JP6827264B2 - 宇宙航行機に用いられる電気推進システム - Google Patents

Description

本発明は、供用期間中の第１時点では第１重心点に重心が位置し、供用期間中の第２時点では前記第１重心点と異なる第２重心点に重心が位置する宇宙航行機に用いられる電気推進システムに関する。本発明は更に、宇宙航行機に用いられる電気推進システムの作動方法に関する。

電気推進システムとは、イオンないしプラズマを加速することにより推進力を発生させるようにした、宇宙航行機に推進力を付与するための電気推進装置である。単独の電気スラスタ（以下、単に「スラスタ」と称する）が発生し得る推力は小さなものでしかなく、そのため、宇宙航行機に装備される電気推進システム（以下「ＥＰシステム」と称することがある）は、複数基のスラスタを備えたシステムとして構成されている。この構成とすることで、全推力を増大させることができるばかりでなく、システムに冗長性を付与することも可能となる。

宇宙航行機にデルタブイ（Δｖ）を付与することを目的とした推進システムは、トルクを作用させるための推進システムと異なり、推力システムに含まれる複数基のスラスタの個々の推力ベクトルのベクトル和である合計推力ベクトル（以下「合力」と称することがある）が、宇宙航行機の重心点（ＣｏＧ）を通るようにしなければならない。従来の典型的な推力システムでは、複数基のスラスタはそれらスラスタの方向が互いに平行となるように取付けられている。この構成では、供用開始時点（ＢｏＬ）と、寿命到達時点（ＥｏＬ）とのいずれにおいても、合力が宇宙航行機の重心点を通るようにすることができる。しかしながら、合計推力ベクトル（合力）が重心点を通るようにせねばならないというこの要件の充足を困難にする問題が幾つか存在している。第１に、個々のスラスタの取付方向が最初からずれていることがあり得る。第２に、個々のスラスタの推力ベクトルと当該スラスタの中心軸とのずれがあり、これは最初からずれていることもあれば、時間の経過と共にずれてくることもある。第３に、例えば地球磁場やマグネトルカーが発生する磁場などの外部要因によって、個々のスラスタの推力ベクトルが影響を受けるということがある。第４に、電気推進システムに用いられる推進剤が消費されるにつれて、宇宙航行機の重心点が移動するということがある。第５に、供用期間中に複数基のスラスタのうちのいずれかが故障することがあり得る。

以上に列挙した数々の問題は、いかなる種類の推進システムにとっても問題となるものであるが、特に電気推進システムにとっては、それら問題の解決が喫緊の課題となっている。標準的な化学推進システムでは、個々のスラスタの発生推力が大きく、またスラスタが比較的低コストであるため、通常、合計推力ベクトルがスラスタの中心軸からずれたならば、補助的スラスタが瞬間的に発生する推力によってそのずれの影響を相殺するという方式が採用されている。

しかるに、化学推進システムに採用されているこの方式を、電気推進システムに準用することには無理があり、その理由は、電気推進システムでは個々のスラスタの発生推力が小さく、またスラスタが非常に高コストだからである。

合計推力ベクトルが宇宙航行機の重心点を通るようにするための方策として、スラスタ・ポインティング機構を用いるという方法がある。しかしながら、スラスタ・ポインティング機構は、重量が大きく、試験の実施が容易でなく、高コストであり、大きな設置空間を占有する。また別法として、例えば回転軸に取付けた内部釣合重錘を用いて、重心点を移動調節するという方法も知られている。しかしながら、内部釣合重錘によって得られる重心点の移動量は非常に小さなものでしかない。合計推力ベクトルと宇宙航行機の重心点とのずれを許容するという考え方もあるが、このような考え方は、そのずれの結果として宇宙航行機に作用するトルクを相殺することが困難であるという事実を無視している。実際には、そのずれの結果として作用するトルクは急激に発生して増大する。

そのようなトルクの影響を緩和する手段のひとつに、宇宙航行機の１８０°ロール・マヌーバを実行するという方法があり、これによって合計推力ベクトルと重心点とのずれの影響を相殺することができる。しかしながら、１８０°ロール・マヌーバを実行するにはかなりの時間を要し、しかもそれを実行している間は、太陽電池アレイの発電量が低下する。

更に、合計推力ベクトルと重心点とのずれの影響を、適宜の手段で非飽和状態にした反動ホイールによって抑制するという方法もある。この方法はマグネトルカーを用いて実施することも可能である。しかしながら、マグネトルカーが有効であるのは宇宙航行機が地球低軌道（ＬＥＯ）上にあるときに限られるのに対し、電気推進システムが使用されるのは殆どの場合、宇宙航行機が地球中軌道（ＭＥＯ）上、または静止軌道（ＧＥＯ）上にあるときか、或いは、宇宙航行機をそれら軌道上へ遷移させるときである。

