JP2535574Y2 - Evacuation device for booster combined brace - Google Patents
Evacuation device for booster combined braceInfo
- Publication number
- JP2535574Y2 JP2535574Y2 JP219191U JP219191U JP2535574Y2 JP 2535574 Y2 JP2535574 Y2 JP 2535574Y2 JP 219191 U JP219191 U JP 219191U JP 219191 U JP219191 U JP 219191U JP 2535574 Y2 JP2535574 Y2 JP 2535574Y2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- brace
- booster
- core body
- view
- fuselage
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Landscapes
- Devices Affording Protection Of Roads Or Walls For Sound Insulation (AREA)
- Emergency Lowering Means (AREA)
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本考案は、宇宙輸送システムにお
けるブースタロケット分離後のブースタ結合ブレースの
退避装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a retractor for a booster-coupled brace after a booster rocket is separated in a space transportation system.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に宇宙輸送システムでは輸送対象物
を搭載したコア機体のまわりに推力を補助するブースタ
を結合して打ち上げ、ブースタの燃料、推薬等が燃え尽
きたところで、ブースタを分離、空中投棄する。2. Description of the Related Art In general, in a space transportation system, a booster for assisting thrust is connected and launched around a core body on which an object to be transported is mounted. When fuel and propellant of the booster are burned out, the booster is separated and dumped into the air. I do.
【０００３】図６〜図10は従来の宇宙輸送システムにお
けるブースタ結合機構を示す図で、図６はコア機体１と
一部のブースタ２との部分側面図、図７は図６の囲いVI
I の拡大図、図８は図７のVIII−VIII矢視断面図（但
し、片側のみ示す）、図９はコア機体１側の保持金具５
とブレース３との嵌合部の分解斜視図（拡大図）、図10
はコア機体１とブースタ２とが直接、結合されている部
分の拡大断面図である。FIGS. 6 to 10 show a booster coupling mechanism in a conventional space transportation system. FIG. 6 is a partial side view of a core body 1 and some boosters 2, and FIG. 7 is an enclosure VI in FIG.
8 is a sectional view taken along the line VIII-VIII of FIG. 7 (only one side is shown), and FIG. 9 is a holding bracket 5 on the core body 1 side.
FIG.
FIG. 4 is an enlarged sectional view of a portion where the core body 1 and the booster 2 are directly connected.
【0004】これらの図において、ブースタ２が分離される
際は図10に示すホローボルト6bが火薬によって切断さ
れ、分離クランプ６がクランプヒンジ6aを軸に回転し
て、コア機体側フランジ1aとブースタ側フランジ2aとが
分離し、いわゆるスラストボール／球面ソケット結合が
分離する。そして、その近傍で、ブースタ２に一端をボ
ルトでピン結合（回転結合）され、他端をコア機体１の
保持金具５に図９に示すように凹面Ａ，Ｂに対し、球面
Ａ′，Ｂ′で嵌合結合されていた各ブレース３が保持金
具５から脱去して、ブースタ２と共に空中へ投棄されて
ゆく。図11はこれら分離時の挙動を白抜き矢印の順に模
式的に示した説明図である。In these figures, when the booster 2 is separated, the hollow bolt 6b shown in FIG. 10 is cut by gunpowder, and the separation clamp 6 rotates about the clamp hinge 6a to rotate the core body side flange 1a and the booster side. The flange 2a separates and the so-called thrust ball / spherical socket connection separates. In the vicinity thereof, one end is connected to the booster 2 by a pin (rotationally connected) with a bolt, and the other end is connected to the holding bracket 5 of the core body 1 with respect to the concave surfaces A and B as shown in FIG. ′, The brace 3 fitted and coupled is removed from the holding metal fitting 5 and dumped into the air together with the booster 2. FIG. 11 is an explanatory diagram schematically showing the behavior at the time of separation in the order of the outlined arrows.
【０００５】このようにブースタ結合用のブレース３
は、ブースタ２にボルト及びナットで結合されている
が、コア機体１には保持金具５により保持されているだ
けである。[0005] As described above, the brace 3 for coupling the booster is used.
Are connected to the booster 2 with bolts and nuts, but are only held by the holding fittings 5 on the core body 1.
