Die Kräfte, die auf die Struktur eines Satelliten während der Startphase wirken, übertreffen die Kräfte, die dann im Weltraum auf denselben einwirken bei Weitem. Der meiste Teil dieser Struktur wird also nach Beendigung der Startphase nicht mehr benötigt. Parametrische Kostenmodelle haben gezeigt, dass die Kosten eines Satelliten direkt proportional zum Satellitengewicht sind: Je geringer das Gewicht desselben, desto geringer sind daher die Kosten.
Da jedoch die später überschüssige Struktur nicht entfernt werden kann, da sie für die Startphase benötigt wird, sollte sie für andere Zwecke genutzt werden. Zum Beispiel wurde überlegt, sie als Treibstofflager für den Antrieb und/oder für Brennstoffzellen zu nutzen.
Auf diese Art und Weise kann eine derartige Struktur eines Satelliten folgende zwei Haupt-Funktionen übernehmen:
- Während der Startphase unterstützt der Treibstoff innerhalb der Struktur selbst die Festigkeit der Struktur.
- Nach der Startphase kann der Treibstoff dann für alle anderen Zwecke genutzt werden.
Die vorliegende Erfindung betrifft nun ein bzw. eine neuartige(s) Strukturelement bzw. eine aus derartigen Basiselementen zusammengesetzte Trag-Struktur gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1 und weist die im kennzeichnenden Teil dieses Anspruchs genannten Merkmale auf.
Die vorliegende Erfindung betrifft also im Wesentlichen die doppelte Nutzung der an sich notwendigen Struktur eines Satelliten.
An dieser Stelle soll darauf verwiesen werden, dass der WO 2001/76944 A2 ein mechanisch stabiles Strukturelement für Raumsonden zu entnehmen ist, das, wie die dortige Fig.
12 zeigt, aus miteinander verbundenen, hohlen Rohrstreben besteht. Die hohlen Rohrstreben können gemäss dieser Druckschrift mit Gasen oder Flüssigkeiten befüllt werden und sind in Ebenen und normal zur Rohrrichtung angeordnet.
Diese Druckschrift zeigt zwar den grundsätzlichen Aufbau des Strukturelementes und dessen Befüllbarkeit mit Fluiden. Die Nutzung des Strukturelementes als Energiespeicher und Energielieferant mit Hilfe einer Brennstoffzelle ist aber der zitierten WO-A2 nicht entnehmbar.
Üblicher Weise muss die Satelliten-Tragstruktur nur die hohen Belastungen beim Start der Trägerrakete aushalten und wird, wie schon ausgeführt, im Weltraum nicht mehr benötigt. Sie kann daher für die Speicherung von Treibstoffen, wie z.B.
Wasserstoff, welche normaler weise in flüssiger oder gegebenenfalls stark komprimierter Form erfolgt, verwendet werden.
Der Wasserstoff kann z.B. in Form von Metallhydriden gespeichert werden, welche der Struktur zu Beginn einer Mission genügend Festigkeit verleihen, um die erforderlichen, auf sie einwirkenden hohen Kräfte während der Startphase einer Satelliten-Trägerrakete aufzunehmen.
Die Kombination eines Metalhydrid-Tanks mit einem Wassertank reduziert den Bedarf an Wärme für die Desorption der Metallhydride aufgrund der Tatsache, dass die Abwärme von z.B. einer Brennstoffzelle mit Hilfe des Reaktionswassers derselben zu den Metallhydriden hin transportiert wird und dort die für die Freisetzung von Wasserstoff aus dem Hydrid benötigte Wärme liefert.
Das Wasser wird z.B. in einem Ringspalt rund um den Metallhydrid-Speicherkörper angeordnet.
Benutzt man die Struktur selbst als Sauerstoff-, Wasserstoff- und Wasserspeicher, so können damit in Verbindung mit einer reversiblen Brennstoffzelle die Akkumulatoren für die Stromversorgung eines Satelliten ersetzt. Dies führt zu einer erheblichen Gewichts- und Volumenreduktion.