従って本発明の目的は、宇宙航行機に用いられる電気推進システム並びに宇宙航行機に用いられる電気推進システムの作動方法であって、複数基の電気スラスタのうちのひとつないし幾つかが機能喪失したときのスプリアス・トルクの発生を抑止し、ないしは少なくとも低減することのできる、電気推進システム並びに電気推進システムの作動方法を提供することにある。

上記目的は、請求項１に記載の宇宙航行機に用いられる電気推進システム並びに請求項１３に記載の方法により達成される。従属請求項は好適な実施の形態を記載したものである。

本発明の第１の態様によれば、供用期間中の第１時点では第１重心点に重心が位置し、供用期間中の第２時点では前記第１重心点と異なる第２重心点に重心が位置する宇宙航行機に用いられる電気推進システムが提供される。電気推進システムは、スラスタ・リアライメント機構と、該スラスタ・リアライメント機構に結合された複数基のスラスタとを備え、該複数基のスラスタの各々が個々の推力ベクトルを有する。前記スラスタ・リアライメント機構は、第１ポジションにおいては前記複数基のスラスタの個々の推力ベクトルが前記第１重心点を通るようにし、第２ポジションにおいては前記複数基のスラスタの個々の推力ベクトルが前記第２重心点を通るようにするべく構成されている。前記スラスタ・リアライメント機構は、前記複数基のスラスタの全てが無故障である場合には前記第１ポジションを維持するように構成されている。前記スラスタ・リアライメント機構は、前記複数基のスラスタのうちのいずれかが故障した場合、及び／または、時間的な所定条件が満足された場合には、前記複数基のスラスタにリアライメントを施して前記第２ポジションへ移行するように構成されている。

例えば、前記第１重心点（第１ＣｏＧ）は前記宇宙航行機の供用開始時点（ＢｏＬ）における重心点などに対応するものである。前記第２重心点は前記宇宙航行機の寿命到達時点（ＥｏＬ）における重心点などに対応するものである。また、これとは逆の対応とすることもできる。

本発明によれば、前記第１ポジションにある前記スラスタ・リアライメント機構によって、全てのスラスタの個々の推力ベクトルが供用開始時点における重心点を通るように、それら全てのスラスタのアライメント（方向設定）を行うことができる。そのため、電気推進システムの供用開始時点からさほどの時間が経過していなければ、単独のスラスタの故障が発生してもトルクが発生することはない。そのため、本発明に係る電気推進システムを装備した宇宙航行機は、僅かに回転するだけで、新たな合力の方向を、所要の方向とすることができる。

そのため、供用開始時点において単独のスラスタが故障した場合でも、その他のスラスタの推力ベクトルは、前記第１重心点（初期の重心点）を通っている。後刻、重心点が移動したならば、前記スラスタ・リアライメント機構は前記第２ポジションへ移行し、それによって、その他のスラスタの推力ベクトルが前記第２重心点（新たな重心点）を通るようにする。

一方、寿命終了到達時点に近付いてから単独のスラスタが故障した場合には、電気推進システムの複数基のスラスタにリアライメントが施され、前記スラスタ・リアライメント機構は前記第２ポジションへ移行する。前記第２ポジションは、複数基のスラスタの個々の推力ベクトルが寿命終了到達時点における重心点（前記第２重心点）を通るようにするべく定められているポジションである。また、このリアライメントは、どのスラスタが故障したかにかかわらず、また、幾つのスラスタが故障したかにかかわらず、前記複数基のスラスタの全てに等しく施される。

ここに提案する電気推進システムは、電気推進システムが用いられる数多くの用途において、ジンバルを装備した電気推進システムに代わり得るものであり、ジンバルを装備した電気推進システムは高コストであり、構造が複雑であり、またそれゆえに信頼性に欠けるきらいがある。従来の電気推進システムに装備されているジンバルと対照的に、本発明におけるスラスタ・リアライメント機構は遙かに低コストである。本発明に係る電気推進システムは、複数基のスラスタのうちのひとつないし幾つかが機能を喪失することによるスプリアス・トルクの発生を排除し、ないしは、それにより発生するスプリアス・トルクを極めて小さく抑えるものである。排除しきれずに残ったスプリアス・トルクは、その他の手段を援用して相殺することができ、それには例えば、反動ホイール、及び／または、マグネトルカー、及び／または、低温気体スラスタなどの従来の推進システムなどを用いればよい。

好適な実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構は、前記複数基のスラスタのうちのひとつまたは幾つかが故障した場合、及び／または、前記時間的な所定条件が満足された場合には、前記複数基のスラスタの全てにリアライメントを施して前記第１ポジションから前記第２ポジションへ移行するように構成されている。これによって、前記スラスタ・リアライメント機構を簡明な構成のものとすることができる。

更なる好適な実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構は、前記複数基のスラスタのうちのひとつまたは幾つかが故障した場合、及び／または、前記時間的な所定条件が満足された場合には、前記複数基のスラスタのうちのどのスラスタが故障したかにかかわらず、及び／または、前記複数基のスラスタのうちの幾つのスラスタが故障したかにかかわらず、前記複数基のスラスタの全てに等しく（それらスラスタの個々の推力ベクトルの）リアライメントを施すように構成されている。これによって、前記スラスタ・リアライメント機構を構成が簡明で比較的低コストのものとすることができる。

