DE3611599A1 - Tragkonstruktion fuer ein raumfahrzeug - Google Patents

Description

RCA 80 495 Ks/Ri

U.S. Serial No. 720,94-1

Filed: April 8, 1985

RCA Corporation 201 Washington Road, Princeton, N₀J® (US'

Tragkonstruktion für ein Raumfahrzeug

Die Erfindung betrifft eine Gestellkonstruktion_f die sich zur Verwendung in einem Raumfahrzeug eignet, z„B, in einem erdumkreisenden Raumflugkörper«

Das Gestell eines Raumfahrzeugs trägt ein Triebwerk und Rückstoßdüsen, die zum Manövrieren des Raumfahrzeugs in der Umlaufbahn dienen, und außerdem die Nutzlast des Raumfahrzeugs. Die Nutzlast eines erdumkreisenäen Raumfahrzeugs enthält typischerweise relativ große Antennenreflektoren des Typs, wie sie in Nachrichtensatelliten verwendet werden, sowie Erdsensoren, Navigationssensoren und andere Einrichtungen für die genaue Orientierung des Fahrzeugs. Solche Einrichtungen erfordern eine starre Tragkonstruktion mit extrem stabilen Eigenschaften, um einer Reihe von umweltbedingten Belastungen zn widerstehen.

Während des Hochschießens beispielsweise muß das Raumfahrzeug den relativ hohen Belastungen standhalten, die sich durch die Abschußbeschleunigung ergeben_e Diese Belastungen werden hervorgerufen durch die Befestigi&ig des

relativ schweren Triebwerkes und der Nutzlast am Traggestell. Später in der Umlaufbahn ist die Konstruktion thermischen Wechselbeanspruchungen ausgesetzt, bei denen die Temperatur gewöhnlich in einem Bereich von mindestens +10O⁰C schwankt.

In der US-Patentschrift 4 009 851 ist eine Gestellkonstruktion für ein Raumfahrzeug beschrieben, die ein Blech aus einer Aluminiumlegierung aufweist, das durch Nietung, Schweißung oder auf andere Weise an einem Rand zusammengefügt ist, um einen langgestreckten zylindrischen Körper zu bilden. Der zylindrische Körper ist durch eine Vielzahl von Längsrippen versteift, die im Abstand und parallel zueinander um den Umfang des Zylinderkörpers verteilt angeordnet sind. Der Körper enthält ferner eine Vielzahl ringförmiger Versteifungsrippen.

Am unteren Ende des Zylinderkörpers ist ein kegelstumpfförmiger Körper befestigt, der ähnlich aufgebaut ist wie der Zylinder. Wie in der erwähnten Patentschrift beschrieben, hat der kegelstumpfförmige Körper ebenfalls eine Vielzahl längslaufender Rippen, die im Abstand zueinander um seine äußere Oberfläche verteilt angeordnet sind.

Die Rippen werden durch Nieten am zylindrischen und am kegelstumpfförmigen Körper festgehalten. Die Verwendung von Nieten zur Befestigung der Rippen am zylindrischen und am kegelstumpfförmigen Körper erfordert Flanschteile, an denen die Nieten befestigt werden. Solche !Flanschteile erhöhen das Gewicht der Konstruktion. Die in der erwähnten Patentschrift beschriebene Tragkonstruktion ist leichter als die bis dahin bekannten Strukturen. Es ist jedoch erwünscht, das Gewicht der Tragkonstruktion noch weiter zu verringern, um dafür mehr Nutzlast befördern zu können. Wenn das Gewicht der Tragkonstruktion kleiner wird, dann wird das Nutzlastgewicht für eine gegebene Größe des Raumfahrzeugs größer.

Eine erfindungsgemäße Gestellkonstruktion für ein Raumfahrzeug, welche die vorgenannte Aufgabe löst, ist im Patentanspruch 1 beschrieben. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.