【０００６】[0006]
【考案が解決しようとする課題】上記従来のブースタ結
合用のブレースには解決すべき次の課題があった。The above-mentioned conventional brace for connecting a booster has the following problems to be solved.
【０００７】即ち、従来のブレースは、引張荷重を支持
しなかったが、ブースタの大型化、ジンバル機能の追加
等により、ブレースに引張荷重を支持させる必要が生
じ、コア機体側もボルト及びナットによる結合を行う必
要がある。That is, the conventional brace does not support the tensile load, but it is necessary to support the tensile load on the brace due to the enlargement of the booster and the addition of the gimbal function. A join needs to be made.
【０００８】したがって、ブースタ分離時にはブレース
を火工品により切断する必要があり、分離後はコア機体
側にブレースの一部が結合されたまま残ることになる。Therefore, when the booster is separated, the brace needs to be cut by pyrotechnics, and after the separation, a part of the brace remains connected to the core body side.
【０００９】このコア機体側に残されたブレースを放置
すると、空力特性の低下や打擲によるコア機体への障害
等が生じるという問題がある。If the braces left on the side of the core body are left unattended, there is a problem that the aerodynamic characteristics are degraded and the core body is obstructed by being hit.
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】本考案は上記課題の解決
手段として、宇宙輸送に供せられる機体にブースタを結
合し、空中にてブースタ分離時にその一端が機体側に残
るブースタ結合用ブレースにおいて、前記ブレースの端
部をピンを介して前記機体に回動可能に連結し、前記ブ
レースに常時機体側への付勢力を与えるバネ体を前記ブ
レースと機体との連結部分に配置したことを特徴とする
ブースタ結合ブレースの退避装置を提供しようとするも
のである。According to the present invention, as a means for solving the above-mentioned problems, a booster is connected to an airframe for space transportation, and a booster connecting brace having one end remaining on the airframe side when the booster is separated in the air. The end of the brace
Part is rotatably connected to the body via a pin, and the
A spring body that constantly applies a biasing force to the
An object of the present invention is to provide a retractor for a booster-coupled brace, which is disposed at a connection portion between a race and an airframe .
【００１１】[0011]
【作用】本考案は上記のように構成されるので次の作用
を有する。The present invention has the following operation since it is configured as described above.
【００１２】即ち、弾性力によって、火工品により切断
されて機体側に残るブレースの残部が機体表面に回転退
避されるようにバネ体を備えるので、機体からブースタ
が分離されると機体側に残ったブレースは直ちに、ピン
まわりに回動して機体表面に沿うように退避する。この
結果、従来のように機体側に残ったブレースが遊動して
機体を叩き損傷させたり、機体から突出して遊動し、機
体の空力特性を低下させたりすることがなくなる。That is, cutting by pyrotechnics by elastic force
The brace remaining on the fuselage side is provided with a spring body so that the rest of the brace is rotated and retracted to the fuselage surface, so when the booster is separated from the fuselage, the brace remaining on the fuselage side is immediately pinned.
Revolve around and retreat along the surface of the aircraft. As a result, unlike the related art, the brace remaining on the fuselage side does not move and hit and damage the fuselage, and does not protrude from the fuselage and loosen, thereby reducing the aerodynamic characteristics of the fuselage.
【００１３】[0013]
【実施例】本考案の第１、第２実施例を図１〜図５によ
り説明する。なお、従来例と同様の構成部材には同符号
を付し、説明を省略する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS First and second embodiments of the present invention will be described with reference to FIGS. The same reference numerals are given to the same components as those in the conventional example, and the description is omitted.
【００１４】先ず第１実施例を図１〜図４により説明す
る。図１は、Ｈ−IIロケットにおけるコア機体１とブー
スタ２との結合状態の側面図、図２は図１のII−II矢視
断面図（拡大図）、図３はコア機体１とブレース３との
結合部の拡大図で、(a) は図２の囲いIII を向う側（紙
面の裏側）より見た図、(b) は(a) の下面図、図４は図
２相当の断面でコア機体１上のブースタ２分離後のブレ
ース３の退避方向を矢印Ｑで模式的に示した図である。First, a first embodiment will be described with reference to FIGS. FIG. 1 is a side view of a coupled state of a core body 1 and a booster 2 in an H-II rocket, FIG. 2 is a cross-sectional view (enlarged view) taken along the line II-II of FIG. 1, and FIG. (A) is a view from the side (back side of the paper) facing the enclosure III in FIG. 2, (b) is a bottom view of (a), and FIG. 4 is a cross-sectional view corresponding to FIG. FIG. 4 is a diagram schematically showing a retreat direction of a brace 3 after separation of a booster 2 on a core body 1 by an arrow Q.
