(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
機軸回りの回転を与えられて航行する宇宙機の尾部に、
上記機軸回りに回転可能に設けたリング状をなすスピンテーブルと、
このスピンテーブルに回転力を付与するテーブル駆動源と、
スピンテーブルに取り付けられて宇宙機の機軸が向く方向を検出して信号を出力する姿勢検出手段と、
宇宙機の機軸と略直交する方向でかつ放射方向にノズルを向けてスピンテーブルに取り付けた固体ロケットモータと、
テーブル駆動源の作動により一定周期で回転させたスピンテーブル上の姿勢検出手段が宇宙機の機軸が向く方向を検出した時点で、この姿勢検出手段からの信号に基づいて、スピンテーブルの回転周期が姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータのノズルを常時向けるように変化させるとともに、固体ロケットモータに点火信号を出力し、かつ、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、テーブル駆動源に対して、スピンテーブルを正弦波周期で回転させる新たな指令を発するコントローラとを設けていることを特徴とする宇宙機の姿勢制御装置。
【請求項２】
宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合に、コントローラに対して固体ロケットモータの安全機構を解除する点火準備信号を出力するシステムタイマを設けたことを特徴とする請求項１に記載の宇宙機の姿勢制御装置。
【請求項３】
姿勢検出手段が太陽光を感知して宇宙機の機軸が向く方向を検出する太陽センサ、かつ、テーブル駆動源がギアドモータであり、
上記ギアドモータの出力軸にピニオンを設けるとともに、スピンテーブルの内周縁に内歯を形成し、ギアドモータのピニオンとスピンテーブルの内歯とを噛み合わせており、
宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合、一定周期で回転させたスピンテーブル上の太陽センサがその受光面で太陽光を捕捉して機軸が向く方向を検出した時点で、この太陽センサからコントローラに対して姿勢信号を出力し、
コントローラは、上記姿勢信号に基づいて変更方向の演算をし、ギアドモータに対して指令を発することを特徴とする請求項１又は２に記載の宇宙機の姿勢制御装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、機軸回りの回転（スピン）を与えられて航行する宇宙機の機軸が向く方向を変更するのに利用される宇宙機の姿勢制御装置に関するものである。
【０００２】
【発明が解決しようとする課題】
従来における宇宙機の姿勢制御装置では、スピンしながら航行する宇宙機が一回転する毎に、姿勢検出手段からの信号に基づいて電磁弁を開き、宇宙機の機軸と略直交する方向でかつ放射方向に向けて取り付けられたガスジェットノズルから気蓄器に封入した窒素ガスを噴射することにより、宇宙機の機軸が向く方向を変更するようにしていることから、電磁弁を閉じて宇宙機が一回転する間に発生する姿勢の変化に迅速に対応することができないうえ、姿勢変更が完了するまでに無駄に消費される窒素ガスの量が多く、その分だけ窒素ガスを多量に搭載しなければならないという問題があり、この際、低価格でかつ高信頼性の固体ロケットモータをガスジェットノズルに代えて採用しようとすると、固体ロケットモータはその点火後における推力制御が困難であるため、燃焼時間の短い固体ロケットモータを複数個搭載して、姿勢変更に必要な固体ロケットモータから順次点火しなければならず、すなわち、連続して噴射することができず、高い比推力を得ることができないという問題を有しており、これらの問題を解決することが従来の課題となっていた。
【０００３】
【発明の目的】
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、低価格でかつ高信頼性の固体ロケットモータの採用を実現したうえで、高い比推力が得られる連続噴射が可能であり、その結果、宇宙機が低速でスピンしている場合はもちろんのこと、宇宙機が高速度でスピンしている場合であったとしても、多くの推進薬を必要とすることなく宇宙機の姿勢変更を迅速に行うことが可能である宇宙機の姿勢制御装置を提供することを目的としている。
【０００４】
