CN103261029A - 接合器及有效载荷发射用火箭 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于，提供能够以简单的结构降低向有效载荷输入的振动的接合器及有效载荷发射用火箭。本发明所涉及的接合器（1）是设于有效载荷和火箭部之间的接合器（1），该接合器（1）抑制收容于有效载荷发射用火箭的有效载荷的振动，该接合器（1）具备：具有外筒（11）和内筒（12）的双层结构的筒部件；第一弹性部件（21），在筒部件的一端与外筒（11）和内筒（12）结合；及第二弹性部件（22），在筒部件的另一端与外筒和内筒结合，在筒部件的一端侧的内筒侧或外筒侧与有效载荷连接，在筒部件的另一端侧的外筒侧或内筒侧与火箭部的前端连接。

Description

接合器及有效载荷发射用火箭

技术领域

本发明涉及配置于有效载荷和火箭部之间的接合器及设有该接合器的有效载荷发射用火箭。

背景技术

有效载荷发射用火箭中，在由燃料部、火箭发动机构成的火箭部的前端侧搭载人造卫星、探测器等有效载荷。在发射用火箭的飞行过程中，为了降低向有效载荷输入的振动，在有效载荷和火箭部之间设置缓冲体等。

在专利文献1中，公开了与搭载于发射用火箭的、具备减振器的载荷振动绝缘装置有关的技术。而且，在专利文献2中，公开了与具备防止火箭机轴方向上的振动和有效载荷的摇摆的缓冲缸装置的减振机构有关的技术。而且，在专利文献3中，公开了与具备对火箭机轴方向上的振动进行缓冲的缓冲体和防止有效载荷摇摆的扭杆的减振机构有关的技术。

专利文献1：日本特表2001-509866号公报（图2a、图2b、图3）

专利文献2：日本特开2000-289697号公报（图1、图2）

专利文献3：日本特开2000-289699号公报（图1、图2）

发明内容

火箭的振动载荷以火箭机轴方向为主，在有效载荷和火箭部之间配置刚性低的弹簧，从而能够抑制高频的振动传递。但是，有效载荷的上端并不固定于火箭而仅下端固定于缓冲体等弹簧上，因此存在有效载荷的摇摆运动大这样的问题。因此，在专利文献1中，通过组合多个减振器，使平移运动和旋转运动衰减。而且，在专利文献2中，通过具备由铅垂缸和与铅垂缸连接的水平缸构成的缓冲缸装置，可同时抑制火箭机轴方向上的振动和有效载荷的摇摆。而且，在专利文献3中，通过沿机轴方向配置刚性低的层叠橡胶并且配置扭杆，能够抑制有效载荷的摇摆运动。

但是，专利文献1～3的减振机构中，结构部件较多且复杂，存在发射用火箭的重量增加这样的问题。而且，该减振机构中，各部件的成本、装配成本、产品管理所需的成本较高。而且，由于是复杂的机构，因此难以确保减振机构整体的可靠性。即，由于存在构成减振机构的层叠橡胶、联杆机构的动态特性的非线形性、温度特性、装配公差等的偏差等多个原因，因此存在难以确保稳定的质量的问题。

本发明鉴于这样的情况而作出，其目的在于提供能够以简单的结构降低向有效载荷输入的振动的接合器及有效载荷发射用火箭。

为了解决上述问题，本发明的接合器及有效载荷发射用火箭采用以下方案。

即，本发明的第一方式所涉及的接合器是设于有效载荷和火箭部之间的接合器，并抑制收容于有效载荷发射用火箭的有效载荷的振动，上述接合器具备：具有外筒和内筒的双层结构的筒部件；第一弹性部件，在筒部件的一端与外筒和内筒连接；及第二弹性部件，在筒部件的另一端与外筒和内筒连接，在筒部件的一端侧的内筒侧或外筒侧与有效载荷连接，在筒部件的另一端侧的外筒侧或内筒侧与火箭部的前端连接。

