JP2001301699A

JP2001301699A - 近傍飛行型宇宙ロボット及び該宇宙ロボットを使用する宇宙機動作業システム

Info

Publication number: JP2001301699A
Application number: JP2000119851A
Authority: JP
Inventors: Yasushi Wakabayashi; 靖史若林; Shuichi Matsumoto; 秀一松本; Yasuyuki Watanabe; 泰之渡辺; Hiroshi Ueno; 浩史上野; Mitsushige Oda; 光茂小田; Isao Kono; 功河野
Original assignee: National Space Development Agency of Japan
Current assignee: National Space Development Agency of Japan
Priority date: 2000-04-20
Filing date: 2000-04-20
Publication date: 2001-10-31
Anticipated expiration: 2020-04-20
Also published as: JP4465440B2

Abstract

(57)【要約】【課題】不安定な姿勢を有する目標物であっても迅速且
つ的確なサービスを行うことができる宇宙ロボット及び
該宇宙ロボットを用いた宇宙作業システムを提供する。【解決手段】目標物１３となる衛星を母機１２が発見し
た場合、母機１２は、運動量を計算し、飛行計画を立て
数ｍまでのランデブ接近し停止する。近傍停止点から目
標物への飛び込みを母機１２から分離した飛行可能宇宙
ロボットが行う。飛び出した宇宙ロボットは、目標物で
ある残滓衛星の軌道を推定し、捕獲部位を決定し、これ
に基づいて、自己の軌道変換を行い、捕獲姿勢を決定す
る。計算結果に基づいて、エンドエフェクタの誘導制御
を行う。宇宙ロボットは、２つが組み合わされて１つの
ペイロードを目標物としての残滓衛星に付加するサービ
スをミッションとしている。宇宙ロボットは、目標物に
接近し、マニピュレータの一端の一対のエンドエフェク
タによってペイロードを挟着しており、他端側の一対の
エンドエフェクタによって、目標物を把持する。宇宙ロ
ボットは協働してペイロードを目標物に結合する。宇宙
ロボットは、目標物から離れ、母機１２に帰還する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、宇宙ロボットに関し、
特に、母機から分離され、独立して移動可能でかつ、目
標物に対して所定のサービスを実行することができる宇
宙ロボットに関する。

【０００２】

【従来の技術】これまで公知の宇宙ロボットの１つの形
態は、ロボット自体が飛行型空間移動を行わない宇宙ロ
ボットである。たとえば、図１に示されるような10 m規
模のクレーン型マニピュレータである、スペースシャト
ル用SRMS = Shuttle Remote Manipulator System(カナ
ダ)、図２に示されるような宇宙ステーション用JEMRMS
=Japanese Experimental Module Remote Manipulator S
ystem親アーム(日本)などが知られている。この種の宇
宙ロボットは、専用把持部を備えた物体を把持移動させ
たり、静定・浮遊している衛星を捕獲する作業を行うも
のである。また、図３に示す宇宙ステーション用SSRMS
(カナダ/米国)のように、専用の移動ポートを渡り歩い
たり、レール上を移動し上述の作業を行うものもある。
宇宙ロボットに搭載される、やや小型の２〜３m規模の
マニピュレータとしては、図４に示すようなETS-VIIマ
ニピュレータ(日本)、図３に示すような宇宙ステーショ
ン用SPDM = Special Purpose Dexterous Manipulator
(カナダ）などがあり、前述のシステムより小型の操作
物体を扱うことを目的としている。

【０００３】一方、空間移動を行う宇宙ロボットとして
は、スペースシャトルから遠隔操縦する図５に示すよう
なAERCam（米）など、長期の軌道上滞在能力をもつ母機
や拠点宇宙機の近傍を飛行しビデオ撮影する飛行カメラ
ロボットが開発されている。図６に示すような軌道上作
業機（日本）、図７に示すようなSTARS = Space Transp
orter And Robotic Servicer（カナダ）、図８に示すよ
うなGSV = Geo-stationary Service Vehicle（ESA = 欧
州宇宙機構）などの軌道上サービス機（Orbital Servic
ing Vehicle）等が提案されている。

【０００４】1980年代後半から、将来ミッションに汎用
的に使用できる目標物への接近、目標物の結合、サービ
スの実行を行う従来の飛行型宇宙ロボットは、図６、
７、８に示すように「太陽電池パドル・通信用アンテナ
等の大型柔軟性付加物を備えた比較的大きな衛星機体部
と、これに取り付けられた再構成機能のない単腕或いは
複数腕のマニピュレータ」を備えている。さらに、再構
成機能を備えたマニピュレータも本件発明者らにより特
願平10-375888号『宇宙用再構成マニピュレータシステ
ム』において提案されている。この提案された再構成マ
ニピュレータは、複数のマニピュレータの結合の形態を
変更しつつサービスを実行することができるものとして
説明されている。

【０００５】

【発明が解決しようとする問題点】しかし、ミッション
における指令されたサービスを実行するための従来の宇
宙ロボットでは、以下のような問題点が指摘されてい
る。

【０００６】まず、実用に供される宇宙ロボット・シス
テムには高い信頼性が要求されるため、その開発には多
額の費用と長期の開発期間が必要となる。このため、ミ
ッションに応じて多種類のロボットシステムを開発する
のは効率が悪く、コスト的にも不利となる。従って、さ
まざまなミッションに幅広く適用できる汎用性の高い宇
宙ロボットへのニーズが高まっている。

