(57)【要約】【課題】  本発明は係る課題を解決するためになされたものであり、人工衛星搭載推進器の推進器の推力ベクトルと人工衛星の質量中心の誤差を低減し、推進器の発生する不要トルクを低減することで、この不要トルク補償用に使用される姿勢制御用推進器の搭載推進剤を低減することを目的とする。【解決手段】  この発明に係わる人工衛星推進装置は、人工衛星の軌道を制御するための人工衛星推進装置において、人工衛星に固定された推進器と、前記推進器の推力ベクトル方向を変更する補助ノズルと、前記補助ノズルの前記人工衛星に対する方向を変える角度調整機構と、を備えるものである。【選択図】        図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星の軌道を制御するための人工衛星推進装置において、
人工衛星に固定された推進器と、
前記推進器の推力ベクトル方向を変更する補助ノズルと、
前記補助ノズルの前記人工衛星に対する方向を変える角度調整機構と、を備える人工衛星推進装置。
【請求項２】
前記推進器は、前記補助ノズルで覆いかぶされている請求項１に記載の人工衛星推進装置。
【請求項３】
前記角度調整機構が複数設けられている請求項１または請求項２に記載の人工衛星推進装置。
【請求項４】
前記補助ノズルはベアリングハウジングを備え、
ベアリングハウジングは中空の外輪を可動可能に保持し、
前記角度調整機構はシャフトを備え、
前記シャフトは前記中空の外輪に挿入し固着し、
前記シャフトを固着した前記外輪が前記ベアリングハウジングを可動することで補助ノズルの位置を変える請求項１から請求項３のいずれかに記載の人工衛星推進装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は人工衛星に搭載される推進装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来の人工衛星の軌道を制御する推進装置は、その推力ベクトルが人工衛星の質量中心を通る様に取り付け角度を調節して人工衛星本体に取り付け、推進器噴射時に人工衛星の質量中心周りの不要トルクを発生しないようにしていた。しかしながら、人工衛星の質量中心位置は人工衛星を全て組み立てた状態で行う質量特性検査まで正確には確定できず、かつ、この質量特性検査時点では前記推進器はその推進器の配管等の固定も完了しているために、配管の剛性等により角度を微調整できる範囲はごく狭い範囲に限られていた。
【０００３】
このため、推進器の推力ベクトルは人工衛星の設計段階及び各搭載機器の質量特性から推定した質量中心を向くように取り付けており、この推定の誤差による前記不要トルクは、前記推進器の配管等の固定状態から許容できる範囲内でしか低減できなかった。また、人工衛星を打ち上げた後にも、推進剤の消費により人工衛星の質量中心位置は徐々に変動し、推進器の推力ベクトルと人工衛星の質量中心位置が変動し、結果として不要トルクの大きさも変動する。
【０００４】
このため、軌道上でこの不要トルクが発生することは避けられなかった。上記の結果軌道上で発生した不要トルクによる姿勢変動が人工衛星に与える影響を低減するために、姿勢制御用の推進器を噴射し、不要トルクをキャンセルする必要があり、そのための推進剤を人工衛星に余分に積み込んで打ち上げる必要があった（例えば、特許文献１参照）。
【０００５】
【特許文献１】特開平６−３０５４９６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従来の人工衛星推進装置では、推進器の推力ベクトルと人工衛星の質量中心位置のずれによる不要トルクの発生は避けられず、結果としてこの、不要トルクのキャンセルの為の姿勢制御推進器が使用する推進剤を人工衛星に余分に搭載する必要があった。このため、結果として、余分な推進剤を搭載できる様にするために人工衛星の構造的強度を強化する必要が増し、最終的にはで人工衛星自体の質量が増し、人工衛星の打ち上げ費用が増大する、という問題があった。
【０００７】
本発明は係る課題を解決するためになされたものであり、推進器の推力ベクトルと、人工衛星の質量中心位置の誤差を低減することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この発明に係わる人工衛星推進装置は、人工衛星の軌道を制御するための人工衛星推進装置において、人工衛星に固定された推進器と、前記推進器の推力ベクトル方向を変更する補助ノズルと、前記補助ノズルの前記人工衛星に対する方向を変える角度調整機構と、を備えるものである。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によれば、推進器の推力ベクトルと、人工衛星の質量中心位置の誤差を低減することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
実施の形態１．
図１から図４は、本発明の実施の形態１を示す図である。図１に示した従来の人工衛星本体１では、推進器２が発生する推力ベクトル５が人工衛星の質量中心位置１８からずれているために、不要トルク１５が発生する。つまり、推進器２は、人工衛星の質量中心位置１８からオフセットしている。この不要トルク１５は人工衛星に搭載された姿勢制御用推進器１６によって生成される補償トルク１７でキャンセルするため、この補償トルク１７を生成するための推進剤が必要となる。
【００１１】
