JPH06104480B2 - 宇宙船のクランピング接続器アセンブリ - Google Patents
宇宙船のクランピング接続器アセンブリInfo
- Publication number
- JPH06104480B2 JPH06104480B2 JP62503648A JP50364887A JPH06104480B2 JP H06104480 B2 JPH06104480 B2 JP H06104480B2 JP 62503648 A JP62503648 A JP 62503648A JP 50364887 A JP50364887 A JP 50364887A JP H06104480 B2 JPH06104480 B2 JP H06104480B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spacecraft
- holding
- flange
- connector assembly
- load
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 13
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims description 8
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 claims description 5
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 5
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 5
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 5
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 5
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 2
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 2
- 238000007667 floating Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 238000001612 separation test Methods 0.000 description 2
- 238000010008 shearing Methods 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 235000002597 Solanum melongena Nutrition 0.000 description 1
- 244000061458 Solanum melongena Species 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical class [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000001747 exhibiting effect Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- JEIPFZHSYJVQDO-UHFFFAOYSA-N iron(III) oxide Inorganic materials O=[Fe]O[Fe]=O JEIPFZHSYJVQDO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
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
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
-
- 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
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
- B64G1/642—Clamps, e.g. Marman clamps
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Clamps And Clips (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 [産業上の利用分野] 本発明は宇宙船の分離可能なコンポーネント部品を保持
するカップリング接続器アセンブリに関する。さらに特
定すれば、本発明は宇宙船の分離可能なコンポーネント
を保持するのに使用される引張りストラップによる軸方
向の張力を変化させることなく、相対的な回転を防止し
かつせん断およびねじり力を伝達するV形クランプ接続
器アセンブリに関する。
するカップリング接続器アセンブリに関する。さらに特
定すれば、本発明は宇宙船の分離可能なコンポーネント
を保持するのに使用される引張りストラップによる軸方
向の張力を変化させることなく、相対的な回転を防止し
かつせん断およびねじり力を伝達するV形クランプ接続
器アセンブリに関する。
[従来の技術] 接続器アセンブリ、たとえば宇宙船の分離可能な部品を
保持する接続器アセンブリは、宇宙船のブースト時およ
び上昇飛行時、場合によっては再突入時においてでも基
本的な荷重伝達経路を構成する重要な構造部品である。
たとえば、宇宙船では、軌道上に乗る際にその一部たと
えば推進モータを切離す場合が多い。当然のことである
が、宇宙船の打上げには大きなコストがかかるので、宇
宙船の接続器アセンブリは、軽量であるばかりでなく、
信頼性が高くなければならず、また一般的にも補修等が
容易でなければならない。
保持する接続器アセンブリは、宇宙船のブースト時およ
び上昇飛行時、場合によっては再突入時においてでも基
本的な荷重伝達経路を構成する重要な構造部品である。
たとえば、宇宙船では、軌道上に乗る際にその一部たと
えば推進モータを切離す場合が多い。当然のことである
が、宇宙船の打上げには大きなコストがかかるので、宇
宙船の接続器アセンブリは、軽量であるばかりでなく、
信頼性が高くなければならず、また一般的にも補修等が
容易でなければならない。
1950年代から今日に至るまで、この特殊な分野ではこの
接続アセンブリの設計はコンポーネント部品の破損を最
小にすることが第1に要求されてきた。もちろん、今日
においても、宇宙船はコストが高く、また人間が搭乗し
ていることもあって、この接続器アセンブリには人間が
介在することなく自動的に作動するような高い信頼性が
要求されている。また、外宇宙に到達するような宇宙船
では、そのペイロードを増加させるために、重量の軽減
が要求されている。この分野における望ましいものとし
ては、爆発形接続器アセンブリの代わりに、張力バンド
形のクランピングアセンブリが好ましく、このようなも
のを宇宙船の分離すべきコンポーネントの接続に使用す
れば、電気装置等のペイロードの好ましくない振動等に
起因する熱衝撃による爆発の危険を防止することができ
る。
接続アセンブリの設計はコンポーネント部品の破損を最
小にすることが第1に要求されてきた。もちろん、今日
においても、宇宙船はコストが高く、また人間が搭乗し
ていることもあって、この接続器アセンブリには人間が
介在することなく自動的に作動するような高い信頼性が
要求されている。また、外宇宙に到達するような宇宙船
では、そのペイロードを増加させるために、重量の軽減
が要求されている。この分野における望ましいものとし
ては、爆発形接続器アセンブリの代わりに、張力バンド
形のクランピングアセンブリが好ましく、このようなも
のを宇宙船の分離すべきコンポーネントの接続に使用す
れば、電気装置等のペイロードの好ましくない振動等に
起因する熱衝撃による爆発の危険を防止することができ
る。
1960年代においては、このような接続器アセンブリは
「マーマン・バンド」と称される形式のものが用いら
れ、このものは、複数のV字型のリテーナまたはくさび
形のシュー部材によって宇宙船の分離すべきコンポーネ
ント外周に形成されたフランジをV形にクランプするも
のである。そして、分離可能な複数の引張りバンドが互
いに離間した一対の爆発引張りボルトによって接続され
