DE4331227A1 - Übergang von Raumfahrzeug zu Startfahrzeug - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Raumfahrzeug und insbe­ sondere auf einen Adapter oder Übergang, der ein Raumfahr­ zeug mit dem Halterungsring von einem Booster oder Start­ fahrzeug verbindet.

Raumfahrzeuge sind auf den Gebieten der Kommunikation, mi­ litärischen Überwachung, Überwachung von ökologischen Zu­ ständen, globaler Positionsermittlung und für das Wetter einschließlich der Vorankündigung von Stürmen wichtig ge­ worden. Die verschiedenen unterschiedlichen Nutzlasten, Missionsdauern und ähnliches machen es unmöglich, einen einzigen Raumfahrt"Bus" zu verwenden, der die verschiedenen Nutzlasten trägt, weil ein kleiner Bus nicht genügend Treibstoff zusätzlich zu seiner Nutzlast für eine extrem lange Mission führen kann, während ein sehr großer Bus zu teuer sein könnte für den Fall einer kleinen Nutzlast für eine kurzzeitige Mission. Infolgedessen arbeitet die Satel­ liten-Herstellungsindustrie auf einem extrem teuren Ar­ beitsgebiet und Markt, wobei möglichst Nutzen aus der Kon­ struktion von bestehenden Strukturen gezogen wird, um die Erfordernisse der jeweils zu erledigenden Arbeit zu erfül­ len. Das dabei entstehende Raumfahrzeug muß individuell für den Raum qualifiziert sein, weil sich jedes Raumfahrzeug in markanter Weise von dem vorhergehenden Raumfahrzeug unter­ scheidet. Die individuelle Antriebs- und Raumqualifikation hat die Tendenz, die Kosten des Raumfahrzeuges nach oben zu treiben und die Beschaffungszeit zu verlängern. Es sind aber geringere Kosten und kürzere Beschaffungszeiten er­ wünscht.

Die Erfindung liegt in einem Halterungsübergang, der an ei­ nem Raumfahrzeug befestigt ist, zur Halterung des Raumfahr­ zeuges auf einem Halterungsring von einem Booster oder Startfahrzeug. Das Übergangsstück hat die allgemeine Form eines Ringes, der eine Längsachse parallel zur Achse des Raumfahrzeuges und des Boosters bildet. Das Übergangsstück hat ein kreisförmiges Ende, das mit dem Boosterhalterungs­ ring zusammenpaßt, und ein polygonales Ende, das mit dem Raumfahrzeug zusammenpaßt, und bildet einen glatten Über­ gang zwischen den beiden Enden. Der Umfang des Übergangs­ stückes ist an jedem Querschnitt parallel zur Längsachse konstant. Das Übergangsstück ist vorteilhafterweise aus ei­ nem Verbundmaterial hergestellt, wie beispielsweise eine faserverstärkte erstarrte Flüssigkeit oder ein mit Kohlen­ stoffasern verstärktes Kunstharz. In einem speziellen Aus­ führungsbeispiel ist das polygonale Ende ein quadratisches Rechteck mit vier geraden Seilen und abgerundeten Ecken. In einem Satz von Raumfahrzeugen behält das Übergangsstück die gleiche Größe.

Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen anhand der folgenden Beschreibung und der beigefügten Zei­ chnungen näher erläutert.

Fig. 1 ist eine vereinfachte perspektivische oder isometri­ sche Ansicht von einem Raumfahrzeug gemäß der Erfindung mit ausgeklappten Solarpanels und besonderen Antennen.

Fig. 2a ist eine vereinfachte perspektivische oder isome­ trische Ansicht, die teilweise auseinandergezogen und teilweise aufgeschnitten ist, von Teilen des Raumfahrzeuges gemäß Fig. 1 in seinem zusammengeklappten Zustand, und Fig. 2b ist eine entsprechende Ansicht, weiter auseinandergezo­ gen von einem Teil von Fig. 2a, und Fig. 2c stellt die strukturellen Panels alleine dar, wie sie weiter voneinan­ der weg auseinandergezogen sind, aber in ihren relativen Positionen, mit ihren Namen und numerischen Bezeichnungen.

Fig. 3a ist eine vereinfachte perspektivische oder isome­ trische Ansicht von einem Adapterring des Startfahrzeuges und einem zugeordneten Übergangshalterungsstück gemäß einem Merkmal der Erfindung, Fig. 3b und 3c sind Seiten­ schnitte davon und stellen Grenzflächen zwischen den Über­ gangs- und Verbindungsstrukturen dar, und Fig. 3d stellt das Übergangsstück während einer Konstruktionsstufe dar, wobei Stücke aus Verstärkungsband parallel zu und schräg zur Längsachse aufgebracht sind.

Fig. 4a stellt verschiedene Teile des Raumfahrzeugsatzes in der Form von mehreren verschiedenen möglichen Konfiguratio­ nen dar, die um eine feste Zusatzstrecke relativ zueinander axial verlängert sind, und Fig. 4b-4g stellen verschie­ dene Hauptelemente der Teile des Raumfahrzeugsatzes dar, wobei Hauptabmessungen parallel zu der Längsachse verlau­ fen; Fig. 4b stellt einen Bereich von Längen des Kernmoduls dar, Fig. 4c stellt einen Bereich von Längen von Brenn­ stofftanks dar, Fig. 4d, 4e, 4f und 4g stellen Bereiche von Größen von Transponderpanels, Solararraypanels, Sauer­ stofftanks bzw. Wärmeleitungsanordnungen dar, und Fig. 4h gibt in einer Tabelle einige der Hauptunterschiede unter den Teilen von einem Raumfahrzeugsatz wieder.

Fig. 5a ist ein Schnitt von einem Honigwabenpanel, Fig. 5b ist eine Seitenansicht von dem inneren des Panels gemäß Fig. 5a in einer quadratischen Konfiguration, die Einzel­ heiten von Wärmeleitungen parallel zu der Achse darstellt, und Fig. 5c und 5d stellen zwei alternative Ausführungs­ beispiele der Wärmeleitungsüberlappungskonfiguration für eine langgestreckte Panelkonfiguration dar.

Fig. 6a ist eine vereinfachte, skelettartige, perspektivi­ sche oder isometrische Ansicht von einer montierbaren-de­ montierbaren, dreidimensionalen Wärmeleitungsanordnung dar zum Führen von Wärme unter drei Panels des Raumfahrzeuges gemäß Fig. 1, Fig. 6b ist eine vereinfachte, perspektivi­ sche oder isometrische Ansicht von einer Ecke der Struktur gemäß Fig. 6a, teilweise gestrichelt und teilweise aufge­ schnitten, um die Relation der verschiedenen Wärmeleitungen darzustellen, Fig. 6c ist eine Schnittansicht von einem Ausführungsbeispiel der Verbindung von zwei Panels gemäß Fig. 6a und Fig. 6d und 6e stellen alternative Ausfüh­ rungsbeispiele dar.

Fig. 7 zeigt in einer Tabelle die charakteristischen Eigen­ heiten von drei unterschiedlichen Raumfahrzeugen von einem Satz von mehreren Raumfahrzeugen, bezeichnet für einen Start auf drei unterschiedlichen Startfahrzeugen.

Fig. 8a, 8b und 8c stellen in einer vereinfachten Sei­ tenansicht ein Raumfahrzeug von einem Satz von Raumfahrzeu­ gen dar, die ihren Startfahrzeugen zugeordnet sind.

In Fig. 1 ist ein Raumfahrzeug dargestellt, das insgesamt mit 2100 bezeichnet ist und das entfaltete vierteilige So­ larpanels, die mit 30a und 30b bezeichnet sind, einen all­ gemein mit 1 bezeichneten Körper mit Zugangspanels 29a₁ und 29a₂, einen Sauerstofftank 20, ein erstes missionsabhängi­ ges Antennensystem mit einem doppelt polarisierten Reflek­ tor 31a₁ und seine Versorgung 31a₂ und einen zweiten Re­ flektor 31b₁ und seine Versorgung 31b₂ aufweist.

