JP4158165B2 - 宇宙機の姿勢制御装置 - Google Patents

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Description

【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、機軸回りの回転(スピン)を与えられて航行する宇宙機の機軸が向く方向を変更するのに利用される宇宙機の姿勢制御装置に関するものである。
【0002】
【発明が解決しようとする課題】
従来における宇宙機の姿勢制御装置では、スピンしながら航行する宇宙機が一回転する毎に、姿勢検出手段からの信号に基づいて電磁弁を開き、宇宙機の機軸と略直交する方向でかつ放射方向に向けて取り付けられたガスジェットノズルから気蓄器に封入した窒素ガスを噴射することにより、宇宙機の機軸が向く方向を変更するようにしていることから、電磁弁を閉じて宇宙機が一回転する間に発生する姿勢の変化に迅速に対応することができないうえ、姿勢変更が完了するまでに無駄に消費される窒素ガスの量が多く、その分だけ窒素ガスを多量に搭載しなければならないという問題があり、この際、低価格でかつ高信頼性の固体ロケットモータをガスジェットノズルに代えて採用しようとすると、固体ロケットモータはその点火後における推力制御が困難であるため、燃焼時間の短い固体ロケットモータを複数個搭載して、姿勢変更に必要な固体ロケットモータから順次点火しなければならず、すなわち、連続して噴射することができず、高い比推力を得ることができないという問題を有しており、これらの問題を解決することが従来の課題となっていた。
【0003】
【発明の目的】
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、低価格でかつ高信頼性の固体ロケットモータの採用を実現したうえで、高い比推力が得られる連続噴射が可能であり、その結果、宇宙機が低速でスピンしている場合はもちろんのこと、宇宙機が高速度でスピンしている場合であったとしても、多くの推進薬を必要とすることなく宇宙機の姿勢変更を迅速に行うことが可能である宇宙機の姿勢制御装置を提供することを目的としている。
【0004】
請求項1に記載した発明は、機軸回りの回転を与えられて航行する宇宙機の尾部に、上記機軸回りに回転可能に設けたリング状をなすスピンテーブルと、このスピンテーブルに回転力を付与するテーブル駆動源と、スピンテーブルに取り付けられて宇宙機の機軸が向く方向を検出して信号を出力する姿勢検出手段と、宇宙機の機軸と略直交する方向でかつ放射方向にノズルを向けてスピンテーブルに取り付けた固体ロケットモータと、テーブル駆動源の作動により一定周期で回転させたスピンテーブル上の姿勢検出手段が宇宙機の機軸が向く方向を検出した時点で、この姿勢検出手段からの信号に基づいて、スピンテーブルの回転周期が姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータのノズルを常時向けるように変化させるとともに、固体ロケットモータに点火信号を出力し、かつ、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、テーブル駆動源に対して、スピンテーブルを正弦波周期で回転させる新たな指令を発するコントローラを備えたことを特徴としている。
【0005】
請求項2に記載の発明は、請求項1に記載した宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合に、コントローラに対して固体ロケットモータの安全機構を解除する点火準備信号を出力するシステムタイマを設けたことを特徴としている。
【0006】
請求項3に記載の発明は、請求項1又は2に記載した姿勢検出手段が太陽光を感知して宇宙機の機軸が向く方向を検出する太陽センサ、かつ、テーブル駆動源がギアドモータであり、上記ギアドモータの出力軸にピニオンを設けるとともに、スピンテーブルの内周縁に内歯を形成し、ギアドモータのピニオンとスピンテーブルの内歯とを噛み合わせており、宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合、一定周期で回転させたスピンテーブル上の太陽センサがその受光面で太陽光を捕捉して機軸が向く方向を検出した時点で、この太陽センサからコントローラに対して姿勢信号を出力し、コントローラは、上記姿勢信号に基づいて変更方向の演算をし、ギアドモータに対して指令を発することを特徴としている。
