DE2060510C3

DE2060510C3 - Spin stabilized spacecraft with photo elements

Info

Publication number: DE2060510C3
Application number: DE19702060510
Authority: DE
Inventors: George J. Los Angeles; Rosen Harold A. Santa Monica; Calif. Andrews (V.St.A.)
Original assignee: Hughes Aircraft Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1969-12-18
Filing date: 1970-12-09
Publication date: 1976-04-29

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein drallstabilisicrles Raumfahrzeug mit Fotoelementen, die die Außenfläche des Grundkörpers des Fahrzeugs und die Seitenflächen von vom Grundkörper abstehenden, ausfahrbaren Tafeln bedecken.The invention relates to a twist stabilizer Spacecraft with photo elements that form the outer surface of the body of the vehicle and the side surfaces cover with retractable panels protruding from the base.

Ein solches drallsiabilisicrtes Raumfahrzeug ist aus »Flight International« vom 10. Oktober 1^ιΜ3. Bild auf S. 623, bekannt. Femer ist eine Vielzahl von Raumflugkörpern bekannt, bei denen entweder die Außenfläche des Grundkörpers oder aber vom Grundkörper abstehende Tafeln mit Fotoelementen bedeckt sind. Bei allen Raumfahrzeugen, die mit Fotoelementen bedeckte Tafeln aufweisen, auch bei dem aus »Flight International« bekannten Raumfahr-510 Such drallsiabilisicrtes spacecraft is ^ι from "Flight International" on 10 October 1 Μ3. Picture on p. 623, known. Furthermore, a large number of spacecraft is known in which either the outer surface of the base body or panels protruding from the base body are covered with photo elements. In all spacecraft that have panels covered with photo elements, including the space 510 known from "Flight International"

zeucen, sind diese Tafeln in einer zur Rotationsachse dcsVirundkörpers senkrechten Ebene angeordnet, so daß die Fotoelemente im wesentlicheii dem parallel zur Achse des Raumfahrzeugs einfallenden Licht ausgesetzt sind. Bei einer solchen Orientierung des Raumfahrzeugs, bei der das Sonnenlicht senkrecht zur Rotationsachse des Grundkörpers einfällt, stand also bisher nur die Oberfläche des Grundkörpers zum Anbringen von Fotoelementen zur Verfügung. Für den Fall, daß diese Fläche nicht ausreicht, um die notwendige Energie zu erzeugen, sah man sich bisher offenbar genötigt, das Raumfahrzeug so zu orientieren, daß das Sonnenlicht parallel zur Rotationsachse auf das Raumfahrzeug einfällt, damit am Raumfahrzeug senkrecht zu dessen Rotationsachse stehende Tafeln vorgesehen werden können, die von dem einfallenden Licht voll getroffen werden.zeucen, these tables are in one to the axis of rotation arranged dcsVirundkörpers vertical plane, so that the photo elements are essentially parallel exposed to light incident to the axis of the spacecraft. With such an orientation of the Spacecraft, in which the sunlight is incident perpendicular to the axis of rotation of the base body, stood So so far only the surface of the base body is available for attaching photo elements. for the case that this area is not sufficient to generate the necessary energy, one saw up to now apparently compelled to orient the spacecraft so that the sunlight is parallel to the axis of rotation is incident on the spacecraft so that the spacecraft is perpendicular to its axis of rotation Panels can be provided by the incident Light to be fully hit.

Es gibt aber Anwendungsfülle, bei denen eine zur Richtimg des einfallenden Lichtes senkrechte Ausrichtung der Rotationsachse des drallsiabilisierten Raumfahrzeugs erwünscht ist, wie es beispielsweise bei geostationären Satelliten der Fall ist. und das Raumfahrzeug einen sehr hohen Energiebedarf hat, so daß Schwierigkeiten bestehen, diesen Energiebedarf mit Hilfe von Fotoelementen, die auf der Außenfläche des rotierenden Grundkörpers angeordnet sind, zu befriedigen, weil dem Durchmesser des Grundkörpers Grenzen gesetzt sind. Eine Lösung für dieses Problem bietet der Stand der Technik nicht an.But there are many applications in which an alignment perpendicular to the direction of the incident light the axis of rotation of the swirl stabilized spacecraft is desired, such as for example is the case with geostationary satellites. and the Spacecraft has a very high energy requirement, so that there are difficulties with this energy requirement with the help of photo elements, which are arranged on the outer surface of the rotating base body, to be satisfied because there are limits to the diameter of the base body. One solution for this The state of the art does not pose a problem.

Demgemäß liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein drallstabilisiertes Raumfahrzeug 7 μ schaffen, dessen Rotationsachse im wesentlicher senkrecht zu dem einfallenden Sonnenlicht steht und das trotz eines relativ kleinen Durchmessers seines rotierenden Grundkörpers eine sehr große, mit Fotoelementen bedeckte und dem Licht ausgesetzte Oberfläche aufweist, so daß aus dem Licht eine erhebliche elektrische Leistung gewonnen werden kann.Accordingly, the invention is based on the object of creating a spin-stabilized spacecraft 7 μ whose axis of rotation is essentially perpendicular to the incident sunlight and which, despite a relatively small diameter of its rotating base body, has a very large surface that is covered with photo elements and exposed to light, see above that a considerable amount of electrical power can be obtained from the light.

