DE3333951C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf die Halterung einer Antenne am Rumpf eines Raumfahrzeugs gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Antennen an Nachrichtensatelliten enthalten gewöhnlich einen Reflektor für elektromagnetische Wellen und eine zugehörige Speisevorrichtung, die im Brennpunkt des Antennenreflektors liegen muß. Zur Zeit ist es üblich, den Reflektor und die Speisevorichtung jeweils direkt am Körper des Satelliten zu befestigen. Die US-PS 38 98 667 beispielsweise zeigt eine solche Anordnung, bei welcher die Antennenreflektoren in einer sich überlappenden Lage durch Pfosten am Satelliten befestigt sind. Dieses Antennensystem enthält Speisevorrichtungen in Form von Wellenleiter-Hornstrahlern, die ebenfalls durch Pfosten am Satellitenkörper befestigt sind. Ein anderes Beispiel einer Antennenanlage für Nachrichtensatelliten ist in einem Artikel in der Zeitschrift "Aviation Week and Space Technology", Ausgabe vom 7. Juni 1982, Seite 91, beschrieben.

Bei Verwendung größerer Reflektoren (z. B. mit größerem Durchmesser) für Satellitenantennen ist zur Erzielung einer gleichmäßigeren Feldverteilung der Abstand zwischen Reflektor und jeweils zugehöriger Speisevorrichtungen größer, weil die Brennweite solcher Reflektoren größer gewählt ist.

Üblicherweise wird der Rumpf des Raumfahrzeuges als Basis verwendet, welche die Beziehung zwischen der Position der Speisevorrichtung und der Position des körperlich davon getrennten Reflektors der Antenne herstellt. Aus der EP 00 43 772 A1 ist ein Nachrichtensatellit bekannt, bei dem eine Parabolantenne, deren Reflektor und Einspeisevorrichtung von einer Plattform getragen werden, der Erdstation nachgeführt wird, in dem die gegenseitige Lage von Satellitenrumpf und Plattform durch eine Verstelleinrichtung geändert wird.

Bisher gab es für den Abstand zwischen der Speisevorrichtung und dem zugehörigen Reflektor einen Maximalwert, bis zu dem die vorstehend beschriebene Technik anwendbar ist. Wenn der Abstand zwischen der Speisevorrichtung und dem Reflektor größer als dieses Maximum wird, dann kann das Leistungsvermögen der Antenne durch Verformung der Struktur des Raumfahrzeuges, welche z. B. durch Sonneneinstrahlung hervorgerufen wird, beträchtlich verschlechtert werden. Die Struktur des Raumfahrzeuges wird den Sonnenstrahlen in einer Weise ausgesetzt, die sich im Lauf jedes Tages und von Tag zu Tag ändert. Die dadurch bewirkten Wärmeänderungen führen dann zur Verformung der Struktur des Raumfahrzeuges.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Antennenhalterung der vorausgesetzten Art derart weiterzubilden, daß die Antennengeometrie unabhängig von Verformungen der Struktur des Raumfahrzeuges in hohem Maße beibehalten wird.

Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 beschriebene Anordnung gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.

Eine erfindungsgemäße Anordnung enthält ein thermisch stabiles, relativ steifes Trägerelement (dessen Verformung beispielsweise bei Temperaturänderungen vernachlässigbar ist), an dem der Antennenreflektor und die Speisevorrichtung befestigt sind. Das Trägerelement ist mit dem Raumfahrzeug derart gekoppelt, daß das Trägerelement und die an ihm befestigte Antenne relativ zum Raumfahrzeug gekippt werden, und zwar abhängig von der durch Temperaturänderungen in der Struktur bewirkten Verformung dieser Struktur.

Die Erfindung wird nachstehend an Ausführungsbeispielen anhand von Zeichnungen näher erläutert.

Fig. 1 ist eine Seitenansicht einer faltbaren Antennenanlage in einer ersten Ausführungsform der Erfindung;

Fig. 2 ist eine isometrische Darstellung der bei der Ausführungsform nach Fig. 1 verwendeten Stützplattform;

Fig. 3 ist eine Draufsicht auf die Stützplattform mit eingezeichnetem Belastungsdiagramm für die Stützstreben;

Fig. 4 ist eine isometrische Darstellung einer anderen Stützvorrichtung, die anstelle der in Fig. 2 gezeigten Streben verwendet werden kann;

Fig. 5 ist eine Draufsicht auf die Stützplattform und zeigt das Lastdiagramm bei Verwendung der Stütze nach Fig. 4;

Fig. 6 ist eine auseinandergezogene isometrische Darstellung der strukturellen Elemente, welche die Stützplattform bei der Ausführungsform nach Fig. 1 bilden.

