宇宙機運動模擬装置
【課題】衛星の大角度の姿勢運動と広帯域な微小擾乱環境を模擬する。
【解決手段】宇宙機運動模擬装置は、姿勢模擬部と、搭載機器を搭載する擾乱模擬部と、これらを作動させる搭載系模擬装置とを備え、姿勢模擬部は搭載系模擬装置からの姿勢指令値によって駆動され、擾乱模擬部は、搭載系模擬装置からの擾乱生成指令値によって、姿勢模擬部および擾乱模擬部の姿勢に基づいて、姿勢模擬部による擾乱の影響を打ち消すように擾乱指令生成装置によって生成された擾乱指令値によって駆動される。
【効果】可動範囲が広く、広帯域な微小擾乱環境を模擬できる。
【解決手段】宇宙機運動模擬装置は、姿勢模擬部と、搭載機器を搭載する擾乱模擬部と、これらを作動させる搭載系模擬装置とを備え、姿勢模擬部は搭載系模擬装置からの姿勢指令値によって駆動され、擾乱模擬部は、搭載系模擬装置からの擾乱生成指令値によって、姿勢模擬部および擾乱模擬部の姿勢に基づいて、姿勢模擬部による擾乱の影響を打ち消すように擾乱指令生成装置によって生成された擾乱指令値によって駆動される。
【効果】可動範囲が広く、広帯域な微小擾乱環境を模擬できる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は宇宙機運動模擬装置に関するものであり、特に回転駆動される宇宙機姿勢模擬部と、６自由度の並進駆動および回転駆動される宇宙機擾乱模擬部とを備えた宇宙機運動模擬装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来の宇宙機運動模擬装置では、二つのリンクがユニバーサルジョイントで接続され一端にはボールジョイントが、他端には回転型アクチュエータが装着してある複数の２リンクアームを備えており、アッパープレートとベースプレートを６つの２リンクアームによって結合し、ベースプレートと２リンクアームとの各結合部分に回転型アクチュエータを配置し、各回転型アクチュエータを駆動することでアッパープレートの位置および姿勢を自由に変化させる構成としている（例えば特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開平０７−１８７１００号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
このような宇宙機運動模擬装置にあっては、２リンク機構による並進可動範囲が小さいため、宇宙機の姿勢運動を模擬する場合には、２リンクアームの長さを大きくする必要があり、宇宙機運動模擬装置機構部が大型化するという問題点があった。また、リンク機構のため、姿勢運動を模擬する角度範囲が限定され、衛星の大角度での姿勢運動を模擬しながらかつ衛星の広帯域な微小擾乱環境を模擬することができないという問題点があった。
【０００５】
従ってこの発明の目的は、回転可動範囲が広く、かつ衛星の広帯域な微小擾乱環境を模擬できる宇宙機運動模擬装置を得ることを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この発明に係る宇宙機運動模擬装置は、第１の回転機構部と直結した第１の回転型アクチュエータと、第１の回転機構部に組み込まれた第２の回転型アクチュエータと軸受けにより支持される第２の回転機構部と、第２の回転機構部に組み込まれた第３の回転型アクチュエータと、第３の回転機構部を介して第３の回転型アクチュエータと直結した第１の搭載機器インタフェース部を備えた宇宙機姿勢模擬部と、上記第１の搭載機器インタフェース部上に、パラレルメカニズムにより６自由度の並進駆動および回転駆動されるように支持され、搭載機器を搭載するための第２の搭載機器インタフェース部を備えた宇宙機擾乱模擬部と、上記宇宙機姿勢模擬部および上記宇宙機擾乱模擬部を作動させる宇宙機搭載系模擬装置とを備えた宇宙機運動模擬装置において、上記宇宙機搭載系模擬装置からの姿勢指令値によって上記宇宙機姿勢模擬部を駆動する姿勢模擬部駆動装置と、上記宇宙機搭載系模擬装置からの擾乱生成指令値によって、上記宇宙機姿勢模擬部の姿勢および上記宇宙機擾乱模擬部の姿勢に基づいて、上記宇宙機姿勢模擬部による擾乱の影響を打ち消すように上記宇宙機擾乱指令値に基づいた擾乱指令値を生成して、上記擾乱模擬部駆動装置を作動させる擾乱指令生成装置とを備えたことを特徴とするものである。
【発明の効果】
【０００７】
