JP3035324B2 - 衛星スピン軸変更方法 - Google Patents
衛星スピン軸変更方法Info
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- JP3035324B2 JP3035324B2 JP2232825A JP23282590A JP3035324B2 JP 3035324 B2 JP3035324 B2 JP 3035324B2 JP 2232825 A JP2232825 A JP 2232825A JP 23282590 A JP23282590 A JP 23282590A JP 3035324 B2 JP3035324 B2 JP 3035324B2
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は宇宙空間において、スピン衛星を用いて宇宙
空間に飛翔する他の衛星の軌道投入を行うための衛星ス
ピン軸変更方法に関するものである。
空間に飛翔する他の衛星の軌道投入を行うための衛星ス
ピン軸変更方法に関するものである。
現在宇宙空間において自ら姿勢変更能力及び軌道移行
能力を有しない衛星（以下ターゲット衛星と称す。）が
増加している。これらの衛星の軌道を変更するには、タ
ーゲット衛星を第８図に示すように他の衛星の姿勢変更
及び軌道投入能力（本衛星をサービス衛星と称す。）を
借りて行う方法が本出願の発明者の１人により発明され
ている（人工衛星の軌道変更方法及び軌道変更装置WO90
/01447）。
能力を有しない衛星（以下ターゲット衛星と称す。）が
増加している。これらの衛星の軌道を変更するには、タ
ーゲット衛星を第８図に示すように他の衛星の姿勢変更
及び軌道投入能力（本衛星をサービス衛星と称す。）を
借りて行う方法が本出願の発明者の１人により発明され
ている（人工衛星の軌道変更方法及び軌道変更装置WO90
/01447）。
第８図において、１は地球、２はターゲット衛星、３
はサービス衛星、さらに２及び３の衛星は結合されてダ
ンベル状になっており、４はこれらの２つの衛星全体の
重心位置である。５は重心の描く軌道、６は一体となっ
た衛星全体の回転方向である。７〜９は一体となった衛
星全体の運動の状態の時間履歴を示すものである。時間
の経過とともに衛星全体は回転しながら軌道上を７〜９
へと進む。この状態で２の衛星をさらに高い軌道に投入
する場合には衛星が回転する接線方向と投入方向が一致
する９において２と３の間の接続を解除する。これによ
り回転のエネルギーは並進のエネルギーとなって２の衛
星を増速して高い軌道へ投入することになる。
はサービス衛星、さらに２及び３の衛星は結合されてダ
ンベル状になっており、４はこれらの２つの衛星全体の
重心位置である。５は重心の描く軌道、６は一体となっ
た衛星全体の回転方向である。７〜９は一体となった衛
星全体の運動の状態の時間履歴を示すものである。時間
の経過とともに衛星全体は回転しながら軌道上を７〜９
へと進む。この状態で２の衛星をさらに高い軌道に投入
する場合には衛星が回転する接線方向と投入方向が一致
する９において２と３の間の接続を解除する。これによ
り回転のエネルギーは並進のエネルギーとなって２の衛
星を増速して高い軌道へ投入することになる。
しかし、本軌道投入方式においては、７で代表される
構成のように２つの衛星を接続してダンベル状に回転運
動させることが必要である。
構成のように２つの衛星を接続してダンベル状に回転運
動させることが必要である。
従来宇宙空間において衛星がある衛星姿勢軸まわりに
回転運動を必要とする場合には、その衛星自身が、太陽
センサ、地球センサ、ジャイロ等のセンサ及びモーメン
タムホール、スラスタ、磁気トルカー等のアクチュエー
タ、さらに制御回路からなる制御系を有して、積極的に
姿勢変更を行っている。一方衛星と衛星との接続はアメ
リカのアポロ宇宙船あるいはソビエトのソユーズ等の宇
宙船でドッキングとして称されて行われているがこれら
のドッキングはいずれも両衛星はそれ自身が回転運動を
しないようにしたのちに行われている。
回転運動を必要とする場合には、その衛星自身が、太陽
センサ、地球センサ、ジャイロ等のセンサ及びモーメン
