DE19934157A1 - Befestigungsvorrichtung für einen kryogenen Satellitentank - Google Patents

Befestigungsvorrichtung für einen kryogenen Satellitentank

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Abstract

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Befestigungsvorrichtung für einen kryogenen Satallitentank zu schaffen, die bei verringerter Wärmeleitfähigkeit eine ausreichende Steifigkeit und Festigkeit für die Aufnahme von Beschleunigungskräften aufweist. DOLLAR A Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Stützelement-Anschlußteil-Verbindungen jeweils mindestens ein SMA-Element (3) aufweisen, das in seinem austenitischen Zustand jeweils ein Stützelement (1) und ein Anschlußteil (2) kraftschlüssig miteinander verbindet und das bei einer Abkühlung im Weltall und der dabei erfolgten Einstellung des martensitischen Zustands durch eine Längung oder Aufweitung diese kraftschlüssige Verbindung lockert bzw. teilweise löst und infolge einer dadurch bedingten verringerten Flächenpressung und verringerten Kontaktfläche den Wärmefluß zwischen Stützelement (1) und Anschlußelement (2) verringert. DOLLAR A Die Erfindung findet Anwendung in einer Befestigungsvorrichtung für einen kryogenen Satellitentank mit mindestens einer Stützelement-Anschlußteil-Verbindung.

