JPH0451400B2 - - Google Patents
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- JPH0451400B2 JPH0451400B2 JP58009255A JP925583A JPH0451400B2 JP H0451400 B2 JPH0451400 B2 JP H0451400B2 JP 58009255 A JP58009255 A JP 58009255A JP 925583 A JP925583 A JP 925583A JP H0451400 B2 JPH0451400 B2 JP H0451400B2
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- Japan
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- cable
- elbow
- elastic link
- lever
- stop catch
- Prior art date
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- 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
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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- 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
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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- B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
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- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Clamps And Clips (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Supports For Pipes And Cables (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Superconductors And Manufacturing Methods Therefor (AREA)
- Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
宇宙船が太陽発電機、アンテナ反射器、マスト
等の如き付属品を用いているのは周知のことであ
る。しかしこれら宇宙船付属品は宇宙船の打ち上
げ時には一時的に甲板に格納されていなければな
らないことも周知である。
等の如き付属品を用いているのは周知のことであ
る。しかしこれら宇宙船付属品は宇宙船の打ち上
げ時には一時的に甲板に格納されていなければな
らないことも周知である。
打ち上げの間、前記宇宙船付属品は多岐拘束装
置により宇宙船の甲板にしつかりと保持されてい
る。つまりかかる多岐拘束装置は一つあるいは複
数個の束ね点を含んでいて、前記宇宙船付属品を
複数個の点において甲板に束ねている。
置により宇宙船の甲板にしつかりと保持されてい
る。つまりかかる多岐拘束装置は一つあるいは複
数個の束ね点を含んでいて、前記宇宙船付属品を
複数個の点において甲板に束ねている。
言うまでもなく打ち上げロケツト内に収容され
るためには幾重にも折り畳まれなければならない
ような大きな寸法の宇宙船付属品が多々ある。
るためには幾重にも折り畳まれなければならない
ような大きな寸法の宇宙船付属品が多々ある。
このような打ち上げ時の形状すなわち束ねられ
た形状は多くの条件を満すものでなければならな
い。とりわけ、次の条件が満されなければならな
い： −打ち上げロケツトの如き打ち上げ手段の限られ
た容積内に入ること； −宇宙船に装着するのに適した幾何学的寸法； −付属品を解放してそれを拡げる為の操作性； −打ち上げ時に受ける加速度に対する機械的強
度； −打ち上げ手段の負荷を制限するために、すなわ
ち、最小質量の構造を達成するために、打ち上
げ手段と、宇宙船と、宇宙船付属品との間の固
有振動数の不釣合をもたらすことを意図した剛
性； −宇宙船付属品の寸法とその固有振動数とを考慮
に入れた絶対的に必要な束ね点の数； である。
た形状は多くの条件を満すものでなければならな
い。とりわけ、次の条件が満されなければならな
い： −打ち上げロケツトの如き打ち上げ手段の限られ
た容積内に入ること； −宇宙船に装着するのに適した幾何学的寸法； −付属品を解放してそれを拡げる為の操作性； −打ち上げ時に受ける加速度に対する機械的強
度； −打ち上げ手段の負荷を制限するために、すなわ
ち、最小質量の構造を達成するために、打ち上
げ手段と、宇宙船と、宇宙船付属品との間の固
有振動数の不釣合をもたらすことを意図した剛