【０００７】特に、当面のミッションでは、姿勢安定度
の悪い目標物に対して適性に指令されたサービスを実行
することができる効率的な宇宙ロボットを提供すること
が望まれている。

【０００８】従来のマニピュレータを備えた飛行型宇宙
ロボットを用いた宇宙における作業においては、目標物
近傍での不用意なガスジェット噴射は、プルーム・イン
ピンジメント（衛星表面へのガスジェット流の衝突）と
なって目標物運動に外乱を与えるため、プルーム・イン
ピンジメントによる並進外乱・姿勢外乱は、捕獲作業の
致命傷となることから確実に回避しなければならない。
従来では、プルーム・インピンジメントの影響がない位
置まで大型の作業用機体を接近させて停止し、長いマニ
ピュレータ（１０数ｍ）を用いて目標物を捕獲し、サー
ビスを実行する方法が提案されている。しかし、大型の
作業用機体を機動的に空間移動制御したり、大型宇宙用
マニピュレータは柔軟性が高くなるため、高速で制御す
ることは極めて困難である。このため、姿勢安定度が悪
い目標物（例えば、任意軸周りに数deg/sec以上で回転
している場合など）には適用できない。

【０００９】また、宇宙飛行士のいない無人サービスシ
ステムでは、大型マニピュレータと係留後のサービス作
業を行う別の小型ロボットがさらに必要となり、効率的
でない。短いアーム（例えば、数ｍ程度）を備えた軌道
上サービス機を使用すれば、静定している目標物に対し
てサービスを実行することはできるが、太陽電池パドル
等の大きな表面積を持ち姿勢安定度が悪い場合などで
は、プルーム・インピンジメントの影響のために適用で
きない。

【００１０】姿勢安定度が悪い目標物に対してサービス
を実行する場合、プルーム・インピンジメントが影響し
ない目標物近傍までガスジェットによる接近制御を行っ
て、最終フェーズで接近しつつマニピュレータを動かし
捕獲する方法が提案されている。しかし、この方法でマ
ニピュレータを捕獲動作のために誘導するには、制御精
度の観点から、比較的早い接近速度（例えば、50〜300
mm/sec）が必要となり機体の空間移動制御を機敏に行え
る（応答性の良い加減速制御と姿勢制御）ことが前提と
なる。従来提案されている軌道上サービス機では、機体
にアンテナ、太陽電池パドル等の柔軟性付加物があるた
め、ガスジェット制御とマニピュレータ制御運動が互い
に影響し合い、このため、空間移動制御の機動性やマニ
ピュレータの誘導の制御精度が悪くなる。この制御精度
の低下を補うため、大きな捕獲用エフェクタが必要にな
る。このような理由で、既存のマニピュレータを用いて
姿勢の不安定な目標物を的確に捕獲し、その上でサービ
スを実行するのは技術的に困難である。

【００１１】また、目標物の捕獲後に機器交換などのサ
ービスを行うに当たって、従来の単腕マニピュレータを
備えた軌道上サービス機の場合、目標物を軌道上サービ
ス機の機体に対して、或いは、逆に、軌道上サービス機
の機体を目標物に係留するために特別の結合機構が必要
となるため、汎用性が低下する。複数のマニピュレータ
の組み換えを自在に行う再構成機能のある複腕マニピュ
レータを備えた軌道上サービス機の場合でも、少なくと
も一腕となるマニピュレータは作業に無関係な大きな軌
道上サービス機の機体を係留するために使わざるを得な
くなる。従って作業効率が悪くなる。

【００１２】

【課題を解決するための手段】本発明は上記のような事
情に鑑みて構成されたもので、不安定な姿勢を有する目
標物であっても迅速且つ的確なサービスを行うことがで
きる宇宙ロボット及び該宇宙ロボットを用いた宇宙作業
システムを提供することを目的とする。

【００１３】本発明の上記目的は、以下に記載される宇
宙ロボットによって達成することができる。

【００１４】本発明の１つの特徴によれば、軌道上に長
期にわたって滞在する能力を有する母機から切り離さ
れ、該母機の近傍を飛行して目標物に接近し該目標物に
対して所定のサービスを実行することが可能な、柔軟付
加物を有しない近傍飛行型宇宙ロボットであって、目標
物に対して行うサービスに関する指令を受信する指令受
信手段と、該宇宙ロボットの位置情報を検出する位置情
報検出手段と、前記目標物に対して接近させ、及び／又
は該目標物に対する姿勢を制御するための推進力を発生
する推進力発生手段と、前記宇宙ロボットの位置と前記
目標物との相対位置に関する情報を処理し、前記サービ
スを行うための必要な動作を決定する演算手段と、前記
演算結果に基づいて、前記推進力発生手段に制御信号を
出力する推進力制御手段と前記目標物を取り扱うための
マニピュレータと、前記演算結果に基づいて前記マニピ
ュレータの動作を制御するマニピュレータ制御手段とを
備えたことを特徴とする宇宙ロボットが提供される。

【００１５】本発明の好ましい態様では、前記推進力制
御手段が、前記宇宙ロボットを回転している目標物に対
して所定の方向に高速で移動させ、予め設定された位置
に近づいたとき、前記マニピュレータが手先誘導を開始
し、前記目標物の所定の部分を把持するように制御され
るようになっている。この場合、比較的高速とは、数十
ｍｍから数百ｍｍの範囲である。従来では、このような
高速移動を伴う、目標物把持動作を実現することはでき
なかった。

