(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合し両者の間にて推進力を伝達する方法において、
点荷重取り付け可能なコアロケット機体を提供することと、
荷重分布取り付け可能なブースタロケットエンジンを提供し、該ブースタロケットエンジンの少なくとも一部の間隔を置いた少なくとも２箇所で荷重分布取り付け可能とすることと、
点荷重取り付け可能な少なくとも１つの荷重伝達構造体と、間隔を置いた少なくとも２箇所で荷重分布取り付け可能な少なくとも１つの荷重受け入れ構造体と、その長手方向伸長部に沿って変化した横断面を有する少なくとも１つの構造部材とを備え、前記少なくとも１つの荷重伝達構造体、前記少なくとも１つの荷重受け入れ構造体、および前記少なくとも１つの構造部材は互に一体化された単一の部材として形成されている結合装置を提供することと、
前記ブースタロケットエンジンに対し少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体を結合することと、
前記コアロケット機体に対し少なくとも１つの前記荷重伝達構造体を結合することとを備える、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合し両者の間にて推進力を伝達する方法。
【請求項２】
請求項１に記載の方法において、前記ブースタロケットエンジンの少なくとも一部に少なくとも１つのサドルを形成することを備える、方法。
【請求項３】
請求項１に記載の方法において、少なくとも１つの前記構造部材の少なくとも一部分をＩビームとして形成し、該Ｉビームが、第一のフランジ部材、第二のフランジ部材、および該第一フランジ部材と第二のフランジ部材との間にて横方向に配置されたウェブ部材を含むようにすることを更に備える、方法。
【請求項４】
請求項３に記載の方法において、少なくとも１つの前記構造部材が前記コアロケット機体から前記ブースタロケットエンジンに向けて伸びるに伴い、少なくとも１つの前記構造部材の前記Ｉビームの第一及び第二のフランジ部材の幅を拡げることを更に備える、方法。
【請求項５】
請求項１に記載の方法において、前記ブースタロケットエンジンの動作方向後端に補強リングを提供することを備える、方法。
【請求項６】
請求項１に記載の方法において、前記コアロケット機体と前記ブースタロケットエンジンとの間に少なくとも約２００乃至９１５ｍｍの横方向分離距離を許容し得るように少なくとも１つの構造部材を配置することを更に備える、方法。
【請求項７】
請求項１に記載の方法において、少なくとも１つの構造部材を多軸荷重可能な形態にすることを更に備える、方法。
【請求項８】
請求項１に記載の方法において、少なくとも１つの構造部材を単一軸荷重可能な形態にすることを更に備える、方法。
【請求項９】
ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合する装置において、
ブースタロケットエンジンに対し該ブースタロケットエンジンの間隔を置いた少なくとも２箇所で荷重分布取り付け可能な少なくとも１つの荷重受け入れ構造体と、
コアロケット機体に対し点荷重取り付け可能な少なくとも１つの荷重伝達構造体と、
少なくとも１つの荷重受け入れ構造体と少なくとも１つの荷重伝達構造体との間に結合されて、Ｉビームの形態とされた少なくとも一部分を有する少なくとも１つの構造部材とを備え、前記少なくとも１つの荷重受け入れ構造体、前記少なくとも１つの荷重伝達構造体、および前記少なくとも１つの構造部材は互に一体化された単一の部材として形成されている、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合する装置。
【請求項１０】
請求項９の装置において、前記Ｉビームの形態とされた少なくとも１つの構造部材の少なくとも一部分が、第一のフランジ部材、第二のフランジ部材、および該第一フランジ部材と第二のフランジ部材との間にて横方向に配置されたウェブ部材を備え、前記第一のフランジ部材、第二のフランジ部材及びウェブ部材の少なくとも１つが、Ｉビームの長手方向伸長部に沿って変化した横断面を呈するようにした、装置。
【請求項１１】
請求項１０の装置において、前記第一のフランジ部材、第二のフランジ部材、ウェブ部材の各々が、Ｉビームの長手方向伸長部に沿って変化した断面を呈するようにした、装置。
【請求項１２】
請求項１０の装置において、前記第一及び第二のフランジ部材が、少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体に隣接する第一の幅と、少なくとも１つの前記荷重伝達構造体に隣接する第二のより狭い幅とを呈するようにした、装置。
【請求項１３】
請求項１０の装置において、前記ウェブ部材が少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体と少なくとも１つの前記荷重伝達構造体との間を伸びるとき、前記ウェブ部材の高さが変化するようにした、装置。
【請求項１４】
請求項１１の装置において、前記ウェブ部材が、前記第一のフランジ部材と前記第二のフランジ部材との間にてテーパー付きの変化した厚さを有する、装置。
【請求項１５】
請求項９の装置において、少なくとも１つの前記荷重伝達構造体が少なくとも１つの前記構造部材と結合されたせん断ブロックを備える、装置。
【請求項１６】
請求項１５の装置において、前記せん断ブロックが、ボール継手カップリング、半ボール継手カップリング、ピン及びＵ字形リンクカップリングの１つによりコアロケット機体に取り付け可能とされる、装置。
【請求項１７】
請求項９の装置において、少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体が、前記ブースタロケットエンジンに形成されたサドルに取り付け可能とされる、装置。
【請求項１８】
請求項９の装置において、少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体がブースタロケットエンジンの一部分にボルト止め可能とされる、装置。
【請求項１９】
請求項９の装置において、前記ブースタロケットエンジンは前記少なくとも１つの荷重受け入れ構造体と結合され、前記コアロケット機体は前記少なくとも１つの荷重伝達構造体と結合されている、装置。
【請求項２０】
請求項９の装置において、少なくとも１つの前記荷重伝達構造体及び少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体の各々が少なくとも１つの前記構造部材に溶接される、装置。
【請求項２１】
請求項９の装置において、少なくとも１つの前記荷重伝達構造体及び少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体の各々が少なくとも１つの前記構造部材に機械的に締結される、装置。
【請求項２２】
請求項９の装置において、少なくとも１つの前記構造部材、少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体及び少なくとも１つの前記荷重伝達構造体がアルミニウム材料にて形成される、装置。
【請求項２３】
請求項９の装置において、前記ブースタロケットエンジンが、第一の材料にて形成され、少なくとも１つの前記構造部材、少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体及び少なくとも１つの前記荷重伝達構造体が第二の材料にて形成され、第一の材料及び第二の材料が同様の弾性率を呈する、装置。
