JP6482550B2 - オフセットしたエネルギー手段を有する、２つの要素の線形結合および分離の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、発射台の、そしてそのキャップまたはステージおよびペイロードの、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ステージを互いから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し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線形に結合されて、そしてそれは確実に線形に分離されなければならない２つの要素を線形に結合して、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、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、方法は、以下のステップを含む：
−両方の要素を、両方の要素の２つのそれぞれの結合面の間に位置する結合手段によって、これら両方の要素の２つのそれぞれ対応する結合面で結合するステップであって、両方の結合面のうちの１つは、第１の分離面の反対側に第２の分離面を有する第１の分離壁の第１の分離面である、ステップ、
−材料の分離壁の第２の分離面上に、電気制御接続による引火性のテルミットを設けるステップ、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（２４）を火工品的（ｐｙｒｏｔｅｃｈｎｉｃ）に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線形に結合されて、そしてそれは確実に分離されなければならない両方の要素を結合して、線形に分離するための装置であり、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、装置は、以下を備える：
−両方の要素を結合するための手段であって、これらの結合手段は、両方の要素の２つのそれぞれの結合面の間に位置していて、両方の結合面のうちの１つは、第１の分離面の反対側に第２の分離面を有する分離壁の第１の面である、手段、
−第２の分離面上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にトリガするための手段。

本発明の優先実施形態において、両方の結合面は、両方の要素のそれぞれの面であり、分離壁は、両方の要素のうちの１つの壁である。

この場合には、都合よく、両方の結合面は、円錐形である。

結合手段は、はんだ付けまたは接着から成る。

好ましくは、分離壁は、他の要素の外側に位置する要素の壁であり、材料は、外部要素のこの壁の外部キャビティ内に位置する。

本発明の第３の目的は、第１の要素から成る少なくとも１つのキャリア・ステージ、およびキャリア・ステージによって担持されてキャリア・ステージ上に取り付けられる、第２の要素から成るステージを備える航空発射台であって、発射台は、両方のステージを固定して、次いでそれらを分離するために、両ステージ間において発射台の周囲全体上に分配される複数の先述した装置を備えることを特徴とする。

本発明およびその異なる特徴は、それぞれ以下を表すいくつか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、本発明による方法の原理の断面図である。 図３は、本発明による装置の一実施形態の断面図である。 図４は、本発明による装置の特定の実施形態の等角図である。 図５は、本発明による装置の実施形態の詳細な断面図である。

図２は、２つの要素１および２に適用される本発明による方法および装置の構想図を示す。そしてそれは、本発明の優先適用において、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であり、例えば、発射台の第１のステージの端部上には、第２の要素が取り付けられる。第２の要素は、ランクｎ＋１を有する第２の発射台、すなわち好ましくは第２の発射台ステージか、または運用負荷、例えば器材または軌道に投入される施設、のいずれかである。第１の要素１の前端部は、円錐形である。すなわち、この第１の要素１の外壁１２は、その分離を容易にするために円錐形である。この円錐は、任意である。対応して、第２の要素２の後端部は、第１の発射台１の外壁１２と同じ円錐を有する円錐形である。これら両方の表面、第１の発射台１の外面１２および第２の発射台２の内面２２の間の接触面は、要素１および２を互いに確実にかつ信頼性高く固定するための結合手段を備える。これらの結合手段は、好ましくは、これら両方の表面の全ての周辺上に分配されるはんだ付けである。これらの結合手段は、同様に設けられる接着剤でもありえる。はんだまたは接着剤のテープは、上部構造（すなわち、第２の要素２）のハウジング内に置かれると述べられる。

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、選択されるはんだ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、結合はこのように運用中である。

両方の要素（すなわち第１の要素１および第２の要素２）の離脱を実行するために、結合手段に面している第２の要素２の外面２６（いわゆる第２の分離面２１上）に設けられるハウジング２３には、テルミットの層からなる加熱手段が導かれる（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、ナノテルミットを含むとここで述べられる。第１の分離面は、第２の要素２の結合面２２から成る。第２の要素２の壁は、ここで分離面になる。第２の要素２から第１の要素１を離脱することが望ましいときに、遠隔トリガ手段によって、この材料の速いウォーミングアップはトリガされる。それ故、接続手段１１（すなわちはんだまたは接着剤）は溶解して、両方の要素（すなわち第１の要素および第２の要素）は分離される。

このテルミットを形成するために用いる材料は、包まれたテルミットであることができる。この種の材料は、発熱酸化還元反応によって、２８００℃のオーダーの（すなわち、ナノテルミットにとって１２３０℃〜２７７０℃にある）温度を発生する。結合手段は、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のアセンブリの周辺上にこのように位置すると述べられる。

表される結合は、第１の要素と第２の要素との間に位置する第１の内部シール１５、および、第１の要素と第２の要素との間にしかしアセンブリの外側に位置する第２の外部シール１６で、都合よく完了する。

