JPH07187100A - 宇宙機ダイナミクス模擬装置 - Google Patents
宇宙機ダイナミクス模擬装置Info
- Publication number
- JPH07187100A JPH07187100A JP33797493A JP33797493A JPH07187100A JP H07187100 A JPH07187100 A JP H07187100A JP 33797493 A JP33797493 A JP 33797493A JP 33797493 A JP33797493 A JP 33797493A JP H07187100 A JPH07187100 A JP H07187100A
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- JP
- Japan
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- spacecraft
- dynamics
- dynamics model
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 軌道上で宇宙機が示すダイナミクスを地上で
再現するために、宇宙機に加わった外力を検出し、それ
に対応した宇宙機の位置・姿勢を実現させる。 【構成】 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それぞれ回転型アクチュエ
ータを装着し、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・姿勢を自由に変化させるこ
とが可能な宇宙機支持機構を構成する。この宇宙機支持
機構のアッパープレート上には宇宙機ダイナミクスモデ
ルに加わる６自由度の力を検出するための力検出器が搭
載され、その力検出器上に宇宙機ダイナミクスモデルを
装着する。さらに宇宙機ダイナミクスモデル内には、宇
宙機姿勢制御アクチュエータ部や、宇宙機姿勢検出器が
搭載されている。
再現するために、宇宙機に加わった外力を検出し、それ
に対応した宇宙機の位置・姿勢を実現させる。 【構成】 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それぞれ回転型アクチュエ
ータを装着し、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・姿勢を自由に変化させるこ
とが可能な宇宙機支持機構を構成する。この宇宙機支持
機構のアッパープレート上には宇宙機ダイナミクスモデ
ルに加わる６自由度の力を検出するための力検出器が搭
載され、その力検出器上に宇宙機ダイナミクスモデルを
装着する。さらに宇宙機ダイナミクスモデル内には、宇
宙機姿勢制御アクチュエータ部や、宇宙機姿勢検出器が
搭載されている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙機の軌道上ダイナ
ミクスを地上で模擬するための装置に関するものであ
る。
ミクスを地上で模擬するための装置に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】従来、宇宙機の軌道上ダイナミクスを地
上で模擬する手段として、一軸空気軸受テーブルが用い
られてきた。第１図は一軸空気軸受テーブルを使用した
従来の宇宙機ダイナミクス模擬装置の一例を示す図であ
る。１は一軸空気軸受テーブル、２は搭載機器、３は支
持台、４は高圧空気供給用パイプ、５はテーブル角度検
出器、６はＤＣブラシレスモータステータ、７はＤＣブ
ラシレスモータロータ、８は床、９は宇宙機ダイナミク
スシミュレータ、１０はＤＣブラシレスモータ駆動回路
である。一軸空気軸受テーブル１を利用した宇宙機ダイ
ナミクス模擬装置では、補償する一軸以外のダイナミク
スを、すべて計算機上の数学モデルを用いた宇宙機ダイ
ナミクスシミュレータ９上で実現している。さらに一軸
空気軸受テーブル１上で補償する軸に対しては、他の部
分のダイナミクス（たとえば柔軟構造物の振動）が影響
を与えるトルクを求め、空気軸受テーブル１に装着され
たＤＣブラシレスモータ７によってそのトルクを空気軸
受テーブル１に加えることで、宇宙機の一軸ダイナミク
ス模擬試験装置を実現していた（たとえば特開昭５８−
１６６４０８号公報）。
上で模擬する手段として、一軸空気軸受テーブルが用い
られてきた。第１図は一軸空気軸受テーブルを使用した