更なる好適な実施の形態によれば、前記複数基のスラスタは前記スラスタ・リアライメント機構に結合されており、前記スラスタ・リアライメント機構は、前記第１ポジションにおいては無故障の前記複数のスラスタの全てによる合力が前記第１重心点と前記第２重心点との両方を通る（即ち前記宇宙航行機の中心線を通る）ようにし、且つ、前記複数基のスラスタの個々の推力ベクトルの方向が前記合力の方向（即ち前記電気推進システムの中心軸の方向）に対して第１角度だけ傾斜しているようにするべく構成されている。この構成では、宇宙航行機にデルタブイを付与すべき方向と推力ベクトルの方向とが完全に一致していないときには、いわゆる「余弦損失」が発生するが、その余弦損失は非常に小さい。また、いずれかのスラスタが故障したならば（スラスタの故障がミッションの開始早々に生じる確率は小さい）、残りのスラスタは、それらの推力ベクトルが、ミッション後期に重心が位置すると予期される前記第２重心点を通るように、それらスラスタの方向が変更される。

更なる好適な実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構は、リアライメントを行って前記第２ポジションに移行した場合には、前記複数基のスラスタの個々の推力ベクトルの方向が、前記第１重心点と前記第２重心点との両方を通る直線の方向（即ち前記電気推進システムの中心線つまり中心軸の方向）に対して前記第１角度と異なる第２角度だけ傾斜しているようにするべく構成されている。

換言するならば、前記スラスタ・リアライメント機構は、該スラスタ・リアライメント機構のポジションに応じて個々の推力ベクトルの傾斜角度を異ならせるように構成されている。そのため、前記第１ポジションから前記第２ポジションへ移行することにより、この電気推進システムの複数基のスラスタの個々の推力ベクトルが前記第１重心点と前記第２重心点とのいずれかを通るようにすることもできるリアライメントが可能となっている。

例えば、前記第１角度と前記第２角度との角度差は１０°未満とするとよく、より好ましくは５°未満とする。この角度差を１０°未満とすれば、最悪の条件下であっても余弦損失は常に、１−ｃｏｓ（１０°）より小さくなり、これは２％以下であることを意味する。ミッションの遂行期間中の平均値を取るならば、余弦損失の値は更に小さくなる。

更なる好適な実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構は、前記第１ポジションと前記第２ポジションとの間の二位置安定型であり、前記第１ポジション及び前記第２ポジションは端部ストッパにより規定されるポジションである。この構成とすることで得られる利点のひとつは、スラスタ・リアライメント機構のポジションを、端部ストッパにより規定されるポジションとして、前記第１ポジションと前記第２ポジションとに高精度で設定し得ることがある。この高精度のポジション設定は常時保証され、また、構成が複雑で誤差を発生するおそれのあるセンサを必要とすることなく保証される。このように二位置安定型として構成されたスラスタ・リアライメント機構の枢動連結部を屈曲させるための屈曲トルクは、例えばこの電気推進システムに接続されたケーブルやホースなどによる抵抗トルクとは比較にならない十分な大きさとなる。従来のスラスタ・ポインティング機構は、２つの自由度を有する関節機構として構成されており、その２つの自由度の各々について連続動作を行わねばならないために、複雑なフィードバック・ループを備えたセンサを用いて制御する必要があった。

更なる好適な実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構は、前記第２ポジションへ移行した後に前記第１ポジションへ復帰不能な非可逆的な機構とされている。例えば、前記スラスタ・リアライメント機構が、点火機構または係止解除機構により起動される非炸薬型アクチュエータを備えたものとするのもよい。その非炸薬型アクチュエータは、例えば破断型アクチュエータとすることもできる。この実施の形態の構成とすることにより、機械的構造部の構成が更に簡明なものとなる。

代替の実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構は、前記第２ポジションへ移行した後に前記第１ポジションへ復帰可能な可逆的な機構とされている。この実施の形態は、前記スラスタ・リアライメント機構を前記第１ポジションから前記第２ポジションへ移行させることも、また逆に前記第２ポジションから前記第１ポジションへと移行させることもできるような、電磁石、及び／または、二位置安定型スプリング機構を用いて構成することができる。

更なる好適な実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構は、前記第１ポジションと前記第２ポジションとの間の跳躍移動が可能な機構とされている。二位置安定型機構には、その枢動連結部の屈曲角度を連続的に設定することができない、即ち、中間角度には設定できないという短所があるが、この短所は、前記スラスタ・リアライメント機構の端部ストッパで規定された２つの限度位置（即ち前記第１ポジション及び前記第２ポジション）の間での反復する跳躍移動を行わせることにより克服することができる。これは、スラスタ作動期間中における、それら２つのポジションに設定する時間の平均値を適宜設定することにより達成される。例えば、最大屈曲角度の８０％に相当する角度偏移が必要な場合には、前記スラスタ・リアライメント機構を、スラスタ作動期間中の８０％の期間は枢動連結部の屈曲角度を最大屈曲角度とし、残りの２０％の期間は全く屈曲させないようにすればよい。この方式が可能であるのは、屈曲角度が１０°程度、ないしはそれ未満の小さな角度である場合には余弦損失が非常に小さいからである。

