JP2000185699A - ロケットフェアリングの分割構造および分割方法 - Google Patents
ロケットフェアリングの分割構造および分割方法Info
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Abstract
を得ることができるロケットフェアリングの分割構造を
提供する。 【解決手段】 推進用ロケット本体31の先端部35
に、衛星32,33を収容する複数の収容空間36,3
7が形成されるフェアリング30が設けられ、各衛星3
2,33は、各収容空間36,37内で支持台51,5
4によって推進用ロケット本体31側で支持され、各衛
星32,33を支持台51,54から分離するときに、
各支持台51,54を外囲する周壁43,44を分割し
て、収容空間36,37を開放する推進用ロケットフェ
アリングの分割構造において、複数の衛星32,33の
うち、推進用ロケット本体31寄りに配置される衛星3
2を外囲する周壁43,44は、周壁部分52,53に
分割されて衛星32から離反する方向に開頭される。
Description
それ以上の複数の衛星打上用のロケットフェアリングの
分割構造および分割方法に関する。
用のロケットフェアリングの分割構造を示す正面図であ
る。衛星を打ち上げるにあたって、打上効率を向上する
ために、1機の推進用ロケット本体(以下、単に「本
体」という場合がある)1に、2つの衛星2,3が搭載
され、これら2つの衛星2,3が同時に打ち上げられて
いる。本体1の先端部11には、複数の収容空間4,5
が形成されるフェアリング6が設けられている。フェア
リング6は、各衛星2,3を支持する支持台7,8と、
各衛星2,3を外囲する周壁9,10とを有する。フェ
アリング6の各収容空間4,5に、各衛星2,3がそれ
ぞれ収容され、これらの衛星2,3は、フェアリング6
内で、支持台7,8に本体1側でそれぞれ支持されてい
る。
解して示す正面図である。フェアリング6は、複数の分
割体12〜15に分割可能である。分割体12は、円錐
台状の支持台7と、円筒状の周壁部分16とを有し、支
持台7は、周壁部分16の軸線方向一端部に連なり、周
壁部分16に入り込んでいる。支持台7は、本体1の先
端部11の一部によって構成され、この分割体12は、
本体1の先端部11に一体的に固定されている。分割体
13は、円錐台状の支持台8と、円筒状の周壁部分17
とを有し、支持台8は、周壁部分17の軸線方向一端部
に連なって、周壁部分17から先細状に突出している。
この分割体13は、周壁部分17の軸線方向他端部で、
分割体12の周壁部分16の軸線方向他端部に結合解除
可能に結合されている。各分割体12,13によって収
容空間4が規定され、この収容空間4内の衛星2を外囲
する周壁9は、各周壁部分16,17から成る。
周壁部分であり、半円筒状部分18,19と、半円錐状
部分20,21とをそれぞれ有し、相互に結合解除可能
に結合され、この結合された状態で、軸線方向一端部が
先細状となって塞がれる有底筒状となる。各分割体1
4,15は、有底筒状となるように相互に結合された状
態で、開放される軸線方向他端部側において、各半周壁
部分18,19が各分割体13の周壁部分17の軸線方
向一端部に、結合解除可能にそれぞれ結合されている。
この状態で、支持台8は、各半円筒状部分18,19に
よって形成される円筒内に入り込んでいる。各分割体1
4,15および支持台8によって収容空間5が規定さ
れ、この収容空間5内の衛星3を外囲する周壁10は、
各分割体14,15から成る。
衛星2,3は、周壁9,10が分割されることによっ
て、各収容空間4,5が開放され、各支持台7,8から
分離されて放てきされる。詳しく述べると、まず各分割
体14,15が、相互にかつ分割体13から結合解除さ
れて、周壁10が軸線を含む分割面で、いわば縦割りで
分割されて、衛星3から離反するように開頭され、収容
空間5が開放され、衛星3が支持台8から分離されて放
てきされる。次に分割体13が、分割体12から結合解
除されて、周壁9が軸線に垂直な分割面で、いわば横割
りで分割されて、衛星2から離反するように開頭され、
収容空間4が開放され、衛星2が支持台7から分離され
て放てきされる。
グ6を示す断面図である。この従来技術のフェアリング
6では、本体1寄りに配置される衛星2が収容される収
容空間4は、前述のように周壁9が横割りに分離されて
開放され、さらに周壁9の一部を構成する周壁部分16
は、衛星2の本体1寄りの部分を外囲した状態で保持さ
れている。また衛星2は、フェアリング6の軸線方向に
平行に、かつ衛星2が角変位することなく、支持台7か
ら分離して放てきすることが困難であり、衛星2の放て
き方向の誤差、すなわちフェアリング6の軸線方向から
のずれ、および衛星2の角変位動作が生じてしまう場合
がある。したがって衛星2の本体1寄りの部分を、外周
面が周壁部分16と同様に円筒状となるように形成する
と、衛星2の放てき方向の誤差、および衛星2の角変位
などによって、衛星2の放てき時に、衛星2の本体1寄
りの部分に、周壁部分16が干渉するおそれがある。
絡領域27、すなわち搭載できる衛星の形状が、小さく
なってしまう。つまり本体1から離反する側の衛星3の
包絡領域28は、本体1寄りの部分を円筒状とすること
ができるのに対して、衛星2の包絡領域27は、本体1
寄りの部分を先細の円錐台状にしなければならない。し
たがって衛星2の包絡領域27は、衛星3の包絡領域2
8と、同一の外径の円筒状の領域を確保ることができ
ず、小さくなってしまう。
ロケット本体に複数の搭載物を搭載するときに、本体寄
りに配置される搭載物の広い包絡領域を得ることができ
るロケットフェアリングの分割構造および分割方法を提
供することである。
ト本体の先端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が
形成されるフェアリングが設けられ、各搭載物は、各収
容空間内で支持台によって推進用ロケット本体側で支持
され、各搭載物を支持台から分離するときに、各搭載物
を外囲する周壁を分割して、その搭載物が収容される収
容空間を開放する推進用ロケットフェアリングの分割構
造において、複数の搭載物のうち、推進用ロケット本体
寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、周壁部分に
分割されて搭載物から離反する方向に開頭されることを
特徴とするロケットフェアリングの分割構造である。
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離され
て放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用ロ
ケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、
周壁部分に分割されて搭載物から離反する方向に開頭さ
れる。これによって、推進用ロケット本体寄りの搭載物
を支持台から分離して放てきするときには、周壁が搭載
物を近接した位置で外囲していないので、分割前の周壁
によって規定される収容空間よりもわずかに小さいだけ
の搭載物であって、この搭載物がフェアリングの軸線方
向から傾斜してずれた放てき方向に放てきされ、および
/または角変位運動をしながら搭載物が放てきされて
も、搭載物に周壁が干渉してしまうことがない。したが
って収容空間に可及的に大きな搭載物の包絡領域を得る
ことができる。
てきするために、収容空間を開放することができるよう
に、周壁部分などを変位させることを意味し、周壁部分
などは、他の部分から完全に分離されてもよく、また他
の部分とヒンジまたは索条などによって係合されていて
もよい。
りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体から
離反する側において隣接して配置される他の搭載物を支
持する支持台は、前記分割される周壁部分に一体的に設
けられることを特徴とする。
離反する側において隣接する他の搭載物を支持する支持
台は、前記分割される周壁部分に一体的に設けられる。
これによって分割されるフェアリングの分割数を少なく
し、他の部分と分離されてしまい単独で分散される分割
体の個数を少なくすることができる。
用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁
の周壁部分は、推進用ロケット本体寄りの一部が推進用
ロケット本体に係合されていることを特徴とする。
寄りに配置される搭載物を外囲する周壁の周壁部分は、
推進用ロケット本体寄りの一部が推進用ロケット本体に
係合されている。これによって他の部分と分離されてし
