DE19922849A1

DE19922849A1 - Aufklappbare Raumfahrtstruktur

Info

Publication number: DE19922849A1
Application number: DE1999122849
Authority: DE
Inventors: Hakan Alo; Walter Stich
Original assignee: DaimlerChrysler AG
Current assignee: Airbus DS GmbH
Priority date: 1999-05-19
Filing date: 1999-05-19
Publication date: 2000-12-07

Abstract

Aufgabe der Erfindung ist es, eine aufklappbare Raumfahrtstruktur zu schaffen, die ein sicheres und kosteneffektives Entfalten ohne Schockbelastungen ermöglicht. DOLLAR A Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß beim motorbetriebenen Entfalten ein Dämpfungselement oder mehrere Dämpfungselemente (6, 13, 14) den Drehbewegungen der Drehachsen (3) entgegenwirken und daß bei Erreichen eines vorgegebenen Drehwinkels (a) das/die Dämpfungselement/e deaktiviert wird/werden und eine ungehinderte Entfaltung der aufklappbaren Raumfahrtstruktur (1) in ihren vollendeten Entfaltungszustand erfolgt. DOLLAR A Die Erfindung findet Anwendung in einer aufklappbaren Raumfahrtstruktur, deren Segmente aus dem zusammengefalteten Zustand mittels motorbetriebenen Drehachsen (3) in den vollendeten Entfaltungszustand gebracht werden.

Description

Die Erfindung betrifft eine aufklappbare Raumfahrtstruktur gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Es ist bekannt einen zusammengefalteten Solarzellenflügel mittels motorbetriebenen Drehachsen, die in den Klappgelenken des Flügels angeordnet sind, zu entfalten. Dabei finden mechanische Federmotoren oder geregelte Elektromotoren Verwendung. Die Federmotoren beruhen z. B. auf einer auslösbaren, gespannten Spiralfeder, die ihre gespeicherte kinetische Energie nach der Auslösung an die Drehachsen abgibt. Die derart winkelbeschleunigten Drehachsen führen beim Einrasten zu unerwünschten Schockbelastungen in der Raumfahrtstruktur. Diese Schockbelastungen können mit den geregelten Elektromotoren zwar vermieden werden, diese Alternative ist aber verhältnismäßig teuer und nicht so betriebssicher wie ein Federmotor.

Aufgabe der Erfindung ist es eine aufklappbare Raumfahrtstruktur zu schaffen, die ein sicheres und kosteneffektives Entfalten ohne Schockbelastungen ermöglicht.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale des Patentanspruchs 1 gelöst. Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben. Die Erfindung ermöglicht zum Antrieb von Drehachsen vorteilhaft die sicheren und kostengünstigen Federmotoren einzusetzen und stoppt die Drehbewegung der Drehachsen vor Erreichen der vollen Entfaltung ab, so daß die Drehgeschwindigkeit der Drehachsen beim Einrasten in ihre Endposition wesentlich verringert ist und deshalb nur eine stark abgeschwächte Schockbelastung aufweist.

Anhand der Zeichnung werden nachstehend Ausführungsbeispiele der Erfindung näher erläutert.

Fig. 1a bis Fig. 1c zeigen verschiedene Entfaltungspositionen einer erfindungsgemäßen Raumfahrtstruktur,

Fig. 2 zeigt einen Ausschnitt einer mit einer Spiralfeder entfaltungsgedämpften Raumfahrtstruktur im zusammengefalteten Zustand,

Fig. 3 zeigt diese Raumfahrtstruktur im gestoppten, unvollendeten Entfaltungszustand,

Fig. 4 zeigt diese Raumfahrtstruktur im vollendeten Entfaltungszustand,

Fig. 5 zeigt einen Ausschnitt einer mit einem Kegel-Schlitzhülse-System entfaltungs gedämpften Raumfahrtstruktur für hohe Entfaltungskräfte,

Fig. 6 zeigt ein Rückhaltesystem für eine entfaltungs-gedämpfte Raumfahrtstruktur im zusammengefalteten Zustand und

Fig. 7 zeigt ein Rückhaltesystem für eine entfaltungs-gedämpfte Raumfahrtstruktur im unvollendeten Entfaltungszustand.

Fig. 1a zeigt eine aufklappbare Raumfahrtstruktur 1, bestehend aus Segmenten 2, Drehachsen 3 und einer Halterungs- und Entfaltungsvorrichtung 4. Die aufklappbare Raumfahrtstruktur 1 ist an einem Raumflugkörper 5 befestigt und in ihrem zusammen gefalteten Zustand gezeigt.