【００１６】本発明の別の特徴によれば、母機から切り
離され、該母機の近傍を飛行して目標物に接近し該目標
物に対して所定のサービスを実行することが可能な柔軟
付加物を有しない近傍飛行型宇宙ロボットを用いた宇宙
機動作業システムであって、該宇宙ロボットが目標物に
対して行うサービスに関する指令を受信する指令受信手
段と、該宇宙ロボットの位置情報を検出する位置情報検
出手段と、前記目標物に対して接近させ、及び／又は該
目標物に対する姿勢を制御するための推進力を発生する
推進力発生手段と、前記宇宙ロボットの位置と前記目標
物との相対位置に関する情報を処理し、前記サービスを
行うための必要な動作を決定する演算手段と、前記演算
結果に基づいて、前記推進力発生手段に制御信号を出力
する推進力制御手段と前記目標物を取り扱うためのマニ
ピュレータと、前記演算結果に基づいて前記マニピュレ
ータの動作を制御するマニピュレータ制御手段とを有し
ており、複数の前記宇宙ロボットに所定のサービス信号
を送信して、複数の宇宙ロボットが協働して単一の目標
物に対する処理を実行するようになったことを特徴とす
る宇宙機動作業システムが提供される。

【００１７】本発明の宇宙ロボットは、母機から切り離
され、該母機の近傍を飛行して目標物に接近し該目標物
に対して所定のサービスを実行する。母機は、従来の軌
道上サービス機を含む概念であって、通信機能、太陽電
池パネル等の柔軟付加物を備える。これに加えて、推進
装置を具備し自力で飛行可能なものも含まれる。これに
対し本発明にかかる宇宙ロボットは、組合せ自在なマニ
ピュレータユニット少なくとも１つ以上を備えており、
かつ、母機の近傍を飛行可能な程度の推進装置を備え
る。この場合、本発明の宇宙ロボットの推進装置は、母
機のものに比して小型、軽量かつ簡易な構成とされる。
本発明にかかる宇宙ロボットは母機の外部周辺及び内部
において目標物に対して指令されたサービスを実行する
ことを主目的とする。目標物が母機の外部にある場合の
典型的な作業形態では、本発明の宇宙ロボットは、こ
れを搭載した母機が目標物に対してプルーム・インピン
ジメントを与えない位置まで接近した後に機能する。す
なわち、母機が目標物に対して自己の飛行能力によっ
て、プルーム・インピンジメントを与えない最小の距離
まで接近したとき、指令によって、母機から分離され、
目標物に対して飛行し、予め指令されたサービスを目標
物に対して行う。本発明の宇宙ロボットには極めて高い
機動性と、良好な制御性を付与するためにこれらの性能
に悪影響を与える柔軟物は実質的に搭載しない。しか
し、最小限度の通信機能、計算機能、飛行機能、マニピ
ュレータ制御機能を備える。なお、宇宙ロボットのため
の推進装置は、再構成マニピュレータに対して取り付け
ることも、これと一体的に構成することもできる。

【００１８】本発明者らは、多様・多彩な軌道上活動に
適用できる宇宙ロボットを備えた近傍飛行型宇宙ロボッ
ト・システムを提案している。

【００１９】このシステムは、同じ構成の近傍飛行可能
な宇宙ロボットすなわち軌道上サービス機を複数台備え
る。宇宙ロボットは、比較的小型（一腕の長さが１〜１
０ｍ程度）の再構成マニピュレータ、着脱型の近傍飛行
用装置、その他のエフェクタ・ツール機器等を有する。
飛行していない状態においては、この宇宙ロボットは通
常のマニピュレータとして機能する。推進装置を装着す
ると、母機近傍を飛行することができる。この場合に
は、宇宙ロボット単体でも、複数台結合形態でも飛行が
可能である。場合によっては、１４を挟んだ状態でも母
機近傍域での飛行が可能である。推進装置として、ガス
ジェットの発生装置を使用することが一般的である。こ
の場合ガスの発生、停止の制御性が良いことが必要であ
る。そして、推進源たとえば（圧縮窒素ガス等）の再充
填（タンク交換を含む）繰返し使用できるものが好まし
い。

【００２０】不安定目標物を捕獲するための手順につい
て説明すると、母機上または宇宙ロボット単独で、目標
物にプルーム・インピンジメントの影響のない近傍地点
まで接近・停止し、目標物運動推定を行った後、停止点
から目標物捕獲把持部へ加速・飛び込み、比較的高速
（数１０〜数１００mm/sec）で慣性運動接近、または必
要に応じプルーム・インピンジメントがないいわゆるミ
ッドコース制御により近傍接近し、接近しつつ１台の宇
宙ロボットマニピュレータ先端で、或いは複数台の宇宙
ロボットマニピュレータ先端で連続して、目標物上の把
持部位を捕獲する。捕獲手先の誘導は、突入方向に垂直
の方向（横方向）関しては位置制御を行い、突入方向に
関しては極力接触速度がゼロすなわち、目標物と同一速
度及び方向になるように位置・速度制御を行いエフェク
タによる把持のための所要時間を計算し、これを確保す
るように動作する。そして、エフェクタ閉動作を開始し
て、目標物に接触しないように非接触状態で把持部を取
り囲む。把持動作の際に接触すると、その反動により目
標物が位置が変わるからである。その後、捕獲エフェク
タを完全に閉じる。必要に応じて、関節に内蔵したトル
クセンサと関節コントローラ等により緩衝制御を行い、
捕獲後のマニピュレータ関節負荷を低減させる。

