JPH0487900A - 飛しょう体の締結分離装置 - Google Patents
飛しょう体の締結分離装置Info
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- JPH0487900A JPH0487900A JP2203057A JP20305790A JPH0487900A JP H0487900 A JPH0487900 A JP H0487900A JP 2203057 A JP2203057 A JP 2203057A JP 20305790 A JP20305790 A JP 20305790A JP H0487900 A JPH0487900 A JP H0487900A
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- 230000035939 shock Effects 0.000 abstract description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 22
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000003721 gunpowder Substances 0.000 description 1
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
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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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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- 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
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Clamps And Clips (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
産業上の利用分野
本発明は、ロケットの段間切り離しに代表されるように
例えば飛しょう体の機体等の上下の構造物の結合状態を
解除するＶ型バンド方式の締結分離装置に関する。
例えば飛しょう体の機体等の上下の構造物の結合状態を
解除するＶ型バンド方式の締結分離装置に関する。
従来の技術
この種の締結分離装置としては例えば第５図および第６
図に示すように、断面山形状のフランジ部１ａ、２ａを
有するロケットの機体上段部１と機体下段部２を分離面
３で相互に突き合わせた上、これらのフランジ部１ａ、
２ａをＶ型バンド（マルマンバンドとも称される）４の
締付力により締結するようにしたものがある（類似構造
が例えば、社団法人日本航空宇宙学会編「航空宇宙工学
便覧増補版」、昭５９．１０．１０発行）、丸善、Ｐ４
６１ に開示されている）。
図に示すように、断面山形状のフランジ部１ａ、２ａを
有するロケットの機体上段部１と機体下段部２を分離面
３で相互に突き合わせた上、これらのフランジ部１ａ、
２ａをＶ型バンド（マルマンバンドとも称される）４の
締付力により締結するようにしたものがある（類似構造
が例えば、社団法人日本航空宇宙学会編「航空宇宙工学
便覧増補版」、昭５９．１０．１０発行）、丸善、Ｐ４
６１ に開示されている）。
Ｖ型バンド４は、機体１．２側のフランジ部１ａ、２ａ
に係合するＶ溝５ａをもった複数のクランプブロック５
と、これらのクランプブロック５を拘束する半割状の一
対のバンド本体６とから構成され、火工品であるセパレ
ーションナツト７とボルト８との蝮合によりバンド本体
６の締付力を得てクランプブロック５とフランジ部１ａ
、２ａとをテーパ結合させ、最終的にはこのテーバ結合
によって機体上段部１と機体下段部２との結合状態を維
持している。
に係合するＶ溝５ａをもった複数のクランプブロック５
と、これらのクランプブロック５を拘束する半割状の一
対のバンド本体６とから構成され、火工品であるセパレ
ーションナツト７とボルト８との蝮合によりバンド本体
６の締付力を得てクランプブロック５とフランジ部１ａ
、２ａとをテーパ結合させ、最終的にはこのテーバ結合
によって機体上段部１と機体下段部２との結合状態を維
持している。
一方、上下段の機体１，２の切り離し時には、火薬の発
生エネルギーによりセパレーションナツト７のボルト拘
