(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１および第２人工衛星体のそれぞれの結合部の周方向に設けられた複数の結合部材により、上記第１人工衛星体と上記第２人工衛星体とを、上記第１人工衛星体の機体軸方向である第１機体軸方向および上記第２人工衛星体の機体軸方向である第２機体軸方向に分離可能な状態で結合する人工衛星の分離姿勢安定装置において、
上記第２人工衛星体に、
プッシュロッドと、
上記プッシュロッドを上記第２機体軸方向に押し出す押し出し力を発生するプッシャと、
上記プッシュロッドの端部に回転自在に連結する摩擦パッドを備え、
上記第１人工衛星体に、
上記第１機体軸方向に垂直な作用面を備え、上記摩擦パッドが上記作用面を押圧し上記第１人工衛星体を上記第２人工衛星体から分離させるとともに、上記摩擦パッドと上記作用面との間に上記第１機体軸方向に垂直な摩擦力を発生させることを特徴とする
人工衛星の分離姿勢安定装置。
【請求項２】
上記第１人工衛星体のスピン軸方向の角運動量を増加させる角運動量増加手段と、
上記第１人工衛星体の進行目標軸方向に対する第１人工衛星体のスピン軸姿勢を検出する姿勢検出手段と、
上記姿勢検出手段から得られた評価値に基づき、上記角運動量増加手段の作動するタイミングを生成するタイミング生成手段を備え、
上記人工衛星分離後に、
上記第１人工衛星体のスピン軸方向が上記進行目標軸方向に最も接近するタイミングで上記角運動量増加手段を作動させることにより、
ニューテーション運動をする上記第１人工衛星体のスピン速度を上げて姿勢安定性を確保すると同時に、
上記スピン軸方向を上記進行目標軸方向に漸近させる
ことを特徴とする請求項１記載の人工衛星の分離姿勢安定装置。
【請求項３】
上記第１人工衛星体のスピン軸方向の角運動量を増加させる角運動量増加手段と、
上記第１人工衛星体の上記スピン軸に直交する平面内の角速度を検出する角速度検出手段と、
上記角速度検出手段から得られた角速度に基づく位相計算手段と、
上記位相計算手段から得られた位相値に基づき、上記角運動量増加手段の作動するタイミングを生成するタイミング生成手段を備え、
上記人工衛星分離後に、
上記第１人工衛星体のスピン軸直交方向の角速度の位相が２π[rad]の整数倍経過したタイミングで上記角運動量増加手段を作動させることにより、
ニューテーション運動をする上記第１人工衛星体のスピン速度を上げて姿勢安定性を確保すると同時に、
上記スピン軸方向を上記進行目標軸方向に漸近させる
ことを特徴とする請求項１記載の人工衛星の分離姿勢安定装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、宇宙空間で二機の人工衛星体からなる人工衛星を分離し、姿勢を安定させる人工衛星の分離姿勢安定装置に関するもので、特に、結合部をクランプバンドを用いて締め上げることにより結合された人工衛星の分離姿勢安定装置に関する。
また、人工衛星の分離等に伴う外乱により人工衛星の姿勢が大きく変動する場合に、人工衛星のスピン軸まわりにスピン運動を与えジャイロ剛性を確保するとともに、スピン軸を進行目標軸方向に漸近させニューテーション運動を減衰させる人工衛星の分離姿勢安定装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の人工衛星の分離姿勢安定装置の例として、特開昭５８−１９１７００号公報に示された宇宙飛行体の分離装置が知られている。図２６はこの公報に示されている従来の宇宙飛行体の分離装置の一実施例を示す概略図である。
図において、２はロケットまたは宇宙船等の親機、１は親機２に対する子機であって、人工衛星等の宇宙飛行体である、３は親機２の一面に設けられ表面に螺旋状の突起を備え、親機２と機械的に結合している螺旋状ガイド、４は子機１の一面に形成され螺旋状の溝を備え、螺旋状ガイド３と嵌合する嵌合部、５はスプリング、６は親機２と子機１を機械的に固定しておくための固定具である。
【０００３】
このような従来の分離姿勢安定装置においては、先ず固定具６が解除されるとスプリング５の伸展力により子機１には図２６の矢印ａ方向に分離力が作用する。このとき螺旋状ガイド３、並びに嵌合部４から、円周方向にも分力が作用するため、子機１は矢印ｂの向きにスピン運動を開始する。
最終的に螺旋状ガイド３と嵌合部４とが完全に離れた時には、子機１には十分な回転運動が与えられており、子機１はスピンが掛けられた安定した姿勢で親機２から分離される。
【０００４】
ここで、固定具６としては例えばクランプバンドを用いたバンド式結合装置を使用することが可能であり、実開昭６３−１８７７０５号公報に示されたバンド式結合装置が知られている。図２７は、この公報で引用された従来のバンド式結合装置を示す断面図であり、図２８は図２７におけるXXVIII-XXVIII線に沿った断面図である。
図２７および図２８において、２１は例えば人工衛星等の宇宙飛行体等の子機１０の一部であって、端部に外向きのフランジ２６を有する円筒状結合部、２２は、例えば宇宙船等の親機２０の一部であって、端部に外向きのフランジ２３を有する円筒状結合部、２８はクランプバンドである。
クランプバンド２８は、ばね鋼板等で製作された帯状のバンド２５と、このバンド２５の中央部、両端部にそれぞれ固定された弧状の挟圧駒２４、２７を備えている。バンド２５の両端部に固定された挟圧駒２７の端部には、外方へ突出するタブ２９が形成されている。
また、３０は２個のクランプバンド２８のバンド２５同士を結合するための連結ボルト、３１は連結ボルト３０と係合した分離ナットである。分離ナット３１には、爆薬（図示せず）が装填され、この爆薬が起爆すると分離ナット３１に内蔵されたナット分割機構（図示せず）により分離ナット３１が縦割りに分割される。
【０００５】
このような従来のバンド式結合装置においては、バンド２５の両端部に取付けられた挟圧駒２７に連結ボルト３０を挿通し、これに分離ナット３１をねじ込んでバンド２５同士を緊締するとともに、バンド２５に固定された挟圧駒２４、２７により円筒状結合部２１、２２の端部外周に形成されたフランジ２６、２３の外周部を両側面から挟圧することにより親機と子機を結合する。
【０００６】
人工衛星分離時には、親機と子機との結合部円周上の複数箇所、図２７においては、両側に設けられた分離ナット３１の爆薬が起爆され分離ナット３１が分割される。すなわち、連結ボルト３０と分離ナット３１からなる連結ボルト部３３、３４の切断により、クランプバンド２８の緊締が解かれクランプバンド２８をフランジ２２、２６から解放する。
【０００７】
また、従来の人工衛星の分離姿勢安定装置の例として、特開昭６１−１４３２９９号公報に示されたスピンしている機体の姿勢制御方法および姿勢制御装装置が知られている。図２９はこの公報に示されている従来のスピンしている機体の姿勢制御方法および姿勢制御装置の一実施例を示す概略斜視図である。図３０はこの従来例のサイドジェット装置の噴射方向とトルクの方向との関係を示す線図である。図３１はこの従来例のサイドジェット装置の噴射弁の配置を示す平面図である。
図２９において、６０は機体、４０乃至４２はレートセンサ、４３は演算装置、４４はサイドジェット装置である。サイドジェット装置４４には４個の噴射ノズル４５乃至４８が備わっている。
【０００８】
機体６０は、あらかじめ別の装置により、図のＸB−ＸBで表されるロール軸（スピン軸）まわりに一定の角速度ωsで回転させられている。
