JPS62103299A - ロケツトの頭胴部 - Google Patents
ロケツトの頭胴部Info
- Publication number
- JPS62103299A JPS62103299A JP24287985A JP24287985A JPS62103299A JP S62103299 A JPS62103299 A JP S62103299A JP 24287985 A JP24287985 A JP 24287985A JP 24287985 A JP24287985 A JP 24287985A JP S62103299 A JPS62103299 A JP S62103299A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rocket
- cap
- head
- satellite
- fairing
- 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.)
- Pending
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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
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Traffic Control Systems (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〕
本発明は特に大型ロケットの頭胴部、詳しくは人工衛星
などのペイロードを開頭式フェアリングの内部に収納し
たロケットの頭胴部に関する。
などのペイロードを開頭式フェアリングの内部に収納し
たロケットの頭胴部に関する。
衛星打上用などの大型ロケットシステムは通常多段式に
構成され、下段側のロケットがその使命を了える都度こ
れを遂次切離してロケット重量を軽減しつつ頭胴部に収
納した衛星などのペイロードを宇宙空間の所定軌道へ搬
送する。上記頭胴部は、大気圏を突破する際の空力抵抗
を緩和するとともにこれに収納したペイロードを空力加
熱による高温から保護するために、その外殻主体を耐熱
性と断熱性に優れた材料、例えば繊維強化プラスチック
（ＦＲＰ）で作られた開頭式フェアリングによって形成
する。そしてこのフェアリングもその使命を了えると、
すなわち当該ロケットが高々度に達して空力加熱などの
影響が実質的に無くなったところで、これを閉頭して離
脱させる。これにより、ペイロードが露出するとともに
ＩＪｉＭｍ部重穢が軽減する（丸善株式会社発行「航空
宇宙工学便覧」（日本航空宇宙学会編）第４６２頁・図
７−１７３）。
構成され、下段側のロケットがその使命を了える都度こ
れを遂次切離してロケット重量を軽減しつつ頭胴部に収
納した衛星などのペイロードを宇宙空間の所定軌道へ搬
送する。上記頭胴部は、大気圏を突破する際の空力抵抗
を緩和するとともにこれに収納したペイロードを空力加
熱による高温から保護するために、その外殻主体を耐熱
性と断熱性に優れた材料、例えば繊維強化プラスチック
（ＦＲＰ）で作られた開頭式フェアリングによって形成
する。そしてこのフェアリングもその使命を了えると、
すなわち当該ロケットが高々度に達して空力加熱などの
影響が実質的に無くなったところで、これを閉頭して離
脱させる。これにより、ペイロードが露出するとともに
ＩＪｉＭｍ部重穢が軽減する（丸善株式会社発行「航空
宇宙工学便覧」（日本航空宇宙学会編）第４６２頁・図
７−１７３）。
ところで、近時衛星などのペイロード重量の増大にとも
なって、これを搭載するロケットに必要十分な性能的余
裕を確保できないという亀情が生じてきた。
なって、これを搭載するロケットに必要十分な性能的余