ており、このボルトによりVバンドカップリング部材を
保持しているこの引張りストラップを調整できるように
構成されている。この引張りストラップによって、複数
のV字状のリテーナを径方向内側に押え、宇宙船の分離
すべきコンポーネント部品の円筒形ハウジングのフラン
ジにこれらがくさび状に嵌合し、このコンポーネントを
軸方向に結合する。このVバンドカップリングは、原則
的にはこの接続器アセンブリの接続部を横断する軸方向
の荷重および曲げ荷重を支持する。また、このくさび形
のリテーナとフランジ面との間の摩擦によって、多少の
せん断トルク荷重は支持することができる。この宇宙船
に大きなせん断トルク荷重が作用するような場合には、
フランジ間にキーを挿入するか、または摩擦力が作用す
るせん断トルク荷重より大きくなるように引張りストラ
ップに加える荷重を注意深く調整する。
「マーマン・バンド」と称される形式のものが用いら
れ、このものは、複数のV字型のリテーナまたはくさび
形のシュー部材によって宇宙船の分離すべきコンポーネ
ント外周に形成されたフランジをV形にクランプするも
のである。そして、分離可能な複数の引張りバンドが互
いに離間した一対の爆発引張りボルトによって接続され
ており、このボルトによりVバンドカップリング部材を
保持しているこの引張りストラップを調整できるように
構成されている。この引張りストラップによって、複数
のV字状のリテーナを径方向内側に押え、宇宙船の分離
すべきコンポーネント部品の円筒形ハウジングのフラン
ジにこれらがくさび状に嵌合し、このコンポーネントを
軸方向に結合する。このVバンドカップリングは、原則
的にはこの接続器アセンブリの接続部を横断する軸方向
の荷重および曲げ荷重を支持する。また、このくさび形
のリテーナとフランジ面との間の摩擦によって、多少の
せん断トルク荷重は支持することができる。この宇宙船
に大きなせん断トルク荷重が作用するような場合には、
フランジ間にキーを挿入するか、または摩擦力が作用す
るせん断トルク荷重より大きくなるように引張りストラ
ップに加える荷重を注意深く調整する。
スペースシャトルが登場する以前は、分離すべき宇宙船
のコンポーネント部品を接続する手段としては基本的に
はVバンド形カップリングであり、このものは引張りス
トラップが周囲を囲んでおり、宇宙船のコンポーネント
部品を軸方向に接続していた。通常は、せん断およびト
ルク荷重を支持するためには、バンドの摩擦、および宇
宙船のコンポーネント部分の円筒状の構造体のフランジ
間の摩擦が利用されていた。
のコンポーネント部品を接続する手段としては基本的に
はVバンド形カップリングであり、このものは引張りス
トラップが周囲を囲んでおり、宇宙船のコンポーネント
部品を軸方向に接続していた。通常は、せん断およびト
ルク荷重を支持するためには、バンドの摩擦、および宇
宙船のコンポーネント部分の円筒状の構造体のフランジ
間の摩擦が利用されていた。
このせん断荷重およびトルク荷重が生じる原因として
は、特に固体燃料ロケットにおける燃料の周期的な燃焼
特性、燃焼停止時における燃料容器の重力中心の変動、
ロケットを制御するためのノズルの方向変化、所定の軌
道上に乗るためのロケットの軌道変化、飛行時における
ロケット自体の変形、振動、等により過渡的な荷重によ
って生じる。通常、飛行時における縦方向の荷重とすべ
ての方向の横方向の荷重との比は約10:1である。
は、特に固体燃料ロケットにおける燃料の周期的な燃焼
特性、燃焼停止時における燃料容器の重力中心の変動、
ロケットを制御するためのノズルの方向変化、所定の軌
道上に乗るためのロケットの軌道変化、飛行時における
ロケット自体の変形、振動、等により過渡的な荷重によ
って生じる。通常、飛行時における縦方向の荷重とすべ
ての方向の横方向の荷重との比は約10:1である。
しかし、スペースシャトルの貨物室に乗せて宇宙船を打
上げる場合には、せん断およびトルク荷重がかなり大き
くなる。すなわち第4図に示す如く、このペイロードで
ある宇宙船は、第1段ロケット102推力線からずれてお
り、縦方向の荷重と横方向の荷重との比が1:1に近付く
ことがある。さらに、このような宇宙船は切り離し可能
に片持ち支持されており、この支持箇所は破壊しない程
度の最小限の箇所でしか支持されておらず、さらに余分
の横方向の振動が発生することになる。さらにまた、こ
のスペースシャトル100では、必要な場合にはこれらク
ランピング接続器アセンブリは再突入にも耐えられるよ
うに設計することを要求されており、このような場合に
は大きな横方向の荷重が作用することを考慮しなければ
ならない。
上げる場合には、せん断およびトルク荷重がかなり大き
くなる。すなわち第4図に示す如く、このペイロードで
ある宇宙船は、第1段ロケット102推力線からずれてお
り、縦方向の荷重と横方向の荷重との比が1:1に近付く
ことがある。さらに、このような宇宙船は切り離し可能
に片持ち支持されており、この支持箇所は破壊しない程
度の最小限の箇所でしか支持されておらず、さらに余分
の横方向の振動が発生することになる。さらにまた、こ
のスペースシャトル100では、必要な場合にはこれらク
ランピング接続器アセンブリは再突入にも耐えられるよ
うに設計することを要求されており、このような場合に
は大きな横方向の荷重が作用することを考慮しなければ
ならない。
また、横方向の荷重が作用する場合には、この問題を解
決するために宇宙船のコンポーネント部品のフランジ間
にスプラインを形成することが行われている。このよう
にすることによって、伝達されるせん断およびトルク荷
重が増大するが、分離すべきコンポーネント部品の間で
固着が生じる可能性が増大する。地上に対して外宇宙で
は、金属製部品が摩擦することによってこれらが固着し
たり溶着したりする可能性が高い。
決するために宇宙船のコンポーネント部品のフランジ間
にスプラインを形成することが行われている。このよう
にすることによって、伝達されるせん断およびトルク荷
重が増大するが、分離すべきコンポーネント部品の間で
固着が生じる可能性が増大する。地上に対して外宇宙で
は、金属製部品が摩擦することによってこれらが固着し
たり溶着したりする可能性が高い。
さらに、スペースシャトルで打上げられる宇宙船はロケ
ットで打上げられる宇宙船より直径が大きく、この直径
はさらに大形化する傾向があり、伝達できるせん断やね
じり荷重を大きくして宇宙船の分離すべきコンポーネン
ト部品間の相対的な回転を防止する必要がある。
ットで打上げられる宇宙船より直径が大きく、この直径
はさらに大形化する傾向があり、伝達できるせん断やね
じり荷重を大きくして宇宙船の分離すべきコンポーネン
ト部品間の相対的な回転を防止する必要がある。
スペースシャトルで打上げられる宇宙船で必要とされる
せん断荷重は以下の通りである。
せん断荷重は以下の通りである。
横方向の荷重のバランスは S=f(Pax+4SH/D) (1) ここで、 S=mgT 横方向荷重 Pax≦mgA 軸方向荷重 m=宇宙船の質量 D=クランプの直径 H=接続クランプ上の宇宙船の重心 gT=横方向の加速度 gA=軸方向の加速度 f=クランプの摩擦係数 (必要な伝達せん断荷重) これらを代入すると、 f=1/(gA/gT+4H/D) (2) この式(2)にスペースシャトルおよび使い捨て形のロ
ケットの諸元を代入してみると表1.のようになる。
ケットの諸元を代入してみると表1.のようになる。
スペースシャトルで打上げられる宇宙船のせん断係数は
使い捨て形のロケットで打上げられる宇宙船のせん断係
数よりはるかに大きく、このせん断係数0.4では摩擦だ
けでは十分な信頼性が得られない。したがって、せん断
荷重を支持する機械的な部材が必要になる。
使い捨て形のロケットで打上げられる宇宙船のせん断係
数よりはるかに大きく、このせん断係数0.4では摩擦だ
けでは十分な信頼性が得られない。したがって、せん断
荷重を支持する機械的な部材が必要になる。
また、この接続器アセンブリに要求される条件として
は、上記の引張りベルトはこの分野で十分に改良されて
高い信頼性があるので、現在ではこの引張りベルトに余
分の張力を作用させることなく、このベルトを改良する
ことなくより大きなせん断およびねじり荷重に耐えるよ
うに設計することが必要な条件である。
は、上記の引張りベルトはこの分野で十分に改良されて
高い信頼性があるので、現在ではこの引張りベルトに余
分の張力を作用させることなく、このベルトを改良する
ことなくより大きなせん断およびねじり荷重に耐えるよ