レートセンサ４０乃至４２はそれぞれ機体の主軸方向に沿って取り付けられており、その軸方向の機体６０の角速度が測定される。またこの測定値から演算装置４３を介して、機体６０のオイラー角が計算される。これらの値からニューテーション角および機体６０の角運動量ベクトルと進行目標軸方向とのなす角を計算し、両者の和および差の絶対値を求める。
機体６０の姿勢制御においては、これらの絶対値の平均を評価関数とし、サイドジェット装置４４によってこの評価関数を最小にする方向に一定の大きさのトルクを付加することで、機体６０の姿勢を進行目標軸方向に収束させる。
【０００９】
ここで、機体６０は角速度ωsで回転しているため、図３０に示すようにいずれかのノズルの噴射方向、図ではノズル４５が評価関数を最小にする方向ｅoと直角をなした時に瞬間的に噴射することにより、機体６０の姿勢を制御する。
【００１０】
また、機体６０にゆっくりスピンをかけながら、スピン軸を進行目標軸方向に向ける場合には、図３１に示すようなサイドジェット装置のノズル配置を用いる。姿勢制御トルクを発生しない場合には、ノズル４９乃至５２を全部噴射して、スピン軸のＸB軸まわりにのみトルクを発生し、ゆっくりとスピンを加速する。図３１において、矢印ＹB、ＺBは、スピン軸であるＸB軸に対して垂直なＹB軸、ＺB軸を表し、かつＹB軸、ＺB軸は互いに垂直である。
姿勢制御トルクを発生する場合には、いずれかのノズルが適当な位置にきた時に、対向するノズルの噴射を瞬間的に止める。例えばノズル４９の噴射を止めると、ノズル５１によりＺB軸まわりの制御トルクを発生することが可能で、これにより機体の姿勢を制御することができる。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
このような従来のバンド式結合装置を用いて結合された人工衛星の分離姿勢安定装置においては、固定具６として使用されるバンド式結合装置を人工衛星から解放する際に、例えば親機、子機の二機の人工衛星体の結合部円周上の複数箇所、図２７の場合においては、円周上の対向する２箇所に配置された連結ボルト３０と分離ナット３１からなる連結ボルト部の切断タイミングによって、バンド２５が挟圧駒２７を介して、円筒状結合部２１、２２のフランジ２６、２３を緊締する力である初期のバンド張力（締めつけカ）、並びに連結ボルト部の切断時間差等に依存した力積が外乱としてバンド式結合装置から人工衛星に作用し、分離後の人工衛星の姿勢安定性が保たれないという問題点があった。
【００１２】
図３２は、図２７に示したバンド式結合装置において、連結ボルト部３３の連結ボルト３０の切断のタイミングが、連結ボルト部３４の連結ボルト３０の切断のタイミングよりも相対的に早く片切れの状態となった場合に、バンド式結合装置から人工衛星に作用する接触力を模式的に示したものである。
図において、５３はクランプバンド、５４は人工衛星、５５はクランプバンド５３と人工衛星５４の接触部分でクランプバンド５３から人工衛星５４に作用する接触力である。連結ボルト３０の切断タイミングに時間差が存在すると、図に示すようにクランプバンド５３は片側の連結ボルト部３４のみが結合した片切れの状態となり、初期に与えられたクランプバンド５３のバンド張力は、切断箇所から波動となって人工衛星結合部円周上を伝播しながら解放される。その結果、例えばクランプバンド５３の解放中の図に示すような状況では、人工衛星５４には図中矢印ｃで示す向きにこの接触力に起因する力積が作用し、これが二機の人工衛星体それぞれに分配され姿勢外乱として作用する。
【００１３】
また、上述した特開昭５８−１９１７００号公報では、人工衛星に螺旋状ガイド３並びに嵌合部４を設け、分離に際し人工衛星にスピン運動を与えることで人工衛星の姿勢安定性を確保していたが、螺旋状ガイド３と嵌合部４との噛み合わせやそれらの間の摩擦力により分離が完結しない可能性があるという欠点があった。
【００１４】
一方、上述したスピンしている機体の姿勢制御方法および姿勢制御装置においては、例えば前者の実施例では、ニューテーション運動を減衰させるための姿勢制御装置の他に機体にスピンを与えるための装置が別途必要であり、重量やコストの面で問題点があった。また後者の実施例では、機体にスピンをかける場合、並びに機体の姿勢を制御する場合で、ノズルの選択およびその噴射手法に対する切替えが必要であり、サイドジェット装置を構成する各ノズルの噴射を制御するアルゴリズムが複雑になるという欠点があった。
【００１５】
この発明は、このような課題を解決するためになされたもので、人工衛星結合部外周上の複数箇所にわたり配置された連結ボルト部の切断タイミングに時間差が存在しても衛星の姿勢を安定に分離可能で、さらに人工衛星にスピン運動等の姿勢安定のための付加的な運動並びにその運動を実現するための付加的な姿勢制御装置を用いることなしに、結合している二機の人工衛星体間で安定な分離を実現可能とする人工衛星の分離姿勢安定装置を得ることを目的とする。
【００１６】
またこの発明は、人工衛星の分離等に伴う外乱により人工衛星にニューテーション運動が発生してもスピン軸を進行目標軸方向に漸近させることが可能で、さらに外乱等に対する姿勢安定性を確保するためにスピンの加速を行なってジャイロ剛性を確保する際に、スピンの加速に要する以外の特別な姿勢制御装置並びに複雑な姿勢制御アルゴリズムを用いることなしに、人工衛星の姿勢安定を実現可能とする人工衛星の姿勢安定装置を得ることを目的としている。
【００１７】
【課題を解決するための手段】
この発明に係る人工衛星の分離姿勢安定装置は、第１および第２人工衛星体のそれぞれの結合部の周方向に設けられた複数の結合部材により、第１人工衛星体と第２人工衛星体とを、第１人工衛星体の機体軸方向である第１機体軸方向および上記第２人工衛星体の機体軸方向である第２機体軸方向に分離可能な状態で結合する人工衛星の分離姿勢安定装置において、第２人工衛星体に、プッシュロッドと、プッシュロッドを第２機体軸方向に押し出す押し出し力を発生するプッシャと、プッシュロッドの端部に回転自在に連結する摩擦パッドを備え、第１人工衛星体に、第１機体軸方向に垂直な作用面を備え、摩擦パッドが作用面を押圧し第１人工衛星体を第２人工衛星体から分離させるとともに、摩擦パッドと作用面との間に第１機体軸方向に垂直な摩擦力を発生させるものである。
【００２４】
また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢安定装置は、第１人工衛星体のスピン軸方向の角運動量を増加させる角運動量増加手段と、第１人工衛星体の進行目標軸方向に対する第１人工衛星体のスピン軸姿勢を検出する姿勢検出手段と、姿勢検出手段から得られた評価値に基づき、角運動量増加手段の作動するタイミングを生成するタイミング生成手段を備え、人工衛星分離後に、第１人工衛星体のスピン軸方向が進行目標軸方向に最も接近するタイミングで角運動量増加手段を作動させることにより、ニューテーション運動をする第１人工衛星体のスピン速度を上げて姿勢安定性を確保すると同時に、スピン軸方向を進行目標軸方向に漸近させるものである。
【００２５】
また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢安定装置は、第１人工衛星体のスピン軸方向の角運動量を増加させる角運動量増加手段と、第１人工衛星体のスピン軸に直交する平面内の角速度を検出する角速度検出手段と、角速度検出手段から得られた角速度に基づく位相計算手段と、位相計算手段から得られた位相値に基づき、角運動量増加手段の作動するタイミングを生成するタイミング生成手段を備え、人工衛星分離後に、第１人工衛星体のスピン軸直交方向の角速度の位相が２π[rad]の整数倍経過したタイミングで角運動量増加手段を作動させることにより、ニューテーション運動をする第１人工衛星体のスピン速度を上げて姿勢安定性を確保すると同時に、スピン軸方向を進行目標軸方向に漸近させるものである。
