JPH0653520B2 - 射出抑制装置を使用してのシヤトルからのペイロ−ド展開 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 この発明は、打上げロケットから宇宙船又は衛星を射出
する様なペイロード射出用の装置に関し、特にこの装置
内にペイロードが打上げロケットからジャイロスコープ
的に射出される際、射出前にペイロードにかかる望まし
くない力を除去するため機械的にこれを制御する手段を
備えるペイロード射出装置に関する。

文献「シンコムIVスペースシャトル軌道飛行試験」 （Syncom IV Space Shuttle Orbital Fright Test Miss
ion）、出版番号６６７１０Ｖ／１９７６年１２月、に
は打ち上げロケットからの宇宙船射出用の装置が記載さ
れている。この装置はＵ字形の即ち開口端を有する架台
からなり、この架台はその一方の側に位置する射出ばね
機構を有しており、この機構は宇宙船の一方の側から突
出している小突起と係合して宇宙船を射出する。宇宙船
の他方の側には枢支点が形成されており、この枢支点も
突出する突起を有し、架台に形成された係合する面に着
座する。

この文献には記載されていないが、これらのばね機構と
枢支点とは宇宙船のスピン軸に直交する平面に存するこ
とが必要である。理想的には、宇宙船の質量中心もこの
平面に存する。射出ばね機構のばねが拘束を解かれる
と、この平面内に作用する接線方向推力が宇宙船に加え
られる。上記の構成が、正確であると仮定すると、この
宇宙船接線方向推力が印加されたときに、宇宙船はこの
枢支点回りに回転し、同時に章動のない移動運動及び回
転運動を生じ、これにともない架台から離れて行く。

この射出が完了し射出力が消失した後、宇宙船の自由物
体運動は仮想の傾斜路を転がり上がって行くころがり運
動であり、印加された線形運動量及び角運動量をそのま
ま維持する。その分離していく速度および回転速度は、
慣性特性、直径方向の寸法、射出力、及び射出行程長に
より支配される。

この発明の譲受人が譲受している米国特許第４３５９２
０１号、「シャトルからの線形速度及び角速度を有する
ペイロード展開」、に記載されているペイロード展開シ
ステムは上記に引用されている文献に記されているシス
テムの改良である。この特許に記載されているペイロー
ド展開システムは一点での射出力印加を採用し、簡単な
ペイロード展開の機械化をしている。射出力印加点及び
宇宙船と架台との間の反力作用点はペイロードの質量中
心及び打撃中心を囲む。これは力の作用点における手の
込んだ拘束機構の必要性や、射出力作用点を質量中心及
び反力の作用する枢支点と正確に一直線上に並べる必要
性を最少限にとどめる。

このことは構成上、最少限、宇宙船の一方の側に位置す
る互いに離れた一対の枢支点と、他方の側に位置する射
出力印加点とを含み、これらにより宇宙船を架台の開口
側に支持する。これらの各点は宇宙船の質量中心を囲む
三角形を形成する。この様な三点係合システムでは、宇
宙船の姿勢は打上げロケットから分離する際に決定され
る。互いに離れた枢支点の様な、固定された支持点回り
にペイロード即ち宇宙船を回転させることは、より正確
なペイロード展開軌跡にはもちろん射出の際の射出分離
段階における物理的な分離を確実なものとする。又、宇
宙船が射出分離されている間及びシャトル即ち打上げロ
ケットとの物理的に接触している際の液体燃料の揺動に
よる宇宙船姿勢への外乱の影響が避けられる。

この特許に記述されているペイロード展開システムは、
ペイロード射出システムについては重大な改良を提供し
ているが、枢支点がペイロード構造体を支持しなければ
ならないために、この特許に基づく設計ではむしろたわ
み難い構造の支持であることが必要である。これら撓み
難い構造での熱歪み及び重力による歪みはこの枢支点に
おいて「ギャッピング」として知られる現象を起こす可
能性がある。