うに設計することが必要な条件である。
この問題を解決するためになされた従来の例を第7図に
示す。このものは、接続器アセンブリ200に一連のアル
ミニウム製のくさび形ブロック202が備えられており、
これらは接続フランジ部材206,207に嵌合し、引張りバ
ンド204によって固定されている。上記のフランジ部材2
06の内側面には、約60個の円錐形の凹部が設けられ、こ
れらはフランジの直径まわりに離間して配列され、これ
らの内部に嵌合するせん断支持コーン214にはねじ棒212
が取付けられ、これらねじ棒は下側フランジ部材208に
形成されたねじ孔210に螺合し、上記のコーンが調整で
きるように構成されている。したがって、これらのせん
断支持コーンとフランジ部材206の凹部との間の間隙を
なくすように構成されている。しかし、このようなもの
は、固着が生じないことを確認する必要があり、たとえ
ば宇宙船の試験の際に分離すべきコンポーネント部品が
物理的に分離するか等、この宇宙船の分離すべきコンポ
ーネント部品のせん断支持コーンが固着しないことを確
認する必要があり、この試験のためには適当な高価な試
験治具を必要とする。また、明らかなことであるが、コ
ーンの円錐面の傾斜は、15゜ないし20゜の鋭角であり、
せん断荷重やミスアライメント等により軸方向の反力が
生じ、引張りバンドの径方向の荷重が増大することにな
る。
示す。このものは、接続器アセンブリ200に一連のアル
ミニウム製のくさび形ブロック202が備えられており、
これらは接続フランジ部材206,207に嵌合し、引張りバ
ンド204によって固定されている。上記のフランジ部材2
06の内側面には、約60個の円錐形の凹部が設けられ、こ
れらはフランジの直径まわりに離間して配列され、これ
らの内部に嵌合するせん断支持コーン214にはねじ棒212
が取付けられ、これらねじ棒は下側フランジ部材208に
形成されたねじ孔210に螺合し、上記のコーンが調整で
きるように構成されている。したがって、これらのせん
断支持コーンとフランジ部材206の凹部との間の間隙を
なくすように構成されている。しかし、このようなもの
は、固着が生じないことを確認する必要があり、たとえ
ば宇宙船の試験の際に分離すべきコンポーネント部品が
物理的に分離するか等、この宇宙船の分離すべきコンポ
ーネント部品のせん断支持コーンが固着しないことを確
認する必要があり、この試験のためには適当な高価な試
験治具を必要とする。また、明らかなことであるが、コ
ーンの円錐面の傾斜は、15゜ないし20゜の鋭角であり、
せん断荷重やミスアライメント等により軸方向の反力が
生じ、引張りバンドの径方向の荷重が増大することにな
る。
[発明が解決しようとする問題点] したがって、航空宇宙工学の分野では、宇宙船の分離可
能な2個のコンポーネント部品を結合するクランピング
接続器アセンブリの改良が今でも必要である。
能な2個のコンポーネント部品を結合するクランピング
接続器アセンブリの改良が今でも必要である。
[問題点を解決するための手段とその作用] 本発明は、宇宙船の分離すべき第1および第2のコンポ
ーネントを互いに分離可能に結合する引張りストラップ
を備えたクランピング接続器アセンブリに関する。これ
ら宇宙船のコンポーネント部品には、それぞれ第1およ
び第2のフランジ部材が形成され、これらには外側の第
1および第2の嵌合面と接触面とが形成されている。こ
れらの接触面は円滑な平面に仕上げられ、外宇宙におい
て反復使用に耐えられるように設計されている。このク
ランピング接続器アセンブリの保持部材すなわち遊動さ
び部材は、第1および第2の宇宙船のコンポーネント部
品の第1および第2のフランジ部材に引張りストラップ
の径方向の荷重を伝達するように構成されている。
ーネントを互いに分離可能に結合する引張りストラップ
を備えたクランピング接続器アセンブリに関する。これ
ら宇宙船のコンポーネント部品には、それぞれ第1およ
び第2のフランジ部材が形成され、これらには外側の第
1および第2の嵌合面と接触面とが形成されている。こ
れらの接触面は円滑な平面に仕上げられ、外宇宙におい
て反復使用に耐えられるように設計されている。このク
ランピング接続器アセンブリの保持部材すなわち遊動さ
び部材は、第1および第2の宇宙船のコンポーネント部
品の第1および第2のフランジ部材に引張りストラップ
の径方向の荷重を伝達するように構成されている。
また、保持部材の嵌合面間にシアーピンが設けられ、上
記引張りストラップの張力を増加させることなくせん断
およびねじり荷重を受けることができ、また接続アセン
ブリの固着を防止して接触面を円滑に分離することがで
きるように構成されている。この宇宙船のコンポーネン
ト部品のフランジ部の外周には複数の凹部が形成され上
記のシアーピンがこれら凹部内に嵌合するように構成さ
れている。
記引張りストラップの張力を増加させることなくせん断
およびねじり荷重を受けることができ、また接続アセン
ブリの固着を防止して接触面を円滑に分離することがで
きるように構成されている。この宇宙船のコンポーネン
ト部品のフランジ部の外周には複数の凹部が形成され上
記のシアーピンがこれら凹部内に嵌合するように構成さ
れている。
[実施例] 本発明の目的および特徴は、以下の図面を参照した実施
例の説明によって明白になるであろう。
例の説明によって明白になるであろう。
以下の説明によって本航空宇宙工学の当業者であれば本
発明を実施することが可能であり、またこの実施例は本
発明者によって考えられた本発明のベストモードであ
る。以下の説明によって、比較的コストが低く、製造が
容易であるクランピング接続器アセンブリが示される
が、当業者であればこの他にも各種の変形が可能であ
る。
発明を実施することが可能であり、またこの実施例は本
発明者によって考えられた本発明のベストモードであ
る。以下の説明によって、比較的コストが低く、製造が
容易であるクランピング接続器アセンブリが示される
が、当業者であればこの他にも各種の変形が可能であ
る。
本発明のせん断荷重支持構造は、Vバンドの張力やくさ
び形保持部材に作用する荷重に影響されるものではな
い。本発明は、摩擦力に依存せず、また特別な治具を必
要とせず、従来のV形クランプの分離試験装置によって
シアーピンの分離の試験を行うことができるものであ
る。本発明のせん断荷重支持能力は、宇宙船の分離すべ
きコンポーネント部品のフランジ間に間隙がある場合で
もその能力を発揮できるものである。
び形保持部材に作用する荷重に影響されるものではな
い。本発明は、摩擦力に依存せず、また特別な治具を必
要とせず、従来のV形クランプの分離試験装置によって
シアーピンの分離の試験を行うことができるものであ
る。本発明のせん断荷重支持能力は、宇宙船の分離すべ
きコンポーネント部品のフランジ間に間隙がある場合で
もその能力を発揮できるものである。
第1図には、人工衛星等の宇宙船2の概略を示し、第1
の分離可能な部分4および第2の分離可能な部分6とか
ら構成されている。たとえば、軌道にのる衛星部分4と
推進モータ部分6とは、クランピング接続器アセンブリ
8によって分離可能に接続されている。
の分離可能な部分4および第2の分離可能な部分6とか
ら構成されている。たとえば、軌道にのる衛星部分4と
推進モータ部分6とは、クランピング接続器アセンブリ
8によって分離可能に接続されている。
第3図および第5図に示すように第1のコンポーネント
部分4には第1のフランジ部材10が設けられ、また第2
のコンポーネント部分6には第2のフランジ部材12が設
けられている。これらの、軸方向(A−A)における上
および下面は、それぞれ第1および第2の嵌合面30,32
として形成されている。また、これらの第1および第2
のフランジ部材10,12にはそれぞれ第1および第2の接
触面29,31が形成され、これらは円滑な平面に形成され
ている。また、これらのフランジ部材の外周面は円筒状
に形成され、複数の凹部20が形成されている。また、リ
テーナすなわちくさび形クランプ部材である保持部材14
が設けられ、これには上および下の保持フランジ22,24
が形成され、これらの内側には保持嵌合面26,28が形成
され、上記のフランジ部材10,12の外側の第1および第
2の嵌合面30,32に嵌合するように構成されている。
部分4には第1のフランジ部材10が設けられ、また第2
のコンポーネント部分6には第2のフランジ部材12が設
けられている。これらの、軸方向(A−A)における上
および下面は、それぞれ第1および第2の嵌合面30,32
