結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法
【課題】飛翔体と構造物との結合を分離するとき、分離衝撃を低減することが可能な結合分離装置を提供する。
【解決手段】結合分離装置は、ブロック３とストラップ２とを有するクランプバンド６と、結合部４とを具備する。ブロック３は、飛翔体の載置部材２０と載置部材２０に載置された構造物２０とを係合する。ストラップ２は、ブロック３を外側から保持する。結合部４は、ストラップ２の両端部２ａを結合し又は分離する。ストラップ２は、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部１１を備える。
【解決手段】結合分離装置は、ブロック３とストラップ２とを有するクランプバンド６と、結合部４とを具備する。ブロック３は、飛翔体の載置部材２０と載置部材２０に載置された構造物２０とを係合する。ストラップ２は、ブロック３を外側から保持する。結合部４は、ストラップ２の両端部２ａを結合し又は分離する。ストラップ２は、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部１１を備える。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法に関し、特に、飛翔体に構造物を結合し、結合された構造物を飛翔体から分離する結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
飛翔体（例示：ロケット）と構造物（例示：人工衛星）とを結合・分離する結合分離システムが知られている。ロケットの結合分離システムでは、衛星とロケットとの結合を、金属製のクランプバンドで締め付けることで行われている。図１は、一般的な結合分離システムの構成を示す概略平面図である。図２は、図１のＡ−Ａ断面の構成を示す概略断面図である。結合分離システムは、結合分離装置１０１とＰＡＦ（Ｐａｙｌｏａｄ Ａｔｔａｃｈｅｄ Ｆｉｔｔｉｎｇ）構造１２０とを備えている。ＰＡＦ構造１２０は、ロケットに搭載され、衛星を載置する円筒形状の台座である。結合分離装置１０１は、ＰＡＦ構造１２０と、その上に搭載された衛星側構造１３０とを結合又は分離する。ただし、衛星側構造１３０は、円筒形状を有する衛星側の部材である。ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０の直径は概ね等しい。そして両者が結合される場合、結合分離装置１０１に締め付けられて、本来の直径よりも小さい直径に押し込められる。それにより、ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０には歪応力が発生している。結合分離装置１０１は、クランプバンド１０６と結合部１０４とを備えている。
【０００３】
クランプバンド１０６は、ＰＡＦ構造１２０と衛星側構造１３０との結合部分の成す円周形状に沿って設けられている。クランプバンド１０６は、複数のブロック１０３と、ストラップ１０２とを備えている。複数のブロック１０３は、ＰＡＦ構造１２０と衛星側構造１３０との結合部分の成す円周形状に沿って並んで設けられている。ブロック１０３は、ＰＡＦ構造１２０の端部１２０ａと衛星側構造１３０の端部１３０ａとを併せて係合する凹部１０３ａ（例示：断面がＶ字型の溝、以下Ｖ溝ともいう）を有している。ＰＡＦ構造１２０と衛星側構造１３０とは、端部１２０ａと端部１３０ａとが凹部１０３ａで係合することで、互いに結合している。ストラップ１０２は、複数のブロック１０３における凹部１０３ａと反対の面に結合している。複数のブロック１０３とストラップ１０２とは一体である。ストラップ１０２を締め付けることで、複数のブロック１０３を、凹部１０３ａと反対の面から結合部分に向かって押し込んでいる。結合部１０４は、ストラップ１０２の両端部１０２ａを結合して、クランプバンド１０６の締め付けを保持する。結合部１０４は、ストラップ１０２の一方の端部１０２ａに設けられたボルト状部材（図示されず）と、他方の端部１０２ａに設けられたナット状部材（図示されず）とに例示される。結合部１０４は、ボルト状部材をナット状部材にねじ込むことで、ストラップ１０２の両端部１０２ａを結合する。クランプバンド１０６には、外側のロケット本体に取り付けられたバネ１０５により外向きの力が加えられている。
【０００４】
結合分離装置１０１では、衛星とロケットとの結合の解除（分離）は、火工品を用いて行う。火工品は、その動作時に切断治具を高速に移動させ、結合部１０４のボルト状部材を切断する。そのボルト状部材の切断により、ストラップ１０２の両端１０２ａが分離される。それにより、クランプバンド１０６が、クランプバンド１０６の張力及びバネ１０５の力で高速に外側に引っ張られる。その結果、複数のブロック１０３も高速に外側に移動するので、衛星とロケットとの結合が解除される。
【０００５】
関連する技術として、特開昭６０−６１４００号公報に構造体結合装置が開示されている。この構造体結合装置は、形状記憶合金材を特定温度で変形して構造物どうしを結合し、その結合部を上記特定温度からマルテンサイト変態温度を超えて加熱又は冷却することにより形状記憶合金材が変形前の形状に戻り、結合が解除されるように構成されている。
【０００６】
また、特許第２６７１７９４号公報に宇宙構造物の分離機構が開示されている。この宇宙構造物の分離機構は、ボルトと、ハウジングと、分離ナットと、形状記憶合金コイルと、ボルト押出用ばねと、ばねと、からなることを特徴とする。ボルトは、一対の構造物を結合する。ハウジングは、一対の構造物の一方に備えられた。分離ナットは、このハウジングの内部に設けられ、ボルトと螺合する径方向に分割された。形状記憶合金コイルは、分離ナットの外周にコイル状に巻かれ、各端部がハウジングを介してヒータに接続された。ボルト押出用ばねは、ボルト先端とハウジング内壁の間に設けられ、ボルトを構造物側に押圧する。ばねは、分離ナット側面とハウジング内壁の間に設けた、分離ナットを径方向に引っ張る。
【０００７】
また、特開平９−３１５３９９号公報にワイヤ保持解放装置が開示されている。このワイヤ保持解放装置は、ワイヤ部材と、ハウジングと、エンド部材と、第１及び第２の保持解放部材と、熱制御手段とを具備している。ワイヤ部材は、宇宙構造物を解放自在に位置決め保持する。ハウジングは、このワイヤ部材の一端部が係止されるものであって、対向配置された一対のボールがワイヤ部材に対して略直交する方向に出入り自在に設けられる。エンド部材は、このハウジングに離脱自在に挿着されるものであって、ワイヤ部材の他端部が係止され、ハウジングのボールに挟持されて該ハウジングに位置決め支持される。第１及び第２の保持解放部材は、ハウジングに支持されるものであって、ボールに対して付勢力を付与して、該ボールでエンド部材を位置決めする熱変形自在である。熱制御手段は、この第１及び第２の保持解放部材を熱制御して前記ボールに対する付勢力を制御し、前記エンド部材を前記ハウジングに対して位置決めあるいは位置決め解除して前記ハウジングからの離脱を許容し、前記ワイヤ部材の保持あるいは解放動作を制御する。
【０００８】
また、特開平６−３２２９６号公報に分離機構が開示されている。この分離機構は、人工衛星等の宇宙飛翔体に搭載し、打上時はワイヤによって格納状態に拘束され、運用時には前記ワイヤの拘束状態から開放されて動作状態に展開する装備品に対する前記ワイヤの拘束状態を分離する。この分離機構は、第１の形状記憶合金と、ワイヤ止めと、ストッパーと、第２の形状記憶合金と、第１および第２のヒータとを備えることを特徴とする。第１の形状記憶合金は、ワイヤ中に介在させた。ワイヤ止めは、第１の形状記憶合金を含み一端を固定した前記ワイヤの他端を緊張保持する。ストッパーは、ワイヤ止めを拘束状態に保持する。第２の形状記憶合金は、ストッパーを拘束状態に保持する。第１および第２のヒータは、第１および第２の形状記憶合金を加熱伸長させワイヤを拘束状態から開放して装備品の運用を確保せしめる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】特開昭６０−６１４００号公報
【特許文献２】特許第２６７１７９４号公報
【特許文献３】特開平９−３１５３９９号公報
【特許文献４】特開平６−３２２９６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
図１及び図２に示される結合分離装置１０１では、衛星とロケットとの結合を解除（分離）するとき、結合部１０４のボルト状部材が切断されて、クランプバンド１０６の張力及びバネ１０５の力で高速に外側に引っ張られる。その結果、クランプバンド１０６の締め付け力によりブロック１０３を介して押さえつけられていたＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０における中心から外側方向に向かう力（歪応力）が開放される。図３は、ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０における歪応力が開放された時の様子を示す模式図である。この図は、図２と同様の断面を示している。ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０は、結合時には、歪応力を蓄積した状態で、Ｐ０の位置にある。しかし、ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０は、結合部１０４のボルト状部材が切断されブロック１０３が開放された後は自由に動ける。そのため、極めて高速に歪応力を開放して、歪応力の無い位置であるＰＡへ移ろうとする。その結果、ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０は、ＰＡの位置を略中心として激しく振動することになる。すなわち、火工品による衝撃に加えて、締め付け力の開放が瞬時に行われることにより、衛星側構造１３０に衝撃が発生してしまうことになる。このような分離衝撃が大きい場合には、衛星側機器の設計条件を厳しくする必要が出て、コストや重量等の面で問題となる。
【００１１】
本発明の目的は、飛翔体（例示：ロケット）と構造物（例示：衛星）との結合を分離するとき、分離衝撃を低減することが可能な結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法を提供することにある。また、本発明の他の目的は、当該結合を分離するとき、衛星側構造の歪エネルギーが瞬間的に開放されることによる衝撃を低減することが可能な結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法を提供することにある。
【００１２】
この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、特許請求の範囲に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１４】
本発明の結合分離装置は、ブロック（３）とストラップ（２）とを有するクランプバンド（６）と、結合部（４）とを具備する。ブロック（３）は、飛翔体の載置部材（２０）と載置部材（２０）に載置された構造物（３０）とを係合する。ストラップ（２）は、ブロック（３）を外側から保持する。結合部（４）は、ストラップ（２）の両端部（２ａ）を結合し又は分離する。ストラップ（２）は、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部（１１）を備える。
【００１５】