この発明によれば、パラレルメカニズムにより６自由度の並進駆動および回転駆動される宇宙機擾乱模擬部を備えたことにより６自由度の高速駆動ができ、回転型アクチュエータにより回転駆動される宇宙機姿勢模擬部を備えたことにより回転可動範囲を大きくでき、宇宙機姿勢模擬部による姿勢情報と宇宙機擾乱模擬部による並進３自由度および回転３自由度の変動情報とから擾乱指令値を生成する擾乱指令生成装置を備えたことにより宇宙機姿勢模擬部による擾乱の影響を抑制して所望の擾乱のみを発生できる、といった従来にない顕著な効果を奏するものである。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】本発明の実施の形態１による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図２】本発明の実施の形態２による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図３】本発明の実施の形態２による宇宙機擾乱模擬部を示す上面図である。
【図４】本発明の実施の形態３による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図５】本発明の実施の形態４による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図６】本発明の実施の形態５による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図７】本発明の実施の形態６による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図８】本発明の実施の形態７による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
以下、この発明の宇宙機運動模擬装置の実施の形態について説明する。
【００１０】
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１による宇宙機運動模擬装置の側面を示す構成図であり、宇宙機運動模擬装置は、姿勢模擬部架台９にモータ等の第１の回転型アクチュエータ８が取り付けられ、第１の回転機構部７は第１の回転型アクチュエータ８に直結されている。モータ等の第２の回転型アクチュエータ５と軸受け（図示しない）は第１の回転機構部７に組み込まれ、第２の回転機構部４は第２の回転型アクチュエータ５と軸受け（図示しない）により支持されている。モータ等の第３の回転型アクチュエータ３は第２の回転機構部４に組み込まれ、第３の回転機構部２は第３の回転型アクチュエータ３に直結しており、第１の搭載機器インタフェース部１は第３の回転機構部２を介して第３の回転型アクチュエータ３に直結されている。また、第２の回転機構部４のバランスを保つためにカウンタウエイト６が第２の回転機構部４に設けられている。
【００１１】
宇宙機搭載系模擬装置１１により宇宙機姿勢指令値を生成し、その指令値に基づいて姿勢模擬部駆動装置１０により第１の回転型アクチュエータ８、第２の回転型アクチュエータ５および第３の回転型アクチュエータ３を駆動することにより、宇宙機姿勢模擬部１７を３自由度で回転駆動し、宇宙機の姿勢を模擬する。なお、宇宙機の搭載機器２８として光通信アンテナ等の指向軸回りの回転自由度が不要なものは、第３の回転型アクチュエータ３を固定してもよい。
【００１２】
第１の搭載機器インタフェース部１上には、擾乱模擬部架台１３に圧電アクチュエータや直動モータなどの６個の並進型アクチュエータ１４で構成されるパラレルメカニズム１６が取り付けられ、パラレルメカニズム１６により支持される第２の搭載機器インタフェース部１５上に宇宙機の搭載機器２８が搭載されている。搭載機器２８は、例えばカメラを内蔵した望遠鏡、光通信アンテナ、電波アンテナである。
【００１３】
宇宙機搭載系模擬装置１１からの擾乱指令値、姿勢模擬部姿勢検出器３１からの姿勢模擬部の３自由度姿勢情報、および擾乱模擬部変位・姿勢検出器３２からの擾乱模擬部の６自由度情報をもとに、擾乱指令生成装置３３により宇宙機擾乱発生指令値を生成し、その指令値に基づいて擾乱模擬部駆動装置１２により並進型アクチュエータ１４を駆動することにより宇宙機擾乱模擬部１８を３自由度並進駆動および３自由度回転駆動し、宇宙機の擾乱を模擬する。擾乱指令生成装置は、姿勢模擬部の３自由度姿勢情報をもとにこれを打ち消すように宇宙機擾乱発生指令値を生成し、宇宙機姿勢模擬部１７による擾乱の影響を抑制する。
【００１４】
なお、ここではパラレルメカニズム１６として並進型アクチュエータで駆動する伸縮型パラレルメカニズムの例を示したが、回転型アクチュエータにより駆動する回転型パラレルメカニズム、あるいは並進型アクチュエータで駆動する直動型パラレルメカニズム、あるいは回転型アクチュエータにより駆動するワイヤ駆動型パラレルメカニズムでもよい。
【００１５】
