JPS59109500A - Separator for auxiliary booster - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。(57) [Summary] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、コアロケットの周囲に結合手段によって取
付けられた複数の補助ブースタをコアロケットから分離
させる補助ブースタの分離装置に関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to an auxiliary booster separation device for separating a plurality of auxiliary boosters attached around a core rocket by coupling means from a core rocket.

一般に、ペイロードを宇宙空間まで打ち上げようとする
と、極めて大きな推力が必要となるため、多段ロケット
が使用されているが、このような多段ロケットを使用し
ても必要な推力が得られない場合には、多段ロケット（
コアロケット）のサステナの周囲に複数の補助ブースタ
を取付け、推力の増大を図っている。このような補助ブ
ースタは、コアロケットのサステナより燃焼時間が短い
ため、サステナより早く燃焼が終了するが、燃焼終了後
の補助ブースタの機体はコアロケットの余分な重量とな
るので、コアロケットから切り離される。Generally, when attempting to launch a payload into outer space, an extremely large thrust is required, so a multi-stage rocket is used. However, if the required thrust cannot be obtained even with such a multi-stage rocket, , multi-stage rocket (
Multiple auxiliary boosters are installed around the core rocket's sustainer to increase thrust. This kind of auxiliary booster has a shorter combustion time than the core rocket's sustainer, so the combustion ends earlier than the sustainer, but after the combustion ends, the auxiliary booster's fuselage becomes an extra weight of the core rocket, so it cannot be separated from the core rocket. It will be done.

従来、上述のような、補助ブースタをコアロケットから
分離させる分離装置としては例えば第１〜６図に示すよ
うなものが知られている。Conventionally, as a separation device for separating an auxiliary booster from a core rocket as described above, there are known separation devices as shown in FIGS. 1 to 6, for example.

第１図において、ｌはコアロケット２のサステナであり
、このサステナ１の尾部周囲には互いに等角度離れた複
数（例えば９Ｉ固）のスラストビーム３が固定されてい
る。各スラストビーム３には第１．２図に示すように、
機軸方向に延びるエクスターナルロンジロン４が固定さ
れ、このエクスターナルロンジロン４の上部には凹み５
が形成されたスラストブラケット６が、また、下部には
組立て時のセンタリングを行う７がそれぞれ固定されて
いる。また、コアロケット２の尾部でスラストブラケッ
ト６の近傍には図示していない凹みが形成されたアタッ
チフィッティング８が、ガイド７の近傍にはｉ引剥した
ガイド面９を有するトラックレール１０がそれぞれ固定
されている。１１は各スラストビーム３に対応してサス
テナ１の周囲に配設されたコアロケット２と平行な複数
の補助ブースタであり、これらの補助ブースタ１１の内
、６本は地上で点火され、３本が高空において点、火さ
れる。各補助ブースタ１１の胴部でスラストブラケット
６に対向する位置には第１．３図に示すようにスラスト
ブラケット１２が固定され、このスラストブラケット１
２にはスラストブラケット６の凹み５に嵌入されるスラ
ストボール１３が設けられている。第４図において、１
４はスラストブラケット６とスラストブラケット１２と
を結合するクランプであり、このクランプ１４は一端同
士が連結された一対の弧状体１５を有し、これらの弧状
体１５の他端同士は爆発ポルト１６により連結されても
）る。このため、スラストビーム・ノド６番よ補助フ゛
−スタ】１の自重を受けるとともに補助ブースタ１１の
推力をコアロケット２に伝達する。再び第１．３図にお
いて、１７は一端がスラストブラケット１２近傍の補助
ブースタ１１に連結された一対のスウェイプレースであ
り、このスウェイプレース１７は他端が前記アクソチフ
イ・ノテイング８の凹みに嵌入されることにより、コア
ロケ・ノド２の機軸と補助ブースタ１１の推力中心との
ミスアライメントを調整するとともに補助ブースタ１１
の飛翔中の横荷重を支持する。１８はスウェイプレース
１７より上方の補助ブースタ１１に一端が連結された一
対の傾斜しているエジェクションリンクであり、このエ
ジェクションリンク１８の他端は前記アクソチフイソテ
イング８の凹みに嵌入されている。そして、このエジェ
クションリンク１８が直立することにより、補助ブース
タ１１はザステナ１から押し出される。前記補助ブース
タ１１の尾部にはアフトリング１９が固定され、このア
フトリング１９にはバランスビーム２０が取付けられて
いる。バランスビーム２０には第５図に示すようにガイ
ド７およびトラックレール１０のガイド面９上を転勤す
るローラベアリング２１が回転自在に支持され、補助ブ
ースタ１１がサステナｌから分離したとき、前記ローラ
ヘアリング２１が同図に実線で示す位置から仮想線で示
す位置までガイド面９上を転動することにより、補助ブ
ースタ１１がサステナｌに衝突しないようガイドする。In FIG. 1, 1 is a sustainer of a core rocket 2, and a plurality of thrust beams 3 (for example, 9I) are fixed around the tail of this sustainer 1 and spaced apart from each other at equal angles. Each thrust beam 3 has a
An external longylon 4 extending in the machine axis direction is fixed, and a recess 5 is formed in the upper part of the external longylon 4.
A thrust bracket 6 is formed with a thrust bracket 6, and a thrust bracket 7 for centering during assembly is fixed to the lower part. Further, an attach fitting 8 having a recess (not shown) is fixed to the tail of the core rocket 2 near the thrust bracket 6, and a track rail 10 having a peeled-off guide surface 9 is fixed near the guide 7. has been done. Reference numeral 11 indicates a plurality of auxiliary boosters parallel to the core rocket 2 arranged around the sustainer 1 in correspondence with each thrust beam 3. Of these auxiliary boosters 11, six are ignited on the ground, and three are ignited on the ground. is lit and ignited at high altitude. As shown in FIG. 1.3, a thrust bracket 12 is fixed to the body of each auxiliary booster 11 at a position facing the thrust bracket 6.
2 is provided with a thrust ball 13 that is fitted into the recess 5 of the thrust bracket 6. In Figure 4, 1
Reference numeral 4 denotes a clamp that connects the thrust bracket 6 and the thrust bracket 12. This clamp 14 has a pair of arcuate bodies 15 connected at one end, and the other ends of these arcuate bodies 15 are connected to each other by an explosion port 16. even if they are connected). Therefore, the thrust beam no. 6 receives the weight of the auxiliary booster 1 and transmits the thrust of the auxiliary booster 11 to the core rocket 2. Referring again to FIG. 1.3, 17 is a pair of sway places whose one end is connected to the auxiliary booster 11 near the thrust bracket 12, and the other end of this sway place 17 is fitted into the recess of the axo-tiff note 8. By doing so, the misalignment between the axis of the core location throat 2 and the thrust center of the auxiliary booster 11 is adjusted, and the auxiliary booster 11
supports lateral loads during flight. Reference numeral 18 designates a pair of inclined ejection links whose one end is connected to the auxiliary booster 11 above the sway place 17, and the other end of this ejection link 18 is fitted into the recess of the axo-tiff isotaining 8. There is. Then, as the ejection link 18 stands upright, the auxiliary booster 11 is pushed out from the suspension 1. An aft ring 19 is fixed to the tail of the auxiliary booster 11, and a balance beam 20 is attached to this aft ring 19. As shown in FIG. 5, the balance beam 20 rotatably supports a roller bearing 21 that moves on the guide 7 and the guide surface 9 of the track rail 10, and when the auxiliary booster 11 is separated from the sustainer I, the roller hair By rolling the ring 21 on the guide surface 9 from the position shown by the solid line to the position shown by the imaginary line in the figure, the auxiliary booster 11 is guided so as not to collide with the sustainer l.

