JPS63297199A - 分離装置 - Google Patents
分離装置Info
- Publication number
- JPS63297199A JPS63297199A JP62129392A JP12939287A JPS63297199A JP S63297199 A JPS63297199 A JP S63297199A JP 62129392 A JP62129392 A JP 62129392A JP 12939287 A JP12939287 A JP 12939287A JP S63297199 A JPS63297199 A JP S63297199A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spacecraft
- holding
- end side
- coupling
- levers
- 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
Links
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 30
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 30
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 30
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 29
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 230000000452 restraining 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
- B64G1/645—Separators
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Centrifugal Separators (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、人工衛星等の宇宙航行体に結合しである人工
衛星、太陽電池パドル等の結合体を当該宇宙航行体から
分離し、宇宙空間に放出させる分離装置に関する。
衛星、太陽電池パドル等の結合体を当該宇宙航行体から
分離し、宇宙空間に放出させる分離装置に関する。
（従来の技術及びその問題点）
第３図は従来の分離装置を用いて宇宙航行体に結合体を
結合した状態を示し、同１１ｆｆｌ（ａ）はその平面図
、同図（ｂ）は同図（ａ）のＡ−Ａ線矢視断面図、第４
因は従来の分離装置を用いて宇宙航行体から結合体を分
離した状態を示し、同図（ａ）はその平面図、同図（ｂ
）はＢ−Ｂ線矢視断面図である。
結合した状態を示し、同１１ｆｆｌ（ａ）はその平面図
、同図（ｂ）は同図（ａ）のＡ−Ａ線矢視断面図、第４
因は従来の分離装置を用いて宇宙航行体から結合体を分
離した状態を示し、同図（ａ）はその平面図、同図（ｂ
）はＢ−Ｂ線矢視断面図である。
近年、打上げロケットの能力向上により複数の衛星を一
体化して一度に打上げ、軌道上で分離する打上げ方式が
実施されつつある。従来、かかる場合に用いられる分離
装置においては、第３図（ａ）及び（ｂ）に示すように
、内周壁に凹部３０を有する締付パンＦ″３１をボルト
３２で締め付けることにより宇宙航行体３３と結合体３
４とを締結し、第４［ｆｆ１（ａ）及び（ｂ）に示すよ
うに、ボルト３５又は分離ナツト３６等を作動きせて締
付バンド３１を外すことにより宇宙航行体３３と結合体
３４とを分離していた。
体化して一度に打上げ、軌道上で分離する打上げ方式が
実施されつつある。従来、かかる場合に用いられる分離
装置においては、第３図（ａ）及び（ｂ）に示すように
、内周壁に凹部３０を有する締付パンＦ″３１をボルト
３２で締め付けることにより宇宙航行体３３と結合体３
４とを締結し、第４［ｆｆ１（ａ）及び（ｂ）に示すよ
うに、ボルト３５又は分離ナツト３６等を作動きせて締
付バンド３１を外すことにより宇宙航行体３３と結合体
