WO2017138165A1 - コントロールモーメントジャイロ - Google Patents

コントロールモーメントジャイロ Download PDF

Info

Publication number
WO2017138165A1
WO2017138165A1 PCT/JP2016/071709 JP2016071709W WO2017138165A1 WO 2017138165 A1 WO2017138165 A1 WO 2017138165A1 JP 2016071709 W JP2016071709 W JP 2016071709W WO 2017138165 A1 WO2017138165 A1 WO 2017138165A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
gimbal
rotor
spin
bearing
shaft
Prior art date
Application number
PCT/JP2016/071709
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
宗孝 柏
福島　一彦
Original Assignee
三菱電機株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱電機株式会社 filed Critical 三菱電機株式会社
Priority to JP2017566499A priority Critical patent/JP6505262B2/ja
Priority to EP16889866.6A priority patent/EP3415867A4/en
Priority to US16/070,086 priority patent/US11021272B2/en
Publication of WO2017138165A1 publication Critical patent/WO2017138165A1/ja

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03G—SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS; MECHANICAL-POWER PRODUCING DEVICES OR MECHANISMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR OR USING ENERGY SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03G3/00—Other motors, e.g. gravity or inertia motors
    • F03G3/08—Other motors, e.g. gravity or inertia motors using flywheels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K7/00—Arrangements for handling mechanical energy structurally associated with dynamo-electric machines, e.g. structural association with mechanical driving motors or auxiliary dynamo-electric machines
    • H02K7/14—Structural association with mechanical loads, e.g. with hand-held machine tools or fans
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
    • G01C19/02—Rotary gyroscopes
    • G01C19/04—Details
    • G01C19/16—Suspensions; Bearings
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
    • G01C19/02—Rotary gyroscopes
    • G01C19/04—Details
    • G01C19/16—Suspensions; Bearings
    • G01C19/18—Suspensions; Bearings providing movement of rotor with respect to its rotational axes

