JP2022112777A - Measuring device, measuring system, measuring method and program - Google Patents
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Abstract
Description
Translated fromJapanese本開示は、計測装置、計測システム、計測方法及びプログラムに関する。 The present disclosure relates to a measuring device, a measuring system, a measuring method and a program.
宇宙空間を移動する宇宙機の位置及び速度を計測する技術が知られている。例えば、非特許文献１は、宇宙機と地上局との間を飛行する電波を用いて、宇宙機と地上局との距離及び距離変化率を計測し、計測結果に基づいて宇宙機を制御する方法を開示している。また、特許文献１は、人工衛星に搭載された航法センサにより航法衛星から送信される信号を受信し、受信した信号に基づいて航法衛星に対する人工衛星の相対位置及び相対速度を推定する方法を開示している。 A technique for measuring the position and speed of a spacecraft moving in outer space is known. For example, in Non-Patent Document 1, radio waves flying between a spacecraft and a ground station are used to measure the distance and distance change rate between the spacecraft and the ground station, and the spacecraft is controlled based on the measurement results. discloses a method. Further, Patent Document 1 discloses a method of receiving a signal transmitted from a navigation satellite by a navigation sensor mounted on the satellite, and estimating the relative position and relative velocity of the satellite with respect to the navigation satellite based on the received signal. is doing.
宇宙空間を移動している宇宙機の位置及び速度の計測には、計測時間と計測機会の制約が存在する。例えば、宇宙機と地上局との間を飛行する電波を用いる方法では、一時刻に計測される自由度が宇宙機の運動の自由度よりも小さい。そのため、不足する情報を補うために、宇宙機と地上局との相対位置が変化した後に改めて計測を実施する必要がある。一方で、航法センサを搭載して宇宙機の軌道を制御する方法では、計測に必要な４機以上の航法衛星からの電波が常に受信可能とは限らない。特に、宇宙機の高度が航法衛星の軌道よりも高い場合に、計測が不能になりやすい。このような事情に鑑み、宇宙機の位置及び速度の計測を短時間で実現することが求められている。 Measurement of the position and velocity of a spacecraft moving in outer space is limited by measurement time and measurement opportunities. For example, in a method that uses radio waves that fly between a spacecraft and a ground station, the degree of freedom measured at one time is smaller than the degree of freedom of movement of the spacecraft. Therefore, in order to make up for the lack of information, it is necessary to re-measure after the relative position between the spacecraft and the ground station changes. On the other hand, in the method of controlling the orbit of a spacecraft by mounting a navigation sensor, it is not always possible to receive radio waves from four or more navigation satellites necessary for measurement. In particular, when the altitude of the spacecraft is higher than the orbit of the navigation satellite, measurement tends to become impossible. In view of such circumstances, it is desired to realize the measurement of the position and velocity of the spacecraft in a short period of time.
本開示は、上記のような問題点を解決するためになされたものであり、宇宙機の位置及び速度の計測に要する時間を短縮することが可能な計測装置等を提供することを目的とする。 The present disclosure has been made to solve the above-described problems, and aims to provide a measuring device or the like capable of shortening the time required to measure the position and velocity of a spacecraft. .
上記目的を達成するために、本開示に係る計測装置は、宇宙機と地上局との間で送信された通信信号に基づいて、宇宙機と地上局との間の距離及び距離変化率を計測する第１の計測手段と、宇宙機が航法衛星から受信した航法信号に基づいて、宇宙機と航法衛星との間の距離変化率を計測する第２の計測手段と、第１の計測手段により計測された距離及び距離変化率と、第２の計測手段により計測された距離変化率と、に基づいて、宇宙機の位置及び速度を計算する位置速度計算手段と、を備える。 In order to achieve the above object, a measurement device according to the present disclosure measures the distance and distance change rate between a spacecraft and a ground station based on communication signals transmitted between the spacecraft and the ground station. a second measuring means for measuring the rate of change in distance between the spacecraft and the navigation satellite based on the navigation signal received by the spacecraft from the navigation satellite; and the first measuring means position and velocity calculation means for calculating the position and velocity of the spacecraft based on the measured distance and distance change rate and the distance change rate measured by the second measurement means.
本開示に係る計測装置は、宇宙機と地上局との間で送信された通信信号に基づいて宇宙機と地上局との間の距離及び距離変化率を計測し、宇宙機が航法衛星から受信した航法信号に基づいて宇宙機と航法衛星との間の距離変化率を計測し、計測結果に基づいて宇宙機の位置及び速度を計算する。従って、本開示によれば、宇宙機の位置及び速度の計測に要する時間を短縮することができる。 A measuring device according to the present disclosure measures the distance and distance change rate between the spacecraft and the ground station based on communication signals transmitted between the spacecraft and the ground station, and the spacecraft receives signals from navigation satellites. The rate of change in distance between the spacecraft and the navigation satellite is measured based on the obtained navigation signal, and the position and velocity of the spacecraft are calculated based on the measurement results. Therefore, according to the present disclosure, it is possible to shorten the time required to measure the position and velocity of the spacecraft.
以下、実施の形態について、図面を参照しながら詳細に説明する。なお、図中同一又は相当部分には同一符号を付す。 Hereinafter, embodiments will be described in detail with reference to the drawings. The same reference numerals are given to the same or corresponding parts in the drawings.
（実施の形態１）
図１に、実施の形態１に係る計測システム１の全体構成を示す。計測システム１は、宇宙空間を移動する宇宙機３の位置及び速度を計測するシステムである。計測システム１は、宇宙機３に搭載される宇宙機制御装置３０と、地上局４に設置される地上局装置４０と、を備える。(Embodiment 1)
FIG. 1 shows the overall configuration of a measurement system 1 according to Embodiment 1. As shown in FIG. The measurement system 1 is a system that measures the position and speed of a
宇宙機３は、宇宙空間を移動する宇宙飛翔体であって、打ち上げロケットを用いて大気圏外で使用される人工物である。宇宙機３として、例えば、人工衛星、人工惑星、宇宙探査機、宇宙船等が挙げられる。宇宙機３は、ミリ波、マイクロ波、光波等の電磁波を用いて無線通信を行う無線通信装置を備えており、宇宙空間を移動しながら、地上局４及び航法衛星５と無線通信を行う。 The
宇宙機３は、宇宙機制御装置３０と、推力印加部３８と、を備える。また、宇宙機３は、いずれも図示しないが、電源系、姿勢制御系、熱制御系等のような、大気圏外での使用を目的とした構成を備えている。 The
宇宙機制御装置３０は、宇宙機３の内部に搭載される装置であって、宇宙機３の位置及び速度を計測する計測装置として機能する。図２に示すように、宇宙機制御装置３０は、制御部３１と、記憶部３２と、インタフェース部３３と、宇宙側通信部３５と、航法信号受信部３６と、を備える。 The
制御部３１は、ＣＰＵ（Central Processing Unit）、ＲＯＭ（Read Only Memory）及びＲＡＭ（Random Access Memory）を備える。ＣＰＵは、マイクロプロセッサ等を備えており、様々な処理及び演算を実行する中央演算処理部である。制御部３１において、ＣＰＵが、ＲＯＭに記憶されている制御プログラムを読み出して、ＲＡＭをワークメモリとして用いながら、宇宙機制御装置３０全体の動作を制御する。 The
