DE3611599C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE3611599C2 DE3611599C2 DE3611599A DE3611599A DE3611599C2 DE 3611599 C2 DE3611599 C2 DE 3611599C2 DE 3611599 A DE3611599 A DE 3611599A DE 3611599 A DE3611599 A DE 3611599A DE 3611599 C2 DE3611599 C2 DE 3611599C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- construction
- frustoconical
- cylindrical
- spacecraft
- ring
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 42
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 18
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 18
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 9
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims description 9
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 claims description 3
- 239000012779 reinforcing material Substances 0.000 claims description 2
- 239000011156 metal matrix composite Substances 0.000 description 21
- 239000000463 material Substances 0.000 description 18
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 16
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 9
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 7
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 4
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 3
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 3
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 238000007731 hot pressing Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 108090000623 proteins and genes Proteins 0.000 description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 2
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052580 B4C Inorganic materials 0.000 description 1
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 101100400378 Mus musculus Marveld2 gene Proteins 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 description 1
- INAHAJYZKVIDIZ-UHFFFAOYSA-N boron carbide Chemical compound B12B3B4C32B41 INAHAJYZKVIDIZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 150000001768 cations Chemical class 0.000 description 1
- 230000001427 coherent effect Effects 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000001513 hot isostatic pressing Methods 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
- 230000000155 isotopic effect Effects 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- 239000011133 lead Substances 0.000 description 1
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 description 1
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 239000000155 melt Substances 0.000 description 1
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 239000012255 powdered metal Substances 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000001846 repelling effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
- 238000005382 thermal cycling Methods 0.000 description 1
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- 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
- B64G1/223—Modular spacecraft systems
-
- 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
-
- 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
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
Description
Die Erfindung betrifft eine Tragkonstruktion, 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 erdumkreisenden Raum
fahrzeugs enthält typischerweise relativ große Antennen
reflektoren 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 zu wider
stehen.
Während des Hochschießens beispielsweise muß das Raum
fahrzeug den relativ hohen Belastungen standhalten, die
sich durch die Abschußbeschleunigung ergeben. Diese Be
lastungen werden hervorgerufen durch die Befestigung des
relativ schweren Triebwerkes und der Nutzlast am Trag
gestell. Später in der Umlaufbahn ist die Konstruktion
thermischen Wechselbeanspruchungen ausgesetzt, bei denen
die Temperatur gewöhnlich in einem Bereich von mindestens
±100°C schwankt.
In der US-Patentschrift 40 09 851 ist eine Gestellkon
strktion für ein Raumfahrzeug beschrieben, die ein Blech
aus einer Aluminiumlegierung aufweist, das durch Nietung,
Schweißung oder auf andere Weise an einem Rand zusammen
gefügt ist, um einen langgestreckten zylindrischen Körper
zu bilden. Der zylindrische Körper ist durch eine Viel
zahl von Längsrippen versteift, die im Abstand und pa
rallel zueinander um den Umfang des Zylinderkörpers ver
teilt angeordnet sind. Der Körper enthält ferner eine
Vielzahl ringförmiger Versteifungsrippen.
Am unteren Ende des Zylinderkörpers ist ein kegelstumpf
förmiger Körper befestigt, der ähnlich aufgebaut ist wie
der Zylinder. Wie in der erwähnten Patentschrift beschrie
ben, hat der kegelstumpfförmige Körper ebenfalls eine
Vielzahl längslaufender Rippen, die im Abstand zueinan
der 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 erwähn
ten Patentschrift beschriebene Tragkonstruktion ist leich
ter als die bis dahin bekannten Strukturen. Es ist jedoch
erwünscht, das Gewicht der Tragkonstruktion noch weiter
zu verringern, um dafür mehr Nutzlast befördern zu kön
nen. Wenn das Gewicht der Tragkonstruktion kleiner wird,
dann wird das Nutzlastgewicht für eine gegebene Größe des
Raumfahrzeugs größer.
Eine erfindungsgemäße Gestellkonstruktion für ein Raum
fahrzeug, welche die vorgenannte Aufgabe löst, ist im
Patentanspruch 1 beschrieben. Vorteilhafte Ausgestaltun
gen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekenn
zeichnet.
Die erfindungsgemäße Konstruktion ist so ausgebildet, daß
sie an einer Trägerrakete befestigt werden kann. Sie be
steht aus einem rohrförmigen zylindrischen Gebilde und
einem rohrförmigen kegelstumpfförmigen Gebilde, das mit
dem zylindrischen Gebilde verbunden ist und von diesem
wegsteht. Die beiden Gebilde haben miteinander fluch
tende Längsachsen. Sie sind so angelegt, daß sie die Nutz
last eines Raumfahrzeuges und ein Triebwerk aufnehmen kön
nen.