本発明では、加熱により延伸する形状記憶合金で形成された延伸部（１１）を備えるストラップ（２）が、ブロック（３）と一体となり、載置部材（２０）及び構造物（３０）を締め付けることにより、載置部材（２０）と構造物（３０）とを係合し、結合している。それにより、その結合を解除するとき、ストラップ（２）の切断の前に、形状記憶合金を加熱により延伸させることで、ストラップ（２）を延伸させることができる。ストラップ（２）が延伸して緩むと共にブロック（３）は外側に移動するので、載置部材（２０）及び構造物（３０）も外側に移動することができる。その結果、ストラップ（２）及びブロック（３）の締め付けにより構造物（３０）に内包された歪応力（歪エネルギー）の一部を、ストラップ（２）を切断する前に開放することができる。それにより、瞬時にストラップ（２）を切断する場合と比較して、ストラップ（２）を切断するときに開放される歪エネルギーを減少させることができる。その結果、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃を減少させることが可能となる。
【００１６】
上記の結合分離装置において、ストラップ（２）は、複数の延伸部（１１）を備えることが好ましい。
本発明では、この場合、加熱により延伸する複数の延伸部（１１）（複数の形状記憶合金）を有している。それらの複数の延伸部（１１）を例えば一つずつ延伸させることで、ストラップ（２）を切断する前に、構造物（３０）に内包された歪応力（歪エネルギー）の一部を少しずつ段階的に開放することができる。それにより、瞬時にストラップ（２）を切断する場合と比較して、ストラップ（２）を切断するときに、より緩やかに歪エネルギー開放することができる。その結果、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃をより減少させることが可能となる。
【００１７】
上記の結合分離装置において、形状記憶合金は、ＴｉＮｉを含むことが好ましい。
本発明では、ストラップ（２）の締め付け力に耐える必要があるため、形状記憶合金として強度的に優れたＴｉＮｉを延伸部（１１）として用いることが好ましい。
【００１８】
上記の結合分離装置において、ストラップ（２）の両端部（２ａ）は、それぞれ開口部（２ｂ）を有することが好ましい。結合部（４）は、ピン（４ａ）と、ピン（４ａ）を開口部（２ｂ）に出し入れする駆動部（４ｂ）とを備えることが好ましい。結合部（４）は、開口部（２ｂ）にピン（４ａ）を入れることで、ストラップ（２）の両端部（２ａ）を結合することが好ましい。結合部（４）は、開口部（２ｂ）からピン（４ａ）を出すことで、ストラップ（２）の両端部（２ａ）を分離することが好ましい。
本発明では、この場合、結合部（４）がピン（４ａ）の出し入れで結合及び分離を行うので、火工品を用いた場合と比較して、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃を減少させることが可能となる。
【００１９】
上記の結合分離装置において、延伸部（１１）を加熱する加熱部（１２）を更に具備することが好ましい。
本発明では、この場合、加熱用の加熱部（１２）を備えているので、飛翔体側に加熱装置を設ける必要がない。
【００２０】
本発明の結合分離システムは、載置部材（２０）と、結合分離装置（１）と、加熱装置（１２）とを具備することが好ましい。載置部材（２０）は、飛翔体に搭載され、構造物を載置することが好ましい。結合分離装置（１）は、載置される構造物を載置部材（２０）に結合し又は分離するもので、上記段落のいずれか一つに記載されている。加熱装置（１２）は、結合分離装置（１）の延伸部（１１）を加熱することが好ましい。
本発明では、結合分離システムに上記各段落で説明された結合分離装置（１）を有しているので、上述のようにストラップ（２）の切断時の分離衝撃を減少させることが可能となる。
【００２１】
上記結合分離システムにおいて、延伸部（１１）の温度を検出する第１センサ（１５）を更に具備することが好ましい。加熱装置（１２）は、第１センサ（１５）の検出結果に基づいて加熱を停止することが好ましい。
本発明では、この場合、第１センサで検出された形状記憶合金の温度に基づいて、加熱装置（１２）の停止を決定している。そのため、温度が、延伸部（１１）の形状記憶合金の形状回復温度以上になったことを確認してから、加熱装置（１２）を停止することができる。それにより、形状記憶合金をほぼ確実に、記憶された長さに延伸させることができる。第１センサとしては、抵抗温度計や熱電対が例示される。
【００２２】
上記結合分離システムにおいて、延伸部（１１）の長さを検出する第２センサ（１５）を更に具備することが好ましい。加熱装置（１２）は、第２センサ（１５）の検出結果に基づいて加熱を停止することが好ましい。
本発明では、この場合、第２センサで検出された形状記憶合金の長さに基づいて、加熱装置（１２）の停止を決定している。そのため、温度が、延伸部（１１）の形状記憶合金が延伸して、記憶された長さになったことを確認してから、加熱装置（１２）を停止することができる。それにより、形状記憶合金を確実に、記憶された長さに延伸させることができる。第２センサとしては、歪センサが例示される。
【００２３】
本発明の結合分離方法は、飛翔体に構造物を結合し又は分離する結合分離システムを用いた結合分離方法である。ただし、結合分離システムは、飛翔体に搭載され、構造物を載置する載置部材（２０）と、載置される構造物を載置部材（２０）に結合し又は分離する結合分離装置（１）と、加熱装置（１２）とを具備する。結合分離装置（１）は、飛翔体の載置部材（２０）と載置部材（２０）に載置された構造物（３０）とを係合するブロック（３）と、ブロック（３）を外側から保持可能なストラップ（２）と、ストラップ（２）の両端部（２ａ）を結合し、又は分離する結合部（４）とを備える。ストラップ（２）は、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部（１１）を備える。
結合分離方法は、結合部（４）で両端部（２ａ）を結合されたストラップ（２）の延伸部（１１）を、加熱装置（１２）で加熱して延伸させるステップと、延伸後に、結合された両端部（２ａ）を、結合部（４）で分離するステップとを具備する。
【００２４】
本発明では、加熱により延伸する形状記憶合金で形成された延伸部（１１）を備えるストラップ（２）が、ブロック（３）と一体となり、載置部材（２０）及び構造物（３０）を締め付けることにより、載置部材（２０）と構造物（３０）とを係合し、結合している。それにより、その結合を解除するとき、ストラップ（２）の切断の前に、形状記憶合金を加熱により延伸させることで、ストラップ（２）を延伸させることができる。ストラップ（２）が延伸して緩むと共にブロック（３）は外側に移動するので、載置部材（２０）及び構造物（３０）も移動することができる。その結果、ブロック（３）の締め付けにより構造物（３０）に内包された歪応力（歪エネルギー）の一部を、ストラップ（２）を切断する前に開放することができる。それにより、瞬時にストラップ（２）を切断する場合と比較して、ストラップ（２）を切断するときに開放される歪エネルギーを減少させることができる。その結果、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃を減少させることが可能となる。
【００２５】
上記の結合分離方法において、ストラップ（２）は、延伸部（１１）を含む複数の延伸部（１１）を備えることが好ましい。加熱して延伸させるステップは、加熱装置（１２）が複数の延伸部（１１）を互いに異なるタイミングで一つずつ加熱するステップを備えることが好ましい。
本発明では、この場合、加熱により延伸する複数の延伸部（１１）（複数の形状記憶合金）を有している。それらの延伸部（１１）を例えば一つずつ延伸させることで、ストラップ（２）を切断する前に、構造物（３０）に内包された歪応力（歪エネルギー）の一部を少しずつ段階的に開放することができる。それにより、瞬時にストラップ（２）を切断する場合と比較して、ストラップ（２）を切断するときに、より緩やかに歪エネルギー開放することができる。その結果、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃をより減少させることが可能となる。
【００２６】
上記の結合分離方法において、一つずつ加熱するステップは、加熱装置（１２）が複数の延伸部（１１）のうちの一つを加熱するステップと、その加熱を終了した後、複数の延伸部（１１）のうちの加熱をしていない次の一つを加熱するステップとを含むことが好ましい。
本発明では、この場合、一つの延伸部（１１）の形状記憶合金の加熱を終了してから、次の加熱に移るので、加熱に要するエネルギーを抑制することができる。なお、形状記憶合金は、一度形状が回復すると、加熱を中止してもその形状を維持するので、加熱を終了しても延伸した状態は保持されるので問題はない。
【発明の効果】
【００２７】
本発明により、飛翔体と構造物との結合を分離するとき、分離衝撃を低減することが可能となる。また、当該結合を分離するとき、衛星側構造の歪エネルギーが瞬間的に開放されることによる衝撃を低減することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】図１は、一般的な結合分離システムの構成を示す概略平面図である。
【図２】図２は、一般的な結合分離システムの構成を示す概略断面図である。
【図３】図３は、ＰＡＦ構造及び衛星側構造における歪応力が開放された時の様子を示す模式図である。
【図４】図４は、本発明の実施の形態に係る結合分離システムの構成を示す概略平面図である。
【図５】図５は、図４のＡ−Ａ断面の構成を示す概略断面図である。
【図６】図６は、図４における結合部付近の構成を示す概略平面図である。
【図７】図７は、本発明の実施の形態に係る結合分離システムの動作を示すフロー図である。
【図８Ａ】図８Ａは、図７のステップＳ０１における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図８Ｂ】図８Ｂは、図７のステップＳ０２における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図８Ｃ】図８Ｃは、図７のステップＳ０３における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図８Ｄ】図８Ｄは、図７のステップＳ０４における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図９】図９は、図７の各段階におけるクランプバンドの張力の一例を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
以下、本発明の結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法の実施の形態に関して、添付図面を参照して説明する。ここでは、結合分離システムが搭載される飛翔体としてロケット、飛翔体に結合され分離される構造物として衛星、の場合を例にして説明する。
【００３０】
本発明の実施の形態に係る結合分離装置及び結合分離システムの構成について説明する。図４は、本発明の実施の形態に係る結合分離システムの構成を示す概略平面図である。図５は、図４のＡ−Ａ断面の構成を示す概略断面図である。結合分離システムは、結合分離装置１と、ＰＡＦ（Ｐａｙｌｏａｄ Ａｔｔａｃｈｅｄ Ｆｉｔｔｉｎｇ）構造２０と、ヒータ（加熱装置）１２とを備えている。
【００３１】
ＰＡＦ構造２０（載置部材）は、ロケットに搭載され、衛星を載置する円筒形状の台座である。結合分離装置１は、ＰＡＦ構造２０と、その上に載置された衛星側構造３０とを結合又は分離する。ただし、衛星側構造３０は、円筒形状を有する衛星側の部材である。ＰＡＦ構造２０及び衛星側構造３０の直径は概ね等しい。そして両者が結合される場合、結合分離装置１に締め付けられて、本来の直径よりも小さい直径に押し込められる。それにより、ＰＡＦ構造２０及び衛星側構造３０には歪応力が発生している。ヒータ１２は、後述される結合分離装置１の形状記憶合金要素１１をその形状回復温度（マルテンサイト変態温度）以上の温度に加熱する。結合分離装置１は、クランプバンド６と、結合部４とを備えている。
【００３２】