Fig. 2a ist eine vereinfachte, teilweise auseinandergezo­ gene perspektivische oder isometrische Ansicht von einem Raumfahrzeug 2100 gemäß Fig. 1 in seinem zusammengeklapp­ ten Zustand. In dem zusammengeklappten Zustand sind vorste­ hende Elemente, wie beispielsweise Solarpanels 30a und 30b, und geöffnete Reflektoren 31a₁ und 31b₁ gemäß Fig. 1 in eine große Nähe mit dem Hauptkörper des Raumfahrzeuges zu­ sammengeklappt, damit das Raumfahrzeug in seinem zusammen­ geklappten Zustand in dem relativ engen Innenraum von einem Startfahrzeug untergebracht werden kann. Elemente gemäß den Fig. 2a, b und c, die denjenigen von Fig. 1 entspre­ chen, sind mit gleichen Bezugszahlen versehen. In Fig. 2a ist der Hauptkörper 1 des Raumfahrzeugbusses von einer ge­ strichelten Linie umgeben. Der Hauptkörper 1 ist im allge­ meinen auf einer Längsachse 100 zentriert. Die Längsachse 100 ist parallel zur Achse von einem Startfahrzeug (in Fig. 2a nicht gezeigt). Innerhalb des Hauptkörpers 1 ist ein Nutzlastmodulabschnitt allgemein mit 2 bezeichnet und ent­ hält eine Nord-Transponderpanelanordnung 5, eine Süd-Trans­ ponderpanelanordnung 6 und eine Erd-Panelanordnung 7, wobei sich die Begriffe "Nord", "Süd", "Erd" und ähnliche auf eine bevorzugte Orientierung beziehen, wenn das Raumfahr­ zeug im normalen Betrieb ist. Der Hauptkörper 1 enthält auch einen Kernmodul, der insgesamt mit 3 bezeichnet ist und der eine Nord-Interkostalpanelanordnung 16, eine Süd- Interkostalanordnung 17, eine Ost-Interkostalpanelanordnung 18 und eine West-Interkostalpanelanordnung 19 und auch zwei Sauerstofftanks 20 und 21 und einen Treibstofftank 22 ent­ hält. Der Hauptkörper 1 enthält weiter einen Busmodul, der insgesamt mit 4 bezeichnet ist und der ein Ost-Basispanel 24 und ein West-Basispanel 25 aufweist. Die Namen der verschiedenen Panels und ihre zugeordneten Bezugszahlen sind getrennt in Fig. 2c dargestellt. Im allgemeinen ist der Nutzlastmodul 2 für eine Halterung durch den Kernmodul 3 angeordnet, und sowohl der Nutzlastmodul 2 als der Kern­ modul 3 sind mit Fluglagenregelung, einer Regelung für die elektrische Energie und anderen Diensteinrichtungen durch den Busmodul 4 nach dem Start versehen.

Zusätzlich zu dem Hauptkörper 1 enthält die in Fig. 2a ge­ zeigte Struktur eine zusammengeklappte Nordseiten-Solarar­ raypanelanordnung 30a und eine zusammengeklappte Südseiten- Solararraypanelanordnung 30b. Der Antennenreflektor 31a₁ und seine Versorgung 31a₂ sind in großer Nähe auf der West­ seite des Raumfahrzeuges dargestellt. In ähnlicher Weise ist auf der Ostseite der zusammengeklappte Reflektor 31b₁ in großer Nähe zu seiner Versorgung 31b₂ angeordnet. Zwei Sätze von Zugangspanels, die mit 29a₁, 29a₂ und 29b₁ und 29b₂ bezeichnet sind, sind von ihren normalen Positionen weggezogen gezeigt, die sich zwischen den Interkostal­ panelanordnungen 16, 17 und entsprechenden Abschnitten der Transponderpanelanordnungen 5 und 6 befinden.

Fig. 2 zeigt auch ein Zwischenpanel 8, das zwischen der Süd-Tranponderpanelanordnung 6 und der Süd-Interkostal­ panelanordnung 17 liegt, und ferner ein Zwischenpanel 9, das zwischen der Nord-Transponderpanelanordnung 5 und der Nord-Interkostalpanelanordnung 16 liegt. Ein optionales Verlängerungspanel, das mit 10 bezeichnet ist, verlängert das Süd-Transponderpanel 6, und eine ähnliche Panelverlän­ gerung 11 verlängert das Nord-Transponderpanel 5. Verschie­ dene Kästchen, die mit 13a, 13b, 13c, 13d, 13e und 13f be­ zeichnet sind, sind auf den Panelverlängerungen 10 und 11, auf dem Erdpanel 7 und auf dem Inneren des Nord-Transpon­ derpanels 5 angebracht. Die Kästchen 13 stellen Teile der Nutzlast dar, die von Mission zu Mission variieren kann.

Ein Teil der äußeren Oberfläche 507 des Süd-Transponder­ panels 6 und der inneren Halterungshonigwabe in Fig. 2a ist aufgeschnitten, um Teile der mit 12 bezeichneten Wärme­ leitungen (heat pipes) und der rückseitigen Fläche 506 des Panel 6 zu zeigen. Ein Teil der äußeren Oberfläche 597 des Erdpanels 7 ist in ähnlicher Weise aufgeschnitten, um Teile seiner Wärmeleitungen 612 erkennen zu lassen. Die Wärmelei­ tungen werden nachfolgend in Verbindung mit den Fig. 5 und 6 näher beschrieben. Es sind einige der optischen Ober­ flächenradiatoren (OSRs) 505 dargestellt, die auf der Ober­ fläche 506 des Transponderpanels 6 angebracht sind.

Ein unbemanntes Startfahrzeug, wie beispielsweise Atlas, Delta oder Ariane, enthält im allgemeinen einen Halterungs- oder Adapterring, der das Raumfahrzeug während des Abhebens in den Orbit trägt. In Fig. 2a ist der Startfahrzeug-Adap­ terring als 14 dargestellt. Eine Übergangshalterung, die als 15 dargestellt ist, überträgt Kräfte zwischen dem Adap­ terring 14 und verschiedenen Panelteilen des Kernmoduls 3, wie beispielsweise den Interkostalpanelanordnungen 16, 17, 18 und 19. Wie nachfolgend in Verbindung mit den Fig. 3a, 3b, 3c und 3d beschrieben wird, ist das Übergangsstück 14 ein verstärkter Verbundring mit sich ändernder Quer­ schnittsform, dessen Umfang entlang seiner axialen Länge konstant bleibt. Eine Reihe von vorstehenden Ansatzstücken, die einzeln mit 60 bezeichnet sind, sind dem Übergangsstück 15 zugeordnet zur Ausbildung einer Halterung für die Basi­ spanels 24 und 25 des Busmoduls 4. Fig. 2a zeigt auch ver­ schiedene mit 23 bezeichnete Schuberzeuger zur Fluglagenre­ gelung, wobei diese Schuberzeuger durch Treibstoff- und Steuerleitungen mit dem Kernmodul 3 verbunden sind. Elektrische Buskomponenten 26, Reaktions- oder Momenträder 27 und Batteriemoduln 28 sind auf dem Busmodul 4 ange­ bracht. Ein Teil von einem Apogäum-Schuberzeuger 35 ist sichtbar, wie er unter dem Kernmodul 3 vorsteht.

Fig. 2b stellt einen Kernmodul 3 dar, der weiter auseinan­ dergezogen ist, um innere Einzelheiten zu verdeutlichen. Elemente in Fig. 2b, die denjenigen von Fig. 2a entspre­ chen, sind mit gleichen Bezugszahlen bezeichnet. In Fig. 2b sind die Struktur der Interkostalpanelanordnungen 18 und 19 und ihre Grenzfläche mit dem oberen Ende des Halterungs­ überganges 15 ersichtlich. Aus Fig. 2b wird ferner deut­ lich, daß die Sauerstofftanks 20 und 21 an ihren Ober- und Unterteilen durch Halterungsstreben gehaltert sind, die mit 33 bezeichnet sind, und ein Brennstofftank 22 ist an seinem Oberteil durch Halterungsstreben 34 gehaltert.

