JPH0253280B2 - - Google Patents
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- JPH0253280B2 JPH0253280B2 JP54157504A JP15750479A JPH0253280B2 JP H0253280 B2 JPH0253280 B2 JP H0253280B2 JP 54157504 A JP54157504 A JP 54157504A JP 15750479 A JP15750479 A JP 15750479A JP H0253280 B2 JPH0253280 B2 JP H0253280B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- shaft
- holding
- restraining
- suppression
- holding system
- 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
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- 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
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
- B64G1/2228—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the hold-down or release mechanisms
-
- 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
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
- B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
- B64G1/2222—Folding
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- 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
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
- B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
-
- 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
- B64G1/6455—Pyrotechnics; Using heat
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S136/00—Batteries: thermoelectric and photoelectric
- Y10S136/291—Applications
- Y10S136/292—Space - satellite
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T403/00—Joints and connections
- Y10T403/60—Biased catch or latch
- Y10T403/602—Biased catch or latch by separate spring
- Y10T403/604—Radially sliding catch
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
- Clamps And Clips (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、宇宙飛行物体の開拡可能な担持部材
用、特に太陽電池用の抑圧保持システムに関す
る。
用、特に太陽電池用の抑圧保持システムに関す
る。
地面から宇宙飛行物体を発進させる際、ロケツ
トの機器装備空間が限定されていて、また、後に
与えられる課題を果たすために、半導体基板上で
太陽エネルギーを広い面で利用することにより電
気エネルギーの需要をまかなう必要がある。発進
ロケツトから宇宙飛行物体を切り離した後、太陽
光線を受ける面を出来るだけ大きくできるように
するため、種々の措置を講ずる必要がある。この
