(57)【要約】【課題】小型で軽量かつ低消費電力であり、天体の中心方向を迅速に検出することができ、超小型人工衛星にも搭載可能な天体中心方向検出システムを提供する。【解決手段】複数の熱電素子１１が、受光部１１ａで天体からの輻射エネルギーを受けて基準部との温度差を測定可能である。各熱電素子１１は、受光部１１ａの中心法線ベクトルが所定の設置平面に沿うよう、その設置平面上に設けられている。各熱電素子１１は、天体からの輻射エネルギーを複数の熱電素子で感知可能に配置されている。各熱電素子１１は、設置平面上に、ある点を中心として受光部１１ａが外側を向くよう円環状に配置されている。解析手段１２が、各熱電素子１１で測定された温度差に基づいて、天体の中心方向を検出するようになっている。【選択図】図１
2015182504.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙機に搭載されて所定の天体の中心方向を検出するための天体中心方向検出システムであって、
受光部で前記天体からの輻射エネルギーを受けて基準部との温度差を測定可能な複数の熱電素子と、
各熱電素子で測定された温度差に基づいて、前記天体の中心方向を検出する解析手段とを有し、
各熱電素子は、前記受光部の中心法線ベクトルが所定の設置平面に沿うよう、前記設置平面上に設けられ、前記天体からの輻射エネルギーを複数の熱電素子で感知可能に配置されていることを
特徴とする天体中心方向検出システム。
【請求項２】
各熱電素子は、前記設置平面上に、所定の点を中心として前記受光部が外側を向くよう円環状に配置されていることを特徴とする請求項１記載の天体中心方向検出システム。
【請求項３】
前記設置平面を複数有し、各設置平面は互いに交わっていることを特徴とする請求項１または２記載の天体中心方向検出システム。
【請求項４】
宇宙機に搭載されて所定の天体の中心方向を検出するための天体中心方向検出システムであって、
受光部で前記天体からの輻射エネルギーを受けて基準部との温度差を測定可能な複数の熱電素子と、
各熱電素子で測定された温度差に基づいて、天体の中心方向を検出する解析手段とを有し、
各熱電素子は、前記天体からの輻射エネルギーを、同一平面上にない少なくとも３つの熱電素子で感知可能に配置されていることを
特徴とする天体中心方向検出システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、天体中心方向検出システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
衛星等の宇宙機は、運用において、姿勢制御や各種観測などの目的のため、近傍に存在する地球などの天体の方向を検出する必要がある。従来、大型衛星に搭載される地球等の宇宙機近傍の天体の方向を検出するセンサとして、回転部もしくは振動部を有し、赤外線検出素子を用いて見かけ上の天体の縁を検出することにより、宇宙機から見た天体の中心方向を算出する大型の地平線スキャン装置がある（例えば、非特許文献１参照）。
【０００３】
また、比較的小型の地球センサとして、熱電素子の温接点および冷接点をそれぞれ受光部とし、各受光部に地球の対向する地平線からの輻射エネルギーをそれぞれ導入し、その輻射エネルギーの差を検出して姿勢制御を行うものもある（例えば、特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００４】
【非特許文献１】J.R.Coldrick, “Optical Sensors for Spacecraft Attitude Determination”, Optics and Laser Technology, June 1972, pp.129-141
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特公平２−３９２７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、非特許文献１に記載の天体の方向を検出するセンサは、非常に大型で質量が大きく、かつ消費電力も高いという課題があった。このため、大型の宇宙機にしか搭載することができず、近年世界中で盛んに研究開発がなされている超小型人工衛星分野での適用は難しいという課題があった。
【０００７】
また、非特許文献１および特許文献１に記載のような従来のセンサは、天体の縁を観測する必要があり、そのセンサのみでは、天体の縁を観測するまでの姿勢制御に時間がかかってしまうという課題があった。また、センサで迅速に天体の縁を観測できるよう、非特許文献１のように可動部でセンサを動かす構成も提案されているが、センサの動きが宇宙機の姿勢制御への擾乱となるため、宇宙機自体の質量が小さい超小型人工衛星分野では適用が困難であるという課題があった。また、センサで天体の縁を観測できるよう、宇宙機自体の姿勢を制御することもできるが、姿勢制御のための他のセンサが必要となるため、全体的に嵩も質量も大きくなってしまい、やはり超小型人工衛星分野での適用は難しいという課題があった。
