JPH0459500A - 宇宙機用構造体のドッキング用制動装置 - Google Patents
宇宙機用構造体のドッキング用制動装置Info
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- JPH0459500A JPH0459500A JP2172473A JP17247390A JPH0459500A JP H0459500 A JPH0459500 A JP H0459500A JP 2172473 A JP2172473 A JP 2172473A JP 17247390 A JP17247390 A JP 17247390A JP H0459500 A JPH0459500 A JP H0459500A
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- RTZKZFJDLAIYFH-UHFFFAOYSA-N Diethyl ether Chemical compound CCOCC RTZKZFJDLAIYFH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
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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
- B64G1/6462—Docking or rendezvous systems characterised by the means for engaging other vehicles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
- Braking Arrangements (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
（産業上の利用分野）
この発明は、例えば、地球周回軌道上の宇宙機用構造体
に、他の宇宙機用構造体をドツキングさせる際に利用す
る宇宙機用構造体のドツキング用制動装置に関するもの
である。 （従来の技術〕 従来、この種の宇宙機用構造体のドツキング用制動装置
の基本的構成としては、第５図に示すように、一方の宇
宙機用構造体Ａと、他方の宇宙機用構造体Ｂが接触する
インターフェイスプレートＣとの間に、ドツキング時の
衝撃を吸収するばねＤおよびダッシュボットＥを介装し
たものがあった。 ところが、実際には、他方の宇宙機用構造体Ｂの質量や
速度がドツキング毎に変わることが考えられるため、一
定の緩衝機能を有するばねＤおよびダッシュボッ）Ｅだ
けでは最適の制御ができない。 そこで、流体圧アクチュエータや電動モータなどを用い
た可変機構を設けて、ばねＤやダッシュボッ）Ｅの緩衝
機能を変化させるように制御するものが提案されていた
。ＮＡＳＡ ＣＰ−２５０６”２２ｎｄ Ａｅｒｏ
ｓｐａｃｅＭｅｃｈａｎｉｓｍｓ Ｓｙｍｐｏｓｉｕ
ｍＭａｙ ４−６． １９８８（７）第３２５頁〜第
３４０頁。 （発明が解決しようとする課題） しかしながら、上記従来の宇宙機用構造体のドツキング
用制動装置は、構造が複雑であって、流体圧アクチュエ
ータを用いる場合にはシーリングに要する構成によって
構造が一段と複雑化し、電動モータを用いる場合には消
費電力が増大するという不具合があり、これらの不具合
を解決することが課題になっていた。 （発明の目的） この発明は、上記したような課題に着目して成されたも
ので、構造の簡略化や消費電力の節約などを実現するこ
とができる宇宙機用構造体のドツキング用制動装置を提
供することを目的としている。
に、他の宇宙機用構造体をドツキングさせる際に利用す
る宇宙機用構造体のドツキング用制動装置に関するもの
である。 （従来の技術〕 従来、この種の宇宙機用構造体のドツキング用制動装置
の基本的構成としては、第５図に示すように、一方の宇
宙機用構造体Ａと、他方の宇宙機用構造体Ｂが接触する
インターフェイスプレートＣとの間に、ドツキング時の
衝撃を吸収するばねＤおよびダッシュボットＥを介装し
たものがあった。 ところが、実際には、他方の宇宙機用構造体Ｂの質量や
速度がドツキング毎に変わることが考えられるため、一
定の緩衝機能を有するばねＤおよびダッシュボッ）Ｅだ
けでは最適の制御ができない。 そこで、流体圧アクチュエータや電動モータなどを用い
た可変機構を設けて、ばねＤやダッシュボッ）Ｅの緩衝
機能を変化させるように制御するものが提案されていた
。ＮＡＳＡ ＣＰ−２５０６”２２ｎｄ Ａｅｒｏ
ｓｐａｃｅＭｅｃｈａｎｉｓｍｓ Ｓｙｍｐｏｓｉｕ
ｍＭａｙ ４−６． １９８８（７）第３２５頁〜第
３４０頁。 （発明が解決しようとする課題） しかしながら、上記従来の宇宙機用構造体のドツキング
用制動装置は、構造が複雑であって、流体圧アクチュエ