Definitions

  • This invention relates to a control moment gyro that applies torque to the spacecraft to control the attitude of the spacecraft.
  • a control moment gyro (CMG) is used as an attitude control actuator that is mounted on a spacecraft and controls the attitude of the spacecraft by applying torque to the spacecraft.
  • the CMG is supported by a spin bearing and rotates at a high speed around the spin axis by rotating a torque module around the gimbal axis perpendicular to the spin axis, thereby rotating around the output axis perpendicular to the spin axis and the gimbal axis.
  • a gyro torque proportional to the angular momentum of the rotor and the angular velocity around the gimbal axis is generated.
  • the generated torque is transmitted from the CMG to the spacecraft through the spacecraft interface to control the attitude of the spacecraft.
  • the torque output by the CMG passes through the load transmission path from the rotor to the spacecraft interface and is transmitted to the spacecraft. Therefore, the transmission efficiency of the torque output by the CMG is from the rotor to the spacecraft interface. This greatly depends on the transmission characteristics of the CMG structure on the load transmission path.
  • the conventional CMG includes a thin, low-rigidity rotor cover for sealing the rotor in a vacuum on the load transmission path from the rotor to the spacecraft interface. Since a plurality of structural parts other than the cover are arranged in series, the load transmission path itself becomes long, and the support rigidity of the CMG structure on the load transmission path is low.
  • the large-diameter gimbal bearing is disposed between the spin shaft of the rotor and the torque module.
  • a conventional CMG has been proposed in which the load transmission path from the rotor to the spacecraft interface is made short and high in rigidity by being arranged at a position close to the spin axis (see, for example, Patent Document 1).
  • the operating life of the gimbal bearing is shortened as compared with the case where only the radial load is applied to the gimbal bearing due to the shaft vibration of the rotor.
  • an inner gimbal structure that causes deflection with respect to the axial vibration of the rotor exists in the load transmission path from the rotor to the gimbal bearing. Therefore, the shaft vibration generated in the rotor is amplified by the resonance characteristics due to the inner gimbal structure and transmitted to the spacecraft while being transmitted from the rotor to the spacecraft interface via the gimbal bearing.
  • the shaft vibration transmitted to the spacecraft will act as a disturbance on the attitude of the observation equipment mounted on the spacecraft and the spacecraft itself, which is a major issue for spacecraft that require high-precision observation and attitude control.
  • the gimbal bearing is arranged at a position shifted in a direction parallel to the axis of the gimbal bearing with respect to the axis of the spin axis, the inner gimbal existing in the load transmission path from the rotor to the gimbal bearing has a rigid structure. Therefore, it is necessary to suppress the occurrence of bending due to the shaft vibration of the rotor. Therefore, it is necessary to make the inner gimbal thick and rigid, and there is a problem that the inner gimbal becomes larger and the entire CMG becomes larger.
  • the present invention has been made to solve the above-described problems, and suppresses the generation of moment load that acts on the gimbal bearing due to the shaft vibration of the rotor, thereby extending the life of the gimbal bearing and
  • a compact control moment gyro that eliminates the structure that causes deflection due to the shaft vibration of the rotor in the load transmission path to the gimbal bearing and suppresses the increase in disturbance acting on the spacecraft due to the shaft vibration of the rotor. provide.
  • the control moment gyro of the present invention includes an inner gimbal, a rotor that is rotatably held around the spin axis by the inner gimbal, a spin motor that is provided on the inner gimbal and rotates the rotor around the spin axis, A stator that holds the inner gimbal rotatably around a gimbal axis that is orthogonal to the spin axis, and a plane that is orthogonal to the gimbal axis and includes the spin axis is interposed between the inner gimbal and the stator.
  • the gimbal bearing arranged in contact with or including the plane, and a torque module provided on the stator and rotating the inner gimbal around the gimbal axis.
  • the gimbal bearings are disposed opposite to each other across a plane that is orthogonal to the gimbal axis and includes the spin axis. Therefore, since the moment load acting on the gimbal bearing is not generated by the shaft vibration of the rotor, the life of the gimbal bearing can be extended. In addition, since there is no structure in the load transmission path from the spin shaft to the gimbal bearing that causes deflection due to the rotor shaft vibration, the rotor shaft vibration is not amplified and transmitted to the spacecraft. Disturbances that affect the machine can be minimized.
  • the inner gimbal is rigid against the axial vibration of the rotor regardless of the thickness and shape, the dimensions of the inner gimbal can be shortened, and the control moment gyro can be miniaturized.
  • FIG. 1 is a top view showing a control moment gyro according to Embodiment 1 of the present invention
  • FIG. 2 is a side view showing the control moment gyro according to Embodiment 1 of the present invention
  • FIG. 3 is Embodiment 1 of the present invention. It is sectional drawing which shows the control moment gyro which concerns on.
  • FIG. 4 is a sectional view showing a conventional control moment gyro.
  • a control moment gyro 100 is provided in the stator 10, and is formed in a cylindrical shape, and is formed in a cylindrical shape and supported by the stator 10 so as to be rotatable around the gimbal shaft 7.
  • the rotor 1 provided in the inner gimbal 9, the spin motor 3 provided in the inner gimbal 9 and rotating the rotor 1 around the spin axis 5, and the spacecraft interface 11 provided in the stator 10.
  • the rotor 1 includes a shaft 1a that is supported at both ends by two pairs of spin bearings 2 so as to be rotatable around the spin axis 5, and an inertia element that is provided integrally with the shaft 1a and increases the moment of inertia around the spin axis 5.
  • the inertial element is generally composed of a rotating ring having a mass at a position away from the spin axis 5, a cylinder or a conical shell.
  • a rotor cover (not shown) for sealing the rotor 1 to a vacuum is attached so as to cover the rotor 1 in order to prevent torque loss due to windage loss during rotation of the rotor 1. It is done.
  • the spin bearings 2 are arranged at both ends of the shaft 1a so as to rotatably support the rotor 1 around the spin axis 5.
  • the spin bearing 2 is generally used in a configuration in which two or more angular ball bearings having different contact angles of balls in the bearing with respect to one end of the shaft 1 a of the rotor 1 are combined. 2 has sufficient rigidity against radial load and thrust load, and also has sufficient rigidity against moment load. Further, two pairs of spin bearings 2 arranged at both ends of the shaft 1a are used for the purpose of alleviating thermal deformation of the rotor 1 due to changes in the ambient temperature environment and axial misalignment of the spin bearings 2 arranged at both ends of the shaft 1a.
  • one pair is a fixed bearing that rigidly supports the outer ring of the bearing with respect to the spin bearing housing 4, and the other pair is provided with a gap with respect to the spin bearing housing 4, and a viscous fluid or an elastic member is enclosed inside. Consists of floating bearings that are supported in a state.
  • the spin motor 3 includes a spin motor rotor in which permanent magnets are arranged and a spin motor stator in which excitation windings are arranged.
  • the spin motor rotor of the spin motor 3 is fixed to the shaft 1 a, and the spin motor stator of the spin motor 3 is fixed to the spin bearing housing 4.
  • the spin motor rotor and the spin motor stator are arranged to face each other with a slight gap.
  • the spin motor 3 excites the winding in the spin motor stator in response to a rotation command to the rotor 1 to rotate the rotor 1 around the spin axis 5.
  • the spin bearing housing 4 is attached to the inner peripheral surface of the inner gimbal 9 so as to face each other with the gimbal shaft 7 interposed therebetween.
  • a spin bearing 2 and a spin motor 3 are arranged inside the spin bearing housing 4.
  • the outer ring of the spin bearing 2 and the spin motor stator of the spin motor 3 are fixedly supported by the spin bearing housing 4.
  • the rotor 1 is attached to the inner gimbal 9 so as to be rotatable around the spin axis 5 orthogonal to the gimbal axis 7.
  • the gimbal bearing 6 is disposed between the inner gimbal 9 and the stator 10. Thereby, the inner gimbal 9 is supported by the stator 10 so that it can rotate around the gimbal shaft 7. Further, the gimbal bearing 6 is used in a configuration in which two angular ball bearings having different contact angles of the balls in the bearing are combined, which is sufficient for the radial load and the thrust load acting on the gimbal bearing 6 during the rotation of the rotor 1. With sufficient rigidity, it has sufficient rigidity against moment load.
  • the pair of angular ball bearings constituting the gimbal bearing 6 is disposed between the inner gimbal 9 and the stator 10 so as to sandwich the plane orthogonal to the gimbal shaft 7 and including the spin shaft 5.
  • the gimbal bearing 6 is a ring-shaped bearing having a diameter that allows the inner gimbal 9 to fit in the inner ring of the gimbal bearing 6 in order to rotatably support the outer periphery of the cylindrical inner gimbal 9. .
  • the torque module 8 includes a gimbal motor stator 8a in which a winding for excitation is arranged, and a gimbal motor rotor 8b in which a permanent magnet is arranged.
  • the gimbal motor stator 8 a is arranged and fixed over the entire circumference on the inner circumferential surface of the stator 10, and the gimbal motor rotor 8 b is arranged and fixed over the whole circumference on the outer circumferential surface of the inner gimbal 9.
  • the gimbal motor stator 8a and the gimbal motor rotor 8b are arranged to face each other with a slight gap.
  • the gimbal motor stator 8 a and the gimbal motor rotor 8 b are disposed on a plane including the spin shaft 5 that is orthogonal to the gimbal shaft 7. Therefore, the torque module 8 is arranged adjacent to the gimbal bearing 6 alongside the gimbal bearing 6 in a direction parallel to the axis of the gimbal shaft 7.
  • the distance between the torque module 8 and the gimbal bearing 6 in a direction parallel to the axis of the gimbal shaft 7 is parallel to the axis of the gimbal shaft 7 of the torque module 8. This means that the dimension in one direction and the dimension in the direction parallel to the axis of the gimbal shaft 7 of the gimbal bearing 6 are less than the largest dimension.
  • the torque module 8 is disposed between a pair of angular ball bearings constituting the gimbal bearing 6.
  • the torque module 8 may be configured to include an angle sensor for measuring a relative rotation angle between the inner gimbal 9 and the stator 10, for example, an encoder, a resolver, a tachometer, and the like.
  • an angle sensor to be used a sensor that measures the relative rotation angle of the inner gimbal 9 and the stator 10 in a non-contact manner is desirable.
  • the torque module 8 may include a device suitable for transmitting a rotation command and electric power to the spin motor 3 or a rotation command or electric power across the rotation boundary surface, for example, a slip ring. Good.