第６図において、２２は打ち上げ発射台であり、この打
ち上げ発射台２２上には複数の固定台２３が接置され、
これらの固定台２３の上端にはサステナｌの尾部に挿入
されたランチピン２４およびスラストビン２５が取付け
られている。In FIG. 6, 22 is a launch pad, and a plurality of fixed bases 23 are placed on this launch pad 22.
A launch pin 24 and a thrust bin 25 inserted into the tail portion of the sustainer I are attached to the upper ends of these fixed bases 23.

このため、コアロケット２および補助ブースタ１１の全
重量は、サステナｌにかかっていることになる。Therefore, the entire weight of the core rocket 2 and the auxiliary booster 11 is placed on the sustainer l.

このような多段ロケットは、まず、サステナ１のロケッ
トモータおよび地上点火用の？ｉｌｉ助ブースタ１１に
着火し、所定高度まで達すると、地上点火用の補助ブー
スタ１１の作動が終了する。In such a multi-stage rocket, first, the sustainer 1 rocket motor and ground ignition ? When the ili auxiliary booster 11 is ignited and a predetermined altitude is reached, the operation of the auxiliary booster 11 for ground ignition ends.

この地上点火用の補助ブースタ１１およびサステナ１の
ロケットモータの作動中は、補助ブースタ１１の推力が
スラストブラケット６．１２、スラストボール１３を介
してコアロケット２に伝達される。次に、地上点火用の
補助ブースタ１１の作動が終了すると、図示していない
制御装置から爆発ポルト１６に分離信号が送られ、爆発
ポルト１６が爆発する。これにより、クランプ１４によ
るサステナ１と補助ブースタ１１との結合が解除される
。このとき、各補助ブースタ１１は空力抵抗および重力
によって減速される一方、サステナ１はそのロケットモ
ータの作動によって加速されるので、作動の終了した補
助ブースタ１１がコアロケット２に対して相対的に遅れ
始める。このとき、ローラベアリング２１がトランクレ
ールＩＯのガイド面９上を転勤するので、補助ブースタ
１１はサステナ１に衝突しないようその姿勢が保たれる
。またこのとき、エジェクションリンり１８は徐々に直
立するので、補助ブースタ１１にはサステナ１から離れ
るよう押出力が与えられる。このようにして、地上点火
用の補助ブースタ１１ばサステナ１から分離され落下す
る。一方、高空点火用の補助ブースタ１１は前記地上点
火用の補助ブースタ１１の分離直後に着火され、所定時
間作動した後地上点火用の補助ブースタ１１と同様にサ
ステナ１から分離され落下する。その後、コアロケット
２は飛翔を継続する。While the auxiliary booster 11 for ground ignition and the rocket motor of the sustainer 1 are in operation, the thrust of the auxiliary booster 11 is transmitted to the core rocket 2 via the thrust bracket 6.12 and the thrust ball 13. Next, when the operation of the auxiliary booster 11 for ground ignition is completed, a separation signal is sent from a control device (not shown) to the explosion port 16, and the explosion port 16 explodes. As a result, the connection between the sustainer 1 and the auxiliary booster 11 by the clamp 14 is released. At this time, each auxiliary booster 11 is decelerated by aerodynamic resistance and gravity, while the sustainer 1 is accelerated by the operation of its rocket motor. start. At this time, since the roller bearing 21 moves on the guide surface 9 of the trunk rail IO, the auxiliary booster 11 maintains its posture so as not to collide with the sustainer 1. Further, at this time, since the ejection ring 18 gradually stands upright, a pushing force is applied to the auxiliary booster 11 to move it away from the sustainer 1. In this way, the auxiliary booster 11 for ground ignition is separated from the sustainer 1 and falls. On the other hand, the auxiliary booster 11 for high-altitude ignition is ignited immediately after the separation of the auxiliary booster 11 for ground ignition, and after operating for a predetermined time, it is separated from the sustainer 1 and falls like the auxiliary booster 11 for ground ignition. After that, the core rocket 2 continues to fly.

しかしながら、このような従来の補助ブースタの分離装
置にあっては、第１にロケットが大型化して分離高度が
高高度になると分離の確実性が低下するという問題点が
ある。その理由は、分離時の高度が低高度、例えば地上
１８ｋｍ程度、の場合には空気密度が高いため、補助ブ
ースタ１１に作用する空力抵抗が大きいが、分離時の高
度が高高度、例えば地上７０　ｋｍ程度、になると、空
気密度が低下して空力抵抗が著しく小さくなる。この結
果、補助ブースタ１１の相対的な後退力が減少し、エジ
ヱクションリンク１８の押出力が小さくなるからである
。第２に前述のように分離高度が高高度になると、サス
テナ１に分離された補助ブースタ１１が衝突するおそれ
があるという問題点がある。その理由は、前記のように
高高度になると、サステナ１のノズルから噴出される燃
焼ガスの膨張偏角が大きくなり、このため、分離直後の
後退した補助ブースタ１１が動圧の高い燃焼ガスの圧力
波中に突入して軌道が乱れるからである。第３に、補助
ブースタ１１が大型化すると、サステナ１の機体強度を
強くしなければならず、しかもサステナ１の操縦安定性
が悪くなるという問題点もある。その理由は、補助ブー
スタ１１を大型化すると、その重量増大に見合う放出力
が必要となり、この結果、サステナｌへの反力が大きく
なるからであり、また、この反力がサステナ１に対する
姿勢制御上の外乱となるからである。However, in such a conventional auxiliary booster separation device, there is a problem that firstly, when the rocket becomes large and the separation altitude becomes high, the reliability of separation decreases. The reason for this is that when the altitude at the time of separation is low, for example about 18 km above ground, the air density is high, so the aerodynamic resistance acting on the auxiliary booster 11 is large; When the distance reaches approximately 1 km, the air density decreases and the aerodynamic drag becomes significantly smaller. As a result, the relative retreating force of the auxiliary booster 11 is reduced, and the pushing force of the exit link 18 is reduced. Second, as mentioned above, when the separation altitude becomes high, there is a problem that the auxiliary booster 11 separated from the sustainer 1 may collide with the sustainer 1. The reason for this is that, as mentioned above, at high altitudes, the expansion angle of the combustion gas ejected from the nozzle of the sustainer 1 becomes large, and for this reason, the auxiliary booster 11, which has retreated immediately after separation, is forced to absorb the combustion gas with high dynamic pressure. This is because the orbit will be disrupted by entering the pressure wave. Thirdly, if the auxiliary booster 11 becomes larger, the strength of the sustainer 1 must be increased, and there is also the problem that the steering stability of the sustainer 1 deteriorates. The reason for this is that when the auxiliary booster 11 is made larger, a release force commensurate with the increase in weight is required, and as a result, the reaction force on the sustainer 1 increases, and this reaction force also controls the attitude of the sustainer 1. This is because the above disturbance will occur.

