Vorgeschichte:
Erstantrag:
Mit
Antrag vom Juli 2002 beantragte der Erfinder die Patenterteilung
für einen
(bevorzugt runden) Thruster-Solarsegler, dessen Grundform Grundlage
der weiteren Folgeanträge
ist.
Der
Thruster-Solarsegler ist insbesondere durch einen starren Außenring
gekennzeichnet, der im Weltraum relativ einfach aus ineinander steckbaren
Rohrsegmenten zusammengesetzt werden kann (s. www.solar-thruster-sailor.info/sts/sts.html).
Der
Außenring
nimmt sowohl die hauptsächlich
zur Steuerung und Lageregelung vorgesehenen Niedrigschubthruster,
als auch sämtliche
in der Ringscheibe liegenden Lasten, sowie das Solarsegel (mit Hilfe
von Spanngurten) auf.
Diese
Bauweise erhöht
nicht nur die Manövrierfähigkeit
des Seglers sondern lässt
eine gleichmäßige Lastenverteilung
auf den Außenring
zu, wodurch eine unnötige
zusätzlich
Mast- und Sparren-Konstruktionen zur Straffung der Segelfläche, die insbesondere
Kennzeichen bisheriger Konzepte der quadratischen Mastensegler ist,
vermieden wird.
Erster Folgeantrag:
Im
Januar 2003 folgte ein erster Folgeantrag, mit dem u. a. das vorgenannte
Thruster-Solarsegler-Design
um Docking- und Nutzlast-Einrichtungen in Form eines Innenringes
bzw. einer Innenring-Konstruktion ergänzt wurde
(s. www.solar-thruster-sailor.info/figs/fig8-8b.html).
Verwirklicht
wurde diese Innenring-Konstruktion durch Rohrkörper, an denen sowohl Docking-Halterungen
als auch Winden-Einrichtungen zur Handhabung von Ladung angebracht
sind.
Diese
Dockingkonstruktion kann sich durch entsprechende Rohrführung auch
auf den Raum oberhalb und unterhalb der Scheibenebene des Raumfahrzeuges
ausdehnen (s. 8a und 8b des Vorantrages).
Hierdurch
kann/können
Nutzlast und/oder mehrere Tochtereinheiten in Lagen über- und
untereinander aufgenommen werden, wodurch ein Magazindock entsteht,
dessen Nutzlasten/Tochtereinheiten mittels in den Dockingraum hineinreichender
Dockinghalterungen im Dockingraum gehalten werden.
Der
Solarsegler mutiert somit je nach Verwendungszweck unter anderem
zum Mutterschiff für den
Transport ganzer Raumfahrzeugschwärme oder zum Containerschiff,
dass den Materialtransport mit Hilfe selbständig ein- und ausdockender „flugfähiger Container" erlaubt.
Der
Schwerpunkt dieser Konstruktionsform liegt daher auf dem Transport
und der Manipulation von Nutzlast. Hierbei wird die Manövrierfähigkeit
des Solarseglers im Gegensatz zu anderen Designs trotz der umfangreich
zu handhabenden Massen durch die zentrale Lage der Docking-Innenring-Konstruktion
so wenig wie möglich
beeinträchtigt.
Die
bevorzugte Anwendung des Erfinders ist hierbei eine Trägerschiff-Lander-Kombination, die eine
Materialentnahme an Asteroiden und Kometen und die Rückführung der
gewonnenen Rohstoffe in den Erdorbit zulässt, wobei weitere Tochtereinheiten zur
visuellen und messtechnischen Beobachtung der Operation und zur
Datenübermittlung
mitgeführt
werden können,
die die Fernsteuerung der Lander erleichtern.
Die
Tochtereinheiten zeichnen sich hierbei weitgehend dadurch aus, dass
Sie über
Haltevorrichtungen verfügen,
in die die in den zentralen Dockingraum hineinragenden automatischen
Halterungen der Dockingstation hineingreifen können.
Dies
ist nach dem vorliegenden Design dadurch gelöst, dass die Tochtereinheiten
ebenfalls einen starren Außenring
besitzen, der nicht nur der Aufnahme von Thrustern und Ladung, sondern
auch den Dockinghalterungen des Mutterschiffes als Haltevorrichtung
dient, dessen Rohrkörper
sie haltend umfassen.
Für die Landung
auf Asteroiden wären
diese Tochtereinheiten ähnlich
aufgebaut wie der Solarsegler, also eher flach oder bei Containereinheiten
tablettenförmig,
mit einem Außenring
mit Niedrigschub-Thruster-Einheiten versehen, die eine sehr präzise Steuerung
zulassen.
Um
diese Steuerung nicht durch ständigen Schub
in schwierigen Lande-Start- und Docking-Situationen zu behindern,
wären die
Tochtereinheiten jedoch im allgemeinen nicht mit einem eigenen Solarsegel
ausgestattet.
Die
einheitliche Koppelungstechnik ermöglicht die einfache Umrüstung des
Solarseglers für
unterschiedliche Einsatzzwecke durch Austausch von Tochtereinheiten.
Durch
die einfache Haltetechnik beim Docking-Vorgang müssen keine umfangreichen Anpassungen
unterschiedlicher Haltekonzepte erfolgen. Tochtereinheiten müssen lediglich
einen Haltering bieten, der es den Dockinghalterungen der Dockingstation
des Mutterschiffes ermöglicht,
den Rohrkörper
des Halteringes zu umfassen.
Dies
begünstigt
somit auch nationale oder internationale Kooperationen unterschiedlicher
Träger, wenn
ein derartiges einheitliches Haltekonzept strikt eingehalten wird.
Insbesondere
können
auch kleinere Träger, wie
Unternehmen, Universitäten,
bisher nicht raumfahrende Nationen in die Weiterentwicklung und
Planung von Weltraummissionen eingebunden werden.
Die
Trägerschiff/Tochtereinheiten
Kombinationen ermöglichen
es diesen kleineren Trägern,
sich auf Entwicklung und Betrieb der Tochtereinheiten zu konzentrieren,
während
Launchen, sowie Betrieb und Unterhaltung der Mutterschiffe durch
Raumfahrtagenturen bzw. große
Raumfahrtunternehmen sichergestellt werden könnte.
Hierfür ist allerdings
ein politisch vorzugebender Paradigmenwechsel in den Aufgabenstellungen
der Raumfahrtagenturen insoweit erforderlich, dass sie nicht nur
eigene Raumfahrtmissionen vornehmen, sondern auch dafür zwingend
zuständig sind,
Unternehmen und Forschungseinrichtungen zumindest der eigenen Nation
bzw. Mitgliedsstaaten gegen (evtl. subventioniertes) Entgelt Weltraumanwendungen
durch Bereitstellung von Weltraum-Infrastruktur und beratende Unterstützung zu
ermöglichen.
Zweiter Folgeantrag:
Ein
mit den vorstehend beschriebenen Merkmalen versehener Solarsegler
besitzt zwar grundsätzlich
eine gute Steuerbarkeit jedoch auch die Schwäche, dass (wenn auch nur in
geringem Ausmaß)
Treibstoff zum regulären
Betrieb, insbesondere zur Steuerung und Lageregelung erforderlich
ist.
Auch
war das Anbringen bzw. Segelsetzen insbesondere sehr großer Solarsegel
noch nicht ausreichend vereinfacht, bzw. die genaue Vorgehensweise
für derartige
Vorgänge
ist bisher noch nicht konzeptionell durchgearbeitet worden.
Das
Falten und Entfalten großer
Solarsegel im Zusammenhang mit der Montage schwer zu handhabender,
sperriger und verletzlicher riesiger Solarsegelflächen wurde
bisher als vermutlich schwerwiegendstes Hindernis, das dem tatsächlichen
Einsatz großer
Solarsegler im Weltraum entgegensteht, angesehen.
Die
vorgenannten Problemgruppen wurden mit dem zweiten Folgeantrag dadurch
umgangen, dass das Segel nicht in einem oder mehreren sehr großen Stück(en) gesetzt
und betrieben wird, sondern in mehreren auf Rollen aufgerollten
Bahnen.
(s. www.solar-thruster-sailor.info/figs/fig13.html).
Auch
die Montage des Segels wurde hierdurch entscheidend vereinfacht.
Sie erfolgt nunmehr einfach durch Einsetzen der Segelbahnrollen
mit den daran aufgerollten Folien in hierfür vorgesehene Halterungen am
Außenring
des Solarseglers.
Diese
werden durch an der Innenringkonstruktion angebrachte Winden durch
Aufspulen entsprechender Zugfäden,
die an den Kantenfäden
der Segelfolien ansetzen ausgerollt und damit gesetzt.
Durch
Elektromotoren, die an den Rollenhalterungen angebracht sind, können die
Segelbahnen nicht nur gerefft werden, sondern es ist grundsätzlich auch
eine Steuerung des Seglers durch Vergrößern und Verkleinern der Segelfläche an den
gewünschten
Stellen des Seglers möglich.
Dies
ist somit der erste Einstieg in eine komplett treibstofflose Lageregelung
und Steuerung des Seglers wobei die Thruster dann nur noch als Backup-Steuerung
oder in besonders schwierigen Situationen benutzt werden.
Ebenso
bestand noch das Problem, das mit derzeitigen technischen Mitteln
ein großer
Solarsegler nur im Weltraum an einer Raumstation montiert werden
kann.
Da
sich diese Raumstationen voraussichtlich auch in mittelfristiger
Zukunft wegen der Strahlenbelastung für Astronauten im Schutz des
irdischen Magnetfeldes befinden müssen, kommt hierfür nur ein erdnaher
Orbit in Frage, der sich leider gleichzeitig im Bremsbereich der äußeren irdischen
Atmosphärereste
befindet.
Ein
Solarsegler mit seiner riesigen Segelfläche würde in diesem Bereich mit gesetztem
Segel in seiner Umlaufgeschwindigkeit jedoch derart ausgebremst,
dass der Absturz auf die Erde unvermeidbar wäre.
Die
offensichtliche Lösung
für ein
derartiges Problem ist, den Thruster-Solarsegler zunächst an der
Raumstation zu montieren, ihn sodann mit Hilfe seiner Thruster aus
dem gefährlichen
planetarischen Randatmosphäre-Bereich
hinaus zu manövrieren und
die Segelfläche
erst in einem für
den Solarsegler ungefährlicheren
Bereich zu setzen. Dies ermöglicht die
mit dem zweiten Folgeantrag vorgestellte Konstruktionsweise.
Darüber hinaus
wird jedoch nach Auffassung des Erfinders ERSTMALS das Reffen (hier
durch Wieder Einrollen der Segelbahnen) der Segelflächen eines
Solarsegler-Designs
möglich.
Besonders
wichtig ist diese Eigenschaft, wenn z. B. Material von Asteroiden
zur erdnahen Weltraumstation zurücktransportiert
werden muß, um
die oben erwähnte
Absturzgefahr zu vermeiden.
Außerdem kann
der Solarsegler durch die Rückkehrmöglichkeit
zur Raumstation dort wieder gewartet werden, z. B. durch Austausch
der steckbaren Thrustereinheiten einschließlich der in diesen Einheiten
integrierten Treibstofftanks oder beschädigter Segelbahnen.
Eine
weitere Innovation des zweiten Folgeantrages war die mögliche Verwendung
von dockingfähigen
Zusatztriebwerken, die selbständig
in die Dockingstation des Mutterschiffes eindocken und dieses zusätzlich beschleunigen
können.
Hierbei
können
einzelne oder geclusterte Triebwerkseinheiten jeglicher Art zum
Einsatz kommen, die auch stärkere
Antriebskräfte
entwickeln als das Solarsegel.
Es
können
z. B. auch Dampfantriebe (zur einfachen Verwendung von Wassereis
als Treibstoff), chemische oder atomare Antriebsarten zusätzlich zum
oder anstelle des Segelantriebes verwendet werden.
Hiermit
kann die geringe Anfangsbeschleunigung des Solarseglers bei zeitkritischen
Missionen umgangen werden oder der Einsatz eines Seglers auch in
einem Bereich erfolgen, in dem die Kraft der Sonnenstrahlung nicht
mehr ausreicht, den Segler nennenswert zu beschleunigen (ab ca.
3 astronomischen Einheiten (AU), dass heißt der dreifachen Entfernung
von der Erde zur Sonne).
Notwendigkeit des hiermit
vorliegenden dritten Folgeantrages:
Auf
seiner homepage www.solar-thruster-sailor.info hatte der Erfinder
seine Solarsegler-Designs
zum Teil kurzfristig nach Patent-Antragstellung publiziert und auch
Experten für
Solarsegler hierauf aufmerksam gemacht.
Aus
diesem Kreis wurde angeregt, doch auf der Grundlage der bisherigen
Designs einen Segler zu entwickeln, der nicht erst im Weltraum montiert werden
müsste,
weil sowohl robotische als auch astronautische Arbeitszeiten dort
derzeit sehr limitiert und kostspielig sind.
