(57)【要約】【課題】ロケットの軌道推定精度を改善した軌道推定システムを得る。【解決手段】赤外線センサ１と、赤外線センサ１で検出した観測方向を入力情報とする軌道推定装置２と、軌道推定装置２による推定位置および推定速度と赤外線センサ１で検出した放射強度とを入力情報として、プルーム形状を推定演算するデータベース４と、観測対象の観測方向、推定位置、推定速度およびプルーム形状を入力情報として補正観測方向を算出する観測方向補正装置３とを備えている。飛行条件に依存した観測対象のプルーム形状をデータベース４で推定演算し、観測方向補正装置３により、プルーム形状に起因した赤外線センサ１の観測方向と機体基準点とのずれを軽減した補正観測方向を取得する。【選択図】図３
2011112284.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
赤外線センサと、
前記赤外線センサで検出した観測対象の観測方向を入力情報として、前記観測対象の推定位置および推定速度を推定演算する軌道推定装置と、
前記推定位置および前記推定速度と、前記赤外線センサで検出した前記観測対象のプルームの放射強度とを入力情報として、前記観測対象のプルーム形状を推定演算するデータベースと、
前記観測方向、前記推定位置、前記推定速度および前記プルーム形状を入力情報として、補正観測方向を算出する観測方向補正装置と、を備え、
前記軌道推定装置は、前記補正観測方向を入力情報として、前記観測対象の推定位置および推定速度を推定演算することを特徴とする軌道推定システム。
【請求項２】
前記赤外線センサと前記データベースとの間に挿入された透過率補正装置を備え、
前記透過率補正装置は、前記赤外線センサの位置と、前記観測対象の推定位置と、前記プルームの放射強度とを入力情報として、前記赤外線センサと前記観測対象との間の透過率補正を行い、前記放射強度を補正した補正放射強度を前記データベースに入力することを特徴とする請求項１に記載の軌道推定システム。
【請求項３】
前記赤外線センサおよび前記観測方向補正装置と、前記軌道推定装置との間に挿入された切替スイッチを備え、
前記切替スイッチは、
１回目の軌道推定処理においては、前記赤外線センサからの観測方向を前記軌道推定装置に対する入力情報とし、
２回目の軌道推定処理においては、前記観測方向補正装置からの補正観測方向を前記軌道推定装置に対する入力情報とし、
前記軌道推定装置は、
前記１回目の軌道推定処理においては、前記赤外線センサからの観測方向を用いて、概略的な推定位置および推定速度を算出し、
前記２回目の軌道推定処理においては、前記補正観測方向を用いて精密な推定位置および推定速度を算出することを特徴とする請求項１または請求項２に記載の軌道推定システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、衛星に搭載された赤外線センサを用いて観測対象（推力飛行するロケットなど）を探知追尾する軌道推定システムに関し、特に、観測方向に基づいて観測対象の軌道を推定する軌道推定システムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来の軌道推定システムとして、ジンバル（Ｇｉｍｂａｌ）で支持された赤外線センサを用いてジェット機を探知追尾する飛翔体誘導装置が知られている（たとえば、特許文献１参照）。
上記特許文献１に記載の従来装置においては、プルーム（赤外線放射面光源であるエンジン排気）の代表点を追尾点とし、ジンバル首振り角の時間変化率に比例して、ジェット機の進行方向にオフセット角を与えることにより、赤外線センサの追尾点であるプルーム代表点と、ジェット機基準点（機体の重要部位）と、の観測方向のずれを軽減している。
【０００３】
ただし、この場合、観測対象は、大気中を飛行するジェット機であって、プルーム形状（赤外線放射面光源の空間分布）の大きさ（約１０メートル）が限られていることを前提としている。
これに対し、地上から大気圏外までを飛行するロケットなどの場合には、プルーム形状が１０メートル〜１０キロメートルの範囲で大きく変化するので、上記従来装置を用いても、大きく時間変化するプルーム形状に起因するプルーム代表点とロケット機体基準点との観測方向のずれを適切に補正することはできない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平１−３１０３００号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