【００１５】因みに図２はコア機体１とブースタ２との
後方側の結合部を示すものであり、この後方側結合部は
ブレース３によりコア機体１の機体軸に垂直な面内の荷
重成分を伝達する結合様式をなしており、ブースタ２の
分離は火工品によりブレース３を切断して行なう。FIG. 2 shows a rear connecting portion between the core body 1 and the booster 2. The rear connecting portion uses a brace 3 to reduce a load component in a plane perpendicular to the body axis of the core body 1. The booster 2 is separated by cutting the brace 3 with a pyrotechnic.
【００１６】これらの図において、ブレース３とコア機
体１とは、コア機体１に設けられた二股のベアリング1b
にブレース３の端部に設けられたブレースエンド3bがピ
ン1cによって回転可能に軸支されることによって結合さ
れている。ピン1cの両端には図３に示すようにスプリン
グ４が挿入されており、一端をベアリング1bに引掛け、
他端をブレース３にスプリング抑え金具3aによって固定
されている。スプリング４は２点鎖線で示す位置が自由
状態の位置でブレース３に固定された状態では常に矢印
Ｐの向きに復元力を生じている。従ってブースタ２の分
離時、ブレース３のたとえば中央近傍が火工品によって
切断されると、コア機体１側に残る残部は矢印Ｐの向き
に回転してその残部をコア機体１の外周に弾力によって
退避される。このため、ブレース３（残部）のぶらつき
が回避され、コア機体１を叩いて損傷したり、突出して
空力特性の低下を来たしたりすることがなくなる。図４
は矢印Ｑによって因みに示したブレース３の残部の退避
方向で、小矢印は図２に斜に結合された短かいブレース
３の退避方向を示す。In these figures, a brace 3 and a core body 1 are provided with a forked bearing 1b provided on the core body 1.
A brace end 3b provided at an end of the brace 3 is rotatably supported by a pin 1c. A spring 4 is inserted into both ends of the pin 1c as shown in FIG. 3, and one end is hooked on the bearing 1b.
The other end is fixed to the brace 3 by a spring retainer 3a. The spring 4 always generates a restoring force in the direction of the arrow P when the spring 4 is fixed to the brace 3 at a position indicated by a two-dot chain line in a free state. Accordingly, when the booster 2 is separated, for example, if the vicinity of the center of the brace 3 is cut off by pyrotechnic, the remaining portion on the side of the core body 1 rotates in the direction of the arrow P, and the remaining portion is elastically moved to the outer periphery of the core body 1. Will be evacuated. For this reason, wobbling of the brace 3 (remaining portion) is avoided, and the core body 1 is not damaged by hitting or protruding to lower the aerodynamic characteristics. FIG.
Is the evacuation direction of the rest of the brace 3 indicated by the arrow Q, and the small arrow indicates the evacuation direction of the short brace 3 connected diagonally in FIG.
【００１７】次に本考案の第２実施例を図５により説明
する。図５は図３に対応させて示した第２実施例の図で
本実施例の場合はスプリング4aに蔓巻き部分がなくコア
機体１とブースタ２との結合の際に２点鎖線の自然状態
にあるスプリング4aをブレース３の反対側に押して図示
のようにブレース３を連結する。このとき、ブレース３
上下のスプリング4aの腕の長さの違いから、Ｚの部分に
ねじりモーメントが作用する。したがって、ブレース３
が切断されると、矢印Ｐの復元力が作用し、コア機体１
に残されたブレースの残部は、第１実施例の場合と同様
に作用する。Next, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 5 is a view of a second embodiment corresponding to FIG. 3. In the case of this embodiment, the spring 4a does not have a winding part, and the two-dot chain line natural state when the core body 1 and the booster 2 are connected. The spring 4a is pushed to the opposite side of the brace 3 to connect the brace 3 as shown. At this time, brace 3
Due to the difference in the arm length of the upper and lower springs 4a, a torsional moment acts on the Z portion. Therefore, brace 3
Is cut, the restoring force of arrow P acts, and the core body 1
The remaining part of the brace operates in the same manner as in the first embodiment.
