WO2018180086A1 - ドッキング装置 - Google Patents

ドッキング装置 Download PDF

Info

Publication number
WO2018180086A1
WO2018180086A1 PCT/JP2018/006765 JP2018006765W WO2018180086A1 WO 2018180086 A1 WO2018180086 A1 WO 2018180086A1 JP 2018006765 W JP2018006765 W JP 2018006765W WO 2018180086 A1 WO2018180086 A1 WO 2018180086A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
link
motor
linear actuator
spacecraft
docking device
Prior art date
Application number
PCT/JP2018/006765
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
道雄 諫山
Original Assignee
株式会社Ｉｈｉエアロスペース
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 株式会社Ｉｈｉエアロスペース filed Critical 株式会社Ｉｈｉエアロスペース
Priority to US16/482,627 priority Critical patent/US11845575B2/en
Priority to EP18775284.5A priority patent/EP3604144B1/en
Priority to JP2019508802A priority patent/JP7104478B2/ja
Publication of WO2018180086A1 publication Critical patent/WO2018180086A1/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
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/646—Docking or rendezvous systems
    • 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
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • H—ELECTRICITY
    • H03—ELECTRONIC CIRCUITRY
    • H03K—PULSE TECHNIQUE
    • H03K17/00—Electronic switching or gating, i.e. not by contact-making and –breaking
    • H03K17/51—Electronic switching or gating, i.e. not by contact-making and –breaking characterised by the components used
    • H03K17/56—Electronic switching or gating, i.e. not by contact-making and –breaking characterised by the components used by the use, as active elements, of semiconductor devices
    • H03K17/687—Electronic switching or gating, i.e. not by contact-making and –breaking characterised by the components used by the use, as active elements, of semiconductor devices the devices being field-effect transistors
    • H03K17/6871—Electronic switching or gating, i.e. not by contact-making and –breaking characterised by the components used by the use, as active elements, of semiconductor devices the devices being field-effect transistors the output circuit comprising more than one controlled field-effect transistor