Diese Aufgabe wird nach der Erfindung dadurcl gelöst, daß die Tafeln in Radialcbenen zum Grundkörper angeordnet sind, welche die Rotationsachse des Grundkörpers enthalten, und auf den Umfam des Grundkörpers drei solcher Tafeln gleichmäßig verteilt sind, deren von der Oberfläche des Grundkörpers her gemessene radiale Ausdehnung mindestens gleich dem Radius des Grundkörpers ist.This object is achieved according to the invention by the fact that the panels are in radial planes relative to the base body are arranged, which contain the axis of rotation of the base body, and on the Umfam of the base body three such panels are evenly distributed, their from the surface of the base body The radial expansion measured ago is at least equal to the radius of the base body.

Obwohl ein Teil dieser Tafeln stets abgeschälte¹ ist, kann mit Hilfe solcher Tafeln eine sehr hohe mittlere Leistung erzielt werden, weil der Radialausdehnung der Tafeln kaum Grenzen gesetzt sind. Während des Transports von Raumflugkörpern auf dit Umlaufbahn können die Tafeln an den Grundkörpc: angelegt sein, so daß sie keinen wesentlichen Plat; beanspruchen. Dagegen haben die entfalteten Tafelt nicht nur die Wirkung, daß sie ein hohes Maß ar Lichtcnergic einfangen, sondern sie verbessern aucl die Stabilität des Fahrzeuges, weil sie das Trägheitsmoment um die Drallachsc vergrößern.Although some of these panels are always peeled off ¹ , a very high average output can be achieved with the help of such panels, because there are hardly any limits to the radial expansion of the panels. During the transport of spacecraft in orbit, the panels can be applied to the base body so that they do not have any substantial space; claim. On the other hand, the unfolded panels not only have the effect of capturing a high degree of light energy, but they also improve the stability of the vehicle because they increase the moment of inertia around the twist axis.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand der ii der Zeichnung dargestellten Ausführungsbcispicli näher beschrieben und erläutert. Es zeigtThe invention is illustrated below with reference to the embodiments shown in the drawing described and explained in more detail. It shows

Fig. I die perspektivische Darstellung eines Raum fahrzeugs mit an den Fahrzeugkörper angelegten Sonnenzellen tragenden Tafeln,Fig. I the perspective view of a room vehicle with panels supporting solar cells attached to the vehicle body,

Fig. 2 eine perspektivische Darstellung des Raum fahrzeugs nach F i g. 1 mit voll entfalteten Tafeln,Fig. 2 is a perspective view of the space vehicle according to FIG. 1 with fully unfolded panels,

Fig. 3 ein schematisierter Querschnitt durch da Raumfahrzeug nach F g. 2 längs der Linie 2-2.Fig. 3 is a schematic cross section through there Spacecraft according to F g. 2 along line 2-2.

pig 4 eine grafische Darstellung der von den lonnenzcllcn des Raumfahrzeugs nach den F i g. 1 k· 3 erzeugten Ausgangsleistung in Abhängigkeit ■on der Drehstellung des Raumfahrzeugs.pig 4 is a graphical representation of the The figure for the spacecraft according to FIGS. 1 k · 3 generated output power as a function ■ on the turning position of the spacecraft.

Fi e. 5 eine vereinfachte Draufsicht auf das Raum- 5 fahrzeug nach Fig. 1,Fi e. 5 a simplified plan view of the room 5 vehicle according to Fig. 1,

pi o. 6 eine perspektivische Ansicht des in Fig. 5pi o. 6 is a perspective view of the in FIG

hrini [)_ct_aii dargestellten Raumfahrzeugs, jedoch pit ausgefahrenen Tafeln,hrini [) _c t _a ii shown spacecraft, but pit extended panels,

terhin sind nicht näher dargestellte Einrichtungen vorhanden, die eine Änderung der Umlaufbahn unc. oder der Ausrichtung des Raumfahrzeugs 15 ermöglichen. terhin are not shown facilities present that change the orbit unc. or the orientation of the spacecraft 15.

Das Ausfahren der drei Tafeln 20, 22 und 24 erhöht bedeutend das Trägheitsmoment des Raumfahrzeugs 15 um seine Drehachse 14. Ursprünglich kann das Raumfahrzeug 15 ein TrägheitsmomentExtending the three panels 20, 22 and 24 significantly increases the spacecraft's moment of inertia 15 about its axis of rotation 14. Originally, the spacecraft 15 can have a moment of inertia

it ausscianrencn ι un.ni, um seine Drehachse 14 haben, das kleiner ist als dasit ausscianrencn ι un.ni, around its axis of rotation 14, which is smaller than that

pi «I tine vereinfachte Draufsich auf ein Raum- io Trägheitsmoment um jede Querachse. Es ist verlahrzcun mit eingefahrenen Tafeln, stündlich, daß ein Treibstoffverbrauch eine Ande-pi «I tine simplified itself to a spatial moment of inertia around each transverse axis. It is slow with retracted boards, every hour that fuel consumption has a different

-FiE¹S eine Draufsicht auf das Raumfahrzeug run» im Verhältnis der Trägheitsmomente verursacht, nach Fig 7 mi· voil ausgefahrenen Tafeln, Wenn die drei Tafeln 20, 22 und 24 ausgefahren-FiE S ¹ a top view of the spacecraft run "the ratio of the moments of inertia caused by Figure 7 mi · Voil extended panels, three panels 20, when the extended 22 and 24