課題を解決するために、開拡又は展開可能な太陽
電池を適用して来ている。このための最近の数多
くある例では、1978年に発射されたヨーロツパ試
験衛星、1976年に発射されたカナダ通信衛星、
1979年の中頃に計画されたインテルサツト５号等
がある。
トの機器装備空間が限定されていて、また、後に
与えられる課題を果たすために、半導体基板上で
太陽エネルギーを広い面で利用することにより電
気エネルギーの需要をまかなう必要がある。発進
ロケツトから宇宙飛行物体を切り離した後、太陽
光線を受ける面を出来るだけ大きくできるように
するため、種々の措置を講ずる必要がある。この
課題を解決するために、開拡又は展開可能な太陽
電池を適用して来ている。このための最近の数多
くある例では、1978年に発射されたヨーロツパ試
験衛星、1976年に発射されたカナダ通信衛星、
1979年の中頃に計画されたインテルサツト５号等
がある。
西ドイツ特許公開第2751273号公報及び同第
2021581号特許明細書において、展開可能な担持
部材が開示されている。これは、炭素繊維−サン
ドイツチ構造様式で、数m2のオーダーの面を有す
るパネルとして記述した板であり、この板は約
30W／Kg以上の出力／重量を有している。
2021581号特許明細書において、展開可能な担持
部材が開示されている。これは、炭素繊維−サン
ドイツチ構造様式で、数m2のオーダーの面を有す
るパネルとして記述した板であり、この板は約
30W／Kg以上の出力／重量を有している。
ロケツトを発射する際パネルは宇宙飛行物体に
折りたたまれている。発射中又はロケツトから宇
宙飛行物体を分離した後の初期の段階では、パネ
ルをこの位置に保持し、後で行われる展開の妨げ
とならないような装置を設ける必要がある。従つ
て、ヨーロツパ衛星マリタイムOTSの場合もパ
ネルの縁、即ち外周で係合する抑圧保持装置を用
いてきた。このため外側パネルにフツク又は錠ボ
ルトを設け、一つの機構で宇宙飛行物体に係合さ
せ、又はその逆の方法をとつていた。この種の抑
圧保持システムは米国特許第3326497号明細書か
ら公知である。それによれば折り畳み可能な太陽
電池パネルの積層体が側方に取り付けられる抑圧
保持装置によつて宇宙飛行物体に固定される。こ
れら抑圧保持装置は最も外側のパネルの縁部を越
えて外側から捕捉をし、この縁部をそうして固定
する。強い機械的応力が加わつても抑圧保持装置
を大きくする必要はないし、大きくできない。と
いうのはパネルの積層体は解放が行われる時、自
分で開いて行くのではなく、そのためにヒンジの
中にあるモータによつて操作されねばならないか
らである。従つて米国特許第3326497号明細書の
抑圧保持システムはかなり制限されてしか使用し
えない。
折りたたまれている。発射中又はロケツトから宇
宙飛行物体を分離した後の初期の段階では、パネ
ルをこの位置に保持し、後で行われる展開の妨げ
とならないような装置を設ける必要がある。従つ
て、ヨーロツパ衛星マリタイムOTSの場合もパ
ネルの縁、即ち外周で係合する抑圧保持装置を用
いてきた。このため外側パネルにフツク又は錠ボ
ルトを設け、一つの機構で宇宙飛行物体に係合さ
せ、又はその逆の方法をとつていた。この種の抑
圧保持システムは米国特許第3326497号明細書か
ら公知である。それによれば折り畳み可能な太陽
電池パネルの積層体が側方に取り付けられる抑圧
保持装置によつて宇宙飛行物体に固定される。こ
れら抑圧保持装置は最も外側のパネルの縁部を越
えて外側から捕捉をし、この縁部をそうして固定
する。強い機械的応力が加わつても抑圧保持装置
を大きくする必要はないし、大きくできない。と
いうのはパネルの積層体は解放が行われる時、自
分で開いて行くのではなく、そのためにヒンジの
中にあるモータによつて操作されねばならないか
らである。従つて米国特許第3326497号明細書の
抑圧保持システムはかなり制限されてしか使用し
えない。
この種の抑圧保持装置、即ち、周で係合する固
定装置は、固定されるパネルが小さい場合にのみ
用いられるものである。その理由は、寸法が大き
くなるにつれて自由振動面が相乗的に増加し、発
射荷重がコントロールできないほどの荷重となつ
てしまうか、又宇宙飛行物体の構造、積載荷重等
に悪影響を及ぼす寸法にならざるを得ないからで
ある。周知のフツク等の固定装置では、パネル数
が増えると共に角度が異なつてきて固定具の形状
が釣合のとれない様なものとならざるを得ないと
いう欠点が生ずる。
定装置は、固定されるパネルが小さい場合にのみ
用いられるものである。その理由は、寸法が大き