ータを用いる場合にはシーリングに要する構成によって
構造が一段と複雑化し、電動モータを用いる場合には消
費電力が増大するという不具合があり、これらの不具合
を解決することが課題になっていた。 （発明の目的） この発明は、上記したような課題に着目して成されたも
ので、構造の簡略化や消費電力の節約などを実現するこ
とができる宇宙機用構造体のドツキング用制動装置を提
供することを目的としている。
（課題を解決するための手段）
この考案に係わる宇宙機用構造体のドツキング用制動装
置は、一方の宇宙機用構造体に、圧電アクチュエータに
より軸方向の剛性が変化する制動部材と、他方の宇宙機
用構造体の接近により制動部材の軸方向に作用する力に
応じて前記制動部材への通電を断続させる制御手段を備
えた構成とし、上記構成をもって課題を解決するための
手段としている。 （発明の作用） この発明に係わる宇宙機用構造体のドツキング用制動装
置は、一方の宇宙機用構造体に対して他方の宇宙機用構
造体が近づいていく過程において、この接近により制動
部材の軸方向に作用する力に応じて、制御手段で通電の
断続を行うことにより、圧電アクチュエータを断続作動
させて前記制動部材の剛性を変化させる。つまり、軸方
向に作用する力が所定の許容値以上である場合には、制
動部材の剛性を一旦低下させることにより、方の宇宙機
用構造体に過大な力が加わらないようにし、こののち剛
性を復帰させ、さらにその後の力の変化に従って剛性の
低下、剛性の復帰を繰返し行うことにより、他方の宇宙
機用構造体に制動をかけることとなる。 （実施例） 以下、この発明の一実施例を第１図〜第３図に基いて説
明する。 すなわち、宇宙機用構造体のドツキング用制動装置は、
第１図に示すように、例えば地球周回軌道上の一方の宇
宙機用構造体（宇宙ステーションなど）Ａに、圧電アク
チュエータにより軸方向の剛性が変化する制動部材１と
、他方の宇宙機用構造体（宇宙航行体など）Ｂの接近に
より制動部材１の軸方向に作用する力に応じて前記制動
部材１への通電を断続させる制御手段２とを備えている
。 この実施例における制動部材１は、第２図および第３図
に示すように、有底円筒形状の外筒１１と、この外筒１
１内に同軸状態で嵌入した内筒１２とを備えている。 前記外筒１１は、開口端面から軸方向に伸びるスリット
１３を１８０度異なる三箇所に有すると共に、各スリッ
ト１３の両側にホルダ一部１４゜１４をそれぞれ有して
おり、前記ホルダ一部１４．１４に、スリット１３を跨
ぐようにして設けた圧電アクチュエータ１５の両端がね
じ止めしである。この圧電アクチュエータ１５は、例え
ば積層形圧電セラミックスから成るものであって、電動
モータ類に比べて消費電力が少ないものであり、電圧が
印荷されると図の上下方向に伸びる。 これにより、前記外筒１１は、各圧電アクチュエータ１
５．１５に通電をすると、スリー２ト１３．１３を拡げ
るようにして内径が図の上下方向に拡大されることとな
り、この際、内側に嵌合させた内筒１２の接触面１２ａ
との間に１０ｇｍ程度の隙間を形成する。 上記構成を備えた制動部材１は、一方の宇宙機用構造体
Ａ側に内筒１２（または外筒１１）を連結し、他方の宇
宙機用構造体Ｂが接触するインターフェイスプレートＣ
側に外筒１１ （または内筒１２）を連結させている。 他方、この実施例における制御手段２は、制動部材１の
軸方向に作用する力を加速度として捉えるものであって
、インターフェイスプレートＣに取付けた加速度センサ
ー１６、加速度の検出回路１７、加速度と所定の許容値
とを比較した結果によって作動するリレー１８、および
制動部材１への通電を行う駆動回１７δ１９で植接、し
２てｉ５る。 上記構成１を備えた宇宙杭用構造体のドツキング用制シ
ｊ装詮ε３１、−・方の宇宙機用構造体Ａに他力の宇宙
機用構造体Ｂが近づいていく過程において、インターフ
ェイスブｌ／−） Ｃに他方の宇宙機用構造体Ｂが接触
したどころで、加速１１センザ・１６および検出回路１
７によってインクーフェイスブｖ−）Ｃに生じた加速度
Ｘを検出し、（二の加速度父が許容値以上である場合に
は、すｒ／−１８が作シロ、で、駆動回路１９から制動
部材１の圧電７クヂユエータ１５に通電を行う。これに
より、制動部材１は、外筒ｉｉの内径が拡大されて内筒
１２が軸方向に摺動可能となり、全体として剛性が低下
した状態になって、一方の宇宙機用構造体Ａに過大な力
が加わるのを防止する。 また、当該宇宙機用構造体のドツキング用制動装置は、
一定時間の通電後、これを遮断することによって制動部
材下の剛性を復帰させ、５らにその後の加速度を検出し
てフィードバックさせるようにｊ、２、加速度の変化に
従って剛性の低下、剛性の復帰を繰返し行う、これによ
り、制動部材１の動作としては、外筒１１と内筒１２が
カーい１こ庁擦を受けながら滑る状態となり、他方の宇