【0007】
【発明の作用】
本発明の請求項1に係わる宇宙機の姿勢制御装置では、宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合、テーブル駆動源の作動により一定周期で回転させたスピンテーブル上の姿勢検出手段が宇宙機の機軸が向く方向を検出した時点で、この姿勢検出手段からの信号に基づいてコントローラにおいて変更方向の演算がなされ、このコントローラからテーブル駆動源に対して指令が発せられると、スピンテーブルの回転周期が姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータのノズルを常時向けるように変化し、この後、コントローラからの指令により固体ロケットモータに点火がなされると、この固体ロケットモータの連続燃焼により、姿勢変更に必要な方向に向けて大きな比推力が生じることから、宇宙機に高速スピンが与えられている場合であったとしても、無駄に推進薬を消費することなく宇宙機の姿勢変更が迅速になされることとなる。
【0008】
この間、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、コントローラからテーブル駆動源に対して新たな指令を発して、スピンテーブルを正弦波周期で回転させると、固体ロケットモータの連続燃焼による力積の調整がなされることから、姿勢変更量が迅速に変化することとなる。
【0009】
請求項2に記載した発明によれば、宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合に、コントローラに対して固体ロケットモータの安全機構を解除している。
【0010】
請求項3に記載した発明によれば、宇宙機の姿勢制御装置では、上記した構成としたから、宇宙機の機軸が向く方向の検出が簡単な構造で確実になされることとなる。
また、減速機構を別個に設ける必要がない分だけ、構造の簡略化および省スペース化が図られることとなる。
さらに、省スペース化が図られるのに加えて、固体ロケットモータと宇宙機の重心との距離が大きくなるので、宇宙機の姿勢変更が効率良くなされることとなり、スピンテーブルに対するギアドモータからの回転力の付与が複雑な伝達機構を必要とすることなくなされることとなる。
【0011】
請求項1に記載した発明によれば、次の各効果を得ることができる。
宇宙機の尾部に、スピンテーブル、テーブル駆動源、姿勢検出手段、固体ロケットモータ、及びコントローラを設けているので、その固体ロケットモータと宇宙機の重心との距離が大きくなって、宇宙機の姿勢変更がより一層効率良くなされる。
また、宇宙機の機軸が向く方向を変更するに際して、固体ロケットモータのノズルを姿勢変更に必要な方向に常時向けた状態で連続燃焼させることができ、すなわち、姿勢変更に必要な方向に大きな比推力を発生させることができ、その結果、宇宙機が高速でスピンしている場合であったとしても、宇宙機の姿勢変更を多量の推進薬を必要とすることなくかつ迅速に行うことが可能である。
加えて、姿勢変更中における変更量をも迅速に変化させることができるという極めて優れた効果がもたらされる。
さらに、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、コントローラからテーブル駆動源に対して新たな指令を発して、スピンテーブルを正弦波周期で回転させると、固体ロケットモータの連続燃焼による力積の調整がなされることから、姿勢変更量を迅速に変化させられる。
【0012】
請求項2に記載した発明によれば、固体ロケットモータの安全機構を解除することができる。
【0013】
請求項3に記載した発明によれば、宇宙機の機軸が向く方向の検出を簡単な構造で確実に行うことができる。
また、減速機構を別個に設ける必要がない分だけ、構造の簡略化および省スペース化が図ることができる。
さらに、省スペース化が図られるのに加えて、固体ロケットモータと宇宙機の重心との距離が大きくなるので、宇宙機の姿勢変更を効率良く行うことができるとともに、スピンテーブルに対するギアドモータからの回転力の付与を複雑な伝達機構を必要とすることなく行うことができる。
【0014】
【実施例】
以下、本発明を図面に基づいて説明する。
【0015】
