JP2671570B2 - 宇宙機用構造体のドッキング用制動装置 - Google Patents
宇宙機用構造体のドッキング用制動装置Info
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- JP2671570B2 JP2671570B2 JP2172473A JP17247390A JP2671570B2 JP 2671570 B2 JP2671570 B2 JP 2671570B2 JP 2172473 A JP2172473 A JP 2172473A JP 17247390 A JP17247390 A JP 17247390A JP 2671570 B2 JP2671570 B2 JP 2671570B2
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- piezoelectric actuator
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- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 title claims description 21
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 11
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 11
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 241000212342 Sium Species 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
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- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/646—Docking or rendezvous systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
- Braking Arrangements (AREA)
Description
（産業上の利用分野） この発明は、例えば、地球周回軌道上の宇宙機用構造
体に、他の宇宙機用構造体をドッキングさせる際に利用
する宇宙機用構造体のドッキング用制動装置に関するも
のである。 （従来の技術） 従来、この種の宇宙機用構造体のドッキング用制動装
置の基本的構成としては、第５図に示すように、一方の
宇宙機用構造体Ａと、他方の宇宙機用構造体Ｂが接触す
るインターフェイスプレートＣとの間に、ドッキング時
の衝撃を吸収するばねＤおよびダッシュポットＥを介装
したものがあった。 ところが、実際には、他方の宇宙機用構造体Ｂの質量
や速度がドッキング毎に変わることが考えられるため、
一定の緩衝機能を有するばねＤおよびダッシュポットＥ
だけでは最適の制御ができない。 そこで、流体圧アクチュエータや電動モータなどを用
いた可変機構を設けて、ばねＤやダッシュポットＥの緩
衝機能を変化させるように制御するものが提案されてい
た。NASA CP−2506“22nd Aerospace Mechanisms Sympo
sium"May 4−6,1988の第325頁〜第340頁。 （発明が解決しようとする課題） しかしながら、上記従来の宇宙機用構造体のドッキン
グ用制動装置は、構造が複雑であって、流体圧アクチュ
エータを用いる場合にはシーリングに要する構成によっ
て構造が一段と複雑化し、電動モータを用いる場合には
消費電力が増大するという不具合があり、これらの不具
合を解決することが課題になっていた。 （発明の目的） この目的は、上記したような課題に着目して成された
ものであり、構造の簡略化や消費電力の節約などを実現
することができる宇宙機用構造体のドッキング用制動装
置を提供することを目的としている。
体に、他の宇宙機用構造体をドッキングさせる際に利用
する宇宙機用構造体のドッキング用制動装置に関するも
のである。 （従来の技術） 従来、この種の宇宙機用構造体のドッキング用制動装
置の基本的構成としては、第５図に示すように、一方の
宇宙機用構造体Ａと、他方の宇宙機用構造体Ｂが接触す
るインターフェイスプレートＣとの間に、ドッキング時
の衝撃を吸収するばねＤおよびダッシュポットＥを介装
したものがあった。 ところが、実際には、他方の宇宙機用構造体Ｂの質量
や速度がドッキング毎に変わることが考えられるため、
一定の緩衝機能を有するばねＤおよびダッシュポットＥ
だけでは最適の制御ができない。 そこで、流体圧アクチュエータや電動モータなどを用
いた可変機構を設けて、ばねＤやダッシュポットＥの緩
衝機能を変化させるように制御するものが提案されてい
た。NASA CP−2506“22nd Aerospace Mechanisms Sympo