くなるにつれて自由振動面が相乗的に増加し、発
射荷重がコントロールできないほどの荷重となつ
てしまうか、又宇宙飛行物体の構造、積載荷重等
に悪影響を及ぼす寸法にならざるを得ないからで
ある。周知のフツク等の固定装置では、パネル数
が増えると共に角度が異なつてきて固定具の形状
が釣合のとれない様なものとならざるを得ないと
いう欠点が生ずる。
本発明の課題は、全ての大きさ並びに任意の数
の保持すべき担持体に対して最良に用いることが
でき、固定具の解放運動を最小にした抑圧保持シ
ステムを提供することにある。
の保持すべき担持体に対して最良に用いることが
でき、固定具の解放運動を最小にした抑圧保持シ
ステムを提供することにある。
この課題は、折り畳んだ状態で担持部材を通し
て外側から貫通して突き抜ける少なくとも１本の
保持軸を設け、その保持軸は、その一端において
担持部材が開かない様に最も外側の担持部材を支
持しており、且つこの一端にネジ及びナツトを備
え、そのナツトを用いて保持軸は担持部材に対し
て相対的に予備緊張を受け、更にこの保持軸の他
端が宇宙飛行物体に支持された拘束軸によつて固
定可能であり、そのため拘束軸の先端と対応する
凹所を備えており、その際面傾斜角を有する拘束
軸の先端が凹所の相当する傾斜面上に載つてお
り、従つて保持軸の予備緊張は拘束軸にも伝達可
能であり、そして凹所から抜け出る方向に付勢さ
れた拘束軸が抜け出る方向に引き戻されることが
解放可能な止め部材によつて阻止される様に構成
することにより解決される。
て外側から貫通して突き抜ける少なくとも１本の
保持軸を設け、その保持軸は、その一端において
担持部材が開かない様に最も外側の担持部材を支
持しており、且つこの一端にネジ及びナツトを備
え、そのナツトを用いて保持軸は担持部材に対し
て相対的に予備緊張を受け、更にこの保持軸の他
端が宇宙飛行物体に支持された拘束軸によつて固
定可能であり、そのため拘束軸の先端と対応する
凹所を備えており、その際面傾斜角を有する拘束
軸の先端が凹所の相当する傾斜面上に載つてお
り、従つて保持軸の予備緊張は拘束軸にも伝達可
能であり、そして凹所から抜け出る方向に付勢さ
れた拘束軸が抜け出る方向に引き戻されることが
解放可能な止め部材によつて阻止される様に構成
することにより解決される。
本発明の実施態様を特許請求の範囲第２項以下
に示している。
に示している。
本発明による抑圧保持システムの利点はその単
純さ及び利用範囲の広さのみにあるのではない。
積み木の様にしてそれぞれの大きさに合わせるこ
とができるシステムであるので、宇宙飛行物体の
形状が異なつていても新しくシステムを開発しコ
ストをかける必要をなくしている。操作にはエネ
ルギーを用いる必要がない。その理由はエネルギ
ーは、地上において保持軸に予備緊張を与えるこ
とにより予め貯えられ、その際付加的手段を付設
する必要はない。万能の適用性は、他の展開構造
物、例えばアンテナ等にも用いることを可能とし
ている。
純さ及び利用範囲の広さのみにあるのではない。
積み木の様にしてそれぞれの大きさに合わせるこ
とができるシステムであるので、宇宙飛行物体の
形状が異なつていても新しくシステムを開発しコ
ストをかける必要をなくしている。操作にはエネ
ルギーを用いる必要がない。その理由はエネルギ
ーは、地上において保持軸に予備緊張を与えるこ
とにより予め貯えられ、その際付加的手段を付設
する必要はない。万能の適用性は、他の展開構造
物、例えばアンテナ等にも用いることを可能とし
ている。
次に図示の実施例により本発明を詳細に説明す
る。
る。
第１図によれば、抑圧保持システムは主として
保持軸１１と拘束軸１２と、これら両部材を収容
するケース１３と、止め部材１４とから成つてい
る。
保持軸１１と拘束軸１２と、これら両部材を収容
するケース１３と、止め部材１４とから成つてい
る。
保持軸１１は外側から任意の数の担持部材１６
を貫通している。その外端で保持軸１１にはネジ
４０が切られ、その為ナツト４１を介して担持部
材１６に対し相対的に予備緊張を保持軸１１に加
えることができる。以下の構造自体は公知である
が、保持軸１１は参照番号の付していないスリー
ブによつて滑動するように案内されている。その
スリーブ上にナツト４１が留められる。スリーブ
の肩でもつて最も外側の担持部材１６を抑え付け
た後、同じく参照番号の付していないキヤツプが
最も外側の担持部材に、例えばネジ止めによつて
固定される。従つて担持部材１６を折り畳んだ
後、以下に述べる様に保持軸１１の下端が拘束軸
１２により留められ、そこでナツト４１を締める
と前記の予備緊張は抑え付けられた担持部材の弾