【００２１】以上により、姿勢安定度の悪い目標物に対
しても、プルームインピンジメントの影響を避け、柔軟
性付加物を持たない飛行可能な宇宙ロボットにより目標
物を所定の把持部において捕獲することができる。捕獲
後のサービス作業は、ミッション内容に応じて目標物を
母機に曳航して母機に係留して行うことも可能である
が、本発明の宇宙ロボットがサービスに必要な機材だけ
をペイロードとして運搬し、目標物上で所定の作業を行
ってサービスを実行することもできる。

【００２２】これにより本発明の宇宙ロボットは例え
ば、宇宙ステーションのような大型トラス構造物内を移
動したり、近傍空間に停止させてEVA宇宙飛行士の作業
をモニタしたり、或いは、空間移動機能を用いて大型構
造物の軌道上組立作業を行ったり、貨物輸送機を捕獲し
て拠点系へ曳航したり、その他、宇宙活動で遭遇する予
期しない状況に対処することなども可能となる。また、
本発明の飛行可能宇宙ロボットに搭載される近傍飛行用
装置は、マニピュレータ操作に支障がない形態をとるた
め、本発明者らが特願平１０−３７５８８８号で提案し
ている再構成マニピュレータと同様に、同種の複数の宇
宙ロボットとして複合的にたがいに協調するように用い
ることもできる。本発明の実施例においては、２−４つ
の再構成マニピュレータを必要に応じて組み合わせて使
用する。システムが３つのマニピュレータを必要とする
場合には、軌道上に１つの予備のマニピュレータを用意
して待機させ必要に応じて、補助的に使用することが有
効である。宇宙ステーションや宇宙太陽発電プラットフ
ォームのような大型システムでは、さらに多くのマニピ
ュレータを組み合わせて使用することによって作業効率
を高めることができる。

【００２３】従って、本発明にかかる飛行可能宇宙ロボ
ットは、多様な軌道上サービス・ミッションに広く適用
することができる。したがって、本発明の宇宙ロボット
は、量産に適しており低価格を実現することができる。

【００２４】また、本発明の宇宙ロボットは、地球軌道
上の軌道上サービスに限らず、月・惑星・小惑星等の他
天体の軌道上および天体上域においても適用できる。

【００２５】

【発明の実施の形態】図９には、本発明に従う飛行可能
な宇宙ロボット１の一例が概略図によって示されてい
る。図９は、本発明の飛行可能な宇宙ロボット１の斜視
図である。図１０は宇宙ロボット１の平面図である。図
１１は宇宙ロボット１の側面図、図１２は正面図であ
る。本例の宇宙ロボットは本発明者らが先に提案した再
構成マニピュレータ２と推進モジュールを内蔵した近傍
飛行用装置３と再構成マニピュレータとを制御可能に結
合して構成されている。図１３は、マニピュレータ２を
真っ直ぐ延ばした状態を示す図である。

【００２６】本例の宇宙ロボット１のマニピュレータ
は、約２ｍ以下の長さを有するブームを複数個関節を介
して接合して構成される。マニピュレータの両端には、
サービス時にハンドとして機能するエンドエフェクタ
（ＥＥ）が取りつけられる。このマニピュレータは、他
のマニピュレータと適宜、組合せて結合しあるいは、分
離した形態でで使用することができる。この意味で、本
例のマニピュレータは再構成マニピュレータとよぶこと
ができる。この場合、再構成マニピュレータを飛行可能
とするために、推進機能を与える近傍飛行用装置が再構
成マニピュレータに取りつけられる。この飛行用装置
は、外部との通信を行う通信用アンテナ４、ＧＰＳを受
信するＧＰＳアンテナ５及び、マニピュレータの動きを
監視する、２つのカメラ６、７を備えている。飛行用装
置３は、再構成マニピュレータ２と、上記のように電気
的及び機械的に結合されており、宇宙ロボット１として
再構成マニピュレータと一体化した動きを保証するとと
もに、マニピュレータ２の制御信号を発生するようにな
っている。本例の飛行用装置３は、計算モジュール８、
通信電源モジュール９、航法モジュール１０、推進モジ
ュール１１を備えている。図１４には、本例の宇宙ロボ
ットの制御系統ブロック図が示されている。計算モジュ
ール８は、２つの画像センサ（IMG）と、４つのプロセ
ッサエレメント（PE）、とを備えている。通信電源モ
ジュール９は、Ｓバンドトランスポンダ（S-TR）及びこ
れと信号の授受を行う通信電源計算機（PE_CU）、及び電
源系（EPS）を備えている。航法モジュール１０は宇宙
ロボットの飛行経路を設定するもので、航法計算機(PE
_INU)、ＧＰＳ受信機(GPSR)、慣性センサ(IMU)を備えて
いる。推進モジュール１１は、バルブ駆動回路(P
E_VDE)、及び推進系(RCS)を備えている。これらのモジュ
ール８、９、１０及び１１は、制御計算機(PE_ICU)、に
接続されており、この制御計算機を介して再構成マニピ
ュレータに電気的に接続されている。再構成マニピュレ
ータ２は、関節コントローラ(DC)、関節(Jx)、エンドエ
フェクタ(EE)及び力トルクセンサ(FTS )を備えている。
本例のマニピュレータは7つの関節を備えており、7自由
度を有する。制御計算機(PE_ICU)は、再構成マニピュレ
ータの動作及び推進モジュールの動作の制御を行うよう
になっている。本例の飛行用装置は、圧縮ガスのタンク
（図示せず）を搭載しており、圧縮ガスを外部に放出す
ることによって推進力を得て母機近傍を飛行する。この
飛行及び停止は圧縮ガスの吹き出し通路に設けられた電
磁弁を制御することによって制御する。圧縮ガスの噴き
出し口は、異なる方向にガス噴射するように複数箇所設
けられており、複数の噴き出し口のガス噴射を適宜制御
することによって、宇宙ロボットの飛行方向、速度、回
転、静止、加速減速等の制御を行うことができるように
なっている。マニピュレータのそれぞれの関節は、水平
軸または垂直軸回りの回動の自由度を有している。すな
わち、各関節は、 R(Roll)-P(Pitch)-Y(Yaw)の何れかの
回転自由度を有しており、全体としてマニピュレータは
何れの回転方向の自由度も有することとなる。実施例に
おいては、例えば、３つの飛行可能宇宙ロボットが用意
され軌道上に比較的長期にわたって滞在する能力を有す
る軌道上サービス機としての「母機」の上に待機する。