Gemäß der Erfindung bilden das zylindri
sche und das kegelstumpfförmige Gebilde einen einheitlichen Körper
mit durchgehend stetigem, homogenem
Feingefüge, bestehend aus verstärkenden Fasern oder Teilchen
in einer Metall-Bettmasse. Der einheitliche Körper 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 Ge
bilde abgewandt liegt. Der Rand am Ende dickster Wand
stärke des kegelstumpfförmigen Gebildes ist so ausgelegt,
daß er an der Trägerrakete befestigt werden kann.
Die Erfindung wird nachstehend an einem Ausführungsbei
spiel anhand von Zeichnungen näher erläutert.
Fig. 1 ist eine auseinandergezogene isometrische Dar
stellung einer Ausführungsform der vorliegenden
Erfindung;
Fig. 2 ist eine Schnittansicht der bei der Ausführungs
form nach Fig. 1 verwendeten Tragkonstruktion
eines Raumfahrzeugs;
Fig. 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. 2
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 dar
gestellten Tragkonstruktion des Raumfahrzeugs
an einer Trägerrakete zu veranschaulichen.
In der Fig. 1 ist ein Raumfahrzeug mit einer Tragkonstruk
tion 10 dargestellt, die einen Teil 12 in Form eines ge
raden Kreiszylinders aufweist. Zur Tragkonstruktion ge
hört ferner ein sich nach außen öffnender kegelstumpf
förmiger Teil 14, der am zylindrischen Teil 12 angefügt
ist und einstückig mit diesem ist. Die einstückige Trag
konstruktion ist ausführlicher in Fig. 2 dargestellt, sie
hat ähnlich wie die in der erwähnten Patentschrift gezeig
te Konstruktion eine Längsachse 50, welche die miteinan
der fluchtenden Achsen der Teile 12 und 14 darstellt.
Die Fig. 2 offenbart, daß die Tragkonstruktion 10 ähn
lich wie die in der erwähnten Patentschrift beschriebene
Ausführungsform ringförmige innere Rippen oder verstei
fende 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 befin
det sich an einer inneren Oberfläche 22 des Teils 12.
Am Übergang zwischen dem Teil 12 und dem Teil 14 befin
det sich eine äußere ringförmige Rippe oder flanschähnli
cher Ring 26. Am unteren Endrand des Teils 14 befindet
sich eine ringförmige versteifende Rippe oder flansch
ähnlicher Ring 30 mit einer äußeren ebenen Oberfläche 28.
Die Teile 12 und 14 sowie die Ringe 16, 24, 26 und 30
bilden eine einstückige Struktur aus 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 MMC (Metal Matrix Composite)
bezeichnet wird, bildet eine Struktur, die keine Nieten
oder Schweißnähte zwischen irgendwelchen ihrer Elemente
hat.
MMC 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 diskon
tinuierlich sein. Sogenanntes Stetigfaser-MMC benutzt
kontinuierliche Fasern zur Verstärkung des Metalls. Die
Eigenschaften von Stetigfaser-MMC sind richtungsabhängig
und können nach bekannten Berechnungsregeln für die je
weilige Mischung (Bettmasse/Verstärkung) relativ gut vor
hergesagt werden. Sogenanntes Kurzfaser-MMC benutzt ge
schnittene, kurze Fasern, die durch das Metall aneinan
der gebunden sind. Die resultierenden Eigenschaften von
Kurzfaser-MMC sind relativ isotopisch, jedoch ist bei
diesem Material die Verstärkung der Bettmasse geringer
als bei Stetigfaser-MMC.
Typische Metalle, die als Bindemittel in MMC 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 0481-(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 0481-20-2M beschrieben. Wie dort erwähnt, hat Si
liziumkarbid die Vorteile geringer Kosten, hoher Festig
keit, guter Hitzebeständigkeit bis 1200°C, geringer elek
trischer Leitfähigkeit, Korrosionsfestigkeit und chemi
scher Stabilität sowie Benetzbarkeit für Metalle.