従来の軌道推定システムは、たとえば特許文献１に記載の技術の場合には、大気中を飛行するジェット機を観測対象としているので、地上から大気圏外まで飛行することからプルーム形状が大きく変化するロケットに対しては、観測方向のずれを適切に補正することができず、ずれを含む観測方向をロケット機体基準点への観測方向として用いると軌道推定精度が劣化するという課題があった。
【０００６】
この発明は、上記のような課題を解決するためになされたものであり、プルーム形状が大きく時間変化する観測対象（ロケットなど）の場合でも、赤外線センサによる観測方向に基づいて、観測対象の軌道を高精度に推定可能な軌道推定システムを得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
この発明に係る軌道推定システムは、赤外線センサと、赤外線センサで検出した観測対象の観測方向を入力情報として、観測対象の推定位置および推定速度を推定演算する軌道推定装置と、推定位置および推定速度と、赤外線センサで検出した観測対象のプルームの放射強度とを入力情報として、観測対象のプルーム形状を推定演算するデータベースと、観測方向、推定位置、推定速度およびプルーム形状を入力情報として、補正観測方向を算出する観測方向補正装置とを備え、軌道推定装置は、補正観測方向を入力情報として、観測対象の推定位置および推定速度を推定演算するものである。
【発明の効果】
【０００８】
この発明によれば、プルーム形状を推定演算するデータベースを設けることにより、観測対象（ロケット）の位置や速度によるプルーム形状の変化に影響されることなく、観測対象の機体基準点への観測方向を高精度に取得することができ、軌道推定精度を改善させることができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】この発明の実施の形態１に用いられる赤外線センサを搭載した衛星と観測対象との関係を示す説明図である。
【図２】一般的なロケットの飛行条件によるロケットプルーム形状変化を示す説明図である。
【図３】この発明の実施の形態１に係る軌道推定システムを示す機能ブロック図である。
【図４】この発明の実施の形態２に係る軌道推定システムを示す機能ブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１に用いられる赤外線センサを搭載した衛星１０と観測対象１１との関係を示す説明図である。
図１において、赤外線センサ（後述する）を搭載した衛星１０は、観測対象１１（以下、代表的に「ロケット」ともいう）のプルームＰ（赤外線放射面光源）を観測する。観測対象１１は、地球１２の大気Ａの圏内および圏外を推進可能である。
衛星１０は、目視線ＢをプルームＰの観測方向として、プルームＰの放射強度を時刻歴でリアルタイムに観測する。
【００１１】
図２は一般的なロケットの飛行条件によるプルーム（２次火炎）形状変化を示す説明図であり、地上から打ち上げられてから、大気圏外に到達するまでのプルーム形状を時系列的（矢印参照）に示している（たとえば、公知文献『Ｔｈｅ  Ａｅｒｏｓｐａｃｅ  Ｐｒｅｓｓ刊、Ｆｒｅｄｅｒｉｃｋ  Ｓ．Ｓｉｍｍｏｎｓ著「Ｒｏｃｋｅｔ  Ｅｘｈａｕｓｔ  Ｐｌｕｍｅ  Ｐｈｅｎｏｍｅｎｏｌｏｇｙ」（ＩＳＢＮ  １−８８４９８９−０８−Ｘ）の第２６頁Ｆｉｇ．２．７』参照）。
【００１２】
図２において、２次火炎の直径Ｄは、地上からの打ち上げ直後においては、１０ｍ〜１００ｍ程度であり、高度が上昇するにつれて、０．１ｋｍ〜１ｋｍ、１ｋｍ〜１０ｋｍ、へと順次に大きくなり、大気圏外に到達すると、所要推力が小さくなるうえ酸素も存在しないので、１ｍ〜１０ｍ程度（破線領域参照）に減少する。
なお、プルーム形状および放射強度において、ロケット推力、プルームＰの放射強度、および、プルームＰの長さ、の３つのパラメータの間には、正の相関性がある。
【００１３】
以下、図１および図２とともに、図３を参照しながら、この発明の実施の形態１について詳細に説明する。
図３はこの発明の実施の形態１に係る軌道推定システムを示す機能ブロック図であり、衛星１０に搭載されたコンピュータ（または、衛星１０との間で相互通信可能な地上局に設置されたコンピュータ）により実行されるアルゴリズムを図式的に示している。