３４とを分離していた。
前述した従来の分離装置においては、締付バンド３１全
体で宇宙航行体３３と結合体３４とを締め付けるために
重量が重くなるとともに、結合体３４等も締付バンド３
１の締付は荷重に十分耐え得るように設計きれるので、
これも重量増加の原因となっていた。また、等分布荷重
を実現するための締付は力の調整が困難で、従来は２本
の締付バンド３１に歪ゲージをそれぞれ貼付けることに
より宇宙航行体３３及び結合体３４の荷重をモニタし、
ボルト３２の締付は力により調整しており、組付作業が
困難であるという問題があった。また、２ケ所設けられ
た爆管部の１ケ所でも作動しなかった場合、安全な分離
が不可能であるばかりでなく、各爆管部の爆発の時間ズ
レが不安定な分離動作を誘発し、宇宙航行体３３の姿勢
を乱す要因となっていた。更に、結合体３３の分離後に
おける締付はバンド３１の処理が困難であり、従来締付
バンド３１が宇宙航行体３３にぶつかる等の悪影響を与
えないように、受は皿を設けて飛翔した締付バンド３１
を捕獲しており、これらの機能を付加するために一層重
量増加をきたしていた。また、分離後の締付バンド３１
の位置が正確に定まらないので宇宙航行体３３にアンバ
ランスが生じるという問題があった。
体で宇宙航行体３３と結合体３４とを締め付けるために
重量が重くなるとともに、結合体３４等も締付バンド３
１の締付は荷重に十分耐え得るように設計きれるので、
これも重量増加の原因となっていた。また、等分布荷重
を実現するための締付は力の調整が困難で、従来は２本
の締付バンド３１に歪ゲージをそれぞれ貼付けることに
より宇宙航行体３３及び結合体３４の荷重をモニタし、
ボルト３２の締付は力により調整しており、組付作業が
困難であるという問題があった。また、２ケ所設けられ
た爆管部の１ケ所でも作動しなかった場合、安全な分離
が不可能であるばかりでなく、各爆管部の爆発の時間ズ
レが不安定な分離動作を誘発し、宇宙航行体３３の姿勢
を乱す要因となっていた。更に、結合体３３の分離後に
おける締付はバンド３１の処理が困難であり、従来締付
バンド３１が宇宙航行体３３にぶつかる等の悪影響を与
えないように、受は皿を設けて飛翔した締付バンド３１
を捕獲しており、これらの機能を付加するために一層重
量増加をきたしていた。また、分離後の締付バンド３１
の位置が正確に定まらないので宇宙航行体３３にアンバ
ランスが生じるという問題があった。
（問題点を解決するための手段）
前述の問題点を解決するために本発明が提供する手段は
、分離指令があるまで結合体を宇宙航行体に結合して保
持しており前記分離指令があった時に当該宇宙航行体か
ら前記結合体を分離する分離装置において、前記結合体
の結合端側フランジ部に掛合して前記結合体を前記宇宙
航行体に結合する複数の結合レバーが前記宇宙航行体の
結合端側外周壁に所定間隔おきに設けてあり、前記結合
端側フランジ部に掛合している前記各結合レバーをそれ
ぞれ押圧してその掛合状態を保持する複数の保持レバー
が前記結合体の結合端側外周壁に所定間隔おきに設けて
あり、前記各保持レバーの保持状態を保つ１本の環状ワ
イヤーが前記各保持レバー間に架け渡してあり、前記分
離指令があった時に架け渡しである前記環状ワイヤーを
切断して前記各保持レバーの保持状態を屏くワイヤーカ
ッターが設けてあることを特徴とする。
、分離指令があるまで結合体を宇宙航行体に結合して保
持しており前記分離指令があった時に当該宇宙航行体か
ら前記結合体を分離する分離装置において、前記結合体
の結合端側フランジ部に掛合して前記結合体を前記宇宙
航行体に結合する複数の結合レバーが前記宇宙航行体の
結合端側外周壁に所定間隔おきに設けてあり、前記結合
端側フランジ部に掛合している前記各結合レバーをそれ
ぞれ押圧してその掛合状態を保持する複数の保持レバー
が前記結合体の結合端側外周壁に所定間隔おきに設けて
あり、前記各保持レバーの保持状態を保つ１本の環状ワ
イヤーが前記各保持レバー間に架け渡してあり、前記分
離指令があった時に架け渡しである前記環状ワイヤーを
切断して前記各保持レバーの保持状態を屏くワイヤーカ
ッターが設けてあることを特徴とする。
（実施例）
次に、本発明について図面を参照して説明する。