以上説明したように、宇宙機運動模擬装置は、第１の回転機構部７と直結した第１の回転型アクチュエータ８と、第１の回転機構部７に組み込まれた第２の回転型アクチュエータ５と軸受けにより支持される第２の回転機構部４と、第２の回転機構部４に組み込まれた第３の回転型アクチュエータ３と、第３の回転機構部２を介して第３の回転型アクチュエータ３と直結した第１の搭載機器インタフェース部１を備えた宇宙機姿勢模擬部１７と、第１の搭載機器インタフェース部１上に、パラレルメカニズム１６により６自由度の並進駆動および回転駆動されるように支持され、搭載機器を搭載するための第２の搭載機器インタフェース部１５を備えた宇宙機擾乱模擬部１８と、宇宙機姿勢模擬部１７および宇宙機擾乱模擬部１８を作動させる宇宙機搭載系模擬装置１１とを備えている。また、宇宙機運動模擬装置は、宇宙機搭載系模擬装置１１からの姿勢指令値によって宇宙機姿勢模擬部１７を駆動する姿勢模擬部駆動装置１０と、宇宙機搭載系模擬装置１１からの擾乱生成指令値によって、宇宙機姿勢模擬部１７の姿勢および宇宙機擾乱模擬部１８の姿勢に基づいて、宇宙機姿勢模擬部１７による擾乱の影響を打ち消すように宇宙機擾乱指令値に基づいた擾乱指令値を生成して、擾乱模擬部駆動装置１２を作動させる擾乱指令生成装置３３とを備えている。宇宙機運動模擬装置はまた、宇宙機姿勢模擬部１７の姿勢を検出する姿勢模擬部姿勢検出器３１と、宇宙機擾乱模擬部１８の姿勢を検出する擾乱模擬部変位・姿勢検出器３２とを備えている。
【００１６】
このような構成によれば、パラレルメカニズム１６により６自由度の並進駆動および回転駆動される宇宙機擾乱模擬部を備えたことにより６自由度の高速駆動ができ、宇宙機姿勢模擬部１７と宇宙機擾乱模擬部１８を別のアクチュエータで駆動することにより回転可動範囲を大きくでき、宇宙機姿勢模擬部１７による姿勢情報と宇宙機擾乱模擬部１８による並進３自由度および回転３自由度の変動情報から擾乱指令値を生成する擾乱指令生成装置３３を備えたことにより宇宙機姿勢模擬部１７による擾乱の影響を抑制し所望の擾乱のみを発生できる。
【００１７】
実施の形態２．
また、図１においては、宇宙機の６自由度の擾乱を模擬するために、宇宙機擾乱模擬部１８は６個の並進型アクチュエータ１４で構成されるパラレルメカニズムとしている。しかし、例えば並行光を扱う望遠鏡や光通信アンテナなどの搭載機器のように、並進方向の擾乱による影響や光軸周りの回転方向の擾乱による影響がほとんどない場合もある。この場合、図２で示すように、宇宙機擾乱模擬部１８は３個の並進型アクチュエータ１４で構成される構造としてもよい。宇宙機擾乱模擬部１８を上から見た図を図３に示す。図３で示すように、並進型アクチュエータ１４を同心円状に１２０°配置することで、宇宙機擾乱模擬部１８は回転２自由度と並進１自由度を有することができる。
【００１８】
このような構成によれば、並進型アクチュエータ１４を減らすことで宇宙機搭載系模擬装置１１の駆動演算処理の負荷を小さくでき、宇宙機擾乱模擬部１８の低消費電力化ができ、宇宙機擾乱模擬部１８の構造を簡単化できる。
【００１９】
実施の形態３．
また、図１においては、宇宙機の３自由度の姿勢を模擬するために、宇宙機姿勢模擬部１７は３個の回転型アクチュエータ３、５、８で構成されている。しかし、例えば望遠鏡や光通信アンテナなどの搭載機器のように、光軸周りの回転方向の影響がほとんどない場合もある。さらに、宇宙機の姿勢の模擬は回転１自由度で十分な場合もある。そのような場合、図４で示すように、宇宙機姿勢模擬部１７は１個の回転型アクチュエータ８で構成される構造としてもよい。また、図４は地面に対して鉛直軸周りの姿勢の回転を模擬する構成としているが、宇宙機運動模擬装置を９０°回転させて地面に設置して、地面に対して平行軸周りの姿勢の回転を模擬する構成としてもよい。この構成により、駆動演算処理の負荷を小さくでき、宇宙機姿勢模擬部の小型化、低消費電力化ができ、宇宙機姿勢模擬部の構造を簡単化できる。
【００２０】
実施の形態４．
さらには、図４は宇宙機の６自由度の擾乱を模擬するために、宇宙機擾乱模擬部１８は６個の並進型アクチュエータ１４で構成されるパラレルメカニズムとしているが、図５で示すように宇宙機擾乱模擬部１８は３個の並進型アクチュエータ１４で構成される構造としてもよい。このような構成によれば、回転型アクチュエータを減らすことで宇宙機搭載系模擬装置１１の駆動演算処理の負荷を小さくでき、宇宙機姿勢模擬部１７の小型化、低消費電力化ができ、宇宙機姿勢模擬部１７の構造を簡単化できる。
【００２１】
実施の形態５．
また、図６で示すように、宇宙機運動模擬装置と相手宇宙機指向模擬部２３を正対する構成としてもよい。指向模擬部架台１９にモータ等の第４の回転型アクチュエータ２０が取り付けられ、第４の回転機構部２１は相手宇宙機指向装置インタフェース部２２に直結している。
【００２２】
宇宙機搭載系模擬装置１１により相手宇宙機指向角指令値を生成し、その指令値に基づいて指向模擬部駆動装置２４により第４の回転型アクチュエータ２０を駆動することにより相手宇宙機指向模擬部２３を１自由度で回転駆動し、相手側宇宙機の指向角を模擬する。図６は地面に対して鉛直軸周りの姿勢の回転を模擬する構成としているが、相手宇宙機指向模擬部２３を９０°回転させて地面に設置して、地面に対して平行軸周りの指向角の回転を模擬する構成としてもよい。相手宇宙機指向装置インタフェース部２２に搭載される機器は、例えばカメラを内蔵した望遠鏡、光通信アンテナ、電波アンテナである。この構成により、相手宇宙機等からのビームなどの指向角度の変動を模擬することができる。