Definitions

  • the present disclosure relates to a docking device used for coupling one spacecraft inertially flying in outer space to the other spacecraft inertially flying in outer space.
  • Patent Document 1 This docking device is used for docking manned spacecraft, and is equipped with a base ring placed at the joint of one spacecraft that is inertially flying in space, and a load sensor that is used for inertial flight in space.
  • a capture ring that contacts the other spacecraft, and a parallel link mechanism that connects the base ring and the capture ring with six degrees of freedom, and the parallel link mechanism includes six links that are expanded and contracted by a motor-driven linear actuator. It consists of
  • the expansion and contraction of the linear actuators in the six links is electrically controlled according to the load caused by the contact with the other spacecraft measured by the load sensor of the capture ring, thereby While correcting misalignment (center misalignment), the inertial force of the other spacecraft is attenuated.
  • the docking device described above can correct misalignment and attenuate the inertial force of the other spacecraft when docking with the other spacecraft, but feed back the contact load with the other spacecraft.
  • the electric control of the linear actuators becomes extremely complicated logic for the purpose of extending and contracting the linear actuators in the six links.
  • the present disclosure has been made by paying attention to the above-described conventional problems, and can correct misalignment with the counterpart spacecraft and reduce the inertial force of the counterpart spacecraft during docking. Needless to say, it is an object of the present invention to provide a docking device capable of realizing simplification and cost reduction of an electric system.
  • the present disclosure is a docking device that is mounted on one spacecraft that is inertially flying in outer space and that is coupled to the other spacecraft that is inertially flying in outer space.
  • Six links constituting a base ring disposed in the coupling portion, a one-side capture ring that contacts the other spacecraft, and a parallel link mechanism that connects the base ring and the one-side capture ring with six degrees of freedom
  • a linear actuator that includes a motor as a drive source and expands and contracts the link, and at the time when the other spacecraft contacts the one side capture ring and the link receives a contact load, at least the compression load is applied.
  • a drag generating mechanism is provided that generates a resistance force by generating a regenerative current in the motor of the linear actuator.
  • the docking device can correct misalignment with the other spacecraft and attenuate inertial force of the other spacecraft without requiring complicated electrical control of the linear actuator. As a result, the electrical system can be simplified and the price can be reduced.
  • FIG. 3 is an enlarged cross-sectional explanatory diagram of a linear actuator in a screwed state in the docking device shown in FIG. 1.
  • FIG. 2 is an enlarged cross-sectional explanatory diagram of a linear actuator in a screw pushing state in the docking device shown in FIG. 1.
  • It is an expanded sectional explanatory view of the screw pulling state of the linear actuator in the docking device figure by other embodiments of this indication.
  • FIG. 1 illustrates a docking device according to one embodiment of the present disclosure.
  • a docking device 1 mounted on one spacecraft A that flies inertially in outer space includes a base ring 2 disposed at a coupling portion A1 of the spacecraft A and a load sensor (not shown).
  • the base ring 2 and the one side with six degrees of freedom are configured by the one side capture ring 3 that comes into contact with the other spacecraft B that is inertially flying in outer space, and the six links 4 that are expanded and contracted by the linear actuator 10.
  • a parallel link mechanism 5 for connecting the capture ring 3 is provided.
  • the linear actuator 10 includes a cylinder 11, a slide screw 12 positioned on the axis La of the cylinder 11 and having substantially the same length as the cylinder 11, and one end of the cylinder 11 (the left end in the figure).
  • Two motors 13 and 13 which are accommodated in the large-diameter portion 11a located on the side) and are arranged with the slide screw 12 interposed therebetween, and pinions 14 mounted on the output shafts of these motors 13 and 13, 14, a nut 15 that engages with the slide screw 12 in a state in which movement in the axial center La direction is restricted within the large-diameter portion 11 a of the cylinder 11, and is fixed coaxially to the nut 15 and meshes with the pinions 14 and 14.
  • a gear 16 is provided.
  • the end cover 17 located at the other end (the right end in the figure) of the cylinder 11 is provided with a connector 18 with the base ring 2, and a connector 19 with the one-side capture ring 3 is provided at one end of the slide screw 12. Has been placed.
  • the linear actuator 10 transmits the outputs of the two motors 13 and 13 to the nut 15 through the pinions 14 and 14 and the gear 16 meshing with the pinions 14 and 14 to thereby push out the screw shown in FIG. 2B from the screw retracted state shown in FIG.
  • the slide screw 12 is actuated, that is, expanded and contracted within the range up to the state.
  • the docking device 1 has a motor 13 of the linear actuator 10 against a compressive load when the other spacecraft B contacts the one side capture ring 3 and the link 4 of the parallel link mechanism 5 receives a contact load.
  • 13 is provided with a drag generating mechanism that generates a regenerative current to generate a resistance force.
  • the drag generating mechanism includes the above-described sliding screw 12 that rotates in a direction in which the axial force of the link 4 relaxes and reciprocates in the axial direction of the link 4 when the link 4 receives a contact load.
  • a drag generating circuit 22 having a diode 21 electrically connected to the motor 13 is provided.
  • a regenerative current is generated in the motor 13 in the drag generating circuit 22 by rotating the slide screw 12 in a direction in which the link 4 contracts in response to the compressive load received by the link 4 of the parallel link mechanism 5.
  • resistance force is generated on the motor 13 against the tensile load received by the link 4.
  • Reference numeral 20 in FIG. 1 denotes a guide, which is arranged on the one side capture ring 3 so as to be openable and closable with an interval of 120 °.
  • the other spacecraft B is also mounted with the other-side capture ring 3 of the same type as the one-side capture ring 3 of the docking device 1, a so-called asexual type.
  • the other spacecraft B When the other spacecraft B is coupled to one spacecraft A by the docking device 1 according to the above-described embodiment, first, the other spacecraft B that is the docking partner contacts the one-side capture ring 3 and is connected in parallel.
  • the link 4 of the mechanism 5 receives a compressive load
  • the slide screw 12 of the drag generation mechanism rotates in a direction in which the link 4 contracts, and a regenerative current is generated in the motor 13 in the drag generation circuit 22 to generate a resistance force (axial force). Occurs.
  • the electric control of the linear actuator 10 becomes simple logic, and the electric system can be simplified and reduced in price.
  • the drag generation mechanism of the docking device 1 does not require electrical control, corrects misalignment with the other spacecraft B, and reduces the inertial force of the other spacecraft B. Since the damping can be performed, the linear actuators 10 of the six links 4 are connected to the linear actuators 10 of the six links 4 via the lead wires 6a (shown halfway) as shown by broken lines in FIG. If a control unit 6 for electrical control is provided, it can also be used as a backup for this electrical system.
  • the drag generation circuit 22 having the diode 21 electrically connected to the motor 13 is used as the drag generation circuit of the drag generation mechanism, but is not limited thereto.
  • the linear actuator 10 (link 4) receives as shown in FIG.
  • a PWM (Pulse Width Modulation) control circuit 23 that controls the regenerative current generated in the motor 13 by pulse width modulation when the slide screw 12 rotates in a direction in which the axial force relaxes with respect to the contact load. It may be a circuit.
  • the axial force of the link 4 is reduced with respect to the contact load received by the link 4 of the parallel link mechanism 5 when the other spacecraft B that is the docking partner contacts the one side capture ring 3.
  • the regenerative current generated in the motor 13 when the slide screw 12 rotates in the direction to be controlled is controlled by the pulse width modulation of the PWM control circuit 23.