加えて、このたわみ難い支持構造であることによりペイ
ロード展開時にペイロードに印加されるポテンシァルの
大きい、不静定な力により「ラッキング」現象が起こる
かもしれない。剛性の高い支持構造を使用することは、
上記のギャッピングおよびラッキング現象の問題を複合
するように作用し、又ペイロード展開時に「ピボットバ
ウンシング現象」が起きやすくなる。これらの現象は、
ペイロードの姿勢に影響を与えることになる望ましくな
い回転の原因となる。

代表的なペイロード展開では、ばね付勢された射出力ア
クチュエータにより射出力が宇宙船に印加されると、宇
宙船を架台に固定している複数の固定解除機構にこれを
打消す力があらわれる。これらの固定解除機構に内力が
現われることはまた、宇宙船に印加されることになる望
ましくない力及びモーメントをも生じさせる。それゆ
え、これらの内力を除去することはより高精度のペイロ
ード射出を行なうために有益である。

発明の要約 従来技術のペイロード即ち宇宙船展開システムに改良を
加えるために、この発明はより正確で規制された宇宙船
の射出を規定した幾つかの構成を組入れている。この発
明は支持構造から宇宙船をジャイロスコープ的に射出す
るのに使用する装置に用いられる。この支持構造は開口
端を有する宇宙船支持架台を備え、その開口部が宇宙船
を跨ぐ様に配置される。

宇宙船はその一方の側に少なくとも１個の取付け部材を
有し、その他方の側に経度方向に離れた位置に少なくと
も２個の取付け部材を有している。この取付け部材は解
除可能に架台に係合し、宇宙船を架台の開口部の内側で
支持している。この取付け部材は、十分に距離をおい
て、宇宙船の質量中心を取囲む三角形の概ね頂点をなし
ている。この装置には、架台と１個の取付け部材との間
に配され、この取付け部材の位置で宇宙船の一方の側に
接線方向の推力を印加する部品を有する射出機構を含ん
でいる。

この発明は架台に取付けられた一端と宇宙船に取付けら
れた他端を有する分離可能な射出抑制機構からなる。こ
の射出抑制機構はその射出に先立ち宇宙船に作用する不
静定な力を消去するために所定の時間宇宙船に印加され
るスラスト力を抑止する。この射出抑制機構は分離可能
な有弾性部とこれに結合する解除可能なクランプ部とか
らなる。この有弾性部はばね付勢されたアンカーロッド
装置からなり、この解除可能なクランプ部はばね付勢さ
れた分割型ボールクランプ装置からなる。

この発明はまた宇宙船と架台との間に連結された可撓性
のキャリアの使用をも案出している。このキャリアはそ
の一方の側に１個の取付け部材を、その他方の側に２個
の取付け部材を含んでいる。このキャリアは１個の取付
け部材と複数の拘止機構を含む剛性のある部分と、２個
の取付け部材を含む可撓性のある部分とからなる。この
キャリアは宇宙船と架台との間の接点として用いられ、
射出抑制機構が宇宙船の射出に先立ち宇宙船に作用する
望ましくない力を消失するのに寄与する。

概略的には、射出抑制機構は架台と宇宙船貨物との間を
連結するつなぎ綱として作用し、この貨物に力の静定な
状態を作りだし、貨物の射出展開に先立ち枢支点での間
隙現象を除去する様に作用する。キャリアは射出構造か
らは独立しており、このことは機能的には扱い易い。射
出抑制機構、枢軸、貨物の質量中心及び射出力アクチュ
エータが適切に配置されることで、枢軸及びばねの反力
は射出抑制機構の解除の間変化せず、このことで枢軸の
バウンシング及び貨物の角運動量ベクトルと貨物の静的
な枢支軸とがずれることを最少限に止どめる。更に、貨
物を射出する際に複数の支持機構を解除することよりも
単一の支持を解除することの手段としての単一のつなぎ
綱を使用することにより、構造体の変形エネルギーによ
りこれらの装置が貨物に制御されていない運動量を与え
てしまう可能性を最少にする。