MMC-Bauteile mit Aluminium-Bettmasse werden durch Gießen
und Warmformgebung in Verfahren hergestellt, die als iso
statisches 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 Investi
gations" in der Veröffentlichung DOD Metal Matrix Compo
sites Information Analysis Center-Current Highlights,
September 1983, Band 3, Nr. 3 erschienen ist, ferner in
einem Bericht der Firma Rockwell International vom Novem
ber 1980 mit dem Titel "Metal-Matrix Composites Appli
cation/Payoff for High-Performance Aircraft Airframes"
(Report Nr. AFWAL-TR-81-3018). Dieser Bereicht, der eine
Übersicht über Lieferanten von MMC-Material und über die
veröffentlichte Literatur enthält, bringt eine Zusammen
stellung von physikalischen Eigenschaften, Daten und
Kosten, wie sie bei der Entwicklung von Konstruktionen
mit MMC-Materialien zu berücksichtigen sind.
Die Konstruktion nach Fig. 2 kann aus Siliziumkarbid-
Makroteilchen in AL bestehen (T6061) mit einem Faser-
Volumenanteil von etwa 25% und einer Porosität von weni
ger als 1%. Es stehen mehrere bekannte Verfahren zur Aus
wahl, 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 werden, wie es wei
ter unten beschrieben wird.
Bei dem obenerwähnten isostatischen Heißpressen werden
das pulverisierte Metall und das aus Makroteilchen be
stehende Verstärkungsmaterial zunächst gründlich mit
einander vermischt (um die Teilchen gleichmäßig im Me
tallpulver zu verteilen), und dann werden die gemischten
Komponenten bei erhöhten Temperaturen in einer Form un
ter hohem Druck komprimiert, um einen Rohling mit groben
Abmessungen zu erhalten. Die Form kann beispielsweise
aus einem inneren Werkzeugteil und einem beweglichen äuße
ren Werkzeugteil bestehen. Der Hohlraum zwischen den Werk
zeugteilen definiert die Form des Rohlings. Die Mischung
aus Verstärkungsmaterial und Metallpulver wird in den
Hohlraum zwischen den Werkzeugteilen gebracht. Die Tem
peratur wird erhöht, und der äußere Werkzeugteil wird ra
dial nach innen bewegt, um die Mischung aus Verstärkungs
material und Metall zu komprimieren. Durch die Wärme und
den Druck schmilzt das Metallpulver. Nach dem Abkühlen
werden die Werkzeugteile voneinander getrennt, und der
MMC-Rohling wird losgelöst. Einzelne Elemente aus MMC
können an diesem Rohling in einem bekannten Diffusions
prozeß befestigt werden oder gemeinsam mit dem Rohling
geformt werden.
Das isostatische Heißpressen verdichtet die aus den ver
stärkenden Fasern und dem Metall bestehende Pulvermischung
unter extrem hohen Drücken, bis die Bestandteile die Ge
stalt und Beschaffenheit des Rohlings bilden. Dies ist
z. B. in einer Veröffentlichung der FMI Corporation be
schrieben, 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, kegelstumpf
förmige 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 Eigen
tum der DWA Corporation of Chatsworth, California.
Die oben beschriebene MMC-Konstruktion hat Übermaß und
wird, einschließlich der Ringe, auf die endgültigen Ab
messungen des Fertigproduktes abgespant.
Die resultierende MMC-Konstruktion ist wegen der gleich
mäßigen Verteilung der verstärkenden Makroteilchen oder
Fasern in der Metall-Bettmasse quasi-isotropisch. Der
Ausdruck "quasi-isotropisch" bezieht sich auf alle Ele
mente 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 an
sprechen. 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 Temperaturausschlä
ge minimal.
Die an der Konstruktion 10 befestigten Nutzlasten, Trieb
werke usw. sind in Fig. 1 dargestellt. Am Teil 12 sind
mehrere lamellenähnliche Spanten 42, 44, 46 und 48 be
festigt, die parallel zur Längsachse 50 ausgerichtet
sind. Die Ebene der Spanten 42 und 46 kann rechtwinklig
zur Ebene der Spanten 44 und 48 sein. Die Spanten 44 und
48 sind koplanar, und die Spanten 42 und 46 können in
beabstandeten Ebenen versetzt gegenüber der Achse 50 lie
gen. An den Spanten ist eine Verstrebung 52 befestigt,
die Treibstofftanks 54 an der Tragkonstruktion 10 fest
hält.
Gemäß der Fig. 1 ist eine Antenne 38 an einer ebenen Plat
te 40 befestigt. Diese Platte ist ihrerseits am Ring 16
an der Oberfläche 18 befestigt. Eine zweite ebene Platte
60 wird am Ring 26 parallel zur Platte 40 festgehalten.