請求項１に記載した発明は、機軸回りの回転を与えられて航行する宇宙機の尾部に、上記機軸回りに回転可能に設けたリング状をなすスピンテーブルと、このスピンテーブルに回転力を付与するテーブル駆動源と、スピンテーブルに取り付けられて宇宙機の機軸が向く方向を検出して信号を出力する姿勢検出手段と、宇宙機の機軸と略直交する方向でかつ放射方向にノズルを向けてスピンテーブルに取り付けた固体ロケットモータと、テーブル駆動源の作動により一定周期で回転させたスピンテーブル上の姿勢検出手段が宇宙機の機軸が向く方向を検出した時点で、この姿勢検出手段からの信号に基づいて、スピンテーブルの回転周期が姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータのノズルを常時向けるように変化させるとともに、固体ロケットモータに点火信号を出力し、かつ、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、テーブル駆動源に対して、スピンテーブルを正弦波周期で回転させる新たな指令を発するコントローラを備えたことを特徴としている。
【０００５】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載した宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合に、コントローラに対して固体ロケットモータの安全機構を解除する点火準備信号を出力するシステムタイマを設けたことを特徴としている。
【０００６】
請求項３に記載の発明は、請求項１又は２に記載した姿勢検出手段が太陽光を感知して宇宙機の機軸が向く方向を検出する太陽センサ、かつ、テーブル駆動源がギアドモータであり、上記ギアドモータの出力軸にピニオンを設けるとともに、スピンテーブルの内周縁に内歯を形成し、ギアドモータのピニオンとスピンテーブルの内歯とを噛み合わせており、宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合、一定周期で回転させたスピンテーブル上の太陽センサがその受光面で太陽光を捕捉して機軸が向く方向を検出した時点で、この太陽センサからコントローラに対して姿勢信号を出力し、コントローラは、上記姿勢信号に基づいて変更方向の演算をし、ギアドモータに対して指令を発することを特徴としている。
【０００７】
【発明の作用】
本発明の請求項１に係わる宇宙機の姿勢制御装置では、宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合、テーブル駆動源の作動により一定周期で回転させたスピンテーブル上の姿勢検出手段が宇宙機の機軸が向く方向を検出した時点で、この姿勢検出手段からの信号に基づいてコントローラにおいて変更方向の演算がなされ、このコントローラからテーブル駆動源に対して指令が発せられると、スピンテーブルの回転周期が姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータのノズルを常時向けるように変化し、この後、コントローラからの指令により固体ロケットモータに点火がなされると、この固体ロケットモータの連続燃焼により、姿勢変更に必要な方向に向けて大きな比推力が生じることから、宇宙機に高速スピンが与えられている場合であったとしても、無駄に推進薬を消費することなく宇宙機の姿勢変更が迅速になされることとなる。
【０００８】
この間、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、コントローラからテーブル駆動源に対して新たな指令を発して、スピンテーブルを正弦波周期で回転させると、固体ロケットモータの連続燃焼による力積の調整がなされることから、姿勢変更量が迅速に変化することとなる。
【０００９】
請求項２に記載した発明によれば、宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合に、コントローラに対して固体ロケットモータの安全機構を解除している。
【００１０】
請求項３に記載した発明によれば、宇宙機の姿勢制御装置では、上記した構成としたから、宇宙機の機軸が向く方向の検出が簡単な構造で確実になされることとなる。
また、減速機構を別個に設ける必要がない分だけ、構造の簡略化および省スペース化が図られることとなる。
さらに、省スペース化が図られるのに加えて、固体ロケットモータと宇宙機の重心との距離が大きくなるので、宇宙機の姿勢変更が効率良くなされることとなり、スピンテーブルに対するギアドモータからの回転力の付与が複雑な伝達機構を必要とすることなくなされることとなる。