裕を確保できないという亀情が生じてきた。
それは、衛星などへの要求が急速に増大し、これに応じ
て重量が嵩んでくる一方で、それに対応しうる大型ロケ
ットシステムの開発には莫大な費用と日時とを要するこ
と、あるいはまた可能な限り小規模なシステムによって
所期の目的を果たしたいとする主として経済面からの必
然的要請があるからである。
て重量が嵩んでくる一方で、それに対応しうる大型ロケ
ットシステムの開発には莫大な費用と日時とを要するこ
と、あるいはまた可能な限り小規模なシステムによって
所期の目的を果たしたいとする主として経済面からの必
然的要請があるからである。
そこで本発明の課題は、既存のロケ−２トシステムにお
いて性能を補償することにより、前記の余裕を確保する
点にある。
いて性能を補償することにより、前記の余裕を確保する
点にある。
前記課題を解決した本発明の手段は、開頭式フェアリン
グの内部にペイロードを収納した頭胴部において、この
ペイロードに、更に、耐熱性のあるキャップを被着した
ものである。
グの内部にペイロードを収納した頭胴部において、この
ペイロードに、更に、耐熱性のあるキャップを被着した
ものである。
前記手段によれば、ペイロードはこれに被着した耐熱性
キャップによって熱的に保護されるので、空力的影響が
未だ残存する比較的低高度においてフェアリングを閉頭
して離脱させることが可能となる。したがって当該ロケ
ットの上段部の軽量化を早期に実現することができ、こ
れによって搬送能力を助長しうる。
キャップによって熱的に保護されるので、空力的影響が
未だ残存する比較的低高度においてフェアリングを閉頭
して離脱させることが可能となる。したがって当該ロケ
ットの上段部の軽量化を早期に実現することができ、こ
れによって搬送能力を助長しうる。
第１図は本発明の一例を実施したロケット頭胴部を例示
したものである。
したものである。
同図において、１は前記多段ロケットの最終段ロケット
、２は該ロケット１の前位に構成した頭胴部である。
、２は該ロケット１の前位に構成した頭胴部である。
頭胴部２において、３はアポジモータ、４はこの７ポジ
モータをロケッ）１に切離可能に連結しているトラス、
５は衛星でアダプタ６を介してアポジモータ３に接合さ
れている。この例の衛星５はその前頭面に観測用計器等
７．８および送受信用のメツシュアンテナ９をそなえる
。
モータをロケッ）１に切離可能に連結しているトラス、
５は衛星でアダプタ６を介してアポジモータ３に接合さ
れている。この例の衛星５はその前頭面に観測用計器等
７．８および送受信用のメツシュアンテナ９をそなえる
。
ｌＯは上記の構成体を被覆している開頭式のフェアリン
グで、機軸方向に分割された例えば２個のフェアリング
部材１１．１２を解除可能な抱合手段１３によって抱合
するとともに、附勢手段（図示省略）を用いてこれら部
材１１．１２の前頭部を離間方向へ附勢し、かつ、該フ
ェアリングｌＯの後端部を解除可能な結合継手１４によ
ってロケットｌの前端部に結合しである。
グで、機軸方向に分割された例えば２個のフェアリング
部材１１．１２を解除可能な抱合手段１３によって抱合
するとともに、附勢手段（図示省略）を用いてこれら部
材１１．１２の前頭部を離間方向へ附勢し、かつ、該フ
ェアリングｌＯの後端部を解除可能な結合継手１４によ
ってロケットｌの前端部に結合しである。
以りの構成は従来のものと同様であって、前述したよう
に下段側ロケットを遂次！；ＴＩＩＩＩしつつ最終段ロ
ケット１が所定の高度に到達したとき、抱合手段１３と
結合継手１４との機能を解除する。
に下段側ロケットを遂次！；ＴＩＩＩＩしつつ最終段ロ
ケット１が所定の高度に到達したとき、抱合手段１３と
結合継手１４との機能を解除する。
よってフェアリング部材１１．１２が前記の附勢力によ
り分離し、ロケット１から離脱して閉頭する。その後ア
ポジモータ３．衛星５等の構成体はロケットｌによって
