部21は、蓄積されたイベント情報に対して統計的な処理を行う。より具体的に測距情報処理部21は、イベント情報の頻度分布を算出し、もっともらしい信号光の飛行時間(τ)を推定する。
実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1は、状況に応じてゲート時間(T_gate)を変える構成であってもよい。蓄積されたイベント情報の量が増えれば、飛行時間(τ)の推定精度は向上する。言い換えれば飛行時間(τ)の推定誤差は、蓄積されたイベント情報の増加に伴って減少する。よって宇宙物体測距装置1は、発振タイミング遅れΔ、ゲート時間(T_gate)、及びパルス繰返し間隔(Trep)を逐次的に短くする構成であってもよい。ゲート時間(T_gate)を短くすることは、測距時間の低減という効果を奏する。
実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1は、推定した飛行時間(τ)から算出した測距情報と、宇宙物体(31)を追尾するときの指向の方位と、に基づいて、軌道情報格納部51に格納された軌道情報を更新する構成としてもよい。算出した測距情報を加えることにより、軌道情報の精確さ向上が期待される。
図1は、単一の送信望遠鏡5を用いる構成を示しているが、本開示技術に係る送信望遠鏡5の態様はこれに限定されない。本開示技術に係る宇宙物体測距装置1の送信望遠鏡5は、光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、…)のそれぞれに対応した個数であってもよい。すなわち送信望遠鏡5は、第1の波長の光源部2aに対応する第1の送信望遠鏡5a、第2の波長の光源部2bに対応する第2の送信望遠鏡5b、等から構成されてよい。
送信望遠鏡5を複数備える構成の場合、送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、…)のそれぞれは、同一の方向を指向するものとしてよい。また光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、…)から送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、…)までの距離は、どの波長についても同一である構成であってもよい。
送信望遠鏡5を複数備える構成の場合、送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、…)のそれぞれは、同一の方向を指向するものとしてよい。また光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、…)から送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、…)までの距離は、どの波長についても同一である構成であってもよい。
図1は、送信望遠鏡5と受信望遠鏡11とが分離された構成を示しているが、本開示技術に係る宇宙物体測距装置1はこれに限定されない。送信望遠鏡5と受信望遠鏡11とは、いずれも宇宙物体(31)を指向していればよいため、一体とした構成であってもよい。
実施の形態1に係る宇宙物体測距装置1は上記の構成を備えるため、高エネルギーのパルスレーザの繰り返し周波数を疑似的に上げることができる。この作用により本開示技術に係る宇宙物体測距装置1は、統計的処理を行うのに十分な光子検出イベントを収集するための時間を短くできる。
実施の形態2.
図5は、実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1の構成を示すブロック図である。実施の形態2で用いる符号は、特に明記する場合を除き、実施の形態1と同じものが使用されている。また実施の形態2において、実施の形態1と重複する説明は適宜省略される。
図5は、実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1の構成を示すブロック図である。実施の形態2で用いる符号は、特に明記する場合を除き、実施の形態1と同じものが使用されている。また実施の形態2において、実施の形態1と重複する説明は適宜省略される。
図5が示すとおり実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は、実施の形態1の合波器4に代えて光スイッチ6を備える。さらに実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は、複数の送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、第3の送信望遠鏡5c)を備える。なお、図5における送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、第3の送信望遠鏡5c)の個数は3であるが、本開示技術はこれに限定されない。