更なる好適な実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構は、前記第１重心点と前記第２重心点との両方を通る直線により規定される中心線上に配設されたヒンジを介して互いに連結された第１プレート及び第２プレートを備えており、該第１プレート及び第２プレートは、それらの機体辺縁側端部が機体に連結されている（即ち前記宇宙航行機ないしは前記電気推進システムを構成しているプレートなどに連結されている）。前記第１及び第２プレートは、それらの機体辺縁側端部がスプリング機構またはモータ駆動型機構に支持されているようにしてもよい。その場合に、前記第１及び第２プレートは、そのスプリング機構またはモータ駆動型機構がいかなる状態にあるときにも傾斜方向は逆方向であるが傾斜角度は同一であるようにしておく。更に、この実施の形態では、少なくとも１基のスラスタが前記第１プレートに取付けられ、少なくとも１基のスラスタが前記第２プレートに取付けられている。前記第１プレートに取付けられているスラスタの個数及び配列と前記第２プレートに取付けられているスラスタの個数及び配列とは互いに同一とする。前記第１プレート及び前記第２プレートの傾斜角度によって、それらスラスタの個々の推力ベクトルの方向を変化させて、それら推力ベクトルが前記第１重心点ないし前記第２重心点を通るようにする。前記宇宙航行機の中心線（中心軸）は、前記第１プレートと前記第２プレートとの間にある前記ヒンジを通っている。前記第１及び第２プレートが前記宇宙航行機に連結されており、且つ、前記第１プレートと前記第２プレートとがヒンジを介して互いに連結されているため、前記宇宙航行機の中心軸に対する推力ベクトルの傾斜角度を調節することが可能となっている。

他の実施の形態によれば、前記第１及び第２プレートの機体側縁側端部と機体との連結部はそれぞれ回転可能であり、前記ヒンジと機体との間の離隔距離が可変とされている。

本発明の第２の態様によれば、以上に述べた電気推進システムの作動方法が提供され、この作動方法によれば、前記複数基のスラスタの全てが無故障である場合には、前記スラスタ・リアライメント機構を第１ポジションに設定して、前記複数基のスラスタの個々の推力ベクトルが第１重心点を通り、且つ、前記複数基のスラスタの全てによる合力が前記第１重心点と前記第２重心点との両方を通るようにし、前記複数基のスラスタのうちのいずれかが故障した場合、及び／または、時間的な所定条件が満足された場合には、前記スラスタ・リアライメント機構を第２ポジションに設定して、前記複数基のスラスタの個々の推力ベクトルが第２重心点を通るように、前記電気推進システムの推力のリアライメントを行う。

更なる好適な実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構を前記第２ポジションに設定するために、前記複数基のスラスタのうちの無故障のスラスタが噴射するイオン・ビームを偏向させる。また、別のひとつの実施の形態によれば、前記スラスタ・リアライメント機構を前記第２ポジションに設定するために、前記複数基のスラスタの機械的な回転を制御する。

以下、添付図面を参照しつつ本発明について更に詳細に説明する。

従来の電気推進システム（ＥＰシステム）を備えた宇宙航行機を示した図であり、全てのスラスタが、推力ベクトルが互いに平行になるように取付けられている。 １基のスラスタが故障したときの、図１の従来のＥＰシステムを示した図である。 従来のＥＰシステムを備えた宇宙航行機を示した図であり、複数基のスラスタが、傾斜角度を付けて固定されている。 本発明に係るＥＰシステムを示した図であり、複数基のスラスタが第１ポジションに維持されている状態を示したものである。 図４の本発明に係るＥＰシステムを示した図であり、１基のスラスタが故障した状態を示したものである。 図４の本発明に係るＥＰシステムを示した図であり、複数基のスラスタにリアライメントが施されて第２ポジションに移行した状態を示したものである。 第１の実施の形態に係るスラスタ・リアライメント機構を備えたＥＰシステムを示した図であり、そのスラスタ・リアライメント機構が第１ポジションにある状態を示したものである。 図７のＥＰシステムを示した図であり、複数基のスラスタにリアライメントが施されて第２ポジションに移行した状態を示したものである。 第２の実施の形態に係るスラスタ・リアライメント機構を備えたＥＰシステムを示した図であり、そのスラスタ・リアライメント機構が第１ポジションにある状態を示したものである。 図９のＥＰシステムを示した図であり、複数基のスラスタにリアライメントが施されて第２ポジションに移行した状態を示したものである。