Description

Die Erfindung betrifft eine Befestigungsvorrichtung für einen kryogenen Satellitentank gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Die Lebensdauer eines mit einem kryogenen Tank ausgerüsteten Satelliten wird stark durch den Wärmefluß zum kryogenen Tank bestimmt, der über die Befestigungsvorrichtung des Tanks vom wärmeren Satelliten ausgehend hin zum Tank erfolgt. Dieser Wärmefluß führt zu einem Druckanstieg im Tank, der durch ein partielles Ablassen des Tankinhalts kompensiert werden muß.
Durch den Wärmefluß über die Befestigungsvorrichtung werden für eine aktive oder passive Kühlung die erreichbaren Kühltemperaturen begrenzt und es wird durch den Wärmefluß der Kühlmittelverbrauch erhöht.
Die beim Satellitenstart auftretenden hohen mechanischen Lasten stehen im Widerspruch zu einer ausreichenden Verringerung von Materialquer­ schnitten in der Befestigungsvorrichtung, so daß ein optimiertes Design der Befestigungsvorrichtung hinsichtlich von Materialquerschnitten - auch bei gleichzeitiger Berücksichtigung von Materialien mit geringer Wärmeleitfähigkeit - den Wärmefluß über die Befestigungsvorrichtung nicht auf ein ausreichendes Maß verringern kann.
Aufgabe der Erfindung ist es eine Befestigungsvorrichtung für einen kryogenen Satellitentank zu schaffen, die bei verringerter Wärmeleitfähigkeit eine ausreichende Steifigkeit und Festigkeit für die Aufnahme von Beschleuni­ gungskräften aufweist.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale des Patentan­ spruchs 1 gelöst. Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteran­ sprüchen angegeben.
Die Wärmeleitfähigkeit zwischen zwei aneinandergedrückten Körpern wird maßgeblich durch ihre Flächenpressung und Kontaktfläche zueinander bestimmt. Diese Erfahrung wird in den von der Erfindung vorgeschlagenen Lösungen berücksichtigt. In der erfindungsgemäßen Befestigungsvorrich­ tung werden vorteilhaft Formgedächtniselemente - sogenannte SMA-Ele­ mente - verwendet, die sich nach erfolgtem Raketenstart in der kalten Weltraumumgebung durch Phasenumwandlung selbsttätig deutlich aus­ dehnen und dadurch an entsprechenden Verbindungsstellen der Befesti­ gungsvorrichtung die Flächenpressung verringern und teilweise den Kontakt lösen. Dadurch wird der Wärmefluß über diese Verbindungsstellen verringert oder vollständig unterbunden. Die gleichzeitig dadurch herabgesetzte Steifig­ keit der Befestigungsvorrichtung kann bei einer geeigneten Ausbildung der Verbindungsstellen noch ausreichend für den Weltraumeinsatz sein, oder die Befestigungsvorrichtung weist neben den von SMA-Elementen gesteuerten Verbindungsstellen zusätzliche durchgehend starre Befestigungsmittel auf, die für eine ausreichende Steifigkeit und Beibehaltung der Tankausrrichtung - dem sogenannten Alignment - sorgen.
Das entscheidende Merkmal bei SMA-Elementen ist eine thermoelastische Umwandlung von der Hochtemperaturkonfiguration Austenit in die Nieder­ temperaturkonfiguration Martensit. Beim Abkühlung eines solchen Elements beginnt unterhalb einer Grenztemperatur TMs die Ausbildung von martensi­ tischen Phasen, die mit dem weiteren Abkühlen bei einer Temperatur TMf mit dem erreichten vollständigen martensitischen Zustand abgeschlossen ist. Bei Erwärmung aus dem martensitischen Zustand bilden sich ab einer Temperatur TAs austenitische Phasen. Diese Umwandlung in den Austenit ist bei weiterer Erwärmung mit Erreichen einer Temperatur TAf vollständig abgeschlossen.
Durch ein thermomechanisches Training der SMA-Elemente wird erreicht, daß eine zyklische Längenänderung sowohl beim Aufheizen als auch beim Abkühlen ohne anliegende Last eintritt - der sogenannte Zweiwegeffekt. Dieses Training ist notwendig, um eine zusätzliche Längenänderung über das mechanische Gleichgewicht hinaus zu erreichen, die für das erfndungsgemäße Ausdehnen der Verbindungsstellen der Befestigungsvorrichtung nötig ist. Die gesamte erreichbare Längenänderung der SMA-Elemente nach Durchführung des thermomechanischen Trainings beträgt etwa 1,5% bis etwa 4%.
Die SMA-Elemente bestehen vorzugsweise aus einer Legierung auf der Basis von NiTi; aber auch SMA-Legierungen auf einer davon abweichenden Basis, die den erfindungsgemäß erforderlichen Umwandlungstemperaturen und Längenänderungen genügen, können Verwendung finden. Bei den Legierungen auf NiTi-Basis werden beispielsweise quaternäre Legierungen wie NiTiCuFe oder NiTiCuCr eingesetzt.
Die Zusammensetzung dieser Legierung wird so eingesellt, daß die Umwand­ lungstemperatur für den Abschluß der Austenit-Bildung TAf < 0 grad C beträgt, so daß sich die SMA-Elemente der Befestigungsvorrichtung für die Umgebungstemperaturen während der Startphase, in der die größten Beschleu­ nigungskräfte auf die Befestigungsvorrichtung einwirken, mit Sicherheit voll­ ständig im austenitischen Zustand befinden. Die Abschlußtemperatur für die Martensit-Bildung TMf ist auf einen Wert eingestellt, der oberhalb der sich an der Befestigungsvorrichtung einstellenden, von der jeweiligen Satellitenmission abhängigen Weltraumtemperatur liegt; typischerweise zwischen 2 K und 220 K.