Fig. 3a ist eine perspektivische oder isometrische Ansicht von einem Startfahrzeug-Adapterring 14, dem Halterungsüber­ gangsstück 15 und dem oberen "Ring" 62. Der obere Ring 62 bildet die Grenzfläche zwischen dem Übergangsstück 15 und den Interkostalpanels 16, 17, 18 und 19 gemäß Fig. 1. Da die Interkostalpanels gerade sind, ist der obere Halte­ rungs"Ring" 62 aus geraden Segmenten 62a, 62b, 62c und 62d in einer quadratischen oder rechteckigen Konfiguration auf­ gebaut. Jeder Abschnitt, wie beispielsweise der Abschnitt 62b, des oberen Halterungsringes 62 enthält einen oberen Sockelabschnitt 63, der so dimensioniert ist, daß er ein Interkostalpanel aufnehmen kann, beispielsweise das Inter­ kostalpanel 19, das in der Querschnittsansicht von Fig. 3b dargestellt ist. Der Ringabschnitt 62b gemäß Fig. 3b ent­ hält ferner einen unteren Sockelabschnitt 64, der so dimen­ sioniert ist, daß er den oberen Rand des Übergangshalteele­ ments 15 aufnehmen kann. Wie weiterhin in Fig. 3b dargestellt ist, enthält der Adapterhalterungsring 14 des Startfahrzeuges einen kreisförmigen unteren Sockel, der so dimensioniert ist, daß er den unteren Rand der Halterungs­ struktur 15 aufnehmen kann. Das Raumfahrzeug mit seiner Halterungsstruktur wird an der Adapterhalterung 14 des Raumfahrzeuges durch ein Klemmband (nicht dargestellt) ge­ halten, das zur Zeit der Trennung freigegeben wird. Indem noch einmal auf Fig. 3a bezug genommen wird, haltert die Halterungsstruktur 15 die Interkostalpanels, wie es vorste­ hend erwähnt wurde, durch den oberen Halterungsring 62. Ein Teil der Last des Raumfahrzeuges wird auch teilweise von dem Übergangsstück nach unten durch eine Reihe vorstehender Ansatzstücke 60 übertragen. Die Ansatzstücke 60 übertragen in Verbindung mit dem unteren Teil des Ansatzstückes 15 La­ sten zwischen dem Adapterring 14 des Startfahrzeuges und Ost- und West-Basispanels 24 und 25 des Busmoduls, wie es in Fig. 2a dargestellt ist. Fig. 3c ist ein Schnittbild durch einen Teil von dem Halterungsstück 15 an einem An­ satzstück 60 und stellt dar, wie die vorstehenden Ansatz­ stücke 60 für eine Befestigung an dem Ost-Basispanel 24 po­ sitioniert sind. Die tatsächliche Verbindung kann durch einen Klebstoff, Bolzen oder eine Kombination erfolgen. Die Teile 65 und 66 gemäß Fig. 3a und ihre Gegenstücke (nicht sichtbar) auf der anderen Seite des Übergangsstückes sind vorstehende Ansatzstücke zur Befestigung der Übergangshal­ terung an den Nord- und Süd-Zwischenwänden und Nord- bzw. Süd-Interkostalpanels.

Fig. 3d stellt das Halterungsübertragungsstück 15 während seiner Fertigung dar. Wie bereits ausgeführt wurde, ist das Halterungsübertragungsstück 15 eine verstärkte Verbund­ struktur. Das obere Ende des Übertragungsstückes 15 hat die Gesamtform von einem Quadrat (oder Rechteck oder anderes Polygon, falls erwünscht) mit abgerundeten Ecken, und das untere Ende ist kreisförmig. In einem Ausführungsbeispiel wird die Struktur gefertigt unter Verwendung von verstärk­ tem Kohlenstoffaserband, das auf eine Form gelegt und mit einer Kunstharzmatrix getränkt ist. Fig. 3d stellt ein verstärkendes Faserband 67a in dem Verfahren dar, das von dem unteren Rand zu dem oberen Rand entlang einer longtudi­ nalen Bahn 67b gelegt wird, die durch gestrichelte Linien dargestellt ist. Wie bereits ausgeführt wurde, ist der Um­ fang des Halterungsüberganges 15 in jeder Ebene senkrecht zur Längsachse 100 gleich demjenigen in jeder anderen Ebene. Dies hat den Vorteil, daß, wenn Bänder 67a entlang den Längsbahnen 67b gelegt werden, sie Seite-an-Seite ge­ legt werden können, ohne daß sie sich am Oberteil überlap­ pen, wie es der Fall sein würde, wenn der Halterungsüber­ gang am Oberteil einen kleineren Umfang hätte als am Unter­ teil. Infolgedessen wird die Halterungsstruktur 15 in Rich­ tung auf das Oberteil nicht dicker (aufgrund der Überlap­ pung der Bänder) im Vergleich zum Unterteil, sondern sie behält die gleiche Dicke auf ihrer axialen Länge. Diese vergrößerte Dicke an dem Oberteil würde in unerwünschter Weise das Gewicht des Fahrzeuges vergrößern und für zusätz­ liche Festigkeit in Bereichen sorgen, in denen es nicht notwendig ist. Die Kräfte während des Starts sind am größ­ ten nahe der Unterseite des Übergangsstückes als eine Folge von Drehmomenten, die über einen Momentarm gleich der axia­ len Länge des Halterungsüberganges wirksam sind, und auch weil Halterungsansatzstücke 60, die vorstehend in Verbin­ dung mit Fig. 3a und 3c beschrieben wurden, gewisse Be­ lastungen hervorrufen, die auf das Halterungsübergangsstück 15 auf der halben Strecke nach unten ausgeübt werden. Somit ist Festigkeit am Unterteil erforderlich, nicht am Ober­ teil. Der konstante Umfang des Halterungsüberganges 15 hat einen weiteren Vorteil darin, daß eine Schicht aus verstär­ kendem Faserband, wie beispielsweise 67c in Fig. 3d, das auf die Struktur entlang einer Bahn aufgebracht ist, die als 67d dargestellt ist und die unter einem gewissen ge­ wählten Winkel, wie beispielsweise 45°, relativ zur Längsachse 100 angeordnet ist, diesen gleichen (45°) Winkel auf ihrer gesamten Bahn von dem unteren Rand zu dem oberen Rand der Struktur beibehält. Somit kann man sich auf die bekannten Charakteristiken von aufeinanderfolgenden Schich­ ten von longitudinalen und im Winkel von ± 45° orientierten Faserverstärkungen verlassen. Wenn der Umfang nicht kon­ stant wäre auf der Länge des Übergangsstückes, würde sich der Winkel der Bahn 67d auf seiner Länge verändern, mit dem Ergebnis, daß unter extremen Bedingungen die Bahn 67d unter Winkeln verlaufen könnte, die eine Rückkehr des Bandes zu dem unteren Rand zur Folge haben würde, anstatt daß es zu dem oberen Rand weiterläuft. In jedem Falle könnte der Win­ kel der Faserverstärkung nicht garantiert werden.

Fig. 4a stellt verschiedene superpositionierte Teile dar, die mit 2100 ¹, 2100 ², 2100 ³ von einem Raumfahrzeugsatz be­ zeichnet sind. Fig. 4a dient lediglich Darstellungszwec­ ken, und der Raumfahrzeugsatz kann mehr oder weniger Teile als fünf haben. Jedes Teil des Satzes hat eine axiale Länge, gemessen in der Richtung der Längsachse 100, die von derjenigen von anderen Teilen des Satzes unterschiedlich ist. Beispielsweise ist das Teil 2100 ¹ gemäß Fig. 4a kür­ zer als das Teil 2100 ². Das längste in Fig. 4a darge­ stellte Teil des Satzes ist 2100 ⁵. Die Seiten- oder Quer­ schnittsabmessungen W1 von allen Teilen des Raumfahrsatzes gemäß Fig. 4a sind identisch, so daß sie in das gleiche Raumfahrzeug eingepaßt werden können. Selbstverständlich können Nutzlast-spezifische Teile, auch wenn sie in den Grenzen des Startfahrzeuges liegen müssen, von diesem Er­ fordernis abweichen.