【０００８】
本発明は、このような課題に着目してなされたもので、小型で軽量かつ低消費電力であり、天体の中心方向を迅速に検出することができ、超小型人工衛星にも搭載可能な天体中心方向検出システムを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記目的を達成するために、本発明に係る天体中心方向検出システムは、宇宙機に搭載されて所定の天体の中心方向を検出するための天体中心方向検出システムであって、受光部で前記天体からの輻射エネルギーを受けて基準部との温度差を測定可能な複数の熱電素子と、各熱電素子で測定された温度差に基づいて、前記天体の中心方向を検出する解析手段とを有し、各熱電素子は、前記受光部の中心法線ベクトルが所定の設置平面に沿うよう、前記設置平面上に設けられ、前記天体からの輻射エネルギーを複数の熱電素子で感知可能に配置されていることを特徴とする。
【００１０】
本発明に係る天体中心方向検出システムは、宇宙機に搭載されて、宇宙機の姿勢制御等のために好適に使用される。本発明に係る天体中心方向検出システムは、各熱電素子により、天体からの輻射強度と深宇宙の輻射強度とのコントラストを、主に赤外線領域の輻射エネルギーを受けて測定することができる。このとき、熱電素子の受光部の中心法線ベクトルの向きが天体の中心に近いほど、天体からの輻射を多く受けることができ、測定される温度差が大きくなる。また、天体からの輻射エネルギーを、複数の熱電素子で感知して温度差を測定することができる。このため、各熱電素子で測定された温度差に基づいて、設置平面上での天体の中心方向を検出することができる。
【００１１】
本発明に係る天体中心方向検出システムは、天体の縁を観測する必要がなく、どの姿勢からでも天体の中心方向を検出可能である。このため、天体の中心方向を迅速に検出することができる。また、複数の熱電素子を配置した比較的簡単な構成を有し、可動部は不要である。このため、比較的小型で軽量かつ低消費電力であり、超小型人工衛星にも搭載することができる。本発明に係る天体中心方向検出システムは、熱電素子により赤外線領域で測定することができるため、日照状態に関係なく、天体中心を検出することができる。
【００１２】
本発明に係る天体中心方向検出システムで、熱電素子は、ゼーベック効果を利用した熱電対から成ることが好ましく、例えば、サーモパイルから成っていてもよい。各熱電素子が同じ基準で正確な温度差を測定できるよう、各熱電素子の基準部を互いに熱伝導率が高い材料で接続したり、宇宙機の壁などに接触させたりすることにより、同じ温度に維持することが好ましい。また、各熱電素子の基準部に温度差が生じている場合には、それぞれの基準部の温度を温度センサで測定することにより、温度差の測定値を較正してもよい。天体中心の検出精度をより高めるために、各熱電素子は密に配置されていることが好ましく、また各熱電素子の感知範囲も広いことが好ましい。検出する天体は、宇宙機の姿勢制御などに利用できるよう、宇宙機の近くに存在する天体であることが好ましく、例えば、宇宙機が地球を周回する衛星であれば、天体は地球である。
【００１３】
本発明に係る天体中心方向検出システムで、各熱電素子は、前記設置平面上に、所定の点を中心として前記受光部が外側を向くよう円環状に配置されていることが好ましい。この場合、設置平面上の全ての方向について測定を行って、天体の中心方向を検出することができる。設置平面上の全ての方向について同じ精度で検出できるよう、各熱電素子は、中心の点に対して等角度間隔で配置されていることが好ましい。
【００１４】
本発明に係る天体中心方向検出システムは、前記設置平面を複数有し、各設置平面は互いに交わっていることが好ましい。この場合、３次元空間で天体の中心方向を検出することができる。比較的精度良く天体の中心方向を検出できるよう、設置平面は３つから成り、互いに直交していることが好ましい。
【００１５】
