(57)【要約】【課題】人工衛星などを収納するロケットフェアリング両半殻の結合強度及び結合解除力の最適化設計と十分な設計余裕の確保が可能であり、締結手段と分離用火工品の特性値や製作精度などへの管理要求を緩和できるロバストで運用性の良い結合分離機構を提供する。【解決手段】フェアリング両半殻端部フレームをコの字型断面の外底面で背中合わせに結合する結合ボルト列の矩形状頭部の長手方向首下部を楔型とし、これに嵌合するV字型縦通溝を形成する一対のリテーナーで保持し、該フレームに対向内接するコの字型断面を有するホルダースペーサーの両端部で両リテーナー外側面を拘束する。ホルダースペーサーの内底面側に配置された圧縮成型管内の導爆線の作動により成型管が膨張してスペーサーが後退し拘束解除すると共に、楔型側面を有するピストンが押されて両リテーナーを押し広げ、結合ボルト頭部をフレーム貫通孔から押し出して両半殻を分離する構成とした。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星などのペイロードを収納する打上ロケットのフェアリングにおいて、縦方向二分割されたその両半殻の各結合分離端部にコの字型断面の開口部側を装着される一対の結合分離端部フレーム、該端部フレームの断面底部側を背中合わせにして、その長手方向複数箇所で結合するための矩形状の回り止め形状頭部と楔型の長手方向首下斜面を有する結合ボルト及びこれに螺合する締付ナット、該結合ボルトの楔型首下斜面に嵌合するV字型断面の縦通溝をボルト側の前記端部フレーム断面内底上で並置対向する内側斜面で形成する一対のリテーナー、該端部フレームに対向内接するコの字型断面を有し、その両端部を内面側は前記両リテーナーの外側垂直面に、外面側は該端部フレームの内壁面に各々圧接されて相互の初期位置を摩擦力で拘束するホルダースペーサー、該ホルダースペーサーの断面内底側に並置され、導爆線を内封した一対の圧縮成型管、前記結合ボルト首下部楔型断面の延長に相当する台形状断面を有し、両リテーナーの初期位置におけるV字型断面縦通溝の開口端にその上底先端部が貫入し、背面下底側は圧縮成型管に接するピストンから構成され、
結合ボルト側の端部フレーム内底面に前記リテーナーを並置し、該端部フレーム底部の貫通孔列に各結合ボルト軸部を挿入してその頭部を両リテーナーで保持・回転止めし、ピストンと圧縮成型管を順次重ね合わせた上からホルダースペーサーの内底面で蓋い、かつその両端部が両リテーナー外側面と端部フレーム内壁間に挿入されるように組み込み、他方の端部フレーム断面底部のボルト孔列に通した各結合ボルト軸を締付ナットで締付けることにより、結合ボルト首下部の楔効果により両リテーナーとホルダースペーサー両端部を該端部フレーム内壁面に向けて圧接固定し、それらに囲まれた内腔において、ホルダースペーサー内底部中央に形成した中間隔壁部で両圧縮成型管を仕切ると共にその先端部でピストンを初期位置に保持する一連の機能を一括的に果たした状態で両方の端部フレームを所要のプリロードで結合し、
分離時には、導爆線の起爆による爆発ガス圧力で圧縮成型管が膨張し、ホルダースペーサーをその両端部での拘束摩擦力に抗して該端部フレーム内面のストッパー位置まで後退スライドさせて両リテーナーの拘束を解除すると共に、ピストンを押し下げてV字型縦通溝に貫入させることにより、両リテーナー位置がスライドして押し広げられる結果、各結合ボルト頭部の保持拘束が解放されて端部フレーム底部の対応する各貫通孔から押し出されることにより、両半殻の結合解除と分離が締結部材の切断などを伴わずになされる方式により、
フェアリングの結合強度と結合解除力の独立的最適化による十分な設計余裕が確保でき、飛行荷重条件の増大への対応性や分離衝撃環境を改善し、併せて締結手段と分離用火工品部材の特性値や製作精度及び運用温度条件などへの管理要求を緩和できるロバストで製造性と運用性の向上を可能にしたことを特徴とするロケットフェアリングの結合分離機構。
【請求項２】
