JP2017528374A - 衛星のためのドッキングシステムおよびドッキング方法 - Google Patents
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Abstract
Description
グリッピングエンドをそれぞれ備える少なくとも2つのグリッピングアームを、アーム間の距離がサービスを受ける衛星のターゲット部分のサイズに比べて大きくなるように展開し、サービス衛星がサービスを受ける衛星に接近するように推進ユニットを駆動し、グリッピングエンドがサービスを受ける衛星のターゲット部分を捕獲して把持するまでグリッピングアームを閉じる、ドッキング方法が提供される。
なお、本発明、すなわち、本発明の対象、特徴、および利点とともに機構や動作方法は、
添付の図面とともに後述の説明を参照することによってより理解することが可能である。
・サービス衛星の円対称のドッキングシステムは、サービスを受ける衛星の天頂−天底(Ze−Na)軸に関連する。これは、サービスを受ける衛星の通常は円形であるインターフェースリング(IR)にドッキングすることによって実現される。これは、グリッピングアームのコラジアル(co−radial)な配置によって達成される(対称配置である必要はない)。また、サービス衛星は、任意の要求回転角(ヨー角)を安定に維持することができる。本発明の好ましい実施の形態によれば、グリッピングアームそれぞれは互いに独立して動作する。したがって、ドッキング中であっても、グリッピングアームを対称配置する必要はない。むしろ、コラジアルな、すなわち等距離のグリッピングアームにより、主に縦方向のZe−Na軸を中心とするサービスを受ける衛星とサービス衛星との間の任意の相対角度位置でドッキングや再ドッキングが可能になる。これは、例えば、リング上のグリッピングアームの把持をわずかに解除し、姿勢制御機構内のモーメンタムホイールによってサービスを受ける衛星に対してサービス衛星を回転させ、そして、サービスをうける衛星に対して所定のヨー角で新しい箇所をグリッピングアームが堅く把持することによって達成することができる。
・サービスを受ける衛星のZe−Na軸とサービス衛星のZe−Na軸との間には、特定の角度自由度が存在する。上述の一例のドッキングシステムにおいて、これは、その軸(サービスを受ける衛星のZe−Na軸に一致する軸)とサービス衛星のZe−Na軸との間の相対角度が小さくなってインターフェースリングに確実に取り付く所望の長さにグリッピングアームそれぞれの長さを設定することによって達成される。これはまた、別の傾動機構にスラスターを搭載することによって角度の自由度を得るなどのいくつかの別の方法によっても達成される。
Claims (47)
- 本体と、コントローラと、ドッキングユニットとを備えるサービス衛星であって、
ドッキングユニットが、
衛星本体に旋回可能に取り付けられた少なくとも2つの折り畳み可能で調整可能なグリッピングアームであって、グリッピングアームそれぞれが衛星本体に対して旋回可能であるものと、
グリッピングアームそれぞれの自由端に設けられたグリッピングエンドであって、軌道衛星のターゲット部分を捕獲して把持するように適合して構成されているものと、を有し、
グリッピングアームそれぞれが、コントローラによって別々に制御可能であり、
コントローラが、アームの動きを連動させる、サービス衛星。 - ターゲット部分が、打ち上げロケットに接続するためのインターフェースリングである、請求項1に記載のサービス衛星。
- グリッピングエンドそれぞれが、ターゲット部分を把持するためのくぼみ部を含んでいる、請求項1または2に記載のサービス衛星。
- くぼみ部に配置されたターゲット部分センサを有する、請求項3に記載のサービス衛星。
- コントローラが、ターゲット部分を把持するために互いに所定の距離離れている把持位置に移動するように、アームを駆動するように構成されている、請求項1から4のいずれか一項に記載のサービス衛星。
- グリッピングエンドが、くぼみ部に取り付けられたばね荷重ガイドフックを含み、
フックが、ターゲット部分を捕獲して把持するために、ターゲット部分に係合してグリッピングエンドのくぼみ部にガイドするように適合して構成されている、請求項3に記載のサービス衛星。 - 3つの直交平面においてグリッピングアームとグリッピングエンドとの間の相対角度が三つの自由度を持つように、グリッピングエンドが球体ジョイントを介してグリッピングアームに取り付けられている、請求項1から6のいずれか一項に記載のサービス衛星。
- アームそれぞれが、衛星本体に旋回可能に取り付けられた複数のバーのリンク機構からなり、
複数のバーのリンク機構が、グリップエンドで終端する作動ロッドと、コントローラに接続されたモータとを含んでいる、請求項1から7のいずれか一項に記載のサービス衛星。 - 複数のバーのリンク機構が、衛星本体に旋回可能に取り付けられた第1および第2のクランクと、
一端で旋回可能に第1のクランクに旋回可能に取り付けられ、異なる部分で第2のクランクに旋回可能に取り付けられた作動ロッドと、
1つのピボット上のモータとを含んでいる、請求項8に記載のサービス衛星。 - 作動ロッドが、衛星本体に固定された固定ロッドに旋回可能に取り付けられている、請求項8または9に記載のサービス衛星。
- グリッピングユニットが、メインスラスターとは反対側のサービス衛星の面に取り付けられている、請求項1から10のいずれか一項に記載のサービス衛星。
- グリップエンドのくぼみ部の形状が、中央部の大きなギャップから両側の小さなギャップに向かって収束している、請求項3に記載のサービス衛星。