タムホール、スラスタ、磁気トルカー等のアクチュエー
タ、さらに制御回路からなる制御系を有して、積極的に
姿勢変更を行っている。一方衛星と衛星との接続はアメ
リカのアポロ宇宙船あるいはソビエトのソユーズ等の宇
宙船でドッキングとして称されて行われているがこれら
のドッキングはいずれも両衛星はそれ自身が回転運動を
しないようにしたのちに行われている。
したがって、従来の技術を用いると2,3の衛星につい
ては接続前においては回転運動を停止し、その後接続す
ることになる。しかし、この場合、２の衛星については
姿勢変更能力が必要なばかりでなく、３がスピン衛星で
ある場合には静止している２の衛星にあわせるために運
動エネルギーを完全に打ち消した後、再び所望の軸まわ
りに回転を与えるための大幅なエネルギーの消費が必要
になる。
ては接続前においては回転運動を停止し、その後接続す
ることになる。しかし、この場合、２の衛星については
姿勢変更能力が必要なばかりでなく、３がスピン衛星で
ある場合には静止している２の衛星にあわせるために運
動エネルギーを完全に打ち消した後、再び所望の軸まわ
りに回転を与えるための大幅なエネルギーの消費が必要
になる。
第９図〜第11図に従来技術を用いた場合の実現方法を
示す。第９図は任意の回転運動を行っている２つの衛星
であって接続前の状態を示す。第10図は接続のために回
転運動を制御によって抑え、互いに静止し、接続直前の
図、第11図は接続が完了して任意の軸まわりのスピンし
ている図である。
示す。第９図は任意の回転運動を行っている２つの衛星
であって接続前の状態を示す。第10図は接続のために回
転運動を制御によって抑え、互いに静止し、接続直前の
図、第11図は接続が完了して任意の軸まわりのスピンし
ている図である。
第９図〜第11図において、10,11は姿勢変更前の衛
星、12,13はそれぞれの衛星のスピン軸、14は接続のた
めの装置である。15は姿勢制御アクチュエータの１つで
あるスラスタでありそれぞれ衛星の姿勢制御を行うと同
時に接続後も姿勢制御アクチュエータとして動作する。
16は接続された２つの衛星全体のスピン軸である。
星、12,13はそれぞれの衛星のスピン軸、14は接続のた
めの装置である。15は姿勢制御アクチュエータの１つで
あるスラスタでありそれぞれ衛星の姿勢制御を行うと同
時に接続後も姿勢制御アクチュエータとして動作する。
16は接続された２つの衛星全体のスピン軸である。
本発明は上記の事情に鑑みてなされたもので、サービ
ス衛星がスピンしている場合にもスピンを停止すること
なく任意の運動を行っているターゲット衛星の捕捉が可
能でかつサービス衛星に搭載したエネルギー消散機構で
エネルギーの大幅な損失なくスピン軸を変更してダンベ
ル状の回転運動にすることにより、軌道投入方式を実現
する衛星スピン軸変更方法を提供することを目的とす
る。
ス衛星がスピンしている場合にもスピンを停止すること
なく任意の運動を行っているターゲット衛星の捕捉が可
能でかつサービス衛星に搭載したエネルギー消散機構で
エネルギーの大幅な損失なくスピン軸を変更してダンベ
ル状の回転運動にすることにより、軌道投入方式を実現
する衛星スピン軸変更方法を提供することを目的とす
る。
上記課題を解決する方法としてサービス衛星にスピン
衛星を用いる。このスピン衛星に対してそのスピン軸方
向が長手方向となる方向に伸縮可能なアームを取り付け
る。本アームはスピン衛星内に格納されており、スピン
軸方向へ伸びて、先端には回転に関して自由な継ぎ手
（捕捉装置）を有し、ターゲットとする衛星を捕捉す
る。
衛星を用いる。このスピン衛星に対してそのスピン軸方
向が長手方向となる方向に伸縮可能なアームを取り付け
る。本アームはスピン衛星内に格納されており、スピン
軸方向へ伸びて、先端には回転に関して自由な継ぎ手
（捕捉装置）を有し、ターゲットとする衛星を捕捉す
る。
また、該スピン衛星及び該アームにエネルギー消散機
能を有する機構を取り付ける。本機構は粘性の高い流体
が封入された円管或いは単なる振り子であり、最初に与
えられた運動が装置の機構部分に存在する摩擦力によっ
て減衰する装置であればよい。ターゲットとする衛星は
自らが姿勢変更を行う能力を有しなくともよい。