- Fi c. 9 eine perspektivische Ansicht eines Teils sind, erhöhen sie das Verhältnis des Trägheitsmomentes Raumfahrzeugs nach den Fig. 7 und 8 zur Dar- ,₅ tes um die Achse 14 zu dem Trägheitsmoment um ctellun« von Einzelheiten der Ausfahreinrichtung, jede beliebige Querachse auf einen Wert von mehr- Fi c. 9 is a perspective view of a part, they increase the ratio of the moment of inertia of the spacecraft as shown in FIGS. 7 and 8 for the representation, ₅ tes about the axis 14 to the moment of inertia about ctellun "details of the deployment device, any transverse axis to a value of more

Fia^lO eine vereinfachte Draufsicht auf ein drit- als 1.0, seinst wenn die Tafeln 20. 22 und 24 ein t s Raumfahrzeug mit voll ausgefahrenen Tafeln, relativ geringes Gewicht haben. Die Erhöhung desFig. 10 is a simplified plan view of a third than 1.0 when panels 20, 22 and 24 are a t s spacecraft with the panels fully extended, relatively light in weight. The increase in the

Fig- 11 eine" vereinfachte Draufsicht auf eine Verhältnisses der Trägheitsmomente auf über 1.0 %'ierte Ausführungsform der Erfindung mit an die 20 macht das Raumfahrzeug 15 stabil. AnRiMifHche des Fahrzeugkörpers angelegten Ta- Wenn das Raumfahrzeug rotiert, unterliegt die aut11 shows a “simplified plan view of a ratio of the moments of inertia above 1.0 The first embodiment of the invention with about 20 makes the spacecraft 15 stable. If the spacecraft rotates, the aut

Mn und ' ' ^ ^die Sonnenzeilen 17 an der Mantelfläche 18 und denMn and '' ^ ^the solar lines 17 on the lateral surface 18 and the

Fig P eine'Draufsicht auf das Raumfahrzeug Tafeln 20, 22 und 24 einfallende Lichtmenge Sehwannich Fig Π mit voll entfalteten Tafeln. klingen. F i g. 3 veranschaulicht die Art der Änderung Die Fl g 1 und 2 veranschaulichen ein drallstabi- 25 der Winkelstellung des Raumfahrzeugs um die liichijciertcs Raumfahrzeug 15, mit einem zylindrisch ge- achse 14 in bezug auf die zur Son-; weisende Ricn-Sctcn Grundkörper 13, der um die Zylinderachse tung. die in F ig. 2 durch den Pfeil 26 angedeutet 14 drehbar ist Das Raumfahrzeug 15 gehört zu jener ist, wenn sich die Sonne und das Raumtahi/eug in Art von Raumfahrzeugen, die auf eine Umbufbahn einer zu der Drehachse 14 senkrechten l-.hcnc ne- »m die Erde gebracht werden und zur Signalübertra- 30 finden. Die Winkelstellung des Raumfahrzeugs l* Zg oder zur Aufnahme von Bildern dienen. An kann durch den Winkel « zwischen einer "Tafel 2 dem Grundkörper 13 können Nutzlasten befestigt des Raumflugkörpers und der Vcrbmdungslmic /1 r S beispielsweise eine Infrarot-Kamera 41, deren Sonne definiert werden. Die Menge an Sonnentch . Blickfeld zwischen die Beine 19 eines Dreibeins die auf das Raumfahrzeug l^cnfa H ,s.p.opo. 0-hindurchgeht. Ferner ist eine Richtantenne 16 vor- 35 nal zu dem Produkt aus der Hohe// (s. h ig. _) cki fanden und mit Hilfe nicht näher dargestellter Lager Tafeln 20, 22 und 24 sowie des Grnndkoipcrs 13 S der von der Zylinderachse 14 gebildeten Dreh- und der Ausdehnung/) des Raumfahrzeugs ,η cmc Sse gelagert, so daß die Antenne 16 nicht mit dem zur Verbindungslinie mn der Sonne «nkicLhtcn G undkörper 13 des Raumfahrzeugs umläuft. Richtung. Die Ausdehnung D ist von eic, nk -Fig. P is a plan view of the spacecraft panels 20, 22 and 24 incident light amount Sehwannich Fig with fully unfolded panels. sound. F i g. 3 illustrates the type of change. Fl g 1 and 2 illustrate a twist-stable 25 the angular position of the spacecraft around the liichijciertcs spacecraft 15, with a cylindrical axis 14 with respect to the sun; pointing Ricn-Sctcn base body 13, the device around the cylinder axis. those in Fig. 2 indicated by the arrow 26 14 is rotatable. The spacecraft 15 belongs to that when the sun and the Raumtahi / eug are in the manner of spacecraft, which on an orbit of a perpendicular to the axis of rotation 14 l-.hcnc ne- »m die Earth are brought and find the signal transmitter. The angular position of the spacecraft l * Zg or used to take pictures. At the angle "between a" panel 2 and the base body 13, payloads of the spacecraft and the vehicle can be fixed, for example an infrared camera 41, the sun of which is defined. The amount of solar field of view between the legs 19 of a tripod which goes through to the spacecraft l ^ cnfa H, spopo. 0. Furthermore, a directional antenna 16 is in front of the product from the height // (see hig 20, 22 and 24 as well as of the base head 13 S of the rotation and the expansion /) of the spacecraft formed by the cylinder axis 14, so that the antenna 16 does not align with the body 13 of the body 13 of the Orbiting spacecraft. Direction. The extent D is from eic, nk -