  • the torque module 8 rotates the inner gimbal 9 around the gimbal shaft 7 in response to a rotation command from the outside, thereby rotating around the spin shaft 5 supported by the inner gimbal 9 via the spin bearing housing 4.
  • the rotor 1 that rotates at high speed is rotated around the gimbal shaft 7.
  • the inner gimbal 9 is formed in a cylindrical shape and is disposed between the spin bearing housing 4 and the gimbal bearing 6. At this time, the spin bearing housing 4 is fixed to the inner periphery of the inner gimbal 9, and the inner ring of the gimbal bearing 6 is fixed to the outer periphery of the inner gimbal 9.
  • the shape of the inner gimbal 9 is not limited to a cylindrical shape, and various shapes can be considered within a range that satisfies the function.
  • the method of fixing the inner gimbal 9 and the spin bearing housing 4 is not limited to the method of directly fixing the inner gimbal 9 to the inner periphery of the inner gimbal 9, but a mounting rib is provided on the inner gimbal 9, and the rib is inserted through the rib.
  • the spin bearing housing 4 may be fixed to the inner gimbal 9.
  • the inner gimbal 9 is as thin as possible as long as it can be sufficiently rigidly coupled between the spin bearing housing 4 and the inner ring of the gimbal bearing 6 with respect to the load output by the rotor 1. It is desirable to be.
  • the stator 10 is manufactured in a cylindrical shape, and the outer ring of the gimbal bearing 6 is fixed to the inner periphery of the stator 10, and the torque module 8 is disposed. Further, a spacecraft interface 11 is provided on the outer peripheral surface or side surface of the stator 10. At this time, the shape of the stator 10 is not limited to a cylindrical shape, and may be various shapes within a range satisfying the function.
  • the spacecraft interface 11 is disposed between the stator 10 and the CMG mounting portion of the spacecraft (not shown).
  • the spacecraft interface 11 is provided on the outer periphery or side surface of the stator 10, and is rigidly connected to the CMG mounting portion of the spacecraft using bolts or the like on the entire periphery or part of the stator 10.
  • the spacecraft interface 11 may be configured by a part of the stator 10 or may be configured by attaching another component to the stator 10.
  • the spacecraft interface 11 is provided on the outer peripheral surface of the stator 10 so as to be in contact with the axis of the spin axis 5, but is provided on the axis of the spin axis 5 or at a position close to the axis of the spin axis 5. May be.
  • the spacecraft interface 11 is formed in a ring shape, and the stator is arranged so that a plane orthogonal to the gimbal axis 7 and including the spin axis 5 passes through the interior, is in contact with the plane, or is adjacent to the plane. You may provide in 10 outer peripheral surfaces.
  • the spacecraft interface 11 being orthogonal to the gimbal axis 7 and adjacent to the plane including the spin axis 5 means that the distance between the spacecraft interface 11 and the plane in a direction parallel to the axis of the gimbal axis 7 is.
  • the thickness of the spacecraft interface 11 in the direction parallel to the axis of the gimbal shaft 7 that is, the thickness, the diameter of the shaft 1 a of the rotor 1, and the dimensions of the stator 10 in the direction parallel to the axis of the gimbal shaft 7. Means less than the largest dimension.
  • the rotor 1 having both ends of the shaft 1a supported by the two pairs of spin bearings 2 is rotationally driven around the spin shaft 5 by the spin motor 3.
  • the inner gimbal 9 supported by the gimbal bearing 6 is rotationally driven around the gimbal shaft 7 by the torque module 8. Therefore, the rotor 1 that rotates at high speed around the spin axis 5 rotates around the gimbal axis 7.
  • the output torque proportional to the angular momentum generated by the moment of inertia and angular velocity of the rotor 1 rotating at high speed and the angular velocity around the gimbal shaft 7 is orthogonal to the two axes of the spin shaft 5 and the gimbal shaft 7. Is output around the torque output shaft 12.
  • Torque output around the torque output shaft 12 is transmitted to the spacecraft through the spacecraft interface 11 disposed in the stator 10 to control the attitude of the spacecraft.
  • a conventional CMG 200 includes a stator 22, an inner gimbal 18 that is supported by the stator 22 via gimbal bearings 20 and 24, and is disposed so as to be rotatable around the gimbal shaft 19. Is rotated around the gimbal shaft 19, a spin bearing housing 17 attached to the inner gimbal 18, supported by the spin bearing housing 17 via the spin bearing 14, and rotatably arranged around the spin shaft 16.
  • the gimbal bearing 20 is disposed at a position closer to the spin shaft 16 than the torque module 21 in terms of distance, and a load transmission path indicated by a dotted line in FIG. 4 is configured.
  • 20 has a moment load according to the distance between the spin shaft 16 and the gimbal bearing 20 in addition to the radial load caused by the axial vibration of the spin shaft 16, so the operating life of the gimbal bearing 20 is shortened. .
  • the gimbal bearing 20 is arranged between the spin shaft 16 and the torque module 21 and at a position close to the spin shaft 16, the gimbal bearing 20 and the torque module 21 are arranged on the stator 22. Not only does the dimension become longer, but the dimension of the inner gimbal 18 that is rotationally driven by the torque module 21 also needs to be longer in order to be connected to the torque module 21, resulting in an increase in the overall size of the CMG 200.
  • the rotation between the spin shaft 16 and the gimbal bearing 20 is performed.
  • a moment load proportional to the distance was acting on the gimbal bearing 20.
  • the gimbal bearing 6 that rotatably supports the inner gimbal 9 on which the rotor 1 is disposed is disposed so as to sandwich the plane including the spin shaft 5 that is orthogonal to the gimbal shaft 7. Therefore, no moment load is generated in the gimbal bearing 6 due to the shaft vibration generated in the rotor 1.
  • the load acting on the gimbal bearing 6 is smaller than that of the gimbal bearing 20 in the conventional CMG 200, and the operating life of the gimbal bearing 6 can be designed to be longer.
  • the inner gimbal 9 disposed between the spin bearing housing 4 and the gimbal bearing 6 with respect to the axial direction of the spin shaft 5 is within the range of the frequency of vibration that is a problem in the spacecraft. Can be considered almost rigid.
  • the axial vibration generated in the rotor 1 is transferred from the rotor 1 to the spacecraft. Since it is not amplified during transmission, the magnitude of the disturbance acting on the spacecraft can be kept very small.
  • the inner gimbal 18 on the load transmission path from the rotor 13 to the gimbal bearing 20 needs to be as rigid as possible. As 18 becomes larger, the weight becomes heavier.
  • the inner gimbal 9 is rigid with respect to the axial vibration of the rotor 1 as a configuration regardless of its thickness and shape, and thus the size of the inner gimbal 9 can be reduced. It is possible to reduce the weight.
  • the gimbal bearing 20 is disposed between the spin shaft 16 and the torque module 21, and particularly disposed closer to the spin shaft 16, the mounting position and torque of the gimbal bearing 20 with respect to the stator 22 are arranged.
  • the mounting position of the module 21 becomes far.
  • the dimension of the stator 22 in which the gimbal bearing 20 and the torque module 21 are arranged becomes longer in the axial direction of the gimbal shaft 19, and the stator 22 is enlarged.
  • the gimbal bearing 6 is disposed so as to sandwich a plane including the spin shaft 5 orthogonal to the gimbal shaft 7, and the torque module 8 is adjacent to the gimbal bearing 6. Since it is disposed on the axis of the spin shaft 5, the dimension of the stator 10 in which the gimbal bearing 6 and the torque module 8 are disposed can be shortened with respect to the axial direction of the gimbal shaft 7. Figured.
  • the inner gimbal 9 can be reduced in size and the second gimbal bearing 24 required in the conventional CMG 200 can be obtained. Therefore, the overall size of the CMG 100 can be made thin and small, and the weight of the entire CMG 100 can be reduced.
  • the spacecraft interface 25 is arranged so as to include the position of the center of gravity of the conventional CMG 200 so that bending vibration is not induced in the conventional CMG 200 with respect to the vibration input in the translational direction due to the sine wave vibration and random vibration when the rocket is launched.
  • the spacecraft interface 25 will be arranged so that the center of gravity of the entire conventional CMG 200 is supported and the distance in the axial direction of the gimbal shaft 19 from the spin axis 16 to the spacecraft interface 25 is minimized. There is a problem that can not be raised.
  • the center of gravity position of the entire CMG 100 is substantially on the spin axis 5. Therefore, disposing the spacecraft interface 11 so as to support the center of gravity of the entire CMG 100 and minimizing the axial distance of the gimbal shaft 7 from the spin axis 5 to the spacecraft interface 11 are the spacecraft interface.
  • both can be achieved naturally. Thereby, there is an effect that the CMG 100 that is robust against the vibration environment at the time of launching the rocket can be obtained.
  • FIG. 5 is a sectional view showing a control moment gyro according to Embodiment 2 of the present invention.
  • the gimbal bearing 6 is disposed between the inner gimbal 9 and the stator 10 so as to be in contact with a plane including the spin axis 5 orthogonal to the gimbal axis 7.
  • the torque module 8 is disposed adjacent to the gimbal bearing 6 and below the plane with a plane including the spin axis 5 orthogonal to the gimbal axis 7 interposed therebetween.
  • the distance between the torque module 8 and the gimbal bearing 6 in a direction parallel to the axis of the gimbal shaft 7 is parallel to the axis of the gimbal shaft 7 of the torque module 8. This means that the dimension in one direction and the dimension in the direction parallel to the axis of the gimbal shaft 7 of the gimbal bearing 6 are less than the largest dimension.
  • Other configurations are the same as those in the first embodiment.
  • the CMG 101 configured as described above operates in the same manner as the CMG 100 according to the first embodiment. Since the gimbal bearing 6 is arranged so as to be in contact with the axis of the spin shaft 5, a moment load is not generated on the gimbal bearing 6 due to the shaft vibration generated in the rotor 1. Only radial loads will act. Further, with respect to the axial direction of the spin shaft 5, the inner gimbal 9 disposed between the spin bearing housing 4 and the gimbal bearing 6 is regarded as almost rigid in the range of vibration frequencies that are a problem in the spacecraft. Is possible. Therefore, there is no structure on the load transmission path from the rotor 1 to the gimbal bearing 6 that causes bending with respect to the axial vibration of the rotor 1.
  • the gimbal bearing 6 is disposed so as to be in contact with the axis of the spin shaft 5
  • the torque module 8 is disposed adjacent to the gimbal bearing 6, and the gimbal bearing 6 and the torque module 8 sandwich the axis of the spin shaft 5. Therefore, the dimension of the stator 10 in which the gimbal bearing 6 and the torque module 8 are arranged can be shortened with respect to the axial direction of the gimbal shaft 7, and the stator 10 can be downsized.
  • the torque module 8 rotationally drives the inner gimbal 9, it is not necessary to provide a separate gimbal shaft, so that the inner gimbal 9 can be downsized. Therefore, also in the second embodiment, the same effect as in the first embodiment can be obtained.