  • the resistance force of the linear actuator 10 that is electrically controlled by the control unit 6 is actively controlled by the PWM control circuit 23 (since current flows only when the power pulse is on), a linear current that previously required a large current is required.
  • the electrical control of the actuator 10 can be performed only with a minute current for the PWM control circuit 23.
  • more precise alignment control and damping force control. Can be performed.
  • control unit 6 indicated by a broken line in FIG. 1 for electrically controlling the linear actuators 10 of the six links 4
  • the control unit 6 is electrically controlled as shown in FIG.
  • a bridge circuit 27 including a motor 13 of the linear actuator 10 and four FETs (Field effect transistors) 25a to 25d is constructed, and the bridge circuit 27 is selectively connected to each gate of the four FETs 25a to 25d.
  • a drag generation circuit 22A and a PWM control circuit 23A used for opening and closing may be included.
  • a relay 26 is connected to the drag generation circuit 22 ⁇ / b> A in addition to the diode 21 that is electrically connected to the motor 13.
  • the drag generation circuit 22A and the PWM control circuit 23A may be both included in the bridge circuit 27 as in this embodiment, or only one of them may be included.
  • control unit 6 controls the motor 13 of the linear actuator 10 by using all four FETs 25a to 25d of the bridge circuit 27 after opening the relay 26 in the drag generation circuit 22A. It has been made.
  • the gates of all the FETs 25a to 25d of the four FETs 25a to 25d are closed, and the relay 26 in the drag generation circuit 22A is closed, so that the other spacecraft is not required without electrical control. Correction of misalignment with B and attenuation of the inertial force of the other spacecraft B can be performed.
  • the gates of the FETs 25a and 25b among the four FETs 25a to 25d are closed and the relay 26 in the drag generation circuit 22A is opened, so that the electric current of the linear actuator 10 that conventionally required a large current is required. Control can be performed only with a minute current for the PWM control circuit 23A.
  • the configuration of the docking device according to the present disclosure is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • a first aspect of the present disclosure is a docking device that is mounted on one spacecraft that is inertially flying in outer space and that is coupled to the other spacecraft that is inertially flying in outer space.
  • a base ring arranged at the joint of one spacecraft, a one-side capture ring that contacts the other spacecraft, and a parallel link mechanism that connects the base ring and the one-side capture ring with six degrees of freedom
  • a linear actuator that expands and contracts the link by incorporating a motor as a drive source, and when the other spacecraft contacts the one side capture ring and the link receives a contact load.
  • the structure is provided with a drag generating mechanism that generates a regenerative force by generating a regenerative current in the motor of the linear actuator at least for a compressive load. That.
  • the drag generation mechanism is rotated by the output of the motor of the linear actuator to reciprocate in the axial direction of the link, and at the time when the link receives a contact load.
  • a slide screw that rotates in a direction in which the axial force of the link relaxes and reciprocates in the axial direction of the link, and the slide screw rotates in a direction in which the link contracts in response to a compressive load received by the link.
  • a regenerative current is generated in the motor to generate a resistance force, and a drag generation circuit that does not generate a resistance force in the motor against a tensile load received by the link is provided.
  • a third aspect of the present disclosure includes a control unit that electrically controls the operation of the motor of the linear actuator, and the drag generation mechanism is an output of the motor of the linear actuator that is electrically controlled by the control unit.
  • a sliding screw that reciprocates in the axial direction of the link while rotating in a direction in which the axial force of the link relaxes when the link receives a contact load.
  • a PWM control circuit for controlling a regenerative current generated in the motor by pulse width modulation when the slide screw rotates in a direction in which the axial force of the link relaxes with respect to a contact load received by the link. It is said.
  • a fourth aspect of the present disclosure includes a control unit that electrically controls the operation of the motor of the linear actuator, and the drag generation mechanism includes the motor of the linear actuator that is electrically controlled by the control unit, and A bridge circuit including four FETs is provided, and the bridge circuit includes the drag generation circuit used for selective opening and closing of the gates of the four FETs.
  • the drag generation mechanism includes a bridge circuit including the motor and four FETs of the linear actuator that is electrically controlled by the control unit, and the bridge circuit includes: The PWM control circuit used to selectively open and close the gates of the four FETs is included.
  • the docking device according to the present disclosure is mounted on one spacecraft that is inertially flying in outer space, and the other spacecraft that is coupled to the one spacecraft captures the docking device according to the present invention.
  • the same type of capture ring as the ring, so-called asexual type, is mounted.
  • the drag generating mechanism is a linear actuator when the other spacecraft that is the docking partner contacts the one side capture ring and the link receives a contact load, at least a compressive load.
  • a regenerative current is generated in the motor and a resistance force (axial force) is generated in the link.
  • the electric control of the linear actuator becomes a simple logic, and the electric system can be simplified and reduced in price.
  • the drag is applied in the direction in which the link contracts against the compressive load received by the link.
  • the sliding screw of the generating mechanism rotates, and a regenerative current is generated in the motor in the drag generating circuit, resulting in resistance.
  • the drag generation mechanism of the docking device does not require electric control of the linear actuator, it can be used as a backup of the conventional electric system (when electric control of the linear actuator cannot be performed). Can also be used as a collision accident prevention measure).
  • the resistance torque generated in the motor is converted to the axial force of the link, it is amplified by the friction of the sliding screw flank in the drag generation mechanism, so it is larger than the resistance force due to the motor output.
  • the resistance force of the linear actuator can be obtained.
  • the axial force of the link is reduced with respect to the contact load received by the link when the other spacecraft that is the docking partner contacts the one side capture ring.
  • the regenerative current generated in the motor when the slide screw rotates in the direction to be controlled is controlled by pulse width modulation of the PWM control circuit.
  • the docking device according to the fourth aspect of the present disclosure requires electric control by closing the gates of all four FETs, as in the docking device according to the second aspect of the present disclosure. Therefore, correction of misalignment with the other spacecraft and attenuation of the inertial force of the other spacecraft can be performed.
  • the electric control of the linear actuator which conventionally required a large current, is PWMed. This can be done with only a small current for the control circuit.
  • the correction of misalignment with the other spacecraft and the attenuation of the inertial force of the other spacecraft without requiring complicated electrical control of the linear actuator. Therefore, the electrical system can be simplified and the price can be reduced.
  • the docking device it is possible to control the motor of the linear actuator by the control unit by using all of the four FETs of the bridge circuit, and the gates of all the FETs of the four FETs are connected. If closed, it is possible to correct misalignment with the other spacecraft and to attenuate the inertial force of the other spacecraft without requiring electrical control of the linear actuator.
  • the docking device it is possible to control the motor of the linear actuator by the control unit by using all of the four FETs of the bridge circuit, and two of the four FETs can be controlled. If the gate is closed, the electric control of the linear actuator, which conventionally required a large current, can be performed only with a minute current for the PWM control circuit.