Die erfindungsgemäße Konstruktion ist so ausgebildet, daß sie an einer Trägerrakete befestigt werden kamu Sie besteht aus einem rohrförmigen zylindrischen Gebilde raid einem rohrförmigen kegelstumpfförmigen Gebilde, das mit dem zylindrischen Gebilde verbunden ist und von diesem wegsteht. Die beiden Gebilde haben miteinander fluchtende Längsachsen. Sie sind so angelegt, daß sie die Nutzlast eines Raumfahrzeuges und ein Triebwerk aufnehmen können.

Gemäß der Erfindung ist die Konstruktion, die das zylindrische und das kegelstumpfförmige Gebilde enthält, zusammenhängend und besteht aus einem durchgehenden, homogenen Feingefüge, das aus verstärkenden Fasern in einem metallenen Grundmaterial gebildet ist. Das Feingefüge hat eine Wandstärke, die ausgehend von einem Minimum im Bereich desjenigen auslaufenden Endes des zylindrischen Gebildes, das dem kegelstumpfförmigen Gebilde abgewandt liegt, immer größer wird bis zu einem Maximum am auslaufenden Rand des kegelstumpfförmigen Gebildes, der dem zylindrischen Gebilde abgewandt liegt. Der Rand am Ende dickster Wandstärke des kegelstumpf förmigen Gebildes ist so ausgelegt, daß er an der Trägerrakete befestigt werden kann.

Die Erfindung wird nachstehend an einem Amsfütoungsbei- spiel anhand von Zeichnungen näher erläutert®

Fig. 1 ist eine auseinandergezogene isometrische Bar« stellung einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;

Pig. 2 ist sine Schnittansieht der bei der Ausführungsform nach Fig. 1 verwendeten Tragkonstruktion eines Raumfahrzeugs;

$ Figuren 3 und 4 sind Schnittansichten der Wandungen der Konstruktion nach Fig. 2 und zeigen detaillierter die mit den gestrichelten Linien 2 und 3 in Fig. umrahmten Bereiche;

Fig. 5 ist eine ausführlichere Schnittansicht des mit der gestrichelten Linie 5 in Fig. 2 umrahmten Bereichs, um die Befestigung der in Fig. 2 dargestellten Tragkonstruktion des Raumfahrzeugs an einer Trägerrakete zu veranschaulichen.

In der Fig. 1 ist ein Raumfahrzeug mit einer Tragkonstruktion 10 dargestellt, die einen Teil 12 in Form eines geraden Kreiszylinders aufweist. Zur Tragkonstruktion gehört ferner ein sich nach außen öffnender kegelstumpfförmiger Teil 14, der am zylindrischen Teil 12 angefügt ist und einstückig mit diesem ist. Die einstückige Tragkonstruktion ist ausführlicher in Fig. 2 dargestellt^ sie hat ähnlich wie die in der erwähnten Patentschrift gezeigte Konstruktion eine Längsachse 50» welche die miteinander fluchtenden Achsen der Teile 12 und 14 darstellt.

Die Fig. 2 offenbart, daß die Tragkonstruktion 10 ähnlich wie die in er erwähnten Patentschrift beschriebene Ausführungsform ringförmige innere Rippen oder versteifende flanschähnliche Ringe 16 und 24 enthält. Der Ring 16 hat eine äußere ebene Oberfläche 18, die koplanar mit dem Endrand 20 des zylindrischen Teils 12 ist. Die innere ringförmige Rippe bzw. der flanschähnliche Ring 24 befindet sich an einer inneren Oberfläche 22 des Teils 12.

Am Übergang zwischen dem Teil 12 und dem Teil 14 befindet sich eine äußere ringförmige Rippe oder flanschähnli-

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eher Ring 26. Am unteren Enärand des Teils 14 befinaet sich eine ringförmige versteifende Rippe oder flanschähnlicher Ring 30 mit einer äußeren ebenen Oberfläche

Die Teile 12 und 14 sowie die Ringe 16, 24_S 26 mid 30 bilden eine einstückige Struktur au3 einem homogenen Feingefüge, das aus einer verstärkenden Faser in einer Grund- oder Bettmasse aus Metall besteht. Ein solches Metallbett-Verbundmaterial, das im folgenden auch mit der gebräuchlichen Abkürzung MMG (Metal Matrix Composite) bezeichnet wird, bildet eine Struktur, die keine Nieten oder Schweißnähte zwischen irgendwelchen ihrer Elemente hat.