性的反力により生ずることになる。
を貫通している。その外端で保持軸１１にはネジ
４０が切られ、その為ナツト４１を介して担持部
材１６に対し相対的に予備緊張を保持軸１１に加
えることができる。以下の構造自体は公知である
が、保持軸１１は参照番号の付していないスリー
ブによつて滑動するように案内されている。その
スリーブ上にナツト４１が留められる。スリーブ
の肩でもつて最も外側の担持部材１６を抑え付け
た後、同じく参照番号の付していないキヤツプが
最も外側の担持部材に、例えばネジ止めによつて
固定される。従つて担持部材１６を折り畳んだ
後、以下に述べる様に保持軸１１の下端が拘束軸
１２により留められ、そこでナツト４１を締める
と前記の予備緊張は抑え付けられた担持部材の弾
性的反力により生ずることになる。
保持軸１１は、その下端範囲に肥厚部１７を有
し、その肥厚部１７はケース１３の孔１８内に遊
嵌されている。肥厚部１７は凹所１９を有し、そ
の凹所１９は拘束軸１２の先端２０に対応して形
成されている。凹所１９と先端２０とは相互に一
致する面傾斜角を有している。
し、その肥厚部１７はケース１３の孔１８内に遊
嵌されている。肥厚部１７は凹所１９を有し、そ
の凹所１９は拘束軸１２の先端２０に対応して形
成されている。凹所１９と先端２０とは相互に一
致する面傾斜角を有している。
拘束軸１２は保持軸１１に対し直角に向いたケ
ース１３部分の孔２１内に収められている。これ
らの構成から、保持軸１１に生ずる予備緊張が拘
束軸１２に伝達され、拘束軸１２をその長手軸方
向に強く押し戻そうとする。拘束軸を収めるケー
ス部分の孔２１に続いて、バネ２３を収容する大
径の孔２２が設けられている。バネ２３は一方で
は孔２２内に、他方では拘束軸１２のヘツド２４
に支持している。ヘツド２４は縁部２６に対する
ストツパーとして働くへこみ２５を有している。
抑圧保持行程では、即ち担持部材１６を宇宙飛行
物体に接合して保持しようとする時には、拘束軸
１２は止め部材１４によつて凹所１９内へその先
端２０を入れて止めていて、従つて外れず、保持
軸１１を解放しない。止め部材１４はピン２７に
回転可能に軸受されている。このピン自体はケー
ス１３の延長部に嵌め込まれている。止め部材１
４は、ケーブル１５と機械的にしつかりと接続さ
れている。止め部材１４はレバー２８を有し（第
２図参照）、そのレバー２８に拘束軸１２の押圧
力が加えられる。ケーブル１５は止め部材１４が
外れないように固定されている。このためケーブ
ル１５には引張り力が加えられている。この引張
り力が無くなると、例えばケーブル１５が切断さ
れると、保持軸１１内に貯えられた予備緊張が突
然解放され、従つて拘束軸１２は凹所１９から抜
け出る方向に強く引き戻され、その際止め部材１
４をレバー２８によりピン２７の周りに回転す
る。バネ２３は、拘束軸１２がストツパー２６か
ら跳れ戻り前方へ反動で動くのを防いでいると共
に、拘束軸１２が強く引き戻されるよう補助の作
用をしている。
ース１３部分の孔２１内に収められている。これ
らの構成から、保持軸１１に生ずる予備緊張が拘
束軸１２に伝達され、拘束軸１２をその長手軸方
向に強く押し戻そうとする。拘束軸を収めるケー
ス部分の孔２１に続いて、バネ２３を収容する大
径の孔２２が設けられている。バネ２３は一方で
は孔２２内に、他方では拘束軸１２のヘツド２４
に支持している。ヘツド２４は縁部２６に対する
ストツパーとして働くへこみ２５を有している。
抑圧保持行程では、即ち担持部材１６を宇宙飛行
物体に接合して保持しようとする時には、拘束軸
１２は止め部材１４によつて凹所１９内へその先
端２０を入れて止めていて、従つて外れず、保持
軸１１を解放しない。止め部材１４はピン２７に
回転可能に軸受されている。このピン自体はケー
ス１３の延長部に嵌め込まれている。止め部材１
４は、ケーブル１５と機械的にしつかりと接続さ
れている。止め部材１４はレバー２８を有し（第
２図参照）、そのレバー２８に拘束軸１２の押圧
力が加えられる。ケーブル１５は止め部材１４が
外れないように固定されている。このためケーブ
ル１５には引張り力が加えられている。この引張
り力が無くなると、例えばケーブル１５が切断さ
れると、保持軸１１内に貯えられた予備緊張が突
然解放され、従つて拘束軸１２は凹所１９から抜
け出る方向に強く引き戻され、その際止め部材１
４をレバー２８によりピン２７の周りに回転す
る。バネ２３は、拘束軸１２がストツパー２６か
ら跳れ戻り前方へ反動で動くのを防いでいると共
に、拘束軸１２が強く引き戻されるよう補助の作
用をしている。