この発明は前述の問題点に着けしてなされたもので、各
補助ブースタに、結合手段の結合が解除されたとき作動
して補助ブースタにコアロケットの略接線方向の推力を
与える分離用ロケットモータを搭載することにより、前
記問題点を解決することを目的としている。This invention has been made in view of the above-mentioned problem, and includes a separation rocket motor for each auxiliary booster, which operates when the coupling means is released and applies a thrust force to the auxiliary booster in a substantially tangential direction of the core rocket. The aim is to solve the above-mentioned problems by installing the following.

以下、この発明の一実施例を図面に基づいて説明する。Hereinafter, one embodiment of the present invention will be described based on the drawings.

第７図において、３１は多段のコアロケットであり、こ
のコアロケット３１はその最下段に液体燃料のサステナ
３２を有する。ザステナ３２の周囲には複数（この実施
例では４本）の補助ブースタ３３がコアロケット３１の
機軸と平行に設置されている。これらの補助ブースタ３
３のうち２本３３ａ、３３ｂは第８図に模式的に示すよ
うに地上点火用、残り２本３３ｃ、３３ｄは高空点火用
であり、これらは円周方向に交互に配置されている。In FIG. 7, 31 is a multistage core rocket, and this core rocket 31 has a liquid fuel sustainer 32 at its lowest stage. A plurality of (four in this embodiment) auxiliary boosters 33 are installed around the ZASTENA 32 parallel to the axis of the core rocket 31. These auxiliary boosters 3
Two of the three, 33a and 33b, are for ground ignition, and the remaining two, 33c and 33d, are for high altitude ignition, and these are arranged alternately in the circumferential direction.

前記サステナ３２の軸方向中央部には第９．１０図に示
すようにスパイダービーム３４が収納固定され、このス
パイダービーム３４にはアタソチヘルト３５が取付けら
れている。アタソチヘルト３５には補助ブースタ３３と
同数対のアタンチフィソティング３６が取付けられ、各
アクッチフソティング３６には分離ナンドが内蔵された
アジャスタ３７がねじ込まれている。３８は各補助ブー
スタ３３の頭部に取付具３９を介して基端が取付けられ
た一対のアウトリガ−であり、これらのアウトリガ−３
８の先端部分はヒンジピン４０によって折れ曲がり可能
である。そして、アウトリガ−３８の先端は前記アジャ
スタ３７にねじ込まれている。サステナ３２の尾部には
補助ブースタ３３に対応して複数のスラストビーム４１
が設けられ、各スラストビーム４１には号ステナ３２の
機軸方向に延びるエクスクーナルロンジロン４２が取付
けられている。各エクスターナルロンシンロン４２の下
端には第１１図に詳示するようにスラストマウント４３
が固定され、このスラストマウント４３には一対のガイ
ド４４が形成されている。前記スラストマウント４３の
下面には半球状の凹み４５が形成され、この凹み４５の
最深部にはサステナ３２の機軸に平行な貫通孔４６が開
口している。各補助ブースフ３３の機体４７および機体
４７に固定されリブ４８により補強されたスラストビー
ム４９にはスラストブラケット５０が取付けられ、この
スラストブラケット５０は前記ガイド４４間に挿入され
ている。スラストブラケット５０の上面はサステナ３２
に向かって下方に傾斜したテーパ面５１を構成するとと
もに、このテーパ面５１には前記凹み４５に嵌合される
半球状の凸部５２が形成されている。前記スラストブラ
ケット５０には貫通孔４６と同軸の貫通孔５３が形成さ
れ、この貫通孔５３は凸部５２の頂部に開口している。As shown in FIGS. 9 and 10, a spider beam 34 is housed and fixed in the axially central portion of the sustainer 32, and an attenuation helmet 35 is attached to this spider beam 34. The same number of pairs of attenuation fittings 36 as the auxiliary booster 33 are attached to the attaching helt 35, and an adjuster 37 having a built-in separation pad is screwed into each actuation fitting 36. Reference numeral 38 denotes a pair of outriggers whose base ends are attached to the head of each auxiliary booster 33 via fittings 39;
8 can be bent by a hinge pin 40. The tip of the outrigger 38 is screwed into the adjuster 37. A plurality of thrust beams 41 are provided at the tail of the sustainer 32 corresponding to the auxiliary booster 33.
are provided, and each thrust beam 41 is provided with an external longelong 42 extending in the axial direction of the stenna 32. At the lower end of each external Ronshinron 42 there is a thrust mount 43 as shown in detail in FIG.
is fixed, and a pair of guides 44 are formed on this thrust mount 43. A hemispherical recess 45 is formed on the lower surface of the thrust mount 43, and a through hole 46 parallel to the axis of the sustainer 32 is opened at the deepest part of the recess 45. A thrust bracket 50 is attached to the body 47 of each auxiliary booth 33 and the thrust beam 49 fixed to the body 47 and reinforced by ribs 48, and this thrust bracket 50 is inserted between the guides 44. The upper surface of the thrust bracket 50 is a sustainer 32
A tapered surface 51 is formed that slopes downward toward the cylindrical surface, and a hemispherical convex portion 52 that fits into the recess 45 is formed on this tapered surface 51. A through hole 53 coaxial with the through hole 46 is formed in the thrust bracket 50, and this through hole 53 opens at the top of the convex portion 52.

５４は前記貫通孔４６．５３に挿入されたテンションポ
ルトであり、このテンションポルト５４の両端には分離
ナツト５５．５６がそれぞれねじ込まれ、これらの分離
ナンド５．５６によりサステナ３２と補助ブースタ３３
とが結合される。テンションポルト５４の中央部、すな
わち凹み４５と凸部５２との接触面、にはテンションポ
ルト５４の軸線に垂直で互いに直交した一対の孔５７が
形成されている。５８．５９は前記分離ナツト５５．５
６にそれぞれ被せられたキャプチャであり、これらキャ
プチャ５日、５９は分離ナツト５５．５６の破砕片を捕
捉する。前記スラストブラケット５０には着脱可能にカ
バー６０が取付けられ、このカバー６０を取り外すこと
により分離ナンド５６をテンションポルト５４にねじ込
むことができる。再び第９．１２．１３図において、各
ガイド４４の両側のサステナ３２には一対のアクソチフ
ィッティング６１が取付けられ、各アクソチフィンティ
ング６１には分離ナンドが内蔵されたアジャスタ６２が
ねじ込まれている。６３は各補助ブースタ３３のスラス
トビーム４９に固定具６４を介して基端が取付けられた
一対のストラットであり、これらのストラット６３の先
端部分はヒンジピン６５により折れ曲がり可能である。54 is a tension port inserted into the through hole 46.53, and separation nuts 55.56 are screwed into both ends of this tension port 54, respectively, and these separation nuts 5.56 connect the sustainer 32 and the auxiliary booster 33.
are combined. A pair of holes 57 that are perpendicular to the axis of the tension port 54 and orthogonal to each other are formed in the central portion of the tension port 54, that is, the contact surface between the recess 45 and the convex portion 52. 58.59 is the separation nut 55.5
6, respectively, and on the 5th day of these captures, 59 captures fragments of separated nuts 55 and 56. A cover 60 is detachably attached to the thrust bracket 50, and by removing the cover 60, the separation nand 56 can be screwed into the tension port 54. Referring again to FIG. 9.12.13, a pair of axo-ti fittings 61 are attached to the sustainers 32 on both sides of each guide 44, and an adjuster 62 with a built-in separation nand is screwed into each axo-ti fitting 61. There is. Reference numeral 63 denotes a pair of struts whose base ends are attached to the thrust beam 49 of each auxiliary booster 33 via a fixture 64, and the distal end portions of these struts 63 can be bent by a hinge pin 65.