束力を解除することで■型ノ（ンド４の締結力が解除さ
れ、これによって機体上段部１と機体下段部２とが相互
に分離する。
生エネルギーによりセパレーションナツト７のボルト拘
束力を解除することで■型ノ（ンド４の締結力が解除さ
れ、これによって機体上段部１と機体下段部２とが相互
に分離する。
そして、このような形式の締結分離装置は、前述したよ
うに上下段の構造物を直接的に結合するのでなくｖ型バ
ンド４とフランジ部１ａ、２ａとのテーパ面面圧に依存
した結合構造となっているため、比較的荷重（曲げモー
メント）の小さいロケットの上段側、例えば衛星の分離
等に使用される。
うに上下段の構造物を直接的に結合するのでなくｖ型バ
ンド４とフランジ部１ａ、２ａとのテーパ面面圧に依存
した結合構造となっているため、比較的荷重（曲げモー
メント）の小さいロケットの上段側、例えば衛星の分離
等に使用される。
発明が解決しようとする課題
■型バンド４の設計はロケット飛しよう中の最大荷重を
考慮して行われ、したがって、Ｖ型／（ンド４の締付力
もまた機体に最大荷重が作用したとしても分離面３に口
開きが発生しないような値に設定される。
考慮して行われ、したがって、Ｖ型／（ンド４の締付力
もまた機体に最大荷重が作用したとしても分離面３に口
開きが発生しないような値に設定される。
しかしながら、■型バンド４の締付力が大きいほど締結
分離装置および機体に蓄えられる歪みエネルギーが増加
することから分離作動時の衝撃も大きくなり、搭載機器
を保護する上で上記の衝撃の低減が強く望まれている。
分離装置および機体に蓄えられる歪みエネルギーが増加
することから分離作動時の衝撃も大きくなり、搭載機器
を保護する上で上記の衝撃の低減が強く望まれている。
本発明は以上のような背景のもとになされたもので、そ
の目的とするところは、締結分離装置としての機能に支
障をきたすことなく、分離作動時の衝撃を緩和した構造
を提供することにある。
の目的とするところは、締結分離装置としての機能に支
障をきたすことなく、分離作動時の衝撃を緩和した構造
を提供することにある。
課題を解決するための手段
本発明は、飛しょう体を構成する構造物同士をＶ型バン
ドで締結し、構造物の分離作動時にはＶ型バンドの締結
力を火工品の力により解除するようにした飛しょう体の
締結分離装置において、締結状態にある■型バンドを拡
径方向に押圧して■型バンドに補助締結力を付与し、且
つ飛しよう体が飛しょう経路中の最大荷重作用領域を通
過したのち構造物の分離作動前に前記補助締結力を解除
する補助締結力付与手段を設けたことを特徴としている
。
ドで締結し、構造物の分離作動時にはＶ型バンドの締結
力を火工品の力により解除するようにした飛しょう体の
締結分離装置において、締結状態にある■型バンドを拡
径方向に押圧して■型バンドに補助締結力を付与し、且
つ飛しよう体が飛しょう経路中の最大荷重作用領域を通
過したのち構造物の分離作動前に前記補助締結力を解除
する補助締結力付与手段を設けたことを特徴としている
。
作用
この構造によると、飛しよう体が最大荷重作用領域を通
過したのち締結分離装置の分離作動前に、それまでＶ型
バンドに付与していた補助締結力付与手段の補助締結力
を解除することで、締結分離装置および構造物に蓄えら
れていた歪みエネルギーの一部が放出される。
過したのち締結分離装置の分離作動前に、それまでＶ型
バンドに付与していた補助締結力付与手段の補助締結力
を解除することで、締結分離装置および構造物に蓄えら
れていた歪みエネルギーの一部が放出される。
したがって、それ以降に例えば火工品の発生エネルギー
によってＶ型バンドの締結力が解除されて締結分離装置
が分離作動したとしても先に歪みエネルギーの一部が放
出されているので、この分離作動に伴う衝撃は小さいも
のとなる。
によってＶ型バンドの締結力が解除されて締結分離装置
が分離作動したとしても先に歪みエネルギーの一部が放
出されているので、この分離作動に伴う衝撃は小さいも
のとなる。
実施例
第１図〜第４図は本発明の一実施例を示す図で、第５図
および第６図に示した従来例と共通する部分には同一符
号を付しである。
および第６図に示した従来例と共通する部分には同一符
号を付しである。
図に示すように、機体上段部１と機体下段部２のフラン
ジ部１ａ、２ａのうち特定のクランプブロック５Ａと対
応する部分には、その一部を切除するようにして切欠部
９が形成されている。
ジ部１ａ、２ａのうち特定のクランプブロック５Ａと対
応する部分には、その一部を切除するようにして切欠部
９が形成されている。
切欠部９には、例えば機体上段部１にブラケット１０と
ビン１１とを介してヒンジ結合された／５ｌ−１２が配
