JPH03224899A - 衛星分離装置 - Google Patents
衛星分離装置Info
- Publication number
- JPH03224899A JPH03224899A JP2018845A JP1884590A JPH03224899A JP H03224899 A JPH03224899 A JP H03224899A JP 2018845 A JP2018845 A JP 2018845A JP 1884590 A JP1884590 A JP 1884590A JP H03224899 A JPH03224899 A JP H03224899A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cable
- satellite
- latch
- cutter
- cut
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- Granted
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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)
- Flexible Shafts (AREA)
- Installation Of Indoor Wiring (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、ケーブルを使用した作動保持機構を有する衛
星分離装置に関する。
星分離装置に関する。
本出願人が出願中の衛星分離装置（特願平１１４４０９
５）について、第３図ないし第４図により説明する。
５）について、第３図ないし第４図により説明する。
第３図は衛星０１とロケット側である衛星分離装置体０
２との分離部（と同時に当接部でもある）近傍の図で（
ａ）はその平面図、（ｂ）はその側面図である。結合ボ
ルト／分離ナッ）０３が同上を４等分した各位置計４個
所に配設されて衛星０１と衛星分離部本体０２とを結合
しており、更にその外周側に各々ラッチ装置１が配設さ
れ、後述する、ラッチ装置１のフック３をケーブル１０
が衛星分離装置体０２側に固縛するような状態で引き付
けている。即ち、衛星分離装置はラッチ装置１とケーブ
ル１０とよりなり、ケーブル１０に対しては図示しない
別手段のケーブルカッタがケーブル１０を任意時期に切
断するよう最適の構成で衛星分離部本体０２に付設され
ている。
２との分離部（と同時に当接部でもある）近傍の図で（
ａ）はその平面図、（ｂ）はその側面図である。結合ボ
ルト／分離ナッ）０３が同上を４等分した各位置計４個
所に配設されて衛星０１と衛星分離部本体０２とを結合
しており、更にその外周側に各々ラッチ装置１が配設さ
れ、後述する、ラッチ装置１のフック３をケーブル１０
が衛星分離装置体０２側に固縛するような状態で引き付
けている。即ち、衛星分離装置はラッチ装置１とケーブ
ル１０とよりなり、ケーブル１０に対しては図示しない
別手段のケーブルカッタがケーブル１０を任意時期に切
断するよう最適の構成で衛星分離部本体０２に付設され
ている。
第４図は上記ラッチ装置１の詳細側面図である。
図において衛星Ｏ１と、ロケット側である衛星分離部本
体０２との分離面Ａの直下の衛星分離部本体０２の外周
にはブラケット４がスクリュウ付けされており、ブラケ
ット４には衛星分離部本体０２の機軸とほぼ垂直にピン
ポルト６が貫通しており、同ピンボルト６にはシーソー
状に回動可能にフック３が枢支されている。フック３は
分離面Ａに近い方の端部の外側、即ち衛星分離部本体０
２の機軸より見て遠い方の外側が、機軸とほぼ垂直な座
面であるフック係合圧３ａを有しており、後述のラッチ
アーム２のラッチ係合圧２ａと係合するように構成され
ている。フック３の他端側は機軸より見て外側に上記ケ
ーブル１０を係止するための窪みであるケーブル受３ｂ
を有していてケーブル１０を引掛けた際、滑らないよう
になっている。フック３よりは上記分離面Ａに近い位置
には、ブラケット４には上記ピンボルト６とほぼ平行な
ピンボルト５で回動可能に枢支されたラッチアーム２が
設けられており、フック３に近い方の側がフック３のフ
ック係合圧３ａと保合可能なラッチ係合圧２ａを有して
いて衛星０１と衛星分離部本体０２とが分離する迄は、
厳密にはケーブル１０が切断される迄は図示のようにフ
ック３のフック係合圧３ａと係合している。ラッチアー
ム２の他端は衛星０１側に屈曲してその先端に設けられ