【００２７】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１は、この発明の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置を示す、第１の人工衛星体である人工衛星の子機１００からみた断面図であり、図２は、図１のII-II線に沿った断面図である。
【００２８】
図１において、第１の人工衛星体である人工衛星の子機１００および第２の人工衛星体である人工衛星の親機２００は、それぞれの円筒状結合部１２１、２０２が、端部に外向きのフランジ１２６、２２３（図２参照）を有し、バンド式結合装置により、分離可能な状態で結合されている。
このバンド式結合装置は、子機１００のフランジ１２６、親機２００のフランジ２２３の周方向に、設けられた２つの結合部材であるによりクランプバンド２８により子機１００と親機２００を結合する。
クランプバンド２８は、例えば、ばね鋼板で製作された帯状のバンド２５と、このバンド２５の中央部、両端部にそれぞれ固定された弧状の挟圧駒２４、２７を備えている。バンド２５の両端部に固定された挟圧駒２７の端部には、外方へ突出するタブ２９が形成されている。
また、対向する２つのタブ２９は、２個のクランプバンド２８のバンド２５同士を結合するための連結ボルト３０が挿通され、分離ナット３１が連結ボルト３０と係合している。分離ナット３１には、爆薬（図示せず）が装填され、この爆薬が起爆すると分離ナット３１に内蔵されたナット分割機構（図示せず）により分離ナット３１が縦割りに分割される。
【００２９】
親機２００と子機１００は、バンド２５の両端部に取付けられたタブ２９に連結ボルト３０を挿通し、これに分離ナット３１をねじ込んでバンド２５同士を緊締するとともに、バンド２５に固定された挟圧駒２４、２７により円筒状結合部１２１、２０２の端部外周に形成されたフランジ１２６、２２３の外周部を両側面から挟圧することにより結合される。
【００３０】
図２において、親機２００の円筒状結合部２０２の内周面２０２ａには、円筒状のプッシャ２０７を固定する固定具２１１が設けられ、内周面２０２ａに固定されている。プッシャ２０７から細長の円柱棒であるプッシュロッド２０６がＸ2方向に子機１００に向かって延びている。プッシュロッド２０６の先端には、ボールジョイント２０９を介して円錐台形状の摩擦パッド２１０が設けられている。これらの固定具２１１，プッシャ２０７，プッシュロッド２０６、ボールジョイント２０９、摩擦パッド２１０は、これらを一組として、図１に示すように、円周上に均等に４つ配置されている。
【００３１】
図３は、プッシャ２０７、プッシュロッド２０６、ボールジョイント２０９、摩擦パッド２１０、固定具２１１の構造の詳細を示す側面図である。図において、プッシャ２０７は、両側から挟持する三角形状の平板である２つの側板２１１ａと四角形状の平板である底板２１１ｂとからなる固定具２１１の底板２１１ｂ上に配置され、固定されている。プッシャ２０７の内部には、円筒状穴が設けられ、コイルスプリングからなる分離ばね２０９が圧縮され、軸方向ばね力を保持した状態で配設されている、プッシュロッド２０６の一端には、円筒状のピストン２０６ａが設けられ、分離ばね２０９と接触している。
この分離ばね２０９が、図示しない解除機構により解放されると、押し出し力を発生し、プッシュロッド２０６を親機２００の機体軸方向である第２機体軸方向Ｘ2に押し出す。
【００３２】
プッシュロッド２０６の他端には、ボールジョイント２０９が設けられ、プッシュロッド２０６に固定されている。また、ボールジョイント２０９は、摩擦パッド２１０にも固定されている。ここで、ボールジョイント２０９は、球形状をした端部ともったボールスタッドとこの球形状の部分と球面で接触する凹部をもったシートを備えたもので、例えば、シートをプッシュロッド２０６に固定し、ボールスタッドを摩擦パッド２１０に固定することで、摩擦パッド２１０の中心軸２１０ｃをボールジョイント２０９の球形状の部分を中心に任意の方向に向けることができるものであり、これにより、摩擦パッド２１０は、プッシュロッド２０６に回転自在に連結されることになる。
【００３３】
摩擦パッド２１０は、円錐台形状の本体部２１０ｂの底面に、例えば、自動車用のブレーキ摩擦材である焼結合金からなり、摩擦係数の高い摩擦面２１０ｄを有する焼結パッド２１０ａが固着されている。
また、摩擦パッド２１０の本体部２１０ｂとプッシュロッド２０６の端部の間には、これらに端部が固定されたコイルスプリング２０８が放射状に均等に４本配置され、子機１００に接触していない状態では、摩擦パッド２１０が第２機体軸方向Ｘ2に向くように、ばね力が調整されている。
【００３４】
図２に戻って、子機１００の円筒状結合部１２１の内周面１２１ａには、摩擦パッド２１０が押圧し、子機１００の機体軸方向である第１機体軸方向Ｘ1に対して垂直な作用面１０８ａを有する中空円板状の受圧板１０８が設けられている。
【００３５】
次に、この発明の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置の作用を説明する。
子機１００と親機２００との結合状態において、Ｘ1、Ｘ2方向と一致し、子機１００と親機２００とを分離する方向である衛星分離方向ＸSへ、親機２００から子機１００を分離する時には、親機２００と子機１００との間の分離ナット３１が分割される。すなわち、連結ボルト３０と分離ナット３１からなる連結ボルト部３３、３４の切断により、クランプバンド２８の緊締が解かれクランプバンド２８をフランジ１２６、２２３から解放する。
【００３６】
この際、２ヶ所の連結ボルト部３３、３４が切断される時期である切断タイミングにずれが生じる場合がある。
例えば、図１において、左側の連結ボルト部３３の切断タイミングが右側の連結ボルト部３４の切断タイミングよりも相対的に早く、クランプバンド２８が片切れの状態となった場合、子機１００並びに親機２００には、クランプバンド２８が子機１００と親機２００とを結合させておく力である接触力に起因する力積がそれぞれ図４に示す矢印ｆ、ｇの方向に作用する。
その結果、連結ボルト部３３、３４の切断直後には、子機１００と親機２００は、それぞれ、衛星分離方向ＸSに対して垂直な軸方向ＸT方向である矢印ｆ、ｇの方向に相対並進運動を始める。また、同時に、子機１００と親機２００のそれぞれの質量中心を通り、衛星分離方向ＸSおよび垂直な軸方向ＸTに共に垂直な軸ＸU周りである矢印ｈ、ｊ方向に相対回転運動を始める。
【００３７】
このような連結ボルト部３３、３４の切断直後には、右側の連結ボルト部３４はまだ切断されておらず、またそこにはクランプバンド２８の子機１００と親機２００とを結合させておく力である接触力は、解放されていないため、その付近のフランジ１２６、２２３は、挟圧駒２７によってしっかりと把持されている。したがって、子機１００と親機２００、図４に示すように右側の連結ボルト部３４が設けられている配置点Ｐであたかも回転ヒンジにより結合されているような運動を行なう。
【００３８】
図５はこの時の人工衛星の子機１００と親機２００との結合部分の断面図を示している。