Außerdem wurde
auf die Problematik der Materialermüdung durch oftmaliges Auf-
und Abrollen der Segelbahnrollen, bei den extrem dünnen und verletzlichen
Solarsegel-Folien
hingewiesen.
Beide
Argumente sind nicht von der Hand zu weisen.
Nachfolgend
wird daher im Teil A) eine Weiterentwicklung der Segel-Setz- und
-Reffanlage des Vorantrages vorgestellt, die es erlaubt, den Segler durch
Betätigung
dieser Anlage zu steuern, ohne dass der verletzliche Teil der Solarsegel-Folie
auf und abgerollt werden muss.
Unter
B) folgt sodann ein Solarsegler-Launchsystem, dass es erlauben soll,
einen umfassend mit Dockingstation und Solarzellen-Arrays ausgerüsteten Solarsegler
ohne weitere Weltraum-Montagearbeiten funktionsfähig ins All zu verbringen.
Hierbei
soll der Segler von vornherein sowohl mit einer Steuerung durch
Segelreffanlage als auch mit bereits eingedockten Tochtereinheiten
(z. B. Dokumentations und Komunikationssatelliten, Asteroiden-/Kometenlander,
dockingfähige
Zusatz-Beschleunigungstriebwerke)
versehen sein.
Aufgrund
der geringen Schwerkraft von Asteroiden und Kometen wäre es mit
Hilfe der Niedrigschub getriebenen Tochtereinheiten möglich, Asteroiden-Proben
Entnahmen und Rückführung dieser Proben
zum Erdorbit mit einem einzigen Launcherstart sehr kostengünstig durchzuführen.
Derartige
möglichst
sonnennahe Missionen zu Asteroiden dürften vermutlich um Dimensionen günstiger
als entsprechende Missionen zum Mond sein, die wegen der dortigen
höheren
Schwerkraft und spärlicher
zur Verfügung
stehender Sonnenenergie nicht mit derart leichtem und daher äußerst kostengünstigem
Gerät durchführbar sind.
Abschnitt A): durch zusätzliche
treibstofflose Steuerung/Lageregelung (– Attitude Control System – ACS –) verbesserte
Thruster-Solarsegler bzw. Thrusterring-Raumfahrzeuge.
Aufgabe
des ACS nach A) ist es, die treibstofflose Lageregelung und daher
den zumindest zeitweise komplett treibstofflosen Betrieb eines Solarseglers
mit starrem Außenring
zu ermöglichen
und bisher konzipierte treibstofflose Lageregelungs-Systeme für Solarsegler
in der Wirkung und in der Anwendung zu verbessern. Dies gilt sowohl
für sehr große, im Weltraum
montierte Solarsegler als auch für
die sich selbst im Weltraum vergrößernden Solarsegler nach dem
noch folgenden Abschnitt B).
Außerdem soll
zusätzlich
die Wirksamkeit der Steuerung durch die Segel-Setz- und -Reffanlage verbessert
werden.
Ein
Solarsegler hat ähnlich
wie ein Segelboot zwei virtuelle Zentren, die austariert werden
müssen, damit
es nicht zu unerwünschten
Drehungen kommt, die das Boot in eine falsche Richtung führen oder durch
Gegensteuern ausgeglichen werden müssen.
Soll
ein Segelboot möglichst
schnell geradeaus segeln muss es so zum Wind ausgerichtet werden,
dass sein Zentrum des Winddruckes auf das Segel auf der gleichen
Höhe steht
wie das entgegengesetzt wirkende Zentrum des Wasserdruckes auf Schwert
und Bootskörper.
Jede erforderlich werdende Steuerbewegung durch das am Ende des
Bootskörpers
befindliche Ruder bremst das Segelboot ab.
Ein
gut austariertes Boot ist tendenziell daher immer schneller als
ein nicht austariertes, da unnötige
(abbremsende) Steuerbewegungen vermieden werden.
Der
Solarsegler als Raumfahrzeug ist zwar einerseits nicht von den Launen
des irdischen Windes abhängig,
denn er kann auf einen ständigen, sehr
gleichmäßigen Strom
der ihn immer aus gleicher Richtung antreibenden Sonnenstrahlung
bauen, andererseits befindet er sich im freien Raum und kann daher
durch die einwirkenden Kräfte
in jede dreidimensionale Richtung gedreht werden.
Dies
ist natürlich
nicht immer erwünscht,
da die Fläche
des Seglers so zur Sonne ausgerichtet werden soll, das er eine möglichst
hohe Beschleunigung erzielt.
Die
Steuerung wird darüber
hinaus noch erschwert durch planetare Gravitationskräfte, wie
die der Erde, die zusätzlich
noch berücksichtigt
werden müssen.
Die
Lageregelung eines Solarseglers kann durch die Verschiebung sowohl
seines Massezentrums als auch seines Zentrums des auf ihn einwirkenden
Strahlungsdruckes erfolgen. Liegen diese beiden Zentren auf demselben
Punkt, sollte es nicht zu einer unerwünschten Drehung des Seglers
kommen, meistens wird dies jedoch nicht der Fall sein.
Unerwünschte Torsionskräfte durch
Schwerpunktverlagerung entstehen auch bei verschiedenen anderen
Raumflugkörpern
und werden im Englischen auch als „thrust vector misalignment
problem" bezeichnet.
Beim
Solarsegler würde
dies ohne Gegenmaßnahmen
dazu führen,
dass er von der günstigsten
Ausrichtung zur Sonne abdrehen würde
und im schlimmsten Fall weder gesteuert noch ausreichend in Zielrichtung
angetrieben werden könnte.
Andererseits
kann gerade bei dem relativ leichten Solarsegler die Massenverschiebung
auch zur treibstofflosen Steuerung ausgenutzt werden.
Die
einfachste Möglichkeit
der treibstofflosen Lageregelung und Steuerung von der Strahlungsdruckseite
her besteht aus der Platzierung von zusätzlichen beweglichen Steuersegelflächen (vanes), die
entsprechend ausgerichtet die Lage des Strahlungsdruckes manipulieren
können.
Derartige
Konzepte wurden schon seit Jahren, insbesondere für einen
4 Quadratkilometer großen
quadratischen Mastensegler publiziert, der als Versorgungsfahrzeug
für Marserkundungen
dienen sollte, weitere Vane-Designs finden sich unter „Colin Mc
Innes, Solar Sailing, Technology, Dynamics and Mission Applications", 1. Ausgabe, Seiten
99 bis 101.
Die
Steuerung durch zusätzliche
bewegliche Steuersegel hat allerdings auch Nachteile. In abnormalen
Steuersituation könnte
es vorkommen, dass sich die Steuerbewegungen nicht auswirken, weil
z. B. die Sonnenstrahlen parallel sowohl an den Segelflächen des
Hauptsegels als auch an der Segelfläche des Steuersegels vorbeiführen.
Eine
Lösung
hierzu wäre,
dass die „vanes" nicht nur drehbar
sondern auch klappbar ausgeführt werden.
Hier wären
sicherlich jedoch Komplikationen in Bezug auf die Stabilität bei der
Verwirklichung einer Vane-Steuerung bei selbstentfaltenden Masten-Seglern zu erwarten,
deren Masten sich entrollen.
(Sind
derartige Masten nach der Entfaltung wirklich stabil genug, um an
ihren Enden Steuersegel nicht nur zu tragen, sondern auch die entsprechenden
Steuerbewegungen aufzunehmen, ohne sich selbst zu verdrehen oder
zu knicken?)
Eine
weitere treibstofflose Steuerungsvariante ist die Verlagerung von
Gewichten und dadurch Verlagerung des Massezentrums des Seglers.
Diese Gewichte können
innerhalb der Segelfläche
als auch am Rand des Seglers hin und her bewegt werden.
Derartige
Steuermöglichkeiten
stehen auch für
die Thruster-Solarsegler Bauformen des Erfinders zur Verfügung, da
durch die starren Außenring-
und Innenringkonstruktionen ausreichende sichere Befestigungsmöglichkeiten
für entsprechende
Vorrichtungen zur Verfügung
stehen.
Der
Erfinder hatte mit Patentantrag vom 16.06.2005 eine weitere Steuerungsmöglichkeit
für die
Verbesserung seiner Designs vorgestellt, die sich nicht nur auf
die Steuerung des Seglers beschränkt, sondern
hauptsächlich
das Segelsetzen und Reffen im Weltraum ermöglicht (s. hierzu 1 a.a.O.).
Es
handelt sich um eine Segelsetz- und Reffanlage, die es zulässt, Segelbahnen
auf Rollen, die am Rand des Solarseglers befestigt sind, automatisch
ab- und aufzurollen, deren Hauptvorteil jedoch vor allem darin liegt,
dass ein sehr großes
Solarsegel durch Aufteilung auf viele Segelbahnen sehr handlich gehandhabt
und einschließlich
der Rollen montiert werden kann.
Wird
nun bei einem Segler, dessen Segelfläche vollständig gesetzt ist, eine Segelbahn
(die vom Außenring
bis zum Rand der Innenringkonstruktion führt) aufgerollt (gerefft),
wird einerseits die Segelfläche
auf der Seite mit der teilweise eingerollten Segelbahn zu Gunsten
der Gegenseite (auf der anderen Seite der Innenringkonstruktion),
die noch voll abgerollt ist, verringert, andererseits wird das Massezentrum
zum Rand der aufgerollten Segelfläche verschoben. (Jeder Segelbahn
auf der einen Seite des Seglers liegt eine weitere gleichartige
auf der anderen Seite des Seglers gegenüber, da die Bahnen vom Außenring
zum Innenring des Raumfahrzeuges führen).
Vorteil
dieser Art der Lageregelung/Steuerung durch Abrollen/Reffen der
Segelbahnen ist insbesondere, dass das Zentrum des Strahlungsdruckes
und das Massezentrum jeweils in entgegengesetzte Richtungen verschoben
werden.
Beide
Lageänderungen
addieren sich durch Vergrößerung oder
Verkleinerung des zwischen beiden Zentren liegenden Hebelweges somit
noch.
Liegen
zum Beispiel Massezentrum und Zentrum des Strahlungsdruckes auseinander
und sollen aufeinander zubewegt werden, können sie durch Aufrollen oder
Abrollen der entsprechenden Segelbahn(en) auf einer Seite durch
die entgegengesetzte Wirkung dieses Vorganges viel schneller wieder
zusammengeführt
werden als bei einer Steuerung, die allein auf Verschieben des Masseschwerpunktes
oder allein auf Verschieben des Schwerpunktes des Strahlungsdruckes
setzt.
Ein
Auseinanderführen
der beiden Schwerpunkte führt
hingegen zu einer Steuerbewegung, die auch wieder schneller erfolgt,
weil sich beide Richtungsänderungen
der Schwerpunkte addieren, und so den Lageoffset schnellstmöglich vergrößern.
Je
weiter das Massezentrum vom Zentrum des Strahlungsdruckes entfernt
ist, desto länger
ist der Hebel, der es dem Strahlungsdruck ermöglicht den Segler um sein Massezentrum
herum zu drehen.
Nachteil
der Steuerung durch Segelreffen bzw. -Setzen ist jedoch die Materialermüdung, die insbesondere
bei den dünnen
Solarsegelfolien zu erwarten ist.
Diese
Materialermüdung
soll durch die nachfolgend noch geschilderte Verbesserung der Segelreffanlage
zumindest stark eingeschränkt
werden.
Entwicklung
eines Leichtbau-Pulsed-Plasma-Moduls zur Solarsegler-Steuerung
Mit
ihrer Schrift: „Development
of a Lightweight Pulsed Plasma Thruster Module for Solar Sail Attitude
Control" stellen
die Autoren Kevin Pryor und andere, des Dept. of Mechanical and
Aerospace Engineering der Arizona State University (ASU) nicht nur
eine Leichtbau-Thruster-Entwicklung speziell für Solarsegler, sondern auch
ihr Konzept für
die Lageregelung eines Solarseglers vor.
Die
Schrift als auch das neue Konzept des ihr zugrunde liegenden, in
der Entwicklung befindlichen Solarsegler-Modells soll an dieser
Stelle erläutert
werden, da sowohl die Art der treibstofflosen Steuerung durch Gewichtsverlagerung
als auch die vom Erfinder bereits mit seinem Erstantrag vom Juli 2002
vorgestellte Steuerung des Seglers durch am äußersten Rand der Seglerfläche liegende
Thruster-Kompletteinheiten Ähnlichkeiten
mit der Steuerung/Lageregelung des hier vorgestellten Designs aufweist.
Bei
dem zugrunde liegenden Solarsegler handelt es sich um einen selbstentfaltenden
Mastensegler, dessen vier Masten ausgehend von einer Zentraleinheit
diagonal bis zu den vier Ecken des quadratischen Seglers führen (a.a.O., 1).