Abstract

一方の宇宙機Ａに配置されるベースリング２と、他方の宇宙機Ｂと接触する一方側捕獲リング３と、ベースリング２及び一方側捕獲リング３を連結するパラレルリンク機構５を構成する６本のリンク４と、モータ１３を駆動源としてリンク４を伸縮させるリニアアクチュエータ１０を備え、一方側捕獲リング３に他方の宇宙機Ｂが接触してリンク４が圧縮荷重を受けた時点で、リニアアクチュエータ１０のモータ１３に回生電流を発生させて抵抗力を生じさせる抗力発生機構を設けた。複雑な電気制御を必要とすることなく、他方の宇宙機とのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機が有する慣性力の減衰を行うことができ、電気システムの簡略化及び低価格化を実現することができる。

Description

ドッキング装置
　本開示は、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、荷重センサを具備して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おり、このパラレルリンク機構は、モータ駆動の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いる。
　このドッキング装置では、捕獲リングの荷重センサ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、他方の宇宙機とのドッキングに際して、ミスアライメントの補正及び他方の宇宙機が有する慣性力の減衰を行うことができるものの、他方の宇宙機との接触荷重をフィードバックして６本のリンクにおけるリニアアクチュエータをそれぞれ伸縮させる都合上、リニアアクチュエータの電気制御が極めて複雑なロジックとなる。
　したがって、電気システムの規模が大きくなって高価なものとなっているという問題があり、この問題を解決することが従来の課題となっていた。
　本開示は、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と共に、相手側の宇宙機が有する慣性力を減衰することができるのは勿論のこと、電気システムの簡略化及び低価格化を実現することが可能であるドッキング装置を提供することを目的としている。
　本開示は、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一方側捕獲リングと、６自由度をもって前記ベースリング及び前記一方側捕獲リングを連結するパラレルリンク機構を構成する６本のリンクと、モータを駆動源として内蔵して前記リンクを伸縮させるリニアアクチュエータを備え、前記一方側捕獲リングに前記他方の宇宙機が接触して前記リンクが接触荷重を受けた時点において、少なくとも圧縮荷重に対しては前記リニアアクチュエータの前記モータに回生電流を発生させて抵抗力を生じさせる抗力発生機構を設けた構成としている。
　本開示に係るドッキング装置では、リニアアクチュエータの複雑な電気制御を必要とすることなく、他方の宇宙機とのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機が有する慣性力の減衰を行うことができるので、電気システムの簡略化及び低価格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。
本開示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押し出し状態の拡大断面説明図である。 本開示の他の実施形態によるドッキング装置図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である。 本開示のさらに他の実施形態によるドッキング装置における抗力発生機構のブリッジ回路を示す回路説明図である。
　以下、本開示の実施形態を図面に基づいて説明する。
　図１，図２Ａ及び図２Ｂは、本開示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、図示しない荷重センサを具備して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一方側捕獲リング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及び一方側捕獲リング３を連結するパラレルリンク機構５を備えている。
　リニアアクチュエータ１０は、図２Ａ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すべりねじ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内に収容されてすべりねじ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すべりねじ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、すべりねじ１２の一端部には一方側捕獲リング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２Ａに示すねじ引き込み状態から図２Ｂに示すねじ押し出し状態までの範囲で、すべりねじ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。
　また、このドッキング装置１は、一方側捕獲リング３に他方の宇宙機Ｂが接触してパラレルリンク機構５のリンク４が接触荷重を受けた時点において、圧縮荷重に対してリニアアクチュエータ１０のモータ１３，１３に回生電流を発生させて抵抗力を生じさせる抗力発生機構を備えている。
　この実施形態において、抗力発生機構は、リンク４が接触荷重を受けた時点において、このリンク４の軸力が緩和する方向に回転してリンク４の軸方向に往復移動する上記したすべりねじ１２と、モータ１３と電気的に接続するダイオード２１を有する抗力発生回路２２を具備している。
　この抗力発生機構では、パラレルリンク機構５のリンク４が受ける圧縮荷重に対して、このリンク４が縮む方向にすべりねじ１２が回転することで抗力発生回路２２内のモータ１３に回生電流を発生させて抵抗力を生じさせる一方で、リンク４が受ける引張荷重に対して、モータ１３に抵抗力を生じさせないようになっている。
　なお、図１における符号２０はガイドであり、一方側捕獲リング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の一方側捕獲リング３と同じタイプの他方側捕獲リング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、一方側捕獲リング３にドッキング相手である他方の宇宙機Ｂが接触してパラレルリンク機構５のリンク４が圧縮荷重を受けると、リンク４が縮む方向に抗力発生機構のすべりねじ１２が回転し、抗力発生回路２２内のモータ１３に回生電流が発生して抵抗力（軸力）が生じる。
　一方、パラレルリンク機構５のリンク４が受ける引張荷重に対しては、リンク４が伸びる方向に抗力発生機構のすべりねじ１２が回転したとしても、抗力発生回路２２による抵抗力は生じない。
　つまり、リニアアクチュエータ１０が縮む方向の荷重をリンク４が受けた場合には、大きな抵抗力が生じるので、リニアアクチュエータ１０の電気制御を必要とすることなく、他方の宇宙機Ｂとのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機Ｂが有する慣性力の減衰が成されることとなる。
　したがって、リニアアクチュエータ１０の電気制御が簡易なロジックとなり、電気システムの簡略化及び低価格化が図られることとなる。
　このように、この実施形態に係るドッキング装置１の抗力発生機構は、電気制御を必要することなく、他方の宇宙機Ｂとのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機Ｂが有する慣性力の減衰を行い得るので、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、６本のリンク４のリニアアクチュエータ１０を電気制御する制御部６を備えている場合には、この電気システムのバックアップとしても用いることがでる。
　加えて、この実施形態に係るドッキング装置１において、モータ１３に生じた抵抗トルクがリンク４の軸力に変換される際には、抗力発生機構におけるすべりねじ１２のフランクの摩擦によって増幅されるため、モータ１３の出力による抵抗力と比べて、より大きなリニアアクチュエータ１０の抵抗力が得られることとなる。
　この実施形態に係るドッキング装置１では、モータ１３と電気的に接続するダイオード２１を有する抗力発生回路２２を抗力発生機構の抗力発生回路としているが、これに限定されるものではない。
　他の構成として、例えば、６本のリンク４のリニアアクチュエータ１０を電気制御する図１に破線で示す制御部６を有する場合において、図３に示すように、リニアアクチュエータ１０（リンク４）が受ける接触荷重に対してその軸力が緩和する方向にすべりねじ１２が回転することでモータ１３に生じる回生電流をパルス幅変調で制御するＰＷＭ(Pulse Width Modulation)制御回路２３を抗力発生機構の抗力発生回路としてもよい。
　このドッキング装置１では、一方側捕獲リング３にドッキング相手である他方の宇宙機Ｂが接触した時点において、パラレルリンク機構５のリンク４が受ける接触荷重に対して、このリンク４の軸力が緩和する方向にすべりねじ１２が回転することでモータ１３に生じる回生電流をＰＷＭ制御回路２３のパルス幅変調で制御する。
　すなわち、制御部６に電気制御されるリニアアクチュエータ１０の抵抗力をＰＷＭ制御回路２３で能動的に制御するので(電力パルスがオンの時だけ電流を流すので)、従来大電流が必要だったリニアアクチュエータ１０の電気制御をＰＷＭ制御回路２３用の微小電流だけで行い得ることとなり、電気システムの低電力化及びワイヤハーネスの軽量化が図られるのに加えて、より精細なアライメント制御及び減衰力制御を行い得ることとなる。
　さらに、他の構成として、例えば、６本のリンク４のリニアアクチュエータ１０を電気制御する図１に破線で示す制御部６を有する場合において、図４に示すように、制御部６に電気制御されるリニアアクチュエータ１０のモータ１３及び４つのＦＥＴ（Field effect transistor;電界効果トランジスタ）２５ａ～２５ｄを含むブリッジ回路２７を構築し、このブリッジ回路２７に、４つのＦＥＴ２５ａ～２５ｄの各ゲートの選択的な開閉で使用される抗力発生回路２２Ａ及びＰＷＭ制御回路２３Ａを含むようにしてもよい。
　この場合、抗力発生回路２２Ａには、モータ１３と電気的に接続するダイオード２１のほかにリレー２６が接続されている。