好ましい実施例の説明 第１図を参照すると、この発明による射出抑制機構３０
が宇宙船支持構造２０に組込まれた状態での略図が示さ
れている。支持構造２０は開口端を有する宇宙船支持架
台２１を備える。宇宙船２３は支持架台２１の開口端が
それを跨ぐ様に配置されている。

宇宙船２３は一方の側に少なくとも１個の取付け部材２
４を、その向かい側に少なくとも２個の取付け部材２
５，２６を経度方向に離れた位置に備えている。取付部
材２４，２５，２６は支持架台２１と取外し可能に結合
し、支持架台２１の開口端において宇宙船２３を支持し
ている。取付部材２４，２５，２６は、十分な距離をお
いて、宇宙船２３の質量中心を囲む三角形の概ね頂点を
なす。支持構造２０は、また支持架台２１と１個の取付
部材２４の間に配置される部分を有する射出機構２７を
も含む。この射出機構２７は取付部材２４の位置で宇宙
船２３に接線方向の推力を加えるためのものである。

この発明がその内部に採用される射出構造をより良く理
解するためには、米国特許第４３５９２０１号「シャト
ルからの直線速度及び角速度を有するペイロード展開」
（Ｐａｙｌｏａｄ Ｄｅｐｌｏｙｍｅｎｔ ｆｒｏｍ
Ｓｈｕｔｔｌｅ ｗｉｔｈ Ｌｉｎｅａｒ ａｎｄ
Ａｎｇｕｌａｒ Ｖｅｌｏｃｉｔｙ）を参照されたい。
尚、この明細書にも参考として記されている。

この発明の射出抑制機構３０は分離可能な装置であり、
架台２１に取付けた一端と宇宙船２３に取付けた他端を
有する。この射出抑制機構３０は宇宙船２３の射出に先
立ち宇宙船に作用する不静定な力を打消すために宇宙船
２３に印加される推力を抑制する。

以下で詳細に記述される様に、射出抑制機構３０は概略
的には分離可能な有弾性部とそれに結合する解除可能な
クランプ部からなっている。有弾性部はばねにより付勢
されたアンカーロッド装置、解除可能なクランプ部はば
ね付勢された分割するボールクランプ装置とすることが
できる。

第２ａ図、第２ｂ図及び第２ｃ図を参照すると、第１図
の射出抑制機構３０の動作を表わす順次的な説明が示さ
れている。第２ａ図には宇宙船２３が架台２１の固定位
置に複数の架台固定解除機構３１ａ，３１ｂ，３１ｃに
より固定されている。射出抑制機構３０は宇宙船２３が
固定状態にあることにより圧縮された状態にある。

第２ｂ図では架台固定解除機構３１が解除されたところ
を示し、このことにより宇宙線２３には射出機構２７か
ら所定の推力を加えられる。射出機構２７により加えら
れる推力に応答して、宇宙船２３は回転しながら僅かに
移動し、この結果、架台２１には取付部材２５，２６に
位置する枢支点で下向きの力が作用する。

射出抑制機構３０は、一定時間だけ宇宙船２３の射出行
程を抑制し、このことにより宇宙船２３は枢支点に完全
に係合し、「ギャッピング」が生じない。この間に、支
持構造２０の枢軸バウンシング、熱変形及び重力変形等
を原因とする不静定な力は除去される。この方法におい
ては、架台に取付けられていることに起因して、たわみ
難い支持構造によりシャトルからの展開時に宇宙船２３
に加えられるポテンシァルの高い、不静定な力が除去さ
れる。