摩擦パッド２１０はボールジョイント２０９を介してプッシュロッド２０６の先端に取り付けられているため、図に示すように子機１００と親機２００との間で相対姿勢誤差が生じ、第１機体軸方向Ｘ1と第２機体軸方向Ｘ2との方向が一致しなくても、摩擦パッド２１０がボールジョイント２０９を中心に回転し、焼結パッド２１０ａ（図３参照）の摩擦面２１０ｄが作用面１０８ａに対して全面で接触する。プッシュロッド２０６、ボールジョイント２０９を介してプッシャ２０７から受けた押し出し力を摩擦パッド２１０は作用面１０８ａに作用させ、摩擦パッド２１０と作用面１０８ａとの間に第１機体軸方向Ｘ1に垂直な摩擦力を発生させる。このように、摩擦パッド２１０の摩擦面２１０ｄが作用面１０８ａに対して全面で接触するので、子機１００と親機２００との間で相対姿勢誤差が生じ、第１機体軸方向Ｘ1と第２機体軸方向Ｘ2とが一致しなくても、第１機体軸方向Ｘ1と第２機体軸方向Ｘ2とが一致している場合と同じ接触面積を確保することができる。このため、第１機体軸方向Ｘ1に垂直な摩擦力が十分発生するので、子機１００と親機２００との相対並進運動および相対回転運動を制限し、減衰させることができる。
【００３９】
その結果、人工衛星は、子機１００と親機２００とに分離されても、クランプバンドの解放に伴う力積に対し相対運動を起こさないので、衛星分離方向ＸS方向には、子機１００と親機２００とに分離され相対変位していくものの、他の方向については、あたかも１機の人工衛星であるかのような運動を行ないながら分離する。
このように、衛星分離方向ＸS方向以外には、あたかも１機の人工衛星として運動を行なうため、見かけ上質量、慣性モーメントは、子機１００、親機２００のそれぞれの単体の場合よりも大きくなり、外乱等に対する姿勢安定性を増大させることが可能で、安定な姿勢を保ったまま人工衛星を分離することができる。また、摩擦パッド２１０と作用面１０８ａとの間に発生する摩擦力は、衛星分離方向ＸS方向の人工衛星の分離運動自体を妨げず、衛星分離方向ＸSに垂直な方向の相対並進運動並びに軸ＸUまわりの相対回転運動の減衰に有効である。
【００４０】
なお、この実施例では、摩擦パッド２１０の摩擦面２１０ｄの摩擦力を発生させるのに、自動車用のブレーキ摩擦材を用いたが、これに限定するものではなく、温度変化に対する摩擦係数の特性が安定しているのであれば他の材質等であっても良い。
【００４１】
実施の形態２．
図６は、この発明の別の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置を示す断面図である。図６では、子機１００の受圧板１０８の作用面１０８ｂの形状、プッシュロッド２５６が作用面１０８ｂに直接接触する点が図２と異なる。
図において、図１乃至５と同一もしくは同等の部材および部位には、同一符号を付し、重複する説明は省略する。
【００４２】
図６において、プッシャ２０７から延びたプッシュロッド２５６は、半球状の形状をなした先端部２５６ａを備えている。
一方、子機１００の円筒状結合部１２１の内周面１２１ａには、子機１００の機体軸方向である第１機体軸方向Ｘ1に対して垂直な中空円板状の受圧板１０８が設けられている。受圧板１０８には、プッシュロッド２５６が押し当てられ、係合することが可能な半球状の凹部１０８ｃを一面に有する作用面１０８ｂが設けられている。この凹部１０８ｃは、同一の半径を有し、受圧板１０８の円周方向および半径方向に、それぞれ一定の間隔で規則正しく形成されている。
【００４３】
子機１００と親機２００との結合状態において、親機２００から子機１００を分離する時に、プッシャ２０７が第２機体軸方向Ｘ2にプッシュロッド２５６を押し出すと、プッシュロッド２５６は、凹部１０８ｃに噛み合い、凹部１０８ｃを押圧する。これにより、プッシュロッド２５６と凹部１０８ｃとの間には、子機１００と親機２００との相対並進運動および相対回転運動を制限する摩擦力および拘束力を発生させ、子機１００と親機２００との相対並進運動および相対回転運動を制限し、減衰させることができる。
【００４４】
実施の形態３．
図７は、この発明の別の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置を示す、第１の人工衛星体である人工衛星の子機１００からみた断面図であり、図８は図７のVIII-VIII線に沿った断面図である。
図７および８においては、クランプバンド２８を受け止めるバンドキャッチャ２１４が設けられている点が図１および２と異なる。
図において、図１乃至５と同一もしくは同等の部材および部位には、同一符号を付し、重複する説明は省略する。
【００４５】
図８において、親機２００の円筒状結合部２０２の外周面２０２ｂには、鉤状の断面を有し、平板を折り曲げた形状であって、挟圧駒２４側に開口した部材からなる結合部材収容部であるバンドキャッチャ２１４が設けられている。バンドキャッチャ２１４は、底部に補強板１１４ａが固着され、端部で補強板１１４ｂを介して外周面２０２ｂに固着されている。
図７に示すように、バンドキャッチャ２１４は、結合部材であるクランプバンド２８の外側に、円周上に４つ均等に配置されている。
これにより、人工衛星分離時に、子機１００、親機２００から離脱した結合部材であるクランプバンド２８を結合部材収容部であるバンドキャッチャ２１４を受け止め収容する。
【００４６】
次に、この発明の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置の作用を説明する。
クランプバンド２８を受け止めるバンドキャッチャ２１４がない場合は、図４に示すように、子機１００並びに親機２００には、クランプバンド２８が子機１００と親機２００とを結合させておく接触力に起因する力積がそれぞれ矢印ｆ、ｇの方向に作用する。その結果、子機１００と親機２００は、それぞれ、衛星分離方向ＸSに対して垂直な軸方向ＸT方向である矢印ｆ、ｇの方向に相対並進運動を始める。また、同時に、子機１００と親機２００のそれぞれの質量中心を通り、衛星分離方向ＸSおよび垂直な軸方向ＸTに共に垂直な軸ＸU周りである矢印ｈ、ｊ方向に相対回転運動を始める。このような連結ボルト部３３、３４の切断直後には、右側の連結ボルト部３４はまだ切断されておらず、またそこにはクランプバンド２８の子機１００と親機２００とを結合させておく力である接触力は、解放されていないため、その付近のフランジ１２６、２２３は、挟圧駒２７によってしっかりと把持されている。したがって、子機１００と親機２００機、図４に示すように右側の連結ボルト部３４が設けられている配置点Ｐであたかも回転ヒンジにより結合されているような運動を行なう。
【００４７】
しかしながら、クランプバンド２８をバンドキャッチャ２１４が受け止めると、クランプバンド２８は親機２００と一体となり、子機１００と親機２００とをあわせた運動量は、運動量保存則から保存され、図９の矢印ｋ、ｌに示すように子機１００並びに親機２００に、互いに大きさが等しく向きが反対の力積が外乱として作用するのと等価的に考えることができる。したがって、子機１００と親機２００に作用する力積は向きが反対となるため、摩擦パッド２１０と作用面１０８ａとの間の接触面では、図４の場合と比較してより大きな相対速度差を生じ、子機１００並びに親機２００の相対運動減衰のための摩擦力を効果的に発生させることができる。
【００４８】
実施の形態４．
図１０は、この発明の別の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置を示す、人工衛星の子機１００からみた断面図であり、図１１は、図１０のXI-XI線に沿った断面図である。図１０および１１において、図１乃至５と同一もしくは同等の部材および部位には、同一符号を付し、重複する説明は省略する。