低軌道、例えば高度２５０ｋｍの円軌道へ投入され、こ
こで該ロケットｌから切離される。次いでアポジモータ
３が作動して衛星５を目的の高軌道へ搬送する。
り分離し、ロケット１から離脱して閉頭する。その後ア
ポジモータ３．衛星５等の構成体はロケットｌによって
低軌道、例えば高度２５０ｋｍの円軌道へ投入され、こ
こで該ロケットｌから切離される。次いでアポジモータ
３が作動して衛星５を目的の高軌道へ搬送する。
１５はこの実施例に係るキャップである。
キャップ１５は例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦ
ＲＰ）などの耐熱性にすぐれた軽量材料で作られてお
り、空力抵抗を減少させるための紡錘形前頭部１５ａと
、この前頭部に続けて形成した短筒形の後胴部１５ｂと
をそなえ、後胴部１５ｂを衛星５の前端部とオーバーラ
ツプさせて該衛星に連結して被着しである。
ＲＰ）などの耐熱性にすぐれた軽量材料で作られてお
り、空力抵抗を減少させるための紡錘形前頭部１５ａと
、この前頭部に続けて形成した短筒形の後胴部１５ｂと
をそなえ、後胴部１５ｂを衛星５の前端部とオーバーラ
ツプさせて該衛星に連結して被着しである。
第２図および第３図を用い、１６はキャップ１５を連結
するための連結アームで、４個の該連結アームが後胴！
１５ｂと衛星５とにまたがって等角度関係に配されてい
る。各連結アーム１６において、１７．１７は例えばＣ
ＦＲＰで作った１対のアームメンバで、これらのアーム
メンバを衛星５側に配した連結金具１８に嵌着して前方
へ拡開するＶ字形に配置し、その前方部分をヒンジ金具
１９．１９に嵌着するとともにこれらのヒンジ金具ヲコ
ネクションメンバ２０により一体に接続して剛な三角形
トラスを形成しである。
するための連結アームで、４個の該連結アームが後胴！
１５ｂと衛星５とにまたがって等角度関係に配されてい
る。各連結アーム１６において、１７．１７は例えばＣ
ＦＲＰで作った１対のアームメンバで、これらのアーム
メンバを衛星５側に配した連結金具１８に嵌着して前方
へ拡開するＶ字形に配置し、その前方部分をヒンジ金具
１９．１９に嵌着するとともにこれらのヒンジ金具ヲコ
ネクションメンバ２０により一体に接続して剛な三角形
トラスを形成しである。
更に第４図も用い、２１はキャップ１５の後胴部１５ｂ
に固定した１対のヒンジブラケット、２２は前記ヒンジ
金具１９とこれらヒンジブラケットとを連結するヒンジ
ピン、また２３は前記連結金具１８に螺着した係止金具
で、この係止金具の衛星５側にはテーパービン２４を形
成しである０以上の構成によって連結アーム１６はヒン
ジビン２２を中心とするあおり運動が可能である。
に固定した１対のヒンジブラケット、２２は前記ヒンジ
金具１９とこれらヒンジブラケットとを連結するヒンジ
ピン、また２３は前記連結金具１８に螺着した係止金具
で、この係止金具の衛星５側にはテーパービン２４を形
成しである０以上の構成によって連結アーム１６はヒン
ジビン２２を中心とするあおり運動が可能である。
２５はテーパーピン２４と対向させて衛星５に立設した
ポスト、２６はこのポストの外端部に形成したテーパー
穴で、連結アーム１６を衛星５側へあおるとテーパービ
ン２４がテーパー穴２６に係入して該衛星とキャップ１
５とが連結される。
ポスト、２６はこのポストの外端部に形成したテーパー
穴で、連結アーム１６を衛星５側へあおるとテーパービ
ン２４がテーパー穴２６に係入して該衛星とキャップ１
５とが連結される。
３０は上記連結を解除するための連結解除手段である。
該手段３０において、３１は有底筒状のばねケースでキ
ャップ１５に取付けられて各アームメン／＜ １７の前
端寄りに対向して開口している。３２はばねケース３１
の底壁とアームメンバ１７との間に弾装した圧縮ばね、
３３はこの圧縮ばねに内包されてアームメンバ１７に取
