JP6490314B2

JP6490314B2 - ポインティング機構

Info

Publication number: JP6490314B2
Application number: JP2018541867A
Authority: JP
Inventors: 俊一川村
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2016-09-29
Filing date: 2016-12-06
Publication date: 2019-03-27
Anticipated expiration: 2036-12-06
Also published as: JPWO2018061226A1; US20190210744A1; EP3521179A4; EP3521179B1; EP3521179A1; WO2018061226A1; US11459129B2

Description

本発明は、人工衛星に電気推進スラスタを搭載するための機構に関するものである。

近年、姿勢制御のために人工衛星に搭載される推進システムは、従来の化学推進システムから電気推進システムに移行しつつある。
電気推進システムには、化学推進システムと比較して次のようなメリットおよびデメリットがある。

電気推進システムのメリットは以下の通りである。
（１）比推力が高い。いわゆる燃費が良い。そのため、人工衛星に搭載される推進薬を少なくできる。すなわち、同じ推進重量ならば、化学推進システムに比べて電気推進システムの方が寿命が長い。
（２）推進薬が可燃性でないため、安全性が高い。
（３）オービットレイジング（ｏｒｂｉｔ−ｒａｉｓｉｎｇ）とステーションキーピング（ＳｔａｔｉｏｎＫｅｅｐｉｎｇ）とを同一のスラスタを使用して行うことが可能である。
（４）電気推進システムは展開機構に搭載することが可能である。すなわち、人工衛星から離れた位置にスラスタを配置できる。

電気推進システムのデメリットは以下の通りである。
（１）電気推進スラスタは、本体のサイズが大きく、質量が重い。
（２）消費電力が大きいため、専用の電源が必要である。
（３）噴射プルームの広がる角度が大きい。
（４）噴射プルームが搭載機器に当たると搭載機器が劣化する。
（５）コストが高い。
（６）推力が弱いため、オービットレイジングに時間が掛かる。

上記のデメリット（６）を補うために、オービットレイジングにおいて電気推進システムは化学推進システムと併用される場合がある。

また、上記のデメリット（１）〜（５）を補うために、電気推進スラスタの搭載台数を削減することが最重要課題となっている。
そのため、各々の電気推進スラスタが複数方向に噴射することを可能にする必要がある。

特許文献１に開示された技術は、人工衛星の軌道制御に用いる電気推進システムの冗長性を向上させることを目的としている。
具体的には、ジンバル機構とピボット機構とが両端に実装された展開ブームを用いて、電気推進スラスタが人工衛星に取付けられている。これにより、電気推進スラスタの噴射方向の自由度が増大するため、１台の電気推進スラスタによって南北制御を行うことが可能となる。
また、別の電気推進スラスタが配置されている場合、その電気推進スラスタが故障しても、展開ブームに搭載された電気推進スラスタを代用することが可能である。結果として、冗長性および信頼度を維持したまま、人工衛星に搭載する電気推進スラスタの台数を削減することが可能となる。

しかし、特許文献１に開示された技術には以下のような課題がある。
（１）南北制御以外に東西制御をどのように実施するかが不明である。すなわち、東西制御を実施することが可能であるか不明である。
（２）南北制御を１台の電気推進スラスタによって実施するために、その電気推進スラスタが反地球指向面に搭載される。しかし、化学推進システムと電気推進システムとが併用される人工衛星において電気推進スラスタが反地球指向面に搭載されると、その電気推進スラスタが化学推進エンジンと競合してしまう。そのため、化学推進システムと電気推進システムとが併用される人工衛星に特許文献１に開示された技術を適用することはできないと考えられる。
（３）ピボット機構について自由度の詳細が不明である。そのため、電気推進スラスタの可動領域および噴射プルームの噴射領域が不明である。
（４）人工衛星を載せたロケットの打上げ時に展開ブームがどのような状態で収納されるか不明である。すなわち、展開ブームをロケットフェアリングに収納する方法が不明である。
（５）オービットレイジング等において、奇数台の電気推進スラスタを噴射させる場合に対応できるかが不明である。すなわち、人工衛星の重心周りにモーメントが発生しないように奇数台の電気推進スラスタを噴射させることが可能であるか不明である。