【００２７】本発明にかかる飛行可能宇宙ロボットすな
わち、軌道上サービス機は、マニピュレータ機能、再構
成機能、各要素がネットワークで繋がれたネットワーク
通信機能、姿勢制御機能、位置・速度制御機能、母機を
介した通信機能、電力制御機能、熱制御機能、推進機能
等を持つ。本発明の宇宙ロボットの作動形態を説明す
ると、その１つは、図１５（ａ）に示すように、宇宙ロ
ボットの再構成マニピュレータの１つのエンドエフェク
タが母機との結合状態で、通常の衛星搭載型マニピュレ
ータとして動作することができる。これは複腕操作モー
ド (Plural manipulation mode)であり、いずれかのマ
ニピュレータの1つのエンドエフェクタは母機等に固定
される。別の形態では、図１５（ｂ）に示すようにバッ
テリモジュールを搭載することにより、母機から離脱し
て歩行することができる。また、図１５（ｃ）に示すよ
うに航法、推進、バッテリモジュールを搭載することに
より、軌道上を自由飛行することができる。この場合、
この形態は、点検モード (Inspection mode)として機能
させることができ、宇宙ロボットに搭載されたカメラで
ロケット等の飛行物体を監視し、かつその監視結果を母
機等を介して地上基地に伝送する。図示の例では、ロケ
ットの第二段目に衛星を結合するのに本発明にかかる一
対の宇宙ロボットが使用されている。

【００２８】本発明の宇宙ロボットの再構成マニピュレ
ータのさらに他の動作モードの例を示す。図１５(ｄ)は
単独動作モード (Stand-alone mode)であり、このモー
ドでは一つのエンドエフェクタ（ＥＥ）が母機に結合し
た状態で他方のエンドエフェクタ（ＥＥ）のみが単独で
サービスを行う。図１５(ｅ)は歩行モード (Walkingmo
de)であり、エンドエフェクタ（ＥＥ）を交互に結合し
て母機上あるいは他の機体の表面を歩行する。図１５
(ｆ)は、二つの宇宙ロボットを連結したシリアル結合モ
ード (Serial link mode)である。この場合、エンドエ
フェクタの種類は異なるものを用いて結合する。図１５
(ｇ)は、小型物体輸送モード (Small object transport
mode)であり、マニピュレータに結合された目標物を運
ぶモードである。マニピュレータの移動形態は２つのエ
ンドエフェクタを交互に母機等に結合させる歩行形態で
行う。図１５(ｈ)は、ＯＲＵ輸送モード (ORU transpo
rt mode)である。２つの宇宙ロボットを結合して用いる
が、１つの宇宙ロボットのマニピュレータは歩行用とし
て機能し、他方のマニピュレータは一方のエンドエフェ
クタによって上記歩行用マニピュレータに結合され、他
方のエンドエフェクタによってＯＲＵを支持するように
なっている。図１５(i)は、マクロ-マイクロ結合モー
ド(Macro-micro combination mode)であって、他の大型
マニピュレータと専用機構を介して結合して、大型マニ
ピュレータ上でサービスを行う。図１５(j)はマルチエ
ージェントモード (Multi-agent mode)であってそれぞ
れをマニピュレータが分離しつつ協調して作業を行う形
態である。図１５（ｋ）は、双碗協調形態であって、結
合された複数のマニピュレータが複数の腕を構成するよ
うに協働して動作する形態である。

【００２９】以上の飛行可能宇宙ロボットシステムは、
全備重量〜１００kg（マニピュレータ重量〜２５kg、近
傍飛行用装置重量〜７５kg）で構成でき、マニピュレー
タ関節力〜１０Nm、バッテリ容量〜１０００Wh、推進薬
量〜５kgを持ち、２時間以上の近傍飛行能力を有するこ
とができる。