図１に示したのは宇宙航行機２に用いられる電気推進システム（以下「ＥＰシステム」と称する）の公知例である。宇宙航行機２は初期の重心点３（第１重心点）と、後刻の重心点４（第２重心点）とを有する。宇宙航行機２にはＥＰシステムのための推進剤が搭載される。初期の重心点である第１重心点３とは、例えば供用開始時点（ＢｏＬ）などにおける宇宙航行機２の重心点である。後刻の重心点である第２重心点４とは、例えば寿命到達時点（ＥｏＬ）などにおける宇宙航行機２の重心点である。第１重心点３及び第２重心点４は、宇宙航行機２の中心軸（以下の説明ではこの中心軸を「中心線」と称すことがある）の軸上に位置している。ＥＰシステムは複数基のＥＰスラスタ１０、２０（以下、ＥＰスラスタを単に「スラスタ」と称する）から成るスラスタ群を備えており、それらスラスタの個数は偶数である。特に図示例では、ＥＰシステムが２基のスラスタを備えているものを示した。それらスラスタ１０、２０は各々が個々の推力ベクトル１１、２１を有する。それらスラスタ１０、２０は互いに平行に配設されているため、それらスラスタの個々の推力ベクトル１１、２１もまた、互いに平行である。この構成によれば、２基のスラスタ１０、２０が共に順調に動作している間は、それらスラスタの推力の合力５は第１重心点３と第２重心点４との両方を通っており、即ち、合力５は宇宙航行機２の中心軸に一致している。更に、いずれのスラスタもが意図した通りに動作している間は、余弦損失（コサイン・ロス）は発生していない。

図２は、図１の構成例においてスラスタ２０が故障した場合を示した図である。スラスタ２０が故障したことを表すために、このスラスタを破線で描くと共に、その参照符号を２０’に替えてある。この故障の結果、スラスタ１０だけが推力ベクトル１１を有しており、この推力ベクトル１１で表される推力がそのまま合力５となっている。この状態にあるときには、合力５が第１重心点３と第２重心点４とのいずれも通っていない。そのため大きなトルクが発生しており、このトルクを何らかの手段で相殺する必要がある。

図３に示したのは、図１とは異なる構成例のＥＰシステム１である。この構成例では、２基のスラスタ１０、２０が小さな傾斜角度を付けて固定されている。また、それらの合力５が第１重心点３と第２重心点４との両方を通るようにしてある。２基のスラスタ１０、２０が共に順調に動作している間は、トルクは発生していない。いずれか１基のスラスタ（例えばスラスタ１０）が故障したならば、残りのスラスタ（例えばスラスタ２０）の推力２１によって、第１重心点３（初期の重心点）を中心とする小さなトルクが発生すると共に、第２重心点４（後刻の重心点）を中心とするそれと逆回転方向の小さなトルクが発生する。２基のスラスタ１０、２０が共に順調に動作している間は小さな余弦損失が発生しており、一方のスラスタ（例えばスラスタ２０）しか動作していないときには余弦損失は発生していない。中心軸の方向に対する各々のスラスタ１０、２０の傾斜角度は５°程度の小さな角度であるため、２基のスラスタ１０、２０が共に順調に動作しているときの余弦損失は、無視可能な程度の大きさでしかない。また、２基のスラスタ１０、２０のうちの一方が故障したときの合力５により発生するトルクは、図２に示したものよりも小さい。

図４に、本発明に係る宇宙航行機２に用いられるＥＰシステム１を示した。その概要を述べるならば、先ず、第１ポジションにおいては、複数基のスラスタ１０、２０を傾斜させてそれらスラスタの個々の推力１１、２１が第１重心点（初期の重心点）３を通るようにしている。このとき、それらスラスタ１０、２０の推力ベクトル１１、２１の合力５は第１重心点３と第２重心点（後刻の重心点）４との両方を通っている。また、このとき、小さな余弦損失が発生しており、その余弦損失の大きさは、中心軸に対する個々の推力ベクトル１１、２１の傾斜角度に応じた大きさとなっている。

第１重心点３は宇宙航行機２の供用開始時点における重心点であるため、供用開始時点からさほどの時間が経過していないときに故障が発生した場合には、図５に示すように、その故障によりトルクが発生することはない。尚、この図５でも、上で説明した図２と同様にスラスタ２０が故障した場合を示しており、それを表すためにこのスラスタを破線で描くと共に、その参照符号を２０’に替えてある。図５の状態では、リアライメントは行われておらず、残りのスラスタ１０の推力がそのまま合力５となっており、この合力５は第１重心点（初期の重心点）３を通っている。余弦損失は発生していない。