記憶部３２は、フラッシュメモリ、ハードディスク等の不揮発性メモリを備えており、いわゆる二次記憶装置又は補助記憶装置としての役割を担う。記憶部３２は、制御部３１が各種処理を行うために使用するプログラム及びデータを記憶する。また、記憶部３２は、制御部３１が各種処理を行うことにより生成又は取得するデータを記憶する。 The
インタフェース部３３は、宇宙機制御装置３０の外部との間で送受信される信号を入出力するユニットである。例えば、インタフェース部３３は、制御部３１から送信された信号を推力印加部３８に供給し、推力印加部３８から送信された信号を制御部３１に供給する。 The
宇宙側通信部３５は、地上局４との間で通信信号Ｒｓ，Ｒｂを送受信する。通信信号Ｒｓ，Ｒｂは、電波法により定められた周波数帯の電波信号である。宇宙側通信部３５は、制御部３１の制御のもとで、宇宙機３に搭載されている地上通信用のアンテナを介して、地上局４に向けて通信信号Ｒｓを送信し、地上局４から送信された通信信号Ｒｂを受信する。 Space-
より詳細には、宇宙側通信部３５は、地上局４に送信する情報を符号化、変調及び増幅することにより通信信号Ｒｓを生成し、生成した通信信号Ｒｓを地上通信用のアンテナから送信する。また、宇宙側通信部３５は、通信信号Ｒｂを地上通信用のアンテナを介して受信すると、受信した通信信号Ｒｂを増幅、復調及び復号することにより、通信信号Ｒｂに含まれる情報を取得する。宇宙側通信部３５は、宇宙側通信手段の一例である。 More specifically, the space-
航法信号受信部３６は、航法衛星５から送信された航法信号Ｒｇを受信する。航法信号受信部３６は、制御部３１の制御のもとで、宇宙機３に搭載されている航法信号受信用のアンテナを介して、航法衛星５から送信された航法信号Ｒｇを受信する。
より詳細には、航法信号受信部３６は、航法信号Ｒｇを航法信号受信用のアンテナを介して受信すると、受信した航法信号Ｒｇを増幅、復調及び復号することにより、航法信号Ｒｇに含まれる情報を復元する。航法信号受信部３６は、航法信号受信手段の一例である。 More specifically, when the
図１に戻って、推力印加部３８は宇宙機３に推力を印加して、宇宙機３を推進させる。推力印加部３８は、宇宙機３の全体を推進させる主推進系と、宇宙機３の姿勢制御、軌道の微修正を行うスラスタと、を含む。推力印加部３８は、制御部３１による制御のもとで主推進系及びスラスタの出力を調整することにより、宇宙機３に決められた姿勢で決められた軌道上を移動させる。 Returning to FIG. 1, the
地上局４は、地上に設置されている設備であって、宇宙機３を管理及び運用するための基地局である。地上局４は、宇宙通信用のアンテナを備えており、大気圏外を移動する宇宙機３の方向にアンテナを向けて電波信号である通信信号Ｒｓ，Ｒｂを送受信する。これにより、地上局４は、宇宙機３との間で無線通信を行う。 The
地上局４には、地上局装置４０が設置されている。図３に示すように、地上局装置４０は、制御部４１と、記憶部４２と、インタフェース部４３と、地上側通信部４５と、を備える。 A
制御部４１は、ＣＰＵ、ＲＯＭ及びＲＡＭを備える。ＣＰＵは、マイクロプロセッサ等を備えており、様々な処理及び演算を実行する中央演算処理部である。制御部４１において、ＣＰＵが、ＲＯＭに記憶されている制御プログラムを読み出して、ＲＡＭをワークメモリとして用いながら、地上局装置４０全体の動作を制御する。 The
記憶部４２は、フラッシュメモリ、ハードディスク等の不揮発性メモリを備えており、いわゆる二次記憶装置又は補助記憶装置としての役割を担う。記憶部４２は、制御部４１が各種処理を行うために使用するプログラム及びデータを記憶する。また、記憶部４２は、制御部４１が各種処理を行うことにより生成又は取得するデータを記憶する。 The
インタフェース部４３は、地上局装置４０の外部との間で送受信される信号を入出力するユニットである。また、インタフェース部４３は、地上局４のオペレータからの操作を受け付ける操作部と、画像を表示する表示部と、を含んでいる。 The
地上側通信部４５は、宇宙機３との間で通信信号Ｒｓ，Ｒｂを送受信する。地上側通信部４５は、制御部４１の制御のもとで、宇宙通信用のアンテナを介して、宇宙機３から送信された通信信号Ｒｓを受信し、宇宙機３に向けて通信信号Ｒｂを送信する。 The ground
より詳細には、地上側通信部４５は、通信信号Ｒｓを宇宙通信用のアンテナを介して受信すると、受信した通信信号Ｒｓを増幅、復調及び復号することにより、通信信号Ｒｓに含まれる情報を復元する。また、地上側通信部４５は、宇宙機３に送信する情報を符号化、変調及び増幅することにより通信信号Ｒｂを生成し、生成した通信信号Ｒｂを宇宙通信用のアンテナから送信する。地上側通信部４５は、地上側通信手段の一例である。 More specifically, when the ground-
図１に戻って、航法衛星５は、例えばＧＰＳ（Global Positioning System）衛星であって、衛星測位システムにおいて用いられる人工衛星である。航法衛星５は、大気圏外の軌道を周回しながら、受信機が位置情報を取得するための電波信号である航法信号Ｒｇを送信する。 Returning to FIG. 1, the
なお、図１では１つの航法衛星５のみしか示していないが、地球の周りには複数の航法衛星５が周回している。そのため、宇宙機３の航法信号受信部３６は、複数の航法衛星５のうちの、宇宙機３が航法信号Ｒｇを受信可能な位置にある少なくとも１つの航法衛星５から送信される航法信号Ｒｇを受信する。 Although only one
次に、計測システム１の機能的な構成を説明する。宇宙機制御装置３０は、図２に示すように、機能的に、通信制御部３１０と、第１の計測部３２０は、第２の計測部３３０と、位置速度計算部３４０と、推力印加指令部３５０と、を備える。地上局装置４０の制御部４１は、図３に示すように、機能的に、通信制御部４１０を備える。 Next, a functional configuration of the measurement system 1 will be described. As shown in FIG. 2, the
これらの各機能は、ソフトウェア、ファームウェア、又は、ソフトウェアとファームウェアとの組み合わせによって実現される。ソフトウェア及びファームウェアは、プログラムとして記述され、ＲＯＭ又は記憶部３２，４２に格納される。そして、ＣＰＵが、ＲＯＭ又は記憶部３２，４２に記憶されたプログラムを実行することによって、これらの各機能を実現する。 Each of these functions is implemented by software, firmware, or a combination of software and firmware. Software and firmware are written as programs and stored in the ROM or the
図２に示す宇宙機制御装置３０において、通信制御部３１０は、宇宙側通信部３５及び航法信号受信部３６による通信を制御する。通信制御部３１０は、制御部３１が宇宙側通信部３５及び航法信号受信部３６と協働することにより実現される。通信制御部３１０は、通信制御手段の一例である。 In the
宇宙側通信部３５は、通信制御部３１０の制御のもとで、予め定められた送信タイミングで、宇宙側通信部３５により地上局４に通信信号Ｒｓを送信する。ここで、送信タイミングは、地上局４との間で通信するための予め設定されたタイミングである。例えば、宇宙側通信部３５は、予め定められた時刻が到来すると、又は、予め定められた時間間隔で周期的に、予め定められた周波数帯の電波信号である通信信号Ｒｓを生成し、地上局４に向けて送信する。宇宙側通信部３５は、地上局４に通信信号Ｒｓを送信すると、通信信号Ｒｓの送信時刻Ｔ１を記憶部３２に記録する。 Under the control of the
図３に示す地上局装置４０において、通信制御部４１０は、地上側通信部４５による通信を制御する。通信制御部４１０は、制御部４１が地上側通信部４５と協働することにより実現される。通信制御部４１０は、通信制御手段の一例である。 In the
地上側通信部４５は、通信制御部４１０の制御のもとで、宇宙側通信部３５から送信された通信信号Ｒｓを受信する。通信信号Ｒｓを受信すると、地上側通信部４５は、通信信号Ｒｓを受信してから既知の応答時間ΔＴが経過したタイミングで、通信信号Ｒｓに対する応答として、通信信号Ｒｂを宇宙機３に送信する。 The ground
図２に示す宇宙機制御装置３０において、宇宙側通信部３５は、地上側通信部４５から送信された通信信号Ｒｂを受信する。通信信号Ｒｂを受信すると、宇宙側通信部３５は、通信信号Ｒｂの受信時刻Ｔ２と、通信信号Ｒｂの受信時の周波数である受信周波数Ｆｓとを記憶部３２記録する。 In the
航法信号受信部３６は、通信制御部３１０の制御のもとで、地球の周りを回っている複数の航法衛星５のうちのいずれかから航法信号Ｒｇが送信された場合、送信された航法信号Ｒｇを航法信号受信部３６により受信する。航法信号Ｒｇを受信すると、航法信号受信部３６は、その受信時刻Ｔｇと、航法信号Ｒｇの受信時の周波数である受信周波数Ｆｇとを記憶部３２に記録する。 Under the control of the
また、航法衛星５から送信される航法信号Ｒｇには、その航法信号Ｒｇの送信時刻と、その航法信号Ｒｇの送信時における航法衛星５の位置及び速度に関する拘束条件を導出可能にする軌道情報と、が含まれる。航法信号受信部３６は、受信した航法信号Ｒｇを復号することにより、その航法信号Ｒｇの送信時刻と送信時における航法衛星５の位置及び速度とを計算する。 In addition, the navigation signal Rg transmitted from the
第１の計測部３２０は、宇宙機３と地上局４との間で送信された通信信号Ｒｓ，Ｒｂに基づいて、宇宙機３と地上局４との間の距離Ｄ及び距離変化率ρを計測する。第１に、第１の計測部３２０は、宇宙機３と地上局４との間における通信信号Ｒｓ，Ｒｂの伝搬時間から、宇宙機３と地上局４との間の距離Ｄを計測する。 The
ここで、通信信号Ｒｓ，Ｒｂの伝搬時間は、通信信号Ｒｓの送信時刻Ｔ１と、通信信号Ｒｂの受信時刻Ｔ２と、の時間差から、地上局装置４０における応答時間ΔＴを減じた時間（Ｔ２－Ｔ１－ΔＴ）に相当する。そのため、第１の計測部３２０は、“Ｄ＝（Ｔ２－Ｔ１－ΔＴ）・ｃ”の関係式に従って、送信時刻Ｔ１、受信時刻Ｔ２、応答時間ΔＴ及び光速度ｃから距離Ｄを計算する。 Here, the propagation time of the communication signals Rs and Rb is the time (T2- T1-ΔT). Therefore, the
なお、応答時間ΔＴは、地上局４と宇宙機３との間で予め知られており、宇宙機制御装置３０の記憶部３２に予め記憶されている。 The response time ΔT is known between the
第２に、第１の計測部３２０は、宇宙機３が地上局４から受信した通信信号Ｒｂに基づいて、宇宙機３と地上局４との間の距離変化率ρを計測する。ここで、距離変化率ρは、単位時間当たりの距離Ｄの変化量であって、宇宙機３と地上局４とを通る直線方向の宇宙機３の速度成分に相当する。 Second, the
第１の計測部３２０は、ドップラー周波数偏移の原理を適用して、宇宙側通信部３５により受信された通信信号Ｒｂから距離変化率ρを計測する。具体的に説明すると、宇宙空間を移動している宇宙機３により受信される電波の受信周波数Ｆｓは、ドップラー周波数偏移により、地上局４における電波の送信周波数である基準周波数Ｆ０からずれる。 The
このときの受信周波数Ｆｓと基準周波数Ｆ０との関係は、宇宙機３の距離変化率ρと光速度ｃとの比率ρ／ｃを用いて、“Ｆｓ＝Ｆ０・（１－ρ／ｃ）”と表される。なお、数式中の光速度ｃは、真空中における光の伝搬速度である。また、数式中の“・”は乗算を表し、“／”は除算を表す。以下、同様である。 The relationship between the reception frequency Fs and the reference frequency F0 at this time is expressed as "Fs=F0·(1−ρ/c)" using the ratio ρ/c between the distance change rate ρ of the
第１の計測部３２０は、このようなドップラー周波数偏移の関係式に従って、通信信号Ｒｂの受信周波数Ｆｓから距離変化率ρを計算する。なお、基準周波数Ｆ０の値は、地上局４と宇宙機３との間で予め取り決められており、宇宙機制御装置３０の記憶部３２に予め記憶されている。第１の計測部３２０は、制御部３１が記憶部３２等と協働することにより実現される。第１の計測部３２０は、第１の計測手段の一例である。 The
第２の計測部３３０は、宇宙機３が航法衛星５から受信した航法信号Ｒｇに基づいて、宇宙機３と航法衛星５との間の距離変化率ρｇを計測する。ここで、距離変化率ρｇは、宇宙機３と航法衛星５との間の距離Ｄｇの単位時間当たりの変化量である。宇宙機３と航法衛星５とはどちらも宇宙空間を移動しているため、距離変化率ρｇは、宇宙機３と航法衛星５とを通る直線方向の、宇宙機３と航法衛星５との間の相対的な速度成分に相当する。 The