また、本発明に係る天体中心方向検出システムは、宇宙機に搭載されて所定の天体の中心方向を検出するための天体中心方向検出システムであって、受光部で前記天体からの輻射エネルギーを受けて基準部との温度差を測定可能な複数の熱電素子と、各熱電素子で測定された温度差に基づいて、天体の中心方向を検出する解析手段とを有し、各熱電素子は、前記天体からの輻射エネルギーを、同一平面上にない少なくとも３つの熱電素子で感知可能に配置されていてもよい。この場合、３次元空間で天体の中心方向を検出することができる。精度良く天体の中心方向を検出できるよう、各熱電素子は、一点を中心とした球殻上に、受光部が外側を向くよう等密度で配置されていることが好ましい。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、小型で軽量かつ低消費電力であり、天体の中心方向を迅速に検出することができ、超小型人工衛星にも搭載可能な天体中心方向検出システムを提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】第１の本発明の実施の形態の天体中心方向検出システムを示す、各熱電素子を宇宙機の外側に投影した概念的な斜視図である。
【図２】図１に示す天体中心方向検出システムの使用状態を示す斜視図である。
【図３】図１に示す天体中心方向検出システムの、熱電素子と地球との関係を示す説明図である。
【図４】図１に示す天体中心方向検出システムの、地球を観測したときの、熱電素子の中心法線ベクトルと地心方向との成す角と、熱電素子の出力との関係を示す説明図およびグラフである。
【図５】図１に示す天体中心方向検出システムの、地球を観測したときの各熱電素子の出力を示す説明図およびグラフである。
【図６】図１に示す天体中心方向検出システムの、（ａ）擬似モデルを用いた熱電素子の出力特性に関する実験方法を示す説明図、（ｂ）その実験結果を示すグラフである。
【図７】図１に示す天体中心方向検出システムの、（ａ）設置平面が地心ベクトルに対してオフセット角（φ）を有する状態を示す説明図、（ｂ）オフセット角（φ）の変化による各熱電素子の出力の変化を示すグラフである。
【図８】第２の本発明の実施の形態の天体中心方向検出システムを示す、各熱電素子を宇宙機の外側に投影した概念的な斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
以下、図面に基づき、本発明の実施の形態について説明する。
図１乃至図６は、第１の本発明の実施の形態の天体中心方向検出システムを示している。
図１に示すように、天体中心方向検出システム１０は、宇宙機１に搭載されて使用され、複数の熱電素子１１と解析手段１２とを有している。
【００１９】
各熱電素子１１は、市販のサーモパイルから成っている。各熱電素子１１は、温接点を受光部１１ａとし、冷接点を基準部として、受光部１１ａで主に赤外線の輻射エネルギーを受けて基準部との温度差を測定可能になっている。各熱電素子１１は、所定の設置平面上に、受光部１１ａが外側を向くよう、所定の点を中心として円環状に配置されている。各熱電素子１１は、受光部１１ａの中心法線ベクトルが所定の設置平面に沿うよう、中心の点に対して等角度間隔で配置されている。また、各熱電素子１１は、受光部１１ａから前方に向かって円錐状に拡がる感知範囲を有しており、天体からの輻射エネルギーを複数の熱電素子で感知可能に配置されている。
【００２０】
各熱電素子１１は、基準部を同じ温度に維持して正確な温度差を測定できるよう、基準部を宇宙機１の壁に接触させている。なお、図１に示す具体的な一例では、各熱電素子１１は、市販のサーモパイルから成り、キャップや窓が設けられておらず、感知範囲である視野角が約１８０度である。また、熱電素子１１は１２個から成り、中心の点に対して３０度間隔で設置平面上に配置されている。
【００２１】
解析手段１２は、コンピュータから成り、各熱電素子１１に接続されている。解析手段１２は、各熱電素子１１で測定された温度差を入力し、その温度差に基づいて、設置平面上での天体の中心方向を検出するようになっている。解析手段１２は、各熱電素子１１で測定された温度差の分布に基づいて、例えば重心計算や分布関数へのフィッティングなどにより、天体の中心方向を求めるようになっている。
【００２２】
次に、作用について説明する。
図２に示すように、天体中心方向検出システム１０は、衛星等の宇宙機１に搭載されて、宇宙機１の姿勢制御等のために使用される。天体中心方向検出システム１０は、各熱電素子１１により、天体からの輻射強度（地球の場合、約３００Ｋ）と深宇宙の輻射強度（背景放射が約３Ｋ）とのコントラストを、主に赤外線領域の輻射エネルギーを受けて測定することができる。
【００２３】
ここで、天体中心方向検出システム１０を、地球を周回する衛星に搭載した場合、図３に示すように、衛星の軌道高度が８００ｋｍであると仮定すると、地球の視直径は約１２０度となり、熱電素子１１の反応域は地心方向から約１５０度となる。この状況で、熱電素子１１の受光部１１ａの中心法線ベクトルを地心方向からその反対方向へ徐々に傾けていったときの熱電素子１１の出力特性（Ｖ）は、図４に示すようになる。図４に示すように、熱電素子１１の受光部１１ａの中心の向きが天体の中心に近いほど、天体からの輻射を多く受けることができるため、測定される温度差（出力）が大きくなる。
【００２４】
