JP2000153800A - 宇宙機分離機構 - Google Patents
宇宙機分離機構Info
- Publication number
- JP2000153800A JP2000153800A JP10328956A JP32895698A JP2000153800A JP 2000153800 A JP2000153800 A JP 2000153800A JP 10328956 A JP10328956 A JP 10328956A JP 32895698 A JP32895698 A JP 32895698A JP 2000153800 A JP2000153800 A JP 2000153800A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- bolt
- tension
- clamp band
- spacecraft
- clamp
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Clamps And Clips (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 クランプバンド方式の宇宙機分離機構におい
て、軌道上での分離の際に、クランプバンドの張力が高
いために、機体を回転させるように大きな外乱モーメン
トが発生し、分離後の宇宙機の姿勢制御系への負担を重
くしているという問題があったので、分離の前に、クラ
ンプバンドの張力を低下させることを目的とする。 【解決手段】 クランプバンドの張力解放を２段階と
し、クランプバンドに張力を掛けている２箇所のボルト
の内、最初に切断するボルトの方に並列に、張力解放を
一旦停止するストッパまたは間隙拡大速度を制限する減
速器を備えることにより、打ち上げ荷重に耐えるのに十
分な初期張力を持たせながら、外乱モーメント発生の原
因となっていた、機体分離の瞬間のクランプバンドの残
留張力を緩和するようにした。
て、軌道上での分離の際に、クランプバンドの張力が高
いために、機体を回転させるように大きな外乱モーメン
トが発生し、分離後の宇宙機の姿勢制御系への負担を重
くしているという問題があったので、分離の前に、クラ
ンプバンドの張力を低下させることを目的とする。 【解決手段】 クランプバンドの張力解放を２段階と
し、クランプバンドに張力を掛けている２箇所のボルト
の内、最初に切断するボルトの方に並列に、張力解放を
一旦停止するストッパまたは間隙拡大速度を制限する減
速器を備えることにより、打ち上げ荷重に耐えるのに十
分な初期張力を持たせながら、外乱モーメント発生の原
因となっていた、機体分離の瞬間のクランプバンドの残
留張力を緩和するようにした。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、打ち上げロケッ
トと宇宙機、または、複数部分から構成される宇宙機同
志の、軌道上における分離に使用される機構に関するも
のである。
トと宇宙機、または、複数部分から構成される宇宙機同
志の、軌道上における分離に使用される機構に関するも
のである。
【０００２】
【従来の技術】図３は従来のクランプバンド方式の分離
機構を示す模式図であり、分離面での断面を表してい
る。また、図４は従来のクランプバンド方式の分離機構
で、機体軸を含む面による断面を示す模式図である。分
離される２つの機体の結合面では、フランジ１、及び、
フランジ２が突き合わされており、各々半周状のクラン
プバンド３及びクランプバンド４が、上記フランジ１及
びフランジ２の結合部分の外周を取り巻くように配置さ
れ、上記クランプバンド３及びクランプバンド４の端が
突き合わされている、１８０度離れた２箇所の隙間の部
分は、ボルト５及びボルト６によって各々結合されてい
る。上記ボルト５及びボルト６には、それぞれ、電気的
に点火され火薬によって作動するボルトカッタ７及びボ
ルトカッタ８が装備されている。分離スプリング９は、
上記フランジ１及びフランジ２の間に圧縮された状態で
取り付けられている。
機構を示す模式図であり、分離面での断面を表してい
る。また、図４は従来のクランプバンド方式の分離機構
で、機体軸を含む面による断面を示す模式図である。分
離される２つの機体の結合面では、フランジ１、及び、
フランジ２が突き合わされており、各々半周状のクラン
プバンド３及びクランプバンド４が、上記フランジ１及
びフランジ２の結合部分の外周を取り巻くように配置さ
れ、上記クランプバンド３及びクランプバンド４の端が
突き合わされている、１８０度離れた２箇所の隙間の部