として形成されている。また、これらの第1および第2
のフランジ部材10,12にはそれぞれ第1および第2の接
触面29,31が形成され、これらは円滑な平面に形成され
ている。また、これらのフランジ部材の外周面は円筒状
に形成され、複数の凹部20が形成されている。また、リ
テーナすなわちくさび形クランプ部材である保持部材14
が設けられ、これには上および下の保持フランジ22,24
が形成され、これらの内側には保持嵌合面26,28が形成
され、上記のフランジ部材10,12の外側の第1および第
2の嵌合面30,32に嵌合するように構成されている。
また、張力ストラップすなわちベルト16が設けられ、こ
のベルトたとえばチタニウム材料で形成され、従来と同
様にこのベルトによってフランジ部材10,12の周囲に配
置された保持部材14に軸方向の荷重を与える作用をな
す。この引張りストラップ16は、略V字状の保持部材14
に形方向内側の荷重を与え、これらフランジ部材10,12
をくさび作用によって締付け、第1図のA−Aで示す軸
方向に結合する。前に説明したように、これら保持部材
14は、原則的にはこれら第1および第2のコンポーネン
ト部分4,6の間の軸方向および曲げの荷重しか支持しな
い。
のベルトたとえばチタニウム材料で形成され、従来と同
様にこのベルトによってフランジ部材10,12の周囲に配
置された保持部材14に軸方向の荷重を与える作用をな
す。この引張りストラップ16は、略V字状の保持部材14
に形方向内側の荷重を与え、これらフランジ部材10,12
をくさび作用によって締付け、第1図のA−Aで示す軸
方向に結合する。前に説明したように、これら保持部材
14は、原則的にはこれら第1および第2のコンポーネン
ト部分4,6の間の軸方向および曲げの荷重しか支持しな
い。
このV形接続アセンブリに作用する基本的に2つの荷重
は、引張りまたは圧縮荷重Paxおよび曲げモーメントM
である。これらの荷重は、接続部の周2πRの単位長さ
あたりの荷重の大きさNで表わすことができる: この軸方向の荷重の大きさNpは: Np=Pax/2πR また曲げ荷重の大きさNMは: NM=Mcosφ/πR2 である。ここで、φは与えられたモーメントベクトルの
線からの測定値である。
は、引張りまたは圧縮荷重Paxおよび曲げモーメントM
である。これらの荷重は、接続部の周2πRの単位長さ
あたりの荷重の大きさNで表わすことができる: この軸方向の荷重の大きさNpは: Np=Pax/2πR また曲げ荷重の大きさNMは: NM=Mcosφ/πR2 である。ここで、φは与えられたモーメントベクトルの
線からの測定値である。
そして、合計の最大荷重の大きさNは: N=Pax/2πR+M/πR2 である。
もちろん、上記の最大設計荷重に対して温度の補償係数
や安全係数が乗じられる。この最大設計荷重はV形保持
部材やフランジの寸法等によって与えられる。たとえ
ば、このような構造部材が永久変形なしにクリチカル荷
重に耐え、この接続部分で振動による衝撃やすべりが生
じないように設計するには、これらフランジ間やフラン
ジと保持部材との間が離れないようにこれらの部品の弾
性や初期荷重を設定する。
や安全係数が乗じられる。この最大設計荷重はV形保持
部材やフランジの寸法等によって与えられる。たとえ
ば、このような構造部材が永久変形なしにクリチカル荷
重に耐え、この接続部分で振動による衝撃やすべりが生
じないように設計するには、これらフランジ間やフラン
ジと保持部材との間が離れないようにこれらの部品の弾
性や初期荷重を設定する。
このV形の保持部材によって発生されるくさび作用の荷
重とストラップの張力とは、このV形の角度に比例し、
この角度が小さくなる程バンドの張力すなわちこのバン
ドの端部を接続するカップリング接続部が支持すべき荷
重が小さくなる。当然のことであるが、このバンドの張
力が小さい方が軽量となるので好ましい。しかし、軸方
向の荷重が作用した場合において、摩擦および保持部材
14とフランジ10,12との固着等を考慮すると、この角度
には下限がある。
重とストラップの張力とは、このV形の角度に比例し、
この角度が小さくなる程バンドの張力すなわちこのバン
ドの端部を接続するカップリング接続部が支持すべき荷
重が小さくなる。当然のことであるが、このバンドの張
力が小さい方が軽量となるので好ましい。しかし、軸方
向の荷重が作用した場合において、摩擦および保持部材
14とフランジ10,12との固着等を考慮すると、この角度
には下限がある。
このようなV形の接続器では、原則的に摩擦力以上のせ
ん断およびトルク荷重は伝達することができない。従来
は、これら大きなせん断およびねじり荷重を支持するた
めには、スプラインを設けるか、または突没自在のシア
ーコーンを形成することによってこの問題を解決してい
た。このような方法によって基本的のV形の持続器に上
記のような機能が与えられるが、この接続部が確実に分
離するか否かを試験する必要がある。本発明は、このク
ランピング接続器アセンブリに別の構成を追加する必要
がなく、また引張りストラップ16や保持部材14にさらに
別の機能を要求することなく上記の要求を達成するもの
である。
ん断およびトルク荷重は伝達することができない。従来
は、これら大きなせん断およびねじり荷重を支持するた
めには、スプラインを設けるか、または突没自在のシア
ーコーンを形成することによってこの問題を解決してい
た。このような方法によって基本的のV形の持続器に上
記のような機能が与えられるが、この接続部が確実に分
離するか否かを試験する必要がある。本発明は、このク
ランピング接続器アセンブリに別の構成を追加する必要
がなく、また引張りストラップ16や保持部材14にさらに
別の機能を要求することなく上記の要求を達成するもの
である。
第2図には、クランピング接続器アセンブリ8の一部の
平面図を示し、また宇宙船の周囲に離間して配置された
複数の遊動形の保持部材14を示す。爆発ボルト44によっ
てねじ締め機構46を介してベルトの張力を調整すること
ができる。通常、この引張りベルト16を圧延された薄形
のもので、周全体にわたって荷重を均一にするように構
成され、またねじ締め機構46を締めることによってその
張力を増加させることができる。そして、第5図および
第6図に示すように、各保持フランジ22,24の間の開口3
4内にはそれぞれたとえばシアーピン18が設けられてい
る。このシアーピンの断面形状は円形または長円形であ
り、第5図および第6図に示すようにフランジの凹部20
との間に引張りバンド16の径方向の荷重を増加させるよ
うな嵌合面は形成されないように構成されている。ま
た、これらのシアーピンはスプリング部材たとえば板ば
ね40によって径方向内側に付勢され、これらがある程度
径方向外側に移動できるように構成され、保持フランジ
22,24におけるこれらシアーピンと対応する凹部20との
間の誤差を吸収できるように構成されている。また、取
付けブラケット36が設けられ、これらはシアーピン18の
頭部42を支持し、また引張りバンド16を保持するように
構成されている。また、図示はしていないが、この取付
けブラケットは分離した後にこのクランピング接続器ア
センブリの部品がばらばらにならないようにこれを保持
する作用をなす。
平面図を示し、また宇宙船の周囲に離間して配置された
複数の遊動形の保持部材14を示す。爆発ボルト44によっ
てねじ締め機構46を介してベルトの張力を調整すること
ができる。通常、この引張りベルト16を圧延された薄形
のもので、周全体にわたって荷重を均一にするように構
成され、またねじ締め機構46を締めることによってその
張力を増加させることができる。そして、第5図および
第6図に示すように、各保持フランジ22,24の間の開口3
4内にはそれぞれたとえばシアーピン18が設けられてい
る。このシアーピンの断面形状は円形または長円形であ
り、第5図および第6図に示すようにフランジの凹部20
との間に引張りバンド16の径方向の荷重を増加させるよ
うな嵌合面は形成されないように構成されている。ま
た、これらのシアーピンはスプリング部材たとえば板ば
ね40によって径方向内側に付勢され、これらがある程度
径方向外側に移動できるように構成され、保持フランジ
22,24におけるこれらシアーピンと対応する凹部20との
間の誤差を吸収できるように構成されている。また、取
付けブラケット36が設けられ、これらはシアーピン18の
頭部42を支持し、また引張りバンド16を保持するように