第２ｃ図では、宇宙船２３が支持構造２０から射出さ
れ、射出行程が完了したところが示されている。宇宙船
２０を完全に射出するために、射出抑制機構３０は分離
し、その有弾性部は宇宙船２３に付属したままであり、
クランプ部は架台２１に取付けられたまま残る。

このことを詳説すれば、複数の架台固定解除機構が解除
され、これによりばね付勢された射出機構は搭載物を上
昇、回転させ、これにより枢支軸受部は架台２１の関連
位置にあるパッドに圧接する。この動作は射出抑制機構
３０がその釣合い限度に達するまで続く。所定の時間経
過後、射出抑制機構３０は切離され、射出機構２７から
のばね力が貨物に伝達され、所定の射出動作が行われ
る。

次に第３図を参照すると、この発明による射出抑制機構
３０の一実施例が図解されている。この実施例では、射
出抑制機構３０は有弾性部４０を含み、この有弾性部は
円筒形のハウジング４１からなり、その中にばね付勢さ
れたアンカーロッド４２が配されている。このアンカー
ロッド４２は圧縮ばね４３から成り、調節ロッド４２と
連結している。有弾性部４０の一端にはこの射出抑制機
構３０を宇宙船に取付けるためのベースプレート４５が
備えられている。アンカーロッド４２のベースプレート
側の端部はピン４６によりベースプレート４５に結合さ
れ、このピンはアンカーロッド４２の端部とベースプレ
ート４５を貫通している。アンカーロッド４２の他端は
ボール形状を形成している。

この射出抑制機構３０はクランプ部５０をも備え、この
クランプ部５０はばね付勢された分割型ボールクランプ
装置を備え、架台２１への取付け用のハウジング５４を
有する。クランプ部５０はアンカーロッド４２のボール
端部を把持するための分割型ボールクランプ５１を含ん
でいる。第３図は分割型ボールクランプが分割した状態
を示している。ばね５２は圧縮状態で使用され、切離し
の可能なロッド５３を取巻いている。第３図ではこのロ
ッド５３は切離した状態で表わされている。この切離し
可能なロッド５３はパイロテクニック結合、又は分離型
ボールクランプ５１が任意の際に解除作動する様な他の
切離し可能な機構とすることが出来る。

より具体的に言い換えると、射出抑制機構３０と、言替
えればつなぎ綱は、分離可能はアンカーロッド４２とば
ねクランプ装置から出来ている。アンカーロッド４２は
宇宙船に高さ調整装置を介して取付けられ、この高さ調
整装置によりボールをクランプする装置の接点に高さを
調整出来る。ロッド４２の他端は架台２１に取付けられ
た分割型ボールクランプ５１に係合する。分割型ボール
クランプ５１には切離しロッド５３の切離しによりアン
カーロッド４２の把持が解除される様にばね付勢されて
いる。

第３図の射出抑制機構３０の動作を続いて説明する。ア
ンカーロッド４２はベースプレート４５により宇宙船に
取付けられ、これに対しクランプ部５０は架台２１に取
付けられる。宇宙船が所定の位置に据付けられ、このと
きアンカーロッド４２は下方位置に移動し、ばね４３は
圧縮されていない。この際、分割型ボールクランプはア
ンカーロッド４２のボール端部を把持する。宇宙船が射
出準備態勢に入ると、宇宙船を架台２１に固定していた
複数の固定解除機構は解除される。

これに伴って射出機構２７は宇宙船を架台２１から射出
しようとするが、射出抑制機構３０はこの動作を途中で
抑制する。アンカーロッド装置に弾性があることにより
宇宙船は僅かに動くことが出来、これにより宇宙船を架
台に取付けている各枢支点において取付け部材が関連す
るパッドに圧接するようになる。さらに、宇宙線は静力
学的に釣合い状態になり、これにより宇宙線に作用する
望ましくない力による悪影響が除去される。所定の時間
経過後、クランプ部５０はパイロテクニック動作あるい
はそれと同様の動作により切離され、これによりアンカ
ーロッド４２の把持が解除される。その後、射出機構２
７が宇宙船を架台２１から射出する。