Wie bereits erwähnt wurde, werden niedrige Kosten erzielt, wenn gewisse standardisierte, inkrementale axiale Abmessun­ gen (Rastermaße) verwendet werden, was als ein Beispiel 12,5 cm (5 Zoll) sein können. Der Längenunterschied unter den Teilen 2100 des Satzes gemäß Fig. 4a beträgt 12,5 cm. Fig. 4b stellt einen Bereich von Größen der Kombination des Übergangselementes 15 und Kernmodulen 3 dar, die den verschiedenen Teilen des in Fig. 4a dargestellten Satzes zugeordnet sind. Die Querschnittsabmessungen, wie sie durch Strecken W₂ von Kernmodulen 3 ¹ und 3 ⁵ in Fig. 4b darge­ stellt sind, sind für alle Teile des Raumfahrzeugsatzes identisch. Wie in Fig. 4b dargestellt ist, ist einem Kern­ modul 3 ¹ das die kürzeste axiale Länge aufweisende Teil 2100¹ des in Fig. 4a dargestellten Raumfahrzeugsatzes zu­ geordnet. Ein längerer Kernmodul 3 ⁵ ist dem längsten Teil 2100 ⁵ des in Fig. 4a dargestellten Raumfahrzeugsatzes zu­ geordnet. Andere Teile des Raumfahrzeugsatzes gemäß Fig. 4a mit axialen Längen, die zwischen den Extremwerten lie­ gen, haben Kernmodullängen, die zwischen den zwei in Fig. 4b dargestellten Längen liegen. Fig. 4c stellt einen ku­ gelförmigen Brennstofftank 22 ¹ dar, der dem kürzesten Teil 2100 ¹ des in Fig. 4a gezeigten Raumfahrzeugsatzes zugeord­ net ist. Wie in Fig. 4b dargestellt ist, ist der Brenn­ stofftank 22 ¹ aus zwei Halbkugeln 222 aufgebaut. Fig. 4c stellt einen Bereich von Brennstofftankgrößen dar, die durch Hinzufügen von zylindrischen Abschnitten, wie dem zy­ lindrischen Abschnitt 223, zwischen den Halbkugeln 222 aus­ gebildet werden. Der zylindrische Abschnitt 223 bildet zu­ sammen mit den Halbkugeln 222 am Ende einen Brennstofftank 22 ⁵, der in der Richtung der Achse 100 langgestreckt ist und der dem längsten Teil des Raumfahrzeugsatzes gemäß Fig. 4a, nämlich dem Teil 2100 ⁵, zugeordnet ist. Andere Teile des Raumfahrzeugsatzes haben Brennstofftanks 22 mit Längen, die zwischen den in Fig. 4c dargestellten Längen liegen, durch Hinzufügen von anderen Längen des zylindri­ schen Abschnitts 223. Die Längeninkremente der zylindri­ schen Abschnitte 223 der Brennstofftanks sind 12,5 cm (5 Zoll), um den anderen Längeninkrementen zu entsprechen, die in den Fig. 4a bis 4g dargestellt sind. Es wird deut­ lich, daß alle Brennstofftanks 22 ¹ . . . 22 ⁵ gemäß Fig. 4c identische Querschnittsabmessungen in einer Ebene senkrecht zur Längsachse 100 haben. Die vergrößerte Länge des Brenn­ stofftanks, die durch das Hinzufügen des Zylinders 222 aus­ gebildet wird, vergrößert das Tankvolumen, so daß ein län­ geres Raumfahrzeug mehr Brennstoff führen kann ohne größere seitliche Abmessungen. Dieses Verfahren des Vergrößerns des Tankvolumens ist besonders wichtig, weil der zusätzliche zylindrische Tankabschnitt nicht zur Folge hat, daß eine Raumqualifizierung des ein unterschiedliches Volumen auf­ weisenden Tanks erforderlich ist.

Fig. 4d stellt eine Süd-Transponderpanelanordnung 6 ¹ mit einer ersten Länge in Richtung der Achse dar, und stellt einen Bereich von Größen in vorbestimmten Inkrementen (Rastern) von 12,5 cm (5 Zoll) bis zu einer Länge dar, die durch die Süd-Transponderpanelanordnung 6 ⁵ dargestellt ist. Die Breite W₄ des Panels 6 ¹ ist gleich derjenigen des Panels 6 ⁵. Die längste Panelanordnung 6 ⁵ ist dem längsten Raumfahrteil, dem Teil 2100 ⁵ des in Fig. 4a darstellten Raumfahrsatzes, zugeordnet, während das Panel 6 ¹ gemäß Fig. 4d die Süd-Tranponderpanelanordnung darstellt, die dem kürzesten Raumfahrteil, dem Teil 21 ¹ des Satzes gemäß Fig. 4a, zugeordnet ist. Die Gesamtabmessungen des Körpers 1 des Raumfahrzeuges gemäß Fig. 2a sind wenigstens teilweise durch die Breiten der Transponderpanels 5 und 6 und in der anderen Richtung durch die Breiten der Interkostalpanels 18 und 19 und der Zwischenpanels 8 und 9 festgelegt. Solange die Breiten dieser Panels unter den einzelnen Raumfahrzeugen eines Satzes von Raumfahrzeugen gleich sind, sind die Querschnittsabmessungen des Raumfahrzeuges von dem einen Raumfahrzeug des Satzes zum anderen gleich. Natürlich können andere Panelanordnungen, wie beispielsweise diejeni­ gen, die in Verbindung mit den Fig. 2a, 2b und 2c im De­ tail beschrieben sind, in ähnlicher Weise in der axialen Länge verlängert werden. Die Vergrößerung der axialen Länge der Transponderpanels von einem längeren Raumfahrzeug im Vergleich zu einem kürzeren Raumfahrzeug vergrößert das Wärmeabweisungsvermögen des Raumfahrzeuges relativ zu einem kürzeren Raumfahrzeug. Deshalb kann ein längeres Raumfahr­ zeug von einem Satz eine Nutzlast mit höherer Leistung, ohne Änderung in den seitlichen Abmessungen, führen als ein kürzeres Raumfahrzeug. Die Vergrößerung in der axialen Länge der Transponderpanels von einem längeren Raumfahrzeug des Satzes vergrößert auch die verfügbare Befestigungsflä­ che und das Volumen, das zur Anbringung von Nutzlastkästen zur Verfügung steht.

Fig. 4e stellt ein Solarpanel 30 ¹ dar, das eine Abmessung in Richtung der Achse 100 hat, die kleiner als die entspre­ chende Abmessung von einem anderen Solarpanel 30 ⁵ ist, die aber alle eine gemeinsame seitliche Abmessung W₅ haben. Fig. 4e stellt einen Bereich von Werten in vorbestimmten In­ krementen (Rastern) von 12,5 cm (5 Zoll) dar. Jedes Solar­ panel, das durch Fig. 4e dargestellt ist, ist einem Teil entsprechender Länge des Raumfahrzeugsatzes gemäß Fig. 4a zugeordnet, um für eine größere Oberfläche zu sorgen unge­ achtet der konstanten Panelbreite W₅, um dadurch im ausein­ andergefalteten Zustand für eine erhöhte Energieerzeugung für das längere Raumfahrzeug zu sorgen.