MMG ist ein Werkstoff aus irgendeiner Kombination eines Verstärkungsmaterials wie z.B. Fasern, Whiskerfäden oder sonstiger Makroteilchen und eines bindenden Metalls. Wenn in den Patentansprüchen der Ausdruck "Fasern" steht, dann seien damit genausogut auch die erwähnten (Whisker-) Fäden und Makroteilchen umfaßt.

Die Fasern können entweder kontinuierlich oder diskontinuierlich sein. Sogenanntes Stetigfaser-MMC benutzt kontinuierliche Fasern zur Verstärkung des Metalls· Die Eigenschaften von Stetigfaser-MMG sind richtungsabhängig und können nach bekannten Berechnungsregeln für die geweilige Mischung (Bettmasse/Verstärkung) relativ gut vorhergesagt werden. Sogenanntes Kurzfaser-MMO benutzt geschnittene, kurze Fasern, die durch das Metall aneinander gebunden sind. Die resultierenden Eigenschaften von Kurzfaser-MMC sind relativ isotropisch, jedoch, ist bei diesem Material die Verstärkung der Bettmasse geringer als bei Stetigfaser-MMG.

Typische Metalle, die als Bindemittel in MMG verwendet werden, sind Aluminium, Magnesium, Titan, Kupfer, Blei und Stahl. Typische Stetigfaser-Verstärkungen sind Graphit,

Siliziumkarbid, Bor, Borkarbid, Aluminiumoxid, Stahl und Wolfram. Typische Kurzfaser-Verstärkungen enthalten die vorstehend genannten Stetigfasern zerschnitten in kurze Stücke, Siliziumkarbid-Fäden, Siliziumkarbid- oder auch Aluminiumoxid- Makroteilchen. Diese Materialien sind ausführlicher z.B. in einer Veröffentlichung der Avco Corporation mit der Nummer 04-81-(Seitenzahl)- 2M beschrieben.

Bei der vorliegenden Ausführungsform besteht das MMC-Material aus Siliziumkarbid in einer Aluminium-Bettmasse. Siliziumkarbid-Materialien sind im Avco Catalog 0481-16-2M und 04-81-20-2M beschrieben. Wie dort erwähnt, hat Siliziumkarbid die Vorteile geringer Kosten, hoher Festigkeit, guter Hitzebeständigkeit bis 1200 C, geringer elektrischer Leitfähigkeit, Korrosionsfestigkeit und chemischer Stabilität sowie Benetzbarkeit für Metalle.

MMC-Bauteile mit Aluminium-Bettmasse werden dirch Gießen und Warmformgebung in Verfahren hergestellt, die als isostatisches Heißpressen bekannt sind und weiter unten noch beschrieben werden. Mechanische Eigenschaften eines MMC, das aus Siliziumkarbid-Makroteilchen in Verbindung mit Aluminium besteht und von der DWA Corporation hergestellt wird, sind in der Tabelle 1 eines Artikels aufgeführt, der unter dem Titel "Results of Recent MMC Joining Investigations" in der Veröffentlichung DOD Metal Matrix Composites Information Analysis Center-Current Highlights, September 1983, Band 3, Nr. 3 erschienen ist, ferner in einem Bericht der Firma Rockwell International vom November 1980 mit dem Titel "Metal-Matrix Composites Application/Payoff for High-Performance Aircraft Airframes" (Report Nr. AFWAL-TR-81-3018). Dieser Bericht, der eine Übersicht über Lieferanten von MMC-Material und über die veröffentlichte Literatur enthält, bringt eine Zusammenstellung von physikalischen Eigenschaften, Daten und Kosten, wie sie bei der Entwicklung von Konstruktionen mit MMC-Materialien zu berücksichtigen sind. - 9 -

Die Konstruktion nach Fig. 2 kann aus Siliziumfcarbid-Makroteilchen in AL bestehen (T6Q61) mit einem Faser-Volumenanteil von etwa 25$ und einer Porosität von weniger als 1#. Es stehen mehrere bekannte Verfahren zur Auswahl, um die Konstruktion herzustellen. Die Teile 12 und 14 können gemeinsam als zusammenhängendes Stück geformt werden, sie können aber auch getrennt hergestellt und anschließend miteinander verbunden werden₉ wie es weiter unten beschrieben wird.

