JP6900224B2

JP6900224B2 - ドッキング装置

Info

Publication number: JP6900224B2
Application number: JP2017071258A
Authority: JP
Inventors: 道雄諫山; 健太奥田
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2017-03-31
Filing date: 2017-03-31
Publication date: 2021-07-07
Anticipated expiration: 2037-03-31
Also published as: JP2018172025A

Description

本発明は、宇宙空間を慣性飛行する一方の宇宙機において、宇宙空間を慣性飛行する他方の宇宙機との結合に用いられるドッキング装置に関するものである。

従来、上記したドッキング装置としては、例えば、特許文献１に開示されているものがある。
このドッキング装置は、有人宇宙機のドッキングに使用されるものであり、宇宙空間を慣性飛行する一方の宇宙機の結合部に配置されるベースリングと、宇宙空間を慣性飛行する他方の宇宙機と接触する捕獲リングと、６自由度をもってベースリング及び捕獲リングを連結するパラレルリンク機構を備えている。

捕獲リングは、２枚のリングを重ね合わせた二重構造を成しており、これらのリング間に他方の宇宙機との接触による荷重を計測するロードセルが組み込まれている。

パラレルリンク機構は、リニアアクチュエータで伸縮する６本のリンクで構成されており、これらの６本のリンクにおけるリニアアクチュエータによる各伸縮動作は、制御部により制御されるようになっている。

この制御部は、捕獲リングのロードセルで計測された他方の宇宙機との接触による荷重に応じて、６本のリンクにおけるリニアアクチュエータの各伸縮を電気制御することにより、他方の宇宙機とのミスアライメント（芯ずれ）を補正すると共に、他方の宇宙機が有する慣性力を減衰させるようになっている。

US6354540B1

上記したドッキング装置にあっては、２枚のリングを重ね合わせた二重構造を捕獲リングに採用して、この捕獲リングの２枚のリング間にロードセルを組み込むようにしているので、捕獲リングが大型化することが否めない。
ここで、有人宇宙機のドッキングに使用されるドッキング装置の場合には、搭乗員や貨物が移動するベースリング及び捕獲リングの各内径が、国際ドッキングシステム規格（International Docking System Standard (IDSS) Interface Definition Document (IDD）)に基づいて定められている。

つまり、上記した従来のドッキング装置において、捕獲リングの内径が定められている以上、ロードセルを組み込むためには捕獲リングの外径を大きくせざるを得ないことから、捕獲リングの大きさを国際ドッキングシステム規格で定められたサイズ内に収めることが難しいという問題があり、この問題を解決することが従来の課題となっていた。

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、ドッキング時において、相手側の宇宙機とのミスアライメントを補正することができるのは勿論のこと、相手側の宇宙機との接触部分である捕獲リングの大きさを国際ドッキングシステム規格で定められた規格サイズ乃至それ以下に抑えることができるドッキング装置を提供することを目的としている。

本発明の第１の態様は、宇宙空間を慣性飛行する一方の宇宙機に搭載されて、該一方の宇宙機に宇宙空間を慣性飛行する他方の宇宙機を結合するドッキング装置であって、前記一方の宇宙機の結合部に配置されるベースリングと、前記他方の宇宙機と接触する捕獲リングと、６自由度をもって前記ベースリング及び前記捕獲リングを連結するパラレルリンク機構を構成するリニアアクチュエータにより伸縮する６本のリンクと、前記６本のリンクにそれぞれ配置された軸力測定手段と、前記６本のリンクにそれぞれ配置された軸方向測定手段と、前記６本のリンクの前記リニアアクチュエータによる各伸縮動作を制御する制御部を備え、前記リニアアクチュエータは、シリンダと、該シリンダの軸心上に位置するリードねじと、前記シリンダの一端部側に位置する大径部内に収容されて前記リードねじを挟んで配置される２個のモータと、該２個のモータの各出力軸に装着されたピニオンと、前記シリンダの大径部内において軸心方向の移動が規制された状態で前記リードねじに螺合するナットと、該ナットに同軸に固定されて前記ピニオンと噛み合う歯車を備え、前記制御部は、前記捕獲リングに前記他方の宇宙機が接触した時点において、前記６本のリンクにおける前記軸力測定手段及び前記軸方向測定手段でそれぞれ計測された各荷重データ及び各軸方向データに基づいて前記６本のリンク個々の荷重ベクトルを算出して、該６本のリンク個々の荷重ベクトルを統合した前記捕獲リングの中心における荷重ベクトル及びトルクベクトルを算出し、前記捕獲リングの中心における前記荷重ベクトル及び前記トルクベクトルに応じて前記６本のリンクの前記リニアアクチュエータによる各伸縮動作を制御する構成としている。