Im austenitischen Zustand hat das erfindungsgemäße SMA-Material mit einer Zugfestigkeit von 700 MPa bis 980 MPa und einem E-Modul von 83 GPa bis 100 GPa gute mechanische Eigenschaften, so daß es die beim Raketenstart in der Befestigungsvorrichtung auftretenden Kräfte bei geeigneter Dimensio­ nierung leicht aufnehmen und übertragen kann. Im martensitischen Zustand ist das Material relativ weich.
Anhand der Zeichnung werden nachstehend Ausführungsbeispiele für die Verbindung von Stützelementen mit Anschlußteilen in einer erfindungsge­ mäßen Befestigungsvorrichtung näher erläutert.
Fig. 1 zeigt eine Stützelement-Anschlußteil-Verbindung mit einer SMA-Schraube und Druckfedern,
Fig. 2 zeigt eine Stützelement-Anschlußteil-Verbindung mit einer SMA-Schraube und zusätzlichen SMA-Elementen,
Fig. 3 zeigt eine Stützelement-Anschlußteil-Verbindung mit geteiltem Stützelement und einer Stehbolzenverbindung mit SMA-Ele­ menten,
Fig. 4 zeigt eine Stützelement-Anschlußteil-Verbindung mit geteiltem Stützelement, das von einer SMA-Klemmhülse zusammenge­ halten ist und
Fig. 5 zeigt eine Stützelement-Anschlußteil-Verbindung mit geteiltem Stützelement, das eine SMA-Schraubverbindung aufweist.
Die in Fig. 1 gezeigte Stützelement-Anschlußteil-Verbindung für eine erfin­ dungsgemäße Befestigungsvorrichtung besteht aus einem Stützelement 1, einem Anschlußeil 2, einem SMA-Element 3, Druckfedern 4 und einer Unter­ legscheibe 5.
Bei einer Abkühlung im Orbit längt sich das als Schraube ausgebildete SMA-Element 3 und die in dem Anschlußteil 2 eingesetzten Druckfedern 4 trennen die Unterlegscheibe 5 vom Anschlußteil 2 und das Anschlußteil 2 vom verbindungsseitigen Ende des Stützelementes 1. Ein Wärmefluß über diese Stützelement-Anschlußteil-Verbindung ist nach dem eingetretenen Längen des SMA-Elementes 3 dadurch verringert, daß er aufgrund der fehlenden Flächenpressungen des direkten Kontakts zwischen dem Ende des Stütz­ elementes 1 und dem Anschlußteil 2 sowie zwischen dem Anschlußteil 2 und der Unterlegscheibe 5 nur noch über die Druckfedern 4 und über ein seitliches Anliegen der Schraube in dem Bohrloch erfolgen. Durch das Längen der Schraube und die Wirkung der Federn tritt eine relative Verlagerung des Stützelementes 1 bzw. des Anschlußteils 2 ein und es können dann über die Stützelement-Anschlußteil-Verbindung nur noch mit Hilfe der Druckfedern 4 minimale Kräfte übertragen werden.
Das Stützelement 1 kann beispielsweise als Strebe - oder als ein abgeschlos­ senes Rohr - mit einem Gewindeloch für die Schraube ausgebildet sein. Das Anschlußteil 2 kann beispielsweise ein satellitenseitiger Flansch der Befestigungsvorrichtung sein. Die Unterlegscheibe 5 ist so ausgebildet; daß auf sie schraubenkopfseitig in dem Anschlußteil 2 eingesetzte Druckfedern 4 einwirken können. Die Druckfedern 4 sind als Spiralfedern ausgebildet und in beiden gegenüberliegenden Oberflächen des Anschlußteiles 2 eingesetzt. Andere geeignete Druckfedern können alternativ Verwendung finden.
Die voranstehend beschriebene Stützelement-Anschlußteilverbindung hat die nachstehend aufgelisteten Vorteile: es kann ein einfach herzustellendes SMA-Element Verwendung finden, sie ist auf Stützelemente mit geringem Querschnitt anwendbar, sie ermöglicht eine einfache Montage und sie kann im wärmeren, austenitischen Zustand hohe Kräfte übertragen kann.
Die in Fig. 2 gezeigte Stützelement-Anschlußteil-Verbindung besteht aus einem Stützelement 1, einem Anschlußteil 2, einem SMA-Element 3, zusätzlichen SMA-Elementen 6, einer Verbindungshülse 7 und einem Einsatzteil 8.
Das als Schraube ausgebildete SMA-Element 3 verbindet über eine Durch­ gangsbohrung das Einsatzteil 8 mit dem Anschlußteil 2. Das Einsatzteil 8 wiederum ist mittels den zusätzlichen SMA-Elementen 6 mit der Verbindungs­ hülse 7 fest verbunden. Die zusätzlichen SMA-Elementen 6 sind beispiels­ weise als Stege ausgebildet und jeweils an der Verbindungshülse 7 und dem Einsatzteil 8 mittels Schrauben oder Nieten fixiert. Das Stützelement 1 ist formschlüssig in der Verbindungshülse 7 aufgenommen und darin z. B. mittels einer Klebung oder durch Aufschrumpfen fixiert.
Im wärmeren, austenitischen Zustand ist das Stützelement 1 und das Anschluß­ teil 2 in der vorangehend beschriebenen Verbindung fest verbunden. Bei einer Abkühlung längt sich sowohl das als Schraube ausgebildete SMA-Element 3 als auch die als Stege ausgebildeten zusätzlichen SMA-Elemente 6. Dadurch wird sowohl der Schraubenkopf von dem Einsatzteil 8 als auch das Einsatzteil 8 von dem Anschlußteil 2 getrennt. Der in der Verbindung dann verbleibende Wärmefluß kann nur über die Auflagestellen der Schraube in der Durchgangs­ bohrung des Einsatzteiles 8 erfolgen.