設置平面上に３０度間隔で各熱電素子１１を搭載し、設置平面上に地球の中心がある場合には、各熱電素子１１の出力（Ｖ）は、図５に示すようになる。なお、地球の輻射を感知する熱電素子１１の個数は、熱電素子１１単体での感知範囲の広さに依存し、その出力値の分布は、熱電素子１１単体での角度特性に一致する。このように、各熱電素子１１により温度差を測定し、その分布の様子を解析することにより、その設置平面上での天体の中心方向（地心方向）を検出することができる。
【００２５】
天体中心方向検出システム１０は、天体の縁を観測する必要がなく、どの姿勢からでも天体の中心方向を検出可能である。このため、天体の中心方向を迅速に検出することができる。また、複数の熱電素子１１を配置した比較的簡単な構成を有し、可動部は不要である。このため、比較的小型で軽量かつ低消費電力であり、大型の宇宙機はもちろん、超小型人工衛星にも搭載することができる。天体中心方向検出システム１０は、熱電素子１１により赤外線領域で測定することができるため、日照状態に関係なく、天体中心を検出することができる。
【００２６】
［熱電素子１１による天体測定時の出力特性に関する実験］
擬似モデルを用いて、熱電素子（サーモパイル）１１による天体測定時の出力特性に関する実験を行った。実験は、真空チャンバの内部で行った。図６（ａ）に示すように、深宇宙を模擬するために、チャンバ内壁を−１７０℃に、基準部の温度（冷接点温度）を２０℃に、地球に見立てた銅板の温度を３０℃に維持して測定を行った。熱電素子１１から見た銅板の視直径は、軌道上の条件を模擬し、地心方向を中心として１２０度とした。これは、高度８００ｋｍの軌道に衛星が存在することに相当する。
【００２７】
実験では、地心方向と熱電素子１１の受光部１１ａの中心法線ベクトルとの成す角度θを変化させたときの、熱電素子１１の出力特性の測定を行った。対称性から、θが正の領域のみ測定を行った。測定結果を図６（ｂ）に示す。図６（ｂ）では、測定値を、θ＝０°のときの出力電圧と、θ＝１８０°のときの出力電圧との差で正規化して示している。図６（ｂ）示すように、熱電素子１１の出力値は、図４で想定した特性を有することが確認された。
【００２８】
次に、第２の本発明の実施の形態の天体中心方向検出システム２０について説明する。
図７（ａ）に示すように、第１の本発明の実施の形態の天体中心方向検出システム１０では、設置平面が地心ベクトルに対してオフセット角（φ）を有することが多い。この場合でも、設置平面上での天体の中心方向成分を検出することはできるが、図７（ｂ）に示すように、オフセット角φが大きくなるほど、出力（Ｖ）の値は小さくなり、感度が悪くなる。第２の本発明の実施の形態の天体中心方向検出システム２０は、この図７に示す問題を解決できるよう構成されている。
【００２９】
すなわち、図８に示すように、第２の本発明の実施の形態の天体中心方向検出システム２０は、宇宙機１に搭載されて使用され、複数の熱電素子１１と解析手段（図示せず）とを有している。なお、以下の説明では、第１の本発明の実施の形態の天体中心方向検出システム１０と同一の構成には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。
【００３０】
各熱電素子１１は、互いに直交する３つの設置平面上に、各設置平面が交わる点を中心として、それぞれ円環状に配置されている。各熱電素子１１は、受光部１１ａが中心の点に対して外側を向き、中心の点に対して等角度間隔で配置されている。図８に示す具体的な一例では、各設置平面上での中心の点に対する熱電素子１１の間隔は３０度である。
【００３１】
天体中心方向検出システム２０では、互いに直交する３つの設置平面上に各熱電素子１１を配置しているため、３次元空間で天体の中心方向を検出することができる。これにより、天体中心方向検出システム２０は、図７に示すオフセット角φによる問題を解決することができる。
【００３２】
なお、天体中心方向検出システム２０で、各熱電素子１１は、天体からの輻射エネルギーを、同一平面上にない少なくとも３つの熱電素子で感知可能に、一点を中心とした球殻上に、受光部１１ａが外側を向くよう等密度で配置されていてもよい。この場合にも、３次元空間で天体の中心方向を検出することができる。
【符号の説明】
【００３３】
１  宇宙機
１０、２０  天体中心方向検出システム
１１  熱電素子
１１ａ  受光部
１２  解析手段
【図１】
2015182504.tif 000003
【図２】
2015182504.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2015182504.tif 000009
【図８】
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