Fig. 4f stellt einen Bereich von Sauerstofftanks dar, die mit den verschiedenen Teilen unterschiedlicher Länge des Raumfahrzeugsatzes gemäß Fig. 4a verwendet werden können. Das kleinste Teil des Tanksatzes, der in Fig. 4f darge­ stellt ist, ist mit 20 ² bezeichnet, wobei auch angedeutet ist, daß der Satz einen kleineren Tank enthalten kann, wenn dies erwünscht ist, der dann die Form einer Kugel (nicht dargestellt) mit zwei Halbkugeln 220 haben würde. Wie in Fig. 4f dargestellt ist, ist das Teil 20 ² aus zwei Halbku­ geln 220 zusammen mit einem zylindrischen Abschnitt 221 ² gebildet. Der größte Tank gemäß Fig. 4f ist mit 20 ⁵ be­ zeichnet und enthält Halbkugeln 220 und einen längeren zy­ lindrischen Abschnitt 221 ⁵. Die Durchmesser der Halbkugeln 220 sind gleich, so daß die Querschnittsabmessungen aller Sauerstofftanks 20 ^x von einem Raumfahrsatz gleich sind, wo­ bei das Hochzeichen x ein Index ist, der irgendein Teil darstellt. Das Volumen der Tanks 20 nimmt selbstverständ­ lich mit zunehmender Länge zu, so daß mehr Sauerstoff bzw. Oxydationsmittel in ein längeres Teil des Raumfahrsatzes paßt als in ein kürzeres Teil, ohne daß eine weitere Raum­ qualifikation erforderlich ist.

Fig. 4g stellt als Strukturen 50 ¹ und 50 ⁵ Anordnungen von Wärmeleitungen (heat pipes) verschiedener Längen dar, die jeweils einem Panel, wie beispielsweise einem Transponder­ panel von einem Teil des Raumfahrsatzes gemäß Fig. 4a, zu­ geordnet sind. Die Wärmeleitungsanordnungen werden nachfol­ gend in Verbindung mit den Fig. 5 und 6 näher beschrie­ ben. Wie in Fig. 4g dargestellt ist, können "vertikale" Abschnitte der Wärmeleitungen in einer Richtung parallel zur Längsachse 100 verlängert werden. Die Längen der Wärme­ leitungen können in Inkrementen (Raster) eingestellt wer­ den, um die für die thermische Strahlung verfügbare Fläche einzustellen für eine Anpassung des Wärmeabweisungsvermö­ gens des Panels an die Anforderungen von Nutzlasten hoher oder niedriger Leistung. Somit ändern zwar die Panels die Abmessungen, aber die Wärmeleitungsstrukturen können in Ab­ hängigkeit von der Wärmebelastung der Nutzlast die Länge ändern oder nicht.

Fig. 4h stellt in einer Tabelle die Variablen zusammen, die einem bestimmten geplanten Raumfahrsatz zugeordnet sind. Reihe I gibt an, daß die Brennstofftanklänge in einem Bereich von minimal 90 cm (36 Zoll) in der Längsrichtung bis zu einem Maximum von 190 cm (76 Zoll) in 12,5 cm Inkre­ menten bzw. Rastern liegt. Die Reihen II bis VIII sind selbst-erläuternd. Reihe IX gibt an, daß die Solararraypa­ nels jeweils eine maximale Fläche von 5,85 m² (63 Fuß²) und eine minimale Fläche von 3,72 m² (40 Fuß²) haben, und "ein oder das andere" bedeutet, daß die Anfangsplanungen, aus Kosten- und Manpowergründen, auf ein Inkrement begrenzt ist, das ein Vielfaches von 12,5 cm ist. Es wird erwartet, daß spätere Raumfahrteile des Satzes Zwischenabmessungen haben. Wie in Reihe XI in Fig. 4h aufgelistet ist, sind obere Schuberzeuger 23a, die in Fig. 2a und 2b darge­ stellt sind, in bezug auf das Erdpanel 7 fest, und da die Transponderpanellängen in Rastern von 12,5 cm Länge zuneh­ men, sind die oberen Schuberzeuger 23a in 12,5 cm Rastern ebenfalls weiter entfernt von der Trennebene (S.P.) des Startfahrzeuges. Die Position von Bogenstrahlen 236, die in Reihe XII gelistet ist, ist "TBD", die auf der Basis der Besonderheiten der Mission und der daraus resultierenden Lage des Schwerpunktes (CG) zu ermitteln ist. Die unteren Schuberzeuger 23c sind in einer festen Höhe in bezug auf die Trennebene des Startfahrzeuges. Die Multiplex (MUX)- Verlängerungspanels 616, die in Reihe XIV aufgelistet sind, und die Erd-Wärmeleitungen in Reihe XV werden in Verbindung mit Fig. 6a beschrieben. Die Anzahl von Nickel-Wasser­ stoff-Batteriezellen-Druckbehälter (PV) sind in Reihe XVI aufgelistet.

Fig. 5a ist ein Querschnitt von einem Teil des Süd-Trans­ ponderpanels 6 gemäß Fig. 2a und stellt eine innere Front­ platte 506, eine Frontplatte 507 und einen inneren, eine kleine Dichte aufweisenden Kern in der Form einer Honigwabe 508 dar. Wie bekannt, werden die Frontplatten und die Ho­ nigwabe üblicherweise aus Aluminium hergestellt für nied­ rige Kosten, ein geringes Gewicht und gute thermische Leit­ fähigkeit, aber es können auch andere Materialien verwendet werden. Insbesondere werden Frontplatten aus mit Kohlen­ stoffasern verstärktem Kunstharz erwogen. Fig. 5b ist eine Seitenansicht von einem Panel 6, wobei die Frontplatte 507 und die Honigwabenfüllung 508 entfernt sind, um die hin­ durchführenden Wärmeleitungen freizugeben. Wie in Fig. 5b dargestellt ist, verläuft eine erste "Kopf"-Wärmeleitung 502 von links nach rechts über das Oberteil des Panels 6, und eine zweite Kopf-Wärmeleitung 504 verläuft von links nach rechts über das Unterteil des Panels. Weiterhin ent­ hält in Fig. 5b ein erster Satz von Wärmeleitungen, der insgesamt mit 570 bezeichnet ist, und zwischen den Kopf- Wärmeleitungen 502 und 504 liegt, eine Wärmeleitung bzw. Heatpipe 12a, die einen geraden Abschnitt aufweist, der sich von der Kopfleitung 504 bis zu einer Ebene 514 quer zur Achse 100 nach oben erstreckt. Die Wärmeleitung 12a enthält zusätzlich zu dem geraden Abschnitt einen Abschnitt in der allgemeinen Form des Buchstabens "J", wobei ein un­ terer Abschnitt 566a in thermischen Kontakt mit der Kopf­ leitung 504 ist, und einen "Haken"-Abschnitt 568a, der sich ein kurzes Stück von der Kopf-Wärmeleitung 504 weg nach oben erstreckt. Der "Haken"-Abschnitt der Wärmeleitung ist eine Stelle, in der überschüssige Wärmeübertragungsflüssig­ keit die Tendenz hat, sich zu sammeln, wenn Umgebungsbedin­ gungen einen derartigen Überschuß hervorrufen. Der Wärme­ leitungssatz 570 gemäß Fig. 5b enthält eine weitere Wärmeleitung, die mit 512a bezeichnet ist und die ebenfalls einen geraden Abschnitt aufweist, der sich von der Kopf- Wärmeleitung 502 zu einer Querebene 510 nach unten er­ streckt, die unter der Querebene 514 liegt. Die Wärmelei­ tung 512 enthält zusätzlich zu dem oben beschriebenen gera­ den Abschnitt auch einen Abschnitt in der allgemeinen Form des Buchstabens "J", der einen "unteren" Abschnitt 516a und einen "Haken"-Abschnitt 518a aufweist, der sich ein kurzes Stück nach unten erstreckt. In einem Überlappungsbereich O, der zwischen den Querebenen 510 und 514 liegt, sind die ge­ raden Abschnitte der Wärmeleitungen 12a und 512a nebenein­ ander und in thermischem Kontakt.