付けた有底円筒形のストッパーガイド、３４はばねケー
ス３１とストッパ−ガイド３３との各底壁を貫通させた
ストップボルトで、このストップボルトの外端部にスト
ップへラド３５を形成し、またその内端部をばねケース
３１の底壁に螺着しである。この構成によって連結アー
ム１６は圧縮バネ３２により外方へのあおり傾向に附勢
され、ストップへラド３５がストッパーガイド３３の底
面と衝接したところで上記のあおり運動が停止する。こ
の状７ｇ テ−パーピン２４がテーパー穴２６から離脱
して前記連結が解除される。
ャップ１５に取付けられて各アームメン／＜ １７の前
端寄りに対向して開口している。３２はばねケース３１
の底壁とアームメンバ１７との間に弾装した圧縮ばね、
３３はこの圧縮ばねに内包されてアームメンバ１７に取
付けた有底円筒形のストッパーガイド、３４はばねケー
ス３１とストッパ−ガイド３３との各底壁を貫通させた
ストップボルトで、このストップボルトの外端部にスト
ップへラド３５を形成し、またその内端部をばねケース
３１の底壁に螺着しである。この構成によって連結アー
ム１６は圧縮バネ３２により外方へのあおり傾向に附勢
され、ストップへラド３５がストッパーガイド３３の底
面と衝接したところで上記のあおり運動が停止する。こ
の状７ｇ テ−パーピン２４がテーパー穴２６から離脱
して前記連結が解除される。
４０は連結アーム１６を前記の連結状態に拘束するため
の拘束手段である。拘束手段４０において４１は拘束バ
ンドで、この拘束バンドは第２図および第３図に示すよ
うに２個のバンド部材４１ａ、４１ａに分割されて各連
結アーム１６のアームメンバ１７．１７を抱持するとと
もに、該部材の端部同士を１対の解除可能な締結手段４
５．４５を用いて締結することにより、上記の抱持部を
内方に圧迫して前記連結解除手段３０によるあおり運動
を拘束している。４２．４２は拘束バンド４１ （４１
ａ、４１ａ）の両側にあってアームメンバ１７．１７か
ら突設した片フランジで、これらのフランジにより上記
の抱持部位を規制している。また４３は該抱持部の背後
にあってアームメンバ１７．１７に固定した受駒で、前
記テーパーピン２４がテーパー穴２６へ一杯に係入した
ときこれらの受駒がキャップの後胴部１５ｂに当接する
ようその高さを設定する。これによってキャップ１５と
衛星５との調心がなされる。
の拘束手段である。拘束手段４０において４１は拘束バ
ンドで、この拘束バンドは第２図および第３図に示すよ
うに２個のバンド部材４１ａ、４１ａに分割されて各連
結アーム１６のアームメンバ１７．１７を抱持するとと
もに、該部材の端部同士を１対の解除可能な締結手段４
５．４５を用いて締結することにより、上記の抱持部を
内方に圧迫して前記連結解除手段３０によるあおり運動
を拘束している。４２．４２は拘束バンド４１ （４１
ａ、４１ａ）の両側にあってアームメンバ１７．１７か
ら突設した片フランジで、これらのフランジにより上記
の抱持部位を規制している。また４３は該抱持部の背後
にあってアームメンバ１７．１７に固定した受駒で、前
記テーパーピン２４がテーパー穴２６へ一杯に係入した
ときこれらの受駒がキャップの後胴部１５ｂに当接する
ようその高さを設定する。これによってキャップ１５と
衛星５との調心がなされる。
第５図および第６図は締結手段４５の詳細を示す、同図
において、４１ｂ、４１ｂおよび４１ｃ、４１ｃはそれ
ぞれ各一方のバンド部材４１ａの端部を丸めて形成した
対をなすアイ。
において、４１ｂ、４１ｂおよび４１ｃ、４１ｃはそれ
ぞれ各一方のバンド部材４１ａの端部を丸めて形成した
対をなすアイ。
４６はアイ４１ｂ、４１ｂに挿通したビン、４７はこの
ビンと一体のフォーク、また４８はアイ４１ｃ、４１ｃ
に挿通したビン、４９はテンショナである。テンショナ
４９はスクリューロッド５０と板状のヘッド５１とを一