Die bevorzugter Weise eingesetzten Metallhydride basieren auf Natriumalanat (NaAIH4) und Magnesium/Wasserstoff-Legierungen, die die Festigkeit der Trag-Struktur durchaus unterstützen und welche vorteilhafter Weise mit Nebengruppen-Metall-Verbindungen, wie z.B. mit 2 Mol-% Titanchlorid, dotiert sind, wodurch ihre Zersetzungstemperatur z.B. in einem Bereich von um die 100 bis 120[deg.]C herabgesetzt ist.
Die Trag-Struktur selbst kann aus Titanlegierungen, wie z.B. insbesondere aus Ti[beta]AI V oder Karbon(faser)-Materialien hergestellt sein. Der wesentliche Vorteil der vorliegenden Erfindung liegt also insbesondere in der doppelten Nutzung von Treibstoff und in der Reduzierung des Satellitengewichtes. Wasserstoff ist einer der meist verwendeten Treibstoffe in der Weltraumtechnik aufgrund seiner geringen molekularen Masse und seiner hohen Reaktivität mit Sauerstoff. Dies führt zu Raketenantrieben mit einem hohen spezifischen Impuls. Eine vernünftige Speicherung von Wasserstoff kann nur durch Reduzierung des Volumens im Rahmen eines sicheren und kompakten System erfolgen.
Nach einer sorgfältigen Untersuchung der vorhandenen Speicher-Technologien für Wasserstoff und der Anforderungen im Weltraum stellen Metallhydride, wie z.B.
NaAIH4oder MgH2, die aussichtsreichsten Kandidaten für die reversible Wasserstoffspeicherung dar. Ausgehend von einer Art Gitterstruktur der Satelliten können die dieselbe bildenden Strukturelemente mit diesen Metallhydriden befüllt werden.
Aus der Literatur geht hervor, dass Wasserstoff in einem Satelliten für den Antrieb und/oder für die Stromproduktion günstig verwendet werden kann.
Es hat sich weiters gezeigt, dass mit Wasserstoff betriebene Brennstoffzellen vor allem bei kleinen und mittleren Satelliten besonders sinnvoll sind.
Ausgehend von den Anforderungen eines bzw. an einen Satelliten wurde die notwendige Masse an in demselben benötigten Wirkstoff berechnet und es hat sich gezeigt, dass durch die vorliegende Erfindung eine signifikante Gewichtsersparnis gegenüber einem herkömmlichen System, bestehend aus einer Trag-Struktur und einem Wasserstofftank z.B. auf Karbon-Basis (400 bar Druck) erreichbar ist. Dieses System ist in allen Bereichen besser geeignet als die übliche Speicherung des Wasserstoffes in flüssiger Form.
Für die Strukturelemente wurden verschiedene Designs entworfen und untersucht, wobei etwa kubisch, hexagonales Prisma und oktogonales Prisma zu bevorzugen sind, welche hauptsächlich mit rohrartigen Hohl-Zylindern, vorzugsweise aus Titanlegierungen gebildet sind. Numerische Simulationen zur Strukturfestigkeit während der Startphase wurden durchgeführt und haben zu den optimalen Design-Möglichkeiten geführt. Die Ergebnisse haben gezeigt, dass insbesondere oktogonale Prismen als Tragstrukturen besonders gute Eigenschaften besitzen. Von diesen Daten ausgehend, reicht z.B. ein Elastizitätsmodul einer Titanlegierung von 0,1 aus, um den Anforderungen während der Startphase eines Raumschiffes zu genügen.
Aufbauend auf diesen Ergebnissen wurde ein Satellit mit einer oktogonalen Trag-Struktur konstruiert.
Da die Eigenfrequenz des Satelliten die wichtigste Beschränkung hinsichtlich der Strukturfestigkeit darstellt, wurde dieselbe berechnet. Es hat sich hierbei gezeigt, dass alle Instrumente sich innerhalb des Satelliten befinden sollten.