Die in Fig. 1 dargestellte Antennenanlage 10 hat einen Parabolreflektor 12 zur Reflexion elektromagnetischer Wellen. Der Reflektor 12 ist an einem Ende eines Arms 14 befestigt, dessen gegenüberliegendes Ende durch eine Gelenkanordnung 16 an einem Trägerelement 18 (Stützplattform) gehalten wird. Der Reflektor 12 kann (durch nicht dargestellte Mittel) aus einer Stauposition (die gestrichelt dargestellt ist und vom Reflektor während des Abschusses des Raumfahrzeuges eingenommen wird) in seine Betriebsposition bewegt werden (die ausgezogen dargestellt ist und vom Reflektor im Orbit eingenommen wird). Die Stützplattform 18 ist über eine Koppelanordnung 22 am Halter der Antennenanlage (d. h. am Rumpf 20 des Raumfahrzeuges) befestigt. Wie weiter unten noch erläutert wird, ist die Plattform 18, was Formänderungen anbetrifft, gegenüber Verformungen des eine deformierbare Struktur darstellenden Rumpfes 20 des Raumfahrzeugs entkoppelt (bis zum angegebenen Maß). Die Plattform 18 ist steif und unempfindlich gegenüber Wärmeänderungen und verformt sich daher nicht beim Vorhandensein von Einflüssen (z. B. Wärmeänderungen), die zu Verformungen innerhalb des Rumpfes 20 des Raumfahrzeugs führen. Ein als Speiseeinrichtung 24 dienender Hornstrahler und ein Erdesensor 26 sind ebenfalls an der Plattform 18 befestigt.

Der hier verwendete Ausdruck "Verformung" umfaßt Biegung, Wellung, Verwindung oder andere mechanische Deformationen innerhalb einer Struktur. Die Verformung kann in einer ersten Struktur stattfinden (z. B. im Rumpf 20 des Raumfahrzeugs zwischen zwei oder mehreren Punkten wie den Punkten 27 und 28, an denen sich Enden von Elementen der Koppelanordnung 22 befinden). Ist mit der ersten Struktur eine zweite Struktur (z. B. die Plattform 18) derart verbunden, daß Verformungen der ersten Struktur nicht auf die zweite Struktur übertragen werden und dort auch nicht verformend wirken, dann spricht man von einer "verformungsentkoppelten" Verbindung. Es sei jedoch erwähnt, daß eine Verformung der einen Struktur 20 andere Einflüsse auf die andere Struktur 18 ausüben kann, z. B. deren Drehung um eine auf die Struktur 20 bezogene Achse.

Die Koppelanordnung 22 ist im wesentlichen eine Dreipunktlagerung für die Plattform 18, wie es weiter unten in Verbindung mit Fig. 2 erläutert wird. Verformungen am Rumpf 20 des Raumfahrzeugs zwischen jeweils zweien der drei Lagerpunkte auf der Plattform 18 können zur Folge haben, daß sich die Plattform als Gesamteinheit dreht, jedoch werden keine Verformungen des Rumpfes 20 als solche auf die Plattform 18 übertragen.

Beispielsweise kann eine Verformung des Rumpfes 20 zwischen den Punkten 27 und 28 durch erhöhte Temperatur hervorgerufen werden, wenn Sonnenstrahlung auf verschiedene Elemente (z. B. Paneele, Balken und Nutzlasten) trifft, die am Rumpf 20 des Raumfahrzeugs festgehalten werden oder Teile desselben bilden. Durch Verformung kann sich der Rumpf 20 biegen, verwinden, wellen oder in anderer Weise mechanisch deformieren. Wenn sich die Sonneneinstrahlung auf einzelne Elemente des Raumfahrzeugs ändert, dann führen die damit verbundenen Temperaturänderungen dazu, daß sich die betreffenden Elemente ausdehnen oder zusammenziehen, so daß sich einzelne Punkte wie z. B. die Lagerpunkte 27 und 28 zueinander bewegen. Diese Verformungen werden von der Koppelanordnung 20 nicht als solche auf die Plattform 18 übertragen. Statt dessen bewirken die Relativbewegungen zweier Punkte (wie 27 und 28) und des dritten der drei Punkte, daß sich die Plattform 18 gegenüber dem Rumpf 20 des Raumfahrzeugs dreht, eine Verformung der Plattform 18 erfolgt jedoch nicht.

Im wesentlichen haben Verformungen des Rumpfes 20, die zu unterschiedlicher Bewegung zweier oder aller drei Lagerpunkte der Plattform 18 führen, nur zur Folge, daß sich die Ebene der Plattform 18 aus der in Fig. 1 dargestellten Position dreht. Wie weiter unten beschrieben wird, kann diese Drehung oder Bewegung der Plattform 18 jedoch vom Sensor 26 gefühlt werden, und es können geeignete Steuereinrichtungen im Raumfahrzeug in Betrieb gesetzt werden, um das Raumfahrzeug und damit die Antenne 12 derart neu zu orientieren, daß die Drehungen der Plattform 18 kompensiert werden. Da die Plattform 18 nicht in unerwünschter Weise verbogen, verwunden oder sonstwie mechanisch deformiert wird, werden die notwendigen Lagebeziehungen innerhalb der Antenne 10 (z. B. der Abstand zwischen der Speiseeinrichtung 24 und dem Reflektor 12) nicht verändert sondern bleiben ungestört, auch wenn sich die Struktur des Raumfahrzeuges verformt.

