JP2000238700A - 人工衛星の分離姿勢安定装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 複数箇所にわたり結合された人工衛星の姿勢
を安定させながら分離し、また、ニューテーション運動
が発生しても人工衛星の姿勢を安定させながら分離する
姿勢安定装置を得る。 【解決手段】 衛星分離方向Ｘ_sへの人工衛星分離時
に、プッシュロッド２０６の端部にボールジョイント２
０９を介して回転自在に連結する摩擦パッド２１０が、
子機１００の作用面１０８ａを押圧し、子機１００の機
体軸である第１機体軸方向Ｘ₁に垂直な摩擦力を発生さ
せ、親機２００と子機１００に発生する相対並進運動お
よび相対回転運動を制限する摩擦力を与える。また、親
機２００と子機１００に相対並進運動および相対回転運
動を制限する拘束力を与えてもよい。

Description

【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２
１、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３
１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Ｘ_B−Ｘ_Bで表されるロール軸（スピン軸）まわりに
一定の角速度ω_s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４
４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ω_s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ｅ
_o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４
９乃至５２を全部噴射して、スピン軸のＸ_B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Ｙ_B、Ｚ_Bは、スピン軸であるＸ_B軸
に対して垂直なＹ_B軸、Ｚ_B軸を表し、かつＹ_B軸、Ｚ_B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Ｚ_B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２
７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２
７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５
３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の人工衛星体の
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１人工衛星体と第２人工衛星体とを分離する方向
である衛星分離方向への人工衛星分離時に、衛星分離方
向に対して垂直な軸方向に発生する相対並進運動、およ
び第１人工衛星体と第２人工衛星体とのそれぞれの質量
中心を通り、この垂直な軸と衛星分離方向に互いに垂直
な軸周りに発生する相対回転運動を制限する摩擦力ある
いは拘束力を与えるものである。

【００１８】また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢
安定装置は、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人工衛星体の機体軸方向である第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
ッドとを備え、第１人工衛星体に、摩擦パッドが押圧
し、第１人工衛星体の機体軸方向である第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に押し出し
力を作用させ、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。

【００１９】また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢
安定装置は、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を備え、第１人工衛星体に、プッシ
ュロッドが押圧し、プッシュロッドが係合する凹部を有
する作用面を備えたものである。

【００２０】また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢
安定装置は、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、第２機体軸方向の第１人工衛星体
に向かって先細に延びたテーパ面を有する凸部とを備
え、第１人工衛星体に、プッシュロッドが押圧し、第１
機体軸方向に垂直な作用面と、凸部に対向して設けら
れ、第１機体軸方向の第２人工衛星体に向かって広がる
テーパ面を有し、凸部に案内される凹部を備えたもので
ある。

【００２１】また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢
安定装置は、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を備え、第１人工衛星体に、プッシ
ュロッドが押圧し、第１機体軸方向に垂直な作用面と、
プッシュロッドが貫通し、案内されるプッシュロッド貫
通部とを備えたものである。

【００２２】また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢
安定装置は、第２人工衛星体に、プッシュロッドと、第
２人工衛星体の質量中心を通る第２機体軸方向を中心軸
として、中心軸に対して外側に向いた放射方向に、プッ
シュロッドを押し出す押し出し力を発生するプッシャと
を備え、第１人工衛星体に、プッシュロッドが押圧し、
第１機体軸方向に垂直な作用面を備えたものである。

【００２３】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人工衛星体に、プッシュロッドが貫通
し、案内されるプッシュロッド貫通部とを備えたもので
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姿
勢値に基づく評価関数計算手段と、評価関数計算手段か
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とを備え、
人工衛星分離時に、ニューテーション運動をする第１人
工衛星体のスピン軸方向を進行目標軸方向に漸近させる
ように角運動量増加手段を作動させるものである。

【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とを備え、人工衛星分離時に、ニュ
ーテーション運動をする第１人工衛星体のスピン軸方向
を進行目標軸方向に漸近させるように角運動量増加手段
を作動させるさせるものである。