Mehrere zusätzliche Sätze oder Paare von Wärmeleitungen 12, 512 sind zwischen der oberen Kopf-Wärmeleitung 502 und der unteren Kopf-Wärmeleitung 504 angeordnet. Beispielsweise enthält eine Wärmeleitung 12b einen geraden Abschnitt, der sich von der Kopf-Wärmeleitung 504 zu der Querebene 514 nach oben erstreckt, und einen J-förmigen Abschnitt mit ei­ nem unteren Abschnitt 566b in thermischen Kontakt mit der Kopfleitung 504 und mit einem Hakenabschnitt 568b, der sich von der Kopfleitung 504 ein kurzes Stück nach oben er­ streckt. Der Hakenabschnitt der Wärmeleitung 12b ist in thermischem Kontakt mit der Wärmeleitung 12a. Die Wärmelei­ tung 12b ist in dem Bereich O neben einem geraden Abschnitt von einer Wärmeleitung 512b, die sich von der Kopfleitung 502 nach unten erstreckt und die auch einen unteren Ab­ schnitt 516b, der sich entlang der Kopfleitung 502 er­ streckt, und einen Hakenabschnitt 518b aufweist, der sich von der Kopf-Wärmeleitung 502 nach unten erstreckt und der in Kontakt mit dem geraden Abschnitt der Wärmeleitung 512a ist. Zusätzliche Wärmeleitungspaare 12c, 512c . . . 12n, 512n, jede mit ihrem zugeordneten unteren Abschnitt 566c, 516c . . . 566n, 516n bzw. dem Hakenabschnitt 568c, 518c . . . 568n, 518n, sorgen für eine Wärmeverteilung über das Panel 6. Ein zusätzlicher Satz von Wärmeleitungen, der dem oben beschriebenen ähnlich ist und insgesamt mit 570′ be­ zeichnet ist, ist symmetrisch zur Achse 100 in Fig. 5b re­ lativ zu dem Satz 570 angeordnet. Die zahlenmäßige Bezeich­ nung der Wärmeleitungen des Satzes 570′ ist die gleiche wie diejenige der Wärmeleitungen des Satzes 570, aber mit dem Zusatz von einem Strich. Wie bereits ausgeführt wurde, stellt Fig. 5b das Süd-Transponderpanel 6 gemäß Fig. 2a dar, und ein ähnlicher Satz von Wärmeleitungen ist in dem Nord-Transponderpanel 5 eingebettet, wie es nachfolgend in Verbindung mit Fig. 6a erläutert wird.

Im allgemeinen wird einer der Nord- oder Süd-Transponder­ panels 5 oder 6 in Fig. 2a in einen kalten Bereich des Raums gerichtet und nicht der Wärmebelastung von der Sonne ausgesetzt sein. Dieses Transponderpanel wird thermische Energie über seine optischen Oberflächenradiatoren (OSRs) 505 in den Raum abstrahlen. Die dem Panel 6 zugeordneten Wärmeleitungen 12 und 512 verteilen Wärme "vertikal" über das Panel, um die Temperatur möglichst auszugleichen. Der Überlappungsbereich O ist in besonderer Weise geeignet für die Anbringung von Abschnitten hoher Energie der Nutzlast­ modulen 13 (Fig. 2a), weil innerhalb des Überlappungsbe­ reiches O erzeugte Wärme sowohl nach oben (durch Wärmelei­ tungen 512) als auch nach unten (durch Wärmeleitungen 12) abgeführt wird.

Wie in Verbindung mit den Fig. 4a-4g ausgeführt wurde, nimmt das Wärmeabweisungsvermögen der Transponderpanels zu, wenn die Abmessung des Wärmeleitungsnetzwerkes in Richtung der Achse 100 zunimmt. Fig. 5c stellt ein Süd-Transponder­ panel 506 mit einem Wärmeleitungsnetzwerk 12, 512 dar, das axial verlängert ist im Vergleich zu demjenigen von Fig. 5b (länger in der Richtung der Achse 100 als in dem Panel gemäß Fig. 5b), bei dem aber die einzelnen Wärmeleitungen 12, 512 die gleichen physikalischen Längen haben wie in Fig. 5b. Das heißt, die Längen L₁ der Wärmeleitungen 12 in Fig. 5 sind gleich den Längen L₁ der Wärmeleitungen 12 in Fig. 5c, und die Längen L₂ der Wärmeleitungen 512 in Fig. 5b sind gleich den Längen L₂ der Wärmeleitungen 512 in Fig. 5c. Der Überlappungsbereich O¹ ist jedoch kürzer als der Überlappungsbereich O in Fig. 5b, so daß die Fläche, in der eine höhere Leistung aufweisende Nutzlastkomponenten eingebaut werden können, kleiner ist. Eine derartige Anord­ nung, in der unterschiedliche Teile von einem Raumfahrtsatz Wärmeleitungen der gleichen Länge haben, ungeachtet der Tatsache, daß das Panel selbst und das Wärmeleitungsnetz­ werk länger sind, ist vorteilhaft, wenn Wärmeleitungen ei­ ner bestimmten Länge in Vorrat gehalten werden und ein Schneiden nicht erwünscht ist.

Fig. 5d stellt ein Panel 506² dar, das in den Abmessungen dem Panel 506 in Fig. 5c entspricht, bei dem aber die Wär­ meleitungen 12, 512 größere Längen L₁ ¹ bzw. L₂ ¹ haben, um den Überlappungsbereich O in der Größe gleich dem Überlap­ pungsbereich O in Fig. 5b zu halten. Beide verlängerten Panels 506 und 506 ² haben die gleiche Fläche und haben des­ halb letztendlich das gleiche Wärmeabweisungsvermögen für einen gegebenen Temperaturanstieg, aber das Wärmevertei­ lungsvermögen und die thermische Abstrahlung bei eine hohe Leistung aufweisenden Nutzlastkomponenten ist in der Anord­ nung von Panel 506 ² in Fig. 5d verbessert. Eine derartige Anordnung, in der die Wärmeleitungen selbst in ihrer Länge eingestellt sind, kann wünschenswert sein, wenn lange Wär­ meleitungen gefertigt werden können, die abgequetscht, an der Quetschstelle geschnitten und durch Schweißen ver­ schlossen werden, um die gewünschte Länge zu erzeugen.

Fig. 6a stellt Nord- und Süd-Transponderpanels 5 und 6 und das Erdpanel 7 gemäß Fig. 2a dar, die skelettartig darge­ stellt sind durch Beseitigung von OSRs 505, Oberflächen­ platten 507 und den Honigwabenkern 508 des Panels 6 und durch Beseitigung von dem größten Teil einer Oberflächen­ platte 597 und der gesamten Honigwabe des Panels 7, um die gesamte Wärmeleitungskonfiguration dieser Panels zu ver­ deutlichen. In Fig. 6a ist die Wärmeleitungsanordnung des Panel 6 ähnlich derjenigen, die in Verbindung mit Fig. 5b beschrieben wurde, und entsprechende Elemente sind mit den gleichen Bezugszahlen bezeichnet. Elemente des Nord-Trans­ ponderpanels 5, die denjenigen entsprechen, die bereits in Verbindung mit dem Süd-Transponderpanel 6 beschrieben wur­ den, sind mit den gleichen Bezugszahlen und einem Strich bezeichnet. In Fig. 6a ist ein Satz von Wärmeleitungspaa­ ren, von denen eines mit 612 bezeichnet ist, in das Erd­ panel 7 eingefügt. Wärmeleitungen, wie beispielsweise 612, sind in nebeneinander angeordneten Paaren mit J-förmigen Enden ähnlich den Wärmeleitungspaaren 12, 512 des Transpon­ derpanels 6 angeordnet. Die J-förmigen Enden der Wärmelei­ tungspaare 612 des Erdpanels 7 liegen an Kopfleitungen, wie beispielsweise 502 oder 502 ¹, an. Dies gestattet eine Wär­ meströmung über das Panel 7 von der Kopfleitung 502 zur Kopfleitung 502¹ und umgekehrt. Die Wärmeübertragung von Panel zu Panel wird in einem Wärmeübertragungsbereich herbeigeführt, der mit 695 bezeichnet ist; so erfolgt bei­ spielsweise eine Wärmeübertragung zwischen den Panels 6 und 7 in dem Wärmeübertragungsbereich 695a und zwischen den Panels 5 und 7 in dem Bereich 695b. Die in Fig. 6a darge­ stellte Anordnung hat den Vorteil, daß, wenn eines der Nord- oder Süd-Transponderpanels 5 oder 6 heißer ist als das andere, wie es beispielsweise aufgrund von Sonnenbela­ stung oder einer unsymmetrischen Wärmebelastung auftreten kann, die Wärme entlang diesem Transponderpanel nach oben fließt, sich durch eine Kopf-Wärmeleitung 502 in einem Wär­ meübertragungsbereich 695 zu den Wärmeleitungen 612 des Erdpanels 7, über Wärmeleitungen 612 zu der Kopfleitung der anderen, kälteren der Nord- oder Süd-Transponderpanels überträgt und die Temperatur des zunächst kälteren Panels erhöht. Die erhöhte Temperatur hat eine Abfuhr der Wärme zur Folge. Weiterhin hat die Kopf-Wärmeleitung die Tendenz, Temperaturquergradienten über den Panels zu verkleinern. Somit wird das Wärmeabfuhrvermögen des Raumfahrzeuges als ein Ganzes verbessert. Zusätzlich wird derjenige Anteil der Wärmebelastung, der durch Nutzlastkomponenten erzeugt wird, wie beispielsweise die Komponenten 13a, 13b und 13c in Fig. 2a, die auf dem zur Erde gerichteten Panel 7 angebracht sind, der das Wärmeabfuhrvermögen des Panels 7 überschrei­ tet, auf wirksame Weise entlang den Wärmeleitungen 612 zu den Kopfleitungen 502, 502 ¹ übertragen und zu den Transpon­ derpanels 5 und 6 für eine Abfuhr durch diese übertragen. Bereiche 615 und 616 der Nord- und Süd-Transponderpanels 5 und 6 haben kein Wärmeleitungs-Temperaturübertragungsvermö­ gen. Diese Bereiche, deren Größe variieren kann, können zur Anbringung von Geräten mit kleiner Leistung verwendet wer­ den. Somit kann das Erdpanel 7 zur Anbringung von Geräten verwendet werden, wie auch die Tranponderpanels 5 und 6. Die verfügbaren Befestigungsflächen können deshalb voll­ ständiger besetzt werden mit einer daraus resultierenden Verkleinerung in der Gesamtgröße des Raumfahrzeuges.