【請求項２４】
請求項９の装置において、少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体及び少なくとも１つの前記荷重伝達構造体が、前記ブースタロケットエンジンとコアロケット機体との間にて少なくとも約２００乃至９１５ｍｍの横方向距離を保ち得るように少なくとも前記１つの前記構造部材により隔てられる、装置。
【請求項２５】
ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合する装置において、
コアロケット機体に対し点荷重取り付け可能な荷重伝達構造体と、
ブースタロケットエンジンに対し該ブースタロケットエンジンの間隔を置いた少なくとも２個所で荷重分布取り付け可能な第一の荷重受け入れ構造体と、
前記荷重伝達構造体と前記第一の荷重受け入れ構造体との間に結合されたＩビームの形態とされた第一の構造部材と、
ブースタロケットエンジンに対し該ブースタロケットエンジンの間隔を置いた他の少なくとも２箇所で荷重分布取り付け可能な第二の荷重受け入れ構造体と、
前記荷重伝達構造体と前記第二の荷重受け入れ構造体との間に結合されたＩビームの形態とされた第二の構造部材とを備え、
前記荷重伝達構造体、前記第一及び第二の荷重受け入れ構造体、前記第一及び第二の構造部材が全て互に一体化された単一の部材として形成される、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合する装置。
【請求項２６】
請求項２５の装置において、前記第一の荷重受け入れ構造体が荷重伝達構造体のコアロケット機体推進方向前方に配置され、前記第二の荷重受け入れ構造体が荷重伝達構造体の前記方向後方に配置される、装置。
【請求項２７】
請求項２６の装置において、前記第一及び第二の構造部材の各々が、第一のフランジ部材と、第二のフランジ部材と、該両フランジ部材の間にて横方向に配置されたウェブ部材とを備え、前記第一及び第二のフランジ部材並びに前記第一及び第二の構造部材のウェブ部材の少なくとも１つがその長手方向伸長部に沿って変化した横断面を呈する、装置。
【請求項２８】
請求項２７の装置において、前記第一及び第二の構造部材の前記第一及び第二のフランジ部材が、該両フランジ部材が荷重伝達構造体から離れる方向に伸びるとき、拡張する幅を呈する、装置。
【請求項２９】
請求項２８の装置において、前記第一及び第二の構造部材の前記ウェブ部材が、前記第一及び第二のフランジ部材の間にテーパー付きの厚さを呈する、装置。
【請求項３０】
ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に取り付ける装置において、
コアロケット機体に対し点荷重取り付け可能な少なくとも１つの荷重伝達構造体と、
ブースタロケットエンジンに対し該ブースタロケットエンジンの間隔を置いた少なくとも２箇所で荷重分布取り付け可能な少なくとも１つの荷重受け入れ構造体と、
少なくとも１つの前記荷重伝達構造体と少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体との間に結合された少なくとも１つの構造部材であって、該構造部材が少なくとも１つの前記荷重伝達構造体から少なくとも１つの前記荷重受け入れ構造体に向けて長手方向に伸びるとき、変化した横断面を呈する前記少なくとも１つの構造部材とを備え、前記少なくとも１つの荷重伝達構造体、前記少なくとも１つの荷重受け入れ構造体、および前記少なくとも１つの構造部材は互に一体化された単一の部材として形成されている、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に取り付ける装置。
【請求項３１】
請求項３０の装置において、前記ブースタロケットエンジンは前記少なくとも１つの荷重受け入れ構造体と結合され、前記コアロケット機体は前記少なくとも１つの荷重伝達構造体と結合されている、装置。
【請求項３２】
請求項３０の装置において、少なくとも１つの前記構造部材がＩビームの形態とされた少なくとも一部分を備える、装置。
【請求項３３】
請求項３０の装置において、少なくとも１つの前記構造部材がＣ字形部材の形態とされた少なくとも一部分を備える、装置。
【請求項３４】
ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に取り付ける装置において、
コアロケット機体に対し点荷重取り付け可能な少なくとも１つの荷重伝達構造体と、
ブースタロケットエンジンに対し該ブースタロケットエンジンの間隔を置いた少なくとも２箇所で荷重分布取り付け可能な第一の荷重受け入れ構造体と、
ブースタロケットエンジンに対し該ブースタロケットエンジンの間隔を置いた他の少なくとも２箇所で荷重分布取り付け可能な第二の荷重受け入れ構造体と、
少なくとも１つの前記荷重伝達構造体と前記第一の荷重受け入れ構造体との間に結合された第一の構造部材であって、第一のウェブ部材と結合された第一のフランジ部材を有する前記第一の構造部材と、
少なくとも１つの前記荷重伝達構造体と前記第二の荷重受け入れ構造体との間に結合された第二の構造部材であって、第二のウェブ部材と結合された第二のフランジ部材を有する前記第二の構造部材と、
前記第一の荷重受け入れ構造体と前記第二の荷重受け入れ構造体との間に結合された共通のフランジ部材であって、前記第一及び第二のウェブ部材及び少なくとも１つの前記荷重伝達構造体とも結合された共通のフランジ部材とを備える、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に取り付ける装置。
【請求項３５】
請求項２の方法において、ブースタロケットエンジンの少なくとも一部に少なくとも１つのサドルを形成する方法が、
取り付け構造体を荷重受け入れ構造体と結合可能とすることと、
ブースタロケットエンジンの複合材ケーシングの外面に隣接してゴムせん断プライを配置することと、
前記取り付け構造体を前記ゴムせん断プライの上に配置することと、
前記取り付け構造体の少なくとも一部分の上に少なくとも１つの繊維フープ重なり合い部分を形成することとを備える、方法。
【請求項３６】
請求項３５の方法において、少なくとも１つの繊維フープ重なり合い部分を形成することが、少なくとも１つの黒鉛フープ重なり合い部分を形成することを含む、方法。
【請求項３７】
請求項３５の方法において、少なくとも１つの繊維フープ重なり合い部分を形成することが、少なくとも１つのガラスフープ重なり合い部分を形成することを含む、方法。
【請求項３８】
請求項３５の方法において、ニトリルブタジエンゴムから前記ゴムせん断プライを形成することを更に備える、方法。
【請求項３９】
請求項３５の方法において、エチレンプロピレンジエンモノマーから前記ゴムせん断プライを形成することを更に備える、方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、全体として、１つ又は２つ以上のブースタロケットエンジンを互いに又はコアロケット機体に取り付けるような、航空宇宙機体の構成要素を相互に取り付けること、より具体的には、その間の分離距離を変更することを許容しつつ、かかる機体の構成要素間にて推進力荷重を伝達することに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケットエンジンのような航空宇宙機体の構成要素は、色々な搭載重量を宇宙に運ぶために使用される。かかるロケットエンジンは、典型的に、固体又は液体何れかの化学的推進剤を燃焼させて機体が地球の大気を通って上昇し且つ軌道に乗る間に必要とされる推進力を提供する。この推進力は、推進剤を燃焼させ、その結果、高温ガスをノズルを通じて機体の後部に噴出することにより実現される。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