クランプバンド６は、ＰＡＦ構造２０と衛星側構造３０との結合部分の成す円周形状に沿って設けられている。クランプバンド６を締め付けることにより、衛星側構造３０とＰＡＦ構造２０は内側に変形する。すなわち、衛星側構造３０とＰＡＦ構造２０は、係合時に、変形に伴う歪応力（歪エネルギー）を内包することになる。クランプバンド６は、複数のブロック３と、ストラップ２とを備えている。
【００３３】
複数のブロック３は、ＰＡＦ構造２０と衛星側構造３０との結合部分の成す円周形状に沿って並んで設けられている。ブロック３は、ＰＡＦ構造２０の端部２０ａと衛星側構造３０の端部３０ａとを併せて係合する凹部３ａを有している。凹部３ａは略Ｖ字型の溝を形成している。ＰＡＦ構造２０と衛星側構造３０とは、端部２０ａと端部３０ａとが合わさって山型の凸部を形成し、当該凸部が凹部３ａに係合することで、互いに結合している。ブロック３は、例えば、鋼（スチール）で形成されている。
【００３４】
ストラップ２は、両端部２ａを後述される結合部４により結合された環形状を有する。複数のブロック３における凹部３ａと反対の面に結合している。複数のブロック３とストラップ２とは一体である。ストラップ２を締め付けることで、複数のブロック３を、凹部３ａと反対の面から結合部分に向かって押し込んでいる。
【００３５】
ＰＡＦ構造２０及び衛星構造体３０の中心方向に向かうこの締め付け力で、複数のブロック３を当該中心方向に押し込んでいる。その押し込む力で、凹部３ａにおいて、当該中心から外側方向に向かうＰＡＦ構造２０及び衛星側構造３０の力を抑え込んでいる。その押え込む力とＰＡＦ構造２０及び衛星側構造１３０の歪応力との釣り合いにより、ＰＡＦ構造２０及び衛星側構造３０とクランプバンド６との係合を維持することができる。クランプバンド６には、外側のロケット本体（図示されず）に取り付けられたバネ５により外向きの力が加えられている。
【００３６】
ここで、ストラップ２は、鋼（スチール）で形成された環の全周中、少なくとも１箇所に形状記憶合金で形成された形状記憶合金要素（延伸部）１１を備えている。図４の場合、形状記憶合金要素１１は４箇所である。形状記憶合金要素１１には、図４で示す衛星側構造３０を取り付けた状態での長さＤ１よりも長い状態を記憶させる。そして、記憶後に圧縮して長さＤ１にして、ストラップ２の所定の箇所に溶接又はボルトで取り付ける。
【００３７】
ヒータ１２は、形状記憶合金要素１１ごとに設けられ、その形状記憶合金要素１１を加熱する。ＰＡＦ構造２０に固定されている。ヒータ１２は、加熱効率の面から、形状記憶合金要素１１に接していることが好ましい。また、ヒータ１２は、形状記憶合金要素１１に含まれていても良い。例えば形状記憶合金要素１１に電熱線を巻きつけたり貼り付けたりするなどの方法のように、形状記憶合金要素１１と一体に形成されていても良い。
【００３８】
制御装置１３は、ヒータ１２の加熱を制御する。例えば、制御装置１３がタイマーの場合、制御装置１３は、予め設定された時刻に予め設定された時間だけ、加熱用制御信号をヒータ１２に出力する。ヒータ１２は、加熱用制御信号を受信している期間、所定の温度に形状記憶合金要素１１を加熱する。又は、制御装置１３が、マイクロコンピュータの場合、プログラム制御により、ヒータ１２の加熱温度や加熱タイミング、加熱時間などを制御しても良い。更に、その制御に際して、形状記憶合金要素１１に取り付けられたセンサ１５（例示：歪センサ、温度センサ）の情報を用いるようにしても良い。例えば、歪センサを用いて、形状記憶合金要素１１が所定の長さに伸びたとき加熱を終了したり、温度センサを用いて、形状記憶合金要素１１を所望の温度になるように加熱したりする制御である。制御装置１３として、ロケット内に搭載された他の制御装置を兼用しても良い。
【００３９】
結合部４は、ストラップ２が複数のブロック３と共に、ＰＡＦ構造２０及び衛星構造体３０を締め付けた状態でストラップ２の両端部２ａを結合して、クランプバンド６による締め付けを維持する。又は、両端部２ａの結合を分離して、クランプバンド６による締め付けを開放する。
【００４０】
形状記憶合金要素１１について更に説明する。
形状記憶合金を用いるのは、加熱により延伸する長さの割合が、他の材料と比較して極めて大きいからである。すなわち、小さな温度変化で大きく延伸するからである（例えば、数％程度延伸する）。その結果、温度変化を起こすための機器やエネルギーを少なく抑えることができること、材料そのものの使用量が少なくて済むこと、などの効果がある。加えて、記憶された形状（延伸した形状）に一旦戻ると温度を下げても縮まないので、加熱のエネルギーを更に少なく抑えられることも飛翔体のようなエネルギーの限られる物体に搭載する際には有利である。なお、これらの特性を有している材料であれば、形状記憶合金要素１１の代わりその材料を用いてもよい。
【００４１】
形状記憶合金要素１１の形状回復温度（マルテンサイト変態温度）は、ロケット内のＰＡＦ構造２０付近の最高温度よりも高くする必要がある。それよりも低くすると形状記憶合金要素１１の長さ制御が困難になるからである。例えば、ロケット内のＰＡＦ構造２０付近の最高温度が８０度の場合、形状記憶合金要素１１の形状回復温度は８０度を超える温度とする。形状回復温度は、形状記憶合金の材料の種類や合金組成により、所定の範囲で自由に設定することができる。
【００４２】
また、形状記憶合金要素１１は、ストラップ２の一部としてブロック３と共にＰＡＦ構造２０及び衛星構造体３０を締め付け、その締め付け状態を維持する必要がある。そのため、ＰＡＦ構造２０及び衛星構造体３０を締め付け、その状態を維持するときに発生する荷重に耐え得る強度を有している必要がある。ストラップ２を締め付ける荷重の大きさは、図４の例では、２０〜３０ｋＮ程度である。
【００４３】
これらの特性を有する形状記憶合金要素１１の好ましい材料としては、Ｔｉ−Ｎｉ合金系の材料が例示される。このＴｉ−Ｎｉ合金系の材料には、Ｔｉ−Ｎｉ合金に他元素をドーピングして温度特性や強度特性を改善させたものも含まれる。なお、上記ロケット内のＰＡＦ構造２０付近の最高温度以上の変態温度を有し、締め付ける荷重に耐え得る強度を有する形状記憶合金であれば上記例に限定されない。
【００４４】
形状記憶合金要素１１の形状は、ストラップ２の形状に対応して直方体形状である。図４の状態では、例えば、ＰＡＦ構造２０の直径φ０が１０００ｍｍの場合、Ｄ１×Ｄ２×Ｄ３＝１００ｍｍ×３５ｍｍ×１０ｍｍ程度である。ただし、ストラップ２と同様に、ＰＡＦ構造２０の円周に沿って湾曲している。なお、ストラップ２の他の部分と連結（結合）可能であり、所定の強度を発揮できるのであれば、上記形状に限定されるものではない。例えば、円柱形状であっても良く、その場合には形状記憶合金要素以外の部分でブロック３を保持するようにしても良い。
【００４５】
形状記憶合金要素１１に長さＤ１よりも長い状態を記憶させ、圧縮して長さＤ１として挿入した場合、形状記憶合金要素１１をヒータ１２により形状回復温度よりも加熱することで、その長さをＤ１よりも長くすることができる。それにより、ストラップ２の両端部２ａを結合した状態で、その全周長さを伸ばすことができる。その結果、ストラップ２の両端部２ａを結合した状態で、クランプバンド６（ストラップ２）の締め付け力を弱めることができる。形状記憶合金要素１１は、複数個所に設けることが好ましい。その場合、１箇所だけの場合と比較して、締め付け力を段階的に徐々に開放していくことができる。
【００４６】
図６は、図４における結合部付近の構成を示す概略平面図である。結合部４は、ピン４ａと駆動部４ｂとを備えている。ストラップ２の一方の端部２ａ１に設けられた開口部２ｂ１と、他方の端部２ａ２に設けられた開口部２ｂ２とを重ねて、重なった開口部２ｂ１、２ｂ２にピン４ａを駆動部４ｂで挿入することにより、結合部４はストラップ２の両端部２ａを結合する。また、重なった開口部２ｂ１、２ｂ２からピン４ａを駆動部４ｂで引き抜くことにより、結合部４はストラップ２の両端部２ａの結合を分離する。結合部４は形状記憶合金を用いたピンプラーに例示される。この場合、分離には火工品を用いる必要が無いため、火工品による衝撃の発生を無くすことができる。
【００４７】
なお、衛星側構造３０の分離のとき、クランプバンド６の締め付け力の開放に伴う衛星側構造３０の振動の低減を特に重視している場合、結合部４として従来の火工品を用いても良い。後述されるように、本発明の形状記憶合金要素１１を有するストラップ２を用いた締め付け力の開放だけでも、その振動を大幅に低減できるからである。
【００４８】
次に、本発明の実施の形態に係る結合分離装置及び結合分離システムの動作（結合分離方法）について説明する。図７は、本発明の実施の形態に係る結合分離システムの動作を示すフロー図である。図８Ａ〜図８Ｄは、図７の各段階における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。図９は、図７の各段階におけるクランプバンドの張力の一例を示すグラフである。ここでは、図４に示すような、４個の形状記憶合金要素１１を備えるストラップ２を含むクランプバンド６の場合について説明する。
【００４９】
事前に、衛星側構造３０は、結合分離システムに取り付けられている。すなわち、衛星側構造３０は、クランプバンド６によりＰＡＦ構造２０に結合している（図４及び図５）。ストラップ２の各形状記憶合金要素１１には、長さＤ１よりも長い長さが予め記憶されている。結合部４は、ピン４ａによりストラップ２をその両端部２ａで結合している（図６）。この取り付け方法は、ＰＡＦ構造２０上に衛星側構造３０を載置した後、ストラップ２と一体であるブロック３をその周囲に嵌め込み、ストラップ２を締め上げ、その両端部２ａ１、２ａ２の開口部２ｂ１、２ｂ２が重なった段階で、結合部４のピン４ａをそれら開口部２ｂ１、２ｂ２に挿入することで行う。このとき、クランプバンド６（ストラップ２）はその自然長と比較して長く引き伸ばされており、その張力は、例えば、約３０ｋＮである（図９の時刻ｔ０の張力）。
【００５０】
このようにしてＰＡＦ構造２０に取り付けられている衛星側構造３０を分離するには、以下の分離シーケンスを用いる。
【００５１】
まず、制御装置１３は、衛星側構造３０を分離する時刻に達した段階で、第１番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をＯＮにする（ステップＳ０１）。ただし、どの形状記憶合金要素１１を第１番目とするかは任意である。第１番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２がＯＮとなることで、その形状記憶合金要素１１が形状回復温度以上に加熱される。その結果、その形状記憶合金要素１１におけるストラップ２の周方向の長さが、取り付け時のＤ１から、事前に記憶された長さに延伸する。
【００５２】
その結果、図９の時刻ｔ１に示すように、張力が若干減少する（約２３ｋＮ）。このとき、ストラップ２の長さは、第１番目の形状記憶合金要素１１が延伸した分だけ伸びる。すなわち、ストラップ２の直径は若干広がる。そのため、クランプバンド６の締め付け力が弱まる。その結果、図８Ａに示すように、ブロック３が少し外側に移動できるので、衛星側構造３０及びＰＡＦ構造２０は位置Ｐ０から位置Ｐ１へ少し外側に広がることができる。それにより、衛星側構造３０内の歪応力を開放することができる。
【００５３】
ヒータ１２をいつＯＦＦにするかは任意である。形状記憶合金要素１１は、形状回復温度以上に一旦加熱されて記憶された長さに延伸すると、加熱を中止しても縮むことはないからである。ただし、ロケットのような電源容量が限られている環境では、不必要な加熱（エネルギーの消費）は控える方が好ましい。したがって、形状記憶合金要素１１が所定の長さ伸びたと判断される段階で、できるだけ早期にヒータをＯＦＦすることが好ましい。
【００５４】
