JP2676243B2 - ドツキング機構 - Google Patents
ドツキング機構Info
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- JP2676243B2 JP2676243B2 JP64001117A JP111789A JP2676243B2 JP 2676243 B2 JP2676243 B2 JP 2676243B2 JP 64001117 A JP64001117 A JP 64001117A JP 111789 A JP111789 A JP 111789A JP 2676243 B2 JP2676243 B2 JP 2676243B2
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- JP
- Japan
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- spacecraft
- extension mechanism
- fixed
- extension
- plate
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Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 title claims description 74
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 title claims description 13
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 9
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 9
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 9
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 claims 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process 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)
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は，人工衛星，宇宙ステーシヨン，宇宙プラ
ツトフオーム等の宇宙機に取付けられるドツキング機構
に関するものである。
ツトフオーム等の宇宙機に取付けられるドツキング機構
に関するものである。
第３図は従来のドツキング機構の構成例を示す。図に
おいて，（１）は第１の宇宙機（以下宇宙機ａとい
う。），（２）は第２の宇宙機（以下宇宙機ｂとい
う。），（３）はボールエンド，（４）はダンパ，（5
a）はばね，（６）は宇宙機ａ（１）に取り付けられ，
ボールエンド（３），ダンパ（４），ばね（5a）により
構成される緩衝機構，（７）は緩衝機構（６）に取付け
られた伸展機構，（８）は宇宙機ｂ（１）の端面及び伸
展機構（７）の先端に取り付けられた一組の捕獲機構，
（９）は宇宙機ａ及び宇宙機ｂの端面に取り付けられた
一組の結合機構である。
おいて，（１）は第１の宇宙機（以下宇宙機ａとい
う。），（２）は第２の宇宙機（以下宇宙機ｂとい
う。），（３）はボールエンド，（４）はダンパ，（5
a）はばね，（６）は宇宙機ａ（１）に取り付けられ，
ボールエンド（３），ダンパ（４），ばね（5a）により
構成される緩衝機構，（７）は緩衝機構（６）に取付け
られた伸展機構，（８）は宇宙機ｂ（１）の端面及び伸
展機構（７）の先端に取り付けられた一組の捕獲機構，
（９）は宇宙機ａ及び宇宙機ｂの端面に取り付けられた
一組の結合機構である。
従来のドツキング機構は上記のように構成され，個々
別々に飛行する宇宙機ａ（１）と宇宙機ｂ（２）が接近
後伸展機構（７）を伸展することにより一組の捕獲機構
（８）が接触，連結され，伸展機構（７）を引き込むこ
とにより更に相対距離を縮め，一組の結合機構（９）が
動作した後に宇宙機ａ（１）,b（２）は結合状態とな
る。この捕獲機構（８）の連結時と伸展機構（７）の引
き込み時と結合機構（９）の結合時においてダンパ
（４）とばね（5a）に変位が発生することにより緩衝機
構（６）が作用し，宇宙機ａ（１）,b（２）の接触衝撃
荷重を小さくすると共に両者の位置ずれを小さくする。
別々に飛行する宇宙機ａ（１）と宇宙機ｂ（２）が接近
後伸展機構（７）を伸展することにより一組の捕獲機構
（８）が接触，連結され，伸展機構（７）を引き込むこ
とにより更に相対距離を縮め，一組の結合機構（９）が
動作した後に宇宙機ａ（１）,b（２）は結合状態とな