　なお、抗力発生回路２２Ａ及びＰＷＭ制御回路２３Ａは、この実施形態のように、ブリッジ回路２７に両方含まれていてもよいし、いずれか一方のみ含まれていてもよい。
　この実施形態では、４つのＦＥＴ２５ａ～２５ｄのすべてのＦＥＴ２５ａ～２５ｄのゲートを閉じると共に、抗力発生回路２２Ａ内のリレー２６を閉じた場合に、パラレルリンク機構５のリンク４が受ける圧縮荷重に対して、このリンク４が縮む方向にすべりねじ１２が回転することで抗力発生回路２２Ａ内のモータ１３に発生する回生電流をダイオード２１の順方向にのみ流して抵抗力を生じさせ、リンク４が受ける引張荷重に対しては、モータ１３に抵抗力を生じさせないようになっている。
　また、この実施形態では、４つのＦＥＴ２５ａ～２５ｄのうちのＦＥＴ２５ａ，２５ｂのゲートを閉じると共に、抗力発生回路２２Ａ内のリレー２６を開いた場合に、リンク４が受ける接触荷重に対して、その軸力が緩和する方向にすべりねじ１２が回転することでモータ１３に生じる回生電流を４つのＦＥＴ２５ａ～２５ｄのうちのＦＥＴ２５ｃ，２５ｄ（ＰＷＭ制御回路２３Ａ）でＰＷＭ制御する ようになっている。
　そして、この実施形態では、抗力発生回路２２Ａ内のリレー２６を開いたうえで、ブリッジ回路２７の４つのＦＥＴ２５ａ～２５ｄのすべてを用いることで、制御部６によるリニアアクチュエータ１０のモータ１３の制御がなされるようになっている。
　つまり、この実施形態においても、４つのＦＥＴ２５ａ～２５ｄのすべてのＦＥＴ２５ａ～２５ｄのゲートを閉じると共に、抗力発生回路２２Ａ内のリレー２６を閉じることで、電気制御を必要することなく、他方の宇宙機Ｂとのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機Ｂが有する慣性力の減衰を行い得ることとなる。
　加えて、この実施形態でも、４つのＦＥＴ２５ａ～２５ｄのうちのＦＥＴ２５ａ，２５ｂのゲートを閉じると共に、抗力発生回路２２Ａ内のリレー２６を開くことで、従来大電流が必要だったリニアアクチュエータ１０の電気制御をＰＷＭ制御回路２３Ａ用の微小電流だけで行い得ることとなる。
　本開示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い。
　本開示の第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一方側捕獲リングと、６自由度をもって前記ベースリング及び前記一方側捕獲リングを連結するパラレルリンク機構を構成する６本のリンクと、モータを駆動源として内蔵して前記リンクを伸縮させるリニアアクチュエータを備え、前記一方側捕獲リングに前記他方の宇宙機が接触して前記リンクが接触荷重を受けた時点において、少なくとも圧縮荷重に対しては前記リニアアクチュエータの前記モータに回生電流を発生させて抵抗力を生じさせる抗力発生機構を設けた構成としている。
　また、本開示の第２の態様において、前記抗力発生機構は、前記リニアアクチュエータの前記モータの出力により回転して前記リンクの軸方向に往復移動すると共に、前記リンクが接触荷重を受けた時点において該リンクの軸力が緩和する方向に回転して前記リンクの軸方向に往復移動するすべりねじと、前記リンクが受ける圧縮荷重に対して該リンクが縮む方向に前記すべりねじが回転することで前記モータに回生電流を発生させて抵抗力を生じさせ、前記リンクが受ける引張荷重に対して前記モータに抵抗力を生じさせない抗力発生回路を具備している構成としている。
　さらに、本開示の第３の態様は、前記リニアアクチュエータの前記モータの動作を電気制御する制御部を備え、前記抗力発生機構は、前記制御部に電気制御される前記リニアアクチュエータの前記モータの出力により回転して前記リンクの軸方向に往復移動すると共に、前記リンクが接触荷重を受けた時点において該リンクの軸力が緩和する方向に回転して前記リンクの軸方向に往復移動するすべりねじと、前記リンクが受ける接触荷重に対して該リンクの軸力が緩和する方向に前記すべりねじが回転することで前記モータに生じる回生電流をパルス幅変調で制御するＰＷＭ制御回路を具備している構成としている。
　さらにまた、本開示の第４の態様は、前記リニアアクチュエータの前記モータの動作を電気制御する制御部を備え、前記抗力発生機構は、前記制御部に電気制御される前記リニアアクチュエータの前記モータ及び４つのＦＥＴを含むブリッジ回路を具備し、前記ブリッジ回路には、前記４つのＦＥＴの各ゲートの選択的な開閉で使用される前記抗力発生回路が含まれている構成としている。
　さらにまた、本開示の第５の態様において、前記抗力発生機構は、前記制御部に電気制御される前記リニアアクチュエータの前記モータ及び４つのＦＥＴを含むブリッジ回路を具備し、前記ブリッジ回路には、前記４つのＦＥＴの各ゲートの選択的な開閉で使用される前記ＰＷＭ制御回路が含まれている構成としている。
　本開示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。
　本開示の第１の態様に係るドッキング装置では、一方側捕獲リングにドッキング相手である他方の宇宙機が接触してリンクが接触荷重、少なくとも圧縮荷重を受けた時点において、抗力発生機構がリニアアクチュエータのモータに回生電流を発生させてリンクに抵抗力（軸力）を生じさせる。
　つまり、リニアアクチュエータが縮む方向の荷重をリンクが受けた場合には、大きな抵抗力が生じるので、リニアアクチュエータの複雑な電気制御を必要とすることなく、他方の宇宙機とのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機が有する慣性力の減衰が成されることとなる。
　したがって、リニアアクチュエータの電気制御が簡易なロジックとなり、電気システムの簡略化及び低価格化が図られることとなる。
　また、本開示の第２の態様に係るドッキング装置では、一方側捕獲リングにドッキング相手である他方の宇宙機が接触した時点において、リンクが受ける圧縮荷重に対しては、リンクが縮む方向に抗力発生機構のすべりねじが回転し、抗力発生回路内のモータに回生電流が発生して抵抗力が生じる。
　一方、リンクが受ける引張荷重に対しては、リンクが伸びる方向に抗力発生機構のすべりねじが回転したとしても、抗力発生回路による抵抗力は生じない。つまり、リニアアクチュエータの電気制御を必要とすることなく、他方の宇宙機とのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機が有する慣性力の減衰が成されることとなる。
　このように、本開示の第２の態様に係るドッキング装置の抗力発生機構は、リニアアクチュエータの電気制御を必要としないので、従来の電気システムのバックアップとしても（リニアアクチュエータの電気制御を行えない場合の衝突事故防止策としても）用いることができる。
　加えて、モータに生じた抵抗トルクがリンクの軸力に変換される際には、抗力発生機構におけるすべりねじのフランクの摩擦によって増幅されるため、モータの出力による抵抗力と比べて、より大きなリニアアクチュエータの抵抗力が得られることとなる。
　さらに、本開示の第３の態様に係るドッキング装置では、一方側捕獲リングにドッキング相手である他方の宇宙機が接触した時点において、リンクが受ける接触荷重に対して、このリンクの軸力が緩和する方向にすべりねじが回転することでモータに生じる回生電流をＰＷＭ制御回路のパルス幅変調で制御する。
　すなわち、制御部に電気制御されるリニアアクチュエータの抵抗力をＰＷＭ制御回路で能動的に制御するので、従来大電流が必要だったリニアアクチュエータの電気制御をＰＷＭ制御回路用の微小な電流だけで行い得ることとなり、電気システムの低電力化及びワイヤハーネスの軽量化が図られるのに加えて、より精細なアライメント制御及び減衰力制御を行い得ることとなる。
　さらにまた、本開示の第４の態様に係るドッキング装置では、４つのＦＥＴのすべてのＦＥＴのゲートを閉じることで、本開示の第２の態様に係るドッキング装置と同様に、電気制御を必要することなく、他方の宇宙機とのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機が有する慣性力の減衰を行い得ることとなる。
　さらにまた、本開示の第５の態様に係るドッキング装置では、４つのＦＥＴのうちの２つのＦＥＴの各ゲートを選択的に閉じることで、従来大電流が必要だったリニアアクチュエータの電気制御をＰＷＭ制御回路用の微小電流だけで行い得ることとなる。
　本開示の第１の態様に係るドッキング装置では、リニアアクチュエータの複雑な電気制御を必要とすることなく、他方の宇宙機とのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機が有する慣性力の減衰を行うことができるので、電気システムの簡略化及び低価格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。
　本開示の第２の態様に係るドッキング装置では、リニアアクチュエータの電気制御を必要とすることなく、他方の宇宙機とのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機が有する慣性力の減衰を行うことができるので、より低価格化を実現することが可能であるうえ、従来の電気システムのバックアップとしても用いることができる。
　本開示の第３の態様に係るドッキング装置では、リニアアクチュエータの電気制御をＰＷＭ制御回路用の微小な電流だけで行い得るので、電気システムの低電力化及びワイヤハーネスの軽量化を実現しつつ、より精細なアライメント制御及び減衰力制御を行う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。
　本開示の第４の態様に係るドッキング装置では、ブリッジ回路の４つのＦＥＴのすべてを用いることで、制御部によるリニアアクチュエータのモータの制御が可能であり、４つのＦＥＴのすべてのＦＥＴのゲートを閉じれば、リニアアクチュエータの電気制御を必要とすることなく、他方の宇宙機とのミスアライメントの補正、及び、他方の宇宙機が有する慣性力の減衰を行うことができる。
　本開示の第５の態様に係るドッキング装置では、ブリッジ回路の４つのＦＥＴのすべてを用いることで、制御部によるリニアアクチュエータのモータの制御が可能であり、４つのＦＥＴのうちの２つのＦＥＴのゲートを閉じれば、従来大電流が必要だったリニアアクチュエータの電気制御をＰＷＭ制御回路用の微小電流だけで行ことができる。
１　　ドッキング装置
２　　ベースリング
３　　一方側捕獲リング
４　　リンク
５　　パラレルリンク機構
６　　制御部
１０　リニアアクチュエータ
１２　すべりねじ（抗力発生機構）
１３　モータ
２２，２２Ａ　抗力発生回路（抗力発生機構）
２３，２３Ａ　ＰＷＭ制御回路（抗力発生機構）
２５ａ～２５ｄ　ＦＥＴ
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 (5)