Die vorliegende Erfindung bezieht sich weiters auf die Integration einer Auxiliary Power Unit (APU) also einer Brennstoffzelle in die Trag-Struktur. Die Struktur selbst wird also als Wasserstoff-, Sauerstoff- und Wasserspeicher verwendet. An den Knoten- bzw. Verbindungspunkten der die Struktur bildenden Streben arbeitet jeweils eine kleine reversible Brennstoffzelle.
Die Vorteile des neuen Struktur-Systems liegen im modularen Aufbau und in der Redundanz desselben.
Es können mehrere Strukturelement-Einheiten in Serie oder parallel geschaltet werden, um den in dem Satelliten jeweils nötigen Strom und die nötige Spannung zu erzeugen.
Die Kombination des Metallhydrid-Speichers mit einem Wasserspeicher ist vorteilhaft, das Wasser fliesst also z.B. in einem Ringspalt um den Metallhydrid-Speicher und reduziert die benötigte Wärmeenergie-Leistung für die Desorption des Wasserstoffs aus dem Metallhydrid, da das Wasser die Abwärme der bzw. aus der Brennstoffzelle im Wesentlichen direkt zu den Metallhydriden transportieren kann.
Die verfahrenstechnische Verschaltung der neuartigen Anlage umfasst also im Wesentlichen aus zwei Sauerstofftanks, mehreren Ventilen und Pumpen, einer reversiblen Brennstoffzelle, dem kombinierten Wasserstoff/Wasserspeichertank und den Sauerstofftanks.
Die Anlage kann sowohl Strom produzieren, wobei Wasserstoff und Sauerstoff verbraucht werden und Wasser gebildet wird, sie kann bei Anlegen von Strom das Wasser in der Brennstoffzelle jedoch vice versa in Wasserstoff und Sauerstoff spalten, welcher dann in den jeweils dafür vorgesehenen Tanks gespeichert wird.
Eine Sicherheitsanalyse hat gezeigt, dass die minimalen Vibrationsfrequenzen der TragStruktur zufrieden stellend sind und die dynamische Resonanz derselben durch einfache Versteifungen verbessert werden kann. Eine statische Berechnung hat ausserdem gezeigt, dass die mit dem erfindungsgemässen Strukturelementen gebildete Trag-Struktur die Beschleunigungen während der Startphase problemlos durchaus aushalten kann. Eine weitere Analyse hinsichtlich Knickbeanspruchung hat gezeigt, dass keine gefährlichen Instabilitäten übertragen werden.
Dies bedeutet dass mit der neuen Trag-Struktur eine gewisse Masse in den Weltraum befördert werden kann, ohne dass deren Bruch riskiert werden muss.
Die vorliegende Erfindung gibt die Möglichkeit der Speicherung von Wasserstoff innerhalb der Trag-Struktur eines Satelliten. Das H-Speichermedium kann z.B. NaAIH -pulver innerhalb der Struktur sein. Es hat sich gezeigt, dass die neue Technologie folgende Vorteile hat: - Reduzierung der Satellitenmasse um etwa 7 % in Verbindung mit kleinen Satelliten
- Volumenreduktion und dadurch mehr Volumen für die Zuladung möglich
- Reduktion der maximalen Beanspruchung der sonstigen Struktur des Satelliten
- Wesentliche Verbesserung der Sicherheit in Folge des geringen Wasserstoffdruckes durch Einsatz von Hydriden - Lange Speicherzeit und geringere Systemkomplexität gegenüber herkömmlichen Systemen.
Die neue Technologie ist besonders für kleine Satelliten geeignet, also insbesondere für Schatten- und long-time-Missionen.