Die
nicht näher
erläuterte
Zentraleinheit ist laut Angaben mit Thrustern, Schwungrädern und
magnetischen Drehmoment-Erzeugern ausgerüstet.
Dies
scheint dazu gedacht zu sein, für
die Lageausrichtung des Seglers vor Entfaltung der Masten und Segelfolien
zu sorgen (a.a.O., 2).
Außerdem könnte die
Zentraleinheit bei entsprechender Thruster-Auslegung auch dazu geeignet
sein, den Segler vor der Entfaltung aus dem unmittelbaren Einwirkungsbereich
der irdischen Schwerkraft hinaus zu beschleunigen.
Dies
ist wünschenswert,
da der Betrieb eines Solarseglers im Erdorbit äußerst kompliziert ist, weil er
einerseits nach der Sonne ausgerichtet sein muss, andererseits im
Orbit angesichts des schwachen Antriebs durch den Segler im wesentlichen
den Keplerschen Gesetzen unterliegt, die ihn dazu zwingen, die Erde
in vielen Umlaufbahnen zu umkreisen bevor es ihm gelingt, durch
stetige (aber langsame) Erhöhung der
Orbitgeschwindigkeit die Umlaufbahn um die Erde zu verlassen.
Hierbei
kann der Segler gefesselt durch die Erdanziehungskraft jedoch nur
beschleunigt werden, wenn er sich von der Sonne weg bewegt, nicht
jedoch wenn er sich auf sie zu bewegt. Außerdem muss er jedes mal nach
einem halben Erdorbit wieder neu ausgerichtet (gedreht) werden,
da er sich wieder in die Gegenrichtung der ersten Orbithälfte bewegt.
Nach
Komplettentfaltung des Seglers ist jedoch eine andere Art der Steuerung/Lageregelung erforderlich,
die über
die des Zentralmoduls hinausgeht und auch für längere Zeit genutzt werden kann.
Die
Autoren der Schrift haben hierfür
eine Kombination aus einer primären
treibstofflosen Steuerung/Lageregelung mit einer sekundären Thruster-Steuerung/Lageregelung
vorgesehen, für
die sie innerhalb eines halben Jahres basierend auf früheren Thrusterentwicklungen
einen Prototyp einer Komplett-Thrustereinheit entworfen und angefertigt haben.
Die
primäre
Hauptsteuerung/Lageregelung besteht hierbei aus zwei Gewichten,
die entlang der Masten auf und ab bewegt werden können um
so das Massezentrum in die gewünschte
Richtung zu bewegen. So kann/können
das/die Ausgleichsgewicht(e) sowohl zum Ausgleich unerwünschter
Torsionskräfte oder
auch zur Erzeugung erwünschter
Drehungen um die beiden Hauptdrehachsen um die Masten herum unter
ausschließlicher
Verwendung elektrischer Energie gesteuert werden.
Zusätzlich soll
nach Auffassung der Autoren durch den Strahlungsdruck auch noch
eine Torsionskraft entstehen, die zu einer Drehbewegung um den Mittelpunkt
der Hauptebene des Seglers führt.
Zum
Ausgleich dieser Drehbewegung sind an den äußeren Mastenenden des Seglers
verstellbare Gewichtsriegel vorgesehen, die dieses Drehmoment ebenfalls
treibstofflos durch Verschiebung in die entsprechende Richtung ausgleichen
sollen.
Warum dann also die zusätzliche
Verwendung von treibstoffverbrauchenden Thruster-Einheiten, die doch
genau den gleichen Zweck erfüllen
sollen?
Begründet wird
die Verwendung zusätzlicher Thruster
zur Steuerung des Solarseglers durch die Autoren der Schrift damit,
dass für
die Ersterprobung einer Weltraumtechnik (Steuerung und Antrieb durch Strahlungsdruck
der Sonne) zusätzlich
eine bereits weltraumerprobte Steuerungstechnik (Thrustersteuerung)
als „Backup"-Möglichkeit
vorhanden sein sollte, die nicht auf den gleichen Prinzipien beruht.
Außerdem gäbe es Bedingungen,
in denen die Solarsegler-Steuerung nicht greifen kann, wenn der
Segler z. B. genau parallel zur Bahn der Sonnenstrahlen steht und
somit keine Antriebskräfte
entstehen.
Aus
diesem Grunde wurde auf eine zusätzliche
Backup-Steuerung durch „Vanes" verzichtet und auf
die Thrustersteuerung zurückgegriffen,
für die sehr
einfache und leichte, bereits entwickelte Thrustertypen in einer
speziellen Mehrfachthruster-Einheit für Solarsegler verwendet werden.
Der
Erfinder vermutet, dass sich die Thrustersteuerung technisch auch
noch erheblich einfacher realisieren lässt, als die Anbringung von
beweglichen vanes (mit Mechanik) an den selbstvergrößernden
Masten, was zu Stabilitätsproblemen
führen könnte.
Zusätzlich möchte der
Erfinder hier noch weitere Situationen hinzufügen, die für eine zusätzliche Thrustersteuerung sprechen;
einmal Situationen in denen die Kraft der Sonnenstrahlung von vornherein nicht
zum Antrieb ausreicht, z. B. in Schattenbereichen von Asteroiden,
Monden oder Planeten oder außerhalb
von 3 AU entfernt von der Sonne.
Hier
können
die Thruster nicht nur als Steuerung, sondern auch als direkter
Antrieb verwendet werden, Situationen also, in denen ein reiner
durch vanes gesteuerter Solarsegler hilflos wäre.
Zum
anderen sind Situationen in atmosphärischen Randbereichen denkbar,
bei denen auf den Solarantrieb gänzlich
verzichtet werden muß,
(das Segel müßte gerefft
werden) weil der Solarsegler ansonsten durch die Atmosphäre-Reste
zum Absturz auf den Planeten gebracht würde.
Weiterhin
werden sich auch Situationen ergeben, in denen schnelle, direktere
Reaktionen erforderlich sind, (Manövrieren an und um Weltraum-Objekte)
bei denen die Thrustersteuerung nach Auffassung des Erfinders vorteilhafter
ist.
Leichtbau
PPT-Komplett-Thrustereinheiten
Die
von den Autoren der Schrift entwickelte Komplettthruster-Einheit
besteht aus drei in einer Ebene aber in verschiedene Richtungen
ausstoßende
PPT-Thruster (PPT = Pulsed Plasma Thruster).
An
jeder der vier äußeren Mastspitzen
des Seglers wird eine dieser Kompletteinheiten montiert.
Alle
drei Thruster der Einheiten werden durch eine gemeinsame integrierte
Spannungseinheit mit einem Hauptkondensator elektrisch betrieben.
Jeder einzeln Thruster hat einen eigenen Festtreibstoff-Vorrat in
Form von einem Teflonriegel, der durch Federdruck in die jeweilige
Brennkammer gedrückt
und dort nach und nach verdampft und in ein Plasma umgewandelt wird,
dass sodann elektromagnetisch beschleunigt und ausgestoßen wird.
Selbstverständlich könnten derartige PPT-Einheiten
auch am Thruster-Solarsegler-Design des
Erfinders Anwendung finden. Allerdings würde der Erfinder nur jeweils
zwei in jeweils entgegengesetzte Richtungen ausstoßende Thruster
in einer Einheit verwenden und diese nicht nur in der Ebene des
Seglers ausrichten, sondern auch vertikal von der Ebene aus nach
oben und unten.
Da
der Thruster-Solarsegler mehr als vier mögliche Befestigungsorte am
Außenring
besitzt, könnte
durch Anbringung einer Vielzahl von Einheiten auch hier eine mehrfach
redundante Steuerung entstehen, die ebenfalls für Antriebszwecke geeignet ist
und dem Segler erlaubt, sich in kurzer Zeit in jede gewünschte räumliche
Lage auszurichten.
Allerdings
meint der Erfinder jedoch, dass die bisher von ihm bevorzugten Ionen-Thruster noch weniger
Treibstoff verbrauchen als die PPT-Einheiten und wegen der möglichen
langen ununterbrochenen Betriebsdauer insgesamt mehr Leistung bringen
als diese.
Das
Aufgreifen des Konzeptes der Steuerung eines Solarseglers durch
mehrere am Rand des Solarseglers angebrachte Komplett-Thruster-Einheiten,
erfüllt
den Erfinder jedoch mit Genugtuung, denn diese Steuerungsart wurde
von ihm bereits erstmals mit Patentantrag vom Juli 2002 eingeführt.
Treibstoffloses ACS eines
Thruster-Solarseglers durch Roller-Reefing
Das
Grundprinzip wurde mit dem schon erwähnten 2.Folgeantrag (1 a. a. O.) des Erfinders erläutert.
Durch
Auf- und Abrollen der Segelbahnen wird sowohl der Masseschwerpunkt
als auch das Zentrum des Strahlungsdruckes verändert.
Das
Problem liegt allerdings darin, dass die dünne Segelfolie mit der Zeit
Ermüdungserscheinungen
aufweisen und nach mehrfachem Auf- und Abrollen beschädigt würde.
Dieses
Problem soll mindestens für
den Steuerungsteil, leider jedoch nicht für den Teil des mehrfachen Segelsetzens
und Reffens gelöst
werden.
Allerdings
dürften
für eine
einfache Rückkehrmission
zu einer erdnahen Raumstation Ermüdungserscheinungen durch vollständiges Reffen nicht
auftreten, weil ein Wieder-Aufrollen
der Segelbahnen nur einmal am Ende der Mission erfolgt.
Es
ist jedoch davon auszugehen, dass die Segelfolie selbst bei mehrfachen
Setz- und Reffvorgängen
immer noch weniger belastet wird, als beim erheblich stärker belastenden
Entfaltvorgang selbstentfaltender Mastensegler.
Eine
mögliche
Problemlösung
erscheint ganz einfach. Werden die Segelbahnen von vornherein so
kurz hergestellt, dass sie auf der Fläche des Seglers verschoben
werden können,
ohne dass ein Aufrollen der Segelfolien erforderlich ist, wird die
Belastung der Segelflächen
durch Steuerung vollständig
vermieden.
Dies
kann dadurch erfolgen, dass die verkürzten Segelbahnen sämtlich mit
einem (meist gleichen) ausreichenden Abstand zum Außenrad des Seglers
gesetzt werden.
Zur
Steuerung des Seglers wird nun die jeweilige Bahn entsprechend der
gewünschten
Steuerwirkung in Richtung Segler-Außenring bewegt.
Die
Bahnen werden hierbei also nur verschoben, nicht jedoch gerollt,
mechanische Ermüdung
der Segelfolie kann daher nicht erfolgen.
Auch
diese Methode hat einen Nachteil, die aber notfalls akzeptabel ist.
Es wird ein Teil der möglichen
Segelfläche
durch die verkürzte
Bahnenlänge verschenkt.
Es
gibt jedoch noch eine weitere Möglichkeit, den
Segelflächen
Verlust noch weiter zu reduzieren und hiermit sogar noch eine verbesserte,
treibstofflose Steuerungsfähigkeit,
zu erzielen.
Der
am nächsten
am Außenring
des Solarseglers liegende Teil einer Segelfolie kann in einer Stärke ausgeführt werden,
die ausreicht, um das Wirksamwerden von Ermüdungserscheinungen für lange
Zeit zu verhindern.
Der
Vorteil hierbei liegt darin, dass dieser Teil der Folie durch seine
höhere
Masse als Ballast wirkt und daher zur Lageregelung/Steuerung durch
Verschiebung des Masseschwerpunktes beim Auf- und Abrollen eingesetzt
werden kann, wobei die Lage der Ballastfläche zum äußeren Rand des Seglers hin, wegen
der Hebelwirkung niedrigere Steuermassen zulässt.
Die
Anzahl der Ballastflächen
kann um die Massenerhöhung
des Seglers nicht unnötig
auszuweiten die Anzahl der reinen Segelbahnen (ohne Ballastflächen) deutlich
unterschreiten. Der Erfinder sieht den Einsatz von nur vier in jeweils
90 Grad von der vorangehenden/nachfolgenden Ballastflächenbahn
angebrachten Ballastflächen
als ausreichend und ideal an.
Mit 3 wird eine Steuerung durch
Auf- und Abrollen von mit Ballast-Rollfolien versehenen Bahnen dargestellt;
in diesem Fall handelt es sich um einen direkt von der Erdoberfläche einsatzbereit launchbaren
selbstvergrößernden
Segler nach dem noch folgenden Abschnitt B dieser Patentschrift.
Auch
in 4 wird ein Segler
mit „Roller Reefing" Steuerung und Ballastfolien
(BA, BB,/BC, BD) dargestellt. Hierbei handelt es sich um einen potentiell
erheblich größeren im
Weltraum montierbaren Segler mit einem starren Außenring.