【００２６】また、この発明に係る人工衛星の分離姿勢
安定装置は、結合部材が、分離時に第１、第２人工衛星
体から離脱し、分離姿勢安定装置が、第２人工衛星体
に、第１、第２人工衛星体から離脱した結合部材を受け
止め収容する結合部材収容部を備えたものである。

【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２
７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２
４、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Ｘ ₂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２１
０に固定することで、摩擦パッド２１０の中心軸２１０
ｃ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２１０
ｄ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２１
０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Ｘ_S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２
００には、クランプバンド２８が子機１００と親機２０
０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１
００と親機２００は、それぞれ、衛星分離方向Ｘ_Sに対
して垂直な軸方向Ｘ_T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Ｘ_S
および垂直な軸方向Ｘ_Tに共に垂直な軸Ｘ_U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２
０９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２０
０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Ｘ
_S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Ｘ_S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Ｘ_S方向の人工衛星の分離運動自体
を妨げず、衛星分離方向Ｘ_Sに垂直な方向の相対並進運
動並びに軸Ｘ_U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１０
８ｂ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１０
８ｂ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２５
６を押し出すと、プッシュロッド２５６は、凹部１０８
ｃ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１０
０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２１
４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Ｘ_Sに対して垂直な
軸方向Ｘ_T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Ｘ_Sおよび垂直
な軸方向Ｘ_Tに共に垂直な軸Ｘ_U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３
３、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２
８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２０
０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２１６
ａ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Ｘ_S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Ｘ_S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Ｘ_S
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Ｘ_S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１
２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１２
１ａ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Ｘ_S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Ｘ_Sへ分離して、相対変位する。この際、子機は１
００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
Ｘ_Sに垂直な方向に変位しようとしても、ガイド穴１１
８ａ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１２
１ａ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２
４０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Ｘ_Sに対して垂直な軸方向Ｘ_T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Ｘ_Sおよび垂直な軸方向Ｘ_Tに共に垂直
な軸Ｘ_U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２
００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２
６６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×（Ｂ
Ｆ−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１
００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１３８
ｂ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Ｘ_S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Ｘ_S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Ｘ_Sに垂直
な方向に変位しようとしても、ガイド穴１３８ａ、１３
８ｂ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Ｘ_S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Ｘ_B、Ｙ_B、Ｚ_Bで表す。また、説明の
便宜上、各単位ベクトルＸ_B、Ｙ_B、Ｚ_Bと方向を同じく
する機体固定座標系の各座標軸をＸ_B軸、Ｙ_B軸、Ｚ_B軸
と呼ぶ。ここで、Ｘ_B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Ｘ_B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Ｘ_I、Ｙ_I、Ｚ_I