拘束軸１２は前述の他、独立した火薬の爆発を
利用した装填により強く引き戻されうる様にし、
その結果この位置で操作が重複されていても良
い。
利用した装填により強く引き戻されうる様にし、
その結果この位置で操作が重複されていても良
い。
抑圧保持装置１０の範囲で温度に関連した問題
が起こるのを避けるため、保持軸１１、拘束軸１
２及びケース１３をチタンから製造する。凹所１
９と先端２０には良好な滑り特性を与えるためモ
リコートを施す。
が起こるのを避けるため、保持軸１１、拘束軸１
２及びケース１３をチタンから製造する。凹所１
９と先端２０には良好な滑り特性を与えるためモ
リコートを施す。
ここで簡単に担持部材が宇宙空間で開く作用を
説明する。
説明する。
止め部材１４が外れて拘束軸１２が解放される
と、保持軸１１に加わつた予備緊張が傾斜面を介
して拘束軸１２に伝達した力により、拘束軸１２
が拘束軸の凹所１９から強く抜け出る。同時に保
持軸１１は予備緊張のため上方へ動く。
と、保持軸１１に加わつた予備緊張が傾斜面を介
して拘束軸１２に伝達した力により、拘束軸１２
が拘束軸の凹所１９から強く抜け出る。同時に保
持軸１１は予備緊張のため上方へ動く。
担持部材１６が折り畳んだ時にバネ等で常に開
く様な緊張を与えられていればその力で、また保
持軸１１が上動した時に又は拘束軸１２が右動し
た時に、担持部材１６を開拡するモータ駆動装置
のスイツチを入れる様に構成されている場合に
は、それにより担持部材１６の開拡し始める。勿
論担持部材１６の中を貫通する保持軸１１も抜け
て行くが、第１図の例では参照番号の付されてい
ないキヤツプのため最も外側の担持部材に従動
し、飛び去ることはない。担持部材が開く動作や
構成自体は種々公知である。
く様な緊張を与えられていればその力で、また保
持軸１１が上動した時に又は拘束軸１２が右動し
た時に、担持部材１６を開拡するモータ駆動装置
のスイツチを入れる様に構成されている場合に
は、それにより担持部材１６の開拡し始める。勿
論担持部材１６の中を貫通する保持軸１１も抜け
て行くが、第１図の例では参照番号の付されてい
ないキヤツプのため最も外側の担持部材に従動
し、飛び去ることはない。担持部材が開く動作や
構成自体は種々公知である。
第２図には、６個所の抑圧保持点を有する抑圧
保持システムを示している。この場合、３枚の太
陽電池パネルを抑え付けるため実施されたシステ
ムが表わされており、その際各パネルは約1.60×
２ｍの大きさである。それぞれ３個の抑圧保持装
置１０．１，１０．２，１０．３；乃至１０．
４，１０．５，１０．６が一つの組にまとめら
れ、ケーブル１５乃至１５′と接続されている。
以下の説明は、先ず上側の組み１０．１，１０．
２，１０．３にのみ関するものである。
保持システムを示している。この場合、３枚の太
陽電池パネルを抑え付けるため実施されたシステ
ムが表わされており、その際各パネルは約1.60×
２ｍの大きさである。それぞれ３個の抑圧保持装
置１０．１，１０．２，１０．３；乃至１０．
４，１０．５，１０．６が一つの組にまとめら
れ、ケーブル１５乃至１５′と接続されている。
以下の説明は、先ず上側の組み１０．１，１０．
２，１０．３にのみ関するものである。
ケーブル１５はネジ４０（第１図右下参照）に
より機械的に止め部材１４．１及び１４．３に接
続されている。（止め部材１４．２に関しては下
記を参照）。
より機械的に止め部材１４．１及び１４．３に接
続されている。（止め部材１４．２に関しては下
記を参照）。
ケーブル１５は抑圧保持装置１０．１から転向
ロール３１を経て、案内環３２を通して別の偏向
ロール３３へ通じ、ここから引張り装置３５とし
つかりと結合した自由ロール３４へ延びており、
更に別の偏向ロール３６を経て抑圧保持装置１
０．３へ、そして最後に案内環３２を通して抑圧
保持装置１０．２へと通じている。止め部材１
４．３及び１４．２は、ピン２７．３乃至２７．
２の周りでのそれの解放回転運動がピン２７．１
の周りでの解放回転運動と逆方向に生じるように
配設されている。止め部材１４．２の範囲におけ
るケーブル１５の端部は、補償バネ３７に接続さ
れ、そのバネ３７は−100℃迄およびそれ以下の
低温においてケーブルが破断するのを防いでい
る。
ロール３１を経て、案内環３２を通して別の偏向
ロール３３へ通じ、ここから引張り装置３５とし
つかりと結合した自由ロール３４へ延びており、
更に別の偏向ロール３６を経て抑圧保持装置１
０．３へ、そして最後に案内環３２を通して抑圧
保持装置１０．２へと通じている。止め部材１
４．３及び１４．２は、ピン２７．３乃至２７．