性； −宇宙船付属品の寸法とその固有振動数とを考慮
に入れた絶対的に必要な束ね点の数； である。
従来の多岐拘束装置は概ね上記条件を満足して
いる。
いる。
本発明はかかる多岐拘束装置に関し、一本のケ
ーブルで拘束と解放とが行われる束ね点を複数固
有する多岐拘束装置のケーブルに要求される張力
を低減させ、かつこの多岐拘束装置が取り付けら
れている宇宙船本体とケーブルとの熱膨張率の差
にもかかわらず正しく機能する多岐拘束装置を提
供することを目的とする。
ーブルで拘束と解放とが行われる束ね点を複数固
有する多岐拘束装置のケーブルに要求される張力
を低減させ、かつこの多岐拘束装置が取り付けら
れている宇宙船本体とケーブルとの熱膨張率の差
にもかかわらず正しく機能する多岐拘束装置を提
供することを目的とする。
本発明の多岐拘束装置は各束ね点の足に蝶番付
けされた停止捕捉具があり、この停止捕捉具が束
ね点に拘束すべきフツクの自由端を一時的に確実
に不動化させ、一端が停止捕捉具へ蝶番付けられ
ており他端がケーブルへ連結されているエルボ形
レバーがあり、更に一端が束ね用足へ蝶番付けさ
れており他端が前記エルボ形レバーへ蝶番付けさ
れている弾性リンクがあり、この弾性リンクは前
記エルボ形レバーに、前記ケーブルにより前記エ
ルボ形レバーに働かされる保持力を釣合わせる如
くに力を働かせ、それにより、束ね点に拘束され
るべきフツクの自由端の一時的不動化が、前記ケ
ーブルの切断用装置が操作されない限り、前記停
止捕捉具をその拘束位置に、前記エルボ形レバー
と前記弾性リンクとを介して保持するところの、
前記ケーブルによつて行われることを特徴とす
る。
けされた停止捕捉具があり、この停止捕捉具が束
ね点に拘束すべきフツクの自由端を一時的に確実
に不動化させ、一端が停止捕捉具へ蝶番付けられ
ており他端がケーブルへ連結されているエルボ形
レバーがあり、更に一端が束ね用足へ蝶番付けさ
れており他端が前記エルボ形レバーへ蝶番付けさ
れている弾性リンクがあり、この弾性リンクは前
記エルボ形レバーに、前記ケーブルにより前記エ
ルボ形レバーに働かされる保持力を釣合わせる如
くに力を働かせ、それにより、束ね点に拘束され
るべきフツクの自由端の一時的不動化が、前記ケ
ーブルの切断用装置が操作されない限り、前記停
止捕捉具をその拘束位置に、前記エルボ形レバー
と前記弾性リンクとを介して保持するところの、
前記ケーブルによつて行われることを特徴とす
る。
本発明の他の特性と利点は、添付の図面を参照
して以下に説明する所から明らかとなろう。な
お、以下の説明は本発明を理解しやすくするため
に行うにすぎず、本発明は特許請求の範囲で種々
の実施をなすことが出来ることはいうまでもな
い。
して以下に説明する所から明らかとなろう。な
お、以下の説明は本発明を理解しやすくするため
に行うにすぎず、本発明は特許請求の範囲で種々
の実施をなすことが出来ることはいうまでもな
い。
第１図には例示的に太陽発電機に対する一つの
束ね点が示されている（なお、この図は従来から
ある一般的な構造の斜視図である）。衛星の本体
４に固着された束ね用足３に太陽発電機の折り畳
まれた羽根２を押しつけて保持するために束ね用
締具１がある。締具１はその上端１Ａが最も外側
の羽根２に取付けられた回動軸５に回動可能に枢
支されている。締具１は解放されると第９図に示
す如くその下端１Ｂが束ね用足３から離れる（な
お、第９図は参照符号１８，１９，２１の部分を
除いては第１図に対応している）。なお第９図の
締具１の状態は第１図の上端の右側に示されたス
プリング５Ａによりもたらされる。
束ね点が示されている（なお、この図は従来から
ある一般的な構造の斜視図である）。衛星の本体
４に固着された束ね用足３に太陽発電機の折り畳
まれた羽根２を押しつけて保持するために束ね用
締具１がある。締具１はその上端１Ａが最も外側
の羽根２に取付けられた回動軸５に回動可能に枢
支されている。締具１は解放されると第９図に示
す如くその下端１Ｂが束ね用足３から離れる（な
お、第９図は参照符号１８，１９，２１の部分を
除いては第１図に対応している）。なお第９図の
締具１の状態は第１図の上端の右側に示されたス
プリング５Ａによりもたらされる。
スプリング５Ａに抗して締具１を第３図の状態
に維持するためのフツク６が足３に回動軸７で回
動可能に枢支されている（なお、第３図は参照符
号１７，１８，１９の部分を除いては第１図に対
応している。このフツク６に締具１の下端１Ｂが
ひつかけられ第３図の状態に締具１が保持され
る。なお、フツク６を第３図の状態に維持するた
めにはフツク６の自由端６Ａを足３と停止捕捉具
８との間に維持しておかなくてはならない。
に維持するためのフツク６が足３に回動軸７で回
動可能に枢支されている（なお、第３図は参照符
号１７，１８，１９の部分を除いては第１図に対
応している。このフツク６に締具１の下端１Ｂが
ひつかけられ第３図の状態に締具１が保持され
る。なお、フツク６を第３図の状態に維持するた
めにはフツク６の自由端６Ａを足３と停止捕捉具
８との間に維持しておかなくてはならない。
停止捕捉具８は第１図に示す如く回動軸９にお
いて回動可能に足３に枢支されている。停止捕捉
具８の自由端はケーブル１１に連結されていて、
スプリング１２によりケーブル１１を矢印の方向
に引つ張ると、停止捕捉具８はフツク６の自由端