る。この捕獲機構（８）の連結時と伸展機構（７）の引
き込み時と結合機構（９）の結合時においてダンパ
（４）とばね（5a）に変位が発生することにより緩衝機
構（６）が作用し，宇宙機ａ（１）,b（２）の接触衝撃
荷重を小さくすると共に両者の位置ずれを小さくする。
上記のように構成される従来のドツキング機構におい
ては緩衝機構（６）がボールエンド（３）を回転中心と
した回転自由度のみを有するため，並進方向の接触衝撃
荷重を小さくできないという問題点があつた。また伸展
機構（７）をボールエンド（３）の位置で支持するた
め，宇宙機ａ（１）の端面から離れた位置に支持点を有
する必要があり，宇宙機ａ（１）の構造が複雑で，かつ
重量が大きくなるという問題点があつた。また伸展機構
（７）を長手方向の片側で支持するため振動荷重に耐え
るのに必要な剛性確保が難かしいという問題点があつ
た。この発明はかかる問題点を解決するためになされた
ものであり，伸展機構を支持する緩衝機構が回転自由度
に加えて並進自由度を有し，しかも宇宙機ａの端面に支
持点がありかつ伸展機構の長手方向の中心付近を支持で
きるようなドツキング機構を実現することを目的とす
る。
ては緩衝機構（６）がボールエンド（３）を回転中心と
した回転自由度のみを有するため，並進方向の接触衝撃
荷重を小さくできないという問題点があつた。また伸展
機構（７）をボールエンド（３）の位置で支持するた
め，宇宙機ａ（１）の端面から離れた位置に支持点を有
する必要があり，宇宙機ａ（１）の構造が複雑で，かつ
重量が大きくなるという問題点があつた。また伸展機構
（７）を長手方向の片側で支持するため振動荷重に耐え
るのに必要な剛性確保が難かしいという問題点があつ
た。この発明はかかる問題点を解決するためになされた
ものであり，伸展機構を支持する緩衝機構が回転自由度
に加えて並進自由度を有し，しかも宇宙機ａの端面に支
持点がありかつ伸展機構の長手方向の中心付近を支持で
きるようなドツキング機構を実現することを目的とす
る。
この発明によるドツキング機構は，緩衝機構として固
定側は宇宙機ａの端面に，可動側は伸展機構にそれぞれ
固定され，可動側と固定側の間に，両者を結合する複数
の板ばねとダンパにより構成される緩衝機構を有してい
る。
定側は宇宙機ａの端面に，可動側は伸展機構にそれぞれ
固定され，可動側と固定側の間に，両者を結合する複数
の板ばねとダンパにより構成される緩衝機構を有してい
る。
この発明によれば，伸展機構に外力が加わると，緩衝
機構の可動側と固定側にそれぞれ固定された複数の板ば
ねが弾性変形をするので緩衝機構は回転自由度に加えて
並進自由度を有する。しかも宇宙機ａの端面に保持点が
ありかつ伸展機構の長手方向の中心付近を支持できる。
機構の可動側と固定側にそれぞれ固定された複数の板ば
ねが弾性変形をするので緩衝機構は回転自由度に加えて
並進自由度を有する。しかも宇宙機ａの端面に保持点が
ありかつ伸展機構の長手方向の中心付近を支持できる。
第１図はこの発明の１実施例を示す図である。図にお
いて，（１）は宇宙機a,（２）は宇宙機b,（４）はダン
パ，（5b）は板ばね，（６）は固定側が宇宙機ａ（１）
の端面に固定され，可動側と固定側を結合する複数の板
ばね（5b）とダンパ（４）により構成される緩衝機構，
（７）は緩衝機構（６）の可動側に取付けられた伸展機
構，（８）は宇宙機ａ（１）の端面及び伸展機構（７）
の先端に取り付けられた一組の捕獲機構，（９）は宇宙
機ａ（１）及び宇宙機ｂ（２）の端面に取り付けられた
一組の結合機構である。
いて，（１）は宇宙機a,（２）は宇宙機b,（４）はダン
パ，（5b）は板ばね，（６）は固定側が宇宙機ａ（１）
の端面に固定され，可動側と固定側を結合する複数の板
ばね（5b）とダンパ（４）により構成される緩衝機構，
（７）は緩衝機構（６）の可動側に取付けられた伸展機
構，（８）は宇宙機ａ（１）の端面及び伸展機構（７）
の先端に取り付けられた一組の捕獲機構，（９）は宇宙
機ａ（１）及び宇宙機ｂ（２）の端面に取り付けられた
一組の結合機構である。
第２図（ａ）はこの発明による緩衝機構（６）の１構
成例を示す図である。
成例を示す図である。
図において，（４），（5b），（７）は第１図と同様
であり，（10）は中央部に伸展機構（７）が貫通できる
大きさの穴を有する固定側プレート，（11）は中央部に
伸展機構（７）が貫通できる大きさの穴を有し，ダンパ
（４）とＸ字型に交差する２枚の板ばね（5b）により固
定側プレート（10）に結合された中継プレート，（12）
は中央部に伸展機構（７）が貫通できる大きさの穴を有
しダンパ（４）とＸ字型に交差する２枚の板ばね（5b）
により中継プレート（11）に結合された可動側プレート
である。第2b図は第２図（ａ）に示す緩衝機構（６）の
動作説明図であり，（４），（5b），（10），（11），
（12）は第２図（ａ）の同様である。第２図（ｂ）にお
