JP2928067B2 - 人工衛星の衝撃緩衝分離機構 - Google Patents
人工衛星の衝撃緩衝分離機構Info
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/645—Separators
- B64G1/6455—Pyrotechnics; Using heat
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は人工衛星の衝撃緩衝分離
機構に関し、特に、人工衛星の搭載機器を本体側構造体
（構体）から分離・展開する際の火工品ボルトの発火に
より発生する衝撃の緩和（減衰）に好適な人工衛星の衝
撃緩衝分離機構に関する。
機構に関し、特に、人工衛星の搭載機器を本体側構造体
（構体）から分離・展開する際の火工品ボルトの発火に
より発生する衝撃の緩和（減衰）に好適な人工衛星の衝
撃緩衝分離機構に関する。
【０００２】
【従来の技術】一部の人工衛星では、衛星軌道上におい
て、火工品ボルトを用いた分離機構によって本体側構体
から展開式アンテナ等の搭載機器を分離・展開する。上
記搭載機器は、人工衛星の打ち上げ時には上記分離機構
によって人工衛星の本体に保持・締結されているが、打
ち上げ後の所要時期には上記火工品ボルトの発火により
締結を解かれて本体側構体から分離・展開される。上記
火工品ボルトの発火時，つまり搭載機器の分離時には大
きな衝撃が生じる。
て、火工品ボルトを用いた分離機構によって本体側構体
から展開式アンテナ等の搭載機器を分離・展開する。上
記搭載機器は、人工衛星の打ち上げ時には上記分離機構
によって人工衛星の本体に保持・締結されているが、打
ち上げ後の所要時期には上記火工品ボルトの発火により
締結を解かれて本体側構体から分離・展開される。上記
火工品ボルトの発火時，つまり搭載機器の分離時には大
きな衝撃が生じる。
【０００３】ここで、上記打ち上げ時にロケットと人工
衛星とを分離するロケットの分離機構においては、この
ような火工品ボルトの発火に伴なう衝撃を緩和する目的
で、種々の衝撃緩和機構（緩衝構造）が用いられている
（例えば、特開平３−２５１００）。
衛星とを分離するロケットの分離機構においては、この
ような火工品ボルトの発火に伴なう衝撃を緩和する目的
で、種々の衝撃緩和機構（緩衝構造）が用いられている
（例えば、特開平３−２５１００）。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上述のロケット分離機
構用の衝撃緩衝構造は、人工衛星本体およびロケットに
伝わる衝撃を両方共に緩和するものではなく、投棄され
るロケットへ伝達する衝撃の緩和については何ら考慮さ
れていない。また、この衝撃緩和機構は複雑な構成を必
要としている。
構用の衝撃緩衝構造は、人工衛星本体およびロケットに
伝わる衝撃を両方共に緩和するものではなく、投棄され
るロケットへ伝達する衝撃の緩和については何ら考慮さ
れていない。また、この衝撃緩和機構は複雑な構成を必
要としている。
【０００５】一方、搭載機器分離機構用の衝撃緩衝構造
には、人工衛星の打ち上げ時においては分離機構と人工
衛星本体および搭載機器の各各との間に十分な剛性を有
するとともに、分離時（火工品の発火時）においては分
離機構から本体側構体および搭載機器の双方に伝わる衝
撃を共に緩和する必要がある。しかし、従来にはこれら
二つの条件をともに満たす衝撃緩衝構造がなく、従来の
人工衛星では、搭載機器の分離機構と上記構体の各各と
の間を直接固定していた。従って、上記分離機構の周辺
に実装する搭載機器および衛星機器は、火工品の発火時
の衝撃に耐えるように特別に頑丈に設計する必要があっ
た。
には、人工衛星の打ち上げ時においては分離機構と人工
衛星本体および搭載機器の各各との間に十分な剛性を有
するとともに、分離時（火工品の発火時）においては分