Dieser Außenring
stellt nicht nur die tragende Hauptstruktur des Seglers dar, sondern
nimmt auch noch Thruster (bevorzugt Ionen-Antriebe), sowie die Segelfolienrollen zur
Steuerung des Seglers auf.
Im
Unterschied zur Segelsetz- und Reffanlage des Vorantrages erlauben
die hier zusätzlich
angebrachten Ballast-Rollfolien jedoch durch stärkere Ausführung ein häufigeres Auf- und Abrollen,
wobei die höhere
Masse am Außenrand
des Seglers gleichzeitig die Verschiebung des Masseschwerpunktes
ermöglicht.
Verschoben
wird jedoch nicht nur der Masseschwerpunkt, sondern auch der Schwerpunkt
des Antriebsdruckes auf die Segelfläche und dies auch noch erwünschtermaßen entgegengesetzt
zum Masseschwerpunkt.
Dies
unterscheidet die hier vorgestellte Steuerungs-/Lageregelungsart
von der reinen Ballastverschiebung an Mastenseglern.
Zwar
sind die unerwünschten
Drehkräfte
bei kleineren Seglern noch sehr klein, ihre Wirkung vergrößert sich
jedoch im Kubik zu der Größe des Seglers.
Bei
sehr großen
Seglern wäre
es somit hilfreich, dass zusätzlich
zur Masseverlagerung noch eine weitere Erhöhung der Steuerungswirkung
durch die hiermit ermöglichte
zusätzliche
Verlagerung des Zentrums des Strahlungsdruckes hinzukommt.
An
einem konkreten Beispiel, dargestellt in 4 soll nun die Arbeitsweise der Steuerung
verdeutlicht werden.
Hierbei
wird angenommen, dass die Sonnenstrahlung genau senkrecht auf die
in der Zeichnung dargestellte Segelfläche des Seglers auftrifft.
Nach 4 stehen sich jeweils zwei
zusammengehörige
Steuerungs-Segelbahnen (hier A+B und C+D) gegenüber, die es durch Einsatz der
an der Gegenseite angebrachten Steuerbahn ermöglichen, eine Steuerungswirkung
auch wieder in die entgegengesetzte Richtung (z. B. zum Abstoppen
einer Drehbewegung) umzukehren.
Diese
Bahnen sind mit den Ballast-Steuerfolien BA, BB,/BC und BD ausgestattet.
Rollt man eine Bahn auf, verändert
sich die bisher ausgewogene Ausrichtung des Seglers, bei dem in
der Grundstellung idealerweise sowohl Masse als auch Strahlungsdruckzentrum
genau im Zentrum (hier mit cf/cm gekennzeichnet) liegen.
Sowohl
Massezentrum als auch Strahlungsdruckzentrum streben in jeweils
entgegengesetzter Richtung auseinander wenn man eine Bahn aufrollt, rollt
man die bereits aufgerollte Bahn wieder ab, streben beide Zentren
wieder aufeinander zu.
Wie
bei den Mastenseglern mit ihren an den Masten entlanggeführten Ballastgewichten
ergibt sich hierbei in diesem Beispiel eine zweiachsige Steuerung.
Die
Steuerfolien BA und BD sind im Beispiel halb aufgerollt während die
Steuerungsfolien BB und BC noch voll ausgerollt sind.
Hierdurch
verlagert sich der Masseschwerpunkt (cm) in Richtung der beiden
aufgerollten Bahnen und zwar anteilig nach dem jeweiligen Aufrollgrad.
Außerdem verlagert
sich der Kraftschwerpunkt des Lichtdruckes (cf) des Segels in die
entgegengesetzte Richtung.
Die
virtuell ganz auf cf konzentrierte Kraft des Lichtdruckes drückt den
Segler in diesem Fall ansetzend am Massezentrum von oben gesehen
in Richtung der Bahn E herunter, auf der anderen Seite des Seglers
wird dieser wie bei einer Balkenschaukel vom Massezentrum (cm) an
nach oben hier in Richtung der Mittellinie der Segelbahn F angehoben.
Dieser „Offset" der beiden Zentren
führt also zu
einer Drehung, deren Richtung durch die Verlängerung einer durch die beiden
Schwerpunkte bis zum Rand des Seglers führende Linie und von da aus nach
oben/unten zeigenden Vektors auch in der Praxis darstell- und ermittelbar
sein sollte.
Durch
unterschiedlich starkes Auf- bzw. Abrollen zweier benachbarter Ballastfolien
kann die oben erwähnte
Richtungslinie zwischen den beiden Folien nahezu beliebig verschoben
werden.
Die
Drehachse (DA) würde
im 90-/180-Grad-Winkel zu dieser Linie liegen und durch den Masseschwerpunkt
(cm) laufen; vorausgesetzt der Segler ist ansonsten ausgewogen und
es wirken keine weiteren Kräfte
auf ihn ein.
Freistellung
der einzelnen Segelbahnen
In
dem Vorantrag Nr. 10 2005 028 378.0 wurden die einzelnen Segelbahnen
nach dem Ausrollen übereinandergelegt
bzw. seitlich aneinander befestigt.
Hierzu
waren absenkbare Rollen-Halterungen am Außenring erforderlich.
Hierdurch
wird die Mechanik des Seglers nach Auffassung des Erfinders zu sehr
kompliziert und eine effektive treibstofflose Steuerung durch die Segelsetz-
und Reffanlage würde
behindert, bzw. nahezu unmöglich
gemacht.
Der
Erfinder hat dieses Design daher nochmals überarbeitet und ist nun der
Auffassung, dass es besser ist, die Bahnen nicht übereinander
zu legen, sondern sie etwas schmaler auszuführen und damit zwischen jeweils
zwei Bahnen immer einen (kleinen) Zwischenraum zu lassen, damit
diese getrennt voneinander ab- und aufgerollt werden können und
ein Absenken bzw. Anheben nicht erforderlich ist.
1 bis 3 der hiermit vorliegenden Antragsschrift
zeigen bereits die zwischen den Segelbahnen vorhandenen Zwischenräume.
Ein
entsprechender Anspruch, der auch für die Designs der Thruster-Solarsegler
mit geschlossenem, starren Thrusterring (s. 4) gelten soll, wurde damit ergänzend zum
Vorantrag dem Anspruchsteil dieser Schrift angefügt.
Treibstofflose
Lageregelung durch Nutzlastverschiebung
Eine
Möglichkeit
einer treibstofflosen Lageregelung, die bei Thruster-Solarseglern
und Thrusterring-Raumfahrzeugen mit Außenring und starrer Innenring-Lade-und
Dockingstation, wie in diesem und den Voranträgen behandelt, offensichtlich
ist, hatte der Erfinder bisher übersehen.
Bereits
mit dem ersten Folgeantrag wurde das in das Zentrum des Raumfahrzeugs
eingespannte Magazindock mit in den Nutzlastraum dieses Docks hineinfahrenden
Dockinghalterungen (s. 8.b a. a. O.)
eingeführt.
Da
diese Halterungen beweglich sind, liegt es auf der Hand, sie dazu
zu verwenden, die Ladung innerhalb des zentralen Nutzlastraumes
mit Hilfe dieser Halterungen hin und her zu bewegen, wodurch das
Massezentrum des Seglers ebenfalls verschoben wird, was wie bereits
aufgezeigt, zur Steuerung und Lageregelung ausgenutzt werden kann.
Zusammen
mit der Lageregelung durch Segelreffen würden einem Solarsegler somit
zwei Arten der treibstofflose Lageregelungsmöglichkeiten zur Verfügung stehen.
Ein
Thrusterring-Raumfahrzeug ohne Solarsegel, wie z. B. die im ersten
Folgeantrag behandelte Mobile Power Station kann hiermit erstmals
treibstofflos gesteuert werden.
Abschnitt B): – Solarsegler-Launchsystem,
bestehend aus einem Launcher und einem sich selbst im Weltraum vergrößernden
Solarsegler mit Dockingstation und primärer, treibstoffloser Lageregelung
bzw. Steuerung.
Problemstellung:
Obwohl
Direktmontage und sogar Fertigung von Teilen im Weltraum für Solarsegler
sicherlich optimal wäre
(wie z. B. der Segelfolie), ist die derzeitige robotische Technik
hierfür
noch nicht weit genug fortgeschritten, bzw. wäre die Entwicklung hierfür sehr teuer
und langwierig.
Daher
wurden bereits einige selbstentfaltende Solarsegler entworfen, die
auf der Erde zusammengesetzt und direkt von dort ohne weitere Weltraum-Montagearbeiten
gelauncht werden können
(z. B. auch durch die Deutsche Gesellschaft für Luft- und Raumfahrt – DLR).
Dieser
Segler können
theoretisch zwar eine kleine Nutzlast mitnehmen, ihnen fehlt jedoch
eine Dockingstation zum Ein- und Ausdocken von Tochtereinheiten,
sowie die Möglichkeit,
in den atmosphärischen
Randbereich der Erde zurückzukehren
ohne dass Absturzgefahr in Richtung Erdoberfläche besteht.
Hierfür muss es
jedoch möglich
sein, das Segel vor Erreichen der Randatmosphäre wieder zu reffen.
Der
Grund hierfür
ist, dass die Orbitalgeschwindigkeit eines Solarseglers z. B. in
der Nähe der
ISS durch vereinzelt auftretende Atmosphärereste aufgrund seiner großen Segelfläche derart
ausgebremst würde,
dass er auf die Erde stürzen
müsste.
Ein
weiteres Problem der selbstentfaltenden Segler ist, dass die Segelflächen vor
dem Launchen gefaltet und am Einsatzort wieder entfaltet werden müssen.
Zunächst einmal
ist das Misserfolgsrisiko beim Entfalten des Seglers hoch. Außerdem wird
die Segelfläche
durch das Falten geknittert und dadurch vorbeschädigt; die Dicke der Segelfolie
muss daher in ausreichender Stärke
gewählt
werden, was zu einer unnötigen
Gewichtserhöhung
des Raumfahrzeuges führt.
Dem
Verfasser dieser Schrift sind außer seinem eigenen Entwurf
aus seinem letzten Vor-Antrag jedoch
keine weiteren Solarsegler-Entwicklungen mit Rückkehroption und Segelsetzen
durch Ausrollen bekannt.
Dieses
Design der vorangehenden Patentschrift bezieht sich jedoch auf sehr
große,
im Weltraum zu montierende Systeme mit starrem aus Rohrmodulen zusammensetzbarem
tragenden Außenring.
Ein ohne Weltraum-Montage einsetzbares Solarsegler-Design eines
derartigen Seglers gibt es nach Auffassung des Autors derzeit nicht.
Kleinere
mit einer einzigen Launcherladung direkt in einen weiter entfernten
Orbit oder sogar in eine Sonnenumlaufbahn injektierbare Segler würden dabei
helfen, sowohl anfängliche
Kosten als auch eine Vielzahl von Erdumlaufbahnen zum Entkommen aus
dem Einflussbereich der irdischen Gravitation zu vermeiden.
Dies
könnte
den preisgünstigen
Einstieg in die Ausbeutung der Material-Ressourcen des Weltraums
bedeuten, wobei zunächst
die erstmalige Rückführung von
Materialien und die Erprobung von Gewinnungsmethoden, nicht jedoch
die Massengewinnung im Vordergrund steht.
Dabei
ist die Option, das gewonnene Material zunächst zu einer erdnahen Raumstation
zurückbringen
zu können,
wegen der erforderlichen Kontaminationsfreiheit bei anfänglichen
Untersuchungen und Anwendungserprobungen sehr hilfreich.
Aufgabe des Solarsegler-Launchsystems:
Aufgabe
des Launchsystems nach diesem Abschnitt (B) der Patentschrift ist
es, die direkte Verbringung eines auf der Erde fertig montierten,
funktionsfähigen
Solarseglers mit Segelsetz- und Reffeinrichtung und umfangreicher
Solarzellenausstattung, Docking-Station,
sowie treibstoffloser Primär-Lageregelung
und -Steuerung in den Weltraum zu ermöglichen, der sich im All selbsttätig (evtl.
mit zusätzlicher Hilfe
des Launchers) auf seine volle Größe vergrößern und ohne weitere Montagearbeiten
betreiben lassen kann.
Ist
der Launcher stark genug ausgelegt (z. B. die Ariane Rakete), könnte nicht
nur die irdische Randatmosphäre,
sondern auch der Erdorbit direkt verlassen und damit die Dauer des
Erreichens der Einsatzposition des Solarseglers erheblich verkürzt werden.
Der
Segler selbst müsste
dann nicht erst wie z. B. die europäische, von einem Ionenantrieb
angetriebene Raumsonde Smart I über
viele Umläufe durch
quälend
langsame Erhöhung
der Umlaufgeschwindigkeit den Griff der irdischen Gravitation überwinden.