２の周りでのそれの解放回転運動がピン２７．１
の周りでの解放回転運動と逆方向に生じるように
配設されている。止め部材１４．２の範囲におけ
るケーブル１５の端部は、補償バネ３７に接続さ
れ、そのバネ３７は−100℃迄およびそれ以下の
低温においてケーブルが破断するのを防いでい
る。
引張り装置３５は解放装置３８と接続してい
る。この解放装置は、図示していないケース付皿
バネ組からなり、ケーブルにゆるみを与え、同時
に温度変化にも補償を与える。
る。この解放装置は、図示していないケース付皿
バネ組からなり、ケーブルにゆるみを与え、同時
に温度変化にも補償を与える。
前述の装置は同様に下の３個の取り付け装置１
０．４，１０．５，１０．６にも設けられてい
て、その際装置３４，３５，３８は鏡像的関係で
配置されている。これら解放装置３８，３８′は
ケーブル３９によりしつかりと連結されている。
張力を受けているケーブル１５，１５′及び３９
は、止め部材１４．１，１４．２，１４．３と共
に、保持軸１１．１，１１．２，１１．３の予備
緊張を受けている拘束軸１２が強く押し戻されな
いようにしている。ケーブル１５，１５′はその
際止め部材１４が相互に関連して止め合うように
延びている。張力り装置３５，３５′によつて、
必要な値にまでケーブル１５，１５′への張力が
調節される。相互の止め作用は、上方の組１０．
１から１０．３が下方の組１０．４から１０．６
と協働することにより維持される。結合を行つて
いるケーブル３９の切断は、一方の組の保持軸が
同期して解放されるようになり、そして両方の組
の保持軸もまた互いに関連して解放されるように
なる。
０．４，１０．５，１０．６にも設けられてい
て、その際装置３４，３５，３８は鏡像的関係で
配置されている。これら解放装置３８，３８′は
ケーブル３９によりしつかりと連結されている。
張力を受けているケーブル１５，１５′及び３９
は、止め部材１４．１，１４．２，１４．３と共
に、保持軸１１．１，１１．２，１１．３の予備
緊張を受けている拘束軸１２が強く押し戻されな
いようにしている。ケーブル１５，１５′はその
際止め部材１４が相互に関連して止め合うように
延びている。張力り装置３５，３５′によつて、
必要な値にまでケーブル１５，１５′への張力が
調節される。相互の止め作用は、上方の組１０．
１から１０．３が下方の組１０．４から１０．６
と協働することにより維持される。結合を行つて
いるケーブル３９の切断は、一方の組の保持軸が
同期して解放されるようになり、そして両方の組
の保持軸もまた互いに関連して解放されるように
なる。
第１図は本発明による抑圧保持システムの断面
図であり、第２図は６個所の抑圧保持点を有する
抑圧保持システム。 図中参照番号、１０……抑圧保持装置、１１…
…保持軸、１２……拘束軸、１３……ケース、１
４……止め部材、１５，１５′……ケーブル、１
６……担持部材、１７……肥厚部、１９……凹
所、２３……バネ、２４……拘束軸のヘツド、２
５……切込み、２６……ストツパー、２８……止
め部材のレバー、１０．１，１０．２，１０．３
……上の組の抑圧保持装置、１０．４，１０．
５，１０．６……下の組の抑圧保持装置、１１．
１，１１．２，１１．３……保持軸、１４．１，
１４．２，１４．３……止め部材、３１，３３，
３６……偏向ロール、３４……自由ロール、３
５，３５′……引張り装置、３７……補償バネ、
３８，３８′……解放装置、３９……ケーブル、
４０……ネジ、４１……ナツト。
図であり、第２図は６個所の抑圧保持点を有する
抑圧保持システム。 図中参照番号、１０……抑圧保持装置、１１…
…保持軸、１２……拘束軸、１３……ケース、１
４……止め部材、１５，１５′……ケーブル、１
６……担持部材、１７……肥厚部、１９……凹
所、２３……バネ、２４……拘束軸のヘツド、２
５……切込み、２６……ストツパー、２８……止
め部材のレバー、１０．１，１０．２，１０．３
……上の組の抑圧保持装置、１０．４，１０．
５，１０．６……下の組の抑圧保持装置、１１．
１，１１．２，１１．３……保持軸、１４．１，
１４．２，１４．３……止め部材、３１，３３，
３６……偏向ロール、３４……自由ロール、３
５，３５′……引張り装置、３７……補償バネ、
３８，３８′……解放装置、３９……ケーブル、
４０……ネジ、４１……ナツト。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 宇宙飛行物体の開拡可能な担持部材用の抑圧
保持システムにおいて、折り畳んだ状態で担持部
材１６を通して外側から貫通して突き抜ける少な