米国特許６５６５０４３号公報

本発明は、人工衛星の東西南北制御を可能にすることを目的とする。

本発明のポインティング機構は、
棒状を成す展開ブームと、
前記展開ブームを衛星本体に連結して前記展開ブームの向きを調整する本体側ジンバルと、
スラスタを前記展開ブームに連結して前記スラスタの向きを調整するスラスタ側ジンバルとを備える。
前記ポインティング機構は、２台１組で人工衛星に搭載される。

本発明によれば、２台のポインティング機構のそれぞれが展開ブームの向きを調整するジンバルとスラスタの向きを調整するジンバルとを備えるため、人工衛星の東西南北制御を行うことが可能となる。

実施の形態１における人工衛星１００の概要図。実施の形態１における人工衛星１００の構成図。実施の形態１における人工衛星１００の構成図。実施の形態１における収納時の人工衛星１００を示す斜視図。実施の形態１における収納時の人工衛星１００を示す底面図。実施の形態１におけるポインティング機構の動作を示す図。実施の形態１におけるステーションキーピング時の人工衛星１００を示す図。実施の形態１におけるオービットレイジング時の人工衛星１００を示す図。

実施の形態および図面において、同じ要素または互いに相当する要素には同じ符号を付している。同じ符号が付された要素の説明は適宜に省略または簡略化する。

実施の形態１．
２台のポインティング機構を備える人工衛星について、図１から図８に基づいて説明する。

特に指定しない場合、スラスタは電気推進スラスタを意味する。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
図１に基づいて、人工衛星１００の概要を説明する。
人工衛星１００は、地球２０１を周回する人工衛星である。
人工衛星１００が周回する軌道を衛星軌道２０２という。具体的には、衛星軌道２０２は静止軌道である。
人工衛星１００の静止軌道において地球２０１を向く面を地球指向面１３３といい、人工衛星１００の静止軌道において地球２０１と反対を向く面を反地球指向面１３４という。
第１の太陽電池パドル１４１が設けられた面を第１のパドル面１３１Ｐといい、第２の太陽電池パドル１４２が設けられた面を第２のパドル面１３２Ｐという。
第１のパドル面１３１Ｐは、人工衛星１００が地球２０１を周回するときに北側を向く北面１３１Ｎである。
第２のパドル面１３２Ｐは、人工衛星１００が地球２０１を周回するときに南側を向く南面１３２Ｓである。

静止軌道におけるステーションキーピング時の人工衛星１００の進行方向（東西方向）をＸ軸で表し、南北方向をＹ軸で表し、静止軌道において人工衛星１００から見て地球２０１が位置する方向をＺ軸で表す。なお、Ｚ軸はオービットレイジング時には人工衛星１００の進行方向となる。

図２および図３に基づいて、人工衛星１００の構成を説明する。
人工衛星１００は図２に示すように第１の太陽電池パドル１４１と第２の太陽電池パドル１４２とを備えるが、図３において第１の太陽電池パドル１４１と第２の太陽電池パドル１４２との図示を省略する。

人工衛星１００は、衛星本体１３０と、２台のポインティング機構（１１０、１２０）と、２つのスラスタ群（１１５、１２５）とを備える。

衛星本体１３０は、北面１３１Ｎと南面１３２Ｓと地球指向面１３３と反地球指向面１３４とを有する。衛星本体１３０は人工衛星１００の本体である。すなわち、衛星本体１３０は人工衛星１００の構体である。

第１のポインティング機構１１０は、北面１３１Ｎに設けられるポインティング機構である。
ポインティング機構は、スラスタ群が取付けられてスラスタ群の配置を調整する物である。
第１のポインティング機構１１０は、第１のスラスタ群１１５が取付けられて第１のスラスタ群１１５の配置を調整する。