(Smart
I benötigte
ein Jahr vom Erdorbit zum Mondorbit, während die amerikanischen Astronauten innerhalb
von 3 Tagen von der Erde kommend sogar auf dem Mond gelandet waren).
Hierbei
soll es auch möglich
sein, ein oder mehrere Thrustening-Raumfahrzeuge als Tochtereinheit(en)
in die Dockingstation des Solarseglers zu integrieren, um insbesondere
Materialentnahme-Missionen zu Asteroiden durchzuführen.
Zusätzlich soll
die Rücklieferung
des gewonnen Asteroiden-Proben-Materials bis zu einer erdnahen Raumstation
(z. B. der ISS) durchgeführt
werden können,
ohne dass der Segler hierbei durch die erdnahen Atmosphäre-Reste
zum Absturz auf die Erde gebracht wird.
Grundgedanke der Erfindung:
Es
handelt sich hierbei um einen selbst vergrößernden Solarsegler auf der
Basis einer starren Innenringkonstruktion, dessen Teleskophalterungen im
Launcher hochgeklappt transportiert und erst nach Erreichen der
Zielposition seitlich ausgeklappt werden.
Diese
Teleskophalterungen werden nach dem Ausklappen durch Ausziehen mehrerer
Teleskopsegmente auf ihre volle Länge ausgespreizt, sowie die
Segelbahnen durch Abrollen der Segelfolien von Segelbahnrollen gesetzt.
Die
Bezeichnung „selbstvergrößernder" Solarsegler – im Gegensatz
zu „selbstentfaltender" Solarsegler – wurde
bewusst gewählt,
weil trotz des Direktlaunches von der Erdoberfläche beim Einsatz dieses Seglers
weder das Falten noch das Entfalten der Segelfläche erforderlich ist.
Im
Gegensatz zu den Thruster-Solarseglern, die vom Erfinder im Vorantrag
behandelt wurden und sich durch einen tragenden Außenring
kennzeichnen, in den eine Innenringkonstruktion eingehängt ist,
basiert der selbstvergrößernde Solarsegler
allein auf einer Innenringkonstruktion als tragende Grundstruktur
von der ausgehend sich Teleskophalterungen mit den daran befestigten
Segelbahnrollen abspreizen.
Im
Launcher wird die starre, die volle Grundfläche der Launcher-Nutzlast-Abteilung
ausnutzende Innenringkonstruktion nach 1, hier bestehend aus den in einer Ebene
liegenden Ringen 5.a, 5.b und 5.c, sowie
dem oberhalb dieser Ebene liegenden Ring 5.o und den unterhalb
der Grundebene liegenden Ring 5.u, auf der untersten Ebene
der Launcher-Nutzlastabteilung auf einer rotierfähigen Plattform befestigt.
Die
Nutzlastabteilung des Launchers kann sich zur Freigabe des Solarseglers
nach dem Launchvorgang selbsttätig öffnen und
diesen während
des Vergrößerungsvorganges
(Ausspreizen und Verlängerung
der Teleskophalterungen) unterstützen.
Die
als Nutzlast- und Dockingstation dienende Innenringkonstruktion
bildet nicht nur die tragende Konstruktion des Solarseglers, von
der die Teleskop-Halterungen 5.12 für die Segelbahnrollen ausgehen,
sondern sie nimmt zusätzlich
auch die Solar- und sonstige Nutzlast-Module, sowie die Thrustereinheiten
auf.
Die
Teleskophalterungen 5.12 sind im Launcher noch eingezogen,
dass heißt
um ein mehrfaches kürzer
als im ausgezogenen Zustand.
In
mehreren Stufen (erste Nachlaunchphase, zweite Nachlaunchphase,
Abtrennung vom Launcher) vergrößert sich
der Segler zunächst
mit Hilfestellung des Launchers bzw. von hierfür am Launcher angebrachten
Vorrichtungen und trennt sich nach erfolgter Vergrößerung vom
Launcher, wobei die Hilfsvorrichtungen am Launcher verbleiben.
In
der ersten Nachlaunchphase erfolgt das Öffnen des Launchers und seitliches
Wegspreizen der Teleskopschienen (-rohre) 5.12 der Segelrollenhalterungen,
in der zweiten Nachlaunchphase werden die Teleskopschienen (-rohre)
durch geeignete Maßnahmen
auseinander gezogen (verlängert),
sodann erfolgt die Trennung des Solarseglers vom Launcher.
2 zeigt das Endergebnis
der ersten Nachlaunchphase. Der Solarsegler befindet sich noch auf
dem Launcher. Die Teleskophalterungen des Solarseglers sind zwar
schon zur Seite weggespreizt und die Segelbahnrollen in ihre gebrauchsfertige
Position geklappt und eingerastet, jedoch sind die Halterungen noch
nicht auf ihre volle Länge
ausgezogen.
3 stellt schließlich den
gebrauchsfertigen Solarsegler nach dem Ausfahren der Teleskophalterungen
und bereits getrennt vom Launcher dar.
Die
Beendigung der ersten Nachlaunchphase führt somit zur ersten Vergrößerungsstufe
dargestellt in 2, die
zweite Nachlaunchphase führt
sodann zur zweiten Vergrößerungsstufe
des Solarseglers, mit 3 wird
ein bereits vom Launcher getrennter selbstvergrößernder Solarsegler der zweiten (einsatzfähigen) Vergrößerungsstufe
gezeigt.
Erste Nach-Launch-Phase:
In
der ersten Nach-Launch-Phase öffnet
sich das die Nutzlastabteilung umschließende Oberteil des Launchers
in mehreren Segmenten, die blütenartig
seitlich abklappen, wobei die Teleskophalterungen 5.12 des
Solarseglers ebenfalls mitgezogen werden und sich dadurch seitlich
vom äußersten
Mittelring der Segler-Innenring-Konstruktion 5. wegspreizen,
bis diese in ihrer Arbeitsstellung einrasten.
Sodann
werden die Segelfolienrollen 5.13, die bisher noch an ihre
Lage im Launcher angepasst waren, durch Zug der an den Launcher-Hüllensegmenten 11.3 befestigten
Elektrowinden 11.4 auf ihre Arbeitsstellung geklappt, bis
sie dort ebenfalls einrasten.
Die
Trennung der Winden-Zugfäden
vom Segler könnte
durch Überlasten
von Sollbruchstellen erfolgen. Dies wäre z. B. durch Verstärkung der
Winden-Zugkraft nach Einrasten in der Endstellung oder durch die
nachfolgende Fliehkraftbeschleunigung bei Rotation möglich.
Zweite Nach-Launch-Phase:
Als
letzter Vergrößerungsvorgang
des Solarseglers erfolgt das Ausziehen der Teleskoprohr- bzw. Schienen-Segmente
auf ihre volle Länge.
Dies kann z. B. mit Hilfe von Fliehkräften mittels Rotation einer im
Launcher montierten Rotationsscheibe (s. 1, 11.1), auf dem der Segler
mittels der Halteschellen 11.2 befestigt ist, stattfinden.
Eine
Verlängerung
der Teleskophalterungen könnte
alternativ jedoch auch durch am äußeren Innenring 5.c angebrachte
Elektromotoren mit Schneckenantriebs-Gewinde erfolgen, die die einzelnen Segmente
der mit einer passenden Zahnung versehenen Teleskoprohre oder -Schienen
von der Innenringkonstruktion wegdrücken.
Die
Rotation der als Träger-Plattform
für den Solarsegler
im Launcher dienenden Rotationsscheibe 11.1 kann durch
einen oder mehrere unter der Scheibe angebrachte(n) Elektromotor(en)
langsam beschleunigend bis zu dem Punkt in Gang gesetzt werden,
an dem alle Teleskopschienen (-rohre) des Seglers durch die einwirkende
Fliehkraft voll auf ihre Endstellung ausgezogen worden sind.
Durch
die Rotation wird nicht nur der Solarsegler, sondern auch der Launcher
(entgegengesetzt zum Solarsegler) in Rotation versetzt. Nach Ausziehen
und Einrasten sämtlicher
Teleskopschienen (-rohre) des Seglers in ihren Endstellungen wird
die Rotation durch langsames Abbremsen und entgegengesetzt einwirkender
Kraft der Elektromotoren soweit wieder rückgängig gemacht, dass der Segler nicht
mehr rotiert.
Der
Segler ist nunmehr für
die abschließende
Trennung und das Segelsetzen vorbereitet.
Dritte Nach-Launch-Phase – Trennung
des Solarseglers vom Launcher und Segelsetzen –:
Die
Trennung des Seglers vom Launcher ist durch Freigabe der am Launcher
angebrachten Halterungen, die am Launcher verbleiben und durch Beschleunigung
des Solarseglers vom Launcher weg durchführbar.
Die
Freigabe der Halteschellen 11.2 (1) kann durch Herausdrehen der Halterungsschrauben mittels
unter der Rotationsplattform angebrachter Schraubmotoren erfolgen.
Die
Beschleunigung des Seglers weg vom Launcher könnte zum Beispiel durch die
eigenen Thruster des Seglers erfolgen. Eine weitere Beschleunigungsmöglichkeit
wäre die
Freigabe von am Launcher vorgespannten zusammengepressten Federn,
deren Kräfte
den Segler vom Launcher wegdrücken.
Der
selbstvergrößernde Solarsegler
könnte nun
mit Hilfe von Zugfäden
und Seilwinden die auf die Segelbahnrollen aufgewickelten Segelbahnen
in Richtung Innenring-Konstruktion
abrollen und wäre damit
einsatzfähig.
Die
Zugfäden
und -Winden der Segelbahnrollen sind in den hier vorliegenden Zeichnungen
zur besseren Übersichtlichkeit
nicht eingezeichnet, da sie zudem auch im Vorantrag (2. Folgeantrag)
des Erfinders ausführlich
behandelt wurden (s. dort 1).
Launchzustand des zusammengeklappten
Seglers im Launcher:
1 zeigt den selbstvergrößernden
Solarsegler in der im Launcheroberteil untergebrachten Nutzlastabteilung
des Launchers.
Der
Solarsegler besteht aus einer tragenden, starren Innenringkonstruktion 5,
die die volle Grundfläche
des Launchers möglichst
vollständig
ausnutzt und den am äußersten
Innenring der Innenring-Konstruktion angebrachten, im Launchzustand
nach oben geklappten Teleskophalterungen mit den daran befestigten
Segelbahnrollen.
Diese
tragende Struktur beinhaltet in ihrem Zentrum einen nach beiden
Enden offenen, zylinderförmigen
freien Raum, der dem Solarsegler als Nutzlast- und Dockingstation
dient und in den Tochtereinheiten von oben und von unten hinein
und heraustreten können.
Die
Innenringkonstruktion 5 besteht wie der Name andeuten soll
aus mehreren Ringen, die vorzugsweise aus rohrförmigem Leichtbaumaterial bestehen
und untereinander mittels der Innenring-Verbinder 5.9 (wie
bereits im Vorantrag eingeführt)
zu einem starren, jedoch sehr leichtem Gerüst verbunden sind.
Die
3 übereinander
liegenden ringförmigen Rohrkörpern 5.a, 5.u,
und 5.o umfassen hierbei den Innenraum der Docking- und
Ladestation während die
beiden seitlich um den Ring 5.a in einer Ebene gruppierten
Ringe 5.b und 5.c der Anbringung von weiterem
Zubehör
und Ausrüstung
dienen.
Sämtliche
Ringe sind durch die Verbindungsstücke 5.9 und 5.9v starr
miteinander verbunden.
Da
hierzu die gesamte Laderaumfläche
des Launchers ausgenutzt werden kann und keine Veränderung
der Innenringkonstruktion durch den Vergrößerungsvorgang erfolgen muss,
können
und sollten hier möglichst
viele der für
den Solarsegler erforderlichen Ausrüstung und Tochtereinheiten
bereits gebrauchsfertig installiert bzw. in der Dockingstation eingedockt
sein.
Mit
Hilfe von hier nicht eingezeichneten Dockinghalterungen, die am
Rohrgerüst
der Innenringstruktur befestigt sind, können Tochtereinheiten im Segler
sicher gehalten werden.
Die
Halterungen fahren hierzu in den Dockingraum hinein, während sie
aus diesem wieder herausfahren, wenn die Ausfahrt für die Tochtereinheiten
wieder freigegeben werden soll. Da diese Halterungen beweglich sind,
kann der Segler grundsätzlich
auch durch Masseverlagerung nämlich
Verschiebung der eingedockten Tochtereinheiten gesteuert werden.
Ebenso
ist die Befestigung von Winden-Vorrichtungen zur Handhabung von
Nutzlast an dem Rohrgestell der Docking-Station möglich.
Die
an den Innenring 5.a anschließenden Ringkörper 5.b und 5.c dienen
dazu, direkt im seitlichen Anschluss an den mittleren Bereich des
Docking-Zylinders, verschiedene Module, insbesondere Solarzellenarrays,
Mess- und Steuerungseinheiten, Thrustermodule, Treibstoffmodule,
aufzunehmen.