第２の計測部３３０は、ドップラー周波数偏移の原理を適用して、航法信号受信部３６により受信された航法信号Ｒｇから距離変化率ρｇを計測する。具体的に説明すると、共に宇宙空間を移動している宇宙機３と航法衛星５との間で送受信される電波の受信周波数は、ドップラー周波数偏移により、宇宙機３と航法衛星５との間の相対的な速度に応じて送信周波数からずれる。 The
そのため、第２の計測部３３０は、移動する２体間におけるドップラー周波数偏移の関係式に従って、受信した航法信号Ｒｇの受信周波数Ｆｇから距離変化率ρｇを計算する。なお、航法信号Ｒｇの送信周波数の値は、予め定められた値であって、宇宙機制御装置３０の記憶部３２に予め記憶されている。 Therefore, the
第２の計測部３３０は、航法信号受信部３６により地球の周りを回っている複数の航法衛星５のいずれかから航法信号Ｒｇが受信される毎に、航法信号Ｒｇの送信元の航法衛星５と宇宙機３との間の距離変化率ρｇを計測する。これにより、第２の計測部３３０は、宇宙機３に対して様々な方向に位置する航法衛星５との間の距離変化率ρｇを時々刻々と計測する。第２の計測部３３０は、制御部３１が記憶部３２等と協働することにより実現される。第２の計測部３３０は、第２の計測手段の一例である。 Each time the
位置速度計算部３４０は、第１の計測部３２０により計測された距離Ｄ及び距離変化率ρと、第２の計測部３３０により計測された距離変化率ρｇと、に基づいて、宇宙機３の位置及び速度を計算する。位置速度計算部３４０は、制御部３１が記憶部３２等と協働することにより実現される。位置速度計算部３４０は、位置速度計算手段の一例である。 The position/
第１に、位置速度計算部３４０は、第１の計測部３２０により計測された距離Ｄから、宇宙機３の位置情報を取得する。具体的に説明すると、位置速度計算部３４０は、宇宙機３の位置が地上局４の位置から距離Ｄの位置であるという位置の制約条件を取得する。 First, the position/
第２に、位置速度計算部３４０は、第１の計測部３２０により計測された距離変化率ρから、宇宙機３の速度情報を取得する。距離変化率ρは、宇宙機３と地上局４とを通る直線方向の宇宙機３の速度成分に相当する。そのため、位置速度計算部３４０は、距離変化率ρにより、宇宙機３と地上局４とを通る直線方向の宇宙機３の速度の制約条件を取得する。 Second, the position/
このような地上局４との通信による１時刻における計測では、宇宙機３の運動における６個の自由度のうちの、宇宙機３と地上局４とを通る直線方向の位置及び速度という２個の自由度に対する制約しか得られない。６個の自由度に対する制約を得るためには、宇宙機３と地上局４との相対位置が有意に変化した後で改めて計測を実施する必要がある。そのため、計測時間が長時間におよび、その間に地上局４を占有するためのコストが生じる。 In such a one-time measurement by communication with the
このような問題を回避するために、位置速度計算部３４０は、宇宙機３と航法衛星５との間の距離変化率ρｇから得られる制約条件を追加する。具体的に説明すると、位置速度計算部３４０は、第２の計測部３３０により計測された距離変化率ρｇから、距離変化率ρから得られる速度成分とは線形独立な速度成分を計算する。 In order to avoid such a problem, the position/
より詳細には、位置速度計算部３４０は、航法衛星５から受信した航法信号Ｒｇに含まれる航法衛星５の位置情報から、距離変化率ρｇにより、航法信号Ｒｇの到来方向、すなわち宇宙機３と航法衛星５とを通る直線方向の宇宙機３の速度の制約条件を取得する。 More specifically, the position/
ここで、距離変化率ρｇは、宇宙機３と航法衛星５とを通る直線方向の、共に移動している宇宙機３と航法衛星５との間の相対的な速度成分に相当する。そのため、位置速度計算部３４０は、航法信号Ｒｇから復号された航法衛星５の速度を用いて、距離変化率ρｇから航法衛星５の速度を減じる。これにより、位置速度計算部３４０は、宇宙機３と航法衛星５とを通る直線方向の宇宙機３単独の速度成分を計算する。 Here, the distance change rate ρg corresponds to the relative velocity component between the
位置速度計算部３４０は、複数の航法衛星５から航法信号Ｒｇが受信された場合、各航法衛星５に対する距離変化率ρｇから、複数の方向における速度の制約条件を取得する。より多くの航法衛星５から受信された航法信号Ｒｇを用いるほどより多くの制約条件が得られるため、宇宙機３の位置及び速度の計測に要する時間をより短縮することができる。 When the navigation signal Rg is received from a plurality of
宇宙機３の位置と速度との６自由度に対する制約条件が得られると、宇宙機３の位置及び速度を決定することができる。そのため、位置速度計算部３４０は、距離Ｄ及び距離変化率ρ，ρｇから６個以上の自由度に対する制約条件が得られると、宇宙機３の位置及び速度の推定値を計算する。 Once the constraints for the six degrees of freedom of
このように、航法信号Ｒｇから計測される距離変化率ρｇを用いることで、地上局４との通信から計測される距離Ｄ及び距離変化率ρのみを用いる場合に比べて、制約条件を短時間に得ることができる。そのため、宇宙機３の位置及び速度をより短時間に計測することができる。 In this way, by using the distance change rate ρg measured from the navigation signal Rg, the constraint condition can be shortened in a shorter time than when only the distance D and the distance change rate ρ measured from communication with the
推力印加指令部３５０は、位置速度計算部３４０により計算された宇宙機３の位置及び速度に基づく推力を宇宙機３に印加させる。具体的に説明すると、推力印加指令部３５０は、位置速度計算部３４０により計算された宇宙機３の位置及び速度の推定値に基づいて、宇宙機３に適正な姿勢で目標軌道上を運動させるのに必要な推力を計算する。 The thrust
推力を計算すると、推力印加指令部３５０は、推力印加部３８に指令を送信し、計算した推力を推力印加部３８に印加させる。これにより、推力印加指令部３５０は、宇宙空間における宇宙機３の運動を制御する。推力印加指令部３５０は、制御部３１がインタフェース部３３等と協働することにより実現される。推力印加指令部３５０は、推力印加指令手段の一例である。 After calculating the thrust force, the thrust force
以上のように構成される計測システム１において実行される計測処理の流れについて、図４を参照して説明する。図４に示す計測処理は、宇宙機３が宇宙空間を正常に移動している状態において、宇宙機制御装置３０と地上局装置４０との間で繰り返し実行される。 A flow of measurement processing executed in the measurement system 1 configured as described above will be described with reference to FIG. The measurement process shown in FIG. 4 is repeatedly executed between the
宇宙機制御装置３０において、宇宙側通信部３５は、予め定められた送信タイミングが到来すると、地上局４に向けて通信信号Ｒｓを送信する（ステップＳ１０１）。通信信号Ｒｓを送信すると、宇宙側通信部３５は、その送信時刻Ｔ１を記録する。地上局装置４０において、地上側通信部４５は、宇宙機制御装置３０から送信された通信信号Ｒｓを受信する。 In the
通信信号Ｒｓを受信すると、地上側通信部４５は、通信信号Ｒｓを受信してから応答時間ΔＴが経過したタイミングで、宇宙機３に向けて通信信号Ｒｂを送信する（ステップＳ１０２）。宇宙側通信部３５は、地上局装置４０から送信された通信信号Ｒｂを受信し、その受信時刻Ｔ２と受信周波数Ｆｓとを記録する。 Upon receiving the communication signal Rs, the ground-
通信信号Ｒｂが受信されると、第１の計測部３２０は、宇宙機３と地上局４との間の距離Ｄ及び距離変化率ρを計測する（ステップＳ１０３）。具体的に説明すると、第１の計測部３２０は、通信信号Ｒｓ，Ｒｂの伝搬時間（Ｔ２－Ｔ１－ΔＴ）に光速度ｃを乗じることにより、距離Ｄを計算する。更に、第１の計測部３２０は、ドップラー周波数偏移の原理を用いて、通信信号Ｒｂの受信周波数Ｆｓから距離変化率ρを計算する。 When the communication signal Rb is received, the
このような通信信号Ｒｓ，Ｒｂを送受信する処理と並行して、航法信号受信部３６は、地球の周りを回っている複数の航法衛星５のうちのいずれかから航法信号Ｒｇが送信された場合、送信された航法信号Ｒｇを受信する（ステップＳ１０４）。航法信号受信部３６は、航法信号Ｒｇを受信すると、その受信時刻Ｔｇと受信周波数Ｆｇとを記録する。また、航法信号受信部３６は、受信した航法信号Ｒｇの送信時刻と、航法信号Ｒｇの送信時における航法衛星５の位置及び速度とを、受信した航法信号Ｒｇから復号する。 In parallel with the process of transmitting and receiving the communication signals Rs and Rb, the navigation
航法信号Ｒｇが受信されると、第２の計測部３３０は、受信された航法信号Ｒｇに基づいて、宇宙機３と航法衛星５との間の距離変化率ρｇを計測する（ステップＳ１０５）。具体的に説明すると、第２の計測部３３０は、ドップラー周波数偏移の原理を用いて、航法衛星５の速度情報と航法信号Ｒｇの受信周波数Ｆｇとから距離変化率ρｇを計算する。 When the navigation signal Rg is received, the
距離Ｄ及び距離変化率ρ，ρｇが計測されると、位置速度計算部３４０は、計測された距離Ｄ及び距離変化率ρ，ρｇに基づいて、宇宙機３の位置及び速度を計算する（ステップＳ１０６）。具体的に説明すると、位置速度計算部３４０は、距離Ｄ及び距離変化率ρから、地上局４の方向における宇宙機３の位置及び速度の制約条件を取得する。また、位置速度計算部３４０は、距離変化率ρｇから、航法衛星５の方向における宇宙機３の速度の制約条件を取得する。そして、位置速度計算部３４０は、取得された制約条件により定められる宇宙機３の位置及び速度の推定値を計算する。 After the distance D and the distance change rates ρ and ρg are measured, the position/
宇宙機３の位置及び速度が計算されると、推力印加指令部３５０は、計算された宇宙機３の位置及び速度に基づく推力を宇宙機３に印加させる（ステップＳ１０７）。具体的に説明すると、推力印加指令部３５０は、宇宙機３に印加させる推力を計算し、計算した推力を推力印加部３８に印加させる。これにより、推力印加指令部３５０は、宇宙機３に目標となる運動を実行させる。 After the position and speed of the
以上により、図４に示した計測処理は終了する。宇宙機制御装置３０及び地上局装置４０は、図４に示した計測処理を繰り返し実行することにより、宇宙機３の位置及び速度を継続的に計測し、宇宙空間における宇宙機３の運動を制御する。 With the above, the measurement process shown in FIG. 4 ends. The
以上説明したように、実施の形態１に係る宇宙機制御装置３０は、宇宙機３と地上局４との間で送信される通信信号Ｒｓ，Ｒｂに基づいて宇宙機３と地上局４との間の距離Ｄ及び距離変化率ρを計測し、宇宙機３が航法衛星５から受信した航法信号Ｒｇに基づいて宇宙機３と航法衛星５との間の距離変化率ρｇを計測する。そして、実施の形態１に係る宇宙機制御装置３０は、計測された距離Ｄ及び距離変化率ρ，ρｇに基づいて、宇宙機３の位置及び速度を計算する。このように、航法衛星５に対する距離変化率ρｇを計測することにより、地上局４との通信のみに基づく場合に比べて、宇宙機３の位置及び速度に対する制約条件が追加される。そのため、宇宙機３の位置及び速度の計測に要する時間を、地上局４との通信のみに基づいて計測する場合よりも短縮することが可能になる。その結果、より短時間で宇宙機３の運動を制御することができる。 As described above, the
（実施の形態２）
次に、実施の形態２について説明する。実施の形態１と同じ構成及び機能については、適宜説明を省略する。(Embodiment 2)
Next, Embodiment 2 will be described. Descriptions of the same configurations and functions as in the first embodiment will be omitted as appropriate.