Weitere Platten 62, 64, 66 und 68 sind in jeweils zuge
ordneten Exemplaren der Spanten 44, 42, 48 und 46 und
an jeweils anstoßenden Rändern der jeweiligen Nachbar
platten befestigt. So hängt z. B. die Platte 64 an dem
der Achse 50 abgewandten Rand des Spants 42, und ihre
Ränder hängen an den jeweils parallel dazu laufenden
anstoßenden Rändern der Platten 40, 60, 62 und 66. Die
Platte 66 ist parallel zur Platte 62 und am Spant 48
sowie an den Platten 40, 60, 64 und 68 befestigt. Die
Platte 68 hängt am Spant 46 und an den Platten 40, 60,
62 und 66. Die resultierende Struktur ist ortho-rhom
bisch. Eine solche Struktur ist ausführlicher in der
obenerwähnten US-Patentschrift 40 09 851 beschrieben.
An den verschiedenen Platten sind Nutzlastelemente be
festigt. So trägt die Platte 62 beispielsweise Elemente,
die mit 70 bezeichnet sind. Außerdem sind zusammenge
faltete und ausstreckbare Solarzellen-Tafeln 72 und 74
über Gestänge an der Tragkonstruktion 10 befestigt, wie
es ausführlicher in der erwähnten Patentschrift beschrie
ben ist. Am inneren Ring 24 der Konstruktion 10 (vgl.
Fig. 2) ist ein Rückstoßmotor 76 (Fig. 1) befestigt, der
das Apogäumstriebwerk darstellt. Das Apogäumstriebwerk
76 befindet sich vollständig innerhalb der Tragkonstruk
tion 10.
Wie in Fig. 2 gezeigt, ist die Tragkonstruktion 10 wäh
rend der Abschlußphase an einer Trägerrakete 32 (gestri
chelt angedeutet) befestigt. Es sei angenommen, daß die
Trägerrakete 32 in einer Richtung 34 vorwärtsgetrieben
wird, die entgegengesetzt zur Richtung 34′ der Schwer
kraft ist. Die Konstruktion 10 sitzt mit der Oberfläche
36 ihres Teils 14 auf der Trägerrakete. Infolge Beschleu
nigung werden von der Trägerrakete Kräfte F in der Rich
tung 34 auf die Konstruktion 10 ausgeübt, die auf den
kegelstumpfförmigen Teil 14 einwirken und an dessen Ober
fläche 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 F′, die
in der Richtung 34′ entgegengesetzt zur Richtung 34 wir
ken und proportional zu den Massen der Konstruktion 10
und der daran befestigten Elemente sind, zu denen die
Nutzlast, der Rückstoßmotor bzw. das Triebwerk und an
deres 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 Reaktions
kräfte auf die Konstruktion 10 aus, wenn die Trägerrake
te in der Richtung 34 beschleunigt wird. Die Reaktions
kräfte F′ mi 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 Reak
tionskräfte ausgeübt, die zwangsläufig umso stärker sind,
je kleiner der Abstand des betreffenden Ortes an der Kon
struktion 10 von der Trägerrakete 32 ist. Das heißt, der
Ring 30 und der diesem Ring benachbarte Abschnitt des
Teils 14 absorbiert und überträgt die Gesamtheit der Be
lastung, die von den durch die Abschußbeschleunigung er
zeugten Kräfte F′ 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 Kon
struktion 10 wachsen also in der Richtung 34′ auf ein
Maximum am Ring 30.
Ein einzigartiges Merkmal der hier beschriebenen Konstruk
tion besteht darin, daß sie keine vertikalen Versteifungs
rippen aufweist, wie sie in der Konstruktion nach der oben
erwähnten US-Patentschrift 40 09 851 enthalten sind. Um
der Konstruktion 10 nach Fig. 2 zusätzliche Steifigkeit
zu verleihen und einen Ausgleich dafür zu schaffen, daß
die infolge der Abschußkräfte F auf die Konstruktion 10
wirkenden Belastungskräfte am Ring 16 minimale Stärke und
am Ring 30 maximale Stärke haben, sind die Wände der Tei
le 12 und 14 von einer sich graduell ändernden Wandstärke.
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 genügen
de 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 Trägerra
kete, an der die Konstruktion 10 befestigt ist, immer
stärker wird, erhöht sich auch die Wandstärke der Kon
struktion, um der stärker werdenden Belastung Rechnung
zu tragen.