分は、ボルト５及びボルト６によって各々結合されてい
る。上記ボルト５及びボルト６には、それぞれ、電気的
に点火され火薬によって作動するボルトカッタ７及びボ
ルトカッタ８が装備されている。分離スプリング９は、
上記フランジ１及びフランジ２の間に圧縮された状態で
取り付けられている。
【０００３】宇宙機を打ち上げる時には、激しい加速度
及び振動荷重が加わるため、軌道上で分離する２つの機
体が、打ち上げ時の荷重環境で分離してしまわないよう
に、強い力で結合しておく必要がある。このため、上記
ボルト５及びボルト６を締め付けて、クランプバンド３
とクランプバンド４の間の間隙を縮めることで、強い張
力を掛けた状態で打ち上げる。クランプバンドの張力が
強い程、フランジ１及びフランジ２を結合する力が強く
なるので、打ち上げ時の加速度や振動による荷重に耐え
て、２つの機体の結合が保たれる。
及び振動荷重が加わるため、軌道上で分離する２つの機
体が、打ち上げ時の荷重環境で分離してしまわないよう
に、強い力で結合しておく必要がある。このため、上記
ボルト５及びボルト６を締め付けて、クランプバンド３
とクランプバンド４の間の間隙を縮めることで、強い張
力を掛けた状態で打ち上げる。クランプバンドの張力が
強い程、フランジ１及びフランジ２を結合する力が強く
なるので、打ち上げ時の加速度や振動による荷重に耐え
て、２つの機体の結合が保たれる。
【０００４】軌道上で２つの機体が分離されるときに
は、図５に示すように、ボルトカッタ７及びボルトカッ
タ８がほぼ同時に点火され、ボルト５及びボルト６が切
断される。これにより、クランプバンド３及びクランプ
バンド４に加えられていた張力が無くなると同時に、ク
ランプバンド自身が弾性力により縮もうとする力によ
り、フランジ１及びフランジ２から半径方向に離れるよ
うに弾き飛ばされる。これにより、図６に示すように、
フランジ１及びフランジ２を拘束するものが無くなり、
２つの機体は、分離スプリング９により押し出されて分
離する。
は、図５に示すように、ボルトカッタ７及びボルトカッ
タ８がほぼ同時に点火され、ボルト５及びボルト６が切
断される。これにより、クランプバンド３及びクランプ
バンド４に加えられていた張力が無くなると同時に、ク
ランプバンド自身が弾性力により縮もうとする力によ
り、フランジ１及びフランジ２から半径方向に離れるよ
うに弾き飛ばされる。これにより、図６に示すように、
フランジ１及びフランジ２を拘束するものが無くなり、
２つの機体は、分離スプリング９により押し出されて分
離する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従来のクランプバンド
方式の分離機構は、上記のように構成されており、クラ
ンプバンド３及びクランプバンド４の結合を１８０度離
れた２箇所から、できるだけ同時に切り離すようにして
いるが、実際には、ボルトカッタ７及びボルトカッタ８
の動作の時間差を無くすことはできないので、図７に示
すように、どちらか一方のボルトカッタが先に動作し、
片側のみからクランプバンドが開き始めることになる。
図７においては、ボルトカッタ７の方がボルトカッタ８
よりも先に動作し、ボルト５の方が、ボルト６よりも先
に切断された直後で、クランプバンド３及びクランプバ
ンド４を伝搬する弾性波が、ボルト６の近傍に到達する
前の状態を示している。クランプバンド３及びクランプ
バンド４には、打ち上げ時の激しい荷重環境に耐えるた
め強い張力を掛けているので、図７のような状況では、
先に切断されたボルト５の近傍では張力が無くなって
も、切断されていないボルト６の近傍には、打ち上げ時
の強い張力が残るので、その張力が周方向に積分された
効果として、張力に比例した力がボルト６の方からボル
ト５の方に向かって発生し、フランジ１及びフランジ２
に作用するので、分離後の機体を回転させる外乱モーメ
ントとなって、分離後の宇宙機の姿勢制御系への負担を
重くしているという問題があった。
方式の分離機構は、上記のように構成されており、クラ
ンプバンド３及びクランプバンド４の結合を１８０度離
れた２箇所から、できるだけ同時に切り離すようにして
いるが、実際には、ボルトカッタ７及びボルトカッタ８
の動作の時間差を無くすことはできないので、図７に示
すように、どちらか一方のボルトカッタが先に動作し、
片側のみからクランプバンドが開き始めることになる。
図７においては、ボルトカッタ７の方がボルトカッタ８
よりも先に動作し、ボルト５の方が、ボルト６よりも先
に切断された直後で、クランプバンド３及びクランプバ
ンド４を伝搬する弾性波が、ボルト６の近傍に到達する