Das Raumfahrzeug 15 ist mit drei rechteckigen 40 stellung des Raum ahizeugs 5 .,I anj μ nd a Tafeln 20. 22 und 24 versehen. Jede dieser Tafeln größten, wenn der Winkel H den Wert 0 ..ulwust. ist an einem ihrer kürzeren Seiten mit dem Grundkörper 13 an Stellen verbunden, die auf dem Umfang des Grundkörpers den gleichen Abstand haben.
Weiterhin is! jede der Tafeln auf ihren einander 45
gegenüberliegenden Seiten mit Fotoelementen oder
Sonnenzellen 17 bedeckt. Solche Sonnenzelten 17
sind auch auf der Mantelfläche 18 des zylindrischenThe spacecraft 15 is provided with three rectangular 40 position of the space ahizeugs 5., I anj μ nd a panels 20, 22 and 24. Each of these tables is greatest when the angle H has the value 0 ..ulwust. is connected on one of its shorter sides to the base body 13 at points that have the same distance on the circumference of the base body.
Furthermore is! each of the panels on top of each other 45
opposite sides with photo elements or
Solar cells 17 covered. Such sun tents 17
are also on the lateral surface 18 of the cylindrical

streckt.stretches.

Die auf der Mantelfläche 18 ües Grundkörpcrs und den Oberflächen der drei Tafeln 20, 22 und 24 55 angeordneten Sonnenzelten 17 bilden eine Energiequelle für den Betrieb der elektrischen Einrichtungen des Raumfahrzeugs. Während des Aufstiegs in die Umlaufbahn ist das Raumfahrzeug 15 von einet in den Fig. 1 bis 3 nicht näher dargestellten Hülle um- ßu geben, mit der es die in Fig. 1 wiedergegebene Gestalt annimmt. Nachdem diese nicht dargestellte Hülle abgeworfen worden ist, nimmt das Raumfahrzeug 15 die in F i g. 2 wiedergegebene Gestalt an, beiThose on the lateral surface 18 of the base body and the surfaces of the three panels 20, 22 and 24 55 arranged sun tents 17 form an energy source for the operation of the electrical devices of the spacecraft. During the ascent into orbit, spacecraft 15 is at one in 1 to 3 cover, not shown in detail, around give, with which there is the shape shown in Fig. 1 accepts. After this envelope, not shown, has been thrown off, the spacecraft takes off 15 the in F i g. 2 reproduced figure at

und am kleinsten, wenn der Winkel (-) einen Wen von 30'·, sofern die Länge/' der Tafein größer ist als der Radius R des Grundkörpcrs 13.and smallest when the angle (-) has a value of 30 'if the length /' of the table is greater than the radius R of the base body 13.

Um die Tafeln wirksam auszunutzen, ist es erforderlich, daß der Abstand /- zwischen tier Drehachse 14 und dem äußeren Ende der Tafel 20. 22 oder 24 den Wert 2 /?, also den doppelten Radius R de>Grundkörners 13 überschreitet. Bei dem in derIn order to utilize the panels effectively, it is necessary that the distance / - between animal axis of rotation 14 and the outer end of the panel exceeds 20, 22 or 24 the value 2 / ?, twice the radius R de> Basic Korner. 13 The one in the

Gleichungen gegeben:Given equations:

}LH cos η für -30 } LH cos η for -30

3/.// cos [H W) I für 30 - <-> 3 /.// cos [H W) I for 30 - <->

Für ein zylindrisches Raumfahrzeug bedeutet di Bedingung, daß /. größer als 2 R sein muß, daß jed Tafel 20. 22 und 24 eine Länge /' aufweisen muß. di Rdi R d Grundkörpers KFor a cylindrical spacecraft, the condition means that /. must be greater than 2 R that each panel 20, 22 and 24 must have a length / '. di Rdi R d basic body K

zeug i:> cue in r 1 g. ^ wn.-ui-igtj;tin.iit vn.-n.ui ..... ,,^, . — __stuff i:> cue in r 1 g. ^ wn.-ui-igtj; tin.iit vn.-n.ui ..... ,, ^,. - __

der die drei Tafeln 20, 22 und 24 im wesentlichen 65 größer ist als der Radius R des Grundköipers radial vom Grundkörper 13 abstehen. Ein in den Unter dieser Bedingung variiert die Ausgangsleisiun Fig. 1 und 2 schematisch angedeuteter Motor 150 der Sonnenzellen 17 in der durch das Diagrami erteilt dem Grundköder 13 eine Umdrehung. Wei- nach Γ i g. 4 wiedergegebenen Weise. Bei einem Lcwhich the three panels 20, 22 and 24 is essentially 65 larger than the radius R of the base body protruding radially from the base body 13. An in this condition, the Ausgangsleisiun Fig varied. 1 and 2 schematically indicated motor 150 of the solar cells 17 in the left through the Diagrami the ground bait 13 one revolution. Wei- after Γ i g. 4 reproduced way. With an Lc

