DE19856670A1 - Vorrichtung zum Aussetzen von Satelliten - Google Patents
Vorrichtung zum Aussetzen von SatellitenInfo
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Abstract
Bei einer Vorrichtung zum Aussetzen von mehreren Satelliten, die zu einer Nutzlast zusammengefaßt und gemeinsam gehaltert sind, ist vorgesehen, daß die Außen-Teilschalen von mehreren Satelliten als Zylindersegmente ausgebildet und so um das Zentralrohr angeordnet sind, daß sie eine Zylinderschale bilden, die an ihrer jeweils oberen und unteren Außenkante mit konischen Ringsegmenten versehen ist, die zusammen in mehreren Ebenen jeweils einen Ring bilden, und durch an sich bekannte, mit einer konischen Innenstruktur versehene Spannbänder lösbar miteinander verbunden sind. Ferner ist vorgesehen, daß die Adaptereinheit ebenfalls mit konischen Ringsegmenten versehen ist und über Spannbänder sowohl mit den Satelliten als auch mit der obersten Stufe der Trägerrakete lösbar verbunden ist.
Description
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Aussetzen
von mehreren Satelliten, die zu einer Nutzlast
zusammengefaßt und gemeinsam gehaltert sind.
Einige der modernen Telekommunikationssysteme sind auf
einer Reihe von Einzelsatelliten aufgebaut, die nach
einem vorgegebenen Ordnungsprinzip hintereinander auf
ihre Umlaufbahn gesetzt werden müssen. So sieht
beispielsweise das sogenannte Constellation-Projekt
vor, zehn Satelliten gleichzeitig und mit Hilfe nur
einer Trägerrakete zu starten. Nach Erreichen der
Umlaufbahn soll dann eine eigens hierfür vorgesehen
Vorrichtung, der sogenannte Dispenser, einen Satelliten
nach dem anderen aussetzen.
Bei bereits bekannten Dispensern sind die Satelliten
einzeln auf einer tragenden Primärstruktur befestigt,
welche dann dem gesamten Kraftfluß während der
Startphase und des Fluges ausgesetzt ist. Daher muß die
zu diesem Zweck verwendete Struktur sehr stabil und
damit notwendigerweise auch schwer sein, um die
erforderliche Festigkeit und Steifigkeit zu
gewährleisten.
Nach dem ebenfalls bereits bekannten Prinzip des
sogenannten Iridium-Dispeners sind mehrere Satelliten
auf einer tellerartigen Adapterscheibe einzeln
befestigt, und jeder Satellit besitzt einen eigenen
Freigabemechanismus. Die Adapterscheibe kann dabei mit
einem Antrieb versehen sein, mittels dessen alle
Satelliten in die individuell bestimmten Positionen
verbracht und dort ausgesetzt werden. Auch hier sind
die Adapterscheibe und der Freigabemechanismus
vergleichsweise schwer, um die erforderlichen
Steifigkeits- und Festigkeitsanforderungen erfüllen zu
können. Eine andere Variante dieses Konzeptes sieht
keinen eigenen Antrieb für den Dispenser vor.
Eine bereits bekannte Vorrichtung der eingangs
genannten Art, die Teil des sogenannten Globalstar-
Konzeptes ist, basiert auf einem Zentralrohr, an dem
alle Nutzlasten befestigt werden. Dieses
verhältnismäßig dünne Zentralrohr und eine zugehörige
weiche Adapterschale in Form eines flachen
Kegeladapters benötigen ebenfalls relativ viel
Strukturmasse, um die an sie gestellten
Steifigkeitsanforderungen erfüllen zu können.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Vorrichtung der
eingangs genannten Art so auszubilden, daß sie einen
möglichst einfachen und zugleich funktionstüchtigen
Aufbau aufweist.
Die Erfindung löst diese Aufgabe, indem sie vorsieht,
daß bei einer derartigen Vorrichtung die Außen-
Teilschalen von mehreren Satelliten als
Zylindersegmente ausgebildet und so um das Zentralrohr
angeordnet sind, daß sie eine Zylinderschale bilden,
die an ihrer jeweils oberen und unteren Außenkante mit
konischen Ringsegmenten versehen ist, die zusammen in
mehreren Ebenen jeweils einen Ring bilden, und durch an
sich bekannte, mit einer konischen Innenstruktur
versehene Spannbänder lösbar miteinander verbunden
sind.
In weiterer Ausgestaltung der erfindungsgemäßen
Vorrichtung ist vorgesehen, daß die Adaptereinheit
ebenfalls mit konischen Ringsegmenten versehen ist und
über Spannbänder sowohl mit den Satelliten als auch mit
der obersten Stufe der Trägerrakete lösbar verbunden
ist.