Bei dem oben erwähnten isostatischen Heißpressen werden das pulverisierte Metall und das aus Makroteilchen bestehende Verstärkungsmaterial zunächst gründlich miteinander vermischt (um die Teilchen gleichmäßig im Metallpulver zu verteilen), und dann werden die gemischten Komponenten bei erhöhten Temperaturen in einer Form unter hohem Druck komprimiert, um einen Rohling mit groben Abmessungen zu erhalten. Die Form kann beispielsweise aus einem inneren Werkzeugteil und einem beweglichen äußeren Werkzeugteil bestehen. Der Hohlraum zwischen den Werkzeugteilen definiert die Form des Rohlings. Die Mischung aus Verstärkungsmaterial und Metallpulver wird in den Hohlraum zwischen den Werkzeugteilen gebracht. Die Temperatur wird erhöht, und der äußere Werkseugteil wird radial nach innen bewegt, um die Mischung aus Verstärkungsmaterial und Metall zu komprimieren. Durch die Wärme und den Druck schmilzt das Metallpulver. Wach dem Abkühlen werden die Werkzeugteile voneinander getrennt, und der MMO-Rohling wird losgelöst. Einzelne Elemente aus MMC können an diesem Rohling in einem bekannten Diffusionsprozeß befestigt werden oder gemeinsam mit dem Rohling geformt werden.

Das isostatische Heißpressen verdichtet die aus den verstärkenden Fasern und dem Metall bestehende Pulvermischung unter extrem hohen Drücken, bis die Bestandteile die Gestalt und Beschaffenheit des Rohlings bilden. Dies ist

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25.B. in einer Veröffentlichung der PMI Corporation beschrieben, und zwar für Siliziumkarbid-Verbundmaterialien, deren Bettmasse aus Aluminiumpulver gebildet ist.

Bei der Herstellung der Konstruktion nach Fig. 2 können der obere, zylindrische Teil und der untere, kegelstumpfförmige Teil getrennt voneinander gebildet werden. Die Teile werden dann anschließend durch sogenannte "Inertia"-Schweißung zusammengefügt. Hierbei handelt es sich um ein Verfahren, bei dem das Feingefüge der Verbindung zwischen dem kegelstumpfförmigen Teil und dem kreiszylindrischen Teil gleichförmig mit dem übrigen Material gemacht wird. Die Schweißverbindung läßt sich dann im Feingefüge nicht mehr gesondert identifizieren, das Gefüge ist praktisch homogen. Das genannte Inertia-Schweißverfahren ist Eigentum der DWA Corporation of Chatsworth, California.

Die oben beschriebene MMC-Konstruktion hat Übermaß und wird, einschließlich der Ringe, auf die endgültigen Abmessungen des Fertigproduktes abgespant.

Die resultierende MMC-Konstruktion ist wegen der gleichmäßigen Verteilung der verstärkenden Makroteilchen oder Fasern in der Metall-Bettmasse quasi-isotropisch. Der Ausdruck "quasi-isotropisch" bezieht sich auf alle Elemente der Struktur, die in einem Bereich enthalten sind. Innerhalb dieses Bereichs sind alle mit Ausnahme eines Elementes radial in Winkelsegmenten um das besagte eine Element angeordnet. Mit "quasi-isotropisch" ist gemeint, daß alle Elemente im Bereich gleichmäßig auf irgendeine einwirkende mechanische oder thermische Belastung ansprechen. So sind z.B. die thermischen Ausdehnungen und Kontraktionen, die aufgrund eines gegebenen, am Material einwirkenden Wärmegradienten auftreten, über die Struktur gleichmäßig. Diese quasi-isotropische Eigenschaft hält wärmebedingte Spannungen und resultierende Formänderungen der Struktur beim Vorhandensein großer Temperaturausschläge minimal. - ι*} _.