【００１１】
請求項１に記載した発明によれば、次の各効果を得ることができる。
宇宙機の尾部に、スピンテーブル、テーブル駆動源、姿勢検出手段、固体ロケットモータ、及びコントローラを設けているので、その固体ロケットモータと宇宙機の重心との距離が大きくなって、宇宙機の姿勢変更がより一層効率良くなされる。
また、宇宙機の機軸が向く方向を変更するに際して、固体ロケットモータのノズルを姿勢変更に必要な方向に常時向けた状態で連続燃焼させることができ、すなわち、姿勢変更に必要な方向に大きな比推力を発生させることができ、その結果、宇宙機が高速でスピンしている場合であったとしても、宇宙機の姿勢変更を多量の推進薬を必要とすることなくかつ迅速に行うことが可能である。
加えて、姿勢変更中における変更量をも迅速に変化させることができるという極めて優れた効果がもたらされる。
さらに、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、コントローラからテーブル駆動源に対して新たな指令を発して、スピンテーブルを正弦波周期で回転させると、固体ロケットモータの連続燃焼による力積の調整がなされることから、姿勢変更量を迅速に変化させられる。
【００１２】
請求項２に記載した発明によれば、固体ロケットモータの安全機構を解除することができる。
【００１３】
請求項３に記載した発明によれば、宇宙機の機軸が向く方向の検出を簡単な構造で確実に行うことができる。
また、減速機構を別個に設ける必要がない分だけ、構造の簡略化および省スペース化が図ることができる。
さらに、省スペース化が図られるのに加えて、固体ロケットモータと宇宙機の重心との距離が大きくなるので、宇宙機の姿勢変更を効率良く行うことができるとともに、スピンテーブルに対するギアドモータからの回転力の付与を複雑な伝達機構を必要とすることなく行うことができる。
【００１４】
【実施例】
以下、本発明を図面に基づいて説明する。
【００１５】
図１および図２は本発明に係わる宇宙機の姿勢制御装置の一実施例を示しており、図１に示すように、この宇宙機の姿勢制御装置１は、機軸Ｌ回りの周期が２〜３Ｈｚの回転（スピン）を与えられて航行するロケット（宇宙機）Ｒの尾部に設けてある。
【００１６】
この宇宙機の姿勢制御装置１は、ロケットＲのノズルＲｎと同軸に配置されかつロケットＲの外殻Ｒｃにベアリング２を介して機軸Ｌ回りに回転可能に支持されるリング状をなすスピンテーブル４と、出力軸５ａに装着したピニオン５ｂをスピンテーブル４の内周縁に形成した内歯４ａに噛み合わせた状態でロケットＲの外殻Ｒｃに取り付けたギアドモータ（テーブル駆動源）５と、受光面６ａを機軸Ｌと略直交する方向でかつ放射方向に向けてスピンテーブル４に取り付けて受光面６ａで太陽光を捕らえて機軸Ｌが向く方向を検出する太陽センサ（姿勢検出手段）６と、機軸Ｌと略直交する方向でかつ放射方向にノズル７ａを向けてスピンテーブル４に取り付けた固体ロケットモータ７と、スピンテーブル４に太陽センサ６に隣接して取り付けたコントローラ８を備えており、このコントローラ８では、図２のブロック図に示すように、太陽センサ６からの信号Ｓ１に基づいてギアドモータ５に指令Ｓ２を発して姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータ７のノズル７ａが向くようにスピンテーブル４の回転を制御すると共に固体ロケットモータ７の点火装置７Ａに点火信号Ｓ３を出力するようになっている。
【００１７】
図１（ａ）の符号９ａはベアリング用ブラケット、符号９ｂはモータ用ブラケット、符号９ｃはロケットモータ用ブラケット、符号９ｄはセンサ用ブラケットである。
【００１８】
また、図２の符号１０はシステムタイマであり、ロケットＲの機軸Ｌが向く方向を変更する場合に、コントローラ８に対して固体ロケットモータ７の安全機構を解除する点火準備信号Ｓ４が出力されるようになっている。
【００１９】
この宇宙機の姿勢制御装置１では、ロケットＲの航行中において、ギアドモータ５を作動させてスピンテーブル４をあらかじめ一定周期で回転させておく。
【００２０】
そして、ロケットＲの機軸Ｌが向く方向を変更する場合には、まず、一定周期で回転させたスピンテーブル４上の太陽センサ６がその受光面６ａで太陽光を捕捉して機軸Ｌが向く方向を検出した時点で、この太陽センサ６からコントローラ８に対して姿勢信号Ｓ１が出力されると共にシステムタイマ１０からコントローラ８に対して固体ロケットモータ７の点火準備信号Ｓ４が出力される。
