DE2110626B2 - Ausbreitbarer Sonnenzellenträger für Raumfahrzeuge - Google Patents

Ausbreitbarer Sonnenzellenträger für Raumfahrzeuge

Info

Publication number
DE2110626B2
DE2110626B2 DE2110626A DE2110626A DE2110626B2 DE 2110626 B2 DE2110626 B2 DE 2110626B2 DE 2110626 A DE2110626 A DE 2110626A DE 2110626 A DE2110626 A DE 2110626A DE 2110626 B2 DE2110626 B2 DE 2110626B2
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
spacecraft
solar cell
rectangle
cell carrier
support surface
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
DE2110626A
Other languages
English (en)
Other versions
DE2110626C3 (de
DE2110626A1 (de
Inventor
Philippe Avon Fayet
Wolfgang Paris Palz
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Centre National dEtudes Spatiales CNES
Original Assignee
Centre National dEtudes Spatiales CNES
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Centre National dEtudes Spatiales CNES filed Critical Centre National dEtudes Spatiales CNES
Publication of DE2110626A1 publication Critical patent/DE2110626A1/de
Publication of DE2110626B2 publication Critical patent/DE2110626B2/de
Application granted granted Critical
Publication of DE2110626C3 publication Critical patent/DE2110626C3/de
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02S—GENERATION OF ELECTRIC POWER BY CONVERSION OF INFRARED RADIATION, VISIBLE LIGHT OR ULTRAVIOLET LIGHT, e.g. USING PHOTOVOLTAIC [PV] MODULES
    • H02S30/00—Structural details of PV modules other than those related to light conversion
    • H02S30/20—Collapsible or foldable PV modules
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
    • B64G1/2225—Rolling or unfurling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S136/00—Batteries: thermoelectric and photoelectric
    • Y10S136/291—Applications
    • Y10S136/292—Space - satellite

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)
  • Cultivation Of Seaweed (AREA)
  • Micro-Organisms Or Cultivation Processes Thereof (AREA)