また、本発明の第２の態様において、前記軸力測定手段は、前記リンクの前記リニアアクチュエータの前記シリンダに配置されている歪ゲージである構成としている。

さらに、本発明の第３の態様において、前記軸方向測定手段は、前記リンクの前記リニアアクチュエータが有する前記モータに配置された回転センサである構成としている。

本発明に係るドッキング装置は、宇宙空間を慣性飛行する一方の宇宙機に搭載されるが、この一方の宇宙機と結合する相手である他方の宇宙機には、本発明に係るドッキング装置の捕獲リングと同じタイプの捕獲リング、いわゆる無性型のものが搭載される。

本発明の第１の態様に係るドッキング装置では、６自由度をもってベースリング及び捕獲リングを連結するパラレルリンク機構の６本のリンクに軸力測定手段をそれぞれ配置することで、捕獲リングに他方の宇宙機が接触した時点で受ける荷重を各リンクに負荷される荷重データとして計測する。

このとき、パラレルリンク機構の６本のリンクに配置した軸方向測定手段が、各々の方向を計測しているので、制御部は、６本のリンクの各軸力測定手段及び各軸方向測定手段でそれぞれ計測された各荷重データ及び各軸方向データに基づいて６本のリンク個々の荷重ベクトルを算出して、これらの荷重ベクトルを統合した捕獲リングの中心における荷重ベクトル及びトルクベクトルを算出する。

そして、制御部は、捕獲リングの中心における荷重ベクトル及びトルクベクトルに対して、反対の向きに捕獲リングを逃がすように６本のリンクの各リニアアクチュエータを伸縮動作させることで、他方の宇宙機とのミスアライメントを補正する。この際、６本の各リンクに負荷されている荷重が徐々に減るように各リニアアクチュエータの伸縮速度を調整することで、他方の宇宙機が有する慣性力を減衰させる。

このように、本発明の第１の態様に係るドッキング装置では、パラレルリンク機構の６本のリンクに軸力測定手段をそれぞれ配置しているので、従来のように２枚のリングを重ね合わせた二重構造を捕獲リングに採用する必要がなく、したがって、他方の宇宙機との接触部分である捕獲リングの大きさを国際ドッキングシステム規格で定められた規格サイズ乃至それ以下に抑え得ることとなり、加えて、軽量化も図れることとなる。

また、本発明の第２の態様に係るドッキング装置では、リンクのリニアアクチュエータに、軸力測定手段としての歪ゲージを配置しているので、捕獲リングに軸力測定手段を設置するスペースや組み込んだりする機構が不要になり、その分だけ、構造の簡略化が図られることとなる。

さらに、本発明の第３の態様に係るドッキング装置では、リンクのリニアアクチュエータにおけるモータに、リンクの軸方向測定手段としての回転センサを配置しているので、本発明の第２の態様と同様に、捕獲リングに軸方向測定手段を設置するスペースや組み込んだりする機構が不要になり、その分だけ、構造の簡略化が図られることとなる。

本発明の第１の態様に係るドッキング装置では、ドッキング時における相手側の宇宙機とのミスアライメントを補正することができるのは言うまでもなく、相手側の宇宙機との接触部分である捕獲リングの大きさを国際ドッキングシステム規格で定められた規格サイズ乃至それ以下に抑えることが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。

本発明の第２，３の態様に係るドッキング装置では、いずれも構造の簡略化を実現することが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。

本発明の一実施形態によるドッキング装置のドッキング寸前の状態を示す斜視説明図である。図１に示したドッキング装置におけるリニアアクチュエータのねじ引き込み状態の拡大断面説明図（ａ）及びねじ押し出し状態の拡大断面説明図（ｂ）である。図１のドッキング装置のドッキング時における捕獲リング中心の荷重ベクトルを示す模式図である。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。
図１〜図３は、本発明の一実施形態によるドッキング装置を示している。

図１に示すように、宇宙空間を慣性飛行する一方の宇宙機Ａに搭載されるドッキング装置１は、この宇宙機Ａの結合部Ａ１に配置されるベースリング２と、宇宙空間を慣性飛行する他方の宇宙機Ｂとドッキング時に接触する捕獲リング３と、リニアアクチュエータ１０により伸縮する６本のリンク４により構成されて６自由度をもってベースリング２及び捕獲リング３を連結するパラレルリンク機構５と、図１に破線で示すように、６本のリンク４のリニアアクチュエータ１０とリード線６ａ（中途まで図示）を介して接続して各伸縮動作を制御する制御部６を備えている。