前の状態を示している。クランプバンド３及びクランプ
バンド４には、打ち上げ時の激しい荷重環境に耐えるた
め強い張力を掛けているので、図７のような状況では、
先に切断されたボルト５の近傍では張力が無くなって
も、切断されていないボルト６の近傍には、打ち上げ時
の強い張力が残るので、その張力が周方向に積分された
効果として、張力に比例した力がボルト６の方からボル
ト５の方に向かって発生し、フランジ１及びフランジ２
に作用するので、分離後の機体を回転させる外乱モーメ
ントとなって、分離後の宇宙機の姿勢制御系への負担を
重くしているという問題があった。
【０００６】従って、この発明は、上記のような問題点
を解消するためになされたものであり、打ち上げ時の荷
重条件を満足しながら、軌道上での分離時に機体を回転
させる外乱の発生を抑制する分離機構を実現することを
目的とする。
を解消するためになされたものであり、打ち上げ時の荷
重条件を満足しながら、軌道上での分離時に機体を回転
させる外乱の発生を抑制する分離機構を実現することを
目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この発明による宇宙機分
離機構においては、分離の手順を２段階とし、最初にク
ランプバンドに加わる強い張力を緩めて、次に張力を完
全に解放し、機体を分離させるようにすることで、最終
的な機体分離の瞬間に加わっている張力を緩和し、外乱
モーメントの発生を抑制することができる。
離機構においては、分離の手順を２段階とし、最初にク
ランプバンドに加わる強い張力を緩めて、次に張力を完
全に解放し、機体を分離させるようにすることで、最終
的な機体分離の瞬間に加わっている張力を緩和し、外乱
モーメントの発生を抑制することができる。
【０００８】
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１はこの発明の
実施の形態１を示す模式図であり、図において１は一方
の宇宙機のフランジ、２はもう一方の宇宙機のフラン
ジ、３はクランプバンドの一方の半周分、４はクランプ
バンドのもう一方の半周分、５はクランプバンド３とク
ランプバンド４の一方の結合点を結合するボルト、６は
クランプバンドの１８０度離れたもう一方の結合点を結
合するボルト、７は電流が供給されると火薬が点火され
てボルト５を切断するボルトカッタ、８はボルト６を切
断するボルトカッタ、９は２つの機体を押し出す力を発
生する分離スプリング、１０はボルト５に並列に取り付
けられ、クランプバンド３とクランプバンド４の端部の
変位量を拘束するストッパである。
実施の形態１を示す模式図であり、図において１は一方
の宇宙機のフランジ、２はもう一方の宇宙機のフラン
ジ、３はクランプバンドの一方の半周分、４はクランプ
バンドのもう一方の半周分、５はクランプバンド３とク
ランプバンド４の一方の結合点を結合するボルト、６は
クランプバンドの１８０度離れたもう一方の結合点を結
合するボルト、７は電流が供給されると火薬が点火され
てボルト５を切断するボルトカッタ、８はボルト６を切
断するボルトカッタ、９は２つの機体を押し出す力を発
生する分離スプリング、１０はボルト５に並列に取り付
けられ、クランプバンド３とクランプバンド４の端部の
変位量を拘束するストッパである。
【０００９】以下、発明の実施の形態１の動作について
図１を使って説明する。軌道上で宇宙機を分離する場
合、最初にボルトカッタ７を動作させ、ボルト５を切断
する。ボルト５が切断されると、クランプバンド３とク
ランプバンド４の張力が低下し、縮みながら隙間が広が
って行くが、ストッパ１０によって、クランプバンド間
の間隙の距離の広がりを途中で一旦止めることができ
る。この距離は、ストッパ１０による隙間の距離の設定
によって、クランプバンド３及び４が完全には張力を失
わず、軌道上の微小重力環境で２つの機体を繋ぎ止めて
おくのには必要なレベルの張力を残すように設定するこ
とができる。次に、ボルトカッタ８を作動させ、ボルト
６を切断すると、その時点で残留している張力に比例し
た外乱力が、ボルト５からボルト６の方向に向かって発
生することになるが、この残留張力は打ち上げ時の張力
に較べて遥かに小さくできるので、外乱モーメントの発
生を無害なレベルに抑えることができる。
図１を使って説明する。軌道上で宇宙機を分離する場
合、最初にボルトカッタ７を動作させ、ボルト５を切断
する。ボルト５が切断されると、クランプバンド３とク
ランプバンド４の張力が低下し、縮みながら隙間が広が
って行くが、ストッパ１０によって、クランプバンド間
の間隙の距離の広がりを途中で一旦止めることができ