Die an der Konstruktion 10 befestigten Nutzlasten, Triebwerke usw. sind in Fig. 1 dargestellt. Am Teil 12 sind mehrere lamellenähnliche Spanten 4-2, 44, 4-6 und 4-8 befestigt, die parallel zur Längsachse 50 ausgerichtet sind. Die Ebene der Spanten 4-2 und 4-6 kann rechtwinklig zur Ebene der Spanten 4-4- und 4-8 sein. Die Spanten 4-4- und 4-8 sind koplanar, und die Spanten 4-2 und 4-6 können in beabstandeten Ebenen versetzt gegenüber der Achse 50 liegen. An den Spanten ist eine Verstrebung 52 befestiggt, die Treibstofftanks 54· an der Tragkonstruktion 10 festhält.

Gemäß der Fig. 1 ist eine Antenne 38 an einer ebenen Platte 4-0 befestigt. Diese Platte ist ihrerseits am Ring 16 an der Oberfläche 18 befestigt. Eine zweite ebene Platte 60 wird am Eing 26 parallel zur Platte 4-0 festgehalten. Weitere Platten 62, 64-, 66 und 68 sind an jeweils zugeordneten Exemplaren der Spanten 4-4-, 4-2, 4-8 und 4-6 und an jeweils anstoßenden Rändern der jeweiligen Nachbarplatten befestigt. So hängt z.B. dis Platte 64- an dem der Achse 50 abgewandten Rand des Spants 4-2, und ihre Ränder hängen an den jeweils parallel dazu laufenden anstoßenden Rändern der Platten 4-0, 60, 62 und 66. Die Platte 66 ist parallel zur Platte 62 und am Spant 4-8 sowie an den Platten 4-0, 60, 64 und 68 befestigt. Die Platte 68 hängt am Spant 4-6 und an den Platten 4-0, 60, 62 und 66. Die resultierende Struktur ist ortho-rhombisch. Eine solche Struktur ist ausführlicher in der oben erwähnten US-Patentschrift 4- 009 851 beschrieben.

An den verschiedenen Platten sind Nutzlastelemente befestigt. So trägt die Platte 62 beispielsweise Elemente, die mit 70 bezeichnet sind. Außerdem sind zusammengefaltete und ausstreckbare Solarzellea-Tafeln 72 und 74-über Gestänge an der Tragkonstruktion 10 befestigt, wie es ausführlicher in der erwähnten Patentschrift beschrieben ist. Am inneren Ring 24· der Konstruktion 10 (vgl.

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Pig. 2) ist ein Rückstoßmotor 76 CE¹Ig. 1) befestigt, der das Apogäumstriebwerk darstellt. Das Apogäumstriebwerk 76 befindet sich vollständig innerhalb der Tragkonstruktion 10.
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Wie in Fig. 2 gezeigt, ist die Tragkonstruktion 10 während der Abschußphase an einer Trägerrakete 32 (gestrichelt angedeutet) befestigt. Es sei angenommen, daß die Trägerrakete 32 in einer Richtung 34- vorwärtsgetrieben wird, die entgegengesetzt zur Richtung 34·' der Schwerkraft ist. Die Konstruktion 10 sitzt mit der Oberfläche 36 ihres Teils 14· auf der Trägerrakete. Infolge Beschleunigung werden von der Trägerrakete Kräfte F in der Richtung 34· auf die Konstruktion 10 ausgeübt, die auf den kegelstumpfförmigen Teil 14 einwirken und an dessen Oberfläche 36 angreifen. Der Angriff der Kräfte F verteilt sich gleichmäßig um den Teil 14 und wirkt auf den Ring 30. Die Kräfte F verursachen Reaktionskräfte F¹, die in der Richtung 34·· entgegengesetzt zur Richtung 34- wirken und proportional zu den Massen der Konstruktion 10 und der daran befestigten Elemente sind, zu denen die Nutzlast, der Rückstoßmotor bzw. das Triebwerk und anderes Zubehör zählen.