  • the center of gravity position of the entire CMG 101 is different from that of the first embodiment, but the configuration of the entire CMG 101 is not rotationally symmetric with respect to the spin axis 5, but is the same as in the first embodiment. In addition, it exists at a position near the spin axis 5.
  • the spacecraft interface 11 by arranging the spacecraft interface 11 at a position close to the axis of the spin axis 5, a configuration that is robust against the vibration environment at the time of launching the rocket can be achieved.
  • the second embodiment when a pair of angular ball bearings constituting the gimbal bearing 6 is combined, it is possible to use a pair of angular ball bearings whose production is controlled in advance as a combined bearing. Therefore, the assembly management of the gimbal bearing 6 is facilitated and the preload for the gimbal bearing 6 is easily adjusted. Moreover, since it is not necessary to arrange the torque module 8 between a pair of angular ball bearings constituting the gimbal bearing 6, there is an effect that there is no restriction on the size and arrangement of the torque module 8.
  • the gimbal bearing 6 is arranged so as to be in contact with the axis of the spin shaft 5, that is, the gimbal shaft 7 and perpendicular to the plane including the spin shaft 5. You may arrange
  • FIG. 6 is a sectional view showing a control moment gyro according to Embodiment 3 of the present invention.
  • the gimbal bearing 6 is disposed between the inner gimbal 9 and the stator 10 so as to be in contact with a plane including the spin shaft 5 orthogonal to the gimbal shaft 7.
  • the torque module 8 is arranged on the upper part of the plane adjacent to the gimbal bearing 6 across a plane including the spin axis 5 orthogonal to the gimbal axis 7.
  • the distance between the torque module 8 and the gimbal bearing 6 in a direction parallel to the axis of the gimbal shaft 7 is parallel to the axis of the gimbal shaft 7 of the torque module 8.
  • Other configurations are the same as those in the second embodiment.
  • the CMG 101A according to the third embodiment is the same as the CMG 101 according to the second embodiment except that the arrangement of the gimbal bearing 6 and the torque module 8 with respect to the spin shaft 5 and the spacecraft interface 11 is reversed. It is configured. Therefore, the CMG 101A operates in the same manner as the CMG 101, and the same effect can be obtained.
  • FIG. 7 is a sectional view showing a control moment gyro according to Embodiment 4 of the present invention.
  • the torque module 81 is disposed on the side surface of the stator 10.
  • a rotation transmission mechanism 82 that transmits the rotational torque output from the torque module 81 to the inner gimbal 9 is provided between the torque module 81 and the inner gimbal 9.
  • the torque module 81 only needs to be able to output rotational torque, and for example, a motor is used.
  • the rotation transmission mechanism 82 should just be what can transmit rotational torque, for example, a gear and a belt are used. Other configurations are the same as those in the first embodiment.
  • the CMG 102 configured as described above operates in the same manner as the CMG 100 according to the first embodiment, and the same effect can be obtained.
  • the gimbal motor stator 8a in which the winding for excitation in the torque module 8 is arranged is arranged on the inner peripheral surface of the stator 10. It is not necessary to arrange the gimbal motor rotor 8b on which the permanent magnets are arranged over the entire circumference, and it is not necessary to arrange the gimbal motor rotor 8b on the outer circumferential surface of the inner gimbal 9 over the entire circumference. Therefore, in addition to improving the assemblability of the torque module 81, it is possible to greatly reduce the amount of high-cost permanent magnets and exciting windings used, thereby reducing the manufacturing cost of the CMG 102.
  • the torque module 81 is used instead of the torque module 8 in the CMG 100 according to the first embodiment.
  • the torque module is replaced with the torque module 8 in the CMGs 101 and 101A according to the second and third embodiments. Even if 81 is used, the same effect can be obtained.
  • FIG. FIG. 8 is a sectional view showing a control moment gyro according to Embodiment 5 of the present invention.
  • the maximum diameter ⁇ of the rotor 1A is configured to be substantially the same as the length L between two pairs of spin bearings 2 that rotatably support both ends of the shaft 1a.
  • Other configurations are the same as those in the first embodiment.
  • the CMG 103 configured as described above operates in the same manner as in the first embodiment, and the same effect as in the first embodiment can be obtained.
  • the space through which the rotor 1A passes around the spin shaft 5 during rotation can be used more efficiently than the space formed by the inner periphery of the inner gimbal 9. Furthermore, since the diameter ⁇ of the rotor 1A is increased to almost the maximum within a range that fits within the inner periphery of the inner gimbal 9, there is an effect of increasing the moment of inertia of the rotor 1A.
  • the rotor 1A is used instead of the rotor 1 in the CMG 100 according to the first embodiment.
  • the rotor 1A is replaced with the rotor 1 in the CMGs 101, 101A, and 102 according to the second to fourth embodiments. Even if it uses, the same effect is acquired.
  • FIG. 9 is a top view showing a control moment gyro according to Embodiment 6 of the present invention
  • FIG. 10 is a side view showing a control moment gyro according to Embodiment 6 of the present invention.
  • the outer diameter of the rotor 1B is configured to be equal to or smaller than the dimension of the longest member in the axial direction of the gimbal shaft 7 among the spin bearing housing 4, the inner gimbal 9, and the stator 10. Yes.
  • Other configurations are the same as those in the first embodiment.
  • the CMG 104 configured in this manner also operates in the same manner as in the first embodiment, and the same effect as in the first embodiment can be obtained.
  • the maximum outer diameter of the rotor 1B is equal to or smaller than the dimension of the member having the longest gimbal axial dimension among the spin bearing housing 4, the inner gimbal 9, and the stator 10. Therefore, the rotor 1 ⁇ / b> B does not protrude in the axial direction of the gimbal shaft 7 from the member having the longest gimbal axial dimension among the spin bearing housing 4, the inner gimbal 9, and the stator 10. Therefore, the dimension of the CMG 104 in the axial direction of the gimbal shaft 7 becomes very small, and attachment to the spacecraft is greatly improved.
  • the rotor 1B has a cylindrical shape that is substantially concentric with the shaft 1a of the rotor 1B, it is easy to manufacture, and complicated machining or combination processing by welding is not required. There is an effect that it is possible to make the disparity between target and dynamic very small.
  • the rotor 1B is used instead of the rotor 1 in the CMG 100 according to the first embodiment.
  • the rotor 1B is used instead of the rotor 1 in the CMGs 101, 101A, and 102 according to the second to fourth embodiments. Even if it uses, the same effect is acquired.
  • FIG. 11 is a cross-sectional view showing a control moment gyro according to Embodiment 7 of the present invention.
  • the inner gimbal 9 ⁇ / b> A includes a gimbal shaft 90 coaxial with the gimbal shaft 7 at the lower portion of the rotor 1, and is supported by the stator 10 ⁇ / b> A so as to be rotatable around the gimbal shaft 7 by gimbal bearings 6 and 60.
  • a pair of angular ball bearings constituting the gimbal bearing 6 is disposed between the inner gimbal 9A and the stator 10A so as to sandwich the plane orthogonal to the gimbal shaft 7 and including the spin shaft 5 and to contact the plane.
  • the torque module 8 is disposed in the stator 10A so as to rotationally drive the gimbal shaft 90.
  • Other configurations are the same as those in the first embodiment.
  • the CMG 105 configured as described above operates in the same manner as the CMG 100 according to the first embodiment.
  • the gimbal bearing 6 that rotatably supports the inner gimbal 9A on which the rotor 1 is disposed is disposed so as to sandwich the plane including the spin shaft 5 that is orthogonal to the gimbal shaft 7. Therefore, no moment load is generated in the gimbal bearing 6 due to the shaft vibration generated in the rotor 1. Therefore, only a radial load acts on the gimbal bearing 6, so that the operating life of the gimbal bearing 6 can be designed to be long.
  • the inner gimbal 9A disposed between the spin bearing housing 4 and the gimbal bearing 6 is regarded as almost rigid in the range of vibration frequencies that are a problem in the spacecraft. Is possible. Therefore, there is no structure on the load transmission path from the rotor 1 to the gimbal bearing 6 that causes bending with respect to the axial vibration of the rotor 1. Therefore, since the shaft vibration generated in the rotor 1 is not amplified while being transmitted from the rotor 1 to the spacecraft, the magnitude of the disturbance acting on the spacecraft can be suppressed very small.
  • the inner gimbal 9A is disposed between the spin bearing housing 4 and the gimbal bearing 6 with respect to the axial direction of the spin shaft 5, the inner gimbal 9A can be configured as a shaft of the rotor 1 regardless of its thickness or shape. Stiff against vibration. Therefore, the size of the inner gimbal 9A can be reduced, and the CMG 105 can be reduced in size.
  • the axial dimension of the gimbal shaft 7 of the stator 10A is increased.
  • the diameter of the gimbal shaft 90 of the inner gimbal 9 can be set small, the size of the torque module 8 can be reduced, and it is not necessary to prepare a torque module 8 having a large diameter.
  • the inner gimbal 9A and the stator 10A are used instead of the inner gimbal 9 and the stator 10 in the CMG 100 according to the first embodiment.
  • the CMGs 101, 101A, 102, and the like according to the second to sixth embodiments are used. Similar effects can be obtained by using the inner gimbal 9A and the stator 10A in place of the inner gimbal 9 and the stator 10 in 103 and 104.
  • FIG. 12 is a sectional view showing a control moment gyro according to an eighth embodiment of the present invention.
  • the inner gimbal 9 ⁇ / b> A includes a gimbal shaft 90 coaxial with the gimbal shaft 7 at the top of the rotor 1, and is supported by the stator 10 ⁇ / b> A so as to be rotatable around the gimbal shaft 7 by gimbal bearings 6 and 60.
  • a pair of angular ball bearings constituting the gimbal bearing 6 is disposed between the inner gimbal 9A and the stator 10A so as to sandwich the plane orthogonal to the gimbal shaft 7 and including the spin shaft 5 and to contact the plane.
  • the torque module 8 is disposed in the stator 10A so as to rotationally drive the gimbal shaft 90.
  • Other configurations are the same as those in the seventh embodiment.
  • the CMG 105A according to the eighth embodiment is the same as the CMG 105 according to the seventh embodiment except that the arrangement of the gimbal bearing 6 and the torque module 8 with respect to the spin shaft 5 and the spacecraft interface 11 is reversed. It is configured. Accordingly, the CMG 105A operates in the same manner as the CMG 105, and the same effect can be obtained.
  • the inner gimbal 9A and the stator are replaced with the inner gimbal 9 and the stator 10 in the CMGs 101, 101A, 102, 103, and 104 according to the second to sixth embodiments.
  • the same effect can be obtained using 10A.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Gyroscopes (AREA)