航空宇宙機体を打上げるには多量の推進力が必要とされ、また、機体の搭載重量を含む多数のファクタに依存して、推進力の正確な量は個々の航空宇宙機体毎に異なる。航空宇宙機体の搭載重量を変化させるためには、コア機体に取り付けられるブースタロケットエンジンをより大型にし又は追加するといったことを含む推進力の設計形態を大幅に改変することを必要とする。推進力を提供する構成要素の形態を変更することは、特に、構成要素の互いに対する関係及び打上げ台の構造に対する設計上の難点を生じることがしばしばである。
【０００４】
例えば、図１Ａを参照すると、従来技術のコアロケット機体１００の後端が打上げ台構造体１０２内に配置された状態で示してある。ブースタロケットエンジンがコアロケット機体１００に取り付けられるならば、打上げ台構造体１０２は、ブースタロケットエンジンを受け入れ得るように形態変更するか、又はブースタロケットエンジンを打上げ台構造体１０２の外方に配置し、打上げ台構造体１０２との物理的干渉を回避し得るように取り付けなければならない。打上げ台構造体は、設計及び製造が極めて高コストであるから、ブースタロケットエンジンを追加すること（すなわち、既存のロケットエンジンの寸法を変更すること）は、コアロケット機体１００へのその取り付けの方法に関し設計上の顕著な考慮を必要とすることがしばしばである。かかる設計上の考慮は、ブースタロケットエンジンからコアロケット機体１００へ推進力を伝達するという構造上の問題のみならず、コアロケット機体１００、既存の打上げ台構造体１０２又はその他の構造体に対するブースタロケットエンジンの配置に関する位置的又は空間的な考慮事項も含む。
【０００５】
図１Ｂを参照すると、コアロケット機体１００がその上に配置された打上げ台構造体１０２の底面図が図示されている。この形態の構造体によれば、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体１００に最も近く横方向に取り付けることを可能にするブースタロケットエンジンの位置（横方向距離は、分離距離と称する）は、コアロケット機体１００の中心から半径方向に伸び且つ打上げ台構造体１０２に最も近い側部１０６に対し垂直に配向される中心線１０４に沿ったものとすることができる。しかし、ブースタロケットをこの位置に配置することが常に望ましい訳ではない。
【０００６】
例えば、４つのブースタロケットエンジンを利用することが望まれるならば、分離距離が最短となる形態は、図２に図示したものであろう。この場合、ロケットエンジン１０８は、中心線１０４から一側部に又は別の側部に変位させる。ロケットエンジンを中心線１０４から横方向に移動する結果、分離距離は増す。
【０００７】
しかし、ブースタロケットエンジン１０８とコアロケット機体１００との間の分離距離を最短に設計することは、単にコアロケット機体１００及び打上げ台構造体１０２の双方に対するブースタロケットエンジン１０８の周方向位置を決定する以外のことが必要となることを認識すべきである。その他の考慮事項についても同様に検討しなければならない。例えば、図３を参照すると、ブースタロケットエンジン１０８が打上げ台構造体１０２と何ら物理的干渉をしないように配置された場合でさえ、ブースタロケットエンジンの出口円錐体１１０は打上げ台構造体１０２が出口円錐体１１０から排気された高温ガスの経路内に位置するように配置される。この排気への露呈は、コアロケット機体の構成要素との干渉を通じて打上げ台構造体１０２に多額の費用を伴う損傷を与え又は機体を故障させる可能性がある。このため、ブースタロケットエンジン１０８を適正に配置することは、打上げ台構造体１０２のいかなる損傷をも回避し得るように分離距離を増すことを含む。
【０００８】
分離距離を増すことは、ブースタロケットエンジン１０８からコアロケット機体１００への推進力の伝達のために利用される結合装置内でより大きい応力を発生させることらなる。新たな設計及び技術に伴って、かかるブースタロケットエンジンによって発生される推進力の程度は不断に増大する。ブースタロケットエンジンによって発生される現在の推進力の程度は、１００万ニュートン（Ｎ）又はそれ以上（数１０万ポンド）となることがしばしばである一方、予定される設計では、推進力は４４０万Ｎ（１，０００，０００ポンド）以上に達する。推進力が増大した大型のブースタロケットエンジンであることと分離距離が伸び且つ変化することとを組み合わせるためには、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合し且つその間にて推進荷重を伝達するため、改良された結合装置が必要とされる。更に、ブースタロケットエンジンに対する各種の整合の必要性は、取り付け構造体をコアロケット機体又はブースタロケットモータに取り付ける箇所の点にてより大きい自由度を許容する取り付け構造体を必要とする。
【０００９】
ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に取り付けるため一般に使用されている１つの型式の結合装置は、１対のロッド又は支柱を含み、そのロッドの各々の一端はコアロケット機体に取り付けられ、そのロッドの各々の他端はブースタロケットエンジンに取り付けられる。かかる構成は、推進力荷重及び分離距離の特定の組み合わせには十分であるが、この型式の結合装置は、推進力荷重及び分離距離が増したときにかえって悪化する各種の欠点がある。例えば、ロッド又は支柱は、典型的に、短い分離距離（例えば、５０乃至２００ｍｍ（２乃至８インチ））を有するブースタロケットエンジンを結合する場合に限り効果的である。しかし、分離距離が増すに伴い、ロッド内で発生される応力も同様に増大する。同様に、ブースタロケットエンジンの推進力が増すに伴い、発生される応力も増大する。更に、かかる結合装置は、推進力を点荷重を通じてほぼ伝達する設計とされている。これらの点荷重は、ブースタロケットエンジンケーシング及びコアロケット機体上の個々の取り付け箇所に集中する。かかる点荷重は、ブースタロケットエンジンケーシング用に典型的に使用される複合的構造体に加えられるとき、特に望ましくない。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
従来技術の欠点に鑑みれば、ブースタロケットエンジンを互いに又はコアロケット機体に取り付け且つその間にて推進力荷重を伝達する結合装置及び方法を提供することが好ましいであろう。この構造体及び方法は、大きい推進力荷重をブースタロケットエンジンからコアロケット機体に効率的に伝達することを許容することが望ましいであろう。更に、構造体全体に不必要な重量を加えることを回避し得るように比較的大きい強度対重量の比を有するかかる構造体を提供することが望ましいであろう。また、ブースタロケットエンジンのケーシングに加えられる荷重及び関連する応力を減少させるのに役立つ取り付け構造体及び取り付け方法を提供することが更に望ましいであろう。
【００１１】