いて，可動プレート（12）に外力が加わると板ばね（5
b）が弾性変位し，ダンパ（４）は長手方向に伸縮する
ので，緩衝機構（６）は回転自由度と並進自由度を有す
ることになる。また緩衝機構（６）の中央部に伸展機構
（７）を貫通させることができるので，固定側プレート
（10）を宇宙機ａ（１）の端面に固定し，かつ伸展機構
（７）の長手方向中心付近を可動プレート（12）で固定
することが可能である。
であり，（10）は中央部に伸展機構（７）が貫通できる
大きさの穴を有する固定側プレート，（11）は中央部に
伸展機構（７）が貫通できる大きさの穴を有し，ダンパ
（４）とＸ字型に交差する２枚の板ばね（5b）により固
定側プレート（10）に結合された中継プレート，（12）
は中央部に伸展機構（７）が貫通できる大きさの穴を有
しダンパ（４）とＸ字型に交差する２枚の板ばね（5b）
により中継プレート（11）に結合された可動側プレート
である。第2b図は第２図（ａ）に示す緩衝機構（６）の
動作説明図であり，（４），（5b），（10），（11），
（12）は第２図（ａ）の同様である。第２図（ｂ）にお
いて，可動プレート（12）に外力が加わると板ばね（5
b）が弾性変位し，ダンパ（４）は長手方向に伸縮する
ので，緩衝機構（６）は回転自由度と並進自由度を有す
ることになる。また緩衝機構（６）の中央部に伸展機構
（７）を貫通させることができるので，固定側プレート
（10）を宇宙機ａ（１）の端面に固定し，かつ伸展機構
（７）の長手方向中心付近を可動プレート（12）で固定
することが可能である。
この発明によるドツキング機構によれば，伸展機構を
支持する緩衝機構が回転自由度に加えて並進自由度を有
し，しかも宇宙機ａの端面に支持点があり，かつ伸展機
構の長手方向の中心付近を支持できるようなドツキング
機構を実現できるという効果がある。
支持する緩衝機構が回転自由度に加えて並進自由度を有
し，しかも宇宙機ａの端面に支持点があり，かつ伸展機
構の長手方向の中心付近を支持できるようなドツキング
機構を実現できるという効果がある。
第１図はこの発明によるドツキング機構の１実施例を示
す図，第２図（ａ）はこの発明による緩衝機構の１構成
例を示す図，第２図（ｂ）はこの発明による緩衝機構の
動作説明図，第３図は従来のドツキング機構の１実施例
を示す図である。 図において，（１）は宇宙機a,（２）は宇宙機b,（３）
はボールエンド，（４）はダンパ，（5a）はばね，（5
b）は板ばね，（６）は緩衝機構，（７）は伸展機構，
（８）は捕獲機構，（９）は結合機構，（10）は固定側
プレート，（11）は中継プレート，（12）は可動側プレ
ートである。 なお，図中同一符号は同一部分を示す。
す図，第２図（ａ）はこの発明による緩衝機構の１構成
例を示す図，第２図（ｂ）はこの発明による緩衝機構の
動作説明図，第３図は従来のドツキング機構の１実施例
を示す図である。 図において，（１）は宇宙機a,（２）は宇宙機b,（３）
はボールエンド，（４）はダンパ，（5a）はばね，（5
b）は板ばね，（６）は緩衝機構，（７）は伸展機構，
（８）は捕獲機構，（９）は結合機構，（10）は固定側
プレート，（11）は中継プレート，（12）は可動側プレ
ートである。 なお，図中同一符号は同一部分を示す。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 道岡 英一 神奈川県鎌倉市上町屋325番地 三菱電 機株式会社鎌倉製作所内 (72)発明者 岸本 健 神奈川県鎌倉市上町屋325番地 三菱電 機株式会社鎌倉製作所内 (72)発明者 幸山 彰夫 神奈川県鎌倉市上町屋730番地 三菱電 機エンジニアリング株式会社鎌倉事業所 内 (56)参考文献 実開 平２−78500（ＪＰ，Ｕ) 米国特許4177964（ＵＳ，Ａ) 米国特許4809936（ＵＳ，Ａ)
Claims (1)
- 【請求項１】第１の宇宙機に設けられ、第１の宇宙機と
第２の宇宙機とのドッキングの際に伸展する伸展機構
と、上記伸展機構の開放端と上記第２の宇宙機に設けら
れ、互いに接触して連結する一組の捕獲機構と、上記第
１、第２の宇宙機の対向面にそれぞれ設けられ、上記一
組の捕獲機構の連結後、第１、第２の宇宙機を結合する
ための結合機構と、第１の宇宙機本体と伸展機構の間に
設けられ、両者間を結合する緩衝機構とを備えたドッキ
ング機構において、上記緩衝機構として第１の宇宙機構
本体に固定される固定側プレート、伸展機構に固定され
る可動側プレート、第１の宇宙機と伸展機構のいずれに
も固定されない中継プレート、上記固定側プレートと中
継プレートを結合し、Ｘ字型に交差する２枚以上の板ば
ね、及び可動側プレートと中継プレートを結合し、Ｘ字
型に交差する２枚以上の板ばね、固定側プレートと可動
側プレートを結合するダンパにより構成される緩衝機構