導爆線を封入した圧縮成型管以外の構成部材を結合ボルト位置を含む長手方向の一定範囲で分割してセグメント化し、一対の端部フレームが上下に結合分離される姿勢で圧縮成型管の可撓性により繋がった多角形状に配置し、その各頂点における連結部分の成型管をその膨張を制限するカバーで覆うことにより、フェアリング下部のロケット本体側との円周方向の結合分離部にも適用可能とした請求項１に記載のロケットフェアリングの結合分離機構。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、打上ロケットに搭載される人工衛星などのペイロードを収納するフェアリングの結合分離機構に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
打上ロケットに搭載される人工衛星や宇宙機などのペイロードを収納するフェアリングは、コーン状の先端部を有する円筒形状で縦方向に二分割される形式が一般的である。
その両半殻の縦方向及び下部円周方向の結合分離端部には、結合分離機構が装着され、分離時には締結用のノッチボルトやリベットなどを火工品（爆薬）で切断する方式が多い。
【０００３】
この方式は、比較的簡単な構成でフェアリングの結合と分離が可能な上、信頼性も高いため、多くの打上ロケットで採用されている。
しかしながら、その締結手段や分離用火工品の設計、製造、運用においては、精度の高い技術と厳密な管理が必要となるケースも少なくない。  また、フェアリングのサイズや飛行荷重条件の増大への柔軟な対応性にも難があり、再設計開発が必要になることもある。
【０００４】
前記の締結手段には、飛行荷重に十分耐えるための強度下限値と、分離時には確実に切断されるための強度上限値とからなる強度値の制限幅がある。
また、火工品には、締結手段の確実な切断に必要な爆発力の下限値と、火薬を封入した成型管の内圧破壊強度に制約される爆発力の上限値とに対応する薬量や使用温度の制限幅がある。
【０００５】
これらの制約条件は互いに相関し、かつ各々の許容幅が比較的狭いため、条件を満たす設計解の存在範囲は一般的に狭く、十分な設計余裕を確保し難かったり、ノッチボルトや火工品成型管などの強度要求値と火工品の薬量要求値に対する製品特性値のバラツキや打上げ時の火工品制限温度に対して厳密な管理が必要になることがあり、運用性にも課題がある。
【０００６】
このため、フェアリング両半殻の締結手段を火工品で切断する方法によらず、締結用のシアピンを引き抜いたり、分離ナット方式を応用した考案などもある。
しかしながら、二分割分離ナット方式では、分割方向に平行なネジ山嵌合部が原理的に干渉して分離を妨げる可能性があったり、加工組立精度上の難もある。
これらにより、フェアリング両半殻の結合機能と拘束解除分離機能の両面の基本要求に対して確実に機能して信頼性が高く、製作組立性や運用性も良好な設計の結合分離機構を得るには課題もある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特許  第３２２３１７１号
【特許文献２】特許公開  ２００９−２９２２５０
【特許文献３】特表  ２００７−５０９０００
【特許文献４】特表  ２００７−５０９３０８
【非特許文献】
【０００８】
【非特許文献１】「H-IIAロケット試験機１号機の開発状況について」  （第１９頁）平成１３年６月２１日  宇宙開発事業団    www.jaxa.jp/press/nasda/2001/img/kaikaku_010709_4.pdf
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
人工衛星などを収納するロケットフェアリングの縦方向二分割された両半殻の結合分離部の結合強度と結合解除力を独立的に最適化設計できる方式により、各々の設計余裕を十分に確保可能となり、飛行荷重条件の増大にも柔軟に対応できる他、締結手段と分離用火工品部材の特性値や製作精度などへの管理要求を緩和できるロバストで運用性の良いロケットフェアリングの結合分離機構を提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
フェアリング両半殻の各結合分離端部に装着する一対の端部フレームをコの字型断面とし、その外底面で両者を背中合わせにして結合する結合ボルト列のボルト頭部を矩形状の回り止め形状とし、かつその長手方向首下部を楔型斜面とする。  
この首下部に嵌合するV字型断面の縦通溝を対向する内側斜面で形成する一対のリテーナーで保持し、前記フレームに対向してそれに内接するコの字型断面を有するホルダースペーサーの両端部で両リテーナーの外側面を拘束する。