構成されている。また、図示はしていないが、この取付
けブラケットは分離した後にこのクランピング接続器ア
センブリの部品がばらばらにならないようにこれを保持
する作用をなす。
また、図示はしていないが、別の構成としては、この保
持部材の保持フランジ22,24側に凹部を形成し、宇宙船
のコンポーネント部分の第1および第2のフランジ部材
の上面および下面にボスすなわちシアー凸部を形成して
もよい。これらフランジの凸部は保持部材14の凹部と嵌
合し、これらフランジの接触面は円滑な平面としておく
ことができ、これによってせん断荷重やねじれ荷重を支
持し、フランジ相互の回転を防止することができる。よ
って、この実施例では、この保持フランジ間に設けられ
たシアーピンによって、これら保持部材とフランジとが
協働してフランジ部材の相対的な移動を防止し、せん断
およびねじり荷重を伝達することができる。もちろんこ
のような構成においては、上記保持部材は曲げモーメン
トを受けることになるので、この保持部材はこれに対応
して設計しなおす必要がある。
持部材の保持フランジ22,24側に凹部を形成し、宇宙船
のコンポーネント部分の第1および第2のフランジ部材
の上面および下面にボスすなわちシアー凸部を形成して
もよい。これらフランジの凸部は保持部材14の凹部と嵌
合し、これらフランジの接触面は円滑な平面としておく
ことができ、これによってせん断荷重やねじれ荷重を支
持し、フランジ相互の回転を防止することができる。よ
って、この実施例では、この保持フランジ間に設けられ
たシアーピンによって、これら保持部材とフランジとが
協働してフランジ部材の相対的な移動を防止し、せん断
およびねじり荷重を伝達することができる。もちろんこ
のような構成においては、上記保持部材は曲げモーメン
トを受けることになるので、この保持部材はこれに対応
して設計しなおす必要がある。
以上、実施例について本発明の特徴を説明したが、当業
者であれば各種の変形が可能であることは明白である。
よって、本発明は以下の請求の範囲によって規定され
る。
者であれば各種の変形が可能であることは明白である。
よって、本発明は以下の請求の範囲によって規定され
る。
図面の簡単な説明 第1図は、本発明の実施例の宇宙船の側面図、 第2図は、クランピング接続器アセンブリの一部の平面
図、 第3図は、本発明の接続アセンブリの分解斜視図、 第4図は、スペースシャトルおよびロケットの側面図、 第5図は、本発明の実施例の一部を切断して示す斜視
図、 第6図は、本発明の実施例の一部の断面図、 第7図は従来の断面図である。
図、 第3図は、本発明の接続アセンブリの分解斜視図、 第4図は、スペースシャトルおよびロケットの側面図、 第5図は、本発明の実施例の一部を切断して示す斜視
図、 第6図は、本発明の実施例の一部の断面図、 第7図は従来の断面図である。
10……第1のフランジ部材、12……第2のフランジ部
材、14……保持部材、26,28……保持嵌合面、29……第
1の接触面、31……第2の接触面、30……第1の嵌合
面、32……第2の嵌合面。
材、14……保持部材、26,28……保持嵌合面、29……第
1の接触面、31……第2の接触面、30……第1の嵌合
面、32……第2の嵌合面。
Claims (10)
- 【請求項1】引張りストラップを備えたV形接続アセン
ブリによって分離可能に接続された第1および第2のコ
ンポーネントを有する宇宙船であって、軸方向荷重およ
び曲げモーメントの両方を受けるものにおいて、上記接
続器アセンブリの構成は: 上記宇宙船の第1のコンポーネントに形成され第1の凹
部を有する第1のフランジ部材と; 上記宇宙船の第2のコンポーネントに形成され第2の凹
部を有する第2のフランジ部材と; 上記引張りストラップの径方向の荷重を上記第1および
第2のフランジ部材に伝達しこれらフランジ部材を保持
する保持部材と; 上記の保持部材に設けられ上記第1および第2の凹部に
嵌合するシアーピンを備え、このシアーピンおよび凹部
が協働して上記フランジ部材の間の相対的な回転運動を
防止し、このシアーピンによって、上記引張りストラッ
プによる軸方向の荷重を増加させることなく、かつ分離
を妨げる固着を生じることなく、せん断およびねじり荷
重を伝達することを特徴とする宇宙船のクランピング接
続器アセンブリ。 - 【請求項2】前記各フランジ部材の凹部は、各接触面か
らフランジ部材の周縁に沿う嵌合面にわたって形成され
ていることを特徴とする前記請求の範囲第1項記載の宇
宙船のクランピング接続器アセンブリ。 - 【請求項3】前記保持部材には第1および第2の保持フ
ランジが形成され、これらフランジには開口が形成さ
れ、この開口内には前記シアーピンが遊動自在に支持さ
れていることを特徴とする前記請求の範囲第2項記載の
宇宙船のクランピング接続器アセンブリ。 - 【請求項4】前記シアーピンを開口の一方側に付勢する
スプリング部材が設けられていることを特徴とする前記
請求の範囲第3項記載の宇宙船のクランピング接続器ア
センブリ。 - 【請求項5】引張りストラップを備えたV形接続アセン
ブりによって分離可能に接続された第1および第2のコ
ンポーネントを有する宇宙船であって、軸方向荷重およ
び曲げモーメントの両方を受けるものにおいて、上記接
続器アセンブリの構成は: 上記宇宙船の第1のコンポーネントに形成され、第1の
嵌合面と第1の接触面とを有し、この第1の嵌合面と第
1の接触面とは鋭角をなす第1のフランジ部材と; 上記宇宙船の第2のコンポーネントに設けられ、第2の
嵌合面と上記第1のフランジ部材の第1の接触面に接触
する第2の接触面とを有し、上記第2の嵌合面と第2の
接触面は鋭角をなし、各接触面は円滑な面に形成された
第2のフランジ部材と; 上記引張りストラップの径方向の荷重を上記第1および
第2のフランジ部材に伝達しこれらを互いに保持する保
持部材を備え、この保持部材は上記第1および第2のフ
ランジ部材の第1および第2の嵌合面とを嵌合する一対
の保持嵌合面を有し、上記引張りストラップの径方向の
荷重によってこれらフランジ部材間に軸方向の力を発生
させ; 上記第1および第2のフランジ部材と上記保持部材に設
けられ協働して上記各フランジ部材間の接触面間の相対
的な回転運動を防止する手段を備え、この手段には上記
保持部材に設けられた少なくとも1個のシアーピンを備
え、このシアーピンは、上記引張りストラップによる軸
方向の荷重を増大させることなく、かつ接触面の円滑な
分離を妨げることなくせん断荷重および回転荷重を支持
し、またこの手段には上記各フランジ部材の周縁部に形
成され上記シアーピンと嵌合する少なくとも一対の凹部
を備えていることを特徴とする宇宙船のクランピング接
続器アセンブリ。 - 【請求項6】前記保持部材には開口を有する第1および
第2の保持フランジが形成され、これら開口には前記シ
アーピンが遊動自在に支持されていることを特徴とする
前記請求の範囲第5項記載の宇宙船のクランピング接続
器アセブリ。 - 【請求項7】前記シアーピンを前記開口の一方側に付勢
するスプリング部材を備えたことを特徴とする前記請求
の範囲第6項記載の宇宙船のクランピング接続器アセン
プリ。 - 【請求項8】引張りストラップを備えたV形接続アセン
ブリによって分離可能に接続された第1および第2のコ
ンポーネントを有する宇宙船であって、軸方向荷重およ
び曲げモーメントの両方を受けるものにおいて、上記接
続器アセンブリの構成は: 上記宇宙船の第1のコンポーネントに形成され、第1の
嵌合面と第1の接触面とを有し、この第1の嵌合面と第
1の接触面とは鋭角をなす第1のフランジ部材と; 上記宇宙船の第2のコンポーネントに設けられ、第2の
嵌合面と上記第1のフランジ部材の第1の接触面に接触
する第2の接触面とを有し、上記第2の嵌合面と第2の
接触面は鋭角をなし、各接触面は円滑な平らな面に形成
された第2のフランジ部材と; 上記引張りストラップの径方向の荷重を上記第1および
第2のフランジ部材に伝達しこれらを互いに保持する複
数の保持部材を備え、これらの保持部材は上記第1およ
び第2のフランジ部材の第1および第2の嵌合面と嵌合
する一対の保持嵌合面を有し、上記引張りストラップの
径方向の荷重によってこれらフランジ部材間に軸方向の
力を発生させ; 上記第1および第2のフランジ部材と上記保持部材に設
けられ協働して上記各フランジ部材の接触面間の相対的
な回転運動を防止する手段を備え、この手段には上記保
持部材の保持嵌合面の間の配設された少なくとも1個の