まい、単独で分散される分割体の個数を少なくすること
ができる。
は、推進用ロケット本体寄りの一部でヒンジ手段によっ
て角変位可能に設けられており、前記搭載物から離反す
る方向に変位する力を各周壁部分に与えるばね手段等を
含む開放手段を含むことを特徴とする。
は、推進用ロケット本体寄りの一部でヒンジ手段によっ
て角変位可能に設けられている。これによって搭載物を
支持台から分離して放てきするとき、その放てき方向前
方に広い開放領域を確保することができる。また開頭手
段によって、搭載物から離反する方向に変位する力を、
各周壁部分に与えることができ、各周壁部分を搭載物か
ら離反するように確実に開頭させることができる。
を所定位置に保持する保持手段を含むことを特徴とす
る。
分割される周壁部分を所定位置に保持することができ
る。これによって搭載物から離反するように所定位置ま
で開頭された周壁部分が、所定位置から搭載物に近づく
方向に戻ることを確実に防ぐことができ、搭載物を放て
きするときに周壁部分が搭載物に干渉することを確実に
防ぐことができる。
端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が形成される
フェアリングが設けられ、各搭載物は、各収容空間内で
支持台によって推進用ロケット本体側で支持され、各搭
載物を支持台から分離するときに、各搭載物を外囲する
周壁を分割して、その搭載物が収容される収容空間を開
放する推進用ロケットフェアリングの分割方法におい
て、推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物に対し
て推進用ロケット本体から離反する側において隣接して
配置される他の搭載物を、この他の搭載物を外囲する領
域の周壁を分割して、この他の搭載物が収容される収容
空間を開放した後に、支持台から分離して放てきし、前
記他の搭載物を支持する支持台と、前記推進用ロケット
本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁を分割した
周壁部分とを、前記推進用ロケット本体寄りに配置され
る搭載物から離反する方向に開頭し、推進ロケット本体
寄りに配置される搭載物が収容される収容空間を開放す
ることを特徴とするロケットフェアリングの分割方法で
ある。
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離され
て放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用ロ
ケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、
周壁部分に分割されて搭載物から離反する方向に開頭さ
れる。これによって推進用ロケット本体寄りの搭載物を
支持台から分離して放てきするときには、周壁が搭載物
を近接した位置で外囲していないので、分割前の周壁に
よって規定される収容空間よりもわずかに小さいだけの
搭載物であって、この搭載物がフェアリングの軸線方向
から傾斜してずれた放てき方向に放てきされ、および/
または角変位運動をしながら放てきされても、搭載物に
周壁が干渉してしまうことがない。したがって収容空間
に可及的に大きな搭載物の包絡領域を得ることができ
る。
ロケットフェアリングの分割構造が実施されるフェアリ
ング30を示す正面図である。フェアリング30は、デ
ュアル衛星打上用のフェアリングであって、衛星を打ち
上げるときの効率を向上するために、1機の推進用ロケ
ット本体(以下、単に「本体」という場合がある)31
に、2つの人工衛星(以下、単に「衛星」という場合が
ある)32,33を搭載して、これら2つの衛星32,
33を同時に打ち上げるために用いられる。フェアリン
グ30は、ロケットエンジンによって推進力を発生する
本体31の先端部35に設けられ、複数、本実施の形態
では衛星と同数の2つの収容空間36,37が形成され
る。このフェアリング30は、各衛星32,33を支持
する支持台51,54と、各衛星32,33を外囲する
周壁43,44とを有する。各衛星32,33は、各収
容空間36,37に個別に収容され、各収容空間36,
37内で、各支持台51,54によって、本体31側で
それぞれ支持されている。
正面図である。図1をも併せて参照して、フェアリング
30は、複数の分割体51〜56に分割可能である。分
割体51は、円錐台状の支持台51から成り、本実施の
形態では、この分割体51は、本体31の先端部35の
一部によって構成され、すなわち分割体51は、本体3
1の先端部35に一体に形成されている。各分割体5
2,53は、直円筒状の周壁43を軸線を含む平面で分
離した半直円筒状の周壁部分であり、直円筒状となるよ
うに、相互に結合解除可能に結合される。さらに各分割
体52,53は直円筒状に結合された状態で、軸線方向
一端部が、本体31の先端部35である分割体51の大
径となる軸線方向一端部に、結合解除可能に結合されて
いる。各分割体52,53が分割体51に結合された状
態では、分割体51は、各分割体52,53から成る直
円筒内に、突出して入り込んでいる。分割体54は、支
持台54であって、円錐台状の支持部41と、直円筒状
の外周部分60とを有し、支持部41は、外周部分60
の軸線方向一端部に連なって、外周部分60から離反す
るように先細状に突出している。この分割体54は、外
周部分60の軸線方向他端部で、各分割体52,53の
軸線方向他端部に結合解除可能に結合されている。
半直円筒状部分63,64と、半円錐状部分65,66
とをそれぞれ有し、相互に結合解除可能に接続され、こ
の結合された状態で、軸線方向一端部が先細状となって
塞がれる有底筒状となる。各分割体55,56は、有底
筒状となるように相互に結合された状態で、開放される
軸線方向他端部側で、各半直円筒状部分63,64が分
割体54の外周部分60の軸線方向一端部に、結合解除
可能にそれぞれ結合されている。この状態で、支持部4
1は、各半直円筒状部分63,64から成る直円筒内に
突出して入り込んでいる。
が規定され、この収容空間36内で分割体51によって
支持される衛星32は、各分割体52,53から成る周
壁43によって半径方向外方から外囲される。各分割体
54〜56によって収容空間37が規定され、この収容
空間37内で分割体54に支持される衛星33は、各分
割体55,56から成る周壁44によって半径方向外方
から外囲される。また本実施の形態では、衛星33を支
持する分割体54は、外周部60が、各周壁43,44
と面一となるように設けられており、衛星32を外囲す
る周壁の一部として機能している。
衛星32,33を打ち上げるときには、各衛星32,3
3は、フェアリング30の各収容空間36,37にそれ
ぞれ収容された状態で、本体31の推進力によって衛星
を放てきすべき軌道まで打ち上げられる。この軌道まで
打ち上げられたとき、各衛星32,33は、各衛星3
2,33を外囲する周壁43,44が周壁部分である各
分割体52,53,55,56に分割されて各収容空間
36,37が開放され、支持台である各分割体51,5
4から分離されて放てきされる。
ず本体31から離反する側に配置される衛星33から放
てきされる。まず第1に、ロケットが所定の高度に達
し、フェアリング30により空力加熱等の環境から衛星
32,33を保護する必要がなくなった時点で、各分割
体55,56が、相互にかつ分割体54から分割されて
衛星33から離反するように開頭される。各分割体5
5,56は、各半直円筒状部分63,64の軸線方向他
端部が、周方向両端部間の中央位置において、ヒンジ手
段70,71によって連結されている。各ヒンジ手段7
0,71は、各分割体55,56が図1に示すように相
互に結合された状態から第1の所定の角度未満の角度範
囲で角変位しているときには、各分割体55,56と分
割体54とを角変位可能にそれぞれ係合し、各分割体5
5,56が分割体54に対して第1の所定の角度以上角
変位したときには、各分割体55,56が分割体54か
ら離脱することができるように、各分割体55,56と
分割体54とを連結する。
合解除手段72〜74によって、結合解除可能にそれぞ
れ結合されている。結合および結合解除手段72〜74
による結合が解除されると、各分割体54〜56はそれ
ぞれ分割される。このように各分割体54〜56が相互
に分割されると、図示しないばねなどによって実現され
る開頭手段によって各分割体55,56に、ヒンジ手段
70,71を中心として、各分割体55,56の軸線方
向一端部が相互に離反するように、すなわち先端部を開
くように開頭する力、本実施の形態ではばね力が与えら
れ、各分割体55,56が矢符C1,C2の方向に角変
位される。各分割体55,56が第1の所定の角度より