ホルダースペーサーの内底面側に配置された圧縮成型管内の導爆線の作動により、成型管が膨張してホルダースペーサーを後退させ、両リテーナーの拘束を解除すると共に、結合ボルト首下部と相似な楔型側面を有するピストンが押され、V字型縦通溝に貫入して両リテーナーを押し広げ、各結合ボルトの頭部を各々に対応して該端部フレーム底面に設けた貫通孔から押し出して両半殻を分離する構成とした。
【発明の効果】
【００１１】
本発明によるロケットフェアリングの結合分離機構では、フェアリングの大きさや飛行荷重に対応して必要となる両半殻の結合強度は、結合ボルトのサイズと設置間隔の設定により、設計上比較的柔軟に確保可能である。
また、ノッチボルトなどの切断方式におけるような締結部材強度の上限に係る直接的制約が無くなるため、結合ボルトの強度には十分な設計余裕が確保可能となり、その製作精度や強度特性値などへの管理要求も緩和され、製造性や運用性が向上する。
【００１２】
拘束解除用の火工品に要求される爆発力は、ノッチボルトなどの切断方式に比べて減少するため、フェアリング分離時にペイロードなどに及ぼす衝撃も低減される。  
また、フェアリング分離時に構成部材の切断などを伴わないため、搭載衛星などを損傷したり有害な宇宙デブリとなる破片やコンタミネーションの発生もない。
【００１３】
圧縮成型管は、その断面形状を蛇腹状などにして火工品作動による膨張時の断面積拡大率を大きくしたことにより、偏平楕円状断面形状に比べて十分な作動ストロークを確保できると共に、膨張時の内圧低下率が大きくなることにより、成型管の強度余裕が増加する。
また、ストッパー位置で後退移動停止したホルダースペーサーに拘束されて圧縮成型管の膨張量が制限されるため、その過大膨張による破裂も回避できる。
これらにより、火工品の火薬量と成型管材料強度に係る許容幅や設計余裕を拡大でき、製作精度や特性値の管理要求と打上げ時の火工品温度制約条件などが緩和できるロバストな結合分離機構を得ることができ運用性が向上する。
なお、膨張後の成型管に万一亀裂などが発生して燃焼ガスが内部漏洩しても、結合分離端部フレーム内腔の閉空間に閉じ込められるため、直ちに燃焼ガスなどが外部に放出されることもない。
【００１４】
比較的簡素な構成でフェアリング両半殻の確実な結合と結合ボルト他の可動部材の拘束固定が得られ、それらの拘束解除と結合ボルト頭部の放出・分離までのプロセスにおいて火工品による起動力が確実かつ効果的に作用する。
加えて、火工品冗長系の採用により、フェアリング両半殻の結合機能と分離機能の両面において信頼性の高い結合分離機構が得られる。
また、フェアリング本体部への装着においても、従来の結合分離機構との互換性が高い。
【００１５】
本結合分離機構の最終組立段階では、結合ボルトへの締付ナットの締め付けにより、両半殻端部フレームの結合と必要なプリロードの付与ができる他、同時操作で結合ボルト首下部の楔効果により、リテーナーとホルダースペーサー及びピストンの一括的な拘束と固定も他の追加手段を要することなく可能となる。
工場での製作組立に特殊な技能は必要とせず、フィールドジョイントによるフェアリング両半殻結合前の結合ボルトと締付ナット間の最終トルク点検も可能であり、射場での組立整備の作業性も良い。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明による結合分離機構の基本構成を示す断面図  （結合固定状態）
【図２】本発明による結合分離機構の作動形態を示す断面図  （拘束解除状態）
【図３】本発明による結合分離機構の作動形態を示す断面図  （分離状態）
【図４】本発明による結合分離機構の他部位断面図  （結合固定状態）
【図５】本発明による結合分離機構の他部位断面図  （分離状態）
【図６】本発明による結合分離機構の部材構成図
【図７】本発明による結合分離機構の結合ボルトの三面図
【図８】本発明による結合分離機構を装着したロケットフェアリング全体図
【発明を実施するための形態】
【００１７】
本発明によるロケットフェアリングの結合分離機構の基本構成を図１、図４に、作動形態を図２、図３、図５に、部材の概要を図６、図７に、ロケットフェアリングへの装着状態を図８に示す。