Am äußersten
Innenring 5.c sind dann zusätzlich noch die Teleskophalterungen 5.12 der
Segelfolienrollen 5.13 mittels eines Schwenk-/Rollgelenkes
befestigt.
Am
oberen Ende der Teleskop-Halterungen 5.12 befinden sich
mit einem klappbaren Halte-Mechanismus 5.12.1 (nicht eingezeichnet)
scheibenwischerartig angebracht, die im Launchzustand nach oben/unten
geklappten Segelfolienrollen 5.13, auf denen die Segelfolien
aufgerollt sind.
Der
Aufbau und das Wickeln dieser Folien und Rollen sind in 2 und 3 des Vorantrages dargestellt.
Um
die Halterung des Launchers beim Start durch den Beschleunigungsvorgang
nicht zu beschädigen,
können
diese ggf. zusätzlich
von oben durch an den Launcher-Außenwänden befestigte CNT-Schnüre/bzw.
Seile stützend
nach oben gezogen werden.
Erste Vergrößerungsstufe
dargestellt in 2
2 zeigt den Solarsegler
in ausgespreiztem Zustand noch am geöffneten Launcheroberteil.
Der
Launcher ist an der Nutzlaststation mit sich nach außen aufklappbaren
Außenwänden versehen.
Für jede
der speichenartig nach außen
aufklappbaren Teleskophalterungen 5.12 ist ein aufklappbares
Hüllensegment 11.3 vorgesehen.
Die
Hüllensegmente
haben sich hier nach Erreichen des Einsatzzieles bereits geöffnet und
hierbei die drehbar am Außenring
gehaltenen Teleskophalterungen nach außen gezogen, bis diese in einer vom
Innenring waagerecht abstehenden Haltung eingerastet sind.
Der
Rollen-Klappmechanismus 5.16 der Segelrollen 5.13 wurde
hier durch entsprechende, am Launcher befestigte Winden 11.4 aufgeklappt
und sind in der Endstellung eingerastet und liegen damit parallel
zur Scheibenebene (90 Grad zu den Teleskophalterungsrohren/-schienen).
Vorteilhaft
ist hier die Platzierung von Trennungs-, Aufspreiz- und Zugmechanismen
am Launcher zu befestigen und hierdurch unnötige Masse am Segler eingespart
werden kann.
Zweite Vergrößerungsstufe
Diese
Stufe wird erreicht, wenn die Teleskophalterungen des selbstvergrößernden
Solarseglers der ersten Vergrößerungsstufe
z. B. durch Rotation auf ihre volle Länge ausgezogen wurden.
Eine
Zeichnung für
diesen Zustand wurde nicht gefertigt.
Endstufe, einsatzfähiger Solarsegler
mit ausgerollten Segelbahnen, dargestellt in 3
In
der Endstufe hat sich der Segler durch das Ausfahren der Teleskopschienen
gegenüber
der in 2 gezeigten ersten
Abspreizphase vom Umfang deutlich (mehrfach) vergrößert.
Sieht
der Umriss des Seglers in 2 noch nahezu
polygonförmig
aus, zeigt er in 3 das
Erscheinungsbild einer Blüte
mit weit auseinander stehenden Blättern.
Die
Teleskophalterungen 5.12 sind hier angedeutet, jedoch von
oben normalerweise nicht sichtbar, da sie von den Segelbahnen verdeckt
werden.
Dieser
selbstvergrößernde Solarsegler könnte Missionen
durchführen,
die für
derzeitige Designs selbstentfaltender Solarsegler nicht möglich sind.
Die
reichliche Solarzellenausstattung für die Energieversorgung und
die treibstofflose Sekundärsteuerung
durch die Segelsetz- und -Reffanlage ermöglichen lange Missionen; wobei
die zusätzliche Thrustersteuerung
die Manövrierfähigkeit
in Extremsituationen, wie z. B. atmosphärische Randbereichen sicherstellt.
Ebenso
profitiert die Datenübertragungsrate, die
von der zur Verfügung
stehenden Sendeenergie abhängig
ist, vom reichlichen Energieangebot der mitgeführten Solarzellen-Arrays.
So
wäre dieser
Segler in der Lage, mehrere Tochtereinheiten aufzunehmen, die unterschiedliche Aufgaben
erfüllen
könnten,
insbesondere Proben- bzw. Materialentnahmen auf Asteroiden und Rückführung des
gewonnenen Materials zu einer erdnahen Raumstation.
Allerdings
hat der Segler auch einen entscheidenden Nachteil, sein Masse/-Antriebskraft-Verhältnis ist
z. B. bei Verwendung von Aluminium als Strukturmaterial sehr ungünstig, auch
gegenüber
selbstentfaltende Mastenseglern, die nur 4 Masten gegenüber den
in diesem Design vorgesehenen 12 Teleskophalterungen benötigen.
Da
die selbstentfaltenden Masten je laufendem Meter zudem noch um einiges
leichter sein dürften,
als die starren Halterungen, wird dieser Unterschied beträchtlich
sein.
Der
Erfinder setzt hier seine Hoffnungen auf die Verwendung sehr leichter,
sehr starker Materialien, die es ermöglichen, den Umfang und die
Materialdicke der Rohre bzw. Teleskopschienen gegenüber Aluminiummaterialien
entscheidend zu verringern.
Dennoch
hat auch ein derartiger Segler in Aluminiumausführung seine Berechtigung, er
kann zunächst
als Konzeptnachweis der Steuerung durch Roller-Reefing für die größeren Thrusterring-Solarsegler
dienen, deren Masse/Antriebskraft-Verhältnis mit zunehmender Größe des Seglers
immer besser wird.
Darüber hinaus
kann er durch Direktinjizierung in eine Sonnenumlaufbahn gegenüber dem Thrusterring-Solarsegler
in der Anfangsphase Missions-Zeit gutmachen.
Gegenüber dem
selbstentfaltenden Mastensegler weist er eine vielseitigere Verwendbarkeit
(Dockingstation für
Tochtereinheiten, umfangreichere Energieausstattung mit Solarzellenarrays,
Rückkehrmöglichkeit
in atmosphärische
Randbereiche der Erde) auf.
Überlegungen zur Größe und Bauart
des selbstvergrößernden
Solarseglers:
Die
starre Grundstruktur des Solarseglers füllt die Grundfläche der
Launcher-Nutzlastabteilung möglichst
vollständig
aus. Bei der Ariane V ECA stehen hierfür ca. 4,57 m Durchmesser zur
Verfügung, so
dass der Durchmesser der Innenringstruktur des Solarseglers in diesem
Fall etwa 4,50 m betragen könnte.
Ausreichend
Platz somit um einen z. B. 1,20 m breiten Gürtel aus Solarzellen-, Thruster-,
Tank- und Ausrüstungsmodulen
(wie z. B. Steuerungs-, Foto-/Film-, Meß- und Empfangs- und Sendeeinheiten) um
die zentrale Dockingstation zu platzieren.
Zur
Verfügung
stünden
hiermit ca. 12,4 Quadratmeter Fläche
für diesen
Solarzellen- und Ausrüstungs-Gürtel.
Weitere
ca. 3,5 Quadratmeter würden
für die Dockingstation
zur Verfügung
stehen, die somit Tochtereinheiten mit einer Grundfläche von
bis zu ca. 3 Quadratmetern Fläche
aufnehmen könnte.
Die
räumliche
Aufnahmefähigkeit
der Gesamtmenge aller (scheiben- oder bei behälterartigen Tochtereinheiten
tablettenförmigen)
Tochtereinheiten wäre
bei einem Durchmesser von etwa 2 m, insgesamt auf die der Dockingabteilung
des Solarseglers begrenzt.
Der
Erfinder rechnet hier mit einer möglichen maximalen Gesamthöhe aller
in der Dockingstation eingedockten Tochtereinheiten von insgesamt
ca. 8 m.
Das
Aufnahmevolumen von ca. 28 m3 des selbstvergrößernden
Solarseglers für
Nutzlast und Tochtereinheiten allein in der Dockingstation ist daher
recht beachtlich. Hinzu kommen noch weitere 12,4 qm (beidseitige)
Befestigungsfläche
für Solarzellen,
weitere Nutzlast und Thruster zwischen den um die Mitte der Dockingstation
angebrachten Ringen 5.b und 5.c.
Im
Gegensatz hierzu steht in den dem Erfinder bekannten selbstentfaltenden
Solarseglerdesigns kaum Nutzlastvolumen, keine Solarzellenarrays
und erst recht nicht eine Dockingstation für Tochtereinheiten zur Verfügung.
Allerdings
werden diese Vorteile durch die im Vergleich ungleich höhere Masse
des selbstvergrößernden
Solarseglers eingeschränkt.
Dennoch sind Missionen denkbar, die erst mit Hilfe eines selbstvergrößernden
Solarseglers möglich
würden,
wie z. B. die Exploration von Asteroiden bei gleichzeitiger Probenmitnahme
und Rückführung zu
einer erdnahen Raumstation.
Die
mögliche
Vergrößerung und
damit die Segelfläche
und Antriebskraft des Solarsegelantriebes hängt beim selbstvergrößernden
Solarsegler hauptsächlich
von der Zahl der Halterungssegmente und ihrer Länge ab.
Diese
sind wiederum abhängig
von der Dicke des verwendeten Materials, der Höhe der Launcher-Nutzlastabteilung,
sowie von der maximal tolerierbaren Masse der Halterungen, die vermutlich
den größten Massenanteil
des Seglers (neben der Nutzlast) darstellen.
Als
Beispiel seien hier Telekophalterungen mit beispielsweise insgesamt
7 ineinander gesteckten, ausziehbaren Teleskopsegmenten angenommen.
Jedes dieser Segmente könnte
etwa 10 m lang sein, bei 20 cm Überschneidung
würde sich
die Gesamtlänge
einer einzigen Teleskophalterung im ausgezogenen Zustand auf 68,80
m belaufen.
Der
Gesamtdurchmesser des vollvergrößerten Seglers
würde dabei
142,20 m betragen (2 × 68,80
m zzgl. 4,50 m Durchmesser der Innenringkonstruktion).
Würde der
Solarsegler wie in 3 dargestellt, über 12 Segelbahnrollen
mit z. B. 6 m Gesamtbreite verfügen,
ergebe sich eine ausgefahrene Fläche
jeder einzelnen Segelbahnrolle von ca. etwa 260 qm.
Die
Gesamtsegelfläche
des Solarseglers würde
somit 12 × 260
qm = 3120 qm betragen. Hiermit könnte
der Segelantrieb einen Maximalschub von knapp 28 mN erzeugen.
Zum
Vergleich: Ein 40-m selbstentfaltender quadratischer Mastensegler
mit seinen 1600 qm Segelfläche
würde etwa
die Hälfte
der Antriebskraft des hier behandelten selbstvergrößernden
Seglers erreichen; SMART I die europäische Raumsonde, die mit nochmals
mehr als der Doppelten Antriebskraft (70 mN) innerhalb eines Jahres
vom Erdorbit in den Mondorbit wechselte, benötigte hierzu ca. 1 Jahr.
Diese
Leistung ist nicht gerade berauschend, wenn man zugrunde legt, das
der selbstvergrößernde Solarsegler
voraussichtlich erheblich mehr Masse aufweisen würde, als der Mastensegler und
dessen Schubkraft zudem nicht so gut ausgerichtet werden kann, wie
die des Ionenantriebes von SMART I.
(Jede
einzelne der 12 Teleskophalterungen wäre vermutlich deutlich schwerer
als einer der vier Masten eines Mastenseglers; auch die im Endeffekt durch
das Solarsegel je Gewichtseinheit – z. B. eine Tonne – Gesamtgewicht
erzielbare Beschleunigung dürfte
beim Masten-Vergleichssegler höher
als beim selbstvergrößernden
Segler sein.)
Dennoch
könnte
der selbstvergrößernde Segler
mit Hilfe des Launchers oder mit Hilfe seiner (Ionen)Thruster oder
sogar eines weiteren in die Dockingstation eingedockten zusätzlichen
Beschleunigungstriebwerkes zusätzlich
beschleunigt werden.
Der
Solarsegelantrieb wäre
dann nicht unbedingt für
das Erreichen der ersten Einsatzposition, sondern für die treibstofflose
Steuerung und das Positionshalten während des weiteren Einsatzes
gedacht, wodurch in Verbindung mit den umfangreich am Segler montierten
Solarzellenarrays eine lange Einsatzdauer gewährleistet sein könnte.
Auch
eine Rückkehr
zum Erdorbit wäre
allein mit Hilfe des Solarsegelantriebes erforderlichenfalls denkbar,
wobei die letzte Strecke im atmosphärenahen Bereich dann wieder
bei gereffter Segelfläche mit
Hilfe der (Ionen-)Thruster erfolgen müsste.