【００３０】中低高度軌道の同一軌道面に同一衛星が例
えば１０個配置されており、寿命を終え残滓化したこれ
らの衛星群を大気圏投棄（De-orbit）するために、飛行
可能宇宙ロボットシステムを用いた残滓処理衛星システ
ムをこの軌道面に打上げ、一個一個の衛星に接近・捕獲
・固体ブースタの取付け・残滓衛星デ・オービット・飛
行可能宇宙ロボット母機帰還の作業を繰り返す、という
ミッションがある。本例においては母機１２は、小型ブ
ースタを複数を輸送用カーゴに持ち、飛行可能宇宙ロボ
ットを３機（１機は予備）備えている。残滓化した衛星
は、様々な状況で回転運動していることが考えられる。
ここでは回転運動を行っている目標物を考える。

【００３１】図１６(a)に示すように目標物１３となる
衛星を母機１２が発見した場合、母機１２は、数ｍまで
のランデブ接近し停止する。つぎに、図１６(b)に示す
ように、この近傍停止点から目標物への飛び込みを母機
１２から分離した飛行可能宇宙ロボットが行う。この場
合、飛び出した宇宙ロボットは、目標物である残滓衛星
の軌道を推定し、捕獲部位を決定し、これに基づいて、
自己の軌道変換を行い、捕獲姿勢を決定する（図１６
(c)）。そして、その計算結果に基づいて、エンドエフ
ェクタの誘導制御を行う。本例においては、宇宙ロボッ
トは、２つが組み合わされて１つのペイロード１４（本
例では、残滓衛星の軌道変更用エンジン）を目標物とし
ての残滓衛星に付加するサービスをミッションとしてい
る。上記の制御によって宇宙ロボットは、目標物に接近
し、マニピュレータの一端の一対のエンドエフェクタに
よってペイロード１４を挟着しており、他端側の一対の
エンドエフェクタによって、目標物を把持する(図１６
(d))。

【００３２】そして、目標物を所定位置で捕獲した後に
おいては、宇宙ロボットは協働してペイロード１４を目
標物に結合する（図１６(ｅ)）。つぎに、宇宙ロボット
は、ペイロード１４を取りつけた目標物である残滓衛星
を所定の回転軸に関して回転させ、ペイロード１４であ
る軌道変更用エンジンを取りつける。つぎに、宇宙ロボ
ットは、目標物から離れ、母機１２に帰還する（図１６
(f) ）。

【００３３】図１７を参照すると、一対の宇宙ロボット
で１４を挟み込んだ状態がに詳細に示されている。つぎ
に、上記のように宇宙ロボットが飛行して、目標物に接
近し、目標物の所定の位置を把持する手順について説明
する。

【００３４】このような制御において、母機重心線上の
ガイドレール付き出発機構上から蹴り出し（又は、打ち
出し機構）で行う方法や、必要に応じてプルーム・イン
ピンジメントが避けられる目標物反対側のスラスタでミ
ッドコース・マヌーバ（軌道中間地点での軌道修正噴
射）を行い軌道修正することも可能である。ここでは、
母機から分離したシステムが、自らのガスジェットでミ
ッドコース・マヌーバを行わなずに飛び込み・捕獲作業
をおこなうことができる。

【００３５】本例では、飛び込み点からノミナル把持点
までの相対距離：Ｄ＝３ｍ、接近速度：Ｖ＝0．2 m/sを
条件として、マニピュレータ捕獲空間領域（キャプチャ
・ボックスという）の不確定性解析例を以下に示す。目
標物上の捕獲把持点の目標物重心からの距離（回転半
径）：２ｍとする。飛行時間：ｔ＝15 secである。目標
物と相対運動推定は、その姿勢情報の決定精度：50 mra
d（3 deg弱）; 3 mrad/sec-3σ（0.2 deg/sec弱）、並
進運動の決定精度：100 mm; 5 mm/secとする。目標物姿
勢に基づく誤差は、初期姿勢誤差＝50 mradに、飛行中
の姿勢レートに基づく誤差＝3 mrad/secｘ15 sec＝45 m
radを加えた計９５ mrad（６deg弱）となる。これは、
目標物回転による捕獲点位置誤差＝９５ mradｘ２m＝１
９０mm---(a)に換算できる。また、並進誤差に基づく捕
獲点誤差は、初期誤差＝100 mmに、飛行中の速度誤差に
基づく位置誤差＝5 mm/secｘ15 sec＝75 mmを加えた計
１７５ mm---(b)となる。また、ガスジェットによる飛
び込み制御の方向誤差は、飛び込み方向角度誤差＝50 m
rad（3 deg弱）を仮定すると、捕獲点位置誤差＝50 mra
dｘ3 m＝１５０ mm---(c)に換算される。以上の(a)(b)
(c)が主要誤差と考えられることから、キャプチャ・ボ
ックスはそのRSS（route-sum-square）値：で評価できる。この例ではマージンをとって、半径４０
０mmの球をキャプチャ・ボックスとする。この領域に目
標物把持部があり、接近している状態でマニピュレータ
手先を目標物把持部へ誘導することになる（図１８）。

【００３６】捕獲制御用のセンシングは、マニピュレー
タ先端の捕獲エフェクタと目標物の把持部の相対位置を
直接計測する方式とし、『手先を目標物把持部へ向け、
位置x、 y、 zの３自由度計測を行う』ものとする。例
として、手先カメラ画像をTracking Vision処理した目
標物把持部のトラッキングとレーザ・レンジ・ファインダ
の組み合わせて用いる方式により、カメラFOV〜60 deg
程度で、３軸x、 y、 z：数mm程度の計測・トラッキン
グが可能である。姿勢に関しては、高々10 deg程度の誤
差となることから、初期推定姿勢を把持時目標姿勢とし
て、計測制御は行わなくても捕獲エフェクタのアライメ
ント許容範囲に入る。