Alle Elemente, die vorstehend in Verbindung mit Fig. 1 beschrieben worden sind und an der Tragkonstruktion 10 befestigt sind, üben eine Anzahl verschiedener Reaktionskräfte auf die Konstruktion 10 aus, wenn die Trägerrakete in der Richtung 34- beschleunigt wird. Die Reaktionskräfte F¹ mit dem höchsten Wert beispielsweise werden am Ring 30 auf die Konstruktion 10 ausgeübt und auf die Trägerrakete 32 übertragen. An verschiedenen Orten längs der Länge der Konstruktion werden unterschiedliche Reaktion skräfte ausgeübt, die zwangsläufig umso stärker sind, je kleiner der Abstand des betreffenden Ortes an der Konstruktion 10 von der Trägerrakete 32 ist. Das heißt, der Ring 30 und der diesem Ring benachbarte Abschnitt des

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Teils 14 absorbiert und überträgt die Gesamtheit der Belastung, die von den durch die Abschußbeschleimigtmg erzeugten Kräften I" aller an der Konstruktion befestigten Elemente 10 verursacht wird. Im Vergleich dazu sind die auf den Ring 16 wirkenden Reaktionskräfte F" minimal. Dies ist deswegen so, weil am Ring 16 im Vergleich zum übrigen Teil der Konstruktion 10 die Reaktionskräfte der geringsten Anzahl an Anhängseln angreifen. Die sich durch die Abschußbeschleunigung ergebenden Belastungen der Konstruktion 10 wachsen also in der Richtung 34' auf ein Maximum am Ring 30.

Ein einzigartiges Merkmal der hier beschriebenen Konstruktion besteht darin, daß sie keine vertikalen Versteifungsrippen aufweist, wie sie in der Konstruktion nach der oben erwähnten US-Patentschrift 4 009 851 enthalten sind. Um der Konstruktion 10 nach !Fig. 2 zusätzliche Steifigkeit zu verleihen und einen Ausgleich dafür zu schaffen, daß die infolge der Abschußkräfte P auf die Konstruktion 10 wirkenden Belastungskräfte am Ring 16 minimale Stärke und am Ring 30 maximale Stärke haben, sind die Wände der Teile 12 und 14 von einer sich graduell ändernden V;andstörke. Die Wände sind am dünnsten am Teil 12 nahe dem Ring 16 und am dicksten am Teil 14 nahe dem Ring 30« Die graduell bemessene Wandstärke gibt der Konstruktion 10 genügende Steifigkeit und trägt dem Umstand Rechnung, daß sich die Belastung in der Richtung 34' entlang der Länge der Konstruktion 10 erhöht. Das heißt, so wie die Belastung der Konstruktion 10 mit zunehmender Nähe zur Trägerrakete, an der die Konstruktion 10 befestigt ist, immer stärker wird, erhöht sich auch die Wandstärke der Konstruktion, um der stärker werdenden Belastung Rechnung zu tragen.

Wie z.B. in der Fig. 3 gezeigt, ist die Wandstärke t^ des Teils 12 an einem Ort nahe dem Ring 16 am kleinsten und kann dort irgendeinen Wert haben, der in Übereinstimmung

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mit den gegebenen Belastungs- und Baumerkmalen einer gegebenen Raumfahrzeugkonstruktion gewählt ist und natürlich von der Anzahl der Elemente abhängt, die nahe dem Ring 16 an der Konstruktion 10 befestigt sind. Die Wandstärke des zylindrischen Teils 12 nimmt allmählich zu, bis sie nahe am Ring 26 einen Wert ^2 erreicht, der größer ist als der Wert t^. Im sich anschließenden Teil 14· erhöht sich, wie in Pig. 4· zu erkennen, die Wandstärke weiter bis auf eine Dicke t^ nahe dem Ring 30, wo die Wandstärke ein Maximum ist. Die tatsächlichen Werte aller Wandstärken t^-t^ hängt von der Jeweils gegebenen Ausführungsform ab.