根据本发明的第一方式，筒部件在一端与第一弹性部件结合，在另一端与第二弹性部件结合，且在筒部件的一端的内筒侧（或外筒侧）与人造卫星等有效载荷连接，在筒部件的另一端的外筒侧（或内筒侧）与火箭部前端连接。而且，在输入有火箭机轴方向上的振动载荷时，第一弹性部件和第二弹性部件沿机轴方向进行弯曲变形，以抑制有效载荷的机轴方向上的振动，在输入有摇摆振动时，第一弹性部件和第二弹性部件利用轴向力方向上的刚性进行抵抗，以抑制有效载荷的摇摆振动。筒部件可以是圆锥台形，也可以是圆柱形，而且平面不限于圆形，也可以是具有四边形等多边形状的多边锥台形或多边柱形。

在本发明的第一方式中，优选为，第一弹性部件或第二弹性部件的与火箭机轴方向垂直的方向上的刚性大于火箭机轴方向上的刚性。

根据本发明的第一方式，第一弹性部件或第二弹性部件的弯曲刚性较低，拉伸刚性及压缩刚性较高，对于火箭机轴方向上的振动，通过弯曲变形来柔和地抑制振动，对于摇摆振动，沿轴向力方向具有刚性以抑制振动。第一弹性部件或第二弹性部件也可以是例如与内筒和外筒结合的环形板簧，或是与内筒和外筒结合的从上部或下部观察时呈放射状设置的多个棒状部件。

在本发明的第一方式中，也可以沿着第一弹性部件或第二弹性部件来设置第一衰减部件。

根据本发明的第一方式，通过第一衰减部件，能够有效地使向有效载荷输入的火箭机轴方向上的振动、摇摆振动衰减。第一衰减部件例如是在第一弹性部件或第二弹性部件为板簧时贴附于板簧的粘弹性部件。粘弹性部件也可以以被限制件和板簧夹持的方式设置。通过将限制件设成与板簧相比变形较小的部件，能够使粘弹性部件进一步变形。

在本发明的第一方式中，也可以在外筒和内筒之间设置第二衰减部件。

根据本发明的第一方式，能够有效地使向有效载荷输入的火箭机轴方向上的振动、摇摆振动衰减。第二衰减部件设于由外筒和内筒构成的双层结构之间，例如，是粘弹性部件或钢丝绳（例如安力定（エニダイン/Enidine）公司制作的钢丝绳防振器）。

在本发明的第一方式中，第一弹性部件或第二弹性部件可以是板簧。

若第一弹性部件或第二弹性部件是板簧，则结构稳定，能够抑制有效载荷的火箭机轴方向上的振动，或抑制摇摆振动。

本发明的第二方式所涉及的有效载荷发射用火箭设有上述任一结构的接合器。

根据本发明的第二方式，由于接合器抑制有效载荷的火箭机轴方向上的振动，抑制摇摆振动，因此作为减振机构不需要复杂的部件，能够以简单且可靠性高的结构降低振动。

发明效果

根据本发明，能够以简单的结构降低向有效载荷输入的振动。

附图说明

图1是表示本发明的发射用火箭的前端部分的纵向剖视图。

图2是表示本发明的接合器的纵向剖视图。

图3是表示本发明的接合器的立体图。

图4是将本发明的接合器的一部分切出而得到的局部立体图。

图5是表示本发明的接合器的板簧部、粘弹性部件及限制件的局部放大图。

图6是表示本发明的接合器的纵向剖视图。

图7是表示本发明的接合器的纵向剖视图。

图8是表示本发明的接合器的变形例的俯视图。

图9是表示现有的接合器及弹簧的支撑方式的侧视图。

图10是表示本发明的接合器的支撑方式的侧视图。

具体实施方式

以下，参照附图对本发明所涉及的实施方式进行说明。

首先，对发射用火箭10的结构进行说明。图1是表示本发明的发射用火箭10的前端部分的纵向剖视图。

发射用火箭10由接合器1、有效载荷2、火箭部3及整流罩4等构成。接合器1具有后述的结构，设于有效载荷2与火箭部3之间，抑制火箭机轴方向上的振动和摇摆振动。有效载荷2例如是人造卫星、探测器等。有效载荷2的下端与接合器1的上端连接，有效载荷2的上端并不固定在发射用火箭10的任一部位而形成自由的自由端。