宙機用構造体Ｂに制動をかけることとなる。 このように、当該宇宙機用構造体のＦ’−／キング用制
動装置は、構造が非常にシンノルであり、Ｌ２かも、力
ｌ速度（力）の大きざに応じた制御で制動をかけること
から、他方の宇宙機用構造体Ｂの質量や速度が異なる場
合にも充分対処し得るものであり、このほか、トッキ゛
、／グ後における振動の制御を行うことも可能である。 なお、制動部材の５′「細な構造は、ζ−の実施例に駆
足されることなく、適宜変更することがあることはいう
までもない。 第４図はこの発明の他の実施例を説明する図である。 この実施例における制御手段２２ｔ」、−力の宇宙機用
構造体Ａと制動部材１の間に介装されたロードセル２０
、荷重の検出回路２１、リレー１８、および駆動回路１
？で構成されてＡ′３す、１コードセル２ｏおよび検出
回路２１（ζよって検出された荷重が許容値以上である
場合に、すｂ−１８が作動して駆動回路１９から制動部
材１に通電を行うようになっている。このような制御手
段２２を備えた宇宙機用構造体のドツキング用Ｖｌ動装
置においても、先 実施例と同様 効果を得ることがで
さる。 【発明の効果］ 以−Ｆ−説明１．できたように、この発明の宇宙機用構
造体のドツキング用制動装置は、−・方の宇宙鐘用４ｉ
Ｉ造体に、圧電アクチ、１エータ１．二より軸方向の剛
性が変化する制動部材と、他方の宇宙機用構造体の接近
により制動部材の１１方向に作用する力（、−応じて前
記制動部材へ、の通電を断続させる制御手段を―えた構
成であるから、ばね、ダッシュボンド、および緩衝機１
ｆｆｉを変化させる機結を薊えた従来の装とと比較する
と、構造を著１２．〈節部化することができ、しかも、
ドツキングする宇宙機用構造体の真筆や速度の変化に対
して＠適の制御を行うことが可能であって信頼性が高く
、さらに、圧電アクチュエータの使用により、電動モー
タ類の使用に比べて消費電力を大幅に節約するこ−とが
できるという優れた効果をイ１する。
置は、一方の宇宙機用構造体に、圧電アクチュエータに
より軸方向の剛性が変化する制動部材と、他方の宇宙機
用構造体の接近により制動部材の軸方向に作用する力に
応じて前記制動部材への通電を断続させる制御手段を備
えた構成とし、上記構成をもって課題を解決するための
手段としている。 （発明の作用） この発明に係わる宇宙機用構造体のドツキング用制動装
置は、一方の宇宙機用構造体に対して他方の宇宙機用構
造体が近づいていく過程において、この接近により制動
部材の軸方向に作用する力に応じて、制御手段で通電の
断続を行うことにより、圧電アクチュエータを断続作動
させて前記制動部材の剛性を変化させる。つまり、軸方
向に作用する力が所定の許容値以上である場合には、制
動部材の剛性を一旦低下させることにより、方の宇宙機
用構造体に過大な力が加わらないようにし、こののち剛
性を復帰させ、さらにその後の力の変化に従って剛性の
低下、剛性の復帰を繰返し行うことにより、他方の宇宙
機用構造体に制動をかけることとなる。 （実施例） 以下、この発明の一実施例を第１図〜第３図に基いて説
明する。 すなわち、宇宙機用構造体のドツキング用制動装置は、
第１図に示すように、例えば地球周回軌道上の一方の宇
宙機用構造体（宇宙ステーションなど）Ａに、圧電アク
チュエータにより軸方向の剛性が変化する制動部材１と
、他方の宇宙機用構造体（宇宙航行体など）Ｂの接近に
より制動部材１の軸方向に作用する力に応じて前記制動
部材１への通電を断続させる制御手段２とを備えている
。 この実施例における制動部材１は、第２図および第３図
に示すように、有底円筒形状の外筒１１と、この外筒１
１内に同軸状態で嵌入した内筒１２とを備えている。 前記外筒１１は、開口端面から軸方向に伸びるスリット
１３を１８０度異なる三箇所に有すると共に、各スリッ
ト１３の両側にホルダ一部１４゜１４をそれぞれ有して
おり、前記ホルダ一部１４．１４に、スリット１３を跨
ぐようにして設けた圧電アクチュエータ１５の両端がね
じ止めしである。この圧電アクチュエータ１５は、例え
ば積層形圧電セラミックスから成るものであって、電動
モータ類に比べて消費電力が少ないものであり、電圧が
印荷されると図の上下方向に伸びる。 これにより、前記外筒１１は、各圧電アクチュエータ１
５．１５に通電をすると、スリー２ト１３．１３を拡げ
るようにして内径が図の上下方向に拡大されることとな
り、この際、内側に嵌合させた内筒１２の接触面１２ａ
との間に１０ｇｍ程度の隙間を形成する。 上記構成を備えた制動部材１は、一方の宇宙機用構造体
Ａ側に内筒１２（または外筒１１）を連結し、他方の宇
宙機用構造体Ｂが接触するインターフェイスプレートＣ
側に外筒１１ （または内筒１２）を連結させている。 他方、この実施例における制御手段２は、制動部材１の
軸方向に作用する力を加速度として捉えるものであって
、インターフェイスプレートＣに取付けた加速度センサ