そのような制御としては、例えば、制御装置１３はＯＮから所定時間経過したときにヒータをＯＦＦすることが考えられる。この場合、事前に、形状記憶合金要素１１が所定の長さ延伸したと判断できる時間を実験的に確認し、その時間を所定時間として用いる。あるいは、センサ１５として温度センサを有している場合、温度が形状回復温度以上になってから所定の時間経過したときにヒータをＯＦＦしても良い。この場合、形状記憶合金要素１１はほぼ確実に延伸したと考えることができる。更に、センサ１５として歪センサを有している場合、歪が所定の値以上になった（すなわち長さが所定の長さ以上に延伸した）ときに、ヒータ１２をＯＦＦしても良い。この場合、形状記憶合金要素１１は確実に延伸したと考えることができる。以下に用いられる第２番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２〜第４番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をいつＯＦＦするかについても同様である。したがって、その記載を省略する。
【００５５】
次に、制御装置１３は、第１番目の形状記憶合金要素１１が所定の長さ延伸した段階で、第２番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をＯＮにする（ステップＳ０２）。ただし、どの位置にある形状記憶合金要素１１を第２番目とするかは任意である。例えば、対向する位置でも良いし、時計回りや反時計回りの位置でもよい。第２番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２がＯＮとなることで、その形状記憶合金要素１１が形状回復温度以上に加熱される。その結果、その形状記憶合金要素１１におけるストラップ２の周方向の長さが、取り付け時のＤ１から、事前に記憶された長さに延伸する。
【００５６】
その結果、図９の時刻ｔ２に示すように、張力が更に若干減少する（約１６ｋＮ）。このとき、ストラップ２の長さは、第２番目の形状記憶合金要素１１が延伸した分だけ更に伸びる。すなわち、ストラップ２の直径は更に若干広がる。そのため、クランプバンド６の締め付け力が更に弱まる。その結果、図８Ｂに示すように、ブロック３が少し外側に移動できるので、衛星側構造３０及びＰＡＦ構造２０は位置Ｐ１から位置Ｐ２へ更に少し外側に広がることができる。それにより、衛星側構造３０内の歪応力を更に開放することができる。
【００５７】
次に、制御装置１３は、第２番目の形状記憶合金要素１１が所定の長さ延伸した段階で、第３番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をＯＮにする（ステップＳ０３）。第３番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２がＯＮとなることで、その形状記憶合金要素１１が形状回復温度以上に加熱される。その結果、その形状記憶合金要素１１におけるストラップ２の周方向の長さが、取り付け時のＤ１から、事前に記憶された長さに延伸する。
【００５８】
その結果、図９の時刻ｔ３に示すように、張力が更に若干減少する（約９ｋＮ）。このとき、ストラップ２の長さは、第３番目の形状記憶合金要素１１が延伸した分だけ更に伸びる。すなわち、ストラップ２の直径は更に若干広がる。そのため、クランプバンド６の締め付け力が更に弱まる。その結果、図８Ｃに示すように、ブロック３が少し外側に移動できるので、衛星側構造３０及びＰＡＦ構造２０は位置Ｐ２から位置Ｐ３へ更に少し外側に広がることができる。それにより、衛星側構造３０内の歪応力を更に開放することができる。
【００５９】
次に、制御装置１３は、第３番目の形状記憶合金要素１１が所定の長さ延伸した段階で、第４番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をＯＮにする（ステップＳ０４）。第４番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２がＯＮとなることで、その形状記憶合金要素１１が形状回復温度以上に加熱される。その結果、その形状記憶合金要素１１におけるストラップ２の周方向の長さが、取り付け時のＤ１から、事前に記憶された長さに延伸する。
【００６０】
その結果、図９の時刻ｔ４に示すように、張力が更に若干減少する（約１ｋＮ）。このとき、ストラップ２の長さは、第４番目の形状記憶合金要素１１が延伸した分だけ更に伸びる。すなわち、ストラップ２の直径は更に若干広がる。そのため、クランプバンド６の締め付け力が更に弱まる。その結果、図８Ｄに示すように、ブロック３が少し外側に移動できるので、衛星側構造３０及びＰＡＦ構造２０は位置Ｐ３から位置Ｐ４へ更に少し外側に広がることができる。それにより、衛星側構造３０内の歪応力を更に開放することができる。例えば、時刻ｔ０〜時刻ｔ４までは数十秒から数百秒である。
【００６１】
この段階で、ストラップ２の張力は例えば１０分の１以下に低減される。すなわち、衛星側構造３０の歪応力（歪エネルギー）も同様に１０分の１以下に低減される。次に、制御装置１３は、結合部４をＯＮにする。結合部４は、ストラップ２の両端部２ａの開口部２ｂからピン４ａを引き抜く（ステップＳ０５）。それにより、ストラップ２の両端部２ａでの結合が開放され、図９の時刻ｔ５に示すように張力が無くなり（約０ｋＮ）、クランプバンド６はバネ５により外側に引っ張られる。その結果、ストラップ２及びブロック３は、衛星側構造３０とＰＡＦ構造２０との結合部分から離れる。それにより、衛星側構造３０とＰＡＦ構造２０との結合が開放される。その後、制御装置１３は、結合部４をＯＦＦにする。
【００６２】
以上のような結合分離システムの動作により、衛星が分離される。ただし、上記分離プロセスは例示であり、締め付け荷重（張力）の大きさ及びその減少量や、締め付けを緩める回数（形状記憶合金要素の数）や、締め付けを緩める（又は衛星分離に係る）時間は、搭載される衛星や搭載するロケットなどに応じて適宜設計することが可能である。
【００６３】
なお、形状記憶合金要素１１を延伸させる順番は任意に選択できる。例えば、複数のボルトで固定する円形フランジのネジ止めのように襷掛け的に選択しても良いし、単純にある位置から時計回りや反時計回りに選択して行くようにしても良い。また、張力の減少の割合は、形状記憶合金要素１１の数や長さによって任意に調節が可能である。例えば、形状記憶合金要素１１の一本の長さを長くすれば、一度に減少させる張力の割合を大きくすることができる。また、形状記憶合金要素１１の数を多くすれば、細かく段階を区切って、連続的に減少させることができる。
【００６４】
本実施の形態では、クランプバンド６により結合部分に付与されている締め付け力を、段階的に開放する機構が設けられている。すなわち、ストラップ２の全周中、少なくとも１箇所（好ましくは複数個所）に形状記憶合金要素１１を適用し、１箇所ずつ形状記憶合金要素を加熱してその形状を周方向に長くする。複数個所に形状記憶合金要素１１を適用した場合には、異なったタイミングで加熱して周方向に延伸させる。それにより、ストラップ２（クランプバンド６）を段階的に延伸することができるので、段階的に締め付け力を開放することができる。形状記憶合金要素１１の一個延伸時のクランプバンド張力の減少量は、一気に開放する場合と比較して、個数分の１に減少する（図９）。それに伴い、衝撃レベルが比例的に減少する。その結果、段階的に締め付け力を開放することにより、締め付け力開放による衝撃を大幅に低減することが可能となる。
【００６５】
また、本実施の形態では、結合部４として、火工品を用いず、ピン４ａの出し入れで結合及び解除を行う火薬を使用していない部材を用いることができる。それにより、火工品による衝撃を緩和することも可能である。火工品を使用しない場合には、運用制約が無くなる。加えて、再利用が可能なため、実際の使用の前に、現物で試験をすることが可能となる。
【００６６】
更に、本実施の形態では、衛星側構造３０やＰＡＦ構造２０の構造、すなわち衛星とロケットとのインターフェースをこれまでと同じにすることができる。そのため、衛星から見て他のロケットと互換性を維持することができる。
【００６７】
本発明は上記各実施の形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。
【符号の説明】
【００６８】
１、１０１ 結合分離装置
２、１０２ ストラップ
２ａ、２ａ１、２ａ２、１０２ａ 端部
２ｂ、２ｂ１、２ｂ２ 開口部
３、１０３ ブロック
３ａ 凹部
４、１０４ 結合部
４ａ ピン
４ｂ 駆動部
５、１０５ バネ
６、１０６ クランプバンド
１１ 形状記憶合金要素
１２ ヒータ
１３ 制御装置
１５ センサ
２０、１２０ ＰＡＦ構造
２０ａ 端部
３０、１３０ 衛星側構造
３０ａ 端部
【技術分野】
【０００１】
本発明は、結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法に関し、特に、飛翔体に構造物を結合し、結合された構造物を飛翔体から分離する結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
飛翔体（例示：ロケット）と構造物（例示：人工衛星）とを結合・分離する結合分離システムが知られている。ロケットの結合分離システムでは、衛星とロケットとの結合を、金属製のクランプバンドで締め付けることで行われている。図１は、一般的な結合分離システムの構成を示す概略平面図である。図２は、図１のＡ−Ａ断面の構成を示す概略断面図である。結合分離システムは、結合分離装置１０１とＰＡＦ（Ｐａｙｌｏａｄ Ａｔｔａｃｈｅｄ Ｆｉｔｔｉｎｇ）構造１２０とを備えている。ＰＡＦ構造１２０は、ロケットに搭載され、衛星を載置する円筒形状の台座である。結合分離装置１０１は、ＰＡＦ構造１２０と、その上に搭載された衛星側構造１３０とを結合又は分離する。ただし、衛星側構造１３０は、円筒形状を有する衛星側の部材である。ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０の直径は概ね等しい。そして両者が結合される場合、結合分離装置１０１に締め付けられて、本来の直径よりも小さい直径に押し込められる。それにより、ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０には歪応力が発生している。結合分離装置１０１は、クランプバンド１０６と結合部１０４とを備えている。
【０００３】
クランプバンド１０６は、ＰＡＦ構造１２０と衛星側構造１３０との結合部分の成す円周形状に沿って設けられている。クランプバンド１０６は、複数のブロック１０３と、ストラップ１０２とを備えている。複数のブロック１０３は、ＰＡＦ構造１２０と衛星側構造１３０との結合部分の成す円周形状に沿って並んで設けられている。ブロック１０３は、ＰＡＦ構造１２０の端部１２０ａと衛星側構造１３０の端部１３０ａとを併せて係合する凹部１０３ａ（例示：断面がＶ字型の溝、以下Ｖ溝ともいう）を有している。ＰＡＦ構造１２０と衛星側構造１３０とは、端部１２０ａと端部１３０ａとが凹部１０３ａで係合することで、互いに結合している。ストラップ１０２は、複数のブロック１０３における凹部１０３ａと反対の面に結合している。複数のブロック１０３とストラップ１０２とは一体である。ストラップ１０２を締め付けることで、複数のブロック１０３を、凹部１０３ａと反対の面から結合部分に向かって押し込んでいる。結合部１０４は、ストラップ１０２の両端部１０２ａを結合して、クランプバンド１０６の締め付けを保持する。結合部１０４は、ストラップ１０２の一方の端部１０２ａに設けられたボルト状部材（図示されず）と、他方の端部１０２ａに設けられたナット状部材（図示されず）とに例示される。結合部１０４は、ボルト状部材をナット状部材にねじ込むことで、ストラップ１０２の両端部１０２ａを結合する。クランプバンド１０６には、外側のロケット本体に取り付けられたバネ１０５により外向きの力が加えられている。
【０００４】
結合分離装置１０１では、衛星とロケットとの結合の解除（分離）は、火工品を用いて行う。火工品は、その動作時に切断治具を高速に移動させ、結合部１０４のボルト状部材を切断する。そのボルト状部材の切断により、ストラップ１０２の両端１０２ａが分離される。それにより、クランプバンド１０６が、クランプバンド１０６の張力及びバネ１０５の力で高速に外側に引っ張られる。その結果、複数のブロック１０３も高速に外側に移動するので、衛星とロケットとの結合が解除される。