Die Plattform 18 kann rechteckig sein und ist so steif, daß sie sich nicht ohne weiteres verformt (z. B. biegt, knickt, wellt, usw.), wenn relativ kleine äußere Belastungen von der Koppelanordnung 22, der Speiseeinrichtung 24, dem Antennenreflektor 12 oder dem Haltearm 14 auf sie übertragen werden.

Um dazu beizutragen, daß die Orientierung der Speiseeinrichtung 24 bezüglich des Reflektors 12 konstant bleibt, ist die Plattform 18 zumindest in der Hauptebene der Struktur quasi-isotrop beschaffen, so daß innere Verformungen vermieden werden. Die zur Herstellung der Plattform 18 verwendeten Materialien sind so gewählt, daß die Plattform insgesamt einen niedrigen Wärmedehnungskoeffizienten hat. Infolgedessen wird sich die Plattform bei Wärmeänderungen nicht stark ausdehnen oder zusammenziehen, somit auch nicht wesentlich verformen.

Indem man den Erdesensor 26 direkt an der Plattform 18 befestigt, kann die Orientierung des Antennenreflektors 12 unabhängig vom Raumfahrzeug durch ein auf Signale vom Sensor 26 ansprechendes Steuergerät (nicht dargestellt) geregelt werden. Das heißt, dieses Steuergerät kann Fluglagefehler der Antenne korrigieren. Eine solche Anordnung verhindert somit, daß durch Verformungen in der Struktur des Raumfahrzeugkörpers Fehler eingeführt werden. Dies ist ein Unterschied gegenüber dem Stand der Technik, wo die Speiseeinrichtung und der Sensor direkt am Rumpf 20 des Raumfahrzeuges an Stellen im Abstand vom Reflektor 12 befestigt sind und sich daher relativ zueinander bewegen, wenn das Raumfahrzeug gegenüber dem Lagefühler verformt wird, der sich ebenfalls am Rumpf 20 befindet.

Der Reflektor 12 kann je nach seiner Aufgabe ein Einzelreflektor oder eine sich überlappende Reflektoranordnung zur Frequenz-Mehrfachausnutzung sein. Eine sich überlappende Reflektoranordnung ergibt eine kompakte Antenne für Frequenz- Mehrfachausnutzung und eignet sich zur Verwendung an Raumfahrzeugen, bei denen es auf geringen Platzbedarf ankommt. Derartige Kompaktantennen für Frequenz-Mehrfachausnutzung sind z. B. in der US-Patentschrift 38 98 667 und in einem Aufsatz von H. A. Rosen "The SBS Communication Satellite-an Integrated Design" beschrieben (veröffentlicht in 1978 IEEE CH 1352-4/78/0000-0343, Seiten 343-345). Der Reflektor 12 kann so aufgebaut sein, wie es in den US- Patentschriften 27 42 387 und 26 82 491 und in einem Artikel von R. N. Gounder "Advanced Composite Structures for Satellite Systems" beschrieben ist (veröffentlicht in RCA Engineer, Januar/Februar 1981, Seiten 12-22). Eine andere Antennenkonstruktion ist in einer älteren Deutschen Patentanmeldung (Vertreteraktenzeichen RCA 77 648) beschrieben, die auf eine US-Patentanmeldung zurückgeht, welche am 16. August 1982 unter dem Aktenzeichen 408,503 eingereicht wurde.

Der Reflektor 12 ist an einem Ende eines Arms 14 befestigt, der ein Fachwerk aus zwei parallelen Balken (von denen einer in Fig. 1 zu erkennen ist) und einem dazwischenliegenden Gitterwerk (nicht zu erkennen) sein kann. Das gegenüberliegende Ende des Arms 14 ist mittels der Gelenkanordnung 16 an der Plattform 18 befestigt. Die Gelenkanordnung 16 kann aus zwei Angeln bestehen (von denen eine zu erkennen ist), deren jede mit einem anderen der den Arm 14 bildenden Balken verbunden ist. Die Gelenkanordnung 16 ist an der Plattform 18 befestigt.