ー１６、加速度の検出回路１７、加速度と所定の許容値
とを比較した結果によって作動するリレー１８、および
制動部材１への通電を行う駆動回１７δ１９で植接、し
２てｉ５る。 上記構成１を備えた宇宙杭用構造体のドツキング用制シ
ｊ装詮ε３１、−・方の宇宙機用構造体Ａに他力の宇宙
機用構造体Ｂが近づいていく過程において、インターフ
ェイスブｌ／−） Ｃに他方の宇宙機用構造体Ｂが接触
したどころで、加速１１センザ・１６および検出回路１
７によってインクーフェイスブｖ−）Ｃに生じた加速度
Ｘを検出し、（二の加速度父が許容値以上である場合に
は、すｒ／−１８が作シロ、で、駆動回路１９から制動
部材１の圧電７クヂユエータ１５に通電を行う。これに
より、制動部材１は、外筒ｉｉの内径が拡大されて内筒
１２が軸方向に摺動可能となり、全体として剛性が低下
した状態になって、一方の宇宙機用構造体Ａに過大な力
が加わるのを防止する。 また、当該宇宙機用構造体のドツキング用制動装置は、
一定時間の通電後、これを遮断することによって制動部
材下の剛性を復帰させ、５らにその後の加速度を検出し
てフィードバックさせるようにｊ、２、加速度の変化に
従って剛性の低下、剛性の復帰を繰返し行う、これによ
り、制動部材１の動作としては、外筒１１と内筒１２が
カーい１こ庁擦を受けながら滑る状態となり、他方の宇
宙機用構造体Ｂに制動をかけることとなる。 このように、当該宇宙機用構造体のＦ’−／キング用制
動装置は、構造が非常にシンノルであり、Ｌ２かも、力
ｌ速度（力）の大きざに応じた制御で制動をかけること
から、他方の宇宙機用構造体Ｂの質量や速度が異なる場
合にも充分対処し得るものであり、このほか、トッキ゛
、／グ後における振動の制御を行うことも可能である。 なお、制動部材の５′「細な構造は、ζ−の実施例に駆
足されることなく、適宜変更することがあることはいう
までもない。 第４図はこの発明の他の実施例を説明する図である。 この実施例における制御手段２２ｔ」、−力の宇宙機用
構造体Ａと制動部材１の間に介装されたロードセル２０
、荷重の検出回路２１、リレー１８、および駆動回路１
？で構成されてＡ′３す、１コードセル２ｏおよび検出
回路２１（ζよって検出された荷重が許容値以上である
場合に、すｂ−１８が作動して駆動回路１９から制動部
材１に通電を行うようになっている。このような制御手
段２２を備えた宇宙機用構造体のドツキング用Ｖｌ動装
置においても、先 実施例と同様 効果を得ることがで
さる。 【発明の効果］ 以−Ｆ−説明１．できたように、この発明の宇宙機用構
造体のドツキング用制動装置は、−・方の宇宙鐘用４ｉ
Ｉ造体に、圧電アクチ、１エータ１．二より軸方向の剛
性が変化する制動部材と、他方の宇宙機用構造体の接近
により制動部材の１１方向に作用する力（、−応じて前
記制動部材へ、の通電を断続させる制御手段を―えた構
成であるから、ばね、ダッシュボンド、および緩衝機１
ｆｆｉを変化させる機結を薊えた従来の装とと比較する
と、構造を著１２．〈節部化することができ、しかも、
ドツキングする宇宙機用構造体の真筆や速度の変化に対
して＠適の制御を行うことが可能であって信頼性が高く
、さらに、圧電アクチュエータの使用により、電動モー
タ類の使用に比べて消費電力を大幅に節約するこ−とが
できるという優れた効果をイ１する。
第１図ｔ−３この発明の−・実施例における宇宙機用構
造体のトンキング用制動装置Ｏ′）概略説明図、第２図
は制動部材を説明する断面１％、第：３図は第２図中の
）−４線矢視に基づく断面図、第４図はこの発明の他の
実施例における宇宙機用構造体の１ζツキング用制動装
置の朽、略説明］Δ、第５図は従来（ぐおける宇宙機用
構造体のトンキング用制動装置の概略説明図である。 Ａ・・・一方の宇宙機用構造体、Ｂ・・・他力の宇宙機
用構造体、１・・・制動部材、１５・・・圧電アクチュ
エータ、２，２２・・・制御手段。
造体のトンキング用制動装置Ｏ′）概略説明図、第２図
は制動部材を説明する断面１％、第：３図は第２図中の
）−４線矢視に基づく断面図、第４図はこの発明の他の
実施例における宇宙機用構造体の１ζツキング用制動装
置の朽、略説明］Δ、第５図は従来（ぐおける宇宙機用
構造体のトンキング用制動装置の概略説明図である。 Ａ・・・一方の宇宙機用構造体、Ｂ・・・他力の宇宙機
用構造体、１・・・制動部材、１５・・・圧電アクチュ
エータ、２，２２・・・制御手段。
Claims (1)
- （１）一方の宇宙機用構造体に、圧電アクチュエータに
より軸方向の剛性が変化する制動部材と、他方の宇宙機
用構造体の接近により制動部材の軸方向に作用する力に
応じて前記制動部材への通電を断続させる制御手段を備
えたことを特徴とする宇宙機用構造体のドッキング用制