離機構から本体側構体および搭載機器の双方に伝わる衝
撃を共に緩和する必要がある。しかし、従来にはこれら
二つの条件をともに満たす衝撃緩衝構造がなく、従来の
人工衛星では、搭載機器の分離機構と上記構体の各各と
の間を直接固定していた。従って、上記分離機構の周辺
に実装する搭載機器および衛星機器は、火工品の発火時
の衝撃に耐えるように特別に頑丈に設計する必要があっ
た。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の人工衛星の衝撃
緩衝分離機構は、火工品ボルトの発火により第１の分離
体と第２の分離体とに分離する分離機構と、一面が人工
衛星の本体側構体に固定されるとともに他面が前記第１
の分離体の一面に固定され交互に積層配置するとともに
接着剤で互いに接着した金属板と樹脂板とを備える第１
の衝撃緩衝構造と、一面が人工衛星の搭載機器側構体に
固定されるとともに他面が前記第２の分離体の一面に固
定され交互に積層配置するとともに属板と樹脂板とを備
える第２の衝撃緩衝構造とを含む。
緩衝分離機構は、火工品ボルトの発火により第１の分離
体と第２の分離体とに分離する分離機構と、一面が人工
衛星の本体側構体に固定されるとともに他面が前記第１
の分離体の一面に固定され交互に積層配置するとともに
接着剤で互いに接着した金属板と樹脂板とを備える第１
の衝撃緩衝構造と、一面が人工衛星の搭載機器側構体に
固定されるとともに他面が前記第２の分離体の一面に固
定され交互に積層配置するとともに属板と樹脂板とを備
える第２の衝撃緩衝構造とを含む。
【０００７】
【０００８】
【実施例】次に本発明について図面を参照して説明す
る。
る。
【０００９】図１は本発明の一実施例に用いる衝撃緩衝
構造の一部截欠斜視図である。
構造の一部截欠斜視図である。
【００１０】この衝撃緩衝構造１は、宇宙機器用に設計
されたものであり、火工品（火工品ボルト）を含む分離
機構（図示せず）から面１５に加わる衝撃を減衰（緩
和）させ、この減衰した衝撃を人工衛星の本体側あるい
は搭載機器側の構体（図示せず）に固定される面１６に
伝播する。衝撃緩衝機構１は、金属板１１ａ，樹脂板１
３ａ，金属板１１ｂ，樹脂板１３ｂおよび金属板１１ｃ
を順に積層配置しており、互いに隣り合う、金属板１１
ａと樹脂板１３ａとを接着剤１２ａで、樹脂板１３ａと
金属板１１ｂとを接着剤１２ｂで、金属板１１ｂと樹脂
板１３ｂとを接着剤１２ｃで、樹脂板１３ｂと金属板１
１ｃを接着剤１２ｄでそれぞれ接着している。金属板１
１ａの外面側が面１５を形成し、金属板１１ｃの外面側
が面を形成している。なお、これ以降において、金属板
１１ａないし１１ｃを一般的に説明する場合には金属板
１１，接着剤１２ａないし１２ｄを一般的に説明する場
合には接着剤１２，樹脂板１３ａおよび１３ｂを一般的
に説明する場合には樹脂板１３というように記載する。
されたものであり、火工品（火工品ボルト）を含む分離
機構（図示せず）から面１５に加わる衝撃を減衰（緩
和）させ、この減衰した衝撃を人工衛星の本体側あるい
は搭載機器側の構体（図示せず）に固定される面１６に
伝播する。衝撃緩衝機構１は、金属板１１ａ，樹脂板１
３ａ，金属板１１ｂ，樹脂板１３ｂおよび金属板１１ｃ
を順に積層配置しており、互いに隣り合う、金属板１１
ａと樹脂板１３ａとを接着剤１２ａで、樹脂板１３ａと
金属板１１ｂとを接着剤１２ｂで、金属板１１ｂと樹脂
板１３ｂとを接着剤１２ｃで、樹脂板１３ｂと金属板１
１ｃを接着剤１２ｄでそれぞれ接着している。金属板１
１ａの外面側が面１５を形成し、金属板１１ｃの外面側
が面を形成している。なお、これ以降において、金属板
１１ａないし１１ｃを一般的に説明する場合には金属板
１１，接着剤１２ａないし１２ｄを一般的に説明する場
合には接着剤１２，樹脂板１３ａおよび１３ｂを一般的
に説明する場合には樹脂板１３というように記載する。