【００２３】
実施の形態６．
さらには、図６は相手宇宙機の１自由度の指向角の回転を模擬するために、相手宇宙機指向模擬部２３は１個の回転型アクチュエータ２０で構成されているが、宇宙機搭載機器として光通信アンテナを搭載する場合等は、図７で示すように相手宇宙機指向模擬部２３は２自由度の回転駆動が可能な可動鏡２５とレーザ発信器２６で構成される構造としてもよい。このような構成によれば、相手宇宙機指向模擬部２３を備えたことにより少なくとも１自由度の指向角度の変動を模擬することができる。
【００２４】
実施の形態７．
また、図８で示すように、宇宙機運動模擬装置を２台正対する構成としてもよい。このような構成によれば、編隊飛行する宇宙機間通信の模擬、あるいは低高度周回軌道宇宙機間通信の模擬、あるいは低高度周回軌道宇宙機−静止宇宙機間通信、あるいは宇宙機−地上局間通信の模擬を実現することができる。
【００２５】
以上に図示して説明した宇宙機運動模擬装置は単なる例であって様々な変形が可能であり、またそれぞれの具体例の特徴を全てあるいは選択的に組み合わせて用いることもできる。
【産業上の利用可能性】
【００２６】
この発明は宇宙機運動模擬装置に利用できるものである。
【符号の説明】
【００２７】
１ 第１の搭載機器インタフェース部、２ 第３の回転機構部、３ 第３の回転型アクチュエータ、４ 第２の回転機構部、５ 第２の回転型アクチュエータ、６ カウンタウエイト、７ 第１の回転機構部、８ 第１の回転型アクチュエータ、９ 姿勢模擬部架台、１０ 姿勢模擬部駆動装置、 １１ 宇宙機搭載系模擬装置、１２ 擾乱模擬部駆動装置、１３ 擾乱模擬部架台、１４ 並進型アクチュエータ、１５ 第２の搭載機器インタフェース部、１６ パラレルメカニズム、１７ 宇宙機姿勢模擬部、１８ 宇宙機擾乱模擬部、１９ 指向模擬部架台、２０ 第４の回転型アクチュエータ、２１ 第４の回転機構部、２２ 相手宇宙機指向装置インタフェース部、２３ 相手宇宙機指向模擬部、２４ 指向模擬部駆動装置、２５ 可動鏡、２６ レーザ発信器、２７ レーザ光、２８ 搭載機器、３１ 姿勢模擬部姿勢検出器、３２ 擾乱模擬部変位・姿勢検出器、３３ 擾乱指令生成装置。
【技術分野】
【０００１】
この発明は宇宙機運動模擬装置に関するものであり、特に回転駆動される宇宙機姿勢模擬部と、６自由度の並進駆動および回転駆動される宇宙機擾乱模擬部とを備えた宇宙機運動模擬装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来の宇宙機運動模擬装置では、二つのリンクがユニバーサルジョイントで接続され一端にはボールジョイントが、他端には回転型アクチュエータが装着してある複数の２リンクアームを備えており、アッパープレートとベースプレートを６つの２リンクアームによって結合し、ベースプレートと２リンクアームとの各結合部分に回転型アクチュエータを配置し、各回転型アクチュエータを駆動することでアッパープレートの位置および姿勢を自由に変化させる構成としている（例えば特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開平０７−１８７１００号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
このような宇宙機運動模擬装置にあっては、２リンク機構による並進可動範囲が小さいため、宇宙機の姿勢運動を模擬する場合には、２リンクアームの長さを大きくする必要があり、宇宙機運動模擬装置機構部が大型化するという問題点があった。また、リンク機構のため、姿勢運動を模擬する角度範囲が限定され、衛星の大角度での姿勢運動を模擬しながらかつ衛星の広帯域な微小擾乱環境を模擬することができないという問題点があった。
【０００５】
従ってこの発明の目的は、回転可動範囲が広く、かつ衛星の広帯域な微小擾乱環境を模擬できる宇宙機運動模擬装置を得ることを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この発明に係る宇宙機運動模擬装置は、第１の回転機構部と直結した第１の回転型アクチュエータと、第１の回転機構部に組み込まれた第２の回転型アクチュエータと軸受けにより支持される第２の回転機構部と、第２の回転機構部に組み込まれた第３の回転型アクチュエータと、第３の回転機構部を介して第３の回転型アクチュエータと直結した第１の搭載機器インタフェース部を備えた宇宙機姿勢模擬部と、上記第１の搭載機器インタフェース部上に、パラレルメカニズムにより６自由度の並進駆動および回転駆動されるように支持され、搭載機器を搭載するための第２の搭載機器インタフェース部を備えた宇宙機擾乱模擬部と、上記宇宙機姿勢模擬部および上記宇宙機擾乱模擬部を作動させる宇宙機搭載系模擬装置とを備えた宇宙機運動模擬装置において、上記宇宙機搭載系模擬装置からの姿勢指令値によって上記宇宙機姿勢模擬部を駆動する姿勢模擬部駆動装置と、上記宇宙機搭載系模擬装置からの擾乱生成指令値によって、上記宇宙機姿勢模擬部の姿勢および上記宇宙機擾乱模擬部の姿勢に基づいて、上記宇宙機姿勢模擬部による擾乱の影響を打ち消すように上記宇宙機擾乱指令値に基づいた擾乱指令値を生成して、上記擾乱模擬部駆動装置を作動させる擾乱指令生成装置とを備えたことを特徴とするものである。