能を有する機構を取り付ける。本機構は粘性の高い流体
が封入された円管或いは単なる振り子であり、最初に与
えられた運動が装置の機構部分に存在する摩擦力によっ
て減衰する装置であればよい。ターゲットとする衛星は
自らが姿勢変更を行う能力を有しなくともよい。
ターゲット衛星の捕捉は本衛星が回転運動していない
場合には、継ぎ手との接続箇所はターゲット衛星上の任
意の点で可能である。該ターゲット衛星がスピンしてい
る場合、該ターゲット衛星のスピン軸上であって衛星の
外部に捕捉して接続するための構造が該ターゲット衛星
にとりつけられ、伸びてきたアームと継ぎ手により接続
される。このとき両者のスピン速度が同一であれば捕捉
は容易となる。
場合には、継ぎ手との接続箇所はターゲット衛星上の任
意の点で可能である。該ターゲット衛星がスピンしてい
る場合、該ターゲット衛星のスピン軸上であって衛星の
外部に捕捉して接続するための構造が該ターゲット衛星
にとりつけられ、伸びてきたアームと継ぎ手により接続
される。このとき両者のスピン速度が同一であれば捕捉
は容易となる。
これにより、スピン衛星、アーム、対象衛星全体で一
つのスピン衛星が構成される。このとき、スピン軸は慣
性能率最小の軸まわりにある。一方エネルギー消散をも
たらすエネルギー消散機構内の摩擦力は本スピン衛星全
体の系からみると内力であって、外力でないため、衛星
全体の角運動量は常に保存される。ところが一方では本
摩擦力によってエネルギーが消散され続ける。しかし、
本エネルギー消散が持続すると衛星全体の回転のエネル
ギーがゼロとなって同時に角運動量がゼロとなるため角
運動量保存の法則に反する。従って角運動量が一定でエ
ネルギーが最小の状態が存在して衛星全体はこの状態に
遷移することになる。これは物理的には慣性能率最大の
軸まわりのスピンとして実現される。この軸は慣性能率
最小の軸と直交するため、最初のスピン軸が直交するよ
うに変換されたことになる。
つのスピン衛星が構成される。このとき、スピン軸は慣
性能率最小の軸まわりにある。一方エネルギー消散をも
たらすエネルギー消散機構内の摩擦力は本スピン衛星全
体の系からみると内力であって、外力でないため、衛星
全体の角運動量は常に保存される。ところが一方では本
摩擦力によってエネルギーが消散され続ける。しかし、
本エネルギー消散が持続すると衛星全体の回転のエネル
ギーがゼロとなって同時に角運動量がゼロとなるため角
運動量保存の法則に反する。従って角運動量が一定でエ
ネルギーが最小の状態が存在して衛星全体はこの状態に
遷移することになる。これは物理的には慣性能率最大の
軸まわりのスピンとして実現される。この軸は慣性能率
最小の軸と直交するため、最初のスピン軸が直交するよ
うに変換されたことになる。
第１図、第２図に本発明の実施例を示す。第１図はタ
ーゲット衛星捕捉前の図であり、第２図はターゲット衛
星捕捉後、スピン軸変更が完了した場合の図である。第
１図及び第２図において、17はサービス衛星、18はサー
ビス衛星のスピン軸、19はスピン軸方向に伸びた伸縮自
在なアームであり、20は回転の自由度を有する継ぎ手で
あってターゲットとする衛星を捕捉するものである。21
はターゲット衛星であり、22はそのスピン軸である。23
はエネルギー消散機構である。まず、本衛星スピン軸変
更方法においてはサービス衛星17がターゲット衛星21を
捕捉することが可能な位置まで接近したのち、スピン軸
18とスピン軸22が平行になるようスピン衛星17が姿勢変
更をする。
ーゲット衛星捕捉前の図であり、第２図はターゲット衛
星捕捉後、スピン軸変更が完了した場合の図である。第
１図及び第２図において、17はサービス衛星、18はサー
ビス衛星のスピン軸、19はスピン軸方向に伸びた伸縮自
在なアームであり、20は回転の自由度を有する継ぎ手で
あってターゲットとする衛星を捕捉するものである。21
はターゲット衛星であり、22はそのスピン軸である。23
はエネルギー消散機構である。まず、本衛星スピン軸変
更方法においてはサービス衛星17がターゲット衛星21を
捕捉することが可能な位置まで接近したのち、スピン軸
18とスピン軸22が平行になるようスピン衛星17が姿勢変
更をする。
ターゲット衛星21のスピン軸22はサービス衛星17にビ