【００１１】ここで、金属板１１には、アルミニュウ
ム，ステンレスおよび黄銅板等が使用できる。樹脂板１
３には、発ガス性や熱環境性などの宇宙用材料としての
条件を満たすガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ）
や炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）を使用でき
る。これらのプラスチックは、一般に複合材と呼ばれ、
ガラス繊維（ＧＦＲＰの場合）や炭素繊維（ＣＦＲＰの
場合）にエポキシ樹脂を含浸させて成形したものであ
る。樹脂板１３には、また、材料として、シリコン樹脂
やエポキシ樹脂も使用できる。金属板１１および樹脂板
１３は、加えられる衝撃や振動等に対する強度の許す限
り薄い板を使用する。また、接着剤１２には、硬化後に
おいて、弾力性があってしかも剪断力が加わっても接着
面の剥離しにくいシリコン系樹脂やエポキシ樹脂を使用
できる。しかしながら、シリコン系樹脂，例えばＲＴＶ
−Ｓ６９１ Ａ／Ｂ樹脂（ワッカーケミカル社製，アメ
リカ合衆国）が弾力性および接着面剥離性の面でエポキ
シ樹脂より優れている。
ム，ステンレスおよび黄銅板等が使用できる。樹脂板１
３には、発ガス性や熱環境性などの宇宙用材料としての
条件を満たすガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ）
や炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）を使用でき
る。これらのプラスチックは、一般に複合材と呼ばれ、
ガラス繊維（ＧＦＲＰの場合）や炭素繊維（ＣＦＲＰの
場合）にエポキシ樹脂を含浸させて成形したものであ
る。樹脂板１３には、また、材料として、シリコン樹脂
やエポキシ樹脂も使用できる。金属板１１および樹脂板
１３は、加えられる衝撃や振動等に対する強度の許す限
り薄い板を使用する。また、接着剤１２には、硬化後に
おいて、弾力性があってしかも剪断力が加わっても接着
面の剥離しにくいシリコン系樹脂やエポキシ樹脂を使用
できる。しかしながら、シリコン系樹脂，例えばＲＴＶ
−Ｓ６９１ Ａ／Ｂ樹脂（ワッカーケミカル社製，アメ
リカ合衆国）が弾力性および接着面剥離性の面でエポキ
シ樹脂より優れている。
【００１２】図２は図１の衝撃緩衝構造の動作を説明す
る正面図であり、（ａ）は剪断力を加えたときの衝撃緩
衝構造の変形例、（ｂ）は圧縮力を加えたときの変形例
を示している。
る正面図であり、（ａ）は剪断力を加えたときの衝撃緩
衝構造の変形例、（ｂ）は圧縮力を加えたときの変形例
を示している。
【００１３】衝撃緩衝構造１は、上記分離機構から火工
品の発火による衝撃が面１５に加わると、接着剤１２ａ
ないし１２ｄの各各に、これらの弾性変形の限度内で剪
断方向のずれ（（ａ）参照）および圧縮方向のずれ
（（ｂ）参照）を生じる。上記衝撃のエネルギーは、こ
れらのずれにより吸収され、減衰させられて面１６に伝
わる。なお、この衝撃の減衰は、互いに隣り合う金属板
１１と樹脂板１３との境界面，つまり接着剤１２の層を
衝撃が伝わるときの減衰の効果も加わっているものと考
えられる。
品の発火による衝撃が面１５に加わると、接着剤１２ａ
ないし１２ｄの各各に、これらの弾性変形の限度内で剪
断方向のずれ（（ａ）参照）および圧縮方向のずれ
（（ｂ）参照）を生じる。上記衝撃のエネルギーは、こ
れらのずれにより吸収され、減衰させられて面１６に伝
わる。なお、この衝撃の減衰は、互いに隣り合う金属板
１１と樹脂板１３との境界面，つまり接着剤１２の層を
衝撃が伝わるときの減衰の効果も加わっているものと考
えられる。
【００１４】従って、金属板１１および樹脂板１３の積
層枚数は、この衝撃緩衝構造１の面１５と面１６との間
に生じ得る剪断方向のずれと、金属板１１と樹脂板１３