一般的には、宇宙船支持構造及びそれと同様のものは宇
宙船の重量を支持し同時に射出機能を補助するために剛
性の高い構造となっている。しかし、この発明による射
出抑制機構が最も旨く作動するには、一般的なものより
幾分剛性の低いもののほうが望ましい。従って、この発
明は射出抑制機構と協働して宇宙船展開を援助するキャ
リア構造を提供する。

第４図を参照すると、この発明によるキャリアの平面図
が示されている。キャリア６０は宇宙船２３のペリジス
ラストモータ(perigee thrust motor)６１に取付けられ
ている。キャリア６０は剛性の高い中央部６３と可撓性
のある枢支部６４からなる。枢支部６４はこの部分がい
くらか弾性を有する様に片持ち支持になっており、この
ことから枢支部６４は第３図の射出制御機構と協働して
宇宙船２３が釣合い状態になるのに寄与する。

キャリア６０は宇宙船２３と架台２１の間に配置され、
射出に先だって宇宙船を架台２１に固定するのに使用さ
れる。この固定には複数の固定機構６５ａないし６５ｄ
が用いられ、その配置は第４図にしめされる。これらの
固定機構は従来技術により殆ど公知であり、この明細書
の発明の背景部分に記載されている文献に、より詳細に
記述されている。更に、第１図を参照して説明された取
付け部材２４，２５，２６は、その位置が示されている
がその詳細は記述されていない。

第４図に示される具体的な実施において、キャリア６０
は機械的にペリジスラストモータ６１に取付けられてお
り、このモータ６１は不要となれば宇宙船２３から射出
され、このモータと一緒にこのキャリアも放逐される。
このことは宇宙船２３の重量をかなり減少させ、軌道中
での宇宙船２３のより効率の良い動作が可能になる。

この発明の原理をより良く理解するために、いわゆる
「フリスピー」発射システムの作動の基本原理を以下に
記述する。この明細書の発明の背景の部分に挙げられて
いる米国特許第４３５９２０１号「シャトルからの直線
速度及び角速度を有するペイロード展開」を参照する
が、これはフリスビー射出システムの詳細な作動原理を
記述している。

このフリスピー射出システムは、ペイロードに、打上げ
ロッケットを基準として、必要な分離のための速度を与
えるとともに、ペイロード方位軸（物理的な対称軸）回
りに少しの角速度を与える様に設計されている。この最
初にペイロードに与えられる角運動量は、ペイロードが
打上げロッケットから離れて飛行して行くに際して、そ
の飛行姿勢が移り変わるのを抑止するのに寄与する。

このことは、ペイロードが上記の、安定した回転運動を
伴って移動していることに起因している。射出時の解除
動作の際にペイロードに加わる望ましくないチップオフ
速度の結果としてのペイロード方位軸の直接の歳差運動
が防止される。これに加えて、この後のペイロード操縦
において生じる姿勢の不安定性が低減される。

フリスビー射出システムの基本要素は３つである。ペイ
ロードの片側にこのなかの２つの要素である２個の突
起、即ち枢支部があり、この枢支部は打上げロケットに
配置されているこれと係合する枢支受部に着座する。３
つめの要素はこれらの枢支部の正反対の位置に配されて
いる。この３つめの要素は打上げロケットに搭載されて
いる射出力発生部からなり、この射出力発生部は打上げ
ロケットに配置された枢支受部を押圧する。この射出力
発生部には、つるまきばねが考えられる。このばねによ
り射出力が発生する際に、ペイロードに加わる力により
枢支部はその座に押付けられる。ペイロードはこれら２
つの枢支部を結ぶ軸回りに回転し、直線及び回転速度を
高める。ばねが圧縮状態からそのストローク長を終了す
ると、ペイロードは回転を伴って打上げロケットから離
れる。