Wie z. B. in der Fig. 3 gezeigt, ist die Wandstärke t 1 des
Teils 12 an einem Ort nahe dem Ring 16 am kleinsten und
kann dort irgendeinen Wert haben, der in Übereinstimmung
mit den gegebenen Belastungs- und Baumerkmalen einer ge
gebenen Raumfahrzeugkonstruktion gewählt ist und natür
lich von der Anzahl der Elemente abhängt, die nahe dem
Ring 16 an der Konstruktion 10 befestigt sind. Die Wand
stärke des zylindrischen Teils 12 nimmt allmählich zu,
bis sie nahe am Ring 26 einen Wert t 2 erreicht, der größer
ist als der Wert t 1. Im sich anschließenden Teil 14 er
höht sich, wie in Fig. 4 zu erkennen, die Wandstärke wei
ter bis auf eine Dicke t 3 nahe dem Ring 30, wo die Wand
stärke ein Maximum ist. Die tatsächlichen Werte aller
Wandstärekn t 1-t 3 hängt von der jeweils gegebenen Ausfüh
rungsform ab.
Ein wichtiger Gesichtspunkt ist, daß das Feingefüge (Mi
krostruktur) in allen Wänden und Ringen gleichmäßig und
homogen ist und an den Verbindungen oder Übergängen zwi
schen den genannten Teilen keine Unstetigkeiten hat.
Es werden weder Nieten noch andere fremde Befestigungs
elemente 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 auszu
kommen, 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 obenerwähnten US-Patentschrift beschrie
ben ist und die aus Aluminimmaterial besteht, ein Ge
wicht von 38 kg haben kann, während eine gemäß der Erfin
dung aufgebaute Konstruktion mit einem Kern aus Silizium
karbid 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 gel
ten für den Fall, daß diese Konstruktion in einem Raum
fahrzeug verwendet wird, wie es als Beispiel in Fig. 1
dargestellt ist. Die erwähnten Ringe dienen sowohl als
Versteifungsrippen wie auch als Mittel zur Befestigung
der Platten 40 und 60 und des Apogäumstriebwerkes 76.
Die graduelle Wandstärke berücksichtigt die unterschied
liche Verteilung der Abschußkräfte in der Konstruktion 10
und gewährleistet gleichzeitig, daß die Steifigkeit der
sich aus Zylinder und Kegelstumpf zusammensetzenden Ge
samtkonstruktion die an ein Raumfahrzeug gestellten An
forderungen erfüllt. Wie in den Fig. 4 und 5 gezeigt,
hat der Ring 30 am unteren Ende des Teils 12 eine Ring
nut 82. Die Trägerrakete 32 hat ebenfalls eine Ringnut
84, die der Ringnut 82 zugewandt ist. In dem durch die
Nuten gebildeten Raum befindet sich ein Abstoßmechanis
mus 86, wie schematisch in der Fig. 5 gezeigt. Die Einzel
heiten des Abstoßmechanismus sind allgemein bekannt und
brauchen hier nicht beschrieben zu werden. Der Mechanis
mus kann beispielsweise aus federbelasteten Stäben oder
ähnlichen kraftausübenden Elementen bestehen, um zum
passenden Zeitpunkt während der Abschußphase die Raum
fahrzeugkonstruktion und die daran befestigten Elemente
in der Richtung 90 von der Trägerrakete 32 wegzustoßen.
Eine Umklammerung 92, die ebenfalls schematisch darge
stellt ist, kann durch eine pyrotechnische Einrichtung
(nicht gezeigt) oder andere Entriegelungsmechanismen ge
löst werden. Die Konstruktion 10 wird dann infolge der
vom Abstoßmechanismus 86 ausgeübten Kräfte in der Rich
tung 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 zylindri
sche Teil 12 ein gerader Kreiszylinder. Er kann jedoch auch
eine leicht konische Form haben, bei welcher der Innen
durchmesser, 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
solche Form sei durch den in den Patentansprüchen verwen
deten Ausdruck "rohrförmiges zylindrisches Gebilde" mit
umfaßt. Ob der zylindrische Teil 12 einen geraden Kreis
zylnder oder ein leicht kegelstumpfförmiges Gebilde
darstellt ist nicht so wichtig wie die sich gleichförmig
verdickende Struktur der kombinierten Wände der Teile 12
und 14, deren Wandstärke mit zunehmender Nähe zur Berüh
rungsfläche der Konstruktion 10 mit der Trägerrakete 32
zunimmt.
Die spezielle Bemessung der Dicke der Wände oder die spe
ziellen Materialien in einer Metallbett-Verbundstruktur
sind nicht so wichtig wie die Verwendung eines Verbund
materials mit Metallbett. Dieses Material wird so gestal
tet, daß es ein gleichmäßiges homogenes Feingefüge ein
schließlich der ringförmigen Rippen bildet. Diese homo
gene Struktur vermeidet die Verwendung zusätzlicher Nie
ten, Flansche oder anderer Elemente, um die verschiede
nen Bauteile zusammenzuhalten. Das Verbundmaterial mit
Metallbett führt zu einer Raumfahrzeugkonstruktion, die
minimales Gewicht und maximale Festigkeit hat, sich bei
thermischer Wechselbeanspruchung nur minimal verformt
und auch aufgrund einwirkender Kräfte während des Ab
schusses 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 Wär
meaufnahme vom Apogäumstriebwerk her entstehen (Wärme
rücksaugung) und durch Raumstrahlung.