本発明の１つの面によれば、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合し且つその間にて荷重を伝達する装置が提供される。該装置は、ブースタロケットエンジンに対して荷重分布取り付け可能な形態とされた少なくとも１つの荷重受け入れ構造体を備えている。少なくとも１つの荷重伝達構造体は、コアロケット機体に対しほぼ点荷重取り付け可能な形態とされている。Ｉビームの形態とされた少なくとも一部分を有する構造体の間に構造部材が配置される。Ｉビームは、該ビームが荷重伝達構造体と荷重受け入れ構造体との間にて伸びるとき、変化した断面を呈するような更なる形態とすることができる。例えば、Ｉビームのフランジは、幅及び（又は）厚さが変化する、すなわち湾曲した断面を呈する。同様に、ウェブは高さ及び（又は）厚さを変化させることができる。装置は、７０７５アルミニウムのようなアルミニウム、又はブースタロケットエンジンケーシングの弾性率と同様の弾性率を有することが望ましい何らかのその他の適宜な材料にて形成することができる。
【００１２】
本発明の別の面によれば、ブースタロケットエンジンをコアロケット機体に結合する別の装置が提供される。該装置は、コアロケット機体に対してほぼ点荷重取り付け可能な形態とされた少なくとも１つの荷重伝達構造体を有している。少なくとも１つの荷重受け入れ構造体は、ブースタロケットエンジンに対して荷重分布取り付け可能な形態とされている。構造部材は、荷重伝達構造体と荷重受け入れ構造体との間に結合され且つ荷重伝達構造体と荷重受け入れ構造体との間を伸びるとき、変化した横断面を呈する。構造部材は、Ｉビームの形態又は何らかのその他の構造上の形状を有することができる。
【００１３】
本発明の別の面によれば、ブースタロケットエンジンとコアロケット機体との間にて推進力を伝達するためその両者を結合する方法が提供される。この方法は、そのケースの一部分がほぼ荷重分布取り付け可能な形態とされた、ブースタロケットエンジンを提供することを含む。１つ又は２つ以上のサドルがブースタロケットエンジンの一部分に形成され、該サドルは、荷重分布取り付け可能な形態とされている。また、ブースタロケット及びコアロケット機体を結合する装置も提供される。該結合装置は、荷重分布取り付け可能な形態とされた荷重受け入れ構造体と、ほぼ点荷重取り付け可能な形態とされた荷重伝達構造体とを備え、可変の断面を有する構造部材が荷重受け入れ構造体と荷重伝達構造体との間に設けられ且つその間に結合されている。荷重受け入れ構造体は、ブースタロケットエンジンの取り付け部分と結合され、荷重伝達部材は、コアロケット機体の取り付け部分と結合されている。この方法は、また、結合装置の構造部材の形態をその長さに沿って変化した断面を呈するＩビームとすることを含む。
【００１４】
本発明の別の面によれば、結合装置、より具体的には、結合装置の上述した荷重受け入れ構造体を取り付けるためブースタロケットエンジンの複合的ケーシング内に１つ又は２つ以上のサドルを形成する方法が提供される。この方法は、複合的ケーシングの外面に隣接してゴムせん断プライを配置することを含む。このせん断プライは、天然ゴム又はニトリルブタジエンゴム（ＮＢＲ）又はエチレンプロピレンジエンモノマー（ＥＰＤＭ）のような合成ゴムにて形成することができる。結合装置に取り付け得る形態とされた取り付け構造体は、ゴムせん断プライの頂部に形成され、また、黒鉛又はガラス繊維のような、繊維フープ重なり合い部分が取り付け構造体の部分上に形成される。
【００１５】
本発明の上記及びその他の有利な点は、図面を参照しつつ以下の詳細な説明を読むことにより明らかになるであろう。
【００１６】
【実施の形態の説明】
図４を参照すると、コアロケット機体２００は、本発明の１つの実施の形態に従って結合装置２０４を介して該機体に取り付けられたブースタロケットエンジン２０２を備えている。結合装置２０４はまた、ブースタロケットエンジン２０２によって提供された推進力荷重をコアロケット機体２００に伝達する働きもする。結合装置２０４は、取り付けブロック２０６にてほぼ点荷重状態となる仕方にてコアロケット機体２００の後端部２０８の単一の位置にて取り付けブロック２０６に結合されている。かかる取り付けは、ボール継手、半ボール継手、ピン及びＵ字形リンク装置等のような、当該技術分野の当業者に既知の手段によって行うことができる。図４に図示した取り付け部分は、結合装置２０４をコアロケット機体２００に結合するボール継手２１０を有している。結合装置２０４は、その前方位置２１２にて及びブースタロケットエンジン２０２の後端２１６に近接した後方位置２１４にてブースタロケットエンジン２０２に取り付けられている。前方位置２１２にて示すように、ブースタロケットエンジン２０２に対する結合装置２０４の取り付け部は、以下に更に詳細に説明するように、ブースタロケットエンジンケーシング又は膜２１８に形成されたサドル２１７を有することができる。ブースタロケットエンジン２０２に対する結合装置２０４の取り付け部分は、該ブースタロケットエンジンにより発生された推進力荷重をブースタロケットエンジンケーシング２１８の主要部分を通じて分布可能な設計とされている。かかる設計は、ケーシング２１８内で発生された局部的な応力を減少させることを許容し且つより大きい推進力荷重をブースタロケットエンジン２０２からコアロケット機体２００に伝達する能力を向上させる。
【００１７】
図５Ａ乃至図５Ｄを参照すると、結合装置２０４が図示されており、この結合装置に関してより詳細に説明する。せん断ブロック２２０の形態とした荷重伝達構造体が中央に配置されており、例えば、図４のボール継手２１０のような取り付け機構を受け入れる穴２２２を有している。前方及び後方荷重受け入れ部材２２４、２２６は、それぞれブースタロケットエンジンケーシング２１８の表面に又は一体化したサドル２１７（図４）のような同様の取り付け面に相補的に取り付け可能な形態とされている。荷重受け入れ部材２２４、２２６の各々は、２列に配置された複数の開口２２８を有するが、その他の幾何学的形態とすることも可能である。開口２２８は、結合装置２０４をブースタロケットエンジン２０２に取り付けることも容易にする締結具穴として機能する。開口２２８は貫通するように配置された締結具の頭部を受け入れ且つその頭部の少なくとも一部を隠す端ぐり穴を有することができる。
【００１８】
結合装置２０４は、ブースタロケットエンジン２０２の推進力荷重を多数の経路を通じてそのケーシング２１８内で分布させることが認識される。最初に、ブースタロケットエンジンケーシング２１８に２つの別個の取り付け箇所、すなわち前方位置２１２及び後方位置２１４を有することにより推進力荷重を分布させる。推進力荷重は、荷重受け入れ部材２２４、２２６を介してブースタロケットエンジンケーシング２１８の周縁の周りで取り付け面を拡げることによりこれら個別の位置２１２、２１４にて更に分布するようにされる。更に、垂直方向にずらした多数列の開口２２８を使用することは、荷重の更なる分布を許容する。
【００１９】
構造部材２３０、２３２は、それぞれ荷重受け入れ部材２２４、２２６とせん断ブロック２２０との間を伸びている。構造部材２３０、２３２は、可変の横断面Ｉビームの形態として図示されている。本発明は、可変の横断面Ｉビームを含むものとして図示し且つ説明するが、当該技術分野の当業者には、構造部材２３０、２３２に対しその他の構造的形状を使用することが可能であることが理解されよう。例えば、そのそれぞれの長さに沿って変化した横断面を有する構造的角材又は通路のような構造的形状体を構造部材２３０又は２３２として使用することができる。これと代替的に、Ｉビームに代えて箱形型式のビームを具体化してもよい。しかし、可変断面のＩビームは、望ましい荷重及び応力の分布特徴を提供するものであり、従って本明細書にて特定の一例として使用される。
【００２０】