実施の形態２では、地上局や航法衛星と比べて基準周波数の校正が一般的に困難な宇宙機３において宇宙側通信部３５により送受信される通信信号Ｒｓ，Ｒｂの周波数値に誤差ΔＦｓが含まれている場合について説明する。即ち、宇宙側通信部３５により周波数Ｆｓと観測された受信信号Ｒｂの周波数は、実際にはＦｓ＋ΔＦｓであり、周波数Ｆ０のつもりで送信した送信信号Ｒｓの周波数は、実際にはＦ０＋ΔＦｓである場合について説明する。 In the second embodiment, the error ΔFs is included in the frequency values of the communication signals Rs and Rb transmitted and received by the space-
以下、図５を参照して、実施の形態２に係る計測システム１において実行される計測処理について説明する。 Measurement processing executed in the measurement system 1 according to the second embodiment will be described below with reference to FIG. 5 .
宇宙機制御装置３０において、宇宙側通信部３５は、送信時刻Ｔ１に、基準周波数Ｆ０から誤差ΔＦｓだけずれた中心周波数Ｆ０＋ΔＦｓの規定された電波信号である通信信号Ｒｓを地上局４に向けて送信する（ステップＳ２０１）。地上局装置４０において、地上側通信部４５は、宇宙側通信部３５から送信された通信信号Ｒｓを受信して、その受信周波数Ｆｂを記憶部４２に記録する。 In the
地上側通信部４５は、受信周波数Ｆｂの値を符号化し、規定の応答信号である通信信号Ｒｂに連結する。そして、地上側通信部４５は、受信周波数Ｆｂの値が連結された通信信号Ｒｂを、通信信号Ｒｓを受信してから既知の応答時間ΔＴが経過したタイミングで、宇宙機３に向けて送信する（ステップＳ２０２）。 The ground
宇宙側通信部３５は、地上側通信部４５から送信された通信信号Ｒｂを受信して、その受信時刻Ｔ２と受信周波数Ｆｓとを記憶部３２に記録する。宇宙側通信部３５における通信信号Ｒｂの受信周波数Ｆｓには、誤差ΔＦｓが含まれている。宇宙側通信部３５は、受信した通信信号Ｒｂから、地上局装置４０における受信周波数Ｆｂの値を復号する。 The space-
このように、宇宙機３において送受信される通信信号Ｒｓ，Ｒｂの周波数に誤差ΔＦｓが含まれている場合であって、且つ、距離変化率ρが送信時刻Ｔ１から受信時刻Ｔ２までの間で一定とみなされ得る場合、宇宙機３及び地上局４における受信周波数Ｆｓ，Ｆｂは、下記の（１）式及び（２）式を満たす。 In this way, when the frequencies of the communication signals Rs and Rb transmitted and received by the
Ｆｓ＋ΔＦｓ ＝ Ｆ０・（１－ρ／ｃ） …（１）
Ｆｂ ＝ （Ｆ０＋ΔＦｓ）・（１－ρ／ｃ） …（２）Fs+ΔFs=F0・(1−ρ/c) (1)
Fb = (F0 + ΔFs) (1-ρ/c) (2)
（１）式及び（２）式から“ρ／ｃ”を消去すると、誤差ΔＦｓが満足する２次方程式が下記（３）式のように導出される。ここで、任意の複素数ｚに対してその２乗を“ｚ＾２”と表す。 If "ρ/c" is eliminated from the equations (1) and (2), a quadratic equation satisfying the error ΔFs is derived as shown in the following equation (3). Here, the square of any complex number z is expressed as "z^2".
ΔＦｓ＾２＋（Ｆ０＋Ｆｓ）・ΔＦｓ＋（Ｆｓ－Ｆｂ）・Ｆ０ ＝ ０ …（３） ΔFs^2+(F0+Fs)・ΔFs+(Fs−Fb)・F0=0 (3)
この２次方程式の解のうち、ρに関する物理的条件を満足しない解を除くと、下記（４）式が得られる。ここで、任意の非負数ｗに対してその非負の平方根を記号“ｓｑｒｔ（ｗ）”で表す。 The following equation (4) is obtained by excluding solutions that do not satisfy the physical condition regarding ρ among the solutions of this quadratic equation. Here, for any non-negative number w, its non-negative square root is represented by the symbol "sqrt(w)".
ΔＦｓ ＝ ［－（Ｆ０＋Ｆｓ）＋ｓｑｒｔ｛（Ｆ０－Ｆｓ）＾２＋４・Ｆｂ・Ｆ０｝］／２ …（４） ΔFs = [−(F0+Fs)+sqrt{(F0−Fs)^2+4·Fb·F0}]/2 (4)
（４）式により得られる誤差ΔＦｓを（１）式に代入すると、下記（５）式が得られる。 By substituting the error ΔFs obtained from the equation (4) into the equation (1), the following equation (5) is obtained.
ρ ＝ ｃ・｛１－（Ｆｓ＋ΔＦｓ）／Ｆ０｝
＝ ｃ・［３・Ｆ０－Ｆｓ－ｓｑｒｔ｛（Ｆ０－Ｆｓ）＾２＋４・Ｆｂ・Ｆ０｝］／（２・Ｆ０） …（５）ρ = c・{1−(Fs+ΔFs)/F0}
= c・[3・F0−Fs−sqrt{(F0−Fs)^2+4・Fb・F0}]/(2・F0) (5)
第１の計測部３２０は、宇宙機３における通信信号Ｒｂの受信周波数Ｆｓと、地上局４における通信信号Ｒｓの受信周波数Ｆｂと、に基づいて、宇宙機３において送受信される通信信号Ｒｓ，Ｒｂの周波数の誤差ΔＦｓを計算する（ステップＳ２０３）。具体的に説明すると、第１の計測部３２０は、記憶部３２に記録された受信周波数Ｆｓと、地上局装置４０から送信された通信信号Ｒｂを復号することにより得られた受信周波数Ｆｂと、予め定められた基準周波数Ｆ０と、を上記（４）式に代入する。これにより、第１の計測部３２０は、宇宙機３において計測される周波数の誤差ΔＦｓを計算する。 The
誤差ΔＦｓを計算すると、第１の計測部３２０は、宇宙機３と地上局４との間の距離Ｄ及び距離変化率ρを計測する（ステップＳ２０４）。ここで、距離Ｄを計測する方法は、実施の形態１と同じである。一方で、第１の計測部３２０は、距離変化率ρの計測において、計算された誤差ΔＦｓに基づいて距離変化率ρを補正する。具体的に説明すると、第１の計測部３２０は、計算された誤差ΔＦｓを上記（５）式に代入することにより、周波数の誤差ΔＦｓに起因する誤差が補正された距離変化率ρの値を計算する。 After calculating the error ΔFs, the
このような通信信号Ｒｓ，Ｒｂを送受信する処理と並行して、航法信号受信部３６は、地球の周りを回っている複数の航法衛星５のうちのいずれかから航法信号Ｒｇが送信された場合、送信された航法信号Ｒｇを受信する（ステップＳ２０５）。ステップＳ２０５の処理は、実施の形態１におけるステップＳ１０４と同じである。 In parallel with the process of transmitting and receiving the communication signals Rs and Rb, the navigation
航法信号Ｒｇが受信されると、第２の計測部３３０は、受信された航法信号Ｒｇに基づいて、宇宙機３と航法衛星５との間の距離変化率ρｇを計測する（ステップＳ２０６）。このとき、第２の計測部３３０は、第１の計測部３２０により計算された誤差ΔＦｓに基づいて、宇宙機３と航法衛星５との間の距離変化率ρｇを補正する。 When the navigation signal Rg is received, the
具体的に説明すると、第２の計測部３３０は、上記（５）式においてρ，Ｆｓをρｇ，Ｆｇに置き換えた式に対して、航法信号受信部３６により受信された航法信号Ｒｇの受信周波数Ｆｇと第１の計測部３２０により計算された誤差ΔＦｓとを代入する。これにより、第２の計測部３３０は、周波数の誤差ΔＦｓに起因する誤差が補正された距離変化率ρｇの値を計算する。このように、第２の計測部３３０は、第１の計測部３２０により計算された、宇宙側通信部３５における周波数の誤差ΔＦｓを、航法信号受信部３６により受信された航法信号Ｒｇの受信周波数Ｆｇの誤差に適用する。 Specifically, the
距離Ｄ及び距離変化率ρ，ρｇが計測されると、位置速度計算部３４０は、計測された距離Ｄ及び距離変化率ρ，ρｇに基づいて、宇宙機３の位置及び速度を計算する（ステップＳ２０７）。このとき、位置速度計算部３４０は、距離変化率ρ，ρｇとして、上述のように周波数の誤差ΔＦに基づいて補正された値を用いる。そして、推力印加指令部３５０は、計算された宇宙機３の位置及び速度に基づく推力を宇宙機３に印加させる（ステップＳ２０８）。 After the distance D and the distance change rates ρ and ρg are measured, the position/
以上説明したように、実施の形態２に係る宇宙機制御装置３０は、宇宙機３及び地上局４における受信周波数Ｆｓ，Ｆｂに基づいて、宇宙機３において送受信される通信信号Ｒｓ，Ｒｂの周波数の誤差ΔＦｓを計算する。そして、実施の形態２に係る宇宙機制御装置３０は、計算された周波数の誤差ΔＦｓに基づいて、宇宙機３と地上局４との間の距離変化率ρ、及び、宇宙機３と航法衛星５との間の距離変化率ρｇを補正する。これにより、宇宙機３で送受信する周波数に誤差ΔＦｓが含まれている場合であっても、誤差ΔＦｓに起因する距離変化率ρ，ρｇの計測誤差を抑圧することができる。その結果、宇宙機３の運動を高精度に制御することができる。特に、宇宙機３の制御誤差を計測する以前に距離変化率ρ，ρｇの計測誤差を抑制することができるため、より短時間で宇宙機３の運動を制御することができる。 As described above, the
なお、第１の計測部３２０は、周波数の誤差ΔＦｓを計算するために、（４）式をそのまま用いることに限らず、（４）式を変形した式、又は（４）式を近似した近似式を用いても良い。同様に、第１の計測部３２０は、距離変化率ρを計算するために、（５）式をそのまま用いることに限らず、（５）式を変形した式、又は（５）式を近似した近似式を用いても良い。以降の実施の形態でも同様である。 In order to calculate the frequency error ΔFs, the
（実施の形態３）
次に、実施の形態３について説明する。実施の形態１，２と同じ構成及び機能については、適宜説明を省略する。(Embodiment 3)
Next,
実施の形態１，２では、宇宙機３から地上局４に送信される通信信号Ｒｓと地上局４から宇宙機３に送信される通信信号Ｒｂとは、どちらも同じ基準周波数Ｆ０の電波信号であった。これに対して、実施の形態３では、宇宙機３から地上局４に送信される通信信号Ｒｓの送信周波数と、地上局４から宇宙機３に送信される通信信号Ｒｂの送信周波数とは、異なる。 In the first and second embodiments, the communication signal Rs transmitted from the
実施の形態３に係る計測システム１において実行される計測処理は、実施の形態２と同様であるため、図５を参照して説明する。 Since the measurement process executed in the measurement system 1 according to the third embodiment is the same as that of the second embodiment, it will be described with reference to FIG.