Description

45
Die Erfindung betrifft einen ausbreitbaren Sonnenzellenträger für Raumfahrzeuge, mit einem an Bord des Raumfahrzeuges angeordneten Stauraum, in dem eine einstückige Trägerfläche aus flexiblem Material verstaut ist und aus dem die Trägerfläche durch eine Betätigungsvorrichtung ausfahrbar ist.
Bei bekannten Sonnenzellenträgern dieser Art (vgl. beispielsweise den Aufsatz von Doreece D. A b b ο t t »Light-Weight Large Area Solar Arrays«, S. 772 bis der Veröffentlichung »4th Intersociety Energy Conversion Engineering Conference - Washington D.C., September 22/26, 1%9« des »American Institute of Engineering«) haben die Trägerflächen jeweils die Form eines Rechtecks, dessen Breite durch den Stauraum begrenzt ist und das vom Raumfahrzeug aus in einer Richtung ausbreitbar ist. Um den das Raumfahrzeug umgebenden Platz besser auszunutzen, bestehen bei einem anderen bekannten Sonnenzellenträger (»Raumfahrt-Forschung«. Heft 5/69, S. 208, 209) die Trägerfläche aus mehreren gelenkig miteinander vcr bundencn. in einer Richtung ausklappbarcn Hauptpanels aus denen jeweils senkrecht /u der Ausklappnchmng der llauptpanels nach beiden Seiten mehrere Unterpanels ausbreitbar sind. Es sind hierbei auf zwei entae«engesetzten Seiten des Raumfahrzeugs je eine Anordnung aus Haupt- und Unterpanels vorgesehen wäh rend auf den beiden anderen Seiten des Raumfahrzeuges zwischen den beiden Trägerflächenanordnungen ein von Trägerflächen freier Raum vorhanden ist. Bei einem weiteren bekannten Sonnenzellenträger (»Aviation Week and Space Technology«, 14. August l%7, S 74 75) sind in allen vier Richtungen des RaLmfahrzeu g<4 mehrere Hauptpanels ausklappbar, wobei jedoch von den ausgeklappten Hauptpanels aus jeweils nur ein Unterpanel in beiden seitlichen Richtungen ausklappbar ist. Auch in diesen Fall läßt sich der Platz um das Raumfahrzeug herum nicht vollständig ausnutzen, da zwischen den auf den vier Seiten des Raumfahrzeuges angeordneten rechteckigen Trägerflächen notwendigerweise trägerflächenfreie Räume vorhanden sind.
Der Erfindung liegt die Aufgrabe 7H1" · ~Λ< einen ausbreitbaren Sonnenzellenträger der angesprochenen An so auszubilden, daß der Platz um das Raumfahrzeug herum besser ausgenutzt werden kann.
Diese Aufgabe wird bei einem Sonnen/ellenträger κ, der eingangs" angegebenen Art erfindungsgemäß dadurch gelost, daß an mindestens einer Seite des Rechtecks ein dreieckiger Abschnitt der Tragerfläche angesetzt ist. der im vc-stauten Zustand über das Rechteck gefaltet ist und quer zur Ausfahrrichtung des Rechtecks ausbreitbar ist.
Durch die dreieckige Ausbildung der an dem Recht-ιΛ angrenzenden Abschnitte, wodurch die Trägerflächen vorzugsweise die Form von Trapezen erhalten, ist es möglich, den das Raumfahrzeug umgebenden Platz nahezu vollständig auszunutzen. Hierdurch wird es ermöglicht, daß die Tragerllächen bei gleicher Gesamtfläche eine kleinere Länge als bei den bekannten Sonnenzellenträgern besitzen.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.
An Hand der Zeichnungen werden bevorzugte Ausführungsbcispiele der Erfindung näher erläutert. Es zeigt
F i g. 1 eine sehr vereinfachte schematische Ansicht eines herkömmlichen Sonnenzellenträgers mit abrollbaren Trägerflächen,
F i g. 2 eine perspektivische Ansicht eines solchen Sonnenzellenträgers,
F i g. 3 eine perspektivische Ansicht einer ausfahrbaren Versteifung bzw. Stange,
F ι g. 4a und 4b perspektivische Ansichten eines Sa telliten mit ausfahrbaren Sonnenzellenflächen,
F i g. 5 eine schematische Darstellung zum Vergleich einer bekannten und einer erfindungsgemäßen Anordnung von Sonnenzellenträgern,
F i g. 6 bis 10 die aufeinanderfolgenden Betriebsphasen, in denen eine erfindungsgemäße Trägerfläche ausgebreitet wird,
F i g. 11 eine der F i g. 1 entsprechende Ansicht eines erfinclungsgemäßen Sonnenzcllcnträgcrs während des Ausfahrens,
F i g. 12 eine schematische Ansicht des in F i g. 11 gezeigten Sonnenzellenträgers nach Beendigung des Ausfahrvorgangs,
Fig. 13 ein Konstruktionsdctail in zwei verschiedenen Bctriebsstellungen,
Fig. 14 eine der Fig. 12 entsprechende Ansicht einer anderen Ausführungsform,
Fig. 15 ein K-onstruktionsdemil dieses. Ausführung*· fceispiels,
F i g. Ib und 17 den F i g. 5 und 12 entsprechende An- »ichten eines weiteren Ausführungsbeispiels,
Fig. 18 eine perspektivische Ansicht eines bekannten Sonnenzellenträger, bei dem zwei Trägerfläehen in entgegengesetzten Richtungen ausgefahren werden,
F-" i g. 19 — ebenfalls in perspektivischer Ansicht — die Art und Weise, wie die Trägerflächen eines ebenfalls bekann:en zweigeteilten Sonnenzellenträger* ausgefahren werden,
F i g. 20 eine Draufsicht auf einen Sonnenzellenträger der in Fig. 19 gezeigten Art, der jedoch erfindungsgemäß ausgebildet ist,
Fig. 21, 22 und 23 schematische Ansichten des in F i g. 20 gezeigten Sonnenzellenträger während des Ausfahrvorgangs.