Grundgedanke der Erfindung ist es dabei, die Satelliten
so zu bündeln, daß sie die großen Belastungen während
des Aufstiegs wie eine zusammenhängende Struktur
aufzunehmen vermögen. Dadurch wird eine besonders
leichte Bauweise der gesamten Anordnung ermöglicht. Die
Erfindung ist dabei für eine Gesamtzahl von zehn
Satelliten dargestellt. Bei dieser Ausführungsform der
Erfindung sind daher insgesamt zehn Satelliten in zwei
übereinanderliegenden Ebenen angeordnet und zu einer
Nutzlaststruktur zusammengefaßt.
Als Spannbänder sind dabei insbesondere die aus der DE
42 21 525 C2 bekannten sogenannten Marman-Klemmen mit
einem selbsttätig funktionierenden Öffnungsmechanismus
geeignet. Es können aber in gleicher Weise auch
Spannbänder verwendet werden, die über Spannschrauben
radial vorgespannt und nach der Trennung von der
Trägerrakete pyrotechnisch gelöst und abgeworfen
werden.
Nachfolgend soll die Erfindung anhand eines in der
Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher
erläutert werden. Es zeigen
Fig. 1 eine seitliche Ansicht einer aus mehreren
Satelliten gebildeten, in eine Umlaufbahn zu
befördernde Nutzlast,
Fig. 2 eine Draufsicht auf die in Fig. 1
dargestellte Anordnung,
Fig. 3 und 4 Teilbereiche der Anordnung gemäß Fig. 1 als
Tragrahmen eines Einzelsatelliten und
Fig. 5 bis 7 Detaildarstellungen der Anordnung gemäß Fig.
1.
Bei der in den Figuren dargestellten Nutzlast ist ein
als leichte Zylinderschale ausgebildetes Zentralrohr 1
fest mit einem schalenförmigen konischen Adapter 2
verbunden. Diese Anordnung dient zugleich als
Montagegerüst für die Vorbereitung eines
Satellitenstarts sowie als Absetzvehikel oder Dispenser
für eine Anzahl von Satelliten 3, 4 - im Fall des hier
beschriebenen Ausführungsbeispiels insgesamt zehn -
nach Erreichen der Umlaufbahn. Für diese Absetzphase
enthält die konische Adapterschale 2 ein in der Figur
nicht dargestelltes Antriebs- und Steuermodul, das dann
in Funktion tritt, wenn die oberste Stufe einer
Trägerrakete nicht selbst die Satelliten aussetzt.
Die Satelliten 3, 4 werden gemäß Fig. 3 und 4
jeweils über einen eigenen Tragrahmen bei ihrer Montage
radial auf das Zentralrohr 1 geschoben und mit je sechs
Zentrierbolzen 5 positioniert. An den beiden Enden
werden sie durch Riegel 6 festgehalten, die später zur
Freigabe pyrotechnisch gesprengt werden können. Die
Zentrierbolzen 5 dienen zugleich auch als Schubbolzen
zur teilweisen Übertragung der Querkräfte.
Die Satelliten 3, 4 tragen an der oberen und unteren
Außenkante konische Ringsegmente 7, sogenannte Marman-
Ring-Segmente. Diese Ringsegmente 7 bilden zusammen in
mehreren, im Fall des hier dargestellten
Ausführungsbeispiels drei Ebenen jeweils einen
sogenannten Marman-Ring, und werden durch an sich
bekannte, mit einer konischen Innenstruktur versehene
Spannbänder 8 bis 11, sogenannte Marman-Klemmen,
miteinander verbunden. Dadurch bilden die Außen-
Teilschalen von jeweils fünf Satelliten 3, 4 eine große
Zylinderschale, welche durch die direkte Verbindung zur
obersten Stufe 12 einer Trägerrakete die Längs- und
Querkräfte sowie Biegemomente der gesamten Nutzlast
aufnehmen und dabei aus einer geringen Strukturmasse
auch große Längs- und Quersteifigkeiten sicherzustellen
vermag.
Die Spannbänder 8 bis 11 können mit der aus der DE
42 21 525 C2 bekannten Anordnung, wie in den Fig. 5
bis 7 dargestellt, geschlossen und geöffnet werden. Sie
können aber auch über Spannschrauben radial vorgespannt
und nach der Trennung von der Trägerrakete
pyrotechnisch gelost und abgeworfen werden.