【０００５】
関連する技術として、特開昭６０−６１４００号公報に構造体結合装置が開示されている。この構造体結合装置は、形状記憶合金材を特定温度で変形して構造物どうしを結合し、その結合部を上記特定温度からマルテンサイト変態温度を超えて加熱又は冷却することにより形状記憶合金材が変形前の形状に戻り、結合が解除されるように構成されている。
【０００６】
また、特許第２６７１７９４号公報に宇宙構造物の分離機構が開示されている。この宇宙構造物の分離機構は、ボルトと、ハウジングと、分離ナットと、形状記憶合金コイルと、ボルト押出用ばねと、ばねと、からなることを特徴とする。ボルトは、一対の構造物を結合する。ハウジングは、一対の構造物の一方に備えられた。分離ナットは、このハウジングの内部に設けられ、ボルトと螺合する径方向に分割された。形状記憶合金コイルは、分離ナットの外周にコイル状に巻かれ、各端部がハウジングを介してヒータに接続された。ボルト押出用ばねは、ボルト先端とハウジング内壁の間に設けられ、ボルトを構造物側に押圧する。ばねは、分離ナット側面とハウジング内壁の間に設けた、分離ナットを径方向に引っ張る。
【０００７】
また、特開平９−３１５３９９号公報にワイヤ保持解放装置が開示されている。このワイヤ保持解放装置は、ワイヤ部材と、ハウジングと、エンド部材と、第１及び第２の保持解放部材と、熱制御手段とを具備している。ワイヤ部材は、宇宙構造物を解放自在に位置決め保持する。ハウジングは、このワイヤ部材の一端部が係止されるものであって、対向配置された一対のボールがワイヤ部材に対して略直交する方向に出入り自在に設けられる。エンド部材は、このハウジングに離脱自在に挿着されるものであって、ワイヤ部材の他端部が係止され、ハウジングのボールに挟持されて該ハウジングに位置決め支持される。第１及び第２の保持解放部材は、ハウジングに支持されるものであって、ボールに対して付勢力を付与して、該ボールでエンド部材を位置決めする熱変形自在である。熱制御手段は、この第１及び第２の保持解放部材を熱制御して前記ボールに対する付勢力を制御し、前記エンド部材を前記ハウジングに対して位置決めあるいは位置決め解除して前記ハウジングからの離脱を許容し、前記ワイヤ部材の保持あるいは解放動作を制御する。
【０００８】
また、特開平６−３２２９６号公報に分離機構が開示されている。この分離機構は、人工衛星等の宇宙飛翔体に搭載し、打上時はワイヤによって格納状態に拘束され、運用時には前記ワイヤの拘束状態から開放されて動作状態に展開する装備品に対する前記ワイヤの拘束状態を分離する。この分離機構は、第１の形状記憶合金と、ワイヤ止めと、ストッパーと、第２の形状記憶合金と、第１および第２のヒータとを備えることを特徴とする。第１の形状記憶合金は、ワイヤ中に介在させた。ワイヤ止めは、第１の形状記憶合金を含み一端を固定した前記ワイヤの他端を緊張保持する。ストッパーは、ワイヤ止めを拘束状態に保持する。第２の形状記憶合金は、ストッパーを拘束状態に保持する。第１および第２のヒータは、第１および第２の形状記憶合金を加熱伸長させワイヤを拘束状態から開放して装備品の運用を確保せしめる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】特開昭６０−６１４００号公報
【特許文献２】特許第２６７１７９４号公報
【特許文献３】特開平９−３１５３９９号公報
【特許文献４】特開平６−３２２９６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
図１及び図２に示される結合分離装置１０１では、衛星とロケットとの結合を解除（分離）するとき、結合部１０４のボルト状部材が切断されて、クランプバンド１０６の張力及びバネ１０５の力で高速に外側に引っ張られる。その結果、クランプバンド１０６の締め付け力によりブロック１０３を介して押さえつけられていたＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０における中心から外側方向に向かう力（歪応力）が開放される。図３は、ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０における歪応力が開放された時の様子を示す模式図である。この図は、図２と同様の断面を示している。ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０は、結合時には、歪応力を蓄積した状態で、Ｐ０の位置にある。しかし、ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０は、結合部１０４のボルト状部材が切断されブロック１０３が開放された後は自由に動ける。そのため、極めて高速に歪応力を開放して、歪応力の無い位置であるＰＡへ移ろうとする。その結果、ＰＡＦ構造１２０及び衛星側構造１３０は、ＰＡの位置を略中心として激しく振動することになる。すなわち、火工品による衝撃に加えて、締め付け力の開放が瞬時に行われることにより、衛星側構造１３０に衝撃が発生してしまうことになる。このような分離衝撃が大きい場合には、衛星側機器の設計条件を厳しくする必要が出て、コストや重量等の面で問題となる。
【００１１】
本発明の目的は、飛翔体（例示：ロケット）と構造物（例示：衛星）との結合を分離するとき、分離衝撃を低減することが可能な結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法を提供することにある。また、本発明の他の目的は、当該結合を分離するとき、衛星側構造の歪エネルギーが瞬間的に開放されることによる衝撃を低減することが可能な結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法を提供することにある。
【００１２】
この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、特許請求の範囲に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１４】
本発明の結合分離装置は、ブロック（３）とストラップ（２）とを有するクランプバンド（６）と、結合部（４）とを具備する。ブロック（３）は、飛翔体の載置部材（２０）と載置部材（２０）に載置された構造物（３０）とを係合する。ストラップ（２）は、ブロック（３）を外側から保持する。結合部（４）は、ストラップ（２）の両端部（２ａ）を結合し又は分離する。ストラップ（２）は、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部（１１）を備える。
【００１５】
本発明では、加熱により延伸する形状記憶合金で形成された延伸部（１１）を備えるストラップ（２）が、ブロック（３）と一体となり、載置部材（２０）及び構造物（３０）を締め付けることにより、載置部材（２０）と構造物（３０）とを係合し、結合している。それにより、その結合を解除するとき、ストラップ（２）の切断の前に、形状記憶合金を加熱により延伸させることで、ストラップ（２）を延伸させることができる。ストラップ（２）が延伸して緩むと共にブロック（３）は外側に移動するので、載置部材（２０）及び構造物（３０）も外側に移動することができる。その結果、ストラップ（２）及びブロック（３）の締め付けにより構造物（３０）に内包された歪応力（歪エネルギー）の一部を、ストラップ（２）を切断する前に開放することができる。それにより、瞬時にストラップ（２）を切断する場合と比較して、ストラップ（２）を切断するときに開放される歪エネルギーを減少させることができる。その結果、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃を減少させることが可能となる。
【００１６】
上記の結合分離装置において、ストラップ（２）は、複数の延伸部（１１）を備えることが好ましい。
本発明では、この場合、加熱により延伸する複数の延伸部（１１）（複数の形状記憶合金）を有している。それらの複数の延伸部（１１）を例えば一つずつ延伸させることで、ストラップ（２）を切断する前に、構造物（３０）に内包された歪応力（歪エネルギー）の一部を少しずつ段階的に開放することができる。それにより、瞬時にストラップ（２）を切断する場合と比較して、ストラップ（２）を切断するときに、より緩やかに歪エネルギー開放することができる。その結果、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃をより減少させることが可能となる。
【００１７】
上記の結合分離装置において、形状記憶合金は、ＴｉＮｉを含むことが好ましい。
本発明では、ストラップ（２）の締め付け力に耐える必要があるため、形状記憶合金として強度的に優れたＴｉＮｉを延伸部（１１）として用いることが好ましい。
【００１８】
上記の結合分離装置において、ストラップ（２）の両端部（２ａ）は、それぞれ開口部（２ｂ）を有することが好ましい。結合部（４）は、ピン（４ａ）と、ピン（４ａ）を開口部（２ｂ）に出し入れする駆動部（４ｂ）とを備えることが好ましい。結合部（４）は、開口部（２ｂ）にピン（４ａ）を入れることで、ストラップ（２）の両端部（２ａ）を結合することが好ましい。結合部（４）は、開口部（２ｂ）からピン（４ａ）を出すことで、ストラップ（２）の両端部（２ａ）を分離することが好ましい。
本発明では、この場合、結合部（４）がピン（４ａ）の出し入れで結合及び分離を行うので、火工品を用いた場合と比較して、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃を減少させることが可能となる。
【００１９】
上記の結合分離装置において、延伸部（１１）を加熱する加熱部（１２）を更に具備することが好ましい。
本発明では、この場合、加熱用の加熱部（１２）を備えているので、飛翔体側に加熱装置を設ける必要がない。
【００２０】
本発明の結合分離システムは、載置部材（２０）と、結合分離装置（１）と、加熱装置（１２）とを具備することが好ましい。載置部材（２０）は、飛翔体に搭載され、構造物を載置することが好ましい。結合分離装置（１）は、載置される構造物を載置部材（２０）に結合し又は分離するもので、上記段落のいずれか一つに記載されている。加熱装置（１２）は、結合分離装置（１）の延伸部（１１）を加熱することが好ましい。
本発明では、結合分離システムに上記各段落で説明された結合分離装置（１）を有しているので、上述のようにストラップ（２）の切断時の分離衝撃を減少させることが可能となる。
【００２１】
上記結合分離システムにおいて、延伸部（１１）の温度を検出する第１センサ（１５）を更に具備することが好ましい。加熱装置（１２）は、第１センサ（１５）の検出結果に基づいて加熱を停止することが好ましい。
本発明では、この場合、第１センサで検出された形状記憶合金の温度に基づいて、加熱装置（１２）の停止を決定している。そのため、温度が、延伸部（１１）の形状記憶合金の形状回復温度以上になったことを確認してから、加熱装置（１２）を停止することができる。それにより、形状記憶合金をほぼ確実に、記憶された長さに延伸させることができる。第１センサとしては、抵抗温度計や熱電対が例示される。
【００２２】
上記結合分離システムにおいて、延伸部（１１）の長さを検出する第２センサ（１５）を更に具備することが好ましい。加熱装置（１２）は、第２センサ（１５）の検出結果に基づいて加熱を停止することが好ましい。
本発明では、この場合、第２センサで検出された形状記憶合金の長さに基づいて、加熱装置（１２）の停止を決定している。そのため、温度が、延伸部（１１）の形状記憶合金が延伸して、記憶された長さになったことを確認してから、加熱装置（１２）を停止することができる。それにより、形状記憶合金を確実に、記憶された長さに延伸させることができる。第２センサとしては、歪センサが例示される。
【００２３】