sium"May 4−6,1988の第325頁〜第340頁。 （発明が解決しようとする課題） しかしながら、上記従来の宇宙機用構造体のドッキン
グ用制動装置は、構造が複雑であって、流体圧アクチュ
エータを用いる場合にはシーリングに要する構成によっ
て構造が一段と複雑化し、電動モータを用いる場合には
消費電力が増大するという不具合があり、これらの不具
合を解決することが課題になっていた。 （発明の目的） この目的は、上記したような課題に着目して成された
ものであり、構造の簡略化や消費電力の節約などを実現
することができる宇宙機用構造体のドッキング用制動装
置を提供することを目的としている。
（課題を解決するための手段） この考案に係わる宇宙機用構造体のドッキング用制動
装置は、一方の宇宙機用構造体に、圧電アクチュエータ
により軸方向の剛性が変化する制動部材と、制動部材の
軸方向から接近した他方の宇宙機用構造体が接触するイ
ンターフェースプレートと、インターフェースプレート
への接触時に制動部材の軸方向に作用する力を検知する
力検知部と、力検知部からの信号に基づいて圧電アクチ
ュエータへの通電を断続させる制御手段を備え、制動部
材は、外筒と、外筒の内側に嵌入した内筒と、外筒およ
び内筒のいずれか一方を径方向に変形させて相手側に対
して接触離間させる圧電アクチュエータを備えており、
外筒および内筒のいずれか一方を一方の宇宙機用構造体
に連結すると共に、他方をインターフェースプレートに
連結した構成とし、上記構成をもって課題を解決するた
めの手段としている。 （発明の作用） この発明に係わる宇宙機用構造体のドッキング用制動
装置は、一方の宇宙機用構造体に対して他方の宇宙機用
構造体が近づいていく過程において、インターフェース
プレートに他方の宇宙機用構造体が接触すると、その接
触時に制動部材の軸方向に作用する力を力検知部で検知
し、力検知部からの信号に基づいて制御手段で圧電アク
チュエータに対する通電の遮断を行うことにより、圧電
アクチュエータを断続作動させて制動部材の外筒と内筒
を接触離間させ、前記制動部材の剛性を変化させる。つ
まり、軸方向に作用する力が所定の許容値以上である場
合には、制動部材の外筒と内筒を離間させて制動部材の
剛性を一旦低下させることにより、一方の宇宙機用構造
体に過大な力が加わらないようにし、こののち外筒と内
筒を接触させて制動部材の剛性を復帰させ、さらにその
後の力の変化に従って剛性の低下、剛性の復帰を繰返し
行うことにより、他方の宇宙機用構造体に制動をかける
こととなる。 （実施例） 以下、この発明の一実施例を第１図〜第３図に基いて
説明する。 すなわち、宇宙機用構造体のドッキング用制動装置
は、第１図に示すように、例えば地球周回軌道上の一方
の宇宙機用構造体（宇宙ステーションなど）Ａに、圧電
アクチュエータにより軸方向の剛性が変化する制動部材
１と、制動部材１の軸方向から接近した他方の宇宙機用
構造体（宇宙航空体など）Ｂが当接するインターフェー
スプレートＣと、インターフェースプレートＣへの接触
時に制動部材１の軸方向に作用する力を検知する力検知
部としての加速度センサー16と、加速度センサー16から
の信号に基づいて制動部材１の圧電アクチュエータへの
通電を断続させる制御手段２とを備えている。 この実施例における制動部材１は、第２図および第３
図に示すように、有底円筒形状の外筒11と、この外筒11
内に同軸状態で嵌入した内筒12と、外筒11を径方向に変
形させて内筒12に対して接触離間させる圧電アクチュエ
ータ15を備えている。 前記外筒11は、開口端面から軸方向に伸びるスリット
13を180度異なる二箇所に有すると共に、各スリット13
の両側にホルダー部14,14をそれぞれ有しており、前記
ホルダー部14,14に、スリット13を跨ぐようにして設け
た圧電アクチュエータ15の両端がねじ止めしてある。こ
の圧電アクチュエータ15は、例えば積層形圧電セラミッ
クスから成るものであって、電動モータ類に比べて消費
電力が少ないものであり、電圧が印荷されると図の上下
方向に伸びる。これにより、前記外筒11は、各圧電アク
チュエータ15,15に通電をすると、スリット13,13を拡げ
るようにして内径が図の上下方向に拡大されることとな
り、この際、内側に嵌合させた内筒12の接触面12aとの
間に10μｍ程度の隙間を形成する。 上記構成を備えた制動部材１は、一方の宇宙機用構造
体Ａに内筒12（または外筒11）を連結し、他方の宇宙機
用構造体Ｂが接触するインターフェイスプレートＣ側に
外筒11（または内筒12）を連結させている。 他方、この実施例における制御手段２は、制動部材１
の軸方向に作用する力を加速度として捉えるものであっ
て、インターフェイスプレートＣに取付けた加速度セン
サー16により検知した加速度の検出回路17、加速度と所
定の許容値とを比較した結果によって作動するリレー1
8、および制動部材１への通電を行う駆動回路19で構成
してある。 上記構成を備えた宇宙機用構造体のドッキング用制動
装置は、一方の宇宙機用構造体Ａに他方の宇宙機用構造
体Ｂが近づいていく過程において、インターフェイスプ