  1. 　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一方側捕獲リングと、
    　６自由度をもって前記ベースリング及び前記一方側捕獲リングを連結するパラレルリンク機構を構成する６本のリンクと、
    　モータを駆動源として内蔵して前記リンクを伸縮させるリニアアクチュエータを備え、
    　前記一方側捕獲リングに前記他方の宇宙機が接触して前記リンクが接触荷重を受けた時点において、少なくとも圧縮荷重に対しては前記リニアアクチュエータの前記モータに回生電流を発生させて抵抗力を生じさせる抗力発生機構を設けたドッキング装置。
  2. 　前記抗力発生機構は、前記リニアアクチュエータの前記モータの出力により回転して前記リンクの軸方向に往復移動すると共に、前記リンクが接触荷重を受けた時点において該リンクの軸力が緩和する方向に回転して前記リンクの軸方向に往復移動するすべりねじと、前記リンクが受ける圧縮荷重に対して該リンクが縮む方向に前記すべりねじが回転することで前記モータに回生電流を発生させて抵抗力を生じさせ、前記リンクが受ける引張荷重に対して前記モータに抵抗力を生じさせない抗力発生回路を具備している請求項１に記載のドッキング装置。
  3. 　前記リニアアクチュエータの前記モータの動作を電気制御する制御部を備え、前記抗力発生機構は、前記制御部に電気制御される前記リニアアクチュエータの前記モータの出力により回転して前記リンクの軸方向に往復移動すると共に、前記リンクが接触荷重を受けた時点において該リンクの軸力が緩和する方向に回転して前記リンクの軸方向に往復移動するすべりねじと、前記リンクが受ける接触荷重に対して該リンクの軸力が緩和する方向に前記すべりねじが回転することで前記モータに生じる回生電流をパルス幅変調で制御するＰＷＭ制御回路を具備している請求項１に記載のドッキング装置。
  4. 　前記リニアアクチュエータの前記モータの動作を電気制御する制御部を備え、前記抗力発生機構は、前記制御部に電気制御される前記リニアアクチュエータの前記モータ及び４つのＦＥＴを含むブリッジ回路を具備し、前記ブリッジ回路には、前記４つのＦＥＴの各ゲートの選択的な開閉で使用される前記抗力発生回路が含まれている請求項２に記載のドッキング装置。
  5. 　前記抗力発生機構は、前記制御部に電気制御される前記リニアアクチュエータの前記モータ及び４つのＦＥＴを含むブリッジ回路を具備し、前記ブリッジ回路には、前記４つのＦＥＴの各ゲートの選択的な開閉で使用される前記ＰＷＭ制御回路が含まれている請求項３に記載のドッキング装置。
PCT/JP2018/006765 2017-03-31 2018-02-23 ドッキング装置 WO2018180086A1 (ja)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/482,627 US11845575B2 (en) 2017-03-31 2018-02-23 Docking device
EP18775284.5A EP3604144B1 (en) 2017-03-31 2018-02-23 Docking device
JP2019508802A JP7104478B2 (ja) 2017-03-31 2018-02-23 ドッキング装置

