ヨーヨーの回転を止めます

フェニックス宇宙船とPAM-D を示すアニメーション。ステージは連続的に回転、発射、ヨーヨーの回転解除、投棄されます。

ヨーヨー式デスピン機構は、衛星のスピンを減らすために使われる装置で、通常は打ち上げ直後に使われる。この装置は、両端に重りの付いた2本のケーブルで構成されている。ケーブルは、ダブルヨーヨーのように、最終段や衛星に巻き付けられる。重りが解放されると、ロケットの回転によって重りがスピン軸から外れる。これにより、重りに十分な角運動量が伝達され、衛星のスピンを所望の値まで減らすことができる。その後、重りは解放されることが多い。^[1]

デスピンが必要なのは、最終段の一部がスピン安定化されており、発射中に安定を保つためにかなり速い回転（現在では通常30～60 rpmですが、パイオニアなどの初期のミッションでは600 rpm以上で回転しました^{[2] ）が必要なためです。（固体燃料ロケットモーターの}スター48を例に挙げます。）発射後、そのようなスピン速度は衛星の姿勢制御の能力を超えているため、衛星を単純に切り離すことはできません。そのため、ロケット発射後、衛星を切り離す前に、ヨーヨーウェイトを使用してスピン速度を衛星が通常動作で対処できる速度（多くの場合2～5 RPM）まで下げます。^[3] ヨーヨーデスピンシステムは、サブオービタルサウンディングロケット飛行でよく使用されます。これは、ロケットが上昇中にスピン安定化され、ペイロードの姿勢制御システムを使用してロールをキャンセルするための飛行時間が最小限であるためです。^[4]

ヨーヨーによるスピン抑制の一例として、ドーン宇宙船では、およそ3キログラム（6.6ポンド）の重りと12メートル（39フィート）のケーブルによって、1,420キログラム（3,130ポンド）の宇宙船の初期スピン速度が反対方向の46 RPMから3 RPMに低下しました。^[5] 比較的小さな重りはスピン軸から離れているため大きな効果があり、その効果はケーブルの長さの2乗に比例して増大します。

ヨーヨーのデスピンはカリフォルニア工科大学のジェット推進研究所で発明され、製造され、テストされました。^[6]

ヨーヨーのハードウェアは軌道ミッションにおけるスペースデブリ問題の一因となる可能性があるが、ケーブルと重りも脱出軌道上にあるため、 ドーンなどの地球脱出ミッションの上段で使用される場合は問題にならない。

ヨウウェイト

ときには、単一の重りとケーブルだけが使用されることもあります。このような配置は、俗に「ヨーウェイト」と呼ばれています。最終段が固体ロケットの場合、宇宙船の放出後もその段はわずかに推力を継続する場合があります。これは、大きな燃焼がなくても、モーターケース内の残留燃料と断熱材がガスを放出するためです。いくつかのケースでは、使用済みの段がペイロードに衝突しました。^{[7]たとえば、}おおすみの4回目の打ち上げでは、ラムダ4Sロケットの3段目が4段目に衝突しました。^[8]対応する重りなしで1つの重りを使用することで、段は最終的に回転します。回転運動により、残留推力が一方向に蓄積されるのを防ぎます。代わりに、段の排気は、広範囲の方向にわたって平均化され、はるかに低い値になります。

2009年3月、残されたヨットが国際宇宙ステーションに近づきすぎて恐怖を引き起こした。^[9]

参照

さらに読む

Cornille, HJ, Jr.、「回転する宇宙船の回転速度を正確に低減する方法」、NASA 技術ノート D-1420、1962 年 10 月。

Fedor, JV、「衛星の回転を阻止するストレッチヨーヨーの解析理論」、NASA 技術ノート D-1676、1963 年 4 月。

Fedor, JV、「衛星用ヨーヨーデスピン機構の理論と設計曲線」、NASA 技術ノート D-708、1961 年 8 月。

参考文献

^ 「宇宙デブリの軽減：行動規範の必要性」ESA欧州宇宙機関 2005年4月15日2014年11月14日閲覧。
^ Juno II 概要プロジェクト報告書、第 2 巻(PDF) (技術レポート)。NASA。1962 年。D-608。
^ Scott R. Starin および John Eterno (2011 年 1 月)。「姿勢決定および制御システム」(PDF)。NASA。
^ 「サウンディングロケットの一般的な説明」ジョンズ・ホプキンス大学。2013年2月21日。
^ ドーンジャーナル、2007年9月12日
^ US 3030049、ピルキントン・ジュニア、ウィリアム・C、マクドナルド、ウィリアム・S、ウェルズ、ウィラード・H、「衛星スピン制御」、1962年4月17日発行、米国陸軍長官に割り当て
^ 石井伸明 (2005年3月). 「アンバランスヨーヨー機構を用いた探査ロケットの分離運動解析」. ISAS Proceedings of 14th Workshop on Astrodynamics and Flight Mechanics 2004: A Collection of Technical Papers : 105–109. ISSN 0918-8053. S2CID 125586338.探査ロケット実験や衛星投入の最終段階では、ペイロードセクションまたは衛星が下部モーターから分離される際に、残留推力によるモーターの衝突を回避する必要があります。従来、衝突回避にはタンブルモーター (小型固体ロケット推進剤) またはヨータンブラーが利用されています。
^ クレブス、グンター・ディルク。「Ohsumi」。Gunter 's Space Page 。 2024年6月28日閲覧。
^ 「宇宙ステーションの乗組員が宇宙ゴミと危うく遭遇」USA Today 2009年3月12日。2009年3月25日時点のオリジナルよりアーカイブ。

[1] 「宇宙デブリの軽減：行動規範の必要性」ESA欧州宇宙機関 2005年4月15日2014年11月14日閲覧。

[2] Juno II 概要プロジェクト報告書、第 2 巻(PDF) (技術レポート)。NASA。1962 年。D-608。

[3] Scott R. Starin および John Eterno (2011 年 1 月)。「姿勢決定および制御システム」(PDF)。NASA。

[4] 「サウンディングロケットの一般的な説明」ジョンズ・ホプキンス大学。2013年2月21日。

[5] ドーンジャーナル、2007年9月12日

[6] US 3030049、ピルキントン・ジュニア、ウィリアム・C、マクドナルド、ウィリアム・S、ウェルズ、ウィラード・H、「衛星スピン制御」、1962年4月17日発行、米国陸軍長官に割り当て

[7] 石井伸明 (2005年3月). 「アンバランスヨーヨー機構を用いた探査ロケットの分離運動解析」. ISAS Proceedings of 14th Workshop on Astrodynamics and Flight Mechanics 2004: A Collection of Technical Papers : 105–109. ISSN 0918-8053. S2CID 125586338.探査ロケット実験や衛星投入の最終段階では、ペイロードセクションまたは衛星が下部モーターから分離される際に、残留推力によるモーターの衝突を回避する必要があります。従来、衝突回避にはタンブルモーター (小型固体ロケット推進剤) またはヨータンブラーが利用されています。

[8] クレブス、グンター・ディルク。「Ohsumi」。Gunter 's Space Page 。 2024年6月28日閲覧。

[9] 「宇宙ステーションの乗組員が宇宙ゴミと危うく遭遇」USA Today 2009年3月12日。2009年3月25日時点のオリジナルよりアーカイブ。