Fig. 1b zeigt diese Raumfahrtstruktur 1 in einem gestoppten, unvollendeten Entfaltungs zustand von dem aus sie durch ein voreingestelltes, selbsttätiges Lösen einer Stoppvor richtung in den vollendeten Entfaltungszustand gemäß Fig. 1c übergeht. Der gezeigte vollendete Entfaltungszustand ist beispielhaft für einen Solarzellenflügel, andere Raum fahrtstrukturen, wie z. B. Antennen können durch eine einfache Anpassung der erfin dungsgemäßen Lösung einen vollendeten Entfaltungszustand aufweisen, in dem einzelne Segmente gewinkelt zueinander angeordnet sind.

Die in Fig. 2 im Ausschnitt gezeigte, mittels einer Spiralfeder 6 entfaltungs-gedämpfte aufklappbare Raumfahrtstruktur 1 ist mit ihrer Halterungs- und Entfaltungsvorrichtung 4 am Raumflugkörper 5 befestigt und befindet sich im zusammengefalteten Zustand. Von der aufklappbaren Raumfahrtstruktur 1 ist neben der vorstehend erwähnten Halterungs- und Entfaltungsvorrichtung 4 nur die dem Raumflugkörper 5 nächstliegende Drehachse 3 und ein Teil des nächstliegenden Segmentes 2 gezeigt. Zur Entfaltung der ausklappbaren Raumfahrtstruktur 1 dreht in dem gezeigten Ausführungsbeispiel die motorbetriebene Drehachse 3 gegen das äls Spiralfeder 6 ausgebildete Dämpfungselement im Uhrzeiger sinn.

Die Spiralfeder 6 ist dazu mit einem Ende mit einem Niederhaltebolzen 8 fest verbunden, der in einer Auslösevorrichtung 9 lösbar aufgenommen ist. Bei der Auslösevorrichtung 9 kann es sich beispielsweise um eine in der Raumfahrt-Solartechnik bekannte und erprobte Niederhaltevorrichtung handeln, die durch ein gesteuertes Aufklappen den in ihr am Bolzengewinde gehaltenen Niederhaltebolzen 8 freigibt.

Mit ihrem anderen Ende ist die Spiralfeder 6 mit einem Seil 7 fest verbunden, das auf einer Rolle 10 verankert ist, die fest auf der Drehachse 3 angeordnet ist. Über ein Seil zuggetriebe 11 wirkt die Spiralfeder 6 auf alle anderen, hier nicht gezeigten motorbetrie benen Drehachsen 3 der aufklappbaren Raumfahrtstruktur 1 gegen die auf die Drehach sen wirkende Öffnungskraft.

In Fig. 3 ist diese Raumfahrtstruktur im ihrem gestoppten, unvollendeten Entfaltungszu stand gezeigt. In diesem Entfaltungszustand ist die Kraft der gespannten Spiralfeder 6 so groß, daß die motorbetriebenen Drehachsen 3 keine Drehbewegung mehr ausführen können. Je nach Auslegung des Systems wird dieser Zustand bei einem bestimmten, vorgegeben Drehwinkel α erreicht. Im gezeigten Ausführungsbeispiel beträgt er für die erste dem Raumflugkörper 5 nächstliegende Drehachse weniger als 90 grad. Für die anderen Drehachsen 3 ist er doppelt so groß.

Ein vollkommenes Abstoppen im unvollständigen Entfaltungszustand ist für die erfindungsgemäße Lösung aber nicht unbedingt erforderlich; wesentlich ist eine Dämpfung der Drehgeschwindigkeit vor Erreichen des vollendeten Entfaltungszustandes.

Nach Erreichen dieses gestoppten, unvollendeten Entfaltungszustandes wird der Nieder haltebolzen 8 in der Auslösevorrichtung 9 in Abhängigkeit von einem vorgegebenen Drehwinkel selbsttätig freigegeben. Die sich dabei entspannende Spiralfeder 6 wird in einem Gehäuse 12 gefangen.

Die motorbetriebenen Drehachsen 3 entfalten ohne Federdämpfung die aufklappbare Raumfahrtstruktur 1 bis sie in ihren vollendeten Entfaltungszustand einrastet, der in Fig. 4 gezeigt ist. Im Ausführungsbeispiel wird dieser Zustand für die erste Drehachse 3 bei einem Drehwinkel von 90 grad erreicht, entsprechend 180 grad für die anderen Drehachsen 3. Fig. 4 zeigt den freigegebenen Niederhaltebolzen 8 und die entspannte Spiralfeder 6.