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2017-071259 2017-03-31
JP2017071259 2017-03-31

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2018180086A1 true WO2018180086A1 (ja) 2018-10-04

Family

ID=63677581

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2018/006765 WO2018180086A1 (ja) 2017-03-31 2018-02-23 ドッキング装置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11845575B2 (ja)
EP (1) EP3604144B1 (ja)
JP (1) JP7104478B2 (ja)
WO (1) WO2018180086A1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020182692A3 (en) * 2019-03-08 2021-01-07 Space Applications Services Nv/Sa Device and method for androgynous coupling as well as use
WO2022138053A1 (ja) * 2020-12-21 2022-06-30 株式会社Ｉｈｉエアロスペース ドッキング装置におけるリニアアクチュエータの電力制御装置

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11560243B2 (en) * 2019-02-22 2023-01-24 Blue Origin, Llc Spacecraft multifunction connecting mechanisms including interchangeable port opening docking mechanisms, and associated systems and methods
US11565628B2 (en) 2019-03-29 2023-01-31 Blue Origin, Llc Spacecraft with increased cargo capacities, and associated systems and methods
CN111599243B (zh) * 2020-06-01 2021-05-04 北京航宇振控科技有限责任公司 一种航天器空间对接地面操控实验系统及方法
CN112124639B (zh) * 2020-09-15 2022-01-07 哈尔滨工业大学 一种丝杠螺母夹紧式对接机构及其工作方法
DE102021124587B3 (de) * 2021-09-22 2023-01-12 Leo Schuhmacher Ausgleichsmechanismus und damit ausgerüstetes Träger-Flugobjekt