Mit dieser Verbindung lassen sich im abgekühlten Zustand keine Kräfte über­ tragen, d. h. zur Aufrechterhaltung einer Fixierung des kryogenen Satelliten­ tanks im Weltall muß die Befestigungsvorrichtung zusätzliche andere Stützele­ ment-Anschlußteil-Verbindungen aufweisen, die auch bei Abkühlung eine Fixierung und Kraftübertragung erlauben.
In der voranstehend zu Fig. 2 beschriebenen Stützelement-Anschlußteilverbin­ dung können vorteilhaft einfach herzustellende SMA-Elemente Verwendung finden, es sind die üblichen Stützelemente der bekannten Befestigungsvorrich­ tungen verwendbar und im wärmeren, austenitischen Zustand können hohe Kräfte übertragen werden.
In Fig. 3 ist eine Stützelement-Anschlußteil-Verbindung gezeigt, in der die Verbindung zwischen dem Stützelement und dem Anschlußteil dadurch erfolgt, daß die thermisch steuerbare Verbindungsstelle vollständig in dem Stützele­ ment 1 liegt und daß sie eine Stehbolzenverbindung aufweist. Das Anschlußteil 2 ist mit einem der Stützelementabschnitte auf konventionelle Art fest verbun­ den. In Fig. 3 ist das Anschlußteil 2 und die Darstellung der Anbindung des Anschlußteiles an den Stützelementabschnitt aus Gründen der zeichnerischen Vereinfachung nicht berücksichtigt.
Die Stehbolzenverbindung der Stützelement-Anschlußteil-Verbindung besteht aus den beiden Stützelementabschnitten 9 und 10 eines als Rohr ausgebildeten und an der Verbindungsstelle unterbrochenen Stützelementes 1, einem Über­ brückungselement 11, mehreren Stehbolzen 12, einer Stehbolzenhülse 15, einem Klemmring 13, einer Klemmhülse 16, einem SMA-Ring 14 und SMA-Elementen 3.
Auf einem der Stützelementabschnitte 9 oder 10 ist die Stehbolzenhülse 15 und auf dem anderen die Klemmhülse 16 fixiert; z. B. mittels Kleben oder Aufschrumpfen. Die Klemmhülse 16 nimmt mittels einer konischen Nut-Feder- Verbindung den Klemmring 13 so auf, daß er im geklemmten Zustand in axialer Richtung auf dem Stützelementabschnitt fixiert ist. Die Klemmung des Klemm­ ringes 13 erfolgt mittels den als Schrauben ausgebildeten SMA-Elementen 3, die den in einzelne Abschnitte unterteilten Klemmring zusammenziehen. Der Klemmring 13 weist Bohrungen auf, durch welche in axialer Richtung die Stehbolzen 12 mit ihrem einen Gewindeende hindurchragen. Das andere Ende der Stehbolzen 12 ist jeweils in einer Bohrung der Stehbolzenhülse 15 fixiert. Auf das jeweils aus dem Klemmring 13 herausragende Gewindeende der Steh­ bolzen 12 ist eine Mutter aufgeschraubt, womit die Stehbolzenverbindung festgezogen ist.
Die beiden Stützelementabschnitte 9 und 10 sind zusätzlich zu der Stehbolzen verbindung mit einem Überbrückungselement 11 zueinander fixiert. Das Über­ brückungselement 11 ist dadurch gekennzeichnet, daß es eine geringere Wär­ meleitfähigkeit als die Stehbolzenverbindung aufweist, aber auch nur geringere Kräfte als diese übertragen kann. Die drei Elemente des Klemmringes 13 sind mit dem SMA-Ring 14 über Befestigungsschrauben verbunden.
Beim Abkühlen im Weltall erfolgt eine Längung der als Schrauben ausgebilde­ ten SMA-Elemente 3 und eine Aufweitung des SMA-Ringes 14. Dadurch löst sich die konische Nut-Feder-Verbindung zwischen dem Klemmring 13 und der Klemmhülse 16 gleichförmig und vollständig, wodurch der über die Stehbolzen­ verbindung erfolgende Wärmefluß zwischen den Stützelementabschnitten 9 und 10 stark beeinträchtigt ist.
Ein Vorteil dieser Verbindung liegt darin, daß sie im wärmeren, austenitischen Zustand hohe Kräfte übertragen kann.
Im gezeigten Ausführungsbeispiel sind beispielsweise drei Stehbolzen gleich­ mäßig über den Umfang der Stehbolzenverbindung verteilt; alternative Anzahlen von Stehbolzen - ab einem Stehbolzen - sind für die erfindungsge­ mäße Lösung möglich.
Die in Fig. 4 gezeigte Stützelement-Anschlußteil-Verbindung hat ebenfalls eine thermisch steuerbare Verbindungsstelle, die vollständig in dem Stützelement 1 liegt. Das Anschlußteil 2 ist mit einem der Stützelementabschnitte auf konven­ tionelle Art fest verbunden.
Die thermisch steuerbare Verbindung der Stützelement-Anschlußteil-Verbin­ dung besteht aus den beiden Stützelementabschnitten 9 und 10 eines als Rohr ausgebildeten, an der Verbindungsstelle unterbrochenen Stützelementes 1, einem Überbrückungselement 11, einem als Klemmhülse ausgebildeten SMA-Element 3 und zwei Ringnuthülsen 17 und 18.