宇宙機制御装置３０において、宇宙側通信部３５は、送信時刻Ｔ１に通信信号Ｒｓを、地上局４に向けて送信する（ステップＳ２０１）。ここで、通信信号Ｒｓの送信周波数は、第１の倍率ｍｓで基準周波数Ｆ０を有理数倍し、且つ、誤差ΔＦｓを含む周波数ｍｓ・Ｆ０＋ΔＦｓである。地上局装置４０において、地上側通信部４５は、宇宙側通信部３５から送信された通信信号Ｒｓを受信して、その受信周波数Ｆｂを記憶部４２に記録する。 In the
地上側通信部４５は、受信周波数Ｆｂの値を符号化し、応答信号である通信信号Ｒｂに連結する。ここで、通信信号Ｒｂの送信周波数は、第１の倍率ｍｓとは異なる第２の倍率ｍｂで基準周波数Ｆ０を有理数倍した周波数ｍｂ・Ｆ０である。そして、地上側通信部４５は、受信周波数Ｆｂの値が連結された通信信号Ｒｂを、通信信号Ｒｓを受信してから既知の応答時間ΔＴが経過したタイミングで、宇宙機３に向けて送信する（ステップＳ２０２）。 The ground-
宇宙側通信部３５は、地上側通信部４５から送信された通信信号Ｒｂを受信して、その受信時刻Ｔ２と受信周波数Ｆｓとを記憶部３２に記録する。ここで、宇宙側通信部３５における通信信号Ｒｂの受信周波数Ｆｓには、誤差ΔＦｓが含まれている。宇宙側通信部３５は、受信した通信信号Ｒｂから、地上局装置４０における受信周波数Ｆｂの値を復号する。 The space-
ここで、基準周波数Ｆ０を第１の倍率ｍｓ又は第２の倍率ｍｂで有理数倍することは、逓倍と分周とを組み合わせることで行われる。第１の倍率ｍｓと第２の倍率ｍｂとは、互いに異なる有理数であれば、１より大きい値であっても良いし、１より小さい値であっても良い。周波数の逓倍と分周とを組み合わせることで、基準周波数Ｆ０の信号を、任意の有理数倍の周波数の信号に変換することができる。第１の倍率ｍｓ及び第２の倍率ｍｂの値は、宇宙機３と地上局４との間で予め取り決められており、記憶部３２，４２に記憶されている。 Here, multiplying the reference frequency F0 by a rational number by the first scaling factor ms or the second scaling factor mb is performed by combining multiplication and frequency division. The first magnification ms and the second magnification mb may be values greater than 1 or values less than 1 as long as they are rational numbers different from each other. By combining frequency multiplication and frequency division, the signal of the reference frequency F0 can be converted into a signal of an arbitrary rational multiple. The values of the first magnification ms and the second magnification mb are determined in advance between the
このように通信信号Ｒｓ，Ｒｂの送信周波数が基準周波数Ｆ０から有理数倍される場合、宇宙機３において送受信される通信信号Ｒｓ，Ｒｂの周波数の誤差ΔＦｓは、上記（４）式を第１の倍率ｍｓと第２の倍率ｍｂとを用いて変形した下記（６）式により定められる。 When the transmission frequencies of the communication signals Rs and Rb are multiplied by a rational number from the reference frequency F0 in this way, the frequency error ΔFs of the communication signals Rs and Rb transmitted and received by the
ΔＦｓ ＝ ［－（ｍｓ・Ｆ０＋Ｆｓ）＋ｓｑｒｔ｛（ｍｓ・Ｆ０－Ｆｓ）＾２＋４・ｍｂ・Ｆｂ・Ｆ０｝］／２ …（６） ΔFs = [−(ms·F0+Fs)+sqrt{(ms·F0−Fs)^2+4·mb·Fb·F0}]/2 (6)
また、宇宙機３と地上局４との間の距離変化率ρは、上記（５）式を第１の倍率ｍｓと第２の倍率ｍｂとを用いて変形した下記（７）式により定められる。 Further, the distance change rate ρ between the
ρ ＝ ｃ・｛１－（Ｆｓ＋ΔＦｓ）／（ｍｂ・Ｆ０）｝
＝ ｃ・［（２・ｍｂ＋ｍｓ）・Ｆ０－Ｆｓ－ｓｑｒｔ｛（ｍｓ・Ｆ０－Ｆｓ）＾２＋４・ｍｂ・Ｆｂ・Ｆ０｝］／（２・ｍｂ・Ｆ０） …（７）ρ = c・{1−(Fs+ΔFs)/(mb・F0)}
= c・[(2・mb+ms)・F0−Fs−sqrt{(ms・F0−Fs)^2+4・mb・Fb・F0}]/(2・mb・F0) (7)
第１の計測部３２０は、上記（６）式に従って、宇宙機３において送受信される通信信号Ｒｓ，Ｒｂの周波数の誤差ΔＦｓを計算する（ステップＳ２０３）。具体的に説明すると、第１の計測部３２０は、宇宙機３における通信信号Ｒｂの受信周波数Ｆｓと、地上局４における通信信号Ｒｓの受信周波数Ｆｂと、基準周波数Ｆ０と、第１の倍率ｍｓ及び第２の倍率ｍｂと、を（６）式に代入することにより、誤差ΔＦｓを計算する。 The
誤差ΔＦｓを計算すると、第１の計測部３２０は、宇宙機３と地上局４との間の距離Ｄ及び距離変化率ρを計測する（ステップＳ２０４）。ここで、距離Ｄを計測する方法は、実施の形態１と同じである。一方で、第１の計測部３２０は、距離変化率ρの計測において、計算された誤差ΔＦｓに基づいて距離変化率ρを補正する。具体的に説明すると、第１の計測部３２０は、計算された誤差ΔＦｓを上記（７）式に代入することにより、周波数の誤差ΔＦｓに起因する誤差が補正された距離変化率ρの値を計算する。 After calculating the error ΔFs, the
以下、実施の形態３におけるステップＳ２０５～Ｓ２０８の処理は、実施の形態２において（５）式を用いる処理を（７）式を用いる処理に置き換えることで同様に説明することができる。そのため、説明を省略する。 Hereinafter, the processes of steps S205 to S208 in the third embodiment can be similarly explained by replacing the process using the formula (5) in the second embodiment with the process using the formula (7). Therefore, the description is omitted.
以上説明したように、実施の形態３に係る計測システム１では、宇宙機制御装置３０と地上局装置４０とは、通信信号Ｒｓ，Ｒｂとして、互いに異なる周波数の信号を送信する。これにより、宇宙機３から送信される通信信号Ｒｓと地上局４から送信される通信信号Ｒｂとの干渉が抑圧される。その結果、干渉を防止するために通信間隔を空けることが不要になるため、宇宙機３の位置及び速度の計測に要する時間を短縮することができる。また、宇宙機３で送受信する周波数に誤差ΔＦｓが含まれている場合であっても、誤差ΔＦｓに起因する距離変化率ρ，ρｇの計測誤差の補正に要する時間を短縮することができる。 As described above, in the measurement system 1 according to the third embodiment, the
（実施の形態４）
次に、実施の形態４について説明する。実施の形態１～３と同じ構成及び機能については、適宜説明を省略する。(Embodiment 4)
Next,
実施の形態２では、第１の計測部３２０は、通信信号Ｒｓの送信時刻Ｔ１から通信信号Ｒｂの受信時刻Ｔ２までの間で距離変化率ρが一定とみなされると仮定して、宇宙機３において送受信される通信信号Ｒｓ，Ｒｂの周波数の誤差ΔＦｓを計算した。これに対して、実施の形態４では、第１の計測部３２０は、距離変化率ρの時間変化を考慮して、誤差ΔＦｓを計算する。 In the second embodiment, the
以下、図６を参照して、実施の形態４に係る計測システム１において実行される計測処理について説明する。 The measurement process executed in the measurement system 1 according to the fourth embodiment will be described below with reference to FIG.