図1および図2は本発明に係わる宇宙機の姿勢制御装置の一実施例を示しており、図1に示すように、この宇宙機の姿勢制御装置1は、機軸L回りの周期が2〜3Hzの回転(スピン)を与えられて航行するロケット(宇宙機)Rの尾部に設けてある。
【0016】
この宇宙機の姿勢制御装置1は、ロケットRのノズルRnと同軸に配置されかつロケットRの外殻Rcにベアリング2を介して機軸L回りに回転可能に支持されるリング状をなすスピンテーブル4と、出力軸5aに装着したピニオン5bをスピンテーブル4の内周縁に形成した内歯4aに噛み合わせた状態でロケットRの外殻Rcに取り付けたギアドモータ(テーブル駆動源)5と、受光面6aを機軸Lと略直交する方向でかつ放射方向に向けてスピンテーブル4に取り付けて受光面6aで太陽光を捕らえて機軸Lが向く方向を検出する太陽センサ(姿勢検出手段)6と、機軸Lと略直交する方向でかつ放射方向にノズル7aを向けてスピンテーブル4に取り付けた固体ロケットモータ7と、スピンテーブル4に太陽センサ6に隣接して取り付けたコントローラ8を備えており、このコントローラ8では、図2のブロック図に示すように、太陽センサ6からの信号S1に基づいてギアドモータ5に指令S2を発して姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータ7のノズル7aが向くようにスピンテーブル4の回転を制御すると共に固体ロケットモータ7の点火装置7Aに点火信号S3を出力するようになっている。
【0017】
図1(a)の符号9aはベアリング用ブラケット、符号9bはモータ用ブラケット、符号9cはロケットモータ用ブラケット、符号9dはセンサ用ブラケットである。
【0018】
また、図2の符号10はシステムタイマであり、ロケットRの機軸Lが向く方向を変更する場合に、コントローラ8に対して固体ロケットモータ7の安全機構を解除する点火準備信号S4が出力されるようになっている。
【0019】
この宇宙機の姿勢制御装置1では、ロケットRの航行中において、ギアドモータ5を作動させてスピンテーブル4をあらかじめ一定周期で回転させておく。
【0020】
そして、ロケットRの機軸Lが向く方向を変更する場合には、まず、一定周期で回転させたスピンテーブル4上の太陽センサ6がその受光面6aで太陽光を捕捉して機軸Lが向く方向を検出した時点で、この太陽センサ6からコントローラ8に対して姿勢信号S1が出力されると共にシステムタイマ10からコントローラ8に対して固体ロケットモータ7の点火準備信号S4が出力される。
【0021】
次いで、太陽センサ6から出力された姿勢信号S1に基づいてコントローラ8において変更方向の演算がなされ、このコントローラ8からギアドモータ5に対して指令S2が発せられると、スピンテーブル4の回転周期が姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータ7のノズル7aを常時向けるように変化する。
【0022】
この後、コントローラ8からの点火信号S3により点火装置7Aを作動させて固体ロケットモータ7に点火すると、この固体ロケットモータ7が連続燃焼することによって、姿勢変更に必要な方向に向けて大きな比推力が生じることとなり、したがって、ロケットRのスピンが高速であったとしても、無駄に推進薬を消費することなくロケットRの姿勢変更が迅速になされることとなる。
【0023】
この間、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、コントローラ8からギアドモータ5に対して新たな指令S2´を発して、スピンテーブル4を正弦波周期で回転させると、固体ロケットモータ7の連続燃焼による力積の調整がなされることから、この場合も姿勢変更量が迅速に変化することとなる。
【0024】
上記したように、この宇宙機の姿勢制御装置1では、姿勢検出手段を太陽センサ6としているため、ロケットRの機軸Lが向く方向の検出が簡単な構造でしかも確実になされることとなり、また、テーブル駆動源をギアドモータ5としているので、減速機構を別個に設ける必要がない分だけ、構造の簡略化および省スペース化が図られることとなる。
【0025】
さらに、上記した実施例では、宇宙機の姿勢制御装置1をロケットRの尾部に設けていることから、固体ロケットモータ7とロケットRの重心との距離が大きくなって、ロケットRの姿勢変更がより一層効率良くなされることとなり、加えて、ギアドモータ5の出力軸5aに装着したピニオン5bをスピンテーブル4の内周縁に形成した内歯4aに噛み合わせているので、スピンテーブル4に対するギアドモータ5からの回転力の付与が複雑な伝達機構を採用することなく簡単になされることとなる。