レートＣに他方の宇宙機用構造体Ｂが接触したところ
で、加速度センサー16および検出回路17によってインタ
ーフェイスプレートＣに生じた加速度を検出し、その
加速度が許容値以上である場合には、リレー18が作動
して、駆動回路19から制動部材１の圧電アクチュエータ
15に通電を行う。これにより、制動部材１は、外筒11の
内形が拡大されて内筒12が軸方向に摺動可能となり、全
体として剛性が低下した状態になって、一方の宇宙機用
構造体Ａに過大な力が加わるのを防止する。 また、当該宇宙機用構造体のドッキング用制動装置
は、一定時間の通電後、これを遮断することによって外
筒11と内筒12を接触させて制動部材１の剛性を復帰さ
せ、さらにその後の加速度を検出してフィードバックさ
せるようにし、加速度の変化に従って剛性の低下、剛性
の復帰を繰返し行う。これにより、制動部材１の動作と
しては、外筒11と内筒12が互いに摩擦を受けながら滑る
状態となり、他方の宇宙機用構造体Ｂに制動をかけるこ
ととなる。 このように、当該宇宙機用構造体のドッキング用制動
装置は、構造が非常にシンプルであり、しかも、加速度
（力）の大きさに応じた制御で制動をかけることから、
他方の宇宙機用構造体Ｂの質量や速度が異なる場合にも
充分対処し得るものであり、このほか、ドッキング後に
おける振動の制御を行うことも可能である。なお、制動
部材の詳細な構造は、この実施例に限定されることな
く、適宜変更することがあることはいうまでもない。 第４図はこの発明の他の実施例を説明する図である。 この実施例では、制動部材１の軸方向に作用する力を
検知する力検知部として、一方の宇宙機用構造体Ａと制
動部材１の間に介装されたロードセル20を用いており、
制御手段22は、ロードセル20で検知した荷重の検出回路
21、リレー18、および駆動回路19で構成されており、ロ
ードセル20および検出回路21によって検出された荷重が
許容値以上である場合に、リレー18が作動して駆動回路
19から制動部材１の電圧アクチュエータ（第２図および
第３図参照）に通電を行うようになっている。このよう
な制御手段22を備えた宇宙機用構造体のドッキング用制
動装置においても、先の実施例と同様の効果を得ること
ができる。
装置は、一方の宇宙機用構造体に、圧電アクチュエータ
により軸方向の剛性が変化する制動部材と、制動部材の
軸方向から接近した他方の宇宙機用構造体が接触するイ
ンターフェースプレートと、インターフェースプレート
への接触時に制動部材の軸方向に作用する力を検知する
力検知部と、力検知部からの信号に基づいて圧電アクチ
ュエータへの通電を断続させる制御手段を備え、制動部
材は、外筒と、外筒の内側に嵌入した内筒と、外筒およ
び内筒のいずれか一方を径方向に変形させて相手側に対
して接触離間させる圧電アクチュエータを備えており、
外筒および内筒のいずれか一方を一方の宇宙機用構造体
に連結すると共に、他方をインターフェースプレートに
連結した構成とし、上記構成をもって課題を解決するた
めの手段としている。 （発明の作用） この発明に係わる宇宙機用構造体のドッキング用制動
装置は、一方の宇宙機用構造体に対して他方の宇宙機用
構造体が近づいていく過程において、インターフェース
プレートに他方の宇宙機用構造体が接触すると、その接
触時に制動部材の軸方向に作用する力を力検知部で検知
し、力検知部からの信号に基づいて制御手段で圧電アク
チュエータに対する通電の遮断を行うことにより、圧電
アクチュエータを断続作動させて制動部材の外筒と内筒
を接触離間させ、前記制動部材の剛性を変化させる。つ
まり、軸方向に作用する力が所定の許容値以上である場
合には、制動部材の外筒と内筒を離間させて制動部材の
剛性を一旦低下させることにより、一方の宇宙機用構造
体に過大な力が加わらないようにし、こののち外筒と内
筒を接触させて制動部材の剛性を復帰させ、さらにその
後の力の変化に従って剛性の低下、剛性の復帰を繰返し
行うことにより、他方の宇宙機用構造体に制動をかける
こととなる。 （実施例） 以下、この発明の一実施例を第１図〜第３図に基いて
説明する。 すなわち、宇宙機用構造体のドッキング用制動装置
は、第１図に示すように、例えば地球周回軌道上の一方
の宇宙機用構造体（宇宙ステーションなど）Ａに、圧電
アクチュエータにより軸方向の剛性が変化する制動部材
１と、制動部材１の軸方向から接近した他方の宇宙機用
構造体（宇宙航空体など）Ｂが当接するインターフェー
スプレートＣと、インターフェースプレートＣへの接触
時に制動部材１の軸方向に作用する力を検知する力検知
部としての加速度センサー16と、加速度センサー16から
の信号に基づいて制動部材１の圧電アクチュエータへの
通電を断続させる制御手段２とを備えている。 この実施例における制動部材１は、第２図および第３
図に示すように、有底円筒形状の外筒11と、この外筒11
内に同軸状態で嵌入した内筒12と、外筒11を径方向に変
形させて内筒12に対して接触離間させる圧電アクチュエ
ータ15を備えている。 前記外筒11は、開口端面から軸方向に伸びるスリット