Die Plattform 18 besteht aus einem Verbundstoff, wie er weiter unten beschrieben wird. Sie ist thermisch stabil und relativ steif, und ihre Verformung bei Temperaturänderungen ist vernachlässigbar. "Thermisch stabil" heißt, daß das Maß, in welchem sich die Plattform bei Temperaturänderungen ausdehnt und zusammenzieht, vernachlässigbar gering ist. Die Plattform 18 ist eine Sandwich-Konstruktion, wie es die einen Ausschnitt der Plattform 18 zeigende Fig. 6 offenbart. Gemäß dieser Figur hat die Plattform 18 einen einer Honigwabe ähnelnden Kern aus Aluminium, der durch gewellte Aluminiumbänder gebildet ist, die zur Formung sechseckiger Wabenzellen aneinander befestigt sind. Der Kern 30 hat auf gegenüberliegenden Seiten parallele ebene Hauptflächen 32 und 34. Auf der Fläche 32 ist ein Überzug 36 aufgeklebt, und die Fläche 34 hat einen gleichen aufgeklebten Überzug 38. Der Überzug 36 besteht aus drei Lagen 40, 42, 44 (oder mehrmals drei Lagen) epoxyverstärkten Kohlenstoff-Fasermaterials. Die parallelen Linien in Fig. 6 an jeder der Lagen oder Schichten 40, 42 und 44 zeigen die Richtung der Fasern in der jeweils betreffenden Schicht. Die Schichten haben eine solche Orientierung, daß sie gemeinsam mit dem Kern 30 eine quasi-isotrope Struktur bilden, die einen Wärmedehnungskoeffizienten nahe Null hat. Zur Erzielung eines solchen Wärmedehnungskoeffizienten können die Schichten 40, 42 und 44 beispielsweise eine um jeweils 60° zueinander versetzte Orientierung haben (0° ± 60°). Es können auch vier Schichten mit um jeweils 45° zueinander versetzten Orientierungen verwendet werden (0°/ ± 45°/90°). Der erstere Fall ist in Fig. 6 dargestellt.

Wenn man beispielsweise die Orientierung (Faserrichtung) der Schicht 44 als Bezugsrichtung mit dem Winkelwert 0° ansieht, dann hat die Schicht 42 eine Orientierung von + 60° und die Schicht 40 eine Orientierung von - 60°. Die Orientierung der Schichten des Überzuges 38 ist ein Spiegelbild der Orientierung der Schichten des Überzuges 36. In beiden Fällen ist die Schicht mit der 0°-Orientierung direkt auf die Fläche des Kerns 30 geklebt. Die resultierende Struktur hat einen Wärmedehnungskoeffizienten nahe Null, und daher ist ihre Verformung bei Temperaturänderungen minimal. Es wird von "quasi-isotropen" Eigenschaften der Plattform 18 gesprochen, weil eine perfekte Isotropie wegen normaler Schwankungen der Materialeigenschaften relativ schwierig zu erzielen ist. Eine isotrope Struktur ist am günstigsten.

Die Stabilität der Überzüge 36 und 38 wird durch den Aluminiumkern 30 verbessert, dessen relativ hohe Wärmeleitfähigkeit den Temperaturgradienten in der Verbundstruktur minimal hält. Eine noch bessere Gleichmäßigkeit der Temperaturverteilung in der Struktur kann dadurch erreicht werden, daß man die Plattform 18 in mehrschichtige Decken einschließt (nicht dargestellt). Die resultierende Plattform bildet eine Stütze für alle oben erwähnten, an ihr befestigten Elemente, deren gegenseitige räumliche Lagebeziehungen erhalten bleiben müssen. Die Plattform selbst ist praktisch unempfindlich gegenüber Wärmeänderungen.

Indem man die Plattform 18 thermisch stabil und relativ steif macht, bleiben die Beziehungen der Speiseeinrichtung 24 (Fig. 1) zum Reflektor 12 und zum Erdesensor 26 aufrechterhalten, unabhängig von den Wärmeänderungen in der Umgebung der Strukturen. Der Ausdruck "steif" bedeutet, daß die von der Plattform 18 erlaubte mechanische Verschiebung zwischen der Gelenkanordnung 16, der Speiseeinrichtung 24, dem Erdesensor 26 und der Koppelanordnung 22 vernachlässigbar ist.

Die Verschiebung eines der vorgenannten Elemente gegenüber dem anderen (z. B. des Elementes 12 gegenüber dem Element 24) ist unerwünscht und soll verhindert werden. Die in Verbindung mit Fig. 6 beschriebene Plattform 18 sorgt dafür, daß die verschiedenen Elemente ihre räumliche Lage relativ zueinander behalten. Die Plattform 18 muß jedoch auch gegenüber Verformungen des Rumpfes 20 des Raumfahrzeuges entkoppelt sein. Eine Übertragung von Verformungen des Rumpfes 20 auf die Plattform 18 würde verhindern, daß die verschiedenen Elemente der Antennenanlage 10 ihre Relativlage zueinander beibehalten.

Um die Plattform 18 derart zu befestigen, daß sie gegenüber dem Rumpf 20 des Raumfahrzeugs "verformungsentkoppelt" ist, wird sie im wesentlichen an drei Punkten am Rumpf 20 des Raumfahrzeuges aufgehängt. (Die Lagerpunkte der Koppelanordnung 22 wirken effektiv als drei Punkte an der Plattform 18, obwohl tatsächlich mehr als drei Punkte vorhanden sein können, wie es weiter unten in Verbindung mit Fig. 2 erläutert wird.) Durch Verbindung der Plattform mit effektiv drei Punkten bewirkt jede Bewegung des Raumfahrzeuges relativ zu diesen Punkten eine Dreh- oder Kippbewegung einer Ebene. Die drei Punkte definieren eine solche Ebene. Ferner verhindert die Koppelanordnung 22, welche die Plattform 18 am Rumpf 20 festhält, eine Redundanz (d. h. doppelte Funktion) an den Punkten, wo die Koppelanordnung 22 an der Plattform 18 befestigt ist. Das heißt, in diesem Fall ist jedes der Elemente der Koppelanordnung 22 notwendig, und keines der Elemente verdoppelt die Funktion der anderen (statische Bestimmtheit). Somit führen Temperaturänderungen, welche die Dimensionen der Plattform und die Dimensionen der Struktur des Raumfahrzeuges relativ zueinander ändern können, nicht zu unerwünschten Verformungen der Plattform 18.