小さい第2の所定の角度以上にばねなどの開頭手段の力
によって角変位されると、以降において各分割体55,
56は慣性およびロケットの推進力の反力によって角変
位しながら開頭を続け、さらに第1の所定の角度になっ
た時点で、各分割体55,56がヒンジ手段70,71
から解放され、分割体54から離反するように、矢符D
1,D2方向に開頭、すなわち分離されて放てきされ
る。このように衛星33を外囲する周壁44は、分割さ
れた後に、衛星から離反するように開頭される。各分割
体55,56がこのように開頭された後に、衛星33
が、分割体54から分離され、図示しないばね手段によ
って、分割体54から離反する方向、すなわち本体31
から離反する方向Eに押圧され、放てきされる。
放てきされる。衛星33が放てきされた後に、本体1に
よって衛星32を放てきすべき軌道まで移動し、衛星3
2が放てきされるべき軌道に達したときに、各分割体5
2〜54が相互に分割されるとともに、各分割体52,
53が分割体51から分割されて衛星32から離反する
ように開頭される。
が、周方向両端部間の中央位置において、ヒンジ手段7
5,76によって連結されている。各ヒンジ手段75,
76は、前述のヒンジ手段70,71と同様の構成を有
し、各分割体52,53が図1に示すように相互に結合
された状態から第1の所定の角度未満の角度範囲で角変
位しているときには、各分割体52,53と分割体51
とを角変位可能に連結し、各分割体52,53が分割体
51に対して、第1の所定の角度以上角変位したときに
は、各分割体52,53は、分割体51から離脱するこ
とができるように、各分割体52,53と分割体51と
を連結する。
合解除手段150〜153によって結合解除可能に結合
されている。結合および結合解除手段150〜153に
よる結合が解除されると、各分割体51〜54は分割さ
れる。このように各分割体51〜54が相互に分割され
ると、図示しないばねなどによって実現される開頭手段
によって分割体54が各分割体52,53から分離さ
れ、衛星33から離反する方向、すなわち本体から離反
する方向Fに開頭、すなわち放てきされ、後述のばねな
どによって実現される開頭手段87,88によって、各
分割体52,53に、ヒンジ手段75,76を中心とし
て、各分割体52,53の軸線方向他端部が相互に離反
するように、すなわち先端部を開くように開頭する力、
本実施の形態ではばね力が与えられ、各分割体52,5
3が矢符G1,G2の方向に角変位される。各分割体5
2,53が第1の所定角度よりも小さい第2の所定の角
度以上に開頭手段87,88の力によって角変位される
と、以降において各分割体52,53は、慣性およびロ
ケットの推進力の反力によって角変位しながら開頭を続
け、さらに第1の所定の角度よりも小さく、かつ第2の
所定の角度よりも大きい第3の所定の角度まで角変位し
たとき、後述するように開頭手段87,88によって保
持される。このように衛星32を外囲する周壁43は、
分割された後に、衛星32から離反するように開頭され
る。各分割体52,53がこのように開頭された後に、
衛星32が、分割体51から分離され、図示しないばね
手段によって、分割体51から離反する方向、すなわち
本体31から離反する方向Hに押圧され、放てきされ
る。
5に、衛星32,33を収容する複数の収容空間36,
37が形成されるフェアリング30が設けられ、各衛星
32,33は、各収容空間36,37内で分割体51,
54によって本体31側で支持され、各衛星32,33
をフェアリング30の一部である分割体51,54から
分離するときに、各衛星32,33を外囲する周壁4
3,44を、周壁部分である分割体52,53,55,
56に分割して、その衛星32,33が収容される収容
空間36,37を開放する推進用ロケットフェアリング
の分割構造において、複数の衛星32,33のうち、本
体31寄りに配置される衛星32を外囲する周壁43
は、周壁部分である各分割体52,53に分割されて衛
星32から離反する方向に開頭される。
は、本体31寄りに配置される衛星32に対して本体3
1から離反する側において隣接して配置される他の衛星
33を、この他の衛星33を外囲する領域の周壁44を
分割して、この他の衛星33が収容される収容空間37
を開放した後に、支持台54から分離して放てきし、衛
星33を支持する分割体54と、本体31寄りに配置さ
れる衛星32を外囲する周壁43の分割体52,53と
を、本体31寄りに配置される衛星32から離反する方
向に開頭させ、本体31寄りに配置される衛星32が収
容される収容空間36を開放する。
本体31寄りに配置される衛星32を外囲する周壁43
は、分割体52,53に分割されて衛星32から離反す
る方向に開頭される。これによって図3に示すように、
本体31寄りの衛星32を分割体51から分離して放て
きするときには、周壁43が衛星32を近接した位置で
外囲せず、衛星32から退避しているので、分割前の周
壁43によって規定される収容空間36よりもわずかに
小さいだけの包絡領域83に配置される衛星32であっ
ても、衛星32がフェアリング30の軸線方向から傾斜
してずれた放てき方向に放てきされ、および/または衛
星32が角変位運動をしながら放てきされても、衛星3
2に周壁43が干渉してしまうことがない。したがって
衛星32の本体31寄りの部分を、先細となるテーパ
状、たとえば円筒状であるフェアリング30に対応した
円錐台状にして、干渉をさける必要がなく、円筒状とす
ることができ、収容空間36に可及的に大きな衛星32
の包絡領域83を得ることができる。つまり従来技術で
は、本体31から離反する側の衛星33の包絡領域84
と同一の外径を有する円筒状の包絡領域を得ることがで
きなかったのに対して、本発明のように、衛星32を外
囲する周壁43の全部分を、衛星32から離反するよう
に開頭させて退避させることによって、衛星33の包絡
領域84と同一の外径を有する円筒状の包絡領域83を
得ることができる。この包絡領域83は、1機の本体で
1つの衛星を打ち上げるシングル衛星打上用のフェアリ
ングにおける包絡領域と同じ外径を確保している。
れる分割体52,53は、本体31寄りの一部でヒンジ
手段75,76によって角変位可能に設けられており、
さらに分割体52,53を衛星32から離反する方向に
変位する力を、各分割体52,53に与える開頭手段8
7,88を含む。この開頭手段87,88は、たとえば
図4に示すような、一端部が各分割体52,53に連結
され、他端部が本体31の先端部35に連結される圧縮
コイルばねを有するばね手段によって実現される。
1寄りの一部でヒンジ手段75,76によって角変位可
能に設けられている。これによって衛星32を分割体5
1から分離して放てきするときに、その放てき方向前方
に広い開放領域を確保することができる。したがってさ
らに周壁43の衛星32への干渉を少なくすることがで
き、軸線方向の寸法が大きな衛星を搭載することが可能
になる。また開頭手段87,88によって、衛星32か
ら離反する方向に変位する力を、各分割体52,53に
与えることができ、各分割体52,53を衛星32から
離反するように確実に開頭することができる。
される分割体52,53を所定位置に保持する保持手段
としての機能も有する。この保持手段でもある開頭手段
87,88は、各分割体52,53の分割体51に対す
る角変位角度が前記第3の所定の角度に選ばれ、ヒンジ
手段75,76による係合状態が解除されない角度位置
で、各分割体52,53を保持することができる。これ
によって衛星32から離反するように所定位置まで開頭
された分割体52,53が、所定位置から衛星32に近
づく方向に戻ることを確実に防ぐことができ、衛星32
を放てきするときに分割体52,53が衛星32に干渉
することを確実に防ぐことができる。
置される衛星32を外囲する周壁43の各分割体52,
53は、本体31寄りの一部が本体31にヒンジ手段7
5,76によって連結され、かつ開頭手段87,88に
よって前述のように所定位置に保持されて、本体31に
係合されている。これによってフェアリング30の他の
部分から完全に分離されてしまう分割体の個数を少なく
し、しかも本実施の形態では、本体31と一体の分割体
51に各分割体52,53が係合され、単独で分散され
る分割体の個数を少なくすることができる。したがって
宇宙空間に、軌道上に放てきされて漂うコンタミネーシ
ョンを少なくすることができる。
であり、図6はヒンジ手段76付近を示す断面図であ
る。ヒンジ手段76は、分割体53に固定されるヒンジ
片90と、分割体51に固定されるヒンジ片91とを有
している。ヒンジ片90は、相互に間隔をあけて配置さ
れる一対の板部材93a,93bを有し、各板部材93