【００４９】
図１１において、親機２００の円筒状結合部２０２の内部で、フランジ２２３と固定具２１１との間には、外縁が円筒状結合部２０２の内周面２０２ａから延びた円板状の仕切壁２１６が設けられている。この仕切壁２１６の中心部には、第２機体軸方向Ｘ2であって、第１人工衛星体である子機１００に向かって先細に延びたテーパ面２１５ａを有する凸部である相対運動防止ピン２１５が設けられている。また、仕切壁２１６のプッシャ２０７に対向する位置には、端部２６６ａが平坦であるプッシュロッド２６６が貫通する貫通穴２１６ａが設けられている。
一方、子機１００の円筒状結合部１２１の内周面１２１ａには、プッシュロッド２６６が押圧し、子機１００の第１機体軸方向Ｘ1に対して垂直な作用面１０８ｄを有する中空円板状の受圧板１０８が設けられている。受圧板１０８の内縁は、相対運動防止ピン２１５のテーパ面２１５ａに対向して設けられ、親機２００に向かって広がるテーパ面１１７ａを有し、相対運動防止ピン２１５に案内される凹部であるガイド穴１１７が設けられている。
【００５０】
子機１００と親機２００との結合状態において、Ｘ1、Ｘ2方向と一致した衛星分離方向ＸSへ、親機２００から子機１００を分離する時には、プッシュロッド２６６が作用面１０８ｄを押圧する。クランプバンド２８が解放され、親機２００と子機１００との結合が解除されると、子機１００と親機２００は、衛星分離方向ＸSへ分離して、相対変位する。この際、子機１００は、ガイド穴１１７が相対運動防止ピン２１５によって案内される。このとき、子機１００と親機２００とに相対並進運動、相対回転運動が作用して衛星分離方向ＸSに垂直な方向に変位しようとしても、ガイド穴１１７と相対運動防止ピン２１５との間でこれらの相対並進運動、相対回転運動を制限する拘束力が働く。このようにして、子機１００と親機２００との間で衛星分離方向であるＸS方向以外の相対運動が生じない。
【００５１】
実施の形態５．
図１２は、この発明の別の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置を示す、人工衛星の子機１００からみた断面図であり、図１３は、図１２のXIII-XIII線に沿った断面図である。図１２および１３において、図１乃至５と同一もしくは同等の部材および部位には、同一符号を付し、重複する説明は省略する。
【００５２】
図１３において、子機１００の円筒状結合部１２１の内周面１２１ａの端部近傍には、内周面１２１ａから延びた円板状の仕切壁１１８が設けられている。この仕切壁１１８のプッシャ２０７に対向する位置には、端部２６６ａが平坦であるプッシュロッド２６６が貫通し、案内されるプッシュロッド貫通部であるガイド穴１１８ａが設けられている。
【００５３】
子機１００と親機２００との結合状態において、Ｘ1、Ｘ2方向と一致した衛星分離方向ＸSへ、親機２００から子機１００を分離する時には、プッシュロッド２６６が作用面１０８ａを押圧する。クランプバンド２８が解放され、親機２００と子機１００との結合が解除されると、子機１００と親機２００とは、衛星分離方向ＸSへ分離して、相対変位する。この際、子機は１００は、ガイド穴１１８ａがプッシュロッド２６６によって案内される。このとき、子機１００と親機２００とに相対並進運動、相対回転運動が作用して衛星分離方向ＸSに垂直な方向に変位しようとしても、ガイド穴１１８ａとプッシュロッド２６６との間でこれらの相対並進運動、相対回転運動を制限する拘束力が働く。このようにして、子機１００と親機２００との間で相対姿勢誤差が生じない。
【００５４】
実施の形態６．
図１４は、この発明の別の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置を示す、人工衛星の子機１００からみた断面図であり、図１５は、図１４のXV-XV線に沿った断面図である。図１４および１５において、図１乃至５と同一もしくは同等の部材および部位には、同一符号を付し、重複する説明は省略する。
【００５５】
図１４において、子機１００の円筒状結合部１２１の内周面１２１ａの端部近傍には、内周面１２１ａから延びた円板状の受圧板１２８が設けられている。
親機２００の円筒状結合部２０２の固定具２１１には、図１のプッシャ２０７と同一の内部構造を備えたプッシャ２２７が、親機２００の質量中心２４１を通る第２機体軸方向Ｘ1を中心軸２４０として、中心軸２４０に対して外側に向いた放射方向にプッシュロッド２７６を押し出すように４つ配置されている。また、中心軸２４０には、衛星分離方向に子機１００を分離するためのプッシュロッド押し出し力を高めるために、図１のプッシャ２０７と同一の内部構造を備えたプッシャ２３７が補強的に設けられている。プッシャ２３７からプッシュロッド２８６が延びている。
プッシュロッド２７６の先端は、プッシュロッド２７６が押圧し、第１機体軸方向Ｘ1に垂直な作用面１２８ａに、端部の全面で接触するように作用面１２８ａに平行する平坦面が設けられている。
【００５６】
次に、この発明の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置の作用を説明する。
図４に示すように、子機１００並びに親機２００には、クランプバンド２８が子機１００と親機２００とを結合させておく接触力に起因する力積がそれぞれ矢印ｆ、ｇの方向に作用する。その結果、子機１００と親機２００は、それぞれ、衛星分離方向ＸSに対して垂直な軸方向ＸT方向である矢印a、bの方向に相対並進運動を始める。また、同時に、子機１００と親機２００のそれぞれの質量中心を通り、衛星分離方向ＸSおよび垂直な軸方向ＸTに共に垂直な軸ＸU周りである矢印ｈ、ｊ方向に相対回転運動を始める。このように連結ボルト部３３、３４の切断直後には、右側の連結ボルト部３４はまだ切断されておらず、またそこにはクランプバンド２８の子機１００と親機２００とを結合させておく力である接触力は、解放されていないため、その付近のフランジ１２６、２２３は、挟圧駒２７によってしっかりと把持されている。したがって、子機１００と親機２００は、図４に示すように右側の連結ボルト部３４が設けられている配置点Ｐであたかも回転ヒンジにより結合されているような運動を行なう。
【００５７】
ここで、一般的に、クランプバンド２８が子機１００および親機２００から完全に解放されるのに要する時間は、子機１００および親機２００とが完全に分離するのに要する時間に比べて無視できるくらい小さい。したがってクランプバンド２８が子機１００および親機２００から完全に解放された後は、図１６に示すような相対姿勢誤差を伴って分離運動を開始する。この時、プッシュロッド２７６から作用面１２８ａを介して、子機１００および親機２００との間にはプッシュロッド２７６の押し出し力に起因する姿勢安定のための復元モーメントがそれぞれ矢印ｑ、ｒのように作用する。
【００５８】
親機２００に対する子機１００の相対運動に着目すると、プッシュロッド２７６によるこの復元モーメントは、子機１００の質量中心１４１からプッシュロッド２７６による押し出し力作用線２４２までの距離、並びに親機２００の中心軸２４０を挟んで対向するプッシュロッド２７６間の押し出し力の差に依存している。
図１７は、この実施の形態におけるプッシュロッド２７６の配置と例えば図１３のようなプッシュロッド２６６を第２機体軸方向Ｘ2に取り付けたプッシュロッド２７６の配置とを比較した模式図である。