地上局装置４０において、地上側通信部４５は、時刻Ｔ１に、中心周波数Ｆ０の規定された電波信号である通信信号Ｒｂ＋を、宇宙機３に向けて送信する（ステップＳ４０１）。宇宙機制御装置３０において、宇宙側通信部３５は、地上側通信部４５から送信された通信信号Ｒｂ＋を受信して、その受信周波数Ｆｓ－を記憶部３２に記録する。宇宙側通信部３５における通信信号Ｒｂ＋の受信周波数Ｆｓ－には、誤差ΔＦｓが含まれている。In the
宇宙側通信部３５は、受信周波数Ｆｓ－の値を符号化し、規定の応答信号である通信信号Ｒｓに連結する。そして、宇宙側通信部３５は、受信周波数Ｆｓ－の値が連結された通信信号Ｒｓを、通信信号Ｒｂ＋を受信してから既知の応答時間ΔＴが経過した時刻Ｔ２に、地上局４に向けて送信する（ステップＳ４０２）。ここで、通信信号Ｒｓは、誤差ΔＦｓを含んでおり、基準周波数Ｆ０から誤差ΔＦｓだけずれた中心周波数Ｆ０＋ΔＦｓの信号である。The space-
地上側通信部４５は、宇宙側通信部３５から送信された通信信号Ｒｓを受信して、その受信周波数Ｆｂを記憶部４２に記録する。地上側通信部４５は、受信周波数Ｆｂの値を符号化し、中心周波数Ｆ０の規定信号に連結する。そして、地上側通信部４５は、受信周波数Ｆｂの値が連結された通信信号Ｒｂ－を、送信時刻Ｔ３に、宇宙機３に向けて送信する（ステップＳ４０３）。ここで、時刻Ｔ３は、時刻Ｔ１，Ｔ２により“Ｔ３＝（２・Ｔ２－Ｔ１）”の関係を満たす時刻である。The ground
宇宙側通信部３５は、地上側通信部４５から送信された通信信号Ｒｂ－を受信して、その受信周波数Ｆｓ－を記憶部３２に記録する。宇宙側通信部３５における通信信号Ｒｂ－の受信周波数Ｆｓ－には、誤差ΔＦｓが含まれている。宇宙側通信部３５は、受信した通信信号Ｒｂ－から、地上局装置４０における受信周波数Ｆｂの値を復号する。The space-
ここで、宇宙側通信部３５により受信された通信信号Ｒｂ＋，Ｒｂ－の受信周波数Ｆｓ＋，Ｆｓ－は、距離変化率ρ－，ρ＋を用いて、下記（８）式と（９）式とを満たす。ここで、距離変化率ρ－，ρ＋は、それぞれ送信時刻Ｔ１，Ｔ３における宇宙機３と地上局４との間の距離変化率である。Here, the reception frequencies Fs+ , Fs− of the communication signals Rb+ , Rb− received by the space-
Ｆｓ－＋ΔＦｓ ＝ Ｆ０・（１－ρ－／ｃ） …（８）
Ｆｓ＋＋ΔＦｓ ＝ Ｆ０・（１－ρ＋／ｃ） …（９）Fs− +ΔFs = F0·(1− ρ−/c) (8)
Fs+ +ΔFs = F0·(1−ρ+ /c) (9)
受信周波数Ｆｓ＋，Ｆｓ－の平均値Ｆｓ￣を、下記（１０）式のように定義する。また、距離変化率ρ－，ρ＋の平均値ρ￣を、下記（１１）式のように定義する。上記（８）式と（９）式とから、Ｆｓ￣とρ￣とは、下記（１２）式の関係を満たす。An average value Fs of the reception frequencies Fs+ and Fs− is defined as in the following equation (10). Also, the average value ρ of the distance change rates ρ− and ρ+ is defined as in the following equation (11). From the above formulas (8) and (9), Fs and ρ satisfy the following formula (12).
Ｆｓ￣ ＝ （Ｆｓ－＋Ｆｓ＋）／２ …（１０）
ρ￣ ＝ （ρ－＋ρ＋）／２ …（１１）
Ｆｓ￣＋ΔＦｓ ＝ Ｆ０・（１－ρ￣／２） …（１２）Fs = (Fs- + Fs+ )/2 (10)
ρ = (ρ- + ρ+ )/2 …(11)
Fs + ΔFs = F0・(1-ρ/2) …(12)
距離変化率ρの時間変化率、即ち加速度が一定とみなされる場合、ρ￣はρの良い近似を与える。そのとき、実施の形態２における（４）式及び（５）式におけるＦｓをＦｓ￣に置き換えることで、下記（１３）式及び（１４）式が導出される。 ρ gives a good approximation of ρ if the time rate of change of the rate of change of distance ρ, ie the acceleration, is assumed to be constant. At that time, the following equations (13) and (14) are derived by replacing Fs in equations (4) and (5) in the second embodiment with Fs.
ΔＦｓ ＝ ［－（Ｆ０＋Ｆｓ￣）＋ｓｑｒｔ｛（Ｆ０－Ｆｓ￣）＾２＋４・Ｆｂ・Ｆ０｝］／２ …（１３）
ρ ＝ ｃ・｛１－（Ｆｓ￣＋ΔＦｓ）／Ｆ０｝
＝ ｃ・［３－Ｆｓ￣／Ｆ０－ｓｑｒｔ｛（１－Ｆｓ￣／Ｆ０）＾２＋４・Ｆｂ／Ｆ０｝］／２ …（１４）ΔFs = [-(F0+Fs~)+sqrt{(F0-Fs~)^2+4・Fb・F0}]/2 (13)
ρ = c・{1-(Fs + ΔFs)/F0}
= c・[3-Fs/F0-sqrt{(1-Fs/F0)^2+4・Fb/F0}]/2 (14)
第１の計測部３２０は、異なる２つのタイミングである時刻Ｔ１，Ｔ３に送信された通信信号Ｒｂ＋，Ｒｂ－の受信周波数Ｆｓ＋，Ｆｓ－の平均値Ｆｓ￣と、その２つのタイミングの間の時刻Ｔ２に送信された通信信号Ｒｓの受信周波数Ｆｂと、に基づいて、誤差ΔＦｓを計算する（ステップＳ４０４）。具体的に説明すると、第１の計測部３２０は、宇宙機３における通信信号Ｒｂ＋，Ｒｂ－の受信周波数Ｆｓ＋，Ｆｓ－から平均値Ｆｓ￣を計算する。そして、第１の計測部３２０は、平均値Ｆｓ￣と、地上局４における通信信号Ｒｓの受信周波数Ｆｂと、予め定められた基準周波数Ｆ０と、を上記（１３）式に代入する。これにより、第１の計測部３２０は、宇宙機３において計測される周波数の誤差ΔＦｓを計算する。The
誤差ΔＦｓを計算すると、第１の計測部３２０は、宇宙機３と地上局４との間の距離Ｄ及び距離変化率ρを計測する（ステップＳ４０５）。ここで、距離Ｄを計測する方法は、実施の形態１と同じである。一方で、第１の計測部３２０は、距離変化率ρの計測において、計算された誤差ΔＦｓに基づいて距離変化率ρを補正する。具体的に説明すると、第１の計測部３２０は、計算された誤差ΔＦｓを上記（１４）式に代入することにより、周波数の誤差ΔＦｓに起因する誤差が補正された距離変化率ρの値を計算する。 After calculating the error ΔFs, the
以下、実施の形態４におけるステップＳ４０６～Ｓ４０９の処理は、実施の形態２におけるステップＳ２０５～Ｓ２０８で（５）式を用いる処理を（１４）式を用いる処理に置き換えることで同様に説明することができる。そのため、説明を省略する。 Hereinafter, the processing of steps S406 to S409 in the fourth embodiment can be similarly explained by replacing the processing using formula (5) in steps S205 to S208 in the second embodiment with processing using formula (14). can. Therefore, the description is omitted.
以上説明したように、実施の形態４に係る宇宙機制御装置３０は、異なる２つのタイミングでの宇宙機３における通信信号Ｒｂ＋，Ｒｂ－の受信周波数Ｆｓ＋，Ｆｓ－の平均値Ｆｓ￣と、その２つのタイミングの間での地上局４における通信信号の受信周波数Ｆｂと、に基づいて、宇宙機３における周波数の誤差ΔＦｓを計算する、これにより、宇宙機３と地上局４との間を通信信号Ｒｂ＋，Ｒｓ，Ｒｂ－が伝搬する間における距離変化率ρの変化が無視できない場合であっても、距離変化率ρ，ρｇの計測誤差をより正確に抑圧することができる。As described above, the
（実施の形態５）
次に、実施の形態５について説明する。実施の形態１～４と同じ構成及び機能については、適宜説明を省略する。(Embodiment 5)
Next,
上述した実施の形態１～４では、宇宙機３の位置及び速度を計測する機能は、宇宙機３に搭載された宇宙機制御装置３０に備えられていた。これに対して、実施の形態５では、宇宙機３の位置及び速度を計測する機能の主な部分は、地上局４に設置された地上局装置４０ａに備えられる。以下、説明する。 In the first to fourth embodiments described above, the
図７及び図８に、それぞれ実施の形態５に係る計測システム１に備えられる宇宙機制御装置３０ａ及び地上局装置４０ａの構成を示す。図７に示すように、実施の形態５に係る宇宙機制御装置３０ａにおいて、制御部３１ａは、機能的に、通信制御部３１０と第２の計測部３３０とを備える。図８に示すように、実施の形態５に係る地上局装置４０ａにおいて、制御部４１ａは、機能的に、通信制御部４１０と第１の計測部３２０と位置速度計算部３４０と推力印加指令部３５０とを備える。即ち、第１の計測部３２０と位置速度計算部３４０と推力印加指令部３５０とは、実施の形態１～４では宇宙機制御装置３０に備えられていたが、実施の形態５では地上局装置４０ａに備えられる。 7 and 8 show configurations of a
以下、図９を参照して、実施の形態５に係る計測システム１において実行される計測処理について説明する。 Measurement processing executed in the measurement system 1 according to the fifth embodiment will be described below with reference to FIG. 9 .