６Ａから離れる。
いて回動可能に足３に枢支されている。停止捕捉
具８の自由端はケーブル１１に連結されていて、
スプリング１２によりケーブル１１を矢印の方向
に引つ張ると、停止捕捉具８はフツク６の自由端
６Ａから離れる。
なお、ケーブル１１は衛星が打ち上げられてい
るときはスプリング１２により動かされないよう
になされており、衛星が打ち上げられて太陽発電
機の羽根２が展開されるべき時期になるとケーブ
ル１１はスプリング１２により動かされるように
なされている。また、コの字状の締具１の締着力
を調節するために張力調節ねじ１０が締具１の上
端に設けられている。そして、この締着力の故に
フツク６の自由端６Ａが停止捕捉具８から解放さ
れると自動的にフツク６は締具１の下端１Ｂを解
放するように動く。このために回動軸５と回動軸
７を結ぶ線よりも下端１Ｂは少しの距離εだけ第
３図に見て右へ偏倚した状態で拘束されている。
るときはスプリング１２により動かされないよう
になされており、衛星が打ち上げられて太陽発電
機の羽根２が展開されるべき時期になるとケーブ
ル１１はスプリング１２により動かされるように
なされている。また、コの字状の締具１の締着力
を調節するために張力調節ねじ１０が締具１の上
端に設けられている。そして、この締着力の故に
フツク６の自由端６Ａが停止捕捉具８から解放さ
れると自動的にフツク６は締具１の下端１Ｂを解
放するように動く。このために回動軸５と回動軸
７を結ぶ線よりも下端１Ｂは少しの距離εだけ第
３図に見て右へ偏倚した状態で拘束されている。
第２図に示されている通り、宇宙船付属品（例
えば太陽発電機）の多岐拘束装置は複数個（図示
の場合４個）の束ね点３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄを
含んでいる。これらの束ね点は一個の切断装置１
３でケーブル１１を切断することにより宇宙船付
属品を解放するようになつている。
えば太陽発電機）の多岐拘束装置は複数個（図示
の場合４個）の束ね点３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄを
含んでいる。これらの束ね点は一個の切断装置１
３でケーブル１１を切断することにより宇宙船付
属品を解放するようになつている。
第２図を参照して、このことを詳しく説明する
と、太陽発電機のための多岐拘束装置は４個の束
ね点３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄで太陽発電機を保持
している。これら束ね点の停止捕捉具８Ａ，８
Ｂ，８Ｃ，８Ｄは共通の一本のケーブル１１でそ
れぞれのフツク６を捕捉する位置に保持されてい
る。ケーブル１１はその両端をスプリング１２
Ａ，１２Ｃを介して衛星の本体４のアンカー点１
４Ａ，１４Ｃに取り付けられている。なお、アン
カー点１４Ａ，１４Ｃは束ね点３Ａ，３Ｃにおけ
る束ね用足に固着されている。束ね点３Ｂ，３Ｄ
における束ね用足３はプーリ１５Ｂ，１５Ｄを有
している。これらプーリ１５Ｂ，１５Ｄは停止捕
捉具８Ｂ，８Ｄを捕捉位置にもたらすようにケー
ブル１１を案内している。ケーブル１１の中央に
は一個の切断装置１３が設けられている。この切
断装置は例えば火薬技術を用いて作動されるもの
である。切断装置１３が作動されるとケーブル１
１は二手に分かれてスプリング１４Ａ，１４Ｃに
より移動せしめられてすべての停止捕捉具８Ａ，
８Ｂ，８Ｃ，８Ｄはすべての束ね点３Ａ，３Ｂ，
３Ｃ，３Ｄのフツク６を解放するようになされて
いる。
と、太陽発電機のための多岐拘束装置は４個の束
ね点３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄで太陽発電機を保持
している。これら束ね点の停止捕捉具８Ａ，８
Ｂ，８Ｃ，８Ｄは共通の一本のケーブル１１でそ
れぞれのフツク６を捕捉する位置に保持されてい
る。ケーブル１１はその両端をスプリング１２
Ａ，１２Ｃを介して衛星の本体４のアンカー点１
４Ａ，１４Ｃに取り付けられている。なお、アン
カー点１４Ａ，１４Ｃは束ね点３Ａ，３Ｃにおけ
る束ね用足に固着されている。束ね点３Ｂ，３Ｄ
における束ね用足３はプーリ１５Ｂ，１５Ｄを有
している。これらプーリ１５Ｂ，１５Ｄは停止捕
捉具８Ｂ，８Ｄを捕捉位置にもたらすようにケー
ブル１１を案内している。ケーブル１１の中央に
は一個の切断装置１３が設けられている。この切
断装置は例えば火薬技術を用いて作動されるもの
である。切断装置１３が作動されるとケーブル１
１は二手に分かれてスプリング１４Ａ，１４Ｃに
より移動せしめられてすべての停止捕捉具８Ａ，
８Ｂ，８Ｃ，８Ｄはすべての束ね点３Ａ，３Ｂ，
３Ｃ，３Ｄのフツク６を解放するようになされて
いる。
図面を参照した以上の説明は従来の多岐拘束装
置についてのものであることをここで確認的に指
摘する。
置についてのものであることをここで確認的に指
摘する。
さて、多岐拘束装置の束ね点の数は宇宙船付属
品の寸法、剛性等に応じて例えば６個、８個、10
個とかになる。ところがこれら複数の束ね点に連
結されるケーブルは一本である。従つて次のこと
が言える。
品の寸法、剛性等に応じて例えば６個、８個、10
個とかになる。ところがこれら複数の束ね点に連
結されるケーブルは一本である。従つて次のこと
が言える。