Die in den F i g. 1 und 2 gezeigte Vorrichtung weist ein Gehäuse 1 auf, in dem eine rechteckige »Haut« oder biegsame »Bahn« 2, die mehrere miteinander vor bundcne Sonnen/eilen trägt, auf engstem Raum •'usaminengefaliet oder -gerollt ist. Während des Austahrvorgangs verläßt die Bahn 3 einen Schiit/ 4, der längs einer Mamellinie des Gehäuses 1 gebildet is:. Die Hahnen \>.erden mit Hilfe zweier seitlich angeordneter ausfuhr· :s barer Stangen oder Versteifungen 5 ausgezogen, die lewe.'s in einem Gehäuse 6 untergebracht und an ihren linden durch eine Verbindungsstange 7 miteinander \ erblinden sind. An der Verbindungsstange 7 is; das freie Ende der Bahn 3 mittels mehrerer Befestigungs- 3c punkte 8 befestigt. Der Antrieb erfolgt über einen elektrischen Motor 9, der mit einem Zahnrad 10 in Eingriff steht. Die Synchronisation der Ausfahrbewegung der Stangen 5 wird durch eine Transmissionswelle 11 sichergestellt. ν
Da die Betätigungsvorrichtungen zum Ausfahren von rechteckigen Trägerflächen dieser Art bekannt sind, ist es unnötig, die konstruktiven Details genauer /u beschreiben. Nur zum besseren Verständnis ist in Fig.i eine bekannte ausfahrbare Stange oder Versteifung dargestellt, wie sie unter dem Namen »STEM« (Storable Tubular Extendable Member) bekannt sind.
Die F i g. 4a und 4b zeigen den schematischen Aufbau eines Satelliten (vor bzw. nach dem Ausfahren der Trägerflächen), bei dem die rechteckigen Trägerflächen i in Kreuzform um den Satellitenkörper 12 verteilt angeordnet sind.
Diese Verteilung ist in F i g. 5 durch gestrichelte Linien wiedergegeben. Gleichzeitig sind mit fest ausgezogenen Linien vier Irapezförmige Trägerflächen 13 dar- so gestellt, die im wesentlichen die gleiche Fläche wie die rechteckigen Trägerflächen 3 haben. Wie man sieht, ist die bekannte Anordnung in Form eines griechischen Kreuzes durch eine Anordnung in Form eines Malteserkreuzes ersetzt worden, dessen Arme eine wesenthch geringere Länge bei gleicher Fläche haben.
Das Ausbreiten der trapezförmigen Trägerflächen 13 macht eine besondere Ausgestaltung der »Bahnen^ und der Betätigungsvorrichtung erforderlich, wie im folgenden genauer erläutert wird. ik#
Die »Bahn« wird, wie vorher, in dem Gehäuse 1 als zusammengerolltes oder zusammengefaltetes Gebilde aufbewahrt, dessen Breite etwas kleiner als die Länge des Schlitzes 4 ist, damit sie den Schiit/ in Form eines rechteckigen Streifens verlassen kann. Im Gegensatz f\s /Ai der bekannten Ausführung besteht dieser Streifen jedoch nicht aus Einern einzigen [Sahnenabschnitt, sondern aus mehreren übereinandergefalteten Bahnenabschnitien. Es versteht sich, daß die Breite des Schlitzes 4 des Gehäuses I entsprechend der gröOeren Dicke der übereinanderliegenden Bahnenabschnilten ausgebildet sein muß,
F 1 g. ö zeigt die Bahn 13 in vollständig ausgebreitetem Zustand. Sie ist bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel in einen rechteckigen Mittelabschnitt A der Länge L und der Breite 1, zwei beidseitig zum mittleren Abschnitt A angeordnete Zwjschenabschnitie B-B' in Form rechteckiger Trapeze der Höhe 1 und zwei äußere Abschnitte C-C in Form rechtwinkliger Dreiecke der Höhe I unterteilt. Das gesamte Gebilde hat somit die Form eines gleichschenkligen Trapezes, dessen Grundseiten die Länge 1 bzw. 51 und dessen Höhe L beträgt.
Die Fläche der trapezförmigen Trägerfläche 13 ist somit 31L, und das rechteckige Trägerfeld 3 der gleichen Breite 1 und der gleichen Fläche muß eine Länge von 3L haben.
Um den vorhandenen Platz optimal auszunutzen, wird der Winkel χ vorzugsweise etwa 45 gewähl'.. Die Lange /. ist in diesem Fall etv,a doppell so groß wie die Breite 1.
Um die Bahn in dem Gehäuse 1 unterzubringen, werden die Zwischenabschnitte B-B' und die äußeren Ab schnitte C-C längs der aneinandergren/enden Ränder ge''-.diet, wie in F i g. 7 angedeutet. Hierauf wird der eine der Zwischenabschnitte B auf den mittleren Abschnitt A gelegt, anschließend der entsprechende äußere Abschnitt C auf den Abschnitt B, wie in F i g. 8 dargestellt. Das gleiche wird mit dem Zwischenabschnitt B und dem zugehörigen äußeren Abschnitt C wiederholt, so daß schließlich das in F i g. 14 gezeigte rechtekkige gefaltete Gebilde 14 entsteht, das fünf übercinandcrliegende Abschnitte und eine Breite 1 aufweist.
Das Gebilde 14 kann dann in den Schlitz 4 eingeführt und im Gehäuse ! aufgerollt werden, wie in Fig. 10 gezeigt; das gefüllte Gehäuse kann nun arn Satellitenkorper befestigt werden.
Das Ausbreiten der Trägerflächc im Weltraum erfolgt genau umgekehrt·. Das rechteckige Gebilde 14 wird durch den Schlitz 4 (F i g. 11) aus dem Gehäuse 1 gezogen und in die Trapezform 13 (F i g. 12) ausgebreitet.
Der erste Teil des Ausfahrvorgangs, d. h. das Auseinanderrollen des rechteckigen Gebildes 14, kann in der gleichen Weise wie bei den herkömmlichen rechteckigen Trägerflächen erfolgen, und zwar in der Weise, daß die ausfahrbaren Stangen 15 aus ihrem Gehäuse 16 ausgefahren werden, wobei sie über eine Querstange 17 und Befestigungsstellen 18 eine Zugkraft auf die »Bahn« ausüben. Der zweite Teil des Ausfahrvorgangs, d. h. das Auseinanderfalten in Trapezform, macht jedoch zusätzliche Maßnahmen erforderlich.