Des Weiteren führt die Kombination des Metallhydrid-Speichers mit dem Wassertank zu einer Verringerung der benötigten Wärme während der Desorption des Wasserstoffs. Durch die Nutzung der Struktur als Wasserstoff-, Sauerstoff- und Wasserspeicher in Verbindung mit einer reversiblen Brennstoffzelle können die Akkumulatoren eines Satelliten als Lieferanten elektrischer Energie ersetzt werden.
Dies führt zu einer respektablen Gewichts- und VolumenReduzierung.
Was die konkreten Ausführungsformen der Erfindung betrifft, so ist hierzu Folgendes auszuführen:
Der Anspruch 2 nennt konkret in Frage kommende Materialien für die gleichzeitig Speicher- und Tragfunktion ausübenden länglichen, innen hohlen Rohrstreben, die die Basis-Strukturelemente gemäss der Erfindung bilden.
Dem Anspruch 3 sind im Rahmen der Erfindung bevorzugte Energieträger-Materialien zu entnehmen, welche die innen hohlen Rohrstreben füllen.
Der Anspruch 4 nennt erfindungsgemäss bevorzugte, im Wesentlichen "Tragröhren" mit Mehreck-Querschnitt darstellende Tragstrukturen für Satelliten, Raumsonden od. dgl., welche aus den Basis-Strukturelementen gemäss den Ansprüchen 1 bis 3 zusammengebaut bzw. zusammengesetzt sind.
Bevorzugt ist es, wenn die jeweils zwei der an den Eckpunkten der Grundfläche und der Deckfläche der der neuen Träger-Struktur zugrunde liegenden geometrischen Körper positionierten reversiblen Brennstoffzellen von - die Kanten der geometrischen Körper darstellenden Rohrstreben aus mit Sauerstoff, 02, oder Wasserstoff, H2, als Energieträger versorgbar sind, wie dem Anspruch 5 zu entnehmen.
Die vorliegende Erfindung liefert eine komfortable Lösung für den Transport von Wasserstoff und Sauerstoff für Brennstoffzellen im Weltraum.
Die derzeit eingesetzten Lösungen, wie komprimierter und flüssiger Wasserstoff, sind nicht ungefährlich, sie benötigen ein grosses Volumen bei hohem Gewicht und sind nicht langzeitstabil.
Die Erfindung führt zu einer Reduzierung des Volumens durch Einsparung bzw. Weglassung der Treibstoff-Speicher und zu einer respektablen Reduzierung des Gewichtes, wobei bis zu 7 % möglich sind.
Ausserdem können durch die Speicherung von Wasserstoff, Sauerstoff und Wasser in Verbindung mit den reversiblen Brennstoffzellen die bisher mitzuführenden schweren Lithium-Ionen-Akkumulatoren voll ersetzt werden.
Nicht zuletzt ist durch die neue Form des Energielieferanten ein stabiles Traggerüst für den sonstigen Inhalt einer Raumsonde, eines Satelliten od. dgl. gegeben.
Anhand der Zeichnung wird die Erfindung näher erläutert:
Es zeigen die Fig. 1 einen Schnitt durch die "kombinierte" Wasserstoff/Wasser-SpeicherRohrstrebe der neuen Struktur, die Fig. 2 die Implementierung der Brennstoffzelle in die Struktur und somit das Basis-Strukturelement, die Fig. 3 die multifunktionale Satelliten-Trägerstruktur (kubisch, hexagonal, oktogonal), und die Fig. 4 ein Anlagenschema der Brennstoffzelle mit den Gasspeichern.
Bei der in der Fig. 1 gezeigten, eine wesentliche Komponente des neuen Strukturelements 1 darstellende innen hohle Rohrstrebe 2 ist in einem rohrförmigen Gehäusemantel 21 , z.B. aus einer Titanlegierung, mit Innen-Isolierung zentral um einen Kern 23 aus Sintermetall für die Abführung von Wasserstoff ein Zylinder-Speicherkörper 22 aus einer Wasserstoff bei Erhitzung freisetzenden Hydrid-Verbindung, wie z.B. NaAIH4oder einem derartigen Metallhydrid, z.B. MgH2angeordnet.