設されており、この、＜−１２＋ｉクランプブロツク５
Ａの先端面との当接によって拘束されている。
ビン１１とを介してヒンジ結合された／５ｌ−１２が配
設されており、この、＜−１２＋ｉクランプブロツク５
Ａの先端面との当接によって拘束されている。
一方、機体下段部２にはバー１２とともに補助締結力付
与手段１３を形成するフランジ１４が設けられている。
与手段１３を形成するフランジ１４が設けられている。
シリンダ１４の）＼ウジフグ１５内にはピストン１６と
一体のプランジャ１７が内挿されており、プランジャ１
７の先端は！＜−１２に当接している。
一体のプランジャ１７が内挿されており、プランジャ１
７の先端は！＜−１２に当接している。
そして、シリンダ１４の圧力室１８には機体側の圧力供
給源から例えば油圧等の流体圧が供給されるようになっ
ており、圧力室１８に流体圧が供給された場合にはプラ
ンジャ１７はビン１１を回転中心とするバー１２を外側
に押圧すること↓こなる。
給源から例えば油圧等の流体圧が供給されるようになっ
ており、圧力室１８に流体圧が供給された場合にはプラ
ンジャ１７はビン１１を回転中心とするバー１２を外側
に押圧すること↓こなる。
つまり、バー１２がシリンダ１４により押圧された場合
には■型バンド４のバンド本体６に拡径方向の張力が加
えられ、これによりノ＜ンド本体６にはセパレージコン
ナツト７とボルト８との螺合による締結力（締付力）に
加えて補助締結力が与えられることになる。
には■型バンド４のバンド本体６に拡径方向の張力が加
えられ、これによりノ＜ンド本体６にはセパレージコン
ナツト７とボルト８との螺合による締結力（締付力）に
加えて補助締結力が与えられることになる。
このように構成された締結分離装置においては、地上に
おける組付段階ではシリンダ１４への流体圧供給が行わ
れないため、シリンダ１４に代えてくさび１９とボルト
２０とを用いてバー１２の押圧力を得て組み付けを行う
。
おける組付段階ではシリンダ１４への流体圧供給が行わ
れないため、シリンダ１４に代えてくさび１９とボルト
２０とを用いてバー１２の押圧力を得て組み付けを行う
。
すなわち、火工品であるセパレーションナツト７とボル
ト８との締め付けによるバンド本体６の締結力に加え、
第１図に示すように機体下段部２とバー１２との間にく
さび１９をはさみ込んでボルト２０を締め込むことによ
りシリンダ１４の発生圧力と同等の補助締結力を得て、
Ｖ型バンド４により機体上段部１と機体下段部２とを締
結する。
ト８との締め付けによるバンド本体６の締結力に加え、
第１図に示すように機体下段部２とバー１２との間にく
さび１９をはさみ込んでボルト２０を締め込むことによ
りシリンダ１４の発生圧力と同等の補助締結力を得て、
Ｖ型バンド４により機体上段部１と機体下段部２とを締
結する。
そして、ロケットの打ち上げに際してはシリンダ１４の
圧力室１８に所定の流体圧を供給する一方、くさび１９
およびボルト２０を取り外す。その結果、打ち上げ後は
シリンダ１４によりＶ型バンド４の補助締結力を得て飛
しょうを続けることになる。
圧力室１８に所定の流体圧を供給する一方、くさび１９
およびボルト２０を取り外す。その結果、打ち上げ後は
シリンダ１４によりＶ型バンド４の補助締結力を得て飛
しょうを続けることになる。
飛しょう中において、機体に最大荷重が作用する最大荷
重作用領域を通過するまでは上記のように補助締結力付
与手段１３により補助締結力が付与されているが、最大
荷重作用領域を通過すると、図示しない制御装置からの
指示によりシリンダ１４への流体圧供給が断たれる。
重作用領域を通過するまでは上記のように補助締結力付
与手段１３により補助締結力が付与されているが、最大
荷重作用領域を通過すると、図示しない制御装置からの
指示によりシリンダ１４への流体圧供給が断たれる。
シリンダ１４への流体圧供給が断たれると、プランジャ
１７がハウジング１５内に移動するとともにそれに伴っ
てバー１２も変位し、それまでバンド本体６に付与され
ていた補助締結力が解除され、同時に補助締結力の付与
に応じてフランジ部ｌａ、２ａおよびクランプブロック
５，５Ａ等に蓄えられていた歪みエネルギーが放出され
る。
１７がハウジング１５内に移動するとともにそれに伴っ
てバー１２も変位し、それまでバンド本体６に付与され
ていた補助締結力が解除され、同時に補助締結力の付与
に応じてフランジ部ｌａ、２ａおよびクランプブロック
５，５Ａ等に蓄えられていた歪みエネルギーが放出され
る。
この後、制御装置からの分離作動指令を受けて従来と同
様にセパレーションナツト７が作動し、セパレーション
ナツト７によるボルト８の拘束力が解除されることでバ
ンド本体６が外れて機体上段部ｌと機体下段部２とが相