リニアアクチュエータ１０は、図２（ａ）に示すように、シリンダ１１と、このシリンダ１１の軸心Ｌａ上に位置し且つシリンダ１１とほぼ同じ長さを有するリードねじ１２と、シリンダ１１の一端部（図示左端部）側に位置する大径部１１ａ内に収容されてリードねじ１２を挟んで配置される２個のモータ１３，１３と、これらのモータ１３，１３の各出力軸に装着されたピニオン１４，１４と、シリンダ１１の大径部１１ａ内において軸心Ｌａ方向の移動が規制された状態でリードねじ１２に螺合するナット１５と、このナット１５に同軸に固定されてピニオン１４，１４と噛み合う歯車１６を備えている。シリンダ１１の他端部（図示右端部）に位置するエンドカバー１７にはベースリング２との連結具１８が配置され、リードねじ１２の一端部には捕獲リング３との連結具１９が配置されている。

このリニアアクチュエータ１０は、２個のモータ１３，１３の出力をピニオン１４，１４及びこれらと噛み合う歯車１６を介してナット１５に伝えることで、図２（ａ）に示すねじ引き込み状態から図２（ｂ）に示すねじ押し出し状態までの範囲で、リードねじ１２を作動させる、すなわち、伸縮動作するようになっている。

この場合、リニアアクチュエータ１０のシリンダ１１の他端部に位置するエンドカバー１７には、軸力測定手段としての歪ゲージ７が取り付けられており、２個のモータ１３，１３のうちのいずれかのモータ１３には、軸方向測定手段としての回転センサ８が配置されている。

制御部６では、図３に模式的に示すように、捕獲リング３に他方の宇宙機Ｂが接触して一方の宇宙機Ａの機軸Ｌに対して傾いた時点において、パラレルリンク機構５の６本のリニアアクチュエータ１０（リンク４）における歪ゲージ７及び回転センサ８でそれぞれ計測された各荷重データ及び各軸方向データに基づいて６本のリンク４個々の荷重ベクトルを算出するようになっている。なお、図３における〇印は、リンク４とベースリング２との節点、及び、リンク４と捕獲リング３との節点である。

そして、制御部６では、６本のリンク４から捕獲リング３に入力されるリンク４個々の荷重ベクトル（６自由度）を統合して、捕獲リング３の中心Ｅにおける荷重ベクトルＥＺ及びトルクベクトルを算出し、この荷重ベクトルＥＺ及びトルクベクトルに応じて６本のリンク４のリニアアクチュエータ１０による各伸縮動作を制御する、すなわち、荷重ベクトルＥＺ及びトルクベクトルに応答して捕獲リング３の挙動をコントロールするようになっている。

なお、図１における符号２０はガイドであり、捕獲リング３上において１２０°の間隔をおいて開閉自在に配置されている。
また、この実施形態において、他方の宇宙機Ｂにも、上記ドッキング装置１の捕獲リング３と同じタイプの捕獲リング３、いわゆる無性型のものが搭載される。

上記した本実施形態に係るドッキング装置１によって一方の宇宙機Ａに他方の宇宙機Ｂを結合する場合、まず、捕獲リング３に他方の宇宙機Ｂが接触して一方の宇宙機Ａの機軸Ｌに対して傾くと、６本のリンク４のリニアアクチュエータ１０にそれぞれ配置した歪ゲージ７が、他方の宇宙機Ｂと捕獲リング３との接触によって各リンク４に負荷された荷重データを計測する。

このとき、パラレルリンク機構５の６本のリンク４におけるリニアアクチュエータ１０にそれぞれ配置した回転センサ８が、リンク４の各々の方向を計測しているので、制御部６では、６本のリンク４の各歪ゲージ７及び各回転センサ８でそれぞれ計測された各荷重データ及び各軸方向データに基づいて６本のリンク４個々の荷重ベクトルを算出して、これらの荷重ベクトルを統合した捕獲リング３の中心Ｅにおける荷重ベクトルＥＺ及びトルクベクトルを算出する。

続いて、このドッキング装置１の制御部５では、捕獲リング３の中心Ｅにおける荷重ベクトルＥＺ及びトルクベクトルに対して、反対の向きに捕獲リング３を逃がすように６本のリンク４の各リニアアクチュエータ１０を伸縮動作させることで、すなわち、荷重ベクトルＥＺ及びトルクベクトルに応答して捕獲リング３の挙動をコントロールすることで、他方の宇宙機Ｂとのミスアライメントを補正する。