【発明の効果】
【０００７】
この発明によれば、パラレルメカニズムにより６自由度の並進駆動および回転駆動される宇宙機擾乱模擬部を備えたことにより６自由度の高速駆動ができ、回転型アクチュエータにより回転駆動される宇宙機姿勢模擬部を備えたことにより回転可動範囲を大きくでき、宇宙機姿勢模擬部による姿勢情報と宇宙機擾乱模擬部による並進３自由度および回転３自由度の変動情報とから擾乱指令値を生成する擾乱指令生成装置を備えたことにより宇宙機姿勢模擬部による擾乱の影響を抑制して所望の擾乱のみを発生できる、といった従来にない顕著な効果を奏するものである。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】本発明の実施の形態１による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図２】本発明の実施の形態２による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図３】本発明の実施の形態２による宇宙機擾乱模擬部を示す上面図である。
【図４】本発明の実施の形態３による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図５】本発明の実施の形態４による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図６】本発明の実施の形態５による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図７】本発明の実施の形態６による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【図８】本発明の実施の形態７による宇宙機運動模擬装置を示す側面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
以下、この発明の宇宙機運動模擬装置の実施の形態について説明する。
【００１０】
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１による宇宙機運動模擬装置の側面を示す構成図であり、宇宙機運動模擬装置は、姿勢模擬部架台９にモータ等の第１の回転型アクチュエータ８が取り付けられ、第１の回転機構部７は第１の回転型アクチュエータ８に直結されている。モータ等の第２の回転型アクチュエータ５と軸受け（図示しない）は第１の回転機構部７に組み込まれ、第２の回転機構部４は第２の回転型アクチュエータ５と軸受け（図示しない）により支持されている。モータ等の第３の回転型アクチュエータ３は第２の回転機構部４に組み込まれ、第３の回転機構部２は第３の回転型アクチュエータ３に直結しており、第１の搭載機器インタフェース部１は第３の回転機構部２を介して第３の回転型アクチュエータ３に直結されている。また、第２の回転機構部４のバランスを保つためにカウンタウエイト６が第２の回転機構部４に設けられている。
【００１１】
宇宙機搭載系模擬装置１１により宇宙機姿勢指令値を生成し、その指令値に基づいて姿勢模擬部駆動装置１０により第１の回転型アクチュエータ８、第２の回転型アクチュエータ５および第３の回転型アクチュエータ３を駆動することにより、宇宙機姿勢模擬部１７を３自由度で回転駆動し、宇宙機の姿勢を模擬する。なお、宇宙機の搭載機器２８として光通信アンテナ等の指向軸回りの回転自由度が不要なものは、第３の回転型アクチュエータ３を固定してもよい。
【００１２】
第１の搭載機器インタフェース部１上には、擾乱模擬部架台１３に圧電アクチュエータや直動モータなどの６個の並進型アクチュエータ１４で構成されるパラレルメカニズム１６が取り付けられ、パラレルメカニズム１６により支持される第２の搭載機器インタフェース部１５上に宇宙機の搭載機器２８が搭載されている。搭載機器２８は、例えばカメラを内蔵した望遠鏡、光通信アンテナ、電波アンテナである。
【００１３】