a,93b間にわたってヒンジピンが94が設けられる
とともに、板部材93a,93bの端部に、ヒンジピン
94から離反する方向に伸び、開放する切欠き95a,
95bが形成されている。ヒンジ片91は、板部材98
を有し、板部材の厚み方向両側に同一の直線に沿って突
出するヒンジピン96a,96bが設けられるととも
に、各ヒンジピン96a,96bの軸線を中心とする円
弧にそって延び、開放する切欠き97が形成される。
0の各板部材93a,93b間にヒンジ片91の板部材
98を配置し、ヒンジ片90の各切欠き95a,95b
内にヒンジ片91各ヒンジピン96a,96bを嵌まり
込ませるとともに、ヒンジ片91の切欠き97内にヒン
ジ片90のヒンジピン94を嵌まり込ませて連結され
る。このようなヒンジ手段76では、各ヒンジピン9
4;96a,96bが、各切欠き97;95a,95b
にそれぞれ嵌まり込んだ状態では、各ヒンジ片90,9
1は、各ヒンジピン96a,96bの軸線L10まわり
の角変位だけが可能であり、ヒンジピン94が切欠き9
7から抜け出た状態においては、各ヒンジピン96a,
96bが各切欠き95a,95bから抜け出るように、
相互に離反するように変位することができる。
に、ヒンジピン74が切欠き97の最深部に配置される
位置と、図7(2)に示すように、ヒンジピン74が切
欠き97の開放端に配置される位置、すなわち板部材9
8の各ヒンジピン96a,96bとは反対側から切欠き
97に臨む部分99の先端99aと、各ヒンジピン96
a,96bの軸線L10とを含む平面160よりも、切
欠き97の最深部側に、ヒンジピン94の少なくとも一
部が嵌まり込んでいる位置にあって、各ヒンジ片90,
91は、各ヒンジピン96a,96bの軸線L10まわ
りに相互に角変位可能に連結される。図7(3)に示す
ように、ヒンジピン94が、切欠き97から抜け出てし
まう、すなわちヒンジピン94が前記平面160より
も、切欠き97の最深部から離反する側に位置すると、
各ヒンジピン96a,96bが各切欠き95a,95b
から抜け出るように、各ヒンジ片90,91は、相互に
離反する方向に変位することができる。
がヒンジピン74よりも相手方となる分割体54に近接
する位置に配置される状態で、分割体56に固定され
る。また、ヒンジ片91は、切欠き77が各ヒンジピン
76a,76bよりも相手方となる分割体56に近接す
る位置に配置され、かつ切欠き77が分割体56とは反
対がわで開放する状態で、分割体54に固定される。こ
のようなヒンジ手段71は、分割体56が、分割体54
に結合された状態で、各ヒンジピン94;96a,96
bが、各切欠き97;95a,95bの最深部にそれぞ
れ嵌まり込んだ状態となるように、各分割体54,56
を連結する。このようなヒンジ手段71を用いることに
よって、各分割体55,56が図1に示すように相互
に、かつ分割体54に結合される位置と、この位置から
第1の所定の角度以上角変位して、ヒンジピン94が切
欠き97から完全に抜け出てしまうまでの位置との間で
は、分割体56と分割体54とが角変位可能に連結さ
れ、第1の所定の角度以上角変位したとき、すなわちヒ
ンジピン94が切欠き97から抜け出たときには、各分
割体56は、分割体54から離脱することができる。
ども、他の各ヒンジ手段70,71,75もまた、ヒン
ジ手段71と同様の構成を有し、同様の動作をして同様
の効果を達成することができる。
して角変位させるための開頭手段87,88は、前述の
ように保持手段としての機能を有しており、この保持手
段によって各分割体52,53が保持される位置は、ヒ
ンジピン94の少なくとも一部が切欠き97内に嵌まり
込んでいる第3の所定の角度に対応する位置に選ばれ
る。これによって、各分割体52,53と分割体51と
の係合状態が維持される。
図9は図8の切断面線IX−IXからみた断面図であ
る。衛星52を放てきするときに、この衛星52は、衛
星52の放てき方向のずれなどが生じても、収容空間3
6の最も本体31寄りの最外周位置となる仮想円110
を含み、フェアリング30の軸線に対する傾斜角度θ1
が一例として述べると6.4度であり、本体31から離
反するにつれて拡開する仮想円錐面115よりも外側に
でないように放てきすることができる。分割体52が円
錐面115の外側にある状態から、円錐面115に近づ
くように、分割体52を角変位させたときに、最初に円
錐面115と交差する分割体52の部分は、分割体52
の本体31寄りの端部の周方向両端部112であり、こ
の部分112が円錐面115に交差しない位置に、分割
体52を保持する保持位置を決定するばよい。これによ
って前述のように、衛星32の放てき時の分割体52の
干渉を防ぐことができる。分割体53についても保持位
置を同様に決定すればよい。
結合解除手段153は、各分割体51,53を結合する
ためのボルト101およびナット102と、各分割体5
4,56の結合を解除するための膨張型密封導爆線(以
下、「EMSDC」(Expandable Shielded Mild Detona
ting Cord)と略記する場合がある)103とを有する。
各分割体54,56には、相互に対向する対向壁部10
5,106がそれぞれ形成され、ボルト101は、周方
向にほぼ等間隔をあけた複数箇所で、これらの対向壁部
105,106を分割体56側から挿通し、このボルト
101には、分割体54側でナット102が螺着され
る。またボルト101は、分割体56側でT形形状の押
さえ部材108を挿通している。
に火薬が密封されて紐状に構成される。このESMDC
103は、各分割体54,56が結合される領域全体に
わたって、すなわち分割体56の周方向の全長にわたっ
て延びて設けられている。またボルト101は、分割体
56の周方向の全長にわたって、間隔をあけて設けられ
ており、これらのボルト101が挿通する押さえ部材1
08と、対向壁部105とによってESMDC103を
挟持した状態で、ナット102に締め付けられ、各分割
体54,56が結合されるとともに、ESMDC103
が保持される。ESMDC103は、2本設けられ、各
ボルト101の両側を通るように配置される。
起爆手段が接続されており、この起爆手段によって各E
SMDCを爆発させることによって、各ボルト101を
軸線方向一箇所でくびれた部分で分断し、これによって
各分割体54,56の結合を解除し、各分割体54,5
6を結合解除することができる。またESMDC103
を2本設け、起爆手段によって個別に起爆させる構成と
することによって、いずれか一方の起爆手段の故障など
が発生して、一方のESMDC103が不発であって
も、他方ESMDC103だけの爆発によって各ボルト
101を分断することが可能であり、各分割体54,5
6を確実に結合解除することができる。
け詳しく説明したけれども、他の結合および結合解除手
段72〜74,150〜152もまた、同様の構成を有
し、同様に動作し、同様の効果を達成することができ
る。
ットフェアリングの分割構造が実施されるフェアリング
30Aの一部を示す正面図である。本実施の形態は、上
述の実施の形態と類似しており、同一の構成を有する部
分には、同一の参照符号を付して説明を省略し、異なる
構成についてだけ説明する。上述の実施の形態では、各
分割体52,53を角変位させるためのばね手段とし
て、開頭手段87,88を用いられ、本実施の形態で
は、これに代えて、両端部が各分割体52,53にそれ
ぞれ固定される圧縮コイルばねを有する開頭手段89が
用いられる。このばね手段89もまた、各分割体52,
53を開頭する力を与えるとともに、各分割体52,5
3が所定位置まで角変位したときには、この所定位置で
保持する保持手段としての機能を有している。このよう
なばね手段89を用いた本実施の形態も上述の実施の形
態と同様の効果を達成することができる。
トフェアリングの分割構造が実施されるフェアリング3
0Bを示す正面図であり、図12はフェアリング30B
を分解して示す正面図である。本実施の形態は、上述の
実施の形態と類似しており、同一の構成を有する部分に
は、同一の参照符号を付して説明を省略し、異なる構成
についてだけ説明する。上述の各実施の形態では、分割
体である支持台54が、各分割体52,53と分割さ
れ、個別に分離されたけれども、本発明の実施の形態で
は、支持台54は、半円錐台状の2つの部分170,1
71に分割され、各部分170,171が各周壁部分5
2,53に一体化されている。つまり上述の形態では、
各分割体52〜54の3つの部分に分割されたフェアリ
ング30の領域が、本実施の形態では2つの分割体52
B,53Bに分割される。これによって前記効果に加え
て、分割される分割体の個数をさらに少なくし、単独で
分散される分割体の個数をさらに少なくすることがで