シアーピンを備え、このシアーピンは、上記引張りスト
ラップによる軸方向の荷重を増大させることなく、かつ
接触面の円滑な分離を妨げることなくせん断荷重および
回転荷重を支持し、またこの手段には上記各フランジ部
材の周縁部に形成され上記シアーピンと嵌合する少なく
とも一対の凹部を備えていることを特徴とする宇宙船の
クランピング接続器アセンブリ。 - 【請求項9】前記保持部材には開口を有する第1および
第2の保持フランジが形成され、これら開口には前記シ
アーピンが遊動自在に支持されていることを特徴とする
前記請求の範囲第8項記載の宇宙船のクランピング接続
器アセンブリ。 - 【請求項10】前記シアーピンを前記開口の一方側に付
勢するスプリング部材を備えたことを特徴とする前記請
求の範囲第9項記載の宇宙船のクランピング接続器アセ
ンブリ。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/866,812 US4715565A (en) | 1986-05-27 | 1986-05-27 | Clamping connection assembly for spacecraft |
US866812 | 1986-05-27 | ||
PCT/US1987/000926 WO1987007235A2 (en) | 1986-05-27 | 1987-04-24 | Clamping connection assembly for spacecraft |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS63503374A JPS63503374A (ja) | 1988-12-08 |
JPH06104480B2 true JPH06104480B2 (ja) | 1994-12-21 |
Family
ID=25348471
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP62503648A Expired - Lifetime JPH06104480B2 (ja) | 1986-05-27 | 1987-04-24 | 宇宙船のクランピング接続器アセンブリ |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4715565A (ja) |
EP (1) | EP0267279B1 (ja) |
JP (1) | JPH06104480B2 (ja) |
CN (1) | CN1004999B (ja) |
WO (1) | WO1987007235A2 (ja) |
Families Citing this family (56)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2200877B (en) * | 1987-02-10 | 1990-10-10 | Zinovi Levin | Device for overcoming the problem of crew safety during a spacecraft launch and improve the joints connecting the segments of the solid rocket booster |
US5133517A (en) * | 1988-12-15 | 1992-07-28 | External Tanks Corporation | Access door pallet |
US5088775A (en) * | 1990-07-27 | 1992-02-18 | General Electric Company | Seal ring with flanged end portions |
FR2670844B1 (fr) * | 1990-12-21 | 1993-04-16 | Aerospatiale | Mecanisme de mise en tension, liberable a distance, d'un organe souple tel qu'une sangle et dispositif de raccordement rigide de deux ensembles mecaniques au moyen d'un tel mecanisme. |
SE9100609L (sv) * | 1991-03-04 | 1992-03-02 | Saab Space Ab | Laasmekanism vid bandorgan foer fasthaallande av satellit vid adapter paa baerraket |
JP2850069B2 (ja) * | 1991-12-11 | 1999-01-27 | 宇宙開発事業団 | 超小型衛星の打ち上げ方式 |
US5205427A (en) * | 1992-03-17 | 1993-04-27 | Brunswick Corporation | Modular fuel tank system |
US5318255A (en) * | 1992-06-22 | 1994-06-07 | Hughes Aircraft Company | Stage separation mechanism for space vehicles |
US5352061A (en) * | 1993-01-05 | 1994-10-04 | Honeywell Inc. | Anti-rotation ring joint |
US5647561A (en) * | 1993-08-12 | 1997-07-15 | Honeywell Inc. | Containment assembly for spin table |
US5411226A (en) * | 1993-10-13 | 1995-05-02 | Martin Marietta Corporation | Spacecraft adapter and dispenser |
US5806799A (en) * | 1995-03-09 | 1998-09-15 | Spacehab, Inc. | Variable length mission-configurable module for space transportation vehicle |
ES2131476B1 (es) | 1997-09-26 | 2000-03-01 | Const Aeronauticas Sa | Sistema de fijacion y separacion de satelites. |
US6082676A (en) * | 1998-02-25 | 2000-07-04 | Kistler Aerospace Corporation | Cryogenic tanks for launch vehicles |
US5979831A (en) * | 1998-06-25 | 1999-11-09 | Mcdonnell Douglas Corporation | System and method for attaching a structural component to an aerospace vehicle |
SE9900354L (sv) | 1999-02-03 | 1999-11-22 | Saab Ericsson Space Ab | Förband vid rymdfarkost |
US6227493B1 (en) * | 1999-04-06 | 2001-05-08 | Planetary Systems Corporation | Reusable, separable, structural connector assembly |
US6290183B1 (en) * | 1999-10-19 | 2001-09-18 | Csa Engineering, Inc. | Three-axis, six degree-of-freedom, whole-spacecraft passive vibration isolation system |
US6401958B1 (en) * | 1999-12-10 | 2002-06-11 | 3L Filters Ltd. | Lid closure system |
US6454214B1 (en) * | 2000-05-10 | 2002-09-24 | Saab Ericsson Space Ab | Device and method for connecting two parts of a craft |