【００３７】図１９のコンフィギュレーションで自由飛
行するロボットのマニピュレータ可到達性は、マニピュ
レータ動作の反動を全機体が受けるため、一般化ヤコビ
アンにより解析できる。図２２に示すように本例の宇宙
ロボットでは±４００mm程度の到達域を確保することが
できる。突入方向の手先誘導は、捕獲エフェクタの非接
触捕獲を実現するための作業時間を確保できるようにす
るために、飛行可能宇宙ロボット機体並進接近速度を打
ち消すように飛行方向と反対側（−Ｘ方向）制御が必要
である。図２０には、手先誘導制御の一例が示されてお
り、時間の経過とともに目標物に対する距離が減少して
いることが分かる。なお、エンドエフェクタの先端にも
監視カメラが設けられており、目標物のとの相対位置を
正確に把握できるようになっている。

【００３８】本例では、回転関節マニピュレータとＸ軸
リアクションホイールの制御での成立性を示したが、各
軸ホイール姿勢制御やマニピュレータに直動関節を入れ
る方法、等もある。

【００３９】捕獲作業は、接触する前に確実にゆるい把
持捕獲を行わせるために、非接触捕獲方式とする。つま
り、手先センサ基準で接触前に捕獲ハンドの把持動作を
開始し、接触開始時には、「捕獲エフェクタが目標物把
持部と完全には固定していないが、再び離れてしまうこ
とがない状態（非分離把持）」を作り出す。このため捕
獲マニピュレータは、接触速度ベクトル方向に速度あわ
せ制御を行う。捕獲エフェクタ機構には、閉動作開始か
ら非分離把持までの動作時間をできるだけ短くする必要
がある。200 mm/sで接近飛行してきたとして、マニピュ
レータ動作範囲を考慮すると1 sec以内には非分離把持
状態を作ることが必要である。図２１に一対の回動把持
アーム１５を備えた捕獲エフェクタ機構動作が示されて
いる。回動把持アーム１５は、エンドエフェクタが目標
物を所定範囲内にとらえたとき回動を始め、目標物の特
定の把持部を取り囲むように動作する。そして、目標物
が捕獲範囲内から脱出できない状態になったとき、把持
動作を開始し、最終的に把持部を所定の把持力で把持す
る。捕獲誘導誤差は〜±50 mmを想定し把持物直径が50m
mφとすると、エフェクタ非接触捕獲可能領域半径は150
mmφとなり、数kg程度の機械機構により実現できる。
図２２には、エンドエフェクタと、目標物との距離の時
間変化の解析例が示されている。

【００４０】捕獲エフェクタは、接触後の衝撃を低減さ
せるためのバネ・ダンパ機構を具備させる。この衝突衝
撃をダンパで吸収しつつ、関節負荷トルクを低減させる
ために関節緩衝制御を行い、並行して、非分離把持のエ
フェクタ半閉から剛結合把持となる完全閉作業を行うこ
とになる。

【００４１】非分離把持・接触後から、飛行可能宇宙ロ
ボットるマニピュレータの各関節には、相対速度・相対
角速度に起因する負荷トルクが加わる。第２関節（J2
Y）に最大約１６０ Nmの負荷がかかる。これは、本モデ
ルの関節内減速機の耐負荷250Nm程度に対し若干の余裕
があるが、関節に配したトルクセンサ信号による関節コ
ントローラ制御等により確実かつ応答性よく負荷を低減
させることができる。

【００４２】以上の方法により、姿勢安定度の悪い目標
物に対しても捕獲作業を行える。捕獲後、固体ブースタ
の取付け・残滓衛星デ・オービット・飛行可能宇宙ロボ
ット母機帰還の作業を行うことは、上記の作業に比べて
容易なロボットタスクであり従来に比して効率よく実施
することができる。

【００４３】

【発明の効果】以上のように本システムにより、目標物
が例えば数deg/secで回転しているような状態でも、問
題なく捕獲することができる。更に、数10deg/secで回
転している目標物を捕獲するような場合で、目標物捕獲
把持点が飛行可能宇宙ロボット側から見えなくなるよう
な場合には、センシング目標を飛行フェーズに沿って切
り替えてゆく方法や、もう一方の飛行可能宇宙ロボット
マニピュレータ先端のセンサと協調・複合させて用いる
方法等により、機動性捕獲制御を実施することが可能で
ある。

【図面の簡単な説明】

【図１】スペースシャトル用Shuttle-RMSの斜視図、

【図２】宇宙ステーション用JEMRMS親アームの斜視図、

【図３】宇宙ステーション用SSRMSの斜視図、

【図４】ETS-VIIマニピュレータ(日)の斜視図、

【図５】EVA Robotic Cameras (AERCam) Sprintの概略
図

【図６】軌道上作業機の概略図

【図７】ＳＴＡＲＳの該略図

【図８】ＧＳＶの概略図、

【図９】本発明の１実施例にかかる近傍飛行型宇宙ロボ
ットの斜視図

【図１０】図９の宇宙ロボットの平面図、

【図１１】図９の宇宙ロボットの側面図、

【図１２】図９の宇宙ロボットの正面図、

【図１３】図９の宇宙ロボットに結合される再構成マニ
ピュレータの正面図、

【図１４】宇宙ロボットの制御系統図、

【図１５（ａ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｂ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｃ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｄ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｅ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｆ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｇ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｈ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｉ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｊ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１５（ｋ）】宇宙ロボットの作業形態の例の概略
図、