Abstract

この発明は、ジンバル軸受の長寿命化を図るとともに、ロータの軸振動に起因して宇宙機に働く攪乱の増大を抑制できる小型のコントロールモーメントジャイロを提供する。　コントロールモーメントジャイロは、インナージンバルと、上記インナージンバルによってスピン軸周りに回転可能に保持されたロータと、上記インナージンバルに設けられ、上記ロータを上記スピン軸周りに回転させるスピンモータと、上記インナージンバルを上記スピン軸と直交するジンバル軸周りに回転可能に保持するステータと、上記インナージンバルと上記ステータとの間に、上記ジンバル軸と直交し、かつ上記スピン軸を含む平面を挟んで相対して、当該平面に接して、あるいは当該平面を含んで配置されたジンバル軸受と、上記ステータに設けられ、上記インナージンバルを上記ジンバル軸周りに回転させるトルクモジュールと、を備える。

Description

コントロールモーメントジャイロ
　この発明は、宇宙機にトルクを与えて宇宙機の姿勢を制御するコントロールモーメントジャイロに関するものである。
　宇宙機に搭載され、宇宙機にトルクを与えて宇宙機の姿勢制御を行うための姿勢制御用アクチュエータとして、コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）が用いられる。
　ＣＭＧは、スピン軸受によって支持され、スピン軸周りに高速で回転するロータを、スピン軸と直交するジンバル軸周りにトルクモジュールにより回転させることで、スピン軸およびジンバル軸に対して直交する出力軸周りに、ロータが持つ角運動量とジンバル軸周りの角速度に比例したジャイロトルクが発生する。この発生したトルクを、ＣＭＧから宇宙機インターフェースを通じて宇宙機に伝達させて、宇宙機の姿勢を制御する。
　このとき、ＣＭＧが出力するトルクは、ロータから宇宙機インターフェースまでの荷重伝達経路を通過して宇宙機に伝達されることから、ＣＭＧが出力するトルクの伝達効率は、ロータから宇宙機インターフェースまでの荷重伝達経路上のＣＭＧ構体の伝達特性に大きく依存する。特に、従来のＣＭＧでは、ロータから宇宙機インターフェースまでの荷重伝達経路上に、ロータを真空に封止するための薄肉で低剛性なロータカバーが含まれることに加え、荷重伝達経路上にはロータカバー以外にも複数の構造部品が直列的に配置されているため、荷重伝達経路自体が長くなり、荷重伝達経路上のＣＭＧ構体の支持剛性が低い。
　このような状況を鑑み、ロータをジンバル軸周りに回転させるジンバル軸受として、大口径のジンバル軸受を用いることに加え、その大口径のジンバル軸受をロータのスピン軸とトルクモジュールとの間に配置し、かつスピン軸に近い位置に配置することで、ロータから宇宙機インターフェースまでの荷重伝達経路を短く、かつ高剛性とするようにした従来のＣＭＧが提案されている（例えば特許文献１参照）。
特許第５３５７５５８号公報
　特許文献１に示されている従来のＣＭＧでは、ジンバル軸受は、距離的に、トルクモジュールよりもスピン軸に近い位置に配置されているものの、スピン軸とトルクモジュールの間に配置されるため、スピン軸とジンバル軸受の間にはわずかながらも距離が生じる。そのため、ロータの回転中に、ロータを回転支持する２対のスピン軸受のアライメント誤差に起因して生じるスピン軸の軸方向の回転に同期した軸振動によって、ジンバル軸受にはスピン軸の軸方向の軸振動に起因したラジアル荷重に加えて、スピン軸とジンバル軸受の間の距離に応じたモーメント荷重も加わることになる。そのため、ロータの軸振動によってジンバル軸受にラジアル荷重のみが加わる場合と比べて、ジンバル軸受の動作寿命が短くなる。また、短いながらもロータからジンバル軸受までの荷重伝達経路には、ロータの軸振動に対して撓みを生じるインナージンバル構造が存在する。そのため、ロータで生じた軸振動はロータからジンバル軸受を経由して宇宙機インターフェースへと伝達される間に、インナージンバル構造に起因した共振特性によって増幅されて宇宙機へと伝達される。宇宙機に伝達された軸振動は、擾乱として宇宙機に搭載された観測機器や宇宙機自体の姿勢に作用することとなり、高精度な観測や姿勢制御が必要な宇宙機にとっては大きな課題となる。加えて、ジンバル軸受がスピン軸の軸線に対してジンバル軸受の軸線と平行な方向にシフトした位置に配置されているので、ロータからジンバル軸受までの荷重伝達経路に存在するインナージンバルを剛な構造として、ロータの軸振動に起因する撓みの発生を抑制する必要がある。そのため、インナージンバルを肉厚で剛な形状とする必要があり、インナージンバルが大型化し、ＣＭＧ全体が大型化するという課題がある。
　この発明は、上記課題を解決するためになされたもので、ロータの軸振動に起因してジンバル軸受に作用するモーメント荷重の発生を抑制し、ジンバル軸受の長寿命化を図るとともに、スピン軸からジンバル軸受への荷重伝達経路中にロータの軸振動に起因して撓みを生じる構造物をなくして、ロータの軸振動に起因して宇宙機に働く攪乱の増大を抑制できる小型のコントロールモーメントジャイロを提供する。
　この発明のコントロールモーメントジャイロは、インナージンバルと、上記インナージンバルによってスピン軸周りに回転可能に保持されたロータと、上記インナージンバルに設けられ、上記ロータを上記スピン軸周りに回転させるスピンモータと、上記インナージンバルを上記スピン軸と直交するジンバル軸周りに回転可能に保持するステータと、上記インナージンバルと上記ステータとの間に、上記ジンバル軸と直交し、かつ上記スピン軸を含む平面を挟んで相対して、上記平面に接して、又は上記平面を含んで配置されたジンバル軸受と、上記ステータに設けられ、上記インナージンバルを上記ジンバル軸周りに回転させるトルクモジュールと、を備える。
　この発明によれば、ジンバル軸受が、ジンバル軸と直交し、かつスピン軸を含む平面を挟んで相対して配置されている。そこで、ロータの軸振動によりジンバル軸受に作用するモーメント荷重は生じないので、ジンバル軸受の長寿命化が図られる。また、スピン軸からジンバル軸受への荷重伝達経路中にロータの軸振動に起因して撓みを生じる構造物がないので、ロータの軸振動が増幅されて宇宙機に伝達されることがなく、宇宙機に働く攪乱を小さく抑えることができる。
　さらに、インナージンバルは、厚みや形状に因らずに、構成としてロータの軸振動に対して剛であるので、インナージンバルの寸法を短くでき、コントロールモーメントジャイロの小型化が図られる。
この発明の実施の形態１に係るコントロールモーメントジャイロを示す上面図である。 この発明の実施の形態１に係るコントロールモーメントジャイロを示す側面図である。 この発明の実施の形態１に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。 従来のコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。 この発明の実施の形態２に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。 この発明の実施の形態３に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。 この発明の実施の形態４に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。 この発明の実施の形態５に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。 この発明の実施の形態６に係るコントロールモーメントジャイロを示す上面図である。 この発明の実施の形態６に係るコントロールモーメントジャイロを示す側面図である。 この発明の実施の形態７に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。 この発明の実施の形態８に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。
　実施の形態１．
　図１はこの発明の実施の形態１に係るコントロールモーメントジャイロを示す上面図、図２はこの発明の実施の形態１に係るコントロールモーメントジャイロを示す側面図、図３はこの発明の実施の形態１に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。図４は従来のコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。
　図１から図３において、コントロールモーメントジャイロ１００は、円筒状に作製されたステータ１０と、円筒状に作製され、ステータ１０にジンバル軸７周りに回転可能に支持されて、ステータ１０内に設けられたインナージンバル９と、ステータ１０に設けられて、インナージンバル９をジンバル軸７周りに回転させるトルクモジュール８と、インナージンバル９にジンバル軸７と直交するスピン軸５周りに回転可能に支持されて、インナージンバル９内に設けられたロータ１と、インナージンバル９に設けられ、ロータ１をスピン軸５周りに回転させるスピンモータ３と、ステータ１０に設けられた宇宙機インターフェース１１と、を備える。
　ロータ１は、両端を２対のスピン軸受２にスピン軸５周りに回転可能に支持されるシャフト１ａと、シャフト１ａに一体に設けられ、スピン軸５周りの慣性モーメントを高める慣性要素と、で構成される。慣性要素は、一般的には、スピン軸５から離れた位置に質量を持つような回転リングや、円筒または円錐殻で構成される。なお、地上での試験時には、ロータ１の回転中の風損によるトルク損失を防ぐ目的で、ロータ１を真空に封止するためのロータカバー（図示せず）などがロータ１を覆うように取り付けられる。
　スピン軸受２は、ロータ１をスピン軸５周りに回転可能に支持するように、シャフト１ａの両端に配置される。スピン軸受２は、一般的に、ロータ１のシャフト１ａの一端に対して軸受内の玉の接触角が異なるアンギュラ玉軸受を２つ以上組み合わせた構成で用いられ、ロータ１の回転中にスピン軸受２に作用するラジアル荷重とスラスト荷重に対して十分な剛性を持った上で、モーメント荷重に対しても十分な剛性を有する。また、周辺温度環境の変化に伴うロータ１の熱変形やシャフト１ａの両端に配置されたスピン軸受２の軸心ずれを緩和する目的で、シャフト１ａの両端に配置される２対のスピン軸受２の内、１対をスピン軸受ハウジング４に対して軸受外輪を剛に支持する固定軸受とし、もう１対をスピン軸受ハウジング４に対して空隙を設けて内部に粘性流体や弾性部材などを封入した状態で支持する浮遊軸受で構成される。
　スピンモータ３は、図示していないが、永久磁石が配置されたスピンモータロータと、励磁用の巻線が配置されたスピンモータステータと、で構成される。そして、スピンモータ３のスピンモータロータが、シャフト１ａに固定され、スピンモータ３のスピンモータステータが、スピン軸受ハウジング４に固定されている。スピンモータロータとスピンモータステータとは、わずかな空隙を持って対向して配置されている。スピンモータ３は、ロータ１への回転指令に応じて、スピンモータステータ内の巻線を励磁し、ロータ１をスピン軸５周りに回転させる。
　スピン軸受ハウジング４は、ジンバル軸７を挟んで相対するようにインナージンバル９の内周面に取り付けられる。スピン軸受ハウジング４の内部には、スピン軸受２と、スピンモータ３が配置される。そして、スピン軸受２の外輪と、スピンモータ３のスピンモータステータとが、スピン軸受ハウジング４に固定支持される。これにより、ロータ１は、ジンバル軸７と直交するスピン軸５周りに回転可能にインナージンバル９に取り付けられる。
　ジンバル軸受６は、インナージンバル９とステータ１０との間に配置される。これにより、インナージンバル９がジンバル軸７の周りに回転できるようにステータ１０に支持される。また、ジンバル軸受６は、軸受内の玉の接触角が異なるアンギュラ玉軸受を２つ組み合わせた構成で用いられ、ロータ１の回転中にジンバル軸受６に作用するラジアル荷重とスラスト荷重に対して十分な剛性を持った上で、モーメント荷重に対しても十分な剛性を有する。このとき、ジンバル軸受６を構成する１対のアンギュラ玉軸受は、ジンバル軸７と直交し、かつスピン軸５を含む平面を挟むようにインナージンバル９とステータ１０との間に配置される。そして、ジンバル軸受６は、円筒状のインナージンバル９の外周を回転可能に支持するために、インナージンバル９がジンバル軸受６の内輪に収まるような大きさの口径のリング状の軸受が使用される。
　トルクモジュール８は、励磁用の巻線が配置されたジンバルモータステータ８ａと、永久磁石が配置されたジンバルモータロータ８ｂと、で構成される。ジンバルモータステータ８ａは、ステータ１０の内周面上に全周に渡って配置、固定され、ジンバルモータロータ８ｂは、インナージンバル９の外周面上に全周に渡って配置、固定される。このとき、ジンバルモータステータ８ａとジンバルモータロータ８ｂとは、わずかな空隙を持って対向して配置される。また、ジンバルモータステータ８ａおよびジンバルモータロータ８ｂは、ジンバル軸７と直交する、スピン軸５を含む平面上に配置される。そこで、トルクモジュール８は、ジンバル軸７の軸線と平行な方向にジンバル軸受６と並んで、ジンバル軸受６に隣接して配置される。ここで、トルクモジュール８がジンバル軸受６に隣接するとは、ジンバル軸７の軸線と平行な方向におけるトルクモジュール８とジンバル軸受６との間の距離が、トルクモジュール８のジンバル軸７の軸線と平行な方向の寸法と、ジンバル軸受６のジンバル軸７の軸線と平行な方向の寸法と、のなかの最も大きな寸法未満であることを意味する。