Die Gehäuse 16 der ausfahrbaren Stangen 15 sind um eine senkrecht zur Ebene der Trägerfläche 13 verlaufende Achse 16a nach außen schwenkbar, und zwar um einen Winkel λ, der vorzugsweise in der Größenordnung .on 45 liegt und im wesentlichen den halben Öffnungswinkel des trapezförmigen Feldes 13 darstellt. Diese Schrägstellung kann durch Bruch einer Befestigung 19 (F i g. 13) und die Wirkung einer Zugfeder 20 hervorgerufen werden, wobei die Winkellage des Gehäuses durch einen Anschlag 21 begrenzt wird. Vorzugsweise weiden Stoßdämpfer (nicht gezeigt) vorgesehen, um die Bewegung der Stangen 15 nach dem Bruch der Befestigungen 19 abzubremsen.
Fs lassen sich offensichtlich auch andere Mittel ver-
wenden, um die Schwenkbewegung der Gehäuse 16 zu bewirken und festzulegen, beispielsweise Servomotoren.
Die Schwenkbewegung der Stangen 15 ist von einer Verlängerung der Verbindungsstange 17 begleitet, die s somit keine einfache starre Stange wie beim Stand der Technik sein kanii, sondern wie die Stangen 15 ausfahrbar sein muß.
Die ausfahrbare Verbindungsslange 17 kann beispielsweise von einer teleskopartigcn Einrichtung (in Art der ausfahrbaren Radioantennen) gebildet werden, bei der die Stangenteile 17a im ausgefahrenen Zustand vorzugsweise von selbst verriegelt werden. Die Enden der Stangen 15 sind an den Enden der äußeren Stangenteile 17a bei 22 angelenkt. Ein Motor, der an der Querstange 17 angebracht und mit der Schwenkeinrichtung der Gehäuse 19 synchronisiert ist, ist vorzugsweise derart angeordnet und ausgebildet, daß er an der seitlichen Verschiebung teilnimmt. Eine andere Ausführungsform besteht darin, daß als ausfahrbare Querstange 17 eine spiralförmig vorgeformte Einrichtung verwendet wird, die unter dem Namen Lapprohr bekannt ist. Es versteht sich, auch andere Formen von ausfahrbaren Versteifungen, beispielsweise aufblasbare Stangen oder Versteifungen in Form eines »Storchenschnabels« verwendet werden können.
Ferner ist die Verwendung einer Querstange, die notwendigerweise längs ihrer Achse verlängerbar ist. nicht unbedingt erforderlich; wie in Fig. 14 gezeigt, kann beispielsweise auch ein mit Gelenken versehener und um seine Gelenke klappbarer Träger oder Anordnungen, die an gewisse Arten von Zeltstangen erinnern, verwendet werden. Eine solche Ausführungsform ist in Fig. 15 dargestellt.
Bei den Ausführungsformen, bei denen die Querstange teleskopierbar oder als Lapprohr ausgebildet ist. können zusätzlich zu den im mittleren Bereich der Trägerfläche angeordneten Befestigungsmittcln 18 an den Ecken der trapezförmigen Trägerfläche 13 weitere Befestigungsmittel 23 vorgesehen werden; bei der Ausführungsform mit einem gelenkigen Träger dagegen können noch mehr zusätzliche Befestigungsmittel 23 vorgesehen werden, wie in Fig. 14 zu sehen ist. Der gelenkige Träger kann nämlich aus um so mehr Einzelteilen Ϊ7Α 17ß. 17ß', 17C 17C zusammengesetzt werden, je mehr faltbare Abschnitte A, B, B', C, C ' die Bahn 13 besitzt, wobei die Gelenke 24 der aufeinanderfolgenden Teile des gelenkigen Trägers an den Stellen der Faltlinien der Bahnabschnitte angeordnet sind. Der gelenkige Träger Kann somit ohne Behinderung an den so Gelenkstein aufgeklappt und zusammengeklappt werden, wobei jeder Teil des Trägers mit dem ihm zugeordneten Bahnenabschnitt dauernd verbunden bleibt.
Bei dem in F i g. 14 gezeigten Ausführungsbeispiel ist der gelenkige Träger durch seinen mittleren Glenktcil *>*, 17/4 an einer einzigen ausfahrbaren Stange 15/4 befestigt, die genau wie ihr Gehäuse 16/4 eine Mittellage einnimmt und nicht verschwenkbar ist.
Bei sämtlichen Ausführungsbeispielen mit trapezförmigen Flächen können an den Endpunkten jede der fto Flächen Befestigungsmittel vorgesehen werden, durch die vier Flächen miteinander verbunden werden, so daß ein etwa quadratisches Gebilde entsteht.
Bei dem in Fig. 16 gezeigten Ausführungsbeispiel kann eine nahezu genau so große aktive Fläche wie bei dem vorhergehenden Ausführungsbeispiel (dessen allgemeine Form in F i g. 5 schematisch dargestellt ist) erzielt werden, wobei jedoch nur zwei Teilflächen 13' verweii'liM werden, deren beide Betätigungsvorrichtungen bezüglich des Satcllitenkörpcrs 12 symmetrisch angeordnet sind.
F' i g. 17 zeigt die eine der beiden Bahnen 1.1' im Detail. Die Abschnitte B, C, B', C ' der Bahn sind nicht nur mit ihrem vom Gehäuse 1 entfernten Rand an Stangen 17 und 17a befestigt, sondern auch an ihrem seitlichen Rand an ausfahrbaren Stangen 26. Vor dem Ausfahren sind die Stangen 26 in Gehäusen 25 ähnlich den Gehäusen 6 in F-' i g. 1 untergebracht, die jedoch bezüglich des Satellitenkörpers 12 tangential und nicht radial gerichtet sind.