宇宙機搭載系模擬装置１１からの擾乱指令値、姿勢模擬部姿勢検出器３１からの姿勢模擬部の３自由度姿勢情報、および擾乱模擬部変位・姿勢検出器３２からの擾乱模擬部の６自由度情報をもとに、擾乱指令生成装置３３により宇宙機擾乱発生指令値を生成し、その指令値に基づいて擾乱模擬部駆動装置１２により並進型アクチュエータ１４を駆動することにより宇宙機擾乱模擬部１８を３自由度並進駆動および３自由度回転駆動し、宇宙機の擾乱を模擬する。擾乱指令生成装置は、姿勢模擬部の３自由度姿勢情報をもとにこれを打ち消すように宇宙機擾乱発生指令値を生成し、宇宙機姿勢模擬部１７による擾乱の影響を抑制する。
【００１４】
なお、ここではパラレルメカニズム１６として並進型アクチュエータで駆動する伸縮型パラレルメカニズムの例を示したが、回転型アクチュエータにより駆動する回転型パラレルメカニズム、あるいは並進型アクチュエータで駆動する直動型パラレルメカニズム、あるいは回転型アクチュエータにより駆動するワイヤ駆動型パラレルメカニズムでもよい。
【００１５】
以上説明したように、宇宙機運動模擬装置は、第１の回転機構部７と直結した第１の回転型アクチュエータ８と、第１の回転機構部７に組み込まれた第２の回転型アクチュエータ５と軸受けにより支持される第２の回転機構部４と、第２の回転機構部４に組み込まれた第３の回転型アクチュエータ３と、第３の回転機構部２を介して第３の回転型アクチュエータ３と直結した第１の搭載機器インタフェース部１を備えた宇宙機姿勢模擬部１７と、第１の搭載機器インタフェース部１上に、パラレルメカニズム１６により６自由度の並進駆動および回転駆動されるように支持され、搭載機器を搭載するための第２の搭載機器インタフェース部１５を備えた宇宙機擾乱模擬部１８と、宇宙機姿勢模擬部１７および宇宙機擾乱模擬部１８を作動させる宇宙機搭載系模擬装置１１とを備えている。また、宇宙機運動模擬装置は、宇宙機搭載系模擬装置１１からの姿勢指令値によって宇宙機姿勢模擬部１７を駆動する姿勢模擬部駆動装置１０と、宇宙機搭載系模擬装置１１からの擾乱生成指令値によって、宇宙機姿勢模擬部１７の姿勢および宇宙機擾乱模擬部１８の姿勢に基づいて、宇宙機姿勢模擬部１７による擾乱の影響を打ち消すように宇宙機擾乱指令値に基づいた擾乱指令値を生成して、擾乱模擬部駆動装置１２を作動させる擾乱指令生成装置３３とを備えている。宇宙機運動模擬装置はまた、宇宙機姿勢模擬部１７の姿勢を検出する姿勢模擬部姿勢検出器３１と、宇宙機擾乱模擬部１８の姿勢を検出する擾乱模擬部変位・姿勢検出器３２とを備えている。
【００１６】
このような構成によれば、パラレルメカニズム１６により６自由度の並進駆動および回転駆動される宇宙機擾乱模擬部を備えたことにより６自由度の高速駆動ができ、宇宙機姿勢模擬部１７と宇宙機擾乱模擬部１８を別のアクチュエータで駆動することにより回転可動範囲を大きくでき、宇宙機姿勢模擬部１７による姿勢情報と宇宙機擾乱模擬部１８による並進３自由度および回転３自由度の変動情報から擾乱指令値を生成する擾乱指令生成装置３３を備えたことにより宇宙機姿勢模擬部１７による擾乱の影響を抑制し所望の擾乱のみを発生できる。
【００１７】
実施の形態２．
また、図１においては、宇宙機の６自由度の擾乱を模擬するために、宇宙機擾乱模擬部１８は６個の並進型アクチュエータ１４で構成されるパラレルメカニズムとしている。しかし、例えば並行光を扱う望遠鏡や光通信アンテナなどの搭載機器のように、並進方向の擾乱による影響や光軸周りの回転方向の擾乱による影響がほとんどない場合もある。この場合、図２で示すように、宇宙機擾乱模擬部１８は３個の並進型アクチュエータ１４で構成される構造としてもよい。宇宙機擾乱模擬部１８を上から見た図を図３に示す。図３で示すように、並進型アクチュエータ１４を同心円状に１２０°配置することで、宇宙機擾乱模擬部１８は回転２自由度と並進１自由度を有することができる。
【００１８】
このような構成によれば、並進型アクチュエータ１４を減らすことで宇宙機搭載系模擬装置１１の駆動演算処理の負荷を小さくでき、宇宙機擾乱模擬部１８の低消費電力化ができ、宇宙機擾乱模擬部１８の構造を簡単化できる。
【００１９】
実施の形態３．
また、図１においては、宇宙機の３自由度の姿勢を模擬するために、宇宙機姿勢模擬部１７は３個の回転型アクチュエータ３、５、８で構成されている。しかし、例えば望遠鏡や光通信アンテナなどの搭載機器のように、光軸周りの回転方向の影響がほとんどない場合もある。さらに、宇宙機の姿勢の模擬は回転１自由度で十分な場合もある。そのような場合、図４で示すように、宇宙機姿勢模擬部１７は１個の回転型アクチュエータ８で構成される構造としてもよい。また、図４は地面に対して鉛直軸周りの姿勢の回転を模擬する構成としているが、宇宙機運動模擬装置を９０°回転させて地面に設置して、地面に対して平行軸周りの姿勢の回転を模擬する構成としてもよい。この構成により、駆動演算処理の負荷を小さくでき、宇宙機姿勢模擬部の小型化、低消費電力化ができ、宇宙機姿勢模擬部の構造を簡単化できる。
【００２０】
実施の形態４．