US6357699B1 (en) | 2000-05-25 | 2002-03-19 | The Boeing Company | Device for controlled release of tension |
SE0004645L (sv) * | 2000-12-14 | 2002-01-29 | Saab Ericsson Space Ab | Förband vid en rymdfarkost |
US6648543B2 (en) * | 2001-04-19 | 2003-11-18 | Saab Ericsson Space Ab | Device for a space vessel |
SE0101398L (sv) * | 2001-04-19 | 2002-04-02 | Saab Ericsson Space Ab | Fläns vid en rymdfarkost med två separerbara delar |
KR100444207B1 (ko) * | 2001-12-11 | 2004-08-16 | 문용광 | 액세서리의 보석알 고정방법 |
US6712542B2 (en) * | 2002-01-15 | 2004-03-30 | The Boeing Company | Apparatus and method for altering the tension of a clampband |
US6679177B1 (en) * | 2002-04-24 | 2004-01-20 | G&H Technology, Inc. | Resettable and redundant NEA-initiated hold-down and release mechanism for a flight termination system |
US6702338B2 (en) * | 2002-05-09 | 2004-03-09 | Heat-Fab, Inc. | Flue gas conduit joining connection |
US20050279890A1 (en) * | 2004-03-23 | 2005-12-22 | Walter Holemans | Latching separation system |
GB0414043D0 (en) * | 2004-06-23 | 2004-07-28 | Rolls Royce Plc | Securing arrangement |
US7748663B1 (en) * | 2005-05-24 | 2010-07-06 | Lockheed Martin Corporation | Launch vehicle stage integration device |
CN101326102B (zh) * | 2005-10-06 | 2010-07-07 | 伊兹卡瑟西帕公司 | 发射车辆和卫星连接分离设备 |
CN101212113B (zh) * | 2006-12-29 | 2011-10-05 | 富士康(昆山)电脑接插件有限公司 | 电连接器 |
US8286917B2 (en) * | 2008-05-11 | 2012-10-16 | The Boeing Company | Attachment assembly and method |
US8727654B2 (en) | 2008-07-22 | 2014-05-20 | Ensign-Bickford Aerospace & Defense Company | Separation system with shock attenuation |
FR2939100B1 (fr) * | 2008-12-01 | 2010-12-31 | Airbus France | Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure rigide modulaire de mat d'accrochage |
CN101691139B (zh) * | 2009-10-19 | 2012-07-18 | 航天东方红卫星有限公司 | 星上设备分离机构 |
US8979035B2 (en) * | 2009-11-18 | 2015-03-17 | Ruag Schweiz Ag | Zero-shock separation system |
JP5479146B2 (ja) * | 2010-02-19 | 2014-04-23 | 三菱重工業株式会社 | 結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法 |
KR20120071238A (ko) * | 2010-12-22 | 2012-07-02 | 한국전자통신연구원 | 지구 동기 위성을 이용한 범 지구 위성 항법 시스템 |
US8732916B2 (en) * | 2011-06-20 | 2014-05-27 | Space Systems/Loral, Llc | Band clamp with redundant load path |
CN102767996B (zh) * | 2012-07-30 | 2014-08-27 | 上海宇航系统工程研究所 | 低冲击包带连接解锁装置 |
RU2577157C2 (ru) * | 2013-04-29 | 2016-03-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система разделения |
US10190537B2 (en) | 2013-07-02 | 2019-01-29 | Mra Systems, Inc. | Engine and band clamp |
WO2016083627A1 (es) | 2014-11-25 | 2016-06-02 | Eads Casa Espacio S.L. | Sistema de separación para elementos separables de naves espaciales y lanzaderas |
CN105480438B (zh) * | 2015-11-24 | 2017-12-19 | 上海空间电源研究所 | 用于空间飞行器电源系统舱外控制设备的快拆方法及装置 |
WO2017188867A1 (en) * | 2016-04-25 | 2017-11-02 | Ruag Space Ab | Separable roller screw assembly for a space craft release mechanism system |
WO2018004410A1 (en) * | 2016-06-30 | 2018-01-04 | Ruag Space Ab | Joint and clamp band system for releasably connecting space craft elements |
CN110087997B (zh) * | 2016-12-22 | 2022-11-18 | 空中客车防务和空间公司 | 用以将卫星从发射器或卫星分配器分离的连接/分离装置 |
US10669048B1 (en) * | 2017-06-15 | 2020-06-02 | United Launch Alliance, L.L.C. | Mechanism for increasing jettison clearance |
CN107954006B (zh) * | 2017-11-23 | 2019-12-20 | 北京宇航系统工程研究所 | 刚性包带释放装置 |
CN108050351B (zh) * | 2017-12-08 | 2020-01-10 | 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 |
FR3096033B1 (fr) | 2019-05-14 | 2021-05-28 | Spirit Tech | Système d’accouplement circonférentiel, notamment pour un accouplement d’un satellite et d’un porte-satellite |