　なお、図３においては、トルクモジュール８は、ジンバル軸受６を構成する１対のアンギュラ玉軸受の間に配置される。このとき、トルクモジュール８には、インナージンバル９とステータ１０との間の相対回転角を測定するための角度センサ、例えば、エンコーダ、レゾルバ、タコメータなどを備える構成としてもよい。ただし、使用する角度センサとしては、インナージンバル９とステータ１０の相対回転角を非接触で計測するものが望ましい。また、トルクモジュール８には、スピンモータ３への回転指令および電力を、もしくは回転指令ないしは電力を、回転境界面を越えて伝達するのに適合した装置、例えば、スリップリングなどを備える構成としてもよい。トルクモジュール８は、外部からの回転指令に応じて、インナージンバル９をジンバル軸７の周りに回転させることで、スピン軸受ハウジング４を介してインナージンバル９に支持された、スピン軸５の周りに高速で回転するロータ１をジンバル軸７の周りに回転駆動する。
　インナージンバル９は、円筒状に作製され、スピン軸受ハウジング４と、ジンバル軸受６と、の間に配置される。このとき、インナージンバル９の内周にはスピン軸受ハウジング４が固定され、インナージンバル９の外周にはジンバル軸受６の内輪が固定される。なお、インナージンバル９の形状に関しては、円筒状の形状に限ることなく、機能を満足する範囲において様々な形状とすることが考えられる。また、インナージンバル９とスピン軸受ハウジング４との固定方法についても、インナージンバル９の内周に直接固定する方法に限ることなく、インナージンバル９に取り付け用のリブを設けて、そのリブを介してスピン軸受ハウジング４をインナージンバル９に固定する構成としてもよい。さらに、インナージンバル９は、スピン軸受ハウジング４とジンバル軸受６の内輪との間を、ロータ１が出力する荷重に対して十分に剛に結合することができる範囲において、可能な限り薄肉の形状であることが望ましい。
　ステータ１０は、円筒状に作製され、ステータ１０の内周にはジンバル軸受６の外輪が固定され、トルクモジュール８が配置される。さらに、ステータ１０の外周面ないしは側面に宇宙機インターフェース１１が設けられる。このとき、ステータ１０の形状は、円筒状の形状に限ることなく、機能を満足する範囲において様々な形状とすることが考えられる。
　宇宙機インターフェース１１は、ステータ１０と、宇宙機（図示せず）のＣＭＧ取り付け部と、の間に配置される。宇宙機インターフェース１１は、ステータ１０の外周上ないしは側面上に設けられ、ステータ１０の全周ないしは一部で宇宙機のＣＭＧ取り付け部に対してボルトなどを用いて剛に接続される。このとき、宇宙機インターフェース１１は、ステータ１０の一部で構成してもよいし、ステータ１０に対して別の部品を取り付けることで構成してもよい。ここでは、宇宙機インターフェース１１は、スピン軸５の軸線に接するように、ステータ１０の外周面上に設けられているが、スピン軸５の軸線上あるいはスピン軸５の軸線に近接した位置に設けてもよい。また、宇宙機インターフェース１１を環状に構成し、ジンバル軸７と直交し、かつスピン軸５を含む平面が内部を通るように、当該平面に接するように、あるいは当該平面に隣接するように、ステータ１０の外周面に設けてもよい。ここで、宇宙機インターフェース１１がジンバル軸７と直交し、かつスピン軸５を含む平面に隣接するとは、ジンバル軸７の軸線と平行な方向における宇宙機インターフェース１１と当該平面との間の距離が、宇宙機インターフェース１１のジンバル軸７の軸線と平行な方向の寸法、すなわち厚さと、ロータ１のシャフト１ａの直径と、ステータ１０のジンバル軸７の軸線と平行な方向の寸法と、のなかの最も大きな寸法未満であることを意味する。
　このように構成されたＣＭＧ１００では、シャフト１ａの両端を２対のスピン軸受２で支持されたロータ１が、スピンモータ３によりスピン軸５の周りに高速で回転駆動される。そして、ジンバル軸受６で支持されたインナージンバル９が、トルクモジュール８によりジンバル軸７の周りに回転駆動される。そこで、スピン軸５の周りに高速回転するロータ１が、ジンバル軸７の周りに回転する。これにより、高速回転するロータ１の慣性モーメントと角速度で生成される角運動量と、ジンバル軸７の周りの角速度と、に比例した出力トルクが、スピン軸５とジンバル軸７との２軸に直交するトルク出力軸１２の周りに出力される。トルク出力軸１２の周りに出力されたトルクは、ステータ１０に配置された宇宙機インターフェース１１を通じて宇宙機に伝達され、宇宙船の姿勢が制御される。
　つぎに、実施の形態１による効果を説明するために、図４を用いて従来のＣＭＧ２００の構造について簡単に説明する。
　従来のＣＭＧ２００は、ステータ２２と、ステータ２２にジンバル軸受２０，２４を介して支持されて、ジンバル軸１９周りに回転可能に配置されたインナージンバル１８と、ステータ２２に設けられて、インナージンバル１８をジンバル軸１９周りに回転させるトルクモジュール２１と、インナージンバル１８に取り付けられたスピン軸受ハウジング１７と、スピン軸受ハウジング１７にスピン軸受１４を介して支持され、スピン軸１６周りに回転可能に配置されたロータ１３と、スピン軸受ハウジング１７に設けられ、ロータ１３をスピン軸１６周りに回転させるスピンモータ１５と、ステータ２２に設けられた宇宙機インターフェース２５と、を備えている。
　このように構成された従来のＣＭＧ２００では、ジンバル軸受２０は、距離的に、トルクモジュール２１よりもスピン軸１６に近い位置に配置されており、図４中点線で示される荷重伝達経路が構成される。そこで、ロータ１３の回転中に、ロータ１３を回転支持する２対のスピン軸受１４のアライメント誤差に起因して生じる、ロータ１３の回転に同期したスピン軸１６の軸方向の軸振動によって、ジンバル軸受２０にはスピン軸１６の軸方向の軸振動に起因したラジアル荷重に加えて、スピン軸１６とジンバル軸受２０の間の距離に応じたモーメント荷重が加わるので、ジンバル軸受２０の動作寿命が短くなる。また、ロータ１３からジンバル軸受２０までの荷重伝達経路には、ロータ１３の軸振動に対して撓みを生じるインナージンバル１８が存在する。そのため、ロータ１３で生じた軸振動は、ロータ１３からジンバル軸受２０を経由して宇宙機インターフェース２５へと伝達される間に、インナージンバル１８の軸振動に対して撓みを生じる振動モードの共振特性によって増幅されて宇宙機へと伝達される。宇宙機に伝達された軸振動は、擾乱として宇宙機に搭載された観測機器や宇宙機自体の姿勢に作用する。加えて、ジンバル軸受２０をスピン軸１６とトルクモジュール２１の間で、かつスピン軸１６に近い位置に配置するように構成しているため、ジンバル軸受２０およびトルクモジュール２１が配置されるステータ２２の寸法が長くなるだけでなく、トルクモジュール２１で回転駆動されるインナージンバル１８の寸法もトルクモジュール２１と接続されるために長くなる必要があり、結果としてＣＭＧ２００全体の外形が大型化してしまう。
　このように、従来のＣＭＧ２００では、ロータ１３の回転中に生じた軸振動によって、スピン軸１６の軸方向の軸振動に起因したラジアル荷重に加えて、スピン軸１６とジンバル軸受２０との間の距離に比例したモーメント荷重がジンバル軸受２０に対して作用していた。この実施の形態１によれば、ロータ１が配置されたインナージンバル９を回転可能に支持するジンバル軸受６が、ジンバル軸７と直交する、スピン軸５を含む平面を挟むように配置されているので、ロータ１で発生する軸振動によってモーメント荷重がジンバル軸受６に生じることがない。そこで、ジンバル軸受６に対してはラジアル荷重のみが作用することになる。そのため、ジンバル軸受６に作用する荷重は、従来のＣＭＧ２００におけるジンバル軸受２０に比べて小さくなり、ジンバル軸受６の動作寿命を長く設計することが可能となる。
　さらに、従来のＣＭＧ２００では、ロータ１３からジンバル軸受２０までの荷重伝達経路にインナージンバル１８が存在しているので、ロータ１３で発生した軸振動は、インナージンバル１８の軸振動に対して撓みを生じる振動モードの共振特性により増幅されて宇宙機へと伝達されていた。この実施の形態１によれば、スピン軸５の軸方向に関して、スピン軸受ハウジング４とジンバル軸受６との間に配設されたインナージンバル９は、宇宙機において課題となる振動の周波数の範囲においては、ほぼ剛と見なすことが可能である。そこで、ロータ１からジンバル軸受６までの荷重伝達経路上に、ロータ１の軸振動に対して撓みを生じる構造体が存在しないので、ロータ１で生じた軸振動は、ロータ１から宇宙機へと伝達される間に増幅されることがないため、宇宙機に働く擾乱の大きさを非常に小さく抑えることができる。
　また、従来のＣＭＧ２００では、ロータ１３からジンバル軸受２０までの荷重伝達経路上にあるインナージンバル１８を、可能な限り剛なものとする必要があるために、肉厚で剛な形状となり、インナージンバル１８が大型化すると共に重量が重くなっている。この実施の形態１によれば、インナージンバル９は、その厚みや形状に因らずに、構成としてロータ１の軸振動に対して剛であるので、インナージンバル９の寸法を小型化することができ、重量も軽くすることが可能である。
　さらに、従来のＣＭＧ２００では、ジンバル軸受２０をスピン軸１６とトルクモジュール２１との間に配置し、特にスピン軸１６により近い位置に配置しているので、ステータ２２に対するジンバル軸受２０の取り付け位置とトルクモジュール２１の取り付け位置が遠くなる。これにより、ジンバル軸受２０とトルクモジュール２１とが配置されるステータ２２の寸法が、ジンバル軸１９の軸方向に長くなり、ステータ２２が大型化する。それに加えて、トルクモジュール２１によりインナージンバル１８を回転駆動するために、インナージンバル１８にはジンバル軸受２０で支持される構造とは別に、ジンバルシャフト２３を設ける必要があり、インナージンバル１８の大型化と重量増を招いている。また、ジンバルシャフト２３を介してインナージンバル１８に駆動トルクを与えるトルクモジュール２１の位置と、インナージンバル１８を軸支するジンバル軸受２０との位置がジンバル軸７の軸方向に離れているので、インナージンバル１８を安定、かつ滑らかに回転させるためには、ジンバル軸受２０とは別に第２のジンバル軸受２４をトルクモジュール２１の近傍に新たに配置する必要があり、更なる重量の増加を招いている。
　これに対して、この実施の形態１によれば、ジンバル軸受６がジンバル軸７と直交する、スピン軸５を含む平面を挟むように配置され、トルクモジュール８がジンバル軸受６に隣接して、スピン軸５の軸線上に配置されているので、ジンバル軸受６とトルクモジュール８とが配置されるステータ１０の寸法を、ジンバル軸７の軸方向に関して短くすることができ、ステータ１０の小型化が図られる。加えて、トルクモジュール８でインナージンバル９を回転駆動するために、別途ジンバルシャフトを設ける必要がないので、インナージンバル９を小型化できるとともに、従来のＣＭＧ２００で必要であった第２のジンバル軸受２４を削減することが可能となるため、ＣＭＧ１００全体の寸法を薄く小型にできるとともに、ＣＭＧ１００全体の軽量化を図ることができる。
　さらに、従来のＣＭＧ２００では、スピン軸１６に対するトルクモジュール２１の配置の関係上、従来のＣＭＧ２００全体の重心位置はスピン軸１６からジンバル軸１９の軸方向に離れた位置となる。そのため、ロケット打ち上げ時の正弦波振動およびランダム振動による並進方向の振動入力に対して、従来のＣＭＧ２００に曲げ振動が誘発されないように、従来のＣＭＧ２００全体の重心位置を含むよう宇宙機インターフェース２５を配置しようとしても、宇宙機インターフェース２５を、従来のＣＭＧ２００全体の重心支持と、スピン軸１６から宇宙機インターフェース２５までのジンバル軸１９の軸方向の距離の最短化とを両立して配置することが構成上できないという課題がある。
　これに対して、この実施の形態１によれば、ＣＭＧ１００全体の構成がスピン軸５に対して回転対称に配置されるので、ＣＭＧ１００全体の重心位置はほぼスピン軸５上に存在している。そのため、宇宙機インターフェース１１を、ＣＭＧ１００全体を重心支持するように配置することと、スピン軸５から宇宙機インターフェース１１までのジンバル軸７の軸方向の距離を最短化することとは、宇宙機インターフェース１１をスピン軸５上に配置することで自然に両立可能である。これにより、ロケット打ち上げ時の振動環境に対して頑強なＣＭＧ１００が得られるという効果がある。
　実施の形態２．
　図５はこの発明の実施の形態２に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。
　図５において、ジンバル軸受６は、インナージンバル９とステータ１０との間に、ジンバル軸７と直交するスピン軸５を含む平面と接するように、当該平面の上部に配置されている。トルクモジュール８は、ジンバル軸７と直交するスピン軸５を含む平面を挟んで、ジンバル軸受６に隣接して当該平面の下部に配置されている。ここで、トルクモジュール８がジンバル軸受６に隣接するとは、ジンバル軸７の軸線と平行な方向におけるトルクモジュール８とジンバル軸受６との間の距離が、トルクモジュール８のジンバル軸７の軸線と平行な方向の寸法と、ジンバル軸受６のジンバル軸７の軸線と平行な方向の寸法と、のなかの最も大きな寸法未満であることを意味する。