Ein wichtiger Gesichtspunkt ist, daß das Feingefüge (Mikrostruktur) in allen Wänden und Ringen gleichmäßig und homogen ist und an den Verbindungen oder Übergängen zwischen den genannten Teilen keine UnStetigkeiten hat. Es werden weder Nieten noch andere fremde Befestigungselemente verwendet, um die Ringe 16, 24·, 26 und 30 am rohrförmigen Teil der Konstruktion 10 zu befestigen. Die graduell unterschiedliche Wandstärke gestattet es, mit einem Minimum an Material in der Konstruktion 10 auszukommen, wodurch das Gewicht der Konstruktion minimiert wird und gleichzeitig ihre Festigkeit maximiert werden kann. Zum Vergleich sei erwähnt, daß eine Konstruktion, wie sie in der oben erwähnten US-Patentschrift beschrieben ist und die aus Aluminiummaterial besteht, ein Gewicht von 38 kg haben kann, während eine gemäß der Erfindung aufgebaute Konstruktion mit einem Kern aus Siliziumkarbid in Aluminium-Bettmasse und ähnlichen Abmessungen ein Gesamtgewicht von etwa 28 kg hat, wenn man Aluminium T6061 benutzt, oder ein Gesamtgewicht von 26 kg, wenn man Aluminium T2024- benutzt. Die speziellen Orte und die Anzahl der Ringe in der hier beschriebenen Konstruktion gelten für den Fall, daß diese Konstruktion in einem Raumfahrzeug verwendet wird, wie es als Beispiel in Fig. 1 dargestellt ist. Die erwähnten Ringe dienen sowohl als

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Versteifungsrippen wie auch als Mittel zur Befestigung der Platten 40 und 60 und des Apogaumstriebwerkes 76. Die graduelle Wandstärke berücksichtigt die unterschiedliche Verteilung der Abschußkräfte in der Konstruktion und gewährleistet gleichzeitig, daß die Steifigkeit der sich aus Zylinder und Kegelstumpf zusammensetzenden Gesamtkonstruktion die an ein Raumfahrzeug gestellten Anforderungen erfüllt. Wie in den Figuren 4- und 5 gezeigt, hat der Ring 30 am unteren Ende des Teils 12 eine Ringnut 82. Me Trägerrakete 32 hat ebenfalls eine Ringnut 84, die der Ringnut 82 zugewandt ist. In dem durch die Nuten gebildeten Raum befindet sich ein Abstoßmechanismus 86, wie schematisch in der Fig. 5 gezeigt. Die Einzelheiten des Abstoßmechanismus sind allgemein bekannt und brauchen hier nicht beschrieben zu werden. Der Mechanismus kann beispielsweise aus federbelasteten Stäben oder ähnlichen kraftausübenden Elementen bestehen, um zum passenden Zeitpunkt während der Abschußphase die Raumfahrzeugkonstruktion und die daran befestigten Elemente in der Richtung 90 von der Trägerrakete 32 wegzustoßen.

Eine Umklammerung 92, die ebenfalls schematisch dargestellt ist, kann durch eine pyrotechnische Einrichtung (nicht gezeigt) oder andere Entriegelungsmeehanismen gelöst werden. Die Konstruktion 10 wird dann infolge der vom Abstoßmechanismus 86 ausgeübten Kräfte in der Richtung 90 von der Trägerrakete 32 abgetrennt. Der Ring 30 hat somit die zusätzliche Funktion, den Basisabschnitt des kegelstumpfförmigen Teils 12 für die Aufnahme der Ab-Stoßkräfte zu verstärken.