Die großen Belastungen während des Aufstiegs trägt
somit nicht die aus dem Zentralrohr 1 und der
Kegelschale 2 gebildete zentrale Struktur, sondern
diese wird von den in den Weltraum zu befördernden
Satelliten 3, 4 selbst getragen, die mittels der
Spannbänder 8 bis 11 mit der obersten Stufe 12 der
Trägerrakete sowie untereinander fest verbunden sind.
Einmal auf der Umlaufbahn angekommen, trennt sich die
als Absetzvehikel dienende Anordnung von der
Trägerrakete durch die Lösung des unteren Spannbandes
8 und fliegt mit den Satelliten 3, 4 autonom weiter zum
Bestimmungsort. Alternativ hierzu kann diese Funktion
aber auch von der obersten Stufe 12 der Trägerrakete
selbst übernommen werden, in diesem Fall trennt sich
der Dispenser nicht von dieser obersten Stufe.
Unmittelbar vor dem Aussetzen der Satelliten werden die
drei übrigen Spannbänder 9 bis 11 mechanisch gelöst und
axial verschoben, um zunächst die oberen fünf
Satelliten 3 freizugeben. Dabei wird das oberste
Spannband 11 nach oben, die übrigen Spannbänder 9 und
10 axial nach unten verschoben. Die Satelliten 3, 4
bleiben dabei über die Riegel 6 mit der zentralen
Struktur fest verbunden. Das Spannband 10 wird nach dem
erfolgtem Aussetzen der oberen Reihe von Satelliten 3
nach oben verschoben.
Die in den Fig. 5 bis 7 dargestellte mechanische
Lösevorrichtung besitzt den Vorteil einer absolut
schockfreien Öffnung. Sie ist auf einem Schwenkarm 13
befestigt und kann nach oben und/oder nach unten
verschoben werden, wenn das entsprechende Spannband die
Lippen des aus den konischen Segmenten 6 gebildeten
zweiteiligen Marman-Ringes verlassen hat.
Der Schwenkarm 13 trägt zusätzlich einen steifen
Abstandhalter, der für die Kraftübertragung zwischen
den unterbrochenen Marman-Ringen sorgt und nach der
Auflösung mit dem Schwenkarm 13 zusammen verschoben
wird.
Die Freigabe der Satelliten geschieht durch die
Sprengung der Riegel 6. Gleichzeitig sorgen
vorgespannte Federn - je eine pro Zentrierbolzen - für
das radiale Abstoßen jedes Satelliten. Das geordnete
Hinausfahren wird dabei über eine radiale Führung
erreicht, welche wie die Schienen einer teleskopischen
Schublade funktioniert.
In den Fig. 5 bis 7 ist angedeutet, wie die
Spannbänder 8 bis 11 gelöst werden. Dazu wird ein Hebel
14, welcher die beiden Enden des Spannbandes gelenkig
aufnimmt, im Uhrzeigersinn um ca. 180° verdreht. Auf
einem Schwenkbeschlag 15, an dem auch eine
Parallelogrammführung 16, 17 gelagert ist, ist eine
Pendelstütze 18 drehbar aufgenommen. Am anderen Ende
dieser Pendelstütze 18 befindet sich ein elektrischer
Stellmotor 19. Dieser Stellmotor 19 dreht dann mittels
eines Zahnriemens 20 und eines auf einem Hebel 21
fixierten Zahnrades 22 diesen in die gewünschte
Richtung.
Claims (3)
1. Vorrichtung zum Aussetzen von mehreren Satelliten,
die zu einer Nutzlast zusammengefaßt und gemeinsam
gehaltert sind, mit einem Zentralrohr sowie einer
Adaptereinheit, dadurch gekennzeichnet, daß die
Außen-Teilschalen von mehreren Satelliten 3, 4 als
Zylindersegmente ausgebildet und so um das
Zentralrohr (1) angeordnet sind, daß sie eine
Zylinderschale bilden, die an ihrer jeweils oberen
und unteren Außenkante mit konischen Ringsegmenten
(7) versehen ist, die zusammen in mehreren Ebenen
jeweils einen Ring bilden, und durch an sich
bekannte, mit einer konischen Innenstruktur
versehene Spannbänder (8 bis 11) lösbar miteinander
verbunden sind.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch
gekennzeichnet, daß die Adaptereinheit (2)
ebenfalls mit konischen Ringsegmenten (7) versehen
ist und über Spannbänder (8, 9) sowohl mit den
Satelliten (3, 4) als auch mit der obersten Stufe
(12) der Trägerrakete lösbar verbunden ist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß insgesamt mehrere Satelliten
(3, 4), beispielsweise zehn, in mehreren
übereinanderliegenden Ebenen angeordnet und zu
einer Nutzlaststruktur zusammengefaßt sind.
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