そして、ストラット６３の先端は前記アジャスタ６２に
ねじ込まれている。前述したアウトリガ−３８、アジャ
スタ３７、エクスターナルロンジロン４２、スラストマ
ウント４３、スラストブラケット５０．テンションポル
ト５４、分離ナツト５５．５６、ストランド６３、アジ
ャスタ６２は全体として結合手段６６を構成し、この結
合手段６６は補助ブースタ３３をコアロケット３１のサ
ステナ３２に取付ける。第９．１４．１５図において、
各補助ブースタ３３はその頭部にアダプタケース７１を
有し、このアダプタケース７１にはフラストラム７２お
よびノーズコーン７３が取付けられている。アダプタケ
ース７１には機軸方向に離れた一対のリングシェルフ７
４．７５が取付けられ、これらのリングシェルフ７４．
７５には複数（この実施例では４本）の分離用ロケット
モータとしての分離モータ７６の後部フランジ７７およ
び前部フランジ７８がそれぞれ固定されている。各分離
モータ７６はその前部フランジ７８にイニシェーク７９
により着火されるイグナイタ８０が取付けられ、また、
その内部には燃焼時間が０．５〜１．０秒程度の固体推
進薬８１が装填されている。８２は各分１Ｎｌｌモータ
７６の後部フランジ７７、すなわち、各分離モータ７６
の上部、に取付けられたノズルであり、このノズル８２
は上方に向かって傾斜して開口している。また、各分離
モータ７６のノズル８２は第１０図に示すようにサステ
ナ３２の横断面（ザステナ３２の機軸に垂直な平面によ
るｌｌｉ面）に対する前記サステナ３２の機軸と各補助
ブースタ３３の機軸を結ぶ直線りに直交する接線Ｍと略
平行に開口している。詳しくは、各分離モータ７６のノ
ズル８２は互いに等角度離れて補助ブースタ３３の半径
方向外側に向かって開口するとともに、前記接線Ｍとの
交差角θが３０度の分離線Ｎに対して線対称に配置され
ている。この結果、全部の分離モータ７６が作動したと
き補助ブースタ３３に作用する推力は前記分離線Ｎに位
置することになる。そして、前記各分離モータ７６のノ
ズル８２はフラストラム７２に形成された孔８３にそれ
ぞれ臨んでいる。各分離モータ７６のノズル８２は第１
５．１６．１７．１８図に示すようにノズルクロージャ
８４によって閉止され、このノズルクロージャ８４は円
周上４ケ所においてトラニオン８５によりノズル８２の
開口部に連結されている。ノズルクロージャ８４は、金
属製のプレート８６と、このプレーＩ・８６の外面を被
覆し断熱効果を有するコルクからなるカバー８７と、か
らなり、プレート８６の外面およびカバー８７の内面に
は全体として十字形に交差した孔を構成するノツチ８８
．８９がそれぞれ形成され、これらのノツチ８８．８９
はプレート８６およびカバー８７をそれぞれがトラニオ
ン８５に連結された１／４円形の扇状部９０に区分する
。The tip of the strut 63 is screwed into the adjuster 62. The aforementioned outrigger 38, adjuster 37, external longylon 42, thrust mount 43, thrust bracket 50. The tension port 54, the separation nut 55, 56, the strand 63 and the adjuster 62 together constitute a coupling means 66 which attaches the auxiliary booster 33 to the sustainer 32 of the core rocket 31. In Figure 9.14.15,
Each auxiliary booster 33 has an adapter case 71 on its head, to which a frustum 72 and a nose cone 73 are attached. The adapter case 71 has a pair of ring shelves 7 separated in the machine axis direction.
4.75 are installed and these ring shelves 74.
A rear flange 77 and a front flange 78 of a plurality of (four in this embodiment) separation motors 76 as separation rocket motors are fixed to 75, respectively. Each separation motor 76 has an initiator 79 on its front flange 78.
An igniter 80 is attached, which is ignited by
A solid propellant 81 having a combustion time of about 0.5 to 1.0 seconds is loaded inside it. 82 is the rear flange 77 of each 1 Nll motor 76, i.e. each separate motor 76.
This nozzle 82 is attached to the upper part of the
The opening is slanted upwards. Further, the nozzle 82 of each separation motor 76 connects the axis of the sustainer 32 and the axis of each auxiliary booster 33 with respect to the cross section of the sustainer 32 (lli plane perpendicular to the axis of the sustainer 32). The opening is approximately parallel to the tangent line M perpendicular to the straight line. Specifically, the nozzles 82 of each separation motor 76 are equiangularly spaced apart from each other and open toward the outside in the radial direction of the auxiliary booster 33, and are symmetrical about the separation line N whose intersection angle θ with the tangent line M is 30 degrees. It is located in As a result, the thrust force acting on the auxiliary booster 33 is located at the separation line N when all the separation motors 76 are activated. The nozzles 82 of each separation motor 76 face holes 83 formed in the frustrum 72, respectively. The nozzle 82 of each separation motor 76 is
5.16.17.18 As shown in FIG. 5, it is closed by a nozzle closure 84, which is connected to the opening of the nozzle 82 by trunnions 85 at four points on the circumference. The nozzle closure 84 consists of a metal plate 86 and a cover 87 made of cork that covers the outer surface of the play I 86 and has a heat insulating effect. Notch 88 forming a hole that intersects in the shape of a letter.
．． 89 are formed respectively, and these notches 88.89
divides plate 86 and cover 87 into quarter-circular sectors 90, each connected to trunnion 85.