第１図は本発明の一実施例の分離装置の使用状態を示し
、同ＩＮ（ａ）はその平面図、同図（ｂ）は同図（ａ）
の分離装置の破断面図、第２図は第１１Ｅｍ（ｂ）の分
離装置を外した状態を示す部分断面図である。
、同ＩＮ（ａ）はその平面図、同図（ｂ）は同図（ａ）
の分離装置の破断面図、第２図は第１１Ｅｍ（ｂ）の分
離装置を外した状態を示す部分断面図である。
図中、１は宇宙航行体、２は結合体、３は結合レバー、
４は保持レバー、５はプーリー、６は環ブリング、１０
は荷重調整ネジ、１１は結合体の結合端側フランジ部、
１２は宇宙航行体の結合端側フランジ部、１５ 、１６
は通孔である。
４は保持レバー、５はプーリー、６は環ブリング、１０
は荷重調整ネジ、１１は結合体の結合端側フランジ部、
１２は宇宙航行体の結合端側フランジ部、１５ 、１６
は通孔である。
本実施例の分離装置は、第１図（ａ）及び（ｂ）に示す
ように、結合体２の結合端側フランジ部１１に掛合する
複数の結合レバー３と、掛合状態にある各結合レバー３
をそれぞれ押圧してその掛合状態を保持する複数の保持
レバー４と、各保持しバー４の保持状態を保つ１本の環
状ワイヤー６と、分離指令があった時に環状ワイヤー６
を切断して各保持レバー４の保持状態を解くワイヤーカ
ッター７と、環状ワイヤー６を結合体２の外周に導くプ
ーリー５とを備えている。
ように、結合体２の結合端側フランジ部１１に掛合する
複数の結合レバー３と、掛合状態にある各結合レバー３
をそれぞれ押圧してその掛合状態を保持する複数の保持
レバー４と、各保持しバー４の保持状態を保つ１本の環
状ワイヤー６と、分離指令があった時に環状ワイヤー６
を切断して各保持レバー４の保持状態を解くワイヤーカ
ッター７と、環状ワイヤー６を結合体２の外周に導くプ
ーリー５とを備えている。
複数の結合レバー３は、宇宙航行体１の結合端側外周壁
に所定間隔おきに回転自在に軸着しである。結合しバー
３は、第１図（ｂ）に示すように、結合アーム部３ａと
掛合突部３ｂとからなる。結合アーム部３ａは、接合し
た宇宙航行体１と結合体２とのフランジ部１１ 、１２
を結合する。但し、結合レバー３の軸にスプリング９を
倣イ１．てふス小で、結合アーム部３ａの先端部に設け
た掛合突部３ｂを押圧していないと、スプリング９の弾
性作用により結合レバ−３全体が第１［ｍ（ｂ）の矢印
１３で示す方向に回転し、結合アーム部３ａによる結合
状 ・態を保持することができない。
に所定間隔おきに回転自在に軸着しである。結合しバー
３は、第１図（ｂ）に示すように、結合アーム部３ａと
掛合突部３ｂとからなる。結合アーム部３ａは、接合し
た宇宙航行体１と結合体２とのフランジ部１１ 、１２
を結合する。但し、結合レバー３の軸にスプリング９を
倣イ１．てふス小で、結合アーム部３ａの先端部に設け
た掛合突部３ｂを押圧していないと、スプリング９の弾
性作用により結合レバ−３全体が第１［ｍ（ｂ）の矢印
１３で示す方向に回転し、結合アーム部３ａによる結合
状 ・態を保持することができない。
複数の保持レバー４は、結合体２の結合端側外周壁に所
定間隔おきに回転自在に軸着しである。
定間隔おきに回転自在に軸着しである。
保持レバー４の軸にスプリング８を巻装しであるので、
保持レバー４の先端部に穿設した通孔１５に環状ワイヤ
ー６を挿通して各保持レバー４間を連結しておかないと
、スプリング８の弾性作用により保持レバー４が第１図
（ｂ）の矢印１４で示す方向に回転し、保持レバー４に
よる結合レバー３の保持状態を保つことはできない。
保持レバー４の先端部に穿設した通孔１５に環状ワイヤ
ー６を挿通して各保持レバー４間を連結しておかないと
、スプリング８の弾性作用により保持レバー４が第１図
（ｂ）の矢印１４で示す方向に回転し、保持レバー４に
よる結合レバー３の保持状態を保つことはできない。
環状ワイヤー６は、第１ｔｍ（ａ、）に示すように、各
保持レバー４間に架け渡しである。
保持レバー４間に架け渡しである。
ワイヤーカッター７は、結合体２の結合端側外周壁に２
個設けである。ワイヤーカッター７は、環状ワイヤー６
を貫通させるための通孔１６とその環状ワイヤー６を切
断するためのカッター（図示せず）とを備えている。