Bei der hier beschriebenen Ausführungsform ist der zylindrische Teil 12 ein gerader Kreiszylinder. Er kann jedoch auch eine leicht konische Form haben, bei ι%·sicher der Iniiendurchmesser, z.B. der Durchmesser nahe dem Ring 16, kleiner ist als der Innendurchmesser am Ring 26, so daß der Teil 12 eine leicht kegelstumpfförmige Gestalt hat. Auch eine

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solche Form sei durch den in den Patentansprüchen verwendeten Ausdruck "rohrförmiges zylindrisches Gebilde" mit umfaßt. Ob der zylindrische Teil 12 einen geraden Kreiszylinder oder ein leicht kegelstumpfförmiges Gebilde darstellt ist nicht so wichtig wie die sich gleichförmig verdickende Struktur der kombinierten Wände der Teile und 14, deren Wandstärke mit zunehmender Nahe zur Berührungsfläche der Konstruktion 10 mit der Trägerrakete 32 zunimmt.

Die spezielle Bemessung der Dicke der Wände oder die speziellen Materialien in einer Metallbett-Verbundstruktur sind nicht so wichtig wie die Verwendung eines Verbundmaterials mit Metallbett. Dieses Material wird so gestaltet, daß es ein gleichmäßiges homogenes Feingefüge einschließlich der ringförmigen Rippen bildet. Diese homogene Struktur vermeidet die Verwendung zusätzlicher Nieten, Flansche oder anderer Elemente, um die verschiedenen Bauteile zusammenzuhalten. Das Verbundmaterial mit Metallbett führt zu einer Eaumfahrzeugkonstruktion, die minimales Gewicht und maximale Festigkeit hat, sich bei thermischer Wechselbeanspruchung nur minimal verformt und auch aufgrund einwirkender Kräfte während des Abschusses und im Umlauf geringstmögliche Formänderungen erfährt. Das MMC-Material gibt der Konstruktion auch die Fähigkeit, höheren Temperaturen zu widerstehen, als es mit herkömmlichen Metallen möglich wäre. Solche hohen Temperaturen können unter gewissen Bedingungen durch Wärmeaufnahme vom Apogäumstriebwerk her entstehen (Wärmerücksaugung) und durch Raumstrahlung.

Claims (4)

Patentan sprüche

1. Tragkonstruktion für ein Raumfahrzeug, das zur Befestigung an einem Trägerfahrzeug ausgebildet ist, bestehend aus einem rohrförmigen zylindrischen Gebilde und einem rohrförmigen kegelstumpfförmigen Gebilde, das sich von einem Ende des zylindrischen Gebildes aus erstreckt und dessen Längsachse mit der Längsachse des zylindrischen Gebildes fluchtet, wobei die beiden Gebilde zur Aufnahme der Nutzlast und des Triebwerks des Raumfahrzeuges ausgelegt sind, dadurch gekennzeichnet,

daß die beiden Gebilde (12 und 14) ein kontinuierliches, homogenes Feingefüge haben, das aus verstärkenden Fasern in einer Metall-Bettmasse besteht, und daß das Feingefüge eine Wandstärke hat, die von einem, dem kegelstumpfförmigen Gebilde (14) abgewandten Ende des zylindrischen Gebildes (12) zu einem dem zy-

lindrischen Gebilde abgewandten auslauf enden Rand des kegelstumpfförmigen Gebildes Mn zunimmt, wobei der Rand, an dem die Wandstärke am größten ist, zur Befestigung am Trägerfahrzeug (32) ausgelegt ist.

2. Konstruktion nach. Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sie einen oder mehrere Ringglieder (16, 24-, 26, 30) enthält, die von der Oberfläche mindestens eines der Gebilde abstehen, und daß jedes dieser Ringglieder

Teil des homogenen Feingefüges ist.

3. Konstruktion nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß sie an dem Trägerfahrzeug (32) über eines der
Ringglieder (30) befestigbar ist, das an dem erwähnten geöffneten Ende des kegelstumpfförmigen Gebildes (14) geformt ist, so daß es von der äußeren Oberfläche des kegelstumpfförmigen Gebildes absteht und eine Oberfläche (28) für die Anlage am Trägerfahrzeug bildet.

P₀

4. Konstruktion nach einem der Ansprüche 1, 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß das homogene Feingefüge aus einem verstärkenden Material aus SiC-Makroteilchen
in einer Bettmasse aus Aluminium besteht.

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