第１のポインティング機構１１０は、第１の本体側ジンバル１１１と、第１の展開ブーム１１２と、第１のスラスタ側ジンバル１１３と、第１のスラスタ台１１４とを備える。
第１の本体側ジンバル１１１は、第１の展開ブーム１１２を衛星本体１３０に連結して第１の展開ブーム１１２の向きを変えるジンバル（Ｇｉｍｂａｌ）である。具体的には、第１の本体側ジンバル１１１は２軸ジンバルである。２軸ジンバルにおいて、回転体が、直交２軸および斜交２軸の各回転軸の周りに回転可能に、軸受を介して支持されている。軸受は、例えば１軸周りに回転可能な転がり軸受、すべり軸受等で構成される。なお、図３の点線方向は回転方向を表している。
第１の展開ブーム１１２は、棒状を成すブームである。
第１のスラスタ側ジンバル１１３は、第１のスラスタ台１１４を第１の展開ブーム１１２に連結して第１のスラスタ台１１４の向きを変えるジンバルである。具体的には、第１のスラスタ側ジンバル１１３は２軸ジンバルである。２軸ジンバルにおいて、回転体が、直交２軸および斜交２軸の各回転軸の周りに回転可能に、軸受を介して支持されている。軸受は、例えば１軸周りに回転可能な転がり軸受、すべり軸受等で構成される。なお、図３の点線矢印は回転方向を表している。
第１のスラスタ台１１４は、第１のスラスタ群１１５が取付けられる台である。第１のスラスタ台１１４の向きによって第１のスラスタ群１１５の噴射方向が決まる。
第１のスラスタ群１１５は、複数台のスラスタから成る。実施の形態１では、第１のスラスタ群１１５は２台のスラスタから成る。

第２のポインティング機構１２０は、南面１３２Ｓに設けられるポインティング機構である。
第２のポインティング機構１２０は、第２のスラスタ群１２５が取付けられて第２のスラスタ群１２５の配置を調整する。

第２のポインティング機構１２０は、第２の本体側ジンバル１２１と、第２の展開ブーム１２２と、第２のスラスタ側ジンバル１２３と、第２のスラスタ台１２４とを備える。
第２の本体側ジンバル１２１は、第２の展開ブーム１２２を衛星本体１３０に連結して第２の展開ブーム１２２の向きを変えるジンバルである。具体的には、第２の本体側ジンバル１２１は２軸ジンバルである。
第２の展開ブーム１２２は、棒状を成すブームである。
第２のスラスタ側ジンバル１２３は、第２のスラスタ台１２４を第２の展開ブーム１２２に連結して第２のスラスタ台１２４の向きを変えるジンバルである。具体的には、第２のスラスタ側ジンバル１２３は２軸ジンバルである。
第２のスラスタ台１２４は、第２のスラスタ群１２５が取付けられる台である。第２のスラスタ台１２４の向きによって第２のスラスタ群１２５の噴射方向が決まる。
第２のスラスタ群１２５は、複数台のスラスタから成る。実施の形態１では、第２のスラスタ群１２５は２台のスラスタから成る。

第１の本体側ジンバル１１１が取付けられる第１の取付け部分と、第２の本体側ジンバル１２１が取付けられる第２の取付け部分とは、以下のような位置関係にある。
第１の取付け部分は、第２の取付け部分と対称となる位置にある。
第１の取付け部分は北面１３１Ｎに位置し、第２の取付け部分は南面１３２Ｓに位置する。
第１の取付け部分は北面１３１Ｎのうち反地球指向面側の端に位置し、第２の取付け部分は南面１３２Ｓのうち反地球指向面側の端に位置する。
第１の取付け部分は反地球指向面側の角のうち一方の角に位置し、第２の取付け部分は反地球指向面側の角のうち第１の取付け部分の斜向かいの角に位置する。
つまり、第１の取付け部分と第２の取付け部分とは、地球指向面側から見て衛星重心１０１を中心とした回転対称の位置にある。

＊＊＊動作の説明＊＊＊
図４および図５に基づいて、人工衛星１００がロケットフェアリングに収納されるときの第１のポインティング機構１１０および第２のポインティング機構１２０を説明する。
図４は斜視図であり、図５は上面図である。
ロケットフェアリングとは、人工衛星１００を宇宙に運ぶロケットのフェアリングである。