火箭部3由搭载有燃料的燃料部和火箭发动机等构成。火箭部3的上端与接合器1的下端连接。在发射用火箭10例如是多级火箭的情况下，在保持关闭整流罩4的状态下利用一级火箭部的火箭发动机到达一定的上空高度后，整流罩4被分割，利用二级火箭部（例如图1的火箭部3）的火箭发动机进一步推进而到达轨道上。之后，有效载荷2从接合器1分离，有效载荷2沿着轨道旋转。

接着，对本发明的接合器1的结构进行说明。图2是表示本发明的接合器1的纵向剖视图。图3是表示本发明的接合器1的立体图。图4是将本发明的接合器1的一部分切出而得到的局部立体图。

接合器1例如由外筒11、内筒12、上板簧21、下板簧22及粘弹性部件31等构成。

外筒11和内筒12形成双层结构，通过组合外筒11和内筒12而构成一个筒部件。在外筒11和内筒12之间，除了设置粘弹性部件31的部分之外的部分是中空的。而且，内筒12的内侧也是中空的。外筒11和内筒12分别如图2及图3所示，例如是圆锥台形。

外筒11和内筒12的刚性大于上板簧21、下板簧22的刚性。外筒11如图4所示地由板部件11a和肋11b构成。即，板部件11a通过肋11b来加强，从而确保刚性。内筒12的结构也与外筒11相同。外筒11和内筒12的结构不限定于该示例，也可以是其他结构。

上板簧21和下板簧22分别是第一弹性部件、第二弹性部件的一个示例，例如是环形。上板簧21在由外筒11和内筒12构成的筒部件的上端，设于外筒11和内筒12之间，下板簧22在由外筒11和内筒12构成的筒部件的下端，设于外筒11和内筒12之间。上板簧21、下板簧22的外周与外筒11连接，上板簧21、下板簧22的内周与内筒12连接。上板簧21、下板簧22例如通过紧固件而与外筒11、内筒12连接。

上板簧21和下板簧22的与火箭机轴方向垂直的方向（图2中左右方向）的刚性大于火箭机轴方向（图2中上下方向）的刚性。关于上板簧21和下板簧22在沿半径方向切断时的截面中的半径方向上的长度和板厚的纵横尺寸比，半径方向上的长度较长。通过具有这样的性质或形状，上板簧21和下板簧22的弯曲刚性低，拉伸刚性及压缩刚性高。

板簧一般是作为结构部件具有实际成果的部件，通过将第一弹性部件、第二弹性部件设为板簧，能够使接合器1结构稳定而抑制振动。

本发明中，作为第一弹性部件、第二弹性部件的一个示例，对上板簧21和下板簧22的情况进行了说明，但本发明并不限于该示例。只要第一弹性部件或第二弹性部件的与火箭机轴方向垂直的方向上的刚性大于火箭机轴方向上的刚性即可。使用图8，对第一弹性部件的变形例进行说明。图8是表示本发明的接合器1的变形例的俯视图。棒状部件23的与火箭机轴方向垂直的方向上的刚性大于火箭机轴方向上的刚性。棒状部件23的截面可以是圆形，也可以是四边形等多边形。而且，在外筒11和内筒12的上端呈放射状配置多个棒状部件23来作为第一弹性部件。也可以在外筒11和内筒12的下端同样地呈放射状配置多个棒状部件。通过这样的结构，外筒11和内筒12之间的部件与上板簧21和下板簧22同样地，弯曲刚性低，拉伸刚性及压缩刚性高。

图2所示的粘弹性部件31是第二衰减部件的一个示例，一端与外筒11连接而另一端与内筒12连接，设于由外筒11和内筒12构成的双层结构之间。通过设置粘弹性部件31，接合器1能够有效地使向有效载荷2输入的火箭机轴方向上的振动、摇摆振动衰减。粘弹性部件31例如是丙烯高分子，具有弹性的性质且在输入剪切力而变形后将变形力转换为热能而使振动衰减。