互に分離することになる。
様にセパレーションナツト７が作動し、セパレーション
ナツト７によるボルト８の拘束力が解除されることでバ
ンド本体６が外れて機体上段部ｌと機体下段部２とが相
互に分離することになる。
この分離作動時には何らかのかたちで必ず衝撃を伴うこ
とになるが、先の補助締結力解除の段階で歪みエネルギ
ーの一部が放出されているので分離作動に伴って放出さ
れる歪みエネルギーは相対的に小さく、結果的に分離作
動に伴って発生する衝撃は従来よりも著しく小さくなり
、搭載機器に支障をきたすようなことがなくなる。
とになるが、先の補助締結力解除の段階で歪みエネルギ
ーの一部が放出されているので分離作動に伴って放出さ
れる歪みエネルギーは相対的に小さく、結果的に分離作
動に伴って発生する衝撃は従来よりも著しく小さくなり
、搭載機器に支障をきたすようなことがなくなる。
発明の効果
以上のように本発明によれば、締結状態にあるＶ型バン
ドを拡径方向に押圧してＶ型バンドに補助締結力を付与
する一方で、飛しょう体が飛しよう経路中の最大荷重作
用領域を通過したのち構造物の分離作動前に前記補助締
結力を解除する補助締結力付与手段を設けたことにより
、必要十分な締結能力を維持しつつ分離作動時に放出さ
れる歪みエネルギーを小さくすることができる。その結
果、分離作動に伴う衝撃力が従来よりも著しく小さくな
って、その衝撃から搭載機器を保護することができる。
ドを拡径方向に押圧してＶ型バンドに補助締結力を付与
する一方で、飛しょう体が飛しよう経路中の最大荷重作
用領域を通過したのち構造物の分離作動前に前記補助締
結力を解除する補助締結力付与手段を設けたことにより
、必要十分な締結能力を維持しつつ分離作動時に放出さ
れる歪みエネルギーを小さくすることができる。その結
果、分離作動に伴う衝撃力が従来よりも著しく小さくな
って、その衝撃から搭載機器を保護することができる。
第１図は本発明の一実施例を示す図で第２図のＡ−Ａ線
に沿う断面図、第２図は同じくロケットの機体の断面説
明図、第３図は同じく第２図のＢ−Ｂ線に沿う断面図、
第４図は同じくロケットの機体の要部拡大斜視図、第５
図は従来の締結分離装置の構造を示す図でロケ７）の機
体の断面説明図、第６図は第５図のＣ−Ｃ線に沿う断面
図である。 １・・・機体上段部（構造物）、２・・・機体下段部（
構造物）、ｌａ、２ａ・・・フランジ部、３・・・分離
面、４・・・Ｖ型バンド、５，５Ａ・・・クランプブロ
ック、６・・・バンド本体、７・・・セパレーションナ
ツト（火工品）、８・・・ボルト、９・・・切欠部、１
２・・・バ１３・・・補助締結力付与手段、１４・・・
シリンダ。 第１図 １−−一梗１ホよ丘部 ２−−−プレー虹イ１↑（下１５ミ邪 １ａ、２ａ−−フラ〉ヴ部 ３−一一分楚面 ４−−−Ｖ型）Ｖ二、ト！ ５．５Ａ−−クフレブγロ１ｅツク ６−−−バレＦＡｖホ ７−一一一ノでし−シフシナ１ｖト ８−−−刀Ｘ′ｊレト ９−−−を刀沢１責 １４−ｍ−シリシタ゛ 第４図 第５図 第２図 第３図
に沿う断面図、第２図は同じくロケットの機体の断面説
明図、第３図は同じく第２図のＢ−Ｂ線に沿う断面図、
第４図は同じくロケットの機体の要部拡大斜視図、第５
図は従来の締結分離装置の構造を示す図でロケ７）の機
体の断面説明図、第６図は第５図のＣ−Ｃ線に沿う断面
図である。 １・・・機体上段部（構造物）、２・・・機体下段部（
構造物）、ｌａ、２ａ・・・フランジ部、３・・・分離
面、４・・・Ｖ型バンド、５，５Ａ・・・クランプブロ
ック、６・・・バンド本体、７・・・セパレーションナ
ツト（火工品）、８・・・ボルト、９・・・切欠部、１
２・・・バ１３・・・補助締結力付与手段、１４・・・
シリンダ。 第１図 １−−一梗１ホよ丘部 ２−−−プレー虹イ１↑（下１５ミ邪 １ａ、２ａ−−フラ〉ヴ部 ３−一一分楚面 ４−−−Ｖ型）Ｖ二、ト！ ５．５Ａ−−クフレブγロ１ｅツク ６−−−バレＦＡｖホ ７−一一一ノでし−シフシナ１ｖト ８−−−刀Ｘ′ｊレト ９−−−を刀沢１責 １４−ｍ−シリシタ゛ 第４図 第５図 第２図 第３図
Claims (1)
- （１）飛しよう体を構成する構造物同士をＶ型バンドで
締結し、構造物の分離作動時にはＶ型バンドの締結力を
火工品の力により解除するようにした飛しょう体の締結
分離装置において、 締結状態にあるＶ型バンドを拡径方向に押圧してＶ型バ
ンドに補助締結力を付与し、且つ飛しょう体が飛しょう
経路中の最大荷重作用領域を通過したのち構造物の分離
作動前に前記補助締結力を解除する補助締結力付与手段