　なお、他の構成は、上記実施の形態１と同様に構成されている。
　このように構成されたＣＭＧ１０１においても、上記実施の形態１によるＣＭＧ１００と同様に動作する。そして、ジンバル軸受６がスピン軸５の軸線と接するように配置されているので、ロータ１で発生する軸振動によってジンバル軸受６に対してモーメント荷重が生じることがなく、ジンバル軸受６に対してはラジアル荷重のみが作用することになる。また、スピン軸５の軸方向に関して、スピン軸受ハウジング４とジンバル軸受６との間に配設されたインナージンバル９は、宇宙機において課題となる振動の周波数の範囲においては、ほぼ剛と見なすことが可能である。そこで、ロータ１からジンバル軸受６までの荷重伝達経路上に、ロータ１の軸振動に対して撓みを生じる構造体が存在しない。また、ジンバル軸受６がスピン軸５の軸線と接するように配置され、トルクモジュール８がジンバル軸受６に隣接して配置され、かつジンバル軸受６とトルクモジュール８とがスピン軸５の軸線を挟むように配置されているので、ジンバル軸受６とトルクモジュール８とが配置されるステータ１０の寸法を、ジンバル軸７の軸方向に関して短くすることができ、ステータ１０の小型化が図られる。さらに、トルクモジュール８でインナージンバル９を回転駆動するために、別途ジンバルシャフトを設ける必要がないので、インナージンバル９の小型化が図られる。したがって、実施の形態２においても、上記実施の形態１と同様の効果が得られる。
　この実施の形態２によれば、ＣＭＧ１０１全体の重心位置は、上記実施の形態１と異なり、ＣＭＧ１０１全体の構成がスピン軸５に対して回転対称な配置ではないものの、上記実施の形態１と同様に、ほぼスピン軸５に近い位置に存在する。そこで、宇宙機インターフェース１１をスピン軸５の軸線に近い位置に配置することで、ロケット打ち上げ時の振動環境に対して頑強な構成とすることができる。
　また、実施の形態２によれば、ジンバル軸受６を構成する１対のアンギュラ玉軸受を組み合わせるのに際して、予め組み合わせ軸受として生産管理された１対のアンギュラ玉軸受を用いることが可能となる。そこで、ジンバル軸受６の組み立て管理が容易になるとともに、ジンバル軸受６に対する予圧の調整も容易となる。また、トルクモジュール８をジンバル軸受６を構成する１対のアンギュラ玉軸受の間に配置する必要がないため、トルクモジュール８の寸法や配置に制約がなくなるという効果がある。
　なお、上記実施の形態２では、ジンバル軸受６が、スピン軸５の軸線、すなわちジンバル軸７と直交し、かつスピン軸５を含む平面と接するように配置されているが、ジンバル軸受６は、当該平面がジンバル軸受６の内部を通るように、すなわち当該平面を含むように配置されてもよい。
　実施の形態３．
　図６はこの発明の実施の形態３に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。
　図６において、ジンバル軸受６は、インナージンバル９とステータ１０との間に、ジンバル軸７と直交するスピン軸５を含む平面と接するように、当該平面の下部に配置されている。トルクモジュール８は、ジンバル軸７と直交するスピン軸５を含む平面を挟んで、ジンバル軸受６に隣接して当該平面の上部に配置されている。ここで、トルクモジュール８がジンバル軸受６に隣接するとは、ジンバル軸７の軸線と平行な方向におけるトルクモジュール８とジンバル軸受６との間の距離が、トルクモジュール８のジンバル軸７の軸線と平行な方向の寸法と、ジンバル軸受６のジンバル軸７の軸線と平行な方向の寸法と、のなかの最も大きな寸法未満であることを意味する。
　なお、他の構成は、上記実施の形態２と同様に構成されている。
　このように、実施の形態３によるＣＭＧ１０１Ａは、スピン軸５と宇宙機インターフェース１１に対するジンバル軸受６とトルクモジュール８の配置が逆になっている点を除いて、実施の形態２によるＣＭＧ１０１と同様に構成されている。
　したがって、ＣＭＧ１０１Ａにおいても、ＣＭＧ１０１と同様に動作し、同様の効果が得られる。
　実施の形態４．
　図７はこの発明の実施の形態４に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。
　図７において、トルクモジュール８１は、ステータ１０の側面に配置されている。トルクモジュール８１が出力する回転トルクをインナージンバル９に伝達する回転伝達機構８２が、トルクモジュール８１とインナージンバル９との間に設けられている。トルクモジュール８１は、回転トルクを出力できるものであればよく、例えばモータが用いられる。また、回転伝達機構８２は、回転トルクを伝達できるものであればよく、例えばギアやベルトが用いられる。
　なお、他の構成は、上記実施の形態１と同様に構成されている。
　このように構成されたＣＭＧ１０２においても、上記実施の形態１によるＣＭＧ１００と同様に動作し、同様の効果が得られる。
　実施の形態４によれば、例えば、モータからなるトルクモジュール８１を用いていたので、トルクモジュール８内の励磁用の巻線が配置されたジンバルモータステータ８ａを、ステータ１０の内周面上の全周にわたって配置する必要がなく、加えて永久磁石が配置されたジンバルモータロータ８ｂを、インナージンバル９の外周面上の全周にわたって配置する必要がなくなる。そのため、トルクモジュール８１の組み立て性が向上するに加えて、高コストな永久磁石や励磁用巻線の使用量を大幅に削減することができるため、ＣＭＧ１０２の製造コストを低減できるという効果がある。
　なお、上記実施の形態４では、実施の形態１によるＣＭＧ１００におけるトルクモジュール８に替えてトルクモジュール８１を用いているが、実施の形態２，３によるＣＭＧ１０１，１０１Ａにおけるトルクモジュール８に替えてトルクモジュール８１を用いても、同様の効果が得られる。
　実施の形態５．
　図８はこの発明の実施の形態５に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。
　図８において、ロータ１Ａの最大直径Φが、シャフト１ａの両端を回転可能に支持する２対のスピン軸受２間の長さＬと略同じに構成されている。
　なお、他の構成は、上記実施の形態１と同様に構成されている。
　このように構成されたＣＭＧ１０３においても、上記実施の形態１と同様に動作し、上記実施の形態１と同様の効果が得られる。
　この実施の形態５によれば、インナージンバル９の内周で構成される空間に対して、ロータ１Ａがスピン軸５の周りに回転中に通過する空間をより効率的に使用できるようになる。さらに、ロータ１Ａの直径Φをインナージンバル９の内周に収まる範囲でほぼ最大近くまで大きくしているので、ロータ１Ａの持つ慣性モーメントを増加させる効果がある。
　なお、上記実施の形態５では、実施の形態１によるＣＭＧ１００におけるロータ１に替えてロータ１Ａを用いているが、実施の形態２－４によるＣＭＧ１０１，１０１Ａ，１０２におけるロータ１に替えてロータ１Ａを用いても、同様の効果が得られる。
　実施の形態６．
　図９はこの発明の実施の形態６に係るコントロールモーメントジャイロを示す上面図、図１０はこの発明の実施の形態６に係るコントロールモーメントジャイロを示す側面図である。
　図９および図１０において、ロータ１Ｂの外径が、スピン軸受ハウジング４と、インナージンバル９と、ステータ１０との中で、ジンバル軸７の軸方向寸法が最も長い部材の寸法以下に構成されている。
　なお、他の構成は、上記実施の形態１と同様に構成されている。
　このように構成されたＣＭＧ１０４においても、上記実施の形態１と同様に動作し、上記実施の形態１と同様の効果が得られる。
　この実施の形態６によれば、ロータ１Ｂの最大外径が、スピン軸受ハウジング４と、インナージンバル９と、ステータ１０との中で、ジンバル軸方向寸法が最も長い部材の寸法以下となっているので、ロータ１Ｂが、スピン軸受ハウジング４と、インナージンバル９と、ステータ１０との中で、ジンバル軸方向寸法が最も長い部材からジンバル軸７の軸方向に突出することがない。そこで、ＣＭＧ１０４のジンバル軸７の軸方向の寸法が非常に小さくになり、宇宙機への取り付け性が大幅に向上する。さらに、ロータ１Ｂの形状は、ロータ１Ｂのシャフト１ａとほぼ同心となる円柱形状となるため、製造が容易で、また複雑な機械加工や溶接による組み合わせ加工が不要となるため、ロータ１Ｂ内の静的・動的な不釣り合いを非常に小さくすることが可能という効果がある。
　なお、上記実施の形態６では、実施の形態１によるＣＭＧ１００におけるロータ１に替えてロータ１Ｂを用いているが、実施の形態２－４によるＣＭＧ１０１，１０１Ａ，１０２におけるロータ１に替えてロータ１Ｂを用いても、同様の効果が得られる。
　実施の形態７．
　図１１この発明の実施の形態７に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。
　図１１では、インナージンバル９Ａは、ロータ１の下部にジンバル軸７と同軸のジンバルシャフト９０を備え、ジンバル軸受６，６０により、ステータ１０Ａにジンバル軸７の周りに回転可能に支持されている。ジンバル軸受６を構成する１対のアンギュラ玉軸受が、ジンバル軸７と直交し、かつスピン軸５を含む平面を挟み、かつ当該平面に接ようにインナージンバル９Ａとステータ１０Ａとの間に配置される。トルクモジュール８が、ジンバルシャフト９０を回転駆動するようにステータ１０Ａ内に配置されている。
　なお、他の構成は、上記実施の形態１と同様に構成されている。
　このように構成されたＣＭＧ１０５においても、上記実施の形態１によるＣＭＧ１００と同様に動作する。
　この実施の形態７によれば、ロータ１が配置されたインナージンバル９Ａを回転可能に支持するジンバル軸受６が、ジンバル軸７と直交する、スピン軸５を含む平面を挟むように配置されているので、ロータ１で発生する軸振動によってモーメント荷重がジンバル軸受６に生じることがない。そこで、ジンバル軸受６に対してはラジアル荷重のみが作用することになり、ジンバル軸受６の動作寿命を長く設計することが可能となる。
　また、スピン軸５の軸方向に関して、スピン軸受ハウジング４とジンバル軸受６との間に配設されたインナージンバル９Ａは、宇宙機において課題となる振動の周波数の範囲においては、ほぼ剛と見なすことが可能である。そこで、ロータ１からジンバル軸受６までの荷重伝達経路上に、ロータ１の軸振動に対して撓みを生じる構造体が存在しない。そのため、ロータ１で生じた軸振動は、ロータ１から宇宙機へと伝達される間に増幅されることがないため、宇宙機に働く擾乱の大きさを非常に小さく抑えることができる。
　また、インナージンバル９Ａは、スピン軸５の軸方向に関して、スピン軸受ハウジング４とジンバル軸受６との間に配設されているので、その厚みや形状に因らずに、構成としてロータ１の軸振動に対して剛である。そこで、インナージンバル９Ａの寸法を小型化することができ、ＣＭＧ１０５の小型化が図られる。
　この実施の形態７では、ジンバル軸受６の取り付け位置とトルクモジュール８の取り付け位置とが遠くなるので、ステータ１０Ａのジンバル軸７の軸方向の寸法が大きくなる。しかし、インナージンバル９のジンバルシャフト９０の直径を小さく設定することができるため、トルクモジュール８の大きさを小さくすることができ、特別に大口径のトルクモジュール８を用意する必要がない。
　なお、上記実施の形態７では、実施の形態１によるＣＭＧ１００におけるインナージンバル９およびステータ１０に替えてインナージンバル９Ａおよびステータ１０Ａを用いているが、実施の形態２－６によるＣＭＧ１０１，１０１Ａ，１０２，１０３，１０４におけるインナージンバル９およびステータ１０に替えてインナージンバル９Ａおよびステータ１０Ａを用いて同様の効果が得られる。
　実施の形態８．
　図１２この発明の実施の形態８に係るコントロールモーメントジャイロを示す断面図である。
　図１２において、インナージンバル９Ａは、ロータ１の上部にジンバル軸７と同軸のジンバルシャフト９０を備え、ジンバル軸受６，６０により、ステータ１０Ａにジンバル軸７の周りに回転可能に支持されている。ジンバル軸受６を構成する１対のアンギュラ玉軸受が、ジンバル軸７と直交し、かつスピン軸５を含む平面を挟み、かつ当該平面に接ようにインナージンバル９Ａとステータ１０Ａとの間に配置される。トルクモジュール８が、ジンバルシャフト９０を回転駆動するようにステータ１０Ａ内に配置されている。
　なお、他の構成は、上記実施の形態７と同様に構成されている。
　このように、実施の形態８によるＣＭＧ１０５Ａは、スピン軸５と宇宙機インターフェース１１に対するジンバル軸受６とトルクモジュール８の配置が逆になっている点を除いて、実施の形態７によるＣＭＧ１０５と同様に構成されている。
　したがって、ＣＭＧ１０５Ａにおいても、ＣＭＧ１０５と同様に動作し、同様の効果が得られる。
　なお、上記実施の形態８においても、上記実施の形態７と同様に、実施の形態２－６によるＣＭＧ１０１，１０１Ａ，１０２，１０３，１０４におけるインナージンバル９およびステータ１０に替えてインナージンバル９Ａおよびステータ１０Ａを用いて同様の効果が得られる。