図３において、軌道推定システムは、赤外線センサ１と、軌道推定装置２と、観測方向補正装置３と、データベース４と、切替スイッチ５と、航法装置６と、を備えている。
【００１４】
赤外線センサ１は、観測対象１１（目標ロケット）に対する観測方向と、目標ロケットのプルームＰの放射強度とを観測する。観測方向および放射強度は、それぞれ時間歴として取得される。
軌道推定装置２は、赤外線センサ１で検出した観測対象１１の観測方向を入力情報として、観測対象１１の推定軌道（推定位置および推定速度）を推定演算する。
【００１５】
データベース４は、観測対象１１の推定位置および推定速度と、赤外線センサ１で検出した観測対象１１のプルームＰの放射強度とを入力情報として、観測対象１１のプルーム形状を推定演算する。
【００１６】
観測方向補正装置３は、観測対象１１の観測方向、推定位置、推定速度およびプルーム形状を入力情報として、時刻歴からなる補正観測方向を算出する。
切替スイッチ５は、赤外線センサ１からの観測方向と、観測方向補正装置３を介した補正観測方向と、のいずれか一方を選択して、軌道推定装置２に入力する。
【００１７】
１回目の軌道推定処理においては、切替スイッチ５は、図示したように左接点（初期位置）に設定されており、赤外線センサ１から直接得られる観測方向を、軌道推定装置２への入力情報として選択する。
したがって、軌道推定装置２は、赤外線センサ１からの観測方向を用いて軌道推定処理を行い、概略的な推定軌道を算出する。
【００１８】
次に、２回目の軌道推定処理においては、データベース４は、１回目の軌道推定処理で得られた概略的な推定軌道（推定位置および推定速度）と、赤外線センサ１で検出したプルームＰの放射強度とを入力情報として、プルーム形状を推定演算し、プルーム形状の推定値を観測方向補正装置３に入力する。
【００１９】
また、上記処理と並行して、航法装置６は、赤外線センサ１を搭載した衛星１０の位置を観測方向補正装置３に入力する。
この結果、観測方向補正装置３は、データベース４からのプルーム形状と、赤外線センサ１からの観測方向と、軌道推定装置２からの概略的な推定軌道とを入力情報として、補正観測方向を算出することになる。
【００２０】
このとき、切替スイッチ５は、コンピュータの制御下で、左接点（図示した状態）から右接点に切替えられ、観測方向補正装置３からの補正観測方向を、軌道推定装置２への入力情報として選択する。
これにより、軌道推定装置２は、軌道推定処理を再び実行して、精密な推定軌道を算出する。
【００２１】
このように、軌道推定装置２は、１回目の軌道推定処理においては、初期設定位置の切替スイッチ５を介して、赤外線センサ１からの観測方向を入力情報とし、概略的な軌道を推定演算し、２回目の軌道推定処理においては、切替動作された切替スイッチ５を介して、観測方向補正装置３からの補正観測方向を入力情報とし、精密な軌道を推定演算する。
【００２２】
このとき、２回目の軌道推定処理において、観測方向補正装置３は、１回目の概略的な軌道の推定演算値（ロケットの飛行高度および飛行速度）とプルームＰの放射強度とを用いて得られたデータベース４からのプルーム形状（推定演算値）と、プルームＰの長手方向の向き（ロケットの速度ベクトル方向）と、航法装置６から得られた赤外線センサ１の位置とを用いて、高精度の補正観測方向を算出して軌道推定装置２に入力する。
【００２３】
すなわち、切替スイッチ５の動作により、１回目の概略軌道の推定演算に続いて、２回目の精密軌道の推定演算を行い、２段階の軌道推定処理を行う。
これにより、ロケットの飛行条件（位置や速度）によって、図２のようにプルーム形状が大きく変化しても、プルーム形状を補正して、ロケット機体基準点への観測方向が高精度に得られるようになり、軌道推定精度を改善することができる。
【００２４】
なお、図３においては、衛星１０の位置を航法装置６から出力しているが、衛星１０が静止衛星である場合には、位置が一定なので、衛星１０の一定位置を既知として用いることができる。
【００２５】
以上のように、この発明の実施の形態１（図１〜図３）に係る軌道推定システムは、赤外線センサ１と、赤外線センサ１で検出した観測対象１１の観測方向とを入力情報として、観測対象１１の推定位置および推定速度を推定演算する軌道推定装置２と、推定位置および推定速度と、赤外線センサ１で検出した観測対象１１のプルームＰの放射強度とを入力情報として、観測対象１１のプルーム形状を推定演算するデータベース４と、観測方向、推定位置、推定速度およびプルーム形状を入力情報として、補正観測方向を算出する観測方向補正装置３と、を備え、軌道推定装置２は、補正観測方向を入力情報として、観測対象１１の推定位置および推定速度を推定演算する。