第１のポインティング機構１１０において、第１の本体側ジンバル１１１によって、第１の展開ブーム１１２の向きが北面１３１Ｎと平行に調整される。さらに、第１のスラスタ側ジンバル１１３によって、第１のスラスタ台１１４の底面が北面１３１Ｎと平行になるように、第１のスラスタ台１１４の向きが調整される。
第２のポインティング機構１２０において、第２の本体側ジンバル１２１によって、第２の展開ブーム１２２の向きが南面１３２Ｓと平行に調整される。さらに、第２のスラスタ側ジンバル１２３によって、第２のスラスタ台１２４の底面が南面１３２Ｓと平行になるように、第２のスラスタ台１２４の向きが調整される。

その結果、第１のポインティング機構１１０と第２のポインティング機構１２０とがフェアリング包絡域２０３に収まる。
フェアリング包絡域２０３とは、ロケットフェアリングにおいて人工衛星１００が収納される領域である。

展開ブーム（１１２、１２２）は、長さ許容範囲における最長の長さを有する。
長さ許容範囲は、展開ブームの向きが図５に示すように調整された状態でポインティング機構（１１０、１２０）の全体がフェアリング包絡域２０３に収まるために展開ブームの長さが満たすべき範囲である。
図５において、第１の本体側ジンバル１１１から第１のスラスタ台１１４の端までの長さは、北面１３１Ｎの幅と同程度である。同じく、第２の本体側ジンバル１２１から第２のスラスタ台１２４の端までの長さは、南面１３２Ｓの幅と同程度である。

図４および図５に示すように、ポインティング機構（１１０、１２０）を衛星本体１３０に対して平行にすることができる。これにより、重量物であるスラスタを衛星本体１３０に近づけることが可能となる。そのため、収納時の剛性設計が容易となる。すなわち、ポインティング機構（１１０、１２０）の収納時の固有振動数（固有値）を上げつつ、軽量化を図ることができる。

図６に基づいて、ＸＹ平面における第１のポインティング機構１１０および第２のポインティング機構１２０の動作を説明する。
地球指向面１３３の中央に記されたマークは、ＸＹ平面における衛星重心１０１を表している。衛星重心１０１は人工衛星１００の重心である。
ＸＹ平面は、東西南北に沿った平面に相当する。

第１のポインティング機構１１０において、第１の本体側ジンバル１１１によって第１の展開ブーム１１２の向きを調整し、第１のスラスタ側ジンバル１１３によって第１のスラスタ台１１４の向きを調整することができる。
そのため、角度αをプラスとマイナスとのいずれにも調整することが可能である。角度αは、一点鎖線で表したＹＺ平面と白矢印で表した噴射ベクトルとが成す角度である。噴射ベクトルの向きはスラスタ群の噴射方向を表す。
したがって、人工衛星１００の進行方向を東西南北のいずれの方向にも制御することが可能である。すなわち、東西南北制御が可能である。

また、第１の展開ブーム１１２と北面１３１Ｎとが成す角度θは、９０度以下に抑えることができる。つまり、第１の本体側ジンバル１１１が回転する２軸方向のいずれにおいても、第１の本体側ジンバル１１１の駆動量を９０度以下に抑えることができる。さらに、第１のスラスタ側ジンバル１１３が回転する２軸方向のいずれにおいても、第１のスラスタ側ジンバル１１３の駆動量を９０度以下に抑えることができる。
そのため、各ジンバル（１１１、１１３）の可動部を通過する電気配線と推進薬配管とのそれぞれの実装を簡素にすることができる。

なお、噴射ベクトルの向きは衛星重心１０１と合致する必要がある。つまり、噴射ベクトルの延長線上に衛星重心１０１が位置する必要がある。

図６に基づく上記の説明は、第２のポインティング機構１２０にも当てはまる。

図７に基づいて、ステーションキーピング時の第１のポインティング機構１１０および第２のポインティング機構１２０を説明する。
網掛け部分は、スラスタの噴射範囲、すなわち、スラスタから噴射される噴射プルームの範囲を表している。

第１のポインティング機構１１０において、第１の本体側ジンバル１１１によって第１の展開ブーム１１２の向きが調整されて、第１のスラスタ側ジンバル１１３によって第１のスラスタ台１１４の向きが調整される。第２のポインティング機構１２０も同様に調整される。
これにより、角度βを角度許容範囲における最小の角度にすることが可能である。
角度βは、一点鎖線で表したＸＹ平面と白矢印で表した噴射ベクトルとが成す噴射指向角度である。
角度許容範囲は、噴射プルームの範囲に第１の太陽電池パドル１４１が入らないために角度βが満たすべき範囲である。