体にそなえ、スクリューロッド５０をビン４８に挿通し
てその外端部にナツト５２を螺装し、ヘッド５１はフォ
ーク４７に係入される。５３はフォーク４７とヘッド５
１とにまたがって一連に形成した通孔である。
ビンと一体のフォーク、また４８はアイ４１ｃ、４１ｃ
に挿通したビン、４９はテンショナである。テンショナ
４９はスクリューロッド５０と板状のヘッド５１とを一
体にそなえ、スクリューロッド５０をビン４８に挿通し
てその外端部にナツト５２を螺装し、ヘッド５１はフォ
ーク４７に係入される。５３はフォーク４７とヘッド５
１とにまたがって一連に形成した通孔である。
５５は火工品からなるプーラで、５６は該プーラのハウ
ジング、５７はこのハウジングに形成したシリンダ、５
８はこのシリンダに嵌装したピストン、５９はこのピス
トンのピストンロッドで、ピストンロッド５９はハウジ
ング５６から突出し、および没入できる。６０はハウジ
ング５６に固定した火薬カートリッジで、これに内填し
た爆薬を起爆すると高圧燃焼ガスを発生する。６１はこ
の燃焼ガスをピストンロッド５９側のシリンダ室に導く
炎道である。
ジング、５７はこのハウジングに形成したシリンダ、５
８はこのシリンダに嵌装したピストン、５９はこのピス
トンのピストンロッドで、ピストンロッド５９はハウジ
ング５６から突出し、および没入できる。６０はハウジ
ング５６に固定した火薬カートリッジで、これに内填し
た爆薬を起爆すると高圧燃焼ガスを発生する。６１はこ
の燃焼ガスをピストンロッド５９側のシリンダ室に導く
炎道である。
かかるプーラ５５をキャップ１５の後胴部１５ｂに固定
し１通孔５３を用いてフォーク４７とへラド５１とをピ
ストンロッド５９に外嵌する。モして当接各締結手段の
ナツト５２を締込むと、バンド部材４１ａ、４１ａが伸
展して各連結アーム１６を前述のように拘束する。また
前記爆薬を起爆するとピストン５８が強力に押下げられ
るのでフォーク４７とテンショナ４９とが分離する。
し１通孔５３を用いてフォーク４７とへラド５１とをピ
ストンロッド５９に外嵌する。モして当接各締結手段の
ナツト５２を締込むと、バンド部材４１ａ、４１ａが伸
展して各連結アーム１６を前述のように拘束する。また
前記爆薬を起爆するとピストン５８が強力に押下げられ
るのでフォーク４７とテンショナ４９とが分離する。
第３図の符号６５はキャップ１５の脱頭手段で１例えば
８個の該手段が等角度関係に配設されている。
８個の該手段が等角度関係に配設されている。
第７図は脱頭手段６５の詳細を示す、同図において、６
６は衛星５の外殻端面に固定したスペーサ、６７は有蓋
筒状のばねケースで、このばねケースはキャップ１５に
固定され、スペーサ６６に対向して開口している。６８
はばねケース６７に内装した有蓋筒状のキン力でその開
口端周縁にばね受座６９をそなえる。７０はこのばね受
座とばねケース６７の蓋板との間に配装したキックばね
、７１はストップボルトで、ストップボルト７１はキン
力６８の蓋板を貫通してばねケース６７の蓋板に螺着さ
れ、その反対側にストップへラド７２を形成しである。
６は衛星５の外殻端面に固定したスペーサ、６７は有蓋
筒状のばねケースで、このばねケースはキャップ１５に
固定され、スペーサ６６に対向して開口している。６８
はばねケース６７に内装した有蓋筒状のキン力でその開
口端周縁にばね受座６９をそなえる。７０はこのばね受
座とばねケース６７の蓋板との間に配装したキックばね
、７１はストップボルトで、ストップボルト７１はキン
力６８の蓋板を貫通してばねケース６７の蓋板に螺着さ
れ、その反対側にストップへラド７２を形成しである。
かかる各説頭手段６５は、キャップ１５と衛星５とを前
述のように連結した状態において、キックばね７０が圧
縮されてばね受座６９をスペーサ６６に弾接させるとと
もに、ストップヘッド７２かばね受座近傍にあるように