構造部材２３０、２３２の各々は、第一のフランジ部材２３４、２３６と、第二のフランジ部材２３８、２４０と、Ｉビームの形態を形成し得るように介在させたウェブ部材２４２、２４４とをそれぞれ備えている。第一のフランジ部材２３４、２３６及び第二のフランジ部材２３８、２４０は、これら部材がせん断ブロック２２０に近接する位置（すなわちコアロケット機体２００への取り付け箇所に隣接する位置）から荷重受け入れ部材２２４、２２６に近接する位置（すなわちブースタロケットエンジン２０２への取り付け位置）まで伸びるとき、全体として幅が拡大する形態とされている。更に、フランジ部材２３４、２３６、２３８、２４０は、せん断ブロック２２０から荷重受け入れ部材２２４、２２６に伸びるとき、ほぼ一定の厚さを呈するものとして図示されているが、これらのフランジ部材は、応力集中度及び強度対幅の条件を含む特定の設計基準に従って厚さが変化するようにすることができる。図５Ａ乃至図５Ｄに図示するように、フランジ部材２３４、２３６、２３８、２４０はまた、ほぼ湾曲した荷重受け入れ部材２２４、２２６とほぼ直線状のせん断ブロック２２０との間にて平滑で且つ漸進的な遷移部分を提供することができる。
【００２１】
ウェブ部材２４２、２４４は、フランジ部材２３４、２３８、２３６、２４０に対しそれぞれほぼ垂直となるように形成されている。更に、ウェブ部材は、その基部２４２Ａにて増大した厚さを有する、図５Ｅに図示したようにテーパーを付けることができる。ウェブ部材２４２、２４４にテーパーを付ける結果、荷重の伝達はより効率的に行われるが、このことは結合装置２０４を効率的に製造する上で１つの条件ともなる。ウェブ部材２４２、２４４はまた、該部材が取り付けブロック２２０から荷重受け入れ部材２２４、２２６までそれぞれ伸びるとき、その高さを増すこと等によって高さが変化するようにしてもよい。このことは、ウェブ部材２４２に関して図５Ｂにて最も良く見ることができる。しかし、ほぼ一定の高さ又はその他の変化した断面形態を有するウェブ部材が利用可能である。
【００２２】
結合装置２０４は、コアロケット機体２００とブースタロケットエンジン２０２との間にて比較的長い分離距離を保つことを許容しつつ、ブースタロケットエンジン２０２によって発生された推進力荷重をコアロケット機体２００に効率的に伝達する。例えば、結合装置２０４は、結合装置２０４、コアロケット機体２００又はブースタロケットエンジン２０２の何れにも故障を生じさせることなく、約０．２乃至１ｍ（８インチ乃至３フィート（３６インチ））又はそれ以上分離距離を許容する。更に、結合装置２０４を製造するために使用される材料に依存して、ブースタロケットエンジン２０２及びコアロケット機体２００の組立体の重量を顕著に増すことなく、分離距離を拡大することが可能である。
【００２３】
結合装置２０４を製造するための色々な方法を使用することができる。結合装置２０４を製造する１つの方法は、結合装置２０４の全体形状体となる鍛造品を製造することである。次に、材料を除去してウェブ部材２４２、２４４の両側部にてフランジ部材２３４、２３８、２３６、２４０間にそれぞれ空所を形成することを含んで、鍛造品を機械加工して結合装置２０４が形成される。更に、鍛造品から穴２２２、開口２２８及び任意の隅肉又は湾曲周縁を機械加工することができる。かかる湾曲周縁及び隅肉は、結合装置２０４内部の応力を減少させ得るように戦略的に設計し且つ配置することができることが認識される。
【００２４】
ブースタロケットエンジンケーシング２１８（ブースタロケットエンジンケーシング２１８は典型的に炭素繊維複合体として形成される）の同等の弾性率と同様の弾性率を有する材料にて結合装置２０４を形成することが更に望ましい。かかる材料の１つは、約７１．７×１０3ＭＰａ（メガパスカル）（約１０．４×１０3ｋｓｉ（キロポンド／平方インチ））の弾性率を呈する７０７５型アルミニウムのようなアルミニウムを含むことができる。材料を適合させるとき、最初に、ブースタロケットエンジンケーシング２１８を形成し、次に、結合装置２０４に対する適宜な材料を選ぶか、又はこれと代替的に、結合装置２０４を形成し、次に、ブースタロケットエンジンケーシング２１８に適した材料を選ぶことができる。
【００２５】
代替的に、アルミニウムを含む材料及び鍛造以外の製造方法は、結合装置２０４を形成するときに利用することができる。例えば、構造体は。アルミニウム又はその合金或いはスチール又はその合金から鋳造することができる。これと代替的に、結合装置２０４は、溶接等によって互いに接続された個別の構成要素にて形成してもよい。例えば、せん断ブロック２２０、荷重受け入れ部材２２４、２２６及び構造部材２３０、２３２は、各々、個別の構成要素が同様の材料で出来ているならば、互いに溶接し、結合装置２０４が形成されるようにする個別の構成要素とすることができる。更に、構造部材２３０、２３２は、個別のフランジ部材２３４、２３６、２３８、２４０及びウェブ部材２４２、２４４のような個別の構成要素にて形成することができる。勿論、当該技術分野の当業者に認識されるように、かかる方法を組み合わせて使用することもできる。例えば、構造部材２３０、２３２は、そのそれぞれの荷重受け入れ部材２２４、２２６と共に一体に鋳造し、構造部材２３０、２３２の各々をその後にせん断ブロック２２０に接続することができる。かかる製造方法の結果、一体化した単一の構造体が得られるが、本明細書にて使用するように、「単一体」という用語は個別の構成要素の全てが一体に形成された構造体（すなわち、溶接のようなその後の接続過程が行われないもの）を意味するものであることが認識される。
【００２６】
結合装置２０４を製造する別の方法は、幾つかの部分を独立的な部材として製造し、その後、例えば、ボルト、リベット又はその他の適宜な締結具によってその独立的な部材を相互に締結することである。上述したように、独立的な部材を製造することは、結合装置２０４を製造し且つ機械加工することに関連する相当な煩雑さを軽減することができる。更に、個別の部材を製造することは、多数の材料を使用することを可能にする、すなわち構造部材２３０、２３２を荷重受け入れ部材２２４、２２６又は荷重伝達部材２２０と異なる材料で形成し、例えば、形成される結合装置２０４の強度対重量比を改良することを可能にする。
【００２７】
図６Ａ乃至図６Ｃを参照すると、結合装置３０４の１つの代替的な実施の形態が図示されている。せん断ブロック３２０の形態をした荷重伝達構造体は、中央に配置されており、また、例えば、図４のボール継手２１０のような取り付け機構を受け入れる穴３２２を有している。前方及び後方荷重受け入れ部材３２４、３２６は、それぞれ、ブースタロケットエンジンケーシング２１８の表面に又は一体化したサドル２１７（図４）のような同様の取り付け面の上に相補的に取り付け可能な形態とされている。荷重受け入れ部材３２４、３２６の各々は、２列に配置された複数の開口３２８を有するが、その他の幾何学的形態とすることも可能である。開口３２８は、結合装置３０４をブースタロケットエンジン２０２に取り付けることを容易にする締結具穴として機能する。開口３２８は、貫通するように配置された締結具の頭部を受け入れ且つ該頭部の少なくとも一部を隠す端ぐり穴を含むことができる。
【００２８】
構造部材３３０、３３２は、荷重受け入れ部材３２４、３２６とせん断ブロック３２０との間をそれぞれ伸びている。構造部材３３０、３３２は、改変した可変の横断面Ｉビームの形態として図示されている。
【００２９】
構造部材３３０、３３２の各々は、それぞれ介在させたウェブ部材３４２、３４４によって第二の共通のフランジ部材３３８に結合された第一のフランジ部材３３４、３３６を備えている。形成される構造部材３３０、３３２は、改変したＩビームの形態をしていると説明することができる。第一のフランジ部材３３４、３３６及び第二のフランジ部材３３８は、全体として、これら部材がせん断ブロック３２０に近接する位置（すなわち、コアロケット機体２００への取り付け箇所に近接する位置）から荷重受け入れ部材３２４、３２６に近接する位置（すなわち、ブースタロケットエンジン２０２への取り付け位置）まで伸びるとき、幅が拡張する形態とすることができる。更に、フランジ部材３３４、３３６、３３８は、これらフランジ部材がせん断ブロック２２０から荷重受け入れ部材３２４、３２６まで伸びるとき、ほぼ一定の厚さを呈するように図示されているが、これらのフランジ部材は、応力集中度及び強度対重量条件を含む特定の設計基準に従って厚さを変更することが可能である。
【００３０】
第一のフランジ部材３３４、３３６の各々は、それぞれ２つの部分３３４Ａ、３３４Ｂ、３３６Ａ、３３６Ｂにて形成される状態で示してある。部分３３４Ａ、３３４Ｂ、３３６Ａ、３３６Ｂは、第一のフランジ部材３３４、３３６が各部分の隣接する境界面（すなわち、部分３３４Ｂと部分３３４Ａ、部分３３６Ｂと部分３３６Ａ）に画成された頂点線３４０を有するほぼ角部材であるような形態とされている。同様に、第二のフランジ部材３３８は、相応する頂点線を有する部分にて形成することができる。これと代替的に、第二のフランジ部材３３８は、ほぼ湾曲部材としてもよい。
【００３１】
第一のフランジ部材３３４、３３６の各々によって形成された角部分は互いにほぼ平行であり、特に、第一のフランジ部材３３４、３３６と第二のフランジ部材３３８との間に中空の切欠き部分を形成することに関して製造を容易にすることを可能にする。例えば、第一のフランジ部材３３４、３３６に対し平行な角部分を画成し、共通の又はほぼ連続的な第二のフランジ部材３３８を備えることにより、その間の領域は、機械加工の目的のため１つの荷重受け入れ構造体３２４から他の構造体３２６までほぼ連続する経路を画成する。この製造の簡略化は結合装置３０４を製造するコスト及び時間を削減することを可能にする。
【００３２】
ウェブ部材３４２、３４４の上端は、第一のフランジ部材３３４、３３６の各々に形成された頂点線３４０に沿ってほぼ配向され且つ第二のフランジ部材３３８まで下方に伸びている。上述した実施の形態の場合と同様に、ウェブ部材３４２、３４４は、その基部、すなわち該ウェブ部材が第二のフランジ部材３３８に取り付けられる箇所にて増大した厚さを呈し得るようにテーパーを付けることができる。上述したように、ウェブ部材３４２、３４４にテーパーを付けることは、荷重の伝達をより効率的なものとするが、結合装置３０４を効率的に製造するときにこうりょすべき１つの事項でもある。ウェブ部材３４２、３４４はまた、これらウェブ部材がせん断ブロック３２０から荷重受け入れ部材３２４、３２６に向けてそれぞれ伸びるとき、高さが変化するものとすることができる。これと代替的に、ウェブ部材３４２、３４４は、ほぼ一定の高さすなわちその他の変化した断面形態を呈するようにしてもよい。
【００３３】
構造部材３３０、３３２は、ほぼ平行な角部分を画成し得るように形成されるが、荷重受け入れ部材３２４、３２６は、ブースタロケットエンジン２０２の幾何学的形態と協働可能に合わさり得る形態とされることが認識される。例えば、図示した荷重受け入れ部材３２４、３２６は、ブースタロケットエンジン２０２の同様の湾曲周縁のケーシング２１８に対し結合装置３０４を協働可能に合わせるべく湾曲面３５０、３５２を備えている。
【００３４】
上述した実施の形態の場合と同様に、結合装置３０４は、コアロケット機体２００とブースタロケットエンジン２０２との間にて特定の設計に従って変更可能である相対的に長い分離距離を保ちつつ、ブースタロケットエンジン２０２によって発生された推進力荷重をコアロケット機体２００に効率的に伝達する。
【００３５】
図７を参照すると、別の実施の形態による結合装置４０４の斜視図が図示されている。結合装置４０４は、中央に配置され且つ例えば、図４のボール継手２１０のような取り付け機構を受け入れる穴４２２を有する、せん断ブロック４２０の形態をした荷重伝達構造体を備えている。前方及び後方荷重受け入れ部材４２４、４２６は、それぞれ、ブースタロケットエンジンケーシング２１８の表面に又は一体化されたサドル２１７（図４）のような同様の取り付け面に相補的に取り付け可能な形態とされている。上述した実施の形態の場合と同様に、荷重受け入れ部材４２４、４２６の各々は、結合装置４０４をブースタロケットエンジン２０２に取り付けることを容易にする締結具穴として機能する複数の開口４２８を有している。
【００３６】
構造部材４３０、４３２は、荷重受け入れ部材４２４、４２６とせん断ブロック４２０との間をそれぞれ伸びている。構造部材４３０は、背中同士を合わせた隔たった関係に配向された構造通路と同様にほぼＣ字形の２つの部材４３４、４３６を有する形態とされている。構造板４３８又は同様の構造構成要素がＣ字形部材４３４、４３６の間に形成され且つこれらのＣ字形部材に結合されて、その間にほぼ開放した空間４４０を画成する働きをする。同様に、構造部材４３２は、その間に開放空間４４８を画成し得るように結合された構造板４４６に対し背中同士を合わせた隔った関係に配向された２つのＣ字形部材４４２、４４４を有している。
【００３７】
一例として、ほぼＣ字形の部材４３４を使用する場合、該Ｃ字形部材は、全体として上側フランジ部材４５０と、下側フランジ部材４５２と、その両者の間に結合されたウェブ部材４５４とから形成されている。ウェブ部材４５４は、各々の単一の端縁に沿ってフランジ部材４５０、４５２にほぼ取り付けられ、その結果、せん断ブロック４２０と荷重受け入れ部材４２４との間を伸びるとき、Ｃ字形部材４３４に対し横方向にほぼ「Ｃ字形」の断面領域を呈する部材となる。その他のＣ字形部材４３６、４４２、４４４は、同様の形態とされている。
【００３８】
上側フランジ部材４５０は、該フランジ部材がせん断ブロック４２０に近接する位置から荷重受け入れ部材４２４、４２６に近接する位置まで伸びるとき、幅が拡張する全体形態とすることができる。更に、Ｃ字形部材４３４、４３６、４４２、４４４は、これらのＣ字形部材がせん断ブロック４２０と荷重受け入れ部材４２４、４２６の間を伸びるとき、せん断ブロック４２０と荷重受け入れ部材４２４、４２６との間を伸びる方向に対し横方向に変化した断面を呈することができる。また、ウェブ部材４５４は、該ウェブ部材がせん断ブロック４２０から外方に伸びるとき、高さが低下するようにすることもできる。ウェブ部材４５４又はフランジ部材４５０、４５２は、これら部材が応力集中度及び強度対重量の条件を含む特定の設計基準に従ってせん断ブロック４２０から荷重受け入れ部材４２４、４２６まで伸びるとき、厚さが変化するようにすることもできる。
【００３９】
結合装置４０４の形態の１つの有利な点は、一部分開放した空間４４０、４４８を含むその開放した設計に起因して比較的容易に製造される点である。更に、結合装置４０４は、より少ない材料で製造することができ、これにより重量を軽減し且つ製造コストを削減するという有利な点が得られる。しかし、結合装置４０４は、全体として、荷重が減少し又はほぼ単一の軸荷重が予想される構造体の取り付けを容易にするために、一層適用可能である。例えば、図５Ａ乃至図５Ｄに図示した実施の形態は、軸方向、接線方向及び半径方向荷重を取り扱う形態とされているが、図７に図示した結合装置４０４は、大きい軸方向荷重（せん断ブロック４２０と荷重受け入れ部材４２４、４２６の間の方向に向けてほぼ加えられる荷重のような）が加えられ、また、予想される接線方向荷重又は捩れ型荷重が所定の限界値以下である場合、その軸方向荷重に耐え得る形態とすることができる。