すなわち、噴射プルームが太陽電池パドルに当たるのを回避しつつ、噴射ベクトルをＹ軸方向に近づけることができる。その結果、噴射効率が向上する。

また、第１のポインティング機構１１０の第１の本体側ジンバル１１１および第１のスラスタ側ジンバル１１３、並びに第２のポインティング機構１２０の第２の本体側ジンバル１２１および第２のスラスタ側ジンバル１２３の回転角度が調整される。これにより、衛星重心１０１に対して噴射ベクトルの向きが合致したり、ずれたりする。そのため、人工衛星１００の重心周りにモーメントを発生させてアンローディングを実施することが可能である。

図８に基づいて、オービットレイジング時の第１のポインティング機構１１０および第２のポインティング機構１２０を説明する。
第１のスラスタ群１１５のうちの稼働されるスラスタの台数を第１の稼働台数という。また、第２のスラスタ群１２５のうちの稼働されるスラスタの台数を第２の稼働台数という。なお、稼働されるスラスタとは、噴射するスラスタを意味する。

第１の距離Ｄ_１および第２の距離Ｄ_２は、オービットレイジング時の進行方向（＋Ｚ）を法線とするＸＹ平面における距離である。
第１の稼働台数と第２の稼働台数とが異なる場合に、第１の距離Ｄ_１と第２の距離Ｄ_２との比が、第１の稼働台数と第２の稼働台数との逆比にとなるように、第１のスラスタ群１１５および第２のスラスタ群１２５は配置される。
第１の距離Ｄ_１は、オービットレイジング時の進行方向（＋Ｚ）を法線とするＸＹ平面に衛星重心１０１と第１のスラスタ群１１５とを投影したときの衛星重心１０１と第１のスラスタ群１１５との直線距離である。具体的には、第１の距離Ｄ_１は、前述のＸＹ平面において、衛星重心１０１から第１のスラスタ群１１５のうちの稼働しているスラスタの中心までの直線距離である。
第２の距離Ｄ_２は、前述のＸＹ平面に衛星重心１０１と第２のスラスタ群１２５とを投影したときの衛星重心１０１と第２のスラスタ群１２５との直線距離である。具体的には、第２の距離Ｄ_２は、前述のＸＹ平面において、衛星重心１０１から第２のスラスタ群１２５のうちの稼働しているスラスタの中心までの直線距離である。

第１の稼働台数が１台であり、第２の稼働台数が２台である場合、第１の稼働台数と第２の稼働台数との比は１対２となる。
この場合、第１の距離Ｄ_１と第２の距離Ｄ_２との比は２対１となる。すなわち、第２の距離Ｄ_２がＬである場合、第１の距離Ｄ_１は２Ｌである。

このとき、第１のポインティング機構１１０と第２のポインティング機構１２０との少なくともいずれかが調整される。
第１のポインティング機構１１０が調整される場合、第１の本体側ジンバル１１１によって第１の展開ブーム１１２の向きが調整され、第１のスラスタ側ジンバル１１３によって第１のスラスタ台１１４の向きが調整される。

第１の距離Ｄ_１と第２の距離Ｄ_２との比が第１の稼働台数と第２の稼働台数との逆比であり、かつ前述のＸＹ平面に投影した衛星重心１０１と第１のスラスタ群１１５と第２のスラスタ群１２５とが一直線に存在すれば、人工衛星１００の重心周りのモーメントが発生しない。
これにより、オービットレイジングが可能となる。
例えば、奇数台（３台）のスラスタが噴射する場合であっても、人工衛星１００の重心周りにモーメントが発生しないため、オービットレイジングを行うことができる。