In der Ausführungsform nach Fig. 2 enthält die Koppelanordnung 22 eine Stütze 50, welche die Plattform 18 mit dem Raumfahrzeug verbindet. Die Stütze 50 enthält einen Stützarm 51 und ein an einem Ende dieses Arms befindliches Kugelgelenk 53. Die Fassung oder Schale des Kugelgelenks ist an der Plattform und die Kugel an einem Ende des Stützarms 51 befestigt. Das gegenüberliegende Ende des Stützarms 51 ist mit dem Rumpf 20 des Raumfahrzeuges verbunden. Der Stützarm 51 kann ein zylindrischer Pfosten sein, der die zu erwartenden Belastungen in allen Richtungen aufnimmt, ohne sich zu verzerren oder zu biegen. Das Kugelgelenk 53 erlaubt eine Dreh- oder Kippbewegung der Plattform 18 gegenüber dem Raumfahrzeug um den Mittelpunkt der Kugel des Gelenkes. Lineare Bewegungen der Plattform 18 bezüglich des Rumpfes 20 des Raumfahrzeuges in irgendeiner der drei orthogonalen Raumkoordinatenrichtungen werden jedoch vom Kugelgelenk 53 verhindert. Wie in Fig. 3 veranschaulicht ist, verhindert z. B. in der Stütze 50 das Kugelgelenk 53, daß sich der Rumpf 20 des Raumfahrzeuges (Fig. 1) relativ zur Plattform 18 in den Richtungen X, Y und Z verschieben kann, wobei die Richtungen X und Z in der Zeichenebene durch das Kugelgelenk 53 gehen und die Richtung Y senkrecht zur Zeichenebene durch das Kugelgelenk geht. Die Plattform 18 kann also um den Mittelpunkt des Kugelgelenkes 53 gegenüber dem Rumpf 20 des Raumfahrzeuges schwenken, sie kann sich jedoch an dieser Stelle in keiner der Richtungen X, Y und Z verschieben.

Die Koppelanordnung 22 enthält außerdem zwei Stützen 52 und 54, deren Längsdimensionen in einer gemeinsamen Ebene liegen, die senkrecht zur Plattform 18 ist. Die Längsdimension der Stütze 54 bildet einen spitzen Winkel mit der Plattform 18. Der Winkel, den die Stütze 54 mit der Ebene der Plattform 18 bildet, ist so klein bemessen, daß die größte Komponente der Längsdimension der Stütze 54 in die Richtung 60 (Fig. 3) und die kleinste Komponente in die Y-Richtung weist. Die Stütze 54 ist so orientiert, daß sie einer Verschiebung der Plattform 18 in der Richtung 60 maximalen Widerstand entgegensetzt. Das eine Ende der Stütze 54 ist über ein Kugelgelenk 62 an einer der schmalen Seitenflächen der Plattform 18 befestigt, und das andere Ende der Stütze 54 ist über ein Kugelgelenk 64 mit dem Rumpf 20 des Raumfahrzeuges (Fig. 1) verbunden.

Die Stütze 52 ist über jeweils ein Kugelgelenk 56 bzw. 58 einerseits mit der Plattform 18 und andererseits mit dem Rumpf 20 des Raumfahrzeuges verbunden. Die Stütze 52 hält Verschiebungen der Plattform 18 relativ zum Rumpf 20 in der Y-Richtung (Fig. 3) auf. Irgendwelchen Kräften, welche die Plattform 18 relativ zum Rumpf 20 in anderen Richtungen zu verschieben trachten, setzt die Stütze 52 minimalen Widerstand entgegen. Die Stütze 52 könnte also solche Verschiebungen erlauben. Das Kugelgelenk 56 verbindet das eine Ende der Stütze 52 mit der Hauptoberfläche der Plattform 18 an einer Stelle nahe dem Kugelgelenk 62. Die Stütze 52 erstreckt sich senkrecht zur Ebene der Hauptoberfläche der Plattform 18, ihre Längsdimension weist also in die Y-Richtung, die in Fig. 3 mit dem schwarzen Punkt 52′ symbolisiert ist. Die gemeinsame Ebene, in welcher die Stützen 52 und 54 liegen, ist senkrecht zu der durch die Drehzentren der Kugelgelenke 53 und 56 gehenden Achse 57. Die Achse 57 liegt relativ nahe an der Plattform 18.