た調整ポル）２ｂを介して衛星０１を機軸にほぼ平行に
抑え、衛星０１をロケット側である衛星分離部本体０２
に当接したまま固定している。ラッチアーム２には図示
のようにピンボルト５を軸としたトーションバネ８の一
端が引掛けられ、他端はブラケット４に引掛けられてい
てラッチアーム２を矢印Ｔ、の向き、即ち、調整ボルト
２ｂの設けられた端を衛星０１から離反させる向きに常
に回動させるように働いている。又、フック３にはピン
ボルト６を軸としたトーションバネ９の一端が引掛けら
れ、他端はブラケット４に引掛けられていてフック３を
矢印Ｔ２の向き、即ち、上記ラッチアーム２のラッチ係
合圧２ａからフック係合圧３ａを常に解放させる向きに
働いている。このトーションバネ９の働きはフック３の
ケーブル受３ａに引掛けられたケーブル１０の引張力に
よって拘束されている。
体０２との分離面Ａの直下の衛星分離部本体０２の外周
にはブラケット４がスクリュウ付けされており、ブラケ
ット４には衛星分離部本体０２の機軸とほぼ垂直にピン
ポルト６が貫通しており、同ピンボルト６にはシーソー
状に回動可能にフック３が枢支されている。フック３は
分離面Ａに近い方の端部の外側、即ち衛星分離部本体０
２の機軸より見て遠い方の外側が、機軸とほぼ垂直な座
面であるフック係合圧３ａを有しており、後述のラッチ
アーム２のラッチ係合圧２ａと係合するように構成され
ている。フック３の他端側は機軸より見て外側に上記ケ
ーブル１０を係止するための窪みであるケーブル受３ｂ
を有していてケーブル１０を引掛けた際、滑らないよう
になっている。フック３よりは上記分離面Ａに近い位置
には、ブラケット４には上記ピンボルト６とほぼ平行な
ピンボルト５で回動可能に枢支されたラッチアーム２が
設けられており、フック３に近い方の側がフック３のフ
ック係合圧３ａと保合可能なラッチ係合圧２ａを有して
いて衛星０１と衛星分離部本体０２とが分離する迄は、
厳密にはケーブル１０が切断される迄は図示のようにフ
ック３のフック係合圧３ａと係合している。ラッチアー
ム２の他端は衛星０１側に屈曲してその先端に設けられ
た調整ポル）２ｂを介して衛星０１を機軸にほぼ平行に
抑え、衛星０１をロケット側である衛星分離部本体０２
に当接したまま固定している。ラッチアーム２には図示
のようにピンボルト５を軸としたトーションバネ８の一
端が引掛けられ、他端はブラケット４に引掛けられてい
てラッチアーム２を矢印Ｔ、の向き、即ち、調整ボルト
２ｂの設けられた端を衛星０１から離反させる向きに常
に回動させるように働いている。又、フック３にはピン
ボルト６を軸としたトーションバネ９の一端が引掛けら
れ、他端はブラケット４に引掛けられていてフック３を
矢印Ｔ２の向き、即ち、上記ラッチアーム２のラッチ係
合圧２ａからフック係合圧３ａを常に解放させる向きに
働いている。このトーションバネ９の働きはフック３の
ケーブル受３ａに引掛けられたケーブル１０の引張力に
よって拘束されている。
以上において、衛星０１とともに発射されたロケットの
燃料が消尽すると用済みとなったロケットは衛星分離部
本体０２とともに衛星０１から分離される。そのため、
先ず、結合ボルト／分離ナツト０３の図示しない火工品
等が作動して結合ボルトの結合が開放される。４個所の
結合ボルトがすべて解放された後、今度は図示しないケ
ーブルカッタが作動してケーブル１０を切断する。する
と４個のラッチ装置１のフック３は同時に拘束を解かれ
てトーションバネ９により第４図の２点鎖線で示す位置
へ回動し、フック係合圧３ａがラッチアーム２のラッチ
係合圧２ａから外れる。すると、トーションバネ８のト
ルクによってラッチアーム２は図の２点鎖線の位置へ回
動し、衛星０１はすべて拘束を解かれる。次いで衛星分
離部本体０２はロケットとともにレトロスラストによっ
て静かに衛星０１より分離してゆく。
燃料が消尽すると用済みとなったロケットは衛星分離部
本体０２とともに衛星０１から分離される。そのため、
先ず、結合ボルト／分離ナツト０３の図示しない火工品
等が作動して結合ボルトの結合が開放される。４個所の
結合ボルトがすべて解放された後、今度は図示しないケ
ーブルカッタが作動してケーブル１０を切断する。する
と４個のラッチ装置１のフック３は同時に拘束を解かれ
てトーションバネ９により第４図の２点鎖線で示す位置
へ回動し、フック係合圧３ａがラッチアーム２のラッチ
係合圧２ａから外れる。すると、トーションバネ８のト
ルクによってラッチアーム２は図の２点鎖線の位置へ回
動し、衛星０１はすべて拘束を解かれる。次いで衛星分
離部本体０２はロケットとともにレトロスラストによっ