本发明的第二衰减部件不限于上述粘弹性部件31，也可以是钢丝绳（例如安力定（エニダイン/Enidine）公司制作的钢丝绳隔振器）。钢丝绳具有因挠曲而产生的弹性的性质，且将钢丝绳内的摩擦力转换为热能而使振动衰减。

上板簧21和下板簧22可以由单个部件构成，如图5所示，也可以沿着板簧部41贴附粘弹性部件42。图5是表示本发明的接合器1的板簧部41、粘弹性部件42及限制件43的局部放大图。板簧部41是上板簧21或下板簧22。粘弹性部件42是第一衰减部件的一个示例，以被限制件43和板簧部41夹持的方式设置。通过将限制件43设成与板簧部41相比变形较小的部件，能够使粘弹性部件42进一步变形。粘弹性部件42具有与上述粘弹性部件31同样的材质、性质。

在将接合器1设置于发射用火箭10时，在筒部件的上端的内筒12侧即图2、图4的附图标记21a所示的位置与有效载荷2连接，在筒部件的下端的外筒11侧即图2、图4的附图标记22a所示的位置与火箭部3的前端连接。接合器1也可以在筒部件的上端的外筒11侧与有效载荷连接，此时筒部件的下端的内筒12侧与火箭部3的前端连接。

接着，对本发明的接合器1的作用进行说明。此处，对接合器1在筒部件的上端的内筒12侧与有效载荷2连接、在筒部件的下端的外筒11侧与火箭部3的前端连接的情况进行说明。图6及图7是表示本发明的接合器1的纵向剖视图。图6表示受到火箭机轴方向上的振动而使接合器1的内筒12沿机轴方向移动的状态，图7表示受到摇摆振动而使接合器1的内筒12在外筒11内沿旋转方向发生位移的状态。

当向接合器1输入火箭机轴方向上的振动时，如图6所示，将上板簧21和下板簧22与外筒11连接的端部设为固定端，将另一侧端部即与内筒12连接的端部设为自由端而进行弯曲变形。其结果为，通过上板簧21和下板簧22的弯曲变形，能够柔和地抑制接合器1在火箭机轴方向上的振动。

另一方面，当例如有效载荷2产生摇摆运动而向接合器1输入摇摆振动时，如图7所示，上板簧21和下板簧22利用轴向力方向（即与火箭机轴方向垂直的方向）的刚性进行抵抗，能够抑制有效载荷2的摇摆振动。

上板簧21和下板簧22沿火箭机轴方向具有臂长而进行两点配置，因此能够提高本发明的接合器相对于摇摆振动的刚性。

而且，在外筒11和内筒12之间设有粘弹性部件31等的情况下、在沿着上板簧21、下板簧22设有粘弹性部件42的情况下，能够有效地使向有效载荷2输入的火箭机轴方向上的振动、摇摆振动衰减。

现有的接合器为单层结构，本发明的接合器1为双层结构，但只要通过组合外筒11和内筒12而具有与现有的接合器相同的强度即可，与现有的接合器相比可将总重量的增加抑制在最小限度。而且，本发明不需要层叠橡胶、扭杆这样的功能件，可将重量的增加抑制在最小限度。

而且，接合器1的外筒11和内筒12具有与现有的接合器基本相同的形状，能够移用现有的接合器的制造技术。而且，接合器1的装配容易，结构比较简单，因此能够减少产品管理。其结果为，本发明的接合器1能够抑制制造成本的上升。

而且，本发明的接合器1能够抑制火箭机轴方向上的振动、摇摆振动，因此具有兼顾现有的接合器和减振机构的功能，通过将接合器1应用到发射用火箭10中，从而不需要现有那样的减振机构。因此，如图1那样，若现有的有效载荷的上端位置为双点划线所示的2a，则能够使有效载荷2的位置降低与以往所需的减振机构的高度相应的量。因此，与以往相比，能够确保发射用火箭10的整流罩4内空间较宽阔。

而且，不存在设于现有减振机构的复杂滑动部等，本发明的接合器1的产品可靠性高。

如上所述，本发明的接合器1中，对于向有效载荷输入的火箭机轴方向上的振动，通过弯曲变形而柔和地抑制振动，对于摇摆振动，沿轴向力方向具有刚性以抑制振动。而且，本发明的接合器1是移用了现有的接合器的结构样式的简单的结构。