る。この距離は、ストッパ１０による隙間の距離の設定
によって、クランプバンド３及び４が完全には張力を失
わず、軌道上の微小重力環境で２つの機体を繋ぎ止めて
おくのには必要なレベルの張力を残すように設定するこ
とができる。次に、ボルトカッタ８を作動させ、ボルト
６を切断すると、その時点で残留している張力に比例し
た外乱力が、ボルト５からボルト６の方向に向かって発
生することになるが、この残留張力は打ち上げ時の張力
に較べて遥かに小さくできるので、外乱モーメントの発
生を無害なレベルに抑えることができる。
【００１０】実施の形態２．図２は、この発明の実施の
形態２を示す模式図であり、１から９は図１と同様であ
り、１１は、ボルトカッタ７が動作し、ボルト５が切断
されたときに、クランプバンド３とクランプバンド４の
間の間隙が開いて行く速度を所定の値以下に拘束する減
速器である。
形態２を示す模式図であり、１から９は図１と同様であ
り、１１は、ボルトカッタ７が動作し、ボルト５が切断
されたときに、クランプバンド３とクランプバンド４の
間の間隙が開いて行く速度を所定の値以下に拘束する減
速器である。
【００１１】以下、発明の実施の形態２の動作について
図２を使って説明する。軌道上で宇宙機を分離する場
合、最初にボルトカッタ７を動作させ、ボルト５を切断
する。ボルト５が切断されると、クランプバンド３とク
ランプバンド４の張力が低下し、縮みながら隙間が広が
って行くが、減速器１１によって、クランプバンド間の
間隙が広がる速度を、クランプバンド上を弾性波が伝播
する速度に較べて十分に遅く設定することができる。こ
れにより、クランプバンドの張力は周方向に一様化され
た状態で連続的に低下してゆくので、張力を周方向に積
分しても、一方向に作用する外乱力は発生しない。最後
に、ボルトカッタ８を作動させ、ボルト６を切断する
と、その時点で残留している張力は打ち上げ時の張力に
較べて遥かに小さくできるので、外乱モーメントの発生
を無害なレベルに抑えることができる。
図２を使って説明する。軌道上で宇宙機を分離する場
合、最初にボルトカッタ７を動作させ、ボルト５を切断
する。ボルト５が切断されると、クランプバンド３とク
ランプバンド４の張力が低下し、縮みながら隙間が広が
って行くが、減速器１１によって、クランプバンド間の
間隙が広がる速度を、クランプバンド上を弾性波が伝播
する速度に較べて十分に遅く設定することができる。こ
れにより、クランプバンドの張力は周方向に一様化され
た状態で連続的に低下してゆくので、張力を周方向に積
分しても、一方向に作用する外乱力は発生しない。最後
に、ボルトカッタ８を作動させ、ボルト６を切断する
と、その時点で残留している張力は打ち上げ時の張力に
較べて遥かに小さくできるので、外乱モーメントの発生
を無害なレベルに抑えることができる。
【００１２】
【発明の効果】この発明によれば、従来のクランプバン
ド方式の利点を活かしながら、分離後の機体に加わる回
転モーメントの外乱発生を抑制することができるので、
宇宙機の姿勢制御系の負担が軽減され、より低コストで
宇宙機の開発ができたり、姿勢制御の精度が改善され、
より高度なミッションに応用することができるようにな
る等の効果がある。
ド方式の利点を活かしながら、分離後の機体に加わる回
転モーメントの外乱発生を抑制することができるので、
宇宙機の姿勢制御系の負担が軽減され、より低コストで
宇宙機の開発ができたり、姿勢制御の精度が改善され、
より高度なミッションに応用することができるようにな
る等の効果がある。
【図１】 この発明による宇宙機分離機構の実施の形態
１を示す説明図である。
１を示す説明図である。
【図２】 この発明による宇宙機分離機構の実施の形態
２を示す説明図である。
２を示す説明図である。
【図３】 従来のクランプバンド方式の分離機構の分離
面による断面図である。
面による断面図である。
【図４】 従来のクランプバンド方式の分離機構の機体
軸を含む面による断面図である。
軸を含む面による断面図である。
【図５】 従来のクランプバンド方式の分離機構の分離
面による断面図であり、分離が完了した状態を示してい
る。
面による断面図であり、分離が完了した状態を示してい
る。
【図６】 従来のクランプバンド方式の分離機構の機体
軸を含む面による断面図であり、分離が完了した状態を
示している。
軸を含む面による断面図であり、分離が完了した状態を
示している。
【図７】 従来のクランプバンド方式の分離機構の分離
面による断面図であり、分離動作の途中の状態を示して
いる。
面による断面図であり、分離動作の途中の状態を示して
いる。