【００４０】
上述した多数の実施の形態の特徴を組み合わせたものを利用することも可能であることが更に認識される。例えば、多数型式の構造部材（すなわち、部材２３０、２３２、３３０、３３２、４３０、４３２）を結合装置にて利用し、１つの構造部材がほぼ単一軸荷重可能な形態とされ、別の構造部材が多数軸荷重可能な形態とされるものとすることができる。
【００４１】
次に、図８、図９Ａ、図９Ｂを参照すると、コアロケット機体２００´をブースタロケットエンジン２０２´に結合するときに多数の結合装置２０４´が利用される、本発明の１つの代替的な実施の形態が図示されている。この実施の形態によれば、取り付けるべきブースタロケットエンジン２０２´の各々に対しコアロケット機体２００´の上に２つの取り付けブロック２０６´がある。かかる構成は、コアロケット機体２００´に伝達すべきより多量の推進力を伝達することを可能にする１点荷重ではなくて、コアロケット機体２００´の上の２点荷重を通じて推進力荷重を分布させることを許容する。更に、２つの結合装置２０４´を使用することは、以下により詳細に説明するように、ブースタロケットエンジン２０２´に加わる推進力荷重をブースタロケットエンジンケーシング２１８´の周りで周方向に更に均一に分布させることを可能にするものである。
【００４２】
結合装置２０４´は、図５Ａ乃至図５Ｅに関して上述したものとほぼ同一の構造であるが、荷重受け入れ部材２２４´、２２６´は、それほど広くない点が相違する。更に、フランジ部材２３４´、２３６´、２３８´、２４０´の幅はより非対称である。特に、フランジ部材２３４´、２３６´、２３８´、２４０´の内端縁は、これらフランジ部材がせん断ブロック２２０´から荷重受け入れ部材２２４´、２２６´まで伸びるとき、その外端縁よりも短い。このような設計は、０．３乃至０．６ｍ（１乃至２フィート）又はより長い分離距離を保ちつつ、より大きい推進力能力を有するより大径のブースタロケットエンジン２０２´を取り付けることを可能にする。
【００４３】
図１０Ａ及び図１０Ｂを参照すると、ブースタロケットエンジン２０２、２０２´の周りで結合装置２０４、２０４´の周方向伸長程度を決定する方法が図示されている。図１０Ａには、ブースタロケットエンジン２０２をコアロケット機体２００と結合する結合装置２０４の実施の形態が図示されている。かかる場合、ブースタロケットエンジンケーシング２１８の周りの荷重受け入れ部材２２４、２２６の望ましい周方向伸長程度は、接線２５０で示すように、ブースタロケットエンジンケーシング２１８の接線方向のコアロケット機体２００の取り付け点から線を伸ばすことにより（すなわち、ボール継手２１０を通じて）決定することができる。コアロケット機体２００の上に１つの取り付け箇所しかなく、また、その間におけるボール継手２１０の位置のため、接線はブースタロケットエンジン２０２に対し対称となることが認識される。荷重受け入れ部材２２４、２２６がこれら２つの接線を超えて周方向に伸びるならば、接線を超える部分は、ブースタロケットエンジン２０２からコアロケット機体２００への推進力荷重のを伝達する上で非効率的であり、このため、かえって結合装置２０４に不必要な材料及び重量を加えるものと考えられる。
【００４４】
ブースタロケットエンジン２０２´をコアロケット機体２００´に結合するときに多数の結合装置２０４´が利用される場合、荷重受け入れ部材２２４´、２２６´の周方向伸長程度を決定する方法は相違する。この場合、コアロケット機体２００´の取り付け点の各々（ボール継手２１０´）を通って伸び且つブースタロケットエンジンケーシング２１８´に対し接線方向となる第一の接線２５０´が荷重受け入れ部材２２４´、２２６´の各々の外周方向伸長程度を画成する。荷重受け入れ部材２２４´、２２６´のそれぞれの内側伸長程度は、コアロケット機体２００´における各取り付け位置（ボール継手２１０´）及びブースタロケットエンジン２０２´の中心部２５４を通って半径方向中心線２５２を伸ばすことにより決定される。簡略化のため、１つの接線２５０´及び１つの半径方向中心線２５２のみを図示したが、図１０Ｂに図示した２つの結合装置２０４´の各々に対し同様の線を利用することも考えられる。
【００４５】
このように、コアロケット機体２００´における多数の取り付け点（すなわち、取り付けブロック２０６´及びボール継手２１０´）が存在するから、荷重受け入れ部材２２４´、２２６´は、周方向に僅かに更に拡がるように伸びるよう配置することができるが（接線２５０´の変化した位置に基づいて）、２つの結合装置２０４´の間に空隙２５８を形成する内側端末点２５６も有することが容易に分かる。この場合にも、荷重受け入れ部材２２４´、２２６´が接線２５０´を超えて又は図示した空隙２５８内に周方向に伸びるようにしたならば、これら部材は推進力荷重を伝達する上で非効率的であろう。
【００４６】
図１０Ａ及び図１０Ｂは、荷重受け入れ部材の周方向限界点を決定する方法を示す単に一例にしか過ぎないことを理解すべきである。しかし、荷重受け入れ部材２２４、２２６、２２４´、２２６´は、かかる限界点の周方向手前で終わり、依然として推進力荷重を効率的に伝達する設計とすることができる。
【００４７】
次に、図１１及び図１２を参照すると、結合装置２０４、２０４´が取り付けられる位置を含む、ブースタロケットエンジン２０２、２０２´の部分断面図が図示されている。図１１及び図１２に図示したブースタロケットエンジン２０２、２０２´の外板はブースタロケットエンジンのケーシングすなわち膜２１８、２１８´として説明するが、次の説明は、同様に当該技術分野の当業者が理解するように、その寸法に依存してブースタロケットエンジン２０２、２０２´に結合可能である別体のスカートのケーシングすなわち膜にも同様に当て嵌まることを理解すべきである。
【００４８】
図１１には、ブースタロケットエンジン２０２、２０２´内で着火された推進剤からの排気ガスの流れを向け且つ修正する排気ノズル２６０の一部分と共に、ケーシングすなわち膜２１８、２１８´が図示されている。排気ノズル２６０は、位置２６２、２６４で示すようにブースタロケットエンジンのケーシング２１８、２１８´内に一体化することができる。ケーシング２１８、２１８´の内面に沿ったブースタロケットエンジン２０２、２０２´の後端部２１６、２１６´（又は場合に応じて、空力スカート部の後端）に補強リング２６６（図９Ｂ参照）が設けられる。補強リング２６６は、後端部２１６、２１６´にてケーシング２１８、２１８´を更に構造的に補強し、推進力荷重がブースタロケットエンジン２０２、２０２´から結合装置２０４、２０４´を通って進むとき、その推進力荷重を分布させることを助ける。図９Ｂにて理解し得るように、補強リング２６６は、ケーシング２１８、２１８´の内面の全体を取り囲む必要はなく、その代わり、後側荷重受け入れ部材２２６、２２６´が取り付けられるであろうケーシングの領域を補強し得るように配置されることが望ましい。補強リング２６６は、ブースタロケットエンジン２０２、２０２´のケーススカート部２８０の内側又は外側となるように形成することができる。
【００４９】