Zwischen dem Wasserstoff speichernden und denselben bei Erwärmung freigebenden Zylinder-Speicherkörper 22 und dem Mantel 21 der Rohrstrebe 2 ist ein umlaufender Ringspalt 24 angeordnet, welcher von Wasser, das durch eine arbeitende Brennstoffzelle erhitzt ist und im Ringspalt 24 seine Wärmeenergie an den den Wasserstoff speichernden Speicherkörper 22 abgibt, umströmt wird, wodurch derselbe Wasserstoff freisetzt, welcher der Brennstoffzelle zugeführt wird.
Das in Fig. 2 gezeigte Basis-Strukturelement 1 umfasst im Wesentlichen drei von einer Knotenzone 50 in drei Richtungen des Raums hin auseinander strebende Rohrstreben 2, 3 und 4.
Z.
B. ist im Inneren der Rohrstrebe 2 ein Speicherkörper 22 aus einem Wasserstoff liefernden Material angeordnet, wie zur Fig. 1 oben schon näher erläutert.
Die beiden innen ebenfalls hohlen und z.B. ebenfalls mit einer Titanlegierung gebildeten Rohrstreben 3 und 4 enthalten als Füllung 32, 42 flüssigen, komprimierten oder chemisch gebundenen Sauerstoff, der über nicht gezeigte Zuführleitungen mit der in der Knotenzone 50 angeordneten, beispielsweise ebenfalls mit einer Titanlegierung ummantelten reversiblen
The forces that act on the structure of a satellite during the takeoff phase surpass the forces that then act on it in space by far. So most of this structure is not needed after the startup phase is over. Parametric cost models have shown that the cost of a satellite is directly proportional to the satellite's weight: the lower its weight, the lower the cost.
However, since the later excess structure can not be removed because it is needed for the startup phase, it should be used for other purposes. For example, it has been considered to use them as fuel storage for the drive and / or for fuel cells.
In this way, such a structure of a satellite can assume the following two main functions:
During the starting phase, the fuel within the structure itself supports the strength of the structure.
- After the start phase, the fuel can then be used for all other purposes.
The present invention now relates to a novel or structural element or a support structure composed of such base elements according to the preamble of claim 1 and has the features mentioned in the characterizing part of this claim.
Thus, the present invention essentially relates to the dual use of the inherently necessary structure of a satellite.
At this point it should be pointed out that WO 2001/76944 A2 discloses a mechanically stable structural element for space probes, which, as shown in FIG.
12 shows, consisting of interconnected, hollow tube struts. The hollow tube struts can be filled according to this document with gases or liquids and are arranged in planes and normal to the tube direction.
Although this document shows the basic structure of the structural element and its fillability with fluids. The use of the structural element as energy storage and energy supplier with the help of a fuel cell but the cited WO-A2 can not be removed.
Normally, the satellite support structure only has to endure the high loads at the launch of the launcher and is, as already stated, no longer needed in space. It can therefore be used for the storage of fuels, e.g.
Hydrogen, which normally takes place in liquid or optionally highly compressed form can be used.
The hydrogen may e.g. stored in the form of metal hydrides, which give the structure at the beginning of a mission sufficient strength to accommodate the required high forces acting on them during the launch phase of a satellite launcher.
The combination of a metal hydride tank with a water tank reduces the need for heat for the desorption of the metal hydrides due to the fact that the waste heat of e.g. a fuel cell is transported with the aid of the reaction water of the same to the metal hydrides and there provides the heat required for the release of hydrogen from the hydride.
The water is e.g. arranged in an annular gap around the metal hydride storage body.
Using the structure itself as an oxygen, hydrogen and water storage, it can be used in conjunction with a reversible fuel cell to replace the batteries for the power supply of a satellite. This leads to a considerable weight and volume reduction.