を設けたことを特徴とする飛しょう体の締結分離装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2203057A JPH0487900A (ja) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | 飛しょう体の締結分離装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2203057A JPH0487900A (ja) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | 飛しょう体の締結分離装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0487900A true JPH0487900A (ja) | 1992-03-19 |
Family
ID=16467627
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2203057A Pending JPH0487900A (ja) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | 飛しょう体の締結分離装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0487900A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5352061A (en) * | 1993-01-05 | 1994-10-04 | Honeywell Inc. | Anti-rotation ring joint |
| CN103754391A (zh) * | 2014-01-02 | 2014-04-30 | 上海宇航系统工程研究所 | 大型空间机构压紧释放装置 |
| CN108050351A (zh) * | 2017-12-08 | 2018-05-18 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种可解锁式空间遥感相机支架 |
| JP2019209724A (ja) * | 2018-05-31 | 2019-12-12 | 三菱電機株式会社 | 分離装置 |
| JP2019209725A (ja) * | 2018-05-31 | 2019-12-12 | 三菱電機株式会社 | 分離装置 |
| EP3478586A4 (en) * | 2016-06-30 | 2020-02-19 | RUAG Space AB | CONNECTION AND CLAMPING SYSTEM FOR DETACHABLE CONNECTION OF SPACE ENGINE ELEMENTS |
-
1990
- 1990-07-31 JP JP2203057A patent/JPH0487900A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5352061A (en) * | 1993-01-05 | 1994-10-04 | Honeywell Inc. | Anti-rotation ring joint |
| CN103754391A (zh) * | 2014-01-02 | 2014-04-30 | 上海宇航系统工程研究所 | 大型空间机构压紧释放装置 |
| EP3478586A4 (en) * | 2016-06-30 | 2020-02-19 | RUAG Space AB | CONNECTION AND CLAMPING SYSTEM FOR DETACHABLE CONNECTION OF SPACE ENGINE ELEMENTS |
| US10633122B2 (en) | 2016-06-30 | 2020-04-28 | Ruag Space Ab | Joint and clamp band system for releasably connecting space craft elements |
| CN108050351A (zh) * | 2017-12-08 | 2018-05-18 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种可解锁式空间遥感相机支架 |
| JP2019209724A (ja) * | 2018-05-31 | 2019-12-12 | 三菱電機株式会社 | 分離装置 |
| JP2019209725A (ja) * | 2018-05-31 | 2019-12-12 | 三菱電機株式会社 | 分離装置 |
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