で表し、一般性を失うことなくＸ_I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Ｘ_Iと呼ぶ。また、説明の便宜上、各単位ベクトル
Ｘ_I、Ｙ _I、Ｚ_Iと方向を同じくする慣性座標系の各座標
軸をＸ_I軸、Ｙ_I軸、Ｚ_I軸と呼ぶ。 慣性座標系（Ｘ_I，
Ｙ_I，Ｚ_I）に対する機体固定座標系（Ｘ_B，Ｙ_B，Ｚ_B）
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ｑ_v、スカラー部をｑ_s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Ｈ_Wで表される角運動量を持ち、その方向
がスピン軸Ｘ_Bの方向と一致しない場合、スピン軸Ｘ_Bが
角運動量ベクトルＨ_W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Ｘ_B方向の角運動量ベクトルが瞬時にＨ_Sだけ増
加するものとする。このとき、進行目標軸方向Ｘ_Iと子
機１００の全角運動量ベクトルの間のなす角θ_Fは次式
を満足する。 ｃｏｓθ_F＝（Ｈ_W＋Ｈ_S）・Ｘ_I／‖Ｈ_W＋Ｈ_S‖ 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θ_Fが微小であ
ると仮定すれば（θ_F≪１） θ_F≒２√｛‖Ｈ_S‖／（Ｈ_W・Ｘ_I＋‖Ｈ_S‖）｝×√
（ｑ_vy ²＋ｑ_vz ²） となる。ここでｑ_vy、ｑ_vzはそれぞれｑ_vのＹ_I，Ｚ_I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ｑ_vy ²＋ｑ_vz ²の値も変動するが、角運
動量増加装置３２７の作動後のθ_F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Ｘ_I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‖Ｈ_S‖が初期角運動量の大きさ‖Ｈ_W‖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
Ｘ_Iに最も接近するタイミングで角運動量増加装置３２
７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 θ_F＜θ_I （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Ｘ
_I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 φ_F＜φ_I 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Ｘ_Bを進行
目標軸方向Ｘ_I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Ｙ
_I，Ｚ_I軸成分のスカラー量であるｑ_vy、ｑ_vz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ｑ_vy ²＋ｑ_vz ²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ｑ_vy ²＋ｑ_vz ²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１０
０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Ｘ_Bを進行
目標軸方向Ｘ_I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３
２４、評価関数計算装置３２５、タイミング判定装置３
２６、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、３３
０、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３
３２は、例えば、ジャイロであり、角運動量増加装置３
３５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Ｙ_B−Ｚ_B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（Ｘ_B，Ｙ_B，
Ｚ_B）、並びに慣性座標系（Ｘ_I，Ｙ_I，Ｚ_I）を定める。
子機１００の角速度をωで表現し、そのＸ_B、Ｙ_B、Ｚ_B
軸成分をそれぞれω_x、ω_y、ω_z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。 ω_y＝ω_y0ｃｏｓ（Ωｔ）−ω_z0ｓｉｎ（Ωｔ） ω_z＝ω_y0ｓｉｎ（Ωｔ）−ω_z0ｃｏｓ（Ωｔ） ここでω_y0，ω_z0はそれぞれω_y，ω_zの初期値であり、
ｔは時刻を表す。これを図２５に示すＹ_B―Ｚ_B平面で見
れば、角速度成分（ω_y，ω_z）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Ｘ_B
が進行目標軸方向Ｘ_I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ｑ_vy ²＋ｑ_vz ²の値は、角速度
ω_y，ω_zを用いて次のように表わされる。 ｑ_vy ²＋ｑ_vz ²＝（ω_y0 ²＋ω_z0 ²）／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Ｘ_I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。 θ_F≒２√｛‖Ｈ_S‖／（Ｈ_W・Ｘ_I＋‖Ｈ_S‖）｝×√
｛（ω_y0 ²＋ω_z0 ²）／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Ｘ_Iに漸近させることができる。これは図２５の
Ｙ_B―Ｚ_B平面で見れば、子機１００のスピン軸直交方向
の角速度（ω_y，ω_z）の位相が、初期値（ω_y0，ω_z0）
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‖Ｈ_S‖が初期角運動量の大きさ‖Ｈ_W‖に比べ
て十分に大きければ、スピン軸Ｘ_Bの方向はほぼ衛星の
角運動量ベクトルＨ_W＋Ｈ_S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ω_y、ω_Z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Ｙ_B―Ｚ_B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Ｘ_Bを進行
目標軸方向Ｘ_I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３３
４、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の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１人工衛星
体と第２人工衛星体とを分離する方向である衛星分離方
向への人工衛星分離時に、衛星分離方向に対して垂直な
軸方向に発生する相対並進運動、および第１人工衛星体
と第２人工衛星体とのそれぞれの質量中心を通り、この
垂直な軸と衛星分離方向に互いに垂直な軸周りに発生す
る相対回転運動を制限する摩擦力あるいは拘束力を与え
るので、人工衛星結合部切断タイミングに時間差が存在
しても分離される人工衛星体の姿勢を安定して分離でき
る。また、人工衛星体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して分離できる。

【００７７】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人工衛星体の機体軸方向であ
る第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
擦パッドとを備え、第１人工衛星体に、摩擦パッドが押
圧し、第１人工衛星体の機体軸方向である第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に押し出
し力を作用させ、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。

【００７８】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を備え、第１人工衛星体に、
プッシュロッドが押圧し、プッシュロッドが係合する凹
部を有する作用面を備えているので、簡単な構造で、プ
ッシュロッドと凹部との間に、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
制限する摩擦力および拘束力を発生させ、第１人工衛星
体と第２人工衛星体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。

【００７９】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、第２機体軸方向の第１人工
衛星体に向かって先細に延びたテーパ面を有する凸部と
を備え、第１人工衛星体に、プッシュロッドが押圧し、
第１機体軸方向に垂直な作用面と、凸部に対向して設け
られ、第１機体軸方向の第２人工衛星体に向かって広が
るテーパ面を有し、凸部に案内される凹部を備えている
ので、凸部に案内されながら、第１人工衛星体を衛星分
離方向に確実に分離できる。また、簡単な構造で、凸部
と凹部との間に、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する拘束
力を発生させ、第１人工衛星体と第２人工衛星体との相
対並進運動および相対回転運動を確実に制限し、減衰さ
せることができる。

【００８０】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を備え、第１人工衛星体に、
プッシュロッドが押圧し、第１機体軸方向に垂直な作用
面と、プッシュロッドが貫通し、案内されるプッシュロ
ッド貫通部とを備えているので、第１人工衛星体を分離
するプッシュロッドの外周部が、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
を制限する拘束力を発生させるので、別部品を設けなく
ても、第１人工衛星体と第２人工衛星体との相対並進運
動および相対回転運動を確実に制限し、減衰させること
ができる。

【００８１】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２人工衛星体に、プッシュロッド
と、第２人工衛星体の質量中心を通る第２機体軸方向を
中心軸として、中心軸に対して外側に向いた放射方向
に、プッシュロッドを押し出す押し出し力を発生するプ
ッシャとを備え、第１人工衛星体に、プッシュロッドが
押圧し、第１機体軸方向に垂直な作用面を備えているの
で、プッシュロッドの押し出す方向を変えて既存のプッ
シャを配置するだけで、第１人工衛星体と第２人工衛星
体との相対並進運動および相対回転運動を確実に制限
し、減衰させることができる。

【００８２】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人工衛星体に、プッシュロッド
が貫通し、案内されるプッシュロッド貫通部とを備えて
いるので、第１人工衛星体と第２人工衛星体との相対並
進運動および相対回転運動をさらに確実に制限し、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
れた姿勢値に基づく評価関数計算手段と、評価関数計算
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とを
備え、人工衛星分離時に、ニューテーション運動をする
第１人工衛星体のスピン軸方向を進行目標軸方向に漸近
させるように角運動量増加手段を作動させるので、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とを備え、人工衛星分離時
に、ニューテーション運動をする第１人工衛星体のスピ
ン軸方向を進行目標軸方向に漸近させるように角運動量
増加手段を作動させるので、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。

【００８５】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、結合部材が、分離時に第１、第２人
工衛星体から離脱し、分離姿勢安定装置が、第２人工衛
星体に、第１、第２人工衛星体から離脱した結合部材を
受け止め収容する結合部材収容部を備えているので、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する摩擦力および拘束力を高
められ、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さらに減衰させること
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Ｙ_B−Ｚ_B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、１０８
ｃ 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、２
１０ 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）、２１
５ａ 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、、Ｘ_S 衛星分離方向、Ｘ₁ 第１機体軸方向、Ｘ₂
第２機体軸方向、Ｘ_B スピン軸、Ｘ_I 進行目標軸方
向。

Claims (12)

【特許請求の範囲】
1. 【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１人工衛星体と上記第２人工衛星体とを分離する
   方向である衛星分離方向への人工衛星分離時に、上記衛
   星分離方向に対して垂直な軸方向に発生する相対並進運
   動、および上記第１人工衛星体と上記第２人工衛星体と
   のそれぞれの質量中心を通り、上記垂直な軸と上記衛星
   分離方向に互いに垂直な軸周りに発生する相対回転運動
   を制限する摩擦力あるいは拘束力を与える人工衛星の分
   離姿勢安定装置。
2. 【請求項２】 上記分離姿勢安定装置が、 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人工衛星体の機体軸方向
   である第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
   ッドとを備え、 上記第１人工衛星体に、 上記摩擦パッドが押圧し、上記第１人工衛星体の機体軸
   方向である第１機体軸方向に垂直な作用面を備え、 上記摩擦パッドが上記作用面に上記押し出し力を作用さ
   せ、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請
   求項１記載の人工衛星の分離姿勢安定装置。
3. 【請求項３】 上記分離姿勢安定装置が、 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を備え、 第１人工衛星体に、 上記プッシュロッドが押圧し、上記プッシュロッドが係
   合する凹部を有する作用面を備えた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。
4. 【請求項４】 上記分離姿勢安定装置が、 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、 上記第２機体軸方向の第１人工衛星体に向かって先細に
   延びたテーパ面を有する凸部とを備え、 第１人工衛星体に、 上記プッシュロッドが押圧し、上記第１機体軸方向に垂
   直な作用面と、 上記凸部に対向して設けられ、第１機体軸方向の上記第
   ２人工衛星体に向かって広がるテーパ面を有し、上記凸
   部に案内される凹部を備えた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。
5. 【請求項５】 上記分離姿勢安定装置が、 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を備え、 第１人工衛星体に、 上記プッシュロッドが押圧し、上記第１機体軸方向に垂
   直な作用面と、 上記プッシュロッドが貫通し、案内されるプッシュロッ
   ド貫通部とを備えた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。
6. 【請求項６】 上記分離姿勢安定装置が、 第２人工衛星体に、 プッシュロッドと、 第２人工衛星体の質量中心を通る上記第２機体軸方向を
   中心軸として、上記中心軸に対して外側に向いた放射方
   向に、上記プッシュロッドを押し出す押し出し力を発生
   するプッシャとを備え、 第１人工衛星体に、 上記プッシュロッドが押圧し、上記第１機体軸方向に垂
   直な作用面を備えた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。
7. 【請求項７】 上記分離姿勢安定装置が、 第１人工衛星体に、 上記プッシュロッドが貫通し、案内されるプッシュロッ
   ド貫通部とを備えたこと特徴とする請求項６記載の人工
   衛星の分離姿勢安定装置。
8. 【請求項８】 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姿勢値に基づく評価関数
   計算手段と、 上記評価関数計算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
   イミング生成手段とを備え、 上記人工衛星分離時に、ニューテーション運動をする上
   記第１人工衛星体の上記スピン軸方向を上記進行目標軸
   方向に漸近させるように上記角運動量増加手段を作動さ
   せることを特徴とする請求項１乃至７のいずれか記載の
   人工衛星の分離姿勢安定装置。
9. 【請求項９】 結合部材により、第１人工衛星体と第２
   人工衛星体とを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姿勢値に基づく評価関数
   計算手段と、 上記評価関数計算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
   イミング生成手段とを備え、 上記人工衛星分離時に、ニューテーション運動をする上
   記第１人工衛星体の上記スピン軸方向を上記進行目標軸
   方向に漸近させるように上記角運動量増加手段を作動さ
   せることを特徴とする人工衛星の分離姿勢安定装置。
10. 【請求項１０】 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
    ング生成手段とを備え、 上記人工衛星分離時に、ニューテーション運動をする上
    記第１人工衛星体の上記スピン軸方向を上記進行目標軸
    方向に漸近させるように上記角運動量増加手段を作動さ
    せることを特徴とする請求項１乃至７のいずれか記載の
    人工衛星の分離姿勢安定装置。
11. 【請求項１１】 結合部材により、第１人工衛星体と第
    ２人工衛星体とを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
    ング生成手段とを備え、 上記人工衛星分離時に、ニューテーション運動をする上
    記第１人工衛星体の上記スピン軸方向を上記進行目標軸
    方向に漸近させるように上記角運動量増加手段を作動さ
    せることを特徴とする人工衛星の分離姿勢安定装置。
12. 【請求項１２】 上記結合部材が、分離時に上記第１、
    第２人工衛星体から離脱し、 上記分離姿勢安定装置が、 上記第２人工衛星体に、上記第１、第２人工衛星体から
    離脱した上記結合部材を受け止め収容する結合部材収容
    部を備えたことを特徴とする請求項１乃至１１のいずれ
    か記載の人工衛星の分離姿勢安定装置。。