一方、スラスタ２０の故障が寿命到達時点に近付いてから発生した場合には、そのときの宇宙航行機２の重心は略々第２重心点４に位置しているため、スラスタ１０の推力により発生するトルクはより大きなものとなる。そこで、寿命到達時点に近付いてから故障が発生した場合には、どのスラスタが故障したかにかかわらず、全てのスラスタにそれらの傾斜角度を数度変化させるリアライメントを施して第２ポジションへ移行する。このリアライメントを施した状態を示したのが図６である。この第２ポジションにおいては全てのスラスタ１０、２０の個々の推力ベクトル１１、２１が第２重心点４を通っている。ここで注意すべきことは、スラスタ２０’は故障したままであるため推力を発生しておらず、残りのスラスタ１０が発生している推力がそのまま合力５になっていることである。そのためトルクは発生しておらず、また、余弦損失も発生していない。図５に示した第１ポジションから図６に示した第２ポジションへ移行するリアライメントに際してのスラスタの傾斜角度の変化量は、余弦損失をなるべく小さく抑える上で１０°未満とするのがよく、５°未満とすればなお好ましい。

スラスタ１０、２０にリアライメントを施すためのリアライメント動作の起動は、複数基のスラスタのうちのいずれかが故障したとき、及び／または、時間的な所定条件が満足されたときとするとよく、ここでいう時間的な所定条件は、例えば、宇宙航行機２の供用期間中における、この宇宙航行機２の重心点の移動に関連した条件などである。

複数基のスラスタ１０、２０の個々の推力の方向を変化させるリアライメントは、それらスラスタが噴射するイオン・ビームを偏向させることによっても達成することができ、また、スラスタ１０、２０それ自体を機械的に回転させることによっても達成することができる。スラスタのイオン・ビームを偏向させるには、磁力または静電気力を利用すればよい。ただし、電気スラスタは、静電場が存在すると機能障害が生じるおそれがあり、特にその起動時の動作が阻害されやすい。静電場による機能障害を避けるのであれば、電磁石または永久磁石を用いることになる。ただし電磁石はかなり大きな電力を必要とし、また高温環境下であることも考慮せねばならない。また、永久磁石に関しては、環境温度が永久磁石のキュリー温度を超えてしまうおそれがあり、そうなったならば永久磁石はもはや磁石として機能しない。これらの事情から、スラスタ１０、２０それ自体を機械的に回転させる方式が好ましい。

図７〜図１０は、本発明におけるスラスタ・リアライメント機構３０の基本構成を説明するための図である。図７は第１ポジションにあるスラスタ・リアライメント機構３０を示している。図８は第２ポジションにあるスラスタ・リアライメント機構３０を示している。図７及び図８に示した第１の実施の形態では、スラスタ・リアライメント機構３０は第１プレート３１及び第２プレート３２を備えている。第１スラスタ１０は第１プレート３１に結合されており、第２スラスタ２０は第２プレート３２に結合されている。第１及び第２スラスタ１０、２０と第１及び第２プレート３１、３２との結合は、各々のスラスタ１０、２０の個々の推力ベクトルが、夫々に対応するプレート３１、３２の板面に対して垂直になるようにしてある。第１及び第２プレート３１、３２の夫々の機体中心側端部３１ｐ、３２ｐは、宇宙航行機２の中心線（中心軸）上に配設されたヒンジを介して宇宙航行機２に連結した構成とすることができる。その中心線（中心軸）は、第１重心点３と第２重心点４との両方を通っている。第１及び第２プレート３１、３２の夫々の機体辺縁側端部３１ｄ、３２ｄは宇宙航行機２の構造部材に連結され、その構造部材は図示例のようにベース・プレート３９としてもよく、或いは、宇宙航行機２の機体それ自体としてもよい。また、それら機体辺縁側端部３１ｄ、３２ｄの連結は、図示例のようにスプリング３４、３５を介した連結としてもよく、或いは、モータ駆動式機構（不図示）を介した連結としてもよい。

中央部がヒンジを介して宇宙航行機２に連結されているこのスラスタ・リアライメント機構３０の作動方式は、例えば、係止機構（不図示）による係止が解除されたならばスプリング力により作動する方式とすることができる。第２ポジションにあるスラスタ・リアライメント機構を示した図８を見れば明らかなように、第２ポジションにおいてはスプリング３４、３５のスプリング力が解放されており、それによって、中心軸に対する推力ベクトル１１、２１の傾斜角度が、図７に示した第１ポジションにおける傾斜角度から変化している。

スラスタ・リアライメント機構３０は、その枢動連結部の屈曲動作が非可逆であるように構成するのもよい（図７及び図８の実施の形態を参照のこと）。また、そのように構成する場合には、解除機構を点火機構としてもよく、或いは、破断式の非炸薬型アクチュエータとしてもよい。これらの構成とすることによって、例えばスラスタの故障が発生したときの重心点の移動量を小さく抑えることができる。

図９及び図１０は、スラスタ・リアライメント機構３０の第２の実施の形態を示した図である。図９は第１ポジションにあるＥＰシステム１を示しており、図１０は第２ポジションにあるＥＰシステム１を示している。この実施の形態において、第１プレート３１及び第２プレート３２は、それらの機体辺縁側端部３１ｄ、３２ｄが夫々に第１及び第２機体辺縁側ジョイント（ヒンジ）３６、３７を介して宇宙航行機２に枢動連結されている。それらプレート３１、３２の機体中心側端部３１ｐ、３２ｐの枢動連結部に対向する位置に、ベース・プレート３９または宇宙航行機２の機体に取付けられた電磁石などの可逆的アクチュエータ３８が配設されている。この電磁石３８が付勢されたならば、第１及び第２プレート３１、３２はこの電磁石３８に吸引され、その吸引力が小さなスプリング（不図示）のスプリング力に打ち克つことによって、推力ベクトル１１、２１の方向が変化する。