この際、制御部５では、６本の各リンク４に負荷されている荷重が徐々に減るように各リニアアクチュエータ１０の伸縮速度を調整することで、他方の宇宙機Ｂが有する慣性力を減衰させる。

このように、上記した本実施形態に係るドッキング装置１では、パラレルリンク機構５の６本のリンク４に歪ゲージ７をそれぞれ配置しているので、従来のように２枚のリングを重ね合わせた二重構造を捕獲リングに採用する必要がない。その結果、他方の宇宙機Ｂとの接触部分である捕獲リング３の大きさを国際ドッキングシステム規格で定められた規格サイズ乃至それ以下に抑え得ることとなり、加えて、軽量化も図れることとなる。

また、上記した本実施形態に係るドッキング装置１では、リンク４のリニアアクチュエータ１０に、軸力測定手段としての歪７を配置しているので、捕獲リング３に軸力測定手段を設置するスペースや組み込んだりする機構が不要になり、その分だけ、構造の簡略化が図られることとなる。

さらに、上記した本実施形態に係るドッキング装置１では、リンク４のリニアアクチュエータ１０におけるモータ１３に、リンク４の軸方向測定手段としての回転センサ８を配置しているので、軸力測定手段の場合と同じく、捕獲リング３に軸方向測定手段を設置するスペースや組み込んだりする機構が不要になり、その分だけ、構造の簡略化が図られることとなる。

本発明に係るドッキング装置の構成は、上記した実施形態の構成に限定されるものではなく、例えば、軸力測定手段としての歪ゲージ７をリンク４のリニアアクチュエータ１０以外の部位（節点を除く）に取り付ける構成としてもよい。

また、上記した実施形態に係るドッキング装置１では、軸力測定手段として歪ゲージ７を採用した場合を示しているが、これに限定されるものではなく、リニアアクチュエータ１０の軸力を測定し得るのであれば、他のセンサであってもよい。

さらに、上記した実施形態に係るドッキング装置１では、軸方向測定手段として回転センサ８を採用した場合を示しているが、これに限定されるものではなく、モータ１３に取り付けるのではなく、リードねじ１２の回転数やリードねじ１２の長さそのものを測定し得る他のセンサであってもよい。

１ドッキング装置
２ベースリング
３捕獲リング
４リンク
５パラレルリンク機構
６制御部
７歪ゲージ（軸力測定手段）
８回転センサ（軸方向測定手段）
１０リニアアクチュエータ
１３モータ
Ａ一方の宇宙機
Ａ１一方の宇宙機の結合部
Ｂ他方の宇宙機

Claims

宇宙空間を慣性飛行する一方の宇宙機に搭載されて、該一方の宇宙機に宇宙空間を慣性飛行する他方の宇宙機を結合するドッキング装置であって、
前記一方の宇宙機の結合部に配置されるベースリングと、
前記他方の宇宙機と接触する捕獲リングと、
６自由度をもって前記ベースリング及び前記捕獲リングを連結するパラレルリンク機構を構成するリニアアクチュエータにより伸縮する６本のリンクと、
前記６本のリンクにそれぞれ配置された軸力測定手段と、
前記６本のリンクにそれぞれ配置された軸方向測定手段と、
前記６本のリンクの前記リニアアクチュエータによる各伸縮動作を制御する制御部を備え、
前記リニアアクチュエータは、シリンダと、該シリンダの軸心上に位置するリードねじと、前記シリンダの一端部側に位置する大径部内に収容されて前記リードねじを挟んで配置される２個のモータと、該２個のモータの各出力軸に装着されたピニオンと、前記シリンダの大径部内において軸心方向の移動が規制された状態で前記リードねじに螺合するナットと、該ナットに同軸に固定されて前記ピニオンと噛み合う歯車を備え、
前記制御部は、前記捕獲リングに前記他方の宇宙機が接触した時点において、前記６本のリンクにおける前記軸力測定手段及び前記軸方向測定手段でそれぞれ計測された各荷重データ及び各軸方向データに基づいて前記６本のリンク個々の荷重ベクトルを算出して、該６本のリンク個々の荷重ベクトルを統合した前記捕獲リングの中心における荷重ベクトル及びトルクベクトルを算出し、前記捕獲リングの中心における前記荷重ベクトル及び前記トルクベクトルに応じて前記６本のリンクの前記リニアアクチュエータによる各伸縮動作を制御するドッキング装置。
前記軸力測定手段は、前記リンクの前記リニアアクチュエータの前記シリンダに配置されている歪ゲージである請求項１に記載のドッキング装置。
前記軸方向測定手段は、前記リンクの前記リニアアクチュエータが有する前記モータに配置された回転センサである請求項１又は２に記載のドッキング装置。