●共通の一本のケーブルで複数の停止捕捉具を保
持する力の合計はケーブルの強さの関数として
束ね点の数を所定のものに制限する。
持する力の合計はケーブルの強さの関数として
束ね点の数を所定のものに制限する。
●温度変化により衛星本体とケーブルとに、それ
らの熱膨張率の差の故に、相対的な長さのずれ
が生ずる。
らの熱膨張率の差の故に、相対的な長さのずれ
が生ずる。
例えば、衛星は大気温度よりも260℃も高い温
度から大気温度よりも170℃も低い温度に渉る温
度条件下にさらされる。従つて熱膨張率の差（ケ
ーブルの伸縮と衛星本体の伸縮の差）による問題
を解決することが非常に重要になるのである。
度から大気温度よりも170℃も低い温度に渉る温
度条件下にさらされる。従つて熱膨張率の差（ケ
ーブルの伸縮と衛星本体の伸縮の差）による問題
を解決することが非常に重要になるのである。
前述のような温度条件下では、17×10-6mm／
mm／℃の熱膨張係数をもつケーブルが2000mmの長
さである場合に、このケーブルは前述の如く熱せ
られると９mm伸張し、前述の如く冷されると６mm
短くなる。これに比すれば衛星本体の伸縮は無視
しうる。
mm／℃の熱膨張係数をもつケーブルが2000mmの長
さである場合に、このケーブルは前述の如く熱せ
られると９mm伸張し、前述の如く冷されると６mm
短くなる。これに比すれば衛星本体の伸縮は無視
しうる。
温度変化によるかかる膨張の差は次のような影
響を及ぼすのである。温度が上昇した場合に、ケ
ーブルの張力が減少し、束ね点における締め付け
力を減少させる。逆に温度が上昇した場合には、
ケーブルの張力が増大し、ケーブルを不時に破断
させる恐れがある。熱膨張率の差によるこのよう
な問題は、静止衛星の打ち上げにつづいてこれが
静止軌道に達するまでの遷移軌道の間に静止衛星
が三つの軸に従つて安定化されている時にも生じ
る。つまり宇宙船は任務上の必要性のために太陽
の方向に常に同じ面を向けるからである。
響を及ぼすのである。温度が上昇した場合に、ケ
ーブルの張力が減少し、束ね点における締め付け
力を減少させる。逆に温度が上昇した場合には、
ケーブルの張力が増大し、ケーブルを不時に破断
させる恐れがある。熱膨張率の差によるこのよう
な問題は、静止衛星の打ち上げにつづいてこれが
静止軌道に達するまでの遷移軌道の間に静止衛星
が三つの軸に従つて安定化されている時にも生じ
る。つまり宇宙船は任務上の必要性のために太陽
の方向に常に同じ面を向けるからである。
以上の如き従来の多岐拘束装置に比して、本発
明の多岐拘束装置は太陽発電機の如き宇宙船付属
の束ね点の各々において次のことを確実にする： −宇宙船付属品の拘束を確実にする位置に停止捕
捉具を維持すること；すなわち、締具１の下端
１Ｂがフツク６に係合した状態でフツク６を不
動にする位置に停止捕捉具８を保持すること； −要求された温度範囲でのケーブル１１の宇宙船
本体に対する相対的な伸縮を補償して停止捕捉
具８がその拘束機能を良好に有すること； −停止捕捉具８を拘束位置に維持するためにケー
ブルに求められる力を低くすること； −ケーブル１１を切断することによりすべてのフ
ツク６を解放すること； −実用性が高いこと； である。
明の多岐拘束装置は太陽発電機の如き宇宙船付属
の束ね点の各々において次のことを確実にする： −宇宙船付属品の拘束を確実にする位置に停止捕
捉具を維持すること；すなわち、締具１の下端
１Ｂがフツク６に係合した状態でフツク６を不
動にする位置に停止捕捉具８を保持すること； −要求された温度範囲でのケーブル１１の宇宙船
本体に対する相対的な伸縮を補償して停止捕捉
具８がその拘束機能を良好に有すること； −停止捕捉具８を拘束位置に維持するためにケー
ブルに求められる力を低くすること； −ケーブル１１を切断することによりすべてのフ
ツク６を解放すること； −実用性が高いこと； である。
これらを達成するための本発明の特徴は第３図
乃至第９図に示されている。特に第４図に明確に
本発明の特徴が示されており、次の手段の組み合
せである： −足３に枢支９されて、適当な切り欠き１６でフ
ツク６の自由端６Ａを不動化させる停止捕捉具
８； −一端が停止捕捉具８の自由端に枢結１８され、
他端がケーブル１１に１９で連結されたエルボ
形レバー１７； −一端が足３に枢支２１され、他端がエルボ形レ
バー１７の指１７Ａに枢結２２された弾性リン
ク２０； の三つの手段である。
乃至第９図に示されている。特に第４図に明確に
本発明の特徴が示されており、次の手段の組み合
せである： −足３に枢支９されて、適当な切り欠き１６でフ
ツク６の自由端６Ａを不動化させる停止捕捉具
８； −一端が停止捕捉具８の自由端に枢結１８され、
他端がケーブル１１に１９で連結されたエルボ
形レバー１７； −一端が足３に枢支２１され、他端がエルボ形レ
バー１７の指１７Ａに枢結２２された弾性リン
ク２０； の三つの手段である。
フツク６の自由端６Ａの固定はケーブル１１に
よりもたらされる。詳しくはケーブル１１はエル
ボ形レバー１７と弾性リンク２０を介して停止捕
捉具８を拘束位置に保持する。ただしケーブル１
１が切断装置１３により切断される以前である。
よりもたらされる。詳しくはケーブル１１はエル
ボ形レバー１７と弾性リンク２０を介して停止捕
捉具８を拘束位置に保持する。ただしケーブル１
１が切断装置１３により切断される以前である。