さらには、図４は宇宙機の６自由度の擾乱を模擬するために、宇宙機擾乱模擬部１８は６個の並進型アクチュエータ１４で構成されるパラレルメカニズムとしているが、図５で示すように宇宙機擾乱模擬部１８は３個の並進型アクチュエータ１４で構成される構造としてもよい。このような構成によれば、回転型アクチュエータを減らすことで宇宙機搭載系模擬装置１１の駆動演算処理の負荷を小さくでき、宇宙機姿勢模擬部１７の小型化、低消費電力化ができ、宇宙機姿勢模擬部１７の構造を簡単化できる。
【００２１】
実施の形態５．
また、図６で示すように、宇宙機運動模擬装置と相手宇宙機指向模擬部２３を正対する構成としてもよい。指向模擬部架台１９にモータ等の第４の回転型アクチュエータ２０が取り付けられ、第４の回転機構部２１は相手宇宙機指向装置インタフェース部２２に直結している。
【００２２】
宇宙機搭載系模擬装置１１により相手宇宙機指向角指令値を生成し、その指令値に基づいて指向模擬部駆動装置２４により第４の回転型アクチュエータ２０を駆動することにより相手宇宙機指向模擬部２３を１自由度で回転駆動し、相手側宇宙機の指向角を模擬する。図６は地面に対して鉛直軸周りの姿勢の回転を模擬する構成としているが、相手宇宙機指向模擬部２３を９０°回転させて地面に設置して、地面に対して平行軸周りの指向角の回転を模擬する構成としてもよい。相手宇宙機指向装置インタフェース部２２に搭載される機器は、例えばカメラを内蔵した望遠鏡、光通信アンテナ、電波アンテナである。この構成により、相手宇宙機等からのビームなどの指向角度の変動を模擬することができる。
【００２３】
実施の形態６．
さらには、図６は相手宇宙機の１自由度の指向角の回転を模擬するために、相手宇宙機指向模擬部２３は１個の回転型アクチュエータ２０で構成されているが、宇宙機搭載機器として光通信アンテナを搭載する場合等は、図７で示すように相手宇宙機指向模擬部２３は２自由度の回転駆動が可能な可動鏡２５とレーザ発信器２６で構成される構造としてもよい。このような構成によれば、相手宇宙機指向模擬部２３を備えたことにより少なくとも１自由度の指向角度の変動を模擬することができる。
【００２４】
実施の形態７．
また、図８で示すように、宇宙機運動模擬装置を２台正対する構成としてもよい。このような構成によれば、編隊飛行する宇宙機間通信の模擬、あるいは低高度周回軌道宇宙機間通信の模擬、あるいは低高度周回軌道宇宙機−静止宇宙機間通信、あるいは宇宙機−地上局間通信の模擬を実現することができる。
【００２５】
以上に図示して説明した宇宙機運動模擬装置は単なる例であって様々な変形が可能であり、またそれぞれの具体例の特徴を全てあるいは選択的に組み合わせて用いることもできる。
【産業上の利用可能性】
【００２６】
この発明は宇宙機運動模擬装置に利用できるものである。
【符号の説明】
【００２７】
１ 第１の搭載機器インタフェース部、２ 第３の回転機構部、３ 第３の回転型アクチュエータ、４ 第２の回転機構部、５ 第２の回転型アクチュエータ、６ カウンタウエイト、７ 第１の回転機構部、８ 第１の回転型アクチュエータ、９ 姿勢模擬部架台、１０ 姿勢模擬部駆動装置、 １１ 宇宙機搭載系模擬装置、１２ 擾乱模擬部駆動装置、１３ 擾乱模擬部架台、１４ 並進型アクチュエータ、１５ 第２の搭載機器インタフェース部、１６ パラレルメカニズム、１７ 宇宙機姿勢模擬部、１８ 宇宙機擾乱模擬部、１９ 指向模擬部架台、２０ 第４の回転型アクチュエータ、２１ 第４の回転機構部、２２ 相手宇宙機指向装置インタフェース部、２３ 相手宇宙機指向模擬部、２４ 指向模擬部駆動装置、２５ 可動鏡、２６ レーザ発信器、２７ レーザ光、２８ 搭載機器、３１ 姿勢模擬部姿勢検出器、３２ 擾乱模擬部変位・姿勢検出器、３３ 擾乱指令生成装置。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の回転機構部と直結した第１の回転型アクチュエータと、第１の回転機構部に組み込まれた第２の回転型アクチュエータと軸受けにより支持される第２の回転機構部と、第２の回転機構部に組み込まれた第３の回転型アクチュエータと、第３の回転機構部を介して第３の回転型アクチュエータと直結した第１の搭載機器インタフェース部を備えた宇宙機姿勢模擬部と、
上記第１の搭載機器インタフェース部上に、パラレルメカニズムにより６自由度の並進駆動および回転駆動されるように支持され、搭載機器を搭載するための第２の搭載機器インタフェース部を備えた宇宙機擾乱模擬部と、
上記宇宙機姿勢模擬部および上記宇宙機擾乱模擬部を作動させる宇宙機搭載系模擬装置とを備えた宇宙機運動模擬装置において、
上記宇宙機搭載系模擬装置からの姿勢指令値によって上記宇宙機姿勢模擬部を駆動する姿勢模擬部駆動装置と、