図において点Ｂ、Ｃは親機２００の中心軸２４０を挟んで対向するプッシュロッド２７６のプッシャ２２７への取り付け点、点Ｄ、Ｅは対応するプッシュロッド２７６の押しつけ力が作用する作用面１２８ａ上の作用点である。また、点Ｈは、子機１００の質量中心１４１を表し、点Ｉは質量中心Ｈからプッシュロッドの押し出し力作用線２４２に垂線を下ろした時の足である。
一方、点Ｆ、Ｇは図１３のプッシュロッド２６６の押しつけ力が作用する作用面１０８ａ上の作用点である。点Ｊは、質量中心１４１からプッシュロッド２６６の押し出し力作用線２４３に垂線を下ろした時の足である。
【００５９】
図１７に示すように、図１３および１５の親機２００におけるプッシュロッドのプッシャへの取り付け点Ｂ、Ｃの位置が同じ場合、質量中心Ｈから押し出し力作用線方向までの距離ＨＩ、ＨＪは、ＨＩ＞ＨＪの関係を有する。
また、プッシュロッドの押し出し力がプッシャ取り付け点とプッシュロッド作用点の間の距離に比例するとすれば、対向するプッシュロッド間の押し出し力の差ＢＤ−ＣＥ、ＢＦ−ＣＧは、ＢＤ−ＣＥ＞ＢＦ−ＣＧの関係を有する。
したがって、図１３および１５のプッシュロッドの配置におけるそれぞれの復元モーメントであるＨＩと（ＢＤ−ＣＥ）との積、ＨＪと（ＢＦ−ＣＧ）との積は、ＨＩ×（ＢＤ−ＣＥ）＞ＨＪ×（ＢＦ−ＣＧ）の関係を有するので、この実施の形態の分離姿勢安定装置の方が復元モーメントが大きくなり、子機１００と親機２００の相対並進運動、相対回転運動を制限する拘束力が大きくでき、人工衛星を安定な姿勢で二機の人工衛星を分離することができる。
【００６０】
実施の形態７．
図１８は、この発明の別の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置を示す、人工衛星の子機１００からみた断面図であり、図１９は、図１８のXVIII-XVIII線に沿った断面図である。図１８および１９において、子機１００の親機２００側端部近傍に、子機１００と親機２００の相対並進運動、相対回転運動を制限する拘束力を発生させる仕切壁１３８を設けている点が図１４および１５と異なり、図１４乃至１５と同一もしくは同等の部材および部位には、同一符号を付し、重複する説明は省略する。
【００６１】
図１８において、仕切壁１３８は、子機１００の円筒状結合部１２１の内周面１２１ａの端部近傍には、内周面１２１ａから延びた円板状であり、中心部には、プッシュロッド２８６が貫通するガイド穴１３８ｂが設けられ、外縁部には、プッシュロッド２７６が貫通するガイド穴１３８ａが円周上に均等に４つ設けられている。
【００６２】
子機１００と親機２００との結合状態において、Ｘ1、Ｘ2方向と一致した衛星分離方向ＸSへ、親機２００から子機１００を分離する時には、子機１００は、ガイド穴１３８ａ、１３８ｂを貫通するプッシュロッド２７６、２８６によって衛星分離方向ＸSへ案内される。このとき、子機１００と親機２００とに相対並進運動、相対回転運動が作用して衛星分離方向ＸSに垂直な方向に変位しようとしても、ガイド穴１３８ａ、１３８ｂとプッシュロッド２７６、２８６との間でこれらの相対並進運動、相対回転運動を制限する拘束力が働く。このようにして、子機１００と親機２００との間で衛星分離方向であるＸS方向以外の相対運動が生じない。
【００６３】
実施の形態８．
図２０は、この発明の別の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置の構成を信号の流れとともに示すフローチャートである。
図において、３２４は子機１００に取り付けられた姿勢センサ、３２５は姿勢センサの検出値に基づく評価関数を計算する評価関数計算装置、３２６はタイミング判定装置、３２７は子機１００のスピン軸方向の角運動量を増加させる角運動量増加装置であり、いずれも子機１００に取り付けられている。角運動量増加装置３２７は、例えばガスジェット等のスラスタである。
【００６４】
図２１は、子機１００におけるスピン軸のニューテーション運動を示す模式図であり、子機１００に固定された座標系である機体固定座標系の各座標軸方向単位ベクトルをＸB、ＹB、ＺBで表す。また、説明の便宜上、各単位ベクトルＸB、ＹB、ＺBと方向を同じくする機体固定座標系の各座標軸をＸB軸、ＹB軸、ＺB軸と呼ぶ。ここで、ＸBは人工衛星のスピン軸に一致するものとし、スピン軸は、スピン軸ＸBと呼ぶ。
同様に慣性座標系の各座標軸方向単位ベクトルをＸI、ＹI、ＺIで表し、一般性を失うことなくＸIを衛星のスピン軸の進行目標軸方向と仮定し、進行目標軸方向を進行目標軸方向ＸIと呼ぶ。また、説明の便宜上、各単位ベクトルＸI、ＹI、ＺIと方向を同じくする慣性座標系の各座標軸をＸI軸、ＹI軸、ＺI軸と呼ぶ。  慣性座標系（ＸI，ＹI，ＺI）に対する機体固定座標系（ＸB，ＹB，ＺB）の姿勢をクォータニオン（四元数）ｑを用いて表現し、そのベクトル部をｑv、スカラー部をｑsとする。
【００６５】
図に示すように、子機１００が初期に角運動量ベクトルＨWで表される角運動量を持ち、その方向がスピン軸ＸBの方向と一致しない場合、スピン軸ＸBが角運動量ベクトルＨWのまわりを回転し円錐運動するニューテーションと呼ばれる運動が発生する。
【００６６】
角運動量増加装置３２７の作動によって、スピン軸ＸB方向の角運動量ベクトルが瞬時にＨSだけ増加するものとする。このとき、進行目標軸方向ＸIと子機１００の全角運動量ベクトルの間のなす角θFは次式を満足する。
ｃｏｓθF＝（ＨW＋ＨS）・ＸI／‖ＨW＋ＨS‖
上式において、符号・はベクトル間の内積を表し、符号‖‖はベクトルの大きさを表す。ここでθFが微小であると仮定すれば（θF≪１）
θF≒２√｛‖ＨS‖／（ＨW・ＸI＋‖ＨS‖）｝×√（ｑvy2＋ｑvz2）
となる。
ここでｑvy、ｑvzはそれぞれｑvのＹI，ＺI軸成分を表している。
すなわち、慣性座標系に対する機体固定座標系の姿勢がニューテーション運動によって変動する場合、それに伴ってクォータニオンのスピン軸直交方向成分の二乗和ｑvy2＋ｑvz2の値も変動するが、角運動量増加装置３２７の作動後のθFは、この二乗和の平方根に比例することが分かる。
したがって、この二乗和が最小となるタイミングで角運動量増加装置３２７を作動させれば、子機１００の角運動量ベクトルの方向を進行目標軸方向ＸIに漸近させることができる。
図２２はこの様子を示す模式図である。角運動量ベクトルの増加分‖ＨS‖が初期角運動量の大きさ‖ＨW‖に比べて十分に大きければ、子機１００のスピン軸が進行目標軸方向ＸIに最も接近するタイミングで角運動量増加装置３２７を作動させると、角運動量ベクトルと進行目標軸方向とのなす角は、作動前と作動後で
θF＜θI        （添字Ｆは作動後、添字Ｉは作動前）
の関係が成立し、角運動量ベクトルを進行目標軸方向ＸIに漸近させることができる。さらにニューテーション角φについても図に示すように作動前と作動後で
φF＜φI
の関係が成立し、これも同時に減少させることができる。
その結果、子機１００の衛星のスピン軸ＸBを進行目標軸方向ＸIに漸近させることができる。
【００６７】
図２０において子機１００に搭載された姿勢センサ３２４によって、慣性座標系に対する機体固定座標系の姿勢（クォータニオン）が検出される。