結合装置の前側荷重受け入れ部材２２４、２２４´を取り付けることを許容し得るように、サドル２１７、２１７´にはそれぞれのケーシング２１８、２１８´の各々が形成されている。図１２に図示するように、サドル２１７、２１７´は、ケーシング２１８、２１８´の外面に沿ってゴムせん断プライ２６８を提供することにより構造を設定することができる。ゴムせん断プライ２６８はまた、ノズル２６０を通って流れる排気ガスにより発生され、ケーシング２１８、２１８´の内部に加えられる圧力を結合装置２０４、２０４´から隔離する作用も果たす。ゴムせん断プライは、天然ゴム、又は例えば、ニトリルブタジエンゴム（ＮＢＲ）又はポリエチレンプロピレンジエンモノマー（ＥＰＤＭ）のような合成ゴムにて形成することができる。
【００５０】
サドル２１７、２１７´をせん断プライ２６８上に配置し、次に、黒鉛フープ重なり合い部２７０を配置し、その後、黒鉛フープ重なり合い部２７０がその周りを伸びるサドル２１７、２１７´の部分の上にガラスフープ重なり合い部２７２を配置することにより、ケーシング２１８、２１８´に取り付けることができる。黒鉛フープ重なり合い部２７０は、サドル２１７、２１７´の各々をそのそれぞれのケーシング２１８、２１８´に構造的に固着する一方、ガラスフープ重なり合い部２７２は、その下方の黒鉛フープ重なり合い部２７０が解けるのを防止するのを助ける。次に、前側荷重受け入れ部材２２４、２２４´は、それぞれ複数の締結具によってサドル２１７、２１７´に結合することができる。
【００５１】
次に、図１３を参照すると、本発明の別の実施の形態に従って結合装置３０４が取り付けられたブースタロケットエンジン２０２´´が図示されている。図１３に図示した実施の形態は、荷重受け入れ部材３２４、３２６の双方をそれぞれ受け入れる２つのサドル２１７Ａ、２１７Ｂを備えている。これら２つのサドル２１７Ａ、２１７Ｂは、上述したのと同様の仕方にて形成し且つブースタロケットエンジン２０２´´と一体化させることができる。
【００５２】
図１３に図示した構成は、必要に応じて任意の位置にて結合装置３０４をブースタロケットエンジン２０２´´に取り付けることを可能にする。このように、例えば、結合装置３０４は、上述の実施の形態にて示したように後端にて取り付けるのではなくて、ブースタロケットエンジン２０２´´の中間ケースに取り付け得る形態とすることができる。図１３には、図６Ａ乃至図６Ｃに図示し且つこれら図面に関して説明した実施の形態による結合装置３０４が図示されているが、同様の仕方にて装置のその他の実施の形態も利用可能であることが認識される。
【００５３】
本発明は、色々な改変例及び代替的な形態にて具体化可能であるが、図面に一例として特定の実施の形態を示し且つこれらの実施の形態に関して詳細に説明した。しかし、本発明は開示された特定の形態にのみ限定することを意図するものではないことを理解すべきである。本発明は、特許請求の範囲により規定された本発明の精神及び範囲に属する全ての改変例、等価物及び代替例を包含するものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】１Ａは、打ち上げ台構造体内に配置されたコアロケット機体の後端の斜視図である。
１Ｂは、打ち上げ台構造体内に配置されたコアロケット機体の後端の平面図である。
【図２】従来技術の構造体に対し取り付けられた多数のブースタロケットエンジンを有するコアロケット機体の後端の斜視図である。
【図３】従来技術の構造体に対し取り付けられたコアロケット機体及びブースタロケットエンジンの概略図である。
【図４】本発明の１つの面に従い取り付けられたコアロケット機体及び関係するブースタロケットエンジンの部分平面図である。
【図５】５Ａは、図４にて使用した結合装置の図である。
５Ｂは、図４にて使用した結合装置の別の図である。
５Ｃは、図４にて使用した結合装置の別の図である。
５Ｄは、図４にて使用した結合装置の別の図である。
５Ｅは、図５Ｄに図示した断面を示す、図４にて使用した結合装置の別の図である。
【図６】６Ａは、本発明の別の実施の形態による結合装置の図である。
６Ｂは、本発明の別の実施の形態による結合装置の別の図である。
６Ｃは、本発明の別の実施の形態による結合装置の別の図である。
【図７】本発明の更に別の実施の形態による結合装置の斜視図である。
【図８】コアロケット機体及び本発明の別の面に従って取り付けられた関係するブースタロケットエンジンの部分平面図である。
【図９】９Ａは、図８のブースタロケットエンジンの部分平面図である。
９Ｂは、図８の結合装置の平面図である。
【図１０】１０Ａは、本発明の１つの面に対する可能な寸法決め基準を示す関係したブースタロケットエンジンを有するコアロケット機体の概略図である。
１０Ｂは、本発明の別の面に対する可能な寸法決め基準を示す関係したブースタロケットエンジンを有するコアロケット機体の概略図である。
【図１１】本発明の特定の面を具体化するブースタロケットエンジンの後端の部分断面図である。
【図１２】図１１の線１２−１２で示した領域の拡大図である。
【図１３】コアロケット機体及び図６Ａ乃至図６Ｃの結合装置を利用して取り付けられた関係するブースタロケットエンジンの部分平面図である。
【符号の説明】
２００、２００´  コアロケット機体
２０２、２０２´、２０２´´  ブースタロケットエンジン
２０４、２０４´  結合装置    ２０６、２０６´  取り付けブロック
２０８  コアロケット機体の後端部
２１０、２１０´  ボール継手
２１２  前方位置
２１４  後方位置
２１６、２１６´  ブースタロケットエンジンの後端
２１７、２１７´、２１７Ａ、２１７Ｂ  サドル
２１８、２１８´  ブースタロケットエンジンケーシング／膜
２２０、２２０´  せん断ブロック／荷重伝達部材
２２２  穴
２２４、２２４´  前方荷重受け入れ部材
２２６、２２６´  後方荷重受け入れ部材
２２８  開口
２３０、２３２  構造部材
２３４、２３６  構造部材の第一のフランジ部材
２３８、２４０  構造部材の第二のフランジ部材
２４２、２４４  ウェブ部材        ２４２Ａ  ウェブ部材の基部
２５０  接線                      ２６０  ノズル
２６６  補強リング                ２６８  ゴムせん断プライ
２７０  黒鉛フープ重なり合い部    ２７２  ガラスフープ重なり合い部
２８０  ケーススカート部          ３０４  結合装置
３２０  せん断ブロック／荷重伝達構造体
３２２  穴
３２４  前方荷重受け入れ部材／前方荷重受け入れ構造体
３２６  後方荷重受け入れ部材／前方荷重受け入れ構造体
３２８  開口
３３０、３３２  構造部材          ３３４、３３６  第一のフランジ部材
３３４Ａ、３３４Ｂ、３３６Ａ、３３６Ｂ  第一のフランジ部材の部分
３３８  第二の共通のフランジ部材  ３４０  頂点線
３４２、３４４  ウェブ部材        ３５０、３５３  放射状面
４０４  結合装置                  ４２０  せん断ブロック／荷重伝達構造体
４２２  穴                        ４２４  前方荷重受け入れ部材
４２６  後方荷重受け入れ部材      ４２８  開口
４３０、４３２  構造部材          ４３４、４３６  Ｃ字形部材
４３８  構造板                    ４４０  開放した空間
４４２、４４４  Ｃ字形部材        ４４６  構造板
４４８  開放空間                  ４５０  上側フランジ部材
４５２  下側フランジ部材          ４５４  ウェブ部材
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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