上記宇宙機搭載系模擬装置からの擾乱生成指令値によって、上記宇宙機姿勢模擬部の姿勢および上記宇宙機擾乱模擬部の姿勢に基づいて、上記宇宙機姿勢模擬部による擾乱の影響を打ち消すように上記宇宙機擾乱指令値に基づいた擾乱指令値を生成して、上記擾乱模擬部駆動装置を作動させる擾乱指令生成装置とを備えたことを特徴とする宇宙機運動模擬装置。
【請求項２】
上記宇宙機姿勢模擬部の姿勢を検出する姿勢模擬部姿勢検出器と、上記宇宙機擾乱模擬部の姿勢を検出する擾乱模擬部変位・姿勢検出器とを備えたことを特徴とする請求項１に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項３】
宇宙機擾乱模擬部は３個のアクチュエータで構成したことを特徴とする請求項１あるいは２に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項４】
宇宙機姿勢模擬部は１個の回転型アクチュエータで構成したことを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項５】
宇宙機姿勢模擬部と宇宙機擾乱模擬部と相手宇宙機指向模擬部で構成したことを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項６】
宇宙機運動模擬装置を２台正対する構成としたことを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項１】
第１の回転機構部と直結した第１の回転型アクチュエータと、第１の回転機構部に組み込まれた第２の回転型アクチュエータと軸受けにより支持される第２の回転機構部と、第２の回転機構部に組み込まれた第３の回転型アクチュエータと、第３の回転機構部を介して第３の回転型アクチュエータと直結した第１の搭載機器インタフェース部を備えた宇宙機姿勢模擬部と、
上記第１の搭載機器インタフェース部上に、パラレルメカニズムにより６自由度の並進駆動および回転駆動されるように支持され、搭載機器を搭載するための第２の搭載機器インタフェース部を備えた宇宙機擾乱模擬部と、
上記宇宙機姿勢模擬部および上記宇宙機擾乱模擬部を作動させる宇宙機搭載系模擬装置とを備えた宇宙機運動模擬装置において、
上記宇宙機搭載系模擬装置からの姿勢指令値によって上記宇宙機姿勢模擬部を駆動する姿勢模擬部駆動装置と、
上記宇宙機搭載系模擬装置からの擾乱生成指令値によって、上記宇宙機姿勢模擬部の姿勢および上記宇宙機擾乱模擬部の姿勢に基づいて、上記宇宙機姿勢模擬部による擾乱の影響を打ち消すように上記宇宙機擾乱指令値に基づいた擾乱指令値を生成して、上記擾乱模擬部駆動装置を作動させる擾乱指令生成装置とを備えたことを特徴とする宇宙機運動模擬装置。
【請求項２】
上記宇宙機姿勢模擬部の姿勢を検出する姿勢模擬部姿勢検出器と、上記宇宙機擾乱模擬部の姿勢を検出する擾乱模擬部変位・姿勢検出器とを備えたことを特徴とする請求項１に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項３】
宇宙機擾乱模擬部は３個のアクチュエータで構成したことを特徴とする請求項１あるいは２に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項４】
宇宙機姿勢模擬部は１個の回転型アクチュエータで構成したことを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項５】
宇宙機姿勢模擬部と宇宙機擾乱模擬部と相手宇宙機指向模擬部で構成したことを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の宇宙機運動模擬装置。
【請求項６】
宇宙機運動模擬装置を２台正対する構成としたことを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の宇宙機運動模擬装置。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【公開番号】特開２０１０−２８５０５７（Ｐ２０１０−２８５０５７Ａ）
【公開日】平成２２年１２月２４日（２０１０．１２．２４）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００９−１３９８７０（Ｐ２００９−１３９８７０）
【出願日】平成２１年６月１１日（２００９．６．１１）
【出願人】（０００００６０１３）三菱電機株式会社 (33,312)
【公開日】平成２２年１２月２４日（２０１０．１２．２４）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年６月１１日（２００９．６．１１）
【出願人】（０００００６０１３）三菱電機株式会社 (33,312)
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