姿勢センサ３２４により得られた姿勢値であるクォータニオンｑの値を評価関数計算装置３２５に入力し、検出されたクォータニオンのスピン軸直交方向成分すなわちｑのＹI，ＺI軸成分のスカラー量であるｑvy、ｑvzについて、評価関数計算装置３２５によって、その二乗和であり、評価値となるｑvy2＋ｑvz2の値を計算して評価関数計算装置３２５からタイミング判定装置３２６に出力する。タイミング判定装置３２６からこの値が最小になる時期に、角運動量増加装置３２７への作動指令信号を出力する。すなわち、計算された値ｑvy2＋ｑvz2の最小値の場合にのみ角運動量増加装置３２７を作動させ、子機１００のスピン速度を加速させる。これによって特別な姿勢制御装置を用いることなしに衛星のスピン軸ＸBを進行目標軸方向ＸIに漸近させるとともに、子機１００に衛星にジャイロ剛性による姿勢安定性を与えることができる。
【００６８】
なお、この実施の形態では、姿勢センサ３２４、評価関数計算装置３２５、タイミング判定装置３２６、角運動量増加装置３２７を子機１００に搭載して、親機２００と子機１００が分離する際及びその後の子機１００の姿勢を安定させることができるが、これらのセンサおよび装置を親機２００にも同様に搭載すれば、分離する際及びその後の親機２００の姿勢を安定させることができる。
【００６９】
また、この実施の形態では、子機１００の姿勢の表現にクォータニオンを用いたが、これに限定するものではなく、例えばオイラー角を用いて同様の効果を得ることができる。また角運動量増加装置３２７として、図２３に示すように子機１００のスピン軸に直交する平面内の円周方向に、スラスタ３２８、３２９、３３０、３３１を配置すればよい。
【００７０】
実施の形態９．
図２４は、この発明の別の実施の形態である人工衛星の分離姿勢安定装置の構成を信号の流れとともに示すフローチャートである。
図において、３３２は人工衛星スピン軸と直交する二軸に取り付けられた角速度センサ（例えば、ジャイロ）、３３３は角速度センサの検出値に基づく位相計算装置、３３４はタイミング判定装置、３３５は子機１００のスピン軸方向の角運動量を増加させる角運動量増加装置であり、いずれも子機１００に搭載されている。角速度センサ３３２は、例えば、ジャイロであり、角運動量増加装置３３５は、例えばガスジェット等のスラスタであり、その配置は図２３と同様である。
【００７１】
図２５は、子機１００のスピン軸に直交する角速度成分のＹB−ＺB平面における位相を示す模式図である。
図２１と同様に、機体固定座標系（ＸB，ＹB，ＺB）、並びに慣性座標系（ＸI，ＹI，ＺI）を定める。
子機１００の角速度をωで表現し、そのＸB、ＹB、ＺB軸成分をそれぞれωx、ωy、ωzで表す。
【００７２】
親機２００から分離する子機１００が、角運動量増加装置３５の作動前に子機１００がニューテーション運動を行なっている場合、子機１００の角速度のスピン軸直交方向成分は次式で与えられる。
ωy＝ωy0ｃｏｓ（Ωｔ）−ωz0ｓｉｎ（Ωｔ）
ωz＝ωy0ｓｉｎ（Ωｔ）−ωz0ｃｏｓ（Ωｔ）
ここでωy0，ωz0はそれぞれωy，ωzの初期値であり、ｔは時刻を表す。
これを図２５に示すＹB―ＺB平面で見れば、角速度成分（ωy，ωz）が原点Ｏを中心に、速度Ωで回転しているように見える。
【００７３】
仮に初期状態で子機１００のスピン軸ＸBが進行目標軸方向ＸIと一致しているとすれば、実施の形態８で示した評価関数値ｑvy2＋ｑvz2の値は、角速度ωy，ωzを用いて次のように表わされる。
ｑvy2＋ｑvz2＝（ωy02＋ωz02）／Ω2×ｓｉｎ2（Ωｔ／２）
したがって角運動量増加装置３３５の作動後の進行目標軸方向ＸIと子機１００の角運動量ベクトルとの間のなす角は近似的に次式で与えられる。
θF≒２√｛‖ＨS‖／（ＨW・ＸI＋‖ＨS‖）｝×
√｛（ωy02＋ωz02）／Ω2｝×｜ｓｉｎ（Ωｔ／２）｜
すなわちΩｔ＝２ｎπ（ｎ＝１，２，・・・）なるタイミングで角運動量増加装置３３５を作動させることによって、子機１００の角運動量ベクトルの方向を進行目標軸方向ＸIに漸近させることができる。
これは図２５のＹB―ＺB平面で見れば、子機１００のスピン軸直交方向の角速度（ωy，ωz）の位相が、初期値（ωy0，ωz0）の位相と同じになる時である。ここで角運動量ベクトルの増加分‖ＨS‖が初期角運動量の大きさ‖ＨW‖に比べて十分に大きければ、スピン軸ＸBの方向はほぼ衛星の角運動量ベクトルＨW＋ＨSの方向と一致し、ニューテーション運動の振幅も同時に減少させることができる。
【００７４】
図２４において、角速度センサ３３２により子機１００のスピン軸直交方向の角速度ωy、ωZが検出される。次に位相計算装置３３３によって、検出された角速度のＹB―ＺB平面における位相が計算される。次に、この計算値に基づきタイミング判定装置３３４で角運動量増加装置３３５の作動信号を生成する。すなわち計算された位相が初期角速度の位相と同一な場合にのみ角運動量増加装置３３５を作動させ、子機１００のスピン速度を加速させる。これによって特別な姿勢制御装置を用いることなしに、子機１００のスピン軸ＸBを進行目標軸方向ＸIに漸近させるとともに、子機１００にジャイロ剛性による姿勢安定性を与えることができる。
【００７５】
なお、この実施の形態では、角速度センサ３３２、位相計算装置３３３、タイミング判定装置３３４、角運動量増加装置３３５を子機１００に搭載して、親機２００と子機１００が分離する際及びその後の子機１００の姿勢を安定させることができるが、これらのセンサおよび装置を親機２００にも同様に搭載すれば、分離する際及びその後の親機２００の姿勢を安定させることができる。
【００７６】
【発明の効果】
この発明に係る人工衛星の分離姿勢安定装置は、第１および第２人工衛星体のそれぞれの結合部の周方向に設けられた複数の結合部材により、第１人工衛星体と第２人工衛星体とを、第１人工衛星体の機体軸方向である第１機体軸方向および第２人工衛星体の機体軸方向である第２機体軸方向に分離可能な状態で結合する人工衛星の分離姿勢安定装置において、第２人工衛星体に、プッシュロッドと、プッシュロッドを第２機体軸方向に押し出す押し出し力を発生するプッシャと、プッシュロッドの端部に回転自在に連結する摩擦パッドを備え、第１人工衛星体に、第１機体軸方向に垂直な作用面を備え、摩擦パッドが作用面を押圧し第１人工衛星体を第２人工衛星体から分離させるとともに、摩擦パッドと作用面との間に第１機体軸方向に垂直な摩擦力を発生させるので、摩擦パッドが作用面に対して全面で接触するので、第１人工衛星体と第２人工衛星体との間で相対姿勢誤差が生じ、第１機体軸と第２機体軸との方向が一致しなくても、第１機体軸と第２機体軸との方向が一致している場合と同じ接触面積を確保することができる。このため、第１機体軸方向に垂直な摩擦力が十分発生するので、第１人工衛星体と第２人工衛星体との間での相対並進運動および相対回転運動を制限し、減衰させることができる。
【００８３】
また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢安定装置によれば、第１人工衛星体のスピン軸方向の角運動量を増加させる角運動量増加手段と、第１人工衛星体の進行目標軸方向に対する第１人工衛星体のスピン軸姿勢を検出する姿勢検出手段と、姿勢検出手段から得られた評価値に基づき、角運動量増加手段の作動するタイミングを生成するタイミング生成手段を備え、人工衛星分離後に、第１人工衛星体のスピン軸方向が進行目標軸方向に最も接近するタイミングで角運動量増加手段を作動させることにより、ニューテーション運動をする第１人工衛星体のスピン速度を上げて姿勢安定性を確保すると同時に、スピン軸方向を進行目標軸方向に漸近させるので、人工衛星の分離等に伴う外乱により第１、第２人工衛星体にニューテーション運動が発生してもスピン軸を進行目標軸方向に漸近させることが可能で、さらに外乱等に対する姿勢安定性を確保するためにスピンの加速を行なってジャイロ剛性を確保する際に、スピンの加速に要する以外の特別な姿勢制御装置並びに複雑な姿勢制御アルゴリズムを用いることなしに、人工衛星体の姿勢を安定させることができる。