１ 一方の宇宙機のフランジ、２ もう一方の宇宙機の
フランジ、３ 一方の半周分のクランプバンド、４ も
う一方の半周分のクランプバンド、５ 一方のボルト、
６ もう一方のボルト、７ 一方のボルトカッタ、８
もう一方のボルトカッタ、９ 分離スプリング、１０
ストッパ、１１ 減速器。
フランジ、３ 一方の半周分のクランプバンド、４ も
う一方の半周分のクランプバンド、５ 一方のボルト、
６ もう一方のボルト、７ 一方のボルトカッタ、８
もう一方のボルトカッタ、９ 分離スプリング、１０
ストッパ、１１ 減速器。
Claims (2)
- 【請求項１】 打ち上げロケットと宇宙機、または、２
つの宇宙機の各々の一端に設けられた円形のフランジ
と、上記のフランジ同志を突き合わせた外周部を挟んで
包み込む半周づつの、２本で１組のクランプバンドと、
上記の半周づつのクランプバンドの両端をそれぞれ結合
する２本のボルトと、上記ボルトの各々に取り付けられ
たボルトカッタと、上記ボルトが切断された後に開いて
行くクランプバンド間の間隙が所定の距離以上に開いて
行かないように、クランプバンドの端部の変位を物理的
に拘束するストッパを備えたことを特徴とする宇宙機分
離機構。 - 【請求項２】 打ち上げロケットと宇宙機、または、２
つの宇宙機の各々の一端に設けられた円形のフランジ
と、上記のフランジ同志を突き合わせた外周部を挟んで
包み込む半周づつの、２本で１組のクランプバンドと、
上記の半周づつのクランプバンドの両端をそれぞれ結合
する２本のボルトと、上記ボルトの各々に取り付けられ
たボルトカッタと、上記ボルトが切断された後に開いて
行くクランプバンド端部間の速度を所定の値以下に拘束
する減速器を備えたことを特徴とする宇宙機分離機構。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10328956A JP2000153800A (ja) | 1998-11-19 | 1998-11-19 | 宇宙機分離機構 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10328956A JP2000153800A (ja) | 1998-11-19 | 1998-11-19 | 宇宙機分離機構 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000153800A true JP2000153800A (ja) | 2000-06-06 |
Family
ID=18215999
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10328956A Pending JP2000153800A (ja) | 1998-11-19 | 1998-11-19 | 宇宙機分離機構 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000153800A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011012903A (ja) * | 2009-07-02 | 2011-01-20 | Hiroto Hanyu | ロケット用火工品の無線点火装置と方法 |
| CN104627392A (zh) * | 2015-02-04 | 2015-05-20 | 浙江大学 | 轻型无冲击可重复利用的热刀式锁紧释放装置及控制方法 |
| EP3517448A1 (en) * | 2017-05-10 | 2019-07-31 | RUAG Space AB | Payload joint |
| JP2021535857A (ja) * | 2018-05-24 | 2021-12-23 | ザ ヨーロピアン ユニオン、リプレゼンテッド バイ ザ ヨーロピアン コミッションThe European Union, represented by the European Commission | 単一又はスタックした複数の打ち上げのための効率的な衛星構造の概念 |
-
1998
- 1998-11-19 JP JP10328956A patent/JP2000153800A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011012903A (ja) * | 2009-07-02 | 2011-01-20 | Hiroto Hanyu | ロケット用火工品の無線点火装置と方法 |