第４図に示す如く、拘束位置において弾性リン
ク２０が矢印F1の方向に押す力をエルボ形レバ
ー１７の指１７Ａに与えることにより前記拘束が
達成されるということが理解される。矢印F1の
力はエレボ形レバー１７にケーブル１１が拘束力
を与えるモーメントとは反対の力である。
ク２０が矢印F1の方向に押す力をエルボ形レバ
ー１７の指１７Ａに与えることにより前記拘束が
達成されるということが理解される。矢印F1の
力はエレボ形レバー１７にケーブル１１が拘束力
を与えるモーメントとは反対の力である。
つまり、本発明は停止捕捉具８の不動化に必要
な力を減少させることにより束ね点のより多岐化
を可能にしたということが理解されよう。
な力を減少させることにより束ね点のより多岐化
を可能にしたということが理解されよう。
再度第４図を参照して、距離d1（エルボ形レバ
ー１７の回動軸１８と弾性リンク２０の長手方向
軸線XX′との間の距離）と、距離d2（エルボ形レ
バー１７の回動軸１８とケーブル１１との間の距
離）との比により、停止捕捉具８の不動化に必要
な力の減少の程度が決まることが理解されよう。
ー１７の回動軸１８と弾性リンク２０の長手方向
軸線XX′との間の距離）と、距離d2（エルボ形レ
バー１７の回動軸１８とケーブル１１との間の距
離）との比により、停止捕捉具８の不動化に必要
な力の減少の程度が決まることが理解されよう。
前記距離d1を小さくすることにより、ケーブル
１１の張力を零にまですることができる。
１１の張力を零にまですることができる。
しかし、信頼性の故に、実際には距離d1を或る
値に維持するのが望ましい。或る値とは弾性リン
ク２０のスプリング２０Ａの力で自己解放をなし
うるのを確実にする距離である。
値に維持するのが望ましい。或る値とは弾性リン
ク２０のスプリング２０Ａの力で自己解放をなし
うるのを確実にする距離である。
以上の説明から、本発明の多岐拘束装置はケー
ブル１１の張力と締具１の張力とを十分に減少さ
せることが出来るということが明らかである。
ブル１１の張力と締具１の張力とを十分に減少さ
せることが出来るということが明らかである。
第３図および第４図を参照して、各構成素子に
ついてのてこ比（力の減少比）の一例を説明す
る： −束ね用足３のフツク６については、てこ比d3／
εは５程度である（第３図）； −停止捕捉具８については、てこ比d4／d5は５程
度である（第４図）； −エルボ形レバー１７と弾性リンク２０について
は、てこ比d2／d1は10程度である。
ついてのてこ比（力の減少比）の一例を説明す
る： −束ね用足３のフツク６については、てこ比d3／
εは５程度である（第３図）； −停止捕捉具８については、てこ比d4／d5は５程
度である（第４図）； −エルボ形レバー１７と弾性リンク２０について
は、てこ比d2／d1は10程度である。
従つて、全体の力の減少比は１／250である。
このことは、拘束力が10000Nを必要とすると
き、、ケーブルは40Nの張力でよいということに
なる。
このことは、拘束力が10000Nを必要とすると
き、、ケーブルは40Nの張力でよいということに
なる。
従つて、本発明の多岐拘束装置は、太陽発電
機、アンテナ反射器、マスト等の如き付属品（こ
れら不属品は多数の束ね点を必要とし、かつ束ね
点の各々でかなりの拘束力を要求する）を拘束す
る場合に有利である。
機、アンテナ反射器、マスト等の如き付属品（こ
れら不属品は多数の束ね点を必要とし、かつ束ね
点の各々でかなりの拘束力を要求する）を拘束す
る場合に有利である。
更に、本発明の多岐拘束装置は前述した如き温
度変化によりケーブルの伸縮を補償して停止捕足
具８を確実に拘束位置に保持する。
度変化によりケーブルの伸縮を補償して停止捕足
具８を確実に拘束位置に保持する。
第５図、第６図および第７図を参照して、本発
明の多岐拘束装置が衛生本体に対するケーブルの
相対的な伸縮をどのように補償するかを説明す
る。第５図は通常の状態である。第６図はケーブ
ルが縮んだ場合である。第７図はケーブルが伸び
た場合である。
明の多岐拘束装置が衛生本体に対するケーブルの
相対的な伸縮をどのように補償するかを説明す
る。第５図は通常の状態である。第６図はケーブ
ルが縮んだ場合である。第７図はケーブルが伸び
た場合である。
第５図に打ち上げ前の地上にある時の状態を示
す。このとき、種々の構成素子が第５図に示す状
態を取るように調整されている。すなわち、長さ
l2（弾性リンク２０の蝶番付け点２１と２２との
間の長さ）がスプリング２０Ａが発揮する力F1
＋OF1〜F1−OF1のうち中間の力F1を呈するよう
に、例えば長さl1（ケーブル１１の切断装置１３
とエルボ形レバー１７との取付け点間の長さ）を
決めてエルボ形レバー１７のジヨイント１９をケ
ーブル１１に固着したりされている。
す。このとき、種々の構成素子が第５図に示す状
態を取るように調整されている。すなわち、長さ
l2（弾性リンク２０の蝶番付け点２１と２２との
間の長さ）がスプリング２０Ａが発揮する力F1
＋OF1〜F1−OF1のうち中間の力F1を呈するよう
に、例えば長さl1（ケーブル１１の切断装置１３
とエルボ形レバー１７との取付け点間の長さ）を
決めてエルボ形レバー１７のジヨイント１９をケ
ーブル１１に固着したりされている。
ところで、第６図に示す如く、ケーブル１１の