従来の宇宙機ダイナミクス模擬装置の一例を示す図であ
る。１は一軸空気軸受テーブル、２は搭載機器、３は支
持台、４は高圧空気供給用パイプ、５はテーブル角度検
出器、６はＤＣブラシレスモータステータ、７はＤＣブ
ラシレスモータロータ、８は床、９は宇宙機ダイナミク
スシミュレータ、１０はＤＣブラシレスモータ駆動回路
である。一軸空気軸受テーブル１を利用した宇宙機ダイ
ナミクス模擬装置では、補償する一軸以外のダイナミク
スを、すべて計算機上の数学モデルを用いた宇宙機ダイ
ナミクスシミュレータ９上で実現している。さらに一軸
空気軸受テーブル１上で補償する軸に対しては、他の部
分のダイナミクス（たとえば柔軟構造物の振動）が影響
を与えるトルクを求め、空気軸受テーブル１に装着され
たＤＣブラシレスモータ７によってそのトルクを空気軸
受テーブル１に加えることで、宇宙機の一軸ダイナミク
ス模擬試験装置を実現していた（たとえば特開昭５８−
１６６４０８号公報）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】以上述べた従来の宇宙
機ダイナミクス模擬装置では、空気軸受テーブル上で補
償する宇宙機モデルの自由度が一軸のみに限定されてい
るため、対象とする宇宙機の構造が非対称でかつ各軸ご
とにその運動が分離できない場合には、宇宙機の動作を
正確に再現することは困難である。そのため従来の模擬
装置では、計算機上の数学モデルと組み合わせることで
得られる近似解によってその運動を模擬していた。さら
に試験に際しては、模擬装置上で補償する一軸の宇宙機
ダイナミクス以外はすべて計算機上の数学モデルを用い
て計算しなければならないため、構造が複雑である宇宙
機の試験には多くの時間を必要とし、模擬試験実施の効
率を低下させていた。
機ダイナミクス模擬装置では、空気軸受テーブル上で補
償する宇宙機モデルの自由度が一軸のみに限定されてい
るため、対象とする宇宙機の構造が非対称でかつ各軸ご
とにその運動が分離できない場合には、宇宙機の動作を
正確に再現することは困難である。そのため従来の模擬
装置では、計算機上の数学モデルと組み合わせることで
得られる近似解によってその運動を模擬していた。さら
に試験に際しては、模擬装置上で補償する一軸の宇宙機
ダイナミクス以外はすべて計算機上の数学モデルを用い
て計算しなければならないため、構造が複雑である宇宙
機の試験には多くの時間を必要とし、模擬試験実施の効
率を低下させていた。
【０００４】本発明の目的は、前記従来の問題を解決す
るため、６自由度を持つ宇宙機モデル支持機構と６軸力
検出器を利用し、宇宙機の軌道上ダイナミクスを６自由
度すべてに対して正確にしかも実時間で模擬試験を実施
することを可能とする宇宙機ダイナミクス模擬装置を提
供することにある。
るため、６自由度を持つ宇宙機モデル支持機構と６軸力
検出器を利用し、宇宙機の軌道上ダイナミクスを６自由
度すべてに対して正確にしかも実時間で模擬試験を実施
することを可能とする宇宙機ダイナミクス模擬装置を提
供することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明の宇宙機ダイナミ
クス模擬装置は、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他端には回転型
アクチュエータが装着してある２リンクアーム（１）、
２リンクアーム（２）、２リンクアーム（３）、２リン
クアーム（４）、２リンクアーム（５）、２リンクアー
ム（６）と、各２リンクアームの一端に装着した回転型
アクチュエータを固定するベースプレートと、他端に装
着したボールジョイントを介して各２リンクアームと接
続するアッパープレートとからなり、各回転型アクチュ
エータの回転角を調整することで、アッパープレートの
３次元的位置ならびに姿勢を自由に変更することを可能
とする宇宙機支持機構と、本体内部に自身の姿勢を変化
させるアクチュエータと自身の姿勢変動を検出する姿勢
検出器を装備した宇宙機ダイナミクスモデルと、アッパ
ープレートと宇宙機ダイナミクスモデルを接続し、かつ
宇宙機ダイナミクスモデルに加わる外力や宇宙機ダイナ
ミクスモデル自身が発生する力を検出する力検出器と、
力検出器によって検出された力をもとに宇宙機ダイナミ
クスモデルがとるべき姿勢を算出し、各回転アクチュエ
ータに対する指令信号を生成する宇宙機支持機構制御器
を具備したことを特徴とする。