個設けである。ワイヤーカッター７は、環状ワイヤー６
を貫通させるための通孔１６とその環状ワイヤー６を切
断するためのカッター（図示せず）とを備えている。
本実施例の場合、第１１３Ｕ（ｂ）に示すように、ワイ
ヤーカッター７の通孔１６の両開口近傍にブー１７−５
が設けである。更に、保持レバー４の先端部には荷重調
整ネジ１０が取り付けてあり、この荷重調整ネジ１０を
調整することにより結合体２にかかる荷重を調整するこ
とができる。
ヤーカッター７の通孔１６の両開口近傍にブー１７−５
が設けである。更に、保持レバー４の先端部には荷重調
整ネジ１０が取り付けてあり、この荷重調整ネジ１０を
調整することにより結合体２にかかる荷重を調整するこ
とができる。
第１図（ａ）及び（ｂ）に示す結合状態の分離装置に分
離指令が送られると、ワイヤーカッター７が作動して環
状ワイ′ヤー６を切断し、各保持しバー４の保持状態が
解かる。各保持レバー４がスプリング８の弾性作用によ
り解放されると、結合体２の結合端側フランジ部１１に
対する結合レバー３の掛合状態が解かれ、各結合レバー
３がスプリング９の弾性作用により解放きれる。その結
果、結合体２は宇宙航行体１から完全に分離する。
離指令が送られると、ワイヤーカッター７が作動して環
状ワイ′ヤー６を切断し、各保持しバー４の保持状態が
解かる。各保持レバー４がスプリング８の弾性作用によ
り解放されると、結合体２の結合端側フランジ部１１に
対する結合レバー３の掛合状態が解かれ、各結合レバー
３がスプリング９の弾性作用により解放きれる。その結
果、結合体２は宇宙航行体１から完全に分離する。
各結合レバー３の掛合状態は１本の環状ワイヤー６で維
持されているので、結合体２に対して荷重が均等にかか
る。また、環状ワイヤー６のテンションによる結合レバ
ー３の結合力は第１図に示すようにｂ／ａのてこ比で倍
加される。更に、２個のワイヤーカッター７は機械的冗
長系を構成しており、どちらか１個が動作すれば４個の
保持レバー４及び結合レバー３が同時にリリースされる
。
持されているので、結合体２に対して荷重が均等にかか
る。また、環状ワイヤー６のテンションによる結合レバ
ー３の結合力は第１図に示すようにｂ／ａのてこ比で倍
加される。更に、２個のワイヤーカッター７は機械的冗
長系を構成しており、どちらか１個が動作すれば４個の
保持レバー４及び結合レバー３が同時にリリースされる
。
本実施例の分離装置によれば、結合体２の結合端側フラ
ンジ部１１に掛合する複数の結合レバー３が宇宙航行体
１の結合端側外周壁に所定間隔おきに設けてあり、結合
端側フランジ部１１に掛合している各結合レバー３をそ
れぞれ押圧してその掛合状態を保持する複数の保持レバ
ー４が結合体２の結合端側外周壁に所定間隔おきに設け
てあり、各保持レバー４の保持状態を保つ１本の環状ワ
イヤー６が各保持レバー４間に架け渡してあり、分離指
令があった時に架け渡しである環状ワイヤー６を切断し
て各保持レバー４の保持状態を解くワイヤーカッター７
が設けであるので、装置の軽量化を実現することができ
るとともに、荷重調整が容易となり、更には安定した分
離により宇宙航行体の姿勢が乱れない。
ンジ部１１に掛合する複数の結合レバー３が宇宙航行体
１の結合端側外周壁に所定間隔おきに設けてあり、結合
端側フランジ部１１に掛合している各結合レバー３をそ
れぞれ押圧してその掛合状態を保持する複数の保持レバ
ー４が結合体２の結合端側外周壁に所定間隔おきに設け
てあり、各保持レバー４の保持状態を保つ１本の環状ワ
イヤー６が各保持レバー４間に架け渡してあり、分離指
令があった時に架け渡しである環状ワイヤー６を切断し
て各保持レバー４の保持状態を解くワイヤーカッター７
が設けであるので、装置の軽量化を実現することができ
るとともに、荷重調整が容易となり、更には安定した分
離により宇宙航行体の姿勢が乱れない。
なお、前述した実施例の分離装置は、宇宙航行体を回収
する場合、再収納に失敗した太陽電池パドルやアンテナ
等を分離する装置として応用することが可能である。
する場合、再収納に失敗した太陽電池パドルやアンテナ
等を分離する装置として応用することが可能である。
（発明の効果）
以上説明したように本発明の分離装置によれば非常に軽
量構造で結合体を結合しておくことが可能であり、ワイ
ヤーカッターの冗長構成により信頼度も高く、かつ結合
レバーの同時解放が可能であるから安全に結合体を分離
きせることができる。また、結合体等にかかる荷重につ
いては荷重調整ネジで容易に微調整が可能であり、かつ
環状ワイヤーを使用しているので結合体に対して均等に
荷重を加えることができる。更に、切断後のワイヤーは
、第２図に示すように拘束レバーに保持されるので、宇
宙航行体及びその結合体に悪影響を及ぼさない。
量構造で結合体を結合しておくことが可能であり、ワイ
ヤーカッターの冗長構成により信頼度も高く、かつ結合
レバーの同時解放が可能であるから安全に結合体を分離
きせることができる。また、結合体等にかかる荷重につ
いては荷重調整ネジで容易に微調整が可能であり、かつ
環状ワイヤーを使用しているので結合体に対して均等に
荷重を加えることができる。更に、切断後のワイヤーは
、第２図に示すように拘束レバーに保持されるので、宇
宙航行体及びその結合体に悪影響を及ぼさない。
第１区は本発明の一実施例の分離装置の使用状態を示し
、河区（ａ）はその平面図、同図（ｂ）は同図（ａ）の
分離装置の破断面図、第２図は第１ｅＵ（ｂ）の分離装
置を外した状態を示す部分断面図である。第３図は従来
の分離装置を用いて宇宙航行体に結合体を結合した状態
を示し、同図（ａ）はその平面図、同［ｆｆ１（ｂ）は
同図（２）のＡ−Ａ線矢視断面図、第４図は従来の分離
装置を用いて宇宙航行体から結合体を分離した状態を示
し、同図（ａ）はその平面図、同図（ｂ）はＢ−Ｂ線矢
視断面図である。 １．３３・・・宇宙航行体、２，３４・・・結合体、３
・・・結合レバー、４・・・保持レバー、５・・・プー
リー、６・・・環状ワイヤー、７・・・ワイヤーカッタ
ー、８．９・・・スプリング、１０・・・荷重調整ネジ
、１１・・・結合体の結合端側フランジ部、１２・・・
宇宙航行体の結合端側フランジ部、１５ 、１６・・・
通孔、３０・・・凹部、３１・・・締付バンド、３２．
３５・・・ボルト、３６・・・分離ナツト。
、河区（ａ）はその平面図、同図（ｂ）は同図（ａ）の
分離装置の破断面図、第２図は第１ｅＵ（ｂ）の分離装
置を外した状態を示す部分断面図である。第３図は従来
の分離装置を用いて宇宙航行体に結合体を結合した状態
を示し、同図（ａ）はその平面図、同［ｆｆ１（ｂ）は
同図（２）のＡ−Ａ線矢視断面図、第４図は従来の分離
装置を用いて宇宙航行体から結合体を分離した状態を示
し、同図（ａ）はその平面図、同図（ｂ）はＢ−Ｂ線矢
視断面図である。 １．３３・・・宇宙航行体、２，３４・・・結合体、３
・・・結合レバー、４・・・保持レバー、５・・・プー
リー、６・・・環状ワイヤー、７・・・ワイヤーカッタ
ー、８．９・・・スプリング、１０・・・荷重調整ネジ
、１１・・・結合体の結合端側フランジ部、１２・・・
宇宙航行体の結合端側フランジ部、１５ 、１６・・・
通孔、３０・・・凹部、３１・・・締付バンド、３２．
３５・・・ボルト、３６・・・分離ナツト。
Claims (1)
- 分離指令があるまで結合体を宇宙航行体に結合して保持
しており前記分離指令があった時に当該宇宙航行体から
前記結合体を分離する分離装置において、前記結合体の
結合端側フランジ部に掛合して前記結合体を前記宇宙航
行体に結合する複数の結合レバーが前記宇宙航行体の結
合端側外周壁に所定間隔おきに設けてあり、前記結合端
側フランジ部に掛合している前記各結合レバーをそれぞ
れ押圧してその掛合状態を保持する複数の保持レバーが
前記結合体の結合端側外周壁に所定間隔おきに設けてあ
り、前記各保持レバーの保持状態を保つ１本の環状ワイ
ヤーが前記各保持レバー間に架け渡してあり、前記分離
指令があった時に架け渡してある前記環状ワイヤーを切
断して前記各保持レバーの保持状態を解くワイヤーカッ