【００１８】以上の通り第１、第２実施例によれば、ブ
ースタ２の分離時、コア機体１側に切断されて残るブレ
ース３の残部をスプリング４，4aによって速かに機体表
面側へ退避させるのでコア機体１が空力特性の低下を生
じたり、遊動するブレース３に叩かれて損傷を受けたり
する不具合が生じないという利点がある。As described above, according to the first and second embodiments, when the booster 2 is separated, the remaining part of the brace 3 that is cut off on the core body 1 side is quickly retracted to the body surface side by the springs 4 and 4a. Therefore, there is an advantage that the aerodynamic characteristics of the core body 1 do not deteriorate, and there is no trouble that the core body 1 is damaged by being hit by the floating brace 3.
【００１９】[0019]
【考案の効果】本考案は上記のように構成されるので次
の効果を有する。[Effects of the Invention] The present invention has the following effects because it is configured as described above.
【００２０】ブースタ分離後、火工品により途中から切
断されて機体側に残るブレースの一端側は、バネ力によ
ってピンのまわりに回動して、直ちに機体表面に退避す
るので、遊動して機体を打擲損傷させたり、機体から突
出、遊動して空力特性を低下させたりすることがない。After separation of the booster, cut off halfway with a pyrotechnic
One end of the brace that is cut off and remains on the fuselage side is
As a result, the airbag rotates around the pin and immediately retreats to the surface of the airframe, so that the airplane does not float and damage the airframe, nor does it protrude from the airframe and move to lower the aerodynamic characteristics.
【図１】本考案の第１実施例に係るＨ−IIロケットにお
けるコア機体とブースタの結合状態の側面図である。FIG. 1 is a side view of an H-II rocket according to a first embodiment of the present invention in a state where a core body and a booster are coupled to each other.
【図２】図１のII−II矢視断面図（拡大図）である。FIG. 2 is a cross-sectional view (enlarged view) taken along the line II-II of FIG.
【図３】図２の囲いIII の詳細図で、(a) は囲いIII を
向う側より見た図、(b) は(a)の下面図である。3A and 3B are detailed views of the enclosure III in FIG. 2, wherein FIG. 3A is a view from the side facing the enclosure III, and FIG. 3B is a bottom view of FIG.
【図４】第１実施例のブレースの退避方向を示す説明図
である。FIG. 4 is an explanatory view showing a retracting direction of a brace of the first embodiment.
【図５】図３に対応させて示した第２実施例の図であ
る。FIG. 5 is a diagram of a second embodiment shown corresponding to FIG. 3;
【図６】従来のコア機体とブースタの結合状態の側面図
（一部省略して示す）である。FIG. 6 is a side view (partially omitted) of a conventional core body and a booster in a coupled state.
【図７】図６の囲いVII の拡大図である。FIG. 7 is an enlarged view of an enclosure VII in FIG. 6;
【図８】図７のVIII−VIII矢視断面図（片側のみ示す）
である。8 is a sectional view taken along the line VIII-VIII in FIG. 7 (only one side is shown).
It is.
【図９】図８のブレース３と保持金具５との拡大分解斜
視図である。9 is an enlarged exploded perspective view of the brace 3 and the holding fitting 5 of FIG.
【図１０】図７の分離クランプ６近傍、即ち、コア機体
１とブースタ２とが直接結合されている部位の拡大断面
図である。FIG. 10 is an enlarged cross-sectional view of the vicinity of the separation clamp 6 of FIG. 7, that is, a portion where the core body 1 and the booster 2 are directly connected.
【図１１】従来例のコア機体１とブースタ２とが分離す
る際の挙動を白抜き矢印の順に示した模式的説明図であ
る。FIG. 11 is a schematic explanatory view showing the behavior when the core body 1 and the booster 2 of the conventional example are separated from each other in the order of outlined arrows.