クス模擬装置は、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他端には回転型
アクチュエータが装着してある２リンクアーム（１）、
２リンクアーム（２）、２リンクアーム（３）、２リン
クアーム（４）、２リンクアーム（５）、２リンクアー
ム（６）と、各２リンクアームの一端に装着した回転型
アクチュエータを固定するベースプレートと、他端に装
着したボールジョイントを介して各２リンクアームと接
続するアッパープレートとからなり、各回転型アクチュ
エータの回転角を調整することで、アッパープレートの
３次元的位置ならびに姿勢を自由に変更することを可能
とする宇宙機支持機構と、本体内部に自身の姿勢を変化
させるアクチュエータと自身の姿勢変動を検出する姿勢
検出器を装備した宇宙機ダイナミクスモデルと、アッパ
ープレートと宇宙機ダイナミクスモデルを接続し、かつ
宇宙機ダイナミクスモデルに加わる外力や宇宙機ダイナ
ミクスモデル自身が発生する力を検出する力検出器と、
力検出器によって検出された力をもとに宇宙機ダイナミ
クスモデルがとるべき姿勢を算出し、各回転アクチュエ
ータに対する指令信号を生成する宇宙機支持機構制御器
を具備したことを特徴とする。
【０００６】
【実施例】次に、本発明を図面を参照しながら説明す
る。
る。
【０００７】第２図は本発明の一実施例を示すもので、
１１は２リンクアーム（１）、１２は２リンクアーム
（２）、１３は２リンクアーム（３）、１４は２リンク
アーム（４）、１５は２リンクアーム（５）、１６は２
リンクアーム（６）であり、１７は各２リンクアームに
接続された回転型アクチュエータ（１）、１８は回転型
アクチュエータ（２）、１９は回転型アクチュエータ
（３）、２０は回転型アクチュエータ（４）、２１は回
転型アクチュエータ（５）、２２は回転型アクチュエー
タ（６）であり、２３は六つの回転型アクチュエータを
固定するベースプレート、２４は各２リンクアームとそ
の先端に装備されたボールジョイントを介して接続され
たアッパープレート、２５は宇宙機ダイナミクスを実現
した宇宙機ダイナミクスモデル、２６は宇宙機ダイナミ
クスモデルの六つの２リンクアームによって支持された
アッパープレートとの間に装着された力検出器、２７は
宇宙機ダイナミクスモデル内に装着された宇宙機姿勢制
御用アクチュエータ部、２８は宇宙機ダイナミクスモデ
ル内に装着された宇宙機姿勢検出器、２９は宇宙機ダイ
ナミクスモデルを支持する宇宙機支持機構、３０は宇宙
機支持機構制御器、４０は力信号、４１は指令信号であ
る。
１１は２リンクアーム（１）、１２は２リンクアーム
（２）、１３は２リンクアーム（３）、１４は２リンク
アーム（４）、１５は２リンクアーム（５）、１６は２
リンクアーム（６）であり、１７は各２リンクアームに
接続された回転型アクチュエータ（１）、１８は回転型
アクチュエータ（２）、１９は回転型アクチュエータ
（３）、２０は回転型アクチュエータ（４）、２１は回
転型アクチュエータ（５）、２２は回転型アクチュエー
タ（６）であり、２３は六つの回転型アクチュエータを
固定するベースプレート、２４は各２リンクアームとそ
の先端に装備されたボールジョイントを介して接続され
たアッパープレート、２５は宇宙機ダイナミクスを実現
した宇宙機ダイナミクスモデル、２６は宇宙機ダイナミ
クスモデルの六つの２リンクアームによって支持された
アッパープレートとの間に装着された力検出器、２７は
宇宙機ダイナミクスモデル内に装着された宇宙機姿勢制
御用アクチュエータ部、２８は宇宙機ダイナミクスモデ
ル内に装着された宇宙機姿勢検出器、２９は宇宙機ダイ
ナミクスモデルを支持する宇宙機支持機構、３０は宇宙
機支持機構制御器、４０は力信号、４１は指令信号であ
る。
【０００８】第３図は宇宙機支持機構２９を上下反転さ
せた図である。本発明の宇宙機支持機構２９では、第３
図に示すように六つある回転型アクチュエータ１７、１
８、１９、２０、２１、２２の各々に回転（１自由度）
＋ユニバーサル（２自由度）＋ボール（３自由度）のジ
ョイントから構成される２リンクアームを装着し、その
２リンクアームによってアッパープレート２４とベース
プレート２３を結合することで、ベースプレート２３に
装着された六つの回転型アクチュエータによりアッパー
プレート２４の位置３自由度、姿勢３自由度（計６自由
度）の駆動が可能となる。この様子を第４図によって示
す。第４図（１）は図に示した座標系において、ｘ方向
の変位を行った時の宇宙機支持機構２９の様子であり、