stungsminimuni von 1,5 C Watl beträgt das Lei- Cirundkörpcr 13 hcrumgelegt sind. Eine Bremse oder stungsmaximum (3C Watt, also etwa 1,73 C Walt. eine sonstige, nicht näher dargestellte Ausgabcvor-C" ist eine Konstante. Es kann nur der Mimimumpegcl richtung an jeder Rolle 36 wird dann teilweise freivon 1,5 C benutzt werden, während der wellige An- gegeben, damit der Draht 38 von der Rolle 36 abteil der Leistung, der etwa 13"/ii beträgt, verlorengeht. 5 laufen und sich jede Tafel unter der Wirkung der Es könnte ein größerer Anteil der Leistung ausge- Zentrifugalkraft und/oder elastischer Kräfte nach nutzt werden, wenn große Glättungskondcnsaioren außen bewegen kann. Die Tafeln 20, 22 und 24 ververwendet würden. Das durch solche Kondensatoren licren zuerst ihre Krümmung und gehen in die Stclbedingte. zusätzliche Gewicht macht jedoch gewöhn- hing 20 H über, in der sie sich gerade, jedoch tangenlich die Anwendung solcher Kondensatoren un- io tial zum (irundkörper 13 erstrecken. In dieser Stelmöglich, lung ist das äußere Ende der Tafeln von dem von Im EaIl eines mit drei Tafeln versehenen Raum- der Rolle 36 abgelaufenen Draht 38 gehalten. Indem fahrzeugs, bei dem L größer ist als 2 R, ist der mini- MaIk, wie der Draht 38 weiter freigegeben wird, bemale Bcleuchtungswirkungsgrad, der bei einem Win- ginnt jede Tafel, sich entgegengesetzt in Richtung kel H von 3ü~ eintritt, durch die folgende Gleichung 15 auf die Stellung 2OC zu biegen. Hierbei führen die gegeben: Halteglieder 30 eine Drehung um ihr Gelenk 32 aus.The performance minimum of 1.5 C Watl is 13 hours. A brake or maximum power (3C watts, i.e. about 1.73C Walt. Another outputcvor-C "not shown in detail) is a constant. Only the minimum level direction on each roller 36 is then partially free of 1.5C , while the wavy indicated so that the wire 38 is lost from the roller 36 compartment of the power, which is about 13 "/ ii. 5 run and each panel is under the action of the centrifugal force be used and / or elastic forces after when large Glättungskondcnsaioren can move outside. the panels 20, 22 and 24 would ververwendet. the first licren its curvature by such capacitors and go to the Stclbedingte. However, extra weight makes ordinary hung 20 H on , in which they extend straight, but often the application of such capacitors un- io tial to the (round body 13. In this position possible, the outer end of the panels of that of Im EaIl is one with three Boards provided with space- the roll 36 of expired wire 38 is kept. By the vehicle, is greater in the L and R 2, the mini- Maik as the wire is released further 38 Paint Bcleuchtungswirkungsgrad, which begins at an angular each panel, located in the direction opposite angle H of 3R ~ occurs by to bend Equation 15 below to the 2OC position. Here, the given: holding members 30 rotate around their joint 32.

damit jede der Tafeln 20, 22 und 24 eine Auswärtsbewegung ohne Durchbiegen ausführen kann. Endlich erreichen die Tafeln 20, 22 und 24 die Stellung 20 20 C, in der sie sich im wesentlich geradlinig radialso that each of the panels 20, 22 and 24 can move outward without flexing. The panels 20, 22 and 24 finally reach the position 20 20 C, in which they are essentially straight radially

Bcleuchtungswirkungsgrad = ' ₄ Illumination efficiency = ₄

(5 -(5 -

nach außen erstrecken. Hierbei handelt es sich um die Stellung, in der die Tafeln vollständig entfaltet wenn unter Beleuchtungswirkungsgrad das Verhält- oder ausgefahren sind.extend outward. This is the position in which the panels are fully unfolded if the ratio or are extended under lighting efficiency.

nis der projizicrten Fläche HxD zur Gesamtfläche Wie aus Fig. 6 ersichtlich, ist für jeden Draht 38between the projected area HxD and the total area As can be seen from FIG