ターが設けてあることを特徴とする分離装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62129392A JPS63297199A (ja) | 1987-05-26 | 1987-05-26 | 分離装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62129392A JPS63297199A (ja) | 1987-05-26 | 1987-05-26 | 分離装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63297199A true JPS63297199A (ja) | 1988-12-05 |
Family
ID=15008441
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62129392A Pending JPS63297199A (ja) | 1987-05-26 | 1987-05-26 | 分離装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS63297199A (ja) |
-
1987
- 1987-05-26 JP JP62129392A patent/JPS63297199A/ja active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6227493B1 (en) | Reusable, separable, structural connector assembly | |
| US3420470A (en) | Band retainer for satellite separation system | |
| EP2298648B1 (en) | Restraint and release device | |
| US7367738B2 (en) | Apparatus and method for releaseably joining elements | |
| US5884866A (en) | Satellite dispenser | |
| JPH06104480B2 (ja) | 宇宙船のクランピング接続器アセンブリ | |
| US7114683B2 (en) | Device and method for a spacecraft | |
| US6305871B1 (en) | System for the modification of the rigidity and damping properties of structural joints | |
| US6494407B2 (en) | Joint on a spacecraft | |
| JPS63297199A (ja) | 分離装置 | |
| JPH03148400A (ja) | 衛星とロケットおよびアポジ・キック・エンジンとの結合／分離方法 | |
| JP2000153800A (ja) | 宇宙機分離機構 | |
| JP3062598B1 (ja) | 連結分離装置を構成品とする飛しょう体 | |
| JPH03164400A (ja) | 宇宙航行体の分離装置 | |
| JPH0310998A (ja) | 衛星分離装置 | |
| US12030675B2 (en) | Impact driver separation device and method | |
| CN113772135B (zh) | 一种气动剪切解锁机构及其应用 | |
| US20240083601A1 (en) | Impact driver separation device and method | |
| JPH06320Y2 (ja) | ロケツトのバンド結合・分離装置 | |
| JPS6027000U (ja) | ロケットモ−タの人工衛星への連結機構 | |
| JPS6255297A (ja) | 宇宙航行体の展開物保持開放装置 | |
| JPH02551Y2 (ja) | ||
| Song-An et al. | LM-4 &LM-2D Launch Vehicles | |
| JPH0735839Y2 (ja) | ブースタロケット用ブレース | |
| Morse et al. | Shear load carrying V-clamp for spacecraft application |