The preferred metal hydrides used are based on sodium alanate (NaAlH4) and magnesium / hydrogen alloys which quite well support the strength of the support structure and which are advantageously compatible with subgroup metal compounds, e.g. doped with 2 mol% of titanium chloride, whereby their decomposition temperature e.g. in a range of from about 100 to 120 ° C.
The support structure itself may be made of titanium alloys such as titanium alloys. in particular, be made of Ti [beta] Al V or carbon (fiber) materials. The main advantage of the present invention is thus in particular the double use of fuel and in the reduction of the satellite weight. Hydrogen is one of the most commonly used fuels in space technology because of its low molecular mass and its high reactivity with oxygen. This leads to rocket engines with a high specific momentum. Reasonable storage of hydrogen can only be achieved by reducing the volume in a secure and compact system.
After careful study of existing storage technologies for hydrogen and space requirements, metal hydrides, e.g.
NaAlH4 or MgH2, the most promising candidates for reversible hydrogen storage. Based on a kind of lattice structure of the satellites, the same structural elements can be filled with these metal hydrides.
The literature shows that hydrogen can be used cheaply in a satellite for propulsion and / or power production.
It has also been shown that hydrogen-powered fuel cells are particularly useful, especially for small and medium-sized satellites.
Based on the requirements of or on a satellite, the necessary mass of active substance required in the same was calculated and it has been found that the present invention achieves a significant weight saving over a conventional system consisting of a supporting structure and a hydrogen tank, e.g. Carbon-based (400 bar pressure) can be reached. This system is better suited in all areas than the usual storage of hydrogen in liquid form.
Various designs have been designed and studied for the structural elements, such as cubic, hexagonal prism and octagonal prism, which are mainly formed with tubular hollow cylinders, preferably titanium alloys. Numerical simulations of structural strength during the start-up phase have been performed and have led to optimal design possibilities. The results have shown that especially octagonal prisms have very good properties as support structures. Starting from these data, e.g. a modulus of elasticity of a titanium alloy of 0.1 to meet the requirements during the launch phase of a spaceship.
Based on these results, a satellite with an octagonal support structure was constructed.
Since the natural frequency of the satellite is the most important limitation in terms of structural strength, it was calculated. It has been shown that all instruments should be inside the satellite.
The present invention further relates to the integration of an auxiliary power unit (APU) so a fuel cell in the support structure. The structure itself is therefore used as a hydrogen, oxygen and water storage. In each case, a small reversible fuel cell operates at the node or connection points of the struts forming the structure.
The advantages of the new structure system are the modular structure and the redundancy of the same.
Several structural element units can be connected in series or in parallel to generate the necessary current and voltage in the satellite.
The combination of the metal hydride storage with a water storage is advantageous, so the water flows, for example. in an annular gap around the metal hydride storage and reduces the heat energy required for the desorption of the hydrogen from the metal hydride, since the water can transport the waste heat from the fuel cell substantially directly to the metal hydrides.
The process engineering interconnection of the novel plant thus essentially comprises two oxygen tanks, several valves and pumps, a reversible fuel cell, the combined hydrogen / water storage tank and the oxygen tanks.
The plant can produce both electricity, which consumes hydrogen and oxygen and water is formed, but it can split the water in the fuel cell vice versa into hydrogen and oxygen when power is applied, which is then stored in the respective designated tanks.
A safety analysis has shown that the minimum vibration frequencies of the support structure are satisfactory and their dynamic resonance can be improved by simple stiffening. A static calculation has also shown that the support structure formed with the structural elements according to the invention can easily withstand the accelerations during the starting phase. Further analysis of buckling stress has shown that no dangerous instabilities are transmitted.
This means that the new structure can carry some mass into space without risking its breakage.
