JP2018524226A - 宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置 - Google Patents

Abstract

宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置（１）が開示されており、２つのオメガリング（２）であって、対称的に設置され、間に間隙を画定しており、軽量受動的減衰装置（１）の主荷重経路である２つのオメガリング（２）と、２つのオメガリング（２）の間に画定されている間隙内に配置され、軽量受動式減衰装置（１）の主荷重経路内には存在しない複数の緩衝要素（３）と、を含んでおり、オメガリング（２）と緩衝要素（３）は取付手段（４）の手段によってそれらの端部で組み立てられ、オメガリング（２）は、宇宙探査機の隣接構造部（７、８）との接続のために複数の穴部（６）を備えた突出中央部（５）を有している。

Description

本発明は、飛行中の発射装置のピロテクニック（発爆式）分離により誘発される衝撃を緩和するのに使用される宇宙探査機（スペースクラフト）のための軽量受動式減衰装置に関する。

発射装置のピロテクニック分離により発生される高レベルな衝撃は長期にわたって提起されている問題であり、その衝撃を緩和するために本願発明者によって以下のごとき幾つかの装置が既に開発されている。

−ＧＳＡＤ（汎用衝撃減衰装置）のごとき、搭載物を発射装置の残留体から物理的に分離する動的システム。典型的には、これら装置は主荷重が発生する段階後に作動されるため、フェアリング部分の側方分離のごとき全ての事象の減衰には必ずしも有効ではない。

−ＰＳＡＤ（受動衝撃減衰装置）のごとき、堅固性と荷重経路を減少させる受動式システム。しかしながら、これらシステムは低い荷重性能（２０００ｋｇまで）を有する。

−ＭＦＤ（モジュール式適合ダミー）のごとき、質量の移動によってエネルギーを分散させる受動式システム装置。

別の提案はＳＡＳＳＡ（宇宙探査機およびアダプタ用の衝撃減衰システム）のごとき知られたシステムである。

これら衝撃減衰装置は発射装置のピロテクニック分離によって誘発される衝撃のレベルを制限する。

発射装置のピロテクニック分離の段階で誘発される衝撃は宇宙探査機の装備および機器へのダメージを誘発する可能性がある。

加えて、堅固なロケットブースタの内部の圧力振動による低周波振動は宇宙探査機の自然振動と結合されて高荷重増幅を招くであろう。

これら諸問題は宇宙探査機の機器の再適格化および補強の必要性を招き、コスト高と重量増加に繋がる。

本発明の目的は、飛行時の発射装置のピロテクニック分離によって誘発される衝撃の低減性能を改善し、低周波振動を減少させ、現行の減衰装置の荷重運搬性能を保持する宇宙探査機用の軽量受動式減衰装置を提供することである。

本発明は、以下の要素を含んだ宇宙探査機用の軽量受動式減衰装置を提供する。

−対称的に配置され、相互間に間隙を画定し、軽量受動式減衰装置の主荷重経路である２つのオメガ断面形状リング体（以下“オメガリング”と呼ぶ）。

−それら２つのオメガリングの間に画定された間隙内に配置されているが、軽量受動式減衰装置の主荷重経路には存在しない複数の緩衝要素。

それらオメガリングと緩衝要素は取付手段によってそれらの端部で組み立てられる。

それらオメガリングは、宇宙探査機の隣接構造部との接続のための複数の穴部を備えた突出中央部を有している。

本発明の軽量受動式減衰装置は、２つのオメガリングで形成されたスプリング要素と、平列的に作用する緩衝要素の組み合わせによりエネルギーを散逸させる受動式システムであり、弾性要素と緩衝要素の組み合わせによって動的な積載荷重の隔離を提供する。

よって、このエネルギー散逸は衝撃レベルの伝搬および低周波振動の減少に貢献する。

この緩衝装置要素はオメガリングによって制御され、よって、本発明はエラストマーの緩衝特性の恩恵を受けるが、異なる励起周波数、温度および荷重レベルに曝されたときに、それらの非線形堅固性を最小化する。