との間に生じる圧縮方向のずれと接着材１２の弾性限界
および接着力剥離性と衝撃緩和所要量とを勘案して決定
する。なお、この衝撃減衰効果は、金属板１１と樹脂板
１３とを交互に積層し、互いに隣り合う金属板１１と樹
脂板１３とを接着剤１２で接着することにより得られる
ので、樹脂板１３の材質としては上述の強度や宇宙機器
用としての条件を満たす限りどのような材質であっても
よい。
層枚数は、この衝撃緩衝構造１の面１５と面１６との間
に生じ得る剪断方向のずれと、金属板１１と樹脂板１３
との間に生じる圧縮方向のずれと接着材１２の弾性限界
および接着力剥離性と衝撃緩和所要量とを勘案して決定
する。なお、この衝撃減衰効果は、金属板１１と樹脂板
１３とを交互に積層し、互いに隣り合う金属板１１と樹
脂板１３とを接着剤１２で接着することにより得られる
ので、樹脂板１３の材質としては上述の強度や宇宙機器
用としての条件を満たす限りどのような材質であっても
よい。
【００１５】上述のとおり、この衝撃緩衝構造１は、振
動・衝撃に対して十分な剛性を有することができるう
え、極めて簡単な構造であり、さらに容易に入手できる
材料を用いることができるという特徴を有する。
動・衝撃に対して十分な剛性を有することができるう
え、極めて簡単な構造であり、さらに容易に入手できる
材料を用いることができるという特徴を有する。
【００１６】図３は、本発明の一実施例による人工衛星
の衝撃緩衝分離機構を一部截欠して示す正面図であり、
（ａ）はこの衝撃緩衝分離機構の結合時の状態、（ｂ）
はこの衝撃緩衝分離機構の分離時の状態を示している。
の衝撃緩衝分離機構を一部截欠して示す正面図であり、
（ａ）はこの衝撃緩衝分離機構の結合時の状態、（ｂ）
はこの衝撃緩衝分離機構の分離時の状態を示している。
【００１７】図３を参照すると、人工衛星の衝撃緩衝分
離機構は、火工品３１（火工品ボルト）と分離体３２お
よび３３とを含む分離機構と、衝撃緩衝構造１ａと１ｂ
とを含む。分離機構の火工品３１は、ボルトキャッチャ
ー側の火工品３１ａと火薬充填側の火工品３１ａとを含
む。火工品３１ａは箱状の構造体であるアルミニュウム
製の分離体３２の内側に収納され、火工品３１ｂは箱状
の構造体であるアルミニュウム製の分離体３３の内側に
収納される。火工品３１ａと３１ｂとは、この分離機構
の結合時において、分離体３２と３３との突き合わせ面
である分離面３４において結合されている。
離機構は、火工品３１（火工品ボルト）と分離体３２お
よび３３とを含む分離機構と、衝撃緩衝構造１ａと１ｂ
とを含む。分離機構の火工品３１は、ボルトキャッチャ
ー側の火工品３１ａと火薬充填側の火工品３１ａとを含
む。火工品３１ａは箱状の構造体であるアルミニュウム
製の分離体３２の内側に収納され、火工品３１ｂは箱状
の構造体であるアルミニュウム製の分離体３３の内側に
収納される。火工品３１ａと３１ｂとは、この分離機構
の結合時において、分離体３２と３３との突き合わせ面
である分離面３４において結合されている。
【００１８】衝撃緩衝構造１ａおよび１ｂの各各は、図
１に示した衝撃緩衝構造１と同じものである。衝撃緩衝
構造１ａは、一面が人工衛星の搭載機器側の構体３５
に、他面が分離体３２の分離面３４とは反対側の面に、
複数の固定ボルト３７で固定されている。また、衝撃緩
衝構造１ｂは、一面が人工衛星の本体側の構体３６に、
他面が分離体３３の分離面３４とは反対側の面に、複数
の固定ボルト３８で固定されている。
１に示した衝撃緩衝構造１と同じものである。衝撃緩衝
構造１ａは、一面が人工衛星の搭載機器側の構体３５
に、他面が分離体３２の分離面３４とは反対側の面に、
複数の固定ボルト３７で固定されている。また、衝撃緩
衝構造１ｂは、一面が人工衛星の本体側の構体３６に、
他面が分離体３３の分離面３４とは反対側の面に、複数
の固定ボルト３８で固定されている。
【００１９】この人工衛星の衝撃緩衝分離機構は、火工