て静かに衛星０１より分離してゆく。
〔発明が解決しようとする問題点１
上記本出願人の先出側に係るケーブルを使用した作動保
持機構を有する衛星分離装置では、ケーブルカッタ等に
よりケーブルを切断し、これにより保持機構が解除され
て、ラッチが解放されていた。しかし、ケープ切断によ
るケーブル飛散によりラッチ等へ、損傷をあたえる恐れ
があった。
持機構を有する衛星分離装置では、ケーブルカッタ等に
よりケーブルを切断し、これにより保持機構が解除され
て、ラッチが解放されていた。しかし、ケープ切断によ
るケーブル飛散によりラッチ等へ、損傷をあたえる恐れ
があった。
本発明は上記課題を解決するため次の手段を講する。
すなわち、衛星分離装置として、衛星をロケット側に結
合分離するラッチ装置と、同ラッチ装置の作動を拘束ひ
るケーブルと、同ケーブルを切断するケーブルカッタと
を有する衛星分離装置において、上記ケーブルカッタ部
をよけてケーブルの切断部の両側に所定長のたわみケー
ブルを接続した。
合分離するラッチ装置と、同ラッチ装置の作動を拘束ひ
るケーブルと、同ケーブルを切断するケーブルカッタと
を有する衛星分離装置において、上記ケーブルカッタ部
をよけてケーブルの切断部の両側に所定長のたわみケー
ブルを接続した。
上記手段により、衛星分離時、ケーブルカッタでケーブ
ルが切断されたとき、ケーブルの切断部間はたわみケー
ブルで接続されているため、ケーブルが飛散することな
く保持されるとともに、ケーブルが所定量ゆるむことに
よりラッチ装置が作動して、衛星再分離される。このよ
うにしてラッチ装置等へ損傷をあたえる恐がなく、信頼
性が大幅に向上する。
ルが切断されたとき、ケーブルの切断部間はたわみケー
ブルで接続されているため、ケーブルが飛散することな
く保持されるとともに、ケーブルが所定量ゆるむことに
よりラッチ装置が作動して、衛星再分離される。このよ
うにしてラッチ装置等へ損傷をあたえる恐がなく、信頼
性が大幅に向上する。
本発明の一実施例を第１図と第２図より説明する。
なお、従来例で説明した部分は、冗長さをさけるため説
明を省略し、この発明に関する部分を主体に説明する。
明を省略し、この発明に関する部分を主体に説明する。
第１図にて、衛星０１はロケット側の衛星分離装置体０
２に、４個のラッチ装置１で結合される。またラッチ装
置１はケーブル１０でその作動が拘束されている。第２
図にケーブルカッタ１２部の詳細を示す。ケーブルカッ
タ１２の刃ａの部分をよけて、ケーブルカッタ１２の左
側近傍の２つ目のケーブルガイド１３ａの左側からケー
ブルカッタ１２の右側近傍の１つ目のケーブルガイド１
３ｃの右側の間のケーブル１０に、たわみケーブル１１
を接続する。たわみケーブル１１は所定長の長さを持ち
たわませるとともに、その中央部をケーブルガイド１３
ａのすぐ上に設けられたたわみケーブルガイド１４を通
して大きくたわまないようにしている。
２に、４個のラッチ装置１で結合される。またラッチ装
置１はケーブル１０でその作動が拘束されている。第２
図にケーブルカッタ１２部の詳細を示す。ケーブルカッ
タ１２の刃ａの部分をよけて、ケーブルカッタ１２の左
側近傍の２つ目のケーブルガイド１３ａの左側からケー
ブルカッタ１２の右側近傍の１つ目のケーブルガイド１
３ｃの右側の間のケーブル１０に、たわみケーブル１１
を接続する。たわみケーブル１１は所定長の長さを持ち
たわませるとともに、その中央部をケーブルガイド１３
ａのすぐ上に設けられたたわみケーブルガイド１４を通
して大きくたわまないようにしている。
以上の構成において、衛星を分離するとき、ケーブルカ
ッタ１２によりケーブル１０が切断されると、ケーブル
１０は所定量ゆるみ、ラッチ装置１の拘束を解放して、
衛星０１は分離される。このときケーブル１０の切断部
は両側でたわみケーブル１０により接続されているため
、飛散していて、付近のラッチ装置１等に損傷をあたえ
る恐れがなくなる。このようにして信軌性の高い衛星分
離装置かえられる。
ッタ１２によりケーブル１０が切断されると、ケーブル
１０は所定量ゆるみ、ラッチ装置１の拘束を解放して、
衛星０１は分離される。このときケーブル１０の切断部
は両側でたわみケーブル１０により接続されているため
、飛散していて、付近のラッチ装置１等に損傷をあたえ
る恐れがなくなる。このようにして信軌性の高い衛星分
離装置かえられる。
以上に説明したように、本発明によれば、ケーブル切断
後のケーブルの脱落防止及びケーブル飛散によりラッチ
装置等へ損傷をあたえることを防止することができる。