各部の関係寸法が定められる。したがって上記の連結を
解除するとキン力６８がスペーサ６６を蹴ってキャップ
１５を前方へ押出し、次いでストップヘッド７２がキン
力の蓋板に受止められるので、該脱頭手段６５がスペー
サ６６を残してキャップ１５と同動する。
述のように連結した状態において、キックばね７０が圧
縮されてばね受座６９をスペーサ６６に弾接させるとと
もに、ストップヘッド７２かばね受座近傍にあるように
各部の関係寸法が定められる。したがって上記の連結を
解除するとキン力６８がスペーサ６６を蹴ってキャップ
１５を前方へ押出し、次いでストップヘッド７２がキン
力の蓋板に受止められるので、該脱頭手段６５がスペー
サ６６を残してキャップ１５と同動する。
実施例は以上のごとくであって、ロケットｌが設定高度
に達したとき前述したようにしてフェアリング１０を閉
頭すると、その後衛星５はキャップ１５により空力加熱
から保護されつつロケットｌに推進されて例えば前記高
度２５０ｋｍの低軌道へ投入される。
に達したとき前述したようにしてフェアリング１０を閉
頭すると、その後衛星５はキャップ１５により空力加熱
から保護されつつロケットｌに推進されて例えば前記高
度２５０ｋｍの低軌道へ投入される。
この投入後、あるいは投入過程においてロケット制御部
からキャップの脱頭指令を発信させる。
からキャップの脱頭指令を発信させる。
締結手段４５の前記火工品からなるプーラ５５はこの脱
頭指令を受けて起爆する。よって、前述したごとくフォ
ーク４７とテンショナ４９とが分離して拘束バンド４１
が拘束機能を失うので、連結アーム１６が連結解除手段
３０により外方へあおられてキャップ１５と衛星５との
連結が解除される。このとき、脱頭手段６５が前述した
ように作動してキャップ１５を前方へ押出すので、該キ
ャップが衛星５から離間してゆき、観測用計器等７．８
およびメツシュアンテナ９が露出する。
頭指令を受けて起爆する。よって、前述したごとくフォ
ーク４７とテンショナ４９とが分離して拘束バンド４１
が拘束機能を失うので、連結アーム１６が連結解除手段
３０により外方へあおられてキャップ１５と衛星５との
連結が解除される。このとき、脱頭手段６５が前述した
ように作動してキャップ１５を前方へ押出すので、該キ
ャップが衛星５から離間してゆき、観測用計器等７．８
およびメツシュアンテナ９が露出する。
尚、衛星の種類、例えば所定の軌道に到達したのちアン
テナを展開する形式のもの、あるいは観測用計器類を前
頭面にそなえないもの等であってキャップを脱頌する要
がない場合には、該ギヤツブをボルト等に単純手段を用
いて衛星に固定することかできる。
テナを展開する形式のもの、あるいは観測用計器類を前
頭面にそなえないもの等であってキャップを脱頌する要
がない場合には、該ギヤツブをボルト等に単純手段を用
いて衛星に固定することかできる。
：３８図は、キャップ１５を被着しないでフェアリング
ｌＯを閉頭した場合のメツシュアンテナ温度を、−衛星
の打上スケジュールにもとづいて試算した結果を示すグ
ラフであって、横軸は発射時点からの経過時間および到
達高度、また縦軸は上記温度である。
ｌＯを閉頭した場合のメツシュアンテナ温度を、−衛星
の打上スケジュールにもとづいて試算した結果を示すグ
ラフであって、横軸は発射時点からの経過時間および到
達高度、また縦軸は上記温度である。
すなわち、時間１２６秒（高度９０ｋｍ）で閉頭すると
アンテナ温度は約１，４００℃まで急上昇し、時間１３
６秒（高度１０１００ｋでは温度９００℃である。アン
テナメツシュにニクロム線を用いる場合この温度９００
℃が限界である。したがってメツシュアンテナ９を空力
加熱から保護するためには、フェアリングの閉頭を１３
６秒経過後に持越さなければならない。
アンテナ温度は約１，４００℃まで急上昇し、時間１３
６秒（高度１０１００ｋでは温度９００℃である。アン