品３１ａ内蔵の火薬の発火により火工品３１ａと火工品
３１ｂとを分離し、この結果として、分離体３２の分離
面３４ａと分離体３３の分離面３４ｂとを切り離す。即
ち、この分離機構は、構体３６から構体３５を分離・展
開，つまり人工衛星の本体から搭載機器を分離・展開す
る機構である。この分離・展開に際しては、火工品３１
の発生する衝撃が衝撃緩衝機構１ａおよび１ｂによって
それぞれ減衰され、この減衰された衝撃が構体３５およ
び構体３６に伝えられる。
品３１ａ内蔵の火薬の発火により火工品３１ａと火工品
３１ｂとを分離し、この結果として、分離体３２の分離
面３４ａと分離体３３の分離面３４ｂとを切り離す。即
ち、この分離機構は、構体３６から構体３５を分離・展
開，つまり人工衛星の本体から搭載機器を分離・展開す
る機構である。この分離・展開に際しては、火工品３１
の発生する衝撃が衝撃緩衝機構１ａおよび１ｂによって
それぞれ減衰され、この減衰された衝撃が構体３５およ
び構体３６に伝えられる。
【００２０】図４は、図３の実施例の衝撃緩衝効果を示
す図である。
す図である。
【００２１】この図は、衝撃の強さ（単位：Ｇ＝重力の
加速度）をパワースペクトラム（周波数スペクトラム）
に分解して示したものであり、図の横軸は周波数（Ｈ
ｚ）、縦軸はパワースペクトラム密度（Ｇ2 ／Ｈｚ）で
ある。衝撃緩衝構造１ａおよび１ｂは同じ構成であり、
ステンレス製の金属板１１が３枚、シリコン樹脂製の樹
脂板１３が２枚であり、これらをシリコン系樹脂１２で
接着している。衝撃緩衝構造１ａおよび１ｂの面１５
（および面１６）の面積は４５ｃｍ2 である。図のＡは
火工品３１の分離時に分離体３３に生じる衝撃の強さ
を、図のＢは衝撃緩衝構造１ｂを介して構体３６に生じ
る衝撃の強さを示している。図から明らかなように、衝
撃緩衝構造１ｂ（１ａ）を介した構体３６（３５）にお
ける衝撃が低下している。
加速度）をパワースペクトラム（周波数スペクトラム）
に分解して示したものであり、図の横軸は周波数（Ｈ
ｚ）、縦軸はパワースペクトラム密度（Ｇ2 ／Ｈｚ）で
ある。衝撃緩衝構造１ａおよび１ｂは同じ構成であり、
ステンレス製の金属板１１が３枚、シリコン樹脂製の樹
脂板１３が２枚であり、これらをシリコン系樹脂１２で
接着している。衝撃緩衝構造１ａおよび１ｂの面１５
（および面１６）の面積は４５ｃｍ2 である。図のＡは
火工品３１の分離時に分離体３３に生じる衝撃の強さ
を、図のＢは衝撃緩衝構造１ｂを介して構体３６に生じ
る衝撃の強さを示している。図から明らかなように、衝
撃緩衝構造１ｂ（１ａ）を介した構体３６（３５）にお
ける衝撃が低下している。
【００２２】上述のとおり、図３の実施例による人工衛
星の衝撃緩衝分離機構は、上記分離機構と構体３５およ
び構体３６の各各との間に剛性の強い衝撃緩衝構造１ａ
および１ｂをそれぞれ配置することにより、人工衛星の
打ち上げ時において十分な剛性を保つとともに、火工品
３１の発火による衝撃を構体３５および構体３６に減衰
させて伝えることができるので、構体３５に取り付けら
れる搭載機器および構体３６に取り付けられる本体側機
器の耐衝撃レベルを共に少なく設計できるという特徴が
ある。
星の衝撃緩衝分離機構は、上記分離機構と構体３５およ
び構体３６の各各との間に剛性の強い衝撃緩衝構造１ａ
および１ｂをそれぞれ配置することにより、人工衛星の
打ち上げ時において十分な剛性を保つとともに、火工品
３１の発火による衝撃を構体３５および構体３６に減衰
させて伝えることができるので、構体３５に取り付けら
れる搭載機器および構体３６に取り付けられる本体側機
器の耐衝撃レベルを共に少なく設計できるという特徴が
ある。
【００２３】
【発明の効果】以上説明したように本発明に用いる衝撃
緩衝構造は、金属板と樹脂板とを交互に積層配置すると
ともに接着剤で互いに接着しているので、振動・衝撃に