der auf dem Raumfahrzeug 15 vorhandenen Sonnen- 25 eine Führung 40 vorgesehen. Wenn die jeweilige zellen verstanden wird. Bei einer rein zylindrischen Tafel sich voll entfaltet in der Stellung 20 C befindet. Anordnung beträgt dieser Wirkungsgrad I/.7. Bei ist der zugehörige Draht 38 um die entsprechende einem Raumfahrzeug der beschriebenen Art mit drei Führung 40 teilweise herumgelegt. Die Drähte 38 Tafeln wird für die gleiche Ausgangsleistung etwa unterstützen dann eine Stabilisierung der zugcordncdas 4'.ι- oder l,27fachc an Sonncnzellcn benötigt 30 ten, flexiblen Tafeln 20, 22 und 24 gegen Biege- und wie für ein rein zylindrisches Raumfahrzeug, das Flatterbewegungcn. Jede Führung 40 ermöglicht dem groß genug ist, um die gleiche Ausgangsleistung zu entsprechenden Haltedraht 38, sich unter einem gehefern. Der Belcuchtungswirkungsgrad eines mit drei wissen Maximalwinkel in bezug auf die entsprechende Tafeln versehenen Raumfahrzeugs ist größer als bei Tafel zu erstrecken, so daß der Draht 38 maximale Raumfahrzeugen mit einer geringeren oder größeren 35 Stabilisicrungskräfte ausüben kann, ohne dabei die Anzahl von solchen Tafeln. Tendenz zu haben, die Tafel, die er hält, zum Zu-A guide 40 is provided for the solar 25 present on the spacecraft 15. When the respective cells are understood. In a purely cylindrical panel is fully deployed in the position C is 20. Arrangement, this efficiency is I / .7. In FIG. 4, the associated wire 38 is partially wrapped around the corresponding one of a spacecraft of the type described with three guides 40. For the same output power, the wires 38 panels will then support a stabilization of the Zugcordncdas 4'.ι- or l, 27fachc on solar cells required 30th, flexible panels 20, 22 and 24 against bending and as for a purely cylindrical spacecraft that Fluttering. Each guide 40 allows the one large enough to provide the same output power to the corresponding holding wire 38 to be located under a leash. The lighting efficiency of a spacecraft provided with three real maximum angles with respect to the corresponding panels is greater than that of panels, so that the wire 38 can exert maximum spacecraft with less or greater stabilizing forces without increasing the number of such panels. To have a tendency to close the board he is

Dic F i g. 5 und 6 veranschaulichen die Art des sammcnfallen zu bringen. Ei no zusätzliche Stabilität Ausfahrcns oder Entfaltens der drei Tafeln 20, 22 wird durch die Verwendung eines weiteren Drahtes und 24. Die Tafeln 20, 22 und 24 sind aus einem 38 erzielt, der an der entgegengesetzten Seile der flexiblen Material hergestellt, wie beispielsweise My- 40 Tafeln 20. 22 und 24 angeordnet ist.
lar. und auf beiden Seiten mit Sonnenzellen 17 be- Die Fig. 7 und 8 veranschaulichen als weitereDic F i g. 5 and 6 illustrate the nature of the collapse. No additional stability extension or unfolding of the three panels 20, 22 is achieved through the use of another wire and 24. The panels 20, 22 and 24 are made of a 38 that is made of flexible material on the opposite side, such as my- 40 panels 20. 22 and 24 are arranged.
lar. and with solar cells 17 on both sides. Figs. 7 and 8 illustrate as further

deckt. Das innere Ende jeder der Tafeln ist an zwei Ausführungsform der Erfindunu einen Raumflugkör-Halteglicdern 30 befestigt, von denen je eines am per 50, bei dem drei Sonnenzelten oder Fotoelemente oberen und am unteren Rand des Grundkörpers 13 tragende Tafeln 52, 54 und 56 auf mehrere Windunangebracht ist. Die Halteglieder 30 sind am Grund- 45 gen aufweisende Rollen aufgewickelt sind. Die Takörper 13 auf Gelenken 32 gelagert, damit die Ta- fein 52, 54 und 56 können in die in Fig. 8 vcranfeln 20, 22 und 24 aus ihrer zurückgezogenen Stellung schaulichten Stellungen durch die Zentrifugalkrafi 20-4, in der sie einen Teil des Mantels des Grund- und/oder durch einen ausfahrbaren Ausleger ge· körpers 13 umgeben, in die entfaltete Stellung 20 C bracht werden. F i g. 9 veranschaulicht Einzelheiter gebracht werden können, in der sie sich von dem 5° einer möglichen Ausführungsform von Auslegern Grundkörper 13 radial nach außen erstrecken. Das wie sie bei einem Raumfahrzeug nach den Fig.' äußere Ende der Tafeln 20, 22 und 24 endet an einem und 8 Verwendung finden können. Die Tafeln 52 Stab 34, der sich im wesentlichen über die ganze 54 und 56, die aus auf beiden Seiten mit Sonnen Höhe des Grundkörpers 13 erstreckt. An der Ober- zellen 53 bedeckter Mylar-Folie bestehen können seile des Grundkörpers 13 ist eine Rolle 36 ange- 55 befinden sich ursprünglich auf einer Rolle 58, di< ordnet, auf der in der eingezogenen Stellung 20 A im Grundkörper 57 des Raumfahrzeugs 50 drehba der Tafeln ein Draht 38 aufgewickelt ist. Das freie gelagert ist. Wenn das Raumfahrzeug um seine Achsi Ende des Drahtes ist an dem Stab 34 befestigt. Eine rotiert, haben die Tafeln 52, 54 und 56 das Be gleichartige Rolle ist am unteren Ende des Raum- streben, sich unter der Wirkung der Zentrifugalkraf flugkörper angebracht. Wenn das Raumfahrzeug 15 60 auszubreiten. Die Zentrifugalkraft kann durch an mit seiner Rotation beginnt, hält der Draht 38 den dere Mittel, beispielsweise nicht näher dargestellte Stab 34 im wesentlichen an der Mantelfläche des elastische Mittel, unterstützt werden, um ein Ab Grundkörpers 13 fest, um zu verhindern, daß die wickeln von der Rolle 58 zu bewirken. Um das Aus Tafeln 20, 22 und 24 unter der Wirkung der Zentri- breiten der Tafeln 52, 54 und 56 zu steuern und di fugalkräfte nach außen fliegen. Nicht näher darge- 65 Tafeln nach dem Ausbreiten zu stabilisieren, sini stellte Kissen verhindern, daß die Sonnenzellen 17 an den entgegengesetzten Enden des Raumfahrzeug am Grundkörper 13 und an den Tafeln 20, 22 und 50 zwei ausfahrbare Ausleger 60 und 62, insbeson 24 einander berühren, solange die Tafeln um den dere teleskopartig ausfahrbare Ausleger, angeordne!covers. The inner end of each of the panels is attached to two embodiments of the invention a spacecraft holding glider 30, one of which is attached to several panels 52, 54 and 56 at the top of 50, in the case of three sun tents or photo elements, and at the bottom of the base body 13 at the bottom Wind is inappropriate. The holding members 30 are wound on the base 45 having rollers. The Takkörper 13 mounted on joints 32 so that the tabs 52, 54 and 56 can vcranfeln in FIG The casing of the base body and / or the body 13 surrounded by an extendable boom, can be brought into the unfolded position 20C. F i g. 9 illustrates details can be brought, in which they extend from the 5 ° of a possible embodiment of the cantilever base body 13 radially outward. As in a spacecraft according to the Fig. ' outer end of the panels 20, 22 and 24 ends at one and 8 can be used. The panels 52 rod 34, which extends essentially over the whole of 54 and 56, which extends from the base body 13 on both sides with the height of the sun. On the top cell 53 covered Mylar film can consist ropes of the base body 13 is a roller 36 reasonable 55 are initially on a roll 58, di <allocates, on the in the retracted position 20A in the base body 57 of the spacecraft 50 drehba a wire 38 is wound around the panels. The free is stored. When the spacecraft is around its axis, the end of the wire is attached to the rod 34. One rotates, the panels 52, 54 and 56 have the Be similar role is attached to the lower end of the space-strut, itself under the action of the centrifugal missile. When the spacecraft 15 60 expand. The centrifugal force can begin with its rotation, the wire 38 holds the particular means, for example not shown rod 34 substantially on the lateral surface of the elastic means, are supported to an Ab base body 13 firmly to prevent the wrap from the roller 58 to effect. In order to control the off panels 20, 22 and 24 under the effect of the centri-widths of panels 52, 54 and 56 and di fugal forces fly outwards. To stabilize panels not shown in detail after spreading, cushions prevent the solar cells 17 at the opposite ends of the spacecraft on the base body 13 and on the panels 20, 22 and 50 two extendable arms 60 and 62, in particular 24 touching each other as long as the panels are arranged around the telescopic extension arm!

Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel weist jeder Ausleger 60 bzw. 62 einen Satz Teleskoprohr auf, die ein am inneren Ende angeordnetes Rohr 64, das an dem Raumfahrzeug 50 befestigt ist, nicht bezeichnete mittlere Rohre und ein außen angeordnetes Rohr 66 umfassen, das mit einem am äußeren Ende jeder der Tafeln 52, 54 und 56 angeordneten Stab 68 verbunden ist. Die Zentrifugalkraft des rotierenden Raumfahrzeugs 50, die durch zusätzliche Einrichtungen verstärkt werden kann, kann dazu benutzt werden, um die Ausleger 60 und 62 automatisch auszufahren. Ein nicht näher dargestellter Steuermechanismus, wie beispielsweise ein die Ausleger durchdringender Draht, der einerseits an dem äußeren Rohr 66 und andererseits an einem nicht näher dargestellten Fliehkraftregler befestigt ist, könnte dazu benutzt werden, ein gesteuertes Ausfahren der Ausleger 60 und 62 zu gewährleisten. Nachdem die Ausleger 60 und 62 ausgefahren sind, stabilisieren sie die Tafel 52 gegen Biegen oder Flattern.In the illustrated embodiment, each boom 60 or 62 has a set of telescopic tubes which did not designate an inner end tube 64 attached to the spacecraft 50 middle tubes and an externally disposed tube 66, the one at the outer end each of the panels 52, 54 and 56 disposed rod 68 is connected. The centrifugal force of the rotating Spacecraft 50, which can be reinforced by additional equipment, can be used for this purpose to extend the booms 60 and 62 automatically. A control mechanism not shown, such as a wire penetrating the cantilever, on the one hand on the outer Tube 66 and on the other hand attached to a centrifugal governor, not shown, could do this can be used to ensure a controlled extension of the booms 60 and 62. After the boom 60 and 62 are extended, they stabilize the panel 52 against bending or fluttering.