テナメツシュにニクロム線を用いる場合この温度９００
℃が限界である。したがってメツシュアンテナ９を空力
加熱から保護するためには、フェアリングの閉頭を１３
６秒経過後に持越さなければならない。
また同図横軸の１１６秒（高度８０ｋｍ）はフェアリン
グによる空力抵抗減少効果からみた場合、その閉頭をお
こなうのに妥当な時間である。
グによる空力抵抗減少効果からみた場合、その閉頭をお
こなうのに妥当な時間である。
以上のことから、キャップ１５を被着した場合は、上記
の１１６秒でフェアリング１０の閉頭をおこない、１３
６秒経過後にキャップ１５を脱頭させればよく、したが
って従来よりも２０秒以北早く頭胴部重量を減量するこ
とができる。
の１１６秒でフェアリング１０の閉頭をおこない、１３
６秒経過後にキャップ１５を脱頭させればよく、したが
って従来よりも２０秒以北早く頭胴部重量を減量するこ
とができる。
一方前記試算によると、閉頭時（１３６秒）のフェアリ
ング重量比は０ 、０７４３ ｋ ｇ ／ ｋ ｇ、ペ
イロード玉量比は０．０１４７ｋｇ／ｋｇ、また前記２
５０ｋｍの低軌道へ投入する場合、フェアリングのペイ
ロード感度（フェアリングの離脱時点がペイロード重量
に影響を与える割合）は０ 、７８５ ｋ ｇ ／ ｓ
ｅ ｃ テある。すなわち上述したように閉頭時点を
２０秒先行させると０ 、７８５ ｋ ｇ ／ ｓ ｅ
ｃ Ｘ ２０ ｓ ｅ ｃ＝１５．７ｋｇだけペイロ
ードを増量することができ、あるいはこれがロケット性
能の余裕分に増補される。
ング重量比は０ 、０７４３ ｋ ｇ ／ ｋ ｇ、ペ
イロード玉量比は０．０１４７ｋｇ／ｋｇ、また前記２
５０ｋｍの低軌道へ投入する場合、フェアリングのペイ
ロード感度（フェアリングの離脱時点がペイロード重量
に影響を与える割合）は０ 、７８５ ｋ ｇ ／ ｓ
ｅ ｃ テある。すなわち上述したように閉頭時点を
２０秒先行させると０ 、７８５ ｋ ｇ ／ ｓ ｅ
ｃ Ｘ ２０ ｓ ｅ ｃ＝１５．７ｋｇだけペイロ
ードを増量することができ、あるいはこれがロケット性
能の余裕分に増補される。
以り説明したように本発明によれば、耐熱性のあるキャ
ップによってペイロードを熱保護するので、フェアリン
グの閉頭を早期におこなってこれを離脱させることがで
きる。したがって頭胴部重量もまた早期に軽減し得るの
で、これに見合った性能的余裕が増補され、あるいはペ
イロード重量を増加することができる。
ップによってペイロードを熱保護するので、フェアリン
グの閉頭を早期におこなってこれを離脱させることがで
きる。したがって頭胴部重量もまた早期に軽減し得るの
で、これに見合った性能的余裕が増補され、あるいはペ
イロード重量を増加することができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の一実施例を示すロケット頭胴部の断面
図、第２図は第１図の矢線ＩＩ視要部拡大側面図、第３
図は第２図のｍ−ｍ線示断面図、第４図は第２図のｒＶ
−ＩＶ線示拡大断面図、第５図は第２図のＶ−Ｖ線示拡
大断面図、第６図は第５図の矢線■視平面図、第７図は
第３図の■−■線視拡大断面図、第８図は本発明の作用
説明図である。 １・・・最終段ロケット ２・・・頭胴部５・・・ペ
イロード（衛星） １０・・・フェアリング １１．１２・・・フェアリング部材 １５・・・キャップ １６・・・キャップの連結アーム ３０・・・連結解除手段 ４０・・・連結アームの拘束手段 ４１・・・拘束バンド ４５・・・拘束バンドの締結手段 ５５・・・締結解除用のプーラ ６５・・・脱頭手段 特許出願人 日産自動車株式会社 第５図 Ｖ ↓ 第７図
図、第２図は第１図の矢線ＩＩ視要部拡大側面図、第３
図は第２図のｍ−ｍ線示断面図、第４図は第２図のｒＶ
−ＩＶ線示拡大断面図、第５図は第２図のＶ−Ｖ線示拡
大断面図、第６図は第５図の矢線■視平面図、第７図は