Vor
der Konstruktion eines „großen" im Weltraum montierten
Solarseglers könnte
zum Beispiel ein derartiger Segler, ausgestattet mit mindestens zwei
weiteren ein- und ausdockfähigen
Tochtereinheiten das Studium der Reaktionen einer derartigen Steuerungs-
und Antriebsart vergleichsweise kostengünstig ermöglichen.
Die
Tochtereinheiten würden
hierbei bei zu beobachtenden Manövern
ausdocken und das Mutterschiff filmen fotografieren und die gewonnenen Daten
direkt in Richtung Erde weiterleiten. Anschließend würden sie wieder eindocken und
ihre Akkumulatoren mit Hilfe der Stromversorgung des Mutterschiffes
aufladen.
Mindestens
eine der Tochtereinheiten würden
dabei die Film-Foto-Dokumentation vornehmen, während eine weitere (Sender-)Tochtereinheit
mit ihrer Sendeanlage auf die Erde zu Datenweiterleitung ausgerichtet
wäre.
Das
Sender-Tochterschiff könnte
auch durch ein Stromkabel mit dem Mutterschiff zur Stromversorgung
verbunden sein, sich dennoch unabhängig von diesem auf die Erde
ausrichten. Hierdurch wäre
einerseits die Stromversorgung für
eine gute Sendeleistung mit hohem Datendurchsatz gewährleistet, weil
die Solarzellen des Mutterschiffes auf die Sonne ausgerichtet wären, andererseits
wäre die
gleichzeitige Ausrichtung des Sende Raumfahrzeuges zur Erde unabhängig von
der Ausrichtung des Mutterschiffes möglich.
Treibstofflose Rotationssteuerung
um den Scheibenpol des Solarseglers:
In
Ihrer bereits zitierten Schrift „Development of a Lightweight
Pulsed Thruster Module for Solar Sail Attitude Control" gehen die Autoren
davon aus, dass der Strahlungsdruck der Sonne auch noch zu einer
Drehbewegung der Ebene des Seglers um ihren Pol (im Gegensatz zu
einer Drehbewegung um eine Achse) herum führen soll.
Dem
Erfinder ist zwar nicht ersichtlich warum es bei seinem Design zu
einer derartigen Rotation der Scheibe kommen sollte, möchte jedoch
auch für den
selbstvergrößernden
Solarsegler eine eigene Möglichkeit
vorsehen, Rotation um den Pol der Ebene treibstofflos zu steuern,
dass heißt
sie zu unterbinden oder sogar zu Stabilisierungszwecken zu beschleunigen.
Würde es nämlich doch
zu einer ungewünschten
sogar evtl. länger
wirkenden Drehkraft durch die einfallende Sonnenstrahlung kommen, könnte sich
hierbei ein Momentum aufbauen, dass dem Segler schwungradähnliche
Eigenschaften verleihen würde.
Die
Kursstabilisierung fliegender Objekte durch Drehung (z. B. Dum-Dum-Geschosse)
ist zwar oft erwünscht,
sie würde
jedoch sowohl die Steuerung des Solarseglers als auch optische Beobachtungen
von dem sich ständig
drehenden Segler aus deutlich erschweren.
Der
Segler kann im vorliegenden Design anders als der Thruster-Solarsegler
die Rotation der Segler-Ebene um ihren Pol nicht durch Thrustereinsatz
steuern, da hierfür
entsprechend ausgerichtete Thrusterpaare nicht vorgesehen sind (lediglich
nach oben und nach unten ausstoßende
Doppelthrustereinheiten).
Mit 2 wurden die Segelbahnrollen
mittels der Rollen-Einrastgelenke 5.16 an den Teleskophalterungen 5.12 befestigt,
die in der Arbeitsstellung einen 90-Grad Winkel zu den Halterungen
einnehmen.
Die
Normalhaltung sollte hierbei derart sein, dass die Bahnen alle waagerecht
in der Seglerebene liegen.
Würde man
nun die Teleskophalterungen entweder direkt an der Innenringkonstruktion
um ihren Pol oder die Segelbahnrollen an den Rollen-Einrastgelenken
motorgesteuert drehbar lagern, so dass sie einen von 0-Grad abweichenden
Winkel zur Ebene gestellt werden können, ließe sich eine Propellerartige
Form der Segelbahn erzeugen, die dazu geeignet ist, wie ein windgetriebener
Propeller eine Drehbewegung zu erzeugen oder eine bereits bestehende Drehung
abzubremsen.
In 2.a ist eine Segelfolienrolle 5.13 dargestellt,
die mittels Drehmotor 5.13.1 um den Pol der Teleskophalterung 5.12 gedreht
werden kann, während
die Drehmotoren 5.13.3 für die Drehung der Rolle um
ihren eigenen Pol vorgesehen sind.
Bevorzugte Ausführung eines
selbstvergrößernden Solarseglers:
Die
derzeit vom Erfinder bevorzugte Ausführung eines selbstvergrößernden
Solarseglers wäre mit
einer Nutzlast- und Dockingstation wie bereits beschrieben und mit
mehreren Antriebs- und Lageregelungsmöglichkeiten ausgestattet.
Dies
sind
- a) der Solarsegelantrieb
- b) die Ionenantriebe zwischen den seitlichen Halteringen 5.b und 5.c
- c) Optional – eindockfähige Zusatztriebwerke
in der Dockingstation
- d) die Steuerung/Lageregelung durch Ein- und Ausrollen der Segelbahnen
- e) die Steuerung/Lageregelung durch Drehen der Steuerungssegelbahnen
- f) die Steuerung/Lageregelung durch Verlagerung von Nutzlast
und Tochtereinheiten in der Nutzlast- und Dockingabteilung
- g) die Steuerung/Lageregelung durch die Ionenantriebe
Neben
dem Solarsegelantrieb wären
zumindest 4 Doppel-Thrustereinheiten (5.15, s. 2) im Abstand von 90 Grad
zueinander oder sogar 8 (doppelte Redundanz) Doppel-Thruster-Kompletteinheiten
im Abstand von jeweils 45 Grad voneinander innerhalb der Halteringe 5.b und 5.c angebracht.
Diese
Doppelthruster-Einheiten wurden bereits mit dem Erstantrag des Erfinders
vorgeschlagen und zeichnen sich dadurch aus, dass jeweils zwei Thruster
in einem Strahlrohr angebracht sind, deren Ausstoßrichtung
jeweils entgegengesetzt liegt.
Dies
führt dazu,
dass sämtliche
der von entsprechenden Thruster-Kombinationen verursachte Drehungen
oder Beschleunigungen durch entgegengesetzten Schub wieder abgebremst
oder sogar in die entgegengesetzten Richtung umgekehrt werden können.
Beschleunigen
sämtliche
der hier in 2 eingezeichneten
Doppelthrustereinheiten in eine Richtung, wird der Segler von seiner
Ebene aus gesehen senkrecht nach oben oder nach unten beschleunigt.
Hierfür könnten dem
Segler bei der Verwendung regulärer
Ionen-Thruster, wie sie von SMART I verwendet wurden, etwa 300 mN
Antriebskraft (gegenüber
28 mN des Segelantriebes) zur Verfügung stehen, somit das 4-fache
der Ionen-Antriebsleistung von SMART I und mehr als das 10-fache
der Antriebsleistung des zusätzlichen
Segelantriebes.
Aufgrund
des großzügigen Platzangebotes für Stromerzeugung
und Versorgung könnten
diese 4 Einheiten auch gleichzeitig betrieben werden.
Der
Ionen-Antrieb wäre
bei Missionen, bei der ein Einsatzziel schnell erreicht werden soll,
somit die erste Wahl, während
der Segelantrieb hierbei zwar unterstützen könnte, jedoch eher für die Aufrechterhaltung
des langfristigen Betriebes am Einsatzort bzw. im Einsatzorbit gedacht
ist.
In
Verbindung mit einem starken Launcher, der den Segler direkt auf
Erd-Fluchtgeschwindigkeit beschleunigt,
tritt die geringe Segelleistung des Solarseglers somit in den Hintergrund.
Ein
Beispiel hierfür
wäre z.
B. ein Beobachtungssatellit in einem sonnennahen Orbit. Dieser Satellit
könnte
nicht nur die Sonne und ihre Sonnenstürme, sondern auch die Erdumgebung
auf lange Zeit observieren.
Durch
die viel nähere
Platzierung an der Sonne könnten
dadurch nach Auffassung des Erfinders eine erhebliche Anzahl von
sonnennahen Asteroiden neu entdeckt werden, denn diese sind von
der Erde in Richtung Sonne schwerer auszumachen als Asteroiden,
die weiter von der Sonne entfernt sind als die Erde, wodurch sie
durch die von Ihnen reflektierte Sonnenstrahlung leichter ausgemacht
werden können.
Zeichnungen:
1 – Launchzustand
- zeigt den selbstvergrößernden
Solarsegler im startbereiten, hochgeklappten Zustand im Launcher.
Die
als Docking- und Nutzlaststation dienende Innenringstruktur 5 in
Form einer starren Rohrkonstruktion besteht hier aus den drei auf
gleicher Ebene liegenden Rohr-Ringen 5.a bis 5.c und
dem senkrecht über 5.a liegenden
Ring 5.o und dem darunter liegenden Ring 5.u,
die untereinander durch Verbindungstücke 5.9 einen zylinderförmigen Raum
bilden, in den nach erfolgtem Launchen beidseitig (von oben und
von unten) Tochtereinheiten ein- und austreten können.
Durch
hier nicht eingezeichnete, in den Dockingraum hineinfahrbare und
aus diesem herausfahrbare Dockinghalterungen werden die Tochtereinheiten
im Dock gehalten.
Die
unterschiedlichen, hier ebenfalls nicht eingezeichneten Tochtereinheiten
können
und sollten bereits beim Start im Dock eingedockt sein.
Die
Bauart der Tochter-Einheiten wird durch die Art der Mission bestimmt
(z. B. Lander für
Explorationsmissionen, fliegende Containereinheiten für Transporteinsatz,
Satelliten zum Aussetzen von Beobachtungseinheiten, mobile dockingfähige Zusatztriebwerke
zur Beschleunigung des Solarseglers).
Am äußeren Innenring 5.c sind
die drehbar gelagerten hier nach oben geklappten Teleskop-Segelrollenhalterungen 5.12 befestigt.
Am
anderen Ende der Segelrollenhalterungen befinden sich die mittels
eines Klappgelenkes mit diesen verbundenen Segelbahnrollen 5.13,
die so abgeklappt sind, dass sie den zur Verfügung stehenden Raum der Launcherhülle im Sinne
einer optimalen Raumverwendung ausfüllen.
Der
Segler ist hier am unteren Ring 5.au mittels Befestigungslaschen 11.2 auf
der Rotationsplattform 11.1 befestigt.
2 – nach
der Öffnung,
Segelrollenhalterungen zur Seite geklappt
- zeigt den Solarsegler und die darunter liegenden klappbaren
Außenhüllenteile
der Launcher-Nutzlastabteilung nach dem Launchen und nach der ersten Vergrößerungsphase
(seitliches wegklappen der Teleskophalterungen 5.12).
Die
einzelnen Klapphüllen-Segmente 11.3 der
aufklappbaren Außenhülle des
Launcheroberteils haben sich blütenförmig geöffnet und
hierdurch die Teleskophalterungen 5.12 mit den daran befestigten Segelfolienrollen 5.13 seitlich
zur Scheibenebene weggeklappt, die Segelbahnen sind noch nicht gesetzt
und befinden sich noch aufgerollt auf den Segelbahnrollen 5.13.
Die
in der ersten Launchphase noch hochgeklappten Segelfolienrollen 5.13 wurden
hier bereits mittels der Zugwinden 11.4 und an diesen befestigten Windenfäden 11.4.1 in
ihre Arbeitsstellung (90 Grad zur Teleskophalterung) gezogen und
sind dort eingerastet.
Nach
dem Aufklappen müssen
die Fäden dann
noch durch geeignete Maßnahmen
entfernt werden (z. B. durch eingebaute Sollbruchstellen, die bei
Erhöhung
der Zugspannung reißen).
Die
Dockingkonstruktion 5 enthält neben der zentralen Dockingmöglichkeit
im inneren Ring 5.a zwischen dem mittleren und äußeren Innenring 5.b und 5.c sowohl
Solarzellen-Einheiten
als auch Steuerungs-Observations- und sonstiges Zubehör in modulförmigen Einheiten.
Diese sind mittels die Rohrkörper
der Ringe umfassende Halterungsschellen und durch diese und die
Rohrstruktur hindurchführende
Splinte mit Kontermuttern an der Ringstruktur befestigt worden.
Die Stabilität
der Innenringkonstruktion wird somit noch zusätzlich verstärkt.