この回転は原理的にはペイロードの対称軸沿いに起こる
ことが望ましい。ばねの軸方向についての位置がペイロ
ード重心の軸方向についての位置と同一平面内となるの
を保証するのは困難である。又、これらの位置の如何な
るずれもこの対称軸を横切る向きの速度となる（チップ
オフ速度）。このことから、このシステムには２個の枢
支部が用いられペイロード重心の位置に関していくらか
の許容差を持たせており、これは２個の枢支部間でこの
重心とばねとのずれにより生ずる如何なるピッチモーメ
ントをも打消すことが出来るからである。しかし、射出
時におけるチップオフ速度を零にするためには、この３
点係合フリスビー射出システムの各要素はシステムの重
心に対して適切に配置されなければならない。

フリスビー射出の剛体動力学的な解析は、これらの枢支
機構の配置の指針に関しては洞察的である。枢支点反力
の射出時に起こる望ましくないピッチ方向のチップオフ
速度を生じさせないとした定常な状態での値は、射出分
離の際の解析から得ることが出来、ここではペイロード
に作用するのは力よりもむしろ力積としてであると仮定
する。更に、この理想化した解析では、軸対称で剛体で
あるペイロードが無限大の質量と慣性を有する物体から
射出されると仮定し、枢支点は無限大の剛性を有し、射
出ばねはその力を瞬間的に作用させると仮定する。

回転運動及び直線運動の各ベクトル方程式は角速度と直
線速度とを結び付けている３番目の式により関係付けら
れる。このことは３個の未知数、枢支点Ｒ_１とＲ_２での
動的反力及び角速度ω_Ｓ、についての３つの方程式にな
る。

これらの運動でペイロードのピッチチップーオフ速度が
零である特別な場合には、即ち最適条件下で射出分離が
行われることをあらわしているが、その状態を表わす方
程式は次の様に枢支点の力積をばね力の力積と関係付け
るのに用いられる。

Ｉ_３ω_Ｓ＋ｒ_１Ｒ_１＋ｒ_２Ｒ_２＝Ｒ_Ｓｒ_Ｓ ……（１） −ｈcm・Ｒ_１＋（ｄ−ｈcm）Ｒ_２ ＝Ｒ_Ｓ（ｈcm−ｈ_Ｓ） ……（２） ｍｒ_Ｓω_Ｓ＝Ｒ_１＋Ｒ_２＋Ｒ_Ｓ ……（３） これらの式はそれぞれロール、ピッチ及び直線方向の速
度を表わす式と考えられる。簡単のために、ｒ_１＝ｒ_２
＝ｒ_Ｓ＝ｒと仮定する。更に、ペイロードの全体の質量
に関連した２つの有用なパラメータを次の様に定義する
ことができ、 β^２＝Ｉ_３／ｍｒ^２及び γ＝（１−β^２）／（１＋β^２） ……（４） ここでＩ_３はペイロードのスピン慣性モーメントであ
る。ここで、式（１）と（２）はチップオフ速度が零の
最適条件を作り出すのに要求される圧縮力について解く
ことができ、 Ｒ_１／Ｒ_Ｓ＝γ−（γ−１）ｈcm／ｄ＋ｈ_Ｓ／ｄ ……（５） Ｒ_２／Ｒ_Ｓ＝（γ＋１）ｈcm／ｄ−ｈ_Ｓ／ｄ ……（６） これの式から反力の力積の総和はばね力の力積のγ倍に
等しく、このことは直線運動だけでなく回転運動をもし
ているペイロードに予測されることである。

式（５）および（６）は打上げロケットの重心位置を表
わすｈcmの値の範囲にわたって圧縮力（ここでは正の
値）を導きだす。ｈcmの値が大きい場合、又はｈcmの負
の値の場合については、これら２つの枢軸のうち１つは
引張りの力積とならなけれはならず、このことは枢支点
を覆う屋根構造物がなければ可能とならない。ｈcmの値
が枢軸に引張りの反力を生じさせる場合には、この状態
の方程式はこれに誘導されたチップオフ速度および関連
した運動量ベクトルの傾きについて解かれる。