図２において、人工衛星本体１に取り付けられた推進器２は、その推力ベクトル５と人工衛星質量中心位置１８とのずれによる不要トルク１５を発生する。この不要トルク１５をキャンセルするため、推進器２のノズル下流には補助ノズル４と、その補助ノズル４の取り付け方向を微調整する角度調整機構３が取り付けられている。
【００１２】
角度調整機構３は、最低２本で補助ノズル４を保持しており、角度調整機構３の長さを調整することにより補助ノズル４の取り付け方向を調整する。なお、角度調整機構３は、強度的に３本ないし４本が最適である。
【００１３】
補助ノズル４の取り付け方向を調整するイメージとしては、三脚の足の一本の長さを微調整することで、三脚の上に固定されているカメラの傾きが調整できるのと同じ原理である。
【００１４】
補助ノズル４により、補助ノズル推力ベクトル６が発生する。この結果、推進器２による推力ベクトル５と、補助ノズル推力ベクトル６とが合成された合成推力ベクトル７が人工衛星質量中心位置１８を通るようにでき、不要トルク１５をほぼゼロに低減できる。
【００１５】
補助ノズル４は、推進器２から噴射されるガスの方向を可変できる様に、推進器２を覆うように取り付けられている。つまり、補助ノズル４は、推進器２よりも噴射ガス方向に長くなっており、噴射ガスは補助ノズル４により方向が変えられる。また、補助ノズル４は、推進器２から噴射されるガスを拡散させるため、円錐形状が優れる。
【００１６】
補助ノズル４は、角度調整機構３を介して、人工衛星本体１に取り付ける。補助ノズル４は推進器２には直接固定されていないため、推進器２に接続された配管等の剛性の制約を受けずに補助ノズル４の角度を変更することができる。
【００１７】
このため、人工衛星質量中心位置１８が確定した後に、この補助ノズル４の角度調整機構３を調整することによって、補助ノズル４によって発生する補助ノズル推力ベクトル６を調整する。この調整により、推進器２が発生する推力ベクトル５と、補助ノズル推力ベクトル６との合成推進ベクトル７が人工衛星質量中心位置１８を通るようにすることができる。
【００１８】
この結果、推進器２による不要トルク１５が低減でき、不要トルク１５をキャンセルする補償トルク１７のための搭載推進剤量を低減することができる。
【００１９】
次に角度調整機構３による補助ノズル４の取り付け角度調整方法について説明する。図３は本発明にかかる補助ノズル取り付け角度調整機構の例であり、図２の駆動部１００部分を示したものである。
【００２０】
補助ノズル４には、ベアリングケース１０が固定されている。このベアリングケース１０は中空の球面ベアリングの外輪９が可動可能に保持されている。球面ベアリングの外輪９の中空部分には、シャフト１９が可動可能に挿入されている。
【００２１】
人工衛星質量中心位置１８が確定した後にシャフト１９を図３のＸ軸方向に可動することにより、前記した三脚の原理により、補助ノズル４の位置を調整する。これにより補助ノズル推進ベクトル６の方向が調整できる。シャフト１９を可動すると、補助ノズル４に対する角度θが変化するが、この角度θは、外輪９がベアリングケース１０を可動することで調整する。なお、駆動部１００は、衛星１と角度調整機構３との間に設けても良い。
【００２２】
補助ノズル４の位置が決定した段階で、外輪９をシャフト１９に固定する。図４は、固定の一例を示す。固定方法は、例えば予めシャフト１９に溝８を設け、補助ノズル取り付け角度微調整用リング（軸端側）１１と補助ノズル取り付け角度微調整用リング（人工衛星本体側）１２とで固定する。角度微調整用リング（軸端側）１１と補助ノズル取り付け角度微調整用リング（人工衛星本体側）１２との厚さを変えることで、補助ノズル４の位置を変えることができる。
【００２３】
また、角度微調整用リング（軸端側）１１と補助ノズル取り付け角度微調整用リング（人工衛星本体側）１２とを固定するため、ベアリング固定用リング１３を設ける。
【００２４】
以上のように、本発明によれば、人工衛星搭載推進器の推進器の推力ベクトルと人工衛星の質量中心の誤差を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】推進ベクトルが重心からずれたことを示す図である。
【図２】この発明の実施の形態１を示す図で、推進器の発生する推力ベクトルを補助ノズルによって補正して、合成推力ベクトルが人工衛星の質量中心に向くようにしたことを示す図である。
【図３】この発明の実施の形態１を示す図で、推進器の下流に取り付けた補助ノズルの角度を、微調整機構に組み込む調整用リングにて調整する機構の例の動作を示す図である。
【図４】シャフトの構成を示す図である。
【符号の説明】
【００２６】
１  人工衛星本体、２  推進器、３  角度調整機構、４  補助ノズル、５  推力ベクトル、６  補助ノズル推力ベクトル、７  合成推進ベクトル、  ９  外輪、１０  ベアリングハウジング、１１  補助ノズル取り付け角度微調整用リング（軸端側）、１２  補助ノズル取り付け角度微調整用リング（人工衛星本体側）、１３  ベアリング固定用リング、１５  不要トルク、１６  姿勢制御用推進器、１７  補償トルク、１８  人工衛星質量中心位置、１９  シャフ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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