オメガリングは連続的要素である。従って、周囲に沿った本発明の軽量受動式減衰装置の連続的に同一形状である設計は隣接構造部に突出荷重を発生させない。

本発明はまた、オーバフラックスを隣接構造部に誘導することなく装置の重量と高さの適切な減少も提供する。

本発明のその他の特徴と利点は、添付図面との関係でその目的を説明する幾つかの実施例の以下の詳細な説明から明らかになるであろう。

本発明の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置の全体的な斜視図である。 本発明の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置の平面図である。 図２の一部詳細図であり、オメガリングの一方は省略されており、本発明の緩衝要素を示している。 本発明の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置の詳細な組立図である。 本発明のオメガリングの断面図である。 本発明の緩衝要素の斜視図である。 本発明の緩衝要素の平面図である。 本発明の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置の作動原理を示している。 本発明のスプリング要素と緩衝要素とを示している。 本発明の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置の隣接構造部との組立構造を示している。 下方のオメガリングの隣接構造部との組立構造を示している。 下方のオメガリングの隣接構造部との組立構造を示している。 上方のオメガリングの隣接構造部との組立構造と、本発明の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置の最終構造を示している。 サブスケールレベルでの堅固性試験の結果を示している。 フルスケールレベルでの正弦振動の結果を示している。 軽量受動式減衰装置（ＬＰＡ）を使用した場合と使用しない場合のフルスケールレベルでの正弦振動の結果を示している 本発明の軽量受動式減衰装置（ＬＰＡ）を使用した場合と使用しない場合の衝撃試験結果を示している。 本発明の軽量受動式減衰装置（ＬＰＡ）を使用した場合と使用しない場合の衝撃試験結果を示している。

図１は本発明の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置１の斜視図を示す。それは主として対称の配置された２つのオメガリング２によって形成されている。これら２つのオメガリング２間には間隙が存在し、そこに複数の緩衝要素３が配置されている。

２つのオメガリング２は軽量受動式減衰装置１の主要荷重経路であり、堅固性を提供する任務を担う。

２つのオメガリング２は対面して組み立てられた連続要素である。緩衝要素３はオメガリング２と平行に設置されている。すなわち、それらは軽量受動式減衰装置１の主荷重経路には存在しない。動的な荷重隔離は弾性要素と緩衝要素の組み合わせで得られる（軽量受動式減衰装置１のスプリング要素９と緩衝要素１０を示している図８および図９を参照）。

オメガリング２と緩衝要素３は取付手段４によってそれらの端部にて組み立てられる（例えば、図１１から図１３を参照）。

オメガリング２は図５に示されている。それは、宇宙探査機の隣接構造部７、８との接続のための複数の穴部６を備えた突出中央部５を有している。

オメガリング２は好適には金属製であり、隔離性能を改善するように緩衝要素３はエラストマーを含むことができる。緩衝要素３は、二重せん断形態で機能するアルミニウムと加硫エラストマーで製造できる。

好適には、約１０^０（約１０度）である３６個の緩衝要素が存在する（図３、図６および図７を参照）。

１実施例によれば、オメガリング２と緩衝要素３はボルト手段によってそれらの端部にて組み立てられる（図４を参照）。

別実施例によれば、オメガリング２の一方は少なくとも２つの通気孔１１を有する（図４を参照）。

図５において、それらの端部をそれらの突出中央部５に接続するオメガリング２の部分は、薄い中央部を備えて様々な厚みを有することができ、それらの端部の厚みはそれらの突出中央部５の厚みよりも小さい。

図１１から図１３は軽量受動式減衰装置の構成部材および隣接構造部７、８を備えた軽量受動式減衰装置１の組み立て工程を示している。

第１ステップ（図１１）は下方のオメガリング２の隣接構造部８との組み立てを示す。

第２ステップ（図１２）は緩衝要素３と下方のオメガリング２の下方のオメガリング２との組み立てを示す。

第３ステップ（図１３）は上方の隣接構造部７の上方のオメガリング２との組み立てを示す。

本発明の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置１の正しい性能発揮状況を調べるために幾つかの試験が実施された。特に、衝撃試験と正弦振動試験が実施され、その性能を評価するため、軽量受動式減衰装置１を使用した場合と使用しない場合の伝達形態が比較された。