を具備したことを特徴とするドッキング機構。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP64001117A JP2676243B2 (ja) | 1989-01-06 | 1989-01-06 | ドツキング機構 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP64001117A JP2676243B2 (ja) | 1989-01-06 | 1989-01-06 | ドツキング機構 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02182599A JPH02182599A (ja) | 1990-07-17 |
| JP2676243B2 true JP2676243B2 (ja) | 1997-11-12 |
Family
ID=11492516
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP64001117A Expired - Fee Related JP2676243B2 (ja) | 1989-01-06 | 1989-01-06 | ドツキング機構 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2676243B2 (ja) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105691638B (zh) * | 2015-12-29 | 2018-01-09 | 哈尔滨工业大学 | 对接装置的缓冲机构 |
| CN117262238A (zh) | 2017-07-21 | 2023-12-22 | 诺思路·格鲁曼系统公司 | 航天器服务装置及相关组件、系统和方法 |
| CN109502045B (zh) * | 2019-01-08 | 2023-12-19 | 航天科工哈尔滨风华有限公司 | 一种自适应复位可调柔性支撑机构 |
| SG11202107381PA (en) | 2019-01-15 | 2021-08-30 | Northrop Grumman Systems Corp | Spacecraft servicing devices and related assemblies, systems, and methods |
| US11827386B2 (en) * | 2020-05-04 | 2023-11-28 | Northrop Grumman Systems Corporation | Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4177964A (en) | 1978-09-08 | 1979-12-11 | General Dynamics Corporation | Docking system for space structures |
| US4809936A (en) | 1987-10-08 | 1989-03-07 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Space module assembly apparatus with docking alignment flexibility and restraint |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0278500U (ja) * | 1988-12-07 | 1990-06-15 |
-
1989
- 1989-01-06 JP JP64001117A patent/JP2676243B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4177964A (en) | 1978-09-08 | 1979-12-11 | General Dynamics Corporation | Docking system for space structures |
| US4809936A (en) | 1987-10-08 | 1989-03-07 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Space module assembly apparatus with docking alignment flexibility and restraint |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH02182599A (ja) | 1990-07-17 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
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