くとも１本の保持軸１１を設け、その保持軸１１
は、その一端において担持部材が開かない様に最
も外側の担持部材を支持しており、且つこの一端
にネジ及びナツト４１を備え、そのナツトを用い
て保持軸１１は担持部材１６に対して相対的に予
備緊張を受け、更にこの保持軸１１の他端が宇宙
飛行物体に支持された拘束軸１２によつて固定可
能であり、そのため拘束軸１２の先端２０と対応
する凹所１９を備えており、その際面傾斜角を
有する拘束軸１２の先端２０が凹所１９の相当す
る傾斜面上に載つており、従つて保持軸１１の予
備緊張は拘束軸１２にも伝達可能であり、そして
拘束軸１２が凹所１９から抜け出る方向に引き戻
されることが解放可能な止め部材１４によつて阻
止されることを特徴とする抑圧保持システム。 ２ 解放するために止め部材１４がピン２７の周
りに回転可能に軸受されており、そして拘束軸１
２への予備緊張が止め部材１４に伝達可能である
ことを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の
抑圧保持システム。 ３ 前記凹所１９と先端２０の表面が平滑になつ
ていることを特徴とする特許請求の範囲第１項に
記載の抑圧保持システム。 ４ 拘束軸１２が、バネ２３によつて補助されて
凹所から抜け出る方向に引き戻された後で、後方
のストツパー２６の所に保持されることを特徴と
する特許請求の範囲第３項に記載の抑圧保持シス
テム。 ５ 拘束軸１２が火薬の爆発により引き戻しが開
始されうることを特徴とする特許請求の範囲第１
項から第４項のうちの１項に記載の抑圧保持シス
テム。 ６ 保持軸を多数設けている場合、止め部材１４
の解放が同期して行われることを特徴とする特許
請求の範囲第１項に記載の抑圧保持システム。 ７ 止め部材１４の解放が共通して張設したケー
ブル１５により阻止されていることを特徴とする
特許請求の範囲第６項に記載の抑圧保持システ
ム。 ８ 複数の保持軸１１が２個の同じ組にまとめら
れ、その際それぞれの組に一つのケーブル１５，
１５′が従属していることと、両ケーブル１５，
１５′がその端部から離れた位置に、それぞれ一
つの張力調節装置３５，３５′と、その後に続く
バネで支持した解放装置３８，３８′とを備えて
いることと、それら解放装置３８，３８′が相互
に力が伝わるように連結されていることを特徴と
する特許請求の範囲第７項に記載の抑圧保持シス
テム。 ９ 力が伝わるような連結が別のケーブル３９に
より行われ、このケーブル３９が切断可能である
ことを特徴とする特許請求の範囲第８項に記載の
抑圧保持システム。 １０ 切断が火薬により実施可能であることを特
徴とする特許請求の範囲第９項に記載の抑圧保持
システム。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE2853070A DE2853070C3 (de) | 1978-12-08 | 1978-12-08 | Niederhaltersystem für entfaltbare oder entklappbare Trägerelemente an Raumflugkörpern |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5579800A JPS5579800A (en) | 1980-06-16 |
| JPH0253280B2 true JPH0253280B2 (ja) | 1990-11-16 |
Family
ID=6056640
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15750479A Granted JPS5579800A (en) | 1978-12-08 | 1979-12-06 | System for securing spreadable support plate for solar battery or body in space ship |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4347023A (ja) |
| JP (1) | JPS5579800A (ja) |
| DE (1) | DE2853070C3 (ja) |
| FR (1) | FR2443383A1 (ja) |
| GB (1) | GB2038923B (ja) |