地上局装置４０ａにおいて、地上側通信部４５は、予め定められた送信タイミングが到来すると、宇宙機３に向けて通信信号Ｒｂを送信する（ステップＳ５０１）。通信信号Ｒｂを送信すると、地上側通信部４５は、その送信時刻Ｔ１を記録する。宇宙機制御装置３０ａにおいて、宇宙側通信部３５は、地上局装置４０ａから送信された通信信号Ｒｂを受信する。 In the
通信信号Ｒｂを受信すると、宇宙側通信部３５は、通信信号Ｒｂを受信してから応答時間ΔＴが経過したタイミングで、地上局４に向けて通信信号Ｒｓを送信する（ステップＳ５０２）。地上側通信部４５は、宇宙機制御装置３０ａから送信された通信信号Ｒｓを受信し、その受信時刻Ｔ２と受信周波数Ｆｂとを記録する。 Upon receiving the communication signal Rb, the space-
通信信号Ｒｓが受信されると、地上局装置４０ａにおいて、第１の計測部３２０は、宇宙機３と地上局４との間の距離Ｄ及び距離変化率ρを計測する（ステップＳ５０３）。具体的に説明すると、第１の計測部３２０は、通信信号Ｒｓ，Ｒｂの伝搬時間（Ｔ２－Ｔ１－ΔＴ）に光速度ｃを乗じることにより、距離Ｄを計算する。更に、第１の計測部３２０は、ドップラー周波数偏移の原理を用いて、通信信号Ｒｓの受信周波数Ｆｂから距離変化率ρを計算する。 When the communication signal Rs is received, the
ここで、実施の形態１では、第１の計測部３２０は、地上局４から宇宙機３に送信された通信信号Ｒｂの受信周波数Ｆｓから距離変化率ρを計測した。これに対して、実施の形態５では、第１の計測部３２０は、宇宙機３から地上局４に送信された通信信号Ｒｓの受信周波数Ｆｂから距離変化率ρを計測する。どちらの場合でも同様に、基準周波数Ｆ０からの受信周波数Ｆｓ，Ｆｂのずれに基づいて距離変化率ρを計測することができる。 Here, in Embodiment 1, the
このような通信信号Ｒｓ，Ｒｂを送受信する処理と並行して、宇宙機制御装置３０ａでは、航法信号受信部３６は、地球の周りを回っている複数の航法衛星５のうちのいずれかから航法信号Ｒｇが送信された場合、送信された航法信号Ｒｇを受信する（ステップＳ５０４）。航法信号受信部３６は、航法信号Ｒｇを受信すると、その受信時刻Ｔｇと受信周波数Ｆｇとを記録する。また、航法信号受信部３６は、受信した航法信号Ｒｇの送信時刻と、航法信号Ｒｇの送信時における航法衛星５の位置及び速度とを、受信した航法信号Ｒｇから復号する。 In parallel with the process of transmitting and receiving the communication signals Rs and Rb, in the
航法信号Ｒｇが受信されると、第２の計測部３３０は、受信された航法信号Ｒｇに基づいて、宇宙機３と航法衛星５との間の距離変化率ρｇを計測する（ステップＳ５０５）。具体的に説明すると、第２の計測部３３０は、ドップラー周波数偏移の原理を用いて、航法衛星５の速度情報と航法信号Ｒｇの受信周波数Ｆｇとから距離変化率ρｇを計算する。 When the navigation signal Rg is received, the
距離変化率ρｇが計測されると、宇宙側通信部３５は、距離変化率ρｇから得られる宇宙機３の制約情報を、地上局４に向けて送信する（ステップＳ５０６）。具体的に説明すると、第２の計測部３３０は、計測された距離変化率ρｇに基づいて、航法信号Ｒｇの到来方向における宇宙機３の速度の制約条件を取得する。そして、宇宙側通信部３５は、取得された制約情報を示す制約情報を地上局４に送信する。地上側通信部４５は、宇宙側通信部３５により送信された制約情報を受信し、受信した制約情報により示される制約条件を記憶部４２に記録する。 When the distance change rate ρg is measured, the space
制約情報が受信されると、地上局装置４０ａにおいて、位置速度計算部３４０は、第１の計測部３２０により計測された距離Ｄ及び距離変化率ρと、宇宙機３から受信した制約情報と、に基づいて、宇宙機３の位置及び速度を計算する（ステップＳ５０７）。具体的に説明すると、位置速度計算部３４０は、距離Ｄ及び距離変化率ρから、地上局４の方向における宇宙機３の位置及び速度の制約条件を取得する。そして、位置速度計算部３４０は、取得された制約条件と、宇宙機３から受信した制約情報により示される制約条件と、により定められる宇宙機３の位置及び速度の推定値を計算する。 When the constraint information is received, in the
宇宙機３の位置及び速度が計算されると、推力印加指令部３５０は、計算された宇宙機３の位置及び速度に基づく推力の印加を宇宙機３に指令する（ステップＳ５０８）。具体的に説明すると、推力印加指令部３５０は、宇宙機３に印加させる推力の指令値を計算する。そして、推力印加指令部３５０は、地上側通信部４５を介して、計算した指令値を宇宙機３に送信する。 When the position and speed of the
宇宙機制御装置３０ａにおいて、宇宙側通信部３５は、地上局装置４０ａから送信された指令値を受信する。そして、推力印加部３８は、受信した指令値に対応する推力を印加させる（ステップＳ５０９）。これにより、推力印加部３８は、宇宙機３に目標となる運動を実行させる。 In the
以上説明したように、実施の形態５に係る計測システム１では、実施の形態１～４では宇宙機制御装置３０ａに備えられていた第１の計測部３２０、位置速度計算部３４０及び推力印加指令部３５０の機能を、地上局装置４０ａが備える。これにより、宇宙機３の位置及び速度を計測するために必要となる演算の主要な部分が地上局装置４０ａで実行される。そのため、宇宙機３の演算負荷を低減しつつ、宇宙機３の位置及び速度の計測に要する時間を短縮することができる。 As described above, in the measurement system 1 according to the fifth embodiment, the
（変形例）
以上、実施の形態を説明したが、各実施の形態を組み合わせたり、各実施の形態を適宜、変形、省略したりすることが可能である。(Modification)
Although the embodiments have been described above, it is possible to combine each embodiment, and to modify or omit each embodiment as appropriate.
例えば、実施の形態５で説明した地上局装置４０ａが宇宙機３の位置及び速度を計測する構成と、実施の形態２～４で説明した宇宙機３における周波数の誤差ΔＦｓを補正する構成とを、組み合わせても良い。これにより、周波数の誤差ΔＦｓに起因する計測誤差及び宇宙機３の制御誤差を抑圧しつつ、且つ、宇宙機３の演算負荷を低減する、という効果が得られる。 For example, the configuration for measuring the position and velocity of the
実施の形態５と実施の形態２～４のいずれかを組み合わせる場合、地上局装置４０ａにおいて誤差ΔＦｓを計算するためには、宇宙機３において受信された通信信号Ｒｂ，Ｒｂ＋，Ｒｂ－の受信周波数Ｆｓ，Ｆｓ＋，Ｆｓ－の値が必要になる。そのため、地上側通信部４５は、受信周波数Ｆｓ，Ｆｓ＋，Ｆｓ－の値を、何らかの方法で宇宙機制御装置３０ａから取得する。例えば、宇宙側通信部３５は、ステップＳ５０２において、受信周波数Ｆｓ，Ｆｓ＋，Ｆｓ－の値を符号化し、地上側通信部４５から受信した通信信号Ｒｂに対する応答信号である通信信号Ｒｓに連結して地上局４に送信しても良い。或いは、宇宙側通信部３５は、ステップＳ５０６において、航法信号Ｒｇから得られた制約情報を送信する際に、制約情報と共に、受信周波数Ｆｓ，Ｆｓ＋，Ｆｓ－の値を符号化して地上局４に送信しても良い。地上側通信部４５は、このようにして宇宙側通信部３５から送信された受信周波数Ｆｓ，Ｆｓ＋，Ｆｓ－の値を復号することにより、受信周波数Ｆｓ，Ｆｓ＋，Ｆｓ－の値を取得する。When
実施の形態５では、宇宙機制御装置３０ａが第２の計測部３３０を備えており、地上局装置４０ａが第１の計測部３２０と位置速度計算部３４０と推力印加指令部３５０とを備えていた。しかしながら、各部の機能は、宇宙機制御装置３０ａと地上局装置４０ａとのどちらに備えられていても良い。例えば、宇宙機制御装置３０ａが第１の計測部３２０と第２の計測部３３０とを備えており、地上局装置４０ａが位置速度計算部３４０と推力印加指令部３５０とを備えていても良い。或いは、地上局装置４０ａがこれらの機能を全て備えていても良い。 In
実施の形態１～４では、宇宙機３に搭載されている宇宙機制御装置３０が、宇宙機３の位置及び速度を計測する計測装置として機能した。しかしながら、計測装置は、宇宙機３に搭載されていることに限らない。例えば、地上局装置４０が上述した第１の計測部３２０、第２の計測部３３０及び位置速度計算部３４０の機能を備えており、計測装置として機能しても良い。或いは、宇宙機３との間で必要な情報を送受信する機能を備えていれば、その他の装置が上述した第１の計測部３２０、第２の計測部３３０及び位置速度計算部３４０の機能を備えており、計測装置として機能しても良い。 In Embodiments 1 to 4, the
上記実施の形態では、宇宙機制御装置３０，３０ａの制御部３１，３１ａにおいて、ＣＰＵがＲＯＭ又は記憶部３２に記憶されたプログラムを実行することによって、通信制御部３１０等の各部として機能した。また、地上局装置４０，４０ａの制御部４１，４１ａにおいて、ＣＰＵがＲＯＭ又は記憶部４２に記憶されたプログラムを実行することによって、通信制御部４１０等の各部として機能した。しかしながら、制御部３１，３１ａ，４１，４１ａは、専用のハードウェアであってもよい。専用のハードウェアとは、例えば単一回路、複合回路、プログラム化されたプロセッサ、ＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuit）、ＦＰＧＡ（Field-Programmable Gate Array）、又は、これらの組み合わせ等である。制御部３１，３１ａ，４１，４１ａが専用のハードウェアである場合、各部の機能それぞれを個別のハードウェアで実現してもよいし、各部の機能をまとめて単一のハードウェアで実現してもよい。 In the above embodiment, the CPU of the
また、各部の機能のうち、一部を専用のハードウェアによって実現し、他の一部をソフトウェア又はファームウェアによって実現してもよい。このように、制御部３１，４１は、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェア、又は、これらの組み合わせによって、上述の各機能を実現することができる。 Moreover, among the functions of each unit, a part may be realized by dedicated hardware, and another part may be realized by software or firmware. In this way, the
宇宙機制御装置３０，３０ａ及び地上局装置４０，４０ａのそれぞれの動作を規定するプログラムを、パーソナルコンピュータ、情報端末装置等の既存のコンピュータに適用することで、当該コンピュータを、宇宙機制御装置３０，３０ａ及び地上局装置４０，４０ａのそれぞれとして機能させることも可能である。 By applying a program that defines the operations of the
また、このようなプログラムの配布方法は任意であり、例えば、ＣＤ－ＲＯＭ（Compact Disk ROM）、ＤＶＤ（Digital Versatile Disk）、ＭＯ（Magneto Optical Disk）、メモリカード等のコンピュータ読み取り可能な記録媒体に格納して配布してもよいし、インターネット等の通信ネットワークを介して配布してもよい。 Any method of distributing such programs may be used. For example, computer-readable recording media such as CD-ROMs (Compact Disk ROMs), DVDs (Digital Versatile Disks), MOs (Magneto Optical Disks), and memory cards may be used. It may be stored and distributed, or may be distributed via a communication network such as the Internet.