なお、オービットレイジング時には、噴射ベクトルの向きを衛星重心１０１に合致させる必要はない。

＊＊＊実施の形態１の効果＊＊＊
実施の形態１では、２台のポインティング機構（第１のポインティング機構１１０、第２のポインティング機構１２０）が人工衛星に搭載される。各ポインティング機構は、第１の２軸ジンバルと展開ブームと第２の２軸ジンバルとを衛星本体側から順に並べて構成され、スラスタを衛星本体に連結する。
各２軸ジンバルは、アジマス／エレベーション方式の自由度を有している。第１の２軸ジンバルは、衛星本体側でアジマス方向に回転し、展開ブーム側でエレベーション方向に回転する。第２の２軸ジンバルは、展開ブーム側でアジマス方向に回転し、スラスタ側でエレベーション方向に回転する。
各２軸ジンバルは、ＸＹ方向の自由度を有するユニバーサルジョイントで構成することもできる。
２軸ジンバルを用いた展開ブーム付ポインティング機構（第１のポインティング機構１１０、第２のポインティング機構１２０）が人工衛星に２台搭載されることにより、以下の効果が得られる。
図４および図５で説明したように、収納時においてポインティング機構（第１のポインティング機構１１０、第２のポインティング機構１２０）の姿勢の自由度が増大する。
図６で説明したように、東西南北制御が可能となる。
図７で説明したように、展開時においてポインティング機構（第１のポインティング機構１１０、第２のポインティング機構１２０）の姿勢の自由度が増大する。
図８で説明したように、奇数台数のスラスタを噴射させてオービットレイジングを行うことが可能となる。

実施の形態１は、上記の効果を含めて以下のような効果を奏する。
静止軌道での姿勢制御において東西南北制御を行うためには、駆動範囲が狭い従来のポインティング機構を用いた場合では、電気推進スラスタが４台または４群必要であった。
実施の形態１では、２台または２群の電気推進スラスタで実現することが可能となる。

人工衛星の東西南北制御においては、主に南北方向に電気推進スラスタを指向させて噴射を行う必要がある。
実施の形態１では、ポインティング機構（第１のポインティング機構１１０、第２のポインティング機構１２０）が南面および北面に設けられるため、２軸ジンバルの運用駆動量を最小にすることが可能となる。

人工衛星の東西南北制御においては、展開ブームの長さが長ければ長い程、電気推進スラスタの噴射効率が高くなる。このため、フェアリング包絡域が許容可能な範囲で展開ブームの長さを長くすることが必要となる。２本の展開ブームのいずれも最大の長さにすれば、２本の展開ブームは必然的に同一の長さとなる。
一方、奇数台（例えば３台）の電気推進スラスタを同時に噴射するためには、人工衛星の重心周りにモーメントが発生しないようにしなければならない。具体的には、電気推進スラスタと衛星重心との距離の比が電気推進スラスタの稼働台数の逆比にならなければならない。そのためには、各展開ブームを伸縮構造にして各展開ブームを伸縮する、又は、各展開ブームの中央に関節を設けて各展開ブームを曲げる等によって、各展開ブームの長さを変える必要があった。
しかし、２軸ジンバルに適切な自由度を持たせれば展開ブームの長さが同一でも上記の条件を満たす姿勢をとることができる。そのため、短い展開ブームを使用して噴射効率を低下させてしまうことがなく、また、伸縮構造または関節を動作させるモータのようなリソースが不要となる。

展開ブームを用いることにより、電気推進スラスタを衛星本体から離れた位置に配置することができる。そして、太陽電池などの衛星機器に噴射プルームが当たることを回避しつつ、噴射ベクトルを希望の方向に近づけることができる。その結果、噴射効率が向上するため、推進薬の節約が一層期待できる。

さらに、スラスタ群（１１５、１２５）において、特定の奇数台（例えば３台）の電気推進スラスタを同時に噴射してもオービットレイジングが可能となる。
そのため、特定の奇数台より多い偶数台（例えば４台）の電気推進スラスタを同時に噴射する場合に比べて推進の所要電力が少なく、かつ特定の奇数台より少ない偶数台（例えば２台）の電気推進スラスタを同時に噴射する場合に比べてより大きな推進力を得ることができる。したがって、より柔軟な推進制御が可能となる。
加えて、例えば４台の電気推進スラスタのうち１台が故障した場合であっても、残りの３台の電気推進スラスタの推進動作によってオービットレイジングが可能となる。したがって、より柔軟な冗長系を構成することも可能となる。

