JP6473153B2 - 結合板を有する、２つの要素を結合しておよび分離するための方法および装置 - Google Patents

Description

本発明は、第２の要素に対する第１の要素のできるだけ円滑な線形分離に関する。そしてそれらは、前もって剛結合される。本発明は、ミサイル、宇宙探査機、またはペイロード解放の場合には航空機さえの、発射台のおよびそのキャップのステージを互いから、またはそのステージおよびペイロードを分離するための空間発射台に好ましくは適用できる。この分離の目的は、オンボード・アセンブリの重量を減らすためであるか、またはペイロードを解放するためである。これらの適用は、もろくてもよい対象物（例えば衛星）を分離する必要があり、そしてその結合部が発射台によって推進されるときに受けたのと同様の高い機械的負荷を受けなければならないという点を特徴とする。

図１Ａおよび図１Ｂは、発射台（ｌａｕｎｃｈｅｒ）の２つの要素１および２の間の分離のこの原理を例示する。第１の要素１は、好ましくはランクｎを有する要素（好ましくは第１のエンジン・ステージ）である。第２の要素は、ランクｎ＋１を有する要素であり、第２のエンジン要素またはペイロード（例えば衛星）のいずれかである。線形分離は、発射台軸において、第２の要素のベースを悪化させずに、そして、これら両方の要素１および２の間の結合が位置するところでその表面を悪化させずに第１の要素１を回復することが望ましい場合には、このように実行されなければならない。

現在の最高水準の技術において、結合／分離システムは、大部分が以下の４つのタイプである。
１）ボルト締め、鋲着による結合ならびに、圧力および構造の局部的温度上昇による火工品的（ｐｙｒｏｔｅｃｈｎｉｃ）切り離し。これらのシステムは、それらの運用に起因して、放出された材料破片を生成する。さらに、切り離しは、構造に重大な衝撃を生じさせる。そしてそれは、発射台のペイロードにとって損傷可能でもよい。
特許文献１は、かかる解決策の実施の一例を示す。
２）ボルト締め、鋲着による結合および、火工品的要素の変形を通じて構造を破裂させることによる火工品的切り離し。この解決策は、最も使用されて、破片を生成しないが、非常に重大な衝撃を生じさせる。
３）火工品的ボルト締めによる結合および、ナットの破裂または分離。この種の解決策は、２つの以前のものよりも生じさせる衝撃が非常に小さい。しかし、一方の要素から他方まで圧力を伝達するためにいくつかのボルトを必要とする。かくして、関係するデバイスの個数の理由で、より大きな失敗の危険を生成する。
４）ストラップによる結合および、火工品的ボルトによるその破裂。この種の解決策は、両方の要素の間に高い圧力が伝達されることを可能にしなくて、発射台のためのあまり大きい直径を許容しない。この場合はまた、応力除去によって、構造に大きい衝撃を生じさせる。

通常、これらの技術の現在の状態において、これらの結合−分離解決策から来ているシステムは、ほとんど、分離後に、発射台の外部形状上に凹凸を残すという特徴を有する。

仏国特許第２，９４７，８０８号

本発明の目的は、上述の欠点を解決することである。

そのために、本発明の第１の主要な目的は、定義された局部的結合によって互いに結合されて、そしてそれは確実に分離されなければならない、２つの要素を結合して、分離するための方法であり、分離は結合でまたはその近くで発生し、ウォーミングアップは遠隔でトリガされる。

本発明によれば、方法は、以下のステップを含む：
−第１の要素および第２の要素にそれぞれ取り付けた２つの結合板を通じて第１および第２の要素を結合するステップであって、結合手段の近くに位置している電気制御接続による引火性のテルミットのこれら２つの結合板の両方のそれぞれの結合面の間に位置する結合手段を用いて、結合するステップ、および、
−そのウォーミングアップによってのみ、速いウォーミングアップ、および爆発なし、および結合手段の破壊を引き起こすように前記テルミットをトリガするステップ。

本発明の第２の主要な目的は、定義された局部的結合によって互いに結合されて、そしてそれは確実に分離されなければならない２つの要素（第１の要素および第２の要素）を結合して、分離するための装置であり、分離は結合で発生し、このウォーミングアップは遠隔でトリガされる。

本発明によれば、装置は、以下を備える：
−第１の要素および第２の要素を結合するための層であって、この結合層は、それぞれ第１の要素および第２の要素の２つの結合板の間に位置している、結合層、
−結合層の近くに位置するテルミット、および、
−テルミットを遠隔で火工品的（ｐｙｒｏｔｅｃｈｎｉｃ）にトリガするための手段。

装置の第１実施形態は、両結合板のうちの第１の結合板の熱的面と呼ばれる第１の面上のテルミットは位置を考察する。この材料面は、この第１の結合部品の結合面と呼ばれる第２の面（そしてそれは、結合手段と接触している）の反対側にある。

この場合には、好ましくは、テルミットを担持している第１の結合板と第１の要素との間に両方とも位置して、キャップによって完成される熱保護板が用いられる。

装置の別の実施形態において、テルミットは、第２の結合板の結合面上に設けられる溝内に位置する。

好ましくは、結合板は、ボルト締めによってそれらのそれぞれの要素に取り付けられる。

結合手段は、接着剤またははんだ付けから成ることができる。

本発明の第３の主要な目的は、線形に結合されて、そして線形に分離されなければならない第１のキャリア・ステージ、および第１のキャリア・ステージによって担持される第２のステージを備える航空発射台であり、発射台は、これら両方のステージを固定して、分離するために、両ステージ間において発射台の周囲全体を通じて分配される前述のような複数の装置を備え、各前述の装置の第１の要素は、第１のキャリア・ステージの壁であり、各前述の装置の第２の要素は、第２の担持されるステージの壁である。

この種の発射台の第１実施形態において、両方の結合板のうちの第１のものは、結合板の第１端部に対して押圧することにより横に延びている第１の内部領域、および、熱保護板およびキャップを囲むための２つの第２の外部領域を有する。

発射台の第２実施形態において、第２の結合板は、第１の結合板の第１端部に対して押圧することにより横に延びている内部領域を有する。

本発明およびその技術特徴は、それぞれ以下を表す１４の図を添付された以下の説明を読むとすぐに、よりよく理解されるであろう。

図１Ａは、発射台の２つの要素の分離を表す構想図である。 図１Ｂは、発射台の２つの要素の分離を表す概略図である。 図２は、本発明による装置の側面図である。 図３Ａは、第１実施形態における本発明による装置の断面図である。 図３Ｂは、第１実施形態における本発明による装置の異なる断面図である。 図４は、第１実施形態における本発明による装置の詳細な断面図である。 図５Ａは、この第１実施形態における本発明による装置の等角図である。 図５Ｂは、この第１実施形態における本発明による装置の等角図である。 図６Ａは、本発明の第２実施形態における本発明による装置の断面図である。 図６Ｂは、本発明の第２実施形態における本発明による装置の断面図である。 図７は、本発明のこの第２実施形態における本発明による装置の詳細な断面図である。 図８Ａは、本発明のこの第２実施形態における本発明による装置の等角図である。 図８Ｂは、本発明のこの第２実施形態における本発明による装置の等角図である。

図２は、一方が他方に関してより良好な位置づけを可能にし、図３Ａおよび図３Ｂは、本発明の記載される第１実施形態と関連するが、しかしそれは後で述べられるであろう。

図３Ａおよび図３Ｂの両方において、組み立てられてその後分離される要素１および要素２は、取り付けられてその後分離される２つの発射台ステージの外部構造を各々構成するプレートによって、各々表される。

両方の要素１および２を互いに結合する主たる結合要素は、要素１および２とそれぞれ関係している２つの結合板１０および２０の間に、そしてより正確には結合板１０および２０の結合面１２および２２の間に位置する結合エージェントを含む結合層３０から成る。ボルト４０は、要素１および２の各々がそれらのそれぞれの結合板１０および２０と固定されることを可能にする。結合手段の層は、接着剤またははんだ付けから成ることができる。

図２の線Ａ−Ａおよび線Ｂ−Ｂは、図３Ａおよび図３Ｂによって表される断面を説明する。実際、線Ａ―Ａは、ボルト締めによる取付け要素（すなわちねじ４０）を通過することによって、構造を横切る。かくして、維持されて、組み立てられて、そして分離される構造物全体に沿って、複数の取付け要素（例えば２本のねじ４０）は、ねじの頭部が押圧する両方の要素１または２のうちの１つに各々ねじ込まれる。これらのねじ４０をねじ込むことは、凹所によって結合板１０および２０に組み込まれて囲まれるナット４１において実施される。