複数の送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、第3の送信望遠鏡5c)は、複数の送信光(41a、41b、41c)を宇宙物体(31)に向けて照射する。実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は、複数の送信光(41a、41b、41c)の照射範囲が異なる視野となるように送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、第3の送信望遠鏡5c)が構成されていてよい。
光スイッチ6には、光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c)からの複数の光信号が入力される。光スイッチ6は、入力された複数の光信号の経路を選択的に切り替えて送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、第3の送信望遠鏡5c)へ送信する。実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は、測距情報処理部21からの測距情報に基づいて、経路の選択を行う構成としてよい。
前述のとおり複数の送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、第3の送信望遠鏡5c)は、初期状態において、複数の送信光(41a、41b、41c)の照射範囲が異なる視野となるように指向方向が設定されていてよい。
宇宙物体(31)の軌道情報及び軌道予測情報は、前述のとおり例えばTLE形式のものが入手可能である。すなわち宇宙物体(31)の特定時刻における方位角と仰角とは、ある程度推定できる。しかし宇宙物体(31)の実軌道は、地球の大気摩擦等の影響を受け推定値からずれることがある。
複数の送信光(41a、41b、41c)の照射範囲を異なる視野とすることは、実軌道が推定軌道からずれたときにも宇宙物体(31)を追尾できる、という効果を奏する。
宇宙物体(31)の軌道情報及び軌道予測情報は、前述のとおり例えばTLE形式のものが入手可能である。すなわち宇宙物体(31)の特定時刻における方位角と仰角とは、ある程度推定できる。しかし宇宙物体(31)の実軌道は、地球の大気摩擦等の影響を受け推定値からずれることがある。
複数の送信光(41a、41b、41c)の照射範囲を異なる視野とすることは、実軌道が推定軌道からずれたときにも宇宙物体(31)を追尾できる、という効果を奏する。
図6は、実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1の照射範囲を示す模式図である。図6の左側は、実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1の初期の照射範囲を示している。図6の右側は、反射光(42)に基づいて宇宙物体(31)の位置が推定された後に、変更された照射範囲を示している。
このように実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は、状況に応じて照射範囲の態様を変える構成であってもよい。
このように実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は、状況に応じて照射範囲の態様を変える構成であってもよい。
本開示技術に係る宇宙物体測距装置1は、波長可変フィルタ12とフィルタ制御器16とを備える。この構成により実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は、イベントの統計的な処理を経て、宇宙物体(31)が複数の送信望遠鏡5(第1の送信望遠鏡5a、第2の送信望遠鏡5b、第3の送信望遠鏡5c)のいずれの視野内に入っているかを判断できる。
図7は、実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1の波長別光子検出イベントのヒストグラム例である。図7は、波長がλaである送信光(41a)の照射範囲に宇宙物体(31)が存在する例を示している。図7の上段が示すとおり波長がλaのヒストグラムには、中央にピークが存在する。このピークは、送信光(41a)の飛行時間(τ)に現れている。一方で図7の中段及び下段が示すとおり、波長がλbのヒストグラムと波長がλcのヒストグラムには、ピークが存在しない。
波長がλaである送信光(41a)の照射範囲に宇宙物体(31)が存在する場合、実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は、どの波長の光信号も第1の送信望遠鏡5aへ出力されるように構成されてよい。このとき実施の形態2に係る光スイッチ6は、測距情報処理部21からの経路制御信号に基づいて、経路の選択を行うよう構成されてよい。
以上のとおり実施の形態2に係る宇宙物体測距装置1は上記構成を備えるため、実施の形態1で示した効果に加え、広範囲から、位置を特定できていない宇宙物体(31)を、望遠鏡駆動系53による細かなビーム走査によらず検出できる、という効果を奏する。
実施の形態3.