図１４は、サブスケールレベルの堅固性試験の結果を示す。限度荷重（ＬＬ）を超えるエラストマーにも拘わらず、荷重レベルに関して、軽量受動式減衰装置１の良好な堅固性の線形性が存在する。

図１５は、フルスケールレベルの正弦振動試験の結果を示す。図示のように、荷重レベルに関する堅固性と緩衝性能の良好な安定性が存在する。良好な緩衝性能が得られている（低増幅率Ｑ値＜１０；下表を参照）。

図１６は、ＬＰＡ１を使用した場合と使用しない場合のフルスケールレベルでの正弦振動試験の結果を示す。図示のように、第１モードでの増幅の良好な減少が存在する（減少率＞２）。

図１７と図１８は、本発明の軽量受動式減衰装置（ＬＰＡ）を使用した場合と使用しない場合の衝撃試験結果を示す。衝撃排除効果は試験で証明されている（放射状加速および軸状加速は９ｄＢ）

本発明の軽量受動式減衰装置１は以下の特徴を有する。

−非常に簡単なデザイン、製造および設置。
−６Ｈｚ超の側方周波数で６４００ｋｇまでの積載荷重域。
−低高（７５ｍｍ未満）および低重量（７５ｋｇ未満）。
−エラストマーの限度荷重を超える線形堅固性。
−隣接構造部へはオーバフラックスを誘導しない。
−主要モードの増幅の良好な減少（減少率＞２）。
−良好な衝撃減衰（放射状および軸状で−９ｄＢ）

軽量受動式減衰装置１は好適には１７８０ｍｍの接触面の直径に置かれる。しかし、その概念は発射装置の接触面の直径にも容易に合わせることができる。

本発明は好適実施例に関連させて十分に説明されているが、その範囲内での改良の導入が可能であり、本発明はそれら実施例によって限定されると考えられるべきではないことは明白であり、本発明は続く請求の範囲の内容によってのみ限定される。

Claims (8)

1. 宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置（１）であって、
   ２つのオメガリング（２）であって、互いに対称的に設置される共に、互いの間に間隙を画定しており、軽量受動的減衰装置（１）の主荷重経路である２つのオメガリング（２）と、
   前記２つのオメガリング（２）の間に画定されている間隙内に配置され、本軽量受動式減衰装置（１）の主荷重経路内には存在しない複数の緩衝要素（３）と、
   を含んでおり、前記オメガリング（２）と前記緩衝要素（３）は取付手段（４）の手段によって、前記オメガリング（２）と前記緩衝要素（３）の端部で組み立てられ、
   前記オメガリング（２）は、宇宙探査機の隣接構造部（７、８）との接続のために複数の穴部（６）を備えた突出中央部（５）を有していることを特徴とする宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置（１）。
   
2. 前記オメガリング（２）は金属製である、請求項１記載の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置（１）。
   
3. 前記緩衝要素（３）はエラストマーを含んでいる、請求項１または２記載の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置（１）。
   
4. 前記緩衝要素（３）はアルミニウムと加硫エラストマーで製造されている、請求項３記載の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置（１）。
   
5. オメガリング（２）の端部を、突出中央部（５）に接続している前記オメガリング（２）の部分は、薄い中央部を備えた可変の厚みを有しており、端部での厚みは、突出中央部（５）での厚みよりも小さい、請求項１から４のいずれかに記載の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置（１）。
   
6. 約１０度の３６個の緩衝要素（３）を含んでいる、請求項１から５のいずれかに記載の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置（１）。
   
7. 前記オメガリング（２）と緩衝要素（３）はボルトの手段によってそれらの端部で組み立てられる、請求項１から６のいずれかに記載の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置。
   
8. 前記オメガリング（２）の一方は少なくとも２つの通気口（１１）を有している、請求項１から７のいずれかに記載の宇宙探査機のための軽量受動式減衰装置。