- 本体と、コントローラと、推進ユニットとを備えるサービス衛星であって、
推進ユニットが、
サービス衛星本体の天底側端に隣接するように取り付けられた第1のスラスター、および、バランススラスターアームに取り付けられ、第1のスラスターから離れ、且つ第1のスラスターとは異なる方向に向いているバランススラスターを含んでいるメイン推進システムと、
第1のスラスターとバランススラスター用の推進剤と、
スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するように、スラスターを位置決めする手段とを含んでいる、サービス衛星。 - バランススラスターが、スイベルアームに取り付けられ、飛行方向に推進するための第1の位置とステーションキーピングのための第2の位置との2つの位置の1つを選択するように構成されている、請求項13に記載のサービス衛星。
- メイン推進システムが、飛行方向に推進するために衛星の天頂側端に配置された第3のスラスターを含んでいる、請求項13または14に記載のサービス衛星。
- 第1、第2、および第3のスラスターが、実質的に同時に噴射するように構成されている、請求項15に記載のサービス衛星。
- サービス衛星の本体を中心にして配置された複数の電気推進スラスターを含む第2の推進システムを有する、請求項13から16のいずれか一項に記載のサービス衛星。
- 第1のスラスターとバランススラスターとが電気推進スラスターであり、
サービス衛星が、電気エネルギーをスラスターに供給し、且つ衛星本体に比べて実質的に大きいソーラーパネルアレイを含んでいる、請求項13から17のいずれか一項に記載のサービス衛星。 - バランススラスターアームが収容可能で且つ展開可能である、請求項13から19のいずれか一項に記載のサービス衛星。
- スラスターが、電気スラスター、イオンスラスター、抵抗ジェットスラスターのグループから選択されている、請求項13から16のいずれか一項に記載のサービス衛星。
- サービスを受ける衛星に対してサービスを行うサービス衛星であって、
収容可能で且つ展開可能な推進ユニットと、
収容可能で且つ展開可能なドッキングユニットと、
収容可能で且つ展開可能なソーラーパネルと、
収容可能で展開可能なブーム上の通信アンテナと、
推進ユニット、ドッキングユニット、ソーラーパネル、および通信ブームが取り付けられた衛星本体と、
本体内の制御ユニットとを有し、
収容状態の推進ユニット、収容状態のドッキングユニット、収容状態のソーラーパネル、および収容状態の通信ブームを備える衛星の容積および質量が、商業用補助ペイロードの容積および質量の定義の基準に準拠している、サービス衛星。 - 衛星の容積および質量が、EELV補助ペイロードアダプタ(ESPA)またはAQUILAの基準に準拠している、請求項21に記載のサービス衛星。
- ドッキングユニットが、
少なくとも2つの展開可能なグリッピングアームと、
グリッピングアームそれぞれの自由端に設けられ、サービスを受ける衛星のターゲット部分を捕獲して把持するように適合して構成されているグリッピングエンドとを含んでいる、請求項21に記載のサービス衛星。 - 推進ユニットが、第1および第2のスラスターを含み、
第1のスラスターが衛星本体に搭載され、
第2のスラスターが衛星本体から離れて設けられている、請求項21から23のいずれか一項に記載のサービス衛星。 - 第2のスラスターが、展開可能なバランススラスターブームに取り付けられている、請求項24に記載のサービス衛星。
- 推進ユニットが、
サービス衛星本体の天底端に隣接するように取り付けられた第1のスラスターと、
バランススラスターアームに取り付けられ、第1のスラスターから離れ、且つ第1のスラスターとは異なる方向に向いているバランススラスターと、
サービス衛星本体の天頂端に取り付けられた推進スラスターと、
スラスター用の推進剤と、
スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するように、スラスターを位置決めする手段とを含んでいる、請求項21から23のいずれか一項に記載のサービス衛星。 - サービスを受ける衛星へのサービス衛星のドッキング方法であって、
サービスを受ける衛星から離れたランデブー位置にサービス衛星を移動させ、
グリッピングエンドをそれぞれ備える少なくとも2つのグリッピングアームを、アーム間の距離がサービスを受ける衛星のターゲット部分のサイズに比べて大きくなるように展開し、
サービス衛星がサービスを受ける衛星に接近するように推進ユニットを駆動し、
グリッピングエンドがサービスを受ける衛星のターゲット部分を捕獲して把持するまで、グリッピングアームを閉じる、ドッキング方法。 - 接近ステップが、サービス衛星とサービスを受ける衛星との間が所定の角度オフセット(ヨー角)で、サービスを受ける衛星に接近することを含んでいる、請求項27に記載のドッキング方法。
- 捕獲ステップが、ばね荷重フックによってグリッピングエンドをターゲット部分にガイドし、そのフックによってターゲット部分を捕獲してグリッピングエンドによってターゲット部分を把持することを含んでいる、請求項27または28に記載のドッキング方法。
- グリッピングアームを展開するおよび閉じるステップが、グリッピングアーム内のモータを駆動することを含んでいる、請求項27から29のいずれか一項に記載のドッキング方法。
- 把持するステップが、グリッピングエンドとグリッピングアームとの間の角度を自己調整することを含んでいる、請求項27から30のいずれか一項に記載のドッキング方法。