本開示は、本開示の広義の精神と範囲を逸脱することなく、様々な実施の形態及び変形が可能とされるものである。また、上述した実施の形態は、この開示を説明するためのものであり、本開示の範囲を限定するものではない。すなわち、本開示の範囲は、実施の形態ではなく、特許請求の範囲によって示される。そして特許請求の範囲内及びそれと同等の開示の意義の範囲内で施される様々な変形が、この開示の範囲内とみなされる。 This disclosure is capable of various embodiments and modifications without departing from the broader spirit and scope of this disclosure. In addition, the embodiments described above are for explaining this disclosure, and do not limit the scope of this disclosure. That is, the scope of the present disclosure is indicated by the claims rather than the embodiments. Various modifications made within the scope of the claims and within the scope of equivalent disclosure are considered to be within the scope of this disclosure.
１ 計測システム、３ 宇宙機、４ 地上局、５ 航法衛星、３０，３０ａ 宇宙機制御装置、３１，３１ａ，４１，４１ａ 制御部、３２，４２ 記憶部、３３，４３ インタフェース部、３５ 宇宙側通信部、３６ 航法信号受信部、３８ 推力印加部、４０，４０ａ 地上局装置、４５ 地上側通信部、３１０ 通信制御部、３２０ 第１の計測部、３３０ 第２の計測部、３４０ 位置速度計算部、３５０ 推力印加指令部、４１０ 通信制御部、Ｒｓ，Ｒｂ，Ｒｂ＋，Ｒｂ－ 通信信号、Ｒｇ 航法信号。1
Claims (11)
Translated fromJapanese前記宇宙機が航法衛星から受信した航法信号に基づいて、前記宇宙機と前記航法衛星との間の距離変化率を計測する第２の計測手段と、
前記第１の計測手段により計測された前記距離及び前記距離変化率と、前記第２の計測手段により計測された前記距離変化率と、に基づいて、前記宇宙機の位置及び速度を計算する位置速度計算手段と、を備える、
計測装置。a first measuring means for measuring a distance and a distance change rate between the spacecraft and the ground station based on communication signals transmitted between the spacecraft and the ground station;
second measuring means for measuring a distance change rate between the spacecraft and the navigation satellite based on the navigation signal received by the spacecraft from the navigation satellite;
position for calculating the position and velocity of the spacecraft based on the distance and the distance change rate measured by the first measurement means and the distance change rate measured by the second measurement means; a velocity calculation means;
measuring device.
請求項１に記載の計測装置。The first measurement means measures the frequency of the communication signal received by the spacecraft and the reception frequency of the communication signal received by the ground station, and measures the calculating an error in the frequency of the communication signal, and correcting the rate of change in distance between the spacecraft and the ground station based on the calculated error;
The measuring device according to claim 1.
請求項２に記載の計測装置。the second measuring means corrects the distance change rate between the spacecraft and the navigation satellite based on the error calculated by the first measuring means;
The measuring device according to claim 2.
請求項２又は３に記載の計測装置。The first measuring means measures the average value of the reception frequencies of the communication signal at the spacecraft at two different timings and the reception frequency of the communication signals at the ground station between the two timings. calculating the error based on
The measuring device according to claim 2 or 3.
請求項１から４のいずれか１項に記載の計測装置。a transmission frequency of the communication signal transmitted from the spacecraft to the ground station and a transmission frequency of the communication signal transmitted from the ground station to the spacecraft,
The measuring device according to any one of claims 1 to 4.
前記地上局から前記宇宙機に送信される前記通信信号の前記送信周波数は、前記第１の倍率とは異なる第２の倍率で前記基準周波数を有理数倍した周波数である、
請求項５に記載の計測装置。the transmission frequency of the communication signal transmitted from the spacecraft to the ground station is a frequency obtained by multiplying a reference frequency by a rational number by a first magnification;
The transmission frequency of the communication signal transmitted from the ground station to the spacecraft is a frequency obtained by multiplying the reference frequency by a rational number by a second magnification different from the first magnification.
The measuring device according to claim 5.
請求項１から６のいずれか１項に記載の計測装置。further comprising thrust application command means for applying a thrust to the spacecraft based on the position and speed of the spacecraft calculated by the position/speed calculation means;
The measuring device according to any one of claims 1 to 6.
前記宇宙機制御装置は、
前記地上局装置との間で通信信号を送受信する宇宙側通信手段と、
航法衛星から航法信号を受信する航法信号受信手段と、を備え、
前記地上局装置は、
前記宇宙機制御装置との間で前記通信信号を送受信する地上側通信手段、を備え、
前記計測システムは、
前記宇宙機制御装置と前記地上局装置との間で送信された前記通信信号に基づいて、前記宇宙機と前記地上局との間の距離及び距離変化率を計測する第１の計測手段と、
前記航法信号受信手段により受信した前記航法信号に基づいて、前記宇宙機と前記航法衛星との間の距離変化率を計測する第２の計測手段と、
前記第１の計測手段により計測された前記距離及び前記距離変化率と、前記第２の計測手段により計測された前記距離変化率と、に基づいて、前記宇宙機の位置及び速度を計算する位置速度計算手段と、を備える、
計測システム。A measurement system comprising a spacecraft control device mounted on a spacecraft and a ground station device installed at a ground station,
The spacecraft control device includes:
Space-side communication means for transmitting and receiving communication signals to and from the ground station device;
a navigation signal receiving means for receiving a navigation signal from a navigation satellite;
The ground station device
ground-side communication means for transmitting and receiving the communication signal to and from the spacecraft controller;
The measurement system is
a first measuring means for measuring a distance and a distance change rate between the spacecraft and the ground station based on the communication signal transmitted between the spacecraft controller and the ground station;
second measuring means for measuring a distance change rate between the spacecraft and the navigation satellite based on the navigation signal received by the navigation signal receiving means;
position for calculating the position and velocity of the spacecraft based on the distance and the distance change rate measured by the first measurement means and the distance change rate measured by the second measurement means; a velocity calculation means;
measurement system.
前記地上局装置は、前記第１の計測手段と前記位置速度計算手段とを備え、
前記地上局装置において、
前記地上側通信手段は、前記第２の計測手段により計測された前記距離変化率から得られる前記宇宙機の制約情報を、前記宇宙機制御装置から受信し、
前記位置速度計算手段は、前記第１の計測手段により計測された前記距離及び前記距離変化率と、前記地上側通信手段により受信された前記制約情報と、に基づいて、前記宇宙機の位置及び速度を計算する、
請求項８に記載の計測システム。The spacecraft control device comprises the second measurement means,
The ground station device comprises the first measuring means and the position/velocity calculating means,
In the ground station device,
the ground-side communication means receives, from the spacecraft control device, constraint information of the spacecraft obtained from the distance change rate measured by the second measurement means;
The position/velocity calculation means calculates the position and speed of the spacecraft based on the distance and the distance change rate measured by the first measurement means and the constraint information received by the ground side communication means. calculate speed,
The measurement system according to claim 8.
前記宇宙機が航法衛星から受信した航法信号に基づいて、前記宇宙機と前記航法衛星との間の距離変化率を計測し、
前記宇宙機と前記地上局との間の前記距離及び前記距離変化率と、前記宇宙機と前記航法衛星との間の前記距離変化率と、に基づいて、前記宇宙機の位置及び速度を計算する、
計測方法。measuring a distance and a distance change rate between the spacecraft and the ground station based on communication signals transmitted between the spacecraft and the ground station;
measuring a distance change rate between the spacecraft and the navigation satellite based on the navigation signal received by the spacecraft from the navigation satellite;
Calculate the position and velocity of the spacecraft based on the distance and the distance change rate between the spacecraft and the ground station and the distance change rate between the spacecraft and the navigation satellite. do,
measurement method.
宇宙機と地上局との間で送信された通信信号に基づいて、前記宇宙機と前記地上局との間の距離及び距離変化率を計測する第１の計測手段、
前記宇宙機が航法衛星から受信した航法信号に基づいて、前記宇宙機と前記航法衛星との間の距離変化率を計測する第２の計測手段、
前記第１の計測手段により計測された前記距離及び前記距離変化率と、前記第２の計測手段により計測された前記距離変化率と、に基づいて、前記宇宙機の位置及び速度を計算する位置速度計算手段、として機能させる、
プログラム。the computer,
a first measuring means for measuring the distance and distance change rate between the spacecraft and the ground station based on communication signals transmitted between the spacecraft and the ground station;
second measuring means for measuring a distance change rate between the spacecraft and the navigation satellite based on the navigation signal received by the spacecraft from the navigation satellite;
position for calculating the position and velocity of the spacecraft based on the distance and the distance change rate measured by the first measurement means and the distance change rate measured by the second measurement means; act as a velocity calculation means,
program.
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