13を180度異なる二箇所に有すると共に、各スリット13
の両側にホルダー部14,14をそれぞれ有しており、前記
ホルダー部14,14に、スリット13を跨ぐようにして設け
た圧電アクチュエータ15の両端がねじ止めしてある。こ
の圧電アクチュエータ15は、例えば積層形圧電セラミッ
クスから成るものであって、電動モータ類に比べて消費
電力が少ないものであり、電圧が印荷されると図の上下
方向に伸びる。これにより、前記外筒11は、各圧電アク
チュエータ15,15に通電をすると、スリット13,13を拡げ
るようにして内径が図の上下方向に拡大されることとな
り、この際、内側に嵌合させた内筒12の接触面12aとの
間に10μｍ程度の隙間を形成する。 上記構成を備えた制動部材１は、一方の宇宙機用構造
体Ａに内筒12（または外筒11）を連結し、他方の宇宙機
用構造体Ｂが接触するインターフェイスプレートＣ側に
外筒11（または内筒12）を連結させている。 他方、この実施例における制御手段２は、制動部材１
の軸方向に作用する力を加速度として捉えるものであっ
て、インターフェイスプレートＣに取付けた加速度セン
サー16により検知した加速度の検出回路17、加速度と所
定の許容値とを比較した結果によって作動するリレー1
8、および制動部材１への通電を行う駆動回路19で構成
してある。 上記構成を備えた宇宙機用構造体のドッキング用制動
装置は、一方の宇宙機用構造体Ａに他方の宇宙機用構造
体Ｂが近づいていく過程において、インターフェイスプ
レートＣに他方の宇宙機用構造体Ｂが接触したところ
で、加速度センサー16および検出回路17によってインタ
ーフェイスプレートＣに生じた加速度を検出し、その
加速度が許容値以上である場合には、リレー18が作動
して、駆動回路19から制動部材１の圧電アクチュエータ
15に通電を行う。これにより、制動部材１は、外筒11の
内形が拡大されて内筒12が軸方向に摺動可能となり、全
体として剛性が低下した状態になって、一方の宇宙機用
構造体Ａに過大な力が加わるのを防止する。 また、当該宇宙機用構造体のドッキング用制動装置
は、一定時間の通電後、これを遮断することによって外
筒11と内筒12を接触させて制動部材１の剛性を復帰さ
せ、さらにその後の加速度を検出してフィードバックさ
せるようにし、加速度の変化に従って剛性の低下、剛性
の復帰を繰返し行う。これにより、制動部材１の動作と
しては、外筒11と内筒12が互いに摩擦を受けながら滑る
状態となり、他方の宇宙機用構造体Ｂに制動をかけるこ
ととなる。 このように、当該宇宙機用構造体のドッキング用制動
装置は、構造が非常にシンプルであり、しかも、加速度
（力）の大きさに応じた制御で制動をかけることから、
他方の宇宙機用構造体Ｂの質量や速度が異なる場合にも
充分対処し得るものであり、このほか、ドッキング後に
おける振動の制御を行うことも可能である。なお、制動
部材の詳細な構造は、この実施例に限定されることな
く、適宜変更することがあることはいうまでもない。 第４図はこの発明の他の実施例を説明する図である。 この実施例では、制動部材１の軸方向に作用する力を
検知する力検知部として、一方の宇宙機用構造体Ａと制
動部材１の間に介装されたロードセル20を用いており、
制御手段22は、ロードセル20で検知した荷重の検出回路
21、リレー18、および駆動回路19で構成されており、ロ
ードセル20および検出回路21によって検出された荷重が
許容値以上である場合に、リレー18が作動して駆動回路
19から制動部材１の電圧アクチュエータ（第２図および
第３図参照）に通電を行うようになっている。このよう
な制御手段22を備えた宇宙機用構造体のドッキング用制
動装置においても、先の実施例と同様の効果を得ること
ができる。
以上説明してきたように、この発明の宇宙機用構造体
のドッキング用制動装置によれば、ばね、ダッシュポッ
ト、および緩衝機能を変化させる機構を備えた従来の装
置と比較すると、構造を著しく簡略化することができ、
しかも、ドッキングする宇宙機用構造体の質量や速度の
変化に対して最適の制御を行うことが可能であって信頼
性が高く、さらに、圧電アクチュエータの使用により、
電動モータ類の使用に比べて消費電力を大幅に節約する
ことができるという優れた効果を有する。
のドッキング用制動装置によれば、ばね、ダッシュポッ
ト、および緩衝機能を変化させる機構を備えた従来の装
置と比較すると、構造を著しく簡略化することができ、
しかも、ドッキングする宇宙機用構造体の質量や速度の
変化に対して最適の制御を行うことが可能であって信頼
性が高く、さらに、圧電アクチュエータの使用により、
電動モータ類の使用に比べて消費電力を大幅に節約する
ことができるという優れた効果を有する。
第１図はこの発明の一実施例における宇宙機用構造体の
ドッキング用制動装置の概略説明図、第２図は制動部材
を説明する断面図、第３図は第２図中のＩ−Ｉ線矢視に
基づく断面図、第４図はこの発明の他の実施例における
宇宙機用構造体のドッキング用制動装置の概略説明図、