Auf die zu verbindenden Enden der Stützelementabschnitte 9 und 10 sind die Ringnuthülsen 17 und 18 jeweils durch Kleben, Aufschrumpfen oder andere geeignete Mittel fixiert. Auf einer der Ringnuthülsen 17 oder 18 ist das als Klemmhülse ausgebildete SMA-Element 3 so mittels Schrauben so fixiert, daß es das Ende des betreffenden Stützelementabschnitts 9 oder 10 überragt. Das SMA-Element 3 weist auf seiner Hülseninnenfläche zwei axial zueinander axial beabstandete, ringförmige Vorsprünge 19 auf, die bei zusammengesetzten Stützelementabschnitten 9 und 10 in entsprechend angeordnete Nuten auf den fixierten Ringnuthülsen 17 und 18 ragen und so auf jedem Stützelementab­ schnitt eine Nut-Feder-Verbindung bilden. Damit die Vorsprünge 19 in die Nuten eingreifen können, muß beim Zusammensetzen der Verbindung das SMA-Element 3 durch Abkühlung vorrübergehend gedehnt werden.
Die beiden Stützelementabschnitte 9 und 10 sind außerdem mit einem Über­ brückungselement 11 zueinander fixiert. Das Überbrückungselement 11 ist dadurch gekennzeichnet, daß es eine geringere Wärmeleitfähigkeit als die Klemmhülse aufweist, aber auch nur geringere Kräfte als diese übertragen kann.
Beim Abkühlen im Weltall erfolgt eine Aufweitung des als Klemmhülse ausge­ bildeten SMA-Elementes 3. Dadurch löst sich die Verbindung zwischen dem SMA-Element 3 und den Ringnut-Hülsen 17 und 18, wodurch der über die Klemmhülse erfolgende Wärmefluß zwischen den Stützelementabschnitten 9 und 10 stark beeinträchtigt ist.
In Fig. 5 ist eine Stützelement-Anschlußteil-Verbindung gezeigt, deren ther­ misch steuerbare Verbindungsstelle, wie bei den beiden vorangehend beschrie­ benen Beispielen, vollständig in dem Stützelement 1 liegt. Das Anschlußteil 2 ist mit einem der Stützelementabschnitte auf konventionelle Art fest verbunden, was hier aus Gründen einer zeichnerischen Vereinfachung nicht dargestellt ist.
Die thermisch steuerbare Verbindung der Stützelement-Anschlußteil-Verbin­ dung besteht aus den beiden Stützelementabschnitten 9 und 10 eines als Rohr ausgebildeten und an der Verbindungsstelle unterbrochenen Stützelementes 1, einem Überbrückungselement 11, zwei Verbindungshülsen 20 und zwei als Schraube ausgebildeten SMA-Elementen 3. Alternativ dazu können auch mehr als zwei SMA-Elemente 3 verwendet werden.
Auf den zu verbindenden Enden der Stützelementabschnitte 9 und 10 sind die Verbindungshülsen 20 jeweils durch Kleben, Aufschrumpfen oder andere ge­ eignete Mittel fixiert. Die Verbindungshülsen 20 sind zum freien Ende der Stützelementabschnitte hin flanschartig aufgewölbt und in den aufgewölbten Rändern mit zueinander axial fluchtenden Bohrungen versehen, durch welche die als Schrauben ausgebildeten SMA-Elemente 3 geführt und mit Muttern ver­ sehen sind. Die Stützelementabschnitte 9 und 10 werden durch ein Festziehen dieser Schraubverbindungen fixiert und gegen die Elastizität des Materials vorgespannt. Die Fixierung der Verbindungshülsen 20 auf den Stützelement­ abschnitten 9 und 10 erfolgt so, daß sie ohne die festgezogenen SMA-Ele­ mente 3 keinen Kontakt mit ihren flanschartig aufgewölbten Rändern zuein­ ander haben. Anstelle der endseitigen Aufwölbung können die Verbindungs­ hülsen auch einen angesetzten Flansch aufweisen.
Beim Abkühlen im Weltall erfolgt eine Längung der als Schrauben ausgebil­ deten SMA-Elemente 3. Dadurch löst sich aufgrund der Elastizität der vorgespannten Aufwölbungen bzw. der Flansche der Kontakt zwischen den aufgewölbten Enden der Verbindungshülsen 20, wodurch der Wärmefluß zwischen den Stützelementabschnitten 9 und 10 stark beeinträchtigt ist. In der voranstehend zu Fig. 5 beschriebenen Stützelement-Anschlußteilverbin­ dung können einfach herzustellende SMA-Elemente Verwendung finden, sie ist auf Stützelemente mit geringem Querschnitt anwendbar und es ist eine ein­ fache Montage möglich.
Allen voranstehend zu Fig. 3, Fig. 4 und Fig. 5 beschriebenen Beispielen ist gemeinsam, daß sie zur Aufrechterhaltung einer Fixierung eines kryogenen Satellitentanks im Weltall ohne der Verwendung von zusätzlichen, durch­ gehend starren Befestigungsmitteln allein ausreichend sind. Die starr fixierten Überbrückungselemente 11 der Verbindungen liefern nach dem Abkühlen und damit eintretenden Lockern der thermisch steuerbaren Verbindungskompo­ nenten noch genügend Formstabilität.
Das Überbrückungselement 11 kann andere Ausgestaltungen als das voran­ gehend gezeigte, dünnwandige Rohr aufweisen; z. B. könnte es sich dabei um dünne, stegartige Kohle- oder Glasfaserbauteile handeln oder es könnten in axialer Richtung kreuzartig zueinander eingeklebte Platten die Stützelementabschnitte verbinden.
Wie vorangehend schon angesprochen, sind die SMA-Elemente der beschrie­ benen Beispiele aus einer NiTiCuFe-Legierung gefertigt und die chemische Zusammensetzung dieser Legierung ist so gewählt, daß bei Umgebungs­ temperaturen bis hinab zu 0 grad C vollständiges Austenit vorliegt die Um­ wandlung von Austenit in Martensit oberhalb der zu erwartenden Weltraum­ temperatur - typischerweise in dem Bereich von etwa 2 K bis etwa 220 K - abgeschlossen ist.
Die SMA-Elemente sind zur Einstellung eines Zweiwegeffektes, wie eingangs beschrieben, vor ihrer Verwendung einem thermomechanischen Training unter­ zogen.