Fig. 10 veranschaulicht eine dritte Ausführungsform der Erfindung mit einem Raumfahrzeug 70, das in einem zur Drehachse 72 senkrechten Querschnitt eine dreieckige Kontur aufweist. Dieses Raumfahrzeug ist mit drei starren Tafeln 76, 78 und 80 versehen, die an hierfür vorgesehenen Gelenken 82, 84 und 86 aufgehängt sind. Das Raumfahrzeug 70 kann zunächst in einer zylindrischen Hülle 74 angeordnet sein. Solange sich das Raumfahrzeug in der Hülle befindet, sind die drei Tafeln 76, 78 und 80 an die entsprechende benachbarte Seite des Raumfahrzeugs 70 angelegt. Nachdem das Raumfahrzeug 70 die Erdatmosphäre verlassen hat und die Hülle 74 entfernt worden isl. können die Tafeln 76, 78 und 80 ausgebreitet werden, indem sie um die Gelenke 82, 84 und 86 nach außen schwingen. Diese Ausführungsform erlaubt die Verwendung starrer Tafeln 74, 76 und 78, was den Aufbau der Tafeln einfacher und wirtschaftlicher macht. Durch die dreieckige Form des Raumfahrzeugs 70 wird jedoch der innerhalb der Hülle 74 zur Verfugung stehende Platz nicht wirksam ausgenutzt.Fig. 10 illustrates a third embodiment of the invention with a spacecraft 70 that has a triangular contour in a cross section perpendicular to the axis of rotation 72. This spacecraft is provided with three rigid panels 76, 78 and 80, the hinges 82, 84 provided for this purpose and 86 are hung. The spacecraft 70 may initially be arranged in a cylindrical shell 74 being. As long as the spacecraft is in the envelope, the three panels 76, 78 and 80 are attached to the corresponding adjacent side of the spacecraft 70 is applied. After the spacecraft 70 the earth's atmosphere has left and the sheath 74 has been removed. the panels 76, 78 and 80 can be spread out by swinging outwardly about hinges 82, 84 and 86. This embodiment allows the use of rigid panels 74, 76 and 78, making the panels simpler and more economical power. The triangular shape of the spacecraft 70, however, makes the inside of the Sheath 74 available space is not used effectively.

Die Fig. 11 und 12 zeigen eine weitere Ausführungsform der Erfindung, die der Ausführungsform nach Γη¹.. 10 ähnlich ist, die jedoch die Verwendung längerer Tafeln erlaubt. Bei dieser Ausführungsform hat jede der drei dort vorhandenen Tafeln 92, 94 und 96 zwei nicht getrennt bezifferte Teile, die während des Hinaufbringens des Raumfahrzeugs auf seine Bahn übereinandergefaltet und an je eine Seite des dreieckigen Grundkörpers 90 angelegt sind. Jede der drei Tafeln 92, 94 und 96 weist ein inneres Scharnier 98 auf, das die Tafeln mit dem Grundkörper 90 verbindet, und ein äußeres Scharnier 100, das den äußeren Tafelabschnitt mit dem inneren Tafelabschnitt verbindet. Nach dem Aufstieg können die Tafeln 92, 94 und 96 freigegeben werden, so daß sie sich in die in Fig. 12 veranschaulichte Stellung entfalten. Wie bei den anderen Ausführungsformen können Haltedrähte, Ausleger od. dgl Einrichtungen benutzt werden, um die Tafeln 92, 94 und 96 zu stabilisieren, falls hierfür ein Bedarf vorliegen sollte.11 and 12 show a further embodiment of the invention, which ^{is similar to the embodiment according to Γη 1} .. 10, but which allows the use of longer panels. In this embodiment, each of the three panels 92, 94 and 96 present there has two parts, not separately numbered, which are folded over one another and placed on one side of the triangular base body 90 while the spacecraft is being brought up onto its orbit. Each of the three panels 92, 94 and 96 has an inner hinge 98 that connects the panels to the body 90 and an outer hinge 100 that connects the outer panel portion to the inner panel portion. After ascent, panels 92, 94 and 96 can be released so that they unfold into the position illustrated in FIG. As with the other embodiments, retaining wires, brackets or the like can be used to stabilize the panels 92, 94 and 96 should the need arise.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen «9 618Ί.For this purpose 3 sheets of drawings «9 618».

Claims

Claims: 20

1. Spin-stabilized spacecraft with photo elements which cover the outer surface of the base body of the vehicle and the side surfaces of extendable panels projecting from the base body, characterized in that the panels (20, 22 and 24) are arranged in radial planes to the base body (13), which contain the axis of rotation (14) of the base body (13), and on the circumference of the base body (13) three such panels (20, 22 and 24) are evenly distributed, their radial extension (P) measured from the surface of the base body at least equal the radius (R) of the base body (13).

2. Vehicle according to claim 1, characterized in that the GesamtürUahcilsmomcnl the base body (13) and the panels (20, 22, 24) around the twist axis is smaller than the total moment of inertia about each axis perpendicular thereto, as long as the panels are in the retracted position are located, and larger when the panels are in the extended position: "!.

3. Vehicle according to claim 1 or 2, characterized in that the panels (20, 22, 24) from consist of a flexible material and in the retracted position around the lateral surface of the The main body (13) of the vehicle are wrapped around.

4. Vehicle according to claim 2, characterized in that the panels (52, 54, 56) from consist of a flexible material and in the retracted position to be multilayered over the Scope of the basic body (57) distributed roles (58) are wound up.

5. Vehicle according to claim 2, characterized in that the base body (90) has a Has number of flat sides, each on a radius passing through the twist axis stand vertically, and the panels (92, 94, 96) in the retracted position on these sides in the lie essentially flat.

6. Vehicle according to claim 5, characterized in that that the panels (92, 94, 96) have at least two sections, which in the retracted Position folded flat on top of one another on the corresponding flat side of the base body (90) are in contact.