それ故、この解析から枢軸反力及び運動量ベクトルの傾
きは重心位置の関数となる。これらの方程式を更に解析
すると、このシステムの重心は３個の枢支点により決ま
る三角形よりも幾分小さい三角形の中の領域に入るはず
である。この基準に適合すれば、傾きが零の射出分離が
行われるための枢軸での動的反力を発生させることが出
来る。

低い傾きの射出分離となる様なこれらの反力を生じさせ
る３点射出システムの枢軸配置の好ましさが以上に説明
されてきた。この発明による射出抑制機構は、射出動作
の２つの段階中その第１段階で抑制すなわち引き綱要素
として作用し、このためばねの持つエネルギーの初期の
少量の消費はこれらの枢軸において予荷重を掛けること
に寄与する。この中で、射出動作の第１段階において、
ペイロードは射出抑制機構により抑制され、枢支点の境
界面の可撓性が少ないことから、あるいはペイロードを
キャリアに連結している境界面を形成している平面のラ
ッキングやねじれからひきおこされるかもしれない遷移
変動を安定させる。実際の射出はその後第２段階でこの
機構が拘束を解除しペイロードを打上げロケットから射
出分離することにより行われる。

これらの枢軸の反力はれらの総和が射出抑制機構のばね
力のγ倍となるように生じ、この射出抑制機構は放射方
向に射出力アクチュエータ向に宇宙船の外部に配置され
ている。

これは、 ｒＦ_Ｐ＋ｒ_ＴＦ_Ｔ＝ｒＦ_Ｓ ……（７） 定常な状態においては、 Ｆ_Ｔ＋Ｆ_Ｐ＋Ｆ_Ｓ＝（１＋γ）Ｆ_Ｓ ……（８） 式（７）は射出抑制機構の半径位置について解かれ、 ｒ_Ｔ／ｒ＝（Ｆ_Ｓ−Ｆ_Ｐ）／Ｆ_Ｔ ＝（１−γ）／（１＋γ） ＝β^２ ……
（９） ピッチ方向については、前方と宇宙船の船尾の枢軸反力
との比は、射出抑制機構がその拘束を解くことにより影
響を受けないことが望ましく、このことはこの機構を軸
について重心位置に配置することにより可能となる。そ
れにより射出抑制機構はペイロードを射出から抑制して
いる間は、ペイロード重心軸回りにピッチモーメントを
備えず、枢軸反力は射出抑制機構が作動しているか否か
に拘らず同じ値である。

このように、打上げロケットからの宇宙船やその他の装
置の射出に際して使用する射出抑制機構及び可撓性のあ
るキャリアシステムが以上に記述されてきた。ここに記
された具体例はこの発明の適用を示す多くの特定した具
体例のうちの幾つかを単に説明したにすぎないというこ
とは理解されるべきである。明らかに、多数のそして多
種の他の装置が、この分野における技術者によりこの発
明の範囲内で容易に案出することが可能である。

図面の簡単な説明 この発明の様々な特徴及び効果は添附する図面と関連す
る以下の詳細な説明を参考にしてより簡単に理解され、
図面中において同じ参考番号は同じ構造要素を表わし、
ここで； 第１図は宇宙船射出装置に組込まれたこの発明による射
出抑制機構の概略図であり； 第２ａ図、第２ｂ図及び第２ｃ図は第１図に表わされる
射出抑制装置の作動を説明する図であり； 第３図はこの発明による射出抑制機構の一実施例を表わ
す図であり； 第４図はこの発明によるキャリアの平面図である。