Zur besseren Platzausnutzung ist es natürlich immer möglich, in den freien Zwischenräumen zwischen den Bahnen 13' beidseitig zum Satellitenkörper 12 herkömmliche rechteckige Bahnen 3 anzuordnen, wie durch gestrichelte Linien in F i g. 16 angedeutet ist.
Die Bahn kann auch ziehharmonikaförmig in einem rechteckigen Gehäuse untergebracht sein, das an der gleichen Stelle wie die Aufwickelrolle angeordnet wird. Schließlich braucht die Antriebskraft, mit der die Bahn in Querrichtung ausgefahren wird, nicht im Bereich der schwenkbaren Gehäuse 16 der Ausführungsform der F i g. 11 bis 13 (die bei dem betrachteten Ausführungsbeispiel von den Federn 20 geliefert wird) angeordnet werden; sie kann stattdessen im Bereich der ausfahrbaren Querstange 17 erzeugt werden, indem man die Querstitrige mit Federn, Servomotoren oder anderen Antriebsorganen ausrüstet, die die Querstange 17 unmittelbar ausfahren und die Stangen 15 mittelbar verschwenken.
F i g. 18 zeigt eine weitere vorbekannte Anordnung, die unter dem Namen »FISCA« bekannt ist. Diese bekannte Anordnung weist einen Rahmen 1 auf, in dem eine doppelte «Haut« oder Bahn 2 auf engstem Raum untergebracht ist. die rechteckig und biegsam ausgebildet sowie zusammengefaltet oder zusammengerollt ist und mehrere miteinander verbundene Sonnenzellen trägt. Während des Ausfahrvorgangs wird jede Bahn 3, die sich in dem Rahmen 1 befindet, unter der Wirkung zweier seitlich angeordneter abrollbarer und ausfahrbarer Stangen 5 ausgebreitet, die aus ihren Gehäusen 6 austreten und an ihrem Ende durch eine starre Verbindungsstange 7 miteinander verbunden sind, an der das freie Ende der Bahn 3 befestigt ist.
Das »F!SCA«-System kann gegebenenfalls in der in Fig. 19 gezeigten Art und Weise verdoppelt und betrieben werden; in F i g. 19 ist bei 12 der Satellitenkör per und mit 4 die Stelle, an der die Bahn das zugehörige Gehäuse verläßt, bezeichnet. Die Betätigung der Bahnen erfolgt durch angetriebene Wellen 11. Die Ausfahrbewegung der Bahnen 3 erfolgt gleichzeitig in entgegengesetzten Richtungen.
Ohne auf die Einzelheiten einer solchen Anordnung näher einzugehen, sei lediglich angedeutet, daß das System der Bahnen 3 um eine Achse verschwenkbar ist. die parallel zur Raumnormalen verläuft, und daß der Satellitenkörper 12. der eine Antenne 31 trägt, gegebenenfalls mit einer Trägheitsscheibe 32 versehen wird.
Wie sich leicht feststellen läßt, ist der Raum um den Satelliten 12 herum schlecht ausgenutzt, so daß zur Erzielung der gewünschten elektrischen Leistung die Bahnen 3 eine sehr große Länge haben müssen.
Dieser Nachteil wird durch die in F i g. 20 dargestellte Anordnung vermieden, bei der sich an der rechteckigen Bahn 33 einer jeden Trägerfläche 13 seitlich ein rechtwinkliges Dreieck 34 anschließt, was bei gleicher Gesamtfläche eine wesentlich bessere Platzausnuizung
um (Ilmi Satelliieukörper 12 henini ermöglicht.
Bei dieser Anordnung erlolgt diis Ausbreiten der I rägerfläehen in zwei Ben "hsphiisen. wie ;in Hand der I i μ. 21. 22 und 2 i erliiuteH and.
In einer ersten Betriebsphase weiden zwei Teile 14. die in den Stirnflächen des Satelliten untci gebracht sind, ausgefahren. )edes dieser Teile 14 wird von einem ree.fleckigen Bahnetiabschmil Π (I' ι g. .'O) gebildet, aiii dem ein weilerer Bahncnahsehniit 54 in l'orm eines rechteckigen Dreiecks /usammengelallet ist. leder der in Bahnenabschnitte 14 wird mit Hilfe zweier seitlich an geordneter ausfahrbarer Stangen 15 (oder mit Hilfe einer einzigen mittleren Stange) ausgebreitet, die einen im wesentlichen senkrecht zur Aiisfahrriehumg f verlaufenden, am linde des Bahnenabschnills vorgesehcncn Querträger 17 mitnehmen.
Die Besonderheit der Anordnung besieht tiarin, dall die Ecke 35 jedes dreieckigen Bahnenabschnitts 34 in der Nähe des Satelliten an einem Querträger 56 befestigt ist, der seinerseits an ausfahrbaren Stangen 37 be- »ο festigt ist und eine dritte Bahn 38 in einer Richtung /·' senkrecht zur Kk'litung / ausliihrl. Wahrend der gesamten eisten Betriebsphasc (I 1 g. 21) hat der l'unkt 55 sei nc geometrische Lage nicht verändert.
Während einer zweiten Betnebsphase (T i g. 22) wird somit die dritte Bahn 38 ausgebreitet, die die beiden l'cketi 15 der difleckigen Bahnenahschnitte 34, die beim Satelliten geblieben sind, mit sieh nimmt, wodurch die beiden dreieckigen Bahnenabsehniite in der auf der Richtung /senkrecht stehenden Querrichtung /'ausgebreitet werden.
Aul diese Weise wird der I1IaI/. um ilen Satelliten 12 herum durch ein kontinuierliches Sonnen/.ellenfeld weitgehend aiisgenut/t. wie die T i g. 20 zeigt, wo die gewählte Ausbildung des Satelliten die Verdoppelung der Anordnung erlaubt. Wenn die von den Sonnenzellenfeldern eingenommenen (lachen etwa die Form eines Trapezes haben, befindet sich dessen Grundlinie in der Nähe des Satellitenkörpers 12. im Gegensatz z.l der trapezförmigen Anordnung, die in Verbindung mi' den F i g. 5 bis 14 beschrieben wurde.
Hierzu S Blatt Zeichnungen 409