Claims (4)
1. Tragkonstruktion für ein Raumfahrzeug, das zur Befestigung
an einem Trägerfahrzeug ausgebildet ist, bestehend aus
einem rohrförmigen zylindrischen Gebilde und einem rohr
förmigen 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 Nutz
last und des Triebwerks des Raumfahrzeuges ausgelegt sind,
dadurch gekennzeichnet,
daß die beiden Gebilde (12 und 14) einen einheitlichen Körper mit durchgehend stetigem homogenem Feingefüge dar stellen, besehend aus verstärkenden Fasern oder Teilchen in einer Metall-Bettmasse;
daß die Wandstärke des einheitlichen Körpers von einem dem kegelstumpfförmigen Gebilde (14) abgewandten Ende des zylindrischen Gebildes (12) zu einem dem zylindrischen Ge bilde abgewandten auslaufenden Rand des kegelstumpfförmigen Gebildes hin zunimmt, wobei der Rand, an dem die Wandstärke am größten ist, zur Befestigung am Trägerfahrzeug (32) aus gelegt ist.
daß die beiden Gebilde (12 und 14) einen einheitlichen Körper mit durchgehend stetigem homogenem Feingefüge dar stellen, besehend aus verstärkenden Fasern oder Teilchen in einer Metall-Bettmasse;
daß die Wandstärke des einheitlichen Körpers von einem dem kegelstumpfförmigen Gebilde (14) abgewandten Ende des zylindrischen Gebildes (12) zu einem dem zylindrischen Ge bilde abgewandten auslaufenden Rand des kegelstumpfförmigen Gebildes hin zunimmt, wobei der Rand, an dem die Wandstärke am größten ist, zur Befestigung am Trägerfahrzeug (32) aus gelegt 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 Oberflä
che (28) für die Anlage am Trägerfahrzeug bildet.
4. Konstruktion nach einem der Ansprüche 1, 2 und 3, da
durch gekennzeichnet, daß das homogene Feingefüge aus
einem verstärkenden Material aus SiC-Makroteilchen
in einer Bettmasse aus Aluminium besteht.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/720,941 US4682744A (en) | 1985-04-08 | 1985-04-08 | Spacecraft structure |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3611599A1 DE3611599A1 (de) | 1986-11-13 |
DE3611599C2 true DE3611599C2 (de) | 1992-09-24 |
Family
ID=24895870
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19863611599 Granted DE3611599A1 (de) | 1985-04-08 | 1986-04-07 | Tragkonstruktion fuer ein raumfahrzeug |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4682744A (de) |
JP (1) | JPS61232997A (de) |
CN (1) | CN1005831B (de) |
CA (1) | CA1274500A (de) |
DE (1) | DE3611599A1 (de) |
FR (1) | FR2579954B1 (de) |
GB (1) | GB2173467B (de) |
Families Citing this family (37)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3609770A1 (de) * | 1986-03-22 | 1987-10-01 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Nutzlasttransport- und -betriebseinrichtung fuer raumfahrzeuge |
US5006417A (en) * | 1988-06-09 | 1991-04-09 | Advanced Composite Materials Corporation | Ternary metal matrix composite |
US5372183A (en) * | 1991-08-22 | 1994-12-13 | Strickberger; Harold P. | Thermal control arrangements for a geosynchronous spacecraft |
US5314146A (en) * | 1992-03-13 | 1994-05-24 | Spectrum Astro, Inc. | Multi-mission spacecraft bus having space frame structural design |
US5337980A (en) * | 1992-09-21 | 1994-08-16 | General Electric Co. | Spacecraft-to-launch-vehicle transition |
US5344104A (en) * | 1992-09-21 | 1994-09-06 | General Electric Co. | Low cost, selectable configuration spacecraft |
EP0703144B1 (de) * | 1994-09-20 | 2000-01-12 | Fokker Space B.V. | Methode zur Herstellung einer Tragstruktur eines Raumfahrzeuges, und Tragstruktur |
US5848767A (en) * | 1996-08-05 | 1998-12-15 | The Boeing Company | One piece spacecraft frame |
US6416018B2 (en) * | 1996-09-17 | 2002-07-09 | The Boeing Company | Satellite dispenser |