Fig. 6b ist eine Detailzeichnung von Fig. 6a und stellt thermische Komponenten in einem Abschnitt der Verbindungs­ stelle des Süd-Transponderpanels 6 und des Erdpanels 7 dar. Elemente in Fig. 6b, die denjenigen von Fig. 6a entspre­ chen, sind mit gleichen Bezugszahlen bezeichnet. In Fig. 6b ist die äußere Querschnittsform der Wärmeleitungen als quadratisch ersichtlich. Dies sorgt für ebene Oberflächen für einen maximalen Wärmeübergang unter den Wärmeleitungen. Die dreidimensionale "J"-Form verhindert eine inkorrekte Orientierung während des Einbaues der Wärmeleitungen. Ein quadratischer Querschnitt ist jedoch wünschenswert, weil die "J′s" in der falschen Ebene gebogen werden können, und selbst in einem Bereich von geraden Wärmeleitungen, die einen anderen rechteckigen Querschnitt als quadratisch ver­ wenden, könnten benachbarte Wärmeleitungen unterschiedlich orientiert sein, und die Panelplatte würde einen guten thermischen Kontakt mit der "größeren" Leitung machen, müßte sich aber von einem ebenen Zustand weg verformen, um mit der benachbarten "kürzeren" Wärmeleitung in Kontakt zu kommen. Wie in Fig. 6b dargestellt ist, hat die Wärmelei­ tung 512a′ auf dem Panel 6 einen geraden unteren Abschnitt in Kontakt mit dem geraden oberen Abschnitt der Wärmelei­ tung 12a′, ihr unterer Abschnitt 516a′ ist in Kontakt mit der Kopf-Wärmeleitung 502 und ihr Hakenabschnitt 518a′ ist thermisch frei. Weiterhin ist in dem Panel 6 die Wärmelei­ tung 512b′ mit ihrem unteren Abschnitt 516b neben der Kopf­ leitung 502 angeordnet und ihr Hakenabschnitt 518b′ ist ne­ ben dem geraden Abschnitt der Wärmeleitung 512a angeordnet. Auf dem Erdpanel 7 ist ein entsprechender Satz von "J"-för­ migen Wärmeleitungen 612, 6512 in ähnlicher Weise angeord­ net. Beispielsweise hat die Wärmeleitung 612a′ einen gera­ den Abschnitt, der gegen einen geraden Abschnitt von einer Wärmeleitung 6512a′ liegt, einen unteren Abschnitt 666a′, der etwas versetzt angeordnet ist und einen Teil der Kopf- Wärmeleitung 512 und auch einen Teil des unteren Abschnit­ tes 516a′ der Wärmeleitung 512a′ des Südpanels 7 überlappt, und einen freien Hakenabschnitt 668a. In ähnlicher Weise enthält eine weitere Wärmeleitung 612b′ auf dem Erdpanel 7 einen geraden Abschnitt in thermischem Kontakt mit einem geraden Abschnitt einer Wärmeleitung 6512b′ und auch einen unteren Abschnitt 666b′, der in einer überlappenden Rela­ tion gegen sowohl die Kopf-Wärmeleitung 502 als auch den unteren Abschnitt 516b′ der Wärmeleitung 512b′ liegt, und ferner ist ihr Hakenabschnitt 668b′ gegen den geraden Ab­ schnitt der Wärmeleitung 612a′ angeordnet. Die Relation der anderen Wärmeleitungen der Panels 6 und 7 in dem Bereich nahe der Kopfleitung 502 werden aus Fig. 6b ohne zusätzli­ che Beschreibung verständlich sein.

Fig. 6c ist eine Ansicht der Panelverbindung von Fig. 6b, wenn man in Richtung der Schnittlinien 6c-6c blickt. In Fig. 6c sind Elemente, die denjenigen von Fig. 6b entspre­ chen, mit den gleichen Bezugszahlen bezeichnet. Es ist auch der Buchstabe "J" hinzugefügt, um den "J"-förmigen Ab­ schnitt einer Wärmeleitung zu bezeichnen, und der Buchstabe "H" bezeichnet eine Kopf-Wärmeleitung. Aus Fig. 6c wird die überlappende Lage des "J" unteren Abschnittes 666d′ re­ lativ zu der Kopf-Wärmeleitung 502 und dem "J" unteren Ab­ schnitt 516d′ deutlich.

Das Süd-Transponderpanel 6, wie es in Fig. 6c dargestellt ist, ist an dem Erdpanel 7 durch Befestigungsglieder befe­ stigt, die insgesamt mit 680 bezeichnet sind und die durch das Panel 6 hindurch (und auf Wunsch durch eine mit 6′ be­ zeichnete Verlängerung hindurch) mit einem Flansch 670 ver­ bunden sind, der dem Panel 7 zugeordnet ist. Ein thermisch leitfähiges Fett oder ein anderes thermisch leitfähiges Ma­ terial oder eine entsprechende Packung kann zwischen dem Flansch und dem Panel 6 aufgebracht sein, um die Wärmeüber­ tragung in dem Wärmeübertragungsbereich 695 zu verbessern. Ein thermisch leitfähiges Material, das gegenwärtig ins Auge gefaßt wird, ist Grafoil, ein flächiges Packungsmate­ rial, das von Union Carbide hergestellt wird.

Fig. 6d stellt ein anderes Ausführungsbeispiel dar, das Fig. 6c ähnlich ist, aber in dem zwei zusätzliche Kopf- Wärmeleitungen 602 für eine erhöhte Wärmeübertragung ent­ lang der Verbindung sorgen, und ein zusätzlicher Satz von Wärmeleitungen 603 erstreckt sich durch das Erdpanel 7, um die Wärmeströmungskapazität zu vergrößern. Fig. 6e zeigt noch ein weiteres Ausführungsbeispiel mit zwei Kopf-Wärme­ leitungen und zwei "J"-Abschnitten in dem Erdpanel 7 und mit zwei Kopf-Wärmeleitungen und einem "J"-Abschnitt in dem benachbarten Süd-Transponderpanel 6.