再び、第９．１１図において、９１は内周がステイフナ
９２によって補強されたミニスカートであり、このミニ
スカート９１は前記スラストブラケット５０に固定され
、この固定はリブ９３によって補強されている。ミニス
カート９１には内周がランチボスト９４によって補強さ
れたアフトスカート９５が取り付けられ、このアフトス
カート９５およびミニスカート９１はサステナ３２の燃
焼ガスの輻射熱および打ち上げ時の噴炎から後述する分
離モータおよび分離ナツトを保護する。第７．１１図に
おいて、　１０１は平坦な打ち上げ発射台であり、この
打ち上げ発射台１０１上には補助ブースフ３３直下にそ
れぞれ位置する複数の発射固定台１０２が設けられてい
る。各発射固定台１０２は図示していない油圧駆動装置
により水平度が調節される。発射固定台１０２とこれに
対応する補助ブースタ３３のアフトスカート９５とには
円周方向に等角度離れた複数のポルｌ−１０３が挿入さ
れ、各ボルト　１０３の両端にはそれぞれ分離ナツト１
０４．１０５がねじ込まれている。そして、分離ナンド
１０４の周囲には該分離ナンド、１０４の破砕片を捕捉
するキャプチャ　１０６が設けられている。前記ポルｌ
−１０３および分離ナンド　１０４．１０５により各補
助ブースタ３３は打上げ発射台１０１に固定される。第
９．１２．１３図において、１０７は各補助ブースタ３
３のミニスカート９１、アフトスカート９５とノズル１
０８との間に配設された複数（この実施例では４本）の
分離用ロケットモータとしての分離モータであり、各分
離モータ　１０７は前記分離モータ７６と略同様の構成
をしている。各分離モータ　１０７はその下部にノズル
１０９を有し、前記ミニスカート９１およびアフトスカ
ート９５に固定されている。前記ノズル１０９は上方に
向がって傾斜して開口しているとともに、前記ノズルク
ロージャ８４と同様のノズルクロージャ　１１０により
開口が閉止されている。また、各分離モータ　１０７の
ノズル１０９は第１２図に示すようにザステナ３２の横
断面に対する前記サステナ３２の機軸と各補助ブースタ
３３の機軸とを結Ａ＜直線Ｐに直交する接線Ｑと略平行
に開口しても）る。８狛しくは、各分離モータ　１０７
のノズル　１０９＆ま互１．）＆こ等角度離れて補助ブ
ースタ３３の半径方同夕＋　（ＩＩＩ　に向かって開口
するとともに、前記接線Ｑとの交差角りが３０度の分離
線Ｒ（この分離１＊ＲＬま前記分離線Ｎの直下において
分離線Ｎと平行に延びている）に対して線対称に配置さ
れてし）る。この結果、全部の分離モータ　１０７が作
動したとき補助ブースタ３３に作用する推力番よ前記分
Ｍｌｉｌ泉Ｒ上に位置することになる。そして、前記各
分１４１１モータ　１０７のノズル１０９はアクトスカ
ート９５４こ形成された孔１１１にそれぞれ臨んでしす
る。Again, in FIG. 9.11, 91 is a mini-skirt whose inner periphery is reinforced by a stiffener 92, this mini-skirt 91 is fixed to the thrust bracket 50, and this fixation is reinforced by ribs 93. An aft skirt 95 whose inner periphery is reinforced by a launch post 94 is attached to the mini skirt 91, and the aft skirt 95 and the mini skirt 91 utilize the radiant heat of the combustion gas of the sustainer 32 and the eruption flame at the time of launch. Protect Natsu. In FIG. 7.11, 101 is a flat launch pad, and on this launch pad 101, a plurality of fixed launch pads 102 are provided, each of which is located directly below the auxiliary booth 33. The horizontality of each launch station 102 is adjusted by a hydraulic drive device (not shown). A plurality of poles 103 are inserted at equal angles apart in the circumferential direction into the launch fixing base 102 and the aft skirt 95 of the corresponding auxiliary booster 33, and a separation nut 1 is inserted at both ends of each bolt 103.
04.105 is screwed in. A capture 106 is provided around the separated NAND 104 to capture the crushed pieces of the separated NAND 104. Said Pol
-103 and separated NANDs 104 and 105, each auxiliary booster 33 is fixed to the launch pad 101. In Figure 9.12.13, 107 indicates each auxiliary booster 3
3 mini skirt 91, aft skirt 95 and nozzle 1
A plurality of (four in this embodiment) separation rocket motors are arranged between the separation motor 107 and the separation motor 107, and each separation motor 107 has substantially the same configuration as the separation motor 76. Each separation motor 107 has a nozzle 109 at its lower part and is fixed to the miniskirt 91 and the aft skirt 95. The nozzle 109 has an opening inclined upward, and the opening is closed by a nozzle closure 110 similar to the nozzle closure 84. Further, as shown in FIG. 12, the nozzle 109 of each separation motor 107 connects the axis of the sustainer 32 and the axis of each auxiliary booster 33 with respect to the cross section of the sustainer 32, and is approximately parallel to a tangent line Q orthogonal to the straight line P. (even if it opens). 8. Each separate motor 107
Nozzle 109 & Mutual 1. ) & separated from the auxiliary booster 33 by this angle in the radial direction + ( It is arranged line-symmetrically with respect to the separation line N, which extends parallel to the separation line N directly below the separation line N. As a result, when all the separation motors 107 are operated, the thrust number acting on the auxiliary booster 33 is located above the Mliil spring R. The nozzles 109 of each motor 107 face the holes 111 formed in the act skirt 954, respectively.

次に、この発明の一実施例の作用Ｇこつ（、ｓで説明す
る。Next, the operation of one embodiment of this invention will be explained in ``G Tips'' (, s).

前述のような多数大型ロケ・）１−を組み立てるには、
組み上がった４本の補助ブースタ３３をボルト　１０３
および分離す・ノド　１０４、１０５Ｇこよって発明固
定台１０２に垂直に固定する。次Ｇこ、コアロケット３
１を補助ブースタ３３間に上方から降下させて挿入する
。このとき、サステナ３２のガイド４４が補助ブースタ
３３のスラストブラケット５０にガイドされるので、コ
アロケット３１の円周方向位置が決定される。そして、
各補助ブースタ３３の凸部５２にサステナ３２の凹み４
５が嵌合すると、コアロケット３１は補助ブースタ３３
に着座される。この結果、各補助ブースタ３３にはコア
ロケット３１の自重が分散して作用することになり、補
助ブースタ対座方式となる。また、このとき、アクソチ
フィソテイング３６とアウトリガ−３８と、およびアク
ソチフィッティング６１とストラット６３とはアジャス
タ３７．６２によりそれぞれ結合され、アジャスタ３７
．６２のねじ込み量を調節することにより、各補助ブー
スタ３３の機軸をコアロケット３１の機軸と平行に設定
し、ミスアライメントの減少を図る。前記アウトリガ−
３８およびストラット６３は多数ロケットの飛翔中にお
いては、各補助ブースタ３３に空力抵抗および加速度に
より生しる慣性荷重のうち横荷重を支持するとともに、
補助ブースタ３３の機軸回りの回転および揺動を拘束す
る。次に、慣通孔４６．５３にテンションボルト５４を
挿入した後分離ナツト５５．５６をそれぞれねし込み、
カバー６０を取り付ける。To assemble multiple large-scale locations like those mentioned above,
Attach the four assembled auxiliary boosters 33 to bolts 103
And the separating throats 104, 105G are thereby fixed vertically to the invention fixing base 102. Next G, Core Rocket 3
1 is lowered from above and inserted between the auxiliary boosters 33. At this time, the guide 44 of the sustainer 32 is guided by the thrust bracket 50 of the auxiliary booster 33, so the circumferential position of the core rocket 31 is determined. and,
The convex portion 52 of each auxiliary booster 33 has a recess 4 of the sustainer 32.
5 are fitted, the core rocket 31 is connected to the auxiliary booster 33
will be seated. As a result, the weight of the core rocket 31 acts on each auxiliary booster 33 in a distributed manner, resulting in an auxiliary booster facing system. Also, at this time, the axo-tiff fitting 36 and the outrigger 38, and the axo-tiff fitting 61 and the strut 63 are connected by the adjusters 37 and 62, respectively.
．． By adjusting the amount of screwing in 62, the axis of each auxiliary booster 33 is set parallel to the axis of the core rocket 31, thereby reducing misalignment. Said outrigger
38 and struts 63 support the lateral load among the inertial loads generated on each auxiliary booster 33 due to aerodynamic resistance and acceleration during flight of multiple rockets, and
The rotation and swinging of the auxiliary booster 33 around its axis is restrained. Next, after inserting the tension bolt 54 into the common hole 46.53, screw in the separation nut 55.56, respectively.
Attach the cover 60.