【0026】
図3および図4は、上記した宇宙機の姿勢制御装置1における姿勢変更シミュレーションの結果を示すグラフであり、図3のグラフは、固体ロケットモータ7をロケットRの機軸Lと直交するα軸方向(図1(b)では左右方向)へ向けて連続燃焼させた状態において、時間tの経過に伴うα軸方向およびβ軸方向(α軸と直交する方向;図1(b)では上下方向)の機軸Lの振れθ(度)を示し、図4のグラフは、固体ロケットモータ7をα軸方向へ向けて連続燃焼させた状態における機軸Lの方向変化を示している。
【0027】
図3および図4のグラフから、固体ロケットモータ7が燃焼を開始し、途中ではコーニング運動を行うものの、約5秒後にはこのコーニング運動が収束して、機軸Lがα軸方向にのみ大きく振れる、すなわち、機軸Lが姿勢変更に必要な方向に素早く振れることが実証できた。
【0028】
なお、本発明に係わる宇宙機の姿勢制御装置の詳細な構成は上記した実施例に限定されるものではない。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明に係わる宇宙機の姿勢制御装置の一実施例を示すロケットの尾部に配置された状態における機軸に沿う方向の断面説明図(a)および機軸と直交する方向の断面説明図(b)である。
【図2】図1における宇宙機の姿勢制御装置の動作を説明するブロック図である。
【図3】図1における宇宙機の姿勢制御装置の姿勢変更シミュレーションを行った際の時間の経過に伴うα軸方向およびβ軸方向の機軸の振れを示すグラフである。
【図4】図1における宇宙機の姿勢制御装置の姿勢変更シミュレーションを行った際の機軸の方向変化を示すグラフである。
【符号の説明】
1 宇宙機の姿勢制御装置
4 スピンテーブル
4a 内歯
5 ギアドモータ(テーブル駆動源)
5a 出力軸
5b ピニオン
6 太陽センサ(姿勢検出手段)
7 固体ロケットモータ
7a ノズル
8 コントローラ
R ロケット(宇宙機)
Rn 宇宙機のノズル
L 機軸

Claims (3)

  1. 機軸回りの回転を与えられて航行する宇宙機の尾部に、
    上記機軸回りに回転可能に設けたリング状をなすスピンテーブルと、
    このスピンテーブルに回転力を付与するテーブル駆動源と、
    スピンテーブルに取り付けられて宇宙機の機軸が向く方向を検出して信号を出力する姿勢検出手段と、
    宇宙機の機軸と略直交する方向でかつ放射方向にノズルを向けてスピンテーブルに取り付けた固体ロケットモータと、
    テーブル駆動源の作動により一定周期で回転させたスピンテーブル上の姿勢検出手段が宇宙機の機軸が向く方向を検出した時点で、この姿勢検出手段からの信号に基づいて、スピンテーブルの回転周期が姿勢変更に必要な方向に固体ロケットモータのノズルを常時向けるように変化させるとともに、固体ロケットモータに点火信号を出力し、かつ、姿勢変更量を変える事態が生じた場合には、テーブル駆動源に対して、スピンテーブルを正弦波周期で回転させる新たな指令を発するコントローラとを設けていることを特徴とする宇宙機の姿勢制御装置。
  2. 宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合に、コントローラに対して固体ロケットモータの安全機構を解除する点火準備信号を出力するシステムタイマを設けたことを特徴とする請求項1に記載の宇宙機の姿勢制御装置。
  3. 姿勢検出手段が太陽光を感知して宇宙機の機軸が向く方向を検出する太陽センサ、かつ、テーブル駆動源がギアドモータであり、
    上記ギアドモータの出力軸にピニオンを設けるとともに、スピンテーブルの内周縁に内歯を形成し、ギアドモータのピニオンとスピンテーブルの内歯とを噛み合わせており、
    宇宙機の機軸が向く方向を変更する場合、一定周期で回転させたスピンテーブル上の太陽センサがその受光面で太陽光を捕捉して機軸が向く方向を検出した時点で、この太陽センサからコントローラに対して姿勢信号を出力し、
    コントローラは、上記姿勢信号に基づいて変更方向の演算をし、ギアドモータに対して指令を発することを特徴とする請求項1又は2に記載の宇宙機の姿勢制御装置。
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