長さが収縮されると、停止捕足具８はフツク６の
自由端６Ａを捕足したままとどまるが、ケーブル
１１の長さl1がΔl1だけ短くなつたのでエルボ形
レバー１７は矢印F2の方向に回転せしめられる。
その結果： −弾性リンク２０の長さl2はΔl2だけ減少する； −スプリング２０Ａが圧縮されて力F1はΔF1だけ
増す； −距離d1はΔd1だけ減少する； −弾性リンク２０の長手方向軸線XXが停止捕足
具８の長手方向軸線YYに対して直角に近づ
き、かつスプリング２０Ａの力がΔF1だけ増加
するので、フツク６の自由端６Ａを捕足する力
は増大している。
長さが収縮されると、停止捕足具８はフツク６の
自由端６Ａを捕足したままとどまるが、ケーブル
１１の長さl1がΔl1だけ短くなつたのでエルボ形
レバー１７は矢印F2の方向に回転せしめられる。
その結果： −弾性リンク２０の長さl2はΔl2だけ減少する； −スプリング２０Ａが圧縮されて力F1はΔF1だけ
増す； −距離d1はΔd1だけ減少する； −弾性リンク２０の長手方向軸線XXが停止捕足
具８の長手方向軸線YYに対して直角に近づ
き、かつスプリング２０Ａの力がΔF1だけ増加
するので、フツク６の自由端６Ａを捕足する力
は増大している。
逆にケーブル１１の長さが第７図に示す如く伸
びても、停止捕足具８はフツク６の自由端６Ａを
捕足したままにとどまるのである。ケーブル１１
の長さl1がΔl1だけ長くなつたのでエルボ形レバ
ー１７は矢印F3の方向に回転せしめられる。そ
の結果： −弾性リンク２０の長さの長さl2はΔl2だけ増加
する； −スプリング２０Ａが伸びて力F1はΔF1だけ減少
する；しかしスプリング２０Ａはなおもフツク
６の自由端６Ａの回転に抗する方向の力を出し
ている； −距離d1はΔd1だけ増す；それでケーブル１１の
張力は増大している； −弾性リンク２０の長手方向軸線XXが停止捕足
具８の長手方向軸線YYに対してより直角から
離れる方向に傾き、かつスプリング２０Ａの力
がΔF1だけ減少するので、フツク６の自由端６
Ａを捕足する力は減少している。
びても、停止捕足具８はフツク６の自由端６Ａを
捕足したままにとどまるのである。ケーブル１１
の長さl1がΔl1だけ長くなつたのでエルボ形レバ
ー１７は矢印F3の方向に回転せしめられる。そ
の結果： −弾性リンク２０の長さの長さl2はΔl2だけ増加
する； −スプリング２０Ａが伸びて力F1はΔF1だけ減少
する；しかしスプリング２０Ａはなおもフツク
６の自由端６Ａの回転に抗する方向の力を出し
ている； −距離d1はΔd1だけ増す；それでケーブル１１の
張力は増大している； −弾性リンク２０の長手方向軸線XXが停止捕足
具８の長手方向軸線YYに対してより直角から
離れる方向に傾き、かつスプリング２０Ａの力
がΔF1だけ減少するので、フツク６の自由端６
Ａを捕足する力は減少している。
以上の説明より、本発明の多岐拘束装置は宇宙
船の本体とケーブルとの熱膨張率の差で、温度変
化によりケーブルに見かけの伸縮が生じても完全
な拘束作用をなすということが明らかになろう。
船の本体とケーブルとの熱膨張率の差で、温度変
化によりケーブルに見かけの伸縮が生じても完全
な拘束作用をなすということが明らかになろう。
さて、第４図、第８図および第９図を参照し
て、フツク６の自由端６Ａがいかにして解放され
るかを説明する。
て、フツク６の自由端６Ａがいかにして解放され
るかを説明する。
多岐拘束装置が第４図に示す状態にあるとし
て、自由端６Ａの解放は切断装置１３がケーブル
１１を切断することにより迅速に容易に達成され
る。これはまず第１段階として、ケーブル１１の
スプリング１２と弾性リンク２０のスプリング２
０Ａの組み合わせにより、エルボ形レバー１７を
その回転軸１８のまわりに回動させる。第２段階
として、弾性リンク２０が伸び切つたとき停止捕
足具８の会同が生じる。そして、停止捕足具８が
フツク６の自由端６Ａを完全に解放した状態では
前記長手方向軸線XXと長手方向軸線YYとは実
質的に平行となつている。この状態が第８図に示
されている。
て、自由端６Ａの解放は切断装置１３がケーブル
１１を切断することにより迅速に容易に達成され
る。これはまず第１段階として、ケーブル１１の
スプリング１２と弾性リンク２０のスプリング２
０Ａの組み合わせにより、エルボ形レバー１７を
その回転軸１８のまわりに回動させる。第２段階
として、弾性リンク２０が伸び切つたとき停止捕
足具８の会同が生じる。そして、停止捕足具８が
フツク６の自由端６Ａを完全に解放した状態では
前記長手方向軸線XXと長手方向軸線YYとは実
質的に平行となつている。この状態が第８図に示
されている。
他方、第９図を参照して、多岐拘束装置がフツ
ク６の自由端６Ａを完全に解放すると、フツク６
は締具１が有する張力の故に回動しだす（先に述
べた自動解放機構参照）。更に、締具１は、第９
図の位置へは、回転軸５に装着したスプリング５
Ａの力によりもたらされる。なお、スプリング５
Ａが作動しないときの捕助具として板ばね２３が
備えられている。
ク６の自由端６Ａを完全に解放すると、フツク６
は締具１が有する張力の故に回動しだす（先に述
べた自動解放機構参照）。更に、締具１は、第９
図の位置へは、回転軸５に装着したスプリング５
Ａの力によりもたらされる。なお、スプリング５
Ａが作動しないときの捕助具として板ばね２３が
備えられている。