第３図の■−■線視拡大断面図、第８図は本発明の作用
説明図である。 １・・・最終段ロケット ２・・・頭胴部５・・・ペ
イロード（衛星） １０・・・フェアリング １１．１２・・・フェアリング部材 １５・・・キャップ １６・・・キャップの連結アーム ３０・・・連結解除手段 ４０・・・連結アームの拘束手段 ４１・・・拘束バンド ４５・・・拘束バンドの締結手段 ５５・・・締結解除用のプーラ ６５・・・脱頭手段 特許出願人 日産自動車株式会社 第５図 Ｖ ↓ 第７図
Claims (1)
- ペイロードを開頭式フェアリングの内部に収納した頭胴
部において、ペイロードに耐熱性のあるキャップを被着
したロケットの頭胴部。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24287985A JPS62103299A (ja) | 1985-10-31 | 1985-10-31 | ロケツトの頭胴部 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24287985A JPS62103299A (ja) | 1985-10-31 | 1985-10-31 | ロケツトの頭胴部 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62103299A true JPS62103299A (ja) | 1987-05-13 |
Family
ID=17095588
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24287985A Pending JPS62103299A (ja) | 1985-10-31 | 1985-10-31 | ロケツトの頭胴部 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62103299A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0640400A (ja) * | 1992-01-13 | 1994-02-15 | Space Syst Loral Inc | 宇宙船用自己保形性凸状カバー |
| JPH0858700A (ja) * | 1994-08-19 | 1996-03-05 | Nec Corp | 宇宙航行体 |
| JP2011235793A (ja) * | 2010-05-12 | 2011-11-24 | Ihi Corp | ペイロード保護装置 |
| JP2017519177A (ja) * | 2014-06-25 | 2017-07-13 | エムベデア フランス | 分離可能な保護フェアリングを有するミサイル |
-
1985
- 1985-10-31 JP JP24287985A patent/JPS62103299A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0640400A (ja) * | 1992-01-13 | 1994-02-15 | Space Syst Loral Inc | 宇宙船用自己保形性凸状カバー |
| JPH0858700A (ja) * | 1994-08-19 | 1996-03-05 | Nec Corp | 宇宙航行体 |
| JP2011235793A (ja) * | 2010-05-12 | 2011-11-24 | Ihi Corp | ペイロード保護装置 |
| JP2017519177A (ja) * | 2014-06-25 | 2017-07-13 | エムベデア フランス | 分離可能な保護フェアリングを有するミサイル |
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