これにより、補助ブースタ３３とコアロケット３１との
結合が終了し、多数ロケットの組み立てが完了する。こ
の多数ロケットの組み立てから打ち上げまでの間に地上
風によって多段ロケットに発生する曲げモーメントは、
４本の補助ブースタ３３が分散して受けるので、従来の
コアロケット財産方式に比較し、強度上有利である。次
に前述した多段ロケットを打ち上げるには、まず、図示
していない地上側制御装置からサステナ３２および地上
点火用の補助ブースタ３３ａ、３３ｂに信号を送り、そ
れぞれの推進薬に着火する。As a result, the connection between the auxiliary booster 33 and the core rocket 31 is completed, and the assembly of multiple rockets is completed. The bending moment generated in the multi-stage rocket by the ground wind between the assembly and launch of the multiple rockets is
Since the four auxiliary boosters 33 are distributed and received, it is advantageous in terms of strength compared to the conventional core rocket property system. Next, in order to launch the above-mentioned multi-stage rocket, first, a signal is sent from a ground side control device (not shown) to the sustainer 32 and the auxiliary boosters 33a and 33b for ground ignition, and the respective propellants are ignited.

このとき、分離モータ　１０７のノズル１０９はノズル
クロージャ　１１０によって閉止されているため、ザス
テナ３２および補助ブースタ３３ａ、３３ｂの噴炎によ
って分離モータ　１０７の推進薬が着火することはない
。そして、多段ロケットの推力が所定の値になると、前
記地上側制御装置から分離信号が分離ナソ）　　１０４
、１０５に斉時に送られる。At this time, since the nozzle 109 of the separation motor 107 is closed by the nozzle closure 110, the propellant of the separation motor 107 will not be ignited by the flames of the Zastener 32 and the auxiliary boosters 33a, 33b. Then, when the thrust of the multi-stage rocket reaches a predetermined value, a separation signal is sent from the ground-side control device.
, 105 at the same time.

これにより分離ナツト１０４、１０５が分離して全部の
補助ブースタ３３と発射固定台１０２との固定が解除さ
れる。このとき、分離ナツト　１０４、１０５がボルト
１０３の両端にねじ込まれているので、いずれか一方の
分離ナソＩ−１０４，１０５が作動すれば、補助ブース
タ３３と発射固定台１０２との固定が解除され、固定解
除確率が高くなる。このようにして、多段ロケットが飛
翔を開始すると、地上点火用補助ブースタ３３ａ、３３
ｂの推力はスラストツブラケット５０、スラストマウン
ト４３を介してコアロケット３１に伝達されるが、この
とき、スラストブラケット５０の凸部５２がスラストマ
ウント４３の凹み４５に球面接触しているので、補助ブ
ースタ３３ａ、３３ｂの推力線がコアロケット３１の重
心近傍に集中する。また、多段ロケットの飛翔中におい
ては、分離モータ７６、１０７の上方に傾斜したノズル
８２、１０９は共にノズルクロージャ８４、１１０によ
って閉止されているので、分離モータ７６．１０７の推
進薬８１が空力加熱によって自然着火することはない。As a result, the separation nuts 104 and 105 are separated, and all the auxiliary boosters 33 and the launch fixing base 102 are released from being fixed. At this time, since the separation nuts 104 and 105 are screwed into both ends of the bolt 103, if either one of the separation nuts I-104 or 105 operates, the fixation between the auxiliary booster 33 and the launch fixing base 102 is released. , the probability of unfixing increases. In this way, when the multi-stage rocket starts flying, the ground ignition auxiliary boosters 33a, 33
The thrust force b is transmitted to the core rocket 31 via the thrust bracket 50 and thrust mount 43, but at this time, since the convex portion 52 of the thrust bracket 50 is in spherical contact with the recess 45 of the thrust mount 43, The thrust lines of the boosters 33a and 33b are concentrated near the center of gravity of the core rocket 31. Furthermore, while the multi-stage rocket is in flight, the upwardly inclined nozzles 82 and 109 of the separation motors 76 and 107 are both closed by the nozzle closures 84 and 110, so that the propellant 81 of the separation motors 76 and 107 is aerodynamically heated. will not spontaneously ignite.

次に、多段ロケットが所定の高床に達すると、地上点火
用の補助ブースタ３３ａ、３３ｂの作動が終了する。次
いで、コアロケソ１−３１に搭載した制御装置から分離
信号が分離ナツト５５．５６およびアジャスタ３７内の
分離ナンドに斉時に送られる。この結果、分離ナツト５
５．５６が分離し、スラストマウント４３とスラストブ
ラケット５０との結合が解除される。このとき、分離ナ
ツト５５．５６がテンションボルト５４の両端にねじ込
まれているので、いずれか一方の分離ナツト５５．５６
が作動すればスラストマウント４３とスラストブラケッ
ト５０との結合が解除され、解除確率が高くなる。この
とき、サステナ３２はその推進薬の燃焼が終了していな
いので、増速しつつ飛翔を続けるが、補助ブースタ３３
ａ、３３ｂは燃焼が終了しているので、慣性速度で飛翔
を続ける。この結果、補助ブースタ３３ａ、３３ｂはコ
アロケット３Ｉに対して相対的に遅れ始める。このとき
、スラストブラケット５０の上面がテーパ面５１となっ
ているので、スラストブラケット５０はスラストマウン
ト４３から容易に離脱するとともに、離脱後はガイド４
４によってガイドされる。また、このときストラット６
３は第１３図に実線で示す位置から仮想線で示す位置ま
でヒンジピン６５を折曲点として折れ曲がる。このよう
に、補助ブースタ３３ａ、３３ｂ後退初期においては、
補助ブースタ３３ａ、３３ｂはサステナ３２に折れ曲が
り可能なストラット６３によって連結され、また、その
スラストブラケット５０がガイド４４にガイドされてい
るので、補助ブースタ３３ａ、３３ｂはサステナ３２に
ｆｌｌ突することな（、また、機軸回りの回転を制止さ
れながらその機軸方向に後退し、初期分離速度が与えら
れる。次に、スラストブラケット５０がガイド４４から
離脱すると、アジャスタ６２の分離ナツトに分離信号が
送られ、分離ナンドが分離する。これにより、補助ブー
スタ３３ａ、３３ｂは完全にサステナ３２から離脱する
。このとき、各補助ブースタ３３ａ、３３ｂの分離モー
タ７６、１０７のイニシエータ７９に信号が送られ、イ
グナイタ８０によって推進薬８１が着火される。推進薬
８１の燃焼によって分離モータ７６、１０７の内圧が高
くなると、ノズルクロージャ８４、１１０が第１８図に
仮想線で示すようにノソ千８８．８９部分から破断され
る。Next, when the multistage rocket reaches a predetermined high floor, the operation of the auxiliary boosters 33a and 33b for ground ignition ends. Next, a separation signal is simultaneously sent from the control device mounted on the core locator 1-31 to the separation nut 55, 56 and the separation NAND in the adjuster 37. As a result, the separation nut 5
5.56 are separated, and the coupling between the thrust mount 43 and the thrust bracket 50 is released. At this time, since the separation nuts 55, 56 are screwed into both ends of the tension bolt 54, either one of the separation nuts 55, 56
If this is activated, the coupling between the thrust mount 43 and the thrust bracket 50 will be released, and the probability of release will be increased. At this time, the sustainer 32 has not finished burning its propellant, so it continues to fly while increasing its speed, but the auxiliary booster 33
Since the combustion of particles a and 33b has ended, they continue to fly at inertial speed. As a result, the auxiliary boosters 33a, 33b begin to lag behind the core rocket 3I. At this time, since the upper surface of the thrust bracket 50 is a tapered surface 51, the thrust bracket 50 can be easily detached from the thrust mount 43, and after detachment, the guide 4
Guided by 4. Also, at this time, strut 6
3 is bent from the position shown by the solid line to the position shown by the imaginary line in FIG. 13 using the hinge pin 65 as the bending point. In this way, at the beginning of the retreat of the auxiliary boosters 33a and 33b,
The auxiliary boosters 33a, 33b are connected to the sustainer 32 by bendable struts 63, and the thrust brackets 50 are guided by the guides 44, so the auxiliary boosters 33a, 33b do not collide with the sustainer 32. The machine also retreats in the direction of the machine axis while being restrained from rotating around the machine axis, and is given an initial separation speed.Next, when the thrust bracket 50 separates from the guide 44, a separation signal is sent to the separation nut of the adjuster 62, causing separation. As a result, the auxiliary boosters 33a, 33b are completely separated from the sustainer 32.At this time, a signal is sent to the initiator 79 of the separation motor 76, 107 of each auxiliary booster 33a, 33b, and the igniter 80 propels the auxiliary booster 33a, 33b. The propellant 81 is ignited. When the internal pressure of the separation motors 76, 107 increases due to the combustion of the propellant 81, the nozzle closures 84, 110 are broken at the 88.89th point as shown by the imaginary line in FIG. .