第５図は従来における宇宙機用構造体のドッキング用制
動装置の概略説明図である。 Ａ……一方の宇宙機用構造体、Ｂ……他方の宇宙機用構
造体、Ｃ……インターフェースプレート、１……制動部
材、2,22……制御手段、11……外筒、12……内筒、15…
…圧電アクチュエータ、16……加速度センサー（力検知
部）、20……ロードセル（力検知部）。
ドッキング用制動装置の概略説明図、第２図は制動部材
を説明する断面図、第３図は第２図中のＩ−Ｉ線矢視に
基づく断面図、第４図はこの発明の他の実施例における
宇宙機用構造体のドッキング用制動装置の概略説明図、
第５図は従来における宇宙機用構造体のドッキング用制
動装置の概略説明図である。 Ａ……一方の宇宙機用構造体、Ｂ……他方の宇宙機用構
造体、Ｃ……インターフェースプレート、１……制動部
材、2,22……制御手段、11……外筒、12……内筒、15…
…圧電アクチュエータ、16……加速度センサー（力検知
部）、20……ロードセル（力検知部）。
Claims (1)
- 【請求項１】一方の宇宙機用構造体に、圧電アクチュエ
ータにより軸方向の剛性が変化する制動部材と、制動部
材の軸方向から接近した他方の宇宙機用構造体が接触す
るインターフェースプレートと、インターフェースプレ
ートへの接触時に制動部材の軸方向に作用する力を検知
する力検知部と、力検知部からの信号に基づいて圧電ア
クチュエータへの通電を断続させる制御手段を備え、制
動部材は、外筒と、外筒の内側に嵌入した内筒と、外筒
および内筒のいずれか一方を径方向に変形させて相手側
に対して接触離間させる圧電アクチュエータを備えてお
り、外筒および内筒のいずれか一方を一方の宇宙機用構
造体に連結すると共に、他方をインターフェースプレー
トに連結したことを特徴とする宇宙機用構造体のドッキ
ング用制動装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2172473A JP2671570B2 (ja) | 1990-06-29 | 1990-06-29 | 宇宙機用構造体のドッキング用制動装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2172473A JP2671570B2 (ja) | 1990-06-29 | 1990-06-29 | 宇宙機用構造体のドッキング用制動装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0459500A JPH0459500A (ja) | 1992-02-26 |
| JP2671570B2 true JP2671570B2 (ja) | 1997-10-29 |
Family
ID=15942642
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2172473A Expired - Lifetime JP2671570B2 (ja) | 1990-06-29 | 1990-06-29 | 宇宙機用構造体のドッキング用制動装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2671570B2 (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8305663B2 (en) | 2007-09-05 | 2012-11-06 | Ricoh Company, Limited | Signal generator, image reading device, and image forming apparatus |
| JP4898744B2 (ja) * | 2008-06-13 | 2012-03-21 | 白川 利久 | キャスクラック |
| JP5444795B2 (ja) | 2008-07-29 | 2014-03-19 | 株式会社リコー | 画像読み取り装置、画像形成装置、振幅調整方法、及びコンピュータプログラム |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63110979A (ja) * | 1986-10-28 | 1988-05-16 | Yokogawa Electric Corp | ブレ−キ装置 |
| JPS63149297A (ja) * | 1986-12-11 | 1988-06-22 | 日本電気株式会社 | 人工衛星の熱制御装置 |
| JP2952874B2 (ja) * | 1988-06-27 | 1999-09-27 | 株式会社島津製作所 | 構造物用位置決め装置 |
-
1990
- 1990-06-29 JP JP2172473A patent/JP2671570B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0459500A (ja) | 1992-02-26 |
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