（２）はｙ方向の変位、（３）はｚ方向の変位、（４）
はｘ軸回りの姿勢変化、（５）はｙ軸回り姿勢変化、
（６）はｚ軸回り姿勢変化である。第４図で示すように
この宇宙機支持機構２９では、その変位量に大小はある
もののベースプレートに対してアッパープレートが６自
由度を持つことがわかる。
せた図である。本発明の宇宙機支持機構２９では、第３
図に示すように六つある回転型アクチュエータ１７、１
８、１９、２０、２１、２２の各々に回転（１自由度）
＋ユニバーサル（２自由度）＋ボール（３自由度）のジ
ョイントから構成される２リンクアームを装着し、その
２リンクアームによってアッパープレート２４とベース
プレート２３を結合することで、ベースプレート２３に
装着された六つの回転型アクチュエータによりアッパー
プレート２４の位置３自由度、姿勢３自由度（計６自由
度）の駆動が可能となる。この様子を第４図によって示
す。第４図（１）は図に示した座標系において、ｘ方向
の変位を行った時の宇宙機支持機構２９の様子であり、
（２）はｙ方向の変位、（３）はｚ方向の変位、（４）
はｘ軸回りの姿勢変化、（５）はｙ軸回り姿勢変化、
（６）はｚ軸回り姿勢変化である。第４図で示すように
この宇宙機支持機構２９では、その変位量に大小はある
もののベースプレートに対してアッパープレートが６自
由度を持つことがわかる。
【０００９】上記構成において、宇宙機ダイナミクスモ
デル２５自身が内蔵している宇宙機姿勢制御用アクチュ
エータ部２７によって発生する内力や宇宙機ダイナミク
スモデル２５に外力が作用した場合には、宇宙機ダイナ
ミクスモデル２５と宇宙機支持機構２９の間に装着した
力検出器２６により加えられた力の６方向成分を検出
し、その力信号４０が宇宙機支持機構制御器３０内に取
り込まれる。さらにこの宇宙機支持機構制御部３０内で
は、検出した力信号４０をもとに宇宙機ダイナミクスモ
デル２５の取るべき姿勢を算出し、宇宙機支持装置２９
のアッパープレート２４が算出した姿勢となるようにベ
ースプレート２３に固定された六つの回転型アクチュエ
ータ（１７〜２２）の指令信号４１を生成する。ここで
力検出器２６で検出する力ベクトルをｆ、また宇宙機ダ
イナミクスモデル２５の質量行列をＭとすると、宇宙ダ
イナミクスモデル２５に力ｆが加わることで得られる加
速度ベクトルａを ａ＝Ｍ-1ｆ （１） で求める。ここで求めた加速度ベクトルａを２回時間積
分することで宇宙機の取るべき位置・姿勢のベクトルｐ
を得る。またここで得た位置・姿勢ベクトルｐから、幾
何学的な拘束条件を用いてアッパープレートと各２リン
クアームを結ぶボールジョイントの位置を算出する。第
５図にこの幾何学的な関係図を示す。図から宇宙機の位
置ベクトルを改めて（Ｘ，Ｙ，Ｚ，１）T 、また姿勢ベ
クトルをｓ、ｎ、ｑとすると各ボールジョイント位置（
aiλij，aiρij，aiμij，１）T と宇宙機の位置・姿勢
との間には次の関係式が成立する。
デル２５自身が内蔵している宇宙機姿勢制御用アクチュ
エータ部２７によって発生する内力や宇宙機ダイナミク
スモデル２５に外力が作用した場合には、宇宙機ダイナ
ミクスモデル２５と宇宙機支持機構２９の間に装着した
力検出器２６により加えられた力の６方向成分を検出
し、その力信号４０が宇宙機支持機構制御器３０内に取
り込まれる。さらにこの宇宙機支持機構制御部３０内で
は、検出した力信号４０をもとに宇宙機ダイナミクスモ
デル２５の取るべき姿勢を算出し、宇宙機支持装置２９
のアッパープレート２４が算出した姿勢となるようにベ
ースプレート２３に固定された六つの回転型アクチュエ
ータ（１７〜２２）の指令信号４１を生成する。ここで
力検出器２６で検出する力ベクトルをｆ、また宇宙機ダ
イナミクスモデル２５の質量行列をＭとすると、宇宙ダ
イナミクスモデル２５に力ｆが加わることで得られる加
速度ベクトルａを ａ＝Ｍ-1ｆ （１） で求める。ここで求めた加速度ベクトルａを２回時間積
分することで宇宙機の取るべき位置・姿勢のベクトルｐ
を得る。またここで得た位置・姿勢ベクトルｐから、幾
何学的な拘束条件を用いてアッパープレートと各２リン
クアームを結ぶボールジョイントの位置を算出する。第
５図にこの幾何学的な関係図を示す。図から宇宙機の位
置ベクトルを改めて（Ｘ，Ｙ，Ｚ，１）T 、また姿勢ベ
クトルをｓ、ｎ、ｑとすると各ボールジョイント位置（
aiλij，aiρij，aiμij，１）T と宇宙機の位置・姿勢
との間には次の関係式が成立する。