図９及び図１０に示した構成では、スラスタ・リアライメント機構３０の枢動連結部の屈曲動作を可逆的な動作とすることができる。電磁石などの可逆的アクチュエータが消勢されたならば、第１及び第２プレート３１、３２はスプリング力によって押し戻され、端部ストッパ（図９では不図示とした）により規定されるポジションへ復帰する。

図４〜図１０に示した２つの構成例は模式図で示したものであるが、当業者であればそれらの図から容易に理解されるように、それら構成例は、２基のスラスタの間の相対角度を変化させる枢動連結部を屈曲させる二位置安定型機構として構成されている。それらスラスタ・リアライメント機構３０のポジションは、常時、高精度で規定されるようにできている。それらスラスタ・リアライメント機構３０の枢動連結部を屈曲させるための屈曲トルクは、例えばスラスタ１０、２０に接続されたケーブルやホースなどによる望ましくない抵抗トルクとは比較にならない十分な大きさとすることができる。

図示した実施の形態に係るスラスタ・リアライメント機構は枢動軸を１本しか持たない単軸型のものであるが、２本以上の枢動軸を有する複軸型のスラスタ・リアライメント機構とすることも可能である。

以上に説明した簡明な構造の二位置安定型の枢動連結機構を装備することで、複数基の小推力のスラスタを用いてデルタブイ軌道マヌーバを実行することができ、しかも、それらスラスタのうちのいずれかが故障した場合に備えて補助的なトルク相殺用のスラスタを装備することが不要となる。そのため、本格的なスラスタ・ポインティング機構を装備する場合と比べて、重量、機構占有空間、組付作業時間、性能試験時間、並びにコストが、いずれも大幅に削減される。

以上に構成例として示したＥＰシステム１はいずれも、２基のスラスタを備えたものであったが、かかる構成のＥＰシステム１を、より多数のスラスタを備えたものとすることも可能であり、そのような場合には、それら多数のスラスタをペアにして配設するようにすればよい。

１ 電気推進システム（ＥＰシステム）
２ 宇宙航行機
３ 第１重心点（供用開始時点（ＢｏＬ）などにおける重心点）
４ 第２重心点（寿命到達時点（ＥｏＬ）などにおける重心点）
５ 合力
１０ 第１スラスタ
１１ 第１推力ベクトル
２０ 第２スラスタ
２０’ 故障した第２スラスタ
２１ 第２推力ベクトル
３０ スラスタ・リアライメント機構
３１ 第１プレート
３１ｄ 第１プレートの機体辺縁側端部
３１ｐ 第１プレートの機体中心側端部
３２ 第２プレート
３２ｄ 第２プレートの機体辺縁側端部
３２ｐ 第２プレートの機体中心側端部
３３ ジョイント
３４ 第１スプリング
３５ 第２スプリング
３６ 第１機体側縁側ジョイント
３７ 第２機体側縁側ジョイント
３８ 磁石
３９ ベース・プレート

Claims (15)