デオカメラを搭載し、ターゲット衛星21の画像を取得
し、それら画像をテレメトリ回線で地上に送信して地上
で画像解析しスピン軸の同定を行う。得られた画像によ
るターゲット衛星のスピン軸認識は画像処理技術を用い
た装置及びあらゆるターゲット衛星の運動状態に対応で
きるという観点より、人間による認識方法を用いる。
デオカメラを搭載し、ターゲット衛星21の画像を取得
し、それら画像をテレメトリ回線で地上に送信して地上
で画像解析しスピン軸の同定を行う。得られた画像によ
るターゲット衛星のスピン軸認識は画像処理技術を用い
た装置及びあらゆるターゲット衛星の運動状態に対応で
きるという観点より、人間による認識方法を用いる。
姿勢変更完了の後、スピン軸18に平行にアーム19を延
ばす。次ぎにターゲット衛星21のスピン速度と同じスピ
ン速度となるようにサービス衛星17自身がスピンアップ
またはスピンダウンする。この場合、サービス衛星17、
アーム19、継ぎ手20は一直線に並んでターゲット衛星21
のスピン軸22方向より接近し、先端に取り付けられた継
ぎ手20を用いてターゲット衛星21を捕捉する。この捕捉
完了直後においては、サービス衛星17、アーム19、継ぎ
手20、ターゲット衛星21より構成される１つの衛星は慣
性能率が最小の軸まわりにスピンしている。その後、エ
ネルギー消散機構23でのエネルギー消散によって、衛星
全体が第２図に示すように捕捉直前のスピン軸の方向と
直交する方向にスピン軸24を有するようになる。
ばす。次ぎにターゲット衛星21のスピン速度と同じスピ
ン速度となるようにサービス衛星17自身がスピンアップ
またはスピンダウンする。この場合、サービス衛星17、
アーム19、継ぎ手20は一直線に並んでターゲット衛星21
のスピン軸22方向より接近し、先端に取り付けられた継
ぎ手20を用いてターゲット衛星21を捕捉する。この捕捉
完了直後においては、サービス衛星17、アーム19、継ぎ
手20、ターゲット衛星21より構成される１つの衛星は慣
性能率が最小の軸まわりにスピンしている。その後、エ
ネルギー消散機構23でのエネルギー消散によって、衛星
全体が第２図に示すように捕捉直前のスピン軸の方向と
直交する方向にスピン軸24を有するようになる。
ターゲット衛星スピン軸認識のための装置構成を第３
図に示す。サービス衛星25のビデオカメラ26によって取
り込まれたターゲット衛星の画像は27〜30の各種装置よ
り構成される監視制御系を通って地上に送信される。27
はサービス衛星側の監視制御装置、28は地上と送受信す
るためのアンテナシステム、29は衛星と送受信するため
のアンテナシステムであり、30は地上側監視制御装置で
ある。得られた画像について地上で画像処理装置31によ
りスピン軸の同定が行われ、計算機32を用いて現在の姿
勢から目標とする姿勢へ変更するためのシークエンスが
計算される。計算された姿勢コマンドは監視制御系回線
によりサービス衛星25に送信され、サービス衛星25の姿
勢制御装置33によって所望の姿勢変更を促す。
図に示す。サービス衛星25のビデオカメラ26によって取
り込まれたターゲット衛星の画像は27〜30の各種装置よ
り構成される監視制御系を通って地上に送信される。27
はサービス衛星側の監視制御装置、28は地上と送受信す
るためのアンテナシステム、29は衛星と送受信するため
のアンテナシステムであり、30は地上側監視制御装置で
ある。得られた画像について地上で画像処理装置31によ
りスピン軸の同定が行われ、計算機32を用いて現在の姿
勢から目標とする姿勢へ変更するためのシークエンスが
計算される。計算された姿勢コマンドは監視制御系回線
によりサービス衛星25に送信され、サービス衛星25の姿
勢制御装置33によって所望の姿勢変更を促す。
第４図〜第６図に使用するエネルギー消散機構の例を
示す。第４図は円管を使用した場合である。34は円管、
35は封入する粘性流体である。第５図は粘性流体中を振
り子を振動させる例である。36は粘性流体、37は振り
子、38はこれらを収める容器である。
示す。第４図は円管を使用した場合である。34は円管、
35は封入する粘性流体である。第５図は粘性流体中を振