Claims (8)

1. Befestigungsvorrichtung für einen kryogenen Satellitentank mit mindestens einer Stützelement-Anschlußteil-Verbindung, dadurch gekennzeichnet, daß die Stützelement-Anschlußteil-Verbindungen jeweils mindestens ein SMA-Ele­ ment (3) aufweisen, das in seinem austenitischen Zustand jeweils ein Stützele­ ment (1) und ein Anschlußteil (2) kraftschlüssig miteinander verbindet und das bei einer Abkühlung im Weltall und der dabei erfolgten Einstellung des marten­ sitischen Zustandes durch eine Längung oder Aufweitung diese kraftschlüssige Verbindung lockert bzw. teilweise löst und infolge einer dadurch bedingten verringerten Flächenpressung und verringerten Kontaktfläche den Wärmefluß zwischen Stützelement (1) und Anschlußelement (2) verringert.
2. Befestigungsvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das SMA-Element (3) eine Schraube ist, mit der das Anschlußteil (2) auf das Ende des Stützelementes (1) geschraubt ist, daß in dem Anschlußteil (2) vorgespannte Druckfedern (4) aufgenommen sind, die beim kältebedingten Längen des SMA- Elementes (3) das Stützelement (1) und das Anschlußteil (2) voneinander tren­ nen.
3. Befestigungsvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das SMA-Element (3) eine Schraube ist, mit der das Anschlußteil (2) an einem Einsatzteil (8) befestigt ist, daß das Einsatzteil (8) mindestens mittels einem zusätzlichen SMA-Element (6) so an einer Verbindungshülse (7) befestigt ist, daß beim Abkühlen das zusätzliche SMA-Element (6) das Einsatzteil (8) von dem Anschlußteil(2) trennt und daß die Verbindungshülse (7) wiederum auf dem Ende des Stützelementes (1) starr befestigt ist.
4. Befestigungsvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Stützelement (1) ein in zwei Stützelementabschnitte (9 und 10) unter­ brochenes Rohr ist, daß mit einem der Stützelementabschnitte (9 oder 10) das Anschlußteil (2) starr verbunden ist, daß die beiden Stützelementab­ schnitte (9 und 10) mit einem mit geringen Querschnitt ausgebildeten, schlecht wärmeleitenden Überbrückungselement (11) zueinander starr fixiert sind und daß eine von mindestens einem SMA-Element (3) thermisch gesteu­ erte Verbindung zwischen den Stützelementabschnitten (9 und 10) besteht, die im wärmeren Zustand größere Kräfte als das Überbrückungselement (11) übertragen kann.
5. Befestigungsvorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die thermisch gesteuerte Verbindung zwischen den Stützelementab­ schnitten (9 und 10) als axial wirkende Stehbolzenverbindung ausgebildet ist, die aus einer auf einem ersten Stützelementabschnitt (9 oder 10) befestig­ ten Stehbolzenhülse (15) zur starren Aufnahme von mindestens einem Steh­ bolzen (12), aus einer auf dem zweiten Stützelementabschnitt (9 oder 10) befestigten Klemmhülse (16) zur Aufnahme eines Klemmringes (13) mit einer konischen Nut-Feder-Verbindung und mit Durchgangsbohrungen zur Aufnahme und Schraubbefestigung der freien Enden der Stehbolzen (12), aus als Schrauben ausgebildeten SMA-Elementen (3) zum Zusammenziehen des Klemmringes (13) und aus einem SMA-Ring (14) besteht, mit dem beim Abkühlen infolge eintretender Aufweitung des SMA-Ringes (14) und Län­ gung der SMA-Elemente (3) die konische Nut-Feder-Verbindung zwischen dem Klemmring (13) und der Klemmhülse (16) getrennt wird.
6. Befestigungsvorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die thermisch gesteuerte Verbindung zwischen den Stützelementab­ schnitten (9 und 10) als Klemmhülsenverbindung ausgebildet ist, die aus einer auf einem ersten Stützelementabschnitt (9 oder 10) befestigten ersten Ringnuthülse (17 oder 18), aus einer auf dem zweiten Stützelementabschnitt (9 oder 10) befestigten zweiten Ringnuthülse (17 oder 18) und aus einem als Klemmhülse ausgebildeten SMA-Element (3) besteht, das auf einer der Ringnuthülsen (17 oder 18) fixiert ist, im zusammengesetzten Zustand der Stützelementabschnitte (9 und 10) mittels je einem Vorsprung (19) in die Ringnuten der Ringnuthülsen (17 und 18) greift und das beim Abkühlen infolge Aufweitung die Vorsprünge (19) von den Ringnuthülsen trennt.
7. Befestigungsvorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die thermisch gesteuerte Verbindung zwischen den Stützelementab­ schnitten (9 und 10) als axial wirkende Schraubverbindung ausgebildet ist, die aus je einer auf den Stützelementabschnitten (9 und 10) befestigten Verbindungshülse (20) mit flanschartig zueinander aufgewölbten End­ flächen mit Bohrungen zur axialen Aufnahme der als Schrauben ausge­ bildeten SMA-Elemente (3) besteht und daß bei einer Abkühlung infolge einer Längung der Schrauben die Schraubverbindung gelockert und die vorgespannten Endflächen der Verbindungshülsen (20) voneinander getrennt werden.
8. Befestigungsvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die SMA-Elemente (3), die zusätz­ lichen SMA-Elemente (6) und der SMA-Ring (14) aus einer NiTiCuFe- Legierung bestehen, zur Einstellung eines Zweiwegeffektes thermomecha­ nisch trainiert sind, bei einer Erwärmung ihre vollständige Umwandlung in das Austenit unterhalb von 0 grad C und bei einer Abkühlung ihre voll­ ständige Umwandlung in das Martensit oberhalb der zu erwartenden Einsatztemperaturen im Weltall abgeschlossen haben.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102005059418A1 (de) * 2005-12-13 2007-06-14 Bayerische Motoren Werke Ag Einrichtung zur Steuerung eines Wärmeflusses