動装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2172473A JP2671570B2 (ja) | 1990-06-29 | 1990-06-29 | 宇宙機用構造体のドッキング用制動装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2172473A JP2671570B2 (ja) | 1990-06-29 | 1990-06-29 | 宇宙機用構造体のドッキング用制動装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0459500A true JPH0459500A (ja) | 1992-02-26 |
| JP2671570B2 JP2671570B2 (ja) | 1997-10-29 |
Family
ID=15942642
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2172473A Expired - Lifetime JP2671570B2 (ja) | 1990-06-29 | 1990-06-29 | 宇宙機用構造体のドッキング用制動装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2671570B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009300251A (ja) * | 2008-06-13 | 2009-12-24 | Toshihisa Shirakawa | Ｂｗｒの燃料プール（７） |
| US8248669B2 (en) | 2008-07-29 | 2012-08-21 | Ricoh Company, Limited | Image reading device and image forming apparatus |
| US8305663B2 (en) | 2007-09-05 | 2012-11-06 | Ricoh Company, Limited | Signal generator, image reading device, and image forming apparatus |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63110979A (ja) * | 1986-10-28 | 1988-05-16 | Yokogawa Electric Corp | ブレ−キ装置 |
| JPS63149297A (ja) * | 1986-12-11 | 1988-06-22 | 日本電気株式会社 | 人工衛星の熱制御装置 |
| JPH026298A (ja) * | 1988-06-27 | 1990-01-10 | Shimadzu Corp | 構造物用位置決め装置 |
-
1990
- 1990-06-29 JP JP2172473A patent/JP2671570B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63110979A (ja) * | 1986-10-28 | 1988-05-16 | Yokogawa Electric Corp | ブレ−キ装置 |
| JPS63149297A (ja) * | 1986-12-11 | 1988-06-22 | 日本電気株式会社 | 人工衛星の熱制御装置 |
| JPH026298A (ja) * | 1988-06-27 | 1990-01-10 | Shimadzu Corp | 構造物用位置決め装置 |
Cited By (3)
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|---|---|---|---|---|
| US8305663B2 (en) | 2007-09-05 | 2012-11-06 | Ricoh Company, Limited | Signal generator, image reading device, and image forming apparatus |
| JP2009300251A (ja) * | 2008-06-13 | 2009-12-24 | Toshihisa Shirakawa | Ｂｗｒの燃料プール（７） |
| US8248669B2 (en) | 2008-07-29 | 2012-08-21 | Ricoh Company, Limited | Image reading device and image forming apparatus |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2671570B2 (ja) | 1997-10-29 |
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