本発明の結合分離方法は、飛翔体に構造物を結合し又は分離する結合分離システムを用いた結合分離方法である。ただし、結合分離システムは、飛翔体に搭載され、構造物を載置する載置部材（２０）と、載置される構造物を載置部材（２０）に結合し又は分離する結合分離装置（１）と、加熱装置（１２）とを具備する。結合分離装置（１）は、飛翔体の載置部材（２０）と載置部材（２０）に載置された構造物（３０）とを係合するブロック（３）と、ブロック（３）を外側から保持可能なストラップ（２）と、ストラップ（２）の両端部（２ａ）を結合し、又は分離する結合部（４）とを備える。ストラップ（２）は、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部（１１）を備える。
結合分離方法は、結合部（４）で両端部（２ａ）を結合されたストラップ（２）の延伸部（１１）を、加熱装置（１２）で加熱して延伸させるステップと、延伸後に、結合された両端部（２ａ）を、結合部（４）で分離するステップとを具備する。
【００２４】
本発明では、加熱により延伸する形状記憶合金で形成された延伸部（１１）を備えるストラップ（２）が、ブロック（３）と一体となり、載置部材（２０）及び構造物（３０）を締め付けることにより、載置部材（２０）と構造物（３０）とを係合し、結合している。それにより、その結合を解除するとき、ストラップ（２）の切断の前に、形状記憶合金を加熱により延伸させることで、ストラップ（２）を延伸させることができる。ストラップ（２）が延伸して緩むと共にブロック（３）は外側に移動するので、載置部材（２０）及び構造物（３０）も移動することができる。その結果、ブロック（３）の締め付けにより構造物（３０）に内包された歪応力（歪エネルギー）の一部を、ストラップ（２）を切断する前に開放することができる。それにより、瞬時にストラップ（２）を切断する場合と比較して、ストラップ（２）を切断するときに開放される歪エネルギーを減少させることができる。その結果、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃を減少させることが可能となる。
【００２５】
上記の結合分離方法において、ストラップ（２）は、延伸部（１１）を含む複数の延伸部（１１）を備えることが好ましい。加熱して延伸させるステップは、加熱装置（１２）が複数の延伸部（１１）を互いに異なるタイミングで一つずつ加熱するステップを備えることが好ましい。
本発明では、この場合、加熱により延伸する複数の延伸部（１１）（複数の形状記憶合金）を有している。それらの延伸部（１１）を例えば一つずつ延伸させることで、ストラップ（２）を切断する前に、構造物（３０）に内包された歪応力（歪エネルギー）の一部を少しずつ段階的に開放することができる。それにより、瞬時にストラップ（２）を切断する場合と比較して、ストラップ（２）を切断するときに、より緩やかに歪エネルギー開放することができる。その結果、ストラップ（２）の切断時の分離衝撃をより減少させることが可能となる。
【００２６】
上記の結合分離方法において、一つずつ加熱するステップは、加熱装置（１２）が複数の延伸部（１１）のうちの一つを加熱するステップと、その加熱を終了した後、複数の延伸部（１１）のうちの加熱をしていない次の一つを加熱するステップとを含むことが好ましい。
本発明では、この場合、一つの延伸部（１１）の形状記憶合金の加熱を終了してから、次の加熱に移るので、加熱に要するエネルギーを抑制することができる。なお、形状記憶合金は、一度形状が回復すると、加熱を中止してもその形状を維持するので、加熱を終了しても延伸した状態は保持されるので問題はない。
【発明の効果】
【００２７】
本発明により、飛翔体と構造物との結合を分離するとき、分離衝撃を低減することが可能となる。また、当該結合を分離するとき、衛星側構造の歪エネルギーが瞬間的に開放されることによる衝撃を低減することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】図１は、一般的な結合分離システムの構成を示す概略平面図である。
【図２】図２は、一般的な結合分離システムの構成を示す概略断面図である。
【図３】図３は、ＰＡＦ構造及び衛星側構造における歪応力が開放された時の様子を示す模式図である。
【図４】図４は、本発明の実施の形態に係る結合分離システムの構成を示す概略平面図である。
【図５】図５は、図４のＡ−Ａ断面の構成を示す概略断面図である。
【図６】図６は、図４における結合部付近の構成を示す概略平面図である。
【図７】図７は、本発明の実施の形態に係る結合分離システムの動作を示すフロー図である。
【図８Ａ】図８Ａは、図７のステップＳ０１における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図８Ｂ】図８Ｂは、図７のステップＳ０２における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図８Ｃ】図８Ｃは、図７のステップＳ０３における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図８Ｄ】図８Ｄは、図７のステップＳ０４における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図９】図９は、図７の各段階におけるクランプバンドの張力の一例を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
以下、本発明の結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法の実施の形態に関して、添付図面を参照して説明する。ここでは、結合分離システムが搭載される飛翔体としてロケット、飛翔体に結合され分離される構造物として衛星、の場合を例にして説明する。
【００３０】
本発明の実施の形態に係る結合分離装置及び結合分離システムの構成について説明する。図４は、本発明の実施の形態に係る結合分離システムの構成を示す概略平面図である。図５は、図４のＡ−Ａ断面の構成を示す概略断面図である。結合分離システムは、結合分離装置１と、ＰＡＦ（Ｐａｙｌｏａｄ Ａｔｔａｃｈｅｄ Ｆｉｔｔｉｎｇ）構造２０と、ヒータ（加熱装置）１２とを備えている。
【００３１】
ＰＡＦ構造２０（載置部材）は、ロケットに搭載され、衛星を載置する円筒形状の台座である。結合分離装置１は、ＰＡＦ構造２０と、その上に載置された衛星側構造３０とを結合又は分離する。ただし、衛星側構造３０は、円筒形状を有する衛星側の部材である。ＰＡＦ構造２０及び衛星側構造３０の直径は概ね等しい。そして両者が結合される場合、結合分離装置１に締め付けられて、本来の直径よりも小さい直径に押し込められる。それにより、ＰＡＦ構造２０及び衛星側構造３０には歪応力が発生している。ヒータ１２は、後述される結合分離装置１の形状記憶合金要素１１をその形状回復温度（マルテンサイト変態温度）以上の温度に加熱する。結合分離装置１は、クランプバンド６と、結合部４とを備えている。
【００３２】
クランプバンド６は、ＰＡＦ構造２０と衛星側構造３０との結合部分の成す円周形状に沿って設けられている。クランプバンド６を締め付けることにより、衛星側構造３０とＰＡＦ構造２０は内側に変形する。すなわち、衛星側構造３０とＰＡＦ構造２０は、係合時に、変形に伴う歪応力（歪エネルギー）を内包することになる。クランプバンド６は、複数のブロック３と、ストラップ２とを備えている。
【００３３】
複数のブロック３は、ＰＡＦ構造２０と衛星側構造３０との結合部分の成す円周形状に沿って並んで設けられている。ブロック３は、ＰＡＦ構造２０の端部２０ａと衛星側構造３０の端部３０ａとを併せて係合する凹部３ａを有している。凹部３ａは略Ｖ字型の溝を形成している。ＰＡＦ構造２０と衛星側構造３０とは、端部２０ａと端部３０ａとが合わさって山型の凸部を形成し、当該凸部が凹部３ａに係合することで、互いに結合している。ブロック３は、例えば、鋼（スチール）で形成されている。
【００３４】
ストラップ２は、両端部２ａを後述される結合部４により結合された環形状を有する。複数のブロック３における凹部３ａと反対の面に結合している。複数のブロック３とストラップ２とは一体である。ストラップ２を締め付けることで、複数のブロック３を、凹部３ａと反対の面から結合部分に向かって押し込んでいる。
【００３５】
ＰＡＦ構造２０及び衛星構造体３０の中心方向に向かうこの締め付け力で、複数のブロック３を当該中心方向に押し込んでいる。その押し込む力で、凹部３ａにおいて、当該中心から外側方向に向かうＰＡＦ構造２０及び衛星側構造３０の力を抑え込んでいる。その押え込む力とＰＡＦ構造２０及び衛星側構造１３０の歪応力との釣り合いにより、ＰＡＦ構造２０及び衛星側構造３０とクランプバンド６との係合を維持することができる。クランプバンド６には、外側のロケット本体（図示されず）に取り付けられたバネ５により外向きの力が加えられている。
【００３６】
ここで、ストラップ２は、鋼（スチール）で形成された環の全周中、少なくとも１箇所に形状記憶合金で形成された形状記憶合金要素（延伸部）１１を備えている。図４の場合、形状記憶合金要素１１は４箇所である。形状記憶合金要素１１には、図４で示す衛星側構造３０を取り付けた状態での長さＤ１よりも長い状態を記憶させる。そして、記憶後に圧縮して長さＤ１にして、ストラップ２の所定の箇所に溶接又はボルトで取り付ける。
【００３７】
ヒータ１２は、形状記憶合金要素１１ごとに設けられ、その形状記憶合金要素１１を加熱する。ＰＡＦ構造２０に固定されている。ヒータ１２は、加熱効率の面から、形状記憶合金要素１１に接していることが好ましい。また、ヒータ１２は、形状記憶合金要素１１に含まれていても良い。例えば形状記憶合金要素１１に電熱線を巻きつけたり貼り付けたりするなどの方法のように、形状記憶合金要素１１と一体に形成されていても良い。
【００３８】
制御装置１３は、ヒータ１２の加熱を制御する。例えば、制御装置１３がタイマーの場合、制御装置１３は、予め設定された時刻に予め設定された時間だけ、加熱用制御信号をヒータ１２に出力する。ヒータ１２は、加熱用制御信号を受信している期間、所定の温度に形状記憶合金要素１１を加熱する。又は、制御装置１３が、マイクロコンピュータの場合、プログラム制御により、ヒータ１２の加熱温度や加熱タイミング、加熱時間などを制御しても良い。更に、その制御に際して、形状記憶合金要素１１に取り付けられたセンサ１５（例示：歪センサ、温度センサ）の情報を用いるようにしても良い。例えば、歪センサを用いて、形状記憶合金要素１１が所定の長さに伸びたとき加熱を終了したり、温度センサを用いて、形状記憶合金要素１１を所望の温度になるように加熱したりする制御である。制御装置１３として、ロケット内に搭載された他の制御装置を兼用しても良い。
【００３９】
結合部４は、ストラップ２が複数のブロック３と共に、ＰＡＦ構造２０及び衛星構造体３０を締め付けた状態でストラップ２の両端部２ａを結合して、クランプバンド６による締め付けを維持する。又は、両端部２ａの結合を分離して、クランプバンド６による締め付けを開放する。
【００４０】
形状記憶合金要素１１について更に説明する。
形状記憶合金を用いるのは、加熱により延伸する長さの割合が、他の材料と比較して極めて大きいからである。すなわち、小さな温度変化で大きく延伸するからである（例えば、数％程度延伸する）。その結果、温度変化を起こすための機器やエネルギーを少なく抑えることができること、材料そのものの使用量が少なくて済むこと、などの効果がある。加えて、記憶された形状（延伸した形状）に一旦戻ると温度を下げても縮まないので、加熱のエネルギーを更に少なく抑えられることも飛翔体のようなエネルギーの限られる物体に搭載する際には有利である。なお、これらの特性を有している材料であれば、形状記憶合金要素１１の代わりその材料を用いてもよい。
【００４１】
形状記憶合金要素１１の形状回復温度（マルテンサイト変態温度）は、ロケット内のＰＡＦ構造２０付近の最高温度よりも高くする必要がある。それよりも低くすると形状記憶合金要素１１の長さ制御が困難になるからである。例えば、ロケット内のＰＡＦ構造２０付近の最高温度が８０度の場合、形状記憶合金要素１１の形状回復温度は８０度を超える温度とする。形状回復温度は、形状記憶合金の材料の種類や合金組成により、所定の範囲で自由に設定することができる。