後のケーブルの脱落防止及びケーブル飛散によりラッチ
装置等へ損傷をあたえることを防止することができる。
したがって衛星分離装置の信顛性を大幅に向上させるこ
とができる。
とができる。
第１図（ａ）図は本発明の一実施例の平面図、第１図（
ｂ）は同実施例の側面図、第２図は同実施例のケーブル
カッタ部の詳細図、第３図（ａ）は従来例の平面図、第
３図（ｂ）は同従来例の側面図、第４図は同実施例のラ
ッチ装置部の詳細図である。 １・・・ラッチ装置、０１・・・衛星。 １０・・・ケーブル、１１・・・たわみケーブル。 １２・・・ケーブルカッタ。
ｂ）は同実施例の側面図、第２図は同実施例のケーブル
カッタ部の詳細図、第３図（ａ）は従来例の平面図、第
３図（ｂ）は同従来例の側面図、第４図は同実施例のラ
ッチ装置部の詳細図である。 １・・・ラッチ装置、０１・・・衛星。 １０・・・ケーブル、１１・・・たわみケーブル。 １２・・・ケーブルカッタ。
Claims (1)
- 衛星をロケット側に結合および分離するラッチ装置と
、同ラッチ装置の作動を拘束するケーブルと、同ケーブ
ルを切断するケーブルカッタとを有する衛星分離装置に
おいて、上記ケーブルカッタ部をよけてケーブルの切断
部の両側に所定長のたわみケーブルを接続してなること
を特徴とする衛星分離装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2018845A JP2634274B2 (ja) | 1990-01-31 | 1990-01-31 | 衛星分離装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2018845A JP2634274B2 (ja) | 1990-01-31 | 1990-01-31 | 衛星分離装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03224899A true JPH03224899A (ja) | 1991-10-03 |
| JP2634274B2 JP2634274B2 (ja) | 1997-07-23 |
Family
ID=11982896
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2018845A Expired - Fee Related JP2634274B2 (ja) | 1990-01-31 | 1990-01-31 | 衛星分離装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2634274B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111470069A (zh) * | 2020-04-08 | 2020-07-31 | 上海卫星工程研究所 | 适用于卫星承力筒的下端框结构 |
| CN112504032A (zh) * | 2021-02-02 | 2021-03-16 | 星河动力(北京)空间科技有限公司 | 一种运载火箭和用于运载火箭级间分离的切割组件 |
-
1990
- 1990-01-31 JP JP2018845A patent/JP2634274B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111470069A (zh) * | 2020-04-08 | 2020-07-31 | 上海卫星工程研究所 | 适用于卫星承力筒的下端框结构 |
| CN111470069B (zh) * | 2020-04-08 | 2021-11-16 | 上海卫星工程研究所 | 适用于卫星承力筒的下端框结构 |
| CN112504032A (zh) * | 2021-02-02 | 2021-03-16 | 星河动力(北京)空间科技有限公司 | 一种运载火箭和用于运载火箭级间分离的切割组件 |
| CN112504032B (zh) * | 2021-02-02 | 2021-04-13 | 星河动力(北京)空间科技有限公司 | 一种运载火箭和用于运载火箭级间分离的切割组件 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2634274B2 (ja) | 1997-07-23 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
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