対して十分な剛性を有することができるうえ、極めて簡
単な構造であり、さらに容易に入手できる材料を用いる
ことができるという効果がある。そして、本発明の人工
衛星の衝撃緩衝分離機構は、上記衝撃緩衝構造を分離機
構と本体側構体および搭載機器側構体との間にそれぞれ
配置したので、人工衛星の打ち上げ時において十分な剛
性を保つとともに、上記分離機構内蔵の火工品の発火に
よる衝撃を上記二つの構体に共に減衰させて伝えること
ができ、上記構体に取り付けられる搭載機器および本体
側機器の耐衝撃レベルを共に少なく設計できるという効
果がある。
緩衝構造は、金属板と樹脂板とを交互に積層配置すると
ともに接着剤で互いに接着しているので、振動・衝撃に
対して十分な剛性を有することができるうえ、極めて簡
単な構造であり、さらに容易に入手できる材料を用いる
ことができるという効果がある。そして、本発明の人工
衛星の衝撃緩衝分離機構は、上記衝撃緩衝構造を分離機
構と本体側構体および搭載機器側構体との間にそれぞれ
配置したので、人工衛星の打ち上げ時において十分な剛
性を保つとともに、上記分離機構内蔵の火工品の発火に
よる衝撃を上記二つの構体に共に減衰させて伝えること
ができ、上記構体に取り付けられる搭載機器および本体
側機器の耐衝撃レベルを共に少なく設計できるという効
果がある。
【００２４】
【図１】本発明の一実施例に用いる衝撃緩衝構造の一部
截欠斜視図である。
截欠斜視図である。
【図２】図１の衝撃緩衝構造の動作を説明する正面図で
あり、（ａ）は剪断力を加えたときの衝撃緩衝構造の変
形例、（ｂ）は圧縮力を加えたときの変形例を示してい
る。
あり、（ａ）は剪断力を加えたときの衝撃緩衝構造の変
形例、（ｂ）は圧縮力を加えたときの変形例を示してい
る。
【図３】本発明の一実施例による人工衛星の衝撃緩衝分
離機構を一部截欠して示す正面図であり、（ａ）はこの
衝撃緩衝分離機構の結合時の状態、（ｂ）はこの衝撃緩
衝分離機構の分離時の状態を示している。
離機構を一部截欠して示す正面図であり、（ａ）はこの
衝撃緩衝分離機構の結合時の状態、（ｂ）はこの衝撃緩
衝分離機構の分離時の状態を示している。
【図４】図３の実施例の衝撃緩衝効果を示す図である。
１，１ａ，１ｂ 衝撃緩衝構造 １１ａ〜１１ｃ 金属板 １２ａ〜１２ｄ 接着剤 １３ａ，１３ｂ 樹脂板 １５，１６ 面 ３１，３１ａ，３１ｂ 火工品 ３２ 分離体（搭載機器側） ３３ 分離体（衛星本体側） ３４，３４ａ，３４ｂ 分離面 ３５ 構体（搭載機器側） ３６ 構体（衛星本体側） ３７，３８ 固定ボルト
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭63−297200（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−83139（ＪＰ，Ａ) 実公 昭49−23440（ＪＰ，Ｙ１) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) B64G 1/64 - 1/66
Claims (1)
- 【請求項１】 火工品ボルトの発火により第１の分離体
と第２の分離体とに分離する分離機構と、一面が人工衛
星の本体側構体に固定されるとともに他面が前記第１の
分離体の一面に固定され交互に積層配置するとともに接
着剤で互いに接着した金属板と樹脂板とを備える第１の
衝撃緩衝構造と、一面が人工衛星の搭載機器側構体に固
定されるとともに他面が前記第２の分離体の一面に固定
され交互に積層配置するとともに接着剤で互いに接着し
た金属板と樹脂板とを備える第２の衝撃緩衝構造とを含