【００４２】
また、形状記憶合金要素１１は、ストラップ２の一部としてブロック３と共にＰＡＦ構造２０及び衛星構造体３０を締め付け、その締め付け状態を維持する必要がある。そのため、ＰＡＦ構造２０及び衛星構造体３０を締め付け、その状態を維持するときに発生する荷重に耐え得る強度を有している必要がある。ストラップ２を締め付ける荷重の大きさは、図４の例では、２０〜３０ｋＮ程度である。
【００４３】
これらの特性を有する形状記憶合金要素１１の好ましい材料としては、Ｔｉ−Ｎｉ合金系の材料が例示される。このＴｉ−Ｎｉ合金系の材料には、Ｔｉ−Ｎｉ合金に他元素をドーピングして温度特性や強度特性を改善させたものも含まれる。なお、上記ロケット内のＰＡＦ構造２０付近の最高温度以上の変態温度を有し、締め付ける荷重に耐え得る強度を有する形状記憶合金であれば上記例に限定されない。
【００４４】
形状記憶合金要素１１の形状は、ストラップ２の形状に対応して直方体形状である。図４の状態では、例えば、ＰＡＦ構造２０の直径φ０が１０００ｍｍの場合、Ｄ１×Ｄ２×Ｄ３＝１００ｍｍ×３５ｍｍ×１０ｍｍ程度である。ただし、ストラップ２と同様に、ＰＡＦ構造２０の円周に沿って湾曲している。なお、ストラップ２の他の部分と連結（結合）可能であり、所定の強度を発揮できるのであれば、上記形状に限定されるものではない。例えば、円柱形状であっても良く、その場合には形状記憶合金要素以外の部分でブロック３を保持するようにしても良い。
【００４５】
形状記憶合金要素１１に長さＤ１よりも長い状態を記憶させ、圧縮して長さＤ１として挿入した場合、形状記憶合金要素１１をヒータ１２により形状回復温度よりも加熱することで、その長さをＤ１よりも長くすることができる。それにより、ストラップ２の両端部２ａを結合した状態で、その全周長さを伸ばすことができる。その結果、ストラップ２の両端部２ａを結合した状態で、クランプバンド６（ストラップ２）の締め付け力を弱めることができる。形状記憶合金要素１１は、複数個所に設けることが好ましい。その場合、１箇所だけの場合と比較して、締め付け力を段階的に徐々に開放していくことができる。
【００４６】
図６は、図４における結合部付近の構成を示す概略平面図である。結合部４は、ピン４ａと駆動部４ｂとを備えている。ストラップ２の一方の端部２ａ１に設けられた開口部２ｂ１と、他方の端部２ａ２に設けられた開口部２ｂ２とを重ねて、重なった開口部２ｂ１、２ｂ２にピン４ａを駆動部４ｂで挿入することにより、結合部４はストラップ２の両端部２ａを結合する。また、重なった開口部２ｂ１、２ｂ２からピン４ａを駆動部４ｂで引き抜くことにより、結合部４はストラップ２の両端部２ａの結合を分離する。結合部４は形状記憶合金を用いたピンプラーに例示される。この場合、分離には火工品を用いる必要が無いため、火工品による衝撃の発生を無くすことができる。
【００４７】
なお、衛星側構造３０の分離のとき、クランプバンド６の締め付け力の開放に伴う衛星側構造３０の振動の低減を特に重視している場合、結合部４として従来の火工品を用いても良い。後述されるように、本発明の形状記憶合金要素１１を有するストラップ２を用いた締め付け力の開放だけでも、その振動を大幅に低減できるからである。
【００４８】
次に、本発明の実施の形態に係る結合分離装置及び結合分離システムの動作（結合分離方法）について説明する。図７は、本発明の実施の形態に係る結合分離システムの動作を示すフロー図である。図８Ａ〜図８Ｄは、図７の各段階における図４のＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。図９は、図７の各段階におけるクランプバンドの張力の一例を示すグラフである。ここでは、図４に示すような、４個の形状記憶合金要素１１を備えるストラップ２を含むクランプバンド６の場合について説明する。
【００４９】
事前に、衛星側構造３０は、結合分離システムに取り付けられている。すなわち、衛星側構造３０は、クランプバンド６によりＰＡＦ構造２０に結合している（図４及び図５）。ストラップ２の各形状記憶合金要素１１には、長さＤ１よりも長い長さが予め記憶されている。結合部４は、ピン４ａによりストラップ２をその両端部２ａで結合している（図６）。この取り付け方法は、ＰＡＦ構造２０上に衛星側構造３０を載置した後、ストラップ２と一体であるブロック３をその周囲に嵌め込み、ストラップ２を締め上げ、その両端部２ａ１、２ａ２の開口部２ｂ１、２ｂ２が重なった段階で、結合部４のピン４ａをそれら開口部２ｂ１、２ｂ２に挿入することで行う。このとき、クランプバンド６（ストラップ２）はその自然長と比較して長く引き伸ばされており、その張力は、例えば、約３０ｋＮである（図９の時刻ｔ０の張力）。
【００５０】
このようにしてＰＡＦ構造２０に取り付けられている衛星側構造３０を分離するには、以下の分離シーケンスを用いる。
【００５１】
まず、制御装置１３は、衛星側構造３０を分離する時刻に達した段階で、第１番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をＯＮにする（ステップＳ０１）。ただし、どの形状記憶合金要素１１を第１番目とするかは任意である。第１番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２がＯＮとなることで、その形状記憶合金要素１１が形状回復温度以上に加熱される。その結果、その形状記憶合金要素１１におけるストラップ２の周方向の長さが、取り付け時のＤ１から、事前に記憶された長さに延伸する。
【００５２】
その結果、図９の時刻ｔ１に示すように、張力が若干減少する（約２３ｋＮ）。このとき、ストラップ２の長さは、第１番目の形状記憶合金要素１１が延伸した分だけ伸びる。すなわち、ストラップ２の直径は若干広がる。そのため、クランプバンド６の締め付け力が弱まる。その結果、図８Ａに示すように、ブロック３が少し外側に移動できるので、衛星側構造３０及びＰＡＦ構造２０は位置Ｐ０から位置Ｐ１へ少し外側に広がることができる。それにより、衛星側構造３０内の歪応力を開放することができる。
【００５３】
ヒータ１２をいつＯＦＦにするかは任意である。形状記憶合金要素１１は、形状回復温度以上に一旦加熱されて記憶された長さに延伸すると、加熱を中止しても縮むことはないからである。ただし、ロケットのような電源容量が限られている環境では、不必要な加熱（エネルギーの消費）は控える方が好ましい。したがって、形状記憶合金要素１１が所定の長さ伸びたと判断される段階で、できるだけ早期にヒータをＯＦＦすることが好ましい。
【００５４】
そのような制御としては、例えば、制御装置１３はＯＮから所定時間経過したときにヒータをＯＦＦすることが考えられる。この場合、事前に、形状記憶合金要素１１が所定の長さ延伸したと判断できる時間を実験的に確認し、その時間を所定時間として用いる。あるいは、センサ１５として温度センサを有している場合、温度が形状回復温度以上になってから所定の時間経過したときにヒータをＯＦＦしても良い。この場合、形状記憶合金要素１１はほぼ確実に延伸したと考えることができる。更に、センサ１５として歪センサを有している場合、歪が所定の値以上になった（すなわち長さが所定の長さ以上に延伸した）ときに、ヒータ１２をＯＦＦしても良い。この場合、形状記憶合金要素１１は確実に延伸したと考えることができる。以下に用いられる第２番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２〜第４番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をいつＯＦＦするかについても同様である。したがって、その記載を省略する。
【００５５】
次に、制御装置１３は、第１番目の形状記憶合金要素１１が所定の長さ延伸した段階で、第２番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をＯＮにする（ステップＳ０２）。ただし、どの位置にある形状記憶合金要素１１を第２番目とするかは任意である。例えば、対向する位置でも良いし、時計回りや反時計回りの位置でもよい。第２番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２がＯＮとなることで、その形状記憶合金要素１１が形状回復温度以上に加熱される。その結果、その形状記憶合金要素１１におけるストラップ２の周方向の長さが、取り付け時のＤ１から、事前に記憶された長さに延伸する。
【００５６】
その結果、図９の時刻ｔ２に示すように、張力が更に若干減少する（約１６ｋＮ）。このとき、ストラップ２の長さは、第２番目の形状記憶合金要素１１が延伸した分だけ更に伸びる。すなわち、ストラップ２の直径は更に若干広がる。そのため、クランプバンド６の締め付け力が更に弱まる。その結果、図８Ｂに示すように、ブロック３が少し外側に移動できるので、衛星側構造３０及びＰＡＦ構造２０は位置Ｐ１から位置Ｐ２へ更に少し外側に広がることができる。それにより、衛星側構造３０内の歪応力を更に開放することができる。
【００５７】
次に、制御装置１３は、第２番目の形状記憶合金要素１１が所定の長さ延伸した段階で、第３番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をＯＮにする（ステップＳ０３）。第３番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２がＯＮとなることで、その形状記憶合金要素１１が形状回復温度以上に加熱される。その結果、その形状記憶合金要素１１におけるストラップ２の周方向の長さが、取り付け時のＤ１から、事前に記憶された長さに延伸する。
【００５８】
その結果、図９の時刻ｔ３に示すように、張力が更に若干減少する（約９ｋＮ）。このとき、ストラップ２の長さは、第３番目の形状記憶合金要素１１が延伸した分だけ更に伸びる。すなわち、ストラップ２の直径は更に若干広がる。そのため、クランプバンド６の締め付け力が更に弱まる。その結果、図８Ｃに示すように、ブロック３が少し外側に移動できるので、衛星側構造３０及びＰＡＦ構造２０は位置Ｐ２から位置Ｐ３へ更に少し外側に広がることができる。それにより、衛星側構造３０内の歪応力を更に開放することができる。
【００５９】
次に、制御装置１３は、第３番目の形状記憶合金要素１１が所定の長さ延伸した段階で、第４番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２をＯＮにする（ステップＳ０４）。第４番目の形状記憶合金要素１１用のヒータ１２がＯＮとなることで、その形状記憶合金要素１１が形状回復温度以上に加熱される。その結果、その形状記憶合金要素１１におけるストラップ２の周方向の長さが、取り付け時のＤ１から、事前に記憶された長さに延伸する。
【００６０】
その結果、図９の時刻ｔ４に示すように、張力が更に若干減少する（約１ｋＮ）。このとき、ストラップ２の長さは、第４番目の形状記憶合金要素１１が延伸した分だけ更に伸びる。すなわち、ストラップ２の直径は更に若干広がる。そのため、クランプバンド６の締め付け力が更に弱まる。その結果、図８Ｄに示すように、ブロック３が少し外側に移動できるので、衛星側構造３０及びＰＡＦ構造２０は位置Ｐ３から位置Ｐ４へ更に少し外側に広がることができる。それにより、衛星側構造３０内の歪応力を更に開放することができる。例えば、時刻ｔ０〜時刻ｔ４までは数十秒から数百秒である。
【００６１】
この段階で、ストラップ２の張力は例えば１０分の１以下に低減される。すなわち、衛星側構造３０の歪応力（歪エネルギー）も同様に１０分の１以下に低減される。次に、制御装置１３は、結合部４をＯＮにする。結合部４は、ストラップ２の両端部２ａの開口部２ｂからピン４ａを引き抜く（ステップＳ０５）。それにより、ストラップ２の両端部２ａでの結合が開放され、図９の時刻ｔ５に示すように張力が無くなり（約０ｋＮ）、クランプバンド６はバネ５により外側に引っ張られる。その結果、ストラップ２及びブロック３は、衛星側構造３０とＰＡＦ構造２０との結合部分から離れる。それにより、衛星側構造３０とＰＡＦ構造２０との結合が開放される。その後、制御装置１３は、結合部４をＯＦＦにする。