この結果、ノズルクロージャ８４、１１０は４つの扇状
部９０に分割して第１６図に仮想線で示すように旋回す
るが、各扇状部匍はトラニオン８５によりノズル８２．
１０９に連結されているので、飛散することはなく、コ
アロケット３１が破損するよう／（ことはない。このよ
うにして、分離モータ７６、１０７が作動（推力が所定
の安定した値になること）すると、各補助ブースタ３３
ａ、３３ｂにはコアロケット３１の略接線方向（詳しく
は接線Ｍ、Ｑに対して３０度傾いた分離線Ｎ、Ｒに沿っ
て）に推力が与えられる。また、このとき各分離モータ
７６、１０７のノズル８２、１０９がやや上向きである
ので、後退方向への推力も与えられる。As a result, the nozzle closures 84, 110 are divided into four sectors 90 and pivot as shown in phantom lines in FIG.
109, it will not fly apart and will not damage the core rocket 31. In this way, the separation motors 76 and 107 will operate (the thrust will reach a predetermined stable value). ) Then, each auxiliary booster 33
Thrust is applied to a and 33b in a substantially tangential direction of the core rocket 31 (specifically, along separation lines N and R inclined at 30 degrees with respect to tangents M and Q). Furthermore, since the nozzles 82 and 109 of the separation motors 76 and 107 are oriented slightly upward at this time, thrust in the backward direction is also applied.

さらに、このとき、分離モータ７６と各補助ブースタ３
３ａ、３３ｂの重心との間の距離が分離モータ　１０７
と各補助ブースタ３３ａ、３３ｂの重心との間の距離よ
り大きいので、各補助ブースタ３３ａ、３３ｂには回転
モーメントが与えられる。なお、このような回転モーメ
ントは分離モータ７６の推力を分離モータ　１０７の推
力より大きくすることによって達成できる。この結果、
各補助ブースタ３３ａ、３３ｂは、コアロケット３１の
略接線方向に移動しながら、頭部が尾部より急速にコア
ロケット３１から離れ、全体として見れば、尾部を中心
として倒れるように見える。このため、分離直後に各補
助ブースタ３３ａ、３３ｂに作用する外乱を可及的に小
さくすることができる。このとき、各補助ブースタ３３
ａ、３３ｂは第８図において反時計方向へ移動するので
相互に、また、高空点火用の補助ブースタ３３ｃ、３３
ｄと干渉することはない。また、各分離モータ７６、１
０７のノズル８２、１０９からはコアロケット３１の略
接線方向に燃焼ガスが噴出するので、燃焼ガスがコアロ
ケット３１のサステナ３２に吹き当ることはなく、この
結果、コアロケット３１の損傷を防止することができる
。前述の補助ブースタ３３ａ、３３ｂの分離直後に高空
点火用の補助ブースタ３３ｃ、３３ｄに斉時に着火信号
が送られ、補助ブースタ３３ｃ、３３ｄの作動が開始す
る。そして、これらの補助ブースタ３３Ｃ１３３ｄの作
動が終了すると、前述と同様にしてこれらの補助ブース
タ３３Ｃ１３３ｄの分離が行われる。Furthermore, at this time, the separation motor 76 and each auxiliary booster 3
The distance between the center of gravity of 3a and 33b is the separation motor 107
and the center of gravity of each auxiliary booster 33a, 33b, a rotational moment is applied to each auxiliary booster 33a, 33b. Note that such a rotational moment can be achieved by making the thrust of the separation motor 76 larger than the thrust of the separation motor 107. As a result,
Each of the auxiliary boosters 33a, 33b moves approximately tangentially to the core rocket 31, with the head separating from the core rocket 31 more quickly than the tail, and when viewed as a whole, it appears to fall around the tail. Therefore, the disturbance acting on each auxiliary booster 33a, 33b immediately after separation can be made as small as possible. At this time, each auxiliary booster 33
a and 33b move counterclockwise in FIG.
There is no interference with d. In addition, each separation motor 76, 1
Since combustion gas is ejected from the nozzles 82 and 109 of 07 in a substantially tangential direction of the core rocket 31, the combustion gas does not blow against the sustainer 32 of the core rocket 31, and as a result, damage to the core rocket 31 is prevented. be able to. Immediately after the aforementioned separation of the auxiliary boosters 33a and 33b, ignition signals are simultaneously sent to the auxiliary boosters 33c and 33d for high-altitude ignition, and the auxiliary boosters 33c and 33d start operating. When the operation of these auxiliary boosters 33C133d is completed, these auxiliary boosters 33C133d are separated in the same manner as described above.