図３は、本発明によって記載されている同じ場所を断面で再び示す。しかしながら、トリガ手段は、表された。それらは、本明細書において、火工品的な器材により用いられるタイプのイグナイタ３０にある。それは、第２の要素の外側に位置して、第２の要素の外面２６から突出する。いくつかの要素でできている後板３１は、このイグナイタ３０と、ここではテルミット・テープ２４からなる加熱手段との間の接続を確実にする。第２の要素に対するイグナイタの取付けは、第２の要素２の厚みに埋められるスクリュー・ナット・システム３２によってなされることができる。

図４は、第２の要素２の外面２６に対するねじ込まれたこのイグナイタ３０を示す。それは、内側に位置することもできる。アセンブリの全ての周辺上に、複数のイグナイタ３０がこのように必要である場合、同数の後板３１がテルミット・テープ２４およびイグナイタ３０を接続するために用いられる。それは、第２の要素２の外面２６の周囲全体に設けられて、ハウジング２３を満たす。これらのイグナイタ３０によって、テルミット・テープ２４の、または、もしあれば、等価の材料の瞬間的な着火がかくして生じる。全ての接合部において発生する温度は、テルミットを形成している材料の量およびアセンブリの金属環境によって調整される。熱放出は、結合部で構造に拡散して、次にこの熱は、はんだまたは接着剤に伝わる。後者は、その溶解温度に達する。そして、第２の要素からの第１の要素の離脱は、かくして発生する。

図５に関して、結合手段（例えば、はんだまたは接着剤）が位置するハウジング２５は、設けられることができる。これは、第２の要素２の内面２２の周辺を囲む浅いキャビティである。

航空宇宙発射台の両方の要素の場合、第１の要素１および第２の要素２は、意図的に圧力をかけられている。それ故、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線形に取り付けられて、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（１）および第２の要素（２）、を線形に結合して、分離するための方法であり、前記分離は、前記結合でまたはその近くで速いウォーミングアップにより発生し、ウォーミングアップは遠隔でトリガされる、方法であって、
   以下のステップ：
   −前記第１の要素（１）および前記第２の要素（２）を、前記第１の要素（１）および前記第２の要素（２）の２つのそれぞれのそして対応する結合面（１２、２２）で結合するステップであって、前記２つの結合面のうちの１つ（２２）は、第１の側の反対の第２の側上に第２の面（２１）を有する分離壁の前記第１の側上の第１の面である、前記２つの結合面（１２、２２）の間に位置するはんだ付けから成る結合手段（１１）を用いて、結合するステップ、
   −前記第２の面（２１）上に、電気制御接続による引火性のテルミット（２４）を設けるステップ、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前記はんだ付けの溶融による前記結合手段（１１）の破壊を引き起こすように前記テルミット（２４）を火工品的にトリガするステップ、
   を含むことを特徴とする、方法。
2. 定義された局部的結合によって互いに線形に結合されて、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（１）および第２の要素（２）、を結合して、線形に分離するための装置であり、前記分離は、前記結合でまたはその近くで速いウォーミングアップにより発生し、ウォーミングアップは遠隔でトリガされる、装置であって、
   −一緒の前記第１の要素（１）および前記第２の要素（２）のはんだ付けから成る結合手段（１１）であって、これらの結合手段は、前記第１の要素（１）および前記第２の要素（２）の２つのそれぞれの結合面（１２、２２）の間に位置していて、前記２つの結合面（２２）のうちの１つは、分離壁の第１の側上の第１の面（２２）であり、前記分離壁は、前記第１の側の反対の第２の側上に第２の面（２１）を有する、結合手段（１１）、
   −前記分離壁の前記第２の面（２１）上に位置するテルミット（２４）、および、
   −ウォーミングアップおよび前記はんだ付けの溶融による前記結合手段（１１）の破壊を引き起こすように前記テルミット（２４）を遠隔で火工品的にトリガするための手段、
   を備えることを特徴とする、装置。
3. 両方の結合面（１２、２２）は、前記第１の要素（１）および前記第２の要素（２）のそれぞれの面であり、前記分離壁は、前記第１の要素（１）および前記第２の要素（２）のうちの１つの壁である、請求項２に記載の装置。
4. 前記分離壁は、他の要素の外側に位置する要素の壁であり、前記テルミット（２４）は、外部要素（２）の壁上に設けられるハウジング（２３）内に位置する、ことを特徴とする請求項３に記載の装置。
5. 第１の要素（１）から成る少なくとも１つのキャリア・ステージ、および前記キャリア・ステージによって担持されて前記キャリア・ステージ上に取り付けられる、第２の要素（２）から成るステージを備える航空発射台であって、前記発射台は、両方のステージを固定して、次いでそれらを分離するために、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２に記載の複数の装置を備え、両方の結合面（１２、２２）は、円錐形である、ことを特徴とする発射台。
   

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