- ドッキング方法が非貫入式である、請求項27から31のいずれか一項に記載のドッキング方法。
- 軌道内のサービスを受ける衛星を3つの垂直平面N/S、E/W、Ze/Naを定義する経度位置に推進する推進方法であって、
コントローラを備えるサービス衛星をサービスを受ける衛星にドッキングし、
第1のスラスターを所定の時間第1の方向に噴射するように作動させ、
第1のスラスターから離れて設けられているバランススラスターを、N/SまたはE/Wから選択された平面でステーションキーピングするために、所定の時間第2の方向に噴射するように作動させ、
スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するように、スラスターを位置調整する、推進方法。 - ドッキングステップの前に、所定のヨー角になるまで、サービスを受ける衛星に対してサービス衛星を回転させることを含んでいる、請求項33に記載の推進方法。
- ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とを飛行方向に推進する第3のスラスターを作動させることを含んでいる、請求項33または34に記載の推進方法。
- 同時に噴射するように第1のスラスターとバランススラスターを作動させることを含んでいる、請求項33から35のいずれか一項に記載の推進方法。
- 単一平面で、同時に噴射するように、第1のスラスター、バランススラスター、および第3のスラスターを作動させる、請求項35に記載の推進方法。
- 位置調整のステップが、スラストベクトルが重力の結合中心(jCoG)を通過するようにスラスターを位置決めするために、サービスを受ける衛星のZe−Na軸とサービス衛星のZe−Na軸との間の相対角度が小さくなるように、グリッピングアームそれぞれのリーチを所定の長さに設定することを含んでいる、請求項35から37のいずれか一項に記載の推進方法。
- 位置調整のステップが、スラスターベクトルが重力の結合中心(jCoG)を通過するように、スラスターの位置決めのための角度自由度を提供する独立した傾動機構にスラスターを設けることを含んでいる、請求項33から38のいずれか一項に記載の推進方法。
- サービスを受ける衛星のターゲット部分に対するサービス衛星のグリッピングアームの把持を解除し、
南北補正と東西補正を組み合わせて同時に実行するように複数のスラスターを通過する平面を傾けるために選択されたヨー角まで、サービスを受ける衛星に対してサービス衛星を縦軸周りに回転させ、
サービスを受ける衛星のターゲット部分を把持するようにグリッピングアームを閉じる、請求項33から39のいずれか一項に記載の推進方法。 - ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星のスラスト方向を変更し、
変更された飛行方向にドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とを推進させるスラストベクトルを発生させるスラスターを噴射させ、
スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するように、スラスターを位置調整し、
ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とが所望の軌道位置に到達したときに、サービスを受ける衛星のリオービットを実行するために、サービスを受ける衛星とサービス衛星とを切り離す、請求項33に記載の推進方法。 - ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星のスラスト方向を変更し、
変更された方向にドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とを推進させるスラストベクトルを発生させるスラスターを噴射させ、
スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するように、スラスターを位置調整し、
ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とが所望の経度に到着したときに、ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とが減速するようにサービス衛星のスラスターを噴射させ、
落下軌道に到着したときに、サービスを受ける衛星のリオービットを実行するために、サービスを受ける衛星からサービス衛星を切り離す、請求項33に記載の推進方法。 - スラスト方向の変更ステップが、サービスを受ける衛星のモーメントホイールを作動させることによって変更することを含んでいる、請求項41または42に記載の推進方法。
- スラスト方向の変更ステップが、サービス衛星本体を中心にして配置された複数のスラスターによって変更することを含んでいる、請求項41または42に記載の推進方法。
- 第2のスラスターが、スイベルアームに取り付けられ、飛行方向に推進するための第1の位置とステーションキーピングのための第2の位置との2つの位置の1つを選択するように構成されている、請求項33に記載の推進方法。
- サービス衛星が、一年を通じて飛行方向にスラストするために、半年ごとに180°のヨー角で回転する、請求項33に記載の推進方法。
- サービス衛星のスラスターの作動タイミングが、交点の一方であって、半年間は昇交点に近いときであり、または、半年間は降交点に近いときである、請求項33に記載の推進方法。
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