結合板１０が、要素１および２の構造の方向に関して横に延びて、かくして他の結合板２０の一端に対して押圧する第１の領域１４を有することに注意されたい。実際、航空の、またはさらに空間的な発射台の場合、要素１および２の間の接線力は、非常に重要でありえる。従って、結合層３０の結合要素の結合機能を完成するために、第１の結合板１０の領域１４は、取り込まれる両方の要素１および２の間に伝達される大部分の縦歪みを可能にする。

線Ｂ−Ｂは、これらの取付け要素を横切らない。かくして、図３Ｂは、構造物全体から突出する両方のねじ４０の頭部を表すだけである。

本発明によるアセンブリは、第１の結合部品１０の熱的面１６上に位置するテルミットからなる熱的層１５、および結合面１２の反対側によって完成される（テルミットの定義：しばしばアルミニウムでありえる（がしかしこれだけではない）金属燃料および酸化剤（しばしば金属酸化剤）の混合物）。用語「テルミット」は、本明細書においてナノテルミットを含むと述べられる。この熱的層１５は、第１の要素１側において第１の結合部品１０の２つの第２の領域１９の間に位置する熱保護板１７で覆われる。

この熱保護板１７は、すべての熱的層１５およびその熱保護板１７を圧縮するためのキャップ１８でそれ自体が覆われる。シールは、第１の結合部品１０に関して漏れ止めをおそらく確実にすることができる。最後に、第１の要素１によって、キャップ１８は、両方の第２の領域１９の間にそれ自体が囲まれる。

図４は、このスタックの異なるパーツおよび層を詳細に示す。

図５Ａは、特に要素１、第１の結合部品１０、結合層３０、第２の結合部品１２、第２の要素２、およびねじ４０の頭部のアセンブリを斜視図で示す。

図５Ｂは、取り除かれたすべての要素１、第１の結合部品１０、第２の要素２、および第２の結合部品１２を斜視図で示す。第１の結合部品１０を通って設けられて、ボルト締め要素がそれを通過することを可能にするホール４２を、見ることができる。

本発明の第２実施形態は、以下の図によって例示される。

図６Ａおよび図６Ｂは、第１実質的によりも少ない要素を含むこの第２実施形態を断面で示す。両方の要素１および２が見られ、それらは、それらのそれぞれの２つの結合部品１１および２１を囲む。ねじ４０およびそれらのナット４１もまた、表される。この実施形態と第１の実施形態との間の違いは、第２の結合部品の結合面２２上に機械加工された溝２３内にテルミットが位置するという事実にある。かくして、結合層３０は、それを溶解させなければならないテルミットと直接接している。

図７は、この特異性、すなわち、溝２３内に位置して、第２の結合部品２１の結合面２２上に設けられるテルミット２４の特異性の詳細を断面で示す。結合層３０および第１の結合部品１１もまた、表される。要素１および２を分離するために、両方の結合板１０および２０の間に位置する結合層３０または溝２３内に位置するテルミット２４は、破壊されなければならない。これらの図に表されない遠隔火工品的トリガ手段（ｒｅｍｏｔｅ ｐｙｒｏｔｅｃｈｎｉｃａｌ ｔｒｉｇｇｅｒｉｎｇ ｍｅａｎｓ）が、これにより用いられる。

図５Ａは、この第２実施形態の外観が第１実施形態に類似していることを示すために、用いることができる。

図８Ａは、溝２３が設けられる結合面２２上に、要素２および第２の結合部品２１を斜視図で示す。結合層３０を溶解するための十分なテルミットを配置するのを可能にするために、これらの溝２３は、２つの垂直な方向に沿って機械加工されることができるということが見られる。第２の結合板２１を通過するホール４３および要素２もまた見られる。それらは、ボルト締め要素がそれを通過することを可能にする。

図８Ｂは、アセンブリの他の部分、すなわち要素１ならびに、その内部領域１４およびそのホール４２を有する第２の結合部品１１を斜視図で示す。

本発明の優先適用において、要素１および２は、第１の要素１については、ランクｎを有する航空宇宙または航空発射台ステージであり、その端部上には第２の要素２が取り付けられ、第２の要素２は、発射台のランクｎ＋１を有する第２の発射台ステージ、あるいは、例えば器材または軌道に投入される施設を含む運用上の負荷、のいずれかである。

両要素１および２を固定するために、後者は、このアセンブリの用に供するはんだまたは接着剤の溶融温度にもたらされる。例えば、組み立てられるこれらの構造がチタンでできている場合、そして、選択される半田が銀合金である場合、組み立てられる全てのゾーンは、銀合金の溶融温度（すなわち約９６０℃）にもたらされる。これのために、いくつかの従来法（例えば、誘導はんだ付け、中性雰囲気の下でのオーブン加熱はんだ付け（ｏｖｅｎ ｈｅａｔｉｎｇ ｓｏｌｄｅｒｉｎｇ， ｕｎｄｅｒ ａ ｎｅｕｔｒａｌ ａｔｍｏｓｐｈｅｒｅ）、または抵抗はんだ付け）は、選択される。本発明により記載されているアセンブリにとって、誘導はんだ付けまたは抵抗はんだ付けが高い量により適していることに注意されたい。一旦はんだ付けが実施されると、加熱手段は取り外される。そして、結合はその後、運用中である。

加熱手段を形成するテルミットは、好ましくは包まれたテルミットである。この種の材料は、発熱酸化還元反応によって、１８００℃のオーダーの（すなわち、ナノテルミットにとって１２３０℃〜５７７０℃にある）温度を発生する。本発明による装置は、全結合を囲んで、すなわち、第１の要素１および第２の要素２のアセンブリ（好ましくは航空発射台）の周辺上に位置すると述べられる。

航空宇宙発射台の２つの要素の場合、第１の要素１および第２の要素２は、圧力の下に意図的に置かれる。それ故、火工品的にトリガされるときに、アセンブリの線形軸に沿って、いわゆるシャンパン・コルク効果の下で、それらは互いから離れていく。これらの両方の要素の内部に、または構造の間に圧力がない場合には、遠ざけることは、他のいかなる周知の手段（例えばばね、遠ざけるロケット、空気手段等）によっても作られることができる。

第１の要素および第２の要素が分離された後、第２の要素の内部構造は、突起も引起しを有しない表面を再び有する。

さらに、特に宇宙ゴミに関連した危険を制限するための、宇宙の環境保護を確実にするために、本発明は、衛星発射オペレータに関する宇宙活動法（ｔｈｅ Ｓｐａｃｅ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ Ａｃｔ （ＳＯＡ））第５条の規定を満たす。

Claims (5)

1. 定義された局部的結合によって互いに結合されて、そしてそれは確実に分離されなければならない、第１の要素（１）および第２の要素（２）を結合して、分離するための装置であり、ウォーミングアップが遠隔でトリガされることにより前記分離は前記結合で発生する、装置であって、
   −前記第１の要素（１）および前記第２の要素（２）を結合するための層（３０）であって、はんだから成るこの結合層（３０）は、それぞれ第１の要素（１）および第２の要素（２）の２つの結合板（１０、１１、２０、２１）の間に位置している、結合層（３０）、
   −両方の結合板のうちの第１の結合板（１０）の熱的面（１６）と呼ばれる第１の面上で前記結合層（３０）の近くに位置するテルミットであって、この熱的面（１６）は、前記第１の結合板（１０）の結合面（１２）と呼ばれる第２の面の反対側にある、テルミット、および、
   −前記テルミットを遠隔で火工品的にトリガするための手段、
   を備え、
   熱保護板（１７）およびキャップ（１８）は、テルミット熱的層（１５）を担持する前記第１の結合板（１０）と前記第１の要素（１）との間に位置する、ことを特徴とする、装置。
2. 前記テルミット（２４）は、前記第２の結合板（２１）の結合面（２２）上に設けられる溝（２３）内に位置する、ことを特徴とする請求項１に記載の装置。
3. 前記結合板（１０、１２）は、ボルト締めによってそれらのそれぞれの要素（１、２）に取り付けられる、ことを特徴とする請求項１に記載の装置。
4. 線形に結合されて、そして線形に分離されなければならない少なくとも第１のキャリア・ステージ、および前記第１のキャリア・ステージによって担持される第２のステージを備える航空発射台であって、前記発射台は、これら両方のステージを固定して、分離するために、両ステージ間において前記発射台の周囲全体を通じて分配される請求項１に記載の複数の装置を備え、前記第１の要素（１）は、前記第１のキャリア・ステージの壁であり、前記第２の要素（２）は、前記第２の担持されるステージの壁であり、
   前記第１の結合板（１０、１１）は、前記第２の結合板（２０、２１）の第１端部に対して押圧することにより横に延びている第１領域（１４）、および、前記熱保護板（１７）および前記キャップ（１８）を囲むために他側上を横に延びている２つの第２領域（１９）を有する、ことを特徴とする発射台。
5. 前記第１の結合板（１１）は、前記第２の結合板の一端に対して押圧するように横に延びている領域（１４）を有することを特徴とする、請求項４に記載の発射台。

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