人工衛星や探査機などのペイロード３は、打上ロケット２の上段部２１に図８に示すように搭載され、上部がコーン状で円筒形のロケットフェアリング１の中に収納されて打ち上げられる。
所定の高度に到達して空気力の影響が無くなると、フェアリングの縦方向二分割された両半殻1A及び1Bの縦方向と周方向の結合分離部1v及び1hで分離され、バネ機構などにより付勢されて投棄される方式が一般的である。
【００１８】
前記の結合分離部に装着される本発明の結合分離機構１１は、フェアリング両半殻パネルの各結合分離端部に一対の結合分離端部フレーム111Aと111Bを各々のコの字型断面の開口部側で挟み込む形でパネル結合ボルト・ナット111Ac及び111Bcにより装着し、該端部フレームの断面底部側を背中合わせにして、その長手方向複数箇所を結合ボルト列で締結する方法で両半殻を結合し、分離時には各ボルト頭部の支持部材の拘束を火工品で解除してボルト頭部を解放・放出することにより両半殻を分離する方式からなる。
【００１９】
結合ボルト112は、その頭部112aが回り止め機能を有する矩形状をなし、かつその長手方向の首下部両側で楔型の斜面112bを形成する。
この楔型首下斜面に嵌合して結合ボルト列の各頭部を保持・拘束するV字型断面の縦通溝をボルト側の前記端部フレーム111Aの断面内底上に並置される一対のリテーナー114の対向する内側スロープ部114aにより形成する。
縦通溝底部の端部フレーム111Aの断面内底中心線上に設けた結合ボルトの矩形状頭部112aが抜け出せる貫通孔列111Aaに各結合ボルト軸を通す。
両リテーナー114の外側垂直面のホルダースペーサー押圧面114bは、端部フレーム111Aに対向してそれに内接するコの字型断面を有するホルダースペーサー116の両端部内面側のリテーナー押圧受圧部116bに接する。
【００２０】
ホルダースペーサー116の断面内底側には、導爆線117aを内封した一対の圧縮成型管117を並置する。
リテーナー114と圧縮成型管117の間には、前記結合ボルトの首下部楔型断面の延長に相当する台形状断面を有し、両リテーナー114の初期位置におけるV字型断面縦通溝の開口端にその上底側の先端部が貫入し、背面の下底側は圧縮成型管に接する受圧面115bになるピストン115が挿入される。  
分離ボルトの矩形状頭部に対応する位置ではピストン115の前記上底面に分離ボルト頭部受け溝115cを形成する。
ホルダースペーサー116の内底部中央に形成した中間隔壁部116aにより、両圧縮成型管を仕切ると共に、その先端部がピストン115の中間隔壁ストッパー受け部115dに接してピストンを初期位置に保持する。
【００２１】
両結合分離端部フレームを背中合わせにして、端部フレーム（フィールドジョイント側）111Bの結合ボルト孔111Ba列を通した各結合ボルト軸を締付ナット113で締付けることにより、結合ボルト首下斜面112bの楔効果により、両リテーナー114が押し広げられる方向の荷重を受け、それらの外側のホルダースペーサー押圧面114bでホルダースペーサー両端部内面側のリテーナー押圧受圧部116bを押し、それらの背面側を結合分離端部フレーム111Aの両側内壁面に弾性変形により押し付けることにより、これらの部材を互いに摩擦力で拘束・固定する。  
これらの部材に取り囲まれたピストン115及び圧縮成型管117もその初期位置に保持されることになる。
結合ボルト及び締付ナットの締付け力には、飛行荷重に対応したプリロードを負荷することが可能である。
【００２２】
本結合分離機構１１の組立及びその結合分離端部フレーム（ファクトリージョイント側）111Aとフェアリングの一方の半殻とのパネル結合ボルト・ナット111Acによる結合は工場で実施しておき、射場で人工衛星などのペイロードを搭載後、フェアリング収納時に結合分離端部フレーム（フィールドジョイント側）111Bと他方の半殻のパネル端部１２とをパネル結合ボルト・ナット111Bcで結合する。
この結合に先立ち、必要に応じて締付ナット113の最終トルク点検を実施する。
【００２３】