Wenn bekannte Raumfahrpanels elektrisches Gerät tragen, wie beispielsweise HF Leistungsverstärker, enthalten sie auch steuerbare Heizeinrichtungen, die jedem Verstärker zugeord­ net und so ausgelegt sind, daß sie etwa die gleiche Wärme­ menge abgeben wie der zugeordnete HF-Leistungsverstärker. Wenn bei einem Verstärker seine Versorgungsleistung ent­ fernt ist, beispielsweise wenn er abgeschaltet ist, wird die zugeordnete Heizeinrichtung eingeschaltet, um dadurch zu helfen, das thermische Gleichgewicht beizubehalten. Da der Raumfahrbus auf einfache Weise mit unterschiedlichen Nutzlasten verwendet werden soll, ist es vorteilhaft, die einzelnen Heizeinrichtungen für jedes Stück der elektri­ schen Einrichtung zu beseitigen. Statt dessen wird jedem Panel ein Wärmeregelsystem zugeordnet. Die Wärmeregelsy­ steme verwenden Thermostate und Heizeinrichtungen, die bei 72 in Fig. 2a dargestellt sind und auf den innenseitigen Oberflächen der Nord- und Süd-Transponderpanels 5 und 6 und auf der Innenfläche des Erdpanels 7 angeordnet sind. Übli­ cherweise ist eine Heizeinrichtung für jede Wärmeleitung von einem Netzwerk von Wärmeleitungen vorgesehen. Die ein­ gestellte Temperatur und die verfügbare Leistung basieren auf einer detaillierten Untersuchung der Nutzlast.

In Fig. 7 sind in einer Tabelle die charakteristischen Ei­ genschaften von drei Raumfahrzeugen von einem Satz von Kom­ munikations-Raumfahrzeugen zusammengestellt, die drei un­ terschiedliche Startfahrzeuge starten sollen. In der Ta­ belle sind in Reihe I die Start- bzw. Abschußfahrzeuge At­ las II, Delta II und Ariane 4. Die charakteristischen Ei­ genschaften des Raumfahrbusses und der Nutzlast in den Rei­ hen II bis IV sind selbst-erklärend. Der Nutzlastsatz von Reihe VI stellt die Anzahl von Kommunikationskanälen, die Übertragungsleistung pro Kanal und das Frequenzband dar. Somit trägt gemäß Spalte "1a" das Raumfahrzeug 24 12-Watt C-Band Verstärker und weitere 24 60-Watt Ku-Band Verstärker für eine Gesamtzahl von 48 Kanälen. Die Antennen, die in Reihe VIII von Fig. 7 aufgelistet sind, sind Doppelflä­ chentypen (DUAL SURF) mit Frequenz-Doppelausnutzung durch Polarisationsdiversity. Spalte 1a gibt eine Gesamtzahl von zwei Antennen an, jede mit einem Reflektordurchmesser (Φ) von 216 cm (85 Zoll). Die anderen zwei Versionen, die in der Tabelle von Fig. 7 angegeben sind, tragen jeweils einen Doppelflächenreflektor mit einem Durchmesser von 152 cm (60 Zoll). Die übrigen Angaben in Fig. 7 sind selbst­ erklärend.

Fig. 8a, 8b und 8c sind vereinfachte Umriß-Seitenansich­ ten von den drei Raumfahrzeugen, die in der Tabelle von Fig. 7 in den Spalten 1a, 1b bzw. 1c angegeben sind, wie sie auf ihren Booster- bzw. Zusatzraketen startfertig ange­ bracht sind.

Es sind jedoch noch weitere Ausführungsbeispiele möglich. Wenn beispielsweise ausschließlich Monotreibstoff-Schuber­ zeuger verwendet werden, können die dargestellten und be­ schriebenen Brennstoff- und Sauerstofftanks statt dessen Mo­ notreibstofftanks sein und es können mehr oder weniger Tanks verwendet werden, als dargestellt sind. Zwar sind die Panels mit "Nord", "Süd", "Erde" und ähnliches bezeichnet, aber diese Bezeichnungen beziehen sich nicht notwendiger­ weise auf ihre Orientierungen in allen möglichen Raumfahr­ anwendungen. Weiterhin ist zwar die Anzahl der Wärmeleitun­ gen in den Transponderpanels 5 und 6 als gleich beschrie­ ben, aber sie können auch unterschiedlich sein, wenn die Wärmebelastungen dies rechtfertigen. Auch wurde hier zwar die Verwendung von Wärmeleitungen beschrieben, es können aber auch Nutzlasten mit einer geringen Verlustleistung auf dem Raumfahrzeug ohne Wärmeleitungen für die Nutzlastwärme getragen werden.

Claims (14)

1. Übergang für eine mechanische Verbindung von einem Raumfahrzeug mit einem Booster bzw. Startfahrzeug mit einem kreisförmigen Halterungsring, gekennzeichnet durch: eine Halterungsübergangsstruktur (15) in der allgemeinen Form von einem dünnwandigen Ring mit einer Längsachse (100), wobei die Struktur (15) ein kreisförmiges Ende, das an dem kreisförmigen Halterungsring des Boosters bzw. dem Startfahrzeug anbringbar ist, und ein polygonales Ende aufweist, das mit dem Raumfahrzeug verbindbar ist und die Halterungsübergangsstruktur (15) einen glatten Übergang zwischen den polygonalen und kreisförmigen Enden bildet und einen Umfang in jeder Ebene quer zur ihrer Achse aufweist, der an jeder anderen Querebene gleich ist.

2. Übergang nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das polygonale Ende rechteckig ist.

3. Übergang nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das polygonale Ende quadratisch ist.

4. Übergang nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das polygonale Ende ein regelmäßiges Polygon bildet.

5. Übergang nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ecken des polygonalen Endes abgerundet und die Seiten gerade sind.

6. Übergang nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere gerade, langgestreckte Sockeladapter vorgesehen sind, die jeweils über eine der geraden Seiten passen.

7. Übergang nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß ein Raumfahrzeug mehrere derart angeordnete Halterungspanels aufweist, daß an dem einen Ende davon die Kanten der Panels eine polygonale Form bilden, die mit derjenigen der Sockeladapter zusammenpaßt, und daß die Panels an den Sockeladaptern befestigt sind für eine mechanische Verbindung des Raumfahrzeuges mit der Halterungsübergangsstruktur.

8. Übergang nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Material der Halterungsübergangsstruktur (15) eine faserverstärkte, verfestigte Flüssigkeit ist.

9. Übergang nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die verfestigte Flüssigkeit ein Kunstharz ist.

10. Übergang nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Fasern Kohlenstoff aufweisen.

11. Übergang nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Achsen der Fasern in speziellen Winkeln relativ zur Längsachse (100) der Halterungsübergangsstruktur (15) liegen.

12. Übergang nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkel 0° beträgt und die Achsen von wenigstens einigen der Fasern parallel zur Längsachse liegen.

13. Übergang nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkel, unter dem die Achsen von wenigstens einigen der Fasern über wenigstens einer inkrementalen Länge davon liegen, 45° relativ zur Längsachse ist.

14. Übergang nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Halterungsübergangsstruktur (15) an einem Startfahrzeug und einem Raumfahrzeug angebracht ist, das erste und zweite, zueinander parallel tragende Panels aufweist, die im Abstand zu dritten und vierten zueinander parallelen im Abstand angeordneten tragenden Panels angeordnet sind zur Bildung von vier Seiten einer rechteckigen Umhüllung, die eine Achse des Raumfahrzeuges äquidistant von den ersten und zweiten Panels und von den dritten und vierten Panels bildet, wobei die rechteckige Umhüllung erste und zweite Enden an unterschiedlichen Querorten entlang der Achse des Raumfahrzeugs bildet und die ersten, zweiten, dritten und vierten Panels an dem ersten Ende des Raumfahrzeuges zusammen eine im wesentlichen ebene rechteckige Figur bilden.