【００８４】
また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢安定装置によれば、第１人工衛星体のスピン軸方向の角運動量を増加させる角運動量増加手段と、第１人工衛星体のスピン軸に直交する平面内の角速度を検出する角速度検出手段と、角速度検出手段から得られた角速度に基づく位相計算手段と、位相計算手段から得られた位相値に基づき、角運動量増加手段の作動するタイミングを生成するタイミング生成手段を備え、人工衛星分離後に、第１人工衛星体のスピン軸直交方向の角速度の位相が２π[rad]の整数倍経過したタイミングで角運動量増加手段を作動させることにより、ニューテーション運動をする第１人工衛星体のスピン速度を上げて姿勢安定性を確保すると同時に、スピン軸方向を進行目標軸方向に漸近させるので、人工衛星の分離等に伴う外乱により第１、第２人工衛星体にニューテーション運動が発生してもスピン軸を進行目標軸方向に漸近させることが可能で、さらに外乱等に対する姿勢安定性を確保するためにスピンの加速を行なってジャイロ剛性を確保する際に、スピンの加速に要する以外の特別な姿勢制御装置並びに複雑な姿勢制御アルゴリズムを用いることなしに、人工衛星体の姿勢を安定させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  この発明の実施の形態１の人工衛星の分離姿勢安定装置を子機１００側から見た断面図である。
【図２】  図１のII-II線に沿った断面図である。
【図３】  この発明の実施の形態１の人工衛星の分離姿勢安定装置のプッシャ、プッシュロッド、ボールジョイント、摩擦パッド、固定具２１１の構造の詳細を示す側面図である。
【図４】  この発明の実施の形態１の人工衛星の分離姿勢安定装置におけるの親機と子機との分離時に生じる親機と子機の運動を示す模式図である。
【図５】  この発明の実施の形態１の人工衛星の分離姿勢安定装置の人工衛星分離時における断面図である。
【図６】  この発明の実施の形態２の人工衛星の分離姿勢安定装置の断面図である。
【図７】  この発明の実施の形態３の人工衛星の分離姿勢安定装置を子機１００側から見た断面図である。
【図８】  図７のVIII-VIII線に沿った断面図である。
【図９】  この発明の実施の形態３の人工衛星の分離姿勢安定装置におけるの親機と子機との分離時に生じる親機と子機の運動を示す模式図である。
【図１０】  この発明の実施の形態４の人工衛星の分離姿勢安定装置を子機１００側から見た断面図である。
【図１１】  図１０のXI-XI線に沿った断面図である。
【図１２】  この発明の実施の形態５の人工衛星の分離姿勢安定装置を子機１００側から見た断面図である。
【図１３】  図１２のXIII-XIII線に沿った断面図である。
【図１４】  この発明の実施の形態６の人工衛星の分離姿勢安定装置を子機１００側から見た断面図である。
【図１５】  図１４のXV-XV線に沿った断面図である。
【図１６】  この発明の実施の形態６の人工衛星の分離姿勢安定装置における親機と子機とが完全に分離した後の親機と子機の運動を示す模式図である。
【図１７】  この発明の実施の形態６の人工衛星の分離姿勢安定装置における親機と子機に生じる復元モーメントを示す模式図である。
【図１８】  この発明の実施の形態７の人工衛星の分離姿勢安定装置を子機１００側から見た断面図である。
【図１９】  図１８のXIX-XIX線に沿った断面図である。
【図２０】  この発明の実施の形態８の人工衛星の分離姿勢安定装置の構成を信号の流れとともに示すフローチャートである。
【図２１】  この発明の実施の形態８の人工衛星の分離姿勢安定装置における人工衛星のスピン軸のニューテーション運動を示す模式図である。
【図２２】  この発明の実施の形態８の人工衛星の分離姿勢安定装置の角運動量増加装置の作動前と作動後で、角運動量ベクトル並びにスピン軸が進行目標軸方向に漸近する様子を示す模式図である。
【図２３】  この発明の実施の形態８の人工衛星の分離姿勢安定装置の角運動量増加装置の配置を示す模式図である。
【図２４】  この発明の実施の形態９の人工衛星の分離姿勢安定装置の構成を信号の流れとともに示すフローチャートである。
【図２５】  この発明の実施の形態９の人工衛星の分離姿勢安定装置の第１人工衛星体のスピン軸に直交する角速度成分のＹB−ＺB平面における位相を示す模式図である。
【図２６】  従来の人工衛星の分離装置の概略断面図である。
【図２７】  従来のバンド式結合装置を示す断面図である。
【図２８】  図２７のXXVIII-XXVIII線に沿った断面図である。
【図２９】  従来の人工衛星の姿勢制御装置の概略を斜視図である。
【図３０】  従来のサイドジェット装置の噴射方向とトルクの方向との関係を示す模式図である。
【図３１】  従来のサイドジェット装置の噴射弁の配置を示す模式図である。
【図３２】従来のバンド式結合装置を用いた人工衛星の分離時にクランプバンドが片切れの状態となった場合の人工衛星に作用する接触力を示す模式図である。
【符号の説明】
２８  クランプバンド、１００  子機（第１人工衛星体）、１０８ａ、１０８ｂ、１０８ｄ  作用面、１０８ｃ  凹部、１４１、２４１  質量中心、２００  親機（第２人工衛星体）、２０６、２６６、２７６、２８６  プッシュロッド、２０７、２２７、２３７  プッシャ、２１０  摩擦パッド、２１４  バンドキャッチャ（結合部材収容部）、２１５  相対運動防止ピン（凸部）、２１５ａ  テーパ面、２１６ａ  貫通穴（プッシュロッド貫通部）、２４０  中心軸、３２４姿勢センサ（姿勢検出手段）、３２５  評価関数計算装置、３２６、３３４  タイミング判定装置、３２７、３３５  角運動量増加装置、、ＸS  衛星分離方向、Ｘ1  第１機体軸方向、Ｘ2  第２機体軸方向、ＸB  スピン軸、ＸI  進行目標軸方向。
【図１】
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【図２】
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【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】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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【図２７】
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【図２８】
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【図２９】
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【図３０】
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【図３１】
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【図３２】
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