RU2762581C1 (ru) * | 2021-01-25 | 2021-12-21 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф.Решетнёва" | Система разделения |
CN114056593A (zh) * | 2021-11-15 | 2022-02-18 | 西安长峰机电研究所 | 一种v形卡块式无人机与助推火箭连接分离机构 |
CN114056604B (zh) * | 2021-11-29 | 2022-06-07 | 北京卫星环境工程研究所 | 一种在轨维修用的移动扶手 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1080825A (en) * | 1912-01-03 | 1913-12-09 | George G Fryer | Metal barrel. |
US3098581A (en) * | 1961-03-03 | 1963-07-23 | Philco Corp | Laundering apparatus |
US3196635A (en) * | 1963-01-07 | 1965-07-27 | Falk Corp | Coupling |
US3636877A (en) * | 1964-06-02 | 1972-01-25 | Us Navy | Antisubmarine missile |
FR1435514A (fr) * | 1964-06-05 | 1966-04-15 | British Aircraft Corp Ltd | Dispositif de séparation entre un satellite et sa fusée porteuse |
US3286630A (en) * | 1965-05-04 | 1966-11-22 | Salmirs Seymour | Spacecraft separation system for spinning vehicles and/or payloads |
US3458217A (en) * | 1966-11-25 | 1969-07-29 | Joseph D Pride Jr | Tubular coupling having low profile band segments with means for preventing relative rotation |
GB1220994A (en) * | 1968-03-07 | 1971-01-27 | Trw Inc | Band retainer for satellite separation system |
DE2308686A1 (de) * | 1973-02-22 | 1974-08-29 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Vorrichtung zum loesbaren verbinden zweier raketenstufen |
FR2565302B1 (fr) * | 1984-06-05 | 1986-10-10 | Aerospatiale | Dispositif d'assujettissement provisoire dans l'espace de deux pieces bord a bord |
-
1986
- 1986-05-27 US US06/866,812 patent/US4715565A/en not_active Expired - Fee Related
-
1987
- 1987-04-24 EP EP87903927A patent/EP0267279B1/en not_active Expired
- 1987-04-24 JP JP62503648A patent/JPH06104480B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1987-04-24 WO PCT/US1987/000926 patent/WO1987007235A2/en active IP Right Grant
- 1987-05-26 CN CN87103835.8A patent/CN1004999B/zh not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0267279A1 (en) | 1988-05-18 |
WO1987007235A3 (en) | 1987-12-17 |
JPS63503374A (ja) | 1988-12-08 |
EP0267279B1 (en) | 1990-06-06 |
CN87103835A (zh) | 1987-12-09 |
US4715565A (en) | 1987-12-29 |
CN1004999B (zh) | 1989-08-16 |
WO1987007235A2 (en) | 1987-12-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH06104480B2 (ja) | 宇宙船のクランピング接続器アセンブリ | |
US6227493B1 (en) | Reusable, separable, structural connector assembly | |
US10011373B1 (en) | Tensioning apparatus and system for clamping joints | |
CN109319174B (zh) | 一种卫星在轨解锁分离机构 | |
US8418965B2 (en) | Mounting set, system and method | |
US7367738B2 (en) | Apparatus and method for releaseably joining elements | |
JP7192185B2 (ja) | 発射装置または衛星ディスペンサから衛星を分離するための接続分離装置 | |
US4679959A (en) | Quick-connect/disconnect connector | |
US6357699B1 (en) | Device for controlled release of tension | |
EP1002717B1 (en) | A system for the modification of the rigidity/damping properties of structural joints | |
EP1339604B1 (en) | Device and method for connecting two parts of a craft | |
JP2014012480A (ja) | 宇宙機の結合分離機構 | |
US6712542B2 (en) | Apparatus and method for altering the tension of a clampband | |
EP0614807B1 (en) | Improved reaction wheel assembly | |
US20110114793A1 (en) | Zero-shock separation system | |
EP2325086B1 (en) | Zero-shock separation system | |
US10633122B2 (en) | Joint and clamp band system for releasably connecting space craft elements | |
US20230140889A1 (en) | Separable clamped hdrm interface for managing torsion loads | |
CN113264186A (zh) | 一种空投物体包带式连接和分离机构 | |
JPH0563360B2 (ja) | ||
Morse et al. | Shear load carrying V-clamp for spacecraft application |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
EXPY | Cancellation because of completion of term | ||
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20071221 Year of fee payment: 13 |