き、宇宙空間、軌道上に放てきされるコンタミネーショ
ンを減少することができる。
ることはなく、形状などの変更をすることが可能であ
る。たとえば支持部41は、分割体52にだけ一体的に
設けられるようにしてもよい。また衛星の個数は、2つ
に限ることはなく、3つ以上でもよい。また搭載物は、
衛星に限らず、探査機などの宇宙機、その他の機器であ
ってもよい。
る周壁43の分割体52,53は、本体31に係合する
ことなく、本体から分離して放てきするようにしてもよ
い。このような構成では、衛星33よりも衛星32を高
い軌道に放てきするときに、本体31から離反する側の
衛星33を放てきした後に、本体31寄りの衛星32を
外囲する周壁43を完全に分離し、衛星32をさらに高
い軌道まで移動させることによって、分割体52,53
を、衛星32の軌道まで移動させる必要がなく、衛星3
2を移動させるために必要な動力を少なくすることがで
きる。したがって、第2段目の衛星32を同じ動力でよ
り高い軌道へ打上げることができる。
先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が
各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲す
る周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離さ
れて放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用
ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁
は、周壁部分に分割されて搭載物から離反する方向に開
頭される。これによって、推進用ロケット本体寄りの搭
載物を支持台から分離して放てきするときには、周壁が
搭載物を近接した位置で外囲していないので、分割前の
周壁によって規定される収容空間よりもわずかに小さい
だけの搭載物であって、この搭載物がフェアリングの軸
線方向から傾斜してずれた放てき方向に放てきされ、お
よび/または角変位運動をしながら搭載物が放てきされ
ても、搭載物に周壁が干渉してしまうことがない。した
がって収容空間に可及的に大きな搭載物の包絡領域を得
ることができる。
から離反する側において隣接する他の搭載物を支持する
支持台は、前記分割される周壁部分に一体的に設けられ
る。これによって分割されるフェアリングの分割数を少
なくし、他の部分と分離されてしまい単独で分散される
分割体の個数を少なくすることができる。
ト本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁の周壁部
分は、推進用ロケット本体寄りの一部が推進用ロケット
本体に係合されている。これによって他の部分と分離さ
れてしまい、単独で分散される分割体の個数を少なくす
ることができる。
壁部分は、推進用ロケット本体寄りの一部でヒンジ手段
によって角変位可能に設けられている。これによって搭
載物を支持台から分離して放てきするとき、その放てき
方向前方に広い開放領域を確保することができる。また
開頭手段によって、搭載物から離反する方向に変位する
力を、各周壁部分に与えることができ、各周壁部分を搭
載物から離反するように確実に開頭させることができ
る。
て、前記分割される周壁部分を所定位置に保持すること
ができる。これによって搭載物から離反するように所定
位置まで開頭された周壁部分が、所定位置から搭載物に
近づく方向に戻ることを確実に防ぐことができ、搭載物
を放てきするときに周壁部分が搭載物に干渉することを
確実に防ぐことができる。
体の先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載
物が各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外
囲する周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分
離されて放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周
壁は、周壁部分に分割されて搭載物から離反する方向に
開頭される。これによって推進用ロケット本体寄りの搭
載物を支持台から分離して放てきするときには、周壁が
搭載物を近接した位置で外囲していないので、分割前の
周壁によって規定される収容空間よりもわずかに小さい
だけの搭載物であって、この搭載物がフェアリングの軸
線方向から傾斜してずれた放てき方向に放てきされ、お
よび/または角変位運動をしながら放てきされても、搭
載物に周壁が干渉してしまうことがない。したがって収
容空間に可及的に大きな搭載物の包絡領域を得ることが
できる。
す正面図である。
る。
る。
Aの一部を示す正面図である。
グ30Bを示す正面図である。
ある。
る。
る。
22)
ト本体の先端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が
形成されるフェアリングが設けられ、各搭載物は、各収
容空間内で支持台によって推進用ロケット本体側で支持
され、各搭載物を支持台から分離するときに、各搭載物
を外囲する周壁を分割して、その搭載物が収容される収
容空間を開放するロケットフェアリングの分割構造にお
いて、複数の搭載物のうち、推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する周壁は、周壁部分に分割さ
れ、各周壁部分が外囲する搭載物を支持する支持台が推
進用ロケット本体に固定された状態で、搭載物から離反
する方向に開頭されることを特徴とするロケットフェア
リングの分割構造である。
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離され
て放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用ロ
ケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、
周壁部分に分割され、各周壁部分が外囲する搭載物を支
持する支持台が推進用ロケット本体に固定された状態で
搭載物から離反する方向に開頭される。これによって、
推進用ロケット本体寄りの搭載物を支持台から分離して
放てきするときには、周壁が搭載物を近接した位置で外
囲していないので、分割前の周壁によって規定される収
容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であって、こ
の搭載物がフェアリングの軸線方向から傾斜してずれた
放てき方向に放てきされ、および/または角変位運動を
しながら搭載物が放てきされても、搭載物に周壁が干渉
してしまうことがない。したがって収容空間に可及的に
大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。
端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が形成される
フェアリングが設けられ、各搭載物は、各収容空間内で
支持台によって推進用ロケット本体側で支持され、各搭
載物を支持台から分離するときに、各搭載物を外囲する
周壁を分割して、その搭載物が収容される収容空間を開
放するロケットフェアリングの分割方法において、推進
用ロケット本体寄りに配置される搭載物に対して推進用
ロケット本体から離反する側において隣接して配置され
る他の搭載物を、この他の搭載物を外囲する領域の周壁
を分割して、この他の搭載物が収容される収容空間を開
放した後に、支持台から分離して放てきし、前記他の搭
載物を支持する支持台と、前記推進用ロケット本体寄り
に配置される搭載物を外囲する周壁を分割した周壁部分
とを、前記推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物
を支持する支持台を推進用ロケット本体に固定した状態
で、この推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物か
ら離反する方向に開頭し、推進用ロケット本体寄りに配
置される搭載物が収容される収容空間を開放することを
特徴とするロケットフェアリングの分割方法である。
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離され
て放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用ロ
ケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、