| IT (1) | IT1127662B (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0493309U (ja) * | 1990-12-28 | 1992-08-13 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| DE2853070C3 (de) * | 1978-12-08 | 1981-10-29 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Niederhaltersystem für entfaltbare oder entklappbare Trägerelemente an Raumflugkörpern |
| DE3018245C2 (de) * | 1980-05-13 | 1982-12-23 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Niederhaltersystem für entfaltbare oder entklappbare Trägerelemente an Raumflugkörpern |
| DE3106099C2 (de) * | 1981-02-19 | 1983-09-15 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Niederhalter-System für entfaltbare oder entklappbare Trägerelemente an Raumflugkörpern |
| DE3113928A1 (de) * | 1981-04-07 | 1982-10-28 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | "niederhalter fuer einrichtungen an raumflugkoerpern" |
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| FR2520323A1 (fr) * | 1982-01-22 | 1983-07-29 | Aerospatiale | Dispositif de verrouillage multiple, insensible aux variations thermiques, applicable en particulier aux vehicules spatiaux |
| DE3215432C2 (de) * | 1982-04-24 | 1986-10-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Niederhaltevorrichtung für entfaltbare Solargeneratoren |
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| JPS6061712A (ja) * | 1983-09-16 | 1985-04-09 | Takashi Mori | 宇宙船における太陽光収集装置 |
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-
1978
- 1978-12-08 DE DE2853070A patent/DE2853070C3/de not_active Expired
-
1979
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- 1979-11-29 IT IT27680/79A patent/IT1127662B/it active
- 1979-12-03 GB GB7941692A patent/GB2038923B/en not_active Expired
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| DE2853070B2 (de) | 1980-10-09 |
| FR2443383A1 (fr) | 1980-07-04 |
| IT7927680A0 (it) | 1979-11-29 |
| JPS5579800A (en) | 1980-06-16 |
| DE2853070C3 (de) | 1981-10-29 |
| IT1127662B (it) | 1986-05-21 |
| US4347023A (en) | 1982-08-31 |
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