Claims (8)

  1. 　宇宙機に配備するコントロールモーメントジャイロであって、
    　インナージンバルと、
    　上記インナージンバルによってスピン軸周りに回転可能に保持されたロータと、
    　上記インナージンバルに設けられ、上記ロータを上記スピン軸周りに回転させるスピンモータと、
    　上記インナージンバルを上記スピン軸と直交するジンバル軸周りに回転可能に保持するステータと、
    　上記インナージンバルと上記ステータとの間に、上記ジンバル軸と直交し、かつ上記スピン軸を含む平面を挟んで相対して、上記平面に接して、又は上記平面を含んで配置されたジンバル軸受と、
    　上記ステータに設けられ、上記インナージンバルを上記ジンバル軸周りに回転させるトルクモジュールと、を備えるコントロールモーメントジャイロ。
  2. 　上記トルクモジュールは、上記ジンバル軸受に隣接して上記ステータに設けられていることを特徴とする請求項１に記載のコントロールモーメントジャイロ。
  3. 　上記ジンバル軸受は、上記平面を挟んで相対する２つのアンギュラ玉軸受により構成されている請求項１又は請求項２記載のコントロールモーメントジャイロ。
  4. 　上記トルクモジュールは、２つの上記アンギュラ玉軸受の間に設けられている請求項３に記載のコントロールモーメントジャイロ。
  5. 　上記ジンバル軸受は、上記平面に接して配置され、
    　上記トルクモジュールは、上記平面を挟んで上記ジンバル軸受と相対して配置されている請求項２に記載のコントロールモーメントジャイロ。
  6. 　上記平面を含んで、上記平面に接して、又は上記平面に隣接して設けられ、上記宇宙機と上記ステータとを接続するインターフェースを備えた請求項１から請求項５のいずれか１項に記載のコントロールモーメントジャイロ。
  7. 　上記ロータの最大直径が、上記ロータのシャフトの両端を回転可能に支持する軸受間の長さと同じである請求項１から請求項６のいずれか１項に記載のコントロールモーメントジャイロ。
  8. 　上記ロータの最大直径が、上記ステータおよび上記インナージンバルのなかの上記ジンバル軸の軸方向の最大寸法以下である請求項１から請求項６のいずれか１項に記載のコントロールモーメントジャイロ。

    　
PCT/JP2016/071709 2016-02-10 2016-07-25 コントロールモーメントジャイロ WO2017138165A1 (ja)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2017566499A JP6505262B2 (ja) 2016-02-10 2016-07-25 コントロールモーメントジャイロ
EP16889866.6A EP3415867A4 (en) 2016-02-10 2016-07-25 GYROSCOPIC ACTUATOR
US16/070,086 US11021272B2 (en) 2016-02-10 2016-07-25 Control moment gyroscope

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2016023440 2016-02-10
JP2016-023440 2016-02-10

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017138165A1 true WO2017138165A1 (ja) 2017-08-17

Family

ID=59562978

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2016/071709 WO2017138165A1 (ja) 2016-02-10 2016-07-25 コントロールモーメントジャイロ

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11021272B2 (ja)
EP (1) EP3415867A4 (ja)
JP (1) JP6505262B2 (ja)
WO (1) WO2017138165A1 (ja)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108253993A (zh) * 2018-01-09 2018-07-06 北京卫星环境工程研究所 星载控制力矩陀螺的微振动扰振力测试装置
CN109466801A (zh) * 2018-11-20 2019-03-15 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种磁悬浮万向球
WO2019183675A1 (en) 2018-03-28 2019-10-03 Verton IP Pty Ltd Improved arrangements for rotational apparatus
KR102188740B1 (ko) 2019-12-04 2020-12-08 한국항공대학교산학협력단 가변 속도 제어 모멘트 자이로스코프 장치
US11167867B2 (en) * 2016-09-09 2021-11-09 Mitsubishi Electric Corporation Artificial satellite, attitude control system, and attitude control method
KR20230032205A (ko) * 2021-08-30 2023-03-07 주식회사 모트롤 제어 모멘트 자이로

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11945697B2 (en) 2018-02-08 2024-04-02 Vita Inclinata Ip Holdings Llc Multiple remote control for suspended load control equipment apparatus, system, and method
US11834305B1 (en) 2019-04-12 2023-12-05 Vita Inclinata Ip Holdings Llc Apparatus, system, and method to control torque or lateral thrust applied to a load suspended on a suspension cable
US11618566B1 (en) 2019-04-12 2023-04-04 Vita Inclinata Technologies, Inc. State information and telemetry for suspended load control equipment apparatus, system, and method
CN110435931B (zh) * 2019-08-12 2021-09-07 北京航空航天大学 一种磁悬浮控制力矩陀螺高速转子装置
CN112859942B (zh) * 2020-12-31 2022-04-15 北京航空航天大学 一种陀螺框架伺服系统高精度位置辨识方法
US11992444B1 (en) 2023-12-04 2024-05-28 Vita Inclinata Ip Holdings Llc Apparatus, system, and method to control torque or lateral thrust applied to a load suspended on a suspension cable

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009168817A (ja) * 2008-01-18 2009-07-30 Honeywell Internatl Inc 制御モーメントジャイロスコープ
JP2009186477A (ja) * 2008-02-11 2009-08-20 Honeywell Internatl Inc コントロールモーメントジャイロ
JP2014038085A (ja) * 2012-05-21 2014-02-27 Honeywell Internatl Inc 捩じり剛性を有するスポーク付き回転子を含む制御モーメントジャイロスコープおよびその製造方法

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3442143A (en) * 1960-07-20 1969-05-06 Bell Aerospace Corp Gyroscope
US3483760A (en) * 1967-08-14 1969-12-16 Bendix Corp Apparatus and method for cancellation of spring rate in gyroscope with flexural support
US3630091A (en) * 1970-06-01 1971-12-28 North American Rockwell Rate and/or acceleration sensor
US4242917A (en) * 1978-07-03 1981-01-06 Sperry Corporation Isolation flexure for gyroscopes
US4267737A (en) * 1978-12-04 1981-05-19 The Bendix Corporation Dual suspension gyroscopic device having powered gimbal support
US20070240529A1 (en) * 2006-04-17 2007-10-18 Zeyher Craig H Planetary gyroscopic drive system
US20090100957A1 (en) * 2007-10-23 2009-04-23 Honeywell International, Inc. Rotor assemblies having shafts with integral bearing raceways
FR2924191B1 (fr) * 2007-11-22 2009-12-11 Astrium Sas Dispositif modulaire d'isolation multi-axes de vibrations et de chocs, a base d'elastomere.
US7985162B2 (en) * 2008-03-19 2011-07-26 Honeywell International Inc. Signal torque module assembly for use in control moment gyroscope
WO2010135421A2 (en) * 2009-05-19 2010-11-25 University Of Florida Research Foundation, Inc. Attitude control system for small satellites
KR101474274B1 (ko) 2013-03-25 2014-12-18 한국항공우주연구원 제어 모멘트 자이로

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009168817A (ja) * 2008-01-18 2009-07-30 Honeywell Internatl Inc 制御モーメントジャイロスコープ
JP2009186477A (ja) * 2008-02-11 2009-08-20 Honeywell Internatl Inc コントロールモーメントジャイロ
JP2014038085A (ja) * 2012-05-21 2014-02-27 Honeywell Internatl Inc 捩じり剛性を有するスポーク付き回転子を含む制御モーメントジャイロスコープおよびその製造方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3415867A4 *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11167867B2 (en) * 2016-09-09 2021-11-09 Mitsubishi Electric Corporation Artificial satellite, attitude control system, and attitude control method
CN108253993A (zh) * 2018-01-09 2018-07-06 北京卫星环境工程研究所 星载控制力矩陀螺的微振动扰振力测试装置
CN108253993B (zh) * 2018-01-09 2020-08-25 北京卫星环境工程研究所 星载控制力矩陀螺的微振动扰振力测试装置
WO2019183675A1 (en) 2018-03-28 2019-10-03 Verton IP Pty Ltd Improved arrangements for rotational apparatus
US20210017001A1 (en) * 2018-03-28 2021-01-21 Verton IP Pty Ltd Improved arrangements for rotational apparatus
EP3775774A4 (en) * 2018-03-28 2021-12-29 Verton IP Pty Ltd Improved arrangements for rotational apparatus
CN109466801A (zh) * 2018-11-20 2019-03-15 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种磁悬浮万向球
KR102188740B1 (ko) 2019-12-04 2020-12-08 한국항공대학교산학협력단 가변 속도 제어 모멘트 자이로스코프 장치
KR20230032205A (ko) * 2021-08-30 2023-03-07 주식회사 모트롤 제어 모멘트 자이로
KR102638909B1 (ko) 2021-08-30 2024-02-21 주식회사 엠앤씨솔루션 제어 모멘트 자이로

Also Published As

Publication number Publication date
EP3415867A4 (en) 2019-02-20
EP3415867A1 (en) 2018-12-19
US11021272B2 (en) 2021-06-01
JP6505262B2 (ja) 2019-04-24
JPWO2017138165A1 (ja) 2018-07-12
US20190016480A1 (en) 2019-01-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017138165A1 (ja) コントロールモーメントジャイロ
JP5820099B2 (ja) 小型衛星内における運動量制御システムに基づくコントロールモーメントジャイロスコープ
US7997157B2 (en) Control moment gyroscope
JP5530103B2 (ja) 制御モーメントジャイロスコープ
US20140367537A1 (en) Stabilized platform
US20120234981A1 (en) Split Flywheel Assembly With Attitude Jitter Minimization
US10837521B2 (en) Electric actuator
US20190346023A1 (en) Electric actuator
US8596151B2 (en) Momentum exchange assemblies and inner gimbal assemblies for use in control moment gyroscopes
US6834561B2 (en) Radially actuated control moment gyroscope
CN107792397B (zh) 一种完全非接触的双框架磁悬浮控制力矩陀螺
KR100957240B1 (ko) 우주선의 자세 제어용 제어 모멘트 자이로
CN114585559A (zh) 陀螺仪稳定器
JP5629121B2 (ja) モーメント制御装置内に配備するための一体化ダンピング部材を有するローターアセンブリ
JP3095282B2 (ja) 構造物に対して積み荷を支持し回転させる装置
JP5482311B2 (ja) 回転装置
KR102055946B1 (ko) 직렬 탄성 구동기
CN115096282A (zh) 一种超声电机驱动的小型控制力矩陀螺仪
JP2023026350A (ja) 回転電機の回転子
JP2021078180A (ja) 動力伝達装置

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 16889866

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2017566499

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2016889866

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2016889866

Country of ref document: EP

Effective date: 20180910