【００２６】
データベース４は、赤外線センサ１による観測方向（プルーム代表点とロケット機体基準点との観測方向のずれを軽減処理する前の観測方向）に基づく概略的な推定位置（ロケット位置）および推定速度（速度ベクトル）と、赤外線センサ１からの放射強度とを入力情報として、プルーム形状を推定演算して観測方向補正装置３に入力する。
これにより、観測方向補正装置３は、赤外線センサ１による観測方向を、プルーム形状に応じて、機体基準点への観測方向のずれが軽減するように補正する。
【００２７】
したがって、この発明の実施の形態１によれば、ロケットの位置や速度によりプルーム形状が大きく変化しても、データベース４で推定演算されたプルーム形状に基づいて観測方向のずれを軽減させ、観測対象１１（ロケット）の位置や速度によるプルーム形状の変化に影響されることなく、ロケット機体基準点への観測方向が高精度に取得して、軌道推定精度を改善することができる。
【００２８】
実施の形態２．
なお、上記実施の形態１（図３）では、赤外線センサ１で検出された放射強度を、そのままデータベース４への入力情報としたが、図４のように、透過率補正装置７を挿入し、透過率補正装置７で補正された放射強度をデータベース４への入力情報としてもよい。
図４はこの発明の実施の形態２に係る軌道推定システムを示す機能ブロック図であり、前述（図３参照）と同様のものについては、前述と同一符号を付して詳述を省略する。
【００２９】
図４において、軌道推定システムは、前述の構成に加えて、赤外線センサ１とデータベース４との間に挿入された透過率補正装置７を備えている。
透過率補正装置７は、２回目の軌道推定処理において、航法装置６から得られる赤外線センサ１の位置と、軌道推定装置２から得られる観測対象１１の推定位置（概略推定値）と、赤外線センサ１で検出されたプルームＰの放射強度と、を入力情報として、放射強度に対して、赤外線センサ１と観測対象１１（プルームＰ）との間の空間の透過率補正処理を行い、赤外線センサ１で観測した放射強度をロケット位置での放射強度に換算した補正放射強度をデータベース４に入力する。
【００３０】
すなわち、透過率補正装置７は、赤外線の中でも大気透過率の小さい波長帯を用いる場合には、ロケット位置の概略推定値を入力情報として、赤外線センサ１とプルームＰとの間の透過率を推定演算し（または、データベース４から求め）、実際のロケット位置（赤外線放射源）でのプルームＰの放射強度を補正放射強度として推定演算する。
これにより、データベース４は、大気透過率が小さい波長帯の赤外線を用いた赤外線センサ１の場合であっても、高精度にプルーム形状の推定演算を行うことができる。
【００３１】
以上のように、この発明の実施の形態２（図４）によれば、透過率補正装置７を設けることにより、赤外線センサ１で使用される赤外線の大気に対する透過率が小さい場合でも、プルーム形状を高精度に推定演算することができる。
すなわち、大気透過率が小さな波長を利用した場合に、赤外線センサ１で観測する放射強度が減衰しても、放射強度減衰による観測方向のずれを過小評価することなく、軽減補正することができる。
【００３２】
したがって、観測方向補正装置３で算出される補正観測方向の精度も改善し、ロケット機体基準点への観測方向が高精度に得られるようになり、軌道推定装置２における軌道推定精度が改善する。
また、大気透過率の小さい波長帯の赤外線を用いる場合に、透過率補正によりロケット位置での放射強度に換算することができるので、データベース４において、大気透過率に影響されることなく、減衰する前の放射強度に応じたプルーム形状を推定演算することができ、ロケット機体基準点への観測方向が高精度に得られ、軌道推定精度が改善する。
【符号の説明】
【００３３】
１  赤外線センサ、２  軌道推定装置、３  観測方向補正装置、４  データベース、５  切替スイッチ、６  航法装置、７  透過率補正装置、１０  衛星、１１  観測対象（ロケット）、Ａ  大気、Ｂ  目視線（観測方向）、Ｐ  プルーム。
【図１】
2011112284.tif 000003
【図２】
2011112284.tif 000004
【図３】
2011112284.tif 000005
【図４】
2011112284.tif 000006