1. 供用期間中の第１時点では第１重心点（３）に重心が位置し、供用期間中の第２時点では前記第１重心点（３）と異なる第２重心点（４）に重心が位置する宇宙航行機に用いられる電気推進システムであって、スラスタ・リアライメント機構（３０）と、該スラスタ・リアライメント機構（３０）に結合された複数基のスラスタ（１０、２０）とを備え、該複数基のスラスタ（１０、２０）の各々が個々の推力ベクトル（１１、２１）を有する電気推進システムにおいて、
   前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、第１ポジションにおいては前記複数基のスラスタ（１０、２０）の個々の推力ベクトル（１１、２１）が前記第１重心点（３）を通るようにし、第２ポジションにおいては前記複数基のスラスタ（１０、２０）の個々の推力ベクトル（１１、２１）が前記第２重心点（４）を通るように構成されており、
   前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の全てが無故障である場合には前記第１ポジションを維持するように構成されており、
   前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記複数基のスラスタ（１０、２０）のうちのいずれかが故障した場合、及び／または、時間的な所定条件が満足された場合には、前記複数基のスラスタ（１０、２０）にリアライメントを施して前記第２ポジションへ移行するように構成されており、
   前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記第１ポジションと前記第２ポジションとの間の二位置安定型であり、前記第１ポジション及び前記第２ポジションは端部ストッパにより規定されるポジションである、
   ことを特徴とする電気推進システム。
2. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記複数基のスラスタ（１０、２０）のうちのひとつまたは幾つかが故障した場合、及び／または、前記時間的な所定条件が満足された場合には、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の全てにリアライメントを施して前記第１ポジションから前記第２ポジションへ移行するように構成されている、
   ことを特徴とする請求項１記載の電気推進システム。
3. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記複数基のスラスタ（１０、２０）のうちのひとつまたは幾つかが故障した場合、及び／または、前記時間的な所定条件が満足された場合には、前記複数基のスラスタのうちのどのスラスタが故障したかにかかわらず、及び／または、前記複数基のスラスタのうちの幾つのスラスタが故障したかにかかわらず、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の全てに等しくリアライメントを施すように構成されている、
   ことを特徴とする請求項１又は請求項２記載の電気推進システム。
4. 前記複数基のスラスタ（１０、２０）は前記スラスタ・リアライメント機構（３０）に結合されており、前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記第１ポジションにおいては無故障の前記複数のスラスタ（１０、２０）の全てによる合力（５）が前記第１重心点（３）と前記第２重心点（４）との両方を通るようにし、且つ、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の個々の推力ベクトル（１１、２１）の方向が前記合力（５）の方向に対して第１角度だけ傾斜しているようにするべく構成されている、
   ことを特徴とする請求項１〜請求項３の何れか１項記載の電気推進システム。
5. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、リアライメントを行って前記第２ポジションに移行した場合には、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の個々の推力ベクトルの方向が、前記第１重心点（３）と前記第２重心点（４）との両方を通る直線の方向に対して前記第１角度と異なる第２角度だけ傾斜しているようにするべく構成されている、
   ことを特徴とする請求項４記載の電気推進システム。
6. 前記第１角度と前記第２角度との角度差は１０°未満であることを特徴とする、
   請求項５記載の電気推進システム。
7. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記第２ポジションへ移行した後に前記第１ポジションへ復帰不能な非可逆的な機構とされている、
   ことを特徴とする請求項１〜請求項６の何れか１項記載の電気推進システム。
8. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記第２ポジションへ移行した後に前記第１ポジションへ復帰可能な可逆的な機構とされている、
   ことを特徴とする請求項１〜請求項６の何れか１項記載の電気推進システム。
9. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記複数基のスラスタ（１０、２０）のリアライメントを行うための電磁石またはその他の可逆的アクチュエータ機構を備えている、
   ことを特徴とする請求項８記載の電気推進システム。
10. 前記アクチュエータ機構は、前記複数基のスラスタ（１０、２０）のリアライメントを行うための二位置安定型のスプリング機構を備えている、
    ことを特徴とする請求項９記載の電気推進システム。
11. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記第１ポジションと前記第２ポジションとの間で跳躍移動可能とされている、
    ことを特徴とする請求項１〜請求項１０の何れか１項記載の電気推進システム。
12. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）は、前記第１重心点（３）と前記第２重心点（４）との両方を通る直線により規定される中心線上に配設されたヒンジを介して互いに連結された第１プレート（３１）及び第２プレート（３２）を備えており、該第１プレート（３１）及び第２プレート（３２）は、それらの機体辺縁側端部（３１ｄ、３２ｄ）が機体（２）に連結されており、少なくとも１基のスラスタ（１０）が前記第１プレート（３１）に取付けられ、少なくとも１基のスラスタ（２０）が前記第２プレート（３２）に取付けられ、前記第１ポジションであるか前記第２ポジションであるかに応じて前記中心線に対する前記第１プレート（３１）及び前記第２プレート（３２）の傾斜角度が変化可能であるように構成されている、
    ことを特徴とする請求項１〜請求項１１の何れか１項記載の電気推進システム。
13. 請求項１〜請求項１２の何れか１項記載の電気推進システムの作動方法において、
    前記複数基のスラスタ（１０、２０）の全てが無故障である場合には、前記スラスタ・リアライメント機構（３０）を前記第１ポジションに設定して、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の個々の推力ベクトル（１１、２１）が前記第１重心点（３）を通るようにし、
    前記複数基のスラスタ（１０、２０）のうちのいずれかが故障した場合、及び／または、時間的な所定条件が満足された場合には、前記宇宙航行機に用いられる電気推進システム（１）の推力のリアライメントを行うために、前記スラスタ・リアライメント機構（３０）を前記第２ポジションに設定して、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の個々の推力ベクトル（１１、２１）が前記第２重心点（４）を通るようにし、
    前記スラスタ・リアライメント機構（３０）が前記第１ポジションに設定された時には、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の全てによる合力（５）が前記第１重心点（３）と前記第２重心点（４）との両方を通るようにする
    ことを特徴とする方法。
14. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）を前記第２ポジションに設定するために、前記複数基のスラスタ（１０、２０）のうちの無故障のスラスタが噴射するイオン・ビームを偏向させることを特徴とする請求項１３記載の方法。
15. 前記スラスタ・リアライメント機構（３０）を前記第２ポジションに設定するために、前記複数基のスラスタ（１０、２０）の機械的な回転を制御することを特徴とする請求項１３記載の方法。

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