Der Widerstand gegen Kräfte, die in der Y-Richtung (Fig. 3) wirken, wird also von der Stütze 52 und der Stütze 50 aufgeboten. Die Stütze 54 bringt eine große Starrheit zwischen der Plattform 18 und dem Rumpf 20 des Raumfahrzeuges in den Richtungen 60 (Fig. 3). Das heißt, die Stütze 54 setzt den in den Richtungen 60 wirkenden Kräften einen beträchtlichen Widerstand entgegen, weil sie einen relativ kleinen Winkel mit der Ebene der Plattform 18 bildet. Die Stütze 54 setzt jedoch Kräften in anderen Richtungen, die sich wesentlich von Richtungen parallel zur Stangenlänge unterscheiden, nur minimalen Widerstand entgegen. Die Kugelgelenke 56 und 62 (Fig. 2) sind effektiv am gleichen Punkt angeordnet, und zwar aus Gründen, die noch erläutert werden.

Wie die Fig. 2 zeigt, ist mit einem dritten Punkt auf der Plattform 18 eine weitere Stütze 66 verbunden. Diese Stütze 66 besteht aus zwei miteinander fluchtenden Stangen 70 und 72, die durch ein Stellglied 74 miteinander verbunden sind, das durch eine am Rumpf 20 des Raumfahrzeuges angeordnete Steuereinrichtung 76 betätigbar ist. Die Stange 72 ist über ein Kugelgelenk 78 mit dem Rumpf 20 verbunden, und die Stange 72 ist über ein Kugelgelenk 68 mit der Plattform 18 verbunden. Die Stütze 66 erstreckt sich parallel zur Stütze 52 und fängt Verschiebungen der Plattform 18 gegenüber dem Rumpf 20 in den senkrecht zur Plattform 18 weisenden Y-Richtungen ab. Die Stütze 66 ist in der Fig. 3 durch den schwarzen Punkt 66′ symbolisiert.

Wie in Fig. 3 zu erkennen ist, greifen die verschiedenen Elemente der Koppelanordnung 22 nach Fig. 2 effektiv an drei auseinanderliegenden Punkten, welche die Scheitel eines Dreiecks bilden, an der Plattform 18 an. Bekanntlich bewirkt eine Verschiebung eines der drei Eckpunkte eines Dreiecks in einer Richtung senkrecht zur Dreieckebene, daß diese Ebene um die anderen beiden Eckpunkte schwenkt. Daher werden irgendwelche Verformungen im Rumpf 20 des Raumfahrzeuges, mit welchem die Elemente der Koppelanordnung 22 befestigt sind, zur Verschiebung irgendeines dieser Elemente (Stützen 52 und 54 oder Stütze 66) in irgendeiner Richtung führen, was im Endergebnis eine Lageänderung der Plattform 18 bezüglich des Rumpfes 20 des Raumfahrzeuges und damit ein Schwenken der Plattform 18 zur Folge hat und nicht eine Übertragung der Verformungen oder eine Änderung einer Länge der Plattform 18. Die Steuereinrichtung 76 und das Stellglied 74 (Fig. 2) erfüllen eine zusätzliche Funktion. Das Stellglied 74 verlängert die Stütze 66 in Richtungen 80 parallel zur Stütze 52. Dies bewirkt eine Verschwenkung der Plattform 18 um die Achse 57, die parallel zur Gierachse 81 des Raumfahrzeuges liegt (vgl. Fig. 1). Die Gierachse von Nachrichtensatelliten weist im allgemeinen zur Erde. Die Möglichkeit einer gesteuerten Verschwenkung um die Gierachse ist wichtig für ein Raumfahrzeug, bei welchem im Orbit die geographische Länge seiner Orbitalposition oder die Zeitzonen des abgedeckten Gebietes (d. h. des vom Reflektor 12 gesehenen Teils der Erde) unter Umständen geändert werden muß. Eine Justierung der beiden Raumfahrzeugachsen (Rollachse und Nickachse) erfolgt durch Kippen der Achse des Schwungrades des Raumfahrzeuges (Rollbewegung) und durch Verstellen der Drehzahl des Schwungrades des Raumfahrzeuges (Nickbewegung). Es ist jedoch relativ schwierig, die dritte Achse (Gierachse) mit Einrichtungen des Raumfahrzeuges zu justieren.

Die in der Fig. 2 dargestellte Aufhängung der Antennenanlage ist geeignet, eine solche Justierung herbeizuführen. Das Gierungs-Stellglied 74 ist ein integraler Bestandteil der Stangen 70 und 72, so daß die Anordnung dieser drei Teile effektiv eine einzige verlängerbare Stange bildet. Ein über die Steuereinrichtung 76 gegebener Befehl zur Änderung des Gierungswinkels setzt einen Motor im Stellglied 74 in Gang, das ein Schraubenspindelgetriebe enthalten kann, um die Längsabmessung zwischen den Stangen 70 und 72 zu ändern. Ein Schraubenspindelgetriebe ist ein Mechanismus, in welchem eine Schraube mit Hilfe eines Motors in eine Mutter gedreht wird. Die Mutter ist gegen Verdrehung blockiert, so daß die Drehung der Schraube zur Verschiebung der Mutter längs der Länge der Schraube führt. Die Stange 70 kann z. B. an einer solchen Mutter befestigt sein. Die Änderung des Abstandes zwischen den Gelenken 68 und 78 bewirkt eine Verschwenkung der Plattform 18 um die Achse 57. Die Position der Plattform 18 und ihre Orientierung wird vom Sensor 26 (Fig. 1) gefühlt, und die Sensorsignale, welche die Antennenorientierung repräsentieren, werden einer Steuerelektronik (nicht dargestellt) im Rumpf 20 des Raumfahrzeuges zugeführt. In bisherigen Fällen wurde der Sensor 26 direkt am Rumpf des Raumfahrzeuges befestigt und nicht an der abgesonderten Antennenplattform, wie es die Fig. 1 zeigt. Im vorliegenden Fall bestimmt also die Orientierung des Sensors 26 direkt die Orientierung des Antennenreflektors 12 und der Speiseeinrichtung 24 und nicht indirekt durch Fühlen der Orientierung des Raumfahrzeuges.

Im Zusammenhang mit der Verschwenkung der Plattform 18 um die Achse 57 (Fig. 2) sei angemerkt, daß das Gelenk 62 in der Praxis einen relativ kleinen Abstand vom Gelenk 56 hat. Daher wird ein Versuch, die Plattform 18 um die Achse 57 zu schwenken, in manchen Fällen dazu neigen, die Stange 54 verkürzen oder verlängern zu wollen. Dies ist aber wegen der relativ hohen Starrheit der Stütze 54 nicht möglich. Die Plattform 18 wird dann dazu neigen, sich leicht in anderen Richtungen zu bewegen. Wenn das Stellglied 74 die Plattform 18 angenommenerweise über einen Winkel von z. B. wenigen Graden um die Achse 57 schwenkt, dann beträgt die tatsächliche Verschiebung der Plattform 18 in den erwähnten anderen Richtungen beispielsweise nur wenige Tausendstel eines Zolls. Falls auch dies unerwünscht ist, kann in alternativer Ausführungsform das Gelenk 62 konzentrisch mit dem Gelenk 56 angeordnet werden, so daß beide Stützen 52 und 54 um denselben zentralen Schwerpunkt schwenken. So ist es z. B. möglich, das Gelenk 62 durch eine sphärisch gewölbte Manschette zu ersetzen, die gleitend um die Kugel des Gelenkes 56 gelegt ist, so daß diese Kugel als Auflager für beide Stützen 52 und 54 dient.

Bei einer anderen Ausführungsform kann anstelle der Stangen nach Fig. 2 eine nachgiebige Stützstruktur verwendet werden, wie es in den Fig. 4 und 5 veranschaulicht ist. Die Fig. 4 zeigt ein elastisches Stützelement 82 in Form eines I- Profilstückes mit zwei Flanken 84 und 86, die durch einen relativ dünnen aufrechtstehenden Mittelsteg 88 miteinander verbunden sind. Das Element 82 kann aus hochfestem Stahl bestehen, je nach den Umständen können jedoch auch andere Materialien verwendet werden. Bei der dargestellten Struktur erlaubt es die Flexibilität des Mittelsteges 88, daß die Flanken 84 und 86 relativ zueinander verschwenkt werden können und in Richtungen 94 relativ zueinander verschoben werden können. Der Mittelsteg 88 verhindert jedoch eine Verschiebung der Flanke 86 in den Y-Richtungen 96. Die Richtungen 92 und 94 sind senkrecht zueinander und zu den Richtungen 96.

Wie in Fig. 5 angedeutet, sind zwei elastische Stützen 82 auf der Plattform angeordnet. Die erste elastische Stütze befindet sich am Ort 82′ und die zweite elastische Stütze am Ort 82″. Die am Ort 82′ befestigte Stütze liegt so, daß ihr Mittelsteg 88 parallel zu den Richtungen 92′ verläuft, die den Richtungen 92 in Fig. 4 entsprechen. Die Richtungen 92′ sind senkrecht zu einer Linie 95, welche durch die am Ort 82′ befindliche Stütze 82 und durch das Zentrum des Kugelgelenkes 53 geht, welches durch den schwarzen Punkt in Fig. 4 angedeutet ist, der auch die Y-Achse symbolisiert. Die am Ort 82″ befindliche elastische Stütze ist so angeordnet, daß ihr Mittelsteg 88 (entspricht den Richtungen 92 in Fig. 4) parallel zu den Richtungen 92″ verläuft. Die Richtungen 92″ sind senkrecht zu einer Linie 97, die durch das Zentraum des Kugelgelenkes 53 (schwarzer Punkt in Fig. 5) geht. Die Linien 95 und 97 sind senkrecht zueinander. Die Linie 97 ist parallel zu der in Fig. 2 eingezeichneten Achse 57.