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6508437B1 (en) * 2002-01-15 2003-01-21 Honeywell International Inc. Launch lock for spacecraft payloads
US8082846B2 (en) 2002-08-12 2011-12-27 Qinetiq Limited Temperature responsive safety devices for munitions
GB2391899A (en) * 2002-08-12 2004-02-18 Qinetiq Ltd Shape memory alloy connector and an overwound munition casing
US6920966B2 (en) * 2003-03-24 2005-07-26 Honeywell International Inc. Remotely releasable support strut
US20050244245A1 (en) * 2004-04-30 2005-11-03 Anatoly Efremov Method and devices to limit a creep of mechanical fasteners
US20060097113A1 (en) * 2004-10-18 2006-05-11 Aai Corporation Payload ejection system
DE102005059091A1 (de) * 2005-12-10 2007-06-14 Bayerische Motoren Werke Ag Schraube sowie Verfahren zum Verbinden zweier Bauteile mittels einer solchen Schraube
US8720722B2 (en) * 2005-12-15 2014-05-13 Cornerstone Research Group, Inc. Venting mechanism for containers
GB0714440D0 (en) 2007-07-25 2007-10-17 Qinetiq Ltd Rupturing device
JP5581197B2 (ja) * 2010-12-27 2014-08-27 川崎重工業株式会社 結合分離機構およびこれを備える宇宙航行体
CN102390545B (zh) * 2011-08-18 2013-12-25 哈尔滨工业大学 一种方便宇航员在轨组装操作的组装式桁架连接件
RU2506488C1 (ru) * 2013-01-09 2014-02-10 Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения Неразъемное соединение
CN103759765B (zh) * 2014-01-02 2015-07-29 北京空间飞行器总体设计部 一种气瓶支撑紧固装置设计参数和安装参数的获取方法
US9719536B2 (en) 2014-07-03 2017-08-01 The Boeing Company Assemblies including shape memory alloy fittings and composite structural members
RU2626280C1 (ru) * 2016-09-08 2017-07-25 Акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" Неразъёмное соединение
CN107939552B (zh) * 2017-12-02 2019-11-15 北京工业大学 一种可重复使用的智能液体推进剂贮箱装置
CN112389684B (zh) * 2020-11-03 2022-07-05 四川航天川南火工技术有限公司 一种形状记忆合金驱动的连接解锁结构