第１９．２０図はこの発明の他の実施例をそれぞれ示す
図である。第１９図はコアロケット３１に補助ブースタ
　１１５を６本装着した例を示しており、この補助ブー
スタ　１１５のうち４本の補助ブースタ　１１５ａが地
上点火用であり、残り２本の補助ブースタ　１１５ｂが
高空点火用である。この例においては、各補助ブースタ
　１１５ａ、１１５ｂはコアロケット３１から矢印Ｓ、
Ｔ方向にそれぞれ分離移動するので、地上点火用補助ブ
ースタ１１５ａと高空点火用補助ブースタ　１１５ｂと
は異なった時期においてコアロケット３１から分ａ１ｔ
させる必要がある。第２０図はコアロケット３１に補助
ブースタ　１１８を６本装着した例を示しており、この
補助ブースタ　１１８のうち３本の補助ブースタ　１１
８ａが地上点火用であり、残り３本の補助ブースタ　１
１８ｂが高空点火用であって、これらの補助ブースタ　
１１８ａ　、　　１１８ｂばコアロケット３１の円周方
向に交互に配置されている。この例においては、各補助
ブースタ　１１８ａ　、　　１１８ｂはコアロケット３
１から矢印Ｕ方向にそれぞれ分離移動する。Figures 19 and 20 are diagrams showing other embodiments of the invention. FIG. 19 shows an example in which six auxiliary boosters 115 are attached to the core rocket 31. Of these auxiliary boosters 115, four auxiliary boosters 115a are for ground ignition, and the remaining two auxiliary boosters 115b are for high-altitude ignition. It is for ignition. In this example, each auxiliary booster 115a, 115b is connected to the arrow S from the core rocket 31.
Since they move separately in the T direction, the auxiliary booster 115a for ground ignition and the auxiliary booster 115b for high-altitude ignition are separated from the core rocket 31 at different times.
It is necessary to do so. FIG. 20 shows an example in which six auxiliary boosters 118 are attached to the core rocket 31, and three of these auxiliary boosters 118 are attached to the core rocket 31.
8a is for ground ignition, remaining 3 auxiliary boosters 1
18b is for high altitude ignition, and these auxiliary boosters
118a and 118b are arranged alternately in the circumferential direction of the core rocket 31. In this example, each auxiliary booster 118a, 118b is connected to the core rocket 3.
1 and move separately in the direction of arrow U.

以上説明したようにこの発明によれば、各補助ブースタ
に、結合手段の結合が解除されたとき作動して補助ブー
スタにコアロケットの略接線方向の推力を与える分離用
ロケットモータを搭載するようにしたので、補助ブース
タの分離高度が高高度であっても、補助ブースタを確実
に分離させることができるとともに、コアロケットに補
助ブースタが衝突するという事態を防止することができ
る。しかも、分離時にコアロケットには外力が作用しな
いため、コアロケットの強度を上げる必要がなくなると
ともに、コアロケットの操縦安定性が良好となる。As explained above, according to the present invention, each auxiliary booster is equipped with a separation rocket motor that operates when the coupling means is released and applies a thrust force to the auxiliary booster in a substantially tangential direction of the core rocket. Therefore, even if the separation altitude of the auxiliary booster is high, it is possible to reliably separate the auxiliary booster and prevent the auxiliary booster from colliding with the core rocket. Moreover, since no external force acts on the core rocket during separation, there is no need to increase the strength of the core rocket, and the core rocket has good operational stability.

【図面の簡単な説明】[Brief explanation of the drawing]

第１図は従来の補助ブースタの分離装置を示す概略斜視
図、第２図はニスターナルロンジロン近傍の斜視図、第
３図は結合状態における第１図のｍ−ｍ矢視図、第４図
は第３図のＩＶ−■矢視断面図、第５図はトランクレー
ル近傍の斜視図、第６図は財産方式を説明する側面図、
第７図はこの発明の一実施例を示す側面図、第８図は補
助ブースタの取付状態を説明する概略平面図、第９図は
補助ブースタの取付状態を示す分解斜視図、第１０図は
第７図のＸ−Ｘ矢視概略断面図、第１１図は結合手段、
特にスラストマウント、スラストブラケット近傍の側面
断面図、第１２図は第７図のｘｎ−ｘｎ矢視概略断面図
、第１３図は尾部の分離モータ近傍の概略側面図、第１
４図は頭部の分離モータ近傍の一部破断側面図、第１５
図は分離モータの一部破断側面図、第１６図は分離モー
タのノズルとノズルクロージャの結合状態を示す断面図
、第１７図は第１５図のＸ■−Ｘ■矢視断面図、第１８
図は第１７図のＸ■−Ｘ■矢視断面図、第１９図は補助
ブースタのもう１つ他の取付状態を説明する平面図、第
２０図は補助ブースタのもう１つ他の取付状態を説明す
る平面図である。 ３１−一−〜−−コアロケット、 ３３−−−−一補助ブースタ、 ６６−−−一結合手段、 ７６、１０７−−−−−−分離用ロケットモータ。 特許出願人　　　　　　日産自動車株式会社代理人弁理
士　有我軍一部 第２図 第３図 第１７図 だ 第６図 第１９図 第２０図FIG. 1 is a schematic perspective view showing a conventional auxiliary booster separation device, FIG. 2 is a perspective view of the vicinity of Nisternal Longilon, and FIG. 3 is a view taken along the line mm in FIG. Figure 4 is a sectional view taken along the IV-■ arrow in Figure 3, Figure 5 is a perspective view of the vicinity of the trunk rail, Figure 6 is a side view explaining the asset system,
Fig. 7 is a side view showing an embodiment of the present invention, Fig. 8 is a schematic plan view illustrating the mounting state of the auxiliary booster, Fig. 9 is an exploded perspective view showing the mounting state of the auxiliary booster, and Fig. 10 is A schematic sectional view taken along the line X-X in FIG. 7, and FIG. 11 shows a coupling means,
In particular, a side sectional view of the thrust mount and the vicinity of the thrust bracket, FIG. 12 is a schematic sectional view taken along the xn-xn arrow in FIG.
Figure 4 is a partially cutaway side view of the head near the separation motor, No. 15.
Figure 16 is a partially cutaway side view of the separation motor, Figure 16 is a sectional view showing the connection state of the nozzle and nozzle closure of the separation motor, Figure 17 is a sectional view taken along arrows X--X in Figure 15, and Figure 18 is
The figure is a sectional view taken along arrows X-X in Figure 17, Figure 19 is a plan view illustrating another installation state of the auxiliary booster, and Figure 20 is another installation state of the auxiliary booster. FIG. 31-1--core rocket, 33--1 auxiliary booster, 66--1 coupling means, 76, 107--separation rocket motor. Patent Applicant Nissan Motor Co., Ltd. Representative Patent Attorney Yugagun Part Figure 2 Figure 3 Figure 17 Figure 6 Figure 19 Figure 20

Claims (1)

【特許請求の範囲】[Claims] コアロケットの周囲に結合手段によって取付けられた複
数の補助ブースタをコアロケットから分離させる補助ブ
ースタの分離装置において、各補助ブースタに、結合手
段の結合が解除されたとき作動して補助ブースタにコア
ロケットの略接線方向の推力を与える分離用ロケットモ
ータを搭載したことを特徴とする補助ブースタの分離装
置。In an auxiliary booster separation device for separating a plurality of auxiliary boosters attached around the core rocket by coupling means from the core rocket, each auxiliary booster is operated when the coupling means is released from the core rocket. An auxiliary booster separation device characterized by being equipped with a separation rocket motor that provides thrust in a substantially tangential direction.