Infolge dieser beschriebenen Anordnung ist eine lineare Verschiebung der in Fig. 5 dargestellten Plattform 18 gegenüber dem Raumfahrzeug, mit dem die elastischen Stützen 82 an den Orten 82′ und 82″ verbunden sind, in keiner Richtung möglich. Wenn sich der Rumpf des Raumfahrzeuges z. B. ausdehnt, so daß eine dehnende Kraft zwischen dem Punkt 82″ und dem Kugelgelenk an der Y-Achse ausgeübt wird, dann biegt sich der Mittelsteg 88 (Fig. 4) der am Ort 82″ befindlichen Stütze 82. Das gleiche passiert mit der elastischen Stütze, die sich am Ort 82″ befindet. Dank der Anordnung nach Fig. 5 können also beliebige Dimensionsänderungen im Körper des Raumfahrzeuges auftreten, ohne daß die Plattform 18 verspannt oder verformt wird.

Die Materialien und die Konstruktionen, wie sie in der vorstehenden Beschreibung für den Reflektor 12 und die Plattform 18 beschrieben wurden, sind nur als Beispiel anzusehen und können auch anders sein. Wesentlich ist, daß die Strukturen die beschriebenen Funktionen erfüllen. Die Plattform 18 ist im wesentlichen ein thermisch stabiles und relativ steifes Element, dessen Verformung bei Temperaturänderungen vernachlässigbar ist. Die Koppelanordnung 22 verbindet die Plattform 18 mit einem Körper wie z. B. einem Raumschiff in verformungsentkoppelter Weise.

Claims (6)

1) Halterung einer Antenne an einem Rumpf eines Raumfahrzeugs mit einem Trägerelement, an dem ein Reflektor der Antenne und eine Speiseeinrichtung der Antenne in einer festen Lagebeziehung zueinander befestigt sind, und einer von mindestens drei Lagerpunkten des Rumpfes des Raumfahrzeugs zu mehreren Lagerpunkten des Trägerelementes verlaufenden Koppelanordnung, über welche das Trägerelement und die von dieser getragenen Antenne beweglich mit dem Rumpf des Raumfahrzeugs verbunden ist, dadurch gekennzeichnet, daß das Trägerelement (18) zur Aufrechterhaltung der Lagebeziehung zwischen Speiseeinrichtung (24) und Reflektor (12) bei - etwa durch temperaturbedingte Verformungen hervorgerufenen - Abstandsänderungen zwischen den Lagerpunkten (beispielsweise 27, 28) am Rumpf des Raumfahrzeugs eine größere Steifheit aufweist als der Rumpf des Raumfahrzeugs und frei ist von temperaturbedingten Veränderungen seiner Abmessungen, und daß die Koppelanordnung (22) bei Abstandsänderungen zwischen den Lagerpunkten des Rumpfes (20) des Raumfahrzeugs das Trägerelement (18) mit der Antenne relativ zum Rumpf des Raumfahrzeugs kippt.

2) Halterung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß aus Trägerelement (18) ein ebenflächiges Element ist, welches einen wabenartig ausgebildeten Kern (30) mit zwei Hauptflächen (32 und 34) aufweist, die mit verstärkenden Überzügen beschichtet sind.

3) Halterung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Kern (30) durch Bandmaterial aus Aluminium gebildet ist und daß jeder der Überzüge aus mehreren Schichten (z. B. 40, 42, 44) eines epoxyverstärkten Kohlenstoff-Fasermaterials besteht, die zusammen mit dem Kern einen Wärmedehnungskoeffizienten des Trägerelements (18) nahe Null ergeben.

4) Halterung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Koppelanordnung (22) das Trägerelement (18) mit dem verformbaren Rumpf (20) des Raumfahrzeugs an drei getrennten Stellen (27, 28, usw.) dieses Rumpfes verbindet und folgendes enthält:
eine an einer ersten Stelle befindliche erste Stütze (50), welche eine Verschiebung des Trägerelements (18) in einer beliebigen von drei orthogonalen Richtungen (X, Y, Z) hemmt;
eine an einer zweiten Stelle (28) befindliche zweiten Stütze (66), welche eine Verschiebung des Trägers (18) in derjenigen (Y) der drei orthogonalen Richtungen hemmt, die senkrecht zum Trägerelement weist;
eine an einer dritten Stelle (27) angreifende Anordnung dritter Stutzen (52, 54), die eine Verschiebung des Trägerelements (18) in derjenigen Richtung (60) hemmt, die senkrecht zur vorerwähnten Richtung (Y) und senkrecht zu einer durch die erste und der zweiten Stelle gehenden Linie (57) weist.

5) Halterung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß jede der ersten, zweiten und dritten Stützen eine Stange aufweist, deren eines Ende über ein Kugelgelenk mit dem Trägerelement (18) verbunden ist, und daß die Stangen jeder der zweiten und dritten Stützen über ein Kugelgelenk mit dem verformbaren Rumpf (20) verbunden sind.

6) Halterung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Stütze (66) eine Verstelleinrichtung (74) zum Ändern ihrer Länge enthält.