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4323510C2 (de) * 1993-07-14 1995-05-11 Eurocopter Deutschland Zug- und/oder Druckstrebe
DE4331460C1 (de) * 1993-09-16 1995-05-24 Eurocopter Deutschland Zug- und/oder Druckstrebe

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5935419B2 (ja) * 1981-03-25 1984-08-28 住友特殊金属株式会社 形状記憶合金
LU84677A1 (fr) * 1983-03-07 1984-11-14 Leuven Res & Dev Vzw Vanne thermosensible
WO1991009246A1 (en) * 1989-12-18 1991-06-27 Raychem Corporation Forming a mechanical connection between objects
JPH0469491A (ja) * 1990-07-09 1992-03-04 Toshiba Corp 配管のき裂進展抑止方法
US5160233A (en) * 1992-05-13 1992-11-03 The United State Of America As Representd By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Fastening apparatus having shape memory alloy actuator
JPH0657131A (ja) 1992-08-14 1994-03-01 Mitsubishi Petrochem Co Ltd 熱可塑性樹脂組成物
DE4227189A1 (de) * 1992-08-17 1994-02-24 Linde Ag Halterung für Speicherbehälter
US5248233A (en) * 1992-09-25 1993-09-28 Webster Richard G No-shock separation mechanism
US5535815A (en) * 1995-05-24 1996-07-16 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Package-interface thermal switch
US6126115A (en) * 1997-01-21 2000-10-03 Lockheed Martin Corporation Apparatus for retaining and releasing a payload
FR2766456B1 (fr) * 1997-07-25 1999-10-22 Europ Propulsion Systeme propulsif monolithique compact a monergol pour petit satellite
US6126371A (en) * 1999-04-05 2000-10-03 Lockheed Martin Corporation Shape memory metal alloy preload attenuation device

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4323510C2 (de) * 1993-07-14 1995-05-11 Eurocopter Deutschland Zug- und/oder Druckstrebe
DE4331460C1 (de) * 1993-09-16 1995-05-24 Eurocopter Deutschland Zug- und/oder Druckstrebe

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102005059418A1 (de) * 2005-12-13 2007-06-14 Bayerische Motoren Werke Ag Einrichtung zur Steuerung eines Wärmeflusses
EP1798624A2 (de) * 2005-12-13 2007-06-20 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Einrichtung zur Steuerung eines Wärmeflusses
EP1798624A3 (de) * 2005-12-13 2012-05-16 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Einrichtung zur Steuerung eines Wärmeflusses

Also Published As

Publication number Publication date
GB2352768B (en) 2003-07-16
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IT1318208B1 (it) 2003-07-28
GB0017640D0 (en) 2000-09-06
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ITMI20001654A1 (it) 2002-01-20

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