１ コア機体 １ｂ ベアリング １ｃ ピン ２ ブースタ ３ ブレース ３ａ スプリング抑え金具 ３ｂ ブレースエンド ４，４ａ スプリング Reference Signs List 1 core body 1b bearing 1c pin 2 booster 3 brace 3a spring holding bracket 3b brace end 4,4a spring
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)考案者 田上 良継 名古屋市港区大江町10番地 三菱重工業 株式会社名古屋航空宇宙システム製作所 内 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing from the front page (72) Inventor Yoshitsugu Tagami 10 Nagoya City, Minato-ku, Oecho 10 Mitsubishi Nagoya Aerospace Systems Works
Claims (1)
結合し、空中にてブースタ分離時にその一端が機体側に
残るブースタ結合用のブレースにおいて、前記ブレース
の端部をピンを介して前記機体に回動可能に連結し、前
記ブレースに常時機体側への付勢力を与えるバネ体を前
記ブレースと機体との連結部分に配置したことを特徴と
するブースタ結合ブレースの退避装置。1. A combine booster body which is subjected to space transportation, one end at the booster separation at the air is in the brace for booster binding remaining in the machine body, said brace
Is pivotally connected to the body via a pin,
In front of the spring body that constantly applies a biasing force to the body side to the brace
A retractor for a booster-coupled brace, which is disposed at a connection portion between the brace and the fuselage .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP219191U JP2535574Y2 (en) | 1991-01-28 | 1991-01-28 | Evacuation device for booster combined brace |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP219191U JP2535574Y2 (en) | 1991-01-28 | 1991-01-28 | Evacuation device for booster combined brace |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH061197U JPH061197U (en) | 1994-01-11 |
| JP2535574Y2 true JP2535574Y2 (en) | 1997-05-14 |
Family
ID=11522472
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP219191U Expired - Lifetime JP2535574Y2 (en) | 1991-01-28 | 1991-01-28 | Evacuation device for booster combined brace |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2535574Y2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101422254B1 (en) | 2012-12-07 | 2014-07-24 | 한국항공우주연구원 | Separator of booster rocket |
-
1991
- 1991-01-28 JP JP219191U patent/JP2535574Y2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101422254B1 (en) | 2012-12-07 | 2014-07-24 | 한국항공우주연구원 | Separator of booster rocket |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH061197U (en) | 1994-01-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5192037A (en) | Double-pivoting deployment system for aerosurfaces | |
| US3262655A (en) | Alleviation of divergence during rocket launch | |
| US5417393A (en) | Rotationally mounted flexible band wing | |
| EP1550837B1 (en) | Device for the deployment and the control of the control vanes of a projectile | |
| JP2755492B2 (en) | Missile with deployable steering wings | |
| JPH05218733A (en) | Simplified spaceship antenna reflector for being folded into vessel having limited volume | |
| US11932379B2 (en) | Folding trailing arm landing gear | |
| US3826448A (en) | Deployable flexible ventral fins for use as an emergency spin-recovery device in aircraft | |
| US4659038A (en) | Aircraft with deployable wing portions | |
| JP2535574Y2 (en) | Evacuation device for booster combined brace | |
| US5839692A (en) | Splayable aircraft nose landing gear | |
| US5168119A (en) | Ejection system for payload deployment in a low gravity, exoatmospheric environment | |
| US9567943B2 (en) | Pivoting track lock | |
| JPS63502171A (en) | spacecraft launcher | |
| US6135391A (en) | Retention system for a detachable spacecraft capsule mounted on a spacecraft | |
| JP2701778B2 (en) | Rocket fairing for solar cell paddle | |
| JP4183074B2 (en) | Unfolding structure holding and releasing mechanism | |
| US11148809B2 (en) | Systems and methods for preventing the stowage of ejection seat arm catcher members | |
| JP2792440B2 (en) | Spacecraft | |
| JP2680705B2 (en) | Vertical tail folding device for space shuttle aircraft | |
| JPH10141896A (en) | Folded wing developing apparatus | |
| JP3511087B2 (en) | Flying object | |
| JP3642498B2 (en) | Space structure holding and releasing device | |
| WO2023161714A1 (en) | System and method for deployment of space vehicle solar array | |
| FR2724222A1 (en) | FLYING MACHINE, IN PARTICULAR MISSILE OR ROCKET, INCLUDING TWO SEPARABLE PARTS ON THE TRAJECTORY |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19961210 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R323111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |