DE102004004543B4

DE102004004543B4 - Lade- und Dockingstation für Raumfahrzeuge, Weltraum-Solarkraftwerk, Weltraum-Käscher

Info

Publication number: DE102004004543B4
Application number: DE102004004543A
Authority: DE
Inventors: Frank Ellinghaus
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2002-07-26
Filing date: 2004-01-23
Publication date: 2010-08-26
Anticipated expiration: 2024-01-24
Also published as: DE102004004543A1

Abstract

Thruster-Solar-Segler nach dem Patent Nr. DE 102 34 902 B4 ,
dadurch gekennzeichnet, dass
der Thruster-Solar-Segler ein Lade- und Docking-System aufweist, bestehend aus einer Lade- und Dockingstation zum Ankoppeln und Ablegen mindestens einer dockingfähigen Tochtereinheit, wobei die Lade- und Dockingstation
a) alternativ
• aus einem starren Innenring (5), oder
• aus einem Innenring (5), der bei waagerechter Ausrichtung durch mehrere Docking-Vertikalrohre (5.3) mit parallel darüber oder darunter liegenden Abschluss-Ringen (5.4) zu einer doppelten Docking- und Ladeeinrichtung verbunden ist, oder
• aus einem Innenring (5), der mit mehreren Docking-Vertikalrohren (5.3) verbunden ist, die sich parallel zueinander vom waagerecht ausgerichteten Innenring (5) aus gesehen nach oben und nach unten fortsetzen und ein Magazin-Dock bilden,
besteht, wobei der oder die Ringkörper aus mindestens einer eisenhaltigen Ringscheibe zur magnetischen Kopplung oder aus mindestens einem ringförmigen Rohr besteht, und wobei
b) die Lade- und Dockingstation mittels Gurten...

Description

Die Anmeldung betrifft einen Thruster-Solar-Segler sowie ein Ring-Segment-Montage-System nach dem Hauptpatent DE 102 34 902 B4 .
Ausgehend von der Aufgabe des Hauptpatents soll sowohl der Thruster-Solar-Segler als auch das Ring-Segment-Montage-System um eine Lade- und Dockingstation erweitert werden.
Diese Aufgabe wird mit dem Thruster-Solar-Segler gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie mit dem Ring-Segment-Montage-System gemäß den Merkmalen des Anspruchs 2 gelöst.
Die Zusatzanmeldung bezieht sich weiterhin auch auf Bezugszeichen und Zeichnungen des Hauptpatents (1–7).
Docking- bzw. Ladestation
Die wichtigste Neuerung ist die in 8 dargestellte Docking- bzw. Ladestation in Form eines Innenringes 5 mit daran befestigten Docking- und Ladevorrichtungen, sowie die hiermit verbundene, nachfolgend beschriebene Andock-Technik.
Die sich hieraus ergebende Hauptanwendung ist der Transport eines kleinen, selbst flugfähigen Raumfahrzeuges/Landers durch ein größeres (Solarsegler-)Mutterschiff an den Einsatzort und anschließendes Wiederandocken mit Weiter-/Rücktransport.
Die Station ist im Grunde genommen nichts anderes als der Innenring 5, der eine Aussparung im Zentrum der Struktur umfasst und mit Haltevorrichtungen zum Docken, sowie Elektrowinden-, Hebe- und Einspannvorrichtungen zum Laden versehen ist. Weitere Voraussetzung für den Andockvorgang ist das Vorhandensein von Halterungen an der eindockenden Einheit, wobei diese Haltefunktion bevorzugt durch einen Außenring 6 wahrgenommen wird.
Die Docking und Ladestation ermöglicht mit Hilfe des Innenringes folgende Vorgänge:
Andocken und Ablegen von kleineren Raumfahrzeugen,
Aufnahme und Abkoppeln von Funktionseinheiten,
Aufnahme und Löschen von Ladung,
Aufnahme von Lade-Gerätschaft bzw. Gerätschaft zum Handhaben von Objekten.
Der Innenring wird dank der Spannung der vom Außenring 1 des Raumfahrzeuges ausgehenden Haltegurte 2.1 im Zentrum der Struktur gehalten (s. hierzu 1 des Vorantrages und 8).
In Verbindung mit an diesem angebrachten Seilwinden ermöglicht er ein sicheres Handling von Ladung und anderen Objekten, die durch die Einspannmöglichkeit im Ring ohne umherzuschlagen sicher beschleunigt und manövriert werden können.
Eine weitere wichtige Neuerung ist die Einführung von Funktionseinheiten, die selbst wiederum einen Außenring oder andere Befestigungsmöglichkeiten besitzen, die in den Innenring einer größeren Trägereinheit eingekoppelt werden können.
Damit ist gemeint, dass eine Funktionseinheit, die einen bestimmten Zweck erfüllt, wie z. B. ein Regolith-Sammelcontainer oder ein Bohreinsatz zum Setzen von Bohrankern durch Ausstattung mit einem flugfähigen Antriebsring selbst zum Raumfahrzeug umgewandelt wird, das sich aus eigener Kraft am Einsatzort (z. B. einem Asteroiden) fortbewegt und selbständig am Mutterschiff an- und abkoppelt.
Dies ermöglicht es, ein mit einem Innenring ausgestattetes Raumfahrzeug in kürzester Zeit durch Austausch der Funktionseinheit bzw eines entsprechend ausgerüsteten Tochterschiffes für einen anderen Verwendungszweck umzurüsten.
Die Möglichkeit des Ankoppelns lässt sogar eine robotische Umrüstung durch Auswechseln unterschiedlicher Funktionseinheiten ohne Beteiligung von Menschen zu.
So können kleinere und leichtere für den eigentlichen Missionszweck optimierte Einheiten durch für den Zweck des kostengünstigen Transports optimierte, wiederverwendbare große Solarsegler (je größer, desto schneller erfolgt der Transport) an ihren Einsatzort befördert werden, um z. B. Rohstoffe von Asteroiden zu gewinnen.
Ein relativ großes Solarsegel-Mutterschiff von beispielsweise 100 m Durchmesser könnte in der Dockingstation ein segelloses Tochterfahrzeug mit einem Durchmesser von z. B. 10 m nahe an einen Asteroiden heranführen. Die Thruster und Treibstoffmenge dieses Tochterschiffes wären hierbei auf den kurzfristigen Einsatzzweck der Landung und Gewinnung von Rohstoffen auf Asteroiden optimiert.
Zur Durchführung einer neuartigen Mission müsste nur noch die Tochtereinheit geplant, hergestellt, gelauncht und ggf. im Weltraum montiert werden, während das Mutterschiff aus früheren Missionen zurückkehren und die Tochtereinheit aufnehmen kann.
Die durch die Dockingstation ermöglichte Modularisierung lässt es zu, entsprechende Standards (Größenklassen) zu schaffen und dadurch unterschiedlichen Organisationen, Firmen, Forschungseinrichtungen, etc. Gelegenheit zu geben, Weltraumprojekte bei denen es sich nicht nur um Satellitenstarts handelt, durchzuführen, die ihnen wegen fehlender Mittel ansonsten verschlossen wären.
So könnten derartige kleinere Betreiber durchaus Weltraumprojekte vollkommen unabhängig konstruieren und anfertigen, die sich auf die konkreten Kernprojekte, also auf Herstellung und Ausrüstung des Tochterschiffes/der Tochtereinheit sowie dessen Einsatz im Weltraum konzentrieren.
Zuständig für das eigentliche Launchen sowie die Bereitstellung eines Mutterschiffes, den Hin- und Abtransport zum Einsatzort wären dann jedoch hierauf spezialisierte Großfirmen, besser jedoch hierzu autorisierte Organisationen/Agenturen.
Durch einmal eingeführten Standards wäre Planungssicherheit für alle Beteiligten gegeben und es müssten nicht für jedes neue Projekt immer neue Konstruktionen erarbeitet werden.
Die ESA könnte z. B. durch die Bereitstellung (auch durch Vermietung für die jeweilige Missionsdauer) von Infrastruktur und Transportleistungen in Form von Trägerschiffen, Raumstationen, Materialdepots und sonstiger Weltraumstrukturen, die von kleineren Einrichtungen nicht finanzierbar wären, einen Beitrag zum Anschub der europäischen Weltraumtechnologie leisten.
Hierdurch könnte die Vielfalt und Innovationsstärke kleinerer Firmen/Einrichtungen durch diese Vorleistung für die Entwicklung der Raumfahrt erschlossen werden. Aber auch der internationale Austausch sowie die Kooperation würden durch die Einführung entsprechender Kopplungsklassen und gegenseitiger Bereitstellung von kompatibler Infrastruktur möglich.
Die Einführung und Trennung flugfähiger, jedoch nicht oder nur eingeschränkt Langstrecken-flugfähiger Raumfahrzeuge als Tochterschiff und langstreckenfähiger Mutterschiffe hätte auch noch einen weiteren Vorteil; die erdnahe Bewegung von Weltraumprojekten könnte unter Kontrolle weniger, der Sicherheit der Erde in besonderem Ausmaß verpflichteter Organisationen bleiben, ohne kleineren Einheiten den Zugang zum Weltraum zu versperren.
Es ist naheliegend, dass sich die Gefährdung der Erde bei zunehmender Häufigkeit der Flugbewegungen und zunehmender Anzahl derjenigen, die über die entsprechende Technologie verfügen, insgesamt vergrößert. Daher wäre eine gewisse Kontrolle bzw. ein Langstrecken-Beförderungsmonopol durch hierzu besonders ermächtigte Stellen durchaus wünschenswert.
Neben Raumfahrzeugen und Solarseglern sind auch gänzlich andersartige Funktionseinheiten, die in Innenringe eingekoppelt werden können, denkbar, wie z. B.
Satelliten,
Antriebseinheiten,
Spiegel, Linsen und Parabolspiegel zum Weiterleiten von Licht, Wärme,
Energie,
Antennen, Satellitenschüsseln, Sendeeinrichtungen,
Laseranlagen,
Netze und Säcke zum Sammeln von Weltraumschrott und
Weltraumtrümmern,
flugfähige Materialcontainer,
flugfähige Materialsammler für Regolith und Gestein,
flugfähige Nutzlast Einheiten,
flugfähige Reparaturroboter,
Schraub- und Bohr-Einsätze,
Rotations- Trenn- bzw. Scheide- und Mahleinrichtungen,
Betonier- und andere Formen/Verschalungen.
Das Mutterschiff/die Ringstruktur kann den angekoppelten Funktionseinheiten hierbei nicht nur Transportleistungen zur Verfügung stellen, sondern auch die Möglichkeit des Anschlusses an die Solarzellen-Arrays (2.6) (s. 1) des Trägers. Die Stromzufuhr zum Tochterschiff könnte dabei über die elektrisch leitenden Halterungsgabeln (5.1.1) in 8 erfolgen.
Hierdurch wäre zumindest während des Transportes bzw. Einsatzes im Mutterschiff die Stromversorgung in einem Umfang gesichert, der von der Tochtereinheit wegen der geringeren Größe über einen längeren Zeitraum evtl. nicht erbracht werden könnte.
Mit der Innenring-Kopplungstechnik ist es grundsätzlich auch möglich, mehrere Raumfahrzeuge bzw. Funktionseinheiten ineinander zu verschachteln.
So könnte beispielsweise eine Funktionseinheit mit 10 m Durchmesser in ein Mutterschiff mit 100 m Durchmesser eingesetzt werden, dass wiederum in einem noch größeren Mutterschiff mit 1000 m Durchmesser transportiert wird.
Falls noch Wünsche in Bezug der Tragfähigkeit und Schnelligkeit, die von der Fläche des Segels abhängig sind, offenstehen sollten, wäre auch die Erweiterung um eine zusätzliche Einheit möglich, die z. B. einen Durchmesser von 10 000 m haben könnte.
Elektromagnetische An- und Entkopplung mittels einer Ringscheibe aus ferromagnetischem Material als Andock-Innenring
Die in 8 dargestellte mechanische Andockmöglichkeit könnte durch eine komplett magnetische Andockvorrichtung ersetzt werden. Hierbei befindet sich an der Stelle des Innenringes aus Rohrmaterial eine Scheibe aus ferromagnetischem Material (Eisen bzw. eisenhaltiges Material).
Der Außenring des andockenden Fahrzeuges wäre in diesem Fall genauso groß wie der Innenring des Trägers, beide Ringe würden sich somit bei der Kopplung aufeinander legen.
Die Haftung des andockenden Raumfahrzeuges würde durch Elektromagneten, die an der andockenden Seite des Außenringes der Tochter-Einheit befestigt wären, erzeugt.
Um nicht auf ständiges Einschalten der Elektromagneten angewiesen zu sein, könnte diese Kopplungseinrichtung mit schwächeren Permanentmagneten kombiniert sein, die schwach genug sind, dass die eingeschalteten Thruster einer startenden Tochtereinheit deren Haltekraft überwinden können.
Eine weitere Variante wäre die Kombination der Verwendung von Permanentmagneten und von Elektromagneten, deren Pole so ausgerichtet sind, dass diese beim Ablegen von der Ringscheibe abstoßen.
Mechanische Andock-Halterung (8)
Im Grunde genommen zieht der Erfinder ein schlichtes elektromagnetisches Ankoppeln an einem Innenring in Form einer magnetischen (eisenhaltigen) Ringscheibe an der Mutterstruktur und von Elektromagneten an der Tochter-Einheit vor, denn dies ist ein einfach zu steuernder Vorgang – die Elektromagneten der Tochtereinheiten werden beim Ankoppeln eingeschaltet und beim Abkoppeln wieder abgeschaltet.
Diese Ankopplungsart sollte bei den im Weltraum herrschenden Bedingungen wegen der kaum vorhandenen Gravitation in den meisten Fällen vollkommen ausreichend sein.
Da es jedoch müßig ist, die triviale Befestigung der aus magnetischem Material bestehenden Ringscheibe an dieser Stelle zu schildern, soll hier als Variante die in 8 gezeigte mechanische Kopplung mittels Innenring erläutert werden.
Dies hätte Vorteile als zusätzliche Absicherung der eingekoppelten Objekte, etwa bei Ausfall der Stromversorgung zu den Elektromagneten oder einfach als Stromsparmaßnahme, oder als Verstärkung der Kopplung bei Raumfahrzeugen, die für den Wiedereintritt in planetare Atmosphären gedacht sind.
Auch bei Strukturen, bei denen eine besonders leichte und dennoch stabile Ausführung gewünscht wird, wäre die Verwendung eines Innenringes in Rohrform aus z. B. CNT-Material wegen der hohen Belastbarkeit, des relativ geringen Gewichtes dieser Materialien und der hohen Stabilitäts-Effektivität der Rohrform bei minimalem Materialverbrauch vorzuziehen.
Montage einer mechanischen Andock-Halterung (8)
In 8 ist eine mechanische Andocklösung an einem Innenring dargestellt, die mittels mehrerer (im Beispiel 4) Andock-Halterungen (5.1), in die der Außenring einer Tochtereinheit angedockt ist, realisiert wurde.
Die Montage dieser Halterungen erfolgt ausgehend von der Innenseite des Ringes durch Hindurchstecken der freien Enden der Halterungsgabel (5.1.1) sowohl durch den Rohrkörper als auch durch eine der Befestigungsschellen (5.1.2) oder (5.1.3), die an den hierfür vorgesehenen Stellen bereits vorbereitete Bohrlöcher besitzen.
Der Steckvorgang wird durch einen Anschlag (5.1.1.2) begrenzt, der z. B. in Form einer Verdickung der Stange oder einer an der entsprechenden Stelle befestigten Begrenzungs-Ringscheibe realisiert werden kann.
Die Befestigungsschelle umfasst einen Teil des Rohres nach dem Hindurchstecken der Gabel vollständig (z. B. die untere Hälfte) und bildet mit der zweiten Schelle eine Verstärkung der Befestigung, wenn beide Schellen mittels einer von oben nach unten oder von unten nach oben durchgehenden Befestigungs-Schraube (5.1.4) und der Mutter (5.1.6) um den Rohrkörper des Innenringes gepresst werden.
Die mit einem Außengewinde versehenen Enden der Haltegabel (5.1.1) werden mittels zweier Gabelenden-Schraubhülsen (5.1.8), die ein Innengewinde und am Kopfende einen Anschlag in Form einer Anschlagskante besitzen und durch die Gabelhalteplatte (5.1.5) gesteckt werden, angezogen. Hierdurch ist die Befestigung der Haltegabel abgeschlossen.
Die Haltevorrichtung wird komplettiert durch jeweils zu den Halterungsgabeln auf Haltegurten der Tochtereinheit angebrachten Elektroschlössern (5.1.7).
Die Befestigung eines Schlosses kann bevorzugt durch Verschrauben einer Elektroschloss-Halteplatte (5.1.9) an der Unterseite des Schlosses erfolgen, wobei der Gurt zwischen Schlossunterseite und Halteplatte eingeklemmt wird.
Mutter-Tochter-Enkel-Einheiten als Transporter, Stromversorgung und Landeeinheiten (Lander/Prospector)
Ein weiteres Anwendungsbeispiel der Verschachtelungstechnik wäre ein Transport-Mutterschiff als Solarsegler mit z. B. 100 m Durchmesser und einer flugfähigen Stromversorgungseinheit von ca. 10 m Durchmesser in die wiederum das eigentliche Landefahrzeug von z. B. 5 m Durchmesser in den Innenring eingekoppelt ist.
So könnte der Lander mitsamt Stromversorgungseinheit vom Mutterschiff am Einsatzort in der Nähe des Asteroiden ausgesetzt werden, wo diese sich dann ebenfalls trennen.
Das Landefahrzeug wäre mit Batterien die ihm erlauben Energie durch Einkoppeln in die Stromversorgungseinheit wieder aufzuladen und/oder Energieempfangseinrichtungen (Rectenna oder Solarzellen) versehen, mit denen die übertragene Energie einer Mikrowellen- oder Laser-Sendeeinheit des Kleinkraftwerkes empfangen werden.
Eine weitere Möglichkeit wäre die direkte Verbindung der über dem Asteroiden schwebenden Stromversorgungseinheit mit dem Lander durch ein Stromversorgungskabel von mehreren hundert Metern, so dass sich die Stromversorgungseinheit immer im Sonnenlicht befindet.
Als Material für das Stromkabel eignet sich insbesondere CNT-Material (Carbon-Nano-Tubes) wegen seiner hohen Reissfestigkeit bei gleichzeitiger Leitfähigkeit und Unempfindlichkeit gegenüber Weltraumeinflüssen.
Vorteil dieser Lösung ist, dass Batterien eingespart und auf die Energieempfangs- und Sendeeineinrichtungen ganz verzichtet werden kann, wobei zusätzlich keine Umwandlungsverluste entstehen.
Die Idee, eine Stromerzeugungseinheit im Weltraum durch ein Kabel oder durch Senden der Energie zu einem Stromverbraucher zu senden, ist sicherlich nicht neu, z. B. wurde Sie im US-Patent 6,194,790 B1 angewandt, in diesem Fall an einem Satelliten.
Neu ist jedoch die Verbindung eines selbst flugfähigen Landers mit der Stromversorgungseinheit und einem Trägerschiff und die Möglichkeit, diese jeweils selbständig an- und entkoppeln zu können. Dies ermöglicht es z. B. den Lander auch über längere Zeit auf der Schattenseite eines Asteroiden einzusetzen während die Stromerzeugungseinheit ständig Strom an den Lander weiterleitet.
Kopplungsinnenringe in großen Weltraumstrukturen
Ein derartiger Innenring ist nicht nur für Raumfahrzeuge, sondern besonders auch für alle rotierenden großen Weltraumstrukturen, an die angedockt werden muss, wie z. B. Raumstationen, Habitate, Kraftwerke (zur Erzeugung von Energie und deren Weiterleitung an die Erde) eine wichtige Ergänzung.
Die Andockeinrichtung ermöglicht es den hier geschilderten scheibenförmigen Raumfahrzeugen mit ihrem äußeren Antriebsring trotz der Rotation anzulegen, wenn sie selbst in der gleichen Winkelgeschwindigkeit wie die Hauptstruktur rotieren.
Diese Strukturen haben idealerweise eine konstante Ausrichtung, die durch Rotation stabilisiert werden kann. Außerdem können/sollten z. B. Habitate und Raumstationen auch zur Erzeugung von künstlicher Schwerkraft rotieren.
Hingegen steht bei einer weiteren Großstruktur, einem Weltraum-Kraftwerk, das einerseits seine Solarkollektoren zur Sonne ausrichten und andererseits die Energie zur Erde oder sonstigen Zielen per Mikrowelle oder Laser mit großer Genauigkeit an ein begrenztes Ziel über große Entfernungen senden muss, die Sicherung der Ausrichtung im Vordergrund.
Ein plötzliches Abweichen vom Zielgebiet, z. B. ausgelöst durch den Impact mit Weltraum-schrott oder sonstigen Objekten dürfte insbesondere bei Laserübermittlung von Energie verheerende Auswirkungen haben und sollte daher durch Rotationsstabilisierung verhindert werden.
Rotierende Kreisel oder Gyroskope etwa sind sehr schwer von ihrer Ausrichtung abzubringen, dies umso mehr, wenn ein Großteil der Masse sich an der Außenkante befindet (wie bei Außenringstrukturen) und dieser außenliegende Masseschwerpunkt weit vom Zentrum der Scheibe entfernt liegt.
Günstigerweise eignen sich gerade die vom Erfinder entwickelten ringförmigen Weltraumstrukturen wegen ihrer Merkmale, die in der Grundform einem besonders stabilen Kreiselkörper entsprechen, hervorragend für diese Art der Stabilisierung.
Man stelle sich eine Ringstruktur mit einem Durchmesser von mehreren hundert Metern vor. Einen Kreisel von derartiger Größe bei dem sich zudem noch ein großer oder evtl. sogar der größte Teil der Masse im bzw. am Außenring (z. B. die äußeren Thrustereinheiten) befindet, hat es bisher noch nie gegeben.
Diese extrem vergrößerten Maße der für die Stabilität der Ausrichtung einer rotierenden Struktur entscheidenden Merkmale lassen ein ebenfalls extrem stabiles Lageverhalten vermuten. Hinzu kommt, dass diese Struktur im Weltraum keinen störenden Friktionskräften ausgesetzt ist.
Andockvorgang (hier an rotierenden Weltraumstrukturen)
Ein Objekt, das rotiert kann am besten im Zentrum angedockt werden, da die Wahrscheinlichkeit, dass das andockende Fahrzeug durch die Fliehkraft weg geschleudert wird, mit der Entfernung vom Zentrum immer mehr zunimmt.
Das „Herunterfahren” (Stoppen) der Rotation besonders massereicher Großobjekte und anschließende Hochfahren ist äußerst energieaufwendig.
Die Notwendigkeit, das rotierende Objekt herunterzufahren, kann jedoch durch Verwendung des Innenringes als Dockingstation vermieden werden, wenn das andockende Raumfahrzeug selbst auch rotiert. Dadurch wird nicht nur Energie eingespart, sondern auch z. B. bei bemannten Raumstationen der normale Betrieb nicht gestört.
Dieser Andockvorgang zwischen zwei rotierenden Objekten soll im nachfolgenden näher beschrieben werden.
Das andockende Fahrzeug, bei dem es sich vorzugsweise um ein tellerförmiges Antriebsring-Raumfahrzeug nach 1 handelt, könnte sich in einer festgesetzten Entfernung (Grundstellung) über dem Andockring platzieren und selbst mit der gleichen Winkelgeschwindigkeit wie die Station rotieren.
Mit Hilfe der nach oben ausstoßenden (Ionen)-Thruster (1.6) in 1, die aufgrund ihrer sehr geringen Schubkraft auch eher bedächtige Manöver zulassen, nähert sich das Schiff behutsam weiter rotierend der Station und setzt kurz vor Erreichen der Andockhalterungen mit dem Gegenschub der nach unten ausstoßenden und somit nach oben beschleunigenden Thruster (1.6) ein, um die Andockgeschwindigkeit auf ein Minimum herunterzusetzen.
Ein sanftes Aufsetzen des Raumschiff-Außenringes sollte das Ergebnis der bisherigen Annäherung sein.
Obwohl der Gedanke des Andockvorganges eines Raumfahrzeuges, das sich hierbei in Rotation befindet, ungewöhnlich erscheinen mag, geht der Erfinder davon aus, dass dies für ein rotierendes Fahrzeug der hier beschriebenen Art wegen der lagestabilisierenden kreiselkörperförmigen Form einfacher ist als für nicht rotierende Fahrzeuge.
8 zeigt ein Raumfahrzeug, das mit seinem Außenring in den inneren Ring einer größeren Einheit angedockt ist. Bei der größeren Einheit könnte es sich z. B. um einen riesigen Solarsegler oder um eine ringförmige Raumstation bzw. ein Materialdepot oder um ein Weltraum-Solarstromkraftwerk handeln.
Wenn beide Kopplungsobjekte bei der Annäherung rotationsstabilisiert sind, dürften sie, wenn sie sich in einer festgesetzten Entfernung (der Ausgangsstellung) mit gleicher Winkelgeschwindigkeit parallel gegenüberstehen, weiterhin auch beim Zusammentreffen die gleiche Ausrichtung haben.
Also auch bei der eigentlichen Kopplung, dem abschließenden Einsetzen des Außenringes 6 des andockenden Raumfahrzeuges in die am Innenring 5 der Raumstation angebrachten Andockhalterungen (5.1).
Die Feinausrichtung des ankoppelnden Fahrzeuges könnte z. B. durch 4 in jeweils 90 Grad Entfernung voneinander am Außenring (6) des Raumfahrzeuges angebrachte Positionspeilsender erfolgen, die auf jeweils 4 ebenfalls in 90 Grad Entfernung am Innenring (5) des anzulaufenden Objektes angebrachten Gegenstellen nahezu senkrecht gegenüberliegen und auf eine festgesetzte Distanz – der Grundstellung – einjustiert sind.
Hat nun jeder dieser vier kalibrierten Peilsender die genau gleiche Entfernung zum Gegenstück (z. B. in Form eines Empfängers oder in Form eines Reflektors) am anzulaufenden Objekt und ist die festgelegte Entfernung erreicht und beide Objekte rotieren mit der gleichen Winkel-Geschwindigkeit, befindet sich das Raumfahrzeug in der Grundstellung und die Annäherung kann beginnen.
Hierzu werden nachfolgend die einzelnen Phasen des Andock-Vorganges beschrieben:

a) Das Andockobjekt platziert sich in einer festgesetzten Entfernung genau parallel zum Mutterschiff bzw. der Station oder des Objektes oder des Raumschiffes über dessen Zentrum.
b) Die Rotationsgeschwindigkeit wird angeglichen.
c) Die Annäherung wird durch gleichzeitiges Zünden der nach unten schiebenden Thruster eingeleitet.
d) Vor dem Auftreffen werden die nach unten ausstoßenden Thruster solange gezündet, bis die Annäherungsgeschwindigkeit fast auf Null gesunken ist. Das Auftreffen erfolgt dann sanft mit der noch verbliebenen Restgeschwindigkeit.
f) Die Bolzenriegel der Magnetschlösser (5.1.7) schieben sich unter der Halterungsgabel (5.1.1) hindurch über das Rohr des Außenringes (6) und befestigen somit das ankoppelnde Objekt.

Bei einem späteren Ablegen werden die Riegel der Magnetschlösser wieder eingezogen und das Tochterobjekt kann seine Thruster starten und zunächst gerade nach oben beschleunigen bevor es dann in die gewünschte Richtung abdreht.
„Fliegender Weltraum-Käscher” als Weltraumschrott- und Trümmersammler, zur Erhöhung von Satelliten-Orbits mit Schleppnetz bzw. -Sack sowie als Fangeinheit für Mass-Driver-Transport – s. 9 und 9.a –
Wegen Impactgefahr sollte die Umgebung von Weltraumeinrichtungen, wie z. B. Solarstrom-Weltraumkraftwerken oder Raumstationen, sowie auch häufig benutzte Flugbahnen besonders vor herumfliegenden Trümmern, Weltraumschrott und ähnlichem geschlitzt werden.
Die beste Möglichkeit, ist sicherlich derartige Trümmer nicht entstehen zu lassen. Dies ist jedoch nicht immer möglich. Ein guter Kompromiß wäre sicherlich, die Verursacher zu verpflichten, ihren Schrott bzw. Ihre Trümmer zumindest in der Umgebung der Erde selbst zu entsorgen, bzw. die Entsorgung durch hierzu beauftragte Einrichtungen zu bezahlen.
Eine einfache Möglichkeit, derartige Aufgaben zu verrichten, wäre ein Flugring-Raumfahrzeug, das aus kaum mehr besteht, als aus einem Antriebsring und ein in diesen eingehängtes Netz oder eine sackförmige bzw. käscherförmige Sammeltasche, mit dem das Raumfahrzeug den Weltraumschrott einsammelt.
Steuerung, Empfangs- und Sendeeinheiten sowie Kameras dieses Raumfahrzeuges wären mit entsprechenden Halterungen ähnlich wie die Thrustereinheiten am Aussenring angebracht.
Solange der fliegende Käscher vorwärts beschleunigt, werden die gefangenen Objekte durch den Beschleunigungsdruck im Netz gehalten.
Beschleunigt der Käscher plötzlich in die Gegenrichtung, was ihm ohne weiteres durch die gegenläufige Ausrichtung der Doppelthrustereinheiten möglich ist, bewegen sich die eingefangenen Objekte mit der bisherigen Geschwindigkeit weiter in die bisher eingehaltene Richtung und verlassen das Netz/den Käscher wieder.
Somit könnte der Weltraumschrott elegant z. B. durch Kollisionskurs in Richtung Mond gestossen und damit auf diesen entsorgt werden, während der Käscher seinen Kollisionskurs beendet und weiteren Schrott zur Entsorgung sammelt.
Für ein derartiges Fahrzeug wäre es bei entsprechender Größe auch kein Problem, Satelliten „einzufangen” und anschließend auf einen anderen Orbit zu transportieren, also meistens um die Orbitbahn wieder zu erhöhen.
Gegenüber dem nachstehend noch beschriebenen von der Firma Orbital Recovery vorgesehenen Andockvorgang, bei dem das andockende Recovery Raumfahrzeug sich an einem Satelliten ohne hierfür vorgesehene Andockeinrichtung befestigen muss, bestünde hierbei nicht die Gefahr eines Abdriftens bzw einer nicht mehr beherrschbaren Rotation des Satelliten.
Eine andere Option ist die Einfügung eines Netzes/Sackes/Käschers als Funktionseinheit in den Innenring eines Solarseglers bzw. Raumfahrzeuges. Durch Verwendung eines Solarseglers wird die Einsatzdauer erheblich erhöht, bevor der Ersatz der aufgebrauchten Thrustereinheiten (mit dem damit zusammenhängenden Treibstofftank) erforderlich ist.
Als Material für das Schleppnetz bzw. den Schleppsack wird ein Gewebe aus Carbon-Nanotube-Fasern (CNT) vorgeschlagen, mindestens jedoch carbonfaserverstärktes Kompositgewebe.
Der Vorteil dieser Käscher-/ und Sack-Raumfahrzeuge besteht in der einfachen Möglichkeit, durch Ansteuern Material bzw. Objekte einzusammeln und ggf. zu entsorgen, ohne das hierfür besondere Sammelgerätschaft wie z. B. Roboterarme verwendet werden müßten.
Eine weitere Verwendungsmöglichkeit eines derartigen fliegenden Käschers/Sackes wäre die Aufnahme und der Transport von z. B. auf Asteroiden oder auf Monden gewonnener Rohstoffe.
So könnte das SSI-Mass-Driver Konzept, bei dem ferromagnetische Objekte bzw. Rohstoffe mit Hilfe magnetischer Schienen in den Weltraum geschleudert werden, in einem derartigen Käscher, der die geschleuderten Objekte an seinem Zielort wieder einfängt, seine ideale Ergänzung finden.
So könnten geförderte Erze, bzw. metallhaltige Gesteine vom Ursprungsort zum Bestimmungsort oder zu einem Verteilungsknoten befördert werden, ohne dass hierfür Raumfahrzeuge erforderlich wären.
Eine weitere Möglichkeit wäre das Mass-Driver Schleudern von magnetischen Material-Containern um z. B. staub- und sandartige Rohstoffe zu befördern. Ein wesentlicher zusätzlicher Vorteil ist, dass diese Container auch nichtmagnetische Materialien transportieren können und das sie mit einem Sender und ggf. einem rudimentären Thrusterantrieb ausgestattet sein könnten, der sowohl die Positionsbestimmung als auch das Einfangen vereinfacht.
9 zeigt einen fliegenden Käscher (hauptsächlich für das Einsammeln von Weltraummüll und Erhöhung von Satellitenorbits gedacht), 9a zeigt einen fliegenden Sack, der eher zum Einsatz als flugfähiger Rohstoffsammelbehälter gedacht ist.
Trägerschiff mit Innenring als Reparatur- und Wartungseinheit sowie Schleppeinrichtung
Ein mit einem Innenring versehenes Raumfahrzeug bzw. Solarsegler könnte mit einer flugfähigen Reparatureinheit ausgestattet, als Werkstatteinheit dienen. Diese würde aus einem flugfähigen Thrusterring mit darin eingepaßten Werkzeug-/Ersatzteil- und Abfall-Container bestehen, auf den der Oberkörper eines Reparatur-Roboters aufgesetzt ist.
Dieser Reparatur-Roboter hätte vorzugsweise 4 Arme, da er im freien Raum Reparaturen bzw. Wartungsarbeiten (z. B. Austausch der Thrustereinheiten) vornimmt, bei denen er sich am Reparatur-Gegenstand mit zwei Armen festhält und dabei mit den beiden anderen Armen und Händen repariert.
Das zweite Armpaar ist deshalb so wichtig, weil im schwerelosen Raum jede noch so geringfügige Berührung ein Abstoßen vom zu wartenden bzw. zu reparierenden Objekt bewirken kann und auch die Möglichkeit gegeben sein muss, um Gegendruck auszuüben.
Sicherlich wäre auch eine Befestigung durch Leinen, Anker, Magnetleinen u. ä. denkbar. Die Lösung mit dem zweiten Armpaar und flugfähigem Untersatz scheint jedoch die praktischste zu sein.
Ein weiteres Erfordernis für eine menschengesteuerte robotische Reparatur-Einheit wären zwei Kameras, die an einem kopfartigen Gebilde angebracht sind. Hierdurch könnte ein menschlicher Seheindruck für die Fernsteuerung mittels Virtual Reality Steuerung durch menschliche Astronauten entstehen.
In erster Linie ist diese Wartungseinheit dafür gedacht, Einheiten einer Raumflotte aus Solarseglern und Raumfahrzeugen mit Thrusterring nach diesem Patentantrag zu warten, insbesondere also die steckbaren Thrustereinheiten nach dem Vorantrag auszutauschen und da diese gleichzeitig mit einem Tank versehen sind, hierdurch gleichzeitig „nachzutanken”.
Auch das Betanken von mit einem außen liegenden Tankanschluss versehenen größeren Thrustereinheiten könnte durch derartige Wartungsroboter mit Thrusterring vorgenommen werden.
Im Idealfall würden also die Einzeleinheiten einer Raumflotte nicht mehr zur Wartung oder zur Treibstoffaufnahme zu einer Raumstation zurückkehren, sondern sie würden von dem Wartungsschiff das gleichzeitig ein Ersatzteillager darstellt, am Einsatzort aufgesucht. Durch Warten mehrerer Schiffe, die sich in räumlicher Nähe zueinander befinden, könnten daher Rückkehr-Zeiten eingespart werden.
Auf dem Trägerschiff mitgeführte Ersatzteile, wie z. B. Solarzellen, Thrustereinheiten, Solarsegelstoff und Ringsegmente lassen eine weitere Verlängerung der Einsatzdauer zu.
Sollte die Notwendigkeit bestehen, Objekte abzuschleppen, könnte auch der Einsatz von 3 ineinander gestaffelten Einheiten erfolgen, z. B. zwei Solarsegler und die Reparatur-Funktions-Einheit, wobei die Reparatur-Einheit die Kopplung der größten Einheit mit dem Abschleppgut vornimmt und dann wieder mit dem zweiten kleineren Thrustersegler koppelt und separat den Rückweg antreten kann.
Verwendung des Innenringes für Weltraumschlepper (space tug) und Ladungstransport
Durch den Innenring, der bei sehr großen Einheiten durchaus auch beträchtliche Ausmaße einnehmen kann, (etwa ein 1000 m Raumschiff mit 100 m oder 200 m Innenring) ist es möglich, Objekte, z. B. Satelliten oder kleine Asteroiden in das Zentrum des Raumschiffes einzuspannen und in eine andere Richtung zu beschleunigen ohne das die im Ring gehaltenen Objekte auf einmal ein Eigenleben entwickeln.
Der Innenring bietet somit durch die sichere Befestigung des Ladegutes die Möglichkeit, das Raumfahrzeug auch mit aufgenommener Last komplikationslos zu lenken.
Bei der Lenkung ist gerade der große Hebel, den die Thruster am Außenring des Raumfahrzeuges bei Unterbringung der Ladung im Zentrum besitzen, behilflich. Unterstützt wird eine derartige Einspannaktion durch die Verwendung von am Innenring angebrachten Seilwinden mit entsprechendem Haltewerkzeug, wie z. B. Seile, Gurte, Magnete, Halteringe, Karabinerhaken, u. ä., wobei die Winden durch entsprechendes Anziehen für eine stramme Spannung sorgen können.
Innenring-Seilwinden mit unterschiedlichen Funktionen (8)
In 8 sind 4 elektrische Seilwinden (5.2) mit 4 unterschiedlichen Funktionalitäten dargestellt.
Die Aufnahme von vier unterschiedlich ausgestatteter Winden erfolgte nur zur Verdeutlichung der verschiedenen Verwendungsmöglichkeiten.
Sinnvoller ist es selbstverständlich, mindestens zwei, idealerweise 4 gleichartige Winden zur sicheren Befestigung im Inneren der Struktur zur Verfügung zu haben. Durch entsprechendes Anziehen der Winden, so dass für jede einzelne eine gleichmäßige Spannung entsteht, können die zu transportierenden Lasten sicher und ohne bei Kursänderungen bzw. Beschleunigungen unkontrolliert umherzuschlagen, eingespannt werden.
Ein Transport- bzw. Containerschiff wäre z. B. mit mindestens 4 Karabinerhakenwinden, die im Abstand von 90 Grad am Innenring angebracht sind, ausgestattet.
Die erste Seilwinde (5.2) links oben verfügt lediglich über ein Seil, bzw. einen Gurt, das/der an dem Transportgut extern durch Roboter bzw. Astronauten befestigt werden muß. Die nächste Seilwinde rechts oben ist mit einem Ring am Ende des Seiles bzw. Gurtes ausgestattet, die in der Regel ebenfalls von Astronauten/Robotern platziert werden müssen.
Bei der Winde rechts unten handelt es sich um einen Karabinerhaken, dessen Schließteil in diesem Fall nicht an der Seite, sondern oben öffnet. Gedacht ist hierbei hauptsächlich an das Aufnehmen von Weltraum-Transportbehältern mit Außenring bzw entsprechenden hierfür vorgesehenen Halterungen zur Befestigung der Haken.
Diese Möglichkeit der einfachen (sogar robotisch gesteuerten) Lastenaufnahme und Befestigung ist einer der wichtigsten Vorteile derartiger mit Antriebs-Außen- und Andock-Fracht-Innenring ausgestatteten Solarsegler/Raumfahrzeuge gegenüber den riesigen, quadratischen Masten-Solarseglern zum Ladungstransport, die in den bisherigen Solarseglerdesigns verwendet wurden.
Der Erfinder/Autor kann sich nicht vorstellen, wie die Aufnahme, bzw. das Entlassen von Ladung bei einem derartigen riesigen Mastensegler erfolgen soll, ohne das das Raumfahrzeug durch umherschlagende Ladung gefährdet wird, insbesondere durch Bruchgefahr der Mastlager oder Gefahr der Beschädigung des Solarsegels.
Auch wenn sich diese Probleme evtl. durch entsprechende Navigation und Bewegung des Raumfahrzeuges meistern lassen könnten, würde die hierfür erforderliche Logistik insbesondere bei aus großer Entfernung gesteuerten Raumfahrzeugen die Handhabung nur unnötig erschweren.
Die genannte Einspannmöglichkeit ist auch aus anderen Gründen nicht zu unterschätzen. So hat z. B. die US-Firma Orbital Recovery ein Konzept erarbeitet, um Satelliten, deren Treibstoffvorrat zu Ende geht und deren Orbit sich immer mehr der Erde nähert, wieder auf einen erdferneren Orbit zu versetzen (GLES (TM) – Geosynch Spacecraft Life Extension System).
Dies könnte lt. Aussagen von Orbital Recovery die durchschnittliche Lebensdauer eines Satelliten von 15 Jahren auf 25 Jahre verlängern, was bei den nicht unerheblichen Kosten für Herstellung und Launchen eines Satelliten eine deutliche Kosteneinsparung bedeuten würde.
Hierfür wurde ein Ionen-Thruster getriebenes Raumfahrzeug konstruiert, für das offensichtlich laut Internetseiten der Firma noch ein Patentantrag anhängig ist.
Dieses Fahrzeug soll sich an den zu schleppenden Satelliten anheften, diesen mit Hilfe des Ionen-Antriebes auf den vorgesehenen Orbit schleppen und auch weiterhin bis zum Ablauf der Benutzungsdauer an diesem als Ersatzantriebseinheit befestigt bleiben.
Das Kopplungsmanöver ist nach Ansicht von Experten lt. NewScientist.com jedoch nicht gerade ungefährlich, ein kleiner Stoß könnte den Satelliten derart in Drehung versetzen, dass er unkontrolliert rotiert. Das Schleppfahrzeug, welches nicht mit Haltemöglichkeit versehen ist, wäre in einem solchen Fall hilflos und die Mission gescheitert.
Ein Antriebsring-Raumfahrzeug mit Andockring würde bei einem ähnlichen Einsatz zumindest die Kopplung vereinfachen, da das Einspannen eines Satelliten von mehreren Seiten mittels der am Ring befestigten Seilwinden möglich wäre und ein allerdings noch zu entwickelnder Roboter auf der Service-Funktionseinheit mit seinen vier Armen mit einer kritischen Situation besser umgehen könnte.
Eine weitere Möglichkeit wäre, das Schleppfahrzeug mit flugfähigen Halte(insbesondere Elektromagneten) bzw. Greifvorrichtungen zu versehen, die an den Enden der Seile/Gurte der Seilwinden befestigt sind. In 8 ist dies durch die Seilwindeneinheit (5.2) links unten dargestellt.
Es handelt sich hierbei wieder um einen allerdings kleineren Flugring, der bereits im Vorantrag behandelten Bauart. Ein derartiger Flugring könnte z. B. auch einem Astronauten helfen, an einen gewünschten Einsatzort zu gelangen. Er wird einfach durch Einziehen der Seilwinde an den Innenring gezogen und dort ggf. noch unterstützt durch Elektro-Magnethalter solange am Ring gehalten, bis er zum Einsatz kommt.
Die einfachste Art der Kopplung scheint die elektromagnetische zu sein. Daher ist es sinnvoll, wenn die Windenflugeinheit mit einem schaltbaren Elektromagneten und das Transportgut selbst magnetisch oder zumindest mit magnetischen Ankopplungsflächen, die an den hierfür günstigsten Stellen angebracht sind, ausgestattet ist.
Der Ankopplungsvorgang erfolgt dann durch Annäherung der Windenflugeinheiten an das Transportgut, Einschalten des Elektromagneten und Kontaktaufnahme. Durch Anziehen der Winden bis zur gewünschten Transportspannung wird das Transportgut dann während des Transportes im Innenring gehalten.
Anschließend kann es dann wieder entlassen oder sogar zunächst durch die Windenflugeinheiten an ihren Bestimmungspunkt befördert werden (falls sich dieser im Weltraum befindet).
Der Erfinder geht hierbei davon aus, das bei Verwendung von Ionen-Thrustern an den Flugringen der Windenflugeinheiten weder Schaden am Transportgut noch am Raumtransportfahrzeug entsteht, weil im Gegensatz zu chemischen Antrieben nur geladene Teile (z. B. aus Xenon-Gas) anstelle von gezündetem Treibstoff ausgestoßen werden.
Als Material für die Seile/Faden/Gurte der Seilwinden schlage ich vor, das hierfür Carbon Nanotube-(CNT)Materialien verwendet werden, die bereits heute (z. B. durch die französische Firma Nanoledge) industriell hergestellt werden.
Dieses Material ist unvorstellbar reißfest, weltraumtauglich und zudem noch elektrisch leitend.
So könnte z. B. mit einem CNT-Faden von Nähgarnstärke auf der Erde ein Auto in der Luft gehalten werden (Quelle Edwards/Westling „The Space Elevator”).
Dies ist natürlich im Weltraum (und auf gravitationsarmen Asteroiden) vollkommen ausreichend, da im Weltraum keine Gravitation zu überwinden ist, so das ein derartiger „Bindfaden” Objekte ziehen bzw halten könnte, die auf der Erde tausende von Tonnen wiegen würden.
Zudem kommt die elektrische Leitfähigkeit gerade recht, um den für den Elektromagneten erforderlichen Strom zu leiten.
So könnte z. B. ein verzwirnter Faden aus mindestens zwei CNT Strängen erzeugt werden, von denen mindestens einer oder ggf. auch beide elektrisch isoliert sind, damit die erforderlich positive und negative Spannung über die Fäden vom Raumschiff zu den Elektromagneten der Windenflugeinheiten geführt wird.
Ersatz der Halte- und Tragegurte (2.1), (2.2) und (2.3) durch hochreissfeste „Fäden” in der Form einer Bespannung
Nicht nur (aber auch) die o. a. enorme Widerstandsfähigkeit des Nanotube-Materials, sondern auch die zu erwartenden geringen mechanischen Belastungen, haben den Entwickler dazu gebracht, sein ursprüngliches Konzept der Gurtbefestigungen im Thrusterring noch einmal zu überdenken.
Die Gurte haben ihre Vorteile, z. B. eine unvorstellbare Haltbarkeit, die Verwendbarkeit bewährter Gurtbefestigungstechnologien (Ratschen, Spanner, etc.) und auch die Chance, das ein Gurt selbst bei Impacten mit Micro-Meteoren nicht vollständig zerstört wird, weil wenige dieser Meteore einen größeren Durchmesser als 2 cm haben (The Space Elevator, Seite 27).
Nanotubes haben eine theoretische maximale Zugfestigkeit von 3000 Tonnen je Quadratzentimeter (The Space Elevator Seite 9), dies entspricht einem 1 mm dicken Gurt von 10 cm Breite.
Selbstverständlich kann diese theoretische Stärke (noch) nicht erreicht werden, jedoch rechnen die Autoren dieses Sachbuches für das Kabel ihres Space Elevators mit immerhin noch 1327 Tonnen Tragfähigkeit je cm² Stärke.
Ist es jedoch außer bei schnell rotierenden Gebilden wie der im Vorantrag behandelten Rotationsschleuder unbedingt nötig, eine derartige Haltbarkeit im Weltraum zu fordern?
Und dies in einer Umgebung in der tonnenschwere Massen kein, bzw kaum ein Gewicht haben oder sich im Zustand des freien Falles befinden und die regelmäßige Belastung der Struktur überdies noch durch das geringe Beschleunigungsvermögen der verwendeten Solarsegel und Ionen-Thruster-Antriebe begrenzt ist.
Für ein Forschungsraumschiff, das ausschließlich im Weltraum eingesetzt wird und nur die erforderlichen wissenschaftlichen Instrumente und Solarzellenanlagen zur Stromerzeugung als Nutzlast befördert, sicherlich nicht.
Wie würde das Ganze aussehen bei einem Lander, der auf einem Asteroiden landet und dort Rohstoffe gewinnt und wieder abtransportiert?
Nehmen wir als Beispiel einen größeren Asteroiden oder den Marsmond Phobos der z. B. eine für einen Kleinplaneten bereits recht respektable Schwerkraft von einem Tausendstel der irdischen Schwerkraft entwickelt.
Eine gewonnene und vom Asteroiden abtransportierte Rohstoffmenge von einer Erden-Tonne hätte ein Asteroiden-Gewicht von lediglich einem kg..
Selbst ein „normaler” Carbonfaser Bindfaden von 1 mm² Stärke (mit einer möglichen Zugbelastung von 210 to je Quadratzentimeter, also 2,10 to je qmm) wäre hoffnungslos überdimensioniert, um diese Last bei einem Start zu halten.
Die Idee ist daher das Design des Kopfes eines Badmintonschlägers auf die hier behandelten Raumfahrzeuge mit Thrusterring zu übertragen.
Das heißt, der Thrusterring erhielte eine netzartige Bespannung mit sich kreuzenden (idealerweise rechtwinklig kreuzenden) Fäden.
Die Spannung dieser Fäden würde eine relativ rigide Fläche abgeben, auf der nahezu beliebig an allen Stellen der Ebene, Nutzlast befestigt werden kann (z. B. durch einfaches Festbinden und Verknoten, jedoch auch unter Verwendung entsprechender Beschläge, wie z. B. Greifhaken).
In der Regel würde dies derart erfolgen, das Solarsegel und Solarzellen auf der einen meist der Sonne zugewandten Seite befestigt sind, während die restliche Nutzlast auf der Unterseite der Bespannung untergebracht ist.
Allerdings wäre der Rahmen in diesem Fall der idealerweise regelmäßig runde Thrusterring. Durch das Rohr dieses Ringes müssten vollständig durch beide Wände durchgehende Löcher, die etwas weiter sind als der Durchmesser des Fadens, gebohrt sein.
Der Faden hätte jeweils an einem Ende eine Verdickung bzw. einen Knoten und würde am äußeren Loch der äußeren Rohrwand eingefädelt, durch das parallele Loch auf der inneren Seite der Rohrwand ebenfalls hindurchgeführt und auf der anderen Seite des Ringes zunächst durch die innere Rohrwand und dann durch die äußere Rohrwand nach außen gezogen und dort idealerweise gespannt verknotet.
Durch die separate Verknotung jedes einzelnen Fadens wäre selbst bei Zerstörung einzelner Fäden durch Meteoriten-Impact weiterhin eine gewisse Festigkeit der Struktur gegeben, solange nicht der Außenring ebenfalls beschädigt wird.
Auch bei der Bespannungstechnik könnte auf Erfahrungen bei der Bespannung von Badminton-Schlägern durch Verwendung ähnlicher Gerätschaften und Techniken zurückgegriffen werden.
So hat es sich bewährt zunächst sämtliche parallel liegenden Sehnen einzuspannen und sodann die kreuzenden Sehnen von oben gesehen jeweils abwechselnd unter sodann über der nächsten und dann wieder unter der übernächsten Sehne usw hindurchzufädeln, wodurch sich eine nach allen Seiten verstärkende Bespannung ergibt, die auftretende Punktbelastungen zu einem großen Teil auf die Gesamtstruktur ableitet und verteilt.
Welchen Sinn hat nun die Verwendung von Fäden anstelle der im Vorantrag vorgeschlagenen Gurte zur Erzeugung der erforderlichen Trage- und Haltestruktur zur Nutzlastbefestigung?
Durch die Verwendung von Fäden kann das Gesamtgewicht einer derartigen Haltestruktur noch einmal deutlich reduziert werden, insbesondere wenn es sich um größere Einheiten handelt.
Weniger Gewicht der Grundstruktur bei gleichzeitiger Beibehaltung der Funktionalität bedeutet jedoch eine höhere Beschleunigung, sowie hierdurch eine höhere Endgeschwindigkeit bei gleicher zur Verfügung stehenden Beschleunigungskraft und/oder die Möglichkeit zusätzliche Nutzlast mitführen zu können.
Gerade z. B. bei Solarseglern, die mit sehr niedrigen Beschleunigungskräften auskommen müssen, zählt jedes eingesparte Kilogramm besonders.
So würde z. B. allein ein 100 m langer Gurt von 1 mm Stärke und einer Breite von 2 cm (0,001 m³) ein Erdgewicht von 4 kg bei der Verwendung von Graphite Fasern und ein Erdgewicht von 2,6 kg bei der Verwendung von CNT-Material haben.
Ein 100 m langer Faden von 0,5 mm² Stärke (50 cm³) hätte jedoch nur ein Gewicht von ca. 100 g bei Graphite und 65 g bei Nanotube-Material (Dichte Graphite 2,0 G/cm³, Dichte CNT 1,3 G/cm³) und wäre immer noch für die Verwendung im schwerkraftlosen Weltraum und auf schwerkraftarmen Asteroiden erheblich überdimensioniert, denn der CNT Faden könnte immer noch nicht benötigte 6,635 to Material tragen.
Selbst wenn die Zahl der verwendeten Fäden durch die Bespannungstechnik im Verhältnis zu einer Gurtbestückung noch deutlich erhöht würde, könnte immer noch Gesamtgewicht bei einer weiteren Reduzierung der Fadenstärke eingespart werden, obwohl gleichzeitig die auftretenden Lasten besser verteilt sind und die Befestigungsmöglichkeiten durch die höhere Zahl der Fäden zunehmen.
Obwohl durch die o. a. Bespannungstechnik bereits eine sehr leichte Raumfahrzeugstruktur bei gleichzeitig hoher Stabilität möglich ist, sind noch weitere Optimierungsmöglichkeiten vorhanden, indem die Rohrquerschnitte noch weiter auf die tatsächlich bei bestimmten Einsatzformen zu erwartenden Lasten verringert und die Zahl der Fäden auf die tatsächlich benötigte Zahl zum sicheren Halt der Nutzlast verringert wird.
Derart optimierte Raumfahrzeug-Strukturen, bei denen auf alle unnötigen Strukturteile verzichtet wird und nur dort Masse eingesetzt wird, wo sie zur Erhaltung der Stabilität und zur Befestigung von Nutzlast auch tatsächlich gebraucht wird, erlauben insbesondere bei Fahrzeugen, die hauptsächlich zur Fortbewegung ohne Nutzlasttransport in größerem Ausmaß vorgesehen sind, eine deutliche Geschwindigkeitssteigerung.
Dies kann durchaus mit der Erhöhung der Effektivität der Datenspeicherung im Computerbereich durch Kompression verglichen werden.
Ferromagnetische Befestigungsklammern als Befestigungshalter an Haltegurten
Obwohl für „normale” Raumfahrzeuge bei der Nutzlastbefestigung das vorstehende Haltenetz- bzw. Bespannungs-Verfahren wegen der geringeren Masse in den meisten Fällen sicherlich die bessere Lösung sein dürfte, hat auch das Gurtbefestigungs-Verfahren z. B. bei riesigen Objekten weiterhin seine Berechtigung.
Breite Streifen aus ferromagnetischem Material könnten genau an den gewünschten Stellen an den Befestigungs- und Haltegurten des Haltenetzes angebracht werden und würden es ermöglichen, Objekte magnetisch daran zu befestigen.
Die Anbringung würde durch einfaches Pressen mit einer Quetschzange erfolgen. Ein denkbares Einsatzgebiet wäre z. B. die Befestigung von Solarzellen an den Haltegurten eines großen Solarstrom-Weltraumkraftwerkes.
(Privat-)wirtschaftliche Anwendungs-Möglichkeiten
Während die bisherigen Entwicklungen in der Raumfahrt zwar wissenschaftliche und technologische Fortschritte auch in anderen Bereichen erbracht haben, sind mit Ausnahme der Verwendung von Satelliten für die Fernseh- und Nachrichtenübertragungen, sowie für militärische Anwendungen zunächst einmal kaum Applikationen entstanden, mit denen auf Gewinn ausgerichtete Wirtschaftsunternehmen Geld verdienen könnten, soweit sie nicht einfach Raumfahrtprodukte für öffentliche Auftraggeber herstellen.
Für die Raumfahrtindustrie und Weiterentwicklung der Raumfahrt besteht immer die Gefahr, dass der Steuerzahler nicht mehr bereit ist, die enormen Summen in der gleichen Höhe weiter zu zahlen wie bisher.
Insbesondere gilt dies z. B. bei Abstürzen von Raumfahrzeugen und Tod von Astronauten, sowie bei Krieg und Kriegsgefahr und dem damit verbundenen höheren Kapitalbedarf aber auch einfach bei wirtschaftlichen Abschwüngen und dadurch knapperen Finanzmitteln.
Um ein wirtschaftliches Disaster für die betroffenen Unternehmen und ihre Arbeitnehmer zu vermeiden, ist es daher dringend erforderlich, neue Betätigungsfelder für die Raumfahrtindustrie zu erschließen, die in absehbarer Zeit einen Gewinn versprechen.
Es ist aber auch erforderlich, die horrenden Kosten für einzelne Missionen zu senken, was durch den Einsatz wiederverwendbarer Raumfahrzeuge, die im Raum stationiert bleiben, (wie den hier vorgestellten Solarseglern) sowie der treibstoffsparenden Solarsegel-Technologie und der hier ebenfalls vorgestellten Modularisierung nach Meinung des Erfinders durchaus möglich wäre.
Die hier entwickelten Mutterschiffe müssen nicht immer wieder neu in den Weltraum katapultiert werden und können für viele unterschiedliche Missionen Anwendung finden. Sie können durch Austausch der Thrustereinheiten nachgetankt und auf die neuesten Thrustertechniken modernisiert werden.
Für die Durchführung spezieller Missionen sind nur die Tochtereinheiten (die zumeist auch mehrfach-verwendbar sind) neu zu planen, herzustellen und in den Weltraum zu befördern, wenn bereits mehrfach verwendbare Mutterschiffe zur Verfügung stehen.
Hierdurch könnten zum einen die auf eine einzelne Mission entfallenden Herstellungskosten für die verwendeten Raumfahrzeuge und zum anderen der Treibstoff- und Technologie-Aufwand zur Überwindung der hohen Hürde der Erdschwerkraft minimiert und bei Einsatz von Solarseglern hinsichtlich des Treibstoffverbrauches noch weiter reduziert werden.
Je weniger Treibstoff transportiert werden muss, desto mehr Leistung verbleibt für die Nutzlast oder desto niedriger wird wiederum der Aufwand für das Raumfahrzeug, das dadurch entsprechend schwächer (und damit kostengünstiger) ausgelegt werden kann.
Ein denkbares wirtschaftliches Betätigungsfeld für die vorgestellte Technologie wäre daher das Auffinden, Gewinnen und Verarbeiten von Rohstoffen im Weltraum.
Auffinden, Gewinnen und Verarbeiten von Rohstoffen im Weltraum.
Der vielversprechendste kurzfristig realisierbare Ansatz zur außerirdischen Rohstoffgewinnung liegt nicht in der Besiedlung des Mondes oder des Mars durch Menschen (insbesondere auch wegen des Aufwandes zur Bereitstellung lebenserhaltender Systeme und wegen der dort herrschenden relativ hohen Schwerkraft), sondern in der robotischen Rohstoffgewinnung von Asteroiden und Kometen, wobei dies möglichst sonnennah geschehen sollte.
Diese Kleinplaneten haben eine äußerst geringfügige Gravitation, so daß es für die Thrusterring- Solarsegler mit Hilfe der normalerweise für die Steuerung verwendeten Thruster möglich ist, über diesen schwebend Proben zu entnehmen und erforderlichenfalls sogar zu landen und danach wieder aufzusteigen bzw dies durch den mitgeführten Lander durchführen zu lassen.
Etwas, was sämtliche bisher konzipierten Solarsegel-Modelle nach Auffassung des Erfinders nicht leisten können.
Sowohl die wegen der Mikrogravitation erheblich geringere Dichte des Bodens und damit leichtere Förderbarkeit als auch die Qualität der Rohstoffe spricht für die Rohstoffgewinnung von Asteroiden.
Bei den schwereren Himmelskörpern wie Monden und Planeten sind die schweren und wertvollen Metalle aufgrund der Gravitation zum großen Teil in tiefere, nicht mehr erreichbare Bereiche abgesunken, während bei den Kleinstplaneten die Förderung fast noch an der Oberfläche möglich ist.
Herkömmliche Raumfahrzeuge mit chemischem Antrieb wären für einen derartigen Einsatz eher ungeeignet, da sie wenn sie denn überhaupt in der Lage wären, einen Asteroiden an seinem Aufenthaltsort mit dem verfügbaren Treibstoff zu erreichen, Probleme hätten, auch noch dort zu landen, wieder aufzusteigen und zur Erde zurückzukehren.
Die Ausbeutung von möglichst sonnennahen Asteroiden ist deshalb so günstig, weil die Antriebskraft des Solarsegels bei der Halbierung der Entfernung zur Sonne quadratisch ansteigt (bei 0,25 AU, also einem Viertel der Erde Sonnenentfernung aus Richtung Sonne ist die auf das Segel einwirkende Sonnenstrahlung 16 mal so stark wie auf Erdhöhe) und ebenso die für den Ionen-Thruster-Betrieb erforderlichen Sonnenstrahlung, die auf die Solarzellen einwirkt.
Sowohl die Segelfläche und damit die Größe des Seglers als auch die Solarkollektoren können daher bei einer Annäherung an die Sonne erheblich kleiner ausgelegt werden.
Obwohl Solarsegel vermutlich selbst auch aus eigener Kraft über Asteroiden schweben können, ist eine bessere Manövrierbarkeit bei ausschließlich thrustergetriebenen Fahrzeugen zu erwarten.
Die hier vorgestellte Möglichkeit des Einsatzes von Raumfahrzeugkombinationen, bestehend aus dem mit einem Solarsegel versehenen Mutterschiff und einem Lander, dessen Antriebsring ausschließlich mit Thruster-Antrieb (insbesondere Ionen-Antrieb) versehen ist, ist daher eine gute Alternative.
Hierbei landen bzw schweben lediglich die andockfähigen, massearmen Landereinheiten, auf/über dem Kleinplaneten, während das große und schnellere Mutterschiff für den eigentlichen Transport zuständig ist.
Dieser Lander könnte mit einem Fallschirm ausgerüstet sein, der von vornherein an der Oberseite seines Antriebsringes in ausgefaltetem Zustand befestigt wäre. Nach dem Rücktransport durch den Muttersegler in die Erdumlaufbahn könnte er dann ein zweites Mal vom Mutterschiff abkoppeln und mit Hilfe des Fallschirms auf der Erde landen.
Sollte er dies unbeschädigt überstehen, würde einer Wiederverwendung nach Austausch der Thruster ebenfalls nichts im Wege stehen.
Ist die vom Erfinder behauptete Landefähigkeit auf, bzw. Schwebefähigkeit über einem Asteroiden einschließlich Ankunft und Rückkehr mit niedrigbeschleunigenden Thrustern überhaupt realistisch?
Das ein Ionen-Triebwerk durchaus größere und schwerere Gebilde als Hauptantrieb antreiben kann, zeigt das Smart I Raumfahrzeug der ESA. Der 75 Milli-Newton-Antrieb (7,5 Gramm Schubkraft pro Sekunde) schafft es, die Umlaufbahn des 367 kg (hiervon 80 kg Treibstoff) schweren Flugkörpers um die Erde immer weiter zu erhöhen, so dass er schließlich in eine Mondumlaufbahn gelangen soll.
Gerechnet wird mit einer 2 bis 2,5 Jahre dauernden Mission, während der das Triebwerk fast kontinuierlich arbeitet.
Das Smart I Triebwerk wäre allerdings bei Verwendung mehrerer Thruster an einem Antriebsring wegen des zu hohen Gewichtes und der zu großen Ausmaße überdimensioniert und nicht praktikabel.
Als Beispiel für die Verwendung an einem Thrusterring-Fahrzeug könnte das russische SPT-60 Triebwerk, das bereits seit 1971 im Weltraum zur Korrektur von Satelliten-Umlaufbahnen verwendet wird, gelten.
Es besitzt eine Antriebskraft von 30 mN und wiegt 1,2 kg. Quelle http://www.videocosmos.com/magazine/nk0799.html
Da bei dem Design nach 1 mind. 4 Thruster in eine Richtung antreiben, würden 120 mN Antrieb erreicht, also insgesamt doch deutlich mehr als der Smart I Antrieb mit seinen 75 mN.
Wäre nicht die begrenzte Treibstoffkapazität, könnte dieses Raumfahrzeug somit bei gleichem Gewicht wie Smart I den Mond oder eben auch erdnahe Asteroiden (Near Earth Asteroides – NEAs) – ggf. aus eigener Kraft erreichen, ohne das Solarsegel hierzu benutzen zu müssen.
Durch die extreme Leichtbauweise und wegen des damit verbundenen geringeren Gewichtes gegenüber Smart I könnte es dies jedoch deutlich schneller als dieses.
Das Gesamtgewicht der 12 Doppelthruster-Einheiten nach 1 mit insgesamt 24 Thrustern würde mindestens 24 × 1,3 kg (1200 g Thrustergewicht und etwa 100 g das umgebende Rohr) = 31,2 kg wiegen.
Im Gegensatz zu den für Smart I benötigten 80 kg Treibstoff würden je Doppelthruster-Einheit (s. hierzu 2.a bis 2.d) jedoch nur etwa 600 Gramm Treibstoff mitgeführt, insgesamt also nur 7,2 kg.
Das Gesamtgewicht der mitgeführten Ionenantriebe einschließlich Treibstoff würde in einem derartigen Fall somit unter 40 kg ausmachen.
Ein Solarsegler mit einem derart ausgestatteten Thrusterring wäre jedoch in der Lage, deutlich länger als Smart I mit Beschleunigung eingesetzt zu werden, da der Hauptantrieb nicht mit den Thrustern sondern mit dem Segel erfolgt und die Thruster nur dazu benötigt werden um das Raumfahrzeug in die gewünschte Lage zu der antreibenden Sonnenstrahlung zu drehen.
Es muss somit erheblich weniger Treibstoff mitgeführt werden.
Schauen wir uns nun einmal die Antriebskraft eines runden Solarsegels von etwa 100 m Durchmesser an.
Auf Erdhöhe entwickelt ein Solarsegel von der Größe eines Quadratkilometers ca. 9 Newton Antrieb. Umgerechnet auf das kleinere 100-m Segel wären dies etwa 70 mN, also geringfügig weniger als der Hauptantrieb von Smart I.
Dies wäre somit ausreichend um das (leichtere) Solarsegel-Raumfahrzeug genau wie Smart I aus dem Erdorbit langsam in den Weltraum hinauszutreiben. Je weiter es sich hierbei der Sonne nähert, umso stärker steigt jedoch die Leistung des Segels.
Welche Masse hätte z. B. ein 100-m Mutter-Segler mit 5-m Lander?
Es soll hier nur eine grobe Schätzung für die tragende Struktur, sowie Solarsegel und Thruster mit Treibstoff für ein 100 m Mutterschiff mit einem 5 m Lander vorgenommen werden.
Bezüglich wissenschaftlicher und sonstiger Nutzlast sowie Solarkollektoren wird auf den Versuch einer Schätzung verzichtet.
Bei dem Mutterschiff handelt es sich um einen Solarsegler mit 12 Doppelthrustereinheiten, einem 100-m Außenring und einem 5,5 m Innenring aus CNT-Rohr-Material mit einem Durchmesser von 6 cm und einer Wandstärke von 1 mm.

Der Außenring ist im Innenbereich mit einer Bespannung von 0,5 mm CNT-Fäden versehen, die in einem Abstand von 25 cm gesetzt ist und den Innenring im Zentrum des Raumfahrzeuges hält. Muttersegler (mit 6 cm Außenring, Innenring, Haltenetz Fadenabstand 25 cm)

CNT-Außenring d = 100 m	ca. 60.000 cm³	= 78,0 kg
	(1,3 g/cm³)
CNT-Innenring d = 5,5 m	ca. 3.260 cm³	= 4,2 kg
CNT-Solarsegel d = 100 m	ca. 7826 m²	= 55,0 kg
	(7 g/m² geschätzt)
CNT-Haltenetz aus etwa 800 Fäden	ca. 47100 cm ³	= 61,0 kg
	(1,3 g/cm³)
mit insgesamt ca. 60.000 m Gesamtlänge
12 Doppelthruster-Einheiten mit Treibstoff		= 40,0 kg
insgesamt		= 238,2 kg
Lander (ohne Solarsegel mit 6 cm Außenring, Haltenetz Fadenabstand 10 cm)
CNT-Außenring d = 5 m	ca. 2.960 cm³	= 4,0 kg
CNT-Haltenetz aus etwa 100 Fäden	ca. 275 cm³	= 0,4 kg
mit insgesamt ca. 350 m Gesamtlänge
6 Doppelthruster-Einheiten mit Treibstoff		= 12,0 kg
insgesamt		= 16,4 kg

Bei dem Lander wurden russische SPT-50 Thruster mit 20 mN Schubkraft, einem Gewicht von 800 g und etwa 300 g Treibstoff je Doppelthruster-Einheit zugrundegelegt.
Das niedrige Gewicht der Grundstruktur des Landers von 16,4 kg scheint in keinem Verhältnis zu stehen, mit dem geradezu verschwenderischen Platzangebot von fast 20 m², das zudem noch nach beiden Seiten, also oberhalb und unterhalb des Haltenetzes zur Verfügung steht.
Rechnet man etwa 120 kg für Solarzellen und sonstige Nutzlast hinzu, würden Mutterschiff und Lander zusammen etwa in der Gewichtsklasse von Smart I liegen, jedoch dessen Funktionalität und Einsatzbereich deutlich überschreiten.
Landung auf, bzw. Schweben über einem Asteroiden
Am 12.02.2001 landete die Ionen-Thruster getriebene NASA-Sonde NEAR-(Near Earth Asteroid Rendezvous) Shoemaker unbeschädigt auf dem Asteroiden Eros, obwohl sie nicht einmal hierfür konstruiert war.
Im Hinblick darauf, dass Eros einer der größten erdnahen Asteroiden mit entsprechend „hoher” Schwerkraft ist, scheint es offensichtlich nicht so schwer zu sein, auf einem Asteroiden zu landen.
Allerdings ist hierbei ein Steuerungsprogramm erforderlich, das dem Lander erlaubt, selbst Entscheidungen zu treffen und automatisch anzusteuern, denn eine Fernsteuerung dürfte wegen der Zeitverzögerung illusorisch sein.
Wie steht es jedoch mit dem Starten bzw. Schweben über einem Asteroiden? Können die schwachen Ionen-Antriebe derartige Belastungen überhaupt meistern?
Nehmen wir als Beispiel einmal den vorstehend behandelten Lander, der mit Nutzlast einschließlich der auf dem Asteroiden gewonnenen zurückzuführenden Materialien ein angenommenes Erdgewicht von 100 kg haben soll.
Die durchschnittliche Schwerkraft auf Eros beträgt etwa 0,6 Promille der Erdschwerkraft.
Der beladene Lander hätte auf Eros somit lediglich ein Gewicht von 60 Gramm. Wenn nun die vier im vorigen Beispiel beschriebenen russischen Thruster mit Ihren 20 mN, also insgesamt 80 mN (dies entspricht etwa 8 Gramm) den Lander antreiben würden, währen sie nicht in der Lage, diesen von Eros abheben zu lassen.
Nun hat Eros allerdings auch die doch recht beeindruckenden Ausmaße von 34 mal 13 mal 13 Kilometern.
Anders sähe die Rechnung jedoch bei erheblich kleineren Asteroiden aus, z. B. bei Asteroiden mit einem Durchmesser von etwa 1 km oder nur wenigen hundert Metern. Hier wäre durchaus ein Wiederaufsteigen des Landers mit Hilfe derart schwacher Ionen-Thruster möglich.
So ist derzeit das von vier Ionen-Triebwerken beschleunigte japanische Raumfahrzeug Muses-C, oder auch Hayabusa genannt, unterwegs zum Asteroiden 25314 Itokowa. Dieser Asteroid hat eine geschätzte Größe von 490 mal 180 m und eine geschätzte Schwerkraft von von einem 750tausendstel der irdischen Schwerkraft.
Dies bedeutet, der o. a. 100 kg Lander hätte in diesem Fall ein Asteroiden-Gewicht von lediglich 0,13 Gramm! Der 8 Gramm Schubkraft abgebende Ionen-Antrieb unseres obigen Beispiels wäre somit erheblich überdimensioniert.
So gehen offensichtlich auch die Japaner davon aus, dass dieser Asteroid auch für Landungen von Fahrzeugen mit Ionenantrieb geeignet ist, denn es ist vorgesehen, das japanische Raumfahrzeug, das den Asteroiden im Juli 2005 erreichen soll, sowohl über dem Asteroiden schweben zu lassen, als auch zwei bis drei mal auf diesem zu landen um dort Proben zu entnehmen und dann wieder zu starten und die Proben zur Erde zurückzubringen.
Die Japaner sehen aber gerade die Probenentnahme wegen der extrem niedrigen Gravitation als große Herausforderung an. Sie wollen hierbei ein Projektil mit einer geringen pyrotechnischen Ladung in die Asteroidenoberfläche feuern, mit der ein Teil der Oberfläche zerstört werden soll um anschließend die umherfliegenden Einschlagfragmente in einen Probenbehälter einzufangen.
(Quelle: http://www.spacedaily.com/news/japan-muses-c-04a.html)
Stünde ihnen hierfür ein Thrusterring-Raumfahrzeug der hier beschriebenen Art zur Verfügung, wäre dies erheblich einfacher, denn es könnte mit Hilfe der nach oben ausstoßenden Thruster einen gegen die Asteroiden-Oberfläche gerichteten Gegendruck ausüben und in Ruhe sogar Bohraktionen durchführen ohne das zu befürchten wäre, daß das Raumfahrzeug vom Asteroiden weggestossen würde.
Die vorgestellte Thrusterring Bauart ist jedoch nicht ausschließlich auf elektrische Thruster angewiesen. So ist z. B. der europäische Nanosatellit SNAP I vom Surrey Space Centre mit Butan-Flüssiggasthrustern ausgerüstet, die einschließlich Treibstoffvorrat und „Tankraum” (der Treibstoff ist in den Brennstoffleitungen untergebracht) nur mit 450 g Gewicht zu Buche schlagen und jeweils 100 mN Antrieb leisten.
Es dürfte sicherlich kein Problem sein, speziell für den Lander auf eine Leistung von z. B. 250 mN (bei 4 Thrustern 4 × 250 mN = 1 N = 100 Gramm) angepaßte Miniantriebe dieser Art herzustellen, womit dann wiederum auch ein Start vom gravitationsstärkeren Asteroiden Eros problemlos wäre.
Diese „cold gas thruster” haben gegenüber den Ionen-Antrieben den Vorteil der höheren Leistung bei niedrigerem Gewicht und auch des niedrigeren Strombedarfs, so dass kleinere Solarzellen benötigt werden, was wiederum das Gewicht nochmals verringert.
Nachteilig ist dann allerdings die geringere Effektivität und die durch die austretenden brennenden Gase verursachte Gefährdung des Mutterschiffes beim Ankoppeln. Da jedoch die Thrusterringfahrzeuge durchaus mehrere Thrusterarten am Ring unterbringen können, ist auch zusätzlich zum Ionen-Antrieb der Einsatz von Cold-Gas-Thrustern für Asteroidenstarts möglich.
Einsammeln/Gewinnen von Asteroiden-Material
Neben den vom Erfinder bevorzugten Elektromagneten sind selbstverständlich auch noch weitere Haltevorrichtungen wie z. B. Halteringe, Karabinerhaken, usw., die für verschiedene Zwecke durchaus ihren Sinn haben können, möglich und denkbar. Hierbei sei insbesondere noch auf Roboterarme, bzw. baggerähnliche Greifvorrichtungen hingewiesen.
So könnte z. B. ein Solarsegler bzw. Raumfahrzeug mit Thrusterring über einem Asteroiden schweben und dort mittels der Seilwinden-Flugringe (5.2.4) nach 8 und daran angebrachter Greif- und Sammelvorrichtungen von der Asteroiden-Oberfläche fels-, erz-, staub-, und sandartige Rohstoffe einsammeln.
Auch der Lander des obigen Beispiels könnte an den Seilwinden mittels CNT-Fäden vom Mutterschiff, das sich z. B. 200 m über diesem befindet, nach unten gelassen werden.
Vorteil dieser Verfahrensweise ist, dass bei staubigen Untergründen keine Staubwolke aufgewirbelt würde, die sich wegen der niedrigen Gravitation nicht mehr legt.
So befindet sich z. B. auf dem Marsmond Phobos eine meterdicke Staubschicht; dies ist sicherlich auch bei einigen Asteroiden zu erwarten.
Der Lander würde lediglich seine seitlich und nach oben ausstoßenden Antriebe verwenden. Das Abheben vom Untergrund könnte durch Anziehen der Winden oder Durchstarten durch das weit entfernte Mutterschiff erfolgen, so dass das Aufwirbeln von Staub hierbei vermieden wird.
Das Aussetzen und Mitführen von Landefahrzeugen mit Rad- oder andersartigem mechanischem Antrieb macht nicht nur wegen der Staubbelastung auf Asteroiden mit geringer Schwerkraft keinen Sinn mehr.
Z. B. könnte sich ein auf der Erde tonnenschwerer Bagger (abgesehen von der fehlenden Bodenhaftung für den Vortrieb) allein durch Einsatz seiner Schaufel in das Weltall oder zumindest in eine Umlaufbahn befördern, wenn er nicht in irgendeiner Form am Boden befestigt ist.
Die sinnvollste Fortbewegungsart auf Asteroiden ist daher das Fliegen bzw. Schweben.
Im Gegensatz zu Bodenfahrzeugen sind die hier behandelten Thruster-Ring-Raumfahrzeuge für das Gewinnen von Asteroiden-Bodenschätzen ideal, denn sie können sich nicht nur frei über der Oberfläche an nahezu jede gewünschte Stelle bewegen, sondern überdies ggf. diese auch noch aus eigener Kraft aus dem Weltraum ansteuern und das gewonnene Material zum ggf. weit entfernten Bestimmungsort (z. B. zur Erde) befördern.
Ebenso ist die Ausrichtung der Thruster-Anriebseinheiten, die sowohl nach oben als auch nach unten beschleunigen können, dazu geeignet den fehlenden, normalerweise durch Schwerkraft erzeugten Druck durch ihre Schubkraft zu erzeugen.
Zusätzlich können die Thrusterringfahrzeuge neben dem Druck nach unten auch eine Drehbewegung, die durch Befestigung der Thruster an der Außenseite durch einen sehr langen Hebel verstärkt wird, ausüben und somit Schraubanker u. ä. in den Untergrund einschrauben.
Die hiermit vorgestellten Thruster-Ring-Raumfahrzeuge bzw. Mutter-Tochterschiff-Kombi-nationen sind daher nach meiner Überzeugung in Zusammenhang mit einem Solarsegel und dem Innenring sowie den Seilwinden mit Flugringen besonders geeignet um Asteroidenmaterial von der Oberfläche von Asteroiden zweckmäßig und kostengünstig zu gewinnen und zu transportieren, da hierfür kaum Treibstoff benötigt wird.
Verwendung des Innenringes in Frachtschiffen als Lade- und Frachtumschlagseinheit
Ein Solarsegler der hier behandelten Art kann selbstverständlich und insbesondere auch als Frachtschiff verwendet werden. Hierbei kommt der große Vorteil des Solarsegels, der weitgehend kostenfreie Transport durch Nutzung der frei verfügbaren Sonnenenergie voll zum Tragen.
Eine besonders günstige Konfiguration wäre nach Auffassung des Erfinders, der Einsatz einer/eines flugfähigen Nutzlastplattform oder Nutzlast-Containers, die/der selbst zwar kein Solarsegel verwendet, jedoch unter Benutzung eines Außenringes mit Steckthrustereinheiten flugfähig und in der Lage ist, am Andockring des Solarsegel-Mutterschiffes anzudocken oder wieder abzulegen und den Zielort dann selbständig mit eigener Kraft zu erreichen.
Die Unterbringung der Fracht im Zentrum ist besonders wichtig, da hierdurch die Steuerbarkeit begünstigt wird.
So könnte z. B. Nachschub zu einer Raumstation oder einem Kleinplaneten mittels einer Nutzlastplattform angeliefert werden, die dann dort verbleibt, während der zurückkehrende Solarsegler im Umtausch eine zweite, bereits mit den dort gewonnenen Rohstoffen beladene Plattform andocken lässt, die dann am Zielort (z. B. einer erdnahen Raumstation) wiederum gegen eine weitere bereits beladene Nachschub-Nutzlast-Plattform ausgetauscht wird.
Booster als kopplungsfähige Funktionseinheit zur Beschleunigung eines Raumfahrzeuges mit Innenring
Eine denkbare Funktionseinheit zur Kopplung in den Innenring eines Antriebsring-Raumfahrzeuges wäre z. B. eine umgebaute Booster-Einheit einer Trägerrakete. Hierbei würden z. B. mit einer Trägerrakete anstelle von zwei, vier Booster mitgeführt, von denen jedoch lediglich zwei beim Launchen gezündet würden.
Die beiden nicht benutzten Booster ständen dann zur Beschleunigung der Thrusterring-Raumfahrzeuge zur Verfügung.
In diesem Fall würde das Antriebsring-Raumfahrzeug sich dem Booster nähern und dieser dann im Innenring mittels Gurten festgezurrt. Hierzu wären entsprechende Haltegriffe rund um den mittleren Teil des Boosters vorgesehen.
Nachdem der Booster gezündet und ausgebrannt ist, könnte er dann abgetrennt werden, während das Antriebsring-Raumfahrzeug weiter beschleunigt. Durch dieses Verfahren könnte somit die größere Schubkraft und hohe Anfangsbeschleunigung der chemischen Antriebe auch für die Thrusterringraumfahrzeuge genutzt werden.
Doppelter Innenring als doppelte Docking-Lade-Einrichtung
Es ist eigentlich schade, den wertvollen Raum im Zentrum eines Raumfahrzeuges zu verschwenden. Eine mögliche Lösung ist, die Öffnung in der Scheibe durch zwei entsprechend entfernte übereinanderliegende Kopplungsringe doppelt zu nutzen und das Ankoppeln bzw. Laden von beiden Seiten des Raumfahrzeuges zuzulassen.
In 8.a ist eine derartige Doppel-Innenring-Einheit dargestellt. Hierbei sollten in der Regel ausschließlich Ionen-Thruster-gesteuerte Fahrzeuge einkoppeln, damit das jeweils auf der gegenüberliegenden Seite angekoppelte zweite Fahrzeug nicht beschädigt wird.
Magazin-Dock-Innenring zum Ankoppeln mehrerer Tochter-Ring-Raumfahrzeuge
8b zeigt eine Innenring-Docking- und Lade-Einheit, die es ermöglicht, eine größere Anzahl von Thrusterring-Raumfahrzeugen aufzunehmen und an- und abkoppeln zu lassen.
U. a. sind folgende Anwendungen hierdurch denkbar:

a) Transport und Platzierung ganzer Satellitenschwärme, z. B. zur Sonnen- und Planetenbeobachtung oder auch als Kommunikationssatelliten. So könnten z. B. Mars und/oder Mond schnell flächendeckend mit Kommunikationssatelliten ausgerüstet werden, was eine ähnliche Kommunikations-Struktur wie auf der Erde (bis auf die Zeitverzögerung) ermöglichen würde.
b) Transport mehrerer unterschiedlich ausgerüsteter Tochtereinheiten, z. B. um Asteroiden-Rohstoffe mit verschiedenen Gerätschaften abzubauen.
c) Transport mehrerer Container-Einheiten durch ein Container-Frachtschiff.
d) Transport mehrerer Innenring-Flug- und Stromversorgungseinheiten, durch ein Werkstatt-Mutterschiff, das darauf spezialisiert ist, diese Einheiten an bewegungsunfähigen Satelliten zu befestigen, bzw. diese mit Strom zu versorgen.

In der Zeichnung ist eine bevorzugte Ausführung mit einem Mittelring dargestellt. An diesen Mittelring sind beidseitig je vier Rohre in gleichen Abständen angebracht, die vom Toruskörper aus gesehen senkrecht nach oben und nach unten abstehen.
Diese Konstuktion stellt somit ein nach beiden Enden offenes, zylinderförmiges Rohrgerüst dar, das es ermöglicht mehrere Tochtereinheiten in dessen Inneren sozusagen zu stapeln.
Die Arretierung der Tochterschiffe im Gerüst erfolgt in diesem Fall durch in das Gerüst hineinragende Zahnstangen-Halterungen, die mittels Elektromotoren und Schneckengewinde in den Dockingraum hinein und herausgefahren werden können.
Die Befestigungsfunktion wird zusätzlich noch unterstützt durch elektromagnetische Halterungen an den Kontaktstellen der Zahnstangen-Halterungen.
Mobiles Solarzellen-Weltraum-Kraftwerk (Solar-Power-Station – SPS) Mit US-Patent 6,194,790 B1 vom 27.02.2001 wurde ein(e) weltraumbasierte(s) Solarkraftwerk/Solarstrom-Gewinnungsstation auf Grundlage eines Solarsegels, dessen Segelstoff mit einer stromerzeugenden fotovoltaischen Beschichtung versehen ist, patentiert.
Hierbei werden die Solarsegel-Eigenschaften nicht zur Fortbewegung, sondern zur Ausrichtung, Entfaltung und Aussteifung der Struktur verwendet.
Die eigentliche Fortbewegungsfunktion des Segels ist eher unerwünscht und muß mit Hilfe von Thrustern, die das abtreibende Sonnensegel wieder in Richtung Sonne bewegen, bzw. es auf gleicher Höhe gegen den Strahlungsdruck halten, ausgeglichen werden.
Da es sich um eine selbstentfaltende Struktur handelt, ist offensichtlich, dass die Anwendbarkeit derzeit auf kleinere Einheiten im erdnahen Raum beschränkt ist.
Die hiermit vorliegende Invention behandelt größere Solarstromkraftwerke aus im Weltraum zusammensetzbaren Thrusterring-Konstruktionen mit eingehängten stromerzeugenden Segeln oder Solarzellen-Clustereinheiten, die durch die Thruster-Ringe und ggf. das Segel zusätzlich in der Lage sind, ihren Standort zu verändern, und wie ein Raumfahrzeug zu navigieren bzw. einen weit entfernten Standort aus eigener Kraft zu erreichen.
Können z. B. Ionen-Thruster ein massereiches SPS antreiben? Bedenkt man, dass die Effizienz der Ionenthruster mit der zur Verfügung stehenden elektrischen Energie steigt und diese gerade bei einem Stromkraftwerk in ausreichendem Maß zur Verfügung steht, kann man diese Frage nur bejahen.
Schließlich ist die Zahl der verwendbaren Thruster ja nicht begrenzt. Ein Stromkraftwerk im Quadratkilometerbereich könnte an seinem Außenring hunderte Thruster aufnehmen.
So wurde erst kürzlich von der NASA bekanntgegeben, dass der neu entwickelte HIPEP Ionenantrieb mit Ausstoßgeschwindigkeiten von 60 km/sek. betrieben wurde, was eine Verdoppelung der bisher möglichen Ausstoßgeschwindigkeiten bedeutet. Die Fortbewegung eines Kraftwerkes in der Art eines Raumfahrzeuges sollte daher allein mit Hilfe einer ausreichenden Bestückung mit Ionen-Antrieben möglich sein.
Durch die Kombination mit einem Innenring als Dockingstation ist außerdem der schnelle Austausch von Funktionseinheiten möglich, so könnte das Kraftwerk Funktionseinheiten mit Laserübertragung gegen eine Mikrowellen-Sendeeinheit oder gegen eine „fliegende Steckdose” oder andere stromverbrauchende Funktionseinheiten sozusagen im Fliegen austauschen oder bestehende Funktionseinheiten durch modernere ersetzen.
Eine derartige Kombination eines auf die Sonne ausgerichteten Kraftwerks mit einer auf das Ziel ausgerichteten Sendeeinheit ist in 11 dargestellt.
Die Ausrichtung des Kraftwerkes zur Sonne erfolgt dabei ähnlich wie die Ausrichtung eines Solarsegels. Durch Drehung des Kraftwerkes kann die durch die Strahlung der Sonne erzeugte Abdrift ausgeglichen werden, indem es abwechselnd so gedreht wird, dass es sich der Sonne nähert und sodann wieder so gedreht wird, dass es sich entfernt und somit eine mittlere Position gehalten werden kann.
So könnte ein derartiges Weltraum basiertes Kraftwerk im erdnahen Raum (Near Earth Orbit – NEO) montiert werden und dann ferngesteuert durch die Strahlungsgürtel der Erde seinen Einsatzort (etwa einen Asteroiden) ansteuern und dort die notwendige Energie für die Gewinnung und Verarbeitung von Asteroid-Grundstoffen bereitstellen.
Nun gibt es verschiedene Möglichkeiten, die Energie zum Endverbraucher zu bringen. Einmal durch das Strahlen mit Hilfe von Mikrowellen oder als Laserstrahlen und zum anderen durch direkte Verbindung des Verbrauchers mit dem Erzeuger durch ein (zweiadriges) Stromkabel.
Das Energiestrahlen hat insbesondere den Vorteil der besseren Beweglichkeit. Sender und Verbraucher sind nicht durch die Stromkabel in ihrer Beweglichkeit eingeschränkt.
Der Nachteil ist jedoch, dass jede Energie-Konversion und auch das Strahlen über große Entfernungen erhebliche Verluste mit sich bringt.
So rechnen Edwards/Westling in ihrem Buch „The Space Elevator” für die Versorgung der Plattform ihres Weltraumaufzuges bei der Verwendung der Laserübertragung mit einer Effizienz von lediglich 3 bis 14%, bei der Übertragung durch Mikrowellenstrahlung sogar nur mit 0,05% (Seite 66, Tafel 4.1).
Dennoch bevorzugen sie für die Stromversorgung des eigentlichen Space Elevators, also sozusagen der Aufzugskabine (Climber), die sich durch Motorkraft an dem Aufzugs-”Seil” emporzieht, im Endeffekt eine Strahlungslösung, weil nach ihrer Meinung der Leitungsverlust über hunderttausend Kilometer Stromleitung horrend ist und zusätzlich erhebliche Kurzschlussgefahr bei evtl. nicht vermeidbarem Kontakt der Stromleitungen über diese große Entfernung bestehen könnte.
Dabei soll der Strom dann vorn Laser über einen 12-m Spiegel von der Erde auf den Climber fokussiert werden.
Allerdings ist bei dieser Lösung sehr unbefriedigend, dass der Strom zum Betrieb der Laser auf der Erde erzeugt wird und an der Steckdose zum Stromverbraucher (Laser) bereits erhebliche Verluste entstanden sind.
Eine sauberere Lösung auch für die Umweltbelastung der Erde, wäre es, den Strom für die Station durch ein weltraumbasiertes Solarstromkraftwerk zu erzeugen und damit die Belastung der Erdumwelt zu vermeiden und das Strahlen der Energie nicht von der Erde zum Climber hinauf durchzuführen, sondern vom SPS zum Climber hinunter.
11 zeigt ein derartiges Kraftwerk. Im Grunde genommen ist es ein Thrusterring-Raumfahrzeug mit reichlich Solarzellen Arrays und/oder einem power sail, dass mit einem Innenring nach 8 versehen und in seiner Größe an den zu erwartenden Stromverbrauch angepasst ist.
Am Innenring sind Winden angebracht, deren gleichzeitig als Stromkabel dienende Zugkabel im Zentrum einer flugfähigen Laser-/Reflektor-Funktionseinheit mit Flugring münden. Durch die Möglichkeit, beide Fahrzeuge (obwohl über die Kabel verbunden) getrennt voneinander zu bewegen, können diese jeweils separat auf ihre Ziele ausgerichtet werden.
Das Stromkraftwerk ist somit zumeist auf die Sonne ausgerichtet während die Lasereinheit auf den zu versorgenden Stromverbraucher zeigt.
Diese Art der Stromübertragung ist sicherlich bei dem Space-Elevator sinnvoll. Allerdings könnte man die Konvertierungsverluste, die dadurch entstehen, dass der erzeugte Strom über den Laser erst in Licht umgewandelt und das Licht dann wieder über Solarzellen in Strom zurückgewandelt werden muß, bei kürzeren Entfernungen durch Leitung des Stromes über Stromkabel vermeiden.
So könnte z. B. anstelle der Lasereinheit ein Tochterschiff, das im Prinzip als fliegende Steckdose fungiert, eingesetzt werden, wenn naheliegende Orte mit Strom versorgt werden müssen. Gedacht ist hierbei an den Einsatz über einem Asteroiden, bei dem die Stromversorgungseinheit nur wenige hundert Meter über der Kleinplaneten-Oberfläche schwebt und den Strom über ein Kabel zur „Steckdosen-Einheit” am Einsatzort auf oder über der Asteroidenoberfläche liefert.
Solarstromkraftwerke zur Ergänzung der Energieversorgung der Erde
Auch die Übertragung von Energie durch Mikrowellenstrahlung hat trotz der hohen Umwandlungsverluste durch Konvertierung ihren Sinn, nämlich um Strom von Solarstrom-Kraftwerken (SPS) auf die Erde zu senden. Die übertragene Energie muss nicht durch Verbrennung fossiler Stoffe auf der Erde erzeugt werden und dies trägt damit zur Umweltentlastung bei.
Im übrigen handelt es sich bei den „Verlusten” um Sonnenenergie, die auch ohne SPS fliessen würde und nicht erst unter Einsatz von Rohstoffen erzeugt werden muss.
Die Stromübertragung über Laser ist zwar effektiver, jedoch auch gefahrvoller. Man darf nicht übersehen, dass ein derartiges weltraumbasiertes Großkraftwerk verbunden mit einem Laser eine sehr mächtige und gefährliche Waffe ist.
Es wäre somit wünschenswert, wenn derartige Kraftwerke zur Versorgung der Erde erst garnicht mit einer Laser- sondern einer Mikrowelleneinheit ausgestattet werden. Diese werden nicht auf einen kleinen Fleck sondern auf Empfangsanlagen, deren Fläche im Quadratkilometer-Bereich liegen, gerichtet.
Anders als beim Mikrowellenherd wird nicht alles was sich zwischen Strahlungsquelle und Endpunkt liegt, gegart, sondern es findet lediglich eine evtl. sogar erwünschte leichte Erwärmung der Umgebung statt, bevor die Strahlung in der Empfangseinheit (rectenna) wieder in verwendbaren Strom umgewandelt wird.
Solarstromkraftwerke zum Schmelzen und Erwärmen
Nachdem das Thrusterring-SPS bereits mit einer Lasereinheit ausgestattet werden kann, die zudem über eine praktisch kostenlose Energiezufuhr in gigantischem Ausmaß verfügt, sollten auch andere Nutzungsmöglichkeiten ins Auge gefaßt werden.
Zu diesen gehört insbesondere auch die Nutzung zum Erhitzen und Schmelzen von Asteroid-bzw. Mond-Erzen, um Metalle zu gewinnen bzw. zu bearbeiten oder um sand-/felsartige Materialien zu Glas zu schmelzen, jedoch auch zum gezielten Erwärmen um chemische Prozesse bzw. Abbindeprozesse wie sie z. B. beim Betonieren, dass zumindest eine Temperatur über Frosthöhe benötigt, zu ermöglichen.
Beim Umstellen von Erhitzen auf Erwärmen müßte lediglich die Laser-Schmelz-Funktionseinheit abgekoppelt und die anders fokussierte, ebenfalls auf Laser basierende Wärme-Funktionseinheit eingekoppelt werden.
Überlegt man sich, dass Stahlwerke früher oft nicht in der Nähe der Erzgruben, sondern eher in der Nähe von Kohlegruben gelegen waren, weil bei der Stahlgewinnung enorme Mengen von Kohle zur Stahlschmelze nötig gewesen sind, erkennt man, wie wichtig dieses nahezu unbegrenzte, kostenfreie Energieangebot ist.
Mit dem mobilen Thrusterring-SPS ist es zudem noch möglich die Energiegewinnung in die Nähe von vermuteten riesigen Rohstoffquellen auf Asteroiden und Monden zu bringen und damit die Umweltbelastung der Erde durch Rohstoffgewinnung und Verarbeitung zu entlasten.
Da auch der Transport dieser Rohstoffe zur Erde bei Verwendung von Solarseglern kostengünstig wäre, könnte die Gewinnung und gleichzeitige Grundverarbeitung (Schmelzen) derartiger Stoffe evtl. auch wirtschaftlich sein, wenn diese Arbeit durch robotische Funktionseinheiten erfolgt.
So könnte ein Frachtensegler die an anderer Stelle bereits behandelte Container-Funktionseinheit, deren Flugring mit einem von Anfang an aufgespannten Fallschirm versehen ist, mit den bereits durch Schmelzen vorbearbeiteten Grundstoffen in Richtung Erde abwerfen.
Thrusterring-Raumfahrzeug als Spiegel oder Linse
Bei den vorstehend beschriebenen Verfahren zur Gewinnung/Verarbeitung von Rohstoffen durch Schmelzen/Erwärmen mit Lasereinsatz ist der Energieverlust durch Konversion relativ hoch.
Vorteil des Lasers ist insbesondere die mögliche exakte Bündelung und Ausrichtung des Laserstrahles.
Eine nicht ganz so exakte, jedoch auch nicht immer in so einem erheblichen Ausmaß erforderliche Bündelung ist jedoch auch bei Verwendung eines mit Spiegeln oder Linsen ausgestatteten Thrusterring-Raumfahrzeuges möglich, wobei die Konversionsverluste vermieden werden.
Hierbei werden an den Tragegurten oder Netzen des Raumfahrzeuges Spiegel bzw. bei kleinerem Umfang auch Linsen befestigt, die auf die gewünschte Entfernung und den gewünschten Umfang des Brennpunktes fokussiert sind. Sodann wird das Fahrzeug in die Arbeitsposition gebracht und richtet den Strahl auf die im Brennpunkt liegenden Objekte/Materialien.
Denkbarer Einsatz wäre z. B. das Erwärmen (insbesondere der der Sonne abgewandten Seiten) von Betonnier-Formen in denen Formstücke auf die zum Betonnieren erforderlichen frostfreien Wärmegrade gehalten werden.
Thrusterring-Raumfahrzeuge als mobile Empfangs und Sendeeinheiten
Selbstverständlich ist auch die Anbringung von riesigen Schüssel und Antennen Empfangs- und Sendeanlagen auf den Haltegurten/dem Haltenetz der Thrusterring-Fahrzeuge möglich, die hierdurch zu mobilen Weltraum-Sendern und Empfängern werden.
Fernsteuerung der Rohstoffgewinnungs- und Verarbeitungsvorgänge
Auch ich habe mir natürlich die Frage gestellt, ob es überhaupt realistisch ist, bei der durch die Entfernung zu den Asteroiden, die sich bei der bevorzugten sonnen nahen Lage durchaus auch einmal im Laufe Ihres Orbits auf der anderen Seite der Sonne befinden können, (also bis zu 2 AU entfernt von der Erde) überhaupt an Fernsteuerung zu denken.
Dennoch scheint es zum derzeitigen Stand der menschlichen Technik hierzu keine Alternative zu geben, denn menschliche Entscheidungen und Kreativität sind nötig, weil die Robotik noch nicht so weit fortgeschritten ist, um Robotern derartige Aufgaben zu überlassen.
Wie kann aber eine Fernsteuerung bei der Zeitverzögerung, die allein schon durch die große Entfernung entsteht und auch durch Versperren der Funkwege durch Objekte, wie z. B. der Sonne überhaupt möglich sein?
Die Antwort lautet: Zunächst durch Aufbau eines Satelliten-Kommunikationssystems von hoher Bandbreite rund um die Sonne, unterstützt durch die Sensor unterstützte Verwendung halbautomatischer Ablaufprogramme für die ferngesteuerten robotischen Funktionseinheiten.
Befindet sich erst einmal eine Kette von Kommunikationssatelliten im Orbit um die Sonne, dürfte die Weitergabe von Bild- und anderen Meßdaten auch bei hoher erforderlicher Bandbreite kein Problem darstellen.
Steuerung und gegenseitige Kommunikation der Satelliten untereinander als auch der Roboter sollte über ein sicheres Internetprotokoll geregelt werden.
Die Stationierung derartiger Satellitenketten, bei denen es sich vorzugsweise um kleinere Thrusterring-Solarsegler der hier behandelten Art handelt, könnte durch sehr große Träger-Solarsegler erfolgen, die mit einem Magazin-Dock-Innenring, der in dieser Beschreibung behandelt wurde, ausgestattet sind.
So würde jedes dieser Trägerschiffe z. B. 12 Satelliten-Segler (diese Zahl ist einfach aus der Luft gegriffen, soll jedoch die Richtung des Gedankenganges aufzeigen) mit sich führen, die nacheinander an dem jeweils vorgesehen Einsatzort selbständig vom Mutterschiff ablegen und ihre Aufgabe aufgrund des geringen Treibstoffverbrauches und der reichlich vorhandenen Sonnenenergie vom Prinzip her für eine sehr lange Zeit wahrnehmen können.
Die im Vorantrag dargestellte Anbringung der Tochtereinheiten auch auf der äußeren Seglerfläche sieht der Erfinder/Autor nunmehr als nicht so günstig an, weil die Steuerung der Muttersegler durch die Lage der Tochterschiffe im Zentrum der Mutter einfacher ist und auch weniger Treibstoff verbraucht wird und weil das automatische An- und Ablegen hier erheblich schwerer sein dürfte.
Ist nach Stationierung einer lückenlosen Satellitenkette die Kommunikation sichergestellt, könnten Roboter mit Hilfe halbautomatischer Steuerungsmechanismen von der Erde her durch menschliche „Robonauten”, bei denen es sich durchaus um hochqualifizierte Wissenschaftler (etwa Astrophysiker) handeln würde, mittels VR-Techniken (Virtual Reality) ferngesteuert werden.
Erläuterungen zu den Zeichnungen und Bezugszeichenliste
Die nachfolgende Bezugszeichenliste setzt auf die Liste des am 26.07.2002 eingereichten Vorantrages auf und ergänzt diese um die Ziffern 5 (Innenring) und 6 (Außenring einer Tochterstruktur, die in den Innenring der Mutterstruktur eingesetzt wird). Sie gilt damit für beide Anträge.
Analog wird auch die Nummerierung der Zeichnungen des Vorantrages (letzte Zeichnung war 7) fortgesetzt. Die erste Zeichnung dieses Ergänzungsantrages beginnt daher mit 8.
Thrusternummerierungen beziehen sich auf die Einzelthruster in der jeweiligen Zeichnung.
Die Zeichnungen sind bei weitem nicht maßstabsgerecht, da sich die Größe der zu beschreibenden Objekte im Quadratkilometer Bereich bewegen kann, während die strukturellen Teile der Konstruktionen wie z. B. die Rohrdurchmesser der Rohrsegmente des Aussenringes eher im Zentimeter-Bereich liegen können.
Die Bezugszeichen gliedern sich in die Bereiche

1 = Antriebseinheiten, Außenring und zentrale Antriebs-Einheiten/-Module
2 = Solar-Segel/Haltegurte
3 = Nutzlast-Plattform
4 = Launcher-Transporthalterung für Ringsegmente
5 = Innenring als Dockingstation und/oder Geräte-Halterung
6 = Außenring einer Tochterstruktur

Zu 8
8 stellt eine Kopplungseinheit dar, die sowohl zum Andocken kleinerer Raumfahrzeuge/Funktionseinheiten in Mutterstrukturen dient, als auch verschiedene Vorrichtungen zum Umgehen mit, bzw. zum Einspannen von Objekten mit Hilfe von Seilwinden besitzt, die mit unterschiedlichen Greif- Haltevorrichtungen ausgestattet sein können.
Durch das Auswechseln der inneren Funktionseinheit kann ein Raumschiff/eine Weltraumstruktur einfach für einen anderen Zweck umgerüstet werden.
Diese in mehreren der hier vorgestellten Entwicklungen verwendete Einheit stellt nach Auffassung des Erfinders auch die wichtigste Verbesserung/Ergänzung der im Vorantrag vorgestellten Erfindungen dar, da das Docken und Laden/Löschen im Zentrum der Scheibe eine erhebliche Verbesserung der Nutzungsmöglichkeiten dieser Ringstrukturen bietet, insbesondere auch zur Modularisierung und der robotischen Ablaufsteuerung.
Zu 8.a
8a zeigt eine doppelte Dockingstation, die es erlaubt oberhalb und von unterhalb der Scheibenebene eines Thrusterring-Raumfahrzeuges oder einer entsprechenden Raumfahrt-Struktur anzudocken. Das heißt, zwei Tochter-Einheiten könnten gleichzeitig an- oder ablegen.
Die Doppel-Dockingstation wird genau wie der Docking Innenring nach 8 in das Zentrum des Außenringes mit Hilfe von Gurten, aber ggf. auch mit Hilfe von Seilen oder hochbelastbaren CNT-Fäden o. ä. eingespannt.
Zur zusätzlichen Sicherung gegen Schwingungen/Vibrationen ist auch eine Befestigung der beiden Abschlussringe (5.4) mittels Seilen oder CNT-Fäden (5.3.1), möglich, die ähnlich wie bei Zeltstangen von oben nach unten führend zum Außenring gespannt und dort befestigt werden (s. hierzu auch 8.b).
Es handelt sich hierbei um ein leichtes Gerüst bestehend aus 3 Rohr-Ringen oder auch aus Ring-Scheiben, die durch vertikal stehende Rohre (5.3) auf Abstand gehalten und stabilisiert werden.
Grundsätzlich kann hier das gleiche Zubehör (Winden, Docking-Halterungen, etc.) zur Verwendung kommen, wie bereits in den Erläuterungen zur Einzeldockingstation ausführlich erörtert.
Zu 8.b
8.b zeigt eine Magazin-Dockingstation, die es erlaubt, Raumfahrzeuge und flugfähige Funktionseinheiten in größeren Mengen mit einem Mutterschiff im hierfür besonders günstigen Zentrum der Scheibe zu transportieren, sowie automatisch andocken und ablegen zu lassen.
Eine bevorzugte Anwendung wäre z. B. der Transport ganzer Schwärme von Nachrichten- und Beobachtungsatelliten zu ihrem Einsatzort. Um z. B. eine ständige Kommunikation rund um die Sonne und um Planeten oder Monde aufrechterhalten zu können oder zur Sonnenbeobachtung.
In der vorliegenden Zeichnung ist zwar nur ein Dock mit 6 Anlegestellen eingezeichnet, grundsätzlich können jedoch auch inbesondere wegen der flachen Bauweise der Thrusterring-Raumfahrzeuge noch erheblich mehr Einheiten durch eine Verlängerung der Vertikalrohre (5.3) und zusätzliche Docking-Halterungen eingedockt werden.
Aus Balancegründen befindet sich jeweils eine gleiche Anzahl von Andockstellen oberhalb und unterhalb des Innenringes (5). In der Mitte wäre im vorliegenden Beispiel Platz für eine weitere Dockingstelle vorhanden gewesen, dieser wurde jedoch für eine Nutzlast-Plattform (3) verwendet.
In der Zeichnung befindet sich ein kleines Antriebsring-Raumfahrzeug im untersten Magazin-Dock über der Nutzlastplattform (3). Beim Einsetzen in das Dock müssen die Docking-Halter (5.1) der obersten Liegeplätze nach außen gefahren werden. Dies geschieht mit Hilfe eines elektrischen Schneckenmotors (5.5), der die Zahnstangen-Zahnung (5.4.1) an der Unterseite der Halterungen antreibt.
Die Befestigung im Dock erfolgt magnetisch und/oder elektromagnetisch durch Verwendung entsprechender ferromagnetischer Materialien in Verbindung mit Permanent- und/oder Elektromagneten.
Bei der hier vorgesehenen größeren Höhe der Vertikalrohre (5.3) ist es ratsam, diese von beiden Seiten an den Enden durch Spannen von Sicherungsleinen (5.3.1) zu befestigen. Eine zusätzliche Erhöhung der Stabilität wäre durch Verwendung der Abschlussrohre oder Ringe (5.4) (s. 8.a) möglich.
Wenn es sich bei dem Mutterschiff etwa um einen großen Lastensegler handelt (mit z. B. 1000 m Durchmesser), erscheint auch ein Dock, das an beiden Seiten 10 bis 20 m über die Ebene der Scheibe hinausragt, und z. B. einen Durchmesser von 20 Metern hat, nicht unproportional zur Gesamtgröße des Trägers.
Mit relativ wenig Material, können hier also durch Verzicht auf Außenwände große Volumenkapazitäten erreicht werden, die die Stabilität der Struktur und die Manövrierfähigkeit wegen der mittigen Lagerung kaum beeinträchtigen.
Der angesprochene Lastensegler hätte bei einem Dock mit 20 m Durchmesser und einer Höhe von 10 m über beide Seiten der Scheibe hinaus (also Gesamthöhe des Lagerraumes 20 m) etwa 6.300 m³ Lagervolumen und es verbleibt immer noch ein verschwenderisches Flächenangebot zur Platzierung von Solarzellen und des Solarsegels.
Man stelle sich einmal vor, welcher Unsicherheiten man wegen umherfliegender/schlagender Ladung bei quadratischen Mastensegiern in dieser Größenordnung nach früheren Solarsegler-Designs ausgesetzt wäre.
Bei derartigen Seglern wäre außerdem an das hier anvisierte automatische Andockverfahren schon gar nicht zu denken.
Seine volle Leistungsfähigkeit kann dieses Transport-System jedoch erst in der Symbiose mit hierzu geeigneten Funktionseinheiten erreichen, die selbst auch flugfähig sind.
So wäre die ideale Ergänzung zu diesem Frachtschiff ein System genormter, selbst flugfähiger Container. Dies könnte man in Form runder Container verwirklichen, die in einen Thrusterring so wie die Nutzlastplattform 3 in der vorliegenden Zeichnung eingespannt werden.
Das Ionen-Thruster durchaus dazu geeignet sind, mehrere hundert Kilogramm schwere Raumfahrzeuge über längere Strecken zu bewegen, zeigt SMART I, die europäische Raumsonde der ESA zur Zeit in beeindruckender Weise. Die Container müßten jedoch lediglich kürzere Strecken z. B. von einem Asteroiden zum Lastensegler zurücklegen.
Um kein Mißverständnis aufkommen zu lassen, der Erfinder sieht sehr wohl, dass sich diese Möglichkeiten auf den schwerelosen bzw. nahezu schwerelosen Raum beschränken und für den Umgang mit der Gravitation größerer Monde oder gar Planeten andere Antriebslösungen gefunden werden müssen.
Im interplanetaren Raum wird jedoch der Großteil der Reisewege unter schwerelosen Bedingungen stattfinden und dafür sind die Thrusterring-Raumfahrzeuge in Verbindung mit dem Solarsegel-Antrieb bestens geeignet und bieten daher die Möglichkeit, eine kostengünstige Weltraum Infrastruktur aufzubauen.
9 soll ein trotz der elliptischen Form der Zeichnung rundes Raumfahrzeug darstellen, das die Funktion eines riesigen Käschers verrichtet. Es ist dazu gedacht, Weltraumschrott zu sammeln und zu entsorgen, und mit Mass-Drivern geschleudertes Material zu fangen und weiterzuleiten, könnte jedoch auch verwendet werden, den Orbit von Satelliten, denen der Treibstoff knapp wird, wieder zu erhöhen.
Die große Stärke dieses Fahrzeuges resultiert aus der Schwäche seiner Ionen-Antriebe. Es kann sich behutsam an die einzufangenden Objekte annähern und dadurch Karambolagen vermeiden und verbraucht relativ wenig Treibsoff. Die Reichweite des Fahrzeuges könnte noch durch Einsatz von Solarsegeln im Thrusterring als zusätzlicher treibstoffloser Antrieb verbessert werden.
Die gefangenen Objekte werden nur durch die etwas höhere Geschwindigkeit, die der Flugkäscher benötigt und die ständige Beschleunigung im Käscher gehalten. Ergänzend ist allerdings auch die Anbringung von Greifarmen und ähnlichem am Ring möglich.
Die nicht verschlossene Käscheröffnung ermöglicht es dennoch, die Objekte durch Gegenbeschleunigung wieder in die gewünschte Richtung zu entlassen.
Zum Aufbau:
Der äußere Thrusterring ist hier mit erheblich mehr Doppel-Thruster-Einheiten (1.6) ausgerüstet, die das Fahrzeug mit der Scheibenfläche voran antreiben sollen als mit den Doppel-Thruster-Einheiten (1.5), die für die Drehung um den Pol der Scheibe und für die Bewegung mit einer Kante des Raumfahrzeuges voran zuständig sind.
Dies ist auch verständlich, denn der Käscher soll ja auch mit der offenen Fläche voran betrieben werden.
Der Käscher (2.7) ist in den Innenring (5) eingehängt, der wiederum in den Außenring (1) mittels Gurten eingespannt ist. Die Gurte tragen auch die für die Energieversorgung erforderlichen Solarzellen in Form des Solarzellen-Ringes (2.5).
Der Außenring (1) könnte direkt an den Solarzellenring anschliessen, wenn die einzige Antriebsart der Ionen-Antrieb sein soll.
Soll jedoch das Raumfahrzeug zusätzlich mit einem Solarsegel zur Verlängerung der Einsatzdauer und der Reichweite versehen werden, ist noch weiterer Raum für das Solarsegel, das in diesem Fall nur vom Außenring bis zum Solarzellenring reichen würde, erforderlich.
Die Zeichnung zeigt außerdem noch die Hauptkameras (1.2.1), von denen sich jeweils 2 auf der anderen Seite gegenüberliegen. Diese Kameras liegen dicht zu den Kameras (1.2.2), die auf den Ionen-Thrustern-Einheiten (1.5) befestigt sind.
Der Erfinder legt so viel Wert auf die Platzierung der Kameras, weil diese für ein durch Menschen ferngesteuertes robotisches Fahrzeug besonders wichtig sind.
Zu der hier vorgestellten Anordnung ist zu sagen, dass die Kameras die beiden Augen der Menschen für die Fernsteuerung ersetzen müssen. Es ist daher wichtig, wenn diese sowohl für die Fahrtrichtung mit der Fläche vorwärts (Kameras (1.2.1)) als auch mit der Kante voran am selben Ort liegen, damit keine Disorientierung erfolgt.
Das Umschalten der Orientierung von den Kameras (1.2.1) auf die Kameras (1.2.2) kann daher, wenn die Anordnung erfolgt wie vorgeschlagen, mit dem Anheben des Kopfes um in die Höhe zu schauen, verglichen werden. Da beide Kamerapaare jeweils doppelt vorhanden sind, ist eine Umschaltung mit einer Drehung der Ebene von 90 Grad auch möglich.
Da ein Innenring vorhanden ist, können selbstverständlich auch die bereits vorgestellten Greif- und Haltevorrichtungen nach 8 verwendet werden.
Zu 9.a
Das Raumfahrzeug in 9.a unterscheidet sich vom Fahrzeug in 9 nur darin, dass ein Sack anstelle des Käschers in den Innenring eingehängt ist.
Gedacht ist diese Anwendungsart für die Gewinnung größerer Mengen von Rohstoffen auf und in der Nähe von Asteroiden. Ein Sack ist eben immer noch der leichteste Transportbehälter und kann nach dem Gebrauch einfach durch Verschnürung verschlossen und sodann durch einen weiteren ersetzt werden.
Das Verschließen und Öffnen des Sackes könnte durch entsprechende Vorrichtungen am Innenring mit Hilfe der Seilwinden automatisch durchgeführt werden.
Zu 10
10 zeigt, dass es durchaus denkbar ist, einem Thrusterring-Raumfahrzeug durch Kombination mit einer chemischen Rakete (z. B. dem Booster einer Trägerrakete) eine hohe Anfangsbeschleunigung zu verschaffen.
Die Rakete ist hierbei mittels der Haltegurte (2.1) und der Spanngurte (5.3.1) sowohl mit dem Innenring (5) als auch mit dem Außenring (1) verzurrt.
Nach dem Ausbrennen der Rakete könnte das Thrusterring-Raumfahrzeug die Verbindung lösen und den Flug mit dem eigenen Antrieb fortsetzen.
Zu 11
11 zeigt ein noch nicht fertiggestelltes Solarkraftwerk (Solar-Power-Station – SPS) ohne Antriebe und Solarzellen auf Grundlage eines Flugringes 1 mit einem inneren Andockring (5) und einer Bespannung mit Gurten (2.1).
Rechts unten ist die mit dem Solarkraftwerk über ein Stromkabel verbundene Energie-Sendeanlage zu sehen.
Die Befestigung der Solarzellen soll durch Einklemmen der Gurte zwischen den Halteplatten (2.1.1), die in vorbereitete Schraubenlöcher an der Rückseite des Solarzellengehäuses eingeschraubt werden, erfolgen.
Links unten ist die Anbringung der Gurte dargestellt.

1: Antriebsring
1.1: Antriebs-Segment
1.2: Leer-Segment
1.2.1: Haupt-Stereo-Kamera
1.2.2: Thruster-Aufsatz-Kamera
1.3: Seitenstrahl-Segment
1.4: Gurthalterung
1.5: Doppelthruster Seiten
1.6: Doppelthruster oben/unten
1.7: Befestigungs-Öffnung
1.8: Befestigungs-Splint
1.9: Strahlrohr-Halterung
1.9.1: Kontermuttern
1.9.2: Konter-Halbrohr
1.9.3: Splintstangen
1.9.4: Halterangs-Halbrohr
1.9.5: Tankrohr
1.9.6: Elektro-Litze
1.10: Strahlrohr
1.10.1: Ionisator
1.10.2: Beschleuniger
1.10.3: Neutralisator
2: Solar-Segel
2.1: Halte-Gurte
2.1.1: Gurthalteplatten
2.1.1.1: Gurthalte-Schrauben
2.1.1.2: Gurthalte-Kontermuttern
2.2: Rand-Gurt
2.3: Ladegurt
2.4: Segel-Folie/Stoff
2.5: Solarzellen-Ring
2.6: Solarzellen-Array
2.7: Käscher-Netz
2.8: Flugring-Transportsack
3: Nutzlast-Plattform
: Unter Gruppe 5 sind alle Einrichtungen zum Ankopeln aufgeführt, auch wenn diese sich am Außenring 6 der Tochtereinheit befinden
5: Innenring des Mutterschiffes/der Ringstruktur – s. hierzu 8
5.1: Andock-Halterung
5.1.1: Halterungsgabel
5.1.1.1: Gabelstangen-Verbindungsteil
5.1.1.2: Gabel-Anschlag
5.1.2: Untere Befestigungsschelle
5.1.3: Obere Befestigungsschelle
5.1.4: Befestigungs-Schraube
5.1.5: Gabelhalteplatte
5.1.6: Befestigungschrauben-Mutter
5.1.7: Elektroschloss
5.1.8: Gabelenden-Schraubhülse
5.1.9: Elektroschloss-Halteplatte
: (2.1.1)
5.2: Seilwinden
5.2.1: Seil o. Gurt o. Faden o. Trosse
5.2.2: Winden-Ring
5.2.3: Winden-Karabinerhaken
5.2.4: Winden-Flugring
5.2.4.1
5.2.4.2
5.2.5: Dockingmagnet permanent
5.2.5.1: schaltbarer elektr. Dockingmagnet
5.3: Docking-Vertikalrohr
5.3.1: Spannseil
5.4: Abschluss-Ring
5.5: elektr. Schnecken-Motor
5.6: Dockingbügel
5.6.1: Bügel-Zahnung
5.7: ferromagn. Abschluss-Ringscheibe
5.8: Stromkabel
6: Außenring/Antriebsring der ankoppelnden Tochter-Struktur

Zeichnungen

(1–7 wurden mit dem Vorantrag vom 24.07.2002 eingereicht)

8 Innenring als Docking- und Ladestation
8.a doppelter Innenring als Zweifach- Docking- und Ladestation
8.b Magazin-Docking-Station (hier für 6 Thrusterring-Mini-Raumschiffe)
9 Flugring-Raumfahrzeug als Weltraum-Käscher
9.a Flugring als Sack-Raumfahrzeug (zum Mengen-Transport von Rohstoffen, wie z. B. Erze, Eis, etc.)
10 Flugring mit zusätzlichem chemischem Booster
11 Solarkraftwerk (Solar Power Station – SPS) mit Sendeeinheit

Claims

Thruster-Solar-Segler nach dem Patent Nr. DE 102 34 902 B4 , dadurch gekennzeichnet, dass der Thruster-Solar-Segler ein Lade- und Docking-System aufweist, bestehend aus einer Lade- und Dockingstation zum Ankoppeln und Ablegen mindestens einer dockingfähigen Tochtereinheit, wobei die Lade- und Dockingstation a) alternativ • aus einem starren Innenring (5), oder • aus einem Innenring (5), der bei waagerechter Ausrichtung durch mehrere Docking-Vertikalrohre (5.3) mit parallel darüber oder darunter liegenden Abschluss-Ringen (5.4) zu einer doppelten Docking- und Ladeeinrichtung verbunden ist, oder • aus einem Innenring (5), der mit mehreren Docking-Vertikalrohren (5.3) verbunden ist, die sich parallel zueinander vom waagerecht ausgerichteten Innenring (5) aus gesehen nach oben und nach unten fortsetzen und ein Magazin-Dock bilden, besteht, wobei der oder die Ringkörper aus mindestens einer eisenhaltigen Ringscheibe zur magnetischen Kopplung oder aus mindestens einem ringförmigen Rohr besteht, und wobei b) die Lade- und Dockingstation mittels Gurten (2.1), Seilen oder Faden-Bespannungen in den Außenring (1) des Thruster-Solar-Seglers eingespannt ist, und wobei c) die Lade- und Dockingstation mit mehreren Docking- und/oder Ladevorrichtungen versehen ist, mit denen Tochtereinheiten in der Dockingstation gehalten und/oder Ladung/Objekte mit Hilfe von Winden (5.2) gehalten und gehandhabt werden, wobei die jeweilige Winde (5.2) mit einem Seil, Gurt, Faden oder Trosse (5.2.1) ausgestattet ist, an dessen/deren freiem Ende Greif- bzw. Haltevorrichtungen angebracht sind.
Ring-Segment-Montage-System nach dem Patent Nr. DE 102 34 902 B4 , dadurch gekennzeichnet, dass das Ring-Segment-Montage-System ein Ducking-System beinhaltet, bestehend aus einer Lade- und Dockingstation zum Ankoppeln und Ablegen mindestens einer dockingfähigen Tochtereinheit, wobei die Lade- und Dockingstation a) alternativ • aus einem starren Innenring (5), oder • aus einem Innenring (5), der bei waagerechter Ausrichtung durch mehrere Docking-Vertikalrohre (5.3) mit parallel darüber oder darunter liegenden Abschluss-Ringen (5.4) zu einer doppelten Docking- und Ladeeinrichtung verbunden ist, oder • aus einem Innenring (5), der mit mehreren Docking-Vertikalrohren (5.3) verbunden ist, die sich parallel zueinander vom waagerecht ausgerichteten Innenring (5) aus gesehen nach oben und nach unten fortsetzen und ein Magazin-Dock bilden, besteht, wobei der oder die Ringkörper aus mindestens einer eisenhaltigen Ringscheibe zur magnetischen Kopplung oder aus mindestens einem ringförmigen Rohr besteht, und wobei b) die Lade- und Dockingstation mittels Gurten (2.1), Seilen oder Faden-Bespannungen in den Außenring (1) des aus dem Ring-Segment-Montage-System montierten Thrusterring-Raumfahrzeugs oder Weltraumstruktur eingespannt ist, und wobei c) die Lade- und Dockingstation mit mehreren Docking- und/oder Ladevorrichtungen versehen ist, mit denen Tochtereinheiten in der Dockingstation gehalten und/oder Ladung/Objekte mit Hilfe von Winden (5.2) gehalten und gehandhabt werden, wobei die jeweilige Winde (5.2) mit einem Seil, Gurt, Faden oder Trosse (5.2.1) ausgestattet ist, an dessen freiem Ende Greif- bzw. Haltevorrichtungen angebracht sind.
Thruster-Solar-Segler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Ladevorrichtung mindestens eine Winde (5.2) aufweist, die jeweils mit einer an dem Winden-Seil, Gurt, Faden bzw. an der Winden-Trosse (5.2.1) befestigten Windenflugeinheit, insbesondere in Form eines Windenflugringes (5.2.4), ausgestattet ist, die selbst flugfähig ist und daher das Ladegut bzw. jeweilige Objekt gezielt ansteuern und sich mit den mit den Windenflugeinheiten verbundenen, vorzugweise magnetischen oder elektromagnetischen, Halte- bzw. Greifvorrichtungen am Ladegut befestigen kann, wobei durch Anziehen mehrerer Winden (5.2) bis zur gewünschten Ladespannung das Ladegut bzw. zu ladende Objekt in die Ladestation gezogen und dort gehalten wird.
Thruster-Solar-Segler nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Windenflugeinheiten in Form von Flugringen (5.2.4) ausgebildet sind, welche zum Einsammeln von fels-, erz-, staub- und sandartigen Asteroiden-Rohstoffen dienen und dass die Flugringe (5.2.4) mit Greif- und Sammelvorrichtungen für die Asteroiden-Rohstoffe ausgestattet sind, die dazu gedacht sind, mittels der Winden (5.2) von der Lade- und Dockingstation auf die Asteroidenoberfläche zur Materialaufnahme hinunter gelassen zu werden.
Thruster-Solar-Segler nach einem der Ansprüche 1–4, dadurch gekennzeichnet, dass in der Lade- und Dockingstation mindestens eine Tochtereinheit mit starrem Außenring (6) mittels mechanischer Andockhalterungen (5.1) gehalten wird, wobei es sich bei der mindestens einen Tochtereinheit um Thruster-Solarsegler oder Thrusterring-Raumfahrzeuge handelt, und wobei die Andockhalterungen (5.1) eine am Innenring (5) durch Durchstecken befestigte Haltegabel (5.1.1) beinhalten, die den Außenring (6) der mindestens einen Tochtereinheit von drei Seiten umfasst und diese Verbindung durch einen an der Tochtereinheit angebrachten Elektroriegel (5.1.7) von der vierten Seite gesichert wird.
Thruster-Solar-Segler nach einem der Ansprüche 1–4, dadurch gekennzeichnet, dass in die Lade- und Dockingstation mindestens eine Tochtereinheit mit starrem Außenring (6) eingedockt wird, wobei es sich bei der mindestens einen Tochtereinheit um Thruster-Solarsegler oder Thrusterring-Raumfahrzeuge handelt, und dass es sich bei dem Innenring (5) oder den Abschlussringen (5.4) der Dockingstation um eine ferromagnetische Ringscheibe handelt, an welcher der Außenring (6) der mindestens einen Tochtereinheit mittels Magneten und/oder Elektromagneten ankoppelt, bzw. von der er bei entsprechender Polausrichtung durch Abstoßen wieder auskoppelt.
Thruster-Solar-Segler nach einem der Ansprüche 1–6, dadurch gekennzeichnet, dass die Lade- und Dockingstation als Magazin-Lade- und Dockingstation für mindestens eine Tochtereinheit mit starrem Außenring (6) ausgebildet ist, wobei es sich bei der mindestens einen Tochtereinheit um Thruster-Solarsegler oder Thrusterring-Raumfahrzeuge handelt, und diese mit beweglichen Dockinghalterungen ausgestattet ist, die an den Docking-Vertikalrohren (5.3) befestigt sind und aus den Dockingbügeln (5.6) bestehen, die mit einer Bügel-Zahnung (5.6.1) versehen sind und mittels elektrischer Schnecken-Motoren (5.5) in die Dockingstation hinein und herausgefahren werden.
Thruster-Solar-Segler nach einem der Ansprüche 1–7, dadurch gekennzeichnet, dass die Lade- und Dockingstation mit mindestens einer Tochtereinheit ausgestattet ist, die über einen Thruster-Außenring (6) verfügt, der mit Doppelthruster-Einheiten (1.5, 1.6) versehen ist und gleichzeitig auch als Halterung dient, an der die Haltevorrichtungen (5.1, 5.6) der Dockingstation diese in ihrem Inneren halten.
Thruster-Solar-Segler nach einem der Ansprüche 1–8, dadurch gekennzeichnet, dass die Ladeeinrichtung (5) in ihrem Inneren mit einem Käscher (2.7) versehen ist, mit dem Objekte im Weltraum eingefangen bzw. eingesammelt werden.
Thruster-Solar-Segler nach einem der Ansprüche 1–8, dadurch gekennzeichnet, dass die Ladeeinrichtung (5) in ihrem Inneren mit einem verschließbaren sackartiger Behälter (2.8) als Materialsammler versehen ist, mit dem Objekte im Weltraum eingesammelt werden.
Thruster-Solar-Segler nach einem der Ansprüche 1–8, dadurch gekennzeichnet, dass dieser zu einer mobilen Solar-Power-Station erweitert wird, indem a) er mit einer Docking- und Ladestation (5) versehen ist, an der eine flugfähige Tochtereinheit, bei der es sich um eine Stromversorgungseinheit oder um eine Laser- oder Mikrowellen-Sendeeinheit handeln kann, mittels eines stromführenden Zugkabels (5.8) über eine an der Station befestigten Windeneinheit (5.2) verbunden ist, und b) der Außenring (1) der Solar Power-Station mit einer netzartigen Bespannung aus Gurten (2.1), vorzugsweise aus Gurten oder CNT-Fäden, versehen ist, an der Solarzellen zur Stromerzeugung befestigt sind, wobei die Befestigung mit Halteplatten (2.1.1) erfolgt, die über die Bespannung an das Solarzellengehäuse geschraubt werden, so dass die Bespannung zwischen Gehäuse und Halteplatten festgespannt ist.
Ring-Segment-Montage-System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass zur Montage einer mobilen oder stationären Solar-Power-Station a) dieses mit einer Docking- und Ladestation (5) versehen ist, an der eine flugfähige Tochtereinheit, bei der es sich um eine Stromversorgungseinheit oder um eine Laser- oder Mikrowellen-Sendeeinheit handeln kann, mittels eines stromführenden Zugkabels (5.8) über eine an der Station befestigten Windeneinheit (5.2) verbunden ist, und b) der Außenring (1) der Solar-Power-Station mit einer netzartigen Bespannung aus Gurten (2.1), vorzugsweise aus Gurten oder CNT-Fäden, versehen ist, an der Solarzellen zur Stromerzeugung befestigt sind, wobei die Befestigung mit Halteplatten (2.1.1) erfolgt, die über die Bespannung an das Solarzellengehäuse geschraubt werden, so dass die Bespannung zwischen Gehäuse und Halteplatten festgespannt ist.