り子を振動させる例である。36は粘性流体、37は振り
子、38はこれらを収める容器である。
尚、アームの継ぎ手に回転の自由度を有する継ぎ手を
用いた場合、軸受け部分には必ず摩擦が存在するため、
アーム及び継ぎ手それ自体はエネルギー消散機構にもな
る。第６図は上述の継ぎ手を用いた例であり、球面軸受
け39にカギ状の開閉部41を開閉するための駆動装置40を
取り付けた構成になっている。42は継ぎ手の間隙であ
る。ターゲット衛星を捕捉した後は軸受け部分において
２つの衛星の相対運動に起因する摩擦力が発生し、エネ
ルギーが消費される。第７図に第６図に示した継ぎ手に
よる捕捉方法の例を示す。ターゲット衛星21の接続部分
に43のように中央部分が凸となっているパイプによる取
っ手を用いる。44は取っ手43の中央部分を凸にくぼませ
た凸部分である。さらにターゲット衛星21はサービス衛
星に対して45方向に相対的にスピンしているものとす
る。接続の場合にはスピン軸45に平行ではあるが向きが
逆の46の方向より開閉部41を伸ばし、取っ手43が間隙42
に入り込むように45の回転の向きを考慮して取っ手43に
差し入れる。間隙42の部分を取っ手43が通過した瞬間に
駆動装置40により開閉部41を47の方向に駆動し続けるこ
とにより継ぎ手20全体は44の凸部分で保持されるように
なり、これにより接続が完了する。相対スピン速度がゼ
ロの場合にはサービス衛星17自身がスピンアップあるい
はスピンダウンにより若干の相対スピン速度を与え捕捉
を行う。
用いた場合、軸受け部分には必ず摩擦が存在するため、
アーム及び継ぎ手それ自体はエネルギー消散機構にもな
る。第６図は上述の継ぎ手を用いた例であり、球面軸受
け39にカギ状の開閉部41を開閉するための駆動装置40を
取り付けた構成になっている。42は継ぎ手の間隙であ
る。ターゲット衛星を捕捉した後は軸受け部分において
２つの衛星の相対運動に起因する摩擦力が発生し、エネ
ルギーが消費される。第７図に第６図に示した継ぎ手に
よる捕捉方法の例を示す。ターゲット衛星21の接続部分
に43のように中央部分が凸となっているパイプによる取
っ手を用いる。44は取っ手43の中央部分を凸にくぼませ
た凸部分である。さらにターゲット衛星21はサービス衛
星に対して45方向に相対的にスピンしているものとす
る。接続の場合にはスピン軸45に平行ではあるが向きが
逆の46の方向より開閉部41を伸ばし、取っ手43が間隙42
に入り込むように45の回転の向きを考慮して取っ手43に
差し入れる。間隙42の部分を取っ手43が通過した瞬間に
駆動装置40により開閉部41を47の方向に駆動し続けるこ
とにより継ぎ手20全体は44の凸部分で保持されるように
なり、これにより接続が完了する。相対スピン速度がゼ
ロの場合にはサービス衛星17自身がスピンアップあるい
はスピンダウンにより若干の相対スピン速度を与え捕捉
を行う。
以上のべたように本発明によれば、単にエネルギー消
散によって、最小慣性能率まわりのスピンから、最大慣
性能率まわりのスピン軸への変更が行われる。このた
め、スピンする衛星側においても姿勢変更のための特別
の姿勢制御装置は不必要であり、軽量化に効果を有す
る。さらに、ターゲット衛星においては、従来有してい
なかった回転のエネルギーが衛星に付加され、ある任意
の方向に向いたときに捕捉装置との接続を解除すること
により、並進のエネルギーへと変換され、他軌道への投
入が可能となる。
散によって、最小慣性能率まわりのスピンから、最大慣
性能率まわりのスピン軸への変更が行われる。このた
め、スピンする衛星側においても姿勢変更のための特別
の姿勢制御装置は不必要であり、軽量化に効果を有す
る。さらに、ターゲット衛星においては、従来有してい
なかった回転のエネルギーが衛星に付加され、ある任意
の方向に向いたときに捕捉装置との接続を解除すること
により、並進のエネルギーへと変換され、他軌道への投
入が可能となる。
第１図および第２図は本発明に係るターゲット衛星をス
ピン衛星で捕捉してスピン軸を変更する方法の全体構成
説明図、第３図〜第５図は本発明に係るスピン軸変更を
実現するためのエネルギー消散機構の例を示す構成説明
図、第６図および第７図は本発明に係る相対的に回転運
動をするターゲット衛星を捕捉するための方法の説明
図、第８図は本方式が必要となるダンベル状に構成され
た複数の衛星よりなる衛星システムの運動状態説明図、
第９図〜第11図は従来の技術による２つの衛星を接続し
てスピン軸を変更する方法の説明図である。 １……地球、２……ターゲット衛星、３……サービス衛
星、４……２と３からなる衛星系の重心位置、５……２
および３の衛星系の軌道、６……２および３の衛星系の
回転方向、７〜９……時間経過による運動状態、10,11
……衛星、12,13……10,11のスピン軸、14……接続装
置、15……スラスタ、16……接続後の衛星系のスピン
軸、17……サービス衛星、18……17のスピン軸、19……
伸縮可能なアーム、20……継ぎ手、21……ターゲット衛
星、22……21のスピン軸、23……エネルギー消散機構、
24……接続後の衛星系のスピン軸、25……サービス衛
星、26……ビデオカメラ、27……サービス衛星側監視制
御装置、28……サービス衛星側監視制御用アンテナシス
テム、30……地上側監視制御装置、29……地上側監視制
御用アンテナシステム、31……画像処理装置、32……計
算機、33……姿勢制御装置、34……円管、35,36……粘
性流体、37……振り子、38……36,37を収納する容器、3
9……球面軸受け、40……駆動装置、41……継ぎ手の開
閉部、42……継ぎ手の間隙、43……パイプ状取っ手、44
……43の中央凸部分、45……21の相対スピン軸、46……
継ぎ手の接近方向、47……開閉部分の駆動方向。
ピン衛星で捕捉してスピン軸を変更する方法の全体構成
説明図、第３図〜第５図は本発明に係るスピン軸変更を
実現するためのエネルギー消散機構の例を示す構成説明
図、第６図および第７図は本発明に係る相対的に回転運
動をするターゲット衛星を捕捉するための方法の説明
図、第８図は本方式が必要となるダンベル状に構成され
た複数の衛星よりなる衛星システムの運動状態説明図、
第９図〜第11図は従来の技術による２つの衛星を接続し
てスピン軸を変更する方法の説明図である。 １……地球、２……ターゲット衛星、３……サービス衛
星、４……２と３からなる衛星系の重心位置、５……２
および３の衛星系の軌道、６……２および３の衛星系の
回転方向、７〜９……時間経過による運動状態、10,11
……衛星、12,13……10,11のスピン軸、14……接続装
置、15……スラスタ、16……接続後の衛星系のスピン
軸、17……サービス衛星、18……17のスピン軸、19……
伸縮可能なアーム、20……継ぎ手、21……ターゲット衛
星、22……21のスピン軸、23……エネルギー消散機構、
24……接続後の衛星系のスピン軸、25……サービス衛
星、26……ビデオカメラ、27……サービス衛星側監視制
御装置、28……サービス衛星側監視制御用アンテナシス
テム、30……地上側監視制御装置、29……地上側監視制
御用アンテナシステム、31……画像処理装置、32……計
算機、33……姿勢制御装置、34……円管、35,36……粘
性流体、37……振り子、38……36,37を収納する容器、3
9……球面軸受け、40……駆動装置、41……継ぎ手の開
閉部、42……継ぎ手の間隙、43……パイプ状取っ手、44
……43の中央凸部分、45……21の相対スピン軸、46……
継ぎ手の接近方向、47……開閉部分の駆動方向。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭52−39300（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−268599（ＪＰ，Ａ) 米国特許3532298（ＵＳ，Ａ) 米国特許4657210（ＵＳ，Ａ) 米国特許4635885（ＵＳ，Ａ) 国際公開90／1447（ＷＯ，Ａ１) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64G 1/24 B64G 1/64
Claims (1)
- 【請求項１】スピン速を増減する装置、スピン軸に一致
した伸展アーム、アーム先端に取り付けた捕捉装置並び
に衛星あるいは該アーム、該捕捉装置のうちの少なくと
も１箇所に設けられたエネルギー消散機構より構成され
た第一のスピン衛星を用い、任意の第二のスピン衛星に
対し、第一のスピン衛星のスピン軸とスピン軸を合致さ
せ、アームを伸展させ、第二のスピン衛星のスピン中心
近傍をスピンを停止することなく捕捉し、その後前記エ
ネルギー消散機構のエネルギー消散によって両衛星をつ
なぐ軸と垂直方向にスピン軸を移動させることを特徴と
する衛星スピン軸変更方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2232825A JP3035324B2 (ja) | 1990-09-03 | 1990-09-03 | 衛星スピン軸変更方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2232825A JP3035324B2 (ja) | 1990-09-03 | 1990-09-03 | 衛星スピン軸変更方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04113997A JPH04113997A (ja) | 1992-04-15 |
| JP3035324B2 true JP3035324B2 (ja) | 2000-04-24 |
Family
ID=16945372
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2232825A Expired - Fee Related JP3035324B2 (ja) | 1990-09-03 | 1990-09-03 | 衛星スピン軸変更方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3035324B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7802074B2 (en) | 1992-03-31 | 2010-09-21 | Sanjiv Garg | Superscalar RISC instruction scheduling |
| US7979678B2 (en) | 1992-12-31 | 2011-07-12 | Seiko Epson Corporation | System and method for register renaming |
| US8074052B2 (en) | 1992-12-31 | 2011-12-06 | Seiko Epson Corporation | System and method for assigning tags to control instruction processing in a superscalar processor |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP5030811B2 (ja) * | 2008-02-15 | 2012-09-19 | 三菱重工業株式会社 | 宇宙機システム |
-
1990
- 1990-09-03 JP JP2232825A patent/JP3035324B2/ja not_active Expired - Fee Related
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|---|---|---|---|---|
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| US8074052B2 (en) | 1992-12-31 | 2011-12-06 | Seiko Epson Corporation | System and method for assigning tags to control instruction processing in a superscalar processor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH04113997A (ja) | 1992-04-15 |
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