図8は、実施の形態3に係る複数の宇宙物体測距装置(宇宙物体測距装置61、宇宙物体測距装置62)の作用を示す模式図である。実施の形態3で用いる符号は、特に明記する場合を除き、既出の実施の形態と同じものが使用されている。また実施の形態3において、既出の実施の形態と重複する説明は適宜省略される。
図8は、実施の形態3に係る複数の宇宙物体測距装置(宇宙物体測距装置61、宇宙物体測距装置62)の作用を示す模式図である。実施の形態3で用いる符号は、特に明記する場合を除き、既出の実施の形態と同じものが使用されている。また実施の形態3において、既出の実施の形態と重複する説明は適宜省略される。
図8が示すとおり実施の形態3は、複数台が協調して機能する態様であり、宇宙物体測距装置61と宇宙物体測距装置62とが協調して機能する。宇宙物体測距装置61と宇宙物体測距装置62とのそれぞれは、実施の形態1及び2のいずれかに係る宇宙物体測距装置1と同じ構成であってよい。
図8が示すとおり実施の形態3は、宇宙物体測距装置61と宇宙物体測距装置62とが離れた地点に配置され、測距装置制御局63を備える構成であってよい。宇宙物体測距装置61と宇宙物体測距装置62とは、測距装置制御局63を経由して観測情報を共有するようにしてよい。また宇宙物体測距装置61と宇宙物体測距装置62とは、測距装置制御局63を経由してどの波長を選択したかについての情報(以降、「波長選択情報」と称する)を共有するようにしてよい。
図8は、2台が協調して機能する態様を示しているが、本開示技術はこの台数に限定されない。本開示技術は、2台以上が協調する構成態様でもよい。
本開示技術は、複数台が協調して機能するときに、担当する役割が異なっている態様であってもよい。例えば、宇宙物体測距装置61は広い範囲を俯瞰して探索を行い、宇宙物体測距装置62は特定の対象を高精度に測距してもよい。また宇宙物体測距装置61と宇宙物体測距装置62とは、担当する役割に応じた特性を有することが望ましい。
図9は、実施の形態3に係る複数の宇宙物体測距装置(宇宙物体測距装置61、宇宙物体測距装置62)が採用する波長を説明する模式図である。
広い範囲を探索する宇宙物体測距装置61は、広い波長レンジの光源部2を備えてよい。宇宙物体測距装置61に係る光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c)の波長は、それぞれλa’、λb’、及びλc’で表されている。λa’、λb’、及びλc’は、例えばそれぞれの間隔を100[nm]以上とするよう定められてもよい。
広い範囲を探索する宇宙物体測距装置61は、広い波長レンジの光源部2を備えてよい。宇宙物体測距装置61に係る光源部2(第1の波長の光源部2a、第2の波長の光源部2b、第3の波長の光源部2c)の波長は、それぞれλa’、λb’、及びλc’で表されている。λa’、λb’、及びλc’は、例えばそれぞれの間隔を100[nm]以上とするよう定められてもよい。
λa’、λb’、及びλc’は、測距対象の性質によって決められてもよい。測距対象の性質のうち、特に表面の反射特性が重要なファクターとなる。一般的に反射特性は、波長依存性を有する。
前述のとおり測地衛星の表面には、鏡面又はCCRが具備される。
一般衛星の表面は、MLI(Multi-Layer-Insulation)等の断熱材、及びOSR(Optical Solar Reflector)等のラジエータが具備される。また一般衛星の表面は、SAP(Solar Array Panel)が具備されることもある。
スペースデブリは、その母材も多岐に渡り、表面特性も様々である。
前述のとおり測地衛星の表面には、鏡面又はCCRが具備される。
一般衛星の表面は、MLI(Multi-Layer-Insulation)等の断熱材、及びOSR(Optical Solar Reflector)等のラジエータが具備される。また一般衛星の表面は、SAP(Solar Array Panel)が具備されることもある。
スペースデブリは、その母材も多岐に渡り、表面特性も様々である。
λa’、λb’、及びλc’は、空間伝搬する際の損失を考慮して決められてもよい。空間伝搬する際の損失は、例えば大気の場合には波長依存性を有する。大気吸収は、0.8[μm]帯、1.0[μm]帯、1.5[μm]帯における透過率がよいことが知られている。また一般的に、波長が短くなると大気擾乱による損失が大きくなることも知られている。
特定の対象を高精度に測距する宇宙物体測距装置62は、狭い波長レンジからなる複数の組の中から1つの組を選択可能な光源部2を備えてよい。宇宙物体測距装置62の光源部2が選択する波長レンジでは、どの組においても波長は、例えばそれぞれの間隔を10[nm]以下とするように定められてもよい。宇宙物体測距装置62の光源部2について決定される波長レンジの詳細は、以下の図10に沿った説明により明らかになる。
図10は、実施の形態3に係る宇宙物体測距装置61の波長別光子検出イベントのヒストグラム例である。図10は、波長がλa’である送信光(41a’)についての反射光(42a’)が、最も強度が高いことを示している。すなわち図10は、測距に適した波長がλa’の近傍であることを示している。この測距に適した波長に関する情報は、前述の波長選択情報のことである。
宇宙物体測距装置62は、測距装置制御局63を経由して共有する波長選択情報に基づいて、波長レンジが決定される。波長レンジの決定は、宇宙物体測距装置62が行ってもよいし測距装置制御局63が行ってもよい。より具体的に宇宙物体測距装置62の光源部2が出力する光信号の波長は、λa’a、λa’b、及びλa’cの組に決定される。λa’a、λa’b、及びλa’cは、λa’の近傍の波長である。λa’a、λa’b、及びλa’cは、それぞれの間隔を10[nm]以下とするように定められてもよい。なおλa’a、λa’b、及びλa’cは、そのいずれかがλa’と等しくてもよい。
実施の形態3に係る宇宙物体測距装置61及び宇宙物体測距装置62において、光源部2が出力する光信号の波長は連続的に可変である必要はない。宇宙物体測距装置61の光源部2は、例えば広帯域に波長間隔があけられたパルスレーザの組により実現されてよい。また宇宙物体測距装置62の光源部2は、例えば狭帯域に波長間隔があけられたパルスレーザの組を複数備えることにより実現されてよい。
以上のとおり実施の形態3に係る宇宙物体測距装置61及び宇宙物体測距装置62は上記構成を備えるため、実施の形態1及び2で示した効果に加え、測距に適した波長を複数組の中から選択できる、という効果を奏する。
本開示技術に係る宇宙物体測距装置(1、61、62)は、スペースデブリ及び人工衛星等の宇宙物体を観測する装置として利用でき、産業上の利用可能性を有する。
1 宇宙物体測距装置、 2(2a、2b、2c) 光源部、 3 光源部制御器、 4 合波器、 5(5a、5b、5c) 送信望遠鏡、 6 光スイッチ、 11 受信望遠鏡、 12 波長可変フィルタ、 13 光検出器、 14 ゲート制御器、 15 イベントタイマ、 16 フィルタ制御器、 21 測距情報処理部、 51 軌道情報格納部、 52 指向方向制御器、 53 望遠鏡駆動系、 61、62 宇宙物体測距装置、 63 測距装置制御局。
Claims (8)
- 2種以上の波長の光信号を出力する光源部(第1の波長の光源部、第2の波長の光源部、…)と、
前記光源部(第1の波長の光源部、第2の波長の光源部、…)の発振タイミングにオフセット時間(T_offset)を付与して同期しながら透過波長帯域を決定するフィルタ制御器と、
前記フィルタ制御器により動的に制御され、前記透過波長帯域の特性となる波長可変フィルタと、
を含む宇宙物体測距装置。 - ゲート信号によりゲート動作する光検出器をさらに含む請求項1に記載の宇宙物体測距装置。
- 前記波長可変フィルタの前記透過波長帯域が、前記ゲート信号と同期しながら変更される請求項2に記載の宇宙物体測距装置。
- 前記ゲート信号は可変である請求項3に記載の宇宙物体測距装置。
- 前記光源部(第1の波長の光源部、第2の波長の光源部、…)からの複数の前記光信号が入力され、経路を切り替える光スイッチと、
前記経路に繋がれた複数の送信望遠鏡(第1の送信望遠鏡、第2の送信望遠鏡、…)と、をさらに備え、
前記送信望遠鏡(第1の送信望遠鏡、第2の送信望遠鏡、…)は、初期状態において照射範囲が異なる指向方向である請求項1に記載の宇宙物体測距装置。 - 前記指向方向は、可変である請求項5に記載の宇宙物体測距装置。
- ゲート信号によりゲート動作する光検出器をさらに含む請求項6に記載の宇宙物体測距装置。
- 前記波長可変フィルタの前記透過波長帯域が、前記ゲート信号と同期しながら変更される請求項7に記載の宇宙物体測距装置。
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---|---|---|---|
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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WO2024150752A1 (ja) * | 2023-01-10 | 2024-07-18 | 英弘精機株式会社 | 測定装置 |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH09318743A (ja) * | 1996-05-30 | 1997-12-12 | Toshiba Corp | 距離測定装置 |
-
2021
- 2021-05-28 JP JP2023521698A patent/JP7345705B2/ja active Active
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