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05330500A (ja) * 1992-06-03 1993-12-14 Toshiba Corp 宇宙航行体の分離結合装置
US5364046A (en) * 1992-02-24 1994-11-15 Environmental Research Institute Of Michigan Automatic compliant capture and docking mechanism for spacecraft
JPH08251947A (ja) * 1995-03-15 1996-09-27 Hitachi Ltd 電力変換装置の回生制御装置
JP2001260997A (ja) * 2000-03-22 2001-09-26 Toshiba Corp 捕捉機構
US6354540B1 (en) 1998-09-29 2002-03-12 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Androgynous, reconfigurable closed loop feedback controlled low impact docking system with load sensing electromagnetic capture ring
JP2004350388A (ja) * 2003-05-21 2004-12-09 Honda Motor Co Ltd モータ制御装置
JP2016222191A (ja) * 2015-06-03 2016-12-28 Ｎｅｃスペーステクノロジー株式会社 オードナンス制御システム
JP2017508671A (ja) * 2014-03-21 2017-03-30 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 宇宙船ドッキングシステム

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102923318B (zh) * 2012-11-26 2015-05-27 上海宇航系统工程研究所 异体同构、刚度阻尼闭环反馈控制的对接系统及其方法
DE102014104695A1 (de) * 2014-04-02 2015-10-08 Rheinisch-Westfälische Technische Hochschule (Rwth) Aachen Androgyne Kopplungseinrichtung zur Verbindung von Modulen sowie entsprechende Module
JP5778349B1 (ja) * 2014-04-15 2015-09-16 国際ディスプレイ工業株式会社 ブラシレスｄｃモータの駆動回路
CN106240849B (zh) 2016-07-22 2020-05-12 上海宇航系统工程研究所 航天器对接系统及方法
US11104459B2 (en) * 2017-04-13 2021-08-31 Northrop Grumman Systems Corporation Systems for capturing a client vehicle
WO2019018821A1 (en) * 2017-07-21 2019-01-24 Northrop Grumman Innovation Systems, Inc. MAINTENANCE DEVICES FOR SPACE MACHINES AND ASSOCIATED ASSEMBLIES, SYSTEMS AND METHODS

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5364046A (en) * 1992-02-24 1994-11-15 Environmental Research Institute Of Michigan Automatic compliant capture and docking mechanism for spacecraft
JPH05330500A (ja) * 1992-06-03 1993-12-14 Toshiba Corp 宇宙航行体の分離結合装置
JPH08251947A (ja) * 1995-03-15 1996-09-27 Hitachi Ltd 電力変換装置の回生制御装置
US6354540B1 (en) 1998-09-29 2002-03-12 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Androgynous, reconfigurable closed loop feedback controlled low impact docking system with load sensing electromagnetic capture ring
JP2001260997A (ja) * 2000-03-22 2001-09-26 Toshiba Corp 捕捉機構
JP2004350388A (ja) * 2003-05-21 2004-12-09 Honda Motor Co Ltd モータ制御装置
JP2017508671A (ja) * 2014-03-21 2017-03-30 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 宇宙船ドッキングシステム
JP2016222191A (ja) * 2015-06-03 2016-12-28 Ｎｅｃスペーステクノロジー株式会社 オードナンス制御システム

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3604144A4

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020182692A3 (en) * 2019-03-08 2021-01-07 Space Applications Services Nv/Sa Device and method for androgynous coupling as well as use
WO2022138053A1 (ja) * 2020-12-21 2022-06-30 株式会社Ｉｈｉエアロスペース ドッキング装置におけるリニアアクチュエータの電力制御装置

Also Published As

Publication number Publication date
EP3604144B1 (en) 2021-07-28
EP3604144A1 (en) 2020-02-05
JP7104478B2 (ja) 2022-07-21
US11845575B2 (en) 2023-12-19
EP3604144A4 (en) 2021-01-13
JPWO2018180086A1 (ja) 2020-02-06
US20200024011A1 (en) 2020-01-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2018180086A1 (ja) ドッキング装置
JP4939603B2 (ja) 産業用ロボットのケーブル調節装置
US10399669B2 (en) Aircraft flight control surface actuator
Kong et al. A compact rotary series elastic actuator for knee joint assistive system
ATE545977T1 (de) Fehlertoleranter elektromechanischer aktuator mit drehmomentsensor- und steuerungssystem
WO2015173973A1 (ja) ドア開閉装置
MX2013000601A (es) Dispositivo impulsado por motor para accionar un panel movible de un automovil.
JP2018008683A (ja) 自転車の電動ディレイラ
JP2017158970A5 (ja)
CA3069343A1 (en) Aircraft steering system including electromechanical actuator
JPWO2011055750A1 (ja) 回転アクチュエータ
JP6609168B2 (ja) バルブアクチュエータ
CN110315519B (zh) 连杆机构
US20160076621A1 (en) Synchronized dual drive gear assemblies and methods
Schütz et al. RRLAB SEA—A highly integrated compliant actuator with minimised reflected inertia
JP2006247804A (ja) ロボットアーム
EP2415149B1 (fr) Circuit d'alimentation d'un moteur et organe de commande de vol equipé d'un tel circuit
JP2011121163A (ja) ロボット
EP1262687B1 (en) Electromotive actuator and method for controlling the same
JP2008008470A (ja) 電動アクチュエータ
CN110741131A (zh) 门移动设备、带有门和门移动设备的门系统以及用于门移动的方法
CN211969570U (zh) 车辆转向系统和车辆
KR20140109688A (ko) 로봇 핸드의 다중 링크 핑거 모듈
US11603185B2 (en) Synchronization system for distributed electromechanical actuation system
DE202007011641U1 (de) Ansteuerbare Antriebsvorrichtung

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: 18775284

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2019508802

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: 2018775284

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2018775284

Country of ref document: EP

Effective date: 20191031