Claims (6)

Patentansprüche:
1. Ausbreitbarer Sonnenzellentrüger für Raumfahrzeuge, mit einem an Bord des Raumfahrzeuges imgeordneien Stauraum, in dem eine einstückige Tragerfläche aus flexiblem Material verstaut ist und >us dem die Trägerflache durch eine Betätigungsvorrichtung ausfahrbar ist, wobei die ausgefahrene Trägerfläche ein Rechteck bildet, dadurch gekennzeichnet, daß an mindestens einer Seite des Rechtecks (A) ein dreieckiger Abschnitt (D, C) der Trägerfläche (13) angesetzt ist, der im verstauten Zustand über das Rechteck gefaltet ist und quer lur Ausfahrrichtung des Rechtecks ausbreitbar ist.
2. Sonnenzellenträger nach Anspruch I1 dadurch gekennzeichnet, daß an den parallel zur Ausfahrrichtung des Rechtecks liegenden Rechteckseiten je »in dreieckiger Abschnitt angesetzt ist, so daß die Trägcrfläche im ausgebreiteten Zustand ein Trapez -° bildet.
J. Sonnenzellenträger nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die kurze Seite des Trapezes dem Raumfahrzeug zu-.-ekehrt ist (F i g. 5).
4. Sonnenzellentra.LV nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die lange Seite des "Trapezes dem Raumfahrzeug zugekehrt ist (Fig. 20).
5. Sonnenzellenträger nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Betätigungsvorrichtung eine in Ausfahrrichtung des Rechtecks verlängerbare Stange (15) aufweist, die an ihrem einen Ende am Raumfahrzeug angelenkt ist und an ihrem anderen F.nde an einer weiteren Stange (17, i7;i) angelenkt ist, die quer zur Ausfahrrichtung des Rechteck s verlän, erbar ist und die an der dem Raumfahrzeug abgewandten Seite der Trägerfläche (13) befestigt ist (F i g. 12).
6. Sonnenzellenträger nach einem der Ansprüche 1 bis 5. dadurch gekennzeichnet, daß der dreieckige Abschnitt der Trägerfläche ein rechtwinkliges Dreieck bildet, wobei nur die rechtwinkligen Schenkel von verlängerbaren Stangen begrenzt werden (Fig. 20).
DE2110626A 1970-03-05 1971-03-05 Ausbreitbarer Sonnenzellenträger für Raumfahrzeuge Expired DE2110626C3 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR7007954A FR2081107A1 (de) 1970-03-05 1970-03-05
FR7022716A FR2092798A6 (de) 1970-03-05 1970-06-19