接着，假定标准人造卫星为有效载荷2的一个示例，对试设计本发明的接合器1和现有的接合器5的示例进行说明。现有的接合器5是单层结构，如图9所示，在接合器5的下表面设置沿机轴方向具有弹性地支撑接合器5的弹簧6。图9是表示现有的接合器5及弹簧6的支撑方式的侧视图。

另一方面，本发明的接合器1具有上述的结构，是双层结构。接合器1在上端的附图标记21a所示的位置支撑人造卫星2，在下端的附图标记22a所示的位置与地面相接触而被支撑。图10是表示本发明的接合器1的支撑方式的侧视图。此时，分别对现有的接合器5及弹簧6的支撑方式和本发明的接合器1的支撑方式来比较机轴方向和摇摆方向上的固有振动频率。在表1中表示在将机轴方向上的刚性设为相等时比较摇摆方向上的固有振动频率而得出的结果。

（表1）

	现有的支撑方式	本发明的支撑方式
			摇摆方向	4（Hz）	10（Hz）
机轴方向	11（Hz）	11（Hz）

由表1的结果可知，本发明的接合器1的支撑方式的固有振动频率中的摇摆方向上的固有振动频率是现有的支撑方式的2.5倍。这表示，由本发明的接合器1的支撑方式获得的摇摆刚性是现有支撑方式的6.3倍。即，即使在通过采用本发明的接合器1而降低了机轴方向上的刚性的情况下，也能够防止摇摆刚性过度降低。通过规定接合器1的尺寸，能够进一步提高摇摆刚性。

在上述说明中，设于具有外筒和内筒的双层结构的筒部件的第一弹性部件或第二弹性部件的与火箭机轴方向垂直的方向上的刚性大于火箭机轴方向上的刚性，由此，接合器在输入有火箭机轴方向上的振动载荷时抑制有效载荷的机轴方向上的振动，且在输入有摇摆振动时抑制有效载荷的摇摆振动。另一方面，本发明不限于该示例，只要接合器在输入有火箭机轴方向上的振动载荷时能抑制有效载荷的机轴方向上的振动、且在被输入摇摆振动时抑制有效载荷的摇摆振动即可。因此，只要能够构成那样的接合器，则也可以不像上述的第一弹性部件或第二弹性部件那样使与火箭机轴方向垂直的方向上的刚性大于火箭机轴方向上的刚性。

附图标记说明

1  接合器

2  有效载荷

3  火箭部

4  整流罩

10 发射用火箭

11 外筒

12 内筒

21 上板簧（第一弹性部件）

22 下板簧（第二弹性部件）

31 粘弹性部件

Claims (6)

1.一种接合器，设于有效载荷和火箭部之间，并抑制收容于有效载荷发射用火箭的有效载荷的振动，

所述接合器具备：具有外筒和内筒的双层结构的筒部件；

第一弹性部件，在所述筒部件的一端与所述外筒和所述内筒结合；及

第二弹性部件，在所述筒部件的另一端与所述外筒和所述内筒结合，

在所述筒部件的一端侧的所述内筒侧或所述外筒侧与所述有效载荷连接，在所述筒部件的另一端侧的所述外筒侧或所述内筒侧与火箭部的前端连接。

2.根据权利要求1所述的接合器，其中，

所述第一弹性部件或所述第二弹性部件的与火箭机轴方向垂直的方向上的刚性大于火箭机轴方向上的刚性。

3.根据权利要求1或2所述的接合器，其中，

沿着所述第一弹性部件或所述第二弹性部件设有第一衰减部件。

4.根据权利要求1～3中任一项所述的接合器，其中，

在所述外筒和所述内筒之间设有第二衰减部件。

5.根据权利要求1～4中任一项所述的接合器，其中，

所述第一弹性部件或所述第二弹性部件是板簧。

6.一种有效载荷发射用火箭，其设有权利要求1至5中任一项所述的接合器。

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