むことを特徴とする人工衛星の衝撃緩衝分離機構。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5278776A JP2928067B2 (ja) | 1993-11-09 | 1993-11-09 | 人工衛星の衝撃緩衝分離機構 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5278776A JP2928067B2 (ja) | 1993-11-09 | 1993-11-09 | 人工衛星の衝撃緩衝分離機構 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07132899A JPH07132899A (ja) | 1995-05-23 |
| JP2928067B2 true JP2928067B2 (ja) | 1999-07-28 |
Family
ID=17602024
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5278776A Expired - Lifetime JP2928067B2 (ja) | 1993-11-09 | 1993-11-09 | 人工衛星の衝撃緩衝分離機構 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2928067B2 (ja) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5866272A (en) * | 1996-01-11 | 1999-02-02 | The Boeing Company | Titanium-polymer hybrid laminates |
| FR2800351B1 (fr) * | 1999-10-28 | 2002-01-04 | Cit Alcatel | Attenuateur de chocs pour pied de gerbage |
| KR101403026B1 (ko) * | 2010-10-29 | 2014-06-03 | 한국전자통신연구원 | 우주용 무충격 분리장치 |
| CN109178347B (zh) * | 2018-10-17 | 2023-08-29 | 长光卫星技术股份有限公司 | 一种适用于微小卫星的单向冲击隔离装置 |
| CN110285176B (zh) * | 2019-07-19 | 2024-06-18 | 厦门大学 | 基于反波长特性的火工分离降冲击装置及其制备工艺 |
| CN111994307A (zh) * | 2020-08-21 | 2020-11-27 | 上海利正卫星应用技术有限公司 | 主子星双星系统悬挂式子星连接结构板 |
| CN113148243A (zh) * | 2021-05-08 | 2021-07-23 | 上海卫星工程研究所 | 具有星间解锁分离装置的子母构型卫星组及安装方法 |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0729395B2 (ja) * | 1985-10-09 | 1995-04-05 | 株式会社ブリヂストン | 免震構造体 |
| JPS63297200A (ja) * | 1987-05-26 | 1988-12-05 | 日本電気株式会社 | 人工衛星分離装置 |
| JP2875578B2 (ja) * | 1990-03-23 | 1999-03-31 | 宇宙開発事業団 | 宇宙機用ドッキング装置 |
-
1993
- 1993-11-09 JP JP5278776A patent/JP2928067B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07132899A (ja) | 1995-05-23 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
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