| CN104627392A (zh) * | 2015-02-04 | 2015-05-20 | 浙江大学 | 轻型无冲击可重复利用的热刀式锁紧释放装置及控制方法 |
| EP3517448A1 (en) * | 2017-05-10 | 2019-07-31 | RUAG Space AB | Payload joint |
| US10518912B2 (en) | 2017-05-10 | 2019-12-31 | Ruag Space Ab | Payload joint |
| US11447276B2 (en) | 2017-05-10 | 2022-09-20 | Ruag Space Ab | Joint and payload dispenser |
| JP2021535857A (ja) * | 2018-05-24 | 2021-12-23 | ザ ヨーロピアン ユニオン、リプレゼンテッド バイ ザ ヨーロピアン コミッションThe European Union, represented by the European Commission | 単一又はスタックした複数の打ち上げのための効率的な衛星構造の概念 |
| JP7145975B2 (ja) | 2018-05-24 | 2022-10-03 | ザ ヨーロピアン ユニオン、リプレゼンテッド バイ ザ ヨーロピアン コミッション | 単一又はスタックした複数の打ち上げのための効率的な衛星構造の概念 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1013546B1 (en) | Rocket payload fairing and method for opening same | |
| US10011373B1 (en) | Tensioning apparatus and system for clamping joints | |
| EP3699097B1 (en) | Systems and methods for launching a plurality of spacecraft | |
| US3706281A (en) | Method and system for ejecting fairing sections from a rocket vehicle | |
| US7367738B2 (en) | Apparatus and method for releaseably joining elements | |
| US4137848A (en) | Rocket engine mount | |
| WO1986001484A1 (en) | Satelite transfer vehicle | |
| JP2000154667A (ja) | 構造継手の剛性／減衰特性を改変するためのシステム | |
| JP2000153800A (ja) | 宇宙機分離機構 | |
| JP2018526606A (ja) | ２つの構成要素を線形分離し接続するための方法 | |
| JP3062598B1 (ja) | 連結分離装置を構成品とする飛しょう体 | |
| JPH0487900A (ja) | 飛しょう体の締結分離装置 | |
| JPH0310998A (ja) | 衛星分離装置 | |
| JPS63297199A (ja) | 分離装置 | |
| JP2609729B2 (ja) | 衛星とロケットおよびアポジ・キック・エンジンとの結合／分離方法 | |
| US20230140889A1 (en) | Separable clamped hdrm interface for managing torsion loads | |
| JPH03164400A (ja) | 宇宙航行体の分離装置 | |
| JP2535574Y2 (ja) | ブースタ結合ブレースの退避装置 | |
| JPH07277295A (ja) | ロケット制御装置 | |
| JPH07156900A (ja) | 分離ナット用固定具 | |
| JPH0858700A (ja) | 宇宙航行体 | |
| JP2012153363A (ja) | 締付部材の連結構造 | |
| Vranish | Basic Space Payload Fastener JM Vranish* and Stephen Gorevan | |
| Barresi et al. | An Italian upper stage to inject low to medium weight satellites in orbit | |
| JPS6255297A (ja) | 宇宙航行体の展開物保持開放装置 |