周壁部分に分割され、推進用ロケット本体寄りに配置さ
れる搭載物を支持する支持台が推進用ロケット本体に固
定された状態で搭載物から離反する方向に開頭される。
これによって推進用ロケット本体寄りの搭載物を支持台
から分離して放てきするときには、周壁が搭載物を近接
した位置で外囲していないので、分割前の周壁によって
規定される収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物
であって、この搭載物がフェアリングの軸線方向から傾
斜してずれた放てき方向に放てきされ、および/または
角変位運動をしながら放てきされても、搭載物に周壁が
干渉してしまうことがない。したがって収容空間に可及
的に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。
放てきされる。衛星33が放てきされた後に、本体31
によって衛星32を放てきすべき軌道まで移動し、衛星
32が放てきされるべき軌道に達したときに、各分割体
52〜54が相互に分割されるとともに、各分割体5
2,53が分割体51から分割されて衛星32から離反
するように開頭される。
であり、図6はヒンジ手段71付近を示す断面図であ
る。ヒンジ手段71は、分割体56に固定されるヒンジ
片90と、分割体54に固定されるヒンジ片91とを有
している。ヒンジ片90は、相互に間隔をあけて配置さ
れる一対の板部材93a,93bを有し、各板部材93
a,93b間にわたってヒンジピンが94が設けられる
とともに、板部材93a,93bの端部に、ヒンジピン
94から離反する方向に伸び、開放する切欠き95a,
95bが形成されている。ヒンジ片91は、板部材98
を有し、板部材の厚み方向両側に同一の直線に沿って突
出するヒンジピン96a,96bが設けられるととも
に、各ヒンジピン96a,96bの軸線を中心とする円
弧にそって延び、開放する切欠き97が形成される。
ども、他の各ヒンジ手段70,75,76もまた、ヒン
ジ手段71と同様の構成を有し、同様の動作をして同様
の効果を達成することができる。
結合解除手段74は、各分割体54,56を結合するた
めのボルト101およびナット102と、各分割体5
4,56の結合を解除するための膨張型密封導爆線(以
下、「ESMDC」(Expandable Shielded Mild Detona
ting Cord)と略記する場合がある)103とを有する。
各分割体54,56には、相互に対向する対向壁部10
5,106がそれぞれ形成され、ボルト101は、周方
向にほぼ等間隔をあけた複数箇所で、これらの対向壁部
105,106を分割体56側から挿通し、このボルト
101には、分割体54側でナット102が螺着され
る。またボルト101は、分割体56側でT形形状の押
さえ部材108を挿通している。
詳しく説明したけれども、他の結合および結合解除手段
72,73,150〜153もまた、同様の構成を有
し、同様に動作し、同様の効果を達成することができ
る。
先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が
各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲す
る周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離さ
れて放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用
ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁
は、周壁部分に分割され、各周壁部分が外囲する搭載物
を支持する支持台が推進用ロケット本体に固定された状
態で搭載物から離反する方向に開頭される。これによっ
て、推進用ロケット本体寄りの搭載物を支持台から分離
して放てきするときには、周壁が搭載物を近接した位置
で外囲していないので、分割前の周壁によって規定され
る収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、この搭載物がフェアリングの軸線方向から傾斜して
ずれた放てき方向に放てきされ、および/または角変位
運動をしながら搭載物が放てきされても、搭載物に周壁
が干渉してしまうことがない。したがって収容空間に可
及的に大きな搭載物の包絡領域を得ることができる。
体の先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載
物が各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外
囲する周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分
離されて放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周
壁は、周壁部分に分割され、推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を支持する支持台が推進用ロケット本
体に固定された状態で搭載物から離反する方向に開頭さ
れる。これによって推進用ロケット本体寄りの搭載物を
支持台から分離して放てきするときには、周壁が搭載物
を近接した位置で外囲していないので、分割前の周壁に
よって規定される収容空間よりもわずかに小さいだけの
搭載物であって、この搭載物がフェアリングの軸線方向
から傾斜してずれた放てき方向に放てきされ、および/
または角変位運動をしながら放てきされても、搭載物に
周壁が干渉してしまうことがない。したがって収容空間
に可及的に大きな搭載物の包絡領域を得ることができ
る。
0)
ト本体の先端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が
形成されるフェアリングが設けられ、各搭載物は、各収
容空間内で支持台によって推進用ロケット本体側で支持
され、各搭載物を支持台から分離するときに、各搭載物
を外囲する周壁を分割して、その搭載物が収容される収
容空間を開放するロケットフェアリングの分割構造にお
いて、複数の搭載物のうち、推進用ロケット本体寄りに
配置される搭載物を外囲する周壁は、その軸線を含む平
面で周壁部分に相互に分割可能であり、かつ各周壁部分
から成る周壁内に突出して搭載物を支持する支持台に対
して、ロケット本体寄りの一端部で分割可能であり、各
周壁部分が外囲する搭載物を支持する支持台が推進用ロ
ケット本体に固定された状態で、各周壁部分は、相互に
かつ支持台から分割されて、搭載物から離反する方向に
開頭されることを特徴とするロケットフェアリングの分
割構造である。
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離され
て放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用ロ
ケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、
その軸線を含む平面で周壁部分に分割され、各周壁部分
は、ロケット本体寄りの一端部で、支持台から分割され
て搭載物から離反するように開頭される。さらに支持台
は、各周壁部分から成る周壁内に突出して、搭載物を支
持しており、各周壁部分は、搭載物よりもロケット本体
寄りの位置で支持台から分割される。しかも各周壁部分
は、これら各周壁部分が外囲する搭載物を支持する支持
台が推進用ロケット本体に固定された状態で、角変位さ
れて開頭される。このようにして推進用ロケット本体寄
りの搭載物を外囲する各周壁部分が開頭されるので、推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持台から
分離してロケット本体から離反する方向に放てきすると
き、周壁が搭載物に近接した位置で外囲していない。し
たがって搭載物が、分割前の周壁によって規定される収
容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であって、こ
の搭載物が、フェアリングの軸線方向から傾斜してずれ
た方向に放てきされ、および/または角変位運動をしな
がら放てきされても、搭載物に周壁が干渉してしまうこ
とが防がれる。したがって収容空間に可及的に大きな搭
載物の包絡領域を得ることができる。
配置される搭載物を外囲する周壁の各周壁部分を、各周
壁部分が少なくとも所定位置を越えて変位するまでは、
各周壁部分から成る周壁内に突出して搭載物を支持する
支持台に、推進用ロケット本体寄りの一端部で、角変位
可能に連結するヒンジ手段を含むことを特徴とする。本