フェアリング分離時には、導爆線117aの起爆による爆発ガス117cの圧力により圧縮成型管117が膨張し、ホルダースペーサー116をその両先端部での拘束摩擦力に抗して端部フレーム111A内面のストッパー111Ad位置まで後退スライドさせ、両リテーナー114の拘束を解除すると共に、ピストン115を押し下げて両リテーナー間のV字型縦通溝にその楔型側面部115aを貫入させることにより、両リテーナー位置がスライドして押し広げられる結果、各結合ボルト頭部112aの保持拘束が解放されて端部フレーム111A底部の対応する各貫通孔111Aaから押し出されて離脱することにより、両半殻の結合解除と分離が締結部材の切断や破片の放出などを伴わずになされる。
導爆線117aを封入した圧縮成型管117の膨張力を二系統の内、片方のみの作動でも前記の結合解除・分離機能が働くようにその火薬量などを設定することにより、火工品系統としての冗長系を成立させ、十分な信頼性を確保する。
フェアリング両半殻の分離力の付勢には、別途装備されるスプリングアクチュエーターなどが使用される。
【実施例】
【００２４】
本発明の実施例による結合分離機構の断面図を図１、図４に示す。
他の実施例として、火工品を冗長系とせず、導爆線を内封した圧縮成型管が1本の単一系とする方式もある。
また、一対の結合分離端部フレーム111A及び111Bとフェアリング両半殻の結合において、工場で結合しておくファクトリージョイントと、射場でのペイロード搭載後の収納時に結合するフィールドジョイントの結合関係を逆にする方式もある。
フェアリングの縦方向結合分離部1vに限らず、周方向結合分離部1hに対しても、導爆線を封入した圧縮成型管以外の構成部材を結合ボルト位置を含む長手方向の一定範囲で分割してセグメント化し、一対の端部フレームが上下に結合分離される姿勢で圧縮成型管の可撓性により繋がった多角形状に配置し、その各頂点における連結部分の成型管をその膨張を制限するカバーで覆うことにより、フェアリング下部のロケット本体側との円周方向の結合分離部にも適用可能である。
【産業上の利用可能性】
【００２５】
ロケットフェアリングが分割される結合分離端部の内、縦方向の直線状分離部のみでなく、中間位置または下部のロケット本体側との円周方向分離部についても、本分離機構の構成部材を周方向セグメントに分割化するなどの方法により適用可能である。
また、ロケットフェアリング以外の宇宙システムや地上システムにも応用が可能である。
【符号の説明】
【００２６】
１  ロケットフェアリング
1A、1B  フェアリング半殻
1v  縦方向結合分離部
1h  周方向結合分離部
１１  結合分離機構
111A  結合分離端部フレーム（ファクトリージョイント側）
111Aa  結合ボルト頭部貫通孔
111Ab  パネル結合ボルト孔
111Ac  パネル結合ボルト・ナット（ファクトリージョイント）
111Ad  ストッパー
111B  結合分離端部フレーム（フィールドジョイント側）
111Ba  結合ボルト孔
111Bb  パネル結合ボルト孔
111Bc  パネル結合ボルト・ナット（フィールドジョイント）
112  結合ボルト
112a  ボルト頭部
112b  楔型首下斜面
112c  ネジ形成部
113  締付ナット
114  リテーナー
114a  V字型縦通溝スロープ部
114b  ホルダースペーサー押圧面
115  ピストン
115a  楔型側面部
115b  受圧面
115c  分離ボルト頭部受け溝
115d  中間隔壁ストッパー受け部
116  ホルダースペーサー
116a  中間隔壁部
116b  リテーナー押圧受圧部
117  圧縮成型管
117a  導爆線
117b  スペーサー
117c  爆発ガス
１２  フェアリング半殻パネル端部
２  打上ロケット
２１  ロケット本体上段部
３  ペイロード
【図１】
2014037166.tif 000003
【図２】
2014037166.tif 000004
【図３】
2014037166.tif 000005
【図４】
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【図５】
2014037166.tif 000007
【図６】
2014037166.tif 000008
【図７】
2014037166.tif 000009
【図８】
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