US5878980A (en) * | 1997-02-05 | 1999-03-09 | Hughes Electronics Corporation | Attenuation ring |
US6199801B1 (en) | 1997-12-01 | 2001-03-13 | Csa Engineering, Inc. | Whole-spacecraft passive isolation devices |
US6131857A (en) * | 1998-10-30 | 2000-10-17 | Hebert; Barry Francis | Miniature spacecraft |
DE69914374T2 (de) * | 1998-11-17 | 2004-12-09 | Saab Ab (Publ) | Bearbeitung von Metall-Matrix-Verbundwerkstoff (MMC) durch Hochgeschwindigkeitsverfahren |
US6206327B1 (en) * | 1999-03-31 | 2001-03-27 | Lockheed Martin Corporation | Modular spacecraft bus |
US6345788B1 (en) * | 1999-05-27 | 2002-02-12 | Trw Inc. | Composite structure element with built-in damping |
US6290183B1 (en) | 1999-10-19 | 2001-09-18 | Csa Engineering, Inc. | Three-axis, six degree-of-freedom, whole-spacecraft passive vibration isolation system |
JP2003291899A (ja) * | 2002-04-01 | 2003-10-15 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星構体 |
FR2959490B1 (fr) * | 2010-04-28 | 2012-07-13 | Astrium Sas | Satellite a structure simplifiee, allegee et economique, et son procede de mise en oeuvre |
CN102372092A (zh) * | 2010-08-17 | 2012-03-14 | 上海卫星工程研究所 | 一种低轨遥感卫星的构型及其安装方法 |
US8715435B2 (en) | 2011-09-09 | 2014-05-06 | General Electric Company | Method for modifying composite articles |
ES2597706T3 (es) * | 2012-05-09 | 2017-01-20 | Ruag Space Ab | Anillo de interfaz de soporte de carga para una nave espacial |
US8915472B2 (en) | 2012-05-11 | 2014-12-23 | The Boeing Company | Multiple space vehicle launch system |
US9180984B2 (en) | 2012-05-11 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
CN102717899B (zh) * | 2012-06-26 | 2014-10-29 | 上海卫星工程研究所 | 金星探测器 |
CN102717901B (zh) * | 2012-06-26 | 2015-08-26 | 上海卫星工程研究所 | 分离式多器组合火星探测器结构及其形成方法 |
CN102717898A (zh) * | 2012-06-26 | 2012-10-10 | 上海卫星工程研究所 | 小行星伴飞附着探测器及其构建方法 |
CN103482082B (zh) * | 2013-08-12 | 2016-11-23 | 上海卫星工程研究所 | 一种模块化微型卫星平台构型 |
CN104648693B (zh) * | 2014-12-23 | 2017-01-11 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 用于平台载荷一体化的卫星结构 |
US20160288931A1 (en) * | 2015-03-31 | 2016-10-06 | Worldvu Satellites Limited | Satellite frame and method of making a satellite |
RU2647404C2 (ru) * | 2016-04-11 | 2018-03-15 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ сборки космического аппарата |
CN106428650B (zh) * | 2016-11-29 | 2019-06-28 | 上海卫星工程研究所 | 一种大口径多模式系外类地行星探测器 |
CN109229422A (zh) * | 2018-11-14 | 2019-01-18 | 长光卫星技术有限公司 | 一种舱板式卫星构型及其装配方法 |
CN109484673B (zh) * | 2018-12-24 | 2022-04-22 | 深圳航天东方红海特卫星有限公司 | 一种载荷平台分离式遥感微小卫星构型及其装配方法 |
CN110356592B (zh) * | 2019-06-28 | 2021-06-11 | 中国空间技术研究院 | 一种基于一箭双星自串联发射方式的全电推卫星平台构型 |
FR3104546A1 (fr) * | 2019-12-17 | 2021-06-18 | Airbus Defence And Space Sas | Procédé d’assemblage d’une pluralité d’équipements sur une structure de satellite et structure de satellite portant une pluralité d’équipements |
CN112570579B (zh) * | 2020-11-25 | 2022-07-08 | 南昌航空大学 | 精确分区域控温实现管端缩口增厚的成形装置及方法 |
DE102022114410A1 (de) * | 2022-06-08 | 2023-12-14 | Mt Aerospace Ag | Zentralrohr für Satelliten und Raumfahrzeuge |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3311323A (en) * | 1965-03-31 | 1967-03-28 | Klaus L Cappel | Ballistic recoverable space bio-probe |
US3333788A (en) * | 1965-10-22 | 1967-08-01 | Hugh L Dryden | Artificial gravity spin deployment system |
FR1496990A (fr) * | 1965-10-23 | 1967-10-06 | Bolkow Gmbh | Propulseur d'une fusée à combustibles solides |
US4009851A (en) * | 1974-12-23 | 1977-03-01 | Rca Corporation | Spacecraft structure |
JPS5241929A (en) * | 1975-09-30 | 1977-03-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Compound chimney |