【００６２】
以上のような結合分離システムの動作により、衛星が分離される。ただし、上記分離プロセスは例示であり、締め付け荷重（張力）の大きさ及びその減少量や、締め付けを緩める回数（形状記憶合金要素の数）や、締め付けを緩める（又は衛星分離に係る）時間は、搭載される衛星や搭載するロケットなどに応じて適宜設計することが可能である。
【００６３】
なお、形状記憶合金要素１１を延伸させる順番は任意に選択できる。例えば、複数のボルトで固定する円形フランジのネジ止めのように襷掛け的に選択しても良いし、単純にある位置から時計回りや反時計回りに選択して行くようにしても良い。また、張力の減少の割合は、形状記憶合金要素１１の数や長さによって任意に調節が可能である。例えば、形状記憶合金要素１１の一本の長さを長くすれば、一度に減少させる張力の割合を大きくすることができる。また、形状記憶合金要素１１の数を多くすれば、細かく段階を区切って、連続的に減少させることができる。
【００６４】
本実施の形態では、クランプバンド６により結合部分に付与されている締め付け力を、段階的に開放する機構が設けられている。すなわち、ストラップ２の全周中、少なくとも１箇所（好ましくは複数個所）に形状記憶合金要素１１を適用し、１箇所ずつ形状記憶合金要素を加熱してその形状を周方向に長くする。複数個所に形状記憶合金要素１１を適用した場合には、異なったタイミングで加熱して周方向に延伸させる。それにより、ストラップ２（クランプバンド６）を段階的に延伸することができるので、段階的に締め付け力を開放することができる。形状記憶合金要素１１の一個延伸時のクランプバンド張力の減少量は、一気に開放する場合と比較して、個数分の１に減少する（図９）。それに伴い、衝撃レベルが比例的に減少する。その結果、段階的に締め付け力を開放することにより、締め付け力開放による衝撃を大幅に低減することが可能となる。
【００６５】
また、本実施の形態では、結合部４として、火工品を用いず、ピン４ａの出し入れで結合及び解除を行う火薬を使用していない部材を用いることができる。それにより、火工品による衝撃を緩和することも可能である。火工品を使用しない場合には、運用制約が無くなる。加えて、再利用が可能なため、実際の使用の前に、現物で試験をすることが可能となる。
【００６６】
更に、本実施の形態では、衛星側構造３０やＰＡＦ構造２０の構造、すなわち衛星とロケットとのインターフェースをこれまでと同じにすることができる。そのため、衛星から見て他のロケットと互換性を維持することができる。
【００６７】
本発明は上記各実施の形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。
【符号の説明】
【００６８】
１、１０１ 結合分離装置
２、１０２ ストラップ
２ａ、２ａ１、２ａ２、１０２ａ 端部
２ｂ、２ｂ１、２ｂ２ 開口部
３、１０３ ブロック
３ａ 凹部
４、１０４ 結合部
４ａ ピン
４ｂ 駆動部
５、１０５ バネ
６、１０６ クランプバンド
１１ 形状記憶合金要素
１２ ヒータ
１３ 制御装置
１５ センサ
２０、１２０ ＰＡＦ構造
２０ａ 端部
３０、１３０ 衛星側構造
３０ａ 端部
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛翔体の載置部材と前記載置部材に載置された構造物とを係合するブロックと、前記ブロックを外側から保持するストラップとを有するクランプバンドと、
前記ストラップの両端部を結合し又は分離する結合部と
を具備し、
前記ストラップは、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部を備える
結合分離装置。
【請求項２】
請求項１に記載の結合分離装置において、
前記ストラップは、前記延伸部を含む複数の延伸部を備える
結合分離装置。
【請求項３】
請求項１又は２に記載の結合分離装置において、
前記形状記憶合金は、ＴｉＮｉを含む
結合分離装置。
【請求項４】
請求項１乃至３のいずれか一項に記載の結合分離装置において、
前記ストラップの両端部は、それぞれ開口部を有し、
前記結合部は、
ピンと、
前記ピンを前記開口部に出し入れする駆動部と
を備える
前記開口部にピンを入れることで、前記ストラップの両端部を結合し、
前記開口部から前記ピンを出すことで、前記ストラップの前記両端部を分離する
結合分離装置。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれか一項に記載の結合分離装置において、
前記延伸部を加熱する加熱部を更に具備する
結合分離装置。
【請求項６】
飛翔体に搭載され、構造物を載置する載置部材と、
載置される前記構造物を前記載置部材に結合し又は分離する、請求項１乃至４のいずれか一項に記載の結合分離装置と、
前記結合分離装置の前記延伸部を加熱する加熱装置と
を具備する
結合分離システム。
【請求項７】
請求項６に記載の結合分離システムにおいて、
前記延伸部の温度を検出する第１センサを更に具備し、
前記加熱装置は、前記第１センサの検出結果に基づいて前記加熱を停止する
結合分離システム。
【請求項８】
請求項６に記載の結合分離システムにおいて、
前記延伸部の長さを検出する第２センサを更に具備し、
前記加熱装置は、前記第２センサの検出結果に基づいて前記加熱を停止する
結合分離システム。
【請求項９】
飛翔体に構造物を結合し又は分離する結合分離システムを用いた結合分離方法であって、
前記結合分離システムは、
前記飛翔体に搭載され、前記構造物を載置する載置部材と、
載置される前記構造物を前記載置部材に結合し又は分離する結合分離装置と、
加熱装置と
を具備し、
前記結合分離装置は、
前記飛翔体の載置部材と前記載置部材に載置された前記構造物とを係合するブロックと、
前記ブロックを外側から保持するストラップと、
前記ストラップの両端部を結合し、又は分離する結合部と
を備え、
前記ストラップは、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部を備え、
前記結合分離方法は、
前記結合部で前記両端部を結合された前記ストラップの前記延伸部を、前記加熱装置で加熱して延伸させるステップと、
前記延伸後に、結合された前記両端部を、前記結合部で分離するステップと
を具備する
結合分離方法。
【請求項１０】
請求項９に記載の結合分離方法において、
前記ストラップは、前記延伸部を含む複数の延伸部を備え、
前記加熱して延伸させるステップは、前記加熱装置が前記複数の延伸部を互いに異なるタイミングで一つずつ加熱するステップを備える
結合分離方法。
【請求項１１】
請求項１０に記載の結合分離方法において、
前記一つずつ加熱するステップは、
前記加熱装置が前記複数の延伸部のうちの一つを加熱するステップと、
その加熱を終了した後、前記複数の延伸部のうちの加熱をしていない次の一つを加熱するステップと
を含む
結合分離方法。
【請求項１】
飛翔体の載置部材と前記載置部材に載置された構造物とを係合するブロックと、前記ブロックを外側から保持するストラップとを有するクランプバンドと、
前記ストラップの両端部を結合し又は分離する結合部と
を具備し、
前記ストラップは、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部を備える
結合分離装置。
【請求項２】
請求項１に記載の結合分離装置において、
前記ストラップは、前記延伸部を含む複数の延伸部を備える
結合分離装置。
【請求項３】
請求項１又は２に記載の結合分離装置において、
前記形状記憶合金は、ＴｉＮｉを含む
結合分離装置。
【請求項４】
請求項１乃至３のいずれか一項に記載の結合分離装置において、
前記ストラップの両端部は、それぞれ開口部を有し、
前記結合部は、
ピンと、
前記ピンを前記開口部に出し入れする駆動部と
を備える
前記開口部にピンを入れることで、前記ストラップの両端部を結合し、
前記開口部から前記ピンを出すことで、前記ストラップの前記両端部を分離する
結合分離装置。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれか一項に記載の結合分離装置において、
前記延伸部を加熱する加熱部を更に具備する
結合分離装置。
【請求項６】
飛翔体に搭載され、構造物を載置する載置部材と、
載置される前記構造物を前記載置部材に結合し又は分離する、請求項１乃至４のいずれか一項に記載の結合分離装置と、
前記結合分離装置の前記延伸部を加熱する加熱装置と
を具備する
結合分離システム。
【請求項７】
請求項６に記載の結合分離システムにおいて、
前記延伸部の温度を検出する第１センサを更に具備し、
前記加熱装置は、前記第１センサの検出結果に基づいて前記加熱を停止する
結合分離システム。
【請求項８】
請求項６に記載の結合分離システムにおいて、
前記延伸部の長さを検出する第２センサを更に具備し、
前記加熱装置は、前記第２センサの検出結果に基づいて前記加熱を停止する
結合分離システム。
【請求項９】
飛翔体に構造物を結合し又は分離する結合分離システムを用いた結合分離方法であって、
前記結合分離システムは、
前記飛翔体に搭載され、前記構造物を載置する載置部材と、
載置される前記構造物を前記載置部材に結合し又は分離する結合分離装置と、
加熱装置と
を具備し、
前記結合分離装置は、
前記飛翔体の載置部材と前記載置部材に載置された前記構造物とを係合するブロックと、
前記ブロックを外側から保持するストラップと、
前記ストラップの両端部を結合し、又は分離する結合部と
を備え、
前記ストラップは、形状記憶合金で形成され、加熱により延伸する延伸部を備え、
前記結合分離方法は、
前記結合部で前記両端部を結合された前記ストラップの前記延伸部を、前記加熱装置で加熱して延伸させるステップと、
前記延伸後に、結合された前記両端部を、前記結合部で分離するステップと
を具備する
結合分離方法。
【請求項１０】
請求項９に記載の結合分離方法において、
前記ストラップは、前記延伸部を含む複数の延伸部を備え、
前記加熱して延伸させるステップは、前記加熱装置が前記複数の延伸部を互いに異なるタイミングで一つずつ加熱するステップを備える
結合分離方法。
【請求項１１】
請求項１０に記載の結合分離方法において、
前記一つずつ加熱するステップは、
前記加熱装置が前記複数の延伸部のうちの一つを加熱するステップと、
その加熱を終了した後、前記複数の延伸部のうちの加熱をしていない次の一つを加熱するステップと
を含む
結合分離方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８Ａ】
【図８Ｂ】
【図８Ｃ】
【図８Ｄ】
【図９】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８Ａ】
【図８Ｂ】
【図８Ｃ】
【図８Ｄ】
【図９】
【公開番号】特開２０１１−１６８１８９（Ｐ２０１１−１６８１８９Ａ）
【公開日】平成２３年９月１日（２０１１．９．１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−３４５２２（Ｐ２０１０−３４５２２）
【出願日】平成２２年２月１９日（２０１０．２．１９）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２３年９月１日（２０１１．９．１）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年２月１９日（２０１０．２．１９）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
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