【図１６（ａ）】宇宙ロボットの作業手順の概略図、

【図１６（ｂ）】宇宙ロボットの作業手順の概略図、

【図１６（ｃ）】宇宙ロボットの作業手順の概略図、

【図１６（ｄ）】宇宙ロボットの作業手順の概略図、

【図１６（ｅ）】宇宙ロボットの作業手順の概略図、

【図１６（ｆ）】宇宙ロボットの作業手順の概略図、

【図１６（ｇ）】宇宙ロボットの作業手順の概略図、

【図１７】宇宙ロボットの作業形態の例の概略図、

【図１８】宇宙ロボットの作業形態の例の概略図、

【図１９】宇宙ロボットの作業形態の例の概略図、

【図２０】宇宙ロボットの手先の到達可能範囲を示すグ
ラフ、

【図２１】、宇宙ロボットの先端のエンドエフェクタの
把持動作を示す説明図

【図２２】宇宙ロボットの手先と目標物と距離の時間変
化を示すグラフである。

【符号の簡単な説明】

１近傍飛行型宇宙ロボット２再構成マニピュレータ３近傍飛行用装置４通信用アンテナ５ＧＰＳアンテナ６、７カメラ８計算モジュール９通信電源モジュール１０航法モジュール１１推進モジュール１２母機１３目標物１４ペイロード１５回動把持アーム。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁷ 識別記号ＦＩテーマコート゛(参考）Ｂ６４Ｇ 1/66 Ｂ６４Ｇ 1/66 ＺＧ０１Ｓ 5/14 Ｇ０１Ｓ 5/14 (72)発明者渡辺泰之茨城県つくば市千現２丁目１番１号宇宙開発事業団筑波宇宙センター内 (72)発明者上野浩史茨城県つくば市千現２丁目１番１号宇宙開発事業団筑波宇宙センター内 (72)発明者小田光茂茨城県つくば市千現２丁目１番１号宇宙開発事業団筑波宇宙センター内 (72)発明者河野功茨城県つくば市千現２丁目１番１号宇宙開発事業団筑波宇宙センター内Ｆターム(参考） 3F059 AA20 BA02 BA08 BC07 CA05 CA06 CA08 DA02 DA05 DA09 DB02 DB09 DC04 DC05 DC07 DD01 DD08 DD11 DE03 FA01 FA03 FA05 FB01 FB12 FB13 FB16 FB17 FB22 FB29 FC02 FC03 FC04 FC06 FC07 FC13 FC14 3F060 AA09 CA21 CA26 EB02 EB06 EB12 EC02 EC06 EC12 EC16 FA03 GA05 GA13 GB06 GD02 GD05 GD12 GD14 GD15 HA02 HA35 5J062 AA03 BB03 CC07 FF04

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】母機から切り離され、該母機の近傍を飛行
して目標物に接近し該目標物に対して所定のサービスを
実行することが可能な、柔軟付加物を有しない近傍飛行
型宇宙ロボットであって、目標物に対して行うサービスに関する指令を受信する指
令受信手段と、該宇宙ロボットの位置情報を検出する位置情報検出手段
と、前記目標物に対して接近させ、及び／又は該目標物に対
する姿勢を制御するための推進力を発生する推進力発生
手段と、前記宇宙ロボットの位置と前記目標物との相対位置に関
する情報を処理し、前記サービスを行うための必要な動
作を決定する演算手段と、前記演算結果に基づいて、前記推進力発生手段に制御信
号を出力する推進力制御手段と前記目標物を取り扱うた
めのマニピュレータと、前記演算結果に基づいて前記マニピュレータの動作を制
御するマニピュレータ制御手段とを備えたことを特徴と
する宇宙ロボット。
【請求項２】前記推進力制御手段が、前記宇宙ロボット
を回転している目標物に対して所定の方向に高速で移動
させ、予め設定された位置に近づいたとき、前記マニピ
ュレータが手先誘導を開始し、前記目標物の所定の部分
を把持するように制御されることを特徴とする請求項１
に記載の宇宙ロボット。
【請求項３】母機から切り離され、該母機の近傍を飛行
して目標物に接近し該目標物に対して所定のサービスを
実行することが可能な、柔軟付加物を有しない近傍飛行
型宇宙ロボットを用いた宇宙機動作業システムであっ
て、該宇宙ロボットが目標物に対して行うサービスに関する
指令を受信する指令受信手段と、該宇宙ロボットの位置
情報を検出する位置情報検出手段と、前記目標物に対し
て接近させ、及び／又は該目標物に対する姿勢を制御す
るための推進力を発生する推進力発生手段と、前記宇宙
ロボットの位置と前記目標物との相対位置に関する情報
を処理し、前記サービスを行うための必要な動作を決定
する演算手段と、前記演算結果に基づいて、前記推進力
発生手段に制御信号を出力する推進力制御手段と前記目
標物を取り扱うためのマニピュレータと、前記演算結果
に基づいて前記マニピュレータの動作を制御するマニピ
ュレータ制御手段とを有しており、複数の前記宇宙ロボットに所定のサービス信号を送信し
て、複数の宇宙ロボットが協働して単一の目標物に対す
る処理を実行するようになったことを特徴とする宇宙機
動作業システム。