GB1557500A (en) * | 1976-11-29 | 1979-12-12 | Aeritalia Spa | Load carrying structures for space satellites |
US4397434A (en) * | 1980-03-03 | 1983-08-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Survivable satellite bus structural frame |
-
1985
- 1985-04-08 US US06/720,941 patent/US4682744A/en not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-03-19 CN CN86101856.7A patent/CN1005831B/zh not_active Expired
- 1986-04-01 GB GB08607910A patent/GB2173467B/en not_active Expired
- 1986-04-07 DE DE19863611599 patent/DE3611599A1/de active Granted
- 1986-04-07 JP JP61080948A patent/JPS61232997A/ja active Granted
- 1986-04-07 CA CA000505990A patent/CA1274500A/en not_active Expired - Fee Related
- 1986-04-08 FR FR868605007A patent/FR2579954B1/fr not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPH0526718B2 (de) | 1993-04-16 |
US4682744A (en) | 1987-07-28 |
CN1005831B (zh) | 1989-11-22 |
GB2173467B (en) | 1988-04-27 |
FR2579954B1 (de) | 1990-02-02 |
DE3611599A1 (de) | 1986-11-13 |
JPS61232997A (ja) | 1986-10-17 |
FR2579954A1 (de) | 1986-10-10 |
CA1274500A (en) | 1990-09-25 |
GB2173467A (en) | 1986-10-15 |
CN86101856A (zh) | 1987-02-04 |
GB8607910D0 (en) | 1986-05-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3611599C2 (de) | ||
DE3931976C2 (de) | Integralstruktur und thermisches Schutzsystem | |
DE60017692T2 (de) | Satellitenausstetzvorrichtung mit einer freitragenden, zweistufigen Plattformkonifiguration | |
DE19650613B4 (de) | Bauteil mit einem Metallschaum-Kern | |
DE4031174A1 (de) | Turbinenscheibe aus zwei legierungen | |
DE2558354A1 (de) | Raumschiff | |
WO2003068457A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zum halten eines zu verbindenden, metallischen bauteils, insbesondere einer gasturbinenschaufel | |
DE19829829A1 (de) | Verbundwerkstoff-Teleskopteil und -ausleger | |
DE102009058359A1 (de) | Krafteinleitungsbeschlag für Leichtbaukomponenten | |
DE60026896T2 (de) | Strukturbauteil aus einem Verbundwerkstoff mit eingebauter Dämpfung | |
DE3724491A1 (de) | Explosivladung, die einen kern freisetzt | |
EP1714866A1 (de) | Träger in Schalenbauweise, insbesondere Tragflügel eines Flugzeugs | |
DE10333314A1 (de) | Wegstehelement zum Fixieren von Wärmeschutzplatten | |
DE19810067C1 (de) | Bewegbare Baukomponente für eine thermomechanisch belastete Bauanordnung sowie Verfahren zur Herstellung der Baukomponente | |
AT409547B (de) | Bauelement und verfahren zu dessen herstellung | |
DE102011018526A1 (de) | Krafteinleitungsbeschlag für Leichtbaukomponenten | |
DE102020129355A1 (de) | Verfahren zur Beschichtung einer Wandung | |
DE60008841T2 (de) | Verbundverbindung zur Montage mindestens eines Aussenelementes auf einer Sandwichplatte | |
DE2724524A1 (de) | Behaelter zum heissverdichten von pulver | |
EP0077954B1 (de) | Flugkörper | |
DE3716959A1 (de) | Befestigungs-element zum befestigen an einem ende eines zylindrischen koerpers, insbesondere eines kraftzylinders | |
DE19926246A1 (de) | Verfahren zur Innenbeschichtung eines Waffenrohres | |
DE3936991C1 (en) | Armour against thermal or radioactive loading - comprises metallic or ceramic material mfd. from powder placed in matrix material | |
WO2005015063A1 (de) | Gleitring und gleitringdichtungsanordnung für strahltriebwerke | |
EP1656232A1 (de) | Verfahren zur erhöhung der festigkeit und/oder belastbarkeit von werkstücken durch die methode des reibschweissens |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8363 | Opposition against the patent | ||
8366 | Restricted maintained after opposition proceedings | ||
8305 | Restricted maintenance of patent after opposition | ||
D4 | Patent maintained restricted | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |