(57)【要約】【課題】  観測センサを地球に向けた状態で、太陽電池の発電効率を劣化させずに、太陽電池を衛星側面に近づけることを目的とする。【解決手段】  衛星構体と、衛星構体のヨー軸方向を指向し地球を観測する観測センサと、衛星構体のヨー軸に対し垂直な軸周りに回動可能に軸支され衛星構体に対するキャント角度が可変する太陽電池パドルと、太陽電池パドルの受光面を太陽に正対させるように太陽電池パドルのパドルキャント角度と衛星本体のヨー回転角度とを設定する制御部とを備えたものである。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
衛星本体と、
上記衛星本体のヨー軸方向を指向し、地球を観測する観測センサと、
上記衛星本体のヨー軸に対し垂直な軸周りに回動可能に軸支され、上記衛星本体に対するキャント角が可変する太陽電池パドルと、
上記太陽電池パドルの受光面を太陽に正対させるように、上記太陽電池パドルのキャント角と上記衛星本体のヨー回転角とを設定する制御部と、
を備えた観測衛星。
【請求項２】
上記衛星本体の姿勢を計測する姿勢センサと、
上記姿勢センサで計測される衛星本体の姿勢情報と、上記制御部で設定されるヨー回転角とに基づいて、上記衛星本体の姿勢を制御する姿勢制御部と、を備えたことを特徴とする請求項１記載の観測衛星。
【請求項３】
上記観測センサは、視野内の画像を取得するイメージセンサと、当該イメージセンサに結像する画像を回転させるイメージローテータと、を備え、
上記制御部は、上記観測センサの観測方向を上記衛星本体の進行方向に合わせるように、上記イメージローテータの回転角度を設定することを特徴とする請求項１もしくは請求項２のいずれかに記載の観測衛星。
【請求項４】
上記イメージセンサは、一次元イメージセンサから成ることを特徴とする請求項３記載の観測衛星。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、地球を周回し、地球を観測する観測センサを備えた観測衛星に関する。
【背景技術】
【０００２】
地球周りの宇宙空間を周回する観測衛星は、例えば観測センサを地球方向に向けて地球を撮影する。一方で、人工衛星に電力を供給する太陽電池パドルは、受光面が太陽方向を追尾する。従来の観測衛星は、観測センサを回動させる駆動機構を設けることにより、観測センサを任意の方向に向けながら、太陽電池パドルを回動させて、太陽電池パドルの受光面を所定の角度に維持していた（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
【特許文献１】特開２００２−１０４３００号公報（第２５段落および図２参照）
【０００４】
従来の太陽電池パドルは、短冊形状の太陽電池の長手方向を、衛星本体側面の垂直方向に向けて配置していた。太陽電池パドルは、パドル駆動機構により駆動されて、衛星側面に垂直な枢軸の周りを回転する。この際、衛星本体の影による影響や、パドルの回転に伴なう衛星本体との干渉を避けるために、太陽電池の装着されないヒンジを介在として、太陽電池を衛星本体から離れたところ配置していた。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
従来の観測衛星は、太陽電池が衛星側面から離れているので、その分だけ衛星本体の重量や、慣性モーメントが大きくなる。その結果、観測センサを地上の所望方向に向けるための姿勢変更に、長い時間を要するという問題があった。
【０００６】
一方で、非回転型の太陽電池を衛星本体の直近に取付けた場合、観測センサの不使用時に太陽電池が太陽を指向するように姿勢制御することができる。しかし、観測センサの使用時は太陽電池の発電効率を犠牲にし、観測センサが所望方向を指向するように姿勢変更していた。このため、観測の度に大きな姿勢変更が必要となり、それに伴なって観測時間が短くなるという問題があった。
【０００７】
この発明は、係る課題を解決するために成されたものであり、観測センサを地球に向けた状態で、太陽電池の発電効率を劣化させずに、太陽電池を衛星側面に近づけることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この発明による観測衛星は、衛星本体と、上記衛星本体のヨー軸方向を指向し、地球を観測する観測センサと、上記衛星本体のヨー軸に対し垂直な軸周りに回動可能に軸支され、上記衛星本体に対するキャント角が可変する太陽電池パドルと、上記太陽電池パドルの受光面を太陽に正対させるように、上記太陽電池パドルのキャント角と上記衛星本体のヨー回転角とを設定する制御部とを備えたものである。
【発明の効果】
【０００９】
この発明によれば、衛星軌道の所定区間では、観測センサを地球に指向させた状態で、衛星本体に近接配置した太陽電池の受光面を、常時太陽と正対させることができるので、太陽電池の発電効率を犠牲にすることなく、より長時間地球を観測することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
実施の形態１．
図１は、実施の形態１による観測衛星の構成を示す斜視図である。
図において、観測衛星は、衛星構体（衛星本体）１と、観測センサ２と、太陽電池パドル４と、可動ヒンジ５と、通信アンテナ１０を備えて構成される。衛星構体１は箱型の六面体形状を成している。衛星構体１は、宇宙空間の衛星軌道に沿って飛翔し、図の例では進行方向１１に向かって移動する。
【００１１】
衛星構体１に搭載された観測センサ２は、図に仮想的に示すヨー軸６に対して垂直な側面に取付けられている。観測センサ２は地球方向３を指向し、その指向軸はヨー軸６と同軸になっている。可動ヒンジ５は、衛星構体１の側面における観測センサ２の取付面の対面に、二箇所設けられている。２つの可動ヒンジ５は、その取付面におけるヨー軸６の両側に所在する対辺に沿うようにそれぞれ設けられて、その軸線はヨー軸６と直交している。可動ヒンジ５は蝶番の回転軸の如く機能する。
【００１２】
衛星構体１は２つの太陽電池パドル４を設けている。各太陽電池パドル４は、可動ヒンジ５によって一軸周りに回動自在に軸支され、衛星構体１に結合している。各太陽電池パドル４は、衛星構体１に対してパドルキャント角度（η）を成して傾斜配置される。各太陽電池パドル４は、衛星構体１に内蔵されたパドル駆動装置１３によって一軸の可動ヒンジ５の、パドル回転軸の周りに回転駆動されて、キャント角を所望角度に可変させる。太陽電池パドル４と可動ヒンジ５とパドル駆動装置１３は、可変キャント機構を構成する。２つの太陽電池パドル４は、衛星構体１に対し異なるパドルキャント角度を成し互いに平行に傾斜している。すなわち、一方の太陽電池パドル４と他方の太陽電池パドル４は、可動ヒンジ５の取付面に対して互いに回転対称となるようなパドルキャント角度を成している。
【００１３】
太陽電池パドル４は、太陽電池パネル１２を装着している。可変キャント機構によって太陽電池パドル４が一軸の可動ヒンジ５の周りに回動する。同時に、衛星構体１は、ヨー軸６の周りに、所望のヨー回転角度（Ψ）だけ回転する。
これによって、太陽電池パネル１２は、可動ヒンジ５とヨー軸６の二軸周りに回転し、太陽電池パネル１２の受光面が太陽光７に正対する。太陽電池パネル１２の端部は、衛星構体１の側面に接しているもしくは近接している。すなわち、太陽電池パドル４と衛星構体１を結合するヒンジが、衛星構体１の側面に沿って敷設されるので、太陽電池パドル４におけるヒンジ部分の占める面積が小さくなり、結果的に太陽電池パドル４の面積を小さくすることができる。
かくして、太陽電池パドル４の慣性モーメントを小さくすることができる。さらに、太陽電池パドル４の長手方向を可動ヒンジ５の軸方向に一致させる、もしくは太陽電池の面積を変えずに長辺と短辺の比率を１に近づけることにより、太陽電池パドル４の慣性モーメントをさらに小さくすることができる。
【００１４】
アンテナ１０は、衛星構体１の可動ヒンジ５の軸線に直交する相対する二つの側面に、それぞれバランス良く取付けられている。アンテナ１０は地球局と衛星通信を行うための指向性アンテナである。２つの太陽電池パドル４のパドルキャント角度が異なる点を除いて、衛星構体１は概ね対称形状となっている。
【００１５】
次に、衛星構体１および太陽電池パドル４の制御系の動作について説明する。
図２は、衛星構体１の姿勢制御および太陽電池パドル４の回転制御を説明するための制御系の構成図である。
図において、姿勢センサ１５は、スターセンサや地球センサを備えて、衛星構体１の姿勢角度や姿勢方向を計測する。位置センサ１６は、ＧＰＳ受信器や測位装置を備えて、ＧＰＳ信号を観測して擬似距離を求め、衛星測位によって自己位置を計測する。姿勢センサ１５および位置センサ１６は、計算機（制御部）１９に各種計測情報を入力する。
データベース１７は、観測衛星の飛翔する衛星軌道の物理的な情報（軌道情報）や、制御演算に用いる各種パラメータなどが格納され、もしくは演算される。データベース１７は、計算機１９に対して軌道情報や各種パラメータなどを提供する。
【００１６】
通信装置１８はアンテナ１０を備え、アンテナ１０を介在して地球局３０との間で通信情報を授受する。地球局２２は通信装置１８に対して制御コマンドを送信する。通信装置１８は、観測センサの観測情報と、姿勢センサ１５、位置センサ１６などのセンサ計測情報と、計算機１９の処理情報を、地球局２２にテレメトリとして送信する。
【００１７】
推進装置２０はスラスターを備えて構成され、計算機１９から制御量として推進電力を与えられて、推進電力に応じて衛星構体１を並進移動させる。姿勢変更装置２１は、モーメンタムホイールを備えて構成され、計算機１９から制御量として姿勢変更量を与えられて、姿勢変更量に応じて衛星構体１の姿勢を変更する。
【００１８】
計算機１９は、姿勢センサ１５や位置センサ１６の計測情報、およびデータベース１７から与えられる軌道情報に基づいて、推進装置２０に制御量として推進電力を与え、かつ姿勢変更装置２１に制御量として姿勢変更量を与える。これによって、軌道に沿って、観測衛星の位置と姿勢を所望の状態に保持する。すなわち、計算機１９は、姿勢センサ１５で計測される姿勢情報と、制御目標値として設定されたヨー回転角度とに基づいて、衛星構体１の姿勢を制御する姿勢制御部として機能する。
【００１９】
また、計算機１９は、姿勢変更装置２１に対して、衛星構体１のヨー回転角度の制御目標値を与える。
さらに、計算機１９は、パドル駆動装置１３に対してパドルキャント角度の制御目標値（設定値）を与えて、太陽電池パドル４のパドルキャント角度を可変する。すなわち、計算機１９は、太陽電池パドル４の受光面を太陽に正対させるように、太陽電池パドル４のパドルキャント角度と衛星構体１のヨー回転角度とを設定する制御部として機能する。
【００２０】
ここで、計算機１９による、衛星構体１のヨー回転角度、および太陽電池パドル４のパドルキャント角度の設定について、その制御目標値の設定条件を説明する。
図３は、観測衛星１００のパドルキャント角度とヨー回転角度の幾何学的関係を示す図である。
【００２１】
図において、衛星構体１が地球３０の衛星軌道３１を周回する際に、太陽方向３２から太陽光が入射する状態を示している。ここで、ｘ、ｙ、ｚ、ｓはすべて単位ベクトル、ｘ、ｙ、ｚは直交軸、ｘは衛星速度方向、ｙは可動ヒンジ５のパドル回転軸に平行な方向、ｚは衛星構体１のヨー軸、ｓは衛星から見た太陽の方向３２、Ψは衛星構体１のヨー回転角度、ηはパドルキャント角度を示している。ｚは観測センサ２の指向軸と同軸になっている。また、図の例では、ｚは天頂方向３３を向いている。
【００２２】
計算機１９は、姿勢センサ５および位置センサ１６から得られる、観測衛星１００の現在の位置と姿勢に基づいて、データベース１７を参照し、その軌道情報からｘ、ｙ、ｚ、ｓの方向ベクトルを求める。計算機１９は、内蔵する演算プロセッサの演算処理によって、次式（１）、（２）に基づいて、ヨー回転角度Ψと、パドルキャント角度ηの設定値を演算する。
【００２３】
【数１】
2006264434.tif 000003
【００２４】
なお、上式はあくまでも一例であって、幾何学的に同等の条件を満足すれば、テンソル量や数値で表現しても良い。
【００２５】
図４は設定されたヨー回転角度Ψおよびパドルキャント角度ηに基づく、太陽電池パドル４の姿勢変更の状態遷移を示す図である。なお、図中のｘ、ｙ、ｚ軸は図３で定義したものと同一である。
【００２６】
図４（ａ）に示すように、初期状態において、太陽電池パドル４のパドル面（受光面）はｘ、ｙ平面に平行となっている。
次いで、衛星構体１を、ヨー回転角度Ψだけヨー軸周りに回転することによって、図４（ｂ）に示すような状態となる。
更に、衛星構体１を、ヨー回転角度Ψだけヨー軸周りに回転することによって、図４（ｂ）に示す状態となる。
更に、太陽電池パドル４をパドルキャント角度ηだけ回すことによって、図４（ｃ）に示す状態となる。
かくして、太陽電池パドル４は太陽３４と正対するように、衛星のヨー回転角度Ψとパドルキャント角度ηを設定し、太陽電池パドル４を姿勢変更する。
【００２７】
次に、観測衛星１００の衛星軌道上での位置変化に伴なった、太陽電池パドル４の姿勢変化について説明する。図５は衛星軌道上での観測衛星１００の位置変化を示す図である。図において説明を簡単にするために、太陽光が衛星軌道３１と同一面内から照射する例を示し、衛星構体１のヨー回転角度Ψを０に固定した例について説明する。
【００２８】
観測衛星１００は、地球３０から高度２００ｋｍ〜５０００ｋｍ上空の地球周回衛星軌道３１上を、ポイント（ａ）〜（ｈ）を通過しながら周回する。各ポイントで、観測衛星１００は太陽電池パドル４のパドルキャント角度を変更する。ポイント（ａ）は太陽に最も近い近点４１となり、ポイント（ｅ）は太陽から最も遠い遠点４３となる。また、近点４１と遠点４３の中間点を符号４２、４３で図示している。
【００２９】
軌道上のポイント（ａ）〜（ｃ）間とポイント（ｇ）〜（ａ）間では、観測衛星１００は、太陽電池パドル４を太陽３４に正対させるようにパドルキャント角度の設定値を変更する。軌道上のポイント（ｄ）〜（ｆ）間では、観測衛星１００は地球３０の影に入るので、太陽電池パドル４への太陽光の入射量が減少し、位置によっては全く入らなくなる。当然の如く、太陽電池パドル４を太陽３４に正対させることができなくなる。
【００３０】
また、軌道上のポイント（ｃ）〜（ｄ）間と軌道上のポイント（ｆ）〜（ｇ）間では、図の左側にある一方の太陽電池パドル４が衛星構体１に遮蔽され、太陽の入射量が減少するか全く入らなくなる。また、図の右側にある他方の太陽電池パドル４は、衛星構体１の側面に接するので、太陽電池パドル４のパドルキャント角度が制限される。このため、軌道上の当該ポイントにおいても、太陽電池パドル４を太陽３４に正対させることができない。
【００３１】
したがって、ポイント（ｃ）〜（ｇ）を通過する軌道上における、中間点４２と中間点４４の間では、観測衛星１００の太陽電池パドル４を太陽３４に正対させない位置に、パドルキャント角度を設定する。
例えば、ポイント（ｃ）〜（ｄ）および（ｆ）〜（ｇ）間では、太陽に近い方の太陽電池パドル４を衛星構体側面に近接させて、パドルキャント角度を９０°に固定する。また、太陽から遠い方の太陽電池パドル４を衛星構体側面から１８０°展開させて、パドルキャント角度を−９０°に固定する。また、ポイント（ｅ）では、両方の太陽電池パドル４を衛星構体側面に近接させ、パドルキャント角度を９０°に固定する。
【００３２】
以上のように、太陽からの遠点４３側の半周軌道上と、太陽からの近点４３側の半周軌道上とで、太陽電池パドル４のパドルキャント角度の設定方式を切替える。
遠点４３側の半周軌道上ではパドルキャント角度を固定する。具体的には、衛星軌道上における太陽の遠点側の半周を通過するときには、衛星構体１における太陽に近い方の太陽電池パドル４のパドルキャント角度が、衛星構体１の側面に対し所定の角度以下となるか、もしくは衛星本体と平行となるように設定する。
また、近点４３側の半周軌道上では、上述したように太陽３４と正対させるようにパドルキャント角度を設定する。
なお、衛星構体１のヨー回転角度Ψについては、太陽電池パドル４におけるパドルキャント角度の制限や地球および自己による太陽光の遮蔽がないと仮定した場合に、太陽電池パドル４を太陽と正対させることのできる、ヨー回転角度Ψを設定すれば良い。
【００３３】
図６は、実施の形態１による観測衛星１００と比較対比する、従来の観測衛星１０１、１０２のパドル構成を示す図である。図６（ａ）に示す観測衛星１０１は、太陽電池パドル４０を回動させるタイプのもの、図６（ｂ）に示す観測衛星１０２は、太陽電池パネルを非回転型として、衛星に固定したタイプのものを示している。
【００３４】
図６（ａ）において、観測衛星１０１は、トラス形状のヒンジ８０を介在として、太陽電池パドル４０をパドル駆動軸８に結合している。その他の符号の構成要素は、観測衛星１００と同一相当のものである。
従来の観測衛星１０１は、太陽電池パドル４０への太陽光の受光量を大きくするために、観測センサ２の指向軸を一定方向に向けたまま、ヨー軸周りに衛星構体１を回転させて、太陽電池パドル４０を太陽光７に正対させる。
【００３５】
観測衛星１０１は、太陽電池パドル４０の長手方向が衛星側面の垂直方向となる。ヒンジ８０には、太陽電池パネル５０が装着されていない。すなわち、ヒンジ８０は太陽光発電に寄与しない領域となっている。
したがって、太陽電池パネル５０の余計な重量が増加し、ヨー軸とヒンジ８０軸周りの慣性モーメントが大きくなってしまう。
また、太陽電池パネル５０は、衛星構体１から外方向に広がる形状を成すので、ヨー軸とヒンジ８０軸周りの慣性モーメントを、更に大きくしてしまう。
【００３６】
一方、図１で上述した観測衛星１００の太陽電池パドル４の形状と見比べると、この違いは明白である。図１の例では、太陽電池パネル１２を衛星構体１の側面に近接させているので、特にヨー軸周りの慣性モーメントを小さくすることができるという効果がある。
【００３７】
次に、図６（ｂ）において、観測衛星１０２は、太陽電池パネル９０を衛星構体１に直結している。その他の符号の構成要素は、観測衛星１００と同一相当のものである。
従来の観測衛星１０２は、太陽電池パドル４０への太陽光の受光量を大きくするために、観測センサ２の指向軸を所望の観測方向からずらして、太陽電池パドル４０を太陽光７に正対させる。観測を実施する際には、観測センサ２の指向軸を所望の観測方向に向けて、太陽電池パドル９０を太陽光７の入射方向からずらす。
したがって、上述したように、観測の度に大きな姿勢変更が必要となるので、トータルの観測時間が減ってしまう。
【００３８】
これに対し、図１で上述した観測衛星１００では、所定の衛星軌道における太陽からの近点側の半周軌道では、観測目標を指向した状態で、常時太陽電池パドル４を太陽に正対させることができるという効果がある。
【００３９】
以上説明した通り、この実施の形態１による観測衛星１００は、衛星構体１と、衛星構体のヨー軸方向を指向し地球を観測する観測センサ２と、衛星構体１のヨー軸に対し垂直な可動ヒンジ５の軸周りに回動可能に軸支されてキャント角が可変する太陽電池パドル４とを備え、太陽電池パドル４の受光面を太陽に正対させるように、パドルキャント角度と衛星ヨー回転角度を設定することによって、衛星軌道の所定区間において観測センサを地球に指向させた状態で、衛星本体に近接配置した太陽電池の受光面を、常時太陽と正対させることができる。このため、太陽電池の発電効率を犠牲にすることなく、より長時間地球を観測することができる。
【００４０】
実施の形態２．
図７は、実施の形態２による観測センサ２の構成を示す断面図である。
図において、観測センサ２は、外光７０を取り入れる対物レンズ７１と、平行光を得る凹レンズ７２と、視野内の画像を取得するイメージセンサ７５と、凹レンズ７２を通過した平行光をイメージセンサ７５に結像する結像レンズ７４を備える。また、凹レンズ７２と結像レンズ７４の光路の間に、イメージセンサ７５に結像される画像を回転させるイメージローテータ７３が設けられている。信号処理装置７６は、イメージセンサ７５の出力画像を画像処理して二次元画像を得る。
【００４１】
イメージローテータ７３は、例えばぺチャンプリズムを備えて構成される。イメージローテータ７３は、観測センサ２の観測方向を観測衛星１００の進行方向に合わせるように、イメージセンサ７５を通過する光束を所望の角度回転させ、イメージセンサ７５の入射画像を回転させる。イメージローテータ７３の回転角度は、制御部１９によって設定される。
【００４２】
図８は、イメージセンサ７５の構成を示す上面図（図７の上方から見た図）である。図において、イメージセンサ７５は、一次元イメージセンサとして機能するラインセンサ７７を備えて構成される。ラインセンサ７７は画素を一列に配列し、画素の配列方向と垂直な方向に移動させることによって、二次元の撮影画像を得ることができる。すなわち、ラインセンサ７７は画素の配列方向と垂直な方向を撮像方向とする。
【００４３】
観測衛星１００がヨー回転することによって、イメージセンサ７５も観測センサとともにヨー軸の周りに回転する。これによって、ラインセンサ７７の撮像方向が観測衛星１００の進行方向３９に対して傾斜してしまう。この場合、画素を有効に利用できなくなるので、画像として十分な解像度を得ることができず、画像が劣化してしまう。
【００４４】
この実施の形態では、イメージローテータ７３を用いて、ラインセンサ７７に入射する画像を回転させることによって、観測衛星１００の進行に応じた画像の移動方向９５（進行方向）を、ラインセンサ７７の撮像方向（観測方向）に合わせる。すなわち、制御部１９は、観測センサの観測方向を観測衛星１００の進行方向に合わせるように、イメージローテータ７３の回転角度を設定する。
これによって、観測センサ２のヨー回転に伴なう画像の劣化を防止し、ラインセンサ７７の画素を有効に利用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】本発明の実施の形態１による観測衛星の斜視図である。
【図２】本発明の実施の形態１による観測衛星の制御系の構成を示す図である。
【図３】本発明の実施の形態１による観測衛星のヨー回転角度とパドルキャント角度の幾何学的な関係を示す図である。
【図４】本発明の実施の形態１による観測衛星の太陽電池パドルを太陽に正対させる際の姿勢変化を示す図である。
【図５】本発明の実施の形態１による観測衛星の軌道上でのパドルキャント角度の変化を示す図である。
【図６】従来の観測衛星の、太陽電池パドルの形態例を示す図である。
【図７】本発明の実施の形態２による観測センサの構成を示す斜視図である。
【図８】本発明の実施の形態２によるイメージセンサ７５の構成を示す図である。
【符号の説明】
【００４６】
１  衛星構体、２  観測センサ、４  太陽電池パドル、５  可動ヒンジ、６  ヨー軸、７  太陽方向、１９  計算機（制御部）、７３  イメージローテータ、７５  イメージセンサ、７７  ラインセンサ、１００  観測衛星。
【図１】
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【図２】
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【図３】
2006264434.tif 000006
【図４】
2006264434.tif 000007
【図５】
2006264434.tif 000008
【図６】
2006264434.tif 000009
【図７】
2006264434.tif 000010
【図８】
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