発明に従えば、推進用ロケット本体寄りに配置される搭
載物を外囲する周壁は、その軸線を含む平面で周壁部分
に分割され、各周壁部分は、ロケット本体寄りの一端部
で、各周壁部分が少なくとも所定位置に変位するまでは
ヒンジ手段によって支持台に連結される状態で、開頭手
段から与えられる力によって角変位されて開頭される。
さらに支持台は、各周壁部分から成る周壁内に突出し
て、搭載物を支持しており、各周壁部分は、搭載物より
もロケット本体寄りの位置でヒンジ手段を中心にして角
変位される。これによって搭載物の放てき方向前方とな
るロケット本体から離反する方向に、広い開放領域を確
実に確保することができる。したがって搭載物が、分割
前の周壁によって規定される収容空間よりもわずかに小
さいだけの搭載物であって、この搭載物が、フェアリン
グの軸線方向から傾斜してずれた方向に放てきされ、お
よび/または角変位運動をしながら放てきされても、搭
載物に周壁が干渉してしまうことが確実に防がれる。ま
た本発明は、各搭載物のうち最も推進用ロケット本体寄
りに配置される搭載物を支持する支持台は、ロケット本
体と一体に形成され、最も推進用ロケット本体寄りに配
置される搭載物を外囲する周壁の各周壁部分が所定位置
まで変位した後、各周壁部分を所定位置に保持する保持
手段を含むことを特徴とする。
寄りに配置される搭載物を外囲する周壁の各周壁部分
は、所定位置まで変位した後、その所定位置で保持手段
によって保持される。周壁部分が保持される所定位置
は、各周壁部分がヒンジ手段によって支持台に連結され
るている位置であり、所定位置にあるときには、各周壁
部分は支持台に係合されている。支持台はロケット本体
と一体に形成されており、各周壁部分は、ロケット本体
に係合されており、ロケット本体から分離されてしま
い、単独で分散されることを防ぐことができる。したが
って単独で分散される分割体の個数を少なくすることが
できる。さらにロケット本体から離反する方向に大きな
開放領域を形成するように、所定位置まで角変位した周
壁部分が、所定位置から搭載物に近づく方向に戻ること
を防ぐことができ、単独で分散される分割体の個数を少
なくするように、各周壁部分を係合しても、この周壁部
分が、搭載物の放てき時に、搭載物に干渉することを防
ぐことができる。このように最もロケット本体寄りに配
置される搭載物を外囲する周壁を、軸線を含む平面で分
割する構造とし、分割される周壁部分を、ロケット本体
寄りの一端部で、ロケット本体に一体に形成される支持
台に角変位可能に連結し、さらに所定位置まで角変位し
た後、所定位置で保持する構造とすることによって、大
きな搭載物の包絡領域を確保したうえで、単独で分散さ
れる分割体の個数を少なくすることができる。
寄りに配置される搭載物に対して推進用ロケット本体か
ら離反する側において隣接して配置される他の搭載物を
支持する支持台は、前記分割される周壁部分に一体的に
設けられることを特徴とする。
離反する側において隣接する他の搭載物を支持する支持
台は、前記分割される周壁部分に一体的に設けられる。
これによって分割されるフェアリングの分割数を少なく
し、他の部分と分離されてしまい単独で分散される分割
体の個数を少なくすることができる。
端部に、搭載物を収容する複数の収容空間が形成される
フェアリングが設けられ、各搭載物は、各収容空間内で
支持台によって推進用ロケット本体側で支持され、各搭
載物を支持台から分離するときに、各搭載物を外囲する
周壁を分割して、その搭載物が収容される収容空間を開
放するロケットフェアリングの分割方法において、推進
用ロケット本体寄りに配置される搭載物に対して推進用
ロケット本体から離反する側において隣接して配置され
る他の搭載物を、この他の搭載物を外囲する領域の周壁
を分割して、この他の搭載物が収容される収容空間を開
放した後に、支持台から分離して放てきし、前記推進用
ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁内
に突出してその搭載物を支持する支持台が推進用ロケッ
ト本体に固定された状態で、前記他の搭載物を支持する
支持台を、この推進用ロケット本体寄りに配置される搭
載物から離反する方向に開頭するとともに、前記推進用
ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁
を、その軸線を含む平面で周壁部分に分割して、推進用
ロケット本体寄りの一端部で、推進用ロケット本体寄り
に配置される搭載物を支持する支持台から分割して開頭
し、推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物が収容
される収容空間を開放することを特徴とするロケットフ
ェアリングの分割方法である。
端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が各
収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲する
周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離され
て放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用ロ
ケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、
その軸線を含む平面で周壁部分に分割され、各周壁部分
は、ロケット本体寄りの一端部でヒンジ手段を中心にし
て角変位されて開頭される。さらに支持台は、各周壁部
分から成る周壁内に突出して、搭載物を支持しており、
各周壁部分は、搭載物よりもロケット本体寄りの位置で
支持台から分割され、開頭される。しかも各周壁部分
は、これら各周壁部分が外囲する搭載物を支持する支持
台が推進用ロケット本体に固定された状態で、角変位さ
れて開頭される。このようにして推進用ロケット本体寄
りの搭載物を外囲する各周壁部分が開頭されるので、推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持台から
分離してロケット本体から離反する方向に放てきすると
き、周壁が搭載物に近接した位置で外囲していない。し
たがって搭載物が、分割前の周壁によって規定される収
容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であって、こ
の搭載物が、フェアリングの軸線方向から傾斜してずれ
た方向に放てきされ、および/または角変位運動をしな
がら放てきされても、搭載物に周壁が干渉してしまうこ
とが防がれる。したがって収容空間に可及的に大きな搭
載物の包絡領域を得ることができる。
正面図である。図1をも併せて参照して、フェアリング
30は、複数の分割体51〜56に分割可能である。分
割体51は、円錐台状の支持台51から成り、本実施の
形態では、この分割体51は、本体31の先端部35に
一体に形成されている。各分割体52,53は、直円筒
状の周壁43を軸線を含む平面で分離した半直円筒状の
周壁部分であり、直円筒状となるように、相互に結合解
除可能に結合される。さらに各分割体52,53は直円
筒状に結合された状態で、軸線方向一端部が、本体31
の先端部35である分割体51の大径となる軸線方向一
端部に、結合解除可能に結合されている。各分割体5
2,53が分割体51に結合された状態では、分割体5
1は、各分割体52,53から成る直円筒内に、突出し
て入り込んでいる。分割体54は、支持台54であっ
て、円錐台状の支持部41と、直円筒状の外周部分60
とを有し、支持部41は、外周部分60の軸線方向一端
部に連なって、外周部分60から離反するように先細状
に突出している。この分割体54は、外周部分60の軸
線方向他端部で、各分割体52,53の軸線方向他端部
に結合解除可能に結合されている。
先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載物が
各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外囲す
る周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分離さ
れて放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推進用
ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁
は、その軸線を含む平面で周壁部分に分割され、各周壁
部分は、ロケット本体寄りの一端部で、各周壁部分が少
なくとも所定位置に変位するまではヒンジ手段によって
支持台に連結される状態で、開頭手段から与えられる力
によって角変位されて開頭される。さらに支持台は、各
周壁部分から成る周壁内に突出して、搭載物を支持して
おり、各周壁部分は、搭載物よりもロケット本体寄りの
位置でヒンジ手段を中心にして角変位される。しかも各
周壁部分は、これら各周壁部分が外囲する搭載物を支持
する支持台が推進用ロケット本体に固定された状態で、
角変位されて開頭される。このようにして推進用ロケッ
ト本体寄りの搭載物を外囲する各周壁部分が開頭される
ので、推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支
持台から分離してロケット本体から離反する方向に放て
きするとき、周壁が搭載物に近接した位置で外囲してい
ない。また各周壁部分が搭載物よりもロケット本体寄り
の位置でヒンジ手段を中心にして角変位されるので、搭
載物の放てき方向前方となるロケット本体から離反する
方向に、広い開放領域を確実に確保することができる。
したがって搭載物が、分割前の周壁によって規定される
収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であって、
この搭載物が、フェアリングの軸線方向から傾斜してず
れた方向に放てきされ、および/または角変位運動をし
ながら放てきされても、搭載物に周壁が干渉してしまう
ことが防がれる。したがって収容空間に可及的に大きな
搭載物の包絡領域を得ることができる。
寄りに配置される搭載物を外囲する周壁は、その軸線を
含む平面で周壁部分に分割され、各周壁部分は、ロケッ
ト本体寄りの一端部で、各周壁部分が少なくとも所定位
置に変位するまではヒンジ手段によって支持台に連結さ
れる状態で、開頭手段から与えられる力によって角変位
されて開頭される。さらに支持台は、各周壁部分から成
る周壁内に突出して、搭載物を支持しており、各周壁部
分は、搭載物よりもロケット本体寄りの位置でヒンジ手
段を中心にして角変位される。これによって搭載物の放
てき方向前方となるロケット本体から離反する方向に、
広い開放領域を確実に確保することができる。したがっ
て搭載物が、分割前の周壁によって規定される収容空間
よりもわずかに小さいだけの搭載物であって、この搭載
物が、フェアリングの軸線方向から傾斜してずれた方向
に放てきされ、および/または角変位運動をしながら放
てきされても、搭載物に周壁が干渉してしまうことが確
実に防がれる。また本発明によれば、最も推進用ロケッ
ト本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁の各周壁
部分は、所定位置まで変位した後、その所定位置で保持
手段によって保持される。周壁部分が保持される所定位
置は、各周壁部分がヒンジ手段によって支持台に連結さ
れるている位置であり、所定位置にあるときには、各周
壁部分は支持台に係合されている。支持台はロケット本
体と一体に形成されており、各周壁部分は、ロケット本
体に係合されており、ロケット本体から分離されてしま
い、単独で分散されることを防ぐことができる。したが
って単独で分散される分割体の個数を少なくすることが
できる。さらにロケット本体から離反する方向に大きな
開放領域を形成するように、所定位置まで角変位した周
壁部分が、所定位置から搭載物に近づく方向に戻ること
を防ぐことができ、単独で分散される分割体の個数を少
なくするように、各周壁部分を係合しても、この周壁部
分が、搭載物の放てき時に、搭載物に干渉することを防
ぐことができる。このように最もロケット本体寄りに配
置される搭載物を外囲する周壁を、軸線を含む平面で分
割する構造とし、分割される周壁部分を、ロケット本体
寄りの一部で、ロケット本体に一体に形成される支持台
に角変位可能に連結し、さらに所定位置まで角変位した
後、所定位置で保持する構造とすることによって、大き
な搭載物の包絡領域を確保したうえで、単独で分散され
る分割体の個数を少なくすることができる。
体から離反する側において隣接する他の搭載物を支持す
る支持台は、前記分割される周壁部分に一体的に設けら
れる。これによって分割されるフェアリングの分割数を
少なくし、他の部分と分離されてしまい単独で分散され
る分割体の個数を少なくすることができる。
体の先端部に設けられるフェアリングには、複数の搭載
物が各収容空間に収容され、各搭載物は、各搭載物を外
囲する周壁を分割して収容空間を開放し、支持台から分
離されて放てきされる。これら複数の搭載物のうち、推
進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を外囲する周
壁は、その軸線を含む平面で周壁部分に分割され、各周
壁部分は、ロケット本体寄りの一端部でヒンジ手段を中
心にして角変位されて開頭される。さらに支持台は、各
周壁部分から成る周壁内に突出して、搭載物を支持して
おり、各周壁部分は、搭載物よりもロケット本体寄りの
位置で支持台から分割され、開頭される。しかも各周壁
部分は、これら各周壁部分が外囲する搭載物を支持する
支持台が推進用ロケット本体に固定された状態で、角変
位されて開頭される。このようにして推進用ロケット本
体寄りの搭載物を外囲する各周壁部分が開頭されるの
で、推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物を支持
台から分離してロケット本体から離反する方向に放てき
するとき、周壁が搭載物に近接した位置で外囲していな
い。したがって搭載物が、分割前の周壁によって規定さ
れる収容空間よりもわずかに小さいだけの搭載物であっ
て、この搭載物が、フェアリングの軸線方向から傾斜し
てずれた方向に放てきされ、および/または角変位運動
をしながら放てきされても、搭載物に周壁が干渉してし
まうことが防がれる。したがって収容空間に可及的に大
きな搭載物の包絡領域を得ることができる。
Claims (6)
- 【請求項1】 推進用ロケット本体の先端部に、搭載物
を収容する複数の収容空間が形成されるフェアリングが
設けられ、各搭載物は、各収容空間内で支持台によって
推進用ロケット本体側で支持され、各搭載物を支持台か
ら分離するときに、各搭載物を外囲する周壁を分割し
て、その搭載物が収容される収容空間を開放する推進用
ロケットフェアリングの分割構造において、 複数の搭載物のうち、推進用ロケット本体寄りに配置さ
れる搭載物を外囲する周壁は、周壁部分に分割されて搭
載物から離反する方向に開頭されることを特徴とするロ
ケットフェアリングの分割構造。 - 【請求項2】 前記推進用ロケット本体寄りに配置され
る搭載物に対して推進用ロケット本体から離反する側に
おいて隣接して配置される他の搭載物を支持する支持台
は、前記分割される周壁部分に一体的に設けられること
を特徴とする請求項1記載のロケットフェアリングの分
割構造。 - 【請求項3】 各搭載物のうち最も推進用ロケット本体
寄りに配置される搭載物を外囲する周壁の周壁部分は、
推進用ロケット本体寄りの一部が推進用ロケット本体に
係合されていることを特徴とする請求項1または2記載
のロケットフェアリングの分割構造。 - 【請求項4】 前記分割される周壁部分は、推進用ロケ
ット本体寄りの一部でヒンジ手段によって角変位可能に
設けられており、 前記搭載物から離反する方向に変位する力を各周壁部分
に与える開頭手段を含むことを特徴とする請求項1〜3
のいずれかに記載のロケットフェアリングの分割構造。 - 【請求項5】 前記分割される周壁部分を所定位置に保
持する保持手段を含むことを特徴とする請求項1〜4の
いずれかに記載のロケットフェアリングの分割構造。 - 【請求項6】 推進用ロケット本体の先端部に、搭載物
を収容する複数の収容空間が形成されるフェアリングが
設けられ、各搭載物は、各収容空間内で支持台によって
推進用ロケット本体側で支持され、各搭載物を支持台か
ら分離するときに、各搭載物を外囲する周壁を分割し
て、その搭載物が収容される収容空間を開放する推進用
ロケットフェアリングの分割方法において、 推進用ロケット本体寄りに配置される搭載物に対して推
進用ロケット本体から離反する側において隣接して配置
される他の搭載物を、この他の搭載物を外囲する領域の
周壁を分割して、この他の搭載物が収容される収容空間
を開放した後に、支持台から分離して放てきし、 前記他の搭載物を支持する支持台と、前記推進用ロケッ
ト本体寄りに配置される搭載物を外囲する周壁を分割し
た周壁部分とを、前記推進用ロケット本体寄りに配置さ
れる搭載物から離反する方向に開頭し、推進ロケット本
体寄りに配置される搭載物が収容される収容空間を開放
することを特徴とするロケットフェアリングの分割方
法。
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