Die
wünschenswerte
Verlängerung
der Nutzlaststation nach oben und nach unten zur Aufnahme mehrerer
Tochtereinheiten/Zusatztriebwerke ist hier nicht eingezeichnet.
3 – Solarsegler
nach der Vergrößerung – einsatzbereit
- stellt den selbstvergrößernden
Solarsegler nach voller Vergrößerung und
getrennt vom Launcher dar.
Die
Teleskophalterungen 5.12 sind voll ausgefahren, die Segelfolienbahnen 5.13.1 sind
von den Segelfolienrollen 5.13 mittels hier nicht eingezeichneter,
am Innenring befestigter Winden gesetzt (bzw. ausgerollt) worden.
Die
Segelfolien liegen hierbei über
den Teleskophalterungen, die normalerweise von oben nicht sichtbar
wären und
daher mit Punkten und Strichen stilisiert eingezeichnet wurden.
Die
einzelnen Segmente der rohr- oder schienenförmig geformten, ineinander
gelagerten Teleskophalterung sind auf ein vielfaches der eingefahrenen
Länge ausgefahren
worden.
Der
grundsätzliche
Aufbau der Windeneinrichtungen zum Segelsetzen und Reffen und der
Segelfolienbahnen wurde bereits mit Vorantrag vom 16.06.2005 beschrieben,
neu ist hier lediglich die Verwendung an einem selbstvergrößernden
Segler mittels Teleskophalterungen und Klappgelenken und die unter
Verwendung von besonders zur Steuerung und Lagekontrolle des Seglers
geeigneten Ballast-Steuerfolien-Segmente (hier BA, BB, BC, BD).
Die
primäre
Steuerung des Seglers erfolgt durch Auf- und Abrollen der Außenliegenden
Ballastfolien, wodurch der Schwerpunkt der Masse und der Schwerpunkt
des Strahlungsdruckes jeweils genau entgegengesetzt (aufeinander
zu oder voneinander weg) gegeneinander verschoben werden kann.
In
der vorliegenden Zeichnung sind die Ballast-Steuerfolien-Segmente
BB und BC im Verhältnis zu
Ihren auf der anderen Seite des Seglers gegenüberliegenden Partnermodulen
BA und BD auf die Hälfte
der wirksamen Fläche
zusammengerollt worden.
Dies
bewirkt, dass die Masse des Seglers und damit auch der Masseschwerpunkt
vom Zentrum weg in Richtung des Seglerrandes nach BB und nach BC
verschoben werden. Da sich hierdurch gleichzeitig die Segelfläche der
Bahnen B und C verringern, verschiebt sich der Schwerpunkt des Strahlungsdruckes
in diesem Beispiel in Richtung der voll ausgefahrenen Bahnen A und
D.
Da
sich die Wirkung der beiden eingerollten Ballast-Steuerfolien kombiniert,
ergibt sich eine Drehbewegung. Der Masseschwerpunkt des Solarseglers
wird hier, weil ein großer
Teil der Ballastmasse an der äußerst möglichen
Stellung (auf der Segelbahnrolle) aufgerollt ist, in Richtung BC
und BB verschoben. Hingegen verschiebt sich der Strahlungsschwerpunkt
zwischen den Segelbahnen in die Gegenrichtung, hin zu den noch voll
ausgerollten Bahnen BA und BD. Der Hebel bzw. Abstand zwischen den
beiden Schwerpunktlinien verschiebt sich daher.
Der
Vektor der längeren
Krafthebel, die sich aus den voll ausgerollten Bahnen A und D zuzüglich der
sich anschießenden,
diesseits des Masseschwerpunkt liegenden Segelflächen der gegenüberliegenden
Bahnen ergibt, drücken
die schwächere Kraft
der kleineren jenseits des Masseschwerpunktes liegende Segelbahnflächen wie
bei einer Schaukel nach oben.
Hierdurch
ergibt sich eine Rotationsbewegung, die nicht nur in ihrer Beschleunigung,
sondern auch in Ihrer Richtung (indem eine der beiden aufgerollten
Steuerfolien stärker
aufgerollt wird) gesteuert werden kann.
Solange
der Segler sich somit mit seiner Segelfläche nicht genau parallel zur
Richtung der Sonnenstrahlung befindet oder in Schattenbereichen liegt,
sollte seine Steuerung/Lageregelung primär treibstofflos durch Verwendung
der Steuerfolien möglich
sein.
In
Not- oder Ausnahmesituationen ist jedoch sowohl die Steuerung als
auch ein zusätzlicher
Antrieb durch die am Innenring in 2 dargestellten Thruster-Module 5.14 möglich.
3.a – Segelfolienrollen 5.13 mit
Drehmotoren
Die
Segelbahnrollen werden an ihren Naben seitlich durch die Rollenhalterung 5.13.2 an
den Drehmotoren 5.13.3 gehalten. Die außenliegenden Rotoren der Drehmotoren
sind mit dem Rollenkörper verbunden
und drehen sich daher mit diesem, wodurch das Auf- und Abrollen der
Segelfolienbahnen gesteuert werden kann.
Der
Drehmotor 5.13.1 hingegen ist (hier) am äußeren Ende
der Teleskophalterung 5.12 befestigt und dient der Steuerung
der Drehung der Segelbahn, wodurch die Steuerung der Rotation des
Seglers um seinen Pol möglich
ist.
Eine
alternative Ausführung
wäre die
Anbringung des Drehmotors 5.13.1 nahe zum inneren Ende der
Teleskophalterung an der Innenringkonstruktion.
Unterhalb
des Drehmotors 5.13.1 befindet sich das scharnierartig
ausgeführte
Knickgelenk 5.12.1, das das Wegklappen der Segelfolienrollen
in der Startstellung im Launcher ermöglicht.
3.b Teleskophalterung mit Drehgelenk-Lagerung am äußersten
Innenring 5.e
Die
Teleskophalterungen 5.12 sind an Ihrem Inneren Ende am
Innenring 5.c mit einem Drehgelenk 5.12.2 drehbar
gelagert, damit sie im Launcher in hochgeklappte Stellung gebracht
werden können. Das
Drehgelenk umfasst das Rohr des Innenringes vollständig und
wird von Haltenasen 5.12.2.1 an Ihrem Platz gehalten. Die
Ring-Biegung des Innenringrohres wird an dieser Stelle durch entsprechende Verdickungen
ausgeglichen, so dass dort ein gerade Rohraussenfläche des
Innenring-Rohres entsteht.
Nach
dem Abklappen der Teleskophalterungen setzen die Halterungen auf
dem Halterungsauflager 5.12.2.2 auf, dass das die Teleskophalterung von
unten stützend
umfasst.
3.c Ansichtsprofile der ineinander gesteckten, zusammengeschobenen
Segmente
- hier sind nebeneinander drei mögliche Profilformen dargestellt,
die mit ihrer Öffnung
von einer Seite her gezeigt werden. Dabei sind die ineinander gesteckten,
immer nach innen dünner
werdenden Segmente zu erkennen.
Bei
der linken, rechteckigen Profilform ist das Profil an der linken
Seite mit einer Zahnung versehen, in die ein entsprechend mit einem
Zahnrad- bzw. Nockenantrieb versehener Elektromotor, der am Ende
des ersten Segmentes befestigt ist hineingreifen kann, um die weiteren
inneren Segmente nacheinander herauszudrücken.
Die
mittlere und rechte Zeichnung ist für ein Ausziehen der Teleskopsegmente
durch Fliehkraft (Rotation der auf dem Launcher befestigten Drehplattform)
vorgesehen. Zusätzlich
sind diese Ausführungen
mit Sicherungsvorrichtungen gegen Zusammenziehen der voll ausgefahrenen
Teleskophalterungen (dargestellt in 3.d)
auszustatten.
Die
mittlere Form eines sechsseitigen regelmäßigen Polygons wird vom Erfinder
für diesen Zweck
vorgezogen, weil sie ein guter Kompromiss zwischen der Masse sparenden
runden Ausführung und
der verdrehungssicheren eckigen Ausführung ist.
Eine
runde Ausführung
wäre grundsätzlich zwar
auch möglich,
müsste
aber zur Vermeidung des Verdrehens der Teleskophalterungen mit aufwendigen
Führungsnasen
versehen werden.
3.d Verriegelungsmechanismen der Teleskophalterungs-Segmente:
Die
Teleskophalterungen 5.12 der Segelbahnrollen bestehen aus
mehreren Segmenten 5.12.3.
Bei
dem Ausfahren der Teleskophalterungen muss außer dem äußersten ersten, alle anderen Segmente
aufnehmenden Segment jedes einzelne der nachfolgenden in seiner
Endstellung gesichert werden, damit es nicht z. B. durch Betätigung der Rollen-Zugmechanismen zurückgezogen
wird und in seiner Betriebsstellung verbleibt.
Die
Zeichnung zeigt den Verbindungsabschnitt zweier ineinander verschachtelter
Segmente 5.12.3 in der Endposition, hier das Ende des aufnehmenden
Segmentes und den Anfang des voll ausgezogenen Folgesegmentes.
Der
vorgesehene entsprechende Verriegelungsmechanismus besteht in diesem
Fall aus einer im inneren des aufgenommenen Segmentes eingesetzten
Verriegelungshülse, 5.12.4 in
die jeweils zwei Verriegelungsstifte 5.12.4.2 gegenläufig eingesetzt sind,
die durch die Federn 5.12.4.2 durch Verriegelungslöcher im
aufnehmenden, äußeren Segment 5.12.3 gedrückt werden,
sobald die Endposition erreicht ist.
Die
Endposition (Arbeitsstellung) ist erreicht, wenn die erste der beiden
Kugellagerführungen 5.12.4.3 des
inneren Segmentes gegen die Ausfahrsperre 5.12.4.4 des äußeren Segmentes
stößt.
Zum
besseren Ausfahren ist das aufgenommene Segment mit zwei Kugellager-Führungen 5.12.4.3 versehen.
Ein ineinander Verschachteln der Segmente ohne Kugellagerung, jedoch
mit einer eigenen Stoppnase des inneren Segmentes könnte hier
auch denkbar sein.
4 – Thrusterring-Solarsegler
mit primärer
Steuerung und Lageregelung (ACS) durch „Roller Reefing"
4 stellt einen Thrustening-Solarsegler, also
einen Solarsegler mit starrem Außenring- an dem Niedrigschub-Thruster-Einheiten
zur Steuerung und Lageregelung befestigt sind, dar.
Dieser
Solarsegler besitzt eine zentrale Dockingstation und umfangreiche
Solarzellenarrays, sowie nicht zuletzt neben der Thrustersteuerung
eine primäre
treibstofflose Steuerung/Lageregelung durch setz- und reffbare Solarsegelbahnen.
Der
Segler entspricht bereits dem im Vorantrag behandelten Thrusterring-Solarsegler
weitgehend, bis auf nachfolgende Besonderheiten:
Die einzelnen
Segelbahnen sind nicht seitlich aneinander befestigt, sondern jede
einzelne verläuft
separat vom Außenring
zur Innenring-Struktur und ist jeweils frei steuerbar.
Das
heißt
die Bahnen können
einzeln auf- oder abgerollt werden, ohne dass sie wie z. B. im Vorantrag
auf- oder abgesenkt oder in zwei Ebenen gelagert werden müssen.
Mehrere dieser Bahnen
sind mit Ballastfolien (hier BA, BB, BC und BD) ausgestattet, die
der Steuerung des Seglers dienen.
In
der Beispielzeichnung führen
die zur Hälfte
aufgerollten Ballastfolien BA und BD zu einer Verschiebung des Segler-Massezentrums
cm und einer Verschiebung des Zentrums des Strahlungsdruckes nach
cf.
Dies
bewirkt, dass der Segler sich von oben gesehen um eine Achse herum
die cm schneidet, nach oben gedreht wird (hier in Richtung VR auf
der Segelfolie F).
Hingegen
wird der Bereich auf der entgegengesetzten Achsenseite bei Segelfolie
E nach unten gedrückt.
Die
Ballastfolien sind so ausgelegt (dicker und evtl. mit belastbarerem
Material), dass Sie die Belastung durch häufiges Auf- und Abrollen ohne oder
mit geringen Ermüdungserscheinungen überstehen.
Die
größere Masse
dieser Folien wird nun insoweit ausgenutzt, dass die Steuerung des
Seglers durch Verschieben des Massezentrums (cm) und des Kraftzentrums
(cf) erfolgt.
Die
beiden Zentren können
durch Auf- und Abrollen der Ballastfolie voneinander weg oder aufeinander
zu bewegt werden, wodurch ein Drehimpuls vom Kraftzentrum um das
Massezentrum herum entsteht.
Auch
nicht mit der Ballastfolie versehene Segelflächen können auf- und abgerollt werden,
z. B. um den Auswirkungen atmosphärischer Randbereiche der Erde
keine zu große
Angriffsfläche
zu bieten.