Publications (3)

Publication Number Publication Date
DE2110626A1 DE2110626A1 (de) 1971-09-16
DE2110626B2 true DE2110626B2 (de) 1974-12-05
DE2110626C3 DE2110626C3 (de) 1975-07-31

Family

ID=26215597

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2110626A Expired DE2110626C3 (de) 1970-03-05 1971-03-05 Ausbreitbarer Sonnenzellenträger für Raumfahrzeuge

Country Status (5)

Country Link
US (2) US3735942A (de)
JP (1) JPS5116115B1 (de)
DE (1) DE2110626C3 (de)
FR (2) FR2081107A1 (de)
GB (1) GB1300185A (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19855994A1 (de) * 1998-12-04 2000-06-15 Daimler Chrysler Ag Entfaltbarer Solargenerator für einen Raumflugkörper

Families Citing this family (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5379104A (en) * 1976-12-23 1978-07-13 Hino Motors Ltd Introduction method and apparatus for ega gas
JPS53123724A (en) * 1977-04-04 1978-10-28 Isuzu Motors Ltd Exhaust gas flowing-back apparatus of direct-jet system internal combustion engine
US4282394A (en) * 1979-10-24 1981-08-04 The Boeing Company Underwing reflector solar array
US4592436A (en) * 1982-08-19 1986-06-03 Tomei Edmardo J Solar powered vehicle
US4854526A (en) * 1987-08-10 1989-08-08 Hughes Aircraft Company Spacecraft design enabling the compact nesting of multiple spacecraft in the launch vehicle
US5228644A (en) * 1991-05-28 1993-07-20 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Solar powered system for a space vehicle
US5244508A (en) * 1992-04-02 1993-09-14 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Self-deploying photovoltaic power system
ES2107960B1 (es) * 1995-06-27 1998-07-01 Acander S L Remolque generador fotovoltaico.
US6017002A (en) * 1997-07-21 2000-01-25 Hughes Electronics Corporation Thin-film solar reflectors deployable from an edge-stowed configuration
US6568640B1 (en) * 1999-07-22 2003-05-27 Lockheed Martin Corporation Inflatable satellite design
DE10043249C2 (de) 2000-09-02 2002-11-07 Astrium Gmbh Ausfahrbare Trägerstruktur aus verformbaren Rohrelementen
DE10048846C1 (de) 2000-10-02 2001-09-13 Astrium Gmbh Ausfahrbarer Solargenerator mit ausfahrbarer Trägerstruktur
US6647855B1 (en) * 2002-09-30 2003-11-18 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Apparatus and method for deploying a hypervelocity shield
US6983914B2 (en) * 2004-02-12 2006-01-10 The Boeing Company Deployable solar array assembly
DE102004021569A1 (de) * 2004-05-03 2005-12-01 Hts - Hoch Technologie Systeme Gmbh Vorrichtung, Verfahren und dünnwandiger Hohlprofilstrang zum Ausfahren und/oder Abstützen flexibler Solarzellenmodule
DE102005004922A1 (de) * 2005-02-02 2006-08-10 Eads Astrium Gmbh Solarzellenausleger
US8376282B2 (en) 2006-03-31 2013-02-19 Composite Technology Development, Inc. Collapsible structures
US8109472B1 (en) 2006-03-31 2012-02-07 Composite Technology Development, Inc. Collapsible structures with adjustable forms
US7806370B2 (en) * 2006-03-31 2010-10-05 Composite Technology Development, Inc. Large-scale deployable solar array
US8387921B2 (en) * 2006-03-31 2013-03-05 Composite Technology Development, Inc. Self deploying solar array
US9281569B2 (en) 2009-01-29 2016-03-08 Composite Technology Development, Inc. Deployable reflector
US8905357B1 (en) * 2009-10-02 2014-12-09 MMA Design, LLC Thin membrane structure
US8683755B1 (en) * 2010-01-21 2014-04-01 Deployable Space Systems, Inc. Directionally controlled elastically deployable roll-out solar array
WO2011109275A1 (en) * 2010-03-03 2011-09-09 Composite Technology Development, Inc. Deployable structures having collapsible structural members
US8616502B1 (en) * 2010-09-03 2013-12-31 The Boeing Company Deployable solar panel assembly for spacecraft
US9550584B1 (en) 2010-09-30 2017-01-24 MMA Design, LLC Deployable thin membrane apparatus
FR2969984B1 (fr) * 2010-12-30 2013-02-08 Thales Sa Générateur solaire deroulable caissonne
US9459344B1 (en) * 2011-01-14 2016-10-04 Lockheed Martin Corporation Ship position and velocity using satellite ephemerides and radar range measurement of satellite
US8963764B1 (en) 2011-01-14 2015-02-24 Lockheed Martin Corporation Ship heading and pitch using satellite ephemerides and radar range measurement of satellite
GB2491822B (en) 2011-06-09 2015-12-02 Rtl Materials Ltd Coilable extendible member and methods
WO2013049588A1 (en) * 2011-09-29 2013-04-04 The Government Of The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Tethered spacecraft and separation system for tethered spacecraft
FR2998876B1 (fr) * 2012-12-05 2015-07-17 Thales Sa Dispositif de deploiement et de reploiement d'une structure flexible, structure deployable flexible et satellite munis d'un tel dispositif
US8894017B1 (en) * 2012-12-28 2014-11-25 Space Systems/Loral, Llc Flexible array support structure
EP3142925B1 (de) 2014-05-14 2023-09-06 California Institute of Technology Raumbasiertes grossflächiges solarkraftwerk: energieübertragung mit lenkbaren strahlen
WO2015175839A1 (en) 2014-05-14 2015-11-19 California Institute Of Technology Large-scale space-based solar power station: packaging, deployment and stabilization of lightweight structures
US11362228B2 (en) 2014-06-02 2022-06-14 California Institute Of Technology Large-scale space-based solar power station: efficient power generation tiles
US12021162B2 (en) 2014-06-02 2024-06-25 California Institute Of Technology Ultralight photovoltaic power generation tiles
WO2016049476A1 (en) * 2014-09-26 2016-03-31 Massachusetts Institute Of Technology Methods and apparatus for deployable sparse-aperture telescopes
USD751498S1 (en) 2014-10-08 2016-03-15 Composite Technology Development, Inc. Trifold solar panel
US9856039B2 (en) * 2014-10-08 2018-01-02 Analytical Mechanics Associates, Inc. Extendable solar array for a spacecraft system
USD754598S1 (en) 2014-10-08 2016-04-26 Composite Technology Development, Inc. Trifold solar panel
USD755119S1 (en) 2014-10-08 2016-05-03 Composite Technology Development, Inc. Trifold solar panel
USD755118S1 (en) 2014-10-08 2016-05-03 Composite Technology Development, Inc. Trifold solar panel
US9004410B1 (en) 2014-10-24 2015-04-14 Alliance Spacesystems, Llc Deployable boom for collecting electromagnetic energy
US10059471B2 (en) 2014-10-24 2018-08-28 Solaero Technologies Corp. Method for releasing a deployable boom
US10005571B2 (en) 2014-12-09 2018-06-26 Northrop Grumman Systems Corporation Deployable solar panel array for spacecraft
US10160555B2 (en) * 2015-04-22 2018-12-25 Composite Technology Development, Inc. Multiple boom deployment
US10189583B2 (en) * 2015-05-13 2019-01-29 Analytical Mechanics Associates, Inc. Deployable sheet material systems and methods
JP6715317B2 (ja) 2015-07-22 2020-07-01 カリフォルニア インスティチュート オブ テクノロジー コンパクトパッケージング用の大面積構造体
US10992253B2 (en) 2015-08-10 2021-04-27 California Institute Of Technology Compactable power generation arrays
JP6918776B2 (ja) 2015-08-10 2021-08-11 カリフォルニア インスティチュート オブ テクノロジー 大規模宇宙太陽光発電所において太陽センサを用いて形状推定を実行するシステム及び方法
FR3044639B1 (fr) * 2015-12-02 2018-01-05 Thales Structure deployable comportant un ensemble de generateurs solaires, systeme de deploiement d'une telle structure deployable et satellite comportant un tel systeme
US11047132B2 (en) * 2018-05-27 2021-06-29 Roccor, Llc Boom deployer devices, systems, and methods
US11634240B2 (en) * 2018-07-17 2023-04-25 California Institute Of Technology Coilable thin-walled longerons and coilable structures implementing longerons and methods for their manufacture and coiling
US11772826B2 (en) 2018-10-31 2023-10-03 California Institute Of Technology Actively controlled spacecraft deployment mechanism
US10811759B2 (en) 2018-11-13 2020-10-20 Eagle Technology, Llc Mesh antenna reflector with deployable perimeter
US11139549B2 (en) 2019-01-16 2021-10-05 Eagle Technology, Llc Compact storable extendible member reflector
US10797400B1 (en) 2019-03-14 2020-10-06 Eagle Technology, Llc High compaction ratio reflector antenna with offset optics
CN110304281B (zh) * 2019-05-24 2020-09-25 北京天问空间科技有限公司 一种防止空间站实验数据丢失的自动控制方法
CN110304280B (zh) * 2019-05-24 2020-09-25 北京天问空间科技有限公司 一种用于空间站的自动控制系统
USD956537S1 (en) * 2020-05-08 2022-07-05 Array Technologies, Inc. Mounting hardware
USD956538S1 (en) * 2020-05-08 2022-07-05 Array Technologies, Inc. Mounting hardware
CN111661346A (zh) * 2020-07-04 2020-09-15 河北柒壹壹玖工业自动化技术有限公司 一种基于柔性太阳能薄膜电池的无人机装置
JP7012908B1 (ja) * 2021-02-08 2022-01-28 三菱電機株式会社 伸展ブーム、太陽電池パドル、及び、伸展ブーム製造方法
US11912440B2 (en) * 2021-09-01 2024-02-27 Maxar Space Llc Partially flexible solar array structure