フロントページの続き (72)発明者 マーフイ，ジオン，アール アメリカ合衆国 カリフオルニア州 92708，フアウンテイン・バリー，マウン ト・ドット 16600 (56)参考文献 米国特許4359201（ＵＳ，Ａ) 米国特許3380687（ＵＳ，Ａ)

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】支持構造から宇宙船をジャイロスコープ的
   に射出する際に使用する装置において、前記支持構造は
   開口端を有する宇宙船支持架台からなり、前記宇宙船は
   前記開口端を跨ぎ、更に前記装置は前記宇宙船の一方の
   側への接線方向の推力印加用の射出機構を備え； 前記架台に取付けられた一端と前記宇宙船に取付けられ
   た他端を有し、その射出に先立ち前記宇宙船に作用する
   不静定な力を除去するため所定の時間前記推力を前記宇
   宙船に印加するのを抑制する分離可能な射出抑制機構を
   備える前記装置。
2. 【請求項２】前記射出抑制機構は分離可能な有弾性部と
   それに結合する解除可能なクランプ部とからなる請求の
   範囲第１項記載の装置。
3. 【請求項３】前記有弾性部はばね付勢された支柱装置か
   らなり、前記解除可能なクランプ部はばね付勢された分
   割型ボールクランプ装置からなる請求の範囲第２項記載
   の装置。
4. 【請求項４】前記宇宙船は更に前記架台と接して配され
   たキャリア部を具備し、前記キャリア部はその一方の側
   に前記１個の取付け部材と経度方向に離れて位置するそ
   の他方の側に前記２個の取付け部材とを備える請求の範
   囲第１項記載の装置。
5. 【請求項５】前記キャリア部は、前記１個の取付け部材
   からなる剛性の高い部分と前記２個の取付け部材からな
   る可撓性を有する部分とを備える請求の範囲第４項記載
   の装置。
6. 【請求項６】支持構造から宇宙船をジャイロスコープ的
   に射出する装置において、前記支持構造は開口端を有す
   る宇宙船支持架台からなり、前記宇宙船はその一方の側
   に少なくとも１個の取付け部材と経度方向に離れて位置
   するその他方の側に少なくとも２個の取付け部材とを有
   し、前記宇宙船は前記開口端を跨ぎそして前記取付け部
   材は解除可能に前記架台に係合し前記架台の開口端に前
   記宇宙船を支持し、前記取付け部材は前記宇宙船の質量
   中心を十分に囲む三角形の頂点を形成し、前記装置は更
   に前記架台と前記１個の取付け部材との間に前記１個の
   取付け部材の位置で前記宇宙船の一方の側に接線方向の
   推力を印加するための部分を有する射出機構を備え； 前記架台に取付けられた一端と前記宇宙船に取付けられ
   た他端とを有し、その射出に先立ち前記宇宙船に作用す
   る不静定な力を除去するため所定の時間前記推力を前記
   宇宙船に印加するのを抑制する分離可能な射出抑制機構
   を備えるこの改良装置。
7. 【請求項７】前記射出抑制機構は分離可能な有弾性部と
   それに結合する解除可能なクランプ部とからなる請求の
   範囲第６項記載の装置。
8. 【請求項８】前記有弾性部はばね付勢された支柱装置か
   らなり、前記解除可能なクランプ部はばね付勢された分
   割型ボールクランプ装置からなる請求の範囲第７項記載
   の装置。
9. 【請求項９】前記宇宙船は更に前記架台と接して配置さ
   れたキャリア部を具備し、前記キャリア部はその一方の
   側に前記１個の取付け部材と経度方向に離れて位置する
   その他方の側に前記２個の取付け部材とを備える請求の
   範囲第６項記載の装置。
10. 【請求項１０】前記キャリア部は、前記１個の取付け部
    材からなる剛性の高い部分と前記２個の取付け部材から
    なる可撓性を有する部分とを備える請求の範囲第９項記
    載の装置。