第２図に略示されている複数の束ね点のすべて
は、切断装置１３によりケーブル１１を切断する
と、同時に解放され、かかる束ね点により保持さ
れていた付属品、例えば太陽発電機は解放されて
拡げられるようになる。
は、切断装置１３によりケーブル１１を切断する
と、同時に解放され、かかる束ね点により保持さ
れていた付属品、例えば太陽発電機は解放されて
拡げられるようになる。
第１図は衛星打ち上げ時に太陽発電機を束ねて
保持しておくための一般的な多岐拘束装置の一つ
の束ね点の概略斜視図である。第２図は太陽発電
機を束ねておくための多岐拘束装置のすべての束
ね点とこれらを結ぶケーブルとこのケーブルを切
断する切断装置の位置とを示す平面図である。第
３図は第１図の束ね点の本発明による構造を示す
概略断面図である。第４図は第３図のうちで本発
明の要旨となる部分を拡大して示す平面図であ
る。第５図乃至第７図は本発明の多岐拘束装置の
環境温度の変化によるケーブルと停止捕足具との
相対的位置の変化を明白に示すための図である。
第８図は本発明の多岐拘束装置のケーブルを切断
した後の停止捕足具の状態を示す図である。第９
図は本発明の多岐拘束装置が太陽発電機の拘束を
解いた状態を示す図である。
保持しておくための一般的な多岐拘束装置の一つ
の束ね点の概略斜視図である。第２図は太陽発電
機を束ねておくための多岐拘束装置のすべての束
ね点とこれらを結ぶケーブルとこのケーブルを切
断する切断装置の位置とを示す平面図である。第
３図は第１図の束ね点の本発明による構造を示す
概略断面図である。第４図は第３図のうちで本発
明の要旨となる部分を拡大して示す平面図であ
る。第５図乃至第７図は本発明の多岐拘束装置の
環境温度の変化によるケーブルと停止捕足具との
相対的位置の変化を明白に示すための図である。
第８図は本発明の多岐拘束装置のケーブルを切断
した後の停止捕足具の状態を示す図である。第９
図は本発明の多岐拘束装置が太陽発電機の拘束を
解いた状態を示す図である。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 熱的変動に不感性であつて、宇宙船付属品用
の束ね点を単一の束ね用ケーブルにより一時的に
確実に拘束し、前記宇宙船付属品を展開すること
を欲する時に前記ケーブルを切断する多岐拘束装
置において、各束ね点には、 束ね点の足３に蝶番付けされた停止捕捉具８が
あり、この停止捕捉具が束ね点に拘束すべき素子
６Ａを一時的に確実に不動化させ、 一方１８に於て、停止捕捉具８へ蝶番付けられ
ており、他方１９に於て、前記ケーブル１１へ連
結されているエルボ形レバー１７があり、 一方２１に於て、束ね用足３へ蝶番付けされて
おり、他方２２に於て、前記エルボ形レバー１７
へ蝶番付けされている弾性リンク２０があり、こ
の弾性リンク２０は前記エルボ形レバーに、前記
ケーブル１１により前記エルボ形レバーに働かさ
れる保持力を釣合わせる如くに力F1を働かせ、 かくして、束ね点に拘束されるべき素子６Ａの
一時的不動化が、前記ケーブル１１の切断用装置
１３が操作されない限りは、前記停止捕捉具８を
その拘束位置に前記エルボ形レバー１７と前記弾
性リンク２０とを介して保持するところの前記ケ
ーブル１１によつて行われるようになつているこ
とを特徴とする多岐拘束装置。 ２ エルボ形レバー１７は、弾性リンク２０が蝶
番付け点２２に蝶番付けされている指１７Ａを含
み、前記ケーブル１１の保持用張力が、停止捕捉
具８とエルボ形レバー１７との蝶番用軸１８から
弾性リンク２０の長手方向軸線XXまでの距離d1
を減ずることにより、望む最小値まで減少されて
いる特許請求の範囲第１項記載の多岐拘束装置。 ３ 弾性リンク２０が中間スプリング２０Ａを含
み、中間スプリング２０Ａにより弾性リンクの両
端の蝶番付け点２１，２２の間に発生される力
F1＋ΔF1〜F1−ΔF1のうち、中間の力F1が発生さ
れるように予め多岐拘束装置をセツトし、熱膨張
率の差で、温度変化によるケーブル１１の収縮化
の場合にリンク２０の収縮化l2−Δl2と、スプリ
ング２０Ａの偏倚力の補償用増加F1＋ΔF1とを惹
起し、逆に、ケーブル１１の伸長化の場合にリン
ク２０の伸長化l2＋Δl2と、スプリング２０Ａの
偏倚力の補償用減少F1−ΔF1とを惹起するように
した特許請求の範囲第１項または第２項に記載の
多岐拘束装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8200962 | 1982-01-22 | ||
| FR8200962A FR2520323A1 (fr) | 1982-01-22 | 1982-01-22 | Dispositif de verrouillage multiple, insensible aux variations thermiques, applicable en particulier aux vehicules spatiaux |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58129000A JPS58129000A (ja) | 1983-08-01 |
| JPH0451400B2 true JPH0451400B2 (ja) | 1992-08-18 |
Family
ID=9270223