The present invention gives the possibility of storing hydrogen within the support structure of a satellite. The H storage medium may e.g. NaAIH powder within the structure. It has been shown that the new technology has the following advantages: - Reduction of satellite mass by about 7% in conjunction with small satellites
- Volume reduction and thus more volume for the payload possible
- Reduction of the maximum load on the other structure of the satellite
- Significant safety improvement due to low hydrogen pressure due to the use of hydrides - Long storage time and lower system complexity compared to conventional systems.
The new technology is particularly suitable for small satellites, especially for shadow and long-time missions.
Furthermore, the combination of the metal hydride storage with the water tank leads to a reduction in the heat required during the desorption of hydrogen. By using the structure as a hydrogen, oxygen and water storage in conjunction with a reversible fuel cell, the batteries of a satellite can be replaced as a supplier of electrical energy.
This leads to a respectable weight and volume reduction.
With regard to the specific embodiments of the invention, the following is to be stated:
The claim 2 mentions concrete eligible materials for the same storage and support function exerting elongated, hollow tube struts inside, forming the basic structural elements according to the invention.
The claim 3 are within the scope of the invention to refer to preferred energy carrier materials that fill the hollow tube struts inside.
The claim 4 calls according to the invention preferred, essentially "support tubes" with polygonal cross-section representative support structures for satellites, spacecraft od. Like., Which are assembled or assembled from the basic structural elements according to claims 1 to 3.
It is preferable if the two each of the reversible fuel cells positioned at the corner points of the base surface and the top surface of the geometric structure on which the new carrier structure is based consist of tube struts comprising oxygen, O 2, or hydrogen, H 2, representing the edges of the geometric bodies. be supplied as energy sources, as shown in claim 5.
The present invention provides a convenient solution for the transport of hydrogen and oxygen for fuel cells in space.
The currently used solutions, such as compressed and liquid hydrogen, are not without danger, they require a large volume at high weight and are not long-term stable.
The invention leads to a reduction of the volume by saving or omitting the fuel storage and to a respectable reduction in weight, with up to 7% are possible.
In addition, the storage of hydrogen, oxygen and water in connection with the reversible fuel cells, the former to be carried heavy lithium-ion batteries can be fully replaced.
Not least is given by the new form of energy suppliers a stable support framework for the other content of a spacecraft, a satellite od. Like. Given.
Reference to the drawing, the invention is explained in more detail:
1 shows a section through the "combined" hydrogen / water storage tube strut of the new structure, FIG. 2 shows the implementation of the fuel cell into the structure and thus the basic structural element, FIG. 3 shows the multifunctional satellite carrier structure (FIG. cubic, hexagonal, octagonal), and Fig. 4 is a system diagram of the fuel cell with the gas storage.
In the illustrated in Fig. 1, an essential component of the new structural element 1 representing internally hollow tube strut 2 is in a tubular housing shell 21, e.g. of titanium alloy, internally insulated centrally around a sintered metal core 23 for the removal of hydrogen, a cylinder storage body 22 of a hydride compound releasing hydrogen upon heating, e.g. NaAlH 4 or such a metal hydride, e.g. MgH2angeordnet.
Between the hydrogen storage and the same releasing on heating cylinder storage body 22 and the jacket 21 of the tube strut 2, a circumferential annular gap 24 is arranged, which is heated by water, which is heated by a working fuel cell and in the annular gap 24 its heat energy to the hydrogen storage storage body 22, flows around, whereby the same releases hydrogen, which is supplied to the fuel cell.
The basic structural element 1 shown in FIG. 2 essentially comprises three tube struts 2, 3 and 4 which diverge from a nodal zone 50 in three directions of the space.
Z.
B. a storage body 22 is disposed of a hydrogen-supplying material in the interior of the tube strut 2, as already explained in more detail above for Fig. 1 above.
The two inside also hollow and e.g. also formed with a titanium alloy tube struts 3 and 4 contain as filling 32, 42 liquid, compressed or chemically bound oxygen, which is arranged on not shown feed lines with the arranged in the nodal zone 50, for example, also coated with a titanium alloy reversible