【００１０】
【数１】
【００１１】である。そこでアッパープレート２４を支
持するボールドジョイントの位置が（aiλij，aiρij，
aiμij，１）T となるため回転型アクチュエータ（１７
〜２２）がとるべき回転角θijは次の式で与えられる。
持するボールドジョイントの位置が（aiλij，aiρij，
aiμij，１）T となるため回転型アクチュエータ（１７
〜２２）がとるべき回転角θijは次の式で与えられる。
【００１２】
【数２】
【００１３】である。
【００１４】さらに宇宙機ダイナミクスモデル２５は、
その姿勢を検出するための宇宙機姿勢検出器２８と姿勢
を制御するための宇宙機制御用アクチュエータ部２７が
宇宙機支持装置２４とは独立に搭載しており、宇宙機支
持機構２９の動作に関わらず、宇宙機姿勢検出器２８に
よる宇宙機ダイナミクスモデル姿勢信号をもとに宇宙機
制御用アクチュエータ部２７からその姿勢を制御するた
めのトルクを出力し、宇宙機モデル２５自身でその位置
・姿勢を制御することが可能である。
その姿勢を検出するための宇宙機姿勢検出器２８と姿勢
を制御するための宇宙機制御用アクチュエータ部２７が
宇宙機支持装置２４とは独立に搭載しており、宇宙機支
持機構２９の動作に関わらず、宇宙機姿勢検出器２８に
よる宇宙機ダイナミクスモデル姿勢信号をもとに宇宙機
制御用アクチュエータ部２７からその姿勢を制御するた
めのトルクを出力し、宇宙機モデル２５自身でその位置
・姿勢を制御することが可能である。
【００１５】以上に示した（１）、（２）、（３）式を
宇宙機支持機構制御器３０で実現することによって、力
検出器２６で検出した力信号４０をもとに回転型アクチ
ュエータ（１７〜２２）への指令信号４１を宇宙機支持
機構制御器３０によって生成し、宇宙機ダイナミクスモ
デル２５の位置・姿勢をベースプレート２３に固定され
た各回転型アクチュエータ（１７〜２２）を駆動するこ
とで任意に変動させることが可能である。
宇宙機支持機構制御器３０で実現することによって、力
検出器２６で検出した力信号４０をもとに回転型アクチ
ュエータ（１７〜２２）への指令信号４１を宇宙機支持
機構制御器３０によって生成し、宇宙機ダイナミクスモ
デル２５の位置・姿勢をベースプレート２３に固定され
た各回転型アクチュエータ（１７〜２２）を駆動するこ
とで任意に変動させることが可能である。
【００１６】
【発明の効果】本発明の宇宙機ダイナミクス模擬装置
は、以上に説明したとおり、アクチュエータ部２７なら
びに姿勢検出器２８を搭載した宇宙機ダイナミクスモデ
ル２５を、力検出器２６を装備した６自由度動作が可能
な宇宙機支持機構２９上に装着することで、宇宙機の６
自由度ダイナミクスを地上において模擬することが可能
となり、各軸間の干渉などを地上で検証することが容易
となる効果を奏するものである。
は、以上に説明したとおり、アクチュエータ部２７なら
びに姿勢検出器２８を搭載した宇宙機ダイナミクスモデ
ル２５を、力検出器２６を装備した６自由度動作が可能
な宇宙機支持機構２９上に装着することで、宇宙機の６
自由度ダイナミクスを地上において模擬することが可能
となり、各軸間の干渉などを地上で検証することが容易
となる効果を奏するものである。
【図１】従来の宇宙機ダイナミクス模擬装置を示す構成
図。
図。
【図２】本発明の一実施例を示す構成図。
【図３】宇宙機支持機構を示す構成図。
【図４】宇宙機支持機構の動きを示す図。
【図５】宇宙機支持機構の幾何学的パラメータを示す
図。
図。
１ 一軸空気軸受テーブル ２ 搭載機器 ３ 支持台 ４ 高圧空気供給用パイプ ５ テーブル角度検出器 ６ ＤＣブラシレスモータステータ ７ ＤＣブラシレスモータロータ ８ 床 ９ 宇宙機ダイナミクスシミュレータ １０ ＤＣブラシレスモータ駆動回路 １１ ２リンクアーム（１） １２ ２リンクアーム（２） １３ ２リンクアーム（３） １４ ２リンクアーム（４） １５ ２リンクアーム（５） １６ ２リンクアーム（６） １７ 回転型アクチュエータ（１） １８ 回転型アクチュエータ（２） １９ 回転型アクチュエータ（３） ２０ 回転型アクチュエータ（４） ２１ 回転型アクチュエータ（５） ２２ 回転型アクチュエータ（６） ２３ ベースプレート ２４ アッパープレート ２５ 力検出器 ２６ 宇宙機ダイナミクスモデル ２７ 宇宙機姿勢制御用アクチュエータ部 ２８ 宇宙機姿勢検出器 ２９ 宇宙機支持機構 ３０ 宇宙機支持機構制御部 ３１ ユニバーサルジョイント（１） ３２ ボールジョイント（１） ４０ 力信号 ４１ 指令信号