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58009255A Granted JPS58129000A (ja) | 1982-01-22 | 1983-01-21 | 熱的変動に不感性で、特に宇宙船に適用可能な多岐拘束装置 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4491289A (ja) |
| EP (1) | EP0085591B1 (ja) |
| JP (1) | JPS58129000A (ja) |
| AT (1) | ATE16263T1 (ja) |
| CA (1) | CA1193915A (ja) |
| DE (1) | DE3361081D1 (ja) |
| FR (1) | FR2520323A1 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3615263A1 (de) * | 1986-05-06 | 1987-11-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Niederhaltevorrichtung an raumflugkoerpern |
| US5810296A (en) * | 1996-08-29 | 1998-09-22 | Trw Inc. | Integrated restraint/release/deployment initiation device |
| US6360995B1 (en) | 2000-08-22 | 2002-03-26 | Lockheed Martin Corporation | Docking system & method for space travel vehicle |
| USD708503S1 (en) * | 2012-05-25 | 2014-07-08 | Staubli Faverges | Locking-closing device |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS54153500A (en) * | 1978-05-24 | 1979-12-03 | Mitsubishi Electric Corp | Panel retainer for artificial satellite |
| DE2853070C3 (de) * | 1978-12-08 | 1981-10-29 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Niederhaltersystem für entfaltbare oder entklappbare Trägerelemente an Raumflugkörpern |
| FR2516893A1 (fr) * | 1981-11-26 | 1983-05-27 | Aerospatiale | Systeme permettant le maintien temporaire et la liberation de deux parties, plus particulierement dans le domaine spatial |
-
1982
- 1982-01-22 FR FR8200962A patent/FR2520323A1/fr active Granted
-
1983
- 1983-01-07 CA CA000419057A patent/CA1193915A/en not_active Expired
- 1983-01-13 AT AT83400084T patent/ATE16263T1/de not_active IP Right Cessation
- 1983-01-13 DE DE8383400084T patent/DE3361081D1/de not_active Expired
- 1983-01-13 EP EP83400084A patent/EP0085591B1/fr not_active Expired
- 1983-01-17 US US06/458,690 patent/US4491289A/en not_active Expired - Lifetime
- 1983-01-21 JP JP58009255A patent/JPS58129000A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS58129000A (ja) | 1983-08-01 |
| EP0085591B1 (fr) | 1985-10-30 |
| CA1193915A (en) | 1985-09-24 |
| ATE16263T1 (de) | 1985-11-15 |
| FR2520323A1 (fr) | 1983-07-29 |
| DE3361081D1 (en) | 1985-12-05 |
| EP0085591A1 (fr) | 1983-08-10 |
| US4491289A (en) | 1985-01-01 |
| FR2520323B1 (ja) | 1984-04-27 |
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