Zur Erzeugung einer einheitlichen Federkraft auf alle Drehachsen 3 der aufklappbaren Raumfahrtstruktur 1 bei unterschiedlichen Drehwinkeln an den Drehachsen sind die Rollen 10 an den Drehachsen 3 entsprechend dem Drehwinkel α in ihrem Durchmesser angepaßt.

Fig. 5 zeigt einen Ausschnitt einer mit einem Kegel-Schlitzhülse-System entfaltungs gedämpften Raumfahrtstruktur, das bei systembedingt vorgegebenen hohen Entfal tungskräften Anwendung finden kann. Die Dämpfung der motorbetriebenen Dreh bewegungen erfolgt bei diesem Ausführungsbeispiel dadurch, daß ein Kegel 14 von der Drehachse 3 über ein Seil 7 in eine Schlitzhülse 13 gezogen wird und diese dabei verformt. Die dafür erforderliche Verformungsenergie reduziert die kinetische Energie der Drehachsen und führt zu einer stärkeren Dämpfung als die im vorangehenden Ausführungsbeispiel beschriebene Spiralfeder 6. Wenn die Schlitzhülse 13 wie hier gezeigt mit dem Gehäuse 12 fest verbunden ist, dann muß dieses Gehäuse im Sinne des Richtungspfeiles 16 auf einem Bock 15 frei bewegbar gelagert sein, damit bei einer Auslösung des Niederhaltebolzens 8 im gestoppten, unvollendeten Entfaltungszustand die weitere Entfaltung erfolgen kann. Die Dämpfungswirkung ist wie im vorangehenden Ausführungsbeispiel beschrieben über das Seilzuggetriebe 11 auf die weiteren, hier nicht gezeigten Drehachsen 3 übertragen.

Neben einer Verwendung von auf Zug beanspruchten Dämpfungselementen sind für eine erfindungsgemäße Lösung auch z. B. Drehfedern als Dämpfungselemente verwendbar, die direkt mit den Drehachsen (3) verbunden sind und drehwinkel-gesteuert vor der vollständigen Entfaltung deaktiviert werden.

Das in Fig. 6 und in Fig. 7 gezeigte Rückhaltesystem dient für einige Ausführungsbeispiele der erfindungsgemäßen Lösung dazu, vor der Freigabe des Niederhaltebolzens 8 einen erreichten Entfaltungszustand gegen die Wirkung des gespannten Dämpfungselementes 6, 13, 14 und Seiles 7 abzusichern. Dazu ist auf dem Seil 7 eine Rückhalteklinke 17 fest angeordnet, die beim Entfalten der aufklappbaren Raumfahrtstruktur 1 eine Einweg-Sperre 18 passiert, an der sie in entgegengesetzt wirkender Zugrichtung festgehalten ist.

Claims

1. Aufklappbare Raumfahrtstruktur, deren Segmente aus dem zusammengefalteten Zustand mittels motorbetriebenen Drehachsen (3) in den vollendeten Entfaltungszustand gebracht werden, dadurch gekennzeichnet, daß beim motorbetriebenen Entfalten ein Dämpfungselement oder mehrere Dämpfungselemente (6, 13, 14) den Drehbewegungen der Drehachsen (3) entgegenwirken und daß bei Erreichen eines vorgegebenen Drehwinkels (α) das/die Dämpfungselemente deaktiviert werden und eine ungehinderte Entfaltung der aufklappbaren Raumfahrtstruktur (1) in ihren vollendeten Entfaltungszustand erfolgt.

2. Raumfahrtstruktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es sich um ein auf Zug beanspruchtes Dämpfungselement (6, 13, 14) handelt, das über ein Seil (7) und ein Seilzuggetriebe (11) auf die Drehachsen (3) einwirkt.

3. Raumfahrtstruktur nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehachsen (3) von einem Federmotor angetrieben sind.

4. Raumfahrtstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehachsen (3) vor der Deaktivierung des Dämpfungselementes (6, 13, 14) vollständig abgebremst sind.

5. Raumfahrtstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß auf dem Seil 7 eine Rückhalteklinke (17) fest angeordnet ist, die beim Entfalten der aufklappbaren Raumfahrtstruktur 1 eine Einweg-Sperre (18) passiert, an der sie in entgegengesetzt wirkender Zugrichtung festgehalten ist.