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3169725A (en) * 1962-05-24 1965-02-16 Rene A Berglund Erectable modular space station
US3300162A (en) * 1964-01-20 1967-01-24 Owen E Maynard Radial module space station
DE1257593B (de) * 1966-05-26 1967-12-28 Boelkow Gmbh Ausleger fuer Raumflugkoerper
US3532299A (en) * 1968-02-05 1970-10-06 Trw Inc Deployable solar array
DE1801777B2 (de) * 1968-10-08 1971-12-30 Messerschmitt Bolkow Blohm GmbH, 8000 München Ausleger zur aufnahme von sonnenzellen
US3620846A (en) * 1970-04-08 1971-11-16 Nasa Deployable solar cell array

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19855994A1 (de) * 1998-12-04 2000-06-15 Daimler Chrysler Ag Entfaltbarer Solargenerator für einen Raumflugkörper

Also Published As

Publication number Publication date
DE2110626C3 (de) 1975-07-31
US3735943A (en) 1973-05-29
FR2081107A1 (de) 1971-12-03
DE2110626A1 (de) 1971-09-16
JPS462375A (de) 1971-10-14
US3735942A (en) 1973-05-29
JPS5116115B1 (de) 1976-05-21
FR2092798A6 (de) 1972-01-28
GB1300185A (en) 1972-12-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE2110626C3 (de) Ausbreitbarer Sonnenzellenträger für Raumfahrzeuge
DE60302370T2 (de) Rahmenstruktur
DE69012470T2 (de) Ausziehbarer Mast.
EP0252247B1 (de) Faltbarer konkav gekrümmter Antennenreflektor
DE69011371T2 (de) Zusammengefalteter Gitterträger.
DE3709148C2 (de)
DE69624353T2 (de) Faltbare struktur fuer ausstellungen fur innen-und aussengebrauch
EP2843320B1 (de) Modulträger
DD236783A5 (de) Befestigungsmittel, bestehend aus einem paar benachbarter, faltbarer, dehnbarer, selbstverriegelnder, selbsttragender strukturen
DE3779817T2 (de) Faltbare traegereinheit fuer die konstruktion von rahmenwerken in kombination mit weiteren gleichen einheiten.
DE2904330A1 (de) Knotenteil fuer dreidimensionale strukturen
DE2727101A1 (de) Synchronisiereinrichtung zum falten von traggliedern
EP2297409A1 (de) Gittertragwerk
WO2011138012A2 (de) Gittertragwerk
DE3316789A1 (de) Verfahren und vorrichtung zum ein- oder ausfalten eines faltbaren solarzellengenerator-lakens
DE69121184T2 (de) Verwandelbares gefügeelement
EP0296382B1 (de) Selbstaufrichtende Mine
DE3223839A1 (de) Zusammenfaltbarer schirmaufbau
DE102019109810A1 (de) Vorrichtung und Verfahren zum Entfalten eines aufgerollten länglichen Hohlkörpers
DE2809158C3 (de) Transportable Vorrichtung zur bedarfsweise auf- und abbaufähigen beweglichen Lagerung von um zwei sich kreuzende Achsen ausrichtbaren Geräten
DE69015162T2 (de) Zurückziehbare kuppelstruktur.
DE4336044C2 (de) Gelenkvorrichtung zur Verbindung der Einzelelemente einer Faltstruktur
DE3128978C2 (de) Faltbarer, rotationssymmetrischer Strahlungsreflektor
DE3044630C2 (de) Faltbare, räumlich starre Fachwerkstruktur für großflächige Antennen oder dergleichen
CH638581A5 (en) Self-supporting, collapsible structure, in particular for building constructions

Legal Events

Date Code Title Description
C3 Grant after two publication steps (3rd publication)
E77 Valid patent as to the heymanns-index 1977
8339 Ceased/non-payment of the annual fee