【００２１】
次いで、太陽センサ６から出力された姿勢信号Ｓ１に基づいてコントローラ８において変更方向の演算がなされ、このコントローラ８からギアドモータ５に対して指令Ｓ２が発せられると、スピンテーブル４の回転周期が姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータ７のノズル７ａを常時向けるように変化する。
【００２２】
この後、コントローラ８からの点火信号Ｓ３により点火装置７Ａを作動させて固体ロケットモータ７に点火すると、この固体ロケットモータ７が連続燃焼することによって、姿勢変更に必要な方向に向けて大きな比推力が生じることとなり、したがって、ロケットＲのスピンが高速であったとしても、無駄に推進薬を消費することなくロケットＲの姿勢変更が迅速になされることとなる。
【００２３】
この間、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、コントローラ８からギアドモータ５に対して新たな指令Ｓ２´を発して、スピンテーブル４を正弦波周期で回転させると、固体ロケットモータ７の連続燃焼による力積の調整がなされることから、この場合も姿勢変更量が迅速に変化することとなる。
【００２４】
上記したように、この宇宙機の姿勢制御装置１では、姿勢検出手段を太陽センサ６としているため、ロケットＲの機軸Ｌが向く方向の検出が簡単な構造でしかも確実になされることとなり、また、テーブル駆動源をギアドモータ５としているので、減速機構を別個に設ける必要がない分だけ、構造の簡略化および省スペース化が図られることとなる。
【００２５】
さらに、上記した実施例では、宇宙機の姿勢制御装置１をロケットＲの尾部に設けていることから、固体ロケットモータ７とロケットＲの重心との距離が大きくなって、ロケットＲの姿勢変更がより一層効率良くなされることとなり、加えて、ギアドモータ５の出力軸５ａに装着したピニオン５ｂをスピンテーブル４の内周縁に形成した内歯４ａに噛み合わせているので、スピンテーブル４に対するギアドモータ５からの回転力の付与が複雑な伝達機構を採用することなく簡単になされることとなる。
【００２６】
図３および図４は、上記した宇宙機の姿勢制御装置１における姿勢変更シミュレーションの結果を示すグラフであり、図３のグラフは、固体ロケットモータ７をロケットＲの機軸Ｌと直交するα軸方向（図１（ｂ）では左右方向）へ向けて連続燃焼させた状態において、時間ｔの経過に伴うα軸方向およびβ軸方向（α軸と直交する方向；図１（ｂ）では上下方向）の機軸Ｌの振れθ（度）を示し、図４のグラフは、固体ロケットモータ７をα軸方向へ向けて連続燃焼させた状態における機軸Ｌの方向変化を示している。
【００２７】
図３および図４のグラフから、固体ロケットモータ７が燃焼を開始し、途中ではコーニング運動を行うものの、約５秒後にはこのコーニング運動が収束して、機軸Ｌがα軸方向にのみ大きく振れる、すなわち、機軸Ｌが姿勢変更に必要な方向に素早く振れることが実証できた。
【００２８】
なお、本発明に係わる宇宙機の姿勢制御装置の詳細な構成は上記した実施例に限定されるものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係わる宇宙機の姿勢制御装置の一実施例を示すロケットの尾部に配置された状態における機軸に沿う方向の断面説明図（ａ）および機軸と直交する方向の断面説明図（ｂ）である。
【図２】図１における宇宙機の姿勢制御装置の動作を説明するブロック図である。
【図３】図１における宇宙機の姿勢制御装置の姿勢変更シミュレーションを行った際の時間の経過に伴うα軸方向およびβ軸方向の機軸の振れを示すグラフである。
【図４】図１における宇宙機の姿勢制御装置の姿勢変更シミュレーションを行った際の機軸の方向変化を示すグラフである。
【符号の説明】
１  宇宙機の姿勢制御装置
４  スピンテーブル
４ａ  内歯
５  ギアドモータ（テーブル駆動源）
５ａ  出力軸
５ｂ  ピニオン
６  太陽センサ（姿勢検出手段）
７  固体ロケットモータ
７ａ  ノズル
８  コントローラ
Ｒ  ロケット（宇宙機）
Ｒｎ  宇宙機のノズル
Ｌ  機軸
【図１】
0004158165.tif 000002
【図２】
0004158165.tif 000003
【図３】
0004158165.tif 000004
【図４】
0004158165.tif 000005