Claims (1)
- 【請求項１】 宇宙機の軌道上でのダイナミクスを地上
において模擬する宇宙機ダイナミクス模擬装置におい
て、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リンクアームと、前記各２リ
ンクアームの一端に装着した前記回転型アクチュエータ
を固定するベースプレートと、他端に装着した前述ボー
ルジョイントを介して前記各２リンクアームと接続する
アッパープレートからなり、前記各回転型アクチュエー
タの回転角を調整することで、前記アッパープレートの
３次元的位置ならびに姿勢を自由に変更することを可能
とする宇宙機支持機構と、本体内部に自身の姿勢を変化
させるアクチュエータと自身の姿勢変動を検出する姿勢
検出器を装備した宇宙機ダイナミクスモデルと、前記ア
ッパープレートと前記宇宙機ダイナミクスモデルを接続
し、かつ前記宇宙機ダイナミクスモデルに加わる外力や
前記宇宙機ダイナミクスモデル自身が発生する力を検出
する力検出器と、前記力検出器によって検出された力を
もとに前記宇宙機ダイナミクスモデルがとるべき姿勢を
算出し、前記各回転型アクチュエータに対する指令信号
を生成する宇宙機支持機構制御器を具備したことを特徴
とする宇宙機ダイナミクス模擬装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP33797493A JP2710201B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | 宇宙機ダイナミクス模擬装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP33797493A JP2710201B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | 宇宙機ダイナミクス模擬装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07187100A true JPH07187100A (ja) | 1995-07-25 |
| JP2710201B2 JP2710201B2 (ja) | 1998-02-10 |
Family
ID=18313753
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP33797493A Expired - Fee Related JP2710201B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | 宇宙機ダイナミクス模擬装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2710201B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100455719B1 (ko) * | 2002-11-27 | 2004-11-06 | 한국전자통신연구원 | 위성 시뮬레이션을 위한 모델링 시스템 및 그 방법 |
| CN103569377A (zh) * | 2012-08-06 | 2014-02-12 | 深圳航天东方红海特卫星有限公司 | 用于在轨服务的空间目标模拟系统 |
| CN106404346A (zh) * | 2015-07-31 | 2017-02-15 | 北京航天计量测试技术研究所 | 大口径相机重力变形对像质影响测试设备 |
| CN108945537A (zh) * | 2018-08-31 | 2018-12-07 | 天津航天机电设备研究所 | 基于双级气浮的航天器三维零重力模拟装置 |
| CN116654301A (zh) * | 2023-07-17 | 2023-08-29 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于并联机构的微重力模拟装置 |
-
1993
- 1993-12-28 JP JP33797493A patent/JP2710201B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP2710201B2 (ja) | 1998-02-10 |
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