＊＊＊他の構成＊＊＊
２台のポインティング機構（第１のポインティング機構１１０、第２のポインティング機構１２０）は、鏡面対称に配置してもよい。
具体的には、図３において、第２のポインティング機構１２０の第２の本体側ジンバル１２１を、第１のポインティング機構１１０の第１の本体側ジンバル１１１と同じく手前側の角に設けてもよい。また、第１のポインティング機構１１０の第１の本体側ジンバル１１１と第２のポインティング機構１２０の第２の本体側ジンバル１２１との両方を、奥側または手前側の角ではなく、奥側の角と手前側の角との中間に設けてもよい。

各スラスタ群を構成するスラスタの台数は３台以上であってもよい。

＊＊＊実施の形態の補足＊＊＊
実施の形態は、好ましい形態の例示であり、本発明の技術的範囲を制限することを意図するものではない。実施の形態は、部分的に実施してもよいし、他の形態と組み合わせて実施してもよい。

１００人工衛星、１０１衛星重心、１１０第１のポインティング機構、１１１第１の本体側ジンバル、１１２第１の展開ブーム、１１３第１のスラスタ側ジンバル、１１４第１のスラスタ台、１１５第１のスラスタ群、１２０第２のポインティング機構、１２１第２の本体側ジンバル、１２２第２の展開ブーム、１２３第２のスラスタ側ジンバル、１２４第２のスラスタ台、１２５第２のスラスタ群、１３０衛星本体、１３１Ｎ北面、１３１Ｐ第１のパドル面、１３２Ｐ第２のパドル面、１３２Ｓ南面、１３３地球指向面、１３４反地球指向面、１４１第１の太陽電池パドル、１４２第２の太陽電池パドル、２０１地球、２０２衛星軌道、２０３フェアリング包絡域。

Claims

棒状を成す展開ブームと、
前記展開ブームを衛星本体に連結して前記展開ブームの向きを調整する本体側ジンバルと、
スラスタを前記展開ブームに連結して前記スラスタの向きを調整するスラスタ側ジンバルとを備えるポインティング機構であって、
前記ポインティング機構が２台１組で人工衛星に搭載され、
前記本体側ジンバルと前記スラスタ側ジンバルとのそれぞれが２軸ジンバルである
ポインティング機構。
前記スラスタ側ジンバルは、複数台のスラスタから成る第１のスラスタ群を前記展開ブームに連結し、
オービットレイジングが行われるときに、前記第１のスラスタ群のうちの稼働されるスラスタの台数である第１の稼働台数と、他方のポインティング機構の展開ブームに連結された第２のスラスタ群のうちの稼働されるスラスタの台数である第２の稼働台数とが異なる場合、前記第１のスラスタ群が連結された前記展開ブームの向きと前記第２のスラスタ群が連結された前記展開ブームの向きとを調整して、オービットレイジング時の進行方向を法線とする平面に衛星重心と前記第１のスラスタ群と前記第２のスラスタ群とを投影し、衛星重心と前記第１のスラスタ群と前記第２のスラスタ群とを同一直線上に配置し、前記平面において衛星重心から前記第１のスラスタ群までの第１の距離と衛星重心から前記第２のスラスタ群までの第２の距離との比が、前記第１の稼働台数と前記第２の稼働台数との逆比になる
請求項１１に記載のポインティング機構。
前記人工衛星がロケットフェアリングに収納されるときに、前記展開ブームの向きが前記本体側ジンバルが取付けられた面と平行に調整される
請求項１１または請求項１２に記載のポインティング機構。
前記展開ブームは、長さ許容範囲における最長の長さを有し、
前記長さ許容範囲は、前記展開ブームの向きが前記本体側ジンバルが取付けられた面と平行に調整された状態で全体がフェアリング包絡域に収まるために前記展開ブームの長さが満たすべき範囲である
請求項１１から請求項１３のいずれか１項に記載のポインティング機構。
ステーションキーピングが行われるときに、前記展開ブームの向きと前記スラスタの向きとが調整されて、前記スラスタの噴射方向と前記人工衛星の南北方向とが成す噴射指向角度が角度許容範囲における最小の角度になり、
前記角度許容範囲は、前記スラスタの噴射範囲に太陽電池パドルが入らないために前記噴射指向角度が満たすべき範囲である
請求項１１から請求項１４のいずれか１項に記載のポインティング機構。
棒状を成す展開ブームと、
前記展開ブームを衛星本体に連結して前記展開ブームの向きを調整する本体側ジンバルと、
スラスタを前記展開ブームに連結して前記スラスタの向きを調整するスラスタ側ジンバルとを備えるポインティング機構であって、
前記ポインティング機構が２台１組で人工衛星に搭載され、
前記本体側ジンバルが取り付けられる第１の取付け部分と他方のポインティング機構の本体側ジンバルが取り付けられる第２の取付け部分とが、地球指向面側から見て衛星重心を中心とした回転対称の位置にあり、
前記第１の取付け部分は、反地球指向面側の四つの角のうち一つの角に位置し、
前記第２の取付け部分は、反地球指向面側の四つの角のうち前記第１の取付け部分の斜向かいの角に位置する
ポインティング機構。
棒状を成す展開ブームと、
前記展開ブームを衛星本体に連結して前記展開ブームの向きを調整する本体側ジンバルと、
スラスタを前記展開ブームに連結して前記スラスタの向きを調整するスラスタ側ジンバルとを備えるポインティング機構であって、
前記ポインティング機構が２台１組で人工衛星に搭載され、
前記本体側ジンバルが取り付けられる第１の取付け部分と他方のポインティング機構の本体側ジンバルが取り付けられる第２の取付け部分とが、地球指向面側から見て衛星重心を中心とした回転対称の位置にあり、
前記第１の取付け部分は、前記人工衛星が地球を周回するときに南側を向く南面と前記人工衛星が地球を周回するときに北側を向く北面とのうちの一方の面において反地球指向面側の角のうち一方の角に位置し、
前記第２の取付け部分は、前記南面と前記北面とのうちの他方の面において反地球指向面側の角のうち前記第１の取付け部分の斜向かいの角に位置する
ポインティング機構。
前記スラスタ側ジンバルは、複数台のスラスタから成る第１のスラスタ群を前記展開ブームに連結し、
オービットレイジングが行われるときに、前記第１のスラスタ群のうちの稼働されるスラスタの台数である第１の稼働台数と、他方のポインティング機構の展開ブームに連結された第２のスラスタ群のうちの稼働されるスラスタの台数である第２の稼働台数とが異なる場合、前記第１のスラスタ群が連結された前記展開ブームの向きと前記第２のスラスタ群が連結された前記展開ブームの向きとを調整して、オービットレイジング時の進行方向を法線とする平面に衛星重心と前記第１のスラスタ群と前記第２のスラスタ群とを投影し、衛星重心と前記第１のスラスタ群と前記第２のスラスタ群とを同一直線上に配置し、前記平面において衛星重心から前記第１のスラスタ群までの第１の距離と衛星重心から前記第２のスラスタ群までの第２の距離との比が、前記第１の稼働台数と前記第２の稼働台数との逆比になる
請求項１６または請求項１７に記載のポインティング機構。
前記人工衛星がロケットフェアリングに収納されるときに、前記展開ブームの向きが前記本体側ジンバルが取付けられた面と平行に調整される
請求項１６から請求項１８のいずれか１項に記載のポインティング機構。
前記展開ブームは、長さ許容範囲における最長の長さを有し、
前記長さ許容範囲は、前記展開ブームの向きが前記本体側ジンバルが取付けられた面と平行に調整された状態で全体がフェアリング包絡域に収まるために前記展開ブームの長さが満たすべき範囲である
請求項１６から請求項１９のいずれか１項に記載のポインティング機構。
ステーションキーピングが行われるときに、前記展開ブームの向きと前記スラスタの向きとが調整されて、前記スラスタの噴射方向と前記人工衛星の南北方向とが成す噴射指向角度が角度許容範囲における最小の角度になり、
前記角度許容範囲は、前記スラスタの噴射範囲に太陽電池パドルが